JPH035700A - 飛しよう体の姿勢制御装置 - Google Patents
飛しよう体の姿勢制御装置Info
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- JPH035700A JPH035700A JP1137380A JP13738089A JPH035700A JP H035700 A JPH035700 A JP H035700A JP 1137380 A JP1137380 A JP 1137380A JP 13738089 A JP13738089 A JP 13738089A JP H035700 A JPH035700 A JP H035700A
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- Japan
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- missile
- injection nozzle
- combustion gas
- projected
- posture control
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- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 claims abstract description 14
- 238000002347 injection Methods 0.000 abstract 4
- 239000007924 injection Substances 0.000 abstract 4
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract 1
- 230000001737 promoting effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
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- Toys (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、ロケット等の噴出ガスによって推進される飛
しょう体の姿勢制御装置に関する。
しょう体の姿勢制御装置に関する。
従来、飛しょう体においては、第５図に示すように操舵
翼Ｏ１をアクチュエータ０２によって作動させて空力的
に姿勢制御を行なうか、第６図に示すように、ロケット
等からの推進用燃焼ガスの噴出ノズル０１０を可動にし
、これをアクチュエータ０１１によって作動して噴出ガ
スの方向を変え推力の方向を変えることによって、姿勢
制御を行なっていた。
翼Ｏ１をアクチュエータ０２によって作動させて空力的
に姿勢制御を行なうか、第６図に示すように、ロケット
等からの推進用燃焼ガスの噴出ノズル０１０を可動にし
、これをアクチュエータ０１１によって作動して噴出ガ
スの方向を変え推力の方向を変えることによって、姿勢
制御を行なっていた。
前記した従来の姿勢制御装置では、下記の問題点がある
。
。
第５図に示す操舵翼による空力的な制御の場合、操舵翼
から得られる空力的な揚力が飛しょう体の姿勢制御の原
動力であるが、この空力的な揚力は操舵角のみならず、
対気速度（又はマツハ数）の関数である。従って、操舵
角が一定でも対気速度が変化すると、得られる揚力が変
化する。とりわけ対気速度が低い（発射直後等）場合は
、得られる揚力が小さいため、急激な姿勢制御をするこ
とは困難である。
から得られる空力的な揚力が飛しょう体の姿勢制御の原
動力であるが、この空力的な揚力は操舵角のみならず、
対気速度（又はマツハ数）の関数である。従って、操舵
角が一定でも対気速度が変化すると、得られる揚力が変
化する。とりわけ対気速度が低い（発射直後等）場合は
、得られる揚力が小さいため、急激な姿勢制御をするこ
とは困難である。
第６図に示す可動ノズルによる推力方向制御の場合は、
ノズル全体（又は大部分）を動かす装置が必要となるた
め、システム全体が複雑かつ大がかりなものとなる。ま
た、可動部分の慣性が大きいため、可動≠１８アクチュ
エータが要するバワ−（エネルギー）は多大なものとな
る。
ノズル全体（又は大部分）を動かす装置が必要となるた
め、システム全体が複雑かつ大がかりなものとなる。ま
た、可動部分の慣性が大きいため、可動≠１８アクチュ
エータが要するバワ−（エネルギー）は多大なものとな
る。
本発明は、上記従来の装置の問題点を解決することがで
きる飛しょう体の姿勢制御装置を提供しようとするもの
である。
きる飛しょう体の姿勢制御装置を提供しようとするもの
である。
本発明の飛しょう体の姿勢制御装置は、飛しょう体推進
用の燃焼ガスの噴出ノズルの周方向に設けられ同噴出ノ
ズル内に向って進退可能な複数の突起物、及び同複数の
各突起物を駆動するアクチュエータを設けた。
用の燃焼ガスの噴出ノズルの周方向に設けられ同噴出ノ
ズル内に向って進退可能な複数の突起物、及び同複数の
各突起物を駆動するアクチュエータを設けた。
〔作用］
本発明では、アクチュエータによって突起物を噴出ノズ
ル内に進退させることによって、突起物の噴出ノズル内
の高さが制御される。これによって、下流方向での燃焼
ガスの境界層の発達及び速度分布が変化する。
ル内に進退させることによって、突起物の噴出ノズル内
の高さが制御される。これによって、下流方向での燃焼
ガスの境界層の発達及び速度分布が変化する。
従って、複数の突起物を選択的に操作することによって
、推力の方向が変化し、飛しょう体の姿勢制御が行なわ
れる。
、推力の方向が変化し、飛しょう体の姿勢制御が行なわ
れる。
また、突起物は小形のものでよいために、慣性が小さく
、かつ燃焼ガス噴流の衝突によって発生する抗力も小さ
いために、アクチュエータも小形とすることができる。
、かつ燃焼ガス噴流の衝突によって発生する抗力も小さ
いために、アクチュエータも小形とすることができる。
本発明の一実施例を第１図ないし第４図によって説明す
る。
る。
ｌは飛しょう体のロケットモータで、２は断面円形のロ
ケットモータｌの燃焼ガスの噴出ノズルであり、同ノズ
ル２は下流に向って断面が拡大する形状を有している。
ケットモータｌの燃焼ガスの噴出ノズルであり、同ノズ
ル２は下流に向って断面が拡大する形状を有している。
３は噴出ノズル２の途中にその円周方向に設けられた４
個の境界層制御用の突起板であり、同突起抜３の各々に
は噴出ノズル２外に配置されたアクチュエータ４が連結
されており、同アクチュエータ４によって第１図及び第
２図中矢印で示すうに、噴出ノズル２の壁を通って進退
できるようになっている。５は隣接する突起板３に接続
され燃焼ガスの漏洩を防ぐ弾性体である。
個の境界層制御用の突起板であり、同突起抜３の各々に
は噴出ノズル２外に配置されたアクチュエータ４が連結
されており、同アクチュエータ４によって第１図及び第
２図中矢印で示すうに、噴出ノズル２の壁を通って進退
できるようになっている。５は隣接する突起板３に接続
され燃焼ガスの漏洩を防ぐ弾性体である。
本実施例において、ロケットモータ１の燃焼ガスは、噴
出ノズル２内で膨張・増電する。突起板３をアクチエエ
ータによって噴出ノズル２内へ突出させると、同突起物
３の下流側の燃焼ガスの境界層が発達して大きくなり、
またこれ伴って燃焼ガスの速度分布が変化する。
出ノズル２内で膨張・増電する。突起板３をアクチエエ
ータによって噴出ノズル２内へ突出させると、同突起物
３の下流側の燃焼ガスの境界層が発達して大きくなり、
またこれ伴って燃焼ガスの速度分布が変化する。
突起板３を噴出ノズル２内に突出させないときには、第
３図に示すように、通常の固定型ノズルと同様な境界層
１０が発生し、速度分布も同図中に示す通りであり、噴
出ノズル２の軸方向の推力１１が発生する。
３図に示すように、通常の固定型ノズルと同様な境界層
１０が発生し、速度分布も同図中に示す通りであり、噴
出ノズル２の軸方向の推力１１が発生する。
対向する一方の突起板３を突出させたときには、突出さ
れた突起物３の下流側で境界層１０が発達して太き（な
り、境界層１０と速度分布は、第４図に示す通りとなる
。従って、推力１１の方向は、噴出ノズル２の軸方向か
ら突出した突起板３の反対側へずれる方向へ変る。
れた突起物３の下流側で境界層１０が発達して太き（な
り、境界層１０と速度分布は、第４図に示す通りとなる
。従って、推力１１の方向は、噴出ノズル２の軸方向か
ら突出した突起板３の反対側へずれる方向へ変る。
従って、本実施例では、４個の突起板３を選択的に操作
することによって、噴出ノズル２より噴出される燃焼ガ
スの推力の方向を所望の方向に変えることができ、飛し
ょう体の姿勢制御を行なうことができる。
することによって、噴出ノズル２より噴出される燃焼ガ
スの推力の方向を所望の方向に変えることができ、飛し
ょう体の姿勢制御を行なうことができる。
本実施例の突起板３は小形のものでよく、またこれに伴
って燃焼ガスから受ける抗力も減小させることができ、
アクチエエータ４を小形・小出力のものにすることがで
きる。
って燃焼ガスから受ける抗力も減小させることができ、
アクチエエータ４を小形・小出力のものにすることがで
きる。
また更に、本実施例は、対気速度に依存することなく、
飛しょう対の姿勢側ｊｎを行なうことができる。
飛しょう対の姿勢側ｊｎを行なうことができる。
以上説明したように、本発明は、簡単で小形の装置によ
って、対気速度に依存することなく飛しょう体の姿勢制
御を行なうことができる。また本発明は重量、搭載容積
が少さくて済み、ミサイルの小形化、省エネルギー化を
図ることができる。
って、対気速度に依存することなく飛しょう体の姿勢制
御を行なうことができる。また本発明は重量、搭載容積
が少さくて済み、ミサイルの小形化、省エネルギー化を
図ることができる。
第１図は本発明の一実施例の縦断面図、第２図は第１図
Ａ−Ａ線に沿う断面図、第３図及び第４図は同実施例の
作動状態の説明図、第５図及び第６図はそれぞれ従来の
飛しょう体の姿勢制御装置の説明図である。 １・・・ロケットモータ、 ２・・・噴出ノズル。 ３・・・突起板。 ４・・・アクチュエータ５ ５・・・弾性体 １０・・・境界層。 １１・・・推力。
Ａ−Ａ線に沿う断面図、第３図及び第４図は同実施例の
作動状態の説明図、第５図及び第６図はそれぞれ従来の
飛しょう体の姿勢制御装置の説明図である。 １・・・ロケットモータ、 ２・・・噴出ノズル。 ３・・・突起板。 ４・・・アクチュエータ５ ５・・・弾性体 １０・・・境界層。 １１・・・推力。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 飛しょう体推進用の燃焼ガスの噴出ノズルの周方向に設
けられ同噴出ノズル内に向って進退可能な複数の突起物
、 及び同複数の各突起物を駆動するアクチュエータを備え
たことを特徴とする飛しょう体の姿勢制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1137380A JP2647497B2 (ja) | 1989-06-01 | 1989-06-01 | 飛しよう体の姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1137380A JP2647497B2 (ja) | 1989-06-01 | 1989-06-01 | 飛しよう体の姿勢制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH035700A true JPH035700A (ja) | 1991-01-11 |
| JP2647497B2 JP2647497B2 (ja) | 1997-08-27 |
Family
ID=15197334
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1137380A Expired - Lifetime JP2647497B2 (ja) | 1989-06-01 | 1989-06-01 | 飛しよう体の姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2647497B2 (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6681560B2 (en) | 2002-01-08 | 2004-01-27 | Atlantic Research Corporation | Nozzle throat area control apparatus and method |
| JP2007532826A (ja) * | 2004-04-13 | 2007-11-15 | エアロジェット−ジェネラル・コーポレーション | プラグノズル式ロケットエンジンのための推力ベクトル制御システム |
| CN106347637A (zh) * | 2016-09-29 | 2017-01-25 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置 |
| CN111412793A (zh) * | 2019-01-08 | 2020-07-14 | 北京理工大学 | 应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS588253A (ja) * | 1981-07-06 | 1983-01-18 | Nissan Motor Co Ltd | ロケツトの姿勢制御系におけるノズル駆動装置 |
| JPS61155653A (ja) * | 1984-12-27 | 1986-07-15 | Toshiba Corp | 推力偏向制御装置 |
| JPH0174499U (ja) * | 1987-11-04 | 1989-05-19 |
-
1989
- 1989-06-01 JP JP1137380A patent/JP2647497B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS588253A (ja) * | 1981-07-06 | 1983-01-18 | Nissan Motor Co Ltd | ロケツトの姿勢制御系におけるノズル駆動装置 |
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| US6681560B2 (en) | 2002-01-08 | 2004-01-27 | Atlantic Research Corporation | Nozzle throat area control apparatus and method |
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| CN106347637A (zh) * | 2016-09-29 | 2017-01-25 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置 |
| CN111412793A (zh) * | 2019-01-08 | 2020-07-14 | 北京理工大学 | 应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统 |
| CN111412793B (zh) * | 2019-01-08 | 2022-08-16 | 北京理工大学 | 应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2647497B2 (ja) | 1997-08-27 |
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