JPH0542895A - 飛しよう体の推力方向と操舵の複合制御装置 - Google Patents
飛しよう体の推力方向と操舵の複合制御装置Info
- Publication number
- JPH0542895A JPH0542895A JP20283791A JP20283791A JPH0542895A JP H0542895 A JPH0542895 A JP H0542895A JP 20283791 A JP20283791 A JP 20283791A JP 20283791 A JP20283791 A JP 20283791A JP H0542895 A JPH0542895 A JP H0542895A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は空力操舵翼と推力偏向翼との両方を
一元的に一つの制御装置によって制御する、推力方向と
操舵の複合制御装置を提供することを目的とする。 【構成】 本発明は空力操舵翼と、ノズルの噴射流の方
向を変える推力偏向手段と、上記空力操舵翼と推力偏向
手段とを一元的に制御する複合制御手段とを具備してな
ることを特徴とする飛しょう体の推力方向と操舵の複合
制御装置を構成とする。
一元的に一つの制御装置によって制御する、推力方向と
操舵の複合制御装置を提供することを目的とする。 【構成】 本発明は空力操舵翼と、ノズルの噴射流の方
向を変える推力偏向手段と、上記空力操舵翼と推力偏向
手段とを一元的に制御する複合制御手段とを具備してな
ることを特徴とする飛しょう体の推力方向と操舵の複合
制御装置を構成とする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は飛しょう体の方向及び姿
勢制御を行なうための、推力方向と操舵の複合制御装置
に関する。
勢制御を行なうための、推力方向と操舵の複合制御装置
に関する。
【０００２】
【従来の技術】図６は従来の飛しょう体の方向及び姿勢
制御を行なう主要部である尾部の縦断面図で、０１はロ
ケットモータノズル、０２は空力操舵翼、０３は推力偏
向翼、０４は推力偏向翼用制御装置、０５は空力操舵翼
用制御装置である。
制御を行なう主要部である尾部の縦断面図で、０１はロ
ケットモータノズル、０２は空力操舵翼、０３は推力偏
向翼、０４は推力偏向翼用制御装置、０５は空力操舵翼
用制御装置である。
【０００３】飛しょう体が発射された直後の低速時には
まだ、対気速度が小さく空力操舵翼０２は有効に利かな
いので、方向や姿勢の変更はロケットモータノズル０１
の噴射流の方向を、推力偏向翼用制御装置０４により推
力偏向翼０３を揺動して変えることにより行ない、飛し
ょう体速度が十分に大きくなってからは空力操舵翼用制
御装置０５により空力操舵翼０２を操舵することにより
行なうのを基本にしている。
まだ、対気速度が小さく空力操舵翼０２は有効に利かな
いので、方向や姿勢の変更はロケットモータノズル０１
の噴射流の方向を、推力偏向翼用制御装置０４により推
力偏向翼０３を揺動して変えることにより行ない、飛し
ょう体速度が十分に大きくなってからは空力操舵翼用制
御装置０５により空力操舵翼０２を操舵することにより
行なうのを基本にしている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上記従来の飛しょう体
の方向及び姿勢制御装置には解決すべき次の課題があっ
た。
の方向及び姿勢制御装置には解決すべき次の課題があっ
た。
【０００５】即ち、従来の飛しょう体において推力方向
偏向によって機体の方向又は姿勢の制御を必要とする時
点は、上述の通り発射直後などの機体速度が十分でなく
空力的制御が困難な場合であり、機体速度が大きくなっ
た時点では空力操舵翼による空力的な制御を行なってい
る。このため、図６に示すように機体内に推力偏向翼用
制御装置０４と空力操舵翼用制御装置０５との２つの独
立した制御装置を必要とするという問題があった。
偏向によって機体の方向又は姿勢の制御を必要とする時
点は、上述の通り発射直後などの機体速度が十分でなく
空力的制御が困難な場合であり、機体速度が大きくなっ
た時点では空力操舵翼による空力的な制御を行なってい
る。このため、図６に示すように機体内に推力偏向翼用
制御装置０４と空力操舵翼用制御装置０５との２つの独
立した制御装置を必要とするという問題があった。
【０００６】また、上記のように２つの制御装置を搭載
できない場合は、どちらか一方の制御装置しか採用する
ことができず、機体の運動性が制限されるという問題が
あった。とくに推力方向偏向のみの場合、推力が得られ
ている間しか、機体の制御ができないという問題があっ
た。
できない場合は、どちらか一方の制御装置しか採用する
ことができず、機体の運動性が制限されるという問題が
あった。とくに推力方向偏向のみの場合、推力が得られ
ている間しか、機体の制御ができないという問題があっ
た。
【０００７】本発明は上記課題を解決するため、空力操
舵翼と推力偏向翼とを一元的に一つの制御装置によって
制御する、推力方向と操舵の複合制御装置を提供するこ
とを目的とする。
舵翼と推力偏向翼とを一元的に一つの制御装置によって
制御する、推力方向と操舵の複合制御装置を提供するこ
とを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、空力操舵翼と、ノズルの噴射流の方向を変
える推力偏向手段と、上記空力操舵翼と推力偏向手段と
を一元的に制御する複合制御手段とを具備してなること
を特徴とする飛しょう体の推力方向と操舵の複合制御装
置を提供しようとするものである。
手段として、空力操舵翼と、ノズルの噴射流の方向を変
える推力偏向手段と、上記空力操舵翼と推力偏向手段と
を一元的に制御する複合制御手段とを具備してなること
を特徴とする飛しょう体の推力方向と操舵の複合制御装
置を提供しようとするものである。
【０００９】
【作用】本発明は上記のように構成されるので次の作用
を有する。
を有する。
【００１０】即ち、空力操舵翼と推力偏向手段との両方
を一元的に制御する複合制御手段を設けるので、従来の
ように、両方に独立した別々の制御手段を必要とせず、
方向及び姿勢の制御装置が小スペース、軽量、少部品数
で得られる。
を一元的に制御する複合制御手段を設けるので、従来の
ように、両方に独立した別々の制御手段を必要とせず、
方向及び姿勢の制御装置が小スペース、軽量、少部品数
で得られる。
【００１１】
【実施例】本発明の第１〜第５実施例を図１〜図５によ
り説明する。なお、先の実施例と同一の構成品には同一
の符号を付し、説明を省略する。
り説明する。なお、先の実施例と同一の構成品には同一
の符号を付し、説明を省略する。
【００１２】先ず、第１実施例を図１により説明する。
図１は第１実施例の複合制御装置を示す飛しょう体尾部
の縦断面図で、ロケットモータノズル１のまわりには空
力操舵翼２及び推力偏向翼３を同時に駆動する複合制御
部４が配置されている。
図１は第１実施例の複合制御装置を示す飛しょう体尾部
の縦断面図で、ロケットモータノズル１のまわりには空
力操舵翼２及び推力偏向翼３を同時に駆動する複合制御
部４が配置されている。
【００１３】本実施例は上記のように構成されているの
で、複合制御部４のみに指令を与えることにより空力操
舵翼２及び推力偏向翼３が同時に回転（揺動）作動し、
方向変更及び姿勢変向をきわめて能率的に行なうことが
出来る。
で、複合制御部４のみに指令を与えることにより空力操
舵翼２及び推力偏向翼３が同時に回転（揺動）作動し、
方向変更及び姿勢変向をきわめて能率的に行なうことが
出来る。
【００１４】次に第２実施例を図２により説明する。本
実施例は第１実施例の複合制御部に電気駆動のリンケー
ジを用いた場合に相当する例で、図２はその要部を模式
的に示す図である。
実施例は第１実施例の複合制御部に電気駆動のリンケー
ジを用いた場合に相当する例で、図２はその要部を模式
的に示す図である。
【００１５】図において、Ｐ1 〜Ｐ4 は回動可能な枢支
点を示す。空力操舵翼２と推力偏向翼３とはそれぞれア
ーム７，８を介してリンケージ９で連動可能に連結さ
れ、空力操舵翼２に十字状に固定されたアーム７の他端
は、モータ５の回転によって直線運動するボールスクリ
ュウ６に枢支点Ｐ2 で枢支されている。
点を示す。空力操舵翼２と推力偏向翼３とはそれぞれア
ーム７，８を介してリンケージ９で連動可能に連結さ
れ、空力操舵翼２に十字状に固定されたアーム７の他端
は、モータ５の回転によって直線運動するボールスクリ
ュウ６に枢支点Ｐ2 で枢支されている。
【００１６】本実施例は上記のように構成されるので飛
しょう体の方向ないしは姿勢を変える場合はモータ５に
通電することによって、モータ５が回転し、ボールスク
リュウ６が、図の両矢印の方向に所要量移動して空力操
舵翼２を枢支点Ｐ3 まわりに揺動（往復回転）させ、そ
れに連動して推力偏向翼３も枢支点Ｐ4 まわりに揺動
し、飛しょう体の所要の方向ないしは姿勢変更を行な
う。
しょう体の方向ないしは姿勢を変える場合はモータ５に
通電することによって、モータ５が回転し、ボールスク
リュウ６が、図の両矢印の方向に所要量移動して空力操
舵翼２を枢支点Ｐ3 まわりに揺動（往復回転）させ、そ
れに連動して推力偏向翼３も枢支点Ｐ4 まわりに揺動
し、飛しょう体の所要の方向ないしは姿勢変更を行な
う。
【００１７】次に第３実施例を図３により説明する。本
実施例は第１実施例の複合制御部に油圧アクチュエータ
駆動のギヤトレインを用いた場合に相当する例で、図３
はその要部を模式的に示す図である。
実施例は第１実施例の複合制御部に油圧アクチュエータ
駆動のギヤトレインを用いた場合に相当する例で、図３
はその要部を模式的に示す図である。
【００１８】図において、空力操舵翼２は、対称形にロ
ッカアーム１１を有するセクタ型のギヤ１０ａに固定さ
れており、ギヤ１０ａは推力偏向翼３に固定されたギヤ
１０ｂに噛み合っている。ギヤ１０ａの各ロッカアーム
１１はシリンダピストン１３のプッシュロッド１２にそ
れぞれ連結されている。各シリンダピストン１３は油圧
力を発生する圧力発生器１４に連通されている。
ッカアーム１１を有するセクタ型のギヤ１０ａに固定さ
れており、ギヤ１０ａは推力偏向翼３に固定されたギヤ
１０ｂに噛み合っている。ギヤ１０ａの各ロッカアーム
１１はシリンダピストン１３のプッシュロッド１２にそ
れぞれ連結されている。各シリンダピストン１３は油圧
力を発生する圧力発生器１４に連通されている。
【００１９】本実施例は上記のように構成されるので飛
しょう体の方向ないしは姿勢を変える場合は圧力発生器
１４から所要のシリンダピストン１３に油圧を印加する
ことにより、プッシュロッド１２を介してギヤ１０ａが
回動し、空力操舵翼２を揺動させる。すると、ギヤ１０
ａに噛み合うギヤ１０ｂも回動し、推力偏向翼３が揺動
し、飛しょう体の所要の方向ないしは姿勢変更を行な
う。なお、本実施例では駆動源に油圧を用いたが、気体
圧を用いてもよい。
しょう体の方向ないしは姿勢を変える場合は圧力発生器
１４から所要のシリンダピストン１３に油圧を印加する
ことにより、プッシュロッド１２を介してギヤ１０ａが
回動し、空力操舵翼２を揺動させる。すると、ギヤ１０
ａに噛み合うギヤ１０ｂも回動し、推力偏向翼３が揺動
し、飛しょう体の所要の方向ないしは姿勢変更を行な
う。なお、本実施例では駆動源に油圧を用いたが、気体
圧を用いてもよい。
【００２０】次に第４実施例を図４により説明する。本
実施例は第３実施例のギヤ１０ａ，１０ｂの代りにベル
トを用いた場合に相当する例で、図４はその要部を模式
的に示す図である。
実施例は第３実施例のギヤ１０ａ，１０ｂの代りにベル
トを用いた場合に相当する例で、図４はその要部を模式
的に示す図である。
【００２１】図において、空力操舵翼２にはプーリ１５
がロッカアーム１１と共に同軸固定され、そのプーリ１
５に対応して推力偏向翼３にもプーリ１６が同軸固定さ
れている。そして、プーリ１５と同１６とはベルト１７
によって連動自由に連結されている。その他の構成は第
３実施例と同様である。
がロッカアーム１１と共に同軸固定され、そのプーリ１
５に対応して推力偏向翼３にもプーリ１６が同軸固定さ
れている。そして、プーリ１５と同１６とはベルト１７
によって連動自由に連結されている。その他の構成は第
３実施例と同様である。
【００２２】本実施例は上記のように構成されるので、
油圧または空気圧等によってシリンダピストン１３が作
動、ロッカアーム１１が回動すると、空力操舵翼２が揺
動し、同時にプーリ１５が回動して、その動きがベルト
１７を介してプーリ１６を回動させ、推力偏向翼３を揺
動させ、飛しょう体の所要の方向ないしは姿勢変更を行
なう。
油圧または空気圧等によってシリンダピストン１３が作
動、ロッカアーム１１が回動すると、空力操舵翼２が揺
動し、同時にプーリ１５が回動して、その動きがベルト
１７を介してプーリ１６を回動させ、推力偏向翼３を揺
動させ、飛しょう体の所要の方向ないしは姿勢変更を行
なう。
【００２３】次に第５実施例を図５により説明する。本
実施例は第３実施例のギヤ１０ａ，１０ｂの代りにケー
ブルを用いた場合に相当する例で、図５はその要部を模
式的に示す図である。
実施例は第３実施例のギヤ１０ａ，１０ｂの代りにケー
ブルを用いた場合に相当する例で、図５はその要部を模
式的に示す図である。
【００２４】図において空力操舵翼２と固定されるロッ
カアーム１１と推力偏向翼３と固定されるアーム１８と
の各端部はケーブル１９によって連結されており、ケー
ブル１９の長手方向の中央部にはケーブル１９に適度な
張力を与えるためのテンションプーリ２０が当接されて
いる。その他の構成は第３実施例と同様である。
カアーム１１と推力偏向翼３と固定されるアーム１８と
の各端部はケーブル１９によって連結されており、ケー
ブル１９の長手方向の中央部にはケーブル１９に適度な
張力を与えるためのテンションプーリ２０が当接されて
いる。その他の構成は第３実施例と同様である。
【００２５】本実施例は上記のように構成されるので油
圧または空気圧等によってシリンダピストン１３が作
動、ロッカアーム１１が回動すると、空力操舵翼２が揺
動し、ケーブル１９が往復動してアーム１８を回動さ
せ、推力偏向翼３を揺動させて、飛しょう体の所要の方
向ないしは姿勢変更を行なう。
圧または空気圧等によってシリンダピストン１３が作
動、ロッカアーム１１が回動すると、空力操舵翼２が揺
動し、ケーブル１９が往復動してアーム１８を回動さ
せ、推力偏向翼３を揺動させて、飛しょう体の所要の方
向ないしは姿勢変更を行なう。
【００２６】以上、各実施例は推力偏向手段として推力
偏向翼３を用いたが、推力偏向手段はこれに限定される
ものではなく、たとえばロケットモータノズル１をジン
バルによって首振り可能に支持し、この首振り角度を変
える手段を空力操舵翼２と連動させる等、本発明の目的
を逸脱しない範囲でどのような手段、即ち、ノズル噴射
流の方向を変える如何なる手段が用いられてもよい。
偏向翼３を用いたが、推力偏向手段はこれに限定される
ものではなく、たとえばロケットモータノズル１をジン
バルによって首振り可能に支持し、この首振り角度を変
える手段を空力操舵翼２と連動させる等、本発明の目的
を逸脱しない範囲でどのような手段、即ち、ノズル噴射
流の方向を変える如何なる手段が用いられてもよい。
【００２７】以上の通り、第１〜第５実施例によれば空
力操舵翼２と推力偏向翼３が常に連動して一つの制御指
令によって動作するので従来例のように、空力操舵翼２
と推力偏向翼３とに別々に独立した制御装置を設ける必
要がなく、装備が簡便、軽量になるという利点がある。
また、空力操舵翼２及び推力偏向翼３を有するので、飛
しょう体発射初期のまだ十分な飛しょう速度に達してい
ない領域でも方向及び姿勢の変更を能率的に行なえると
いう利点がある。また、空力操舵翼２を有するのでロケ
ットの推薬が燃え尽き、ノズル噴射がなくなったのちで
も、方向や姿勢の制御ができるという利点がある。ま
た、空力操舵翼２と推力偏向翼３が同時制御されるの
で、運動性能の高い飛しょう体が得られるという利点が
ある。
力操舵翼２と推力偏向翼３が常に連動して一つの制御指
令によって動作するので従来例のように、空力操舵翼２
と推力偏向翼３とに別々に独立した制御装置を設ける必
要がなく、装備が簡便、軽量になるという利点がある。
また、空力操舵翼２及び推力偏向翼３を有するので、飛
しょう体発射初期のまだ十分な飛しょう速度に達してい
ない領域でも方向及び姿勢の変更を能率的に行なえると
いう利点がある。また、空力操舵翼２を有するのでロケ
ットの推薬が燃え尽き、ノズル噴射がなくなったのちで
も、方向や姿勢の制御ができるという利点がある。ま
た、空力操舵翼２と推力偏向翼３が同時制御されるの
で、運動性能の高い飛しょう体が得られるという利点が
ある。
【００２８】
【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
の効果を有する。 （１）ミサイル内制御装置の数量が減り、機体構造の簡
略化、軽量化が出来る。 （２）推力方向偏向と空力操舵との同時併用が可能とな
り、ミサイルの運動性能を向上出来る。
の効果を有する。 （１）ミサイル内制御装置の数量が減り、機体構造の簡
略化、軽量化が出来る。 （２）推力方向偏向と空力操舵との同時併用が可能とな
り、ミサイルの運動性能を向上出来る。
【図１】本発明の第１実施例に係る飛しょう体の推力方
向と操舵の複合制御装置の縦断面図である。
向と操舵の複合制御装置の縦断面図である。
【図２】同じく第２実施例の縦断面図である。
【図３】同じく第３実施例の縦断面図である。
【図４】同じく第４実施例の縦断面図である。
【図５】同じく第５実施例の縦断面図である。
【図６】従来の飛しょう体の方向及び姿勢制御装置の縦
断面図である。
断面図である。
１ ロケットモータノズル ２ 空力操舵翼 ３ 推力偏向翼 ４ 複合制御部 ５ モータ ６ ボールスクリュウ ７，８ アーム ９ リンケージ １０ａ，１０ｂ ギヤ １１ ロッカアーム １２ プッシュロッド １３ シリンダピストン １４ 圧力発生器 １５，１６ プーリ １７ ベルト １８ アーム １９ ケーブル ２０ テンションプーリ
Claims (1)
- 【請求項１】 空力操舵翼と、ノズルの噴射流の方向を
変える推力偏向手段と、上記空力操舵翼と推力偏向手段
とを一元的に制御する複合制御手段とを具備してなるこ
とを特徴とする飛しょう体の推力方向と操舵の複合制御
装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20283791A JPH0542895A (ja) | 1991-08-13 | 1991-08-13 | 飛しよう体の推力方向と操舵の複合制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20283791A JPH0542895A (ja) | 1991-08-13 | 1991-08-13 | 飛しよう体の推力方向と操舵の複合制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0542895A true JPH0542895A (ja) | 1993-02-23 |
Family
ID=16464014
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP20283791A Withdrawn JPH0542895A (ja) | 1991-08-13 | 1991-08-13 | 飛しよう体の推力方向と操舵の複合制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0542895A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH06123599A (ja) * | 1992-10-09 | 1994-05-06 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 飛翔体 |
| JP2008137527A (ja) * | 2006-12-04 | 2008-06-19 | Kiyoko Inamori | 飛行体 |
| JP2008232144A (ja) * | 2007-03-16 | 2008-10-02 | General Electric Co <Ge> | ヨー推力偏向ベーンを備えたノズル |
| JP2011255893A (ja) * | 2011-08-05 | 2011-12-22 | Kiyoko Inamori | 飛行体 |
| CN102507200A (zh) * | 2011-10-27 | 2012-06-20 | 中国航天科技集团公司第四研究院四O一所 | 一种舵片旋转退出装置 |
| US8602350B2 (en) | 2008-02-05 | 2013-12-10 | Kiyoko INAMORI | Flying body having an upper blower equipped with rotating blades for pumping air in axial flow direction |
| CN111946461A (zh) * | 2020-07-27 | 2020-11-17 | 山东鑫聚龙动力科技集团有限公司 | 一种航天发动机用翼轴及其制造工艺 |
-
1991
- 1991-08-13 JP JP20283791A patent/JPH0542895A/ja not_active Withdrawn
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH06123599A (ja) * | 1992-10-09 | 1994-05-06 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 飛翔体 |
| JP2008137527A (ja) * | 2006-12-04 | 2008-06-19 | Kiyoko Inamori | 飛行体 |
| JP2008232144A (ja) * | 2007-03-16 | 2008-10-02 | General Electric Co <Ge> | ヨー推力偏向ベーンを備えたノズル |
| US8602350B2 (en) | 2008-02-05 | 2013-12-10 | Kiyoko INAMORI | Flying body having an upper blower equipped with rotating blades for pumping air in axial flow direction |
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| CN111946461A (zh) * | 2020-07-27 | 2020-11-17 | 山东鑫聚龙动力科技集团有限公司 | 一种航天发动机用翼轴及其制造工艺 |
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| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
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