JPH08578U - 航空宇宙機用推力ベクトル制御装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 反動式モータによって推進される航空宇宙機
用推力ベクトル制御装置を提供する。 【解決手段】 推力ベクトル制御装置は反動モータを乗
り物の長手方向軸線に関して同時に回転させたり横方向
に移動させたりする。反動モータのこの複雑な運動は、
反動モータを乗り物の重心に大変近く移動させるのに十
分大きな制御モーメントを発生させる。その結果、乗り
物を短くすることができ、反動モータを十分後方の旋回
点に位置決めするのに必要とされる構造を除去すること
ができる。

Description

【考案の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】

この考案は一般的に、高高度や宇宙での用途に設計され、かつ反動式エンジン で推進される、飛行機、宇宙船及びその他の乗り物のような航空宇宙機に関し、 より詳細には、これらの型式の航空宇宙機を操縦するための推力ベクトル制御装 置に関する。

【０００２】

【従来の技術】

ロケットエンジンのような反動式エンジンで推進される航空宇宙機は、一般的 に航空宇宙機の長さ方向軸線に関するロケットエンジンの推力軸線のある種の移 動によって操縦される。ロケット推進航空宇宙機のこの型式の制御は普通、推力 ベクトル制御と呼ばれている。在来の推力ベクトル制御装置は、ロケットエンジ ンの推力軸線を移動させるのにいくつかの異なる方法を利用している。１つの在 来の推力ベクトル制御装置は、排気ガスを偏向させ、それによりロケットエンジ ンの推力軸線を航空宇宙機の軸線に関して傾けるために、関節式排気ノズルを利 用する。もう１つの在来の推力ベクトル制御装置は、排気ガスを偏向させ、ロケ ットエンジンの推力軸線を傾けるために、排気ノズルの排出部分内に位置決めさ れる耐熱性の羽根を使用する。 さらにもう１つの在来の推力ベクトル制御装置は、ロケットエンジン全体を航 空宇宙機の軸線に関して傾けることができるように航空宇宙機に回転自在に取り 付けられたロケットエンジンを利用する。この型式の制御装置は通常、推進にの み使用される大型のロケットモータと、航空宇宙機の外周に配置され、操縦に使 用される数個の小型のジンバル付きロケットエンジンとから成る形態をとる。

【０００３】 最後に、もう１つの在来の推力ベクトル制御装置では、ロケットエンジンの推 力軸線を、航空宇宙機の軸線に関して横方向へ変位させる。この型式の推力ベク トル制御装置のいくかつの例では、トルソン（Tolson）の米国特許第 3,200,587 号やゴールドバーグ（Goldberg）の米国特許第 3,392,918号及び第 3,258,915号 に開示されるように、ロケットエンジンの排気ノズルを横方向へ変位させる制御 装置、ゴールドバーグの文献に開示されるように、ロケットエンジンのスロート を横方向へ変位させる制御装置、及びシュナイダー(Schneider）の米国特許第 3 ,188,024号に開示されるように、ロケットエンジンの排気通路内に位置決めされ る円錐形部材を使用する制御装置を含む。シュナイダーの文献に記載された円錐 形部材は、リングの内側部分に偏心して取り付けられ、リングは、排気通路の側 面と円錐形部材との間の空間を変化させて排気ガスの多くを円錐形部材の一方の 側又は他方の側に強制的に流れさせるように、ロケットエンジンの排気通路内で 移動できる。 種々の型式の推力ベクトル制御装置の各々はその利点を有するが、装置の各々 はまた、いくつかの欠点を有する。例えば、排気ガス通路のある形態の干渉にた よる推力ベクトル制御装置は、排気ガスが燃焼室から出るときに、ロケットエン ジンの効率に悪影響を及ぼす。これは、真っ直ぐな通路から斜め通路への排気進 路の方向変化で乱流が起こるためである。関節式ノズルを利用する制御装置は、 移動可能なノズルとエンジンのケーシングとの間に気密シールを必要とする。燃 焼室から噴射される侵食性の燃焼高圧ガスを阻止し、かつノズルを軽量のアクチ ュエータによって実用的な偏向角度にわたって依然として容易に移動させるよう な気密シールを設計しようとすると、かなりの困難が生じた。

【０００４】 最後に、推力軸線の傾斜にたよる制御装置では、十分大きな制御モーメントを 生じさせようとするのであれば、推力軸線の旋回点を航空宇宙機の重心より十分 後方に配置しなければならない。同様に、推力軸線の横方向変位にたよる制御装 置では、必要な制御モーメントを生じさせるために、ロケットエンジンを比較的 大きな横方向距離にわたって移動させなければならない。従って、依然として推 力ベクトル制御装置の改良が要求される。本考案はこの要求を明らかに満たすも のである。

【０００５】

【考案の概要】

本考案は、反動式エンジンによって推進される航空宇宙機を操縦するための改 良推力ベクトル制御装置にある。端的にかつ一般的に言えば、改良推力ベクトル 制御装置は、ロケットエンジンを、航空宇宙機の長さ方向軸線に関して回転させ ると同時に横方向へ移動させる。反動エンジンのこの複合運動により、反動エン ジンを航空宇宙機の重心に大変近く移動させる十分大きな制御モーメントを引き 起こす。 より詳細には、本考案の好ましい実施態様では、ロケットエンジンのような反 動式エンジンを回転させ、かつ横方向へ移動させるためのジンバル装置が第１及 び第２のヒンジ部材を有する。第１のヒンジ部材の一端は、そのヒンジ軸線上で 航空宇宙機に回転自在に取り付けられ、一方第２のヒンジ部材のヒンジ端は、そ のヒンジ軸線上で第２のヒンジ部材の他端に回転自在に取り付けられる。ロケッ トエンジンは第２のヒンジ部材の非ヒンジ端に強固に取り付けられている。２つ のヒンジ軸線はピラミッドの頂点で交わり、一方のヒンジ軸線がピラミッドの角 を形成し、他方のヒンジ軸線がピラミッドの一側面の中心線を形成する。ジンバ ル装置の回転により、ロケットエンジンをピラミッドの中心線から遠ざけ、また 推力軸線がピラミッドの頂点と常に交わるようにエンジンを回転させる。ロケッ トエンジンのこの複合運動により生ずる制御モーメントは、ロケットエンジンが ピラミッドの頂点を中心として回転したときに生ずるようなモーメントと同じで ある。

【０００６】 このジンバル装置の１つの利点は、ロケットエンジンに側方力を加えることな く、ロケットエンジンを横方向に変位させることができることである。回転力の みをヒンジ軸線を中心とする２つのヒンジ部材に加えて、ロケットエンジンを回 転させ、かつ横方向へ移動させる。このジンバル装置のもう１つの利点は、相対 的な回転量及び横方向移動量を容易に調節することができることである。ピラミ ッドの高さを増大させると、ロケットエンジンの移動はより大きくなり、回転は より小さくなる。純粋な移動は、頂点が無限に延びたときに生ずる。逆に、ピラ ミッドの高さを減ずると、ロケットエンジンの回転はより大きくなり、移動はよ り小さくなる。純粋な回転は、頂点がピラミッドの基部にあるときに生ずる。 前述したことから、本考案がロケット推進航空宇宙機用の改良推力ベクトル制 御装置を提供することが理解されるであろう。改良制御装置により、制御装置に より生ずる制御モーメントを減ずることなく、ロケットエンジンを、従来技術の 制御装置よりも航空宇宙機の重心に大変近く位置決めすることができる。その結 果、航空宇宙機の長さを短縮でき、また十分後方の旋回点にロケットエンジンを 位置決めするの一般に必要とされる構造を除去することができる。本考案の他の 特徴及び利点は、本考案の原理を例示として示す添付図面についてなされる、以 下の詳細な説明から明らかになるであろう。

【０００７】

【実施例】

説明用の図面に示すように、本考案は反動式エンジンによって推進される航空 宇宙機を操縦するための推進ベクトル制御装置に実施される。ロケットエンジン のような反動式エンジンで推進される航空宇宙機は、一般的に航空宇宙機の長さ 方向軸線に関するロケットエンジンの推力軸線のある種の移動によって操縦され る。ロケット推進航空宇宙機のこの型式の制御は普通、推力ベクトル制御と呼ば れている。在来の推力ベクトル制御装置は、ロケットエンジンの推力軸線を移動 させるのにいくつかの異なる方法を利用するが、これらの制御装置は一般的に、 十分大きな制御モーメントを生じさせようとするのであれば、推力軸線の旋回点 を航空宇宙機の重心より十分後方に配置することが必要である。 本考案によれば、改良推力ベクトル制御装置が、ロケットエンジンを、航空宇 宙機の長さ方向軸線に関して回転させると同時に横方向へ移動させる。反動エン ジンのこの複雑な運動により、ロケットエンジンを航空宇宙機の重心に大変近く 移動させる十分大きな制御モーメントを引き起こす。 図１及び図２は、長さ方向軸線１４に沿って位置決めされる重心１２を有する 宇宙船１０を示し、重心１２は、燃料が航空宇宙機によって消費されるにつれて 、軸線１４に沿って長さ方向に移る。宇宙船１０は推力軸線１８を有するロケッ トエンジン１６によって推進され、この推力軸線１８は、操縦入力がないときに は、一般的に航空宇宙機の軸線１４と整合する。

【０００８】 図１は、従来技術による推力ベクトル制御装置を利用する宇宙船１０を示す。 従来技術の制御装置は、ロケットエンジン１６を、重心１２よりもはるか後方の 旋回点２０を中心として回転させることによって、航空宇宙機を操縦する。その ようなロケットエンジン１６の回転により、推力軸線１８が航空宇宙機の軸線１ ４から角度Θ₁ だけ傾くとともに、重心１２を中心とする合成モーメントにより 航空宇宙機を旋回させる。エンジンを回転させて推力軸線１８を航空宇宙機の軸 線１４と再び整合させるまで、航空宇宙機はその重心を中心として旋回し続ける 。ロケットエンジン１６の回転によって生ずる制御モーメントは、 推力×Ｌ₁ × sinΘ₁ に等しい。ここに、Ｌ₁ は、航空宇宙機の重心１２とロケットエンジン１６の旋 回点２０との間の長さ方向距離、Θ₁ は、航空宇宙機の長さ方向軸線１４と推力 軸線１８との間の角度である。 図２は、本考案による推力ベクトル制御装置を利用する宇宙船１０を示す。本 考案の制御装置は、ロケットエンジン１６を回転させると同時に、横方向へ移動 させることによって、航空宇宙機を操縦する。ロケットエンジン１６を旋回点２ ０′を中心として回転させるけれども、この複合運動によって生ずる制御モーメ ントは、ロケットエンジン１６を、旋回点２０′と比べ重心１２よりはるか後方 の旋回点２２を中心として回転させた場合に生ずるモーメントと同じである。そ の結果、航空宇宙機の長さを短縮でき、また旋回点２２にロケットエンジンを位 置決めするのに一般に必要とされる構造を除去することができる。ロケットエン ジン１６の回転及び横方向変位によって生ずる制御モーメントは、 推力×（Ｌ₂ × sinΘ₂ ＋Ｌ₃ × COSΘ₂ ） に等しい。ここに、Ｌ₂ は、航空宇宙機の重心１２とロケットエンジン１６の旋 回点２０′との間の長さ方向距離、Ｌ₃ は、航空宇宙機の長さ方向軸線１４と旋 回点２０′との間の横方向距離、Θ₂ は、航空宇宙機の長さ方向軸線１４と推力 軸線１８との間の角度である。この制御モーメントはまた、 推力×Ｌ₄ × sinΘ₂ に等しい。ここに、Ｌ₄ は、航空宇宙機の重心１２と旋回点２２との間の長さ方 向距離である。

【０００９】 図３乃至図６は、本考案の好ましい実施態様によりロケットエンジンを回転さ せると同時に、横方向へ移動させるジンバル装置３０の作動原理を概念的に示す 。図３及び図４に示すように、ジンバル装置３０は２つのヒンジ部材３２、３４ を有し、ロケットエンジン１６はヒンジ部材３４の非ヒンジ端に強固に取り付け られている。ヒンジ部材３２の一端はそのヒンジ軸線３６上で航空宇宙機に回転 自在に取り付けられ、一方ヒンジ部材３４のヒンジ端は、そのヒンジ軸線３８上 でヒンジ部材３２の他端に回転自在に取り付けられている。ヒンジ軸線３６、３ ８はピラミッド４２の頂点４０で交わり、ヒンジ軸線３６、３８がピラミッド４ ２の角及びピラミッドの一側面の中心線をそれぞれ形成する。ピラミッド４２の 頂点４０は図２に示す旋回点２２に対応し、ピラミッド４２の中心線４４は航空 宇宙機の長さ方向軸線１４に対応する。図５及び図６に示すように、ジンバル装 置３０の回転により、ロケットエンジン１６をピラミッド４２の中心線４４から 遠ざけ、またロケットエンジン１６の推力軸線１８がピラミッド４２の頂点４０ と常に交わるようにエンジンを回転させる。ロケットエンジンのこの複合運動に より生ずる制御モーメントは、ロケットエンジンをピラミッド４２の頂点４０を 中心として回転させたときに生ずるようなモーメントと同じである。

【００１０】 図７は、本考案の別の好ましい実施態様によるジンバル装置３０′の作動原理 を概念的に示す。ジンバル装置３０′は、ヒンジ軸線３６′と同一とされるヒン ジ軸線３６が、ピラミッド４２の角ではなく、ピラミッド４２の一側面の中心線 を形成することを除き、ジンバル装置３０と同一である。 図８及び図９は、本考案の好ましい実施態様によるジンバル装置５０を示す。 ジンバル装置５０は２つのヒンジ部材５２、５４を有し、ロケットエンジン１６ はヒンジ部材５４の非ヒンジ端に強固に取り付けられている。ヒンジ部材５２の 一端はそのヒンジ軸線５６上で航空宇宙機１０に回転自在に取り付けられ、一方 ヒンジ部材５４のヒンジ端は、そのヒンジ軸線５８上でヒンジ部材５２の他端に 回転自在に取り付けられている。ヒンジ軸線５６、５８はピラミッド６２の頂点 ６０で交わり、回転軸線５６、５８がピラミッド６２の角及びピラミッドの一側 面の中心線をそれぞれ形成する。ピラミッド６２の頂点６０は第２図に示す旋回 点２２に対応し、ピラミッド６２の中心線６４は航空宇宙機１０の長さ方向軸線 １４に対応する。 ジンバル装置５０の１つの利点は、ロケットエンジンに側方力を加えることな く、ロケットエンジン１６を横方向へ変位させることができることである。回転 力のみをヒンジ軸線５６、５８を中心とする２つのヒンジ部材５２、５４に加え て、ロケットエンジンを回転させ、かつ横方向へ移動させる。このジンバル装置 の１もう１つの利点は、相対的な回転量及び横方向移動量を容易に調節すること ができることである。ピラミッド６２の高さを増大させると、ロケットエンジン １６の移動はより大きくなり、回転はより小さくなる。純粋な移動は、頂点６０ が無限に延びたときに生ずる。逆に、ピラミッド６２の高さを減ずると、ロケッ トエンジン１６の回転はより大きくなり、移動はより小さくなる。純粋な回転は 、頂点がピラミッドの基部にあるときに生ずる。

【００１１】 前述したことから、本考案がロケット推進航空宇宙機用の改良推力ベクトル制 御装置を提供することが理解されるであろう。改良制御装置により制御装置によ り生ずる制御モーメントを減ずることなく、ロケットエンジンを、従来技術の制 御装置よりも航空宇宙機の重心に大変近く位置決めすることができる。その結果 、航空宇宙機の長さを短縮でき、またはるか後方の旋回点にロケットエンジンを 位置決めするのに一般に必要とされる構造を除去することができる。本考案のい くつかの好ましい実施態様を説明したが、本考案の趣旨及び範囲から逸脱するこ となく、他の適応及び変形をなし得ることは明らかである。従って、本考案は、 請求の範囲によって制限される以外は限定されるべきではない。

【図面の簡単な説明】

【図１】従来技術による推力ベクトル制御装置を利用す
る宇宙船の立面図である。

【図２】本考案による推力ベクトル制御装置を利用する
宇宙船の立面図である。

【図３】本考案の好ましい実施態様によるジンバル装置
の作動原理を概念的に示す。

【図４】本考案の好ましい実施態様によるジンバル装置
の作動原理を概念的に示す。

【図５】本考案の好ましい実施態様によるジンバル装置
の作動原理を概念的に示す。

【図６】本考案の好ましい実施態様によるジンバル装置
の作動原理を概念的に示す。

【図７】本考案の別の好ましい実施態様によるジンバル
装置の作動原理を概念的に示す。

【図８】本考案の実施態様によるジンバル装置の正面図
である。

【図９】本考案の実施態様によるジンバル装置の背面図
である。

【符号の説明】

１０ 航空宇宙機 １２ 重心 １６ ロケットエンジン ３２、３２′、５２ ヒンジ部材（第１のヒンジ部材） ３４、３４′、５４ ヒンジ部材（第２のヒンジ部材） ３６、３６′、３８、５４、５８ ヒンジ軸線 ４０、６０ ピラミッドの頂点 ４２、６２ ピラミッド

Claims (9)

【実用新案登録請求の範囲】
1. 【請求項１】 反動エンジンにより推進される航空宇宙
   機用推力ベクトル制御装置であって、航空宇宙機を操縦
   するために、反動エンジンを航空宇宙機の軸線に関して
   回転させると同時に横方向に移動させる手段を有するこ
   とを特徴とする、航空宇宙機用推力ベクトル制御装置。
2. 【請求項２】 前記回転及び移動手段は、 一端に配置されたヒンジ軸線を備え、そのヒンジ軸線上
   で航空宇宙機に回転自在に取り付けられた第１のヒンジ
   部材と、 一端に配置されたヒンジ軸線を備え、そのヒンジ軸線上
   で第１のヒンジ部材に回転自在に取り付けられ、反動エ
   ンジンが非ヒンジ端に強固に取り付けられた第２のヒン
   ジ部材とを有し、 第１及び第２のヒンジ部材のヒンジ軸線及び航空宇宙機
   の軸線がピラミッドの頂点で交わることを特徴とする、
   請求項（１）に記載の推力ベクトル制御装置。
3. 【請求項３】 反動エンジンの回転及び横方向移動によ
   り生ずる制御モーメントが、反動エンジンをピラミッド
   の頂点を中心として回転させたときに生ずるようなモー
   メントにほぼ等しいことを特徴とする、請求項（２）に
   記載の推力ベクトル制御装置。
4. 【請求項４】 一方のヒンジ軸線がピラミッドの角を形
   成し、他方のヒンジ軸線がピラミッドの一側面の中心線
   を形成することを特徴とする、請求項（２）に記載の推
   力ベクトル制御装置。
5. 【請求項５】 ヒンジ軸線の各々がピラミッドの一側面
   の中心線を形成することを特徴とする、請求項（２）に
   記載の推力ベクトル制御装置。
6. 【請求項６】 反動エンジンがロケットエンジンである
   ことを特徴とする、請求項（１）に記載の推力ベクトル
   制御装置。
7. 【請求項７】 長さ方向軸線と長さ方向軸線上に配置さ
   れた重心とを有し、推力軸線を有するロケットエンジに
   より推進される航空宇宙機用の推力ベクトル制御装置で
   あって、 一端に配置されたヒンジ軸線を備え、そのヒンジ軸線上
   で航空宇宙機に回転自在に取り付けられた第１のヒンジ
   部材と、 一端に配置されたヒンジ軸線を備え、そのヒンジ軸線上
   で第１のヒンジ部材に回転自在に取り付けられ、反動エ
   ンジンが非ヒンジ端に強固に取り付けられた第２のヒン
   ジ部材とを有し、 第１及び第２のヒンジ部材のヒンジ軸線及び航空宇宙機
   の軸線がピラミッドの頂点で交わり、制御装置は、ロケ
   ットエンジンの推力軸線がピラミッドの頂点と常に交わ
   るように、ロケットエンジンを、航空宇宙機の長さ方向
   軸線に関して回転させると同時に横方向に移動させ、制
   御装置により航空宇宙機の重心を中心として生ずる制御
   モーメントが、ロケットエンジンをピラミッドの頂点を
   中心として回転させたときに生ずるようなモーメントに
   ほぼ等しいことを特徴とする、航空宇宙機用推力ベクト
   ル制御装置。
8. 【請求項８】 一方のヒンジ軸線がピラミッドの角を形
   成し、他方のヒンジ軸線がピラミッドの一側面の中心線
   を形成することを特徴とする、請求項（７）に記載の推
   力ベクトル制御装置。
9. 【請求項９】 ヒンジ軸線の各々がピラミッドの一側面
   の中心線を形成することを特徴とする、請求項（７）に
   記載の垂直ベクトル制御装置。