JPS58126293A - ロケツトの姿勢制御方法 - Google Patents
ロケツトの姿勢制御方法Info
- Publication number
- JPS58126293A JPS58126293A JP701482A JP701482A JPS58126293A JP S58126293 A JPS58126293 A JP S58126293A JP 701482 A JP701482 A JP 701482A JP 701482 A JP701482 A JP 701482A JP S58126293 A JPS58126293 A JP S58126293A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- rocket
- axis
- shock wave
- nozzle
- wave zone
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
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- Control Of Position Or Direction (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】
本発明はロケットの姿勢制御方法、特に機軸制御方法に
関する。
関する。
従来ロケットの姿勢制御方法として、ノズル内に流体を
噴射してノズルの噴出ガス流の運動方向を変えることに
より機軸を偏向することが慣用されている。しかし噴出
ガス流は高速であり、その運動方向をかえるとなると高
エネルギが必要となり多量の流体を噴出する必要がある
。
噴射してノズルの噴出ガス流の運動方向を変えることに
より機軸を偏向することが慣用されている。しかし噴出
ガス流は高速であり、その運動方向をかえるとなると高
エネルギが必要となり多量の流体を噴出する必要がある
。
このため流体を多量に必要とし、大型のロケットＯ外に
は不向きであった。
は不向きであった。
本発明は上記の点に鑑みなされたもので、機軸を傾けた
い側において、機軸の側方に向かってガスを噴出するこ
とにより飛翔速度を利用して尾翼と尾翼の間に衝撃波ゾ
ーンを形成し、衝撃波ゾーンから受ける横方向の荷重に
よって機軸査偏向させるものである。
い側において、機軸の側方に向かってガスを噴出するこ
とにより飛翔速度を利用して尾翼と尾翼の間に衝撃波ゾ
ーンを形成し、衝撃波ゾーンから受ける横方向の荷重に
よって機軸査偏向させるものである。
以下この発明を実施するためのロケットの一実施例を図
面に基づいて説明する。
面に基づいて説明する。
第１．２図において１はロケットの機体であり、この機
体１の後端には互いに（資）度離隔した半径方向に延び
る４枚の尾翼２が取付けられている。３は機軸方向で前
記尾翼２とロケットの重心４との間、すなわち尾翼２よ
り前位の、機体１に取付けられた一対のノズルであり、
これらのノズル３は第２図に示すように尾１２間の円周
方向中央において互いに１８０度離隔して配置されてい
る。各ノズル３には噴射孔５が形成され、各噴射孔５は
ロケットの機軸に対して直角方向に延びている。６は機
体ｌ内に設置されたガス発生器であり、このガス発生器
６には供給管７の一端が接続されている。前記ノズル３
にはそれぞれ分校管８の一端が接続され、これら分校管
８の他端と前記供給管７の他端とはりいに接続されてい
る。各分枝管８の途中にはバルブ９がそれぞれ介装され
ている。１０は機体ｌ内に設置されたコマンドであり、
このコマンド１０から出力された信号はバルブ９にそれ
ぞれ送られ、バルブ９をそれぞれ別個に開閉する。
体１の後端には互いに（資）度離隔した半径方向に延び
る４枚の尾翼２が取付けられている。３は機軸方向で前
記尾翼２とロケットの重心４との間、すなわち尾翼２よ
り前位の、機体１に取付けられた一対のノズルであり、
これらのノズル３は第２図に示すように尾１２間の円周
方向中央において互いに１８０度離隔して配置されてい
る。各ノズル３には噴射孔５が形成され、各噴射孔５は
ロケットの機軸に対して直角方向に延びている。６は機
体ｌ内に設置されたガス発生器であり、このガス発生器
６には供給管７の一端が接続されている。前記ノズル３
にはそれぞれ分校管８の一端が接続され、これら分校管
８の他端と前記供給管７の他端とはりいに接続されてい
る。各分枝管８の途中にはバルブ９がそれぞれ介装され
ている。１０は機体ｌ内に設置されたコマンドであり、
このコマンド１０から出力された信号はバルブ９にそれ
ぞれ送られ、バルブ９をそれぞれ別個に開閉する。
次にこの発明の一実施例の作用について説明する。
機軸を偏向する場合、例えば、第１図（ａ）の矢印入方
向にロケット機軸を偏向させたいときには、機軸を傾け
たい側、すなわち第１図（ａ）において上側の噴射孔５
から機体１０側方に向けてガスを噴出する。この噴出は
コマンドｌＯから当該噴射孔５側のバルブ９に信号を送
ってバルブ９を開にし、ガス発生器６からのガスを供給
管７、分枝管８を介してノズル３の噴射孔５に導くこと
により行なわれる。ノズル３の噴射ｐＬ５から機軸に対
して半径方向にガスが噴射されると、ロケットが超音速
で大気中を飛翔）に示すような衝撃波ゾーン１１が形成
される。
向にロケット機軸を偏向させたいときには、機軸を傾け
たい側、すなわち第１図（ａ）において上側の噴射孔５
から機体１０側方に向けてガスを噴出する。この噴出は
コマンドｌＯから当該噴射孔５側のバルブ９に信号を送
ってバルブ９を開にし、ガス発生器６からのガスを供給
管７、分枝管８を介してノズル３の噴射孔５に導くこと
により行なわれる。ノズル３の噴射ｐＬ５から機軸に対
して半径方向にガスが噴射されると、ロケットが超音速
で大気中を飛翔）に示すような衝撃波ゾーン１１が形成
される。
この衝撃波ゾーン１１の機体１の周面に対する圧力カー
ブを第１図（ｂ）に示しである。この衝撃波ゾーン１１
の圧力によって機体１には矢印Ｂ方向の横荷重が作用し
、この横荷重は機体１に対してロケットの重心４を中心
とするモーメントとして働く。この結果、機体１は入方
向に機軸が偏向する。噴射孔５からガスが噴出すること
により発生した衝撃波ゾーン１１は、第１図（ａ）およ
び第２図に示すように、機体１の後方に向かうに従かい
徐々に拡がるが、ガスを噴出するノズル３を尾翼２の藺
に設けたので、衝撃波ゾーン１１が尾翼２に干渉して力
を与えることはない、この結果、尾翼２の強度を従来の
ものより上げる必要はない。次に、機体１を第１図（ａ
）において矢印入方向と反対方向に偏向させる場合には
、前述σノズル３と反対側のノズル３、すなわち第１図
（ａ＞に於て下方のノズル３からガスを噴出する。この
ガスにより発）１−した衝撃波ゾーン１１より機体１は
矢印入方向と反対方向に偏向される。このようにして、
ロケットの機体１の機軸制御が行なわれる。
ブを第１図（ｂ）に示しである。この衝撃波ゾーン１１
の圧力によって機体１には矢印Ｂ方向の横荷重が作用し
、この横荷重は機体１に対してロケットの重心４を中心
とするモーメントとして働く。この結果、機体１は入方
向に機軸が偏向する。噴射孔５からガスが噴出すること
により発生した衝撃波ゾーン１１は、第１図（ａ）およ
び第２図に示すように、機体１の後方に向かうに従かい
徐々に拡がるが、ガスを噴出するノズル３を尾翼２の藺
に設けたので、衝撃波ゾーン１１が尾翼２に干渉して力
を与えることはない、この結果、尾翼２の強度を従来の
ものより上げる必要はない。次に、機体１を第１図（ａ
）において矢印入方向と反対方向に偏向させる場合には
、前述σノズル３と反対側のノズル３、すなわち第１図
（ａ＞に於て下方のノズル３からガスを噴出する。この
ガスにより発）１−した衝撃波ゾーン１１より機体１は
矢印入方向と反対方向に偏向される。このようにして、
ロケットの機体１の機軸制御が行なわれる。
以上説明したように、この発明によれば、機軸を傾けた
い側において、機軸の側方に向かつてガスを噴出するこ
とにより飛翔速度を利用して尾翼と尾翼の間に衝撃波ゾ
ーンを形成し、衝撃波ゾーンから受ける横方向の荷重に
よって機軸を偏向させるようにしたため、小量の噴出ガ
ス流であっても簡単に機軸を制御することかでき、小型
のロケットにも適用できるようになった。
い側において、機軸の側方に向かつてガスを噴出するこ
とにより飛翔速度を利用して尾翼と尾翼の間に衝撃波ゾ
ーンを形成し、衝撃波ゾーンから受ける横方向の荷重に
よって機軸を偏向させるようにしたため、小量の噴出ガ
ス流であっても簡単に機軸を制御することかでき、小型
のロケットにも適用できるようになった。
第１図（ａ）はこの発明を実施するためのロケットの一
実施例を示すその一部断面側面図、第１図（ｂ）は衝撃
波ゾーンの機体に対する圧力カーブを示すグラフ、第２
図は第１図（ａ）のｎ−ｎ矢視図である。 １・・・・・・機体、 ２・・・・・・尾翼、３・・
・・・・ノズル、 １１・・・・・・衝撃波ゾーン。 −５２：
実施例を示すその一部断面側面図、第１図（ｂ）は衝撃
波ゾーンの機体に対する圧力カーブを示すグラフ、第２
図は第１図（ａ）のｎ−ｎ矢視図である。 １・・・・・・機体、 ２・・・・・・尾翼、３・・
・・・・ノズル、 １１・・・・・・衝撃波ゾーン。 −５２：
Claims (1)
- 機軸を傾けたい側において、尾翼の前位から機体の側方
に向け、ガスを噴出して尾翼の間に衝撃波ゾーンを形成
することを特徴とするロケ７）の姿勢制御方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP701482A JPS58126293A (ja) | 1982-01-20 | 1982-01-20 | ロケツトの姿勢制御方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP701482A JPS58126293A (ja) | 1982-01-20 | 1982-01-20 | ロケツトの姿勢制御方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58126293A true JPS58126293A (ja) | 1983-07-27 |
Family
ID=11654180
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP701482A Pending JPS58126293A (ja) | 1982-01-20 | 1982-01-20 | ロケツトの姿勢制御方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS58126293A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102466429A (zh) * | 2011-07-04 | 2012-05-23 | 北京科实医学图像技术研究所 | 宇宙火箭推力装置的改进方案 |
-
1982
- 1982-01-20 JP JP701482A patent/JPS58126293A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102466429A (zh) * | 2011-07-04 | 2012-05-23 | 北京科实医学图像技术研究所 | 宇宙火箭推力装置的改进方案 |
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