JPS59176197A - 横向きのガス状噴流によるミサイル操縦装置 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 く本発明の技術分野ン 本発明は、横向きのガス状噴流によるミ”Ｊイル操縦装
置およびかかる操縦装置を備えるミサイルに関する。

〈従来技術とその欠点〉 ミサイルが高負荷状態で操縦される場合に、そのミサイ
ルにガス発生装置あるいは主推進装置からガスを供給さ
れる横向外のノズルを搭載することは既に知られている
。これにより、急速にかなりの範囲にわたってミサイル
の進路を曲げる横移動推力を発生する横向とのガス噴流
か得られる。

このような横移動推力の作用線はミサイルの重心、また
は、少なくともその重心の近傍を通過させることができ
、このようにした場合には、ミサイルが有効に操縦され
、指令に対する応答時間か特に急速であると言わＪｔで
いる。しかしなか呟このことは必須のことではなく、こ
の横移動推力の作用線はミサイルの重心と異なる点を通
過するようにしてもよい。この横移動推力は、従来の空
力学的な制御面と同様に、ミサイルの重心に関する姿呪
ｔを制御するモーメントを発生させる。

横向きのカス状噴流によるミサイル操縦装置は、特にそ
の応答時間か短かいことで好都合で゛ある。

しめ化ながら、これには重要な短所がある。すなわち、
その操作中に、ミサイルの進行によって生しるミサイル
の周囲を縦向きに流れる超音速あるいは遷音速の空力学
的気流と、該操縦装置によって生しる横向きのガス噴流
とが干渉するのである。

その結果、横向きのガス噴流が後方に屈曲させられ、ミ
サイルの軸心に関して横力に広けられて態動させられる
ことになるとともに、特１こ、ト記ノスルの後方で伴；
鹿、胴体からの空力学的気流の剥離が発生する二とにな
る。したがって、（１）ミサイルの空力学的安定性は横
向きの操縦用噴流か作用しているか否かにかなり大きく
依存上　ミサイルの制御かそれによってかなりの影響を
受けることになる。

（２）その横向きのカス状噴流による操縦とあ・９・よ
って何らかの揚力と空力学的制御を与えるために、普通
のようにミサイルがその後方に翼、スタビライザ、制御
面を有している場合、空力学的気流がそれらの空力学的
面に到達しなくなり、ミザイルの空力学的操縦性や揚力
かゼロになるば゛かりではなく、屈曲させられた横向き
の力゛又状噴流がそれらの空力学的面に達してミサイル
の飛行条件が完全にかき乱され、ミサイルを制御できな
くなる。

一一一一一一一 本発明の目的は、これらの欠点を解消することにある。

〈本発明の構成〉 この目的を達成するため１こ、本発明は、少なくとも１
つの横向外のノズルと、該ノズルを通過するガスの通路
を制御する用動式遮閉手段と、該ノズルに接続されたガ
ス発生装置とを備え、注目すべき二とに、上記ノズルか
、その長袖かほぼミサイル１の縦軸を通る平面」二に位
置させられ、その短軸かほぼその平面に直角に向けられ
る長円形に形成する。　こｉ主によ１）、上記／ス゛ル
はミサイルの軸心に対して横方向の幅か狭い層流の形を
した扁平なガス状噴流を発生する。したかつて、ノズル
の縦横の寸法が同等のノズルの場合よＩ）も、結果とし
て広けら１１だ噴流の幅が随分狭くなるので゛、この空
力学的気流による噴流の広かりの影響か小さい。また、
横向きの噴流による空力学的気流の剥離がぎわめて局部
的になり、少なくなる。この結果、空力学的気流と横向
きの噴流との相互作用か減少させられる。

〈実施例の説明〉 さらに、ミサイルかその後方の翼と、スタビライザおよ
び制御面またはその一方とを有している通常の場合、上
記ノズルの周方向の位置を少なくとも該ノズルの最寄り
の空力エレメント　（翼、又タヒライザ、制御面なと）
の周方向の位置の中間１こ位置させることにより、ノズ
ルから出て来る扁平な噴流が庁いに隣り合う２つの空力
エレメントの間を通過させることは有利である。このよ
うにすれば、空力学的気流か関係する空力エレメントへ
の横向きの噴流による遮蔽効果か解消される。

上記空力エレメントカ凋方向に等角度翼きに配置され−
こいるミサイルにおいては、互いに直径上の反対方向に
向けられた複数のノズルを設け、各ノズルを該ノズルの
最寄りの互いに隣り合う２つの空力エレメントの中間の
位相角に配置すれはよい。

空力学的気流による横向きの噴流の屈曲および嘉動もし
くはその一方をさらに減少させるためには、ノズルをミ
サイルの胴体から突出させられた又テムやスポンソンな
どの空力学的手段に組込んだり、連結したりして、ノズ
ルの外部に上記力゛又状噴流の案内部を延長することが
有利である。

また、ノズルを長円形にすることは可動式遅閉手段を小
型にでき、可動式遅閉手段の動作振幅を制限して操縦時
間および作力を減少させられる。

このような可動式遅閉手段は、好ましくは回転式にして
、ノズルの咽部でその外側に配置される。

各ノズルは、たとえば、相ｔｔａ、する長円形の入口開
口部と出［］開口部とを接続する所定の面で形成された
末拡かり形に形成すればよい。この場合、可動弐遮閉手
段の回転軸心はノズルの入口開口部の長袖と平行にする
のか好都合である。

以下、本発明の実施例を図面に基づき説明する。

第１図は本発明に係るミサイルを概略的（こ示す縦断面
図であり、第２図は第１図の■−■線に沿う概略的に示
す横断面図である。この本発明の実施例に係るミサイル
１は軸心Ｌ　−Ｌ方向に長い胴体２をイーえ、翼３とス
タビライザ・１とを有している。翼３およりスタビライ
ザ４にはそれぞれ制御面５・６か設けられる。翼３の数
は５・１枚で、２枚が１組となって互いに直径方向に反
対側に位置させられ、各組の両Ｒ３を含む面は互いに軸
心Ｌ−Ｉ−１で直交させら２する。同様に、スタビライ
ザ４の故は４枚で、２枚が１組となって互いに直径方向
に反対側に位置させられ、各組の両翼３を含む面は互υ
・に縦軸心Ｌ−して・直交させられる。また、スタビラ
イザ４は翼３の面の２等分線上に位置させられる。

ミサイル１の重心（：の近傍に、紐をなす２つか直径方
向に互いに背反し、それぞれ翼３の面の２等分線上に位
置させられる・１つのノズル８からなる推力型操縦ユニ
ツト７が設けらｊする。７ズル８は、たとえは、固型燃
料を用いるガス発生装置の２つの燃焼室９ａ・９ｂの間
に位置さぜられ、グクト１０によって上記燃焼室９ａ・
９ｂに接続される。

このような構造では、両流焼室９ａ・９ｂの燃料が釣合
いよく消９され、力゛ス発生装置９ａ・９ｂの作動中ミ
サイル１の重心が常に実質的に点Ｇに維持されるので有
利である。

ノズル８は入「］オリフィスまたは首部１１を介してダ
ク）１０に、入口オリフィス１１よりも大ぎい出口オリ
フィス１２を介して外部に接続され、入口と出口のオリ
フィス１１・１２は末拡がり部１；３で接続される。

各ノズル８には、当該ノズルを開閉するために、その入
口オリフィス１〕と水平に第１図、第２図には示さない
可動式遅閉手段が取付けられる。

高負荷がかからない飛行では、推力型操縦ユニット７の
作用は、その場合にはミサイル１をその空力学的制御面
５・６を用いる従来の方法で操縦できるので、必ずしも
必要ではない。したかって、ガス発生装置９ａ・９ｂが
運転制御型であれは、可動弐遮閉手段８は閉しられる。

力゛ス発生装置９ａ・９ｂか連続運転型で゛あれば、そ
の軸方向の推力に寄与させるため（−それが発生するガ
スをミサイル１の図示しない主推力装置の力゛又回路の
方向に切換えればよい。これに代えて、２つの背反する
７ズル８の可動式遅閉手段８をミサイル〕に作用する力
が結果的にゼロになるように制御してもよい。たとえば
、２つの背反するノズル８の可動弐遮閉手段を交互に開
閉し、一方のノズル８を作動させ、他方のノズル８を休
止させてからその逆にしたり、これらの町動式遮閉手段
を常に半開状態にしてガス発生装置９ａ・９１〕で作ら
れたガスを逃がすようにしてもよい。

飲方、ミサイル１の進路の方向の急変換を課する高負荷
条件で゛の飛行では、この急な方向変換を得るために、
少なくとも１つのノズル８を全開することが必要である
。１つまたは各７ズル８の可動式遅閉手段か完全に開か
れた場合、出された横向きのガス状噴流Ｆはかなりのも
ので、ミサイル１の周囲の空力学的気流Ｅと相互に作用
する。

もし、公知のように、７ズル８の出口オリフィス１２が
円形、正方形、はとんど正方形に近い長方形であれば、
すなわち、ミサイル）の軸心Ｌ−Ｌに刻して横向きの寸
法が大きい場合には、この相互作用が１つまたは各噴流
Ｆによる気流Ｅのミサイル１の胴体２からの剥離、気流
Ｆによる１つまたは各噴流Ｆの屈曲、直動およびミサイ
ル１の後方への湾曲を引ぎ起こす。その結果、一方では
ミサイル１の飛行の安定性が影響を受け、他方では７ズ
ル８の直後に配置された翼３か゛周方向にノズル８から
離れさせられていても、翼３が操縦用の噴流Ｆにより空
力学的気流から遮蔽され、噴流に対して感応させらｈる
ので、その翼３の揚力やその制御面５の作用か効かなく
なったり、強くかと乱されたりすることになる。同様に
、ノズル８から離されてはいるかその軸心上に配置され
たスタビライザ４やその制御面６は少なくとも気流Ｅか
ら遮蔽される。こｉｚらの条件のもとでは、ミサイル１
は制御不能となりかねない。

本発明では、これらの欠点を避けるために、ノズル８か
第３図に示すように形成される。すなわち、出口オリフ
ィス１２は形が長円形であり、その長袖をミサイル１の
縦軸心Ｌ　−１＝に平行にし、その短軸は」１記軸心Ｌ
　−Ｌに対して横向きにされる。この短軸方向の才力は
一定であり、その出口オリフィス１１の両端で丸く形成
されている。

入口オリフィスまたは面部１１はミ＋ｔイル１の内部に
位置させられ、同様に短軸方向の・１法か一定で両端か
丸ダ〉られた長円形に形成されている。

上記首部１１の断面形状は、出口オリフィス１２のそノ
ｌと同様て゛あるか、それよりも小さい。末拡かり音１
ｓＩ　３（土２つのオリフィス１１・＋２ｉこ調整面を
介して接続される。

ガス発生装置９ａ・９ｂから来る燃焼ガスを十分に膨張
させるために必要な開口比は各オリフィス１１・１２の
幅を決めることによって広範囲にわたって１Ｓられる。

２　しかしなから、第１し１および第３図に示されてい
るように、出［−］オリフィス１２を縦軸心＋−−Ｌ　
ｊこ平行にし、入］］オリフィス１１をその縦軸心１．
−Ｌ　ｉ二対して傾斜させた場合には、その２つのオ°
リフイスの長さの違いもまた膨張率を稼ぐのに役立つ。

入口オリフィス１１と末拡かり部１３の端縁１３ａ・１
３１〕とを（ｌｊ斜させることは、横向きの噴流ドを後
方に傾斜させ、その噴流が、必要に応して、推力型操縦
の横方向成分に加えて、ミサイル１の推進に寄与する推
力を与えるという特別の目的のためで゛ある。このこと
によって、末拡がり部］３の長さ、すなわち端縁１３ａ
から端縁］３１〕までの長さが前後に増大させられるこ
とになる。

ノズル８を長円形にしたおかげで、横向きの操縦用噴流
Ｆは空力学的気流Ｅに刻して正面投影か小さい層流を形
成する。その結果、たとえ横向外の操縦用噴流が最大出
力で用いられた場合て゛も、上述の相互作用が、完全に
は無くされなくとも、少なくとも十分に減少させられて
、有害な影響か発生しなくなり、空力エレメント３・４
・５・６が気流Ｅと助は合ってそれらの機能を果し続け
ることになる。

第１図および第２図においては、ノズル８の出口オリフ
ィス１２が胴体２の皮相部に位置させられている。しか
しなか呟気流Ｅと横向きの噴流Ｆとの間の相互作用をさ
らに減少させるためには、横向すの噴流Ｆをミサイル１
の胴体皮相部から外側に案内する方か有利で゛ある。た
とえば、第・４図、第５図および８６図に示すように、
７又ル８をミサイル１の胴体２から外側に突出させれば
よい。

第１１図と第５図との場合、製出された７スル８にょっ
−〔気流Ｅの中に発生させられる乱流を最小にするため
にステム１４が設けられる。第６図の場合には、ミサイ
ル１にあるスホＳンソンＩＳにノズル８か組込まれて０
る。

７ズルＳの両オリフィス１１・１２および末初。

かり部１３はミサイル１のガスの圧力に耐え、内側に回
転式の可動式遅閉手段１８のケーシング１７を取り［」
けた構造部１６に形成される。ケーシング１１と司動式
遮閉手段１８は入口オリフィス１１の末拡か“り部１３
とは反月の側に、入Ｉ］オリーフイス１１と同軸状に配
置される。

回転式の′ｉ′Ｉ］動式遮閉手段１８は、くぼみのある
扇形筒状に形成され、その円筒部分面に入口オリフィス
１１と同形の長孔］９か設けられる。可動式遅閉手段］
８はベアリンクで支持されたピン２０を中心にして回転
させられ、該長孔１９を人口オリフィス］１と全面的に
、または、部分的に連通させたり（第８図、第１１図）
、該オリフィス１１を閉塞したりする（第９図）。第８
図と第１１図の位置では、ガス発生装置９ａ・９ｂか発
生し、ダクト１０に噴出されたガスが可動式遅閉手段１
８の長孔１９の凹部２１を通って、ノズル８の末拡かり
部１３に送られる。

可動式遅閉手段１８は、摩擦をｊ減少させるとともに、
閉止位置（第９図）での：届れを減少させ、また、たと
えば、粉末型力゛ス発生装置９ａ・９ｂから来たガスの
高温による誘爆を許容できるようにするための、その円
筒面部分はケーシング１７との間に最少限の隙間を有す
る。ケーシング１７や可動式遅閉手段１８を構成する材
質の選択はその形状を選択することと同様に摩擦を減少
させるのに役立つ。たとえば、炭素、モリフデンが耐熱
スリーブやコーティング（第７図、第８図、第９図のコ
ーティング２ン、スリーブ２３参照）で保＠されている
場合（二も、そうでない場合にも使われる。

町動式遮閉手段１８の半径を小さくすることにより、そ
の回転慣性か非常に低く、また、動作空間か非常に小さ
くなり、最小の制御力で・応答時間を常に矧かくでさる
。そのような形にすることにより、その可動式遅閉手段
１８への合力か冥質的には回転軸心を通り、操作力を可
能な限り小さくでとる。

制御手段は、電気−機械的な高周波発振装置で・構成し
、ノズル８の供給室外に配置される。この発振装置は、
たとえば゛、ピン２０に固着された磁性体で・でトた板
２５を吸着してピン２（）の回転を誘起する互いに相反
する電磁石２４で゛構成すればよい。

電磁石２・４の作用は、戻しトルクを発生する弾性素子
の作用に抗して行なわれるようにしてもよい。第７図の
実施例で・は、スリーブ２３とそのコーティング２２と
によって保護されたトーションバー２６の一端を上記ピ
ン２０に固着し、眺端を構造部１６に固着されている。

この弾性素子（トーションバー）２６は、電磁石の作用
かない状態で可動式遅閉手段１８を中立位置に位置させ
て取付けられる。たとえば、電磁石２４に吸着された板
２５の２つの位置（第１０図）はそれぞれ第８図と第９
図に示された可動式遅閉手段１８の開き位置と閉じ位置
とに対応させられ、また、第１１図に示すような可動弐
遮閉手段の部分開放に対応する中立位置は弾性素子２６
により決められる。

上述のように、このような部分開放状態ではノズル８の
操縦用噴流噴出作用を禁しなが呟ガス発生装置９ａ・９
１〕で生したガスの排出かできる。

実施例においては、弾性素子をベアリングの出口を封止
した層状の弾性ベアリングで形成し、これに弾性復帰の
一部または全部を行なわさせるよう（こ改良してもよい
。

く本発明の効果〉 」二連のように、本発明は、横向きの操縦用噴流か空力
学的気流によって後方に屈曲させられ、ミサイルの軸心
に関して横力に広げられで態動させられることになると
ともに、上記ノズルの後方で伴流、胴体からの空力学的
気流の剥離が発生させられるか、ノズルを長円形に形１
７１：して、その空力学的気流Ｅに対する正面投影か小
さい層流を形成するようにしであるので、横向きの噴流
の周方向への拡がりや≧動か少なく、空力学的気流の伴
流や剥離か生しる範囲か狭く、たとえ横向きの操縦用噴
流か゛最大出力で用いられた場合でも、上述の相互作用
か、少なくとも十分に減少させられて、操縦性能上有害
な影響が発生しなくなり、ミサイルの制御がそれ（こよ
ってあまり影響を受けなくなる。また、少なくともノズ
ルに最寄りの空力エレメントか横向きの噴流による遮蔽
効果をほとんど受けずに済み、空力学的気流と助は合っ
てそれらの機能を果し続けらｈる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に係るミサイルを概略的：二示す縦断面
図、第２図は第１図の■−■線に沿う概略的に示す横断
面図、第３図は本発明のノズルの末拡が１）部を概略的
に示す斜視図、第１・１図は本発明に係るミサイルの変
形例を概略的、かつ部分的に示す関、第５図は＄４図の
ミサイルの部分的な正面図、第６図は本発明に係るミサ
イルの池の変形例を概略的、かつ部分的に示す図、第７
図はノズルとこれに組みイ」けられた制御機構の概略を
示す断面図、第８図は開放位置のノズルの第７図■−■
線に沿う部分断面図、第９図は閉し位置の７−　ズルの
第７図■−■線に沿う部分断面図、第１０図は第７図の
Ｘ矢視図、第１１１ｆｆｌｉ、を直径上で互いに背反す
る２つの中立位置のノズルを示す断面図である。 １・・・ミサイル、２・・胴体、３・・１・５・６・・
空力エレメント、７・　ミサイル操縦装置、訃・／ス゛
ル、９ａ・９　＋］・・力゛ス発生装置、１１　人目（
人口オリフィスまたは首部）、ｊ２・・出口（出口オリ
フィス）、］３・・・末拡かり部（面、案内部）、１４
・１５・空力エレメント、１８　可動弐遮閉手段、１９
・・・開「］部、Ｌ　−Ｌ−・・ミサイルｊの縦軸。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、少なくとも１つの横向きのノズル８と、該７ズル８
   を通過するガスの通路を制御する可動式遅閉手段１８と
   、該ノズル８に接続されたガス発生装置９ａ・９１〕と
   を備え、上記ノズル８をその長袖がほぼミサイル１の縦
   軸Ｌ−Ｌを通る平面上に位置させられ、その短軸かほぼ
   ゛その平面に直角に向けられる長円形に形成した、ガス
   状噴流によるミサイル操縦装置２、特許請求の範囲第１
   項に記載されたガス状噴流によるミサイル操縦装置にお
   いて、上記ミサイル１に上記７ズル８の水平または後方
   に空力エレメント３・４・５・６を配設し、上記７ズル
   ８の周方向の位置を少なくとも最寄りの空力エレメント
   ３の周方向の位置の中間に位置させた、ガス状噴流によ
   るミサイル操縦装置 ３、特許請求の範囲第２項に記載されたガス状噴流によ
   るミサイル操縦装置においで、上記空力エレメント３・
   ４・５・６を周方向に等角装置きに配置し、互いに直径
   上の反対力向に向けられた２つを１組にした複数のノズ
   ル８を設け、各７ズル８を該７ズル８に最寄Ｉ）の互い
   に隣り合う２つの空力エレメント３の中間の位相角に配
   置した、ガス状噴流によるミサイル操縦装置 ４、特許請求の範囲第１項に記載されたガス状噴流によ
   るミサイル操縦装置において、」１記ノズル８をミサイ
   ル１の胴体２から突出させよことによりミサイルの外部
   に噴流の案内部１３を延長した、力゛ス状噴流によるミ
   サイル操縦装置 ５、特許請求の範囲第４項に記載されたガス状噴流によ
   るミサイル操縦装置において、上記ノズル４の突出部分
   をミサイル１の周壁の空力エレメント１４・１５に組込
   みないし連結した、ガス状噴流によるミサイル操縦装置
   ６．特許請求の範囲第１項に記載されたガス状噴流によ
   るミサイル操縦装置におし・で、上記ノズル８の入口開
   口部１１と出口開口部１２とを傾斜させ、この人１コ開
   ロ部１１と出口開口部１２とが所定の面１３で接続され
   た末拡がｉ）に形成した、ガス状噴流によるミサイル操
   縦装置 ７、　特許請求の範囲第１項に記載されたガス状噴流に
   よるミサイル操縦装置において、上記可動式遅閉手段」
   ８をノズル８の入口開口部］１にそのノズル８と反対側
   で該入口開口部１１と水平の位置に配置し、可動弐遮閉
   手段１８の開口部１９を該ノズル８の入口開口部］１の
   近傍に位置させた、ガス状噴流によるミサイル操縦装置 ８、特許請求の範囲第７項に記載されたガス状噴流によ
   るミサイル操縦装置においで、上記町動式遮閉手段１８
   か上記ノズル８の入口開口部１１の長軸に平行な軸心の
   まわりに回転させられるように構成した、ガス状噴流に
   よるミサイル操縦装置 ９、特許請求の範囲第６項に記載されたガス状噴流によ
   るミサイル操縦装置において、ノズル８の入口開口部１
   １と出口開口部１２とを互いに非平行な相１ノ、形に形
   成した、ガス状噴流によるミサイル操縦装置 １０、　力゛ス状噴流によるミサイル操縦装置を備える
   ミサイルにおいて、上記ミサイル操縦装置７には少なく
   とも１つの横向とのノズル８と、該ノズル８を通過する
   ガスの通路を制御する可動式遅閉手段１８と、該ノズル
   ８接続されたガス発生装置９ａ−９ｂとを設け、上記ノ
   ズル８をその長袖かほぼミサイル１のｍＭＩ−−Ｌを通
   る平面上に位置させられ、その短軸かほは゛その平面に
   直角に向けられる長円形に形成した、ミサイル