JPS60501124A - 誘導ミサイルのためのラム空気式操舵装置 - 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】 本発明は、ミサイル制御装置の分野に関し、特に、ラム空気の側一方スラスト制 御器を用いることにより発射体の操舵を行う技術分野に関する。

来技術は、一般に、鼻部に取付けた制御自在のフィンや、側部に配設されており 、調節自在の制御弁を介して自蔵の高圧ガス源に接続されたスラストボートを用 いている〇従来の技術では、そのようなガス源は、ミサイルを推進させる燃料源 と共通にされているか、あるいは、発射体の場合は、補助器によって別途に点火 され、操舵機能のために専用される。共通燃料源型のミサイル操舵法の例＋４、 米国特許第４１５９．７２５号および第４２１０．９３７号に示されている。側 部操舵のための別個の燃料源の例は、米国特許第！ｉ、　７４９．５３４号に示 されている。

’Ａ＃Ｉｆ）８　示 本発明は、大気圧環境において制御された側方スラストによる操舵を行うために 発射体型ミサイルの前部に使用するためのものとして具体化された。

側方操舵制御は、発射体誘導装置において重要な要素である。そのような装置に おいては、各発射体は、ガンから目標に同って発射され、通常発射位置に設置さ れている源から放射される情報伝達用エネルギービームを介して目標へ誘導され る。この情報ビームは、相対位置コードを包含しており、発射体は、特定のコー ドを受取ると、対応する操舵命令を計算してその飛行径路を修正する０情報ビー ムを使用する誘導装置の例は、本出願人の米国特許第４１８へ８９９号に開示さ れている。

本発明は、ミサイルの鼻部の中央室内に流入し、側部に配置された１つまたはそ れ以上の操舵用ジェット（噴出口）へ選択的に転向されるラム空気を使用するも のである０この転向手段は、ここに例示する実施例では、流入してきたラム空気 を２つの互いに対向して配置されたジェットの一方または他方へ導くように賦形 された転回表面（そらせ表面）を有する部分Ｆ［形部材によって構付けられ、関 連する内蔵信号受信機および論理プロセラ寸回路から導出される電気信号によっ て回転自在に制御される。この受信機および回路は、ここには本発明の一部とし て示されていないが、情報ビームに含まれる相対位置情報および内蔵のロール基 準検出器から導出される垂直位置基準情報に従って転向手段の向きを制御するた めに適ギな操舵修正信号を提供する働きをする。必要な垂直位置基準情報を上記 プ四セッサ回路へ供給するためのｐ−ル基準検用器としては、本ｔＩ５ｒＩＢ人 の米国特許第４、５２　＆　９３８号に示されたような検出器が適当である。

発−明の実施態様 第１図には、本発明の発射体型ミサイル１０の前端部が立断面図で示されている 。この前端部は、本発明の好ましい実施例による操舵装置を収容するように対称 的に形成された鼻部材１２を備えている。この鼻部材は、その中央円筒形室２の 前端に開口したラム空気取入口１４を備えている。中央室２０の後端は、鼻部１ ２の両側に開口する散開開口２２．２４へと延長してそれぞれ操舵ジェット（噴 出口）を画定する別々の通路の形に形成されている。これらの通路および開口２ ２．２４は、互いに１８０°反対向きに向けられており、ミサイルの後端の方に 向１す、て僅かに傾けられていて流出するラム空気が、前方運動阻止成分を与え ることなく、スラストベクトルを創生ずるようになされている〇 部分円筒形転量部材２６が、中央室２０と開口２２．２４への通路との間に位置 するように軸３０に取付けられている。転向部材２６は、部分的に円筒形であり 、発射体の回転軸線と同軸の、円筒軸線の周りに回転自在である。転向部材２６ には総形表面２８が形成されており、ラム空気を中央室２０の全断面を横断して 開口２２、２４の１つへ転向させるように配置されている。回転自在の軸３０は 、ミサイルに内蔵された信号受信機および論理プロセッサ回路（図示せず）によ って速度制御されるモータ（図示せず）の軸に連結されている。

本発明は、フィンＣ′ｌｔ）により安定化されるようになされ、約１２０Ｏｒｐ ｍ　（２０ｒｐｓ）の時計回り方向の平常飛行回転速度を有する発射体に具現さ れている。ラム空気を例えば第１図に示されるような特定の方向に常時偏向させ るように転向部材２６を空中において相対的に静止させたい場合は、軸６０を回 転発射体の回転速度と同じ速度で反対の方向に回転させる。かくして、発射体が 回転するにつれて、開口２２．２４は、転向されたラム空気を放出し、時間の経 過とともに正弦曲線上に振幅が変化する側方操舵スラスト力を提供する。スラス ト力の向きを変えるために転向部材の同きを変えるには、操舵スラストベクトル の向きが変えられるように転向部材２６の回転速度を変えた後平常の２０　ｒｐ ｇ　に戻せばよい。この実施例では、転向されたラム空気によって創生される操 舵スラスト力ベクトルの正確な制御を行うには、モータ軸の速度制御を行うだけ でよい。

発射体が適正な軌道にのっており、操舵力が必要とされないような場合は、転向 部材のモータは転回部材２６を上述した速度より相当に早い速度で回転させるよ うに駆動される。例えば、転回部材２６を反時計回り方向に４０　ｒｐｓの速度 で回転させるとすると、それは、転回部材２６を回転する発射体に対して相対的 に２０　ｒｐｓの速度で回転させることになり、発生する操舵スラスト力ベクト ルは互いに相殺し合い、実質的に操舵力を発生しないことになる０この目的のた めに用いられる正確な速度は、使用される特定の発射体に応じて変えることがで きる。

本発明の新規な技術思想の範囲から逸′脱することなく、いろいろな変更、改変 が可能であることは明らかであろう。従って、ここに添付した特許請求の範囲の 記載は、本発明の精神および範囲内に入るすべての変更、改変を含むことを意図 したものである。

図面の簡単な説明 第１図は本発明を組入れた発射体の前部の立断面図である。

第２図は第１図に示された転向手段および操舵ジェンＦの、線■−■に沿ってみ た断面図である。

国際調査報告

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 ｔ　誘導ミサイルのためのラム空気式操舵装置であって、該ミサイルの前端に設 けられ、ミサイルの鼻部を構成する鼻手段と、 該鼻手段内に該ミサイルの中心軸線と同軸的に設けられており、ラム空気を鼻手 段の内部に流入させるための導入手段と、 前記鼻手段内に設けられており、前記流入したラム空気を前記中心軸線に対して 何方に向って外部環境へ転向させるための転向手段とから成るラム空気式操舵装 置。 ２　前記転向手段は、前記鼻手段の前記導入手段の後方に配、置され、互いに反 対方向に向けられた１対の開口と、該両−口をそれぞれ前記鼻手段の内部に連通 させ、前記ラム空気を通すための１対の空気通路を含むものである請求の範囲第 １項記載のラム空気式操舵装置。 五　前記転向手段は、更に、前記それぞれの空気通路へ転向させる空気の量を選 択的に制御するための弁手段を備えている請求の範囲第２項記載のラム空気式操 舵装ｆＩ。 ４　前記空気通路は、前方運動阻止ベクトル成亦なしに側方操舵力を創生ずる方 向に転向空気流を差向けるようにそれぞれ対応する前記開口に対して傾けられて いる請求の範囲第５項記載のラム空気式操舵装置０＆　前記弁手段は、該ミサイ ルの中心軸線と同軸の軸線の周りにミサイルに対し相対的に回転しつるように取 付けられた部分的に円筒形の部材を含み、該部材は、前記ことができる第１表面 と、前記流入ラム空気を該空気通路の少くとも１つへ転向させる第２表面部分を 備えている請求の範囲第３項記載のラム空気式操舵装置０６　前記弁手段は、該 ミサイルの中心軸線と同軸の軸線の周りにミサイル（対し相対的に回転しうるよ うに取付けられた゛部分的に円筒形の部材を含み、該部材は、前記空気通路の１ つを閉鎖するように選択的に位章づけすることができる第１表面と、前記流入ラ ム空気を該空気通路の少くとも１つへ転向させる第２表面部分を備えている請求 の範囲第４項記載のラム空気式操舵装置ＯＺ　発射された発射体の飛行径路の方 向を制御するための装置マあって、 該発射体の鼻端に設けられており、ラム空気を受入れるための開口した一端を有 する円筒形室を画定するための室手段と、 前記室手段から発射体の両側へ延長した、互いに反対向きに配置された１対の空 気通路と、 前記室手段と空気通路との間に設けられており、該発射体の操舵方向を制御する ために前記ラム空気を前記空気通路の少くとも１つを通して所定の方向に転向さ せるための転向手段とから成る装置。 ＆　前記発射体は、発射されてその飛行径路に沿って飛行する間所定の方向に所 定の速度で回転するものであり、前記転向手段は、特定の操舵スラスト力ベクト ルを創生８ するために所定の空間位置に保持されるように前記所定方向とは反対の方向に前 記所定速度で回転するように回の装置。 ９　前記操舵スラスト力ベクトルは、前記所定速度の２倍の速度で振幅が変化す るよう１になされている請求の範囲第８項記載の装置。