JPS62125300A - 飛翔体用の着脱自在な推力方向制御機構 - Google Patents
飛翔体用の着脱自在な推力方向制御機構Info
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- JPS62125300A JPS62125300A JP61215606A JP21560686A JPS62125300A JP S62125300 A JPS62125300 A JP S62125300A JP 61215606 A JP61215606 A JP 61215606A JP 21560686 A JP21560686 A JP 21560686A JP S62125300 A JPS62125300 A JP S62125300A
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
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- F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/60—Steering arrangements
- F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
- F42B10/666—Steering by varying intensity or direction of thrust characterised by using a nozzle rotatable about an axis transverse to the axis of the projectile
-
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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】
［産業上の利用分野］
この発明は飛翔体の推進、制御、及び可転性を高める装
置に関し、特に着脱自在な推力方向制御ｉ構（ＴＶＭ）
に関するものである。
置に関し、特に着脱自在な推力方向制御ｉ構（ＴＶＭ）
に関するものである。
［従来の技術］
最大の謂のある飛翔体は、水力、気体圧力の、モータ・
ブリードの、電気的、あるいは他の出力源によって操縦
される空力表面により、制御されるものである。広く知
られているように、地上発射飛翔体の初期飛行中の低速
度によって、前記飛翔体（そのフィンを含む）の前記空
力表面は、前記飛翔体経路の制御に於ける有効性を限定
していた。
ブリードの、電気的、あるいは他の出力源によって操縦
される空力表面により、制御されるものである。広く知
られているように、地上発射飛翔体の初期飛行中の低速
度によって、前記飛翔体（そのフィンを含む）の前記空
力表面は、前記飛翔体経路の制御に於ける有効性を限定
していた。
推力方向制御（ＴＶＣ）技術は、前記初期発射期間中空
力制御を高めるために開発されると共に制御時撮を提供
するための流出伍を排出する前記飛翔体の再指示、また
は片寄りを一般的に含んでいる。＜Ｓｅｅ ｅ、（Ｉｔ
、、 ４，２７４，６１０． Ｂａ５ｔｉａｎ。
力制御を高めるために開発されると共に制御時撮を提供
するための流出伍を排出する前記飛翔体の再指示、また
は片寄りを一般的に含んでいる。＜Ｓｅｅ ｅ、（Ｉｔ
、、 ４，２７４，６１０． Ｂａ５ｔｉａｎ。
Ｊａｎ、 ２３．１９８１＞ 、特定のＴＶＣ技術は、
排出装置、この排出装置内部の流動性の揮発性の噴射、
前記排出装置を横切るスポイラ−・プレイドの位置、及
びジンバルされた推力チャンバに於いて制ｗｒｉｔの使
用を含んだ先行技術によって表される。
排出装置、この排出装置内部の流動性の揮発性の噴射、
前記排出装置を横切るスポイラ−・プレイドの位置、及
びジンバルされた推力チャンバに於いて制ｗｒｉｔの使
用を含んだ先行技術によって表される。
これらの技術は、飛翔体の本体自身または前記飛翔体の
排出装置の構造に主要な変形を要求すると共に操縦のた
めの主ロケット推力の消耗する部分の一般的な不利益を
有する。
排出装置の構造に主要な変形を要求すると共に操縦のた
めの主ロケット推力の消耗する部分の一般的な不利益を
有する。
［発明が解決しようとする問題点］
例え、１ａｕｄａｌ ４，０４４，９７０． 、Ａｕ
ｇ、３０．１９７７の完全な推力方向制御システムが、
上述の問題を確実に解決するために試みても、前記Ｍａ
ｕｄａｌシステムは前記主飛翔体推進システムにＬｌ＝
Ｌ実行するために設計されると共に前記飛翔体フィン（
゛尾部パネル”）に対してＩＬ１推力方向制御機構を要
求する。
ｇ、３０．１９７７の完全な推力方向制御システムが、
上述の問題を確実に解決するために試みても、前記Ｍａ
ｕｄａｌシステムは前記主飛翔体推進システムにＬｌ＝
Ｌ実行するために設計されると共に前記飛翔体フィン（
゛尾部パネル”）に対してＩＬ１推力方向制御機構を要
求する。
ＴＶＣの前記使用に対する交互性は、空中発射適用に於
けるものとして、前記要求された操縦を提供するために
適切である飛行空力のために、非常に早い高速度で前記
飛翔体をもたらし得る。陸地発射からこの接近の拒否的
な結果が、高い高度に迅速に達し得る前記飛翔体であり
、且つそれによる経験内容は照準の終結を打つための能
力を縮少する。加うるに、よりブーストなエネルギーは
、付加的な排出装置及び可能な宇宙塵雲に結合され及び
使用され得るもので、前記飛翔体のサインは増加し得る
。結果的に、発射の前記点での砲手の存続は減少し得る
。
けるものとして、前記要求された操縦を提供するために
適切である飛行空力のために、非常に早い高速度で前記
飛翔体をもたらし得る。陸地発射からこの接近の拒否的
な結果が、高い高度に迅速に達し得る前記飛翔体であり
、且つそれによる経験内容は照準の終結を打つための能
力を縮少する。加うるに、よりブーストなエネルギーは
、付加的な排出装置及び可能な宇宙塵雲に結合され及び
使用され得るもので、前記飛翔体のサインは増加し得る
。結果的に、発射の前記点での砲手の存続は減少し得る
。
上述の問題は、地上で発射された適用に於ける飛翔体の
ように使用するために、また望まれる高速度ブースト周
囲（例えば空対空）が設計された飛翔体のための推力方
向制御を提供するために望まれることが倍加されるもの
である。
ように使用するために、また望まれる高速度ブースト周
囲（例えば空対空）が設計された飛翔体のための推力方
向制御を提供するために望まれることが倍加されるもの
である。
［問題点を解決するための手段］
この発明に従って、相対的に費用のかからない、高能率
、着脱自在な推力方向制御ｉＩＩ機構（Ｔ Ｖ Ｍ ）
が、上述の問題を解決するために提供されるものである
。この発明は、前記航空機の推力を提供するための主推
進手段及び飛行中空力操縦性を提供する複数の可動フィ
ンを有するタイプの航空機により有益となる。この発明
は、初期発射期間中前記航空機の推力及び推力方向制御
を提供するために、動作可能である前記機構によって同
期した動作のために前記フィンに取付けられると共に、
搭載手段にピボット状に取付けられた補助推進手段、及
び前記航空機に接続された搭載手段とを具備する着脱自
在な推力方向制ｗＪＩａ橋である。この□横は、前記初
期期間の末端で前記航空機から離脱するために更に動作
可能なものである。
、着脱自在な推力方向制御ｉＩＩ機構（Ｔ Ｖ Ｍ ）
が、上述の問題を解決するために提供されるものである
。この発明は、前記航空機の推力を提供するための主推
進手段及び飛行中空力操縦性を提供する複数の可動フィ
ンを有するタイプの航空機により有益となる。この発明
は、初期発射期間中前記航空機の推力及び推力方向制御
を提供するために、動作可能である前記機構によって同
期した動作のために前記フィンに取付けられると共に、
搭載手段にピボット状に取付けられた補助推進手段、及
び前記航空機に接続された搭載手段とを具備する着脱自
在な推力方向制ｗＪＩａ橋である。この□横は、前記初
期期間の末端で前記航空機から離脱するために更に動作
可能なものである。
上述の発明の利用状態は、低速での望ましい操縦、特別
に初期発射及びピッチオーバの間にわたって余裕を見て
いる。更に、この新しい推力方向制御機構は、前記主モ
ータ燃料を保存し、それによって飛翔体の範囲は有効に
増加すると共に飛翔体の発射サインを縮少する。前記発
明は、低コストで、低速度発射（面）適用に初期高速度
発射（空対空）飛翔体を変えるため、及び推力方向制御
を果たすために処置可能な機構をも可能にする。
に初期発射及びピッチオーバの間にわたって余裕を見て
いる。更に、この新しい推力方向制御機構は、前記主モ
ータ燃料を保存し、それによって飛翔体の範囲は有効に
増加すると共に飛翔体の発射サインを縮少する。前記発
明は、低コストで、低速度発射（面）適用に初期高速度
発射（空対空）飛翔体を変えるため、及び推力方向制御
を果たすために処置可能な機構をも可能にする。
更に、上述の発明は、前記航空機の排出ｉｎまたは本体
にどのような主要な変形も形成することなしに果たされ
るものである。前記発明はまた、前記主飛行期間中、前
記航空機の前記推力方向制御機構の空力特性、及び前記
難点である重量を除去するものである。
にどのような主要な変形も形成することなしに果たされ
るものである。前記発明はまた、前記主飛行期間中、前
記航空機の前記推力方向制御機構の空力特性、及び前記
難点である重量を除去するものである。
［実施例］
以下図面を参照してこの発明の一実施例を説明する。第
１図はこの発明の分解組立て斜視図を示すもので、この
発明に従った飛翔体６．は、標準弾＠瑞１Ｑ及び推進端
１２を有する円筒形の飛翔体重体８から成る。前記主推
進手段１４は、前記推進（後方）端１２であり、且つ、
飛行任務が発射された所望の表面または空対空をなし遂
げるために十分な設計の主ロケット・エンジンである。
１図はこの発明の分解組立て斜視図を示すもので、この
発明に従った飛翔体６．は、標準弾＠瑞１Ｑ及び推進端
１２を有する円筒形の飛翔体重体８から成る。前記主推
進手段１４は、前記推進（後方）端１２であり、且つ、
飛行任務が発射された所望の表面または空対空をなし遂
げるために十分な設計の主ロケット・エンジンである。
前記飛翔体はまた、ハードウェア及びソフトウェアの代
表的な組合わせである飛翔体υＩｔ１１回路構成に応じ
たサーボ機構によって作動する制御フィン２０．２２．
２４．２６を有する。
表的な組合わせである飛翔体υＩｔ１１回路構成に応じ
たサーボ機構によって作動する制御フィン２０．２２．
２４．２６を有する。
第１図に示すように、好ましい実施例に於いて、前記着
脱自在な推力方向制御ｌ１機構は、前記飛翔体の前記４
つの制御フィン２０．２２．２４．２６の下部に配列さ
れ、モして゛′Ｖクリップ゛５０．５２．５４．５６に
よって前記フィンに接続された“Ｃ°゛リング４０に搭
載された４つの小モータ３０．３２．３４．３６から成
るもので、例え侵に述べられる前記状態の下部で自動的
分離の可能な、どの接続手段でも満足できる。前記モー
タは、前記“Ｃ１１リング４０または他の搭載手段の使
用によって前記飛翔体の後方端について配列されると共
に、更に互いに接続されることができるものである。前
記Ｃリングは、前記飛翔体の後方端の船尾型弾尾形状に
従う。前記モータは、前記制御表面軸に対する垂直面に
於いて、旋回できるそれらのために前記クリップによっ
て前記Ｃリングに取付けられるものである。前記推進力
は、前記飛翔体の船尾型弾尾の中及び前記リングに対す
る前記旋回によって動かされる前記モータによって作り
出される。前記リングは、（１）＃記フィンとクリップ
間の固有の接触を高めるため、（２）単一様式に於いて
解放するために前記制御モータを引起こすため、そして
（３）その後方端によって前記飛翔体重体に前記モータ
カを伝えるために、役立つものである。前記Ｃリングが
前記船尾型弾尾に゛キー・アブツツ″されると、例えば
一致した取付け（機械的でない）であるが、それが回転
しないように゛′固定される″ものである。
脱自在な推力方向制御ｌ１機構は、前記飛翔体の前記４
つの制御フィン２０．２２．２４．２６の下部に配列さ
れ、モして゛′Ｖクリップ゛５０．５２．５４．５６に
よって前記フィンに接続された“Ｃ°゛リング４０に搭
載された４つの小モータ３０．３２．３４．３６から成
るもので、例え侵に述べられる前記状態の下部で自動的
分離の可能な、どの接続手段でも満足できる。前記モー
タは、前記“Ｃ１１リング４０または他の搭載手段の使
用によって前記飛翔体の後方端について配列されると共
に、更に互いに接続されることができるものである。前
記Ｃリングは、前記飛翔体の後方端の船尾型弾尾形状に
従う。前記モータは、前記制御表面軸に対する垂直面に
於いて、旋回できるそれらのために前記クリップによっ
て前記Ｃリングに取付けられるものである。前記推進力
は、前記飛翔体の船尾型弾尾の中及び前記リングに対す
る前記旋回によって動かされる前記モータによって作り
出される。前記リングは、（１）＃記フィンとクリップ
間の固有の接触を高めるため、（２）単一様式に於いて
解放するために前記制御モータを引起こすため、そして
（３）その後方端によって前記飛翔体重体に前記モータ
カを伝えるために、役立つものである。前記Ｃリングが
前記船尾型弾尾に゛キー・アブツツ″されると、例えば
一致した取付け（機械的でない）であるが、それが回転
しないように゛′固定される″ものである。
前記フィンがプラスあるいはマイナス２３°の範囲で移
動されると、前記モータはこれに連合してプラスあるい
はマイナス２３°の範囲に動き、そして２つの力の成分
のうち１つは前記翔体軸に対して垂直で、且つ１つは前
記軸に平行に発生される。前記垂直の力は、前記航空機
飛行姿勢の制御に使用される前記航空機（前記モータの
ための本来の目的）の横揺れ及び縦揺れの時機を作り出
す。前記軸の力は、前記飛翔体船尾型弾尾に反して上等
の前記搭載リングを保つための必要な前記力を供給する
ためにより重要であるが、航空機加速度を作り出す。前
記力は、前記モータに取付けられた前記クリップを通っ
て、前記ｔｉｌｌ ｔｅｌフィンから達する前記モータ
を回転させるために要求されたものである。前記クリッ
プは、前記制御フィンの翼の後縁に矛盾のない切換装置
を有する。
動されると、前記モータはこれに連合してプラスあるい
はマイナス２３°の範囲に動き、そして２つの力の成分
のうち１つは前記翔体軸に対して垂直で、且つ１つは前
記軸に平行に発生される。前記垂直の力は、前記航空機
飛行姿勢の制御に使用される前記航空機（前記モータの
ための本来の目的）の横揺れ及び縦揺れの時機を作り出
す。前記軸の力は、前記飛翔体船尾型弾尾に反して上等
の前記搭載リングを保つための必要な前記力を供給する
ためにより重要であるが、航空機加速度を作り出す。前
記力は、前記モータに取付けられた前記クリップを通っ
て、前記ｔｉｌｌ ｔｅｌフィンから達する前記モータ
を回転させるために要求されたものである。前記クリッ
プは、前記制御フィンの翼の後縁に矛盾のない切換装置
を有する。
発射に対する先行の垂直の動作に於いて、前記飛翔体は
陸地発射あるいは海洋発射のためのランチ・チューブ輸
送袋ｆｉ６０で運ばれることができる。
陸地発射あるいは海洋発射のためのランチ・チューブ輸
送袋ｆｉ６０で運ばれることができる。
第２図に示すように、前記ランチ・チューブは、閉じら
れた砲尾端６４及び砲口端６２を有する。前述のように
、前記ＴＶＭは自動的分離の可能な他の適当な搭載手段
、またはＣリングによって前記飛翔体の後方端に取付け
られた４つの小マイクロ・モータから成る。好ましい実
施例に於いて、クリップは前記フィンの前記移動軸に沿
うであろう前記モータの発進指示のために、前記Ｃリン
グにピボット状に接続されるものでもあると共に、前記
フィンの下部で外れるものである。最初に前記ランチ・
チューブに於いて収容することは、前記弾底板６６が更
に機械的取付けせずに前記フィン（折りたたまれている
）と前記クリップ間の前記接触を維持するもので、そし
てこの接触は前記マイクロ・モータの上昇推力によって
初期発射の間保持されるものである。
れた砲尾端６４及び砲口端６２を有する。前述のように
、前記ＴＶＭは自動的分離の可能な他の適当な搭載手段
、またはＣリングによって前記飛翔体の後方端に取付け
られた４つの小マイクロ・モータから成る。好ましい実
施例に於いて、クリップは前記フィンの前記移動軸に沿
うであろう前記モータの発進指示のために、前記Ｃリン
グにピボット状に接続されるものでもあると共に、前記
フィンの下部で外れるものである。最初に前記ランチ・
チューブに於いて収容することは、前記弾底板６６が更
に機械的取付けせずに前記フィン（折りたたまれている
）と前記クリップ間の前記接触を維持するもので、そし
てこの接触は前記マイクロ・モータの上昇推力によって
初期発射の間保持されるものである。
前記チューブ６０の前記砲尾端６４は閉じられているも
ので、且つ前記表面、アーム、及び前記マイクロ・モー
タのための点火装置システムを含んでいる。点火装置に
よって、前記マイクロ・モータは、前記チューブの前記
砲尾端６４に於ける共通のチャンバ６８の中へ弾底板６
６を通って点火及び排出される。前記排出装置は、前記
砲尾端に圧力をかけると共にそれによって前記ランチ・
チューブの前記砲口端６２から外へ前記飛翔体を加速す
る。前記好ましい実施例によって、前記弾底板６６は前
記チューブを出る前記飛翔体として前記チューブの砲口
端６２によって放たれるべく設計されるものである。
ので、且つ前記表面、アーム、及び前記マイクロ・モー
タのための点火装置システムを含んでいる。点火装置に
よって、前記マイクロ・モータは、前記チューブの前記
砲尾端６４に於ける共通のチャンバ６８の中へ弾底板６
６を通って点火及び排出される。前記排出装置は、前記
砲尾端に圧力をかけると共にそれによって前記ランチ・
チューブの前記砲口端６２から外へ前記飛翔体を加速す
る。前記好ましい実施例によって、前記弾底板６６は前
記チューブを出る前記飛翔体として前記チューブの砲口
端６２によって放たれるべく設計されるものである。
館記飛翔体が予め定められた期間の上昇を進めた後、（
およそ０．２４秒）前記ランチ・チューブが取除かれて
前記フィンは広げられる。その後、前記フィンは前記小
モータの推力の前記指示を変化する回転に於いて移動さ
れるもので、それは略０．７２秒後のピッチオーバに於
いて結局、そして操縦に於いて結果とされる。前記フィ
ンは、ハードウェア及びソフトウェアを含んでもよい前
記標準飛翔体制御回路構成によって制■されたサーボ機
構（図示せず）により一列にされる。
およそ０．２４秒）前記ランチ・チューブが取除かれて
前記フィンは広げられる。その後、前記フィンは前記小
モータの推力の前記指示を変化する回転に於いて移動さ
れるもので、それは略０．７２秒後のピッチオーバに於
いて結局、そして操縦に於いて結果とされる。前記フィ
ンは、ハードウェア及びソフトウェアを含んでもよい前
記標準飛翔体制御回路構成によって制■されたサーボ機
構（図示せず）により一列にされる。
略１．３２秒後、前記主モータは点火され、その後前記
飛翔体は迅速に速度を捕える。前記フィン上の前記空中
の空力活性による十分な制御は、前記好ましい実施例に
於いて、およそ１．９２秒で達成されるものである。前
記小モータは、現在達せられた４３１フイ一ト／秒のよ
うな速度を有し得る前記飛翔体及びこの時間によって殆
んど燃え尽くされるか燃え尽くされたこれらの推進燃料
のために、設計され得るものである。主モータ推力のこ
のレベルは、前記ＴＶＭから離れて前記飛翔体が十分に
加速されるもので、それは前記マイクロ・モータ（その
時殆んど消費した）の前記上昇推力及び前記飛翔体（そ
の時前記主推進モータによって迅速に克服する）の前記
相殺重量によって単にこの点で水平面に抑制される。例
え前記好ましい実施例での前記Ｃリングが、それに接続
されるべく設計されたもので、そしてそれから自動的に
離脱し、機械的活性のない前記飛翔体の後方端であって
も、例えば、それは使用され得る上記種々の搭載手段が
見え、より機械化された取付け方法に伴って、または接
続と分離のための構造またはより精巧な電気Ｒ穢的筋書
きに伴ってである。
飛翔体は迅速に速度を捕える。前記フィン上の前記空中
の空力活性による十分な制御は、前記好ましい実施例に
於いて、およそ１．９２秒で達成されるものである。前
記小モータは、現在達せられた４３１フイ一ト／秒のよ
うな速度を有し得る前記飛翔体及びこの時間によって殆
んど燃え尽くされるか燃え尽くされたこれらの推進燃料
のために、設計され得るものである。主モータ推力のこ
のレベルは、前記ＴＶＭから離れて前記飛翔体が十分に
加速されるもので、それは前記マイクロ・モータ（その
時殆んど消費した）の前記上昇推力及び前記飛翔体（そ
の時前記主推進モータによって迅速に克服する）の前記
相殺重量によって単にこの点で水平面に抑制される。例
え前記好ましい実施例での前記Ｃリングが、それに接続
されるべく設計されたもので、そしてそれから自動的に
離脱し、機械的活性のない前記飛翔体の後方端であって
も、例えば、それは使用され得る上記種々の搭載手段が
見え、より機械化された取付け方法に伴って、または接
続と分離のための構造またはより精巧な電気Ｒ穢的筋書
きに伴ってである。
どのようなレートでも、前記飛翔体の後はその飛行の前
記初期の発射期間を越えるもので、前記ＴＶＭは分離で
き、そして前記飛翔体はその垂直動作に於けるように飛
行してもよい。それは、前記小モータの固有の設計によ
って見ることができるもので、固有のフィンの動きと一
緒に、初期推力及び推力方向制御は、前記主モータ点火
時間に於ける前記点での射程に沿った位置、及び前記飛
翔体の飛行姿勢を最も効果的にするために果たされるこ
とができるものである。次には、このような最も効果的
なものは前記飛翔体の内側の範囲の境界線を最小にし、
それに相応する外側の範囲の境界線を最大にし、且つ前
記飛翔体のハードウェア自身にどの主要な構造上の変更
なしでも前記初期飛翔体サインが減少する。
記初期の発射期間を越えるもので、前記ＴＶＭは分離で
き、そして前記飛翔体はその垂直動作に於けるように飛
行してもよい。それは、前記小モータの固有の設計によ
って見ることができるもので、固有のフィンの動きと一
緒に、初期推力及び推力方向制御は、前記主モータ点火
時間に於ける前記点での射程に沿った位置、及び前記飛
翔体の飛行姿勢を最も効果的にするために果たされるこ
とができるものである。次には、このような最も効果的
なものは前記飛翔体の内側の範囲の境界線を最小にし、
それに相応する外側の範囲の境界線を最大にし、且つ前
記飛翔体のハードウェア自身にどの主要な構造上の変更
なしでも前記初期飛翔体サインが減少する。
例えこれらがこの発明の上述の特定の例を説明している
ものであっても、この発明の明らかな多くの変形及び変
化は軽微な上述の教えに於いて可能とされ、そしてそれ
は前記間らかにされた発明の範囲内で理解されるもので
ある。故に、どの、そして全ての変形、変化あるいは同
等の配列は前記特許請求の範囲に記されるように、この
発明の範囲内で考えられるべく当業者によって生ぜられ
るものである。
ものであっても、この発明の明らかな多くの変形及び変
化は軽微な上述の教えに於いて可能とされ、そしてそれ
は前記間らかにされた発明の範囲内で理解されるもので
ある。故に、どの、そして全ての変形、変化あるいは同
等の配列は前記特許請求の範囲に記されるように、この
発明の範囲内で考えられるべく当業者によって生ぜられ
るものである。
［発明の効果］
以上のようにこの発明によれば、地上で発射された適用
に於ける飛翔体のように使用するために、また望まれる
志速度ブースト周囲（例えば空対空）が設計された飛翔
体のための推力方向制御を提供するもので、相対的に費
用のかからない、高能率、ｌｌｌ１５２自在な推力方向
制御機構（ＴＶＭ）が提供され、前記航空機の推力を提
供するための主推進手段及び飛行中空力操縦性を提供す
る複数の可動フィンを有するタイプの航空機により有益
とされるものである。
に於ける飛翔体のように使用するために、また望まれる
志速度ブースト周囲（例えば空対空）が設計された飛翔
体のための推力方向制御を提供するもので、相対的に費
用のかからない、高能率、ｌｌｌ１５２自在な推力方向
制御機構（ＴＶＭ）が提供され、前記航空機の推力を提
供するための主推進手段及び飛行中空力操縦性を提供す
る複数の可動フィンを有するタイプの航空機により有益
とされるものである。
第１図はこの発明の一実施例に係る方向制御機構を有す
る飛翔体の分解組立て斜視図、第２図は第１図の飛翔体
及び代表的な飛翔体ランチ・チューブの縦断面図である
。 ６・・・飛翔体、１２・・・推進端、１４・・・主推進
手段、２０．２２．２４．２６・・・制御フィン、３０
．３２．３４．３６・・・モータ。
る飛翔体の分解組立て斜視図、第２図は第１図の飛翔体
及び代表的な飛翔体ランチ・チューブの縦断面図である
。 ６・・・飛翔体、１２・・・推進端、１４・・・主推進
手段、２０．２２．２４．２６・・・制御フィン、３０
．３２．３４．３６・・・モータ。
Claims (26)
- （１）（ａ）飛行中空力操縦性を提供する複数の可動フ
ィンと、 （ｂ）航空機に推力を提供するための主推進手段と、 を有するタイプの航空機のために、 （ａ）前記航空機に接続するための搭載手段と、 （ｂ）同期した動作のために前記フィンに取付けられる
と共に前記搭載手段にピボット状に取付けられる補助推
進手段とを具備する推力方向制御機構であって、 この機構は初期発射期間中前記航空機の推力方向制御及
び推力を提供するために動作可能であることを特徴とす
る推力方向制御機構。 - （２）前記機構は初期発射期間後に前記航空機から自動
的に離脱するために更に適合されることを特徴とする特
許請求の範囲第１項記載の機構。 - （３）前記搭載手段は前記主推進手段としての前記同様
の推力の進路に沿って前記航空機に対する前記補助推進
手段により提供された前記推力を伝達するために適合さ
れることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の機構
。 - （４）前記機構は機械的作用なしに前記航空機から離脱
されると共に接続されることを特徴とする特許請求の範
囲第１項記載の機構。 - （５）飛翔体飛行中空力操縦性を提供する複数の可動フ
ィンを有する主飛翔体本体と、前記飛翔体に推力を提供
するための前記飛翔体の後方端にの主推進手段とを具備
し、 （ａ）航空機に接続された搭載手段と、 （ｂ）同期した動作のために前記フィンに取付けられる
と共に前記搭載手段にピボット状に取付けられる補助推
進手段と、 を有する推力方向制御機構であって、 この機構は初期発射期間中前記飛翔体の推力方向制御及
び推力を提供するために動作可能であることを特徴とす
る飛翔体。 - （６）前記機構は初期発射期間後に前記飛翔体から自動
的に離脱するために更に適合されることを特徴とする特
許請求の範囲第５項記載の機構。 - （７）前記搭載手段は前記後方端によって前記飛翔体に
対する前記補助推進手段により提供された前記推力を伝
達するために更に適合されることを特徴とする特許請求
の範囲第５項記載の飛翔体。 - （８）前記機構は機械的作用なしに前記飛翔体から離脱
すると共に接続されることを特徴とする特許請求の範囲
第５項記載の飛翔体。 - （９）前記搭載手段は前記後方端と隣接するキーとなる
Ｃ−リングから成ることを特徴とする特許請求の範囲第
５項記載の飛翔体。 - （１０）前記補助推進手段は複数のロケット・モータか
ら成ることを特徴とする特許請求の範囲第５項記載の飛
翔体。 - （１１）前記機構は前記補助推進手段のロケット燃料焼
失点に従って同時に前記飛翔体から離脱することを特徴
とする特許請求の範囲第５項記載の飛翔体。 - （１２）飛行中空力操縦性を提供する可動フィン及び飛
翔体の後方端の主推進手段を有するタイプの飛翔体のた
めに、 （ａ）前記飛翔体に接続するための搭載手段と、 （ｂ）同期した動作のための前記フィンに取付けられる
と共に前記搭載手段にピボット状に取付けられる補助推
進手段とを具備する初期推進期間中推力方向制御及び推
力を提供するための着脱自在な推力方向制御機構であっ
て、前記搭載手段は初期発射期間後に前記飛翔体から前
記機構が自動的に離脱するために適合されることを特徴
とする着脱自在な推力方向制御機構。 - （１３）前記搭載手段は後方端によって前記飛翔体に対
する前記補助推進手段により提供された前記推力を伝達
するために更に適合されることを特徴とする特許請求の
範囲第１２項記載の機構。 - （１４）前記搭載手段は前記後方端と隣接するキーとな
るＣ−リングを含むことを特徴とする特許請求の範囲第
１２項記載の機構。 - （１５）前記補助推進手段は複数のロケット・モータか
ら成ることを特徴とする特許請求の範囲第１２項記載の
機構。 - （１６）前記搭載手段は前記モータと前記フィン間に回
り接触を提供するための複数のＶ−クリップを含むこと
を特徴とする特許請求の範囲第１２項記載の機構。 - （１７）前記機構は前記補助推進手段のロケット燃料焼
失点に従つて同時に前記飛翔体から自動的に離脱するこ
とを特徴とする特許請求の範囲第１２項記載の機構。 - （１８）前記機構は機械的作用なしに前記飛翔体から離
脱すると共に接続されるべく適合されることを特徴とす
る特許請求の範囲第１２項記載の機構。 - （１９）空力操縦性を提供する可動フィン及び主推進手
段を有するタイプの飛翔体であって、（ａ）この飛翔体
に接続するための搭載手段と、 （ｂ）予め定められた飛行姿勢及び位置に到達する前方
に活性化される前記主推進手段まで推力方向制御及び初
期推力を提供するために前記搭載手段にピボット状に取
付けられる補助推進手段と、 を具備することを特徴とする飛翔体の範囲を最大限に活
用するための機構。 - （２０）前記搭載手段は前記予め定められた飛行姿勢及
び位置の前記飛翔体から前記機構を自動的に離脱するた
めに適合されることを特徴とする特許請求の範囲第２０
項記載の機構。 - （２１）前記搭載手段は前記補助推進手段のロケット燃
料焼失点に従って同時に前記飛翔体から自動的に離脱す
ることを特徴とする特許請求の範囲第１９項記載の機構
。 - （２２）前記搭載手段は前記後方端によって前記飛翔体
に対する前記補助推進手段により提供された前記推力を
伝達するために適合されることを特徴とする特許請求の
範囲第１９項記載の機構。 - （２３）初期発射期間中推力方向制御及び初期推力を提
供するために補助推進手段を使用する飛翔体を発射する
と共に操縦する第１の工程と、予め定められた飛行姿勢
及び位置に到達する以前に前記補助推進手段を使用する
ことによって前記初期期間中前記照準の範囲の方へ渡っ
て前記飛翔体をピッチする第２の工程と、 前記残りの前記飛行の間前記照準に対する前記飛翔体を
飛行するために前記主推進手段を活性化する第３の工程
と、 から成ることを特徴とする照準に対する飛翔体の飛行方
法。 - （２４）前記第３の工程に従って同時に前記飛翔体から
前記補助推進手段を自動的に切り離す第４の工程を更に
具備することを特徴とする特許請求の範囲第２３項記載
の方法。 - （２５）主推進手段を有するタイプの飛翔体である飛翔
体の発射サインを縮少させる方法であって、 前記飛翔体に対して分離した低いサイン補助推進手段を
接続する第１の工程と、 推力方向制御及び初期推力を提供するための前記補助推
進手段を使用する前記飛翔体を発射させる第２の工程と
、 前記補助推進手段を使用する予め定められた位置及び飛
行姿勢に前記飛翔体を飛行させる第３の工程と、 前記照準に前記飛翔体が飛行するために前記予め定めら
れた距離及び高度に到達した後に前記主推進手段を活性
化する第４の工程と、 を具備することを特徴とする方法。 - （２６）第４の工程に従って同時に前記飛翔体から前記
補助推進手段を自動的に切り離す第５の工程を更に具備
することを特徴とする特許請求の範囲第２５項記載の方
法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US80144585A | 1985-11-25 | 1985-11-25 | |
| US801445 | 1985-11-25 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62125300A true JPS62125300A (ja) | 1987-06-06 |
| JP2593454B2 JP2593454B2 (ja) | 1997-03-26 |
Family
ID=25181115
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61215606A Expired - Lifetime JP2593454B2 (ja) | 1985-11-25 | 1986-09-12 | 飛翔体用の着脱自在な推力方向制御機構 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0227211B1 (ja) |
| JP (1) | JP2593454B2 (ja) |
| KR (1) | KR930002105B1 (ja) |
| DE (1) | DE3678542D1 (ja) |
| IL (1) | IL79864A (ja) |
| NO (1) | NO162583C (ja) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2272047B (en) * | 1989-12-14 | 1994-07-27 | British Aerospace | Stand-off weapons |
| IL115749A (en) * | 1994-10-27 | 2000-02-29 | Thomson Csf | Missile launching and orientating system |
| DE19828645C1 (de) * | 1998-06-26 | 1999-11-18 | Buck Werke Gmbh & Co I K | Flugkörper zur Bekämpfung feststehender und/oder beweglicher Ziele |
| KR101159648B1 (ko) * | 2011-07-29 | 2012-06-25 | 삼성탈레스 주식회사 | 제트엔진이 탑재된 미사일 기만기 |
| FR2997179B1 (fr) * | 2012-10-22 | 2015-01-16 | Roxel France | Dispositif combine de pilotage de trajectoire et de reduction de trainee. |
| WO2023152484A1 (en) * | 2022-02-10 | 2023-08-17 | Mbda Uk Limited | Apparatus for providing an interface between a missile and a launch platform |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4044970A (en) * | 1975-08-08 | 1977-08-30 | General Dynamics Corporation | Integrated thrust vector aerodynamic control surface |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1125143A (fr) * | 1955-04-27 | 1956-10-24 | Artifices Titan Soc D | Fusée à propulseur larguable |
| US3224370A (en) * | 1959-07-27 | 1965-12-21 | Curtiss Wright Corp | Booster rocket |
| US3067682A (en) * | 1960-02-18 | 1962-12-11 | Aerojet General Co | Gyro pull rocket |
| GB1269272A (en) * | 1968-06-06 | 1972-04-06 | Messeschmitt Bolkow Blohm Gmbh | Improvements in multi-stage rockets |
| DE2721656A1 (de) | 1977-05-13 | 1978-11-16 | Ver Flugtechnische Werke | Stellanordnung zur steuerung von flugkoerpern |
| US4364530A (en) * | 1980-09-08 | 1982-12-21 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Propulsion/control modular booster |
| DE3133339A1 (de) * | 1981-08-22 | 1983-03-10 | Vereinigte Flugtechnische Werke Gmbh, 2800 Bremen | "unbemannter, aus einem transportbehaelter zu startender flugkoerper" |
-
1986
- 1986-08-27 IL IL7986486A patent/IL79864A/en not_active IP Right Cessation
- 1986-08-28 NO NO863455A patent/NO162583C/no not_active IP Right Cessation
- 1986-09-02 DE DE8686306764T patent/DE3678542D1/de not_active Expired - Fee Related
- 1986-09-02 EP EP86306764A patent/EP0227211B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1986-09-12 JP JP61215606A patent/JP2593454B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1986-09-20 KR KR1019860007884A patent/KR930002105B1/ko not_active IP Right Cessation
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4044970A (en) * | 1975-08-08 | 1977-08-30 | General Dynamics Corporation | Integrated thrust vector aerodynamic control surface |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| NO162583C (no) | 1990-01-17 |
| NO863455D0 (no) | 1986-08-28 |
| DE3678542D1 (de) | 1991-05-08 |
| NO162583B (no) | 1989-10-09 |
| KR870005231A (ko) | 1987-06-05 |
| IL79864A (en) | 1994-05-30 |
| EP0227211B1 (en) | 1991-04-03 |
| JP2593454B2 (ja) | 1997-03-26 |
| KR930002105B1 (ko) | 1993-03-26 |
| IL79864A0 (en) | 1986-11-30 |
| EP0227211A1 (en) | 1987-07-01 |
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