KR870000134B1 - 로케트 비행체 및 이를 조정하는 방법 - Google Patents

로케트 비행체 및 이를 조정하는 방법 Download PDF

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Abstract

내용 없음.

Description

로케트 비행체 및 이를 조정하는 방법
제1도는 수평이동이 요망될 때 비행하중의 균형이 어떻게 이루어지는가를 보인 개략도.
제2도는 비행체 축에 대한 태브(tab)의 바람직한 배열을 보인 비행체의 개략도.
제3도는 노즐 주위에 배열된 램프 태브(ramp tab)와 베인 태브(Vane tab)를 보인 로케트의 배면도.
제4도는 램프태브 장착 및 작동 수단을 설명한 로케트의 후단부의 종축중심 단면도.
제5도는 베인태브와 그들의 장착 및 작동 수단만을 보이는 제3도와 유사한 배면도.
제6도는 변형 형태의 단 하나의 램프태브를 보이는 제4도와 유사한 종축 단면도.
제7도는 여러개의 태브가 어떻게 조정되는가를 보인 볼록선도.
본 발명은 지구의 대기권에서 제어운동 할수 있는 비행체에 관한 것이다. 비행체는 수직면 및 수평면의 안정한 운전을 하도록 기체에 고정된 단일의 고체 또는 액체추진 로케트엔진을 사용한다. 이 비행체는 날개 또는 핀(fin)같은 어떠한 부품도 없으며 단지 제어 부품으로는 노즐 분출구내에 조정면이 있다.
많은 로케트는 소정의 비행경로를 운항하는데 필요한 추력벡터(vector)와 회전조정을 하도록 형상이 다양한 자유자제한 노즐, 스포일러 태브와 베인태브들로 장치된다. 주로 이러한 것들은 고속 비행체에서 때때로 가속단계중에만 사용된다. 이 비행체의 주 이동방향은 로케트 노출축을 따라서이다.
본 발명의 목적은 주비행체축이 수직 또는 수직에 가깝게 저속 수평비행을 달성하는데 있으며, 추력의 수직분력은 수직이동을 하게 하고 비행체를 소정높이로 지지토록 한다. 통상적인 비행경로는 소정높이까지 상승된 다음 수평면내에서 제어된 자세한 비행경로를 따르게 되며, 필요에 따라 하강 조정할 수도 있다.
본 발명의 목적은 비행체의 자세한 비행하중의 균형을 이루도록 매우 정밀하게 조정되기만 하면 달성된다. 이러한 조정을 달성하는 방법은 소정의 비행에 명목상 소요되는 것 이상의 초과된 추력을 제공하고 노즐 분출류내에 삽입된 태브와 베인의 조합체를 사용하여 자동 조정장치(autopilot)의 조정하에서 추력을 효과적으로 조정하는 것이다.
태브와 베인을 조정작동시키면 네개의 성분 제어 계통, 즉 비행체의 세개축과 추력의 크기에 대한 모우먼트(moment)가 제공된다. 소정의 비행로(flight profile)는 이후 기술되는 바와 같이 노즐 분출구 둘레에 대칭적으로 배열된 램프태브를 최소한 3개를 사용하므로서 달성될 수 있다. 비행체의 기수는 한쌍의 베인태브에 의하여 조정된다.
본 발명에 따른 로케트 비행체를 조정하는 방법은, 양력과 방향을 조정하도록 대칭으로 일정간격 이격된 스포일러 램프태브를 제트 분출류속으로 집단적으로 또는 차동적으로 돌출시키고, 이와는 달리 비행체 종축에 대한 회전을 조정하도록 그와 반대방향 회전 발생 베인태브를 배출류로 돌출시키는 것으로 구성되어 있다.
양력이 조정되고 회전이 보정된 로케트 비행체는, 배출 노즐로부터 분출류 속으로 돌출하되, 스포일러와 비행자세를 효과적으로 유지하도록 분출류에 대하여 후방으로 경사지게 비행체에 설치된 일련의 대칭으로 일정간격 이격된 스포일러 램프태브, 및 어느 하나의 베인 태브가 분출류로 돌출되면 비행체 종축에 대하여 일방향 또는 타측 방향으로 회전이 일어나도록 각을 이룬 회전 발생 베인 태브들로 이루어져 있다.
본 발명을 첨부 도면에 의거하여 상세히 설명하면 다음과 같다.
제1도는 비행하중를 나타내는데, 비행하중은
(가) 비행체 무게중심(CG)으로부터 축을 따라 수직으로 작용하는 비행체 무게(W)
(나) 압력의 중심을 통하여 비행체 중심선(CL)에 대하여 수직으로 작용하는 풍력(WF)(이 힘은 대기권에서 비행체의 수평이동에 대한 저항이다).
(다) 비행체 중심선에 대하여 적은 각도로 작용하는 순수한 엔진추력(T)등이 있다.
비행하중의 균형은 추력의 수평 분력(HT)이 풍력의 수평분력(HF)과 일치할 때까지 소정의 공기 속도로 비행체(1)를 경사지게 하므로서 이루어진다. 이러한 위치에서 균형을 이루기 위하여 추력의 수직분력(VT)은 풍력의 수직 분력(VF)을 뺀 무게와 같도록 조정되야 하고 또한 추력선의 방향을 풍력의 모우먼트를 무게 중심(CG)에 대하여 균형을 이루도록하는 모우먼트를 제공하여야 한다.
따라서, 소정속도의 수평비행을 하기 위하여, 추력의 크기와 방향은 물론 비행체 자세(수직에 대한 경각)도 설정되고 조정되야 한다.
이는 특히 제2도에 도시한 바와같이 로케트 비행체 양력을 제어하기 위하여 로케트 비행체(1)의 분출류(E)속에서 다양한 거리 또는 다양한 각도로 돌출배열된 최소한 3개의 램프 태브(R1,R2및 R3) 및 스핀축(SA)에 대하여 로케트 비행체의 방향을 조정하는 배인 태브 조립체(V1및 V2)를 사용하므로서 달성된다.
여러개의 램프태브 배열은 가급적 비행체(1)의 분출 노즐(2)로부터 분출류(E)에 대하여 후방으로 경사지게 도시된 3개가 대칭으로 일정한 간격 이격된 램프태브(R1,R2및 R3)로 구성되며, 스포일러로서 작용한다, 램프태브(R1, R2및 R3)는 스핀축(spin axis)과 각기 다른축 죽 횡전축(roll axis)(RA) 및 피치축(pitch axis)(PA)에 대해 수직인 축에 대한 회전을 조정한다.
스핀축(SA)에 대한 회전은, 뒤로 제쳐진 전연이 형성되어 있고 램프태브(R1)에 대하여 대칭으로 위치된 두개의 베인태브(V1및 V2)에 의하여 이루어지며, 이들 베인태브(V1및 V2)는 통상 분출류(E)의 외측에 외치되나, 어느 하나의 베인태브가 소정 각도로 분출류속으로 돌출하도록 이동될 수 있고, 베인태브(V1및 V2)는 그중 어느 하나가 스핀축(SA)에 대하여 시계 방향으로 회전하도록 하고 다른것이 스핀축에 대하여 시계 반대방향으로 회전하도록 하게 하는 방식으로 스핀축(SA)에 대하여 각도를 이루고 있다. 제3도에 도시된 바와 같이, 베인태브(V1및 V2)는 분출류(E) 외측에서 비행체(1)의 동체에 대하여 피벗으로 회전되게 연결된 링(3)에 설치될 수 있으며, 프레임상의 피벗(4)은 램프태브(R1)에 대하여 중앙에 있게된다.
이들은 독립적으로 작동될 수 있거나 또는 각도를 변화시키는 수단이 설치된 단일 베인태브가 사용될 수 있다.
각각의 램프태브(R1, R2및 R3)는 전기 모우터에 의하여 대략 태브의 경사 방향을 따라 분출류속으로 이동되는데, 이는 선형이동에 의하여 이루어질 수 있으나 각 태브에 대한 가스압력 하중이 피벗(6)에 지지되는 지지아암(5)(제4도)을 회전시키므로 바람직하게 이루어질 수 있다. 따라서 태브에 대한 가스압력 하중은 로케트 또는 비행체의 동체에 전달되며, 작동 하중은 적게 유지된다.
베인태브(V1및 V2)는 비행기(1)의 동체에 피벗으로 연결된 전기 모우터(7)에 의하여 이동되고, 작동봉(8)은 비펏 핀(9)에 의하여 링(3)에 연결되어 있는 반면에, 램프태브(R1, R2및 R3)는 각 램프태브 마디에 있는 모우터(10)에 의하여 이동되며, 모우터의 작동봉(11)은 피벗핀(12)에 의하여 램프태브를 지지하는 아암(5)에 연결되어 있다.
작동시, 램프태브가 분출류로 삽입되면 분출류의 경계와 태브면의 합류점으로부터 경사 충격이 발생된다. 이러한 경사충격 후에 태브에 대한 가스압력 하중은 두가지 효과적인 조정분력을 가지는데, 그 하나는 로케트의 축방향 추력과 대향하고, 그 다른 것은 태브면에 있는 비행체의 무게 중심에 대하여 모우먼트를 발생시키는 일, 즉 태브면상에서 추력크기와 비행체자세를 조정한다.
태브면을 분출류에 대하여 경사지게 하면 다음과 같은 장점이 있다.
(1) 감쇠작용(spoilage)과 자세 조정력의 비가 설계에 따라 변화될 수 있다.
(2) 태브를 만든 재료의 내구성이 분출류에 수직 삽입되는 태브와 비교하여 소정의 고온 가스 흐름속에서 더욱 크다(태브가 분출류에 대하여 수직으로 삽입되는 것은 다른 종래 장치에서 통상의 배열방법이다).
(3) 노즐출구와 태브면 사이의 간극을 통과하는 감쇠유동은 분출류에 수직인 태브에 대한 간극을 통과하는 감쇠 유동보다 휠씬 적고 저속도이다.
태브의 소정의 삽입성능의 특성을 가지도록 성형될 수 있으나, 분출 가스의 경계층류에 대한 태브면의 각도는 50도를 초과하지 않아야 한다. 피벗으로 연결된 태브에 있어서 태브가 분출류로삽입되면 태브각도는 최대가 된다. 유용한 성능을 위한 최소 각도는 20도이다.
계획된 노즐의 기하학적 구조의 범위를 위하여, 제4도와 제6도에서 각도 A로서 도시된 노즐 축에 대한 태브표면의 각도범위는 50도-10도 사이에 이르게 된다.
태브와 노즐 사이의 간극은 임계적이 아니나 모우터 압력과 노즐에 대한 태브의 열적 효과때문에 적당히 이동되야 하고 태브가 이동되는 전체 범위에 걸쳐 여유가 있어야 한다. 이 간극은, 태브가 분출류에 삽입되고 있는 중이거나 또는 완전히 삽입되었을 때 힌지 연결된 평면 태브에 대하여 최소이다. 태브는 제6도에 도시한 바와같이 피벗 둘레에 반경으로 만곡될 수도 있다.
이러한 배열은 모든 태브 위치에 대하여 고정된 태브-노즐의 간극을 가지며, 태브의 주표면에 대한 모든 정지 가스 압력 하중의 초점을 피벗점에 두게한다.
이러한 초점은 피벗 주위에 가스 압력 하중 모우먼트를 제거하고, 태브면을 따라 흐르는 유동에 의하여 발생한 점성력(viscous force)(다른 태브표면에 대한 어느 정도 적은 압력을 포함함)만이 태브를 작동시키는데 제거될 필요가 없다.
삽입된 3개의 램프태브 조합체에서의 변형은, 로케트 추력 크기의 조정과 두개의 상호 수직인 축(PA 및 RA)의 각각에서 비행체 자세의 조정이 독립적으로 수행되게 한다.
두개의 베인태브(V1및 V2)는 중립위치에서 분출류 외부에 있도록 단일 링(3)에 설치된다. 이 링(3)을 이동시키면 이들 베인 태브의 어느 하나는 분출류로 삽입된다. 각 베인태브는 분출류에 대하여 일정 각도로 유지되므로 그 첨단전연에서 발생된 충격파면을 베인태브의 일면에 효과적으로 작용하는 가스압력 하중을 발생한다.
이 가스 압력 하중은 로케트 노즐축에 대하여 회전력의 분력을 제공한다. 베인태브는 서로 다른 방향으로 각도를 이루고 있으므로, 어느 하나의 삽입은 상기와 같은 시계방향 또는 시계반대 방향의 회전 조정력을 제공한다. 베인태브의 전연은 분출류에 대하여 후방으로 제처져 있다.
소정의 고온가스 흐름에 대한 베인 태브의 내구성은 베인태브가 단기 간헐적으로만 분출류에 삽입되는 이러한 베열과 베인태브의 첨단제침 전연부에 의하여 증진된다.
세개의 램프태브와 두개의 베인태브의 조합은 조정 범위내에서 각 태브에 의한 충격 경계면의 간섭을 최소로 하는 기하학적 배열을 제공한다. 이는 베인태브의 뒤제침과 램프태브에 대한 베인태브의 위치에 의하여 도움을 받는다. 그러나 비행체 성능의 추력감쇠 분력의 상당한 증가는 램프태브의 과다한 삽입에 의하여 이루어지므로 충격 포락선의 경계는 마하의 원판류 상태가 설정되는 정도까지 서로 간섭을 받을 수 있다.
다중 태브 장치의 작동은 전기, 기압 또는 유압 작동기에 의하여 이루어질 수 있으며, 도시된 형태는 전기식이며 나사가 형성된 축상에서 작동하는 모우터를 포함하고 있다.
제7도에서 이후 기술되겠지만 조정장치는 비행체 자세를 조정하는 자동조종장치이며, 규정된 비행로를 따른 비행체에 안정성을 부여한다. 비행체 자세의 탐지는 여러가지 방법에 의하여 이루어질 수 있으며, 예를들면 전자 또는 자세 자이로스코프에 의하여 이루어질 수 있다. 바람직한 방법은 노즐축을 따라 설치되는 기압 탐지기 및/또는 가속도계와 함께 비해체 축을 따라 두개의 면의 각각의 자세를 조종하기 위한 속도 자이로스코프 및 가속도계를 사용하는 것이다.
여러가지 부품의 위치조정은 제2도에 점선으로 도시된 바와같이 할 수 있으며, 비행체는 유상하중(payoad)(20), 전원장치(21), 서어보장치(22), 자동조종장치(23), 및 통신회선 및 기억장치(24)들로 설치되어 있다. 하단부의 로케트엔진(25)은 노즐(2)을 통하여 분출류(E)를 방출하며, 램프태브(R1, R2및 R3)와 베인태브(V1및 V2)는 비행체(1)의 연장부(26)에서 노즐(2)둘레에 설치되어 있다.
통신회선 및 기억장치(24)는 소정의 비행로를 결정하는 데이터를 주입하고 기억시키는데 사용된다. 비행체의 비행요건은, 자동조종장치(23)에 있어서 계획된 비행로가 달성될 수 있도록 비행체 조종 요건을 제공하는 자세, 가속 및 속도탐지기의 결합 출력과 비교된다. 이는 소정의 추력감쇠, 측력(side force)과 스핀모우먼트를 일으키도록 추력조정장치를 구동시키는 작동기를 조정하는 자동조종장치에 의하여 이루어진다.
제6도의 실시예에서, 램프태브(R1)는, 단곡된 작용면 부재(27)가 보울트(28)에 의하여 아암(5)에 고정되고 작용면 부재(27)와 아암(5)사이에는 절연 차페재(29)가 형성되어 있음을 보여주고 있다. 작용면 부재의 실제 형태는 세개 이상의 충분한 수의 램프태브를 노즐(2)둘레에 일정간격으로 설치할 수 있으므로 변할 수 있다.
도시한 호상운동은 실제적인 해결방법이긴 하지만 램프태브(R1, R2및 R3)는 평면방식으로 이동될 수 있거나 또는 노즐(2)로부터 분출류(E)의 차단을 변경시키도록 이동될 수 있다.
제7도에 볼록선도는 램프태브와 베인태브가 어떻게 작동되는가를 나타낸 것이다.
세개의 램프태브(R1, R2및 R3)는, 피치축(pA)에 대해 주식인 피치면에서 작동하는 자세탐지기(30), 횡전축(RA)에 대해 수직인 회전면에서 작동하는 자세 탐지기(31) 및 고도 탐지기(32)로 구성되는 조정기에 의하여 작동되며, 이들 각 탐지기는 안정성을 조정하는 산법장치(33)를 경유하여 연결되고, 그 다음 이들은 개별적으로 피치조정기(34), 횡전 조정기(35) 및 고도조정기(36)에 연결되어 있다. 또한 피치조정기(34), 횡전조정기(35)와 고도조정기(36)도 개별적으로 디멘드장치(demand member)37, 38 및 39)에 연결되며, 이들의 목적은 로케트가 소정고도 뿐만 아니라 이에 연결된 피치와 횡전면에서의 소정 자세를 확실하게 가지도록 보장하는데 있다. 디맨드장치(37)는 피치에서의 소정자세를 결정하며, 디맨드장치(38)는 횡전에서의 소정자세를 결정하고, 디맨드장치(39)는 소정의 비행고도를 결정한다.
고도조정기(36)는 자세조정의 손실을 최소로 하는 제한기(40)를 통하여 작동되며, 피치조정기는 각 램프태브(R1, R2및 R3)의 작동기에 연결되고, 횡전조정기는 램프태브(R2및 R3)의 작동기에만 연결됨을 알수 있다.
고도조정기(36)는 제한기(40)를 경유하여 세개의 모든 램프태브(R1, R2및 R3)의 작동기에 연결되어 있다. 작동기는 각각 (41), (42) 및 (43)으로 표시되어 있다.
상기로부터 알수 있듯이, 베인태브(V1또는 V2)는 분출류 경로로 돌출될 수 있으므로 종축에 대하여 요구되는 보정방향에 좌우되는 베인태브(V1및 V2)는 스핀축(SA)에 관한것을 탐지하는 요우(Yaw) 탐지기(46)에 의하여 조종되는 요우조정기(48)의 조정하에 작동기(44)에 의하여 움직이는데, 상기 요우탐지기(46)는 다른 경우에서 처럼 디맨드장치(49)에 의하여 정해진 기수방위를 달성하는데 필요한 보정을 제공하는 산법장치(47)를 경유하여 연결되어 있다. 디맨드장치(49)는 소정의 비행체 기수방위를 결정한다.
상기된 바와같은 조정장치는 비행체 자세와 고도를 조정하고 규정된 비행경로를 따라 비행체의 안정성을 제공하는 자동조종 장치이다. 비행체 자세의 탐지는 여러가지 방법으로 이루어질 수 있으며, 예를들면 전자 또는 이축수직 자이로스코프가 피치와 횡전면에서 수직으로 부터의 각도의 크기를 탐지하는데 사용될 수 있고, 기압계는 압력 높이를 측정하는데 사용될 수 있다. 이들 탐지기의 출력은 소요되는 힘이 발생되도록 작동기에 신호를 공급하는 자동조종 장치내에서 소정의 자세각도와 비교된다. 상기 실시예에서, 피치각에 대한 보정은 일방향으로 구동되는 램프태브(R1)에 의하여 이루어지며, 반면에 램프태브(R2및 R3)는 그 반대방향으로 구동된다. 이러한 자세조정 루우프의 안정성은 제한된 밴드폭에 걸쳐 의사속도 보정을 일으키는 피치각 신호의 전자식 판별에 의하여 이루어질 수 있다. 횡전각에 대한 보정을 하기 위하여, 램프태브(R2)는 일방향으로 구동되고 램프태브(R3)는 그 반대 방향으로 구동된다. 또한 횡전각의 전자식 판별은 안정성을 제공하도록 하는데 사용된다. 고도조정을 위하여, 고도탐지기의 출력은 소정의 고도를 나타내는 신호와 비교되고, 이는 태브(R1, R2및 R3)를 조정하는 작동기에 대하여 정(正)신호를 발생시키는데 사용되어, 비행체가 소정 고도이하에 있는 경우 태브는 추력이 증가되게 하는 위치로 구동하게 된다. 고도루우프의 안정성을 제공하기 위하여 상승신호의 속도는 스핀축을 따라 비행체의 가속도를 측정하도록 조립된 전자식 통합계기에 의하여 얻어질 수 있다.
스핀축 둘레로 비행체 자세를 조정하기 위하여, 단일축 속도 자이로스코프가 회전속도를 측정하는데 사용된다.
각 위치(angular position)정보는 자이로스코프의 출력을 전기적으로 통합시키므로서 얻어질 수 있다. 또한 위치정보는 자동조종 장치에서 소정의 각 위치를 나타내는 신호와 비교되고, 이는 베인태브(V1및 V2)위치를 조정하는 작동기에 신호를 제공하는데 사용되므로, 소정의 베인태브는 스핀축에 대하여 토오크를 제공하는 위치까지 구동되어 소정의 각 위치까지 비행체를 복귀시킨다. 이 경우에 속도 자이로스코프로 부터 출력은 소정의 안정성을 제공하도록 하는데 사용된다.
바람직한 자동조종 장치는 피지축과 횡전축 둘레의 회전속도를 탐지하기 위해 속도 자이토스코프를 사용하는 것이며, 자동조종장치를 위하여서는 이들 신호와 함께 비행체 위치와 자세를 조정하는 추가적인 가속도 데이터를 사용하는 것이다.
상이한 조합의 변환기를 비행체를 조정할 수 있고 또 측정기준 각도가 상기에 기술된 각도와 다르게 할수 있음을 알 수 있다. 예를들면 피치각도가 램프태브(R1)의 이동과 동일평면 상에서 이루어지도록 할 필요가 없다. 측정된 각도와 램프태브 및 베인태브 이동간에 관계가 알려져 있는한 자동 조종장치는 전속력으로 비행체 자세와 위치를 조종하도록 배열될 수 있다.

Claims (13)

  1. 분출류를 분출하는 노즐이 설치된 수직배향된 로케트 비행체의 수평비행을 포함한 비행을 조정하는 방법에 있어서, 대칭으로 일정간격 이격되어 후방내측으로 돌출되는 스포일러 램프태브(R1, R2및 R3)를 분출노즐(2)의 분출류 속으로 집단적이거나 자동적으로 돌출시키되 분출류에 대하여 램프를 형성토록 후방내측으로 경사지게하여 양력과 방향을 조정하고, 상기 분출류 속으로 선택적으로 향하도록 위치된 상기 램프태브(R1, R2, R3)사이로 회전발생 베인태브(V1, V2)를 돌출시켜 상기 양력 및 방향조정과는 관계없이 비행체의 스핀축(SA)에 대한 회전을 조정하되, 상기 램프태브(R1, R2, R3)를 상기 분출노즐(2)로 부터의 분출류속으로 선택적으로 돌출시켜, 상기 모든 램프태브(R1, R2, R3)를 작동시키도록 연결된 피치 조정기(34)에 의하여 피치면에서의 자세를 조정하고, 상기 램프태브(R1, R2, R3)중 두개의 램프태브를 작동시키도록 연결된 횡전조정기(35)에 의하여 횡전면에서의 자세를 조정하고, 자세조정의 손실을 최소화하도록 배열된 제한기(40)를 통하여 상기 모든 램프태브(R1, R2, R3)를 작동시키도록 연결된 고도조정기(36)에 의하여 고도를 조정함을 특징으로 하는 로케트 비행체를 조정하는 방법.
  2. 제1항에 있어서, 상기 스핀축에 대한 회전은 선택된 회전조정을 위해 상이하게 각도를 이룬 베인태브(V1, V2)중 하나의 베인태브를 분출류속으로 돌출시키도록 배열된 요우조정기(48)에 의하여 조정함을 특징으로하는 로케트 비행체를 조정하는 방법.
  3. 제1항에 있어서, 상기 스핀축에 대한 회전은 상기 분출류의 대향측에서 상기 하나의 램프태브(R1) 둘레가 배열되고 스핀축에 대한 역회전을 보정하도록 조정되며 소정의 보정에 따라 상기 분출류속으로 어느하나의 베인태브가 돌출하도록된 한쌍의 베인태브(V1, V2)에 연결된 요우조정기(48)에 의하여 조정함을 특징으로하는 로케트 비행체를 조정하는 방법.
  4. 제1항에 있어서, 상기 피치조정기(34)는 자세탐지기(30)와 소정의 디맨드장치(37)로 부터의 입력을 사용하여 피치에서의 소정자세를 이루게하고, 상기 횡전 조정기(35)는 자세탐지기(31)와 소정의 디맨드장치(38)로 부터의 입력을 사용하여 횡전에서의 소정 자세를 이루게하고, 상기 고도조정기(36)는 고도 탐지기(32)와 소정의 디맨드장치(39)로 부터의 입력을 사용하여 소정의 고도를 이루게함을 특징으로하는 로케트비행체를 조정하는 방법.
  5. 제3항에 있어서, 상기 요우조정기에 연결된 소정의 디맨드장치(49)와 요우탐지기(46)로 부터의 입력을 사용하여 비행체의 기수 방위를 이루게함을 특징으로하는 로케트비행체를 조정하는 방법.
  6. 수평비행할 수 있는 수직배향된 로케트비행체에 있어서, 비행체(1)의 동체, 작동시 분출류를 분출시키는 분출노즐(2), 스포일러 및 자세효과를 이루도록 분출노즐(2)로부터 나오는 분출류내로 돌출할 수 있게 비행체(1)의 동체에 설치되어 램프의 형태로 후방내측으로 경사지는 일련의 최소한 세개의 대칭으로 일정간격이격된 스포일러 램프태브(R1, R2, R3), 분출류내로 돌출되면 비행체의 스핀축(SA)에 대한 소정방향으로의 회전이 일어나도록 각도를 이룬 회전발생 베인태브(V1, V2), 피치면에서의 자세를 조정하기 위하여 상기 모든 램프태브(R1, R2, R3)를 작동시키도록 연력된 피치조정기(34), 횡전면에서의 자세를 조정하기 위하여 상기 램프태브(R1, R2, R3)중 두개의 램프태브를 작동시키도록 연결된 횡전조정기(35), 및 고도를 조정하기 위하여 자세조정의 손실을 최소화하도록 배열된 제한기(40)를 통하여 상기 모든 램프태브(R1, R2, R3)를 작동시키도록 연결된 고도조정기(36)로 구성됨을 특징으로 하는 로케트 비행체.
  7. 제6항에 있어서, 대칭 스포일러 램프태브(R1, R2,R3)를 세개 사용하고, 두개의 회전발생 베인태브(V1, V2)를 상기 스포일러 램프태브중 하나의 램프태브(R1)에 대하여 대칭적으로 배열시킨 것을 특징으로 하는 로케트 비행체.
  8. 제6항에 있어서, 회전발생 베인태브(V1, V2)를 두개 사용하여 분출류에 대하여 대향되게 각도를 이루게 설치하고, 스핀축(SA)에 대해 비행체가 회전하도록 베인태브(V1, V2)중 선택된 베이태브를 분출류속으로 돌출되게하는 링(3)을 설치한 것을 특징으로하는 로케트 비행체.
  9. 제8항에 있어서, 회전발생 베인태브(V1, V2)는 피벗(4)에 대하여 전후로 회전하도록 설치하되, 어느 한 위치에서는 시계방향의 반작용 각도를 이룬 하나의 베인태브(V1)가 분출류내로 돌출되게하고, 그 대향위치에서는 시계반대방향의 반작용 각도를 이룬 다른 베인태브(V2)가 분출류내로 돌출되게하고, 중립위치에서는 어느 베인태브(V1, V2)도 분출류 내로 돌출되지 않게 한 것을 특징으로하는 로케트 비행체.
  10. 제8항에 있어서, 회전발생 베인태브(V1, V2)는 분출류에 대하여 축방으로 이동되도록 상기 비행체(1)의 동체에 피벗(4)에 의하여 연결된 상기 링(3)에 설치하되, 상기 베인태브(V1, V2)를 상기 분출노즐(2)의 대향측에서 상기 링(3)에 설치하고, 상기 링(3)을 이동시켜 상기 베인태브(V1, V2)중 어느 하나의 베인태브를 상기 분출류의 경로로 돌출되게하는 전기 모우터(7)를 설치한 것을 특징으로 하는 로케트 비행체.
  11. 제6항에 있어서, 상기 램프태브(R1, R2, R3)는 상기 분출노즐(2)로부터 나오는 분출류를 각이지게 편향시키도록 비행체(1)의 동체의 연장부(26)에 피벗(6)에 의하여 연결된 지지아암(5)에 설치하되, 상기아암(5)은 상기 피벗(6)과 상기 연장부(26)에서 떨어진 상기 아암(5)의 중간에 연결된 모우터(10)에 의하여 이동할 수 있게 한 것을 특징으로 하는 로케트 비행체.
  12. 제11항에 있어서, 상기 분출류를 편향되게 하는 상기 램프태브(R1, R2, R3)의 표면을 만곡되게 구성시킨 것을 특징으로하는 로케트 비행체.
  13. 제6항에 있어서, 상기 비행체(1)의 동체내에 자세와 고도를 탐지하기 위한 자세 탐지기(30, 31)와 고도 탐지기(32) 및 요우를 탐지하기 위한 요우탐지기(46)를 설치하고, 상기 분출노즐(2)을 애워싸며 상기 분출노즐(2)의 둘레에 대칭으로 배열되는 일련의 최소한 세개의 램프태브(R1, R2, R3)를 수용하는 후방이 개방된 연장부(26)를 상기 비행체(1)의 동체의 일부로서 형성시키고, 상기 램프태브(R1, R2, R3)를 상기 연장부(26)로 부터 지지하여 상기 램프태브(R1,R2,R3)가 상기 분출노즐(2)로부터 나오는 분출류 속으로 돌출되게 하거나 그로부터 수축되게하는 지지아암(5)을 설치하고, 상기 아암(5)을 이동시키기 위한 모우터(10)를 설치하고, 상기 회전발생 베인태브(V1, V2)를 지지하며 그중 어느 하나의 베인태브가 상기 분출노즐(2)로 부터 나오는 분출류속으로 돌출되게하는 전기모우터(7)에 의하여 회전가능한 링(3)을 상기 연장부(26)에 피벗으로 연결시키되, 상기 자세탐지기(30, 31)와 고도 탐지기(32)를 각각 상기 피치 조정기(34)와 횡전조정기(35) 및 상기 고도 조정기(36)를 경우하여 상기 모우터(10)에 연결시키고, 상기 요우탐지기(46)를 요우조정기(48)를 경유하여 상기 전기 모우터(7)에 연결시킨 것을 특징으로하는 로케트 비행체.
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