JPH04227495A - ガスジェットによるミサイル操向装置 - Google Patents

ガスジェットによるミサイル操向装置

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JPH04227495A
JPH04227495A JP3049456A JP4945691A JPH04227495A JP H04227495 A JPH04227495 A JP H04227495A JP 3049456 A JP3049456 A JP 3049456A JP 4945691 A JP4945691 A JP 4945691A JP H04227495 A JPH04227495 A JP H04227495A
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gas
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missile
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Jean-Pierre Morgand
ジャン−ピエール・モルガン
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    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • 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
    • F42B10/663—Steering by varying intensity or direction of thrust using a plurality of transversally acting auxiliary nozzles, which are opened or closed by valves

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  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Nozzles (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。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の分野】この発明は、横方向ガスジェットにより
ミサイルのステアリングないし操向を行うための装置、
及び、その装置を備えるミサイルに関する。
【０００２】ミサイルが高荷重倍数において操向される
場合は、このミサイルに横方向ノズルが設けられ、主推
進装置のガス発生器から、又はそのために特に設けられ
るガス発生器から、ガスがその横方向ノズルに供給され
る。したがって、ミサイルの軌道方向を迅速かつ認識で
きる程度に変化させることができる横推進力を発生させ
るよう、横方向ガスジェットが提供される。このような
横方向の力の作用線は、ミサイルの重力中心を、あるい
は少なくともその近傍を通過するようにされ、それによ
りミサイルは強制操向されることになり、制御に関する
応答時間はその場合、特に迅速である。しかし、これは
義務的なものではなく、前記横方向力の作用線はミサイ
ル軸心の、重力中心とは異なる点を通過するようにして
も良い。その場合は前記横方向力は、通常の気体力学操
向面と同様に、ミサイルの姿勢を重力中心に関して制御
するモーメントを発生する。
【０００３】
【先行技術の説明】米国特許第４，５３１，６９３号明
細書及びフランス特許第２，６２０，８１２号明細書か
ら、横方向ガスジェットによりミサイルを操向するシス
テムが周知となっており、これは回転バルブ部材を介し
て少なくとも一対の横方向ノズルに連結され得るガス発
生器を備え、前記回転バルブ部材は駆動装置の作用によ
り移動して、前記ノズルを通るガスの流量を制御するよ
うに構成されている。
【０００４】米国特許第４，５３１，６９３号明細書に
示されるシステムにおいては、各前記ノズルに関して、
オシレータにより別個に制御される個々独立した回転バ
ルブ部材が関連配置されている。この構造においては、
各回転バルブ部材は低慣性を有することから、バルブ装
置の応答時間、したがって操縦の応答時間は極めて小さ
い。
【０００５】さらに、各前記バルブ部材に対してオシレ
ータが設けられているので、各バルブ部材の位置（完全
開放位置、完全閉鎖位置又は部分閉鎖位置）が常時、操
向フェース及び／又は前記ガス発生器の状態に正確に対
応するように、前記オシレータ全体を制御することが容
易である。他方、前記回転バルブ部材がオシレータによ
り制御されるので、対応ノズルに関するバルブ部材の制
御位置は直接的に到達されるのではなく、一連の振動動
作により到達される。さらに、これらの振動動作はミサ
イルに寄生振動をもたらし、その操向を複雑にする。
【０００６】他方、フランス特許第２，６２０，８１２
号明細書に示されるシステムにおいては、前記ノズル間
に必要な制御結合状態を提供するため、回転バルブ部材
は２つのノズルに共通して設けられると共に、このバル
ブ部材はジャッキのピストンの位置により制御されるよ
うになっており、前記ジャッキの異なる横断面を有する
２つの室は、前記発生器により発生されるガスの一部を
受容すると共に、前記ジャッキのピストンの位置、した
がって前記バルブ部材の位置は、前記ジャッキの室で最
大横断面を有する室内の前記ガスの流量を制御すること
により制御される。このような制御においては、回転バ
ルブ部材は振動動作をすることなく、所定位置へ直接的
に到達することができる。しかしこの場合、回転バルブ
部材は必然的に余計なものとなり、したがって、その慣
性及びその応答時間は大きくなる。
【０００７】
【発明の概要】この発明の目的は、低慣性を有すると共
に振動のないバルブ制御をもたらすバルブ装置を備えた
、前述のタイプの操向装置を提供することにある。
【０００８】この目的のために、この発明によれば、回
転バルブ装置を介して少なくとも一対の横方向ノズルに
連結されるガス発生器を備えると共に、前記バルブ装置
が駆動装置の作用により可動で、かつ前記ノズルを通る
ガス流量を制御するようにされている、ガスジェットに
よるミサイル操向装置において、以下のような特徴を有
している。
【０００９】即ち、各ノズルに個々の回転バルブ部材が
関連配置されている。
【００１０】各バルブ部材の回転が、ジャッキのピスト
ンにより制御され、ジャッキの一室がガス発生器により
発生されるガスの一部を受容し、前記ピストンの位置が
、前記室を通る前記ガスの流量を制御することにより制
御される。
【００１１】前記ガスの流れを受容するのと反対側の前
記ジャッキの室が、非圧縮性圧力流体を包含する連結回
路により相互に連結される。
【００１２】前記非圧縮性圧力流体の容量が、バルブ部
材の一つが関連ノズルの完全開放位置となると共に、他
のすべてのバルブ部材がそれに対応するノズルを完全に
閉鎖するように、選択されるようになっている。
【００１３】したがって、各バルブ部材は低慣性を有す
ると共に、制御される各バルブ部材の位置は、制御され
る対応ジャッキにより振動的運動を生ずることなく、決
定され、制御されていないジャッキは、前記非圧縮性加
圧流体の分配状態により所定位置を取る。
【００１４】バルブ装置の慣性を可能な限り低減させる
ために、各ノズルは少なくともバルブ部材と共働するそ
の首部近傍において、長方形断面を有している。したが
って、各バルブ部材は、突出する半径方向プレートであ
って、その長手方向端面が対応ノズルの首部と共働する
プレートに固定されるシャフト、により形成することが
できる。
【００１５】バルブ装置に対して、その開放を妨害する
ようにガスにより作用されるトルクを低減するために、
前記バルブ装置の開放位置におけるノズルの首部に対向
する半径方向プレートの横面が、凹曲面に構成されるこ
とが有利である。
【００１６】前記バルブ部材が前記ミサイルの構造体と
一体の剛性ブロックに取り付けられることが好ましい。
【００１７】前記ノズルが前記ミサイルの、その表層と
一体の翼部に形成される時は、前記ノズルの足部が前記
剛性ブロックに、摺動嵌合により取り付けられることが
有利である。したがって、前記ノズルの変形はミサイル
の残りの部分からは隔離されることになる。
【００１８】ジャッキを通るガス流量の制御は、前記ガ
ス流動回路に設けられる漏斗状部分内で、球体を移動す
る線型モータにより達成することが好ましい。
【００１９】この装置が２つの横方向ノズルを備えると
共に、対をなす２つのノズルが正反対位置関係を有し、
かつ対をなすノズルが他の対をなすノズルを包含する半
径面に対して直交する半径面内に配置される時は、各対
のノズルのバルブ部材は、他の対のノズルのバルブ部材
と同時に制御される。
【００２０】この場合、一対のノズルの２つのバルブ部
材が、同一モータにより制御されることが好ましい。
【００２１】この場合、次の方程式を解くための演算処
理手段がミサイルに内蔵される。 （１）　　　　ｆｃｏｓβ＝Ｆ１−Ｆ３（２）　　　　
ｆｓｉｎβ＝Ｆ４−Ｆ２（３）　　　　Ｆ１＋Ｆ２＋Ｆ
３＋Ｆ４＝Ｐ（４）　　　　Ｆ２＝Ｆ３　　又はＦ１＝
Ｆ４（式中、ｆは所望半径方向推進力の強さ、βは前記
ノズルの一つからの半径方向推進力と前記所望半径方向
推進力とにより形成される角度、Ｆ２，Ｆ３及びＦ４は
他の３つのノズルからの半径方向推進力である。）非圧
縮性加圧流体貯蔵部が、前記連結回路に連結されるよう
に設けられる。このような貯蔵部は、前記連結回路を排
出部に連結することができるバルブ部材により、前記連
結回路に連結することができる。
【００２２】
【好ましい実施例の説明】図１〜図３に概略的に示され
るこの発明のミサイル１の実施例は、翼部３及び尾部フ
ィン４を備える細長い本体２から構成されている。本体
２の軸心は線Ｌ−Ｌで示されている。翼部３及び尾部フ
ィン４には、それぞれ制御面５及び６が設けられている
。翼部３は４つ設けられると共に、１対づつが正反対の
関係に配置され、２つの隣合う翼部３の面は相互に直交
すると共に、軸心Ｌ−Ｌを通過する。同様に、尾部フィ
ン４は４つ設けられると共に、１対づつが正反対関係に
配置され、２つの隣合う尾部フィンの面は相互に直交す
ると共に、軸心Ｌ−Ｌを通過する。さらに、尾部フィン
は翼部３の２等分平面内に位置されている。
【００２３】ミサイル１の重心Ｇの近傍に、４つのノズ
ル８を制御する強制操向装置７が本体２に設けられ、こ
れらのノズル８は１対づつが正反対の関係となり、かつ
、翼部３に配置されている。ノズル８は、たとえば固体
燃料（ｐｒｏｐｅｒｇｏｌ）を備えるガス発生器９の燃
焼室付近に配置されると共に、ダクト１０により前記ガ
ス発生器９に連結される。
【００２４】ノズル８は流入オリフィス又は首部１１を
介してダクト１０に連結されると共に、流入オリフィス
１１よりも大きい横断面を有する流出オリフィス１２を
介して外部へ開口し、これらのオリフィス１１及び１２
は発散部（ｄｉｖｅｒｇｅｎｔ　ｐｏｒｔｉｏｎ）１３
により、相互に連結される。流出オリフィス１２は翼部
３の長手方向端部３ａのレベルに配置され、したがって
、ノズル８を通過するガスジェットはミサイルの本体２
から偏向されると共に、前記本体２の表層２ａの回りの
気体力学流動をほとんど妨害することがない。
【００２５】詳細は後述するが、各ノズル８にはその流
入オリフィス１１のレベルに、対応するノズル８を少な
くとも部分的に閉鎖又は逆に開放するバルブ部材又は回
転バルブ１４（図１に示される）が取り付けられている
。
【００２６】飛行において、高荷重倍数でない場合は、
ミサイル１が通常のように、その気体力学制御面５及び
６により操向されることから、強制操向装置７の作動は
、絶対に必要であるというものではない。その結果、ガ
ス発生器９が制御運転型である場合は、停止され得る。 ガス発生器９が連続運転型の場合は、２つの対向ノズル
のバルブ部材１４は、そこから放出されるガスジェット
がミサイルに対して、合力が零になる力を作用するよう
に制御される。この場合、２つの対向ノズルのバルブ部
材１４は常時、半開状態にあり、ガス発生器９により発
生されるガスを逃すようになっている。
【００２７】他方、高荷重倍数で飛行する場合は、ミサ
イルの軌道方向を急激に変化させるために、この急激な
方向変化を達成するよう、少なくとも１つのノズル８が
完全に機能を果たすようにすることが必要である。この
場合、作動するよう制御されたバルブ部材１４は大きく
引かれて、放出される横方向ガスジェットが多量にされ
、ミサイル１が急激に方向を変える。これに対して、作
動されていないバルブ部材１４は、完全でないとしても
、相当に対応のノズル８を閉じている。
【００２８】ノズル８は翼部３に装備されていることか
ら、平坦な漏斗の形状を有している。流出オリフィス１
２は長手形状を有し、その横断面の長寸法部はミサイル
１の長手方向軸心Ｌ−Ｌに平行であると共に、この横断
面の短寸法部は前記軸心Ｌ−Ｌに対して横断面方向にあ
る。この横方向短寸法は一定であることが有利であり、
また流出オリフィス１２の端部は丸められている。
【００２９】ミサイル１の内側に配置される流入オリフ
ィス又は首部１１も、一定の幅及び丸められた端部を有
する長方形状を有する。前記オリフィス１１の横断面は
流出オリフィス１２と類似の形状であるが、それより小
さい形状を有する。発散部１３は調整された面により２
つのオリフィス１１及び１２に連結される。ガス発生器
９からの燃焼ガスを十分に膨張させるために必要な横断
面比は、オリフィス１１及び１２のそれぞれの長さを決
定することにより得られる。
【００３０】長方形構造のノズル８において、横方向操
向ジェットは、気体力学流動のための小前面寸法を有す
るシートの形状となっている。その結果、前記横方向操
向ジェット及び前記気体力学流動間の相互作用（この作
用は、流出オリフィス１２を本体２の表層２ａから離れ
る方向に移動することにより既に軽減されている）は、
完全には抑制されないとしてもさらに低減され、したが
って、気体力学要素３、４、５及び６は横方向操向ジェ
ットが最大動力で利用されている場合でも、気体力学流
動と共働しながらその機能を果たし続ける。
【００３１】図３に明瞭に示されるように、強制操向装
置７は２つの部片７ａ及び７ｂから形成されており、そ
れはバルブ部材１４が取り付けられる部片７ａ、及び前
記バルブ部材を制御する部片７ｂである。
【００３２】強制操向装置７の部片７ａは中央剛性ブロ
ック１５を備え、これは軸心Ｌ−Ｌと同軸であると共に
、内部に可動バルブ部材１４が配置されるケースを形成
する。 剛性ブロック１５は端部ウェブ１６、１７により、ミサ
イル１の本体２の内部構造に剛性結合されている。この
剛性ブロック１５は中空形状であると共に、周縁開口１
９を介してダクト１０と連通する内部凹所１８を備える
。さらに、剛性ブロック１５は他の周縁開口を備え、こ
れはノズルオリフィス１１を形成すると共に、バルブ部
材に依存して内部凹所１８と連通する。
【００３３】各回転バルブ部材１４はシャフト２０を備
え、シャフト２０はミサイルの軸心Ｌ−Ｌに平行な軸心
ｌ−ｌを有すると共に、剛性ブロック１５に対して低摩
擦軸受２１、たとえばボールベアリングにより取り付け
られる。 各バルブ部材１４は半径方向プレート２２を備え、この
プレート２２は対応のシャフト２０に固定されると共に
、それに関して外方に突出している。半径方向プレート
２２の長手方向外面２２ａは対応ノズルオリフィス１１
と共働して、それを閉鎖する（図２の上左部のバルブ部
材１４の位置を参照）か、あるいは少なくとも部分的に
前記ノズルオリフィス１１を開放する（図２の下右部の
バルブ部材１４の位置を参照）ようになっている。
【００３４】バルブ部材１４がこの閉鎖位置にある時、
内部凹所１８がノズル８から遮断され、したがってノズ
ル８がダクト１０から遮断される。他方、バルブ部材１
４がオリフィス１１を開放する位置にある時、ノズル８
は前記ノズルオリフィス１１、内部凹所１８及び周縁開
口１９を介して、ダクト１０に連通する。
【００３５】バルブ部材１４の軸心ｌ−ｌはそれぞれ、
ノズル８の長手方向中央面に配置される。
【００３６】バルブ部材１４によりノズルオリフィス１
１の開放に抵抗するトルク（このトルクはガスのスピー
ドアップ、及びその結果として前記ノズルオリフィス１
１のレベルにおいて生じる減圧によりもたらされる）を
制限するため、前記バルブ部材１４の開放位置において
、ノズルオリフィス１１に対面するプレート２２の横面
２２ｂが凹曲面にされて、内部凹所１８の内壁１８ａと
共に前記ノズルオリフィス１１の方向に発散を行う部分
を形成する構成を有している。したがって、横曲面２２
ｂはガスをスピードアップし、バルブ部材１４の回転軸
心ｌ−ｌから距離を有する位置に発生される減圧部を移
行させるためのベアリング面としての機能を有する。
【００３７】各バルブ部材１４が極めて小さい回転慣性
及び小作動間隙を有し、したがって、最小制御動力によ
り極めて短い応答時間を達成することができるように、
シャフト２０に関するプレート２２の突出量は低減され
ている。したがって、このようなバルブ部材の実施例に
おいては、慣性が極めて小さく、それにより応答時間が
極めて短縮され、かつノズルオリフィスの開放に抵抗す
るトルクを抑制し、したがって複雑な補償システムを設
ける必要性が回避されている。
【００３８】勿論、閉鎖位置における漏出が低減される
ように、かつ、たとえば火薬型のガス発生器９から到達
する場合の、ガスの高温によりもたらされる膨張が許容
されるように、バルブ部材１４の外面２２ａはブロック
１５の内壁１８ａに関して最小間隙となっている。ブロ
ック１５及びバルブ部材１４の構成材料の選択、及びそ
の形状の選択が摩擦を最少化するために寄与するもので
あり、たとえば炭素又はモリブデンが、熱保護コーティ
ング又はスリーブにより保護され、あるいは保護されな
い状態で利用される。
【００３９】さらに、図２及び図３に示されるように、
ノズル８の足部８ａは剛性ブロック１５の外壁に設けら
れた、対応する形状を有する押刻部２３に嵌合され、し
たがって前記ノズル８及び前記剛性ブロック１５の結合
は、摺動嵌合型のものとなる。したがって、本体２の表
層２ａと一体にされるノズル８は、本体２の変形に従動
する。したがって、ミサイル１の内部剛性構造及び本体
２の外表層２ａ間の変形は分離されており、これは強制
操向操作中にミサイル１が受ける高荷重倍数に一部の理
由があり、この変形は作動の妨害を発生する可能性があ
る。
【００４０】図３に示されるように、バルブ部材１４の
シャフト２０は強制操向装置７の部片７ｂ（一点鎖線に
より示される）内に貫入して、前記バルブ部材１４を制
御するようになっている。図４〜図８において、この制
御部片７ｂの実施例が概略的に示される。
【００４１】図４及び図５において、各バルブ部材１４
に関連してジャッキ３０が配置され、そのピストン３１
は機械的連結部３２により前記部材１４のシャフト２０
に連結されている。ここで、機械的連結部３２は、図示
の例においては、軸心ｌ−ｌの回りで前記シャフト２０
と共に回転するように連結される半径方向アーム３３、
及びリンク３４を備え、リンク３４はそれぞれ３５及び
３６の位置において、前記アーム３３及び前記ピストン
３１のロッド３７に関節結合される。
【００４２】ピストン３１はジャッキ３０のシリンダ３
８の内部を、２つの室３８ａ及び３８ｂに分割する。室
３８ｂ内へダクト３９が延設され、ダクト３９はピスト
ン３１を室３８ａ方向に押戻すように非圧縮性加圧流体
を導入し、バルブ部材１４がノズル８のオリフィス１１
を閉鎖する位置へピストンを移行させることができる（
図４参照）。
【００４３】この場合、ピストン３１は停止体４０に当
接し、この停止体４０は室３８ａに設けられて、室３８
ａが占有できる最小容積を画定する。
【００４４】この最小容積の室３８ａにおいて、キャリ
ブレートされた横断面を有する流入ダクト４１、及び調
整自在な横断面を有する流出ダクト４２が開口している
。流入ダクト４１は、たとえばダクト１０に連結される
ことにより、ガス発生器９により発生されるガス流量の
一部、たとえば約１％の量を受容する。流出ダクト４２
は、たとえばミサイル１の外部に連結されることにより
排気状態にされ、したがって低圧Ｐｏが室３８ａ内に存
する。前記流出ダクト４２の横断面を正確かつ迅速に調
整できるようにするため、その自由端が部分４３に延設
され、この部分４３は漏斗の形状に開口されると共に、
耐火性球体４４が前記漏斗状部分４３内で、その軸心方
向に移動するように配置される。モータ４５、たとえば
線型電動モータが前述のような球体４４の移動のために
設けられている。このような装置において、球体４４は
閉鎖位置においてダクト４２に関して自動的にセンタリ
ングされることは理解されよう。
【００４５】測定要素４６（たとえば回転電位差計）が
シャフト２０に対して、たとえば前記電位差計のシャフ
トに連結されるギア４７と、軸心ｌ−ｌ上に中心を有す
ると共に、半径方向アーム３３に固定される円形ラック
４８とを介して連結され、前記バルブ部材１４の回転位
置を測定するようになっている。
【００４６】モータ４５が制御されて、球体４４が引込
められて流出ダクト４２が完全に開放（図４参照）され
る時、すなわち前記球体４４及び漏斗状部分４３の対面
壁間において、流動断面を流出ダクト４２の横断面に少
なくとも等しくなるように開放される時、流入ダクト４
１を介して流入するガス流量は前記流出ダクト４２を介
して自由に逃出することができ、したがってこのガス流
はピストン３１に対して低圧力Ｐｏを作用させるにすぎ
ず、したがってピストン３１は、ダクト３９により送ら
れる非圧縮性圧力流体の作用により、停止体４０まで押
し戻される。このピストン３１の位置において、機械的
連結部３２はバルブ部材１４に対して、それがノズルオ
リフィス１１を完全に閉鎖する位置を強制する。この閉
鎖位置は測定要素４６により検出される。
【００４７】他方、モータ４５が制御されて、図４に示
される閉鎖位置から球体４４が流出ダクト４２に接近さ
れると、前記球体４４は漏斗状部分４３の対面壁と共働
して、流動断面を徐々に減少させる。この流動断面が流
出ダクト４２の横断面より小さくなると直ちに、流入ダ
クト４１を介して流入するガス流動が妨げられ、したが
って室３８ａ内のガス圧力は、Ｐｏ値を越えて増大する
。この圧力がダクト３９により送られる非圧縮性圧力流
体の作用に打勝つほど十分に大きくなると直ちに、ピス
トン３１は図４において左方へ移動し、機械的連結部３
２により、バルブ部材１４が、ノズルオリフィス１１を
開放する方向（図４において時計方向）に回転される。 ガス発生器９により発生されたガスは、ダクト１０及び
凹所１８を介してオリフィス１１に送られ、そして、ノ
ズル８を介して逃出される。常時、バルブ部材１４の対
応する部分開放位置は測定要素４６により示される。
【００４８】球体４４が、モータ４５の作用により、流
出ダクト４２に接近し続けると、最終的には前記球体４
４は漏斗状部分４３の壁部に接触される（図５参照）。 その時、流入ダクト４１を介して流入するガス流のため
の流動断面は零になり、室３８ａ内の圧力は、ガス発生
器９により発生されるガスの圧力値となる。この状態に
おいて、機械的連結部３２がバルブ部材に対して、それ
が完全にノズル８のオリフィス１１を開放する位置を強
制することから、ダクト３９により送られる非圧縮性圧
力流体の作用に抗して、ピストン３１が十分に押し戻さ
れる。
【００４９】ここでモータ４５が制御されて、球体４４
が引っ込められると、ガス流動断面が前記球体４４及び
漏斗状部分４３の対面壁間で再び形成され、したがって
室３８ａ内の圧力が減少し、ダクト３９により送られる
非圧縮性圧力流体が図４及び図５において右方へ押し戻
し、バルブ部材１４がオリフィス１１を閉鎖する方向（
図４及び図５において反時計方向）に回転する。
【００５０】このように、モータ４５を制御することに
より、バルブ部材１４の相対回転がノズルオリフィス１
１に関して制御されて、このバルブ部材に対して、ノズ
ル８の完全閉鎖（図４）及び前記ノズルの完全開放（図
５）間のあらゆる所望位置が伝達される。前記バルブ部
材の瞬間的位置は測定要素４６により測定される。
【００５１】容易に理解されるであろうが、ミサイル１
の各ノズル８に利用される図４及び図５のシステムは、
前記ミサイルが強制操向されることを可能にする。複動
ジャッキの作動を確実にするため、室３８ａをピストン
３１の大駆動断面に対応させ、したがって室３８ｂ側に
おいて、ピストン３１の面積を室３８ａ側におけるより
小さくすることが好ましい。これは、ピストンロッド３
７によって達成されている。
【００５２】したがって、ノズルオリフィス１１に関す
るバルブ部材１４の位置は、ピストン及び対応バルブ部
材間の力の平衡から得られる。
【００５３】図６において、４つのノズルを備えるミサ
イル１を操向するために図４及び図５のシステムが適用
された状態が概略的に示されている。４つのノズルは２
つづつが正反対位置関係を有し、かつミサイル１の軸心
Ｌ−Ｌの回りに９０度の間隔で配置されている。この図
面において、前記ノズルの参照数字８には、それぞれ添
字ｉ（ｉ＝１，２，３又は４）が、軸心Ｌ−Ｌの回りに
時計方向に進行するように付けられており、ノズル８．
ｉに関連する装置には同一添字ｉが付与される。したが
って、各ノズル８．ｉに対して、バルブ部材１４．ｉ、
ジャッキ３０．ｉ（そのピストン３１は連結部３２．ｉ
により対応するバルブ部材１４．ｉに連結されている）
、及びピストン測定要素４６．ｉが関連配置されている
。しかし、ノズル毎に単一のモータ４５を設ける代わり
に、この実施例においては２つの正反対位置関係のノズ
ルに対して単一のモータ４５が利用されており、モータ
４５．１３はそれぞれノズル８．１及び８．３に関連す
るバルブ部材１４．１及び１４．３を制御し、また、モ
ータ４５．２４はそれぞれノズル８．２及び８．４に関
連するバルブ部材１４．２及び１４．４を制御する。こ
れら各モータ４５．１３及び４５．２４は、たとえば、
フランス特許第２，６２２，０６６号明細書に記載され
るタイプの線型モータとされ、それは自体に平行に移動
することができる長いコア５０を備えている。球体４４
がコア５０の各端部に保持されて、対応のジャッキ３０
．１及び３０．３又は３０．２及び３０．４の流出ダク
ト４２と関連する漏斗状部分４３と共働して、球体４４
がその関連漏斗状部分４３に接近される時、他方の球体
４４はその漏斗状部分から離れる方向に移動される。逆
もまた同様である。
【００５４】さらに、４つのジャッキ３０．１〜３０．
４のダクト３９が相互に連結され、ダクト３９及びジャ
ッキ３０．１に収容される作動流体は加圧状態にある。
【００５５】さらにまた、ガス発生器９の特別のパルス
を最適にするため、４つのジャッキ３０．１〜３０．４
間に包含される非圧縮性作動流体の容積により定められ
る、４つのノズル−バルブ部材対を介するガス流出用の
総横断面が、ノズル８のオリフィス１１の完全開放量に
等しいように選択されている。
【００５６】２つのモータ４５．１３及び４５．２４が
その中立位置（図８のモータ４５．２４の位置に対応す
る）にある時、各球体４４はそれらが共働する漏斗状部
分４３から離れる方向に移動し、かつそこから等しい距
離にあり、したがって４つのダクト４２の流出横断面は
同一である。したがって、４つの室３８ｂ及びダクト４
２間に収容される作動流体の作用により、４つのジャッ
キ３０．１〜３０．４のピストン３１は同一位置を占有
し、各ノズル８．１〜８．４は１／４開放状態にある。
【００５７】この中立位置からモータ４５．１３又は４
５．２４の一方が制御されると、対応するコアは制御に
より付与される方向に移動すると共に、球体４４をその
関連の漏斗状部分４３に接近させる。したがって、一方
のバルブ部材１４がさらに開放されると共に、室３８ｂ
及びダクト４２に非圧縮性作動流体が等しく分配されて
いることから、他の３つのバルブ部材１４は閉鎖される
と共に、同一の部分閉鎖状態となる。このような制御は
、１つのバルブ部材が完全に開放されると共に、他の３
つが完全に閉鎖されるまで続けられる。この最終状態が
図６に示され、そこではバルブ部材１４．１が開放され
、バルブ部材１４．２，１４．３，１４．４が閉鎖位置
にある。
【００５８】２つのモータ４５．１３及び４５．２４が
作動されるよう制御される場合は、２つのバルブ部材１
４が制御にしたがって制御開放位置を取るのに対し、他
の２つのバルブ部材は同一の部分閉鎖位置を取る。これ
は、前記非圧縮性作動流体が室３８ｂ及びダクト３９の
回路内に、等しく分配されているからである。制御され
た２つのバルブ部材の全体的な開放は、せいぜい、単一
バルブ部材の完全開放に対応し、他の２つのバルブ部材
が閉鎖される時は、前記各部材は、せいぜい、対応ノズ
ルオリフィスの半分を開放し、その状態は図２に示され
ている。
【００５９】既知のように、ノズル８から放出されるガ
スジェットにより与えられる横方向推進力（スラスト）
は、前記ノズルの開放量の直関数であるから、ミサイル
の軸心Ｌ−Ｌの回りに図８のシステムにより与えられる
横方向推進力は、前記軸心上に中心を有する正方形５１
で示されることは理解されよう（図７参照）。
【００６０】正方形５１の頂点はノズル８．１，８．２
，８．３及び８．４の軸心上に存すると共に、前記各ノ
ズルにより与えられる最大推進力Ｆ１Ｍ，Ｆ２Ｍ，Ｆ３
Ｍ及びＦ４Ｍに対応し、他の３つが完全に閉鎖される時
は、これらの各最大推進力はガス発生器９により与えら
れる推進力Ｐに等しい。図７において、半径Ｐを有する
円５２も示されており、これは軸心Ｌ−Ｌの回りにおけ
るガス発生器９の推進力の均等理論分布状態に対応する
。この理論的分布状態を近似化し、この発明のシステム
をさらに最適化するため、正反対位置関係のノズルの数
量を増大することが有利であり、その場合、正方形５１
は前記円５２に可能な限り接する多角形に変換されるこ
とは理解されよう。
【００６１】図８に示されるように、モータ４５．１３
及び４５．２４を制御し、ミサイル１の強制操向のため
に、正方形５１で示される所望の横推進力を得るため、
演算処理手段５３がミサイル１に設けられている。その
目的で、演算処理手段５３はその入力部５４において、
この所望の推進力の強さ及び方向を受信（図示しない操
向装置から）する。 ここで、図７を参照して、この強さはｆに等しく、かつ
その方向は、前記推進力がノズル８．１の軸心と形成す
る角度βにより与えられる、と仮定する。
【００６２】以下、ノズル８．１〜８．４による横方向
推進力を、それぞれ、Ｆ１，Ｆ２，Ｆ３及びＦ４で表示
する。
【００６３】図７から分かるように、次式が得られる。 （１）　　　　ｆｃｏｓβ＝Ｆ１−Ｆ３（２）　　　　
ｆｓｉｎβ＝Ｆ４−Ｆ２さらに、次式の関係が分かって
いる。 （３）　　　　Ｆ１＋Ｆ２＋Ｆ３＋Ｆ４＝Ｐここで、Ｐ
はガス発生器９の推進力である。
【００６４】最後に、室３８ｂ及びダクト３９内に非圧
縮性流体が一様に分配されていることから、次式が得ら
れる。 （４）　　　　Ｆ２＝Ｆ３　　又は　　Ｆ１＝Ｆ４した
がって、演算処理手段５３は４つの未知数と共に４つの
等式を利用でき、そこでｆ，β及びＰからＦ１，Ｆ２，
Ｆ３及びＦ４が計算される。そして、演算処理手段５３
はモータ４５．１３及び４５．２４に、それぞれジャッ
キ３０．１〜３０．４を制御する指令を送信する。次い
で、これらは、バルブ部材１４．１〜１４．４を介して
、位置測定要素４６．１〜４６．４を移動させる。その
測定値は、前記バルブ部材の開放量及び実際に指令され
た推進力Ｆ１〜Ｆ４を表示しており、したがって前記測
定値は演算処理手段５３に送信され、それによりその指
令の正しい遂行が制御される。
【００６５】図９に示される変形例において、図６のシ
ステムが再び示されている。非圧縮性流体の貯蔵部５５
がバルブ５６を介してダクト３９に連結されるように設
けられている。
【００６６】貯蔵部５５は、たとえばジャッキの形状を
有し、そのピストン５７は、たとえばガス発生器９から
のガスの一部により圧力を受ける。この場合、前記ガス
の流入のためにオリフィス５８が設けられる。したがっ
て、ピストン５７はバルブ５６の方向に加圧され、ジャ
ッキ５５に包含される非圧縮性流体を加圧する。
【００６７】バルブ５６は、貯蔵部５５への連結部５９
と共に、回路３９に対する別の連結部６０、及び流出部
に連結されるオリフィス６１を備える。図９において、
バルブ５６は貯蔵部５５を回路３９から遮断する。他方
、図１０において、バルブ５６は、貯蔵部５５が非圧縮
性流体を回路３９に導入する位置にある。最後に、図１
１において、バルブは回路３９を流出部６１に連結して
いる。
【００６８】したがって、バルブ５６に関連する貯蔵部
５５は、回路３９に一定容量の非圧縮性流体を広範な温
度領域において存在させることを可能にしている。さら
に、発生器９が、その燃焼速度が感圧性タイプの場合は
、この速度はバルブ５６を介して流出部に連結されるこ
とにより減少され、前記発生器が作動される時、強制操
向のために何ら横推進力を必要としない操向段階にある
ことになる。
【００６９】バルブ５６は演算処理手段５３の出力６２
により制御される。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明のミサイルの一実施例の一部破断概略
図である。
【図２】図１のＩＩ−ＩＩ線を通るこの発明のミサイル
の拡大部分断面図である。
【図３】図２のＩＩＩ−ＩＩＩ線及びＩＩＩ’−ＩＩＩ
’線に対応する左及び右部分を有する、この発明のミサ
イルの部分長手方向断面図である。
【図４】各バルブ部材の駆動装置の概略図であり、ノズ
ル閉鎖状態を示している。
【図５】各バルブ部材の駆動装置の概略図であり、ノズ
ル開放状態を示している。
【図６】２つずつ径方向に対峙している４つのバルブ部
材の制御装置に、図４及び図５の駆動装置を適用した状
態の一例を示す概略図である。
【図７】図６の装置の作用を示す概略説明図である。
【図８】図６の装置の電気的制御方法を示す説明図であ
る。
【図９】図６の制御装置の変形例を示す図である。
【図１０】図９の装置の作動を示す説明図である。
【図１１】図９の装置の作動を示す説明図である。
【符号の説明】
１　　　　ミサイル ３　　　　翼部 ７　　　　強制操向装置 ８　　　　横方向ノズル ９　　　　ガス発生器 １１　　　　オリフィス（首部） １４　　　　バルブ部材 ２２　　　　半径方向プレート ３０　　　　ジャッキ ３１　　　　ピストン ３２　　　　機械的連結部 ３８　　　　ジャッキの室 ４５　　　　モータ ４６　　　　測定要素 ５３　　　　演算処理手段

Claims (12)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】　　回転バルブ装置を介して少なくとも一
    対の横方向ノズルに連結されるガス発生器を備えると共
    に、前記バルブ装置が駆動装置の作用により可動で、か
    つ前記ノズルを通るガス流量を制御するようにされてい
    る、ガスジェットによるミサイル操向装置において、各
    ノズルに個々の回転バルブ部材が関連配置され、各バル
    ブ部材の回転が、ジャッキのピストンにより制御され、
    ジャッキの一室がガス発生器により発生されるガスの一
    部を受容し、前記ピストンの位置が、前記室を通る前記
    ガスの流量を制御することにより制御され、前記ガスの
    流れを受容するのと反対側の前記ジャッキの室が、非圧
    縮性圧力流体を包含する連結回路により相互に連結され
    、かつ、前記非圧縮性圧力流体の容量が、バルブ部材の
    一つが関連ノズルの完全開放位置となると共に、他のす
    べてのバルブ部材がそれに対応するノズルを完全に閉鎖
    するように、選択されるようになっている、ガスジェッ
    トによるミサイル操向装置。
  2. 【請求項２】　　各ノズルが、少なくともバルブ部材と
    共働するその首部の近傍において長方形断面となってい
    る、請求項１記載のガスジェットによるミサイル操向装
    置。
  3. 【請求項３】　　各バルブ部材が、半径方向に突出する
    プレートに固定されたシャフトを備え、前記プレートの
    長手方向端面が対応のノズルの首部と共働するようにし
    た、請求項２記載のガスジェットによるミサイル操向装
    置。
  4. 【請求項４】　　前記バルブ装置の開放位置におけるノ
    ズルの首部に対向する半径方向プレートの横面が凹曲面
    を有している、請求項３記載のガスジェットによるミサ
    イル操向装置。
  5. 【請求項５】　　前記バルブ部材が、前記ミサイルの構
    造体と一体の剛性ブロックに取り付けられている、請求
    項１記載のガスジェットによるミサイル操向装置。
  6. 【請求項６】　　前記ノズルが、前記ミサイルの表層に
    一体に設けられた翼部に形成されると共に、前記ノズル
    の足部が摺動嵌合により前記剛性ブロックに取り付けら
    れている、請求項５記載のガスジェットによるミサイル
    操向装置。
  7. 【請求項７】　　ジャッキを通るガス流量の制御が、前
    記ガス流回路に設けられる漏斗状部分内で球体を移動す
    る線型モータにより達成される、請求項１記載のガスジ
    ェットによるミサイル操向装置。
  8. 【請求項８】　　２対の横方向ノズルを備えると共に、
    対の２つのノズルが正反対位置関係に配置され、かつ対
    のノズルが他の対のノズルを包含する半径面に直交する
    半径面内に配置されると共に、各対のノズルのバルブ部
    材が、他の対のノズルのバルブ部材と同時に制御される
    ようにした、請求項１記載のガスジェットによるミサイ
    ル操向装置。
  9. 【請求項９】　　１対のノズルの２つのバルブ部材が同
    一の１つのモータにより制御される、請求項７記載のガ
    スジェットによるミサイル操向装置。
  10. 【請求項１０】　　 ｆｃｏｓβ＝Ｆ１−Ｆ３　　　　　　　　　　　　　　
    　　　　　　　　（１）ｆｓｉｎβ＝Ｆ４−Ｆ２　　　
    　　　　　　　　　　　　　　　　　　　（２）Ｆ１＋
    Ｆ２＋Ｆ３＋Ｆ４＝Ｐ　　　　　　　　　　　　　　　
    （３）Ｆ２＝Ｆ３　　又は　　Ｆ１＝Ｆ４　　　　　　
    　　　　　　　（４）（式中、ｆは所望半径方向推進力
    の強さ、βは前記ノズルの一つからの半径方向推進力Ｆ
    １と前記所望半径方向推進力とにより形成される角度、
    Ｆ２，Ｆ３及びＦ４は他の３つのノズルからの半径方向
    推進力である。）を解くことのできる演算処理手段を備
    える、請求項８記載のガスジェットによるミサイル操向
    装置。
  11. 【請求項１１】　　前記連結回路に連結され得る非圧縮
    性圧力流体貯蔵部を備える、請求項１記載のガスジェッ
    トによるミサイル操向装置。
  12. 【請求項１２】　　前記貯蔵部が、前記連結回路を流出
    部へ連結できるバルブにより前記連結回路に連結される
    、請求項１１記載のガスジェットによるミサイル操向装
    置。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2767645C1 (ru) * 2020-10-19 2022-03-18 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Зенитная управляемая ракета 9м96

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1994010527A1 (fr) * 1992-10-23 1994-05-11 Arkhangelsky Ivan I Procede de guidage d'un missile et son dispositif de mise en ×uvre
US5505408A (en) * 1993-10-19 1996-04-09 Versatron Corporation Differential yoke-aerofin thrust vector control system
US6254031B1 (en) * 1994-08-24 2001-07-03 Lockhead Martin Corporation Precision guidance system for aircraft launched bombs
US5631830A (en) * 1995-02-03 1997-05-20 Loral Vought Systems Corporation Dual-control scheme for improved missle maneuverability
FR2730302B1 (fr) * 1995-02-03 1997-03-14 Tda Armements Sas Controle d'un projectile par impulseur multi-chambre et mono-tuyere
US5662290A (en) * 1996-07-15 1997-09-02 Versatron Corporation Mechanism for thrust vector control using multiple nozzles
DE19735279C1 (de) * 1997-08-14 1999-03-11 Bayern Chemie Gmbh Flugchemie Querschub-Steueranordnung für Flugkörper mit Feststoff-Heißgasgenerator
RU2125701C1 (ru) * 1998-03-16 1999-01-27 Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Ракета
US6308911B1 (en) 1998-10-30 2001-10-30 Lockheed Martin Corp. Method and apparatus for rapidly turning a vehicle in a fluid medium
US6752351B2 (en) * 2002-11-04 2004-06-22 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Low mass flow reaction jet
US7416154B2 (en) * 2005-09-16 2008-08-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Trajectory correction kit
US7851732B2 (en) * 2006-03-07 2010-12-14 Raytheon Company System and method for attitude control of a flight vehicle using pitch-over thrusters
US7872215B2 (en) * 2008-02-29 2011-01-18 Raytheon Company Methods and apparatus for guiding a projectile
US8269156B2 (en) 2008-03-04 2012-09-18 The Charles Stark Draper Laboratory, Inc. Guidance control system for projectiles
US8362408B2 (en) * 2009-10-22 2013-01-29 Honeywell International Inc. Steerable projectile charging system
US10717550B1 (en) 2011-03-09 2020-07-21 United Launch Alliance, L.L.C. Integrated vehicle fluids
US8884202B2 (en) 2011-03-09 2014-11-11 United Launch Alliance, Llc Integrated vehicle fluids
FR2980265B1 (fr) 2011-09-21 2017-02-24 Mbda France Systeme pour le pilotage d'un engin volant a l'aide de paires de tuyeres laterales
US8975565B2 (en) * 2012-07-17 2015-03-10 Raytheon Company Integrated propulsion and attitude control system from a common pressure vessel for an interceptor
US9068808B2 (en) * 2013-01-17 2015-06-30 Raytheon Company Air vehicle with bilateral steering thrusters
KR101681992B1 (ko) 2015-02-13 2016-12-02 국방과학연구소 연동 메커니즘을 적용한 다축 핀틀 추력기 시스템
DE202017006759U1 (de) * 2016-02-05 2018-04-24 Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh Vorrichtung und System zur Steuerung von Flugkörpern und Kill-Vehicles, die mit gelförmigen Treibstoffen betrieben wird
US10718294B1 (en) 2017-10-27 2020-07-21 United Launch Alliance, L.L.C. Integrated vehicle fluids

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3136250A (en) * 1962-05-04 1964-06-09 Samuel A Humphrey Integrated auxiliary power unit
US3721402A (en) * 1971-06-25 1973-03-20 Us Army Missile roll control mechanism
US4085909A (en) * 1976-10-04 1978-04-25 Ford Motor Company Combined warm gas fin and reaction control servo
FR2504252B1 (fr) * 1981-04-21 1987-03-06 Thomson Brandt Projectile guide
FR2536720A1 (fr) * 1982-11-29 1984-06-01 Aerospatiale Systeme pour le pilotage d'un missile au moyen de jets gazeux lateraux et missile comportant un tel systeme
FR2538098B1 (fr) * 1982-12-17 1987-11-20 Thomson Brandt Dispositif de pilotage par jets de gaz lateraux
FR2620812B1 (fr) * 1987-09-18 1992-04-17 Thomson Brandt Armements Dispositif de commutation de jets de gaz lateraux destine au pilotage d'engins
FR2622066B1 (fr) * 1987-10-16 1995-08-25 Rossi Rinaldo Machine electrique a entrefers radiaux
FR2659733B1 (fr) * 1990-03-14 1994-07-01 Aerospatiale Systeme pour le pilotage d'un missile au moyen de tuyeres laterales.

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2767645C1 (ru) * 2020-10-19 2022-03-18 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Зенитная управляемая ракета 9м96

Also Published As

Publication number Publication date
DE69100339D1 (de) 1993-10-14
DE69100339T2 (de) 1994-01-27
CA2037939A1 (fr) 1991-09-15
CA2037939C (fr) 2000-11-28
ES2044692T3 (es) 1994-01-01
FR2659734B1 (fr) 1992-07-03
EP0447284A1 (fr) 1991-09-18
EP0447284B1 (fr) 1993-09-08
AU7137191A (en) 1991-09-19
JP3199764B2 (ja) 2001-08-20
US5123611A (en) 1992-06-23
AU631970B2 (en) 1992-12-10
FR2659734A1 (fr) 1991-09-20

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