JPH10184455A - 飛翔体 - Google Patents
飛翔体Info
- Publication number
- JPH10184455A JPH10184455A JP34198096A JP34198096A JPH10184455A JP H10184455 A JPH10184455 A JP H10184455A JP 34198096 A JP34198096 A JP 34198096A JP 34198096 A JP34198096 A JP 34198096A JP H10184455 A JPH10184455 A JP H10184455A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- thrust
- flying object
- motor case
- steering
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 ロケットノズル内にジェットベーンを設けた
飛翔体では、ジェットベーンに厳しい耐熱性が要求され
且つジェットベーンにより推力損失が生じるという問題
があった。 【解決手段】 モータケース２の尾部に、複数のロケッ
トノズル３と、各ロケットノズル３の近傍に回動可能に
取付けられ且つ各ロケットノズル３から噴射した燃焼ガ
スの噴流を偏向させる推力偏向板４を備えた飛翔体１と
することで、推力偏向板に対する熱負荷や推力偏向板に
よる推力損失を低減させた。
飛翔体では、ジェットベーンに厳しい耐熱性が要求され
且つジェットベーンにより推力損失が生じるという問題
があった。 【解決手段】 モータケース２の尾部に、複数のロケッ
トノズル３と、各ロケットノズル３の近傍に回動可能に
取付けられ且つ各ロケットノズル３から噴射した燃焼ガ
スの噴流を偏向させる推力偏向板４を備えた飛翔体１と
することで、推力偏向板に対する熱負荷や推力偏向板に
よる推力損失を低減させた。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、固体推進薬の燃焼
ガスを推進力として飛翔する飛翔体に関し、とくに、姿
勢制御機能を備えた飛翔体に関するものである。
ガスを推進力として飛翔する飛翔体に関し、とくに、姿
勢制御機能を備えた飛翔体に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】この種の飛翔体において、その姿勢制御
を行う手段としては、ロケットノズルからの燃焼ガスの
噴流を偏向させる推力方向制御装置や、大気中において
使用される操舵翼があり、このほか、旋回機能等の向上
を図るために推力方向制御装置と操舵翼を組合わせた複
合方式のものがある。
を行う手段としては、ロケットノズルからの燃焼ガスの
噴流を偏向させる推力方向制御装置や、大気中において
使用される操舵翼があり、このほか、旋回機能等の向上
を図るために推力方向制御装置と操舵翼を組合わせた複
合方式のものがある。
【０００３】複合方式の姿勢制御手段を備えた飛翔体に
は、例えば推力方向制御装置としてロケットノズル内に
配置されるジェットベーンを用い、ジェットベーンと操
舵翼が連動するようにしたものがあった。このような飛
翔体としては、例えば実開平３−１２１３９２号公報に
記載されたものがある。
は、例えば推力方向制御装置としてロケットノズル内に
配置されるジェットベーンを用い、ジェットベーンと操
舵翼が連動するようにしたものがあった。このような飛
翔体としては、例えば実開平３−１２１３９２号公報に
記載されたものがある。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】ところが、上記したよ
うな従来の飛翔体にあっては、ロケットノズル内におい
てジェットベーンが常に高温の燃焼ガスにさらされるこ
とから、ジェットベーンに対する熱負荷が大きく、とく
に燃焼ガスの流れに対するジェットベーンの先端部にき
わめて厳しい耐熱性が要求されると共に、ジェットベー
ンが常に燃焼ガスの流れを部分的に妨げることから、そ
の分推力損失が生じて推進効率を低下させるという問題
があり、このような問題を解決することが課題であっ
た。
うな従来の飛翔体にあっては、ロケットノズル内におい
てジェットベーンが常に高温の燃焼ガスにさらされるこ
とから、ジェットベーンに対する熱負荷が大きく、とく
に燃焼ガスの流れに対するジェットベーンの先端部にき
わめて厳しい耐熱性が要求されると共に、ジェットベー
ンが常に燃焼ガスの流れを部分的に妨げることから、そ
の分推力損失が生じて推進効率を低下させるという問題
があり、このような問題を解決することが課題であっ
た。
【０００５】
【発明の目的】本発明は、上記従来の課題に着目して成
されたもので、推力偏向板を備えた飛翔体であって、推
力偏向板に対する熱負荷の低減、および推進効率の向上
を実現することができる飛翔体を提供することを目的と
している。
されたもので、推力偏向板を備えた飛翔体であって、推
力偏向板に対する熱負荷の低減、および推進効率の向上
を実現することができる飛翔体を提供することを目的と
している。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明に係わる飛翔体
は、請求項１として、モータケースの尾部に、複数のロ
ケットノズルと、各ロケットノズルの近傍に回動可能に
取付けられ且つ各ロケットノズルから噴射した燃焼ガス
の噴流を偏向させる推力偏向板を備えた構成とし、請求
項２として、モータケースの尾部に、４個のロケットノ
ズルを機軸回りに所定間隔で配置すると共に、各ロケッ
トノズルを間にして４枚の推力偏向板を機軸を中心に放
射状に配置した構成とし、請求項３として、モータケー
スに、４枚の推力偏向板に各々対応する位置に操舵翼を
備えると共に、各々の推力偏向板と操舵翼とを連動可能
に連結した構成とし、請求項４として、モータケースの
尾部に機軸上に突出する中心体を設け、中心体にモータ
ケースの半径方向を軸方向とする支持体の一端部を回転
自在に設けると共に、支持体に推力偏向板と操舵翼を設
け、支持体の操舵翼側となる他端部に回転を伝達する駆
動機構を備えた構成とし、請求項５として、支持体が、
推力偏向板の取付け部分と操舵翼の取付け部分との間
に、回転伝達を断続させるクラッチを備えている構成と
しており、上記の構成を課題を解決するための手段とし
ている。
は、請求項１として、モータケースの尾部に、複数のロ
ケットノズルと、各ロケットノズルの近傍に回動可能に
取付けられ且つ各ロケットノズルから噴射した燃焼ガス
の噴流を偏向させる推力偏向板を備えた構成とし、請求
項２として、モータケースの尾部に、４個のロケットノ
ズルを機軸回りに所定間隔で配置すると共に、各ロケッ
トノズルを間にして４枚の推力偏向板を機軸を中心に放
射状に配置した構成とし、請求項３として、モータケー
スに、４枚の推力偏向板に各々対応する位置に操舵翼を
備えると共に、各々の推力偏向板と操舵翼とを連動可能
に連結した構成とし、請求項４として、モータケースの
尾部に機軸上に突出する中心体を設け、中心体にモータ
ケースの半径方向を軸方向とする支持体の一端部を回転
自在に設けると共に、支持体に推力偏向板と操舵翼を設
け、支持体の操舵翼側となる他端部に回転を伝達する駆
動機構を備えた構成とし、請求項５として、支持体が、
推力偏向板の取付け部分と操舵翼の取付け部分との間
に、回転伝達を断続させるクラッチを備えている構成と
しており、上記の構成を課題を解決するための手段とし
ている。
【０００７】
【発明の作用】本発明の請求項１に係わる飛翔体では、
モータケースの尾部に、複数のロケットノズルを備え、
各ロケットノズルの近傍に、ロケットノズルから噴射し
た燃焼ガスの噴流を偏向させる推力偏向板を回動可能に
取付けているので、飛翔体の姿勢制御を行うときにの
み、燃焼ガスの噴流内に推力偏向板を回動させることと
なり、姿勢制御を行わないときには、推力偏向板が燃焼
ガスに直接さらされることがなく、とくに推力偏向板の
先端部（回動中心側の端部）は姿勢制御の動作の有無に
かかわらず燃焼ガスにさらされることがないので、その
分推力偏向板に対する熱負荷が低減され、また、姿勢制
御を行わないときには推力偏向板が燃焼ガスの流れを妨
げることもないので、推力偏向板により推力損失が生じ
るような事態も防止される。
モータケースの尾部に、複数のロケットノズルを備え、
各ロケットノズルの近傍に、ロケットノズルから噴射し
た燃焼ガスの噴流を偏向させる推力偏向板を回動可能に
取付けているので、飛翔体の姿勢制御を行うときにの
み、燃焼ガスの噴流内に推力偏向板を回動させることと
なり、姿勢制御を行わないときには、推力偏向板が燃焼
ガスに直接さらされることがなく、とくに推力偏向板の
先端部（回動中心側の端部）は姿勢制御の動作の有無に
かかわらず燃焼ガスにさらされることがないので、その
分推力偏向板に対する熱負荷が低減され、また、姿勢制
御を行わないときには推力偏向板が燃焼ガスの流れを妨
げることもないので、推力偏向板により推力損失が生じ
るような事態も防止される。
【０００８】本発明の請求項２に係わる飛翔体では、４
個のロケットノズルを機軸回りに所定間隔で配置すると
共に、各ロケットノズルを間にして４枚の推力偏向板を
機軸を中心に放射状に配置しているので、機軸を間にし
た２枚一組の推力偏向板を同方向に回動させることによ
り、ピッチ軸回りおよびヨー軸回りの姿勢制御が行わ
れ、各推力偏向板を機軸回りの同方向に回動させること
により、ロール軸回りの姿勢制御が行われる。
個のロケットノズルを機軸回りに所定間隔で配置すると
共に、各ロケットノズルを間にして４枚の推力偏向板を
機軸を中心に放射状に配置しているので、機軸を間にし
た２枚一組の推力偏向板を同方向に回動させることによ
り、ピッチ軸回りおよびヨー軸回りの姿勢制御が行わ
れ、各推力偏向板を機軸回りの同方向に回動させること
により、ロール軸回りの姿勢制御が行われる。
【０００９】本発明の請求項３に係わる飛翔体では、４
枚の推力偏向板とこれらに連動する４枚の操舵翼により
姿勢制御が行われ、推力偏向板と操舵翼の併用により旋
回性能等が向上する。
枚の推力偏向板とこれらに連動する４枚の操舵翼により
姿勢制御が行われ、推力偏向板と操舵翼の併用により旋
回性能等が向上する。
【００１０】本発明の請求項４に係わる飛翔体では、中
心体に回転自在に設けた支持体を駆動機構で回転させる
ことにより、支持体に設けた操舵翼と推力偏向板が同時
に回動することとなり、簡単な構造で操舵翼と推力偏向
板を確実に連動させる。
心体に回転自在に設けた支持体を駆動機構で回転させる
ことにより、支持体に設けた操舵翼と推力偏向板が同時
に回動することとなり、簡単な構造で操舵翼と推力偏向
板を確実に連動させる。
【００１１】本発明の請求項５に係わる飛翔体では、支
持体における推力偏向板の取付け部分と操舵翼の取付け
部分との間に、回転伝達を断続させるクラッチを備えて
いるので、例えばロケットモータの作動終了後にクラッ
チを切ることにより、駆動機構によって操舵翼だけを駆
動するようにし、これにより駆動機構に対する負荷を低
減する。
持体における推力偏向板の取付け部分と操舵翼の取付け
部分との間に、回転伝達を断続させるクラッチを備えて
いるので、例えばロケットモータの作動終了後にクラッ
チを切ることにより、駆動機構によって操舵翼だけを駆
動するようにし、これにより駆動機構に対する負荷を低
減する。
【００１２】
【発明の効果】本発明の請求項１に係わる飛翔体によれ
ば、推力偏向板がロケットモータの外側に配置されるこ
とから、燃焼ガスの噴流を偏向する推力偏向板により姿
勢制御機能を得ることができるうえに、姿勢制御を行わ
ないときには、推力偏向板を燃焼ガスの流れの外側に逃
がしておくことができ、とくに推力偏向板の先端部（回
動中心側の端部）は姿勢制御の動作の有無にかかわらず
燃焼ガスの流れの外側に位置することとなるので、その
分推力偏向板に対する熱負荷を低減することができ、し
かも、姿勢制御を行わないときには推力偏向板が燃焼ガ
スの流れを妨げることもないので、推力偏向板による推
力損失を少なくして推進効率を向上させることができ
る。
ば、推力偏向板がロケットモータの外側に配置されるこ
とから、燃焼ガスの噴流を偏向する推力偏向板により姿
勢制御機能を得ることができるうえに、姿勢制御を行わ
ないときには、推力偏向板を燃焼ガスの流れの外側に逃
がしておくことができ、とくに推力偏向板の先端部（回
動中心側の端部）は姿勢制御の動作の有無にかかわらず
燃焼ガスの流れの外側に位置することとなるので、その
分推力偏向板に対する熱負荷を低減することができ、し
かも、姿勢制御を行わないときには推力偏向板が燃焼ガ
スの流れを妨げることもないので、推力偏向板による推
力損失を少なくして推進効率を向上させることができ
る。
【００１３】本発明の請求項２に係わる飛翔体によれ
ば、請求項１と同様の効果を得ることができるうえに、
放射状に配置した４枚の推力偏向板において、機軸を間
にした２枚一組の推力偏向板を同方向に回動させてピッ
チ軸回りおよびヨー軸回りの姿勢制御を行うことができ
ると共に、各推力偏向板を機軸回りの同方向に回動させ
てロール軸回りの姿勢制御を行うことができ、簡単な構
造で３軸回りの姿勢制御を行うことができる。
ば、請求項１と同様の効果を得ることができるうえに、
放射状に配置した４枚の推力偏向板において、機軸を間
にした２枚一組の推力偏向板を同方向に回動させてピッ
チ軸回りおよびヨー軸回りの姿勢制御を行うことができ
ると共に、各推力偏向板を機軸回りの同方向に回動させ
てロール軸回りの姿勢制御を行うことができ、簡単な構
造で３軸回りの姿勢制御を行うことができる。
【００１４】本発明の請求項３に係わる飛翔体によれ
ば、請求項２と同様の効果を得ることができるうえに、
推力偏向板と操舵翼の併用により、姿勢制御機能や急速
な旋回等の運動機能を著しく向上させることができる。
ば、請求項２と同様の効果を得ることができるうえに、
推力偏向板と操舵翼の併用により、姿勢制御機能や急速
な旋回等の運動機能を著しく向上させることができる。
【００１５】本発明の請求項４に係わる飛翔体によれ
ば、請求項３と同様の効果を得ることができるうえに、
中心体、支持体および駆動機構の採用により、簡単な構
造で操舵翼と推力偏向板を確実に連動させることがで
き、構造の簡略化に伴って、駆動源の省力化、低コスト
化、軽量化および組立て性の向上などを実現することが
できる。
ば、請求項３と同様の効果を得ることができるうえに、
中心体、支持体および駆動機構の採用により、簡単な構
造で操舵翼と推力偏向板を確実に連動させることがで
き、構造の簡略化に伴って、駆動源の省力化、低コスト
化、軽量化および組立て性の向上などを実現することが
できる。
【００１６】本発明の請求項５に係わる飛翔体によれ
ば、請求項４と同様の効果を得ることができるうえに、
支持体に、推力偏向板の取付け部分と操舵翼の取付け部
分との間の回転伝達を断続させるクラッチを採用したこ
とにより、クラッチを繋いだ状態では操舵翼および推力
偏向板を同時に駆動し、クラッチを切った状態では操舵
翼だけを駆動することができ、例えばロケットモータの
作動終了後にクラッチを切ることによって駆動機構に対
する負荷を低減することができる。
ば、請求項４と同様の効果を得ることができるうえに、
支持体に、推力偏向板の取付け部分と操舵翼の取付け部
分との間の回転伝達を断続させるクラッチを採用したこ
とにより、クラッチを繋いだ状態では操舵翼および推力
偏向板を同時に駆動し、クラッチを切った状態では操舵
翼だけを駆動することができ、例えばロケットモータの
作動終了後にクラッチを切ることによって駆動機構に対
する負荷を低減することができる。
【００１７】
【実施例】図１（ａ）（ｂ）は、本発明の請求項１〜５
に係わる飛翔体の一実施例を説明する図である。
に係わる飛翔体の一実施例を説明する図である。
【００１８】飛翔体１は、モータケース２の尾部に、複
数（この実施例では４個）のロケットノズル３と、各ロ
ケットノズル３の近傍に回動可能に取付けられ且つロケ
ットノズル３から噴射した燃焼ガスの噴流を偏向させる
４枚の推力偏向板４と、各々の推力偏向板４に対応する
４枚の操舵翼５を備えている。
数（この実施例では４個）のロケットノズル３と、各ロ
ケットノズル３の近傍に回動可能に取付けられ且つロケ
ットノズル３から噴射した燃焼ガスの噴流を偏向させる
４枚の推力偏向板４と、各々の推力偏向板４に対応する
４枚の操舵翼５を備えている。
【００１９】モータケース２は、固体推進薬６を装填し
た燃焼室７を形成すると共に、尾部には機軸上に突出し
た円筒状の中心体８を備えており、この中心体８の回り
に４個のロケットノズル３を９０度間隔で備えている。
各ロケットノズル３と燃焼室７は、中心体８と平行に設
けた各々の流路９により連通している。
た燃焼室７を形成すると共に、尾部には機軸上に突出し
た円筒状の中心体８を備えており、この中心体８の回り
に４個のロケットノズル３を９０度間隔で備えている。
各ロケットノズル３と燃焼室７は、中心体８と平行に設
けた各々の流路９により連通している。
【００２０】各推力偏向板４は、固体推進薬６の燃焼ガ
ス温度および噴流による荷重に耐え得る耐熱材料で形成
してあると共に、機軸を中心に９０度間隔で放射状に設
けてあって、このとき、各ロケットノズル３が間となる
ように、各ロケットノズル３に対して機軸回りに４５度
の位相差をもたせた配置にしてある。また、各操舵翼５
は、飛翔時における空力加熱および空力荷重に耐え得る
軽量な材料で形成してあって、外観的に各推力偏向板４
と一体化を成す状態に設けてある。
ス温度および噴流による荷重に耐え得る耐熱材料で形成
してあると共に、機軸を中心に９０度間隔で放射状に設
けてあって、このとき、各ロケットノズル３が間となる
ように、各ロケットノズル３に対して機軸回りに４５度
の位相差をもたせた配置にしてある。また、各操舵翼５
は、飛翔時における空力加熱および空力荷重に耐え得る
軽量な材料で形成してあって、外観的に各推力偏向板４
と一体化を成す状態に設けてある。
【００２１】推力偏向板４および操舵翼５は、支持体１
０とこの支持体１０を回転駆動する駆動機構１１により
同時に駆動される。支持体１０は、モータケース２の半
径方向を軸方向とした状態で配置してあると共に、中心
体８に軸受部１２を介して一端部が回転自在に設けてあ
る。推力偏向板４および操舵翼５は、この支持体１０に
取付けてある。
０とこの支持体１０を回転駆動する駆動機構１１により
同時に駆動される。支持体１０は、モータケース２の半
径方向を軸方向とした状態で配置してあると共に、中心
体８に軸受部１２を介して一端部が回転自在に設けてあ
る。推力偏向板４および操舵翼５は、この支持体１０に
取付けてある。
【００２２】駆動機構１１は、モータケース２の収納部
１３において、出力軸を正逆回転させるサーボアクチュ
エータ１４と、その出力軸に設けた第１ギア１５と、第
１ギア１５に係合する第２ギア１６を備えると共に、支
持体１０側において、同支持体１０の他端部に設けたア
ーム１７と、その先端に設け且つ第２ギア１６に係合す
るセクターギア１８を備えている。これにより、駆動機
構１１は、サーボアクチュエータ１４の正逆回転を第１
ギア１５、第２ギア１６、セクターギア１８およびアー
ム１７に伝達し、支持体１０とともに推力偏向板４およ
び操舵翼５を回動させることとなる。
１３において、出力軸を正逆回転させるサーボアクチュ
エータ１４と、その出力軸に設けた第１ギア１５と、第
１ギア１５に係合する第２ギア１６を備えると共に、支
持体１０側において、同支持体１０の他端部に設けたア
ーム１７と、その先端に設け且つ第２ギア１６に係合す
るセクターギア１８を備えている。これにより、駆動機
構１１は、サーボアクチュエータ１４の正逆回転を第１
ギア１５、第２ギア１６、セクターギア１８およびアー
ム１７に伝達し、支持体１０とともに推力偏向板４およ
び操舵翼５を回動させることとなる。
【００２３】上記の駆動機構１１は、各推力偏向板４お
よび操舵翼５毎に設けてあって、図示しない制御装置に
接続してあり、制御装置からの姿勢制御信号によりサー
ボアクチュエータ１４を適宜の回転方向に作動させるよ
うにしてある。
よび操舵翼５毎に設けてあって、図示しない制御装置に
接続してあり、制御装置からの姿勢制御信号によりサー
ボアクチュエータ１４を適宜の回転方向に作動させるよ
うにしてある。
【００２４】また、当該飛翔体１は、モータケース２の
尾部に、ケース端部を小径にする状態で尾部方向に向い
た段部１９が形成してあり、この段部１９に駆動機構１
１を構成する回転伝達部材の一部を配置している。すな
わち、この実施例では、回転伝達部材が、モータケース
２側の第２ギア１６と支持体１０側のセクターギア１８
であって、第２ギア１６をその一部が段部１９から突出
する状態に配置し、この第２ギア１６にセクターギア１
８を係合させている。
尾部に、ケース端部を小径にする状態で尾部方向に向い
た段部１９が形成してあり、この段部１９に駆動機構１
１を構成する回転伝達部材の一部を配置している。すな
わち、この実施例では、回転伝達部材が、モータケース
２側の第２ギア１６と支持体１０側のセクターギア１８
であって、第２ギア１６をその一部が段部１９から突出
する状態に配置し、この第２ギア１６にセクターギア１
８を係合させている。
【００２５】上記構成を備えた飛翔体１は、固体推進薬
６に点火をすると、その燃焼ガスを各ロケットノズル３
から噴出させて飛翔する。このとき、飛翔体１では、各
ロケットノズル３の外側近傍に、推力偏向板４を取付け
ているので、姿勢制御を行わないときには、推力偏向板
４が燃焼ガスに直接さらされることがなく、とくに推力
偏向板４の先端部（回動中心側の端部）は姿勢制御の動
作の有無にかかわらず燃焼ガスにさらされることがな
い。したがって、その分推力偏向板４に対する熱負荷が
低減されている。
６に点火をすると、その燃焼ガスを各ロケットノズル３
から噴出させて飛翔する。このとき、飛翔体１では、各
ロケットノズル３の外側近傍に、推力偏向板４を取付け
ているので、姿勢制御を行わないときには、推力偏向板
４が燃焼ガスに直接さらされることがなく、とくに推力
偏向板４の先端部（回動中心側の端部）は姿勢制御の動
作の有無にかかわらず燃焼ガスにさらされることがな
い。したがって、その分推力偏向板４に対する熱負荷が
低減されている。
【００２６】また、飛翔体１は、姿勢制御を行わないと
きには推力偏向板４が燃焼ガスの流れを妨げることもな
いので、推力偏向板４により推力損失が生じることがな
く、その分推進効率が向上したものとなっており、さら
には、モータケース２の段部１９に駆動機構１１を構成
する回転伝達部材の一部である第２ギア１６およびセク
ターギア１８を配置しているので、これらの部材（１
６，１８）が空力加熱により損傷を受けるようなことも
全くない。
きには推力偏向板４が燃焼ガスの流れを妨げることもな
いので、推力偏向板４により推力損失が生じることがな
く、その分推進効率が向上したものとなっており、さら
には、モータケース２の段部１９に駆動機構１１を構成
する回転伝達部材の一部である第２ギア１６およびセク
ターギア１８を配置しているので、これらの部材（１
６，１８）が空力加熱により損傷を受けるようなことも
全くない。
【００２７】次に、当該飛翔体１では、図１（ｂ）中に
仮想線で示すように、駆動機構１１で推力偏向板４およ
び操舵翼５を同時に回動させることにより、推力偏向板
４による燃焼ガスの偏向作用と操舵翼５による空力作用
とで姿勢制御を行う。この場合、飛翔体１は、機軸を間
にした２枚一組の推力偏向板（４ａと４ｂまたは４ｃと
４ｄ）および２枚一組の操舵翼（５ａと５ｂまたは５ｃ
と５ｄ）を同方向に回動させることにより、ピッチ軸回
りおよびヨー軸回りの姿勢制御を行い、各推力偏向板４
および操舵翼５を機軸回りの同方向に回動させることに
より、ロール軸回りの姿勢制御を行うこととなる。
仮想線で示すように、駆動機構１１で推力偏向板４およ
び操舵翼５を同時に回動させることにより、推力偏向板
４による燃焼ガスの偏向作用と操舵翼５による空力作用
とで姿勢制御を行う。この場合、飛翔体１は、機軸を間
にした２枚一組の推力偏向板（４ａと４ｂまたは４ｃと
４ｄ）および２枚一組の操舵翼（５ａと５ｂまたは５ｃ
と５ｄ）を同方向に回動させることにより、ピッチ軸回
りおよびヨー軸回りの姿勢制御を行い、各推力偏向板４
および操舵翼５を機軸回りの同方向に回動させることに
より、ロール軸回りの姿勢制御を行うこととなる。
【００２８】このように、飛翔体１では、支持体１０お
よび駆動機構１１の簡単な構造で推力偏向板４と操舵翼
５とを確実に連動させて、３軸回りの姿勢制御を自在に
行うことができ、しかも、推力偏向板４と操舵翼５の併
用により運動性能が向上し、例えば急激な旋回なども行
うことが可能である。
よび駆動機構１１の簡単な構造で推力偏向板４と操舵翼
５とを確実に連動させて、３軸回りの姿勢制御を自在に
行うことができ、しかも、推力偏向板４と操舵翼５の併
用により運動性能が向上し、例えば急激な旋回なども行
うことが可能である。
【００２９】なお、飛翔体１では、支持体１０に取付け
た推力偏向板４と操舵翼５とを直接連結することも可能
であるが、双方を支持体１０のみに連結し、図１（ａ）
中に仮想線で示すように、支持体１０において、推力偏
向板４の取付け部分と操舵翼５の取付け部分との間に、
回転伝達を断続させるクラッチ２０を設けることができ
る。この場合、例えばロケットモータの作動終了後にク
ラッチ２０を切ることにより、操舵翼５だけを駆動する
ようにし、これにより駆動機構１１に対する負荷が低減
されることとなる。
た推力偏向板４と操舵翼５とを直接連結することも可能
であるが、双方を支持体１０のみに連結し、図１（ａ）
中に仮想線で示すように、支持体１０において、推力偏
向板４の取付け部分と操舵翼５の取付け部分との間に、
回転伝達を断続させるクラッチ２０を設けることができ
る。この場合、例えばロケットモータの作動終了後にク
ラッチ２０を切ることにより、操舵翼５だけを駆動する
ようにし、これにより駆動機構１１に対する負荷が低減
されることとなる。
【００３０】図２（ａ）（ｂ）は、本発明の請求項１〜
３に係わる飛翔体の一実施例を説明する図である。な
お、先の実施例と同一の構成部位は、同一符号を付して
詳細な説明を省略する。
３に係わる飛翔体の一実施例を説明する図である。な
お、先の実施例と同一の構成部位は、同一符号を付して
詳細な説明を省略する。
【００３１】この実施例では、中心体８の軸受部１２で
支持体１０の一端部を回転自在に保持すると共に、中心
体８内に駆動機構２１を設けている。駆動機構２１は、
出力軸２２ａを進退動作させるサーボアクチュエータ２
２と、支持体１０の一端部に設けたアーム２３を備える
と共に、サーボアクチュエータ２２の出力軸２２ａとア
ーム２３の先端部を回動自在に連結した構造になってお
り、サーボアクチュエータ２２の出力軸２２ａを進退駆
動することにより、アーム２３とともに推力偏向板４お
よび操舵翼５を同時に回動させる。
支持体１０の一端部を回転自在に保持すると共に、中心
体８内に駆動機構２１を設けている。駆動機構２１は、
出力軸２２ａを進退動作させるサーボアクチュエータ２
２と、支持体１０の一端部に設けたアーム２３を備える
と共に、サーボアクチュエータ２２の出力軸２２ａとア
ーム２３の先端部を回動自在に連結した構造になってお
り、サーボアクチュエータ２２の出力軸２２ａを進退駆
動することにより、アーム２３とともに推力偏向板４お
よび操舵翼５を同時に回動させる。
【００３２】この実施例の飛翔体１においても先の実施
例と同様の効果を得ることができ、このほか、駆動機構
２１の構造がより簡略化されると共に、すべての駆動機
構２１が中心体８に収納されるのでモータケース２側の
収納部が不要となり、その分モータケース２の構造の簡
略化や軽量化などを実現できる。また、この実施例の場
合には、支持体１０に取付ける推力偏向板４と操舵翼５
とを直接連結することができ、双方の一体化により構造
上の強度を高めることが可能である。
例と同様の効果を得ることができ、このほか、駆動機構
２１の構造がより簡略化されると共に、すべての駆動機
構２１が中心体８に収納されるのでモータケース２側の
収納部が不要となり、その分モータケース２の構造の簡
略化や軽量化などを実現できる。また、この実施例の場
合には、支持体１０に取付ける推力偏向板４と操舵翼５
とを直接連結することができ、双方の一体化により構造
上の強度を高めることが可能である。
【００３３】図３（ａ）（ｂ）は、本発明の請求項１お
よび２に係わる飛翔体の一実施例を説明する図である。
なお、先の実施例と同一の構成部位は、同一符号を付し
て詳細な説明を省略する。
よび２に係わる飛翔体の一実施例を説明する図である。
なお、先の実施例と同一の構成部位は、同一符号を付し
て詳細な説明を省略する。
【００３４】この実施例の飛翔体１は、先の各実施例で
記載した操舵翼が無く、モータケース２の尾部に、４個
のロケットノズル３と４枚の推力偏向板４を備えてい
る。各推力偏向板４は、中心体８内に設けた駆動機構２
１によって支持体１０とともに回転駆動される。
記載した操舵翼が無く、モータケース２の尾部に、４個
のロケットノズル３と４枚の推力偏向板４を備えてい
る。各推力偏向板４は、中心体８内に設けた駆動機構２
１によって支持体１０とともに回転駆動される。
【００３５】この飛翔体１にあっても、先の各実施例と
同様に、姿勢制御を行わないときには、推力偏向板４が
燃焼ガスに直接さらされることがないので、推力偏向板
４に対する熱負荷が低減されると共に、推力偏向板４に
より推力損失が生じるようなこともなく、また、姿勢制
御としては、各推力偏向板４によりピッチ軸、ヨー軸お
よびロール軸の３軸回りの運動を自在に行うことが可能
である。
同様に、姿勢制御を行わないときには、推力偏向板４が
燃焼ガスに直接さらされることがないので、推力偏向板
４に対する熱負荷が低減されると共に、推力偏向板４に
より推力損失が生じるようなこともなく、また、姿勢制
御としては、各推力偏向板４によりピッチ軸、ヨー軸お
よびロール軸の３軸回りの運動を自在に行うことが可能
である。
【図１】本発明の請求項１〜５に係わる飛翔体の一実施
例を説明する尾部片側の断面図（ａ）および尾部の正面
図（ｂ）である。
例を説明する尾部片側の断面図（ａ）および尾部の正面
図（ｂ）である。
【図２】本発明の請求項１〜３に係わる飛翔体の一実施
例を説明する尾部片側の断面図（ａ）および尾部の正面
図（ｂ）である。
例を説明する尾部片側の断面図（ａ）および尾部の正面
図（ｂ）である。
【図３】本発明の請求項１および２に係わる飛翔体の一
実施例を説明する尾部片側の断面図（ａ）および尾部の
正面図（ｂ）である。
実施例を説明する尾部片側の断面図（ａ）および尾部の
正面図（ｂ）である。
１ 飛翔体 ２ モータケース ３ ロケットノズル ４ 推力偏向板 ５ 操舵翼 ８ 中心体 １０ 支持体 １１ 駆動機構 １６ 第２ギア（回転伝達部材） １８ セクターギア（回転伝達部材） １９ 段部 ２０ クラッチ
Claims (5)
- 【請求項１】 モータケースの尾部に、複数のロケット
ノズルと、各ロケットノズルの近傍に回動可能に取付け
られ且つ各ロケットノズルから噴射した燃焼ガスの噴流
を偏向させる推力偏向板を備えたことを特徴とする飛翔
体。 - 【請求項２】 モータケースの尾部に、４個のロケット
ノズルを機軸回りに所定間隔で配置すると共に、各ロケ
ットノズルを間にして４枚の推力偏向板を機軸を中心に
放射状に配置したことを特徴とする請求項１に記載の飛
翔体。 - 【請求項３】 モータケースに、４枚の推力偏向板に各
々対応する位置に操舵翼を備えると共に、各々の推力偏
向板と操舵翼とを連動可能に連結したことを特徴とする
請求項２に記載の飛翔体。 - 【請求項４】 モータケースの尾部に機軸上に突出する
中心体を設け、中心体にモータケースの半径方向を軸方
向とする支持体の一端部を回転自在に設けると共に、支
持体に推力偏向板と操舵翼を設け、支持体の操舵翼側と
なる他端部に回転を伝達する駆動機構を備えたことを特
徴とする請求項３に記載の飛翔体。 - 【請求項５】 支持体が、推力偏向板の取付け部分と操
舵翼の取付け部分との間に、回転伝達を断続させるクラ
ッチを備えていることを特徴とする請求項４に記載の飛
翔体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP34198096A JP3891622B2 (ja) | 1996-12-20 | 1996-12-20 | 飛翔体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP34198096A JP3891622B2 (ja) | 1996-12-20 | 1996-12-20 | 飛翔体 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10184455A true JPH10184455A (ja) | 1998-07-14 |
| JP3891622B2 JP3891622B2 (ja) | 2007-03-14 |
Family
ID=18350256
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP34198096A Expired - Fee Related JP3891622B2 (ja) | 1996-12-20 | 1996-12-20 | 飛翔体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3891622B2 (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2995941A1 (fr) * | 2012-09-21 | 2014-03-28 | Roxel France | Divergent a deviateurs de jet pour propulseurs a charge solide |
| CN104898680A (zh) * | 2015-05-04 | 2015-09-09 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法 |
| CN112412663A (zh) * | 2020-11-19 | 2021-02-26 | 北京航天试验技术研究所 | 一种新型火箭发动机推力矢量校准装置 |
| CN115289918A (zh) * | 2022-09-05 | 2022-11-04 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | 一种翼舵融合结构 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101497556B1 (ko) * | 2013-11-05 | 2015-03-02 | 국방과학연구소 | 순간 폭발 압력에 의한 소형 비행체 이동 방향 제어 장치 |
-
1996
- 1996-12-20 JP JP34198096A patent/JP3891622B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2995941A1 (fr) * | 2012-09-21 | 2014-03-28 | Roxel France | Divergent a deviateurs de jet pour propulseurs a charge solide |
| CN104898680A (zh) * | 2015-05-04 | 2015-09-09 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法 |
| CN112412663A (zh) * | 2020-11-19 | 2021-02-26 | 北京航天试验技术研究所 | 一种新型火箭发动机推力矢量校准装置 |
| CN115289918A (zh) * | 2022-09-05 | 2022-11-04 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | 一种翼舵融合结构 |
| CN115289918B (zh) * | 2022-09-05 | 2024-02-13 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | 一种翼舵融合结构 |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3891622B2 (ja) | 2007-03-14 |
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