JPS5831298A - 誘導ミサイル用ガス噴射使用制御装置 - Google Patents

誘導ミサイル用ガス噴射使用制御装置

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JPS5831298A
JPS5831298A JP57112432A JP11243282A JPS5831298A JP S5831298 A JPS5831298 A JP S5831298A JP 57112432 A JP57112432 A JP 57112432A JP 11243282 A JP11243282 A JP 11243282A JP S5831298 A JPS5831298 A JP S5831298A
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sleeves
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JP57112432A
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ピエ−ル・メツツ
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/88—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using auxiliary rocket nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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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  • Medicines That Contain Protein Lipid Enzymes And Other Medicines (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】 本発明は誘導ミサイルの分野に係り、特にミサイルの飛
行経路乃至弾道を修正し得る、ガス噴射を用いた制御装
置に係る。
誘導ミサイルは特に、ミサイルの飛行経路の全体または
一部にわたって動作する推進手段と、ミサイルの弾道に
おける誤差を選定された標的の位置に照らして測定する
誘導手段と、ミサイルに標的の横を通過させ得る弾道の
標的からの離隔を最小にするため上記誤差を補正し得る
制御手段とを含む。
誘導ミサイル、ロケット等々の軌道の誤差補正は、該ミ
サイルの所定の点に横方向のスラスト、即ちミサイル胴
体の長手軸に対して画直なスラストを掛けることによっ
て実施され得る。
このようなスラストは物質の流れの噴射によってもたら
され得、この噴射の方向及び選択的にはその強度も調節
可能である。この物質の流れは通常ガス流である。
特にミサイルの飛行方向修正用であるガス噴射使用の制
御装置は、ガス流を発生させる一部エネルギ源と、ミサ
イル胴体上に適宜配置された一組の固定ノズルと、該ガ
ス流をこれらのノズルの一つへ、測定された弾道誤差が
もたらす、ミサイルにおいて機能し得る制御指令に従っ
て偏向し得る手段とを含む。誘導ミサイルのある種の適
用に３いては、ミサイルの運行速度を維持するための軸
方向スラストとミサイルの飛行方向を修正するための横
方向スラストとを飛行状態の間共に有することが必要で
ある。これは、噴射ノズルをミサイル後方へ傾け、それ
によってガスの流量を増大させることにより達成され得
る。
ガス噴射を用いる制御装置は液体燃料などの一部エネル
ギ源を使用し得、このエネルギ源はガス流を提供する燃
焼室に供給される。液体燃料を使用することによって動
作上の柔軟性は大いに保証されるが、構造的にはより複
雑となり、また可能な燃料保有時間は短縮される。従っ
て誘導ミサイルのほとんどの利用例では、固形燃料を用
いる制御装置の方が好ましい。
固形燃料に固有の難点は、一度燃焼が開始されるとこの
燃焼は比較的一定のガス流量において維持されなければ
ならない点である。即ち、流量が増すとフレームアウト
が惹起され、逆に流量が減ると燃焼圧が禁止的に増大し
て燃焼室が爆発してしまう。従って固形燃料を使用する
制御装置にとっては、使用される燃料が許す限界内でし
か変化しない連続的なガス流量によって動作することが
不可欠である。
ガス噴射使用の制御装置の設計に関して生じ□　る昧題
は、スラストの方向がミサイルの重心付近に有利に設定
された同一点を通過すること及び装置の動作中核重心の
変位はごく限られた範囲内でのみ変化することを確実に
することである。この、燃料の燃焼に起因する重心変位
現象は、燃料の量即ち重量が増すにつれより顕著となる
。
本出願と同じ出願人によって１９７７年４月８日付で出
願されたフランス国特許出願第７７１０７５５号には、
連続的な一定のガス流量で動作するガス噴射使用の制御
装置が開示されている。この出願に述べられた具体例に
よれば、制御装置は並行して動作する二つのガス発生装
置と、ミサイル胴体にリング状に配置された４個の横向
き固定ノズルの組とを含む。これらのノズルはガス導管
によって共通の入口に接続されており、この入口の中に
は玉継手によって接合された４枚の分校片を有する羽根
が設置されている。この羽根の制御された動きによって
、ガス流は同時に開口している２個の隣接し合つたノズ
ル内へと偏向され得る。
本発明は、横方向のガス噴射を使用する制御装置であっ
て、ガス流を偏向し得る手段が均衡Ｗ　（Ｉｇｏｓｔａ
ｔｌａ　ｔｙｐｅ　）、即ち偏向手段上に惹起される圧
力がこの手段の制御力に直交する型であり、また所与の
時間において唯１個のノズルのみが開口する制御装置の
提供を目的とする。
本発明の目的は誘導ミサイル用の、ガス噴射を使用する
制御装置の提供である。この装置はガス通路ボートを備
えた可動スリーブが内部に同軸的に配置されている環形
のノズル保持部材を含み、該スリーブの内部はガス源と
物理的に結合されており、更に該スリーブは、ノズルの
入口に面する開口部の位置を制御指令に従って決定し得
る位置決定手段を含む。
本発明の他の目的は、可動スリーブの各側に配置された
二つのガス発生装置を含む制御装置の提供である。
更に本発明は、ガス流の通路の有効断面がこのガス流の
切替わり期間中実質的に一定である制御装置の提供を目
的とする。
また本発明は、ガス流を任意に偏向し得る手段がこのガ
ス流をノズルの１個の方へ向ける制御装置の提供も目的
とする。
本発明を、非限定的な具体例に関し添付図面に即して以
下に更に詳述する。
本発明の一部を形成せず、かつミサイル及びロケットの
構成暑と習熟した者には公知であるガス発生装置は、本
明細書では説明されない。
第１＆図は、以下に説明される制御装置に用いられた発
明概念を示す。この図は本発明による制御装置を構成す
る主要部分を、概略的横断面図において部分的に示して
いる。この装置は長手軸ｘ　、　ｘ’の環形部材ｌを含
み、この部材は例えば、長手軸ｘ　、　ｘ’に対して垂
直な同一平面内に配置された４個の同等の横向きノズル
Ｔ１〜Ｔ４を含ｔ′、これらのノズルは、それぞれＹ、
Ｙ’及びｚ　、　ｚ’で示される二つの制御平面に従っ
て向きを決定され、これらの平面にはノズルの第一の対
Ｔ、、Ｔ、と第二の対Ｔ、　＃　Ｔ、とが対応する。こ
れらのノズルの各々によってもたらされるスラストの方
向は、誘導平面に対して画直な長手軸ｘ　、　ｘ’上に
設定された点Ｐにおいて合致する。この装置はまた、環
形ノズル保持部材ｌの中に設置された同軸の第−及び第
二の可動スリーブ２，３をも含む。これら２個のスリー
ブはそれぞれ、４個の同等のガス通路ボートを具備して
いる。開口部へ１〜Ａ４は第一のスリーブ２に備わり、
開口部Ｂ、−Ｂ、は第二のスリーブ３に備わる。第二の
スリーブ即ち内側スリーブの内部は、少なくとも一つの
ガス発生装置と結合されている。開口部の対ＡＨＢｌｌ
Ａ２　　Ｊ＋Ａ、−Ｂｌｌ及びＡ、−Ｂ４はそれぞれ常
に、対応するノズルＴ、−Ｔ、と共働する。
２個の可動スリーブは長手軸ｘ　、　ｘ’の周囲にノズ
ル入口の弧αに対応する角度αだけ、互いに関して自由
に回転し、スリーブの位置決定手段がこの回転のために
具備されている。開口部の中心はノズル入口の中心を通
る平面内に定位される。これらのスリーブ各々に関し、
４個の開口部間の四つの相対的角距離のうち二つは９０
°に等しく、他の二つの角距離はそれぞれ（９０°−α
）及び（９０°＋α）に等しい。
ｇｌｂ図は４個のノズルＴ１〜Ｔ４の、対応する開口部
Ａ　（Ａ、〜Ａ４　）及びＢ　（Ｂ、〜Ｂ４　）の回転
による切替えのマトリクスを示す。この切替えマトリク
スは一意的なものではなく、開口部の相対的位置に依存
し、該マＩ−ＩＪクスはノズルの切替え順序を規定する
。
第１ｃ図に、第１ａ図に示された構成におけるノズルと
２個の可動スリーブの開口部との位置関係をグラフ式に
表示する。
横方向のガス流によって惹起される圧力が２個のスリー
ブの位置決定力と常に直交するので、可動スリーブはア
イソスタティックな、即ち均衡型のシステムを構成する
という点が留意されるべきである。これら２個の可動ス
リーブの位置決定については異なる変形が可能である。
第一の変形によれば可動スリーブは、制御装置の長手軸
ｘ　、　ｘ’に平行に互いに関して並進し得、また第二
の変形によれば、二組の開口部Ａ、〜Ａ、及びＢ、−Ｂ
、が正しく配置されているという条件の下にスリーブの
一方は軸ｘ　、　ｘ’に平行な並進運動によって、他方
は軸ｘ　、　ｘ’を巡る回転運動によって位置決定され
る。
開口部の位置が関連して適合されるなら、相互的にノズ
ル対の一方が他方のノズル対に関して長手方向へ変位さ
れ得る。
第１ａ図において、第二のスリーブ３を除去して第一の
スリーブ２のみとしても同様の結果が取得可能であるこ
とが知見され得る。その場合この単一のスリーブは、一
方では長手軸Ｘ。
ＸＩの周囲に回転自在であり、かつ他方では該軸ｘ　、
　ｘ’に平行に並進自在でなくてはならない。
そこで単一スリーブは、適当な位置決定手段及び正しく
配置された開口部を具備する必要がある。
第２１図は、ノズルＴ、〜Ｔ１の入口及び単一スリーブ
に設けられた開口部（Ａ−Ｄ）の個々の位置を概略的な
展界図によって示し、該スリーブはノズルに関する想像
線Ｔ　、　Ｔ’に沿って表わされる回転と、この想像線
と直交する方向に表わされる並進とによって変位され得
る。４個のノズルＴＩ−Ｔ、が同一平面内に位置してい
るので、各々Ａ、Ｃ及びＢ、Ｄの二組の開口部の対は長
手方向へ互いに変位され、これらの対は対応するノズル
の対Ｔｌ、ＴＩ及び”！　＊　Ｔ４と常に共働する。
第２ｂ図は、回転運動（曲線の二重矢印）及び並進運動
（直線の二重矢印）によってもたらされるノズルの切替
えのマトリクスを示す。前述のように、切替えマトリク
スは一意的なものではなく、スリーブ開口部の相対的位
置に依存する。このマトリクスによって、ガス流が４個
のノズルのうちの１個へと切替わる異なる可能な順序が
規定され得る。
対応する開口部の相対的位置がノズル擾こ基づいて決定
されるなら、互換的に一方のノズル対が他方のノズル対
に関して変位され得る。
このような制御装置を、その飛行経路全体を通じて推進
力を必要とする誘導ミサイルに適用する場合、横向きノ
ズルは、ミサイルの速度を維持し得る軸方向スラストと
飛行方向を修正する横方向の力とを共に提供するべく傾
けられ得□　る。ノズル入口の断面は円形、楕円形、ま
た矩形でもあり得、通常、１個または複数個の可動スリ
ーブの位置に依存する横方向のガス流の通路の有効横断
面を一定に保ち得るあらゆる形状を有することが可能で
ある。１個または複数個のスリーブの位置を決定する手
段は空気圧式であれば有利であり、その動作に必要なエ
ネルギはガス発生装置によって提供されるガス流から取
得され得る。
第３ａ〜３ｄ図は、前述のようにして２個の可動スリー
ブを含む制御装置の一具体例を示す。
第３ａ図の縦断面図には次の構成部分が示されている。
一長手軸ｘ　、　ｘ’の環形ノズル保持部材ｌ；環形ノ
ズル保持部材は２個ずつ対をなす４個のノズルの組を包
含し、第３ａ図には直径方向に対向するノズルの第一の
対Ｔ１．Ｔ、のみが示されており、これらのノズルの入
口は同一平面内に配置され、かつノズルの向きは長手軸
ｘ　、　ｘ’に対して角度βだけ傾斜し、該ノズルのス
ラストの方向は同一の点Ｐを通過し、またノズルはそれ
自体公知の、噴射を妨げない密封カバーを選択的に具備
し得る。； −Ａ、など４個のガス通路ボート乃至開口部を備えた第
一の可動スリーブ２及びＢ、など４個のガス通路ボート
乃至開口部を備えた第二の可動スリーブ３； −Ｃ１及びＣ８など４個のガス通路ボート乃至開口部を
備え、その４個の開ｏｆ＠ｃ＋〜Ｃ１が角度的に等間隔
に配置されてノズルの入口に面している固定スリーブ； 一２個の可動スリーブ２．３を角度的に位置決定し得る
手段。（この手段については後段で説明する。） 環形部材ｌは内部に１対の玉軸受５ａ、５ｂを具備して
おり、これらの玉軸受は第一の可動スリーブ２を支持し
、このスリーブの長手軸Ｘ。
！周囲での回転を保証する。第二の可動スリーブは１対
の玉軸受□ａ、６ｂによって支持され、玉軸受６ｂが第
一の可動スリーブに担持されていることにより、上記第
二のスリーブの長手軸ｘ　、　ｘ’の周囲における自由
な回転が保証される。
環形ノズル保持部材ｌの両端部の各々に第一の環形エレ
メント７及び第二の環形エレメント８が配置され、これ
らの内径は固定スリーブ４を受容するべく第二の可動ス
リーブ３の内径に実質的に等しい。固定スリーブの各端
部はそれぞれにガス発生装置と結合されており、これら
のガス発生装置は並行して動作してガス流を提供し、ガ
ス流の連続的な流量は燃料が燃焼する間中実質的に一定
である。補助的な環形エレメントは、９及びＩＯなどの
一組のボルトによって環形ノズル保持部材と物理的に結
合されており、また固定スリーブ４は、開口部Ｃ，−Ｃ
，を長手方向において位置決定し得る環状の突起１１を
　　・具備し、該開口部を角度的に位置決定し得る手段
がキー１１ａによってもたらされる。
環形ノズル保持部材は、第−及び第二の回転式複動アク
チュエータ１４．１５を収納する２個の凹部乃至端ぐり
１２，１３’に有し、該アクチュエータは第−及び第二
の可動スリーブを角度的にそれぞれ位置決定し得る。２
個の回転式アクチュエータ１４．１５は、環形ノズル保
持部材と係合したキー１６によって角度的に侯締め乃至
鍵締めされている。可能な具体例によればこれら２個の
ジヤツキは、後段に述べるソレノイド弁によって独立し
て制御される二つの安定状態を有する空気圧式のもので
ある。これらの回転式アクチュエータのアウトレット軸
１７は、可動スリーブと一体の歯付リング１９と係合す
る扇形歯車１８を具備する。最後に、補助的な環形部分
７及び８は、ガス発生装置と接続するための部材２０ａ
　、２０ｂを備えている。
第３ｂ図は、第３ａ図に示された回転式ジャツキ１４．
１５を制御する２個のソレノイド弁の構造的細部を示す
縦断面図である。これらのソレノイド弁は環形ノズル保
持部材内に配置された、２個の電磁石２２．２３によっ
て動作する配圧すべり弁２１を含み、該電磁石の各々は
特に電気コイル２４と、対応するすベリ弁２１と物理的
に一体化された滑動する磁心２５とを含む。これらの電
磁石はノズル保持部利及び補助エレメントの中に位置す
る四部２６内に設置されている。
第３ｃ図は、可動スリーブの角度的位置決定手段の、空
気圧を利用する構成部分の構造的細部を第３１図の線Ｂ
−Ｈにおける横断面図によって示す。１４のような回転
式ジヤツキはアウトレフト軸１７によって横切られる円
筒形ポックストｈを含み、該軸上には１４ｂのような軸
と直交する２個の羽根が一列に取付けられ、これらの羽
根は図示されない仕切によって分離されており、その結
果形成された空胴内にはガス供給部材１４ｏが配置され
ており、この部材は２個の空胴１４ｄを共に形成してい
る。この空気ジヤツキは２本の管によって配圧すべり弁
２１と接続されており、これらの管の１本２７のみが図
示されている。
第３ｄ図は、ガス流がノズルＴ、を通過する場合の可動
スリーブの位置関係を第３ａ図の線Ａ−Ａにおける横断
面図によって示す。制御装置の、ガス流と直接接触する
構成部分は、グラファイトまたはモリブデンなどの侵食
されにくい耐火物質によって形成されなければならず、
一方その他の構成部分は軽合金によって形成され得る。
第４ａ〜４０図は制御装置の、単一の可動スリーブを含
む具体例を示し、該スリーブは前述のようにして回転し
かつ並進する。この単一可動スリーブの並進運動及び回
転運動は、スＩＪ　＋プ外面ｌζ配置された突出部に圧
力を加えることによって達成される。
第５ａ図は、可動スリーブ２の長手方向への並進を可能
にする第一の突出部の具体例を示もこの突出部は環状突
起Ｍによって構成され得、この突起の二つの側面は異な
る圧力Ｆｌ及びＦ２をそれぞれ受ける。
第５ｂ図はスリーブの回転を可能にする第二の突出部の
具体例を示す。この突出部は直線状突起Ｎによって構成
され得、該突起の二つの側面は異なる圧力Ｆ３及びＦ４
をそれぞれ受ける。
異なる圧力は、所望の運動に対応する側にガスを漏出さ
せることによって発生させ得る。変形例によれば、突出
部の一つは可動スリーブと一体であり得、一方もう一つ
の突出部は後述の方法によって前記突出部へ嵌入される
独立の部材であり得る。
第４ａ図は、単一スリーブを含む制御装置の縦断面を部
分的に示す。この制御装置は長手軸ｘ、ｘ’の環形ノズ
ル保持部材ｌを含み、この保持部材は、直径方向に対向
するノズルの対Ｔ、ＩＴ、などの二つずつ対をなす４個
のノズルの組を有している。ノズルＴ、−’ｒ、の入口
は同一平面内に位置し、これらのノズルの向きは長手軸
ｘ、ｘ’に対して角度βだけ傾斜しており、これらのノ
ズルによってもたらされるスラストの方向は同一の点Ｐ
を通過する。制御装置はまがズルＴｓの入口と共働する
ボートＣなど４個のガス通路ポートを備えた可動スリー
ブ２を含む。可動スリーブは軸ｘ、ｘ’に対して平行に
滑動自在であり、才た該軸ｘ　、　ｘ’の周囲に回転自
在である。可動スリーブは、このスリーブのための長手
方向並進手段をもたらす２個の環状突出部２　ａ　＊　
２　ｂを含む。環形ノズル保持部材１は結□　合部材８
と一体であり、また可動スリーブ２と共同して２個のト
ロイド状空隙１ｂ、ｌｃを形成し、これらの空隙内には
可動スリーブ上を並進することなく回転自在である円筒
部材３０が配置されており、後述の如く、この円筒部材
は突出部２ａ、２ｂと嵌合することにより、可動スリー
ブを回転させ得る手段として機能する。
第４ｂ図は、可動スリーブ２を角度的に及び長手方向に
おいて位置決定し得る空気圧使用手段の構造的細部を第
４ａ図の線Ｂ−Ｈにおける前面断面図によって簡略的に
示す。環形ノズル保持部材１は２個の直線状突出部１ａ
を有し、この突出部は可動スリーブ２と共同して第一の
空隙１ｂ及び第二の空隙１ｃを規定する。可動スリーブ
は直径方向に対向する２個の突出部２ａ　、２ｂを有し
、これらの突出部は各々第−及び第二の空隙内に位置し
ている。円筒部材３０は４個の分岐部３０ａを含み、こ
れら分岐部は可動スリーブ２の突出部２ａ　、２ｂと嵌
合する。円筒部材は２個の空隙１ｂ　、ｌｃ内において
、滑動することなく回転し得る。空隙１ｃ及びｌｂの異
なる部分が、ガス導管によって制御ソレノイド弁と接続
され得る。導管Ｌ１〜Ｌ４は円筒部材３０の回転運動を
制御し得、導管Ｌ５〜Ｌ８は突出部２ａ及び２ｂの、従
って可動スリーブの並進運動を制御し得る。第４ｂ図に
おいて導管Ｌ５及びＬ７は、導管Ｌ６及びＬ８に関して
長手方向へ変位されている。導管ＬＬ−Ｌ８は、図示さ
れないソレノイド弁の対応するアウトレットと接続され
ている。
第４ｃ図はガス流がノズルＴ、へと偏向される場合の開
口部Ａ及びＣと対応するノズルＴ１及びＴ、との位置関
係を、第４亀図の線Ａ−Ａにおける前面断面図によって
示す。説明のために、可動スリーブの運動を制御するソ
レノイド弁を収納する４個の四部３１が点線によって示
され、該ソレノイド弁は対をなして並行して動作する。
本発明による制御装置が提供する利点は今や全く明白で
あり、それは特に、スリーブがその両端において用いて
いるので、該スリーブとスラスト集中点Ｐに関して対称
的に配置される２個のガス発生装置との結合が容易とな
る点である。更に、スリーブは回転体であるので限られ
た公差を伴うのみで製造され得、玉軸受は平軸受によっ
て置き換えられ得る。
本発明は上述の具体例に限定されるものではなく、スリ
ーブ開口部の数及び配置はノズルの配列に従って調整さ
れ得、回転式空気アクチュエータに替えて直線型アクチ
ュエータが更には電気的または油圧式アクチュエータが
用いられ得る。
本明細書では、装置の長手軸ｘ、ｘ’の周囲に回転する
べく配置された２個の可動スリーブを含む制御装置の具
体例について詳細に述べられ　　□た。この記述から、
２個のスリーブが軸ｘ　、　ｘ’に対し平行に配置され
ている制御装置（こ直接想到することは、やはり可能で
ある。
本発明による制御装置は誘導型のロケット及びミサイル
において使用されるべき、大気中またはロケット及びミ
サイルの外部において動作する装置である。
【図面の簡単な説明】
第１ａ図は本発明による制御装置を構成する主要部分の
概略的説明図、第ｔｂ図は第１ａ図の制御装置のノズル
の切替えマ）　ＩＪクス、第１ｃ図はノズルの入口と可
動スリーブの開口部との相対的な配置を示すグラフ状説
明図、第２ａ図は単一の可動スリーブを有する制御装置
のノズル入口とスリーブの開口部との位置関係を示す概
略的説明図、第２ｂ図は第２ａ図の装置のノズルの切替
えマトリクス、第３ａ図は本発明による制御装置の、２
個の可動スリーブを有する具体例の縦断面図、第３ｂ図
は２個の可動スリ−ブを有する制御装置の制御ソレノイ
ド弁の構造的細部を示す縦断面図、第３ｃ図は可動スリ
ーブの位置決定用の回転式アクチュエータの構造的細部
を示す横断面図、第３ｄ図は噴射されるガス流の所定の
方向に関する可動スリーブの相対的な配置を示す横断面
図、第４＆図は本発明による制御装置の、単一の可動ス
リーブを有する具体例の簡略化された部分縦断面図、第
４ｂ図は可動スリーブの位置決定用の空気圧使用手段の
構造的細部を示す、第４ａ図の線Ｂ−Ｂにおける横断面
図、第４Ｃ図は可動スリーブの開口部とノズル入口との
位置関係を示す、第４ａ図の線Ａ−Ａにおける横断面図
、第５ａ図は可動スリーブを並進させ得る空気圧使用手
段の斜視図、第５ｂ図は可動スリーブを回転させ得る空
気圧使用手段の斜視図である。 １・・・環形ノズル保持部材、ｌａ＋２ａｓ２ｂ・・・
突出部、１　ｂ　ｅ　ｌ　ｃ・・・空隙、２．３・・・
可動スリーブ、４・・・固定スリーブ、５　ａ　Ｔ　５
　ｂ　ｅ　６１Ｌ。 ６ｂ・・・玉軸受、７，８・・・環形エレメント、９゜
１０・・・ボルト、１１・・・環状突起、ｌｌａ、１６
・・・キー、１２，１３・・・端ぐり、１４，１５・・
・回転式空気アクチュエータ、１４亀・・・円筒形ボッ
クス、１４ｂ・・・羽根、１４ａ・・・ガス供給部材、
１４ｄ・・・空胴、１７・・・アウトレット軸、１８・
・・扇形歯車、１９・・・歯付リング、２０ａ　、２０
ｂ・・・結合部材、２１・・・配圧すべり弁、２２．２
３・・・電磁石、２４・・・電気コイル、２５・・・磁
心、２６．３１・・・凹部、２７・・・管、３０・・・
円筒部材、３０ａ・・・分岐部。

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）制御平面に従って向きを決定された一組の固定ノ
    ズルを含み、更に内部に第−及び第二の可動スリーブが
    同軸的に配置されている環形のノズル保持部材を含み、
    ２個のスリーブは各々−組のガス通路開口部乃至ポート
    と、環形ノズル保持部材に関して位置を決定する手段と
    を具備しているガス噴射使用の制御装置
  2. （２）第−及び第二のスリーブが環形ノズル保持部材に
    関して回転可能である特許請求の範囲第１項に記載の装
    置。
  3. （３）環形ノズル保持部材に関して２個のスＩＪ　−ブ
    の一方が回転可能であり、他方が並進可能である特許請
    求の範囲第１項に記載の装置。
  4. （４）２個のスリーブが環形ノズル保持部材に関して並
    進可能であることを特徴とする特許請求の範囲第１項に
    記載の装置。
  5. （５）第二の可動スリーブの端部の各々がガス発生装置
    と結合されている特許請求の範囲第１項に記載の装置。
  6. （６）第−及び第二のスリーブの位置決定手段が二つの
    安定状態を有する回転式空気アクチュエータを含み、こ
    のアクチュエータは環形ノズル保持部材に設けられた凹
    部内に設置され、スリーブの外側部分と機械的に結合さ
    れている特許請求の範囲第２項に記載の装置。
  7. （７）−組のガス通路開口部乃至ポートを具備する第三
    のスリーブを含み、この第三のスリーブは第二のスリー
    ブに隣接しており、かつ環形ノズル保持部材に対して固
    定されていることを特徴とする特許請求の範囲第１項１
    こ記載の装置。
  8. （８）前記第三のスリーブの端部の各々がガス発生装置
    と結合されている％許請求の範囲第７項に記載の装置。
  9. （９）制御平面に従って向きを決定され、等間隔に配置
    された４個のノズルの組を含み、更に内部に１個のスリ
    ーブが同軸的に配置されている環形のノズル保持部材を
    含み、該スリーブはその長手軸に関して回転及び並進し
    得、またこのスリーブは４個のガス通路開口部乃至ポー
    トの組と、環形ノズル保持部材に関して位置を決定する
    手段とを具備しているガス噴射使用の制御装置。
  10. （１０）　　ノズル保持部材と可動スリーブとがトロイ
    ド状の空隙を規定し、該可動スリーブはこの空隙に対し
    て直角に張り出した突出部を有し、この突出部の側面に
    おいて生じる差圧によってスリーブが回転及び並進する
    特許請求の範囲第９項をこ記載の装置。 ０℃　可動スリーブの自由端部の各々がガス発生装置と
    結合されている特許請求の範囲第９項に記載の装置。
JP57112432A 1981-06-30 1982-06-29 誘導ミサイル用ガス噴射使用制御装置 Pending JPS5831298A (ja)

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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60136657A (ja) * 1983-12-24 1985-07-20 Toyota Motor Corp ベルト式無段変速機用油圧装置

Families Citing this family (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
WO1984002975A1 (en) * 1983-01-20 1984-08-02 Ford Aerospace & Communication Ram air combustion steering system for a guided missile
DE3317583C2 (de) * 1983-05-13 1986-01-23 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Vorrichtung mit einer von einer Treibmittelquelle versorgten Düsenanordnung
DE3332415A1 (de) * 1983-09-08 1985-03-28 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Steuerbares stroemungsumlenksystem
DE3340037A1 (de) * 1983-11-05 1985-05-23 Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg Stellsystem fuer gelenkte, mit ueberschallgeschwindigkeit fliegende flugkoerper
GB2156290B (en) * 1984-03-27 1988-06-02 British Aerospace Rockets and rocket motors
DE3429798C1 (de) * 1984-08-13 1985-12-12 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Vorrichtung zur Korrektur der Flugbahn eines Geschosses
DE3518904C1 (de) * 1985-05-25 1986-06-26 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Reversiermotor
FR2588372B1 (fr) * 1985-10-08 1989-07-13 Thomson Brandt Armements Dispositif de pilotage pour projectile guide au moyen de tuyeres laterales
US4951901A (en) * 1985-11-22 1990-08-28 Ship Systems, Inc. Spin-stabilized projectile with pulse receiver and method of use
US4685639A (en) * 1985-12-23 1987-08-11 Ford Aerospace & Communications Corp. Pneumatically actuated ram air steering system for a guided missile
GB8604912D0 (en) * 1986-02-27 2007-04-04 Short Brothers Plc Flight control of missiles
GB8618510D0 (en) * 1986-07-29 1986-12-17 Imi Kynuch Ltd Guidance apparatus for projectiles
FR2686687B1 (fr) * 1987-04-22 1994-05-13 Thomson Brandt Armements Procede et dispositif de pilotage d'un projectile selon ses trois axes de roulis tangage et lacet.
DE3801795C1 (ja) * 1988-01-22 1989-08-17 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De
FR2634548B1 (ja) * 1988-07-22 1993-09-03 Thomson Brandt Armements
DE4408085C2 (de) * 1994-03-10 1999-08-12 Rheinmetall W & M Gmbh Vorrichtung zur Lenkung eines nicht um seine Längsachse rotierenden Flugkörpers
US5711348A (en) * 1996-08-14 1998-01-27 Moog Inc. Hot gas control valve
US5816042A (en) * 1996-12-27 1998-10-06 United Technologies Corporation Flow diverter system for multiple streams for gas turbine engines
EP0950165A4 (en) 1997-01-02 2000-03-22 Tibor G Horwath SCOPE FOR A SPIRAL PROJECTILE
AUPQ776300A0 (en) * 2000-05-25 2000-08-10 Metal Storm Limited Missile control
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
JP2004306762A (ja) * 2003-04-07 2004-11-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 三軸姿勢制御用推進装置及びその装置を備えた飛行物体
US7416154B2 (en) * 2005-09-16 2008-08-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Trajectory correction kit
US7856806B1 (en) * 2006-11-06 2010-12-28 Raytheon Company Propulsion system with canted multinozzle grid
US8084725B1 (en) * 2008-05-01 2011-12-27 Raytheon Company Methods and apparatus for fast action impulse thruster
US8338768B2 (en) 2008-10-15 2012-12-25 Honeywell International Inc. Actuation assembly
US20100275576A1 (en) * 2009-05-04 2010-11-04 Technion - Research & Development Foundation Ltd. System and method for maneuvering rockets
US8618455B2 (en) * 2009-06-05 2013-12-31 Safariland, Llc Adjustable range munition
US8362408B2 (en) * 2009-10-22 2013-01-29 Honeywell International Inc. Steerable projectile charging system
US20110204177A1 (en) * 2010-02-25 2011-08-25 Pacific Scientific Energetic Materials Company Projectile diverter release and method of diverting a projectile
FR2967766B1 (fr) * 2010-11-24 2012-12-28 Mbda France Systeme pour piloter autour de ses axes de rotation un mobile mu par reaction, en particulier un missile
US8735788B2 (en) * 2011-02-18 2014-05-27 Raytheon Company Propulsion and maneuvering system with axial thrusters and method for axial divert attitude and control
US11947349B2 (en) 2012-03-02 2024-04-02 Northrop Grumman Systems Corporation Methods and apparatuses for engagement management of aerial threats
US9170070B2 (en) 2012-03-02 2015-10-27 Orbital Atk, Inc. Methods and apparatuses for active protection from aerial threats
US9551552B2 (en) 2012-03-02 2017-01-24 Orbital Atk, Inc. Methods and apparatuses for aerial interception of aerial threats
US9501055B2 (en) 2012-03-02 2016-11-22 Orbital Atk, Inc. Methods and apparatuses for engagement management of aerial threats
US11313650B2 (en) 2012-03-02 2022-04-26 Northrop Grumman Systems Corporation Methods and apparatuses for aerial interception of aerial threats
US9068808B2 (en) * 2013-01-17 2015-06-30 Raytheon Company Air vehicle with bilateral steering thrusters
US9115964B2 (en) * 2013-12-27 2015-08-25 Raytheon Company Integral injection thrust vector control with booster attitude control system
US9377279B2 (en) * 2014-04-22 2016-06-28 Raytheon Company Rocket cluster divert and attitude control system
US10662898B2 (en) 2016-09-08 2020-05-26 Raytheon Company Integrated thruster
US10615547B2 (en) 2016-09-08 2020-04-07 Raytheon Company Electrical device with shunt, and receptacle
US10578413B1 (en) * 2017-06-23 2020-03-03 Douglas Burke Bullet projectile with internal electro-mechanical action producing combustion for warfare
JP6738370B2 (ja) * 2018-05-10 2020-08-12 株式会社Ｓｕｂａｒｕ 航空機

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB865785A (en) * 1958-05-24 1961-04-19 Schlepperwerk Nordhausen Veb Improvements in or relating to control devices for hydraulic equipment
US3110228A (en) * 1961-02-08 1963-11-12 Thompson Ramo Wooldridge Inc Oscillatory actuator system
FR1293654A (fr) * 1961-04-07 1962-05-18 Snecma Dispositif de distribution de fluide applicable notamment à la gouverne par jet desavions à décollage vertical
US3273825A (en) * 1961-10-30 1966-09-20 Emerson Electric Co Guidance systems
US3190584A (en) * 1962-08-02 1965-06-22 Snecma Fluid distribution device especially applicable to control by jet of v.t.o.l. aircraft
US3302890A (en) * 1964-07-10 1967-02-07 Atlantic Res Corp Rocket nozzle
US3304721A (en) * 1964-09-08 1967-02-21 George U Oppel Aircraft thrust vector control assembly
US4265405A (en) * 1978-10-09 1981-05-05 Tosio Takagi Sprinkler nozzle
US4384690A (en) * 1981-03-06 1983-05-24 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Thrust vector control for large deflection angles

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60136657A (ja) * 1983-12-24 1985-07-20 Toyota Motor Corp ベルト式無段変速機用油圧装置

Also Published As

Publication number Publication date
ATE10396T1 (de) 1984-12-15
US4482107A (en) 1984-11-13
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EG17912A (en) 1991-08-30
FR2508414B1 (fr) 1985-06-07
CA1206763A (en) 1986-07-02
IL66150A (en) 1988-10-31
DE3261284D1 (en) 1985-01-03
EP0068972A1 (fr) 1983-01-05

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