JP2647497B2 - 飛しよう体の姿勢制御装置 - Google Patents
飛しよう体の姿勢制御装置Info
- Publication number
- JP2647497B2 JP2647497B2 JP1137380A JP13738089A JP2647497B2 JP 2647497 B2 JP2647497 B2 JP 2647497B2 JP 1137380 A JP1137380 A JP 1137380A JP 13738089 A JP13738089 A JP 13738089A JP 2647497 B2 JP2647497 B2 JP 2647497B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- ejection nozzle
- attitude control
- control device
- nozzle
- flying object
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Toys (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、ロケット等の噴出ガスによって推進される
飛しょう体の姿勢制御装置に関する。
飛しょう体の姿勢制御装置に関する。
従来、飛しょう体においては、第５図に示すように操
舵翼01をアクチュエータ02によって作動させて空力的に
姿勢制御を行なうか、第６図に示すように、ロケット等
からの推進用燃焼ガスの噴出ノズル010を可動にし、こ
れをアクチュエータ011によって作動して噴出ガスの方
向を変え推力の方向を変えることによって、姿勢制御を
行なっていた。
舵翼01をアクチュエータ02によって作動させて空力的に
姿勢制御を行なうか、第６図に示すように、ロケット等
からの推進用燃焼ガスの噴出ノズル010を可動にし、こ
れをアクチュエータ011によって作動して噴出ガスの方
向を変え推力の方向を変えることによって、姿勢制御を
行なっていた。
前記した従来の姿勢制御装置では、下記の問題点があ
る。
る。
第５図に示す操舵翼による空力的な制御の場合、操舵
翼から得られる空力的な揚力が飛しょう体の姿勢制御の
原動力であるが、この空力的な揚力は操舵角のみなら
ず、対気速度（又はマッハ数）の関数である。従って、
操舵角が一定でも対気速度が変化すると、得られる揚力
が変化する。とりわけ対気速度が低い（発射直後等）場
合は、得られる揚力が小さいため、急激な姿勢制御をす
ることは困難である。
翼から得られる空力的な揚力が飛しょう体の姿勢制御の
原動力であるが、この空力的な揚力は操舵角のみなら
ず、対気速度（又はマッハ数）の関数である。従って、
操舵角が一定でも対気速度が変化すると、得られる揚力
が変化する。とりわけ対気速度が低い（発射直後等）場
合は、得られる揚力が小さいため、急激な姿勢制御をす
ることは困難である。
第６図に示す可動ノズルによる推力方向制御の場合
は、ノズル全体（又は大部分）を動かす装置が必要とな
るため、システム全体が複雑かつ大がかりなものとな
る。また、可動部分の慣性が大きいため、可動のアクチ
ュエータが要するパワー（エネルギー）は多大なものと
なる。
は、ノズル全体（又は大部分）を動かす装置が必要とな
るため、システム全体が複雑かつ大がかりなものとな
る。また、可動部分の慣性が大きいため、可動のアクチ
ュエータが要するパワー（エネルギー）は多大なものと
なる。
本発明は、上記従来の装置の問題点を解決することが
できる飛しょう体の姿勢制御装置を提供しようとするも
のである。
できる飛しょう体の姿勢制御装置を提供しようとするも
のである。
本発明の飛しよう体の姿勢制御装置は、飛しよう体推
進用の燃焼ガスの噴出ノズルの内部の周方向に設けられ
同噴出ノズル内で進退可能な複数の突起物、及び同複数
の突起物の各突起物を駆動するアクチュエータを設け
た。
進用の燃焼ガスの噴出ノズルの内部の周方向に設けられ
同噴出ノズル内で進退可能な複数の突起物、及び同複数
の突起物の各突起物を駆動するアクチュエータを設け
た。
本発明では、アクチュエータによって噴出ノズルの内
部の周方向に設けられた複数の突起物の各突起物を噴出
ノズルで進退させることによって、各突起物の噴出ノズ
ル内の高さが制御される。これによって、噴出ノズル内
の突起物の下流での燃焼ガスの境界層の発達及び速度分
布が噴出ノズルの周方向で変化する。
部の周方向に設けられた複数の突起物の各突起物を噴出
ノズルで進退させることによって、各突起物の噴出ノズ
ル内の高さが制御される。これによって、噴出ノズル内
の突起物の下流での燃焼ガスの境界層の発達及び速度分
布が噴出ノズルの周方向で変化する。
従って、複数の突起物を噴出ノズル内で進退するよう
に選択的に操作することによって、噴出ノズルの向きを
変化させることなく推力の方向を変化させて飛しよう体
の姿勢制御を行なうことができる。
に選択的に操作することによって、噴出ノズルの向きを
変化させることなく推力の方向を変化させて飛しよう体
の姿勢制御を行なうことができる。
また、偏向力は噴出ノズル全体に印加され、突起物そ
のものには印加されない。従って、また、突起物は小形
のものでよいために、慣性が小さく、かつ燃焼ガス噴流
の衝突によって発生する抗力も小さいために、アクチュ
エータも小形とすることができる。
のものには印加されない。従って、また、突起物は小形
のものでよいために、慣性が小さく、かつ燃焼ガス噴流
の衝突によって発生する抗力も小さいために、アクチュ
エータも小形とすることができる。
本発明の一実施例を第１図ないし第４図によって説明
する。
する。
１は飛しょう体のロケットモータで、２は断面円形の
ロケットモータ１の燃焼ガスの噴出ノズルであり、同ノ
ズル２は下流に向って断面が拡大する形状を有してい
る。３は噴出ノズル２の内部の途中にその円周方向に設
けられた４個の境界層制御用の突起板であり、同突起板
３の各々には噴出ノズル２外に配置された４個のアクチ
ュエータ４の各々が連結されており、４個の突起板３の
各々は、各アクチュエータ４によって、第１図及び第２
図中矢印に示すように、噴出ノズル２の壁を通って噴出
ノズル２内で進退できるようになっている。５は隣接す
る突起板３に接続され燃焼ガスの漏洩を防ぐ弾性体であ
る。
ロケットモータ１の燃焼ガスの噴出ノズルであり、同ノ
ズル２は下流に向って断面が拡大する形状を有してい
る。３は噴出ノズル２の内部の途中にその円周方向に設
けられた４個の境界層制御用の突起板であり、同突起板
３の各々には噴出ノズル２外に配置された４個のアクチ
ュエータ４の各々が連結されており、４個の突起板３の
各々は、各アクチュエータ４によって、第１図及び第２
図中矢印に示すように、噴出ノズル２の壁を通って噴出
ノズル２内で進退できるようになっている。５は隣接す
る突起板３に接続され燃焼ガスの漏洩を防ぐ弾性体であ
る。
本実施例において、ロケットモータ１の燃焼ガスは、
噴出ノズル２内で膨張・増速する。突起板３をアクチュ
エータ４によって噴出ノズル２内で突出させると、同突
起物３の下流側の燃焼ガスの境界層が発達して大きくな
り、またこれ伴って燃焼ガスの速度分布が変化する。
噴出ノズル２内で膨張・増速する。突起板３をアクチュ
エータ４によって噴出ノズル２内で突出させると、同突
起物３の下流側の燃焼ガスの境界層が発達して大きくな
り、またこれ伴って燃焼ガスの速度分布が変化する。
突起板３を噴出ノズル２内に突出させないときには、
第３図に示すように、通常の固定型ノズルと同様な境界
層10が発生し、速度分布も同図中に示す通りであり、噴
出ノズル２の軸方向の推力11が発生する。
第３図に示すように、通常の固定型ノズルと同様な境界
層10が発生し、速度分布も同図中に示す通りであり、噴
出ノズル２の軸方向の推力11が発生する。
対向する一方の突起板３を噴出ノズル２内で突出させ
たときには、突出された突起板３の下流側で境界層10が
発達して大きくなり、境界層10と速度分布は、第４図に
示す通りとなる。従って、推力11の方向は、噴出ノズル
２の軸方向から突出した突起板３の反対側へずれる方向
へ変る。
たときには、突出された突起板３の下流側で境界層10が
発達して大きくなり、境界層10と速度分布は、第４図に
示す通りとなる。従って、推力11の方向は、噴出ノズル
２の軸方向から突出した突起板３の反対側へずれる方向
へ変る。
従って、本実施例では、４個の突起板３を選択的に噴
射ノズル２内で進退するように操作することによって、
噴出ノズル２より噴出される燃焼ガスの推力の方向を所
望の方向に変えることができ、飛しょう体の姿勢制御を
行なうことができる。
射ノズル２内で進退するように操作することによって、
噴出ノズル２より噴出される燃焼ガスの推力の方向を所
望の方向に変えることができ、飛しょう体の姿勢制御を
行なうことができる。
本実施例の突起板３は小形のものでよく、またこれに
伴って燃焼ガスから受ける抗力も減小させることがで
き、アクチュエータ４を小形・小出力のものにすること
ができる。
伴って燃焼ガスから受ける抗力も減小させることがで
き、アクチュエータ４を小形・小出力のものにすること
ができる。
また更に、本実施例は、対気速度に依存することな
く、飛しょう対の姿勢制御を行なうことができる。
く、飛しょう対の姿勢制御を行なうことができる。
以上説明したように、本発明は、簡単で小形の装置に
よって噴出ノズル内の境界層を制御して、対気速度に依
存することなく、かつ、噴出ノズルの向きを変化させる
ことなく飛しよう体の姿勢制御を行なうことができる。
また、本発明では、重量、搭載容量が小さくて済み、ミ
サイルの小形化、省エネルギー化を図ることができる。
よって噴出ノズル内の境界層を制御して、対気速度に依
存することなく、かつ、噴出ノズルの向きを変化させる
ことなく飛しよう体の姿勢制御を行なうことができる。
また、本発明では、重量、搭載容量が小さくて済み、ミ
サイルの小形化、省エネルギー化を図ることができる。
第１図は本発明の一実施例の縦断面図、第２図は第１図
Ａ−Ａ線に沿う断面図、第３図及び第４図は同実施例の
作動状態の説明図、第５図及び第６図はそれぞれ従来の
飛しょう体の姿勢制御装置の説明図である。 １……ロケットモータ,2……噴出ノズル， ３……突起板,4……アクチュエータ， ５……弾性体,10……境界層， 11……推力。
Ａ−Ａ線に沿う断面図、第３図及び第４図は同実施例の
作動状態の説明図、第５図及び第６図はそれぞれ従来の
飛しょう体の姿勢制御装置の説明図である。 １……ロケットモータ,2……噴出ノズル， ３……突起板,4……アクチュエータ， ５……弾性体,10……境界層， 11……推力。
Claims (1)
- 【請求項１】飛しよう体推進用の燃焼ガスの噴出ノズル
内部の周方向に設けられ同噴出ノズル内で進退可能な複
数の突起物、及び同複数の突起物の各突起物を駆動する
アクチュエータを備えたことを特徴とする飛しよう体の
姿勢制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1137380A JP2647497B2 (ja) | 1989-06-01 | 1989-06-01 | 飛しよう体の姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1137380A JP2647497B2 (ja) | 1989-06-01 | 1989-06-01 | 飛しよう体の姿勢制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH035700A JPH035700A (ja) | 1991-01-11 |
| JP2647497B2 true JP2647497B2 (ja) | 1997-08-27 |
Family
ID=15197334
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1137380A Expired - Lifetime JP2647497B2 (ja) | 1989-06-01 | 1989-06-01 | 飛しよう体の姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2647497B2 (ja) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6681560B2 (en) | 2002-01-08 | 2004-01-27 | Atlantic Research Corporation | Nozzle throat area control apparatus and method |
| US7155898B2 (en) * | 2004-04-13 | 2007-01-02 | Aerojet-General Corporation | Thrust vector control system for a plug nozzle rocket engine |
| CN106347637B (zh) * | 2016-09-29 | 2018-09-07 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置 |
| CN111412793B (zh) * | 2019-01-08 | 2022-08-16 | 北京理工大学 | 应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统 |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS588253A (ja) * | 1981-07-06 | 1983-01-18 | Nissan Motor Co Ltd | ロケツトの姿勢制御系におけるノズル駆動装置 |
| JPS61155653A (ja) * | 1984-12-27 | 1986-07-15 | Toshiba Corp | 推力偏向制御装置 |
| JPH0174499U (ja) * | 1987-11-04 | 1989-05-19 |
-
1989
- 1989-06-01 JP JP1137380A patent/JP2647497B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH035700A (ja) | 1991-01-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4272040A (en) | Aerodynamic control mechanism for thrust vector control | |
| US4280660A (en) | Vectorable nozzle | |
| US4274610A (en) | Jet tab control mechanism for thrust vector control | |
| US5143320A (en) | Spoiler torque controlled supersonic missile | |
| US4967982A (en) | Lateral thruster for missiles | |
| CA2013931A1 (en) | Nozzle with thrust vectoring in the yaw direction | |
| US4000610A (en) | Flight maneuverable nozzle for gas turbine engines | |
| US3979067A (en) | Actuating means for a thrust vectoring gas turbine engine exhaust nozzle | |
| US5690280A (en) | Multifunction exhaust system for gas turbine engines | |
| US4022129A (en) | Nozzle ejection system | |
| CN110906807A (zh) | 一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法 | |
| JP2647497B2 (ja) | 飛しよう体の姿勢制御装置 | |
| CN113969848B (zh) | 满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管及控制方法 | |
| US3276376A (en) | Thrust and direction control apparatus | |
| US5092524A (en) | Nozzle throat disc for thrust vectoring | |
| US5082202A (en) | Droppable jet vane TVC | |
| CN115111973A (zh) | 具有至少一个用于产生前向推力的发动机的制导导弹 | |
| JPH0542895A (ja) | 飛しよう体の推力方向と操舵の複合制御装置 | |
| JPH03239698A (ja) | ボディ・スポイラーを有する飛しよう機体 | |
| US6575404B2 (en) | Air intake and flying device, particularly a missile, equipped with such an air intake | |
| JPS6145598B2 (ja) | ||
| JPH06317220A (ja) | 固体ロケットの推力制御装置 | |
| JP2651396B2 (ja) | 可変ジェットノズル | |
| JPH0523991Y2 (ja) | ||
| JP3482466B2 (ja) | 飛しょう体姿勢制御装置 |