JP4111589B2

JP4111589B2 - Aircraft side thruster

Info

Publication number: JP4111589B2
Application number: JP14467898A
Authority: JP
Inventors: 中勉山; 中秀樹田
Original assignee: 株式会社アイ・エイチ・アイ・エアロスペース
Priority date: 1998-05-26
Filing date: 1998-05-26
Publication date: 2008-07-02
Anticipated expiration: 2018-05-26
Also published as: JPH11336612A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、飛翔体の進路変更や姿勢制御を行うのに用いられるサイドスラスタに関し、とくに、固体ガス発生剤の燃焼により生じたガスを進路変更や姿勢制御の推力源として用いる飛翔体のサイドスラスタに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
図８に示すサイドスラスタは、互いに逆向きにした噴射ノズル１００，１００の間にフラッパ弁１０１を備えている。フラッパ弁１０１は、一対のソレノイド１０２，１０２を駆動源とし、ソレノイド１０２の直線運動を回転運動に変換する機構としてレバー１０３やシャフト１０４などで構成される伝達機構１０５を介して駆動される。また、サイドスラスタは、図示しないガス発生器を備えている。ガス発生器は、構造の簡略化に有利な固体ガス発生剤を用いており、イグナイタにより点火すると固体ガス発生剤が燃焼してガスを発生し続ける。
【０００３】
このサイドスラスタは、飛翔体おいて、両噴射ノズル１００，１００を飛翔体側部に開口させた状態にして搭載され、選択された片側の噴射ノズル１００をフラッパ弁１０１で閉塞することにより、ガス発生器から連続的に供給されるガスを反対側の噴射ノズル１００から噴射し、これにより飛翔体に横方向の推力を付与する。また、横方向の推力を必要としない場合には、フラッパ弁１０１を中立状態にし、ガス発生器からのガスを両方の噴射ノズル１００，１００から噴射させて両方向への推力のバランスを得る。
【０００４】
このようなサイドスラスタについては、例えば、平成４年９月３０日に丸善が発行した『第２版・航空宇宙工学便覧』の第７２９頁および第７３０頁などに記載されている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、上記したような飛翔体のサイドスラスタは、固体ガス発生剤を用いることによって構造の簡略化を実現できるなどの優れた点を有するが、固体ガス発生剤が定常燃焼することから、横方向の推力の要不要にかかわらずガス発生器から一定流量のガスが流出し続けることとなる。このため、噴射ノズルが推力必要方向に変更できず、推力を与えるガスが定常供給されていることから、必要以上のガスを消費するという問題点があり、このような問題点を解決することが要望されていた。
【０００６】
【発明の目的】
本発明は、上記従来の状況に鑑みて成されたもので、固体ガス発生剤を用いた飛翔体のサイドスラスタにおいて、固体ガス発生剤の燃焼効率を高めることができる飛翔体のサイドスラスタを提供することを目的としている。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
本発明に係わる飛翔体のサイドスラスタは、請求項１として、固体ガス発生剤の燃焼により生じたガスを飛翔体のヨー軸方向およびピッチ軸方向に選択的に噴射させる飛翔体のサイドスラスタにおいて、燃焼圧力の増減に伴ってガス発生量が増減する燃焼特性を有する固体ガス発生剤と、固体ガス発生剤の燃焼圧力を増減させるガス流量制御手段を備えた構成とし、請求項２として、燃焼圧力の増減に伴ってガス発生量が増減する燃焼特性を有する固体ガス発生剤を装填した燃焼室と、飛翔体のヨー軸方向およびピッチ軸方向に向けて配置した複数のガス噴射ノズルと、各ガス噴射ノズルを選択的に開閉するノズル開閉手段を備えると共に、燃焼室内における固体ガス発生剤の燃焼圧力を増減させるガス流量制御手段を備えた構成とし、請求項３として、ガス流量制御手段が、燃焼室からのガス流路の断面積を増減させる駆動部と、駆動部を制御する制御部を備えている構成とし、請求項４として、ガス流量制御手段が、ノズル開閉手段に対する開閉指令信号の発生に基づいて固体ガス発生剤の燃焼圧力を増減させる制御を行う制御部を備えている構成とし、請求項５として、ノズル開閉手段が、各ガス噴射ノズルに設けた開閉バルブである構成とし、請求項６として、燃焼室からのガスを噴射するガス噴射ノズルとして、飛翔体のヨー軸方向およびピッチ軸方向に向けて配置した複数のダイバート用のガス噴射ノズルと、同じく飛翔体のヨー軸方向およびピッチ軸方向に向けて配置した複数の姿勢制御用のガス噴射ノズルを備えており、ガス流量制御手段が、少なくともダイバート用のガス噴射ノズルに対するガス流量を制御する手段である構成とし、請求項７として、ガス流量制御手段の制御部は、慣性航法装置からのデータによって、現在位置と計画した飛翔経路との誤差に相当する修正量に対応した起動加速度を予測し、駆動部を駆動する構成としており、上記の構成を課題を解決するための手段としている。
【０００８】
なお、上記の構成における固体ガス発生剤は、点火すると燃焼してガスを発生し続けるものであって、例えば図５に示すように、燃焼圧力の上昇に伴ってガス発生量が増大する燃焼特性を有している。
【０００９】
【発明の作用】
本発明の請求項１に係わる飛翔体のサイドスラスタでは、固体ガス発生剤の燃焼によってガスが発生し続けており、そのガスの噴射が常時行われているが、固体ガス発生剤の燃焼圧力を増減させるガス流量制御手段を備えているので、ヨー軸方向やピッチ軸方向への推力の要不要に応じて、固体ガス発生剤の燃焼圧力を増減させてその燃焼を促進または抑制し、これによりガス流量を増減させることが可能になる。
【００１０】
本発明の請求項２に係わる飛翔体のサイドスラスタでは、燃焼室において固体ガス発生剤の燃焼によりガスが発生し続けており、複数のガス噴射ノズルからガスの噴射が常時行われているが、燃焼室内における固体ガス発生剤の燃焼圧力を増減させるガス流量制御手段を備えているので、ヨー軸方向やピッチ軸方向への推力を必要とするとき、つまりノズル開閉手段によって各ガス噴射ノズルを選択的に開閉するときには、固体ガス発生剤の燃焼圧力を増大させてその燃焼を促進し、これによりガス流量を増大させることが可能になる。また、推力を必要としないとき、つまりノズル開閉手段による各ガス噴射ノズルの開閉を行わないときには、固体ガス発生剤の燃焼圧力を減少させてその燃焼を抑制し、これによりガス流量を減少させることが可能になる。
【００１１】
本発明の請求項３に係わる飛翔体のサイドスラスタでは、ガス流量制御手段が燃焼室からのガス流路の断面積を増減させる駆動部と駆動部を制御する制御部を備えており、制御部の制御により駆動部でガス流路の断面積を増減させることにより、燃焼室内における固体ガス発生剤の燃焼圧力を増減させ、その結果ガス流量の増減が行われる。
【００１２】
本発明の請求項４に係わる飛翔体のサイドスラスタでは、ガス流量制御手段の制御部により、ノズル開閉手段に対して開閉指令信号が発生したとき、つまりヨー軸方向やピッチ軸方向への推力が必要であるときには、固体ガス発生剤の燃焼圧力を増大させ、これによりガス流量が増大するようにし、その後、推力の発生が不要となった場合には、固体ガス発生剤の燃焼圧力を減少させ、これによりガス流量も減少させる。
【００１３】
本発明の請求項５に係わる飛翔体のサイドスラスタでは、ノズル開閉手段として各ガス噴射ノズルに設けた開閉バルブを選択的に開閉することにより、所望の方向へのガス噴射が行われる。また、ガス流量制御手段によって固体ガス発生剤の燃焼圧力の増減を行った際に、固体ガス発生剤の燃焼速度が変化してガス発生量が増減するまでに一定の時間を要するので、その遅れを各開閉バルブの開閉制御によってカバーし得る。
【００１４】
本発明の請求項６に係わる飛翔体のサイドスラスタでは、固体ガス発生剤を装填した１つの燃焼室からダイバート用のガス噴射ノズルと姿勢制御用のガス噴射ノズルの両方にガスが供給されることとなり、ガス流量制御手段によって少なくともガスの使用量が大きいダイバート用のガス噴射ノズルに対するガス流量を制御することで、固体ガス発生剤の燃焼効率が高められる。
【００１５】
本発明の請求項７に係わる飛翔体のサイドスラスタでは、慣性航法装置からのデータによって例えばダイバートを行う際、そのダイバート量（修正量）に対応した起動加速度を予測し、駆動部を駆動するため、ガス流量制御が効率的に行われ、ガスの消費が最適配分される。
【００１６】
【発明の効果】
本発明の請求項１に係わる飛翔体のサイドスラスタによれば、固体ガス発生剤を用いた飛翔体のサイドスラスタにおいて、燃焼圧力の増減に伴ってガス発生量が増減する燃焼特性を有する固体ガス発生剤と、固体ガス発生剤の燃焼圧力を増減させるガス流量制御手段を採用したことから、ヨー軸方向やピッチ軸方向への推力が必要なときにはガス流量を増大させ、推力が不要なときにはガス流量を減少させるように、固体ガス発生剤の燃焼速度およびガス発生量を増減させることが可能となり、必要以上のガスの消費を防止して、固体ガス発生剤の燃焼効率の向上を図ることができ、さらには作動時間の延長も図ることができる。また、燃焼効率の向上により、搭載する固体ガス発生剤を節減することも可能となり、これにより小型軽量化や低コスト化などにも貢献することができる。
【００１７】
本発明の請求項２に係わる飛翔体のサイドスラスタによれば、固体ガス発生剤を用いた飛翔体のサイドスラスタにおいて、ノズル開閉手段によって各ガス噴射ノズルを選択的に開閉するときにはガス流量を増大させ、ノズル開閉手段による各ガス噴射ノズルの開閉を行わないときにはガス流量を減少させるように、固体ガス発生剤の燃焼速度およびガス発生量を増減させることが可能となり、請求項１と同様に、固体ガス発生剤の燃焼効率の向上や作動時間の延長を図ることができ、あるいは搭載する固体ガス発生剤の節減、小型軽量化や低コスト化などにも貢献することができる。
【００１８】
本発明の請求項３に係わる飛翔体のサイドスラスタによれば、請求項１および２と同様の効果を得ることができるうえに、燃焼室からのガス流路の断面積を増減させる駆動部を備えたガス流量制御手段を採用したことから、簡単な構造で固体ガス発生剤の燃焼圧力の増減を確実に行うことができ、装置の簡略化、小型軽量化および低コスト化などにより一層貢献し得るものとなる。
【００１９】
本発明の請求項４に係わる飛翔体のサイドスラスタによれば、請求項２および３と同様の効果を得ることができるうえに、制御部を備えたガス流量制御手段により、ノズル開閉手段の作動状況に即応した固体ガス発生剤の燃焼圧力の増減を行うことができると共に、ガス流量の制御精度をより高めることができる。
【００２０】
本発明の請求項５に係わる飛翔体のサイドスラスタによれば、請求項２〜４と同様の効果を得ることができるうえに、ノズル開閉手段として各ガス噴射ノズルに設けた開閉バルブを採用したことにより、ノズル開閉手段の構造を大幅に簡略化することができると共に、開閉動作の応答性を著しく高めることが可能となり、さらなる小型軽量化や低コスト化およびをガス流量制御の精度向上を実現することができ、また、ガス流量制御手段で固体ガス発生剤の燃焼圧力を増減させた際の燃焼速度の遅れをカバーすることができ、ガス噴射ノズルからのガス流量を適切に維持することができる。
【００２１】
本発明の請求項６に係わる飛翔体のサイドスラスタによれば、請求項２〜５と同様の効果を得ることができるうえに、ダイバート用と姿勢制御用の両方のガス噴射ノズルに対するガス供給源が１つとなり、構造の大幅な簡略化および小型軽量化を実現することができると共に、少なくともガスの使用量が大きいダイバート用のガス噴射ノズルに対するガス流量の制御を行うことにより、固体ガス発生剤の燃焼効率を高めることができる。
【００２２】
本発明の請求項７に係わる飛翔体のサイドスラスタによれば、請求項３〜６と同様の効果を得ることができるうえに、慣性航法装置からのデータによって例えばダイバートを行う際、ガス流量制御を効率的に行うことができ、ガスの消費を最適配分することができる。
【００２３】
【実施例】
以下、図面に基づいて、本発明に係わる飛翔体のサイドスラスタの一実施例を説明する。
【００２４】
図１および図２に示す飛翔体（図２中符号Ａ）のサイドスラスタＳは、燃焼によってガスが発生する固体ガス発生剤１を装填した燃焼室２と、飛翔体Ａのヨー軸Ｙ方向およびピッチ軸Ｐ方向に向けて配置した複数のガス噴射ノズルと、各ガス噴射ノズルを選択的に開閉するノズル開閉手段Ｂを備えると共に、燃焼室２内における固体ガス発生剤１の燃焼圧力を増減させるガス流量制御手段３を備えている。
【００２５】
固体ガス発生剤１は、例えばロケットモータに装填される固体推進薬あるいはそれに類するものが用いられ、イグナイタ４により点火すると燃焼し続けてガスを発生する。また、固体ガス発生剤１は、図５に示すように、燃焼圧力が上昇すると燃焼が促進されて、ガス発生量が増大する燃焼特性を有している。このガス発生剤１は、燃焼面積を一定にするための一例として、例えば、燃焼室２内において端面燃焼型に成形して用いることができる。
【００２６】
燃焼室２は、円筒形の圧力容器であって、この実施例では後記するダイバート用および姿勢制御用の各ガス噴射ノズルにガスを供給することから、図１中左側の一端部中央に第１ガス流路Ｇ１を備えると共に、固体ガス発生剤１の軸線上を貫通して当該燃焼室２の他端側に延出する第２ガス流路Ｇ２を備えている。この燃焼室２は、炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）やチタンを用いることで軽量化することができる。
【００２７】
ガス噴射ノズルとしては、進路変更を行うためのダイバート用の４個のガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４と、姿勢制御用の６個のガス噴射ノズルＮＡ１〜ＮＡ６を備えている。ダイバート用のガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４は、飛翔体Ａの機軸であるロール軸Ｒ回りに９０度間隔で配置してあり、選択されたノズルからヨー軸Ｙ方向やピッチ軸Ｐ方向にガスを噴射して、その推力により飛翔体Ａを横滑り運動させる。
【００２８】
他方、姿勢制御用のガス噴射ノズルＮＡ１〜ＮＡ６は、とくに図２（ｂ）に示すように、ロール軸Ｒを中心にして１８０度異なる２か所に各々１個のガス噴射ノズルＮＡ１，ＮＡ４を配置すると共に、これらと９０度異なる２か所に各々２個のガス噴射ノズルＮＡ２，ＮＡ３，ＮＡ５，ＮＡ６を配置している。そして、１個配置のガス噴射ノズルＮＡ１，ＮＡは、いずれかのノズルからガスを噴射することにより、飛翔体Ａにヨー軸Ｙ回りの運動を付与する。また、２個配置のガス噴射ノズルＮＡ２，ＮＡ３，ＮＡ５，ＮＡ６は、いずれかの組の両ノズルからガスを同時噴射することにより、飛翔体Ａにピッチ軸Ｐ回りの運動を付与し、さらに、いずれかの組の片方のノズルあるいは両組の片方のノズルからガスを噴射することにより、飛翔体Ａにロール軸Ｒ回りの運動を付与する。
【００２９】
上記の各ガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４，ＮＡ１〜ＮＡ６と先に述べた燃焼室２との間には、第１および第２のガス流路Ｇ１，Ｇ２に連通する主管と主管から分岐して各ガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４，ＮＡ１〜ＮＡ６に至る枝管から成る第１および第２のマニホルドＭ１，Ｍ２が設けてある。上記ダイバート用のガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４、姿勢制御用のガス噴射ノズルＮＡ１〜ＮＡ６、第１および第２のマニホルドＭ１，Ｍ２には、耐熱性と軽量化を考慮して、炭素繊維強化炭素複合材（Ｃ／Ｃコンポジット）やチタンを用いることが望ましい。
【００３０】
各ガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４，ＮＡ１〜ＮＡ６を選択的に開閉するノズル開閉手段Ｂは、第１および第２のマニホルドＭ１，Ｍ２の各枝管と、各ガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４，ＮＡ１〜ＮＡ６との間にそれぞれ設けた高速応答可能な開閉バルブＶ１〜Ｖ１０により構成してある。
【００３１】
固体ガス発生剤１の燃焼圧力を増減させるガス流量制御手段３は、ダイバート用の各ガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４に対するガス供給系に設けてあり、燃焼室２に接続した第１ガス流路Ｇ１と第１マニホルドＭ１の間に、第１ガス流路Ｇ１の断面積を増減させる駆動部３Ａと、この駆動部３Ａを駆動制御する制御部を備えている。なお、第２ガス流路Ｇ２と第２マニホルドＭ２の間には、固定のオリフィス５が設けてある。
【００３２】
駆動部３Ａは、第１ガス流路Ｇ１内に配置したバルブ機構やモータ等のバルブ駆動源などにより構成してある。駆動部３Ａのバルブ機構としては、例えば図３（ａ）に示すように、第１ガス流路Ｇ１内に固定したノズル部材６と、ノズル部材６の内側に対して進退動作するピントル７を備えたものや、図３（ｂ）に示すように、第１ガス流路Ｇ１を直径方向に貫通する駆動軸８によって回転駆動されるロータリーバルブ９のほか、各種のバルブ機構を用いることができる。
【００３３】
また、ガス流量制御手段３の制御部は、ノズル開閉手段Ｂに対する開閉指令信号、とくにダイバート用のガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４に対する開閉バルブＶ１〜Ｖ４への開閉指令信号の発生に基づいて駆動部３Ａを駆動制御し、固体ガス発生剤１の燃焼圧力を増減させる。この制御部は、サイドスラスタ用のコントローラＣ内で構成されている。
【００３４】
コントローラＣには、図４に示すように、飛翔体Ａの慣性航法装置１０からのデータがダイバートや姿勢制御の指令として入力される。つまり、慣性航法装置１０により、飛翔体Ａの運動で生じた加速度から速度および移動距離を算出して現在位置を求め、現在位置と別に入力された飛翔経路との誤差を修正し得るようにサイドスラスタＳを作動させる。
【００３５】
コントローラＣは、慣性航法装置１０から入力されたデータに基づいて、修正に必要な方向のガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４，ＮＡ１〜ＮＡ６を選択し、ノズル開閉手段Ｂにおいて該当する開閉バルブＶ１〜Ｖ１０に開閉指令信号を出力して、その開閉バルブＶ１〜Ｖ１０の開度を変化させる。このとき、コントローラＣは、先にも述べたようにガス流量制御手段３の制御部を構成しているので、ダイバート用のガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４の開閉バルブＶ１〜Ｖ４に対する開閉指令信号に基づいて、ガス流量制御手段３の駆動部３Ａを駆動する。
【００３６】
また、コントローラＣは、慣性航法装置１０に対するフィードバック系と同様に飛翔体Ａの運動を検出するフィードバック系により、当該サイドスラスタＳの作動結果を認識する機能を有しており、これにより後記するガス流量の制御精度等を高めている。さらに、コントローラＣには、固体ガス発生剤１の燃焼圧力として燃焼室２内の圧力もフィードバックされ、この圧力測定値を用いることによって後記するガス流量制御のさらなる高精度化を図っている。
【００３７】
上記の構成を備えた飛翔体ＡのサイドスラスタＳは、飛翔体Ａの飛翔開始とともにイグナイタ４に対する点火指令が発生して、イグナイタ４による点火で固体ガス発生剤１が燃焼を開始し、これにより発生したガスがダイバート用および姿勢制御用の各ガス供給系を介してガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４，ＮＡ１〜ＮＡ６に供給される。
【００３８】
当初、ガス流量制御手段３は、駆動部３Ａによって第１ガス流路Ｇ１の断面積を大きく維持している。これにより、燃焼室２内における固体ガス発生剤１の燃焼圧力が小さくなる。すなわち、先述したように固体ガス発生剤１が、燃焼圧力の増減とともにガス発生量が増減する燃焼特性（図５）を有しているので、燃焼圧力が小さくなると、固体ガス発生剤１の燃焼が抑制され、ガス発生量が減少する。したがって、サイドスラスタＳは、ダイバートあるいは姿勢制御を必要としない状態においても、固体ガス発生剤１の連続燃焼によって各ガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４，ＮＡ１〜ＮＡ６からガスが噴出しているが、そのガス流量は小さいものとなる。
【００３９】
次に、飛翔体Ａの飛翔中には、例えば現在位置と計画した飛翔経路との誤差を修正し得るようにサイドスラスタＳが作動し、この作動はフィードバック制御によって繰り返し行われる。
【００４０】
当該サイドスラスタＳでは、姿勢制御については、コントローラＣからの開閉指令信号により、姿勢制御用の開閉バルブＶ５〜Ｖ１０を適宜作動させて該当するガス噴射ノズルＮＡ１〜ＮＡ６からガス噴射が行われるようにし、この姿勢制御よりも多量のガスを必要とするダイバートの際に、ガス流量制御手段３を作動させるようにしている。
【００４１】
ここで、サイドスラスタＳのコントローラＣでは、図６（ａ）に示すように、慣性航法装置１０からのデータによって修正に必要な起動加速度を予測することができる。図６（ａ）に示す起動加速度を増大させるには、図６（ｂ）に示すように、ガス流量制御手段３の駆動部３Ａによって第１ガス流路Ｇ１の断面積を減少させればよい。つまり、第１ガス流路Ｇ１の断面積を減少させると、燃焼室２内における固体ガス発生剤１の燃焼圧力が増大してその燃焼が促進され、ガス発生量が増大する。これによりガス流量が増大するので、そのガスを噴射することにより推力とともに起動加速度が増大することとなる。
【００４２】
当該サイドスラスタＳは、ダイバートを行う際、図６（ａ）に示す如く予測された起動加速度に対応して、図６（ｃ）に示す如く時間経過に伴うガス流路の開度を調整する。つまりガスの消費が最適配分される。
【００４３】
すなわち、慣性航法装置１０からのデータによってダイバートを行う必要性が生じると、そのダイバート量（修正量）に対応した起動加速度が予測され、コントローラＣからダイバート用の開閉バルブＶ１〜Ｖ４に対する開閉指令信号が発生する。そして、選択された開閉バルブＶ１〜Ｖ４の開度が調整され、これに該当するガス噴射ノズルＮＡ１〜ＮＡ４からガス噴射が行われる。
【００４４】
このとき、サイドスラスタＳは、コントローラＣにおけるガス流量制御手段３の制御部により、ダイバート用の開閉バルブＶ１〜Ｖ４に対する開閉指令信号の発生に基づいて駆動部３Ａを駆動し、第１ガス流路Ｇ１の断面積を減少させ、その結果ガス流量を増大させる。
【００４５】
また、飛翔体Ａがダイバートを完了すると、その運動のフィードバック系を用いて、開閉バルブＶ１〜Ｖ４に対する開閉指令信号が解除され、ヨー軸Ｙ方向およびピッチ軸Ｐ方向の推力のバランスが得られるように各開閉バルブＶ１〜Ｖ４の開度が調整され、さらに、開閉指令信号の解除に伴って、図６（ｃ）に示す開度変化に基づいてガス流量制御手段３の駆動部３Ａが第１ガス流路Ｇ１の断面積を増大させる。これにより固体ガス発生剤１の燃焼圧力を減少させてガス流量を減少させる。この状態は、次の開閉指令信号が発生するまでの間、つまり次のダイバートを行うまでの間継続される。
【００４６】
このように、当該飛翔体ＡのサイドスラスタＳは、慣性航法装置１０からのデータによってダイバートを行う際、そのダイバート量（修正量）に対応した起動加速度を予測して駆動部３Ａを駆動し、固体ガス発生剤１の燃焼圧力を増減させて、ガスの消費を最適配分するので、ガス流量制御が効率的に行われ、ガスの必要以上の消費を防いで固体ガス発生剤１の燃焼効率が高められる。
【００４７】
このような効果は、図７から明らかなように、ガス流量制御手段をもたない従来のサイドスラスタでは、図中の点線で示すように、ダイバートを行うか否かにかかわらずガス流量が一定であり、これに対して、ガス流路制御手段３を備えている当該サイドスラスタＳでは、図注の実線で示すように、ダイバートを行うときにガス流量が増大し、ダイバート終了とともにガス流量が減少する。したがって、従来のサイドスラスタに対して、当該サイドスラスタＳでは、図注の斜線で示すように大幅なガス流量の節減が行われる。
【００４８】
また、上記実施例で説明した飛翔体Ａのサイドスラスタは、ガス流量制御手段３によって固体ガス発生剤１の燃焼圧力の増減を行った際に、固体ガス発生剤１の燃焼速度が変化してガス発生量が増減するまでに一定の時間を要するが、ノズル開閉手段Ｂとして高速応答する開閉バルブＶ１〜Ｖ１０を備えているので、その遅れを各開閉バルブＶ１〜Ｖ１０の開閉制御によってカバーし得るものとなっており、ガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４，ＮＡ１〜ＮＡ６におけるガス流量制御が高速で精度良く行われる。
【００４９】
さらに、飛翔体Ａのサイドスラスタは、上記開閉バルブＶ１〜Ｖ１０の採用により、例えば従来技術の項で説明した手段（図８参照）に比べて、構造が大幅に簡略化されたものとなり、しかも、固体ガス発生剤１を装填した１つの燃焼室２からダイバート用のガス噴射ノズルＮＤ１〜ＮＤ４と姿勢制御用のガス噴射ノズルＮＡ１〜ＮＡ６の両方にガスを供給するので、これらの構成によって装置の構造を大幅に小型軽量化し得るものとなっている。
【００５０】
なお、ガス流量制御手段３による固体ガス発生剤１の燃焼圧力制御は、姿勢制御の際に行うようにすることも当然可能であるが、姿勢制御はダイバートよりも頻繁に行われるわりに、使用するガス流量がダイバートに比べて少ないので、上記実施例のようにダイバートの際に燃焼圧力制御を行うことにより、固体ガス発生剤１の燃焼効率が大幅に高められる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係わる飛翔体のサイドスラスタの一実施例を示すブロック説明図である。
【図２】飛翔体に搭載されたサイドスラスタを一部断面にして示す斜視図（ａ）および姿勢制御用のガス噴射ノズルの配置を説明する正面図（ｂ）である。
【図３】ガス流量制御手段における駆動部の２つの例を示す各々断面図（ａ）（ｂ）である。
【図４】サイドスラスタの制御系を説明するブロック図である。
【図５】固体ガス発生剤の燃焼特性として燃焼圧力とガス発生量との関係を示すグラフである。
【図６】時間と予測起動加速度との関係を示すグラフ（ａ）、起動加速度とガス流路の開度との関係を示すグラフ（ｂ）、および時間とガス流路の開度との関係を示すグラフ（ｃ）である。
【図７】従来のサイドスラスタと本発明に係わるサイドスラスタにおいて、時間経過に伴うガス流量の変化を比較するためのグラフである。
【図８】従来におけるサイドスラスタを一部断面にして示す斜視図である。
【符号の説明】
Ａ飛翔体
Ｂノズル開閉手段
Ｃコントローラ（ガス流量制御手段の制御部）
Ｇ１第１ガス流路
ＮＡ１〜ＮＡ６（姿勢制御用の）ガス噴射ノズル
ＮＤ１〜ＮＤ４（ダイバート用の）ガス噴射ノズル
Ｐピッチ軸
Ｓサイドスラスタ
Ｙヨー軸
Ｖ１〜Ｖ１０開閉バルブ（ノズル開閉手段）
１固体ガス発生剤
２燃焼室
３ガス流量制御手段
３Ａ駆動部（ガス流量制御手段の駆動部）
１０慣性航法装置[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a side thruster used to change the course of a flying object and to control attitude, and particularly to a side thruster of a flying object that uses gas generated by combustion of a solid gas generating agent as a thrust source for changing the course and attitude control. It is about.
[0002]
[Prior art]
The side thruster shown in FIG. 8 is provided with a flapper valve 101 between the injection nozzles 100, 100 which are opposite to each other. The flapper valve 101 is driven through a transmission mechanism 105 including a lever 103 and a shaft 104 as a mechanism for converting a linear motion of the solenoid 102 into a rotational motion using a pair of solenoids 102 and 102 as a drive source. The side thruster includes a gas generator (not shown). The gas generator uses a solid gas generating agent that is advantageous for simplifying the structure, and when ignited by an igniter, the solid gas generating agent burns and continues to generate gas.
[0003]
This side thruster is mounted on the flying object with both injection nozzles 100 and 100 opened at the side of the flying object, and the selected one injection nozzle 100 is closed by the flapper valve 101 to generate gas. The gas continuously supplied from the vessel is jetted from the jet nozzle 100 on the opposite side, thereby imparting lateral thrust to the flying object. Further, when the thrust in the lateral direction is not required, the flapper valve 101 is set in a neutral state, and the gas from the gas generator is injected from both the injection nozzles 100, 100 to obtain a balance of the thrust in both directions.
[0004]
Such side thrusters are described in, for example, pages 729 and 730 of “Second Edition Aerospace Engineering Handbook” published by Maruzen on September 30, 1992.
[0005]
[Problems to be solved by the invention]
By the way, the side thruster of the flying object as described above has an excellent point that the structure can be simplified by using the solid gas generating agent. Regardless of whether or not the thrust is required, a constant flow of gas will continue to flow out of the gas generator. For this reason, the injection nozzle cannot be changed to the direction in which the thrust is required, and since the gas that gives the thrust is constantly supplied, there is a problem of consuming more gas than necessary, and this problem can be solved. It was requested.
[0006]
OBJECT OF THE INVENTION
The present invention has been made in view of the above-described conventional situation, and provides a flying object side thruster capable of increasing the combustion efficiency of the solid gas generating agent in the flying object side thruster using the solid gas generating agent. The purpose is to do.
[0007]
[Means for Solving the Problems]
The side thruster of the flying object according to the present invention is the side thruster of the flying object according to claim 1, wherein the gas generated by the combustion of the solid gas generating agent is selectively injected in the yaw axis direction and the pitch axis direction of the flying object. A solid gas generating agent having combustion characteristics in which the amount of gas generated increases or decreases with an increase or decrease in combustion pressure; It is set as the structure provided with the gas flow rate control means which increases / decreases the combustion pressure of a solid gas generating agent, Has combustion characteristics that increase or decrease the amount of gas generated as pressure increases or decreases. A combustion chamber loaded with a solid gas generating agent, a plurality of gas injection nozzles arranged in the yaw axis direction and pitch axis direction of the flying object, and nozzle opening / closing means for selectively opening and closing each gas injection nozzle The gas flow control means for increasing or decreasing the combustion pressure of the solid gas generating agent in the combustion chamber is provided, and the drive unit for increasing or decreasing the cross-sectional area of the gas flow path from the combustion chamber. And a control unit that controls the drive unit. According to a fourth aspect of the present invention, the gas flow rate control means increases or decreases the combustion pressure of the solid gas generating agent based on the generation of an opening / closing command signal for the nozzle opening / closing means. In claim 5, the nozzle opening / closing means is an opening / closing valve provided in each gas injection nozzle, and in claim 6, from the combustion chamber, As gas injection nozzles for injecting gas, a plurality of divert gas injection nozzles arranged toward the yaw axis direction and pitch axis direction of the flying object, and also arranged toward the yaw axis direction and pitch axis direction of the flying object A plurality of attitude control gas injection nozzles are provided, and the gas flow rate control means is a means for controlling the gas flow rate for at least the divert gas injection nozzle. The section is based on the data from the inertial navigation system. Corresponds to the error between the current position and the planned flight path The startup acceleration corresponding to the correction amount is predicted and the drive unit is driven, and the above configuration is used as a means for solving the problem.
[0008]
Note that the solid gas generating agent in the above-described configuration continues to generate gas when ignited. For example, as shown in FIG. 5, combustion characteristics in which the amount of gas generated increases as the combustion pressure increases. have.
[0009]
[Effects of the Invention]
In the side thruster of the flying object according to claim 1 of the present invention, the gas is continuously generated by the combustion of the solid gas generating agent, and the gas is constantly injected. Since the gas flow rate control means to increase or decrease is provided, according to the necessity of thrust in the yaw axis direction or pitch axis direction, the combustion pressure of the solid gas generating agent is increased or decreased to promote or suppress the combustion, thereby The gas flow rate can be increased or decreased.
[0010]
In the side thruster of the flying object according to claim 2 of the present invention, the gas is continuously generated by the combustion of the solid gas generating agent in the combustion chamber, and the gas is constantly injected from the plurality of gas injection nozzles. Gas flow control means to increase / decrease the combustion pressure of the solid gas generating agent in the combustion chamber, so when thrust in the yaw axis direction or pitch axis direction is required, that is, each gas injection nozzle is selected by the nozzle opening / closing means When the valve is opened and closed, the combustion pressure of the solid gas generating agent is increased to promote the combustion, thereby increasing the gas flow rate. Further, when thrust is not required, that is, when each gas injection nozzle is not opened / closed by the nozzle opening / closing means, the combustion pressure of the solid gas generating agent is reduced to suppress the combustion, thereby reducing the gas flow rate. Is possible.
[0011]
In the side thruster of the flying object according to claim 3 of the present invention, the gas flow rate control means includes a drive unit that increases or decreases the cross-sectional area of the gas flow path from the combustion chamber and a control unit that controls the drive unit. By increasing or decreasing the cross-sectional area of the gas flow path at the drive unit, the combustion pressure of the solid gas generating agent in the combustion chamber is increased or decreased, and as a result, the gas flow rate is increased or decreased.
[0012]
In the side thruster of the flying object according to claim 4 of the present invention, when the control unit of the gas flow rate control means generates an opening / closing command signal to the nozzle opening / closing means, that is, thrust in the yaw axis direction or pitch axis direction is generated. When necessary, increase the combustion pressure of the solid gas generant so that the gas flow rate increases, and then reduce the combustion pressure of the solid gas generant when it is no longer necessary to generate thrust. This also reduces the gas flow rate.
[0013]
In the side thruster of the flying object according to claim 5 of the present invention, the gas injection in the desired direction is performed by selectively opening and closing the open / close valve provided in each gas injection nozzle as the nozzle opening / closing means. In addition, when the combustion pressure of the solid gas generating agent is increased or decreased by the gas flow rate control means, a certain time is required until the gas generation amount increases or decreases due to the change in the combustion speed of the solid gas generating agent. Can be covered by open / close control of each open / close valve.
[0014]
In the flying vehicle side thruster according to claim 6 of the present invention, gas is supplied to both the divert gas injection nozzle and the attitude control gas injection nozzle from one combustion chamber loaded with the solid gas generating agent. Thus, the gas flow rate control means controls the gas flow rate with respect to the diverting gas injection nozzle that uses at least a large amount of gas, thereby increasing the combustion efficiency of the solid gas generating agent.
[0015]
In the flying object side thruster according to the seventh aspect of the present invention, when performing diverting, for example, by data from the inertial navigation device, the driving acceleration is predicted by predicting the starting acceleration corresponding to the diverting amount (correction amount). Gas flow control is performed efficiently, and gas consumption is optimally distributed.
[0016]
【The invention's effect】
According to the side thruster of the flying object according to claim 1 of the present invention, in the side thruster of the flying object using the solid gas generating agent, A solid gas generating agent having combustion characteristics in which the amount of gas generated increases or decreases with an increase or decrease in combustion pressure; Since the gas flow rate control means that increases or decreases the combustion pressure of the solid gas generating agent is adopted, the gas flow rate is increased when thrust in the yaw axis direction or pitch axis direction is required, and the gas flow rate is decreased when thrust is not required. As described above, it is possible to increase or decrease the combustion speed and gas generation amount of the solid gas generating agent, prevent consumption of gas more than necessary, and improve the combustion efficiency of the solid gas generating agent. The operation time can be extended. In addition, by improving the combustion efficiency, it is possible to reduce the amount of the solid gas generating agent to be mounted, which can contribute to reduction in size and weight and cost.
[0017]
According to the side thruster of the flying object according to claim 2 of the present invention, in the side thruster of the flying object using the solid gas generating agent, , No The burning rate of the solid gas generating agent is such that the gas flow rate is increased when the gas injection nozzles are selectively opened and closed by the slack opening / closing means, and the gas flow rate is decreased when the gas injection nozzles are not opened / closed by the nozzle opening / closing means. As in the first aspect, the combustion efficiency of the solid gas generating agent can be improved and the operation time can be extended, or the amount of the solid gas generating agent to be mounted can be reduced. It can also contribute to weight reduction and cost reduction.
[0018]
According to the side thruster of the flying object according to claim 3 of the present invention, the same effect as in claims 1 and 2 can be obtained, and the drive unit for increasing or decreasing the cross-sectional area of the gas flow path from the combustion chamber can be provided. Since the gas flow control means provided is adopted, the combustion pressure of the solid gas generating agent can be reliably increased and decreased with a simple structure, further contributing to simplification of the device, reduction in size and weight, and cost reduction. To get.
[0019]
According to the side thruster of the flying object according to claim 4 of the present invention, the same effect as in claims 2 and 3 can be obtained, and the operation of the nozzle opening / closing means is performed by the gas flow rate control means provided with the control unit. The combustion pressure of the solid gas generating agent can be increased / decreased according to the situation, and the control accuracy of the gas flow rate can be further increased.
[0020]
According to the side thruster of the flying object according to claim 5 of the present invention, the same effect as in claims 2 to 4 can be obtained, and an opening / closing valve provided in each gas injection nozzle is adopted as the nozzle opening / closing means. As a result, the structure of the nozzle opening / closing means can be greatly simplified, and the responsiveness of the opening / closing operation can be remarkably improved, further reducing the size and weight and reducing the cost and improving the accuracy of gas flow control. In addition, the gas flow rate control means can cover the delay of the combustion speed when the combustion pressure of the solid gas generating agent is increased or decreased, and the gas flow rate from the gas injection nozzle can be appropriately maintained. it can.
[0021]
According to the side thruster of the flying object according to the sixth aspect of the present invention, the same effects as in the second to fifth aspects can be obtained, and the gas supply source for both the diverting and attitude control gas injection nozzles The solid gas generating agent can be realized by controlling the gas flow rate with respect to the gas injection nozzle for diverting, which uses at least a large amount of gas, and can greatly simplify the structure and reduce the size and weight. The combustion efficiency can be increased.
[0022]
According to the side thruster of the flying object according to the seventh aspect of the present invention, the same effect as in the third to sixth aspects can be obtained, and the gas flow rate control can be performed when diverting, for example, by the data from the inertial navigation system. Can be performed efficiently, and gas consumption can be optimally distributed.
[0023]
【Example】
Hereinafter, an embodiment of a flying object side thruster according to the present invention will be described with reference to the drawings.
[0024]
A side thruster S of the flying object (reference numeral A in FIG. 2) shown in FIGS. 1 and 2 includes a combustion chamber 2 loaded with a solid gas generating agent 1 that generates gas by combustion, the yaw axis Y direction of the flying object A, and A plurality of gas injection nozzles arranged in the direction of the pitch axis P and nozzle opening / closing means B for selectively opening and closing each gas injection nozzle are provided, and the combustion pressure of the solid gas generating agent 1 in the combustion chamber 2 is increased or decreased. Gas flow rate control means 3 is provided.
[0025]
As the solid gas generating agent 1, for example, a solid propellant loaded in a rocket motor or the like is used, and when ignited by the igniter 4, it continues to burn and generates gas. Further, as shown in FIG. 5, the solid gas generating agent 1 has combustion characteristics in which combustion is promoted and a gas generation amount is increased when the combustion pressure is increased. As an example for making the combustion area constant, the gas generating agent 1 can be used by being molded into an end face combustion type in the combustion chamber 2, for example.
[0026]
The combustion chamber 2 is a cylindrical pressure vessel, and in this embodiment, gas is supplied to each gas injection nozzle for diverting and attitude control described later. A gas flow path G <b> 1 is provided, and a second gas flow path G <b> 2 extending through the axis of the solid gas generating agent 1 to the other end side of the combustion chamber 2 is provided. The combustion chamber 2 can be reduced in weight by using carbon fiber reinforced plastic (CFRP) or titanium.
[0027]
As the gas injection nozzles, four gas injection nozzles ND1 to ND4 for diverting to change the course and six gas injection nozzles NA1 to NA6 for posture control are provided. The diverting gas injection nozzles ND1 to ND4 are arranged at intervals of 90 degrees around the roll axis R, which is the axis of the flying object A, and inject gas from the selected nozzles in the yaw axis Y direction and the pitch axis P direction. Then, the flying object A is caused to skid by the thrust.
[0028]
On the other hand, as shown in FIG. 2B, the gas injection nozzles NA1 to NA6 for attitude control have one gas injection nozzle NA1 and NA4 respectively at two positions different from each other by 180 degrees about the roll axis R. In addition to the arrangement, two gas injection nozzles NA2, NA3, NA5, and NA6 are arranged at two positions 90 degrees different from these. The single gas injection nozzles NA1 and NA impart a motion around the yaw axis Y to the flying object A by injecting gas from any of the nozzles. Further, the two gas injection nozzles NA2, NA3, NA5, and NA6 impart a motion around the pitch axis P to the flying object A by simultaneously injecting gas from either nozzle of either set, A motion around the roll axis R is imparted to the flying object A by injecting gas from one of the nozzles in either set or from one nozzle in both sets.
[0029]
Between each of the gas injection nozzles ND1 to ND4, NA1 to NA6 and the combustion chamber 2 described above, the main pipe and the main pipe that communicate with the first and second gas flow paths G1 and G2 are branched. There are provided first and second manifolds M1 and M2 composed of branch pipes extending to gas injection nozzles ND1 to ND4 and NA1 to NA6. The divert gas injection nozzles ND1 to ND4, the attitude control gas injection nozzles NA1 to NA6, and the first and second manifolds M1 and M2 have a carbon fiber reinforced carbon composite in consideration of heat resistance and weight reduction. It is desirable to use a material (C / C composite) or titanium.
[0030]
The nozzle opening / closing means B for selectively opening / closing the gas injection nozzles ND1 to ND4, NA1 to NA6 includes branch pipes of the first and second manifolds M1 and M2, and the gas injection nozzles ND1 to ND4 and NA1 to NA6. Are formed by opening / closing valves V1 to V10 capable of high-speed response.
[0031]
A gas flow rate control means 3 for increasing or decreasing the combustion pressure of the solid gas generating agent 1 is provided in a gas supply system for each of the gas injection nozzles ND1 to ND4 for diverting, and includes a first gas flow path G1 connected to the combustion chamber 2 and Between the 1st manifold M1, the drive part 3A which increases / decreases the cross-sectional area of the 1st gas flow path G1, and the control part which drive-controls this drive part 3A are provided. A fixed orifice 5 is provided between the second gas flow path G2 and the second manifold M2.
[0032]
3 A of drive parts are comprised by valve drive sources, such as a valve mechanism arrange | positioned in the 1st gas flow path G1, and a motor. As the valve mechanism of the drive unit 3A, for example, as shown in FIG. 3A, a nozzle member 6 fixed in the first gas flow path G1 and a pintle 7 that moves forward and backward with respect to the inside of the nozzle member 6 are provided. As shown in FIG. 3B, various valve mechanisms can be used in addition to the rotary valve 9 that is rotationally driven by the drive shaft 8 that passes through the first gas flow path G1 in the diameter direction.
[0033]
The control unit of the gas flow rate control means 3 is based on the generation of an opening / closing command signal for the nozzle opening / closing means B, in particular, an opening / closing command signal to the opening / closing valves V1 to V4 for the gas injection nozzles ND1 to ND4 for divert. And the combustion pressure of the solid gas generating agent 1 is increased or decreased. This control unit is configured in the side thruster controller C.
[0034]
As shown in FIG. 4, data from the inertial navigation device 10 of the flying object A is input to the controller C as a divert or attitude control command. In other words, the inertial navigation device 10 calculates the speed and the moving distance from the acceleration generated by the movement of the flying object A, obtains the current position, and corrects the error between the current position and the flight path input separately. Activate the thruster S.
[0035]
The controller C selects the gas injection nozzles ND1 to ND4 and NA1 to NA6 in the direction necessary for correction based on the data input from the inertial navigation apparatus 10, and sets the corresponding opening / closing valves V1 to V10 in the nozzle opening / closing means B. An opening / closing command signal is output to change the opening degree of the opening / closing valves V1 to V10. At this time, since the controller C constitutes the control unit of the gas flow rate control means 3 as described above, the controller C is based on the opening / closing command signals for the opening / closing valves V1 to V4 of the gas injection nozzles ND1 to ND4 for divert. Then, the drive unit 3A of the gas flow rate control means 3 is driven.
[0036]
Further, the controller C has a function of recognizing the operation result of the side thruster S by a feedback system that detects the movement of the flying object A in the same manner as the feedback system for the inertial navigation apparatus 10, and thereby the gas described later. The flow control accuracy is improved. Further, the pressure in the combustion chamber 2 is also fed back to the controller C as the combustion pressure of the solid gas generating agent 1, and by using this pressure measurement value, the gas flow rate control described later is further improved in accuracy.
[0037]
The side thruster S of the flying object A having the above configuration generates an ignition command for the igniter 4 when the flying object A starts to fly, and the solid gas generating agent 1 starts to combust by ignition by the igniter 4, thereby The generated gas is supplied to the gas injection nozzles ND1 to ND4 and NA1 to NA6 via the gas supply systems for divert and attitude control.
[0038]
Initially, the gas flow rate control means 3 maintains a large cross-sectional area of the first gas flow path G1 by the drive unit 3A. Thereby, the combustion pressure of the solid gas generating agent 1 in the combustion chamber 2 becomes small. That is, as described above, the solid gas generating agent 1 has a combustion characteristic (FIG. 5) in which the amount of gas generation increases and decreases as the combustion pressure increases and decreases. Is suppressed, and the amount of gas generation is reduced. Therefore, the side thrusters S are ejected from the gas injection nozzles ND1 to ND4 and NA1 to NA6 by continuous combustion of the solid gas generating agent 1 even in a state where diverting or attitude control is not required. The flow rate is small.
[0039]
Next, during the flight of the flying object A, for example, the side thruster S is operated so that an error between the current position and the planned flight path can be corrected, and this operation is repeatedly performed by feedback control.
[0040]
In the side thruster S, for posture control, the posture control opening / closing valves V5 to V10 are appropriately operated by the opening / closing command signal from the controller C so that gas injection is performed from the corresponding gas injection nozzles NA1 to NA6. The gas flow rate control means 3 is operated during diverting that requires a larger amount of gas than the attitude control.
[0041]
Here, the controller C of the side thruster S can predict the starting acceleration necessary for correction based on the data from the inertial navigation apparatus 10 as shown in FIG. In order to increase the starting acceleration shown in FIG. 6A, the cross-sectional area of the first gas flow path G1 may be reduced by the drive unit 3A of the gas flow rate control means 3, as shown in FIG. 6B. . That is, when the cross-sectional area of the first gas flow path G1 is decreased, the combustion pressure of the solid gas generating agent 1 in the combustion chamber 2 is increased, the combustion is promoted, and the gas generation amount is increased. As a result, the gas flow rate increases, so that the startup acceleration increases with the thrust by injecting the gas.
[0042]
When performing the divert, the side thruster S adjusts the opening degree of the gas flow path with the passage of time as shown in FIG. 6 (c), corresponding to the startup acceleration predicted as shown in FIG. 6 (a). . In other words, gas consumption is optimally distributed.
[0043]
That is, when it is necessary to perform diverting based on the data from the inertial navigation apparatus 10, the starting acceleration corresponding to the diverting amount (correction amount) is predicted, and the controller C issues an opening / closing command signal to the diverting opening / closing valves V1 to V4. Will occur. And the opening degree of the selected on-off valves V1-V4 is adjusted, and gas injection is performed from gas injection nozzles NA1-NA4 corresponding to this.
[0044]
At this time, the side thruster S drives the drive unit 3A by the control unit of the gas flow rate control means 3 in the controller C based on the generation of the open / close command signals for the diverting open / close valves V1 to V4, and the first gas flow path. Reduce the cross-sectional area of G1, and consequently increase the gas flow rate.
[0045]
When the flying object A completes diverting, the opening / closing command signals for the opening / closing valves V1 to V4 are canceled using the motion feedback system so that the thrust balance in the yaw axis Y direction and the pitch axis P direction is obtained. Further, the opening degree of each of the opening / closing valves V1 to V4 is adjusted, and the drive unit 3A of the gas flow rate control means 3 is first based on the opening degree change shown in FIG. The cross-sectional area of the gas flow path G1 is increased. Thereby, the combustion pressure of the solid gas generating agent 1 is decreased and the gas flow rate is decreased. This state is continued until the next opening / closing command signal is generated, that is, until the next divert is performed.
[0046]
Thus, when the side thruster S of the flying object A performs diverting using the data from the inertial navigation device 10, the driving acceleration is predicted corresponding to the diverting amount (correction amount), and the driving unit 3A is driven. Since the gas pressure is optimally distributed by increasing / decreasing the combustion pressure of the solid gas generating agent 1, the gas flow rate control is performed efficiently, and the combustion efficiency of the solid gas generating agent 1 is prevented while preventing excessive gas consumption. Enhanced.
[0047]
As can be seen from FIG. 7, in the conventional side thruster having no gas flow rate control means, the gas flow rate is constant regardless of whether or not diverting is performed, as shown by the dotted line in the figure. On the other hand, in the side thruster S provided with the gas flow path control means 3, as shown by the solid line in the figure, the gas flow rate increases when diverting, and the gas flow rate increases with the end of diverting. Decrease. Therefore, as compared with the conventional side thruster, in the side thruster S, as shown by the hatched lines in FIG.
[0048]
Further, the side thruster of the flying object A described in the above embodiment is such that when the combustion pressure of the solid gas generating agent 1 is increased or decreased by the gas flow rate control means 3, the combustion speed of the solid gas generating agent 1 changes. Although a certain amount of time is required until the gas generation amount increases or decreases, the nozzle opening / closing means B includes the opening / closing valves V1 to V10 that respond quickly, and the delay can be covered by the opening / closing control of the opening / closing valves V1 to V10. The gas flow rate control in the gas injection nozzles ND1 to ND4 and NA1 to NA6 is performed at high speed and with high accuracy.
[0049]
Further, the side thruster of the flying object A has a structure greatly simplified by adopting the above-described opening / closing valves V1 to V10, for example, compared to the means described in the section of the prior art (see FIG. 8). The gas is supplied from the single combustion chamber 2 loaded with the solid gas generating agent 1 to both the gas injection nozzles ND1 to ND4 for divert and the gas injection nozzles NA1 to NA6 for attitude control. The structure can be greatly reduced in size and weight.
[0050]
The combustion pressure control of the solid gas generating agent 1 by the gas flow rate control means 3 can naturally be performed at the time of attitude control, but the attitude control is used instead of being performed more frequently than the divert. Since the gas flow rate is smaller than that of the divert, the combustion efficiency of the solid gas generating agent 1 is greatly increased by performing the combustion pressure control during the divert as in the above embodiment.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a block diagram showing an embodiment of a flying object side thruster according to the present invention;
FIG. 2 is a perspective view (a) showing a partial cross section of a side thruster mounted on a flying object, and a front view (b) for explaining the arrangement of gas injection nozzles for attitude control.
FIGS. 3A and 3B are cross-sectional views (a) and (b), respectively, showing two examples of a drive unit in the gas flow rate control means.
FIG. 4 is a block diagram for explaining a side thruster control system;
FIG. 5 is a graph showing a relationship between a combustion pressure and a gas generation amount as combustion characteristics of a solid gas generating agent.
FIG. 6 is a graph (a) showing the relationship between time and predicted startup acceleration, a graph (b) showing the relationship between startup acceleration and the opening of the gas flow path, and a relationship between time and the opening of the gas flow path. It is a graph (c) which shows.
FIG. 7 is a graph for comparing changes in gas flow rate over time in a conventional side thruster and a side thruster according to the present invention.
FIG. 8 is a perspective view showing a conventional side thruster partially in cross section.
[Explanation of symbols]
A flying object
B Nozzle opening / closing means
C controller (control part of gas flow rate control means)
G1 first gas flow path
NA1 to NA6 gas injection nozzles (for attitude control)
ND1 to ND4 (for divert) gas injection nozzle
P Pitch axis
S side thruster
Y Yaw axis
V1 to V10 open / close valve (nozzle open / close means)
1 Solid gas generator
2 Combustion chamber
3 Gas flow control means
3A drive unit (drive unit for gas flow rate control means)
10 Inertial navigation system

Claims

In the side thruster of a flying object that selectively injects the gas generated by the combustion of the solid gas generating agent in the yaw axis direction and pitch axis direction of the flying object, the combustion characteristics that the gas generation amount increases and decreases with the increase and decrease of the combustion pressure A flying object side thruster comprising: a solid gas generating agent having gas flow rate control means for increasing or decreasing a combustion pressure of the solid gas generating agent.

A combustion chamber which is loaded with solid gas generating agent have a combustion characteristic in which the gas generation amount is increased or decreased with the increase or decrease of the combustion pressure, and a plurality of gas injection nozzle disposed toward the yaw axis and the pitch axis direction of the projectile A flying object side thruster comprising nozzle opening / closing means for selectively opening and closing each gas injection nozzle and gas flow rate control means for increasing / decreasing the combustion pressure of the solid gas generating agent in the combustion chamber.

3. The flying object according to claim 1, wherein the gas flow rate control means includes a drive unit that increases or decreases a cross-sectional area of the gas flow path from the combustion chamber, and a control unit that controls the drive unit. Side thruster.

The gas flow rate control means includes a control unit that performs control to increase or decrease the combustion pressure of the solid gas generating agent based on generation of an opening / closing command signal for the nozzle opening / closing means. Side thruster of flying object.

The side thruster for a flying object according to any one of claims 2 to 4, wherein the nozzle opening / closing means is an opening / closing valve provided in each gas injection nozzle.

As gas injection nozzles for injecting gas from the combustion chamber, multiple divert gas injection nozzles arranged in the yaw and pitch axis directions of the flying object, and in the yaw and pitch axis directions of the flying object 6. A plurality of attitude control gas injection nozzles arranged in a direction, and the gas flow rate control means is means for controlling a gas flow rate for at least a divert gas injection nozzle. A side thruster of a flying object according to any one of the above.

The control unit of the gas flow rate control means predicts the starting acceleration corresponding to the correction amount corresponding to the error between the current position and the planned flight path based on the data from the inertial navigation device, and drives the driving unit. The side thruster of the flying object according to any one of claims 3 to 6.