(57)【要約】  航空ビークル（１００）は、本体に組み込まれたタンデム型方向転換推進器（１１１、１２２）の少なくとも1つのセットを含む。タンデム型方向転換推進器の各セットは、モーメント参照点（２０５）が第一および第二の方向転換推進器の間に横たわるように、各々が実質的に等しい推進力を、実質的に同時に、実質的に反対方向に提供するように構成された第一の方向転換推進器（１１１）と第二の方向転換推進器（１２２）を含む。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空ビークルのための方向転換および姿勢制御システムであって、
航空ビークルの第一の端部に近接し第一の平面内で航空ビークル上に第一の力を発生するように構成された第一の推進器であって、第一の力は航空ビークルの主軸に実質的に垂直であり、主軸は第一の平面内に横たわっているものと、
航空ビークルの第二の端部に近接し第一の平面内で航空ビークル上に第二の力を発生するように構成された第二の推進器であって、第二の力は第一の力のそれとは反対方向で航空ビークルの主軸に垂直であるものと、を含み、
第一の力は第二の力と実質的に同じであり、第一の推進器と第二の推進器は、第一および第二の力を実質的に同時に発生するように構成されている、
制御システム。
【請求項２】
反対方向に第一の力と実質的に同一直線上にある第一の平面中の第三の力を発生するように構成された第三の推進器と、
第二の力と実質的に同一直線上にある第一の平面中の第四の力を発生するように構成された第四の推進器であって、第三および第四の力は実質的に等しく、第三および第四の推進器は、第三および第四の力を実質的に同時に発生するように構成されているものと、
を更に含む、請求項１の制御システム。
【請求項３】
航空ビークルの第一の端部に近接し第一の平面と直交する第二の平面内で航空ビークル上に第五の力を発生するように構成された第五の推進器であって、第五の力は航空ビークルの主軸に実質的に垂直であるものと、
航空ビークルの第二の端部に近接し第二の平面内で航空ビークル上に第六の力を発生するように構成された第六の推進器であって、第六の力は第五の力と実質的に等しく、第五の力と実質的に同時に発生されるように構成されているものと、
反対方向に第五の力と実質的に同一直線上にある第二の平面中の第七の力を発生するように構成された第七の推進器と、
第六の力と実質的に同一直線上にある第二の平面中の第八の力を発生するように構成された第八の推進器であって、第八の力は第七の力と実質的に等しく、第七の力と実質的に同時に発生されるように構成されているものと、
を更に含む、請求項２の制御システム。
【請求項４】
主軸と同軸状に揃えられた第九の推進器を更に含む、請求項３の制御システム。
【請求項５】
第一、第二、第三、第四、第五、第六、第七および第八の推進器の各々と通信している共通のガスソースを更に含む、請求項４の制御システム。
【請求項６】
共通のガスソースは、固体推進剤粒子をもったガス発生器からなる、請求項５の制御システム。
【請求項７】
航空ビークルの姿勢および向きを制御するように、第一、第二、第三、第四、第五、第六、第七、第八および第九の推進器に推進信号を提供するように構成されたコントローラを更に含む、請求項５の制御システム。
【請求項８】
航空ビークルの姿勢を調節する方法であって、
航空ビークルの主軸と交差する第一の平面内の要求された姿勢調節と関連付けられたコマンドを受け取ることと、
航空ビークルの第一の端部に近接し第一の平面内で航空ビークルからの第一の推進力を生成することであって、第一の推進力は、航空ビークルの主軸と実質的に垂直な向きを有することと、
航空ビークルの第二の端部に近接し第一の平面内で航空ビークルからの第二の推進力を生成することであって、第二の推進力は、第一の推進力のそれとは実質的に反対の向きを有することと、を含み、
第一および第二の推進力は実質的に等しく、実質的に同時に生成される、
方法。
【請求項９】
第一および第二の推進力を共通のガスソースから生成することを更に含む、請求項７の方法。
【請求項１０】
第一、第二、第三および第四の推進力は、航空ビークルの向きおよび航空ビークルの姿勢を変更するように制御される、請求項７の方法。
【請求項１１】
航空ビークルの縦軸に沿って軸方向推進力を印加することを更に含む、請求項７の方法。
【請求項１２】
縦軸に沿って横たわるモーメント参照点を有する本体と、
本体に組み込まれたタンデム型方向転換推進器の少なくとも１つのセットと、を含み、
タンデム型方向転換推進器の各セットは、各々が実質的に等しい推進力を、実質的に同時に、縦軸と垂直な実質的に反対方向に提供するように構成された第一の方向転換推進器と第二の方向転換推進器を含み、モーメント参照点が第一および第二の方向転換推進器の間に横たわる、
航空ビークル。
【請求項１３】
タンデム型方向転換推進器の４つのセットを含み、第一および第二のセットは第一の平面中の回転を成し遂げ、第三および第四のセットは第一の平面と直交する第二の平面中の回転を成し遂げ、第一および第二の平面は本体の主軸に沿って交差する、請求項１２の航空ビークル。
【請求項１４】
航空ビークルの縦軸と揃えられた向きを有する少なくとも1つの軸方向推進器を更に含む、請求項１２の航空ビークル。
【請求項１５】
タンデム型方向転換推進器のセットの各々と流体通信している共通のガスソースを更に含む、請求項１２の航空ビークル。
【請求項１６】
共通のガスソースは、固体推進剤粒子をもったガス発生器からなる、請求項１５の航空ビークル。
【請求項１７】
タンデム型方向転換推進器の各ペアにそれぞれの推進信号を提供するように構成されたコントローラを更に含む、請求項１２の航空ビークル。
【請求項１８】
コントローラは、航空ビークルの姿勢と向きを同時に変更するように推進信号を提供するように構成されている、請求項１７の航空ビークル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
［クロスリファレンス］この出願は、２００９年７月３０日に出願された米国仮特許出願番号61/229,899の優先権を主張する。この出願はまた、２０１０年１月２９日に出願された米国非仮特許出願番号12/696,395の優先権を主張する。
【０００２】
本発明は、全体的にミサイル、撃墜ビークルおよびその他の航空ビークルの制御に関し、より特定にはそのようなビークルとの関係で使用する方向転換および姿勢制御システム（ＤＡＣＳ）に関する。
【背景技術】
【０００３】
弾道ミサイルは脅威を与え、再突入ビークルは拡散し技術的に進化し続ける。いくつかの弾道弾迎撃ミサイル（ＡＢＭ）防衛システムが開発されたが、それらは精密なヒットツーキル技術でそのようなミサイルを迎撃することが可能である。それにも拘らず、現在知られているこの種の撃墜ビークルは、限られた機敏性（即ち、ハイＧ能力）を示す傾向があり、高大気内で実効的に動作することが常に可能ではない。
【０００４】
より特定には、従来の撃墜ビークルは典型的には、目標検知追尾装置アッセンブリー、誘導エレクトロニクスセクション、方向転換および姿勢制御システム（ＤＡＣＳ）、動力源および通信システムを含み、それら全ては構造体およびエアロシェル内に囲み込まれる。これらのサブシステムが進歩し追加の能力を取得し続けるにつれて、撃墜ビークル全体の質量は増加する傾向があり、その機敏性を低減させる。
【０００５】
更には、従来のＤＡＣＳは、単一の方向転換推進器配列と別の姿勢制御システムだけを採用し、その両方は、推進器アッセンブリーと関連する姿勢制御システムのための典型的には制約されたパッケージングエンベロープが与えられると、制限ファクターである。
【０００６】
従って、撃墜ビークル等のような航空ビークルを制御するための改善されたシステムと方法を提供することが望ましい。本発明のその他の望ましい特徴および特性は、同伴する図面と前述の技術分野および背景との関係で取られた時に、後続の詳細な記載と添付の請求項から明らかとなるであろう。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
航空ビークルのための方向転換および姿勢制御システムは全体的に、航空ビークルの第一の端部に近接し第一の平面内で航空ビークル上に第一の力を発生するように構成された第一の推進器であって、第一の力は航空ビークルの主軸に実質的に垂直であり、主軸は第一の平面内に横たわっているものと、航空ビークルの第二の端部に近接し第一の平面内で航空ビークル上に第二の力を発生するように構成された第二の推進器であって、第二の力は第一の力のそれとは反対方向で航空ビークルの主軸に垂直であるものと、を含み、第一の力は第二の力と実質的に同じであり、第一の推進器と第二の推進器は、第一および第二の力を実質的に同時に発生するように構成されている。
【０００８】
一実施形態に従った方法は、航空ビークルの主軸と交差する第一の平面内の要求された姿勢調節と関連付けられたコマンドを受け取ることと、航空ビークルの第一の端部に近接し第一の平面内で航空ビークルからの第一の推進力を生成することであって、第一の推進力は、航空ビークルの主軸と実質的に垂直な向きを有することと、航空ビークルの第二の端部に近接し第一の平面内で航空ビークルからの第二の推進力を生成することであって、第二の推進力は、第一の推進力のそれとは実質的に反対の（即ち、１８０°回転された）向きを有することと、を含み、第一および第二の推進力は実質的に等しく、実質的に同時に生成される。
【０００９】
一実施形態に従った航空ビークルは、縦軸に沿って横たわるモーメント参照点を有する本体と、本体に組み込まれたタンデム型方向転換推進器の少なくとも１つのセットと、を含み、タンデム型方向転換推進器の各セットは、各々が実質的に等しい推進力を、実質的に同時に、実質的に反対方向に提供するように構成された第一の方向転換推進器と第二の方向転換推進器を含み、モーメント参照点が第一および第二の方向転換推進器の間に横たわる。
【００１０】
本発明のより完全な理解は、以下の図面との関係で考察された時に詳細な記載と請求項を参照することによって導き出され得て、そこでは図面を通して同様の参照番号は同様の要素を参照する。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】図１は、一実施形態に従った航空ビークルとＤＡＣＳを描写している。
【図２】図２は、一実施形態に従ったＤＡＣＳの概略全体図である。
【図３】図３は、図２に示されたＤＡＣＳの動作と結果として得られる回転を描いている。
【図４】図４は、図２に示されたＤＡＣＳの動作と結果として得られる回転を描いている。
【図５】図５は、図２に示されたＤＡＣＳの姿勢および向き調節を描いている。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
以下の議論は全体的に、回路カードアッセンブリ−からコネクターを取り外すための改善された方法と装置に関する。その点では、以下の詳細な記載は単に描写的な性質のものであって、発明または発明の応用と使用を限定することは意図されていない。しかも、先行する技術分野、背景、概要または以下の詳細な記載中に提示されたいかなる明示的または暗示的な理論によっても束縛されることは意図されていない。
【００１３】
全般的に、様々な実施形態に従ったタンデム型方向転換解決策は、ビークルの各平面内で反対方向に向き付けされた複数の（例えば、タンデム型の）方向転換推進器を採用し、それにより姿勢制御を成し遂げるのに利用可能な実効的推進を２倍にする。
【００１４】
必ずしも実寸大で描かれていない図１は、一実施形態に従った航空ビークル１００の簡略化された全体的外観を描いている。示されるように、航空ビークル１００は、主（縦）軸１３４に沿って向き付けされた第一の端部１１８（例えば、ノーズカバー１２５に近い「前端」）と第二の端部１１９（例えば、「後端」）を有する本体１１０を含む。１つ以上の方向転換姿勢制御ジェット（または単に「推進器」）１１１−１１４および１２１−１２４が、本体１１０の上や内に提供されるか、またはそうでなければ本体１１０に機械的に結合されて、推進器の１つのセット（１１１−１１４）が端部１１８に近接し、推進器の別のセット（１２１−１２４）が反対の端部、即ち端部１１９に近接するようになっている。矢印は従って、それぞれの推進器から結果として得られる本体１１０上の力を描写している。
【００１５】
一実施形態に従って、推進器はペアまたは「タンデム」に構成されており、それらが一緒に反対だが実質的に等しい推進を発生し得て、それにより１つ以上の回転面、例えば直交面１３０および１３２内にモーメントを発生するようになっている。加えて、図中に描写されているように、方向転換動作は、推進力の適正な印加によって姿勢の変化を伴っていても良い。更にこの実施形態に従って、推進器の与えられたセット内の推進器は、主軸１３４に沿って等しい距離で位置している。結果として、各セット内の本体１１０の反対側上の推進器によって発生された力は、実質的に同一直線上である（例えば、推進器１１２および１１１によって発生された力）。
【００１６】
推進器１１２は、起動された時、望ましい姿勢変化に基づいて予め決められた振幅と、平面１３０内で主軸１３４に実質的に垂直な（例えば、本体１１０の円筒状表面に垂直な）方向を有する力を発生するように構成されている。同様に、推進器１２１は、平面１３０内で推進器１１２のものと実質的に等しいが反対方向（例えば、平面１３０内で１８０°のデルタ）に働く力を（推進器１１２の起動と同時に）発生するように構成されている。推進器１２１および１１２は従って、「タンデム」に動作すると言われる。
【００１７】
同様に、推進器１１１および１２２はタンデムに動作して、描写されているように、平面１３０内で反対方向の回転を提供する。このようにして、４つの推進器１１１、１１２、１２１および１２２が、平面１３０内で回転制御を提供するのに使われることができ、４つの推進器１１３、１１４、１２３および１２４が、平面１３２内で回転制御を提供するのに使われることができる。
【００１８】
図１に描写された推進器の配置と数は、いかなるやり方でも限定されることが意図されておらず、単に発明を記載するのを補助するやり方で描かれているに過ぎない。更には、主軸１３４と揃えられた推進器（例えば、軸方向推進器１２３）のような、各平面中の追加の推進器が、制御の別の形を許容するために提供されても良い。
【００１９】
推進器１１１−１１４および１２１−１２４は、当該技術分野で知られているあらゆる好適な推進器コンポーネントまたはコンポーネンツからなっていても良い。一実施形態では、例えば、これらの推進器は、同じサイズと形状の円錐状ノズルを有する方向転換姿勢制御ジェットである。ジェットのサイズは、応用に依存して、および既知の原理に基づいて、最適化されても良い。
【００２０】
ここで図２−４に描写された概念的側面図を参照すると、本体１１０は全体的に、ガスソース（またはその他のタイプの燃料ソース）２０２と、ガスソース２０２および推進器１１１，１１２，１２１、１２２に通信的に結合されたコントローラ２０４を囲み込む。
【００２１】
ハードウェア、ソフトウェアおよび／またはファームウェアのあらゆる組み合わせを含み得るコントローラ２０４は、例えば、誘導システムまたはその他のサブシステムからのトルクコマンドに応答して、推進器によって発生された推進を制御するように構成されている。この点では、あらゆる数のバルブ、アクチュエータ、ソレノイド、パワーエレクトロニクスのような追加の従来の電気的および機械的コンポーネンツが、明確さのためにこれらの図では省かれていることを当業者は認識するであろう。更には、撃墜ビークル等の文脈では、目標検知追尾装置アッセンブリー、誘導エレクトロニクス、バッテリーおよび通信モジュールのような、追加のモジュールが典型的には本体１１０内に収容される。
【００２２】
図３に示されるように、推進器１１１および１２２が、ガスソース２０２を利用して、コントローラ２０４を介して同時に起動された時、本体１１０は、一般的には本体１１０の中心と一致して位置するが必ずしもそうとは限らないモーメント参照点（「ＭＲＰ」）２０５の周りの平面（図１の平面１３０）内でモーメントを経験する。同様に、図４に示されるように、推進器１２１および１１２の起動は、実質的に等しいが反対のＭＲＰ２０５の周りのモーメントを発生する。
【００２３】
しかも、図５に描かれているように、同時方向転換および姿勢制御は、適切な大きさと方向の力の印加を伴っていても良い。それらの力は、ＤＡＣＳ１００の望ましい振舞いを達成するように、お互いに垂直にまたは特定の平面内で印加されても良い。
【００２４】
従来の方向転換システムは、典型的には方向転換推進器の力の１／１０以下のオーダーの、はるかに低い力の姿勢制御推進器を利用する。点２０５の周りのモーメントの大きさは、推進力とその点からの力の距離の積に等しいので、本発明に従った実施形態は従って、より大きなモーメントを提供することができ、各平面内でより大きな度合いの偏揺れを許容する。結果として得られる実施形態の主要な恩恵は、例えば、与えられたビークル直径についての増加された機敏性、および大気中で動作している時にエアロトルクを克服することが可能な非常に大きなモーメントである。
【００２５】
一実施形態に従って、単一の共通のガスソース２０２が全ての推進器のために提供される。これは、複数のロケットモーター、配管、バルブ、姿勢制御システム等の必要を排除することによって、推進システムの複雑度と質量が低減されることを許容する。好適な共通のガスソースは、例えば、当該技術分野で知られている様々な可変推進式固体推進剤ガスソースのいずれかを含む。
【００２６】
単一の共通のガス発生器を組み込んだ実施形態では、軸方向推進器１２３は、タンデム推進器の１つ以上と同じ端部中に組み込まれることができ、より大きな動作的柔軟性を提供する。
【００２７】
少なくとも１つの例示的実施形態が前述した詳細な記載中に提示されたが、膨大な数の変形が存在することが理解されるべきである。また、ここに記載された例示的実施形態または複数の例示的実施形態は、いかなるやり方でも発明の範囲、適用可能性または構成を限定することは意図されていないことも理解されるべきである。むしろ、前述した詳細な記載は、記載された実施形態または複数の実施形態を実装するための便利でためになるロードマップを当業者に提供する。発明の範囲およびその法的な等価物から逸脱することなく、要素の機能および配置に様々な変更がなされても良いことが理解されるべきである。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【国際調査報告】
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