(57)【要約】【課題】ロケットモータ等の推進装置を持つ飛しょう体に用いる推力偏向装置において、飛しょう体内部にリンク機構を組み込むことなく、従来の推力偏向装置と同等のオフボアサイト能力が得られる、汎用性のある推力偏向装置を提案する。【解決手段】ロケット本体の燃焼室からの燃焼ガスを噴出させるノズル部を有したメインノズルと、メインノズルを内包する外筒と、スロート部の内周面と上記外筒の外周面に接続され、スロート部を通過する燃焼ガスを分流させて外筒の外周面から噴出させる複数のノズル孔を有し、夫々のノズル孔をスロート部の周方向に離間配置して成るサイドノズルと、サイドノズルの夫々のノズル孔に接続され、サイドノズルの流量を調節する複数のノズル弁と、外筒内側に設けられ、夫々のノズル弁を可動する複数のアクチュエータとを備える。【選択図】                図４
2004183981.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケット本体の燃焼室からの燃焼ガスが流入するスロート部、および当該燃焼ガスを噴出させるノズル部を有したメインノズルと、
上記メインノズルを内包する外筒と、
上記スロート部の内周面と上記外筒の外周面に接続され、上記スロート部を通過する燃焼ガスを分流させて上記外筒の外周面から噴出させる複数のノズル孔を有し、当該夫々のノズル孔を上記スロート部の周方向に離間配置して成るサイドノズルと、
上記サイドノズルの夫々のノズル孔に接続され、上記サイドノズルの流量を調節する複数のノズル弁と、
上記外筒内側に設けられ、上記夫々のノズル弁を可動する複数のアクチュエータと、
を備えた推力偏向装置。
【請求項２】
上記スロート部の入口をロケット本体の燃焼室の出口に接続するアダプタと、
上記外筒を上記ロケット本体の外壁に接続する接続部と、
上記ロケット本体に設けられた制御装置からの制御指令信号を、上記コントローラに伝達するための信号ケーブルと、
上記外筒内に設けられ、上記制御指令信号に基づいてアクチュエータに動作指示するコントローラと、
を備えたことを特徴とする請求項１記載の推力偏向装置。
【請求項３】
上記コントローラは、上記サイドノズルの推力の合力ベクトルが、ロケット本体の機軸に垂直な縦方向と横方向の旋回加速度指令値の合力ベクトルと逆向きとなるように、上記ノズル弁の開閉動作を制御することを特徴とする請求項１もしくは請求項２に記載の推力偏向装置。
【請求項４】
上記外筒は、ロケット本体の胴体とともに滑らかなボートテール形状を形成したことを特徴とする請求項１記載の推力偏向装置。
【請求項５】
上記サイドノズルは、推力ベクトルが上記ロケット本体の機軸からオフセットして作用するように、ノズル孔に屈曲した流路を有したことを特徴とする請求項１もしくは請求項２に記載の推力偏向装置。
【請求項６】
上記コントローラは、上記サイドノズルの推力の合力ベクトルが、ロケット本体の機軸に垂直な縦方向と横方向の旋回加速度指令値の合力ベクトルと逆向きになって、かつ、上記サイドノズルの推力によって生じる上記ロケット本体のローリングモーメントの方向が、上記ロケット本体のロール方向の角速度指令値の方向となるように、ノズル弁の開閉動作を制御することを特徴とする請求項１もしくは請求項２に記載の推力偏向装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、ロケットモータ等の推進装置を持つ飛しょう体に用いる推力偏向装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来、飛しょう体本体の後方にブースタを設けて、飛しょう体初期の姿勢制御を行う飛しょう体制御装置が提案されていた。この飛しょう体制御装置では、ピッチ軸、ヨー軸まわりの姿勢制御には、高速度で排出される燃焼ガスを偏向させて、ピッチ軸、ヨー軸まわりの制御力を発生させる４枚の推力偏向板を、各対毎に変更させる２軸リンク型の推力偏向装置が設けられる。（例えば、特許文献１参照）。
【０００３】
【特許文献１】
特開２００２−２２８３９８号公報（第１９乃至第２９段落、第２図）
【０００４】
図８は、特許文献１に代表されるような従来の推力偏向装置における、詳細構成の一例を示す図である。
【０００５】
図において、飛しょう体１は推薬を貯えたロケットモータチャンバー２と、ロケットモータチャンバー２からの燃焼流アを飛しょう体後方に排出して飛しょう体の推力と燃焼時間を調節するノズルコーン３の他に、ノズルコーン３の出口近傍に推力偏向装置４０を設けている。推力偏向装置４０は、小翼５と、操舵翼６の操舵駆動装置７との間に設けられたリンク機構８とから構成されている。操舵駆動装置７が操舵翼６の舵角を制御するときに、小翼５の舵角も連動して変わるが、その際、小翼５がロケットモータチャンバー２からの燃焼流アを受けて発生する揚力イが、操舵翼６が気流ウを受けて発生する揚力エと同じ方向になるよう、機械的な構造設計がなされている。これによって、飛しょう体１の推力が機軸方向から、機軸に対する斜め方向に作用するように、推力偏向される。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、従来の推力偏向装置では、小翼と操舵翼とを機械的にリンクさせる必要があるため、飛しょう体本体とノズルコーンとの僅かな隙間に、飛しょう体毎に、複雑で精密な専用のリンク機構を設計する必要があった。すなわち、従来の推力偏向装置では、推力偏向装置としての汎用性に欠けるという課題があった。
【０００７】
更に、従来の推力偏向装置では、燃焼流にさらされた小翼で大きな抵抗が発生するため、飛しょう体の推力が低下するという課題もあった。
【０００８】
この発明は、係る課題を解決するためになされたものであり、飛しょう体内部にリンク機構を組み込むことなく、従来の推力偏向装置と同等の推力偏向能力が得らるような推力偏向装置を提案するものである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
この発明による推力偏向装置は、ロケット本体の燃焼室からの燃焼ガスが流入するスロート部および当該燃ガスを噴出させるノズル部を有したメインノズルと、上記メインノズルを内包する外筒と、上記スロート部の内周面と上記外筒の外周面に接続され、上記スロート部を通過する燃焼ガスを分流させて上記外筒の外周面から噴出させる複数のノズル孔を有し、当該夫々のノズル孔を上記スロート部の周方向に離間配置して成るサイドノズルと、上記サイドノズルの夫々のノズル孔に接続され、上記サイドノズルの流量を調節する複数のノズル弁と、上記外筒内側に設けられ、上記夫々のノズル弁を可動する複数のアクチュエータとを備えたものである。
【００１０】
【発明の実施の形態】
実施の形態１．
図１はこの実施の形態による推力偏向装置４を備えた飛しょう体の旋回方法を説明するための概念図である。図中、１、６、ア、ウ、エは図８で説明したものと同様のものである。
【００１１】
図１（ａ）において、飛しょう体１は、機体を旋回させる場合、まず、操舵翼６の舵角を変え、気流ウを受けて操舵翼６に揚力エを発生させる。同時に、推力偏向装置４によって、揚力エと同じ方向に推力ネを発生させる。機体の重心オまわりにはピッチングモーメントカが発生し、図１（ｂ）のように、機体の姿勢は変化し、気流ウに対して迎え角を持ち、垂直力Ｎが発生する。垂直力Ｎが発生すると、機体は垂直力Ｎの方向に加速するため、垂直力発生方向に旋回できることになる。
【００１２】
図２は推力偏向装置を備えた飛しょう体のピッチ方向のトリム特性を示した説明図である。
図において、クは舵角０でのピッチングモーメント特性、ケは最大舵角でのピッチングモーメント特性、コは推力偏向装置を作動させた場合のピッチングモーメント特性、サは最大舵角でのトリム迎角、シは推力偏向装置を作動させた場合のトリム迎角、スは最大舵角での垂直力、セは推力偏向装置を作動させた場合の垂直力である。
【００１３】
図に示すように、推力偏向装置を作動させることにより、機体のピッチングモーメント特性はケからコへと変化し、機体がトリムできる迎角はサからシへと増加するため、機体が発生できる最大の垂直力はスからセへと増加する。
【００１４】
図３は推力偏向装置を備えた飛しょう体の有効射程を示した説明図であり、図において、９は母機、１０は目標体、ソは進行方向、タはオフボアサイト角、チは推力偏向装置を作動させた場合のオフボアサイト角、ツは有効射程、テは推力偏向装置を作動させた場合の有効射程である。
【００１５】
図３に示すように、飛しょう体の有効射程に与える影響としては、推力偏向装置を作動させた場合、オフボアサイト角はタからチへと増加し、有効射程はツからテへと拡大できる。これにより、母機９のパイロットは目標体１０が進行方向ソから離れていても容易にロックオンができるようになり、空戦時の操縦負担を軽減することができるという効果が得られる。
【００１６】
次に、この発明の実施の形態１による推力偏向装置４の構成について詳細を説明する。
図４は推力偏向装置４の構成図であり、図において、１、２、３、４、６、アは図８と同様のものであり、１１はアダプター、１２はメインノズル、１３はサイドノズル、１４はノズル弁、１５はアクチュエータ、１６はコントローラ、１７は信号ケーブル、１８は後方から見た飛しょう体、トは縦方向の旋回加速度指令値、ナは横方向の旋回加速度指令値、ニ、ヌは分岐流、ネは分岐流ニの推力、ノは分岐流ヌの推力である。
【００１７】
図４（ａ）において、飛しょう体１の燃焼室であるロケットモータチャンバー２の出口には、通常、飛しょう体の推力と燃焼時間を調節するノズルコーン３が装着されている。しかし、本発明では、まずそのノズルコーン３を取外し、代わりに、アダプター１１を介して、図に示す推力偏向装置４を取付ける。推力偏向装置４は、図４（ｂ）のごとく、スロート部を延長させたメインノズル１２と、メインノズル１２のスロート部の周方向で９０°おきに、４本のノズル孔を設けて成るサイドノズル１３を備える。
【００１８】
サイドノズル１３は、サイドノズル１３の噴出ガスの流量を調節するように、ノズル孔に接続されたノズル弁１４が設けられる。ノズル弁１４は、ノズル孔を開放させる状態から、ノズル孔を全閉する位置まで弁が可動する。また、推力偏向装置４は、ノズル弁１４の開閉動作を行うアクチュエータ１５と、アクチュエータ１５の動作を指示するコントローラ１６と、コントローラ１６と飛しょう体１の制御装置との間に設けられ、飛しょう体１の姿勢制御指令値をコントローラ１６に伝達する信号ケーブル１７とを備えて構成されている。アクチュエータ１５は上記外筒内側に設けられ、上記夫々のノズル弁１４を可動する。メインノズル１２、サイドノズル１３、アクチュエータ１５、およびコントローラ１６は、円錐台形状の外筒５０に内包される。
なお、サイドノズル１３のノズル孔は、メインノズル１２のスロート部の周方向に等間隔に配置されれば、４本以上設けても良い。
【００１９】
メインノズル１２のスロート部の内周面と、外筒５０の外周面とは、サイドノズル１３のノズル孔によって接続される。すなわち、サイドノズル１３のノズル孔における噴出ガスの出口が外筒５０の外周面に接続され、サイドノズル１３のノズル孔への噴出ガスの流入口がメインノズル１２のスロート部の内周面に接続される。これによって、ロケットモーターチャンバー２で燃焼されて、スロート部を通過する燃焼ガスは、サイドノズル１３のノズル孔への噴出ガスの流入口で分流されて、外筒５０の外周面のノズル孔における噴出ガスの出口から噴出させる。外筒５０は、外周に設けられた接続部を介して飛しょう体１本体の外壁に接続される。接続部は、例えば飛しょう体１の外壁に設けられた図示しない螺子穴に対して、ボルト１００が係合し、接続が成されるように構成される。
【００２０】
飛しょう体１は発射後、ロケットモータチャンバー２からの燃焼流アを排出するが、コントローラ１６は、飛しょう体１の制御装置から信号ケーブル１７を介して、機体の縦方向と横方向の旋回加速度指令値を受信する。同時に、旋回加速度指令値のそれぞれの位相にあるサイドノズル１３のノズル弁１４を開放し、ロケットモータチャンバー２からの燃焼流アから、分岐流ニとヌを発生させ、それぞれ推力ネとノを発生させる。サイドノズル１３の１個当たりの推力は、サイドノズル１３のノズル孔の出口面積によって、数１のごとく調節できるが、その際、推力ネとノの合力のベクトルが、図のトとナの方向に夫々対応した旋回加速度指令値の合力のベクトルと逆向きに設定されるよう、推力ネに対する推力ノの大きさを、数２に示す関係に基づいて調節する。
【００２１】
【数１】
2004183981.tif 000003
【００２２】
【数２】
2004183981.tif 000004
【００２３】
サイドノズル１３による正味の推力ネは、数３のとおりとなる。
【００２４】
【数３】
2004183981.tif 000005
【００２５】
図５は推力偏向装置４のサイドノズル１３からの分岐流ニの状態を示す図である。図５（ａ）から図５（ｂ）に示すように、機体後方には、操舵翼の揚力エだけでなく、サイドノズル１３による推力ネも制御力として加わる。これによる動作は、図１の説明で示したとおりである。
【００２６】
以上をまとめると、この発明の実施の形態１では、既存の飛しょう体に対して、ノズルコーンの交換と信号ケーブルの敷設といった簡単な改修で、従来の推力偏向装置と同等のオフボアサイト能力の向上が実現できる。また、ノズルコーンの後方には、従来の推力偏向装置で必要であった小翼が存在しないため、飛しょう体の推力が低下するという問題が無くなる。飛しょう体１と外筒５０の接続部分にコネクタを設けて、飛しょう体１と外筒５０間の信号ケーブルの接続を、コネクタで行っても良い。
【００２７】
なお、この発明の実施の形態１では、サイドノズルの出口面積をノズル弁により調節することで、飛しょう体の縦方向と横方向の旋回加速度指令値に追従した最適な姿勢制御が行える他、限られたロケットモータの燃焼流を効率良く活用できる。
【００２８】
また、この発明の実施の形態１では、推力偏向装置の外形形状が、飛しょう体の胴体と一体となって、滑らかなボートテール形状となるよう形成されているため、飛しょう体の底面抵抗を低減させることができる。
【００２９】
実施の形態２．
図６はこの発明の実施の形態２を示す構成図であり、図において、１、２、３、４、６、ア、１１、１２、１３、１４、１５、１６、１７、１８、ヌ、ノは図４と同様のものである。１９は推力軸をオフセットさせた流路であり、ハはロール方向の角速度指令値、ヒ、フは分岐流、へは分岐流ヒの推力、ホは分岐流フの推力である。
【００３０】
図６（ａ）において、飛しょう体１のロケットモータチャンバー２の出口には、通常、飛しょう体の推力と燃焼時間を調節するノズルコーン３が装着されているが、本発明では、まずそのノズルコーン３を取外し、代わりに、アダプター１１を介して、図に示す推力偏向装置４を取付ける。推力偏向装置４は、図６（ｂ）のごとく、スロート部を延長させたメインノズル１２と、メインノズル１２のスロート部の周方向で９０°おきに設けたサイドノズル１３と、サイドノズル１３の推力のベクトルが飛しょう体の機軸からオフセットするようメインノズルのスロート部からサイドノズル１３にかけて屈曲した部分を有する流路１９と、サイドノズル１３の流量を調節するノズル弁１４と、ノズル弁１４の開閉動作を行うアクチュエータ１５と、アクチュエータ１５の動作を指示するコントローラ１６と、コントローラ１６と飛しょう体１の制御装置との間に設けられ、飛しょう体１の姿勢制御指令値をコントローラ１６に伝達する信号ケーブル１７とから構成されている。
【００３１】
飛しょう体１は発射後、ロケットモータチャンバー２からの燃焼流アを排出するが、コントローラ１６は、飛しょう体１の制御装置から信号ケーブル１７を介して、機体の縦方向と横方向の旋回加速度指令値及びロール方向の角速度指令値ハを受信する。同時に、旋回加速度指令値のそれぞれの位相にあるサイドノズル１３のノズル弁１４を開放し、ロケットモータチャンバー２からの燃焼流アから、分岐流ヒ、フ及びヌを発生させ、それぞれ推力へ、ホ及びノを発生させる。サイドノズル１３の１個当たりの推力は、サイドノズル１３のノズル孔の出口面積によって、数１のごとく調節できる。その際、推力へ、ホ及びノの合力のベクトルが、図６のトとナの方向に夫々対応した旋回加速度指令値の合力のベクトルと逆向きに設定されるよう、また、機体に発生するローリングモーメントがロール方向の角速度指令値と同じ方向に設定されるよう、推力へ、ホ及びノの大きさを、数４のとおりの関係に調節する。
【００３２】
【数４】
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【００３３】
サイドノズル１３による正味の推力は、数５のとおりとなる。
【００３４】
【数５】
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【００３５】
機体に発生するローリングモーメントは、推力へとホのベクトルの機軸からのオフセット量をｌｔとすると、数６のとおりとなる。
【００３６】
【数６】
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【００３７】
よって、機体後方には、実施の形態１でも説明した図７（ａ）から図７（ｂ）に示したように、操舵翼の揚力エだけでなく、サイドノズル１３による推力ヒとフも制御力として加わるため、重心オまわりのピッチングモーメントカは増加し、機体はより大きな迎え角をとることができ、垂直力Ｎは増加する。図７を用いて説明すれば、操舵翼の最大舵角に加え、サイドノズルの推力を得た場合、機体に発生できるピッチングモーメント特性はケからコへと変化し、機体がトリムできる最大の迎角はサからシのように増加し、機体が出せる最大の垂直力はスからセへと増加する。
【００３８】
有効射程に与える影響としては、機体の旋回性能は向上するため、図３に示すように、オフボアサイト角はタからチへと増加し、有効射程はツからテへと拡大する。よって、目標体１０が母機９の進行方向ソに対して離れた方向に存在していても、飛しょう体を発射することができ、空戦時の操縦負担を軽減することができる。
【００３９】
以上をまとめると、この発明の実施の形態２では、既存の飛しょう体に対して、ノズルコーンの交換と信号ケーブルの敷設といった簡単な改修で、従来の推力偏向装置と同等のオフボアサイト能力の向上が実現できる。また、ノズルコーンの後方には、従来の推力偏向装置で必要であった小翼が存在しないため、飛しょう体の推力が低下するという問題が無くなる。
【００４０】
なお、この発明の実施の形態２では、サイドノズルの出口面積をノズル弁により調節することで、飛しょう体の縦方向と横方向の旋回加速度指令値とロール方向の角速度指令値に追従した最適な姿勢制御が行える他、限られたロケットモータの燃焼流を効率良く活用できる。
【００４１】
また、この発明の実施の形態２では、推力偏向装置の外形形状が、飛しょう体の胴体と一体で滑らかなボートテール形状となるよう形成されているため、飛しょう体の底面抵抗を低減させることができる。
【００４２】
【発明の効果】
この発明によれば、既存の飛しょう体に対して、ノズルの交換と信号ケーブルの敷設といった簡単な改修で、従来の推力偏向装置と同等のオフボアサイト能力の向上が実現できる。
【００４３】
また、ノズルの後方に、従来の推力偏向装置で必要であった小翼が存在しないため、飛しょう体の推力が低下するという問題が無くなる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明の実施の形態１を示す構成図である。
【図２】この発明の実施の形態１の飛しょう体のピッチ方向のトリム特性を示す説明図である。
【図３】この発明の実施の形態２の有効射程を示す構成図である。
【図４】この発明の実施の形態２の推力偏向装置を示す構成図である。
【図５】この発明の実施の形態１のサイドジェットの分岐流れの状態を示す説明図である。
【図６】この発明の実施の形態２の推力偏向装置を示す構成図である。
【図７】この発明の実施の形態２のサイドジェットの分岐流れの状態を示す説明図である。
【図８】従来の推力偏向装置の構成図である。
【符号の説明】
１  飛しょう体、２  ロケットモータチャンバー、３  ノズルコーン、４  推力偏向装置、５  小翼、６  操舵翼、７  操舵駆動装置、８  リンク機構、９  母機、１０  目標体、１１  アダプター、１２  メインノズル、１３  サイドノズル、１４  ノズル弁、１５  アクチュエータ、１６  コントローラ、１７  信号ケーブル。
【図１】
2004183981.tif 000009
【図２】
2004183981.tif 000010
【図３】
2004183981.tif 000011
【図４】
2004183981.tif 000012
【図５】
2004183981.tif 000013
【図６】
2004183981.tif 000014
【図７】
2004183981.tif 000015
【図８】
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