(57)【要約】【課題】  飛翔体の推進方向を所定の向きに制御する際の精度を向上する技術を提供する。【解決手段】  飛翔体推進用のガス噴射ノズル本体１０１の向きを変更して飛翔体の推進方向を制御する飛翔体推進方向制御装置１００であって、前記ガス噴射ノズル本体１０１を保持するノズル本体保持部１０２と、前記ノズル本体保持部１０２及び前記ガス噴射ノズル本体１０１を相互に連結し、前記飛翔体に対する前記ガス噴射ノズル本体１０１の角度を変更する第１アクチュエータ１１０と、前記飛翔体及び前記ノズル本体保持部１０２の連結部に設けられ、前記第１アクチュエータ１２０によって前記ガス噴射ノズル本体１０１の角度を変更可能なガス噴射ノズルモジュールを前記飛翔体に対して回動させる第２アクチュエータ１２０とを備えたことを特徴とする。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛翔体推進用のガス噴射ノズル本体の向きを変更して飛翔体の推進方向を制御する飛翔体推進方向制御装置であって、
前記ガス噴射ノズル本体を保持するノズル本体保持部と、
前記ノズル本体保持部及び前記ガス噴射ノズル本体を相互に連結し、前記飛翔体に対する前記ガス噴射ノズル本体の角度を変更する第１アクチュエータと、
前記飛翔体及び前記ノズル本体保持部の連結部に設けられ、前記第１アクチュエータによって前記ガス噴射ノズル本体の角度を変更可能なガス噴射ノズルモジュールを前記飛翔体に対して回動させる第２アクチュエータとを備えたことを特徴とする飛翔体推進方向制御装置。
【請求項２】
更に、前記第１アクチュエータによって前記ガス噴射ノズル本体の角度を変更中に前記第２アクチュエータによって前記ガス噴射ノズルモジュールを回動させる制御手段を備えたことを特徴とする請求項１に記載の飛翔体推進方向制御装置。
【請求項３】
前記制御手段は、前記飛翔体の制御部からの信号に基づいて、前記ガス噴射ノズル本体の向きを制御するための制御信号として、前記第１アクチュエータに対する第１駆動信号、及び前記第２アクチュエータに対する第２駆動信号を生成することを特徴とする請求項２に記載の飛翔体推進方向制御装置。
【請求項４】
前記第１アクチュエータは、直動アクチュエータであることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項に記載の飛翔体推進方向制御装置。
【請求項５】
前記第２アクチュエータは、回動アクチュエータであることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項に記載の飛翔体推進方向制御装置。
【請求項６】
飛翔体本体と、前記飛翔体本体に装着される飛翔体推進用のガス噴射ノズル本体と、請求項１乃至５のいずれか１項に記載の飛翔体推進方向制御装置とを備えたことを特徴とする飛翔体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、可動型ノズルを有するロケット等の飛翔体推進方向制御装置及び、この飛翔体推進方向制御装置を備えた飛翔体に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来では、飛翔体の推進方向後方側の端部に飛翔体推進用のノズルが設けられ、そのノズルの向きを変更し、ノズルから噴射される燃焼ガスの向きを変えて、飛翔体の推進方向を変更する技術が知られている（特許文献１参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開平２００８−１６９７３８号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
上記従来の飛翔体推進方向の変更構成では、直動アクチュエータが９０°の間隔をおいて円周方向に配置され、直動アクチュエータの駆動によってノズルを可動する構成となるが、ノズル変形の方向に関して、所定の向きにノズルを向ける精度が悪かった。
【０００５】
本発明は、飛翔体の推進方向を所定の向きに制御する際の精度を向上する技術を提供する。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は、飛翔体推進用のガス噴射ノズル本体の向きを変更して飛翔体の推進方向を制御する飛翔体推進方向制御装置であって、前記ガス噴射ノズル本体を保持するノズル本体保持部と、前記ノズル本体保持部及び前記ガス噴射ノズル本体を相互に連結し、前記飛翔体に対する前記ガス噴射ノズル本体の角度を変更する第１アクチュエータと、前記飛翔体及び前記ノズル本体保持部の連結部に設けられ、前記第１アクチュエータによって前記ガス噴射ノズル本体の角度を変更可能なガス噴射ノズルモジュールを前記飛翔体に対して回動させる第２アクチュエータとを備えたことを特徴とする。
【発明の効果】
【０００７】
本発明によれば、複数のアクチュエータ（第１アクチュエータおよび第２アクチュエータ）によってガス噴射ノズル本体の向きを変更するようにしたので、飛翔体の推進方向を所定の向きに制御する際の精度を向上することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】本発明の一実施形態に係る飛翔体推進方向制御装置の一例を示す概略斜視図。
【図２】本発明の一実施形態に係る飛翔体推進方向制御装置の一例を示す側面図。
【図３】本発明の一実施形態に係る飛翔体推進方向制御装置におけるノズル方向の変更状態を示す要部拡大図。
【図４】本発明の一実施形態に係る飛翔体推進方向制御装置における駆動系の要部拡大図。
【図５】本発明の一実施形態に係る飛翔体推進方向制御装置における駆動系の要部拡大図。
【図６】本発明の一実施形態に係る飛翔体推進方向制御装置における駆動系の要部拡大図。
【図７】本発明の一実施形態に係る飛翔体推進方向制御装置における駆動系の要部拡大図。
【図８】本発明の一実施形態に係る飛翔体推進方向制御装置の制御ブロック図。
【図９】本発明の一実施形態に係る飛翔体推進方向制御装置の初期状態を示す概略図。
【図１０】本発明の一実施形態に係る飛翔体推進方向制御装置の基本動作を説明する概略図。
【図１１】本発明の一実施形態に係る飛翔体推進方向制御装置の基本動作を説明する概略図。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
以下、図面を参照して、本発明の一実施形態を説明する。
図１は、本発明の一実施形態に係る飛翔体推進方向制御装置の一例を示す概略斜視図であり、図２は、図１の側面図である。
【００１０】
図１及び図２に示すように、本実施形態の飛翔体推進方向制御装置（以下、ノズル駆動装置ともいう）１００は、人工衛星等が搭載されるロケット等の飛翔体本体１の後尾側に搭載されて、飛翔体内の燃料ケース２から放出される燃焼ガスを噴射するためのノズル方向を制御するための装置である。
【００１１】
具体的には、本実施形態のノズル駆動装置１００は、例えば、固体燃料などから生成される燃焼ガスを噴射するためのガス噴射ノズル本体１０１と、このガス噴射ノズル本体１０１を保持するノズル本体保持部１０２とを備える。
【００１２】
ここで、ガス噴射ノズル本体１０１は、例えば、本実施形態では、ガスの噴射方向において先端側の噴射口端部（大径部）１０１ａから飛翔体本体１側に向かって内径が漸小する筒状（コニカル形状）を有する。
【００１３】
なお、本実施形態では、コニカル型のガス噴射ノズル本体を例示して説明するが、例えば、１段または複数段のベル形状としてもよいし、伸縮タイプの構成としてもよい。
【００１４】
また、このようなガス噴射ノズル本体１０１の飛翔体本体１側の小径部１０１ｂを保持するノズル本体保持部１０２は、ガス噴射ノズル本体１０１の小径部１０１ｂと飛翔体本体１（詳細には燃料ケース２）とを相互に接続する。
【００１５】
さらに、ノズル本体保持部１０２は、ガス噴射ノズル１０１の小径部１０１ｂと連通する連通孔（図示なし）を有する。
【００１６】
そして、このような構成のガス噴射ノズル本体１０１は、固体燃料などから生成される燃焼ガスが、ガス噴射ノズル本体１０１のうち小径部１０１ｂ側から導入され、ガス噴射ノズル本体１０１の内部を通りながらガス噴射ノズル１０１の大径部１０１ａから外側に向けて噴射される。
【００１７】
これによって、飛翔体本体１は、ガス噴射ノズル本体１０１からのガス噴射、及び詳述するガス噴射ノズル本体１０１の向きに基づいて推進方向が決定する。
【００１８】
＜ガス噴射ノズルの可動構成＞
以下、図１及び図２に加えて、図３乃至図７を参照し、上述したガス噴射ノズルの可動構成について詳細に説明する。なお、図３乃至図７は、本実施形態のノズル駆動装置（飛翔体推進方向制御装置）の要部拡大図である。
【００１９】
図３（ａ）及び図３（ｂ）に示すように、ガス噴射ノズル本体１０１はノズル本体保持部１０２に対して搖動自在に接続され、ノズル本体保持部１０２は飛翔体本体１に対して、回動自在に接続されている。
【００２０】
詳細には、本実施形態のノズル駆動装置１００は、各図に示すように、ノズルの向きを変更するための複数の駆動手段として、例えば、飛翔体本体１（燃料ケース２）に対してガス噴射ノズル本体１０１の角度を変更するための第１アクチュエータ１１０と、飛翔体本体１に対してガス噴射ノズル本体１０１を回動させるための第２アクチュエータ１２０とを備える。
【００２１】
また、ガス噴射ノズル本体１０１の小径部１０１ｂ側の外周部には、一対の回動軸１０１１が突出して設けられている。一方、ノズル本体保持部１０２には、上記ガス噴射ノズル本体１０１から突設された一対の回動軸１０１１を受ける軸受部１０２１が各フランジ１０２２にそれぞれ設けられている。これにより、ガス噴射ノズル本体１０１は、ノズル本体保持部１０２の各軸受部１０２１によって回動可能に保持される。
【００２２】
このような構成のガス噴射ノズル本体１０１の角度を変更するための第１アクチュエータ１１０は、例えば、本実施形態では、伸縮する２つの直動アクチュエータである。具体的には、各第１アクチュエータ１１０は、その両端部側にナックルジョイント１１１をそれぞれ有する。
【００２３】
そして、連結する各ナックルジョイント１１１の距離を各第１アクチュエータの駆動によって変更自在となっている。これにより、ガス噴射ノズル本体１０１とノズル本体保持部１０２とを、それぞれ揺動自在、すなわち、飛翔体本体１に対する傾き角が変更可能に接続している。
【００２４】
例えば、一方の第１アクチュエータ１１０を伸びる方向に駆動させる場合、図３（ａ）に示すように、他方の第１アクチュエータ１１０は縮む方向に駆動する。すなわち、各第１アクチュエータ１１０の駆動によってナックルジョイント１１１間の距離をそれぞれ適宜変更することが可能となる。
【００２５】
このように各第１アクチュエータ１１０の駆動によって、ガス噴射ノズル本体１０１は、ノズル本体保持部１０２の各軸受部１０２１に保持された一対の回転軸１０１１の軸回りに所定の角度だけ回動して、飛翔体本体１に対して傾くことになる（図３（ａ）参照）。
【００２６】
これにより、本実施形態のノズル駆動装置１００は、ガス噴射ノズル本体１０１を偏向させることが可能となる。このガス噴射ノズル１０１の偏向とは、飛翔体本体１から相対的にガス噴射ノズル１０１の噴射口端部（大径部）１０１ａの向きを移動することである。
【００２７】
次に、第２アクチュエータ１２０について説明する。第２アクチュエータ１２０は、ノズル本体保持部１０２と飛翔体本体１（具体的には燃料ケース２）との接続部分（可動連結部）となるスライドレール（スライド機構部）１２１と、ノズル本体保持部１０２の外周部に設けられた回転機構部１２２とで構成される。
【００２８】
ここで、スライドレール１２１は、燃料ケース２に固定されるインナーメンバ１２１１と、ノズル本体保持部１０２（小径部）の溝部に固定されるアウターメンバ１２１２と、インターメンバ１２１１及びアウターメンバ１２１２の間に介在して複数のボールＢを保持するリテーナ１２１３とを有する。
【００２９】
このような構成のスライドレール１２１は、燃料ケース２とノズル本体保持部１０２との間に介在し、詳細は後述するが燃料ケース２に対してノズル本体保持部の回動を案内する構造となっている。
【００３０】
一方、回転機構部１２２は、ノズル本体保持部１０２の外周に設けられた歯車となるホイール１２２１と、このホイール１２２１に螺合するウォーム１２２２を回動させるモータ１２２３とで構成される。このモータ１２２３は、燃料ケース２の外周または飛翔体本体１に固定されている。なお、本実施形態では、ホイールは、ウォームの回転から向きを変えて、減速して駆動出力するよう構成されている。
【００３１】
上述したように、本実施形態のノズル駆動装置は、第１アクチュエータ１１０によってノズル角度が変更可能となる一方、第２アクチュエータ１２０によって燃料ケース２に対して回動可能となる。
【００３２】
例えば、本実施形態のノズル駆動装置１００は、ガス噴射ノズル本体１０１とノズル本体保持部１０２とを１つの組立体（ガス噴射ノズルモジュール）となり、このガス噴射ノズルモジュール内において第１アクチュエータ１１０の駆動によるノズル角度の変更が可能となる。そして、ノズル本体保持部１０２は、燃料ケース２に対して上記回転機構部１２２の駆動によりスライドレール１２１を介して回動可能である。
【００３３】
すなわち、本実施形態では、第１アクチュエータ１１０の駆動によってノズル角度が変更可能となるガス噴射ノズルモジュールの全体が、第２アクチュエータ１２０の駆動によって回動可能となる。
【００３４】
つまり、本実施形態のノズル駆動装置１００では、第１アクチュエータ１１０の駆動と、第２アクチュエータ１２０の駆動とがそれぞれ独立して別々に制御可能としたので、ノズル角度の変更動作に加えて、ノズル角度の変更とノズルの回転とを同時にあるいはそれぞれ個別に制御すれば、ガス噴射ノズル本体１０１を回動させながらその角度も効率よく変更制御可能となる。
【００３５】
このように、本実施形態のノズル駆動装置１００によれば、ノズル角度の変更を行う第１アクチュエータ１１０と、ノズルを回動させる第２アクチュエータ１２０とを組み合わせた制御が可能であるため、ガス噴射ノズル本体１０１の向き（方向）を高精度に、あるいは効率良く制御することが可能となる。
【００３６】
＜ノズル駆動装置の動作説明＞
図８は、本実施形態に係るノズル駆動装置の制御ブロック図である。また、図９乃至図１０には、本実施形態のノズル方向を変更した状態を示す概略図である。
【００３７】
図８に示すように、本実施形態のノズル駆動装置は、飛翔体本体１の制御部からの制御信号を受けて、第１アクチュエータ１１０及び第２アクチュエータ１２０の駆動を制御する制御手段２００を備える。また、この制御手段２００は、飛翔体本体１の制御部（姿勢制御部１ａ）からの制御信号を受けて、飛翔体の推進方向を演算する演算部２０１を有する。
【００３８】
なお、この制御手段２００は、第１アクチュエータ１１０によってガス噴射ノズル本体１０１の角度を変更中に、第２アクチュエータ１０２によってガス噴射ノズルモジュールを回動させることが可能となる。
【００３９】
例えば、本実施形態の制御手段２００は、飛翔体の制御部（姿勢制御部１ａ）からの信号に基づいて、ガス噴射ノズル本体１０１の向きを制御するための制御信号として、第１アクチュエータ１１０に対する第１駆動信号、及び第２アクチュエータ１２０に対する第２駆動信号を生成する。
【００４０】
ここで、飛翔体の制御部（姿勢制御部１ａ）は、所望の飛翔体の推進方向（予め計画された飛翔ルート）や実際の飛翔体の推進方向の情報などを必要に応じて制御手段２００の演算部２０１に渡す。そして、制御手段２００の演算部２０１は、所望の飛翔体の推進方向と実際の飛翔体の推進方向との角度差を補正するために必要な、第１アクチュエータ１１０の駆動量と第２アクチュエータ１２０の駆動量とを演算する。なお、第１アクチュエータ１１０及び第２アクチュエータ１２０の駆動量は、姿勢制御部から受け取る情報と、ナックルジョイント１１１の回転中心と各軸受部１０２１の回転中心との相対位置関係による、幾何的な拘束条件から計算される。
【００４１】
演算部２０１で得られた、第１アクチュエータ１１０及び第２アクチュエータ１２０の駆動量の情報は、制御手段２００で、第１アクチュエータ１１０のドライバ回路と第２アクチュエータ１２０のドライバ回路とで、それぞれ利用可能な第１駆動信号と第２駆動信号とに変換される。
【００４２】
また、各第１アクチュエータ１１０のドライバ回路１１０ａと第２アクチュエータ１２０のドライバ回路１２０ａとは、制御手段２００から受ける、第１駆動信号及び第２駆動信号に基づいて、第１アクチュエータ１１０への出力と第２アクチュエータ１２０への出力をそれぞれ変更する。図８では、各第１アクチュエータ１１０のドライバ回路１１０ａを別々に図示しているが、１つのドライバ回路１１０ａとしてもよい。
【００４３】
なお、第１アクチュエータ１１０及び第２アクチュエータ１２０の駆動によってノズル向きを変更するにあたっては、ノズル本体保持部１０２に対するガス噴射ノズル本体１０１の角度と、飛翔体本体１に対するガス噴射ノズルモジュールの回動（角度）とを、位置検出器（図示なし）にて取り込み、フィードバック制御することで、更なるノズル駆動の精度を更に高めることもできる。
【００４４】
以下、第１アクチュエータ１１０及び第２アクチュエータ１２０の駆動によってノズル方向を変更する具体的な動作例について説明する。
【００４５】
＜基本動作１（第１アクチュエータ１１０のみの動作）＞
図９に示す状態は、飛翔体の推進方向と、図中のＲ方向（ロール軸：Ｒｏｌｌ  ａｘｉｓ）に示す飛翔体の機軸（機体ロール軸）とが一致している状態を示す。この場合、燃焼ガスの噴射方向と、飛翔体の機体ロール軸とが一致している。
【００４６】
次に、図１０に示す状態は、図９に示す状態から、第１アクチュエータ１１０のうち、一方のアクチュエータ１１０を伸展（伸張）方向に駆動させ、他方のアクチュエータ１１０を収縮方向に駆動させた状態を示す。これにより、ガス噴射ノズル本体１０１の向きは、図中のＹ方向（ヨー軸：Ｙａｗ  ａｘｉｓ）には傾かず、Ｐ方向（ピッチ軸：Ｐｉｔｃｈ  ａｘｉｓ）のみにθ１だけ傾く。すなわち、ガス噴射ノズル本体１０１のノズル方向は、Ｐ方向にＲ’だけ傾く。ここで、Ｐ方向またはＹ方向は、機体ロール軸に直交する方向となる。なお、図１０に示す状態におけるノズル方向をＲ’方向で示す。
【００４７】
＜基本動作２（第２アクチュエータ１２０のみの動作）＞
図１１に示す状態は、図１０に示す状態から、第２アクチュエータ１２０を駆動させた状態を示す。具体的には、第２アクチュエータ１２０の回転機構部１２２において、モータ１２２３を駆動してウォーム１２２２を回転させ、このウォーム１２２２の回転に伴ってホイール１２２１が回転する。これにより、ガス噴射ノズルモジュールは、スライドレール１２１に沿って、図１０に示す状態を維持しながら、そのまま第２アクチュエータ１２０の駆動によってガス噴射ノズル本体１０１がＲ’軸周りにθ２だけ回動され、その結果、ノズル方向がＲ”方向に偏向する。
【００４８】
このように上述した基本動作２では、第１アクチュエータ１１０の駆動に加えて、第２アクチュエータ１２０の駆動を合成した例で説明したが、実際には、第１アクチュエータ１１０の駆動と第２アクチュエータ１２０の駆動とは同時に実行してもよい。
【００４９】
このように、本実施形態のノズル駆動装置１００では、飛翔体本体１に対して、ガス噴射ノズルモジュールの回動を組み合わせて、ピッチ軸まわり、ヨー軸まわり、ロール軸まわりのそれぞれに関して、ガス噴射ノズル本体１０１の角度を変更することができる。なお、第１アクチュエータ１１０の駆動と第２アクチュエータ１２０の駆動とを同時に行うことで、滑らかにガス噴射ノズル本体１０１の向きを変更できる。したがって、本実施形態のノズル駆動装置１００は、第１アクチュエータ１１０によってガス噴射ノズル本体１０１の角度を変更可能なガス噴射ノズルモジュールを、第２アクチュエータ１２０で回動させることにより、飛翔体の推進方向を高精度に制御することができる。
【００５０】
＜他の実施形態＞
以上、本発明を一実施形態に基づいて詳細に説明したが、本発明はこの一実施形態に限定されるものではない。例えば、上述した一実施形態では、第１アクチュエータ１１０を２つの直動アクチュエータの構成を例示して説明したが、本発明は勿論これに限定されず、直動アクチュエータは１台でもよい。なお、第１アクチュエータは、このような直動アクチュエータでなく、例えば、回転駆動源の回転動力を直線的な直進動力に変換するためのリンク機構を使って、ノズル本体保持部及びガス噴射ノズル本体を相互に連結し、飛翔体に対するガス噴射ノズル本体の角度を変更するようにしてもよい。
【００５１】
また、上述した一実施形態では、第２アクチュエータ１２０としてウォームギア駆動構成を例示して説明したが、本発明は勿論これに限定されず、例えば、スパーギア等のギアやベルトによって伝動してもよい。なお、上述した第一実施形態では、ガス噴射ノズルモジュールと飛翔体本体との間をスライドレールを使って可動連結した構成を例示したが、スライドレール構成ではなく、例えば、ボールベアリングなどのその他の可動連結の機構を使ってもよい。
【００５２】
なお、本発明は、飛翔体推進用のガス噴射ノズル本体の向きを変更して飛翔体の推進方向を制御する飛翔体推進方向制御装置に関するものであればよく、その具体的な構成においては、例えば、ガス噴射ノズル本体を保持するノズル本体保持部と、ノズル本体保持部及びガス噴射ノズル本体を相互に連結し、飛翔体に対するガス噴射ノズル本体の角度を変更する第１アクチュエータを設ける。更に、飛翔体及びノズル本体保持部の連結部に設けられ、第１アクチュエータによってガス噴射ノズル本体の角度を変更可能なガス噴射ノズルモジュールを飛翔体に対して回動させる第２アクチュエータを設ける。このように、本発明は、ノズル本体保持部と、第１アクチュエータと、第２アクチュエータとを備えた機械的構成によって、飛翔体の推進方向を所定の向きに制御する際の制度を向上することが可能である。
【００５３】
そして、本発明は、上記の構成に加えて、更に、第１アクチュエータによってガス噴射ノズル本体の角度を変更中に第２アクチュエータによってガス噴射ノズルモジュールを回動させる制御手段を備え、飛翔体本体に対して一体で組み込み易くしてもよい。これにより、ガス噴射ノズル本体の機械的駆動系に加えて、その駆動系を制御する制御手段（上記実施形態では、図８に示す制御手段２００）を一体的にモジュール化（ユニット化）することにより、飛翔体の制御部における制御負荷を分散して低減することが可能となる。なお、本発明におけるガス噴射ノズルモジュールの動作を制御する制御手段（制御機能）を飛翔体本体側の制御部に設けて、ノズル方向の制御に関して飛翔体本体側の制御部が一元管理するようにしてもよい。
【００５４】
また、本発明は、上述した飛翔体推進方向制御装置をガス噴射ノズル本体と飛翔体本体との間で相互に連結して実装した飛翔体についても広く対象とすることが可能となる。これにより、高精度な推進方向の制御が可能な飛翔体を実現することができる。
【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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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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