JPS5947147B2 - Rocket attitude control device - Google Patents
Rocket attitude control deviceInfo
- Publication number
- JPS5947147B2 JPS5947147B2 JP55154077A JP15407780A JPS5947147B2 JP S5947147 B2 JPS5947147 B2 JP S5947147B2 JP 55154077 A JP55154077 A JP 55154077A JP 15407780 A JP15407780 A JP 15407780A JP S5947147 B2 JPS5947147 B2 JP S5947147B2
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- JP
- Japan
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- nozzle
- motor chamber
- rocket
- control device
- attitude control
- Prior art date
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
- B64G1/262—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets having adjustable angles, e.g. gimbaled thrusters
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/403—Solid propellant rocket engines
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- Actuator (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 この発明はロケットの姿勢制御装置に関する。[Detailed description of the invention] This invention relates to a rocket attitude control device.
従来、ロケットの姿勢制御装置としては「航空宇宙工学
便覧」（昭和５２年５月２０−丸善株式会社発行）の１
０． ロケット推進機関の章にもあるように第１図に
示すようなものが知られている。Conventionally, as a rocket attitude control device, 1 of "Aerospace Engineering Handbook" (May 20, 1978 - published by Maruzen Co., Ltd.)
0. As shown in the chapter on rocket propulsion engines, the type shown in Figure 1 is known.
このものは、モータチャンバ１とノズル２との間に耐熱
ゴム３と金属軸４とを複数層に積層した円筒状のフレキ
シブルジヨイント５を介在させるとともに、後端がノズ
ル２外周に、ビス院ノ田ンド６の先端がモータチャンバ
１にポールジヨイント（図示せず）を介して連結された
一対のシリンダ７をノズル２の中心軸回りに互に９０度
離隔して配置し、シリンダ７を作動してピストンロッド
６の突出量を制御することによりノズル２を全方向に振
らせるものである。This device has a cylindrical flexible joint 5 made of heat-resistant rubber 3 and a metal shaft 4 laminated in multiple layers interposed between the motor chamber 1 and the nozzle 2, and the rear end is attached to the outer periphery of the nozzle 2 with screws. A pair of cylinders 7 in which the tips of the nozzle ends 6 are connected to the motor chamber 1 via a pole joint (not shown) are arranged 90 degrees apart from each other around the central axis of the nozzle 2, and the cylinders 7 are connected to the motor chamber 1 through a pole joint (not shown). By operating and controlling the amount of protrusion of the piston rod 6, the nozzle 2 is caused to swing in all directions.
しかしながら、このものは、推進薬グレイン（図示せず
）が燃焼してモータチャンバの内圧が上昇すると、フレ
キシブルジヨイント５の耐熱ゴム３が弾性変形可能であ
るため前記内圧を受けて、ノズル２が後方に移動しよう
とする。However, in this case, when propellant grains (not shown) are burned and the internal pressure of the motor chamber increases, the heat-resistant rubber 3 of the flexible joint 5 can be elastically deformed, so the nozzle 2 receives the internal pressure. Try to move backwards.
しかしシリンダ７が一種のリンクとして作用し、このた
め、第１図において仮想線で示すように、ノズル２にミ
スアラインメントが発生するという問題点があった。However, the cylinder 7 acts as a kind of link, which causes a problem in that misalignment occurs in the nozzle 2, as shown by the imaginary line in FIG.
しかも、このミスアラインメントによってロケットには
不要な横推力が与えられ、この横推力はロケットの姿勢
をくずすという問題点があった。Moreover, this misalignment gave the rocket unnecessary lateral thrust, and this lateral thrust caused the problem that the rocket's attitude was distorted.
この発明は、このような従来の問題点に着目しでなされ
たもので、フレキシブルジヨイントとシリンダとを備え
たロケットの姿勢制御装置において、モータチャンバ内
圧に応じてシリンダを伸縮させるためのモータチャンバ
内圧を検出する検出機構を設けることにより上記問題点
を解決することを目ｎ勺としている。The present invention was made in view of these conventional problems, and includes a motor chamber for expanding and contracting the cylinder according to the internal pressure of the motor chamber in a rocket attitude control device equipped with a flexible joint and a cylinder. The aim is to solve the above problems by providing a detection mechanism for detecting internal pressure.
以下、この発明を図面に基づいて説明する。The present invention will be explained below based on the drawings.
第２図はこの発明の一実施例を示すものである。FIG. 2 shows an embodiment of the present invention.
まず、構成を説明するが、従来と同一部分には同一符号
を付しその説明は省略するとともに異った部分のみ説明
する。First, the configuration will be explained. The same parts as in the conventional system are given the same reference numerals, and the explanation thereof will be omitted, and only the different parts will be explained.
第２図において、前記一対のシリンダ７は全体として揺
動機構を構成している。In FIG. 2, the pair of cylinders 7 constitute a swinging mechanism as a whole.
１１は検出機構としての圧力検出センサであり、この圧
力検出センサ１１は、モータチャンバ１後端部に形成さ
れた貫通孔１２に一端を連結した第１信号路１４の途中
に熱の影響を受けないようにモータチャンバ１から離し
て設けである。Reference numeral 11 denotes a pressure detection sensor as a detection mechanism, and this pressure detection sensor 11 is located in the middle of a first signal path 14 whose one end is connected to a through hole 12 formed at the rear end of the motor chamber 1. It is installed away from the motor chamber 1 to prevent it from occurring.
第１信号路１４の他端には関数発生器１５が接続され、
この関数発生器１５（１第２信号路１６を介してサーボ
アンプ１７に接続されている。A function generator 15 is connected to the other end of the first signal path 14,
This function generator 15 (1) is connected to a servo amplifier 17 via a second signal path 16.
サーボアンプ１７は第３信号路１８を介して前記シリン
ダ７のサーボバルブ７ａに接続されており、このサーボ
バルブの作動によりピストンロッド６が突出したり引っ
込んだりする。The servo amplifier 17 is connected to the servo valve 7a of the cylinder 7 via a third signal path 18, and the piston rod 6 is protruded or retracted by the operation of this servo valve.
１９は、シリンダ７に内蔵されたピストンロッド６の移
動量を検知するセンサ（図示していない）からフィード
バック信号Ｆをサーボアンプ１７にフィードバックする
、フィードバック路である。A feedback path 19 feeds back a feedback signal F to the servo amplifier 17 from a sensor (not shown) that detects the amount of movement of the piston rod 6 built into the cylinder 7 .
２０はロケットの姿勢を制御するために図外の制御装置
からの制御信号Ｃをサーボアンプ１７に伝達する第４信
号路である。A fourth signal path 20 transmits a control signal C from a control device (not shown) to the servo amplifier 17 in order to control the attitude of the rocket.
前記関数発生器１５には、モータチャンバ１の内圧とフ
レキシブルジヨイント５の変形量、すなわらノズル２の
傾動量、とが一定の相関関係にあるため、この相関関係
を表わすプログラムが組み込まれており、このプログラ
ムにより圧力検出センサ１１からの出力信号Ｓが変換さ
れて関数発生器１５からサーボアンプ１７に送られる出
力信号Ｐとなる。Since there is a certain correlation between the internal pressure of the motor chamber 1 and the amount of deformation of the flexible joint 5, that is, the amount of tilting of the nozzle 2, the function generator 15 has a built-in program that expresses this correlation. This program converts the output signal S from the pressure detection sensor 11 into an output signal P sent from the function generator 15 to the servo amplifier 17.
次に作用を説明する。Next, the effect will be explained.
今、モーフチャンバ１内の図示していない推進薬ダレイ
ンに着火され、モータチャンバ１の内圧が上昇すると、
フレキシブルジヨイント５の耐熱ゴム３が内圧に応じた
量だけ弾性圧縮される。Now, when a propellant (not shown) in the morph chamber 1 is ignited and the internal pressure of the motor chamber 1 increases,
The heat-resistant rubber 3 of the flexible joint 5 is elastically compressed by an amount corresponding to the internal pressure.
このとき、モータチャンバ１の内圧は圧力検出センサ１
１により検出され、出力信号Ｓが関数発生器１５に送ら
れる。At this time, the internal pressure of the motor chamber 1 is determined by the pressure detection sensor 1.
1 and the output signal S is sent to the function generator 15.
この出力信号Ｓは関数発生器１５内において、前記プロ
グラムにより変換された後出力信号Ｐとしてサーボアン
プ１７に送られる。This output signal S is converted by the program in the function generator 15 and then sent to the servo amplifier 17 as an output signal P.
サーボアンプ１１において、この出力信号Ｐは増幅され
出力信号Ａとなってシリンダ７のサーボバルブ７ａに送
られ、ピストンロッド６をノズル２の傾動量に応じた量
だけ突出させる。In the servo amplifier 11, this output signal P is amplified to become an output signal A and sent to the servo valve 7a of the cylinder 7, causing the piston rod 6 to protrude by an amount corresponding to the amount of tilting of the nozzle 2.
この結果、シリンダ７がリンクとして作用せず、ノズル
２には第２図に仮想線で示すようにミスアラインメント
が発生しない。As a result, the cylinder 7 does not act as a link, and no misalignment occurs in the nozzle 2 as shown by the phantom lines in FIG.
また、ロケットの飛翔中にモータチャンバ１の内圧が変
化すると、この内圧変化に応じてシリンダ７のピストン
ロッド６が突出あるいは引っ込み、常にノズル２のミス
アラインメントは防止される。Further, when the internal pressure of the motor chamber 1 changes during flight of the rocket, the piston rod 6 of the cylinder 7 protrudes or retracts in response to this internal pressure change, and misalignment of the nozzle 2 is always prevented.
なお、このとき、ピストンロッド６の移動量を表わすフ
ィードバック信号Ｆがフィードバック路１９を介してサ
ーボアンプ１７に送られ、ピストンロッド６の移動がフ
ィードバック制御される。At this time, a feedback signal F representing the amount of movement of the piston rod 6 is sent to the servo amplifier 17 via the feedback path 19, and the movement of the piston rod 6 is feedback-controlled.
次に、ノズル２を首振り運動させ、ロケットの姿勢制御
をする場合は、制御装置からの制御信号Ｃをサーボアン
プ１７を介してシリンダ７に送り、そのピストンロッド
６を突出あるいは引っ込ませる。Next, when the nozzle 2 is oscillated to control the attitude of the rocket, a control signal C from the control device is sent to the cylinder 7 via the servo amplifier 17 to cause the piston rod 6 to protrude or retract.
このとき、サーボアンプ１７からシリンダ７に送られる
出力信号Ａ値は出力信号Ｐ値に制御信号Ｃ値を単に加算
増幅した値であるため、ノズル２は制御信号Ｃにみあっ
た角度だけ確実に揺動する。At this time, the output signal A value sent from the servo amplifier 17 to the cylinder 7 is a value obtained by simply adding and amplifying the control signal C value to the output signal P value. oscillate.
以上説明してきたように、この発明によれば、ノズルの
ミスアラインメントが簡単かつ確実に解消でき、したが
って、ロケットの姿勢制御が容易となり、また、その飛
翔安全性を高めることができる。As described above, according to the present invention, nozzle misalignment can be easily and reliably resolved, thereby making it easier to control the attitude of the rocket and improving its flight safety.
第１図は従来のロケットの姿勢制御装量を示すその一部
断面側面図、第２図はこの発明に係るロケットの姿勢制
御装置の一実施例を示すその一部断面側面図である。
１・・・・・・モータチャンバ、２・・・・・・ノズル
、７・・・・・・シリンダ、１１・・・・・・検出機構
。FIG. 1 is a partially sectional side view showing a conventional rocket attitude control device, and FIG. 2 is a partially sectional side view showing an embodiment of a rocket attitude control device according to the present invention. 1...Motor chamber, 2...Nozzle, 7...Cylinder, 11...Detection mechanism.
Claims (1)
シブルジヨイントと、ノズルの中心軸回りに互いに９０
度離隔して配置され、それぞれ一端がモータチャンバに
他端がノズルに連結されてノズルを揺動させる少なくと
も一対のシリンダと、シリンダを制御するサーボバルブ
と、を備えたロケットの姿勢制御装置において、モータ
チャンバ内圧を検出する検出機構を設けて該検出機構の
信号をサーボバルブに人力し、ロケットの飛翔中に検出
機構により検出されたモータチャンバ内圧に応じてシリ
ンダを伸縮させノズルのミスアラインメントを防止する
ようにしたことを特徴とするロケットの姿勢制御装置。1. A flexible joint interposed between the motor chamber and the nozzle and a 90-degree angle from each other around the central axis of the nozzle.
A rocket attitude control device comprising: at least a pair of cylinders arranged at a distance from each other, each having one end connected to a motor chamber and the other end connected to a nozzle to swing the nozzle; and a servo valve controlling the cylinders. A detection mechanism is provided to detect the internal pressure of the motor chamber, and a signal from the detection mechanism is manually input to a servo valve, and the cylinder is expanded or contracted according to the internal pressure of the motor chamber detected by the detection mechanism while the rocket is in flight, thereby preventing nozzle misalignment. A rocket attitude control device characterized by:
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP55154077A JPS5947147B2 (en) | 1980-10-31 | 1980-10-31 | Rocket attitude control device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP55154077A JPS5947147B2 (en) | 1980-10-31 | 1980-10-31 | Rocket attitude control device |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5779234A JPS5779234A (en) | 1982-05-18 |
| JPS5947147B2 true JPS5947147B2 (en) | 1984-11-16 |
Family
ID=15576380
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP55154077A Expired JPS5947147B2 (en) | 1980-10-31 | 1980-10-31 | Rocket attitude control device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5947147B2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60241545A (en) * | 1984-05-12 | 1985-11-30 | Nippon Steel Corp | Terminal part of wire rope |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2588739B2 (en) * | 1988-02-23 | 1997-03-12 | 防衛庁技術研究本部長 | Rocket flight direction control device |
| JP2615202B2 (en) * | 1989-06-09 | 1997-05-28 | 三菱重工業株式会社 | Flying object thrust deflection device |
-
1980
- 1980-10-31 JP JP55154077A patent/JPS5947147B2/en not_active Expired
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60241545A (en) * | 1984-05-12 | 1985-11-30 | Nippon Steel Corp | Terminal part of wire rope |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5779234A (en) | 1982-05-18 |
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