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31. 发明公开

EP0065529A4 A ROCKET VEHICLE. 失效
标题翻译：火箭飞行器。
公开(公告)号：EP0065529A4
公开(公告)日：1984-11-16
申请号：EP81903087
申请日：1981-11-11
申请人： COMMW OF AUSTRALIA
发明人： DEANS ARNOLD LEITH , SMITH ALAN J , CROZIER MALCOLM J
IPC分类号： F02K9/90 , F42B10/30 , F42B15/14 , F42B15/18
CPC分类号： F02K9/90 , F42B10/30 , F42B10/665
摘要： A self-propelled rocket vehicle (1) in which ramp tabs (R1, R2, R3) are provided to control pitch and roll and vane tabs (V1, V2) provided to control spin. The ramp tabs comprise an array of generally symmetrically spaced tabs (R1, R2, R3) mounted on the vehicle and displaceable into the nozzle efflux (E) to control rotation of the vehicle about the roll axis (RA) and pitch axis (PA). The vane tabs (V1, V2) are placed symmetrically about the ramp tabs and are angled such that, when displaced into the nozzle efflux (E), spin in either direction about the vehicle longitudinal axis (SA) results. Overall control is achieved by an auto-pilot controlling actuators driving the ramp tabs and vane tabs to produce the desired thrust vectoring and spin control with the height of the vehicle being controlled by a height controller connected through a limiter to all ramp tabs to minimise loss of attitude control.

32. 发明专利

JP6700743B2 発射体およびそのような発射体を収容するように意図された砲身有权
公开(公告)号：JP6700743B2
公开(公告)日：2020-05-27
申请号：JP2015230295
申请日：2015-11-26
申请人：タレス
发明人：ステファン・ベザン , カロル・ビヨー , ディディエ・スタネック , ヤニク・ボダス
IPC分类号： F42B10/30 , F42B12/04 , B64G1/64 , F41F7/00

33. 发明专利

JP5755795B2 ミサイルの針路変更を最小化する誘導システムおよび方法有权
标题翻译：制导系统和方法减少导弹的航向变化
公开(公告)号：JP5755795B2
公开(公告)日：2015-07-29
申请号：JP2014502563
申请日：2012-01-31
申请人：レイセオンカンパニー
发明人：ドルフィン、アンドリュー・イー.
IPC分类号： F42B10/30 , F41G7/22
CPC分类号： F42B15/01 , G05D1/107 , G05D1/12

34. 发明专利

JP2013506812A A system and method for the change of direction and attitude control in flight 有权
公开(公告)号：JP2013506812A
公开(公告)日：2013-02-28
申请号：JP2012532070
申请日：2010-06-15
申请人：レイセオンカンパニー
发明人：ラム、フランク・シー．
IPC分类号： F42B10/30 , F42B15/01
CPC分类号： F42B10/66 , B64G1/26 , F42B15/01
摘要：飛行ビークルにおけるスラスタ制御のためのシステム及び方法が提供される。このシステム及び方法は方向転換及び姿勢制御（ＤＡＣ）システムでスラストコマンドを決定するために比例微分マトリックス制御技術を使用する。比例微分マトリックス制御システム400は入力としてピッチ、ロール、ヨーコマンド404を受信し、出力としてスラストコマンド410を発生するように構成されている。比例微分マトリックス制御装置の性能により、スラストコマンドが減少された燃料消費で、所望の姿勢角度を迅速に実現できる。マトリックス制御システムは異なるモーメントアームを有する非対称スラスタを含む種々のスラスタを効率的に制御できる。マトリックス制御システムは姿勢制御用に構成された非対称スラスタを有するＤＡＣシステムの制御に特に適している。
【選択図】図４

35. 发明专利

JP2011521200A System integral to control the rotation and thrust vector 审中-公开
公开(公告)号：JP2011521200A
公开(公告)日：2011-07-21
申请号：JP2011510633
申请日：2009-05-19
申请人：レイセオンカンパニー
发明人：カバレリ、ロバート , キンジー、ロイド
IPC分类号： F42B10/30 , F42B10/66
CPC分类号： F42B10/665 , F02K9/90 , F02K9/978 , F05D2240/40 , F05D2250/411 , F05D2250/42
摘要：ノズル(３１０)を通じて燃焼ガスを排出することにより長手方向の軸に沿ってスラストを生成するモータのスラストをベクトリングする装置は、線形に位置付け可能で回転不可能な複数のスラストデフレクター（３２２，３２５，３２６，３２８)を含む。スラストデフレクター（３２２，３２５，３２６，３２８)はノズル（３１０）の周囲に配置されている。各スラストデフレクター（３２２，３２５，３２６，３２８)は前記長手方向の軸（３０５）に対して横方向の力(Ｆ１，Ｆ２，Ｆ３，Ｆ４)と、前記長手方向の軸(３０５)の回りのトルク(Ｔ１，Ｔ２，Ｔ３，Ｔ４)とを同時に生成するように独立に延ばされている。
【選択図】図３

36. 发明专利

JP2010032090A Guiding method and guiding device for missile 有权
标题翻译：引导方法和引导设备
公开(公告)号：JP2010032090A
公开(公告)日：2010-02-12
申请号：JP2008193592
申请日：2008-07-28
申请人： Mitsubishi Electric Corp , 三菱電機株式会社
发明人： UCHIDA JUNICHI
IPC分类号： F41G7/36 , F41G7/22 , F42B10/30 , F42B15/01 , G01C21/16 , G01C21/24
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a guiding method for a missile enabling flight on an optimal flight route corresponding to types of targets. SOLUTION: The guiding method for the missile includes: a step of acquiring target information comprising the position, speed and type of a target; a step of selecting a flight route minimizing flight time until the missile 1 meets the target and a flight route maximizing remaining speed when the missile meets the target; a step of acquiring a firing table corresponding to the chosen flight route and indicating flight time until the missile reaches a predetermined position and the turning direction immediately after firing; a step of calculating a meeting point where the missile meets the target based on the target position, target speed and firing table; a step of extracting the turning direction from the firing table based on the meeting point; and a step of controlling the missile so that the turning direction of the missile immediately after firing becomes the extracted turning direction. COPYRIGHT: (C)2010,JPO&INPIT
摘要翻译：要解决的问题：提供对应于目标类型的最佳飞行路线上的导弹使能飞行的指导方法。
解决方案：导弹的引导方法包括：获取目标信息的步骤，包括目标的位置，速度和类型; 选择最短飞行时间直到导弹1满足目标的飞行航路和当导弹遇到目标时飞行路线最大化剩余速度的步骤; 获取对应于所选择的飞行路线的点火台并指示飞行时间直到导弹到达预定位置之后的飞行时间和在点火之后立即转向的步骤; 基于目标位置，目标速度和点火表计算导弹与目标相遇的会合点的步骤; 基于会合点从起火台提取转向方向的步骤; 以及控制导弹的步骤，使得刚刚在点火之后的导弹的转动方向成为提取的转动方向。版权所有（C）2010，JPO＆INPIT

37. 发明专利

JP2010014310A Side thruster of missile 审中-公开
标题翻译：侧面阻塞器
公开(公告)号：JP2010014310A
公开(公告)日：2010-01-21
申请号：JP2008173544
申请日：2008-07-02
申请人： Mitsubishi Electric Corp , 三菱電機株式会社
发明人： OGURA EIJI
IPC分类号： F42B10/30
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a side thruster of a missile reducing the change of aerodynamic characteristics of the missile by injection by suppressing the enlargement of a low pressure area of a body surface behind an injection nozzle when the injection nozzle performs injection while minimizing influence on the aerodynamic characteristics when the injection nozzle does not perform injection.
SOLUTION: The side thruster of the missile 1 comprising the injection nozzle 2 performing injection to the side comprises a slit 6 provided on the body surface of the missile 1 and behind the injection nozzle 2. The slit 6 is formed to connect the inner surface of the injection nozzle 2 to the body surface of the missile 1.
COPYRIGHT: (C)2010,JPO&INPIT
摘要翻译：要解决的问题：提供一种导弹的侧向推进器，通过在注射喷嘴执行注射时抑制喷射喷嘴后面的体表面的低压区域的放大来减少注射的导弹的空气动力学特性的变化同时最小化当喷嘴不进行喷射时对空气动力特性的影响。解决方案：包括注射喷嘴2的导弹1的侧推进器包括设置在导弹1的身体表面上和喷射喷嘴2后面的狭缝6.狭缝6形成为连接注射喷嘴2的内表面与导弹1的身体表面。版权所有（C）2010，JPO＆INPIT

38. 发明专利

JP4110254B2 Path modification method of flying object 有权
公开(公告)号：JP4110254B2
公开(公告)日：2008-07-02
申请号：JP2005209421
申请日：2005-07-20
申请人：防衛省技術研究本部長
发明人：良治井原 , 高志平田 , 吉丸船田 , 忠彦藤永
IPC分类号： F42B10/48 , F41G7/00 , F42B10/30 , F42B15/01

39. 发明专利

JP4092405B2 Secondary combustion ignition control method and a high-speed flying object equipped with a ram rocket engine of the ram rocket engine 有权
公开(公告)号：JP4092405B2
公开(公告)日：2008-05-28
申请号：JP2004227860
申请日：2004-08-04
申请人：防衛省技術研究本部長
发明人：昌孝千葉 , 佳則宮本 , 喜幸池上 , 春雄清水 , 清幸渡辺 , 憲司郡
IPC分类号： F02K7/18 , F02K9/95 , F42B10/30

40. 发明专利

JP2006046167A Method and device for supporting ram combustion by propellant for integral booster, and high speed airframe 有权
标题翻译：用于支持整体升降机和高速飞行器的推进器的RAM燃烧的方法和装置
公开(公告)号：JP2006046167A
公开(公告)日：2006-02-16
申请号：JP2004227860
申请日：2004-08-04
申请人： Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency , 防衛庁技術研究本部長
发明人： CHIBA MASATAKA , IKEGAMI YOSHIYUKI , KORI KENJI , WATANABE KIYOYUKI , SHIMIZU HARUO , MIYAMOTO YOSHINORI
IPC分类号： F02K7/18 , F02K9/95 , F42B10/30
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a method for secondary combustion ignition control of a ram rocket engine improving ignition of ram combustion (secondary combustion) continuing to combustion by an integral booster and substantially extending flight range of a high speed airframe having an engine mounted thereon, a device for performing the method, and the high speed airframe of ram rocket engine propulsion having the device mounted thereon.
SOLUTION: A port cover is opened while sliver of propellant for the integral booster is staying in a ram combustor after completion of combustion of propellant for the integral booster. Combustion of the sliver is promoted by compressed air taken into the ram combustor from an air intake. Inflammable gas generated by gas generation agent for a sustainer is introduced into the ram combustor and the inflammable gas is ignited while the sliver is burning in the ram combustor.
COPYRIGHT: (C)2006,JPO&NCIPI
摘要翻译：要解决的问题：提供一种冲压火箭发动机的二次燃烧点火控制方法，改善了一体化助力器继续燃烧的冲程燃烧（二次燃烧）的点火，并且具有一个高速机身的基本上延伸的飞行范围，安装在其上的发动机，用于执行该方法的装置，以及其上安装有装置的冲压火箭发动机推进的高速机身。
解决方案：一体式助力器的推进剂燃烧完成后，一体式助力器的推进剂条子停留在冲压式燃烧器中，打开端盖。通过从进气口吸入冲头燃烧器的压缩空气来促进条子的燃烧。由气体发生剂产生的用于持续剂的可燃气体被引入冲头燃烧器中，并且可燃气体在柱塞燃烧器中燃烧时被点燃。版权所有（C）2006，JPO＆NCIPI

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