JP2000097599A - 誘導飛しょう体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 ダクテッドロケット推進による誘導飛しょう
体の終末飛しょう時は、エアインテークの空気抵抗のた
め空力特性が悪く運動性能が劣っていた。また、ラム燃
焼終了後は飛しょう速度が激減するため、ラム燃焼中に
ターゲットに会合させなければならず、射程を延ばせな
いという課題があった。 【解決手段】 上記誘導飛しょう体において、ダクテッ
ドロケットの燃料消費後にダクテッドエンジンを機体か
ら分離し、空気抵抗が小さい状態すなわち飛しょう体の
運動性能が向上された状態で、飛しょう体をターゲット
に接近到達させることにより撃破確率を向上させた。ま
た空気抵抗の削減により更なる長射程化を可能とし、母
機の安全性を向上させた。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】この発明は、ダクテッドエン
ジンによる推進機構を備えた誘導飛しょう体の、抵抗低
減、運動性能向上に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】図７（ａ）は、ダクテッドロケット推進
による従来の誘導飛しょう体の一例の概略図、図７
（ｂ）はその断面図である。図中１は、飛しょう体のボ
ディ、２は飛しょう体をコントロールする誘導制御装
置、３は操舵翼、４はダクテッドエンジンに空気を取り
込むためのエアインテークである。ダクテッドロケット
推進による飛しょう体は、５の１次燃焼室に可燃性ガス
を発生するガスジェネレータ６を装填し、上記可燃性ガ
スを７の可燃性ガス流量制御装置を介して２次燃焼室８
に噴射する。一方、４のエアインテークは、気流９を空
気取入口１０から取り込んで１１の空気圧縮領域で圧縮
する。この高圧空気によって８の２次燃焼室内で燃焼
（以下ラム燃焼と呼ぶ）がおこり、飛しょう体の推力が
得られる。ラムジェットが作動可能になるためには、飛
しょう体速度が気流の圧縮を行うのに十分な速度、通常
マッハ２〜３程度まで加速されていることが必要であ
る。

【０００３】図８はダクテッドエンジンを備えた飛しょ
う体の飛しょうシーケンスを示す。飛しょう体は地上か
らもしくは母機から発射された後、ダクテッドエンジン
が作動する速度に達するまでブースタにより加速され、
その後ダクテッドエンジンに切り替わる。図９はダクテ
ッドエンジンの２次燃焼室８にブースタ推進薬１２を装
填したダクテッドロケット推進の誘導飛しょう体を示し
たもので、インテグラルロケットラムジェットと呼ばれ
る。図９（ａ）はインテグラルロケットラムジェットの
ブースタ推進フェーズ、図９（ｂ）はダクテッドロケッ
ト推進フェーズを示す。ブースタ推進フェーズでは、エ
アインテーク４と２次燃焼室８とを隔てるポートカバー
１３および空気取入口１０から異物が混入するのを防ぐ
空気取入口カバー１４が飛しょう体に設けられている。
１２のブースタ推進薬燃焼終了後２次燃焼室８は空容積
となり、ガスジェネレータ６が点火され、ポートカバー
１３および空気取入口カバー１４が開放されて圧縮空気
が２次燃焼室８に流れ込み、ラム燃焼が開始する。ガス
ジェネレータ６は、いったん着火すると燃え尽きるまで
可燃性ガスを発生し続け、この燃料がすべて消費された
時点でラム燃焼が終了する。

【０００４】図７に示すように、飛しょう体が超音速で
飛しょうすると、機体前方に衝撃波１５が形成され、機
体の周囲には１６の境界層が発達して流速が低下する。
エアインテーク４は気流９を取り込むために大きな開口
面の空気取入口１０を持っている上、１０の空気取入口
から４のエアインテーク内に空気を取り込む際、境界層
１６の影響をなるべく受けないようにするため、空気取
入口１０をボディ１の外部に突出させざるを得ず、４の
エアインテークによる空気抵抗はかなり大きい。さら
に、エアインテーク４は飛しょう体の機軸方向に長い形
状であり、飛しょう体が仰角を増すとエアインテーク４
による抵抗が増大する。そのため、ダクテッドエンジン
により推力を得る飛しょう体は通常のブースタ推進のみ
による飛しょう体に比べて大幅に射程を延伸することが
可能ではあるが、機体の抵抗が増加するためその分射程
の損失がある。

【０００５】また終末飛しょう時において、ターゲット
の急旋回に追随しようとして飛しょう体が急激な速度の
変化や旋回を行うと、取り込まれる空気の流量変化、空
気の圧縮過程における圧力損失の増大等により、ラム燃
焼の燃焼効率低下がおこり、２次燃焼室８での燃焼状態
の不均一から消炎することもある。そのため、ラム燃焼
中における飛しょう体の横滑り角は極力抑えなければな
らないのみならず、機体の仰角を大きくとれないため急
激な旋回運動ができない等の制限があり、会合までの終
末飛しょう時には、通常の滑空飛しょうによる飛しょう
体よりも運動性能が劣るという問題があった。

【０００６】さらに、ラム燃焼が終了した後は飛しょう
速度が急激に減速されるので、ターゲットに追随できな
い可能性がある。そのため、極力ラム燃焼中にターゲッ
トに会合するように設計しなければならず、ダクテッド
ロケット推進による誘導飛しょう体では、従来の飛しょ
う体の滑空飛しょうに当たるフェーズを無効と考えなけ
ればならないという問題があった。

【０００７】

【発明が解決しようとする課題】以上説明したとおり、
従来のダクテッドロケット推進による誘導飛しょう体
は、エアインテークの存在のため機体の空気抵抗が大き
く、射程の損失があるという問題があった。またラム燃
焼中の誘導飛しょう体は、取り込む空気流量の減少や消
炎による推進性能の低下を防止するため、通常の滑空飛
しょう体に比べて運動性能に制限がありターゲット撃破
確率が劣るという問題もあった。さらにラム燃焼が終了
した後は飛しょう速度の急激な減速がおこるので、極力
ラム燃焼中にターゲットに会合するように飛しょう体を
設計しなければならないという問題があった。

【０００８】

【課題を解決するための手段】第１の発明によるダクテ
ッドロケット推進の誘導飛しょう体は、ダクテッドエン
ジンの燃料消費後、ダクテッドエンジンを飛しょう体本
体から切り離し、低抵抗の機体形状で滑空飛しょうによ
りターゲット追随を行うものである。

【０００９】また、第２の発明によるダクテッドロケッ
ト推進の誘導飛しょう体は、誘導制御装置からの情報に
より、ターゲットまでの距離に応じてダクテッドエンジ
ンを飛しょう体本体から切り離し、終末飛しょうに移行
するものである。

【００１０】また、第３の発明によるダクテッドロケッ
ト推進の誘導飛しょう体は、ダクテッドエンジンを誘導
飛しょう体に沿って誘導飛しょう体の後方にスライドさ
せて分離するものである。

【００１１】また、第４の発明によるダクテッドロケッ
ト推進の誘導飛しょう体は、ダクテッドエンジン分離
後、飛しょう体の制御を行うための操舵翼が展開するも
のである。

【００１２】また、第５の発明によるダクテッドロケッ
ト推進の誘導飛しょう体は、エアインテークの側面を伸
縮式にして機体の径方向に展張・折り畳み可能な構造と
し、ダクテッドエンジン作動時以外はエアインテークを
畳んで低抵抗の機体形状とするものである。

【００１３】

【発明の実施の形態】実施の形態１．図１はこの発明の
実施の形態１を示す外観図で、図１（ａ）はダクテッド
エンジン分離前の図で、図１（ｂ）は分離直後の図であ
る。図２はこの発明の実施の形態１を示す断面図であ
り、図２（ａ）はダクテッドエンジン分離前、図２
（ｂ）は分離直後の図である。図２中、１７は１次燃焼
室５の燃焼終了を感知するセンサ、１８は飛しょう体に
取り付けてあるフック、１９は分離機構、２０はセンサ
１７から分離機構１９に信号を伝えるケーブルである。
この発明による誘導飛しょう体は、１次燃焼室５の燃焼
終了を感知したセンサ１７から２０のケーブルを介して
分離機構１９に信号が送られて、分離機構１９とフック
１８間のロックが解除される。これにより、ガスジェネ
レータ６、１次燃焼室５、２次燃焼室８、エアインテー
ク４を含むダクテッドエンジンは飛しょう体から切り離
され、気流９に対する空気抵抗により飛しょう体後方へ
分離していく。この方法によれば誘導飛しょう体は、ラ
ム燃焼終了後、抵抗の大きいエアインテーク４を含むダ
クテッドエンジンを切り離し、空気抵抗が小さく運動性
能が向上された形態で終末飛しょうをすることができ
る。

【００１４】実施の形態２．図３はこの発明の実施の形
態２を示す断面図で、図３（ａ）はダクテッドエンジン
分離前、図３（ｂ）はダクテッドエンジン分離直後の図
である。図中２１はピストンが突き出る射出装置であ
る。本実施の形態では誘導制御装置２のターゲット距離
情報により２０のケーブルを介して分離機構１９へ分離
信号が送られる。分離機構１９が作動しフック１８が外
れて飛しょう体から分離されたダクテッドエンジンは、
２１のピストンにより飛しょう体後方へ射出される。こ
の方法により、ダクテッドエンジンの燃焼終了前にター
ゲットに接近した場合でも、直ちにダクテッドエンジン
を切り離し、低抵抗機体となって運動性能が向上された
状態で終末飛しょうに移行できるという利点がある。

【００１５】実施の形態３．図４はこの発明の実施の形
態３を示す概略図であり、図４（ａ）はダクテッドエン
ジン分離前、図４（ｂ）はダクテッドエンジン分離直後
を示している。図において１９はフック１８をはずしス
ライド固定を解除する分離機構、２０は分離機構１９に
センサ１７からの信号を伝えるケーブル、２２はスライ
ド用のレール、２３はガイドである。この実施の形態に
よる誘導飛しょう体は、ダクテッドエンジンと飛しょう
体との分離部分は、外筒と内筒の二重構造になってお
り、二重部分のダクテッドエンジン側は分離機構１９お
よびレール２２を、誘導飛しょう体側はレール２２に沿
ってスライドするためのガイド２３を有している。ダク
テッドエンジン分離時には、センサ１７からの分離信号
がケーブル２０を介して分離機構１９に伝えられ、分離
機構１９が作動してフック１８がはずれる。その後、ダ
クテッドエンジンは２１のピストンにより飛しょう体後
方へ射出され、ガイド２３がレール２２に沿ってスライ
ドして分離される。このスライド機構により、ダクテッ
ドエンジンは外乱によって危険な運動をすることなく、
スムーズに後方に分離されるため、飛しょう体の操舵翼
等にダメージを与える可能性が小さいという利点があ
る。

【００１６】実施の形態４．図５はこの発明の実施の形
態４を示す概略図であり、図５（ａ）はダクテッドエン
ジン分離前、図５（ｂ）はダクテッドエンジン分離直後
を示しており、２７は安定翼である。この発明における
誘導飛しょう体は、実施の形態３と同様、ダクテッドエ
ンジン分離部が外筒と内筒の二重構造になっている。こ
の飛しょう体の操舵翼は、ばねの力によって展開する折
畳式の展開翼２４で、ダクテッドエンジン分離前には折
り畳まれて、外筒に当たるダクテッドエンジンの前方部
分に押さえ込まれて固定されており、ブースト推進フェ
ーズおよびダクテッド推進フェーズでは推力の偏向によ
り飛しょう体の姿勢を制御する。ダクテッドエンジン分
離の際、展開翼２４は外筒のスライドにより拘束が解
け、図５（ｂ）のように飛しょう体の径方向に展開し、
終末飛しょうにおける飛しょう体の飛しょう制御を行
う。この方法によれば、ダクテッドエンジン分離前は、
飛しょう体の操舵翼の無い形態で飛しょうできるため、
抵抗を低減でき、射程を延ばすことができるという利点
がある。

【００１７】実施の形態５．図６はこの発明の実施の形
態５を示す図であり、図６（ａ）はダクテッド推進フェ
ーズ前のブースト推進フェーズにおける飛しょう体の状
態を示し、図６（ｂ）はその時のエアインテーク部分の
断面図である。また図６（ｃ）はダクテッド推進フェー
ズ中の飛しょう体の状態を示したものであり、図６
（ｄ）はその時のエアインテーク部分の断面図である。
この発明におけるエアインテーク４は側面が蛇腹の伸縮
式で、エアインテーク４の下部が２５のヒンジ回りに回
転する機構となっている。ブースタ推進フェーズにおい
ては、このエアインテーク４は折り畳まれており空気の
流入が無いが、５の１次燃焼室内での燃焼開始をセンサ
１７が感知すると、２０のケーブルを介して２６のアク
チュエータに信号が送られ、エアインテーク４が飛しょ
う体のボディ１の径方向に展張して空気取入口１０から
気流９が流入し、ダクテッドエンジンが作動する。ダク
テッド推進フェーズが終了すると、５の１次燃焼室内で
の燃焼終了をセンサ１７が感知し、２０のケーブルを介
して２６のアクチュエータに信号が送られ、エアインテ
ーク４が再び畳まれる。この方法によれば、エアインテ
ーク４が機体から突出した形態になるのは、ダクテッド
推進フェーズにおいてのみであるため、射程の延伸がで
きる。また、初期のブースタ推進フェーズでは、エアイ
ンテーク４から気流９が流入しないため、ポートカバー
や、空気取入口カバーが不要であるという利点がある。

【００１８】

【発明の効果】第１の発明によれば、誘導飛しょう体は
終末飛しょう時に空気抵抗が小さい状態すなわち飛しょ
う体の運動性能が向上された状態でターゲットに接近会
合できるため、ターゲット撃破確率が大きく上昇する。
さらにラム燃焼終了までにターゲットに会合する必要が
無くなるため、飛しょう距離の大幅な延伸が可能とな
り、特に空発の場合には母機の生存率が向上する。

【００１９】また、第２の発明によれば、誘導制御装置
からのターゲット距離情報を得て最適時にダクテッドエ
ンジンの切り離しを行い、常に空気抵抗が小さい状態で
の終末飛しょうが可能となる。そのため、通常の滑空飛
しょう体と同程度の運動性能をもってターゲットの追尾
を行うことができ、長射程の上、ターゲット撃破確率も
高い飛しょう体を得られる。

【００２０】また、第３の発明によれば、ダクテッドエ
ンジンがスムーズに飛しょう体から分離するため、分離
時の飛しょう体との干渉を防ぎ、切り離された飛しょう
体に損傷を与えず安全に分離することができる。

【００２１】また、第４の発明によれば、ダクテッド推
進フェーズが終了し、ダクテッドエンジンを分離するま
で、飛しょう体の操舵翼は折り畳まれており抵抗が小さ
いため、終末飛しょうに入るまでの射程を延ばすことが
でき、母機の生存率をさらに向上できる。

【００２２】また、第５の発明によれば、ダクテッド推
進フェーズは空気抵抗が小さい状態すなわち飛しょう体
の運動性能が向上された状態で飛しょうできるため、長
射程化が可能となり、母機生存確率が向上する。また、
初期のブースタ推進フェーズでは、エアインテークから
気流が流入しないため、ポートカバーや、空気取入口カ
バーが不要となる。その結果、ブースタ推進フェーズ終
了時、また飛しょう体が母機に近い状態での飛しょう体
後方への飛散物がないため、母機の安全性が向上する。

【図面の簡単な説明】

【図１】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
１を示す図である。

【図２】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
１を示す図である。

【図３】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
２を示す図である。

【図４】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
３を示す図である。

【図５】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
４を示す図である。

【図６】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
５を示す図である。

【図７】 従来のダクテッドロケット推進による誘導飛
しょう体を示す図である。

【図８】 従来のダクテッドロケット推進による誘導飛
しょう体の飛しょうシーケンスを示す図である。

【図９】 従来のダクテッドロケット推進による誘導飛
しょう体を示す図である。

【符号の説明】

１ ボディ、２ 誘導制御装置、３ 操舵翼、４ エア
インテーク、５ １次燃焼室、６ ガスジェネレータ、
７ 可燃性ガス流量制御装置、８ ２次燃焼室、９ 気
流、１０ 空気取入口、１１ 空気圧縮領域、１２ ブ
ースタ推進薬、１３ ポートカバー、１４ 空気取入口
カバー、１５ 衝撃波、１６ 境界層、１７ センサ、
１８ フック、１９ 分離機構、２０ ケーブル、２１
射出装置、２２ レール、２３ ガイド、２４ 展開
翼、２５ ヒンジ、２６ アクチュエータ、２７ 安定
翼。

Claims (5)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 飛しょう体の内部に設けられ、可燃性ガ
   スを発生するガスジェネレータを装填した１次燃焼室
   と、上記１次燃焼室の後方に設けられ、１次燃焼室から
   送り込まれた上記可燃性ガスを空気と混合して燃焼させ
   るための２次燃焼室と、この２次燃焼室へ導かれる上記
   可燃性ガスの流量を調節する可燃性ガス流量制御装置
   と、飛しょう体まわりの空気を取り込んで圧縮し、上記
   ２次燃焼室に送り込むエアインテークとで構成されるダ
   クテッドエンジンを備えた誘導飛しょう体において、上
   記可燃性ガスを消費した後に、上記ダクテッドエンジン
   を飛しょう体本体から切り離す分離機構を備えたことを
   特徴とする誘導飛しょう体。
2. 【請求項２】 ダクテッドエンジンを備えた誘導飛しょ
   う体において、飛しょう体内部に設けられ飛しょうを制
   御する誘導制御装置からの信号を、ダクテッドロケット
   分離機構に伝達し、飛しょう体とターゲットとの距離に
   応じてダクテッドロケットを分離するためのケーブル
   と、分離の際にダクテッドエンジンを後方に射出する射
   出装置とを備えたことを特徴とする誘導飛しょう体。
3. 【請求項３】 誘導飛しょう体としては、ダクテッドエ
   ンジン分離後、ダクテッドエンジンを誘導飛しょう体に
   沿って誘導飛しょう体の後方にスライドさせて分離する
   ためのレールを備えたことを特徴とする請求項１記載の
   誘導飛しょう体。
4. 【請求項４】 誘導飛しょう体としては、ダクテッドエ
   ンジン分離前には折り畳まれ、ダクテッドエンジン分離
   後に展開し、誘導飛しょう体の飛しょう制御を行う操舵
   翼を備えたことを特徴とする請求項１記載の誘導飛しょ
   う体。
5. 【請求項５】 誘導飛しょう体としては、側面が伸縮式
   であり機体の径方向に展張および折り畳み可能な構造の
   エアインテークと、ダクテッドエンジン作動時には上記
   エアインテークを展張させ空気を取り入れられるように
   し、それ以外のときはエアインテークを折り畳むための
   アクチュエータとを備えたことを特徴とする誘導飛しょ
   う体。