JP2002039698A - 飛しょう体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 超音速空気取り入れ口付推進装置を有する飛
しょう体においては、インテークカバーの表面に生じる
高圧部により大きな空気抵抗を生じ、必要な速度まで加
速するために多くの固体燃料を要し重くなるという問題
があった。また、ダクト後端に生じる低圧部により底面
抵抗を生じ、航続距離が短くなるという問題があった。 【解決手段】 超音速空気取り入れ口の後方に、内部が
ラバール管をなす延長ノズルを設け、補助固体燃料が燃
焼中であっても超音速インテークを作動状態とし、空気
抵抗を低減する。また、延長ノズルからの排気により延
長ノズルの底面抵抗を低減する。ラム燃焼中においても
取り込んだ空気の一部を延長ノズルへ送り、底面抵抗を
低減する。

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、飛しょう体の改
良に関するものであり、さらに詳しく述べると空気取り
入れ式推進装置を有し超音速で飛翔する飛しょう体の空
気抵抗を低減する技術に関するものである。

【０００２】空気取り入れ式推進装置を有する飛しょう
体に関しては、たとえば防衛技術ジャーナル１９９８年
５月号のＰ５６〜Ｐ５９「ダクテッドロケット・エンジ
ン」、あるいは同じ防衛技術ジャーナル１９９９年３月
号のＰ４〜Ｐ１３「ダクテッドロケット・エンジンの最
適作動」（いずれも財団法人防衛技術協会発行）に述べ
られている。さらに当出願人においても特開平１１−２
４８３９８あるいは特開２０００−９７５９９等があ
る。

【０００３】

【従来の技術】図７は超音速空気取り入れ口を有する飛
しょう体の構成を示す図であり、図において１は飛しょ
う体、２は超音速空気取り入れ口、３は主燃料タンク、
４は燃焼室、５は前記超音速空気取り入れ口の後方に取
り付けられたダクト、６は前記燃焼室内に充填された補
助固体燃料、７は前記超音速空気取り入れ口と、前記燃
焼室の間に除去可能に取り付けられたポートカバー、８
は前記超音速空気取り入れ口の入口に除去可能に取り付
けられたインテークカバー、９は分離可能に取り付けら
れたブースターノズル、１０は二次ノズル、１１は流量
制御器である。

【０００４】このような飛しょう体１の各構成要素は、
次のように作用する。燃焼室４に充填された補助固体燃
料６は、ラム燃焼に必要な速度（たとえばマッハ２）ま
で加速するためのものである。ポートカバー７は補助固
体燃料６の燃焼圧力に耐え、高温の燃焼ガスが超音速空
気取り入れ口２へ逆流するのを防止する。インテークカ
バー８は超音速インテーク２の内部に異物が侵入するの
を防止する。補助固体燃料６の燃焼中は、燃焼ガスがブ
ースタノズル９を通して機体後方へ噴出される。主燃料
タンク３にはラム燃焼用の燃料が充填され、燃料はラム
燃焼時に流量制御器１１を介して燃焼室４へ送り込ま
れ、超音速空気取り入れ口２から取り込まれた空気と混
合して燃焼し、燃焼ガスは二次ノズル１０を通して機体
後方へ噴出される。

【０００５】図８はこの飛しょう体１の動作を説明する
図であり、図８（ａ）は補助固体燃料６が燃焼している
段階、図８（ｂ）はラム燃焼へ移行する段階、図８
（ｃ）はラム燃焼の段階を示す。飛しょう体１は発射時
にまず補助固体燃料６に点火され、図８（ａ）に示す段
階となる。この段階においてはポートカバー７およびイ
ンテークカバー８は閉じられており外部から超音速空気
取り入れ口２および燃焼室４への空気の流入はない。ま
た、流量制御器１１は閉じられており、補助固体燃料６
のみが燃焼し高温高圧の燃焼ガスはブースタノズル９か
ら機体後方へ噴出され、推力を発生する。補助固体燃料
６の燃焼圧力はラム燃焼圧力よりも高いため、開口比の
大きなブースタノズル９が用いられる。

【０００６】このとき矢印アで示す外部気流がインテー
クカバー８に衝突するため破線ａで示すインテークカバ
ー８の表面圧力が上昇する。また、ダクト５の後端面で
は外部気流が剥離するため、破線ｂで示す面の圧力が低
下する。この面ａと面ｂの圧力差により大きな空気抵抗
が発生する。

【０００７】補助固体燃料６の燃焼が終了すると図８
（ｂ）に示す段階へと移行する。この段階で、ブースタ
ノズル９が分離され２次ノズル１０に切り替えられる。
また、ポートカバー７およびインテークカバー８が解放
され、外部気流は超音速空気取り入れ口２で減速・圧縮
された後、ダクト５を経て燃焼室４へ流入し、２次ノズ
ル１０を通して機体後部へ排気される。ポートカバー７
およびインテークカバー８は火工品が多く用いられ、火
薬により破砕・分離される。この段階においては推力を
発生しないため、飛しょう体１は急激に減速する。

【０００８】しかる後、流量制御器１１を開き図８
（ｃ）に示す段階へと移行する。この段階においては、
超音速空気取り入れ口２から取り込まれた空気は、矢印
イで示すように、圧縮されて高温高圧となり燃焼室４へ
流入する。また主燃料タンク３の燃料は流量制御器１１
により燃焼室４へ噴射され、空気と混合・燃焼し高温高
圧の燃焼ガスとなって２次ノズル１０を通して後方へ噴
射され推力を発生する。ラム燃焼圧力は固体補助燃料の
燃焼圧力よりも低くより開口比の小さな２次ノズル１０
が用いられる。このときダクト５の後端面では外部気流
が剥離するため、破線ｃで示す面の圧力が低下し底面抵
抗が発生する。

【０００９】

【発明が解決しようとする課題】このような空気取り入
れ式飛しょう体においては、次のような問題があった。

【００１０】補助固体燃料６が燃焼している段階におい
ては、インテークカバーの表面に生じる高圧部と、ダク
ト後端に生じる低圧部とにより大きな空気抵抗を生じる
ため、ラム燃焼に必要な速度まで加速するために多くの
固体燃料を要し重くなるという問題があった。

【００１１】また、ラム燃焼へ移行する段階およびラム
燃焼の段階においては、ダクト後端に生じる低圧部によ
り底面抵抗を生じ、航続距離が短くなるという問題があ
った。

【００１２】この発明はかかる課題を解決するためにな
されたものであり、超音速空気取り入れ口を有する飛し
ょう体において空気抵抗の小さな機体を得ることを目的
とする。

【００１３】

【課題を解決するための手段】第１の発明による飛しょ
う体は、超音速空気取り入れ口と、主燃料タンクと、燃
焼室と、前記燃焼室内に充填された固体燃料と、前記超
音速空気取り入れ口と前記燃焼室を結ぶダクトと、前記
燃焼室と前記ダクトの間に設けられ、気密を保ちかつ開
放可能な構造のポートカバーと、前記ダクトの後方に配
設され、内部がラバール管をなす延長ノズルと、前記ダ
クトと前記延長ノズルの間に設けられた仕切弁を有し、
前記固体燃料燃焼中は前記仕切弁を開放して空気を前記
ダクトから前記延長ノズルへ送り、前記固体燃料燃焼終
了後は前記ポートカバーを開放し前記仕切弁を閉鎖して
空気を前記ダクトから前記燃焼室へ送るものである。

【００１４】また、第２の発明による飛しょう体は、超
音速空気取り入れ口と、主燃料タンクと、燃焼室と、前
記燃焼室内に充填された補助固体燃料と、前記超音速空
気取り入れ口と前記燃焼室を結ぶダクトと、前記ダクト
の後方に配設され、内部がラバール管をなす延長ノズル
と、前記燃焼室と前記ダクトの間に設けられ、空気の流
れを前記燃焼室と前記延長ノズルへ切り替える切替弁を
有し、前記補助固体燃料燃焼中は前記切替弁は前記ダク
トと前記燃焼室の気密を保ちつつ空気を前記ダクトから
前記延長ノズルへ送り、前記補助固体燃料燃焼終了後は
前記切替弁を転動して前記延長ノズルの入り口を閉鎖し
空気を前記ダクトから前記燃焼室へ送るものである。

【００１５】第３の発明による飛しょう体は、第２の発
明において、前記切替弁は前記補助固体燃料燃焼終了
後、前記延長ノズルへの流路を全閉せずに空気の一部を
前記延長ノズルへ送るものである。

【００１６】

【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における飛しょう体１５の構成を示す図で
ある。図において、１２は超音速空気取り入れ口２と燃
焼室４を結ぶダクト、１３はダクト１２の後方に配設さ
れ、内部がラバール管をなし、流路の最小断面積が超音
速空気取り入れ口２の流路の最小断面積と同じ延長ノズ
ル、１４はダクト１２と延長ノズル１３の間に設けら
れ、ダクト１２から延長ノズル１３への流路を開閉する
仕切弁であり、他の構成品は図７に示す従来の飛しょう
体１と同じものである。

【００１７】図２はこの発明の実施の形態１による飛し
ょう体１５の動作を説明する図であり、図２（ａ）は補
助固体燃料６が燃焼している段階、図２（ｂ）はラム燃
焼へ移行する段階、図２（ｃ）はラム燃焼の段階を示
す。飛しょう体１５は発射時にまず補助固体燃料６に点
火され、図２（ａ）に示す段階となる。この段階におい
て流量制御器１１は閉じられており、補助固体燃料６の
みが燃焼し高温高圧の燃焼ガスはブースタノズル９から
機体後方へ噴出され、推力を発生する。ポートカバー７
は閉じられ、燃焼室４とダクト１２の気密が保たれてい
る。仕切弁１４は開であり、超音速空気取り入れ口２か
ら取り込まれた空気は、矢印ウで示すようにダクト１２
を経て延長ノズル１３から後方へ排気される。

【００１８】この段階において、この実施の形態１によ
る飛しょう体１５では超音速空気取り入れ口２は作動状
態となり、図８で説明した従来の飛しょう体１において
インテークカバー８の表面に発生したような高圧部は生
じない。また、延長ノズル１３からの排気により破線ｄ
で示した部分の圧力低下は従来の飛しょう体１よりも少
なく抑えられる。従って空気抵抗を従来の飛しょう体１
よりも低く抑えることができる。

【００１９】補助固体燃料の燃焼が終了すると図２
（ｂ）に示す段階へと移行する。この段階で、ブースタ
ノズル９が分離され２次ノズル１０に切り替えられる。
また、ポートカバー７が開放されダクト１２から燃焼室
４への流路が確保され、仕切弁１４は閉に切り換えられ
ダクト１２から延長ノズル１３への流路は遮断される。
外部気流は超音速インテークで減速・圧縮された後、燃
焼室４へ流入し、２次ノズル１０を通して機体後部へ排
気される。このときには従来の飛しょう体１と同様に、
延長ノズル１３の後端面では外部気流が剥離するため、
破線ｅで示す面の圧力が低下し底面抵抗が発生する。

【００２０】しかる後、流量制御器１１を開き図２
（ｃ）に示す段階へと移行する。この段階においては、
超音速空気取り入れ口２から取り込まれた空気は、矢印
エで示すように、圧縮されて高温高圧となり燃焼室４へ
流入する。また主燃料タンク３の燃料は流量制御器１１
により燃焼室４へ噴射され、空気と混合・燃焼し高温高
圧の燃焼ガスとなって２次ノズル１０を通して後方へ噴
射され、推力を発生する。このときには従来の飛しょう
体１と同様に、延長ノズル１３の後端面では外部気流が
剥離するため、破線ｆで示す面の圧力が低下し底面抵抗
が発生する。

【００２１】実施の形態２．図３はこの発明の実施の形
態２における飛しょう体１６の構成を示す図である。図
において、１７はダクト１２の内部に設けられ超音速空
気取り入れ口２からの空気の流路を燃焼室４または延長
ノズル１３へ切り換える切換弁であり、他の構成品は図
１に示すこの発明の実施の形態１の飛しょう体１５と同
じものである。

【００２２】図４はこの発明の実施の形態２による飛し
ょう体１６の動作を説明する図であり、図４（ａ）は補
助固体燃料６が燃焼している段階、図４（ｂ）はラム燃
焼へ移行する段階、図４（ｃ）はラム燃焼の段階を示
す。飛しょう体１６は発射時にまず補助固体燃料６に点
火され、図４（ａ）に示す段階となる。この段階におい
て流量制御器１１は閉じられており、補助固体燃料６の
みが燃焼し高温高圧の燃焼ガスはブースタノズル９から
機体後方へ噴出され、推力を発生する。切換弁１７は燃
焼室４とダクト１２の気密を保ち、超音速空気取り入れ
口２から延長ノズル１３への流路を確保する位置に固定
される。超音速空気取り入れ口２から取り込まれた空気
は、矢印オで示すようにダクト１２を経て延長ノズル１
３から後方へ排気される。

【００２３】この段階においては、この実施の形態２に
よる飛しょう体１６では超音速空気取り入れ口２は作動
状態となり、図８で説明した従来の飛しょう体１におい
てインテークカバー８の表面に発生したような高圧部は
生じない。また、延長ノズル１３からの排気により破線
ｇで示した部分の圧力低下は従来の飛しょう体１よりも
少なく抑えられる。従って空気抵抗を従来の飛しょう体
１よりも低く抑えることができる。

【００２４】補助固体燃料の燃焼が終了すると図４
（ｂ）に示す段階へと移行する。この段階で、ブースタ
ノズル９が分離され２次ノズル１０に切り替えられる。
また、切換弁１７はダクト１２から延長ノズル１３への
流路を遮断し、ダクト１２から燃焼室４への流路を確保
する位置に固定される。外部気流は超音速インテークで
減速・圧縮された後、燃焼室４へ流入し、２次ノズル１
０を通して機体後部へ排気される。このときには従来の
飛しょう体１と同様に、延長ノズル１３の後端面では外
部気流が剥離するため、破線ｈで示す面の圧力が低下し
底面抵抗が発生する。

【００２５】しかる後、流量制御器１１を開き図４
（ｃ）に示す段階へと移行する。この段階においては、
超音速空気取り入れ口２から取り込まれた空気は、矢印
カで示すように、圧縮されて高温高圧となり燃焼室４へ
流入する。また主燃料タンク３の燃料は流量制御器１１
により燃焼室４へ噴射され、空気と混合・燃焼し高温高
圧の燃焼ガスとなって２次ノズル１０を通して後方へ噴
射され、推力を発生する。このときには従来の飛しょう
体１と同様に、延長ノズル１３の後端面では外部気流が
剥離するため、破線ｉで示す面の圧力が低下し底面抵抗
が発生する。

【００２６】実施の形態３．図５はこの発明の実施の形
態３における飛しょう体１８の構成を示す図である。図
において、１９はダクト１２の内部に設けられ超音速空
気取り入れ口２からの空気を燃焼室４と延長ノズル１３
へ分配する制御弁であり、他の構成品は図３に示すこの
発明の実施の形態２の飛しょう体１６と同じものであ
る。

【００２７】図６はこの発明の実施の形態３による飛し
ょう体１８の動作を説明する図であり、図６（ａ）は補
助固体燃料６が燃焼している段階、図６（ｂ）はラム燃
焼へ移行する段階、図６（ｃ）はラム燃焼の段階を示
す。飛しょう体１８は発射時にまず補助固体燃料６に点
火され、図６（ａ）に示す段階となる。この段階におい
て流量制御器１１は閉じられており、補助固体燃料６の
みが燃焼し高温高圧の燃焼ガスはブースタノズル９から
機体後方へ噴出され、推力を発生する。制御弁１９は超
音速空気取り入れ口２からの空気をすべて延長ノズル１
３へ分配する位置に固定される。超音速空気取り入れ口
２から取り込まれた空気は、矢印キで示すように、ダク
ト１２を経て延長ノズル１３から後方へ排気される。

【００２８】この段階においては、この実施の形態３に
よる飛しょう体１８では超音速空気取り入れ口２は作動
状態となり、図８で説明した従来の飛しょう体１におい
てインテークカバー８の表面に発生したような高圧部は
生じない。また、延長ノズル１３から排気により破線ｊ
で示した部分の圧力低下は従来の飛しょう体１よりも少
なく抑えられる。従って空気抵抗を従来の飛しょう体１
よりも低く抑えることができる。

【００２９】補助固体燃料の燃焼が終了すると図６
（ｂ）に示す段階へと移行する。この段階で、ブースタ
ノズル９が分離され２次ノズル１０に切り替えられる。
また、制御弁１９は超音速空気取り入れ口２からの空気
の一部（たとえば５％）を延長ノズル１３へ、残りを燃
焼室へ４分配する位置に固定される。外部気流は超音速
インテークで減速・圧縮された後、一部は延長ノズル１
３から後方へ排気され、残りは燃焼室４へ流入し、２次
ノズル１０を通して機体後部へ排気される。

【００３０】この段階においては、超音速空気取り入れ
口２から取り込んだ空気の一部が延長ノズル１３から排
気されるため、破線ｋで示した部分の圧力低下は図６
（ａ）の段階よりは大きくなるが、従来の飛しょう体１
よりも小さく抑えられる。従って空気抵抗を従来の飛し
ょう体１よりも低く抑えることができる。

【００３１】しかる後、流量制御器１１を開き図６
（ｃ）に示す段階へと移行する。この段階においては、
超音速空気取り入れ口２から取り込まれた空気は、矢印
クで示すように、圧縮されて高温高圧となり一部は延長
ノズル１３から後方へ排気され、残りは燃焼室４へ流入
する。また主燃料タンク３の燃料は流量制御器１１によ
り燃焼室４へ噴射され、空気と混合・燃焼し高温高圧の
燃焼ガスとなって２次ノズル１０を通して後方へ噴射さ
れ、推力を発生する。

【００３２】この段階においても図６（ｂ）に示す段階
と同様に、超音速空気取り入れ口２から取り込んだ空気
の一部が延長ノズル１３から排気されるため、破線ｍで
示した部分の圧力低下は図６（ａ）の段階よりは大きく
なるが、従来の飛しょう体１よりも小さく抑えられる。
従って空気抵抗を従来の飛しょう体１よりも低く抑える
ことができる。さらに飛しょう体１８の飛しょう速度、
高度、燃焼圧力等に応じて制御弁１９を変化させ、燃焼
室４と延長ノズル１３への空気の分配比率を調節しても
よい。

【００３３】

【発明の効果】この発明に係る飛しょう体は上記のよう
に構成されているので、以下に記載するような効果を奏
する。

【００３４】第１、第２、第３の発明によれば、補助固
体燃料燃焼中の空気抵抗を低減でき、必要な速度まで加
速するための燃料を節約でき、軽量化することができ
る。さらに軽量化した分を主燃料に振り向けることによ
り、総重量を変えずに航続距離を延伸できるという効果
がある。

【００３５】第３の発明によれば、補助固体燃料燃焼中
に加えラム燃焼移行時およびラム燃焼中の空気抵抗も低
減でき、第１および第２の発明による飛しょう体よりも
さらに航続距離を延伸できる効果がある。

【図面の簡単な説明】

【図１】 この発明による飛しょう体の実施の形態1を示
す構成図である。

【図２】 この発明の実施の形態１における飛しょう体
の動作を説明する図である。

【図３】 この発明による飛しょう体の実施の形態２を
示す構成図である。

【図４】 この発明の実施の形態２における飛しょう体
の動作を説明する図である。

【図５】 この発明による飛しょう体の実施の形態３を
示す構成図である。

【図６】 この発明の実施の形態３における飛しょう体
の動作を説明する図である。

【図７】 従来の飛しょう体を示す構成図である。

【図８】 従来の飛しょう体の動作を説明する図であ
る。

【符号の説明】

２ 超音速空気取り入れ口、３ 主燃料タンク、４ 燃焼
室、５ ダクト、６ 補助固体燃料、７ ポートカバー、
８ インテークカバー、９ ブースターノズル、１０ ２
次ノズル、１１ 流量制御器、１２ ダクト、１３ 延長
ノズル、１４ 仕切弁、１５ 飛しょう体、１６ 飛しょ
う体、１７ 切換弁、１８ 飛しょう体、１９制御弁。

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 空気取り入れ式推進装置を有する飛しょ
   う体において、超音速空気取り入れ口と、主燃料タンク
   と、燃焼室と、前記燃焼室内に充填された補助固体燃料
   と、前記超音速空気取り入れ口と前記燃焼室を結ぶダク
   トと、前記燃焼室と前記ダクトの間に設けられ、気密を
   保ちかつ開放可能な構造のポートカバーと、前記ダクト
   の後方に配設され、内部がラバール管をなす延長ノズル
   と、前記ダクトと前記延長ノズルの間に設けられた仕切
   弁とを有し、前記補助固体燃料燃焼中は前記仕切弁を開
   放して空気を前記ダクトから前記延長ノズルへ送り、前
   記補助固体燃料燃焼終了後は前記ポートカバーを開放し
   前記仕切弁を閉鎖して空気を前記ダクトから前記燃焼室
   へ送ることを特徴とする飛しょう体。
2. 【請求項２】 空気取り入れ式推進装置を有する飛しょ
   う体において、超音速空気取り入れ口と、主燃料タンク
   と、燃焼室と、前記燃焼室内に充填された補助固体燃料
   と、前記超音速空気取り入れ口と前記燃焼室を結ぶダク
   トと、前記ダクトの後方に配設され、内部がラバール管
   をなす延長ノズルと、前記燃焼室と前記ダクトの間に設
   けられ、空気の流れを前記燃焼室と前記延長ノズルへ切
   り替える切替弁とを有し、前記補助固体燃料燃焼中は前
   記切替弁は前記ダクトと前記燃焼室の気密を保ちつつ空
   気を前記ダクトから前記延長ノズルへ送り、前記補助固
   体燃料燃焼終了後は前記切替弁を転動して前記延長ノズ
   ルの入り口を閉鎖し空気を前記ダクトから前記燃焼室へ
   送ることを特徴とする飛しょう体。
3. 【請求項３】 前記切替弁は前記補助固体燃料燃焼終了
   後、前記延長ノズルへの流路を全閉せずに空気の一部を
   前記延長ノズルへ送ることを特徴とする請求項２記載の
   飛しょう体。