JP2006161741A - 飛翔体推進制御装置 - Google Patents

Abstract

【課題】 推力制御や姿勢制御等の飛翔体の推進に伴う制御を効率良く行うことができるとともに、簡易な構造とすることで小型、軽量化を図ることができる飛翔体推進制御装置を提供する。
【解決手段】 飛翔体推進制御装置は、飛翔体１０内に設けられ、点火装置１５及び１次燃焼室１４内に装填された固体推進薬１７を有する複数のロケットモータ１３と、メインノズル１２を有し、１次燃焼室１４に連通される単一の２次燃焼室１９とを備えている。各ロケットモータ１３は外部からの点火信号に基づいて個別に点火装置１５が作動して固体推進薬１７が燃焼されるようになっている。固体推進薬１７は円筒状に形成され、その内周面から半径方向外方へ燃焼するように構成されている。複数のロケットモータ１３は、機体１１の軸心Ｘと平行方向に延びるように配置されている。
【選択図】 図１

Description

本発明は、ロケット等の飛翔体の推力制御や姿勢制御或いは軌道制御等の飛翔体の推進に伴う制御を効率良く行うことができるとともに、簡易な構造とすることで小型、軽量化を図ることができる飛翔体推進制御装置に関するものである。

従来、飛翔体の推力制御や姿勢制御に使用され、固体推進薬が収容されたロケットモータを用いた飛翔体推進制御装置として、次の２通りの方式が知られている。すなわち、その第１は固体推進薬を燃焼させてその燃焼ガスの流量や噴射方向をバルブ又はピントルにより制御する方式（例えば、特許文献１を参照）であり、第２は飛翔体に収容された多数の小型ロケットモータからその燃焼ガスを飛翔体の外周部に面したノズルから噴射する方式（例えば、特許文献２を参照）である。

具体的に図面を用いて説明する。図４は、燃焼ガスをピントルとバルブにより制御する方式の飛翔体推進制御装置を示す説明図である。この例では、飛翔体３０内に固体推進薬３１が装填された大型の燃焼室３２を備え、その燃焼室３２の後端部には断面横Ｔ字状をなすガス流路３３が接続されている。そのガス流路３３の中間部にはバルブ３４及びピントル３５が設けられ、ガス流路３３の両先端部にはサブノズル３６が設けられている。飛翔体３０の後端部にはメインノズル３７が設けられている。そして、固体推進薬３１を常時燃焼させ、発生する燃焼ガスをガス流路３３に設けられたバルブ３４とピントル３５により制御してサブノズル３６から燃焼ガスを噴出させ、横方向に任意の時間推力を発生させて飛翔体３０の姿勢制御を行うようになっている。

一方、図５は、従来の多数の小型ロケットモータを用いて制御する方式の飛翔体推進制御装置を示す説明図である。（ａ）は飛翔体推進制御装置の一部を破断して示す正面図であり、（ｂ）はその５ｂ−５ｂ線における断面図である。これらの図に示すように、飛翔体３０内には複数の小型ロケットモータ３８が飛翔体３０の半径方向に延びるように放射状に配設され、各小型ロケットモータ３８の外周側端部にはサブノズル３６が設けられている。飛翔体３０の後端部にはメインノズル３７が設けられている。そして、各小型ロケットモータ３８のいずれかを作動させることにより、飛翔体３０の姿勢制御を行うようになっている。
特許第３５１０５２７号公報（第１頁、第２頁及び図２） 特許第３０７５０５５号公報（第１頁、図３）

しかしながら、図４に示す飛翔体推進制御装置では、固体推進薬３１が飛翔体３０内の１箇所にまとめて装填されていることから、固体推進薬３１を一旦燃焼させると、推力を発生させる必要がない場合でも固体推進薬３１が燃焼を続けるために固体推進薬３１の利用効率が悪く、飛翔体３０の推進制御の効率が悪い。加えて、バルブ３４の開閉手段やピントル３５を移動させるためのロッドやその駆動手段等の制御用機械部品が必須であって、飛翔体３０の構造が複雑になり大型化するという問題があった。

一方、図５に示す飛翔体推進制御装置では、１個の小型ロケットモータ３８に１個のサブノズル３６が必要であり、それぞれの小型ロケットモータ３８で高い推力を得るためには、それぞれに大きなサブノズル３６を装着する必要があり、そのために体積や質量が増加するという問題があった。また、一度燃焼させた小型ロケットモータ３８のサブノズル３６方向に再度推力が必要になった場合には、機体を回転させるか又は複数の小型ロケットモータ３８を作動させる必要があり、効率的ではないという問題もあった。

さらに、飛翔時間を延ばすために例えば図６に示すような飛翔体推進制御装置も考えられる。すなわち、飛翔体３０内には前後一対のロケットモータ３９ａ、３９ｂが配設されている。各ロケットモータ３９ａ、３９ｂは、円筒状をなす固体推進薬３１と前端部の点火装置４０とを備え、両ロケットモータ３９ａ、３９ｂ間には耐圧隔壁４１が設けられている。

このような飛翔体推進制御装置では、前部位置のロケットモータ３９ａを構成する固体推進薬３１や点火装置４０を後部位置のロケットモータ３９ｂによる燃焼熱や燃焼圧力から保護するための耐圧隔壁４１の構造が複雑になることや、両ロケットモータ３９ａ、３９ｂの固体推進薬３１を同時に点火することができないため推力は一定に制限される。しかも、飛翔体３０内にロケットモータを３個以上並べて組み込むことは構成部品の配置面或いは熱や圧力等の面で難しい場合がある。

そこで本発明の目的とするところは、推力制御や姿勢制御等の飛翔体の推進に伴う制御を効率良く行うことができるとともに、簡易な構造とすることで小型、軽量化を図ることができる飛翔体推進制御装置を提供することにある。

上記の目的を達成するために、本発明における第１の発明の飛翔体推進制御装置は、飛翔体内に設けられ、点火装置及び１次燃焼室内に装填された固体推進薬を有する複数のロケットモータと、ノズルを有し、前記１次燃焼室に連通される単一又は複数の２次燃焼室とを備えることを特徴とするものである。

第２の発明の飛翔体推進制御装置は、第１の発明において、前記各ロケットモータは外部からの点火信号に基づいて個別に点火装置が作動して固体推進薬が燃焼されるように構成されているものである。

第３の発明の飛翔体推進制御装置は、第１又は第２の発明において、前記固体推進薬は筒状に形成され、その内孔の内側から外側へ燃焼が進行するように構成されているものである。

第４の発明の飛翔体推進制御装置は、第１から第３のいずれかの発明において、前記複数のロケットモータが飛翔体の軸心と平行方向に延びるように配置されているものである。

第５の発明の飛翔体推進制御装置は、第１から第４のいずれかの発明において、前記２次燃焼室のノズルは飛翔体の軸心に対して平行方向に延びるように配置されているものである。

第６の発明の飛翔体推進制御装置は、第１から第４のいずれかの発明において、前記２次燃焼室のノズルは飛翔体の軸心に対して直交方向に延びるように配置されているものである。

本発明によれば、次のような効果を発揮することができる。
第１の発明の飛翔体推進制御装置は、点火装置及び１次燃焼室内に装填された固体推進薬を有する複数のロケットモータと、ノズルを有し、前記１次燃焼室に連通される単一又は複数の２次燃焼室とを備えている。このように、固体推進薬を有する複数のロケットモータの１次燃焼室と、それに連通される単一又は複数の２次燃焼室との組合せにより、推力制御や姿勢制御等の飛翔体の推進に伴う制御を効率良く行うことが可能である。しかも、従来のようにバルブやピントルを必要とせず、またロケットモータ毎の余分なノズルを必要とせず、簡易な構造とすることで小型、軽量化を図ることができる。

第２の発明の飛翔体推進制御装置では、各ロケットモータは外部からの点火信号に基づいて個別に点火装置が作動して固体推進薬が燃焼されるように構成されている。このため、各ロケットモータを任意のタイミングで点火でき、必要なときに点火信号に基づき推力を発生することができるため、第１の発明の効果に加えて、平均飛翔速度や飛行時間の増大が可能となる。また、１つ以上の任意数のロケットモータを同時に点火することも可能であるため、必要なときに複数個のロケットモータの同時点火によって、任意の大きさの推力が得られ、飛翔体の飛翔性能を向上させることができる。さらに、２次燃焼室に接続されたそれぞれ異なるロケットモータを作動させることも可能であるため、推力ベクトルの合力方向に推力を発生することができ、飛翔体の推進に伴う制御特性を大幅に高めることができる。

第３の発明の飛翔体推進制御装置においては、固体推進薬は筒状に形成され、その内孔の内側から外側へ燃焼が進行するように構成されている。従って、第１又は第２の発明の効果に加え、ロケットモータの燃焼熱が１次燃焼室の内壁面に伝わることを抑制することができ、周囲のロケットモータの温度を上昇させにくく、燃焼性能を安定させることができる。

第４の発明の飛翔体推進制御装置では、複数のロケットモータが飛翔体の軸心と平行方向に延びるように配置されている。そのため、複数のロケットモータを飛翔体内に高密度に配置することができ、第１から第３のいずれかの発明に係る効果に加え、飛翔体推進制御装置の小型、軽量化を向上させることができる。また、固体推進薬製造時においても、平行に並んだロケットモータの１次燃焼室内に固体推進薬を一方向から一度に充填することができるため、ロケットモータの製造が容易になり、製造時における経済性の観点からも有利である。

第５の発明の飛翔体推進制御装置では、２次燃焼室のノズルが飛翔体の軸心に対して平行方向に延びるように配置されている。このため、第１から第４のいずれかの発明に係る効果に加え、特に飛翔体の推力制御を容易に行うことができる。

第６の発明の飛翔体推進制御装置では、２次燃焼室のノズルが飛翔体の軸心に対して直交方向に延びるように配置されている。従って、第１から第４のいずれかの発明に係る効果に加え、飛翔体に横方向へ発生する推力をサイドスラスタ（側方推力体）として用いることができる。

（第１実施形態）
以下、本発明の飛翔体推進制御装置を具体化した第１実施形態について、図面に基づき詳細に説明する。

図１（ａ）〜（ｄ）は、第１実施形態の飛翔体推進制御装置を示す図であって、図１（ａ）は飛翔体推進制御装置の要部を破断して示す正面図、図１（ｂ）はロケットモータの拡大断面図、図１（ｃ）は図１（ｂ）の１ｃ−１ｃ線における断面図及び図１（ｄ）は図１（ａ）の１ｄ−１ｄ線における断面図である。

図１（ａ）に示すように、第１実施形態の飛翔体１０を構成する機体１１はほぼ円筒状に形成され、前端部は前端ほど縮径されたテーパ状（砲弾状）に形成されるとともに、後端部にはスロート部１２ａを経て後方へ開口するメインノズル１２が飛翔体１０の軸心、つまり機体１１の軸心Ｘに対して平行方向に延びるように配置されている。機体１１内の中央部より若干後方位置には複数のロケットモータ１３が機体１１の軸心Ｘと平行方向に延びるように配設されている。図１（ｄ）に示すように、第１実施形態では１９本のロケットモータ１３が最密充填されるように配置されている。これらのロケットモータ１３は、機体１１の軸心Ｘに対して点対称に配置されるとともに、水平線Ｙ及び垂直線Ｚに対しても対称に配置されている。

図１（ｂ）に示すように、各ロケットモータ１３は、その内部が１次燃焼室１４となり、１次燃焼室１４の前端部に点火装置１５が設けられ、後端部に耐圧耐熱性の材料で形成されたクロージャー１６が設けられるとともに、それらの間に固体推進薬１７が装填されて構成されている。点火装置１５は、点火部とその点火部に点火信号を送るためのリード線が接続されて構成されている。各ロケットモータ１３は外部からの点火信号に基づいて個別に点火装置１５に点火されて固体推進薬１７が燃焼されるようになっている。クロージャー１６は固体推進薬１７の燃焼によるガスの噴出で破裂するもので、好ましくは１〜２ｍｍの厚みを有している。図１（ｃ）に示すように、固体推進薬１７は円筒状をなし、中心に内孔１８を有している。そして、点火装置１５の点火により、固体推進薬１７がその内孔１８側から燃焼し、その燃焼が径方向へ拡がって外周面へ達するようになっている（内面燃焼）。

各ロケットモータ１３としては、２種類以上のサイズ（形状及び大きさ）の異なるロケットモータ１３を使用することができ、その場合機体１１内での装填率を高くすることも可能である。また、それぞれのサイズに適した固体推進薬１７の組成及び燃焼速度を設定すれば、異なるサイズのロケットモータ１３を用いても発生推力を等しくすることが可能である。固体推進薬１７についても、燃焼速度や形状を同一にする必要がなく、燃焼速度や形状の異なる２種類以上の固体推進薬１７を組合せて用いても構わない。

図１（ａ）に示すように、前記１次燃焼室１４とメインノズル１２との間の機体１１内空間部は、単一の２次燃焼室１９となっている。従って、各ロケットモータ１３内の１次燃焼室１４と２次燃焼室１９とは連通されている。各ロケットモータ１３は、１次燃焼室１４の内径のままで２次燃焼室１９に結合する構造を採用しているため、１次燃焼室１４内の燃焼圧力と２次燃焼室１９内の燃焼圧力とは、固体推進薬１７の燃焼後速やかに同じになる。しかし、ロケットモータ１３の１次燃焼室１４と２次燃焼室１９との間にメインノズル１２のスロート部１２ａよりも断面積が小さいスロート部を有するノズルを設置することもできる。その場合、１次燃焼室１４の燃焼圧力を２次燃焼室１９の圧力より数倍以上高く設定することで、ロケットモータ１３を１個或いは複数個燃焼させ、２次燃焼室１９の圧力が変化しても、ロケットモータ１３の燃焼圧力を一定に保つことができる。これにより、ロケットモータ１３の燃焼時間を変化させることなく２次燃焼室１９内の圧力、すなわち発生推力を増大させることもできる。

飛翔体推進制御装置は、前記の１次燃焼室１４に装填された固体推進薬１７を有する複数のロケットモータ１３と、１次燃焼室１４に連通される２次燃焼室１９とにより構成されている。

飛翔体１０が空気中を飛翔（飛行）する場合、空気抵抗により機体１１の速度は徐々に低下する。従来の飛翔体では、大推力の固体ロケットモータを１回燃焼させることで初期の機体速度を十分に上げて最終速度を確保している。そのため、高速になるほど空気抵抗が大きくなって推進エネルギーが無駄に消費されるほか、初期の加速度が高くなり過ぎるという問題があった。このことについて、図２（ａ）〜（ｃ）に基づいて説明する。図２（ａ）は飛翔体１０の速度と時間との関係を示す速度パターン図、図２（ｂ）は飛翔体１０の推力と時間との関係を示す推力パターン図及び図２（ｃ）は飛翔体１０の飛翔距離と時間との関係を示す飛翔距離パターン図である。

これらの図２（ａ）〜（ｃ）に示すように、従来の飛翔体推進制御装置では破線で示す曲線になるのに対し、第１実施形態の飛翔体推進制御装置では実線で示す曲線となる。すなわち、第１実施形態においては、複数のロケットモータ１３が個別に外部からの信号に基づいて燃焼することが可能なため、初期のロケットモータ１３の燃焼が終了した後次のロケットモータ１３の燃焼を開始し、その燃焼が終了した後さらに次のロケットモータ１３を燃焼させることができる。その結果、飛翔体１０の飛翔距離を延ばすことができるとともに、所定の飛翔速度を維持しながら飛翔時間を延ばすことができる。

一方、飛翔距離や飛翔時間を延ばすために、前記図６に示すような飛翔体３０内に２個以上の固体推進薬３１と点火装置４０とをそれぞれ配置した構造の場合には、前記のように耐圧隔壁４１の構造が複雑になることや、推力が一定に制限される。しかも、３個以上の固体推進薬３１や点火装置４０を組み込むことは、構成品の配置の点或いは熱や圧力の保護の点で難しい場合がある。

しかしながら、第１実施形態では、各ロケットモータ１３の１次燃焼室１４は２次燃焼室１９と耐圧、耐熱性のクロージャー１６で仕切られているために、熱及び圧力対策が容易となり、ロケットモータ１３の発数を増やして複数回の推力を発生させることも構造上容易である。しかも、複数個のロケットモータ１３の同時点火が可能であるために、必要により全てのロケットモータ１３を短時間に燃焼させて一気に加速することも可能である。

次に、ロケットモータ１３の形状及び配置と、固体推進薬１７の種類等とについて説明する。
第１実施形態のロケットモータ１３の形状を円筒状としているが、複数のロケットモータ１３を機体１１内に高密度に配置するために六角筒状や扇形筒状であっても差し支えない。ロケットモータ１３内の１次燃焼室１４を高圧で使用する場合には耐圧強度を考慮して円筒状を採用し、充填率を重視する場合には六角筒状や扇形筒状とし、燃焼圧力を低下させることができる。１次燃焼室１４に装填される固体推進薬１７としては、公知の推進薬例えばダブルベース推進薬、コンポジット推進薬等が使用され、特に限定されるものではない。

また、複数のロケットモータ１３は、機体１１の軸心Ｘと平行方向に延びるように配置されていることから、固体推進薬１７の製造工程において全ての１次燃焼室１４に一度に固体推進薬１７を装填することが可能になり、その製造作業が容易となる。さらに、機体１１の前から後へ順に点火装置モジュール、推進薬モジュール、ノズル付き２次燃焼室１９の順に配置されており、飛翔体推進制御装置の製造においてモジュール毎の製造及び組み立てが可能で、低コスト化を図ることができる。以上のように、機体１１の軸心Ｘ方向に複数のロケットモータ１３を揃えて配置することにより、機体１１内にロケットモータ１３を高密度で配置することができ、小型、軽量化を図ることができるとともに、飛翔体推進制御装置の製造作業も容易になって、経済的にも大きな利点が得られる。

次に、前記固体推進薬１７の燃焼方式について説明する。
それぞれのロケットモータ１３は、好ましくは内面燃焼方式が採用されるため、個々の固体推進薬１７はその内部に内孔１８を有する構造になる。図１の例では固体推進薬１７の厚さがどの方向も均等になるようにするために内孔１８を丸孔形状としているが、一般の固体推進薬１７に使用されているような内周部の形状が星型やスロット形状（スリットを有する形状）でも可能である。１次燃焼室１４の断面形状や必要な推力パターンに応じて適切な内孔１８形状にすることが好ましい。但し、本実施形態では多数のロケットモータ１３が隣接配置されているため、１次燃焼室１４の内壁面が燃焼火炎で加熱されることを極力抑えることが必要であり、燃焼末期まで燃焼面が順に拡大していく丸孔や断面星型形状の孔は好ましい形状である。

以上の第１実施形態により発揮される効果を以下にまとめて記載する。
・ 第１実施形態の飛翔体推進制御装置は、１次燃焼室１４に装填された固体推進薬１７を有する複数のロケットモータ１３と、１次燃焼室１４に連通される単一の２次燃焼室１９とを備えている。つまり、２次燃焼室１９のメインノズル１２が各ロケットモータ１３の１次燃焼室１４と共有されている。このように、固体推進薬１７を有する複数のロケットモータ１３の１次燃焼室１４と、それに連通される単一の２次燃焼室１９との組合せにより、特に推力制御等の飛翔体１０の推進に伴う制御を効率良く行うことができる。しかも、従来のようにバルブやピントルを必要とせず、また余分なノズルを必要とせず、簡易な構造とすることで小型、軽量化を図ることができる。

・ また、各ロケットモータ１３は外部からの点火信号に基づいて個別に点火装置１５が作動して固体推進薬１７が燃焼されるように構成されている。このため、各ロケットモータ１３を任意のタイミングで点火でき、必要なときに点火信号に基づき推力を発生することができるため、平均飛翔速度や飛行時間の増大が可能となる。さらに、１つ以上の任意数のロケットモータ１３を同時に点火することも可能であるため、必要なときに複数個のロケットモータ１３の同時点火によって、任意の大きさの推力が得られ、飛翔体１０の飛翔性能を向上させることができる。

・ また、固体推進薬１７は円筒状に形成され、その内孔１８の内側から外側へ、すなわち内孔１８の内周面から半径方向外方へ燃焼が進行するように構成されている。従って、ロケットモータ１３の燃焼熱が１次燃焼室１４の内壁面に伝わることを抑制することができ、周囲のロケットモータ１３の温度を上昇させにくく、燃焼性能を安定させることができる。

・ 加えて、複数のロケットモータ１３が機体１１の軸心Ｘと平行方向に延びるように配置されている。そのため、複数のロケットモータ１３を高密度に配置することができ、飛翔体推進制御装置の小型、軽量化を向上させることができる。また、固体推進薬製造時においても、平行に並んだロケットモータ１３の１次燃焼室１４内に固体推進薬１７を一方向から一度に充填することができるため、ロケットモータ１３の製造が容易になり、製造時における経済性の観点からも有利である。

・ また、２次燃焼室１９のメインノズル１２が飛翔体１０の軸心Ｘに対して平行方向に延びるように配置されていることから、特に飛翔体１０の推力制御を容易に行うことができる。
（第２実施形態）
次に、本発明の飛翔体推進制御装置を具体化した第２実施形態につき、図３に基づいて説明する。この第２実施形態では、第１実施形態と異なる点について主に説明する。なお、第１実施形態と同じ部材については同じ部材番号を付して説明する。

図３（ａ）〜（ｅ）は、第２実施形態の飛翔体推進制御装置を示す図であって、図３（ａ）は飛翔体推進制御装置の要部を破断して示す正面図、図３（ｂ）はロケットモータの拡大断面図、図３（ｃ）は図３（ｂ）の３ｃ−３ｃ線における断面図、図３（ｄ）は図３（ａ）の３ｄ−３ｄ線における断面図及び図３（ｅ）は図３（ａ）の３ｅ−３ｅ線における断面図である。

図３（ａ）に示すように、２次燃焼室１９は機体１１の中央部（重心部）に設けられ、図３（ｅ）に示すように、隔壁２０により４つに均等に分割され、各２次燃焼室１９ａはほぼ三角柱状に形成されている。各２次燃焼室１９ａの外周部には、スロート部分２１ａを有するサブノズル２１が機体１１の軸心Ｘに対して直交方向（径方向）に延びるように配置されている。従って、サブノズル２１は合計４個設けられている。２次燃焼室１９ａのサブノズル２１の個数は、固体推進薬１７の燃焼性能、２次燃焼室１９ａの大きさ、飛翔体１０の大きさ、その重量、制御目的等に応じて適宜設定することができる。ここで、直交方向とは機体１１の軸心Ｘに対して必ずしも直角（９０度）でなくとも良く、直角に近い方向を意味する。

複数（第２実施形態では３２本）のロケットモータ１３は、２次燃焼室１９ａの後方位置に配設され、８本ずつのロケットモータ１３がそれぞれ４つの２次燃焼室１９ａに対向するように配置され、１つの２次燃焼室１９ａに８つの１次燃焼室１４が連通されている。図３（ｂ）に示すように、点火装置１５は１次燃焼室１４の後端位置に配設され、クロージャー１６は前端位置に配設されている。また、図３（ｃ）に示すように、固体推進薬１７は第１実施形態と同様に円筒状に形成され、内孔１８を有している。第２実施形態の飛翔体１０においては、図示されていないが、メインノズル１２から燃焼ガスを噴出させるための固体推進薬１７が機体１１の後部に装填されており、機体１１の軸心Ｘ方向への推力が得られるように構成されている。

従って、この第２実施形態の飛翔体推進制御装置によれば、２次燃焼室１９のサブノズル２１が飛翔体１０の軸心Ｘに対して直交方向に延びるように配置されているため、飛翔体１０の姿勢制御を容易に行うことができるとともに、飛翔体１０に横方向へ発生する推力をサイドスラスタとして用いることができる。この推力のタイミングは、固体推進薬１７の燃焼のタイミングにより制御される。しかも、２次燃焼室１９ａに接続されたそれぞれ異なるロケットモータ１３を点火することも可能であるため、推力ベクトルの合力方向に推力を発生することができ、飛翔制御特性を大幅に高めることができる。

さらに、２次燃焼室１９ａ間が隔壁２０によって４分割されていることから、一度に燃焼させる固体推進薬１７の個数及びそのタイミングを制御することができるので、装填される固体推進薬１７を最少にすることができ、また細かな推力の大きさ及び方向の制御が可能となる。しかも、燃焼ガスを一旦２次燃焼室１９ａに蓄圧することにより、燃焼反応を十分に進めることができ、かつスペース的に余裕ができて適切な開口比を有するサブノズル２１を配置することができるため、従来のような各小型ロケットモータ３８に設けられたサブノズル３６から直接燃焼ガスを噴出させる方式より燃焼効率やノズル効率が良くなる。

加えて、前記ロケットモータ１３の１次燃焼室１４は４つの２次燃焼室１９ａにそれぞれが連通されているが、１次燃焼室１４と２次燃焼室１９ａとの間の流路を狭めることにより２次燃焼室１９ａの圧力が変化しても、１次燃焼室１４の燃焼圧力を一定に保つことができる。従って、ロケットモータ１３の燃焼時間を変化させることなく、発生推力を増大させることができる。

なお、本実施形態は、次のように変更して実施することも可能である。
・ 第１実施形態において、２次燃焼室１９を複数に分割するように構成することもできる。その場合、推力制御の制御態様を第２実施形態のように変化させることができる。

・ 第２実施形態において、２次燃焼室１９ａを第１実施形態のように単一にすることもできる。
・ 第２実施形態において、１次燃焼室１４と２次燃焼室１９ａの位置関係を逆にして第１実施形態のような配置にすることも可能である。

・ 第１実施形態のロケットモータ１３より前方位置に、第２実施形態の構成、すなわち複数のロケットモータ１３及び複数の２次燃焼室１９ａを設けるように構成することもできる。その場合、推力制御と姿勢制御とを組合せて飛翔体１０の制御を行うことができる。

・ ロケットモータ１３を、機体１１の軸心Ｘ、水平線Ｙ及び垂直線Ｚの少なくとも１つに対して対称とならないように配置することもできる。
・ 固体推進薬１７を内孔１８を有しないような中実体として構成することも可能である。

・ 飛翔体推進制御装置にタイマーを備え、飛翔体１０の推力制御や姿勢制御を所定時間おきに行うように構成することもできる。
さらに、前記実施形態より把握できる技術的思想について以下に記載する。

・ 前記２次燃焼室のノズルは、飛翔体の重心位置における飛翔体の軸心に対して直交方向に延びるように配置されている請求項６に記載の飛翔体推進制御装置。このように構成した場合、請求項６に係る発明の効果に加え、飛翔体の平行移動ができ、姿勢制御を効果的に行うことができる。

・ 前記複数のロケットモータは、飛翔体の軸心に対して点対称となる位置に配置されている請求項４から請求項６のいずれか一項に記載の飛翔体推進制御装置。このように構成した場合、請求項４から請求項６のいずれかに係る発明の効果に加え、飛翔体の推進に伴う制御を安定した状態で、容易に行うことができる。

・ 前記複数のロケットモータは、飛翔体内で最密充填となるように配置される請求項１から請求項６のいずれか一項に記載の飛翔体推進制御装置。このように構成した場合、請求項１から請求項６のいずれかに係る発明の効果に加え、飛翔体の推進に伴う制御をより効率良く行うことができるとともに、飛翔体の小型化を図ることができる。

（ａ）は第１実施形態の飛翔体推進制御装置の要部を破断して示す正面図、（ｂ）はロケットモータの拡大断面図、（ｃ）は（ｂ）の１ｃ−１ｃ線における断面図、（ｄ）は（ａ）の１ｄ−１ｄ線における断面図（ａ）。 （ａ）は時間と飛翔体の速度との関係を示すグラフ、（ｂ）は時間と飛翔体の推力との関係を示すグラフ、（ｃ）は時間と飛翔体の飛翔距離との関係を示すグラフ。 （ａ）は第２実施形態の飛翔体推進制御装置の要部を破断して示す正面図、（ｂ）はロケットモータの拡大断面図、（ｃ）は（ｂ）の３ｃ−３ｃ線における断面図、（ｄ）は（ａ）の３ｄ−３ｄ線における断面図、（ｅ）は（ａ）の３ｅ−３ｅ線における断面図。 従来の飛翔体推進制御装置の要部を破断して示す正面図。 （ａ）は別の従来の飛翔体推進制御装置の要部を破断して示す正面図、（ｂ）は（ａ）の５ｂ−５ｂ線における断面図。 考えられる従来の飛翔体推進制御装置の要部を破断して示す正面図。

符号の説明

１０…飛翔体、１２…ノズルとしてのメインノズル、１３…ロケットモータ、１４…１次燃焼室、１５…点火装置、１７…固体推進薬、１８…内孔、１９、１９ａ…２次燃焼室、２１…ノズルとしてのサブノズル、Ｘ…軸心。

Claims (6)

1. 飛翔体内に設けられ、点火装置及び１次燃焼室内に装填された固体推進薬を有する複数のロケットモータと、ノズルを有し、前記１次燃焼室に連通される単一又は複数の２次燃焼室とを備えることを特徴とする飛翔体推進制御装置。
2. 前記各ロケットモータは外部からの点火信号に基づいて個別に点火装置が作動して固体推進薬が燃焼されるように構成されている請求項１に記載の飛翔体推進制御装置。
3. 前記固体推進薬は筒状に形成され、その内孔の内側から外側へ燃焼が進行するように構成されている請求項１又は請求項２に記載の飛翔体推進制御装置。
4. 前記複数のロケットモータが飛翔体の軸心と平行方向に延びるように配置されている請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の飛翔体推進制御装置。
5. 前記２次燃焼室のノズルは飛翔体の軸心に対して平行方向に延びるように配置されている請求項１から請求項４のいずれか一項に記載の飛翔体推進制御装置。
6. 前記２次燃焼室のノズルは飛翔体の軸心に対して直交方向に延びるように配置されている請求項１から請求項４のいずれか一項に記載の飛翔体推進制御装置。
   

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