JP2006226201A - Two-step thrust rocket motor - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、所定の延時時間後に主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る、携行型誘導弾システムに用いられる二段推力ロケットモータに関するものである。 TECHNICAL FIELD The present invention relates to a two-stage thrust rocket motor used in a portable guided bullet system that obtains flight thrust by firing a main rocket after a predetermined delay time after being launched from an injection mechanism with thrust of the injection rocket. It is.
従来の射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る方式の携行型ロケットモータは、主ロケットモータの機軸後方に射出用ロケットモータを配置した構造である。
該方式のロケットモータは、射手に対する安全性確保の観点から、射出機構から発射される際、射出ロケットは射出機構内で燃焼を完了させ、ある一定距離を慣性飛行した後、主ロケットの点火が行われ、飛翔推力を得ることが望ましい。
このため、射出ロケットの性能は高推力を発生させると共に短時間で燃焼を完了させることが要求され、且つ射出から主ロケットの点火までにはある一定の延時時間を持つことが要求される。
A portable rocket motor that obtains flight thrust by igniting the main rocket after being launched from the injection mechanism with the thrust of the conventional injection rocket has a structure in which an injection rocket motor is arranged behind the main rocket motor axis. It is.
From the viewpoint of ensuring safety for the shooter, the rocket motor of this type, when launched from the injection mechanism, the injection rocket completes combustion in the injection mechanism, and after the inertial flight over a certain distance, the main rocket is ignited. It is desirable to obtain flight thrust.
For this reason, the performance of the injection rocket is required to generate high thrust and complete combustion in a short time, and to have a certain delay time from injection to ignition of the main rocket.
また、該方式では、発射位置や飛翔経路の秘匿性を持たせるために、推進薬は煙の発生を抑制することを要求されることもある。
更に、人員が携行することを考慮すると、小型軽量であることが望まれるが、機軸方向に主ロケットモータと射出ロケットモータを直列に配置する場合、更なる小型軽量化を行うには特に機軸方向の短小化に限界があった。
なお、他の用途で使われるロケットではあるが、二段推力を持つロケットしては、例えば特許文献１には、第１段ロケットモータケース前方の開口部と第２段ロケットモータケース後方のノズルとを接合することで２つのロケットモータを機軸方向直列に接合し、１つの点火装置によってほぼ同時に点火させるロケットにおいて、第２段推進薬の表層に燃焼速度の遅い層を設け、第２段推進薬燃焼の第二段ロケットモータの内圧を上げると共に第１段推進薬の燃焼終了後に第２段の着火を行うことが開示されている。
In this method, the propellant may be required to suppress the generation of smoke in order to provide confidentiality of the launch position and flight route.
Furthermore, considering the fact that personnel carry it, it is desirable that it be small and light, but when the main rocket motor and the injection rocket motor are arranged in series in the axial direction, in order to further reduce the size and weight, especially in the axial direction There was a limit to the shortening.
In addition, although it is a rocket used for other uses, as a rocket having a two-stage thrust, for example, Patent Document 1 discloses an opening in front of the first stage rocket motor case and a nozzle in the rear of the second stage rocket motor case. In a rocket that joins two rocket motors in the axial direction in series and ignites almost simultaneously by one igniter, a layer with a slow combustion rate is provided on the surface layer of the second stage propellant, and the second stage propulsion It is disclosed that the internal pressure of the second stage rocket motor for chemical combustion is increased and the second stage ignition is performed after the completion of the combustion of the first stage propellant.
更に、特許文献２には、ノズルを持つ第１段燃焼室の前方に縮径部を介して第二燃焼室を機軸方向直列に接合し、第２段推進薬の内面を第１推進薬の燃焼熱では消失せずに第２段の燃焼熱で消失する隔膜で覆い、第１段推進薬燃焼後に第２段点火装置にて第２段推進薬を着火させることが開示されている。
上述のように、射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、主ロケットを点火させる方式のロケットモータは、更なる小型軽量化を行うには、特に機軸方向長さの短小化に限界があった。
その観点からすると、特許文献１及び特許文献２は、いずれも機軸方向に直列に２つのロケットモータを接合配置する構造であり、機軸方向長さの短小化には寄与しない。
Furthermore, in Patent Document 2, the second combustion chamber is joined in series in the axial direction through the reduced diameter portion in front of the first stage combustion chamber having the nozzle, and the inner surface of the second stage propellant is bonded to the first propellant. It is disclosed that the second stage propellant is ignited by the second stage ignition device after the first stage propellant combustion after covering with a diaphragm that does not disappear with the combustion heat but disappears with the second stage combustion heat.
As mentioned above, after launching from the injection mechanism with the thrust of the injection rocket, the rocket motor that ignites the main rocket is limited to reducing the length in the axial direction, in order to further reduce the size and weight was there.
From this point of view, Patent Documents 1 and 2 both have a structure in which two rocket motors are joined and arranged in series in the axial direction, and do not contribute to shortening the length in the axial direction.
また、特許文献１にある低燃焼速度層を用いる方式では、射出位置の秘匿性を考慮して推進薬としてダブルベース系推進薬を用いる場合、燃焼室圧力が低いと燃焼が不安定になるというダブルベース推進薬の性質上、主ロケット点火延時時間を設けると燃焼室圧力が低下して、主ロケットの着火が不安定になることが考えられる。
一方、低燃焼速度層として、延時時間中も燃焼室圧力が十分に保たれる材質を選定した場合、相当量の燃焼ガスが常時ノズルから噴出することになり、射手が高温高圧の燃焼ガスに曝されることになり、射手に対する安全性が問題となる。
Further, in the method using the low combustion speed layer disclosed in Patent Document 1, when a double base propellant is used as a propellant in consideration of the confidentiality of the injection position, combustion becomes unstable when the combustion chamber pressure is low. Due to the nature of the double base propellant, it is conceivable that if the main rocket ignition delay time is provided, the combustion chamber pressure decreases and the ignition of the main rocket becomes unstable.
On the other hand, if a material that maintains the combustion chamber pressure sufficiently during the extended time is selected as the low combustion rate layer, a considerable amount of combustion gas will always be ejected from the nozzle, and the shooter will become a high-temperature and high-pressure combustion gas. The safety of the shooter becomes a problem.
また、特許文献２にある隔膜方式では、第１推進薬の燃焼温度を第２推進薬の燃焼温度よりも低く設定する必要があり、推進薬の選定に制限を受けるとともに、第２点火装置の取り付け姿勢にも制約があり、機軸方向長さの短小化に対して制約を受ける一因となる。
本発明は、射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、所定の延時時間後に主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る、携行型誘導弾システムに用いられる二段推力ロケットモータの更なる小型軽量化を目的とする。 The present invention provides a two-stage thrust rocket motor for use in a portable guided rocket system that obtains flight thrust by firing a main rocket after a predetermined delay time after launching from the injection mechanism with thrust of the injection rocket. The purpose is to become smaller and lighter.
本発明者は、前記の問題点を考慮し鋭意研究した結果、内孔を持つ主ロケット用推進薬の燃焼面に必要に応じて点火層を介して延時層を形成し、その内孔内に射出ロケット用推進薬を配置することで、主軸方向の短小化を図ると同時に軽量化を図ることが可能となることを見出し、本発明を達成した。
すなわち、本発明は、下記の通りである。
１．射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る二段推力ロケットモータにおいて、１つのモータケース内に、燃焼面に発火延時層を被覆した内孔を持つ主ロケット用推進薬を配置し、該主ロケット用推進薬の内孔空間に射出用推進薬を配置したことを特徴とする一室型二段推力ロケットモータ。
２．主ロケット用推進薬と発火延時層との間に、主ロケット推進薬の点火を行うための点火層を設けたことを特徴とする１．に記載の二段推力ロケットモータ。
３．ノズル入口部に多孔板を用いることで、少なくとも１つ以上の小径の推進薬を射出用推進薬として用いた射出ロケット機能を持つことを特徴とする１．又は２．に記載の二段推力ロケットモータ。
As a result of diligent research in consideration of the above-mentioned problems, the present inventor formed a time delay layer on the combustion surface of the propellant for the main rocket having an inner hole through an ignition layer as necessary, It has been found that by arranging the propellant for an injection rocket, it is possible to reduce the weight in the main axis direction and at the same time to achieve the present invention.
That is, the present invention is as follows.
1. In a two-stage thrust rocket motor that obtains flight thrust by igniting the main rocket after being launched from the injection mechanism with the thrust of the injection rocket, an inner hole that covers the ignition surface layer on the combustion surface in one motor case A one-chamber, two-stage thrust rocket motor, characterized in that a propellant for main rocket having an internal pressure is disposed and an propellant for injection is disposed in an inner space of the propellant for main rocket.
2. 1. An ignition layer for igniting the main rocket propellant is provided between the main rocket propellant and the ignition extended layer. The two-stage thrust rocket motor described in 1.
3. By using a perforated plate at the nozzle inlet, it has an injection rocket function using at least one or more small-diameter propellants as injection propellants. Or 2. The two-stage thrust rocket motor described in 1.
本発明により、射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、所定の延時時間後に主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る、携行型誘導弾システムに用いられる二段推力ロケットモータの小型軽量化が可能になった。 According to the present invention, a small-sized two-stage thrust rocket motor used in a portable guided bomb system that obtains a flight thrust by firing a main rocket after a predetermined delay time after being launched from an injection mechanism with the thrust of the injection rocket Weight reduction has become possible.
以下、本発明について、特にその好ましい態様を中心に、説明する。
本発明に用いるモータケースは、高張力鋼、高張力アルミ、高張力チタン等の高張力金属により形成されることが好ましく、ほぼ円筒状の構造体が好ましい。また、機軸後方に燃焼室で発生した燃焼ガスを排出するための少なくとも1つ以上のノズルを持つ。
小径の推進薬を燃焼室内部に接着等の固定を行わずに配置する場合には、燃焼中の推進薬がノズルより外部へ飛散することを防止するために、多孔板をモータケースのノズル側に挿入することが好ましい。多孔板は、例えば、金属製の円盤に少なくとも１つ以上の穴を開けたものである。
Hereinafter, the present invention will be described with a focus on preferred embodiments.
The motor case used in the present invention is preferably formed of a high-strength metal such as high-strength steel, high-strength aluminum, or high-tension titanium, and a substantially cylindrical structure is preferable. In addition, at least one nozzle for discharging the combustion gas generated in the combustion chamber is provided behind the axle.
When a small-diameter propellant is placed inside the combustion chamber without bonding or fixing, the perforated plate is placed on the nozzle side of the motor case to prevent the burning propellant from splashing out of the nozzle. It is preferable to insert in The perforated plate is formed, for example, by making at least one or more holes in a metal disk.
ロケット燃焼室内には、例えば、発射地点及び飛翔経路の秘匿性を考慮し、高燃焼速度、高比推力を持つ内孔面及び後方端面を燃焼面とした、内孔を持つ円柱状のダブルベース系の主ロケット推進薬を配置するが、特に秘匿性を要求されない場合は、同様の特性を持つコンポジット系の主ロケット推進薬を用いることもできる。
前記推進薬の燃焼面には着火延時層が形成される。延時層は、燃焼速度の遅い材質により形成され点火信号に対して主ロケットモータの着火を遅らせるためのものであり、延時層の材質選定及び厚みの設計により主ロケットモータの着火延時時間を任意に設計することができる。延時層としては、好ましくは末端をイソシアネート化した分子量が500以上、より好ましくは分子量1000以上のゴム状のバインダ成分を用いることができる。
In the rocket combustion chamber, for example, in consideration of the confidentiality of the launch point and the flight path, a cylindrical double base with an inner hole with an inner hole surface having a high combustion speed and a high specific thrust and a rear end surface as a combustion surface Although the main rocket propellant of the system is arranged, when the confidentiality is not particularly required, a composite main rocket propellant having the same characteristics can be used.
An ignition extended layer is formed on the combustion surface of the propellant. The delay layer is formed of a material with a slow combustion rate, and is used to delay the ignition of the main rocket motor with respect to the ignition signal. The ignition delay time of the main rocket motor can be arbitrarily set by selecting the material of the delay layer and designing the thickness. Can be designed. As the delay layer, a rubber-like binder component having a molecular weight of 500 or more, more preferably a molecular weight of 1000 or more, preferably having a terminal isocyanate group, can be used.
また、延時層と主ロケット推進薬との間には、主ロケット推進薬の着火を円滑に行うために、例えば点火薬の成分等からなる、点火層を設けることもできる。
主推進薬の内孔空間には、例えば、発射地点の秘匿性を考慮し、且つ高推力を得ると共に短時間で燃焼を完了させるために、高燃焼速度、高比推力を持つダブルベース系の射出ロケット推進薬が配置されるが、特に秘匿性を要求されない場合は、同様の特性を持つコンポジット系の射出ロケット推進薬を用いることもできる。
射出ロケット推進薬は、延時層もしくは点火層に対して密接して、すなわち積層状態で配置することができるが、ロケットの性能設計によっては独立して棒状の推進薬を配置することもできる。
Further, in order to smoothly ignite the main rocket propellant, an ignition layer made of, for example, a component of an igniting agent can be provided between the delay layer and the main rocket propellant.
In the inner space of the main propellant, for example, in consideration of the secrecy of the launch point, and in order to obtain high thrust and complete combustion in a short time, a double base system having a high combustion speed and high specific thrust Although an injection rocket propellant is disposed, a composite type injection rocket propellant having the same characteristics can also be used when confidentiality is not particularly required.
The injection rocket propellant can be arranged in close contact with the delay layer or the ignition layer, that is, in a laminated state, but a rod-shaped propellant can be arranged independently depending on the performance design of the rocket.
延時層の延時時間設計と、射出ロケット推進薬のグレイン形状設計との組み合わせにより、射出ロケット推進薬の燃焼と主ロケット推進薬の燃焼との相対時間を任意に設計することが可能となり、例えば、射出ロケット推進薬燃焼終了後、一定延時時間経過後に主ロケット推進薬を着火させることも可能であり、また例えば、射出推進薬燃焼終了直前に主ロケット推進薬を着火させることも可能である。
前部鏡板が、モータケースを封止する形で機軸前方に取り付けられ、内部には点火装置が組み込まれる。前記点火装置は、例えば、鈍感型の点火スクイブにより主点火薬に着火させ、更に推進薬に着火させるものであるが、主ロケット推進薬の燃焼面には延時層が形成されているため、１つの点火信号により射出ロケット推進薬の着火後、一定延時時間をおいた後に主ロケット推進薬に着火することができる。
By combining the delay time design of the delay layer and the grain shape design of the injection rocket propellant, it becomes possible to arbitrarily design the relative time between the combustion of the injection rocket propellant and the combustion of the main rocket propellant. It is possible to ignite the main rocket propellant after a certain period of time has elapsed after completion of the injection rocket propellant combustion. For example, the main rocket propellant can be ignited immediately before the end of the injection propellant combustion.
A front end plate is attached in front of the axle so as to seal the motor case, and an ignition device is incorporated therein. The ignition device, for example, ignites the main igniting agent with an insensitive ignition squib and further ignites the propellant. However, since a time delay layer is formed on the combustion surface of the main rocket propellant, 1 After the ignition rocket propellant is ignited by one ignition signal, the main rocket propellant can be ignited after a certain delay time.
本発明により、直径150mm以下、機軸長さ300mm以下、質量2kg以下の携行型誘導弾システムに用いられる小型軽量二段推力ロケットモータは言うまでもなく、直径50mm以下、機軸長さ200mm以下、質量1kg以下のさらに小型軽量の二段推力ロケットモータをも得ることができる。 Needless to say, according to the present invention, a compact and lightweight two-stage thrust rocket motor used in a portable guided bullet system having a diameter of 150 mm or less, an axle length of 300 mm or less, and a mass of 2 kg or less, a diameter of 50 mm or less, an axle length of 200 mm or less, and a mass of 1 kg or less. Further, a small and light two-stage thrust rocket motor can be obtained.
以下、本発明を実施例に基づいて説明するが、本発明はこれらの実施例により限定されるものではない。
［実施例１］
図１及び図２は本発明に基づく第１の実施例であり、図１はロケットモータの機軸方向断面図、図２は同ロケットモータの機軸に対して垂直方向断面図であり、１はロケットモータ、２はノズル部、３は点火装置である。
モータケース１０は、直径40mm、長さ120mmの高張力アルミ製の筒状構造体であり、機軸後方にノズル部２を嵌合され、燃焼室１５を形成し、燃焼室１５の内面はインシュレータ１２により被覆される。ノズル部２には、高張力鋼製のノズルブロック２０の中央部後方にノズルクロージャ２２で封止されたノズル２１が形成されている。
EXAMPLES Hereinafter, although this invention is demonstrated based on an Example, this invention is not limited by these Examples.
[Example 1]
1 and 2 show a first embodiment according to the present invention. FIG. 1 is a sectional view in the axial direction of the rocket motor. FIG. 2 is a sectional view in the vertical direction with respect to the axis of the rocket motor. A motor, 2 is a nozzle part, and 3 is an ignition device.
The motor case 10 is a cylindrical structure made of high-strength aluminum having a diameter of 40 mm and a length of 120 mm. The nozzle portion 2 is fitted to the rear of the axle to form a combustion chamber 15, and the inner surface of the combustion chamber 15 is an insulator 12. Is covered. In the nozzle portion 2, a nozzle 21 sealed with a nozzle closure 22 is formed behind the center portion of the nozzle block 20 made of high-tensile steel.
燃焼室１５内には、丸孔を持つ円柱状の主推進薬１１の内孔面に延時層１３及び射出推進薬１６を積層した３層構造の推進薬が配置される。主推進薬１１及び射出推進薬１６はコンポジット系推進薬を用い、延時層１３としては末端をイソシアネート化したゴム状のバインダ成分を用いた。
点火装置３は、前部鏡板３０の中心部に鈍感型の点火スクイブ３１及び主点火薬３２を配置したものであり、モータケース１０の前方に、点火装置３を嵌合させ封止することにより、１つのロケットモータ１の内部に主推進薬１１、延時層１３及び射出推進薬１６を積層した推進薬を持つ、直径40mm、長さ140mm、質量500gの二段推力ロケットモータを得ることができる。
In the combustion chamber 15, a propellant having a three-layer structure in which the extension layer 13 and the injection propellant 16 are stacked on the inner hole surface of the cylindrical main propellant 11 having a round hole is disposed. As the main propellant 11 and the injection propellant 16, a composite propellant was used, and as the extension layer 13, a rubber-like binder component having a terminal isocyanate was used.
The ignition device 3 is configured by disposing an insensitive ignition squib 31 and a main ignition powder 32 in the center of the front end plate 30. By fitting the ignition device 3 in front of the motor case 10 and sealing it, A two-stage thrust rocket motor having a diameter of 40 mm, a length of 140 mm, and a mass of 500 g having a propellant in which a main propellant 11, a delay layer 13 and an injection propellant 16 are laminated inside one rocket motor 1 can be obtained. .
続いて、同図を用いて本実施例によるロケットモータの作用について説明する。
図示しない外部からの１つの点火信号及び点火電力により、点火スクイブ３１が着火する。点火スクイブ３１は主点火薬３２に着火し、更に射出推進薬１６に着火する。
ロケットモータ１は、射出推進薬１６の燃焼により発生する燃焼ガスの圧力によりノズルクロージャ２２を開放し、ノズル２１から燃焼ガスを排出することで推力を発生させ、該ロケットは図示しない射出機構から発射される。また、射出推進薬１６は、燃焼を終了するとき延時層１３に着火する。
Subsequently, the operation of the rocket motor according to the present embodiment will be described with reference to FIG.
The ignition squib 31 is ignited by one external ignition signal and ignition power (not shown). The ignition squib 31 ignites the main igniter 32 and further ignites the injection propellant 16.
The rocket motor 1 opens the nozzle closure 22 by the pressure of the combustion gas generated by the combustion of the injection propellant 16, and generates thrust by discharging the combustion gas from the nozzle 21, and the rocket is launched from an injection mechanism (not shown). Is done. Moreover, the injection propellant 16 ignites the time delay layer 13 when the combustion ends.
図示しない射出機構から発射された後、該ロケットが慣性飛行を継続する間、すなわち延時層１３のみが燃焼している間は、延時層１３は燃焼速度が遅く燃焼圧力も低いため推力はほとんど発生しない。延時層１３の燃焼を終了するとき、すなわち点火信号から一定延時時間経過後、延時層１３は主推進薬１１に着火する。 After launching from an injection mechanism (not shown), while the rocket continues inertial flight, that is, while only the delay layer 13 is burning, the delay layer 13 has a low combustion pressure and a low combustion pressure, so that almost no thrust is generated. do not do. When the combustion of the delay layer 13 ends, that is, after a certain delay time has elapsed from the ignition signal, the delay layer 13 ignites the main propellant 11.
ロケットモータ１は、主推進薬１１の燃焼により発生する燃焼ガスをノズル２１から排出することで再び推力を発生させ、該ロケットは飛翔を行う。
図３は、該ロケットの性能の１つを示す時間−推力線図及び時間−モータケース内圧力線図であり、射出ロケットの射出推力を得た後、一定の延時時間経過後に主ロケットの飛翔推力が得られることが分かる。
The rocket motor 1 generates thrust again by discharging the combustion gas generated by the combustion of the main propellant 11 from the nozzle 21, and the rocket flies.
FIG. 3 is a time-thrust diagram and a time-motor case pressure diagram showing one of the performances of the rocket. After obtaining the injection thrust of the injection rocket, the flight of the main rocket after a certain delay time has elapsed. It can be seen that thrust can be obtained.
［実施例２］
図４及び図５は本発明に基づく別の実施例であり、４図はロケットモータの機軸方向断面図、図５は同ロケットモータの機軸に対して垂直方向断面図であり、１０１はロケットモータ、１０２はノズル部、１０３は点火装置である。
モータケース１１０は、直径40mm、長さ120mmの高張力アルミ製の筒状構造体であり、機軸後方にノズル部１０２を嵌合され燃焼室１１５を形成する。ノズル部１０２は、高張力鋼製のノズルブロック１２０の中央部後方にノズルクロージャ１２２で封止されたノズル１２１が形成されており、中央部前方、すなわちノズル１３１の入口側に多孔板１２３が嵌合されている。
[Example 2]
4 and 5 show another embodiment according to the present invention, FIG. 4 is a sectional view in the axial direction of the rocket motor, FIG. 5 is a sectional view in the direction perpendicular to the axis of the rocket motor, and 101 is a rocket motor. , 102 are nozzle portions, and 103 is an ignition device.
The motor case 110 is a cylindrical structure made of high-tensile aluminum having a diameter of 40 mm and a length of 120 mm. The nozzle portion 102 is fitted to the rear of the axle to form a combustion chamber 115. The nozzle part 102 is formed with a nozzle 121 sealed with a nozzle closure 122 at the rear of the center part of the nozzle block 120 made of high-strength steel, and the porous plate 123 is fitted in front of the center part, that is, on the inlet side of the nozzle 131. Are combined.
燃焼室１１５内には、丸孔を持つ円柱状で、外面及び前方端面にレストリクタ１１２を施工され、且つ燃焼面すなわち内孔面及び後方端面に点火層１１４を介して延時層１１３を施工されたダブルベース系の主推進薬１１１が挿入される。更に、主推進薬１１１の内孔空間には、短時間で高推力を得るために、丸孔を持つ棒状の全面燃焼型ダブルベース系の射出推進薬１１６が７本挿入される。
点火装置１０３は、前部鏡板１３０の中心部に鈍感型の点火スクイブ１３１及び主点火薬１３２を配置したものであり、モータケース１１０の前方に、点火装置１０３を嵌合させ封止することにより、１つのロケットモータ１０１の内部に延時層１１３を施工した主推進薬１１１及び射出推進薬１１６を持つ、直径40mm、長さ140mm、質量500gの二段推力ロケットモータを得ることができる。
In the combustion chamber 115, a cylindrical shape having a round hole, a restrictor 112 is applied to the outer surface and the front end surface, and a time extension layer 113 is applied to the combustion surface, that is, the inner hole surface and the rear end surface via the ignition layer 114. A double-base main propellant 111 is inserted. Furthermore, in order to obtain high thrust in a short time, seven rod-shaped full-burning double-base injection propellants 116 having round holes are inserted into the inner hole space of the main propellant 111.
The ignition device 103 is configured by disposing an insensitive ignition squib 131 and a main igniting agent 132 at the center of the front end panel 130. By fitting the ignition device 103 in front of the motor case 110 and sealing it, A two-stage thrust rocket motor having a diameter of 40 mm, a length of 140 mm, and a mass of 500 g having the main propellant 111 and the injection propellant 116 in which the extension layer 113 is installed inside one rocket motor 101 can be obtained.
続いて、同図を用いて本実施例によるロケットモータの作用について説明する。
図示しない外部からの１つの点火信号及び点火電力により、点火スクイブ１３１が着火する。点火スクイブ１３１は主点火薬１３２に着火し、更に射出推進薬１１６及び延時層１１３に着火する。
ロケットモータ１０１は、射出推進薬１１６の燃焼により発生する燃焼ガスの圧力によりノズルクロージャ１２２を開放し、ノズル１２１から燃焼ガスを排出することで推力を発生させ、該ロケットは図示しない射出機構から発射される。このとき、燃焼中に小さくなった射出推進薬１１６は、多孔板１２３があることによりノズル１２１から飛散することはない。
Subsequently, the operation of the rocket motor according to the present embodiment will be described with reference to FIG.
The ignition squib 131 is ignited by one external ignition signal and ignition power (not shown). The ignition squib 131 ignites the main igniter 132, and further ignites the injection propellant 116 and the extension layer 113.
The rocket motor 101 opens the nozzle closure 122 by the pressure of the combustion gas generated by the combustion of the injection propellant 116, and generates thrust by discharging the combustion gas from the nozzle 121. The rocket is launched from an injection mechanism (not shown). Is done. At this time, the injection propellant 116 that has become smaller during combustion does not scatter from the nozzle 121 due to the presence of the porous plate 123.
図示しない射出機構から発射された後、該ロケットが慣性飛行を継続する間、すなわち延時層１１３のみが燃焼している間は、延時層１１３は燃焼速度が遅く燃焼圧力も低いため推力はほとんど発生しない。延時層１１３の燃焼完了時、すなわち点火信号から一定延時時間経過後、延時層１１３は点火層１１４に着火し、更に主推進薬１１１に着火する。
ロケットモータ１０１は、主推進薬１１１の燃焼により発生する燃焼ガスをノズル１２１から排出することで再び推力を発生させ、該ロケットは飛翔を行う。
After launching from an injection mechanism (not shown), while the rocket continues to fly inertially, that is, while only the delay layer 113 is burning, the delay layer 113 has a low combustion pressure and a low combustion pressure, so almost no thrust is generated. do not do. When the combustion of the delay layer 113 is completed, that is, after a certain delay time has elapsed from the ignition signal, the delay layer 113 ignites the ignition layer 114 and further ignites the main propellant 111.
The rocket motor 101 generates thrust again by discharging combustion gas generated by the combustion of the main propellant 111 from the nozzle 121, and the rocket flies.
本発明は、小型軽量の携行型誘導弾システムに用いられる二段推力ロケットモータとして好適に利用できる。 The present invention can be suitably used as a two-stage thrust rocket motor used in a small and light portable guided bullet system.
１・・・・・・・ロケットモータ
２・・・・・・・ノズル部
３・・・・・・・点火装置
１０・・・・・・モータケース
１１・・・・・・主推進薬
１２・・・・・・インシュレータ
１３・・・・・・延時層
１５・・・・・・燃焼室
１６・・・・・・射出推進薬
２０・・・・・・ノズルブロック
２１・・・・・・ノズル
２２・・・・・・ノズルクロージャ
３０・・・・・・前部鏡板
３１・・・・・・点火スクイブ
３２・・・・・・主点火薬
１０１・・・・・ロケットモータ
１０２・・・・・ノズル部
１０３・・・・・点火装置
１１０・・・・・モータケース
１１１・・・・・主推進薬
１１２・・・・・レストリクタ
１１３・・・・・延時層
１１４・・・・・点火層
１１５・・・・・燃焼室
１１６・・・・・射出推進薬
１２０・・・・・ノズルブロック
１２１・・・・・ノズル
１２２・・・・・ノズルクロージャ
１２３・・・・・多孔板
１３０・・・・・前部鏡板
１３１・・・・・点火スクイブ
１３２・・・・・主点火薬
1 .... Rocket motor 2 .... Nozzle 3 .... Ignition device 10 .... Motor case 11 .... Main propellant 12 ················································································································· 20・ Nozzle 22 ・ ・ ・ ・ ・ ・ Nozzle closure 30 ・ ・ ・ ・ ・ ・ Front end plate 31 ・ ・ ・ ・ ・ ・ Ignition squib 32 ・ ・ ・ ・ ・ ・ Main ignition powder 101 ・ ・ ・ ・ ・ Rocket motor 102 ・··· Nozzle 103 ··· Ignition device 110 ··· Motor case 111 ··· Main propellant 112 ··· Restrictor 113 ··· Extension layer 114 ··· ..Ignition layer 115 ... Combustion chamber 116 ... Injection propellant 120 ... ... Nozzle block 121 ... Nozzle 122 ... Nozzle closure 123 ... Perforated plate 130 ... Front end plate 131 ... Ignition squib 132 ...・ Main ignition
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|---|---|---|---|---|
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Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5230787U (en) * | 1975-08-28 | 1977-03-03 | ||
| JPS5797052A (en) * | 1980-12-05 | 1982-06-16 | Nissan Motor Co Ltd | Unit construction for macaroni-like solid propellant |
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Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5230787U (en) * | 1975-08-28 | 1977-03-03 | ||
| JPS5797052A (en) * | 1980-12-05 | 1982-06-16 | Nissan Motor Co Ltd | Unit construction for macaroni-like solid propellant |
| JPH11503802A (en) * | 1994-04-29 | 1999-03-30 | サイオコル・コーポレーション | Case and ignition device filled with two-pulse rocket motor of solid propellant and method of manufacturing the same |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008280967A (en) * | 2007-05-14 | 2008-11-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Two pulse rocket motor |
| JP4719182B2 (en) * | 2007-05-14 | 2011-07-06 | 三菱重工業株式会社 | 2-pulse rocket motor |
| US8397486B2 (en) | 2007-05-14 | 2013-03-19 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Two-pulse rocket motor |
| KR101192203B1 (en) | 2012-05-08 | 2012-10-17 | 국방과학연구소 | Propulsive equipment and rocket having the same |
| JP2015068528A (en) * | 2013-09-27 | 2015-04-13 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | Obstacle removal device |
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