JP2019152129A - ロケットモータ、及び該ロケットモータを有する飛翔体 - Google Patents
ロケットモータ、及び該ロケットモータを有する飛翔体 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2019152129A JP2019152129A JP2018037095A JP2018037095A JP2019152129A JP 2019152129 A JP2019152129 A JP 2019152129A JP 2018037095 A JP2018037095 A JP 2018037095A JP 2018037095 A JP2018037095 A JP 2018037095A JP 2019152129 A JP2019152129 A JP 2019152129A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- nozzle
- rocket motor
- separation
- combustion gas
- container
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
【課題】推進力の調整が可能な固体ロケットモータの提供。【解決手段】本発明のロケットモータは、固体推進薬を装填した容器と、上記容器の後端に設けられて上記固体推進薬の燃焼ガスを噴射するノズルと、を備え、上記ノズルが、その軸線方向に分離可能に形成されたノズルであり、上記ノズルを分離し離脱させることで開口比が変わり、推進力を調整できる固体ロケットモータを提供することができる。【選択図】図3
Description
本発明は、ロケットモータに係り、更に詳細には、推進力の調整が可能な固体ロケットモータに関する。
固体ロケットモータは、液体ロケットエンジンに比し、構造が簡単で取り扱いが容易である一方で、点火後に固体推進薬の燃焼状態を制御できないため、射程距離や飛翔速度の調整が困難である。
特許文献1の特開平10−339213号公報には、飛翔体が目的の位置に到達したときに、ペイロードを収納したカプセルから固体ロケットモータを切り離して射程を調整する推力中断装置が開示されている。
しかしながら、特許文献1に記載の推力中断装置では、飛翔体が目的の位置に到達するまで、固体ロケットモータによる推進力を調整できないため、誘導制御が困難である。
本発明は、このような従来技術の有する課題に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、推進力の調整が可能な固体ロケットモータを提供することにある。
本発明者は、上記目的を達成すべく鋭意検討を重ねた結果、固体推進薬の燃焼ガスを噴射するノズルの長さを変えて開口比を変えることにより、上記目的が達成できることを見出し、本発明を完成するに至った。
上記課題は、本発明のロケットモータにより解決される。
(1)固体推進薬を装填した容器と、上記容器の後端に設けられて上記固体推進薬の燃焼ガスを噴射するノズルを備え、上記ノズルが、その軸線方向に分離可能に形成されたノズルであることを特徴とするロケットモータ。
(2)上記ノズルが、その軸線と直交する方向の外周にリニアシェープドチャージを備えることを特徴とする上記第(1)項に記載のロケットモータ。
(3)上記ノズルが、その軸線方向に並んだ複数の部材で形成され、
上記複数の部材が、分離ナット又はマルマンバンドで結合していることを特徴とする上記第(1)項に記載のロケットモータ。
(4)さらに尾翼を備え、上記尾翼が、上記ノズルの分離箇所よりも前方に設けられたことを特徴とする上記第(1)項〜第(3)項のいずれか1つの項に記載のロケットモータ。
(1)固体推進薬を装填した容器と、上記容器の後端に設けられて上記固体推進薬の燃焼ガスを噴射するノズルを備え、上記ノズルが、その軸線方向に分離可能に形成されたノズルであることを特徴とするロケットモータ。
(2)上記ノズルが、その軸線と直交する方向の外周にリニアシェープドチャージを備えることを特徴とする上記第(1)項に記載のロケットモータ。
(3)上記ノズルが、その軸線方向に並んだ複数の部材で形成され、
上記複数の部材が、分離ナット又はマルマンバンドで結合していることを特徴とする上記第(1)項に記載のロケットモータ。
(4)さらに尾翼を備え、上記尾翼が、上記ノズルの分離箇所よりも前方に設けられたことを特徴とする上記第(1)項〜第(3)項のいずれか1つの項に記載のロケットモータ。
また、上記課題は、本発明の飛翔体により解決される。
(5)被搬送物を収容するカプセルと、ロケットモータとを備え、上記ロケットモータが上記第(1)項〜第(4)項のいずれか1つの項に記載のロケットモータであることを特徴とする飛翔体。
(5)被搬送物を収容するカプセルと、ロケットモータとを備え、上記ロケットモータが上記第(1)項〜第(4)項のいずれか1つの項に記載のロケットモータであることを特徴とする飛翔体。
本発明によれば、ノズルをその軸線方向に分離可能に形成し、開口比が可変であるため、推進力の調整が可能な固体ロケットモータを提供することができる。
本発明のロケットモータを備えた飛翔体1は、図1に示すように、被搬送物を収容したカプセル2と、該カプセル2よりも後方に配置されたロケットモータ3を備える。
上記ロケットモータ3は、飛翔体1に推進力を与え、飛翔体1を遠方へ運ぶための推進装置であり、容器31、固体推進薬32およびノズル33を備えている。
上記容器31は、前端が閉鎖され、後端が開口した略円筒形の耐熱容器であり、内部に固体推進薬32が装填され、上記容器後端の開口部には、ノズルの前端が接続される。
上記固体推進薬32としては、例えば、ダブルベース推進薬およびコンポジット推進薬などが挙げられる。
ダブルベース推進薬は、ニトロセルロースとニトログリセリンを基剤として 膠化剤、安定剤、緩燃剤、焼食抑制剤、消炎剤を添加した推進薬である。
コンポジット推進薬は、過塩素酸塩および硝酸塩などの酸化剤と、末端水酸基ポリブタジエンなどの合成樹脂から成る燃料かつ固体成分結合剤と、アルミニウム粉末などの助燃剤と、その他の添加剤との混合物を硬化させ成形させたブロックである。
ダブルベース推進薬は、ニトロセルロースとニトログリセリンを基剤として 膠化剤、安定剤、緩燃剤、焼食抑制剤、消炎剤を添加した推進薬である。
コンポジット推進薬は、過塩素酸塩および硝酸塩などの酸化剤と、末端水酸基ポリブタジエンなどの合成樹脂から成る燃料かつ固体成分結合剤と、アルミニウム粉末などの助燃剤と、その他の添加剤との混合物を硬化させ成形させたブロックである。
上記固体推進薬32の燃焼により発生した燃焼ガスGは、容器後端からノズル内を流れて外部に噴出する。
上記ノズル33は、図2に示すように、径が狭まったスロート部34を中ほどに有し、後端に向けて徐々に拡径する略円筒形をしており、燃焼ガスの流れを加速させて超音速の燃焼ガスGを噴射する。
流速が音速以下の燃焼ガスは、質量流量が一定であるため、流路が細くなると流速が速くなり、ノズルの一番狭いスロート部34でチョーク流となり局所的に音速に達する。
そして、燃焼ガスの流速が音速に達すると非常に大きな圧力が発生し、通常はこの圧力のために燃焼ガスの流れが滞ってしまう。
そして、燃焼ガスの流速が音速に達すると非常に大きな圧力が発生し、通常はこの圧力のために燃焼ガスの流れが滞ってしまう。
ノズルは、上記のように、スロート部34から後端に向けて徐々に拡径する形状をしており、燃焼ガス流の下流側で断面積が大きくなるため、スロート部34通過後に圧力が急激に下がって燃焼ガスが膨張する。すると、燃焼ガスの流速が音速に達した後も、燃焼ガスの流れがさらに加速されて超音速となり、大きな推進力を得ることができる。
本発明のノズル33は、図3に示すように、その軸線方向に分離可能に形成されており、ノズルの後部を分離し離脱させることでその長さを変えることができる。
本発明のノズル33は、上記のように後方に向けて拡径する形状をしており、このノズルの後方部分を分離することでノズル後端の開口比(ノズルの軸線と直交する方向の、スロート部の断面積とノズル後端の最も拡がったところの断面積との比)が小さくなる。
そして、ノズル後端の開口比が小さくなると、ノズルから離脱する燃焼ガスの膨張が不足して効率が低下するため、推進力を低下させることができる。
つまり、分離していない開口比が適正なノズル33では、図4の(A)に示すように、ノズル内で燃焼ガスGが充分膨張し、大きな推進力を得られる。しかし、図4の(B)に示すように、ノズル後端の開口比が小さくなると、ノズル内での燃焼ガスの膨張が不足し、推進力を低下させることができる。
つまり、分離していない開口比が適正なノズル33では、図4の(A)に示すように、ノズル内で燃焼ガスGが充分膨張し、大きな推進力を得られる。しかし、図4の(B)に示すように、ノズル後端の開口比が小さくなると、ノズル内での燃焼ガスの膨張が不足し、推進力を低下させることができる。
上記ノズルとしては、ベル型ノズルや、円錐型ノズルを挙げることができる。
ベル型ノズルは短い長さで開口比を大きくでき、噴射効率が高いので好ましく使用できる。
ベル型ノズルは短い長さで開口比を大きくでき、噴射効率が高いので好ましく使用できる。
ノズル33を分離する箇所は、一箇所でも複数箇所であってもよい。ノズル33を分離し離脱させる箇所によって開口比が変わり、得られる推進力を調節することができる。
また、上記ロケットモータ3は、尾翼4を備えることができる。
上記尾翼4は上記ノズルの分離面35よりも前方に設けられることが好ましい。尾翼4がノズルの分離面35よりも前方に設けられていることで、ノズル33を分離した後もロケットモータ3側に尾翼4が残り、空力的に安定した飛翔が可能となる。
上記尾翼4は上記ノズルの分離面35よりも前方に設けられることが好ましい。尾翼4がノズルの分離面35よりも前方に設けられていることで、ノズル33を分離した後もロケットモータ3側に尾翼4が残り、空力的に安定した飛翔が可能となる。
次に、ノズルの分離方法について説明する。
上記ノズルの分離は、図5に示すように、分離面35となる箇所の外周に切断用火工品36を設けてノズルを切断して分離する方法や、図6に示すように、予め、ノズル3を分離可能なように複数の部材3a、3bで形成し、上記複数の部材3a、3bを結合分離装置37で結合させてノズルとし、上記結合分離装置37による上記複数の部材結合を解除して、上記複数の部材3a、3bのうちの一部、(例えば3b)を分離し離脱させる方法などを挙げることができる。
なかでも、切断用火工品による分離方法は、ノズルを任意の箇所で分離することができるため、好ましく使用できる。
上記ノズルの分離は、図5に示すように、分離面35となる箇所の外周に切断用火工品36を設けてノズルを切断して分離する方法や、図6に示すように、予め、ノズル3を分離可能なように複数の部材3a、3bで形成し、上記複数の部材3a、3bを結合分離装置37で結合させてノズルとし、上記結合分離装置37による上記複数の部材結合を解除して、上記複数の部材3a、3bのうちの一部、(例えば3b)を分離し離脱させる方法などを挙げることができる。
なかでも、切断用火工品による分離方法は、ノズルを任意の箇所で分離することができるため、好ましく使用できる。
上記切断用火工品36としては、リニアシェープドチャージを挙げることができる。
リニアシェープドチャージは、モンロー/ノイマン効果を利用して、超高速の金属の噴流を発生させ、上記噴流を切断部に当てて穿孔し切断する火工品である。
リニアシェープドチャージは、モンロー/ノイマン効果を利用して、超高速の金属の噴流を発生させ、上記噴流を切断部に当てて穿孔し切断する火工品である。
リニアシェープドチャージは、ノズルの切断箇所を任意に決めることができ、また結合分離装置に比して小さく、分離箇所を複数箇所設ける場合、隣り合う分離箇面同士の間隔を短くできるため、好ましく使用できる。
また、上記結合分離装置37としては、分離ナットやマルマンバンドを挙げることができる。
分離ナットは、中空のボルトに爆薬を充填し、電気雷管を埋め込んだ構造を有するものであり、上記ボルトと分離ナットとを螺合して被固定物を連結し、上記爆薬を起爆することでボルトが折れて、被固定物の固定を解く結合分離装置である。
分離ナットは、中空のボルトに爆薬を充填し、電気雷管を埋め込んだ構造を有するものであり、上記ボルトと分離ナットとを螺合して被固定物を連結し、上記爆薬を起爆することでボルトが折れて、被固定物の固定を解く結合分離装置である。
また、マルマンバンドは、被固定物の接合部分に設けられたフランジに係合するクランプを備えたバンドであり、被固定物のフランジに係合し、被固定物の外周側から緊締して連結し、火工品などによってバンドを切断して被固定物の固定を解く結合分離装置である。
図7にマルマンバンドの概略図を示す。
ロケットモータの上段部材3aの下端に設けた外向きのフランジと、下段部材3bの上端に設けた外向きのフランジとを接合し、両フランジに係合するクランプCを備えた2本のバンドBでフランジ接合部分をロケット外周側から緊締している。
ロケットモータの上段部材3aの下端に設けた外向きのフランジと、下段部材3bの上端に設けた外向きのフランジとを接合し、両フランジに係合するクランプCを備えた2本のバンドBでフランジ接合部分をロケット外周側から緊締している。
上記各バンドBは、ロケットのモータのほぼ半周に及ぶ長さを有すると共に、所定間隔でクランプCを備えており、一端部に火工品であるセパレーションナット(分離ナット)5が設けてあると共に、他端部にバレルナット6が設けてある。両バンドB,Bは、セパレーションナット5と相手側のバレルナット6とをジョイント7で連結してあり、上記セパレーションナット5の作動により切り離すことができる。
上記ノズルの分離は、飛翔体の発射前に行っても、飛翔中に行ってもよく、飛翔中に分離する場合は、地上からの指令を受信して分離してもよく、また、タイマーなどにより飛翔体自体が分離時期を判断して分離してもよい。
1 飛翔体
2 カプセル
3 ロケットモータ
31 容器
32 固体推進薬
33 ノズル
34 スロート部
35 分離面
36 切断用火工品
37 結合分離装置
4 尾翼
5 セパレーションナット(分離ナット)
6 バレルナット
7 ジョイント
B バンド
C クランプ
G 燃焼ガス
2 カプセル
3 ロケットモータ
31 容器
32 固体推進薬
33 ノズル
34 スロート部
35 分離面
36 切断用火工品
37 結合分離装置
4 尾翼
5 セパレーションナット(分離ナット)
6 バレルナット
7 ジョイント
B バンド
C クランプ
G 燃焼ガス
Claims (5)
- 固体推進薬を装填した容器と、
上記容器の後端に設けられて上記固体推進薬の燃焼ガスを噴射するノズルを備え、
上記ノズルが、その軸線方向に分離可能に形成されたノズルであることを特徴とするロケットモータ。 - 上記ノズルが、その軸線と直交する方向の外周にリニアシェープドチャージを備えることを特徴とする請求項1に記載のロケットモータ。
- 上記ノズルが、その軸線方向に並んだ複数の部材で形成され、
上記複数の部材が、分離ナット又はマルマンバンドで結合していることを特徴とする請求項1に記載のロケットモータ。 - さらに尾翼を備え、
上記尾翼が、上記ノズルの分離箇所よりも前方に設けられたことを特徴とする請求項1〜3のいずれか1つの項に記載のロケットモータ。 - 被搬送物を収容するカプセルと、ロケットモータとを備え、
上記ロケットモータが請求項1〜4のいずれか1つの項に記載のロケットモータであることを特徴とする飛翔体。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2018037095A JP2019152129A (ja) | 2018-03-02 | 2018-03-02 | ロケットモータ、及び該ロケットモータを有する飛翔体 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2018037095A JP2019152129A (ja) | 2018-03-02 | 2018-03-02 | ロケットモータ、及び該ロケットモータを有する飛翔体 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2019152129A true JP2019152129A (ja) | 2019-09-12 |
Family
ID=67948585
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2018037095A Pending JP2019152129A (ja) | 2018-03-02 | 2018-03-02 | ロケットモータ、及び該ロケットモータを有する飛翔体 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2019152129A (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113443119A (zh) * | 2021-06-15 | 2021-09-28 | 中国科学院力学研究所 | 一种基于火箭增程的新型高速飞行器及其控制方法 |
-
2018
- 2018-03-02 JP JP2018037095A patent/JP2019152129A/ja active Pending
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113443119A (zh) * | 2021-06-15 | 2021-09-28 | 中国科学院力学研究所 | 一种基于火箭增程的新型高速飞行器及其控制方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP0767872B1 (en) | Solid propellant dual phase rocket motor | |
US7194852B1 (en) | Propulsion from combustion of solid propellant pellet-projectiles | |
US4726279A (en) | Wake stabilized supersonic combustion ram cannon | |
US9605932B2 (en) | Gas generators, launch tubes including gas generators and related systems and methods | |
US5578783A (en) | RAM accelerator system and device | |
US8966879B1 (en) | Acoustic igniter | |
US11740039B2 (en) | Apparatus and method for accelerating an object via an external free jet | |
US6968676B1 (en) | Propulsion from combustion of solid propellant pellet-projectiles | |
US5224344A (en) | Variable-cycle storable reactants engine | |
EP0683376B1 (en) | Airbreathing propulsion assisted gun-launched projectiles | |
US7051659B2 (en) | Projectile structure | |
US2933889A (en) | Thrust cut-off apparatus for rocket motors | |
JPH05501448A (ja) | ミサイルの横方向スラスト集合体 | |
US3026772A (en) | Cargo launcher | |
US2946261A (en) | Peripheral nozzle spinner rocket | |
JP2019152129A (ja) | ロケットモータ、及び該ロケットモータを有する飛翔体 | |
US3613374A (en) | Thrust-termination nozzle for a solid-propellant rocket engine | |
US3357187A (en) | Ducted rocket motor | |
US6481198B1 (en) | Multi-stage rocket motor assembly including jettisonable launch motor integrated with flight igniter | |
RU2538645C1 (ru) | Способ расширения зоны применимости бикалиберной ракеты и бикалиберная ракета, реализующая способ | |
US3070014A (en) | Jet propulsion device | |
US4338783A (en) | Two-stage hypersonic ramjet | |
US3610093A (en) | Recoilless gun | |
US10030951B2 (en) | Drag reduction system | |
US4170875A (en) | Caseless rocket design |