JP2021088948A

JP2021088948A - 推進装置

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Publication number: JP2021088948A
Application number: JP2019218837A
Authority: JP
Inventors: 佑介大萩; Yusuke Ohagi
Original assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Current assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Priority date: 2019-12-03
Filing date: 2019-12-03
Publication date: 2021-06-10
Anticipated expiration: 2039-12-03
Also published as: JP7369505B2

Abstract

【課題】スピンモータを用いずに機体に機軸回りの回転力を付加することができる推進装置を提供する。【解決手段】本体１と、ノズル２と、翼５と、を備える。本体１は、燃焼ガスを発生させる。ノズル２は、本体１に同軸に固定されており、本体１によって発生した燃焼ガスを排出する。翼５は、ノズル２の内壁４ａに設けられており、燃焼ガスの風圧を受けて、ノズル２に本体１の機軸回りの回転力Ｚを発生させる。【選択図】図１

Description

本発明は、燃焼ガスを噴出することにより推力を得る推進装置であり、さらに機軸直行方向への回転力を付加する推進装置に関する。

燃焼ガスを噴出することにより推力を得る推進装置には、例えば固体ロケットや、液体推進薬の燃焼により噴射ガスを発生する液体ロケット、ラムジェットエンジン、ハイブリッドロケット、電気エネルギーロケット等がある。

非特許文献１には、ロケットを用いて衛星を打ち上げる過程の一部に、機体に機軸直行方向への回転力を付加する段階（スピン段階）があることが開示されている。このロケットでは、ロケットモータの機軸直行方向へ向けて設けられたスピンモータを使うことにより、飛翔体の機体に回転力を付加している。
このようなスピンモータは、例えば特許文献１に開示されている。

ＪａｐａｎＡｅｒｏｓｐａｃｅＥｘｐｌｏｒａｔｉｏｎＡｇｅｎｃｙ、"ＥｐｓｉｌｏｎＬａｕｎｃｈＶｅｈｉｃｌｅユーザーズマニュアルＳｉｎｇｌｅｌａｕｎｃｈＲｉｄｅｓｈａｒｅ"、［ｏｎｌｉｎｅ］、２０１８年７月Ａ改訂版、［平成３１年４月１７日検索］、インターネット〈ＵＲＬ：ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ．ｊａｘａ．ｊｐ／ｐｒｏｊｅｃｔｓ／ｒｏｃｋｅｔｓ／ｅｐｓｉｌｏｎ／ｐｄｆ／ＥｐｓｉｌｏｎＵｓｅｒｓＭａｎｕａｌ．ｐｄｆ〉

特開昭５０−９４３１４号公報

非特許文献１のロケットは、ロケットモータにスピンモータやその点火装置を、スピン段階のためだけに取り付けていた。そのため構成物品が増え、その分、ロケットの質量が増加してしまっていた。

本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、スピンモータを用いずに機体に機軸回りの回転力を付加することができる推進装置を提供することにある。

本発明によれば、飛翔体の機体に設けられた推進装置であって、
燃焼ガスを発生させる本体と、
前記本体に同軸に固定され前記燃焼ガスを排出するノズルと、
前記ノズルの内壁に設けられ前記燃焼ガスの風圧を受けて該ノズルに前記本体の機軸回りの回転力を発生させる翼と、を備える、推進装置が提供される。

上述した本発明によれば、燃焼ガスの風圧を受けて推進装置の本体の機軸回りの回転力を発生させる翼を、ノズルの内壁に備えるので、飛翔体が推進するためにノズルから排出する燃焼ガスを利用して、飛翔体の機体に回転力を付与することができる。それによりスピンモータを搭載する必要が無く、スピンモータを搭載しない分、飛翔体の軽量化を図ることができる。

第１実施形態の推進装置の説明図である。第２実施形態の推進装置の説明図である。固定部材の説明図である。第３実施形態の推進装置の説明図である。

以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。

（第１実施形態）
図１は、第１実施形態の推進装置１０の説明図である。図１（Ａ）は、推進装置１０の部分断面図であり、図１（Ｂ）は、図１（Ａ）のＧ−Ｇ断面図である。図１（Ｃ）は、図１（Ｂ）のＨ−Ｈ断面図の一部を拡大した部分拡大図である。
本実施形態の推進装置１０は、ロケット等の飛翔体８の機体に設けられ、本体１、ノズル２、及び翼５を備える。
推進装置１０は、例えば固体ロケットや、液体推進薬の燃焼により噴射する燃焼ガスを発生する液体ロケット、ラムジェットエンジン、ハイブリッドロケット、電気エネルギーロケット等であってもよい。以下において、推進装置１０が固体ロケットである場合を例として、本実施形態について説明する。

推進装置１０の本体１は、高温高圧の燃焼ガスを発生させるものであり、例えば固体ロケットモータである。

ノズル２は、本体１と同軸になるように、本体１の固体ロケットモータに固定され、固体ロケットモータから発生する燃焼ガスを後方へ排出する。なお、ノズル２の形状は、円錐型又はベル型であってもよい。

ノズル２の内壁４ａには、翼５が設けられている。翼５は、ノズル２の内壁４ａから、機軸Ｘへ向けて延びる。図１（Ｃ）に示すように、翼５は、その翼面５ａが機軸Ｘに対して斜角θとなるようにノズル２の内壁４ａに設置されている。斜角θとは、直角と平角ではない角度である。翼５の数は、１つでもよく、複数でもよい。翼５の数は、偶数でも、奇数でもよい。
これにより翼５は、燃焼ガスの風圧を受けて、ノズル２に本体１の機軸回りの回転力Ｚを発生させる。

この構成により、本実施形態の推進装置１０は、スピンモータを搭載していなくても、後方へ排出する燃焼ガスを利用して飛翔体８の機体を機軸回りに回転させることができる。

（第２実施形態）
図２は、第２実施形態の推進装置１０の説明図である。図２（Ａ）は、推進装置１０の部分断面図である。図２（Ｂ）は、図２（Ａ）のＪ−Ｊ断面図であり、図２（Ｃ）は、図２（Ａ）のＫ−Ｋ断面図である。
本実施形態のノズル２は、図２（Ａ）に示すように機軸方向における前後に分割されている点で、第１実施形態とは異なる。

ノズル２は、前方ノズル３及び後方ノズル４と、それらを着脱可能に連結する固定部材６を有する。固定部材６は、後方ノズル４の回転力Ｚを前方ノズル３へ伝達可能に設けられている。

前方ノズル３は、機軸方向における前側（本体側）に位置し、本体１（この図では固体ロケットモータ）に直接連結されている。
後方ノズル４は、機軸方向における後側（ノズル２の先端側）に位置する。
なお、前方ノズル３と後方ノズル４を合わせたノズル２の形状は、円錐型又はベル型であってもよい。

この前方ノズル３と後方ノズル４は、ベアリング７によって自由回転可能に結合されている。ベアリング７は、図２（Ａ）に示すように前方ノズル３と後方ノズル４の接合面３ａ，４ｂに固定される。

翼５は、後方ノズル４の内壁４ａに複数固定されている。例えば複数の翼５は、図２（Ｂ）のように、機軸Ｘに対して点対称となる内壁上の位置から、機軸Ｘからずれた位置へ向けて延びていてもよい。これにより、翼５が燃焼ガスの風圧を受けて、機軸Ｘを中心として回転しようとする力Ｚが翼５に発生し、後方ノズル４を機軸回りに回転させる。

固定部材６は、図２（Ｃ）に示すように、後方ノズル４の回転力Ｚを前方ノズル３に伝達できるように、前方ノズル３と後方ノズル４を連結している。固定部材６は、前方ノズル３と後方ノズル４の接合面３ａ，４ｂに固定されていることが好ましいが、ノズル２の外周面上に設置されていてもよい。固定部材６は、所謂遠心クラッチであり、機軸Ｘを中心とする遠心力Ｗにより連結を解除する構成となっている。

例えば図２（Ｃ）に示した固定部材６は、ノズル２の接合面３ａ，４ｂに設けられている。この固定部材６は、一端部６ａが、後方ノズル４の接合面４ｂに自由回転可能に固定されており、その一端部６ａから前方ノズル３の接合面３ａへ向けて延びている。固定部材６の他端部６ｂには、前方ノズル３の接合面３ａに係止する爪部６ｃを有する。爪部６ｃは、前方ノズル３の接合面３ａと後方ノズル４の接合面４ｂの間で、一端部６ａを中心として揺動する。

固定部材６は、爪部６ｃが前方ノズル３の接合面３ａへ向けて付勢するように設けられている。例えば、コイルスプリング等のねじりバネ６ｄの一端部が固定部材６の一端部６ａに固定され、ねじりバネ６ｄの他端部が後方ノズル４の接合面４ｂに固定されていてもよい。

図２（Ｃ）に示すように、前方ノズル３の接合面３ａには、固定部材６の爪部６ｃが係止する係止用切欠き部３ｂが設けられている。
この構成により、固定部材６は、前方ノズル３と後方ノズル４の接合面３ａ，４ｂの間で一端部６ａを中心として揺動可能でありながらも、前方ノズル３の接合面３ａへ向けて付勢される。それにより固定部材６の爪部６ｃが前方ノズル３の係止用切欠き部３ｂと噛み合い、後方ノズル４の回転力Ｚを前方ノズル３へ伝達できるようになっている。

ねじりバネ６ｄには、本体１が所定の回転速度になったときに固定部材６に生じる遠心力Ｗより、付勢の強さがわずかに小さいコイルスプリングが用いられる。言い換えると、推進装置１０は、本体１の回転が所定の回転速度にまで高まったときに、遠心力Ｗを利用して自動的に固定部材６が解除されるように構成されている。解除は、本体１の回転速度又は遠心力Ｗが一定以上に至ったときに行われる。これにより、固定部材６は、機軸Ｘを中心とする遠心力Ｗによって、前方ノズル３と後方ノズル４との連結を解除する。

図３は、固定部材６の説明図である。図３（Ａ）〜（Ｃ）は、図２（Ａ）のＫ−Ｋ断面図であり、図３（Ｄ）〜（Ｆ）は、図２（Ａ）のＬ部分の拡大図である。図３（Ａ）と（Ｄ）、図３（Ｂ）と（Ｅ）、図３（Ｃ）と（Ｆ）が同じ時刻を表しており、この順で時間が経過している。
図３（Ａ）、図３（Ｄ）は、所定の回転速度にまで本体１の回転が至っていない時点を表している。この時点の固定部材６にかかる遠心力Ｗは、ねじりバネ６ｄの付勢力Ｙより弱い。そのため、固定部材６の爪部６ｃが前方ノズル３の係止用切欠き部３ｂにしっかりと係止し、後方ノズル４の回転力Ｚを前方ノズル３に伝達する。これにより、本体１は機軸回りに回転し、その回転が加速する。

本体１の回転が所定の回転速度に至ると、その回転によって固定部材６の爪部６ｃに生じる遠心力Ｗが、ねじりバネ６ｄの付勢力Ｙを上回る。それにより固定部材６は、図３（Ｂ）、図３（Ｅ）に示すように、その一端部６ａを中心として外側へ向けて回動し、固定部材６の爪部６ｃが前方ノズル３の係止用切欠き部３ｂから外れる。以下に、このときの爪部６ｃの位置を退避位置と呼ぶ。これにより、後方ノズル４の回転力Ｚが前方ノズル３と本体１に伝達しなくなる。

前方ノズル３と後方ノズル４は、ベアリング７によって自由回転可能に結合されている。この時点の推進装置１０が真空の無重力空間もしくは微小重力空間に在る場合、前方ノズル３と後方ノズル４の連結が解除されても、解除時の回転速度で前方ノズル３が回転し続ける。後方ノズル４は、図３（Ｃ）、図３（Ｆ）に示すように、ノズル２から燃焼ガスが噴射されている間はますます回転を加速する。これにより固定部材６の爪部６ｃにかかる遠心力Ｗはますます増加し、爪部６ｃが退避位置に位置し続け、前方ノズル３と後方ノズル４の固定部材６による連結が解除され続ける。

この構成により、推進装置１０にスピンモータを搭載しなくても、本体１の回転速度を所定の必要速度に維持することができる。つまり、固定部材６が解除される回転速度の時点の遠心力Ｗに合わせてねじりバネ６ｄの付勢力Ｙを調整することで、制御装置による解除機構を使用しなくても、任意の回転速度を、飛翔体８に与えることができる。

また、固定部材６の連結が解除されても、ベアリング７を介して前方ノズル３と後方ノズル４を結合し続けるので、ノズル全体の長さは変わらない。それにより、固定部材６の解除によって、推進装置１０の性能を変化させずに、回転速度の加速のみを変化させることができる。
その上、例えば空気や重力がある場所で本実施形態の推進装置１０を使用する場合には、燃焼ガスの放出を止め、後方ノズル４の回転を減速させることにより、再度、ねじりバネ６ｄの付勢力Ｙによって前方ノズル３と後方ノズル４とを連結させることもできる。

なお、本実施形態の固定部材６は、上述の構成に限らない。例えば、上述した例では、後方ノズル４の接合面４ｂが前方ノズル３の接合面３ａの外側に位置しているから、固定部材６の一端部６ａを後方ノズル４の接合面４ｂに固定している。後方ノズル４の接合面４ｂが前方ノズル３の接合面３ａの内側に位置している場合には、外側に位置する前方ノズル３の接合面３ａに固定部材６の一端部６ａを固定し、爪部６ｃが係止する係止用切欠き部は、後方ノズル４の接合面４ｂに設けられる。

また、接合面３ａ，４ｂの形状は、図２（Ａ）と図３に例示した機軸Ｘに平行な円筒面に限らない。接合面３ａ，４ｂの形状は、固定部材６が機軸Ｘに対して内側から外側へ向けて揺動できるのであれば、その他の形状であってもよい。例えば、接合面３ａ，４ｂの形状は、ノズル２の内面に垂直な円筒面であってもよい。
その他の本実施形態の推進装置１０の構成と効果は、第１実施形態と同様である。

（第３実施形態）
図４は、第３実施形態の推進装置１０の説明図である。図４（Ａ）は、回転を加速している時の推進装置１０の部分断面図である。図４（Ｂ）は、固定部材６が前方ノズル３と後方ノズル４の連結を解除した後の推進装置１０の部分断面図である。
本実施形態のノズル２も、機軸方向における前後に分割されている。本実施形態のノズル２には、第２実施形態のようなベアリング７が無く、固定部材６によってのみ前方ノズル３と後方ノズル４を連結している。

本実施形態の固定部材６も、第２実施形態と同様に、前方ノズル３と後方ノズル４の間で回転力を伝達する連結を、機軸Ｘを中心とする遠心力Ｗによって解除する遠心クラッチであることが好ましい。しかし本実施形態の固定部材６は、それに限らず、本体１が所定の回転速度を得たときに火工品等によって前方ノズル３と後方ノズル４の連結を解除するものであってもよい。

本実施形態の推進装置１０は、この構成により、本体１が所定の回転速度に至った時点で後方ノズル４を自動的に切り離すので、真空無重力の環境下において、切り離した後の本体１の回転速度を一定に保つことができる。
その他の本実施形態の推進装置１０の構成と効果は、第２実施形態と同様である。

上述した本発明によれば、燃焼ガスの風圧を受けて推進装置１０の本体１の機軸回りの回転力Ｚを発生させる翼５を、ノズル２の内壁４ａに備えるので、飛翔体８が推進するためにノズル２から排出する燃焼ガスを利用して、飛翔体８の機体に回転力Ｚを付与することができる。それにより、スピンモータを搭載する必要が無く、スピンモータを搭載しない分、飛翔体８の軽量化を図ることができる。

なお本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。上述した第１実施形態〜第３実施形態では推進装置１０が固体ロケットである場合を例として説明したが、推進装置１０が液体ロケット、ラムジェットエンジン、ハイブリッドロケット、電気エネルギーロケット等である場合も同様である。

１本体、２ノズル、３前方ノズル、３ａ接合面、３ｂ係止用切欠き部、
４後方ノズル、４ａ内壁、４ｂ接合面、５翼、５ａ翼面、
６固定部材、６ａ一端部、６ｂ他端部、６ｃ爪部、６ｄねじりバネ、
７ベアリング、８飛翔体、１０推進装置、
Ｗ遠心力、Ｘ機軸、Ｙ付勢力、Ｚ回転力、θ 斜角

Claims

飛翔体の機体に設けられた推進装置であって、
燃焼ガスを発生させる本体と、
前記本体に同軸に固定され前記燃焼ガスを排出するノズルと、
前記ノズルの内壁に設けられ前記燃焼ガスの風圧を受けて該ノズルに前記本体の機軸回りの回転力を発生させる翼と、を備える、推進装置。
前記ノズルは、機軸方向における前後に分割されており、本体側に位置する前方ノズルと、該ノズルの先端側に位置する後方ノズルと、前記回転力を伝達可能に前記前方ノズルと前記後方ノズルとを連結する固定部材と、を有し、
前記翼は、前記後方ノズルの前記内壁に固定され、
前記固定部材は、前記本体の回転速度が一定以上に至ったときに前記連結を解除する、請求項１に記載の推進装置。
前記ノズルは、前記前方ノズルと前記後方ノズルとを自由回転可能に結合するベアリングを有する、請求項２に記載の推進装置。
前記固定部材は、前記機軸に対する内側から外側へ向けて延びる部材であり、
前記固定部材の一端部は、前記前方ノズルと前記後方ノズルとの接合面のうちの前記外側に位置する接合面に回転可能に固定され、かつ他端部が前記内側へ付勢されており、
前記固定部材の他端部は、前記前方ノズルと前記後方ノズルとの接合面のうちの前記内側に位置する接合面に係止して前記回転力を伝達する爪部を有し、
前記爪部にかかる遠心力が前記固定部材にかかる付勢力を上回ったときに、該固定部材が回動し、前記連結を解除する、請求項２又は３に記載の推進装置。