JP3383831B2 - 飛翔体の胴体冷却方法および胴体冷却構造 - Google Patents
飛翔体の胴体冷却方法および胴体冷却構造Info
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、飛翔体の胴体冷却
方法および胴体冷却構造に関する。さらに詳しくは、ミ
サイルなどの推進装置として用いられるジェットエンジ
ンからの排気ガスにより、飛翔体の胴体内に搭載される
電子機器が過熱状態となるのを防止する飛翔体の胴体冷
却方法および胴体冷却構造に関する。
方法および胴体冷却構造に関する。さらに詳しくは、ミ
サイルなどの推進装置として用いられるジェットエンジ
ンからの排気ガスにより、飛翔体の胴体内に搭載される
電子機器が過熱状態となるのを防止する飛翔体の胴体冷
却方法および胴体冷却構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来より、機体胴体内部に推進装置（ジ
ェットエンジン、以下、単にエンジンということもあ
る。）が搭載されたミサイルなどの飛翔体では、胴体外
殻に設けた開口部などを介して機体胴体内部に空気を取
入れ、この空気によりエンジンおよびエンジンから排出
される排気ガスによる後部胴体の過熱を防止するため、
後部胴体を冷却することが行われている。
ェットエンジン、以下、単にエンジンということもあ
る。）が搭載されたミサイルなどの飛翔体では、胴体外
殻に設けた開口部などを介して機体胴体内部に空気を取
入れ、この空気によりエンジンおよびエンジンから排出
される排気ガスによる後部胴体の過熱を防止するため、
後部胴体を冷却することが行われている。
【０００３】例えば図８に示すように、特許第２８１８
２８８号公報におけるミサイル１００は、推進装置１０
１がミサイル胴体外殻１０２内周面にフランジ１０３を
介して取付けられており、この推進装置１０１より前方
側の機体胴体Ａ内部空間にラム圧により外部から空気が
導入され、この空気がフランジ１０３に設けられた穴
（明瞭には図示されていない）を介して推進装置１０１
および排気ダクト１０４の外周に導かれてこれら推進装
置１０１および排気ダクト１０４を冷却した後、胴体外
殻に設けられた空気導出孔１０５から胴体外部に導出す
る構成とされている。
２８８号公報におけるミサイル１００は、推進装置１０
１がミサイル胴体外殻１０２内周面にフランジ１０３を
介して取付けられており、この推進装置１０１より前方
側の機体胴体Ａ内部空間にラム圧により外部から空気が
導入され、この空気がフランジ１０３に設けられた穴
（明瞭には図示されていない）を介して推進装置１０１
および排気ダクト１０４の外周に導かれてこれら推進装
置１０１および排気ダクト１０４を冷却した後、胴体外
殻に設けられた空気導出孔１０５から胴体外部に導出す
る構成とされている。
【０００４】このように、従来よりミサイルなどの飛翔
体に搭載されるエンジン外径は機体胴体内径よりも小さ
なサイズとされてきたが、このような構成は機体胴体内
径と同サイズの外径を有するエンジンをミサイルに搭載
させる場合と比較して、小さな推力しか得られないとい
う問題がある。
体に搭載されるエンジン外径は機体胴体内径よりも小さ
なサイズとされてきたが、このような構成は機体胴体内
径と同サイズの外径を有するエンジンをミサイルに搭載
させる場合と比較して、小さな推力しか得られないとい
う問題がある。
【０００５】そこで、エンジンケーシングをミサイル胴
体外殻と一体的に形成することも提案されている（例え
ば、ヨーロッパ公開特許公報第０４９０４７０号）が、
この場合には、ラム圧によりエンジン前方側の機体胴体
内部に取入れられる空気を、エンジン後方側の胴体を冷
却することに有効に利用できないという問題がある。こ
のことはまた、ミサイルなどの飛翔体の後部胴体に飛翔
を制御する様々な電子機器が搭載される場合において
は、これら電子機器が過熱状態となって正常に動作しな
くなるという重大な問題を引き起こすことにもなる。
体外殻と一体的に形成することも提案されている（例え
ば、ヨーロッパ公開特許公報第０４９０４７０号）が、
この場合には、ラム圧によりエンジン前方側の機体胴体
内部に取入れられる空気を、エンジン後方側の胴体を冷
却することに有効に利用できないという問題がある。こ
のことはまた、ミサイルなどの飛翔体の後部胴体に飛翔
を制御する様々な電子機器が搭載される場合において
は、これら電子機器が過熱状態となって正常に動作しな
くなるという重大な問題を引き起こすことにもなる。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】本発明はかかる従来技
術の課題に鑑みなされたものであって、推進力および空
力特性を最大としつつ、後部胴体に搭載される電子機器
などが排気ガスにより過熱状態となるのを防止すること
ができる、飛翔体の胴体冷却方法および胴体冷却構造を
提供することを目的としている。
術の課題に鑑みなされたものであって、推進力および空
力特性を最大としつつ、後部胴体に搭載される電子機器
などが排気ガスにより過熱状態となるのを防止すること
ができる、飛翔体の胴体冷却方法および胴体冷却構造を
提供することを目的としている。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明の飛翔体の胴体冷
却方法は、推力を発生する推進装置のケーシングが飛翔
体胴体外殻の一部分を形成するとともに、前記推進装置
に燃焼用空気を取込むインテークを飛翔体胴体外部に突
出させ、該突出させたインテークによるラム圧を利用し
て冷却空気を前記胴体内部に取入れ、前記胴体内部に取
入れられた冷却空気を前記ケーシングに取付けられた翼
の内部を通して、前記排気ガスを前記胴体外部に排出す
る排気ダクトが収納されている胴体内部まで導き、該排
気ダクトまで導かれた冷却空気を前記胴体外殻から導出
して、前記排気ダクトにより前記胴体外部に排出される
排気ガスと前記胴体外殻表面とを隔てる冷却空気膜を前
記胴体外殻表面に形成させることを特徴とする。
却方法は、推力を発生する推進装置のケーシングが飛翔
体胴体外殻の一部分を形成するとともに、前記推進装置
に燃焼用空気を取込むインテークを飛翔体胴体外部に突
出させ、該突出させたインテークによるラム圧を利用し
て冷却空気を前記胴体内部に取入れ、前記胴体内部に取
入れられた冷却空気を前記ケーシングに取付けられた翼
の内部を通して、前記排気ガスを前記胴体外部に排出す
る排気ダクトが収納されている胴体内部まで導き、該排
気ダクトまで導かれた冷却空気を前記胴体外殻から導出
して、前記排気ダクトにより前記胴体外部に排出される
排気ガスと前記胴体外殻表面とを隔てる冷却空気膜を前
記胴体外殻表面に形成させることを特徴とする。
【０００８】一方、本発明の飛翔体の胴体冷却構造は、
ケーシングが飛翔体胴体外殻の一部を形成している推力
を発生する推進装置と、前記胴体外部に突出され前記推
進装置に燃焼用空気を取込むインテークと、前記胴体外
部に突出され前記推進装置からの排気ガスを前記胴体外
部に排出する排気ダクトと、前記胴体外部に突出された
インテークと対向する前記胴体外殻に設けられ前記イン
テークによるラム圧を利用して冷却空気を前記胴体内部
に取入れるための複数の空気取入孔と、前記推進装置ケ
ーシングに取付け部を有する翼と、該翼の内部を通り前
記胴体内部に取入れられた冷却空気を前記排気ダクトの
ある胴体内部まで導く冷却空気配管と、前記胴体外部に
突出された排気ダクトと対向する前記胴体外殻に設けら
れ前記冷却空気を前記胴体外殻に導出して前記排気ダク
トから排出される排気ガスと前記胴体外殻表面とを隔て
る冷却空気膜を形成させる空気導出孔とを備えてなるこ
とを特徴とする。
ケーシングが飛翔体胴体外殻の一部を形成している推力
を発生する推進装置と、前記胴体外部に突出され前記推
進装置に燃焼用空気を取込むインテークと、前記胴体外
部に突出され前記推進装置からの排気ガスを前記胴体外
部に排出する排気ダクトと、前記胴体外部に突出された
インテークと対向する前記胴体外殻に設けられ前記イン
テークによるラム圧を利用して冷却空気を前記胴体内部
に取入れるための複数の空気取入孔と、前記推進装置ケ
ーシングに取付け部を有する翼と、該翼の内部を通り前
記胴体内部に取入れられた冷却空気を前記排気ダクトの
ある胴体内部まで導く冷却空気配管と、前記胴体外部に
突出された排気ダクトと対向する前記胴体外殻に設けら
れ前記冷却空気を前記胴体外殻に導出して前記排気ダク
トから排出される排気ガスと前記胴体外殻表面とを隔て
る冷却空気膜を形成させる空気導出孔とを備えてなるこ
とを特徴とする。
【０００９】本発明の飛翔体の胴体冷却構造において
は、前記翼の前記推進装置ケーシングにとりつけられる
部分の根元に溝が形成され、該溝に冷却空気配管が配設
されてなるのが好ましく、また前記溝の少なくとも一つ
に燃料配管が配設されてもよい。
は、前記翼の前記推進装置ケーシングにとりつけられる
部分の根元に溝が形成され、該溝に冷却空気配管が配設
されてなるのが好ましく、また前記溝の少なくとも一つ
に燃料配管が配設されてもよい。
【００１０】
【作用】本発明は前記の如く構成されているので、イン
テークと胴体との隙間に進入した空気を胴体内部に流入
させているので、その部分における抗力を低減すること
ができる。したがって、飛翔体の推進力および空力特性
を改善しつつ、機体後方部に搭載される電子機器などが
排気ガスにより過熱状態となるのを防止することができ
る。
テークと胴体との隙間に進入した空気を胴体内部に流入
させているので、その部分における抗力を低減すること
ができる。したがって、飛翔体の推進力および空力特性
を改善しつつ、機体後方部に搭載される電子機器などが
排気ガスにより過熱状態となるのを防止することができ
る。
【００１１】
【発明の実施の形態】以下、添付図面を参照しながら本
発明を実施形態に基づいて説明するが、本発明はかかる
実施形態のみに限定されるものではない。
発明を実施形態に基づいて説明するが、本発明はかかる
実施形態のみに限定されるものではない。
【００１２】図１に本発明の一実施形態の胴体冷却方法
が適用されているミサイルのエンジン周辺の構造を示
す。
が適用されているミサイルのエンジン周辺の構造を示
す。
【００１３】ミサイル１は機体胴体Ａ内部に搭載される
ジェットエンジン２を備えており、このエンジン２のエ
ンジンケーシング３が機体胴体Ａの外殻Ｂを形成すると
ともに、エンジンケーシング３に複数の主翼４が取付け
られてなるように構成されている。なお、図示例におい
ては、主翼４の枚数は４枚とされている（図２参照）。
ジェットエンジン２を備えており、このエンジン２のエ
ンジンケーシング３が機体胴体Ａの外殻Ｂを形成すると
ともに、エンジンケーシング３に複数の主翼４が取付け
られてなるように構成されている。なお、図示例におい
ては、主翼４の枚数は４枚とされている（図２参照）。
【００１４】エンジン２は、後方の燃焼器および燃焼室
が収納されている大径部分２ａと、前方の圧縮機が収納
されている小径部分２ｂとを有する略回転体形状とされ
ており、この大径部分２ａの外周がエンジンケーシング
３を構成している。この構成によって、機体胴体Ａ内部
に取付け得る最大サイズのエンジン２をミサイル１に搭
載することが可能となる。そのため、例えばエンジンケ
ーシング３の外側にさらに機体胴体外殻を設けた場合
や、エンジン２外周面と機体胴体外殻内周面との間に隙
間を設けた場合と比較して、発生する推力がより大きな
ジェットエンジン２をミサイル１に収納することが可能
となる。
が収納されている大径部分２ａと、前方の圧縮機が収納
されている小径部分２ｂとを有する略回転体形状とされ
ており、この大径部分２ａの外周がエンジンケーシング
３を構成している。この構成によって、機体胴体Ａ内部
に取付け得る最大サイズのエンジン２をミサイル１に搭
載することが可能となる。そのため、例えばエンジンケ
ーシング３の外側にさらに機体胴体外殻を設けた場合
や、エンジン２外周面と機体胴体外殻内周面との間に隙
間を設けた場合と比較して、発生する推力がより大きな
ジェットエンジン２をミサイル１に収納することが可能
となる。
【００１５】エンジン２の機体進行方向前方側（図１の
左側）には燃料タンク１１が搭載されており、この燃料
タンク１１から燃料ポンプ１３を介してエンジン２に燃
料が供給される。燃料ポンプ１３からエンジン２に燃料
を供給する燃料配管１４は、例えば４枚の主翼４のうち
の１枚の主翼根元内部を通すように構成されている。す
なわち、図２および図３に示すように、４枚の主翼４は
それぞれ固定部材４ａによりエンジンケーシング３の外
周面３ｂに固定されており、各主翼のエンジンケーシン
グ３に固定された根元部分が刳り抜かれて各溝４ｂが設
けられ、この各溝４ｂに燃料配管１４および後で説明す
る冷却空気配管２１が通されるように構成されている。
左側）には燃料タンク１１が搭載されており、この燃料
タンク１１から燃料ポンプ１３を介してエンジン２に燃
料が供給される。燃料ポンプ１３からエンジン２に燃料
を供給する燃料配管１４は、例えば４枚の主翼４のうち
の１枚の主翼根元内部を通すように構成されている。す
なわち、図２および図３に示すように、４枚の主翼４は
それぞれ固定部材４ａによりエンジンケーシング３の外
周面３ｂに固定されており、各主翼のエンジンケーシン
グ３に固定された根元部分が刳り抜かれて各溝４ｂが設
けられ、この各溝４ｂに燃料配管１４および後で説明す
る冷却空気配管２１が通されるように構成されている。
【００１６】エンジンケーシング３の機体進行方向前方
側端面には、インテーク２２が機体胴体Ａ外部に突出す
るための開口２３を有するインテークケーシング２４が
接合されている。一方、エンジンケーシング３の機体進
行方向後方側端面には、排気ダクト３１が機体胴体Ａ外
部に突出するための開口３２を有する排気ダクトケーシ
ング３３が接合されている。また、排気ダクトケーシン
グ３３の機体進行方向後方側端面には、ミサイル１の飛
翔に関する制御などを行う操舵装置４１が収納される電
子機器ケーシング４２が接合されている。
側端面には、インテーク２２が機体胴体Ａ外部に突出す
るための開口２３を有するインテークケーシング２４が
接合されている。一方、エンジンケーシング３の機体進
行方向後方側端面には、排気ダクト３１が機体胴体Ａ外
部に突出するための開口３２を有する排気ダクトケーシ
ング３３が接合されている。また、排気ダクトケーシン
グ３３の機体進行方向後方側端面には、ミサイル１の飛
翔に関する制御などを行う操舵装置４１が収納される電
子機器ケーシング４２が接合されている。
【００１７】インテーク２２は、エンジン２に燃焼用空
気を供給する管であり、一端はミサイル１の飛翔方向に
向かって開口するスクープ２２ａが形成されており、他
端はエンジン２の空気取入れ口２ｅに接続されている。
インテーク２２の横断面は機体胴体Ａ外部に突出された
部分においてミサイル１の軸心と同軸に湾曲する２本の
長辺２２ｃ、２２ｄを有する変形直方体とされている。
スクープ２２ａと外殻Ｂ表面とはミサイル１の飛翔によ
って生ずる境界層を取込まないように、所定距離Ｅ隔て
られている。
気を供給する管であり、一端はミサイル１の飛翔方向に
向かって開口するスクープ２２ａが形成されており、他
端はエンジン２の空気取入れ口２ｅに接続されている。
インテーク２２の横断面は機体胴体Ａ外部に突出された
部分においてミサイル１の軸心と同軸に湾曲する２本の
長辺２２ｃ、２２ｄを有する変形直方体とされている。
スクープ２２ａと外殻Ｂ表面とはミサイル１の飛翔によ
って生ずる境界層を取込まないように、所定距離Ｅ隔て
られている。
【００１８】インテークケーシング２４のインテーク２
２と対向する部分には、電子機器ケーシング４２を冷却
する冷却空気をインテーク２２によるラム圧を利用して
インテークケーシング２４内に取込むための複数の空気
取込スリット２５が形成されている（図４および図５参
照）。このスリット２５を通してインテークケーシング
２４内に取込まれた冷却空気は前記各主翼４の根元部分
に刳り抜かれた各溝４ｂのうち、例えば３つの溝４ｂを
通される３本の冷却空気配管２１を介して排気ダクトケ
ーシング３３内に導かれる。
２と対向する部分には、電子機器ケーシング４２を冷却
する冷却空気をインテーク２２によるラム圧を利用して
インテークケーシング２４内に取込むための複数の空気
取込スリット２５が形成されている（図４および図５参
照）。このスリット２５を通してインテークケーシング
２４内に取込まれた冷却空気は前記各主翼４の根元部分
に刳り抜かれた各溝４ｂのうち、例えば３つの溝４ｂを
通される３本の冷却空気配管２１を介して排気ダクトケ
ーシング３３内に導かれる。
【００１９】図６および図７に排気ダクト３１および排
気ダクトケーシング３３の詳細を示す。
気ダクトケーシング３３の詳細を示す。
【００２０】排気ダクト３１は、エンジン２から排出さ
れる排気ガスを機体胴体Ａ外部に排出する管であり、一
端がエンジン２の排気口２ｄに接続され、他端がミサイ
ル１の飛翔方向後方側に向かって開口する開口部３１ａ
とされている。排気ダクト３１の横断面は機体胴体Ａ外
部に突出された部分において、ミサイル１の軸心と同軸
に湾曲する２本の長辺３１ｂ、３１ｃを有する変形直方
体とされている。開口部３１ａは高温の排気ガスが機体
外殻表面と接触するのを可能な限り避けるために、機体
外殻Ｂ表面と所定距離Ｆ隔てて設けられている。
れる排気ガスを機体胴体Ａ外部に排出する管であり、一
端がエンジン２の排気口２ｄに接続され、他端がミサイ
ル１の飛翔方向後方側に向かって開口する開口部３１ａ
とされている。排気ダクト３１の横断面は機体胴体Ａ外
部に突出された部分において、ミサイル１の軸心と同軸
に湾曲する２本の長辺３１ｂ、３１ｃを有する変形直方
体とされている。開口部３１ａは高温の排気ガスが機体
外殻表面と接触するのを可能な限り避けるために、機体
外殻Ｂ表面と所定距離Ｆ隔てて設けられている。
【００２１】排気ダクトケーシング３３の排気ダクト３
１と対向する部分には、排気ダクトケーシング３３内に
冷却空気配管２１を介して導かれた冷却空気を機体胴体
Ａ外部に導出するための複数の空気導出スリット３４が
形成されている。この各スリット３４から機体胴体Ａ外
部に導出された冷却空気は高温排気ガスと外殻Ｂ表面と
を隔てる冷却空気膜Ｇを形成するように構成されてい
る。
１と対向する部分には、排気ダクトケーシング３３内に
冷却空気配管２１を介して導かれた冷却空気を機体胴体
Ａ外部に導出するための複数の空気導出スリット３４が
形成されている。この各スリット３４から機体胴体Ａ外
部に導出された冷却空気は高温排気ガスと外殻Ｂ表面と
を隔てる冷却空気膜Ｇを形成するように構成されてい
る。
【００２２】このように、本実施形態では、エンジン２
の外周表面を形成するエンジンケーシング３を機体胴体
Ａの外殻として利用しているので、エンジンケーシング
３が外殻Ｂに覆われる２重構造とした場合などに比して
直径の大きな、つまり推力の大きなエンジンを搭載する
ことができるとともに、ミサイルを軽量化することが可
能となる。
の外周表面を形成するエンジンケーシング３を機体胴体
Ａの外殻として利用しているので、エンジンケーシング
３が外殻Ｂに覆われる２重構造とした場合などに比して
直径の大きな、つまり推力の大きなエンジンを搭載する
ことができるとともに、ミサイルを軽量化することが可
能となる。
【００２３】また、外殻Ｂから突出されたインテーク２
２によるラム圧を利用して機体胴体Ａ内部に冷却空気を
取込むことによって、インテーク部の抗力を低減させる
とともに、この取込まれた冷却空気を電子機器ケーシン
グ４２の冷却に有効に利用することができる。
２によるラム圧を利用して機体胴体Ａ内部に冷却空気を
取込むことによって、インテーク部の抗力を低減させる
とともに、この取込まれた冷却空気を電子機器ケーシン
グ４２の冷却に有効に利用することができる。
【００２４】さらに、この電子機器ケーシング４２を冷
却する冷却空気を排気ダクト３３まで導く冷却空気配管
２１を、機体主翼４のエンジンケーシング３に取付けら
れる根元部分に通しているので、ミサイル１の空力特性
を悪化させることなく、冷却空気を排気ダクト３３まで
導くことができる。
却する冷却空気を排気ダクト３３まで導く冷却空気配管
２１を、機体主翼４のエンジンケーシング３に取付けら
れる根元部分に通しているので、ミサイル１の空力特性
を悪化させることなく、冷却空気を排気ダクト３３まで
導くことができる。
【００２５】さらにまた、排気ガスの排出口よりも機体
進行方向後方側の外殻Ｂに冷却空気を機体胴体Ａ外部に
導出する空気導出スリット３４を設けて、このスリット
３４から導出された冷却空気により外殻Ｂ表面に冷却空
気膜を形成するようにしたので、排気ダクト３１から噴
出される高温の排気ガスにより排気ダクト後方の胴体Ａ
内部に搭載される操舵装置４１などの電子機器が過熱状
態となるのを防止することができる。
進行方向後方側の外殻Ｂに冷却空気を機体胴体Ａ外部に
導出する空気導出スリット３４を設けて、このスリット
３４から導出された冷却空気により外殻Ｂ表面に冷却空
気膜を形成するようにしたので、排気ダクト３１から噴
出される高温の排気ガスにより排気ダクト後方の胴体Ａ
内部に搭載される操舵装置４１などの電子機器が過熱状
態となるのを防止することができる。
【００２６】以上、本発明を実施形態に基づいて説明し
てきたが、本発明はかかる実施形態のみに限定されるも
のではなく、種々改変が可能である。例えば、本実施形
態では飛翔体はミサイルとされているが、飛翔体はミサ
イルに限定されるものではなく、各種飛翔体とでき、例
えば無人偵察機とすることもできる。
てきたが、本発明はかかる実施形態のみに限定されるも
のではなく、種々改変が可能である。例えば、本実施形
態では飛翔体はミサイルとされているが、飛翔体はミサ
イルに限定されるものではなく、各種飛翔体とでき、例
えば無人偵察機とすることもできる。
【００２７】
【発明の効果】以上説明したように、本発明によれば、
飛翔体を推進させる推力を発生する推進装置のケーシン
グにより前記飛翔体の胴体外殻の一部分を形成するとと
もに、前記推進装置に燃焼用空気を取込むインテークを
胴体外部に突出させ、該突出させたインテークによるラ
ム圧を利用して前記ジェットエンジンからの排気ガスを
冷却する冷却空気を前記胴体内部に取入れ、前記推進装
置ケーシングに取付け部を有する翼の内部を通して前記
胴体内部に取入れられた冷却空気を、前記排気ガスを前
記胴体外部に排出する排気ダクトまで導き、該排気ダク
トまで導かれた冷却空気を前記胴体外殻から導出して、
前記排気ダクトにより前記胴体外部に排出された排気ガ
スと前記胴体外殻表面とを隔てる冷却空気膜を前記胴体
外殻表面に形成させるので、推進力および空力特性を最
大としつつ、機体後方部に搭載される操舵装置などの電
子機器が排気ガスにより過熱状態となるのを防止するこ
とができるという優れた効果が得られる。
飛翔体を推進させる推力を発生する推進装置のケーシン
グにより前記飛翔体の胴体外殻の一部分を形成するとと
もに、前記推進装置に燃焼用空気を取込むインテークを
胴体外部に突出させ、該突出させたインテークによるラ
ム圧を利用して前記ジェットエンジンからの排気ガスを
冷却する冷却空気を前記胴体内部に取入れ、前記推進装
置ケーシングに取付け部を有する翼の内部を通して前記
胴体内部に取入れられた冷却空気を、前記排気ガスを前
記胴体外部に排出する排気ダクトまで導き、該排気ダク
トまで導かれた冷却空気を前記胴体外殻から導出して、
前記排気ダクトにより前記胴体外部に排出された排気ガ
スと前記胴体外殻表面とを隔てる冷却空気膜を前記胴体
外殻表面に形成させるので、推進力および空力特性を最
大としつつ、機体後方部に搭載される操舵装置などの電
子機器が排気ガスにより過熱状態となるのを防止するこ
とができるという優れた効果が得られる。
【図１】本発明の一実施形態に係るミサイルのエンジン
周辺部分の概略構成を示す図である。
周辺部分の概略構成を示す図である。
【図２】本発明の一実施形態に係るミサイルを進行方向
前方よりみたときの一部断面図である。
前方よりみたときの一部断面図である。
【図３】本発明の一実施形態に係るミサイルの主翼取付
部分を拡大して示す図である。
部分を拡大して示す図である。
【図４】本発明の一実施形態に係るミサイルのインテー
ク周辺部分の縦方向を拡大して示す図である。
ク周辺部分の縦方向を拡大して示す図である。
【図５】本発明の一実施形態に係るミサイルのインテー
ク周辺部分の横方向を拡大して示す図である。
ク周辺部分の横方向を拡大して示す図である。
【図６】本発明の一実施形態に係るミサイルの排気ダク
ト周辺部分の横方向を拡大して示す図である。
ト周辺部分の横方向を拡大して示す図である。
【図７】本発明の一実施形態に係るミサイルの排気ダク
ト周辺部分の縦方向を拡大して示す図である。
ト周辺部分の縦方向を拡大して示す図である。
【図８】従来のミサイルのエンジン周辺部分を拡大して
示す図である。
示す図である。
１ ミサイル
２ ジェットエンジン、エンジン
３ エンジンケーシング
４ 主翼
４ｂ 溝
１４ 燃料配管
２１ 冷却空気配管
２２ インテーク
２４ インテークケーシング
２５ 空気取入スリット
３１ 排気ダクト
３３ 排気ダクトケーシング
３４ 空気導出スリット
Ａ 機体胴体
Ｂ 外殻
Ｇ 冷却空気膜
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(56)参考文献 特開 平４−309800（ＪＰ，Ａ)
特開 平10−68357（ＪＰ，Ａ)
特許2818288（ＪＰ，Ｂ２)
欧州特許出願公開490470（ＥＰ，Ａ
１)
(58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名)
F42B 15/34
B64D 33/10
Claims (5)
- 【請求項１】 推力を発生する推進装置のケーシングが
飛翔体胴体外殻の一部分を形成するとともに、前記推進
装置に燃焼用空気を取込むインテークを飛翔体胴体外部
に突出させ、該突出させたインテークによるラム圧を利
用して冷却空気を前記胴体内部に取入れ、前記胴体内部
に取入れられた冷却空気を前記ケーシングに取付けられ
た翼の内部を通して、排気ガスを前記胴体外部に排出す
る排気ダクトが収納されている胴体内部まで導き、該排
気ダクトまで導かれた冷却空気を前記胴体外殻から導出
して、前記排気ダクトにより前記胴体外部に排出される
排気ガスと前記胴体外殻表面とを隔てる冷却空気膜を前
記胴体外殻表面に形成させることを特徴とする飛翔体の
胴体冷却方法。 - 【請求項２】 ケーシングが飛翔体胴体外殻の一部を形
成している推力を発生する推進装置と、前記胴体外部に
突出され前記推進装置に燃焼用空気を取込むインテーク
と、前記胴体外部に突出され前記推進装置からの排気ガ
スを前記胴体外部に排出する排気ダクトと、前記胴体外
部に突出されたインテークと対向する前記胴体外殻に設
けられ前記インテークによるラム圧を利用して冷却空気
を前記胴体内部に取入れるための複数の空気取入孔と、
前記推進装置ケーシングに取付け部を有する翼と、該翼
の内部を通り前記胴体内部に取入れられた冷却空気を前
記排気ダクトのある胴体内部まで導く冷却空気配管と、
前記胴体外部に突出された排気ダクトと対向する前記胴
体外殻に設けられ前記冷却空気を前記胴体外殻に導出し
て前記排気ダクトから排出される排気ガスと前記胴体外
殻表面とを隔てる冷却空気膜を形成させる空気導出孔と
を備えてなることを特徴とする飛翔体の胴体冷却構造。 - 【請求項３】 前記翼の前記推進装置ケーシングにとり
つけられる部分の根元に溝が形成され、該溝に冷却空気
配管が配設されてなることを特徴とする請求項２記載の
飛翔体の胴体冷却構造。 - 【請求項４】 前記溝の少なくとも一つに燃料配管が配
設されてなることを特徴とする請求項３記載の飛翔体の
胴体冷却構造。 - 【請求項５】 請求項２ないし請求項４のいずれかに記
載の飛翔体の胴体冷却構造を有してなることを特徴とす
る飛翔体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP33082199A JP3383831B2 (ja) | 1999-11-22 | 1999-11-22 | 飛翔体の胴体冷却方法および胴体冷却構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP33082199A JP3383831B2 (ja) | 1999-11-22 | 1999-11-22 | 飛翔体の胴体冷却方法および胴体冷却構造 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001153600A JP2001153600A (ja) | 2001-06-08 |
| JP3383831B2 true JP3383831B2 (ja) | 2003-03-10 |
Family
ID=18236932
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP33082199A Expired - Lifetime JP3383831B2 (ja) | 1999-11-22 | 1999-11-22 | 飛翔体の胴体冷却方法および胴体冷却構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3383831B2 (ja) |
-
1999
- 1999-11-22 JP JP33082199A patent/JP3383831B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2001153600A (ja) | 2001-06-08 |
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