【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、長時間の飛行を必要とする、飛しょう体、ターゲット・ドローン等の飛行体の推力を発生させる固体ロケットモータに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ロケット、飛しょう体の推力を発生させる固体ロケットモータは、分子内に燃焼を維持するに十分な酸素を含む物質よりなる均質系固体推進剤、若しくは酸化剤と燃料との混合物である混成系固体推進剤を、スラリ状の流動体にして、内周面に外周レストリクタを張設する等して、前処理を施した燃焼室に直接注入し、若しくは別の鋳形に注入し、成形後燃焼室に装填することにより、製作するようにしている。
また、このようにして、燃焼室内に装填され、成形固化された固体推進剤をグレインと称している。
【０００３】
図６は、このような固体ロケットのうちで、最も燃焼時間を長くすることのできる、端面燃焼方式を採用した固体ロケットの縦断面図、および横断面図である。
図に示すように、高抗張力鋼、チタン合金、若しくは繊維強化プラスチックス等の材料で、軽量の圧力容器にされた燃焼室０１内には、内周面に張設された外周レストリクタ０３を介して、グレイン０２が装填されており、図示しない点火器で、図の右側のグレイン０２後端面が着火し、燃焼をはじめ、燃焼面は平行移動する形で左側に向って退行する。
このグレイン０２の燃焼により、高温、高圧の燃焼ガスが燃焼室０１内に発生し、この燃焼ガスが、燃焼室０１の後端に設けられたノズル０３から後方に吹き出すことにより、燃焼室０１を装備した飛行体に推力を発生させる。
【０００４】
このような、固体ロケットモータにおける燃焼時間、すなわち推力を発生させることのできる時間は、一般的に、燃焼室に装填されたグレイン体積、即ちグレイン長さとグレイン断面積の積を、単位時間当りのグレイン燃焼体積、すなわち燃焼面積と燃焼面の退行速度である燃焼速度の積で除した値として、近似的に表される。
従って、図に示す端面燃焼方式を採用した固体ロケットモータでは、燃焼面積がグレイン０２の断面積に等しいので、燃焼時間はグレイン０２の長さを燃焼速度で除した値に等しくなる。
【０００５】
また、この燃焼速度は、グレイン０２の種類や組成のほか、ガス圧力、グレイン温度、燃焼面に生じるガス流速によって変わり、通常５．０〜１１．０ｍｍ／ｓ （５ＭＰａ．２５℃）の範囲にある。
【０００６】
従って、燃焼速度が一定になる、グレイン特性、および燃焼条件一定の下において、燃焼時間の延長が必要な場合には、グレイン０２の長さ、換言すれば、燃焼室０１長さを長くする必要がある。
【０００７】
このため、長時間の飛行を必要とする飛しょう体、ターゲット・ドローン等の飛行体においては、これらのグレイン特性等を変更しない限り、燃焼室０１の長さが長くなり、機体が必要以上に長大化し、この長大化に伴う種々の不具合が発生する。
【０００８】
特に、機体の長大化は、飛しょう体等の小型軽量化および運動性能が要求される飛行体にとっては、大きな不具合となるものである。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は、従来の上述した固体ロケットモータの不具合を解消するため、燃焼室の長さを長くすることなく、しかも燃焼時間を長くでき、飛行体に、長時間推力を発生させることのできる固体ロケットモータを提供することを課題とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
このため、本発明の固体ロケットモータは、次の手段とした。
次の円筒膜、端膜からなり、グレインの燃焼退行を阻止する埋設式レストリクタを、円柱状にされて燃焼室内部に装填され、後端面から前方に向けて燃焼退行させて、推力を発生させるようにしたグレインの内部に埋設した。
【００１１】
（１）燃焼室内部に装填されたグレインの先端より後方に、その先端が設けられ、グレインの内部を同軸状に後方へ延設されて、燃焼室内部に装填された円柱状のグレインを、内部の円柱状にされた内側グレインと、外部の円環状にされた外側グレインとに分割する円筒膜、
すなわち、燃焼室内部に装填された円柱状のグレインの外径、および全長よりも小さくされた円筒膜が、同心状にグレインの内部に埋設され、グレインを径方向に分割するようにした。
なおこの円筒膜の外径は、グレインが径方向に分割された内側グレイン、および外側グレインが燃焼しているときに、それぞれ発生させる必要のある推力の大きさによって決まる燃焼面を持つ、内側グレイン、および外側グレインにできる、大きさに決定すれば良い。
【００１２】
また、円筒膜の全長は、内側グレインの燃焼から、外側グレインの燃焼に移行させるために、グレインの先端より後方に、円筒膜の先端を配置することにより生じる差以上に、グレインの全長より短くなるようにすれば良い。
すなわち、円筒膜の後端がグレインの後端と一致するようにして、先端部で生じる差だけ、グレイン全長よりも円筒膜の長さが短くなるようにしても良く、または、内側グレイン、および外側グレインが燃焼しているときに、それぞれ発生させる必要のある推力の大きさによっては、円筒膜の後端がグレインの後端よりも前方に位置するように配置されて、先端部で生じる差に加えて、後端で生じる差の分、グレイン全長より短くなるようにすることもできる。
【００１３】
（２）円筒膜の後端から円柱状のグレインの径方向に突出させ、グレインの外周面まで伸ばされて、円筒膜で分割された外側グレインの後端を閉鎖して区画する端膜、
すなわち、端膜は、円筒膜がグレインの後端までグレインを内側グレインと外側グレインに分割するものであるときは、外側グレインの後端と一致するグレインの後端の円筒膜外周側を閉鎖して、外側グレインとして作動させ、円筒膜がグレインの後端よりも前方までを、分割するものであるときは、その位置まで分割されている外側グレインの後端を閉鎖して、外側グレインとして作動させるとともに、円筒体の後端より後方のグレインの全てを内側グレインとして作動させるようにすることもできる。
【００１４】
本発明の固体ロケットモータは、上述の手段により、
燃焼室に装填された円柱状のグレインを、全長と外径が、グレインより小さい円筒膜と端膜とからなる埋設式レストリクタによって、前端付近より後端に亘って、半径方向に内部分割し、分割された内側グレインの後端よりの端面燃焼に引き続き、外側グレインの前端よりの端面燃焼をさせることにより、燃焼長さが、同じ長さの燃焼室に装填される従来のグレインに比較して、最大２倍にでき、燃焼時間を約２倍にすることができる。
【００１５】
これにより、燃焼室を装備する機体を長くすることなく、また、長大化による不具合を発生させることなく、長時間の飛行ができる飛行体等が実現できる。
さらに、埋設式レストリクタの円筒膜の外径、若しくは端膜の軸方向の設置位置を変更することにより、燃焼時の推力の大きさを燃焼時間（燃焼位置）によって、任意に変えることができるようになる。
【００１６】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の固体ロケットモータの実施の一形態を、図面にもとづき説明する。
図１は本発明の固体ロケットモータの実施の第１形態を示す図で、図１（ａ）は縦断面図、図１（ｂ）は横断面図である。
【００１７】
図において、１は円筒状に形成され、後端部にノズル４を連結して設けた燃焼室である。
燃焼室１は、内周面に、外周レストリクタ３が張設されるとともに、図示しないライナを介して、内部に円柱状に成形されたグレイン２が装填されている。
【００１８】
グレイン２は、埋設式レストリクタ（Ｒｅｓｔｒｉｃｔｏｒ）５を構成する、長さ、直径がともにグレイン２の長さ、直径より小さい、円筒膜５１により、前端付近より後端面にかけて、半径方向に分割され、内側の円柱状の内側グレイン２１と外側の円環状の外側グレイン２２とに分割されるとともに、円筒膜５１の後端より、グレイン２の外周面、すなわち、グレイン２の外周面が当接する燃焼室１の内周面に張設された、外周レストリクタ３にまで延設された、同様に埋設式レストリクタ５を構成する端膜５２により、外側グレイン２２の後端面が被包されて区画されるようにしている。
また、円筒体６１の先端は、グレイン６２の先端より後方に間隔を設けて配置され、グレイン２の先端部は、内側グレイン２１と外側グレイン２２とに分割されない先端部非分割グレイン２４にしている。
【００１９】
なお、外周レストリクタ３、および埋設式レストリクタ５を構成する円筒膜５１、および端膜５２は、グレイン２に接着された厚さ数ｍｍ程度の燃焼制限材であり、これを張着することにより、グレイン２の燃焼の進行は阻止され、通常、ＥＰＤゴム、ウレタンゴム等の素材で成形されたものが用いられる。
【００２０】
本実施の形態の固体ロケットモータは、上述した構成にすることにより、図１に示す埋設式レストリクタ５を構成する端膜５２が貼付されていない、内側グレイン２１の後端面に、図示しない点火装置により着火されると、図２（ａ）に示すように、内側グレイン２１を燃焼退行し、グレイン２の先端と間隔を設けて設置された円筒膜５１の先端から、先端部非分割グレイン２４を経由して、外側グレイン２２の先端に燃焼が移り、外側グレイン２２を後端の端膜５２まで端面燃焼を行う。
【００２１】
図３は、従来の端面燃焼式の固体ロケットモータのスラストパターンＣと、これと同一のチャンバ長、胴径、グレインを有する、上述した実施の形態の固体ロケットモータのスラストパターンＡとの比較図である。
この図から、本実施の形態の固体ロケットモータでは、従来の固体ロケットモータと比較して、燃焼面積が小さくなる分、推力Ｔは小さくなるものの、長時間の燃焼が実現できることがわかる。
【００２２】
次に、図４は本発明の固体ロケットモータの実施の第２形態を示す図で、図４（ａ）は縦断面図、図４（ｂ）は横断面図である。
【００２３】
本実施の形態では、円筒膜５１の先端が、実施の第１形態と同様に、グレイン２の先端と間隔を設けて後方に設けられ、先端部非分割グレイン２４を設けるとともに、円筒膜５１の後端も、グレイン２の後端と間隔を設けて前方に設けられ、グレイン２の後端部に、後端部非分割グレイン２３を設けるようにしている。従って、円筒膜５１の後端から径方向に突出させて設ける端膜５２は、グレイン２の軸方向も分割することになり、実施の第１形態のものに比較して、外側グレイン２２は短くなっている。
【００２４】
本実施の形態の固体ロケットモータでは、グレイン２の後端面に着火されて、半径方向に分割されてない後端部非分割グレイン２３の端面燃焼が終了した後、実施の第１形態と同様にして、内側グレイン２１、先端部非分割グレイン２４、外側グレイン２２の順で燃焼が行われる。
【００２５】
図５は従来の端面燃焼式の固体ロケットモータのスラストパターンＣ、これと同一のチャンバ長、胴径、グレインを有する、上述した実施の形態の固体ロケットモータのスラストパターンＢとの比較図である。
この図から本実施の形態の固体ロケットモータでは、従来の固体ロケットモータと比較して、内側グレイン２１、外側グレイン２２の燃焼時には、燃焼面積が小さい分、推力Ｔは小さくなるものの長時間の燃焼が実現できるほか、燃焼初期には、従来の固体ロケットモータと同等の推力を発生できる。
従って、本実施の形態の固体ロケットモータでは、長時間燃焼フェーズの前段階として、短期間の大推力燃焼フェーズを要する、飛しょう体の推進装置等に適するものである。
【００２６】
なお、上述した実施の第１形態、および第２形態では、何れも内側グレイン２１燃焼時と外側グレイン２２燃焼時の推力は同じ、換言すれば内側グレイン２１と外側グレイン２２との燃焼面積が同一になるものとして説明したが、飛行体の飛しょうパターンに応じて、内側グレイン２１と外側グレイン２２の燃焼面積を変え、推力の大きさを変えるようにすることもできるものである。
【００２７】
【発明の効果】
以上、説明したように本発明の固体ロケットモータによれば、特許請求の範囲に示す構成により、
（１）グレイン特性一定の下で、固体ロケットモータの燃焼時間は、従来の固体ロケットモータのものの２倍程度となるので、燃焼室の延長なしに燃焼時間の延長が可能となる。
【００２８】
（２）また、一定の燃焼時間を、より短い燃焼室長で実現できる。
【００２９】
これにより、機体を長くすることなく、また、長大化による不具合を発生させることなく長時間の飛行ができる飛行体等が実現できる。
【００３０】
（３）さらに、埋設式レストリクタの円筒膜の外径、若しくは端膜の軸方向の設置位置を変更することにより、燃焼時の推力の大きさを任意に変えることができるようになる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の固体ロケットモータの実施の第１形態を示す図で、図１（ａ）は縦断面図、図１（ｂ）は横断面図，
【図２】図１に示す固体ロケットモータの燃焼時を示す縦断面図で、図２（ａ）は内側グレイン燃焼時を示す図、図２（ｂ）は外側グレイン燃焼時を示す図，
【図３】従来の端面燃焼式の固体ロケットモータのスラストパターンＣと、図１に示す固体ロケットモータのスラストパターンＡとの比較図，
【図４】図４は本発明の固体ロケットモータの実施の第２形態を示す図で、図４（ａ）は縦断面図、図４（ｂ）は横断面図，
【図５】従来の端面燃焼式の固体ロケットモータのスラストパターンＣと、図４に示す固体ロケットモータのスラストパターンＢとの比較図，
【図６】従来の端面燃焼式の固体ロケットモータを示す図で、図６（ａ）は縦断面図、図６（ｂ）は横断面図である。
【符号の説明】
１，０１ 燃焼室
２，０２ グレイン
２１ 内側グレイン
２２ 外側グレイン
２３ 後端部非分割グレイン
２４ 先端部非分割グレイン
３，０３ 外周レストリクタ
４，０４ ノズル
５ 埋設式レストリクタ
５１ 円筒膜
５２ 端膜[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a solid rocket motor that generates thrust of a flying object such as a flying object or a target drone that requires a long flight.
[0002]
[Prior art]
A rocket or solid rocket motor that generates thrust of a flying vehicle is a homogeneous solid propellant made of a substance containing enough oxygen to maintain combustion in the molecule, or a hybrid solid propellant that is a mixture of oxidant and fuel. The propellant is converted into a slurry-like fluid and injected directly into the pretreated combustion chamber by stretching an outer restrictor on the inner peripheral surface, or injected into another mold, and burned after molding. It is manufactured by loading it into the room.
The solid propellant charged in the combustion chamber and formed and solidified in this way is called a grain.
[0003]
FIG. 6 is a vertical cross-sectional view and a cross-sectional view of a solid rocket that employs an end face combustion method and can maximize the burning time among such solid rockets.
As shown in the figure, in a combustion chamber 01 made of a material such as high tensile strength steel, titanium alloy, or fiber reinforced plastics and made into a lightweight pressure vessel, an outer peripheral restrictor 03 stretched on an inner peripheral surface is provided. The grain 02 is loaded, and the rear end face of the grain 02 on the right side of the figure is ignited by an igniter (not shown), starting combustion, and the combustion surface retreats to the left side in parallel.
The combustion of the grains 02 generates a high-temperature, high-pressure combustion gas in the combustion chamber 01, and the combustion gas is blown backward from a nozzle 03 provided at the rear end of the combustion chamber 01, so that the combustion chamber 01 is discharged. Generate thrust on the equipped flying vehicle.
[0004]
The combustion time in such a solid rocket motor, that is, the time in which thrust can be generated, is generally determined by the grain volume loaded in the combustion chamber, that is, the product of the grain length and the grain cross-sectional area per unit time. It is approximately expressed as a value obtained by dividing the grain combustion volume, that is, the product of the combustion area and the combustion velocity, which is the regression velocity of the combustion surface.
Therefore, in the solid rocket motor adopting the end face combustion method shown in the figure, since the combustion area is equal to the cross-sectional area of the grain 02, the combustion time is equal to a value obtained by dividing the length of the grain 02 by the combustion speed.
[0005]
In addition, the burning speed varies depending on the type and composition of the grain 02, the gas pressure, the grain temperature, and the gas flow rate generated on the burning surface, and is usually in the range of 5.0 to 11.0 mm / s (5 MPa. 25 ° C.). is there.
[0006]
Therefore, when the combustion time is required to be extended under the condition that the combustion speed is constant and the grain characteristics and the combustion conditions are constant, the length of the grain 02, that is, the length of the combustion chamber 01 needs to be increased. There is.
[0007]
Therefore, in the case of flying objects and target drones that require long flight times, the length of the combustion chamber 01 becomes longer unless the grain characteristics etc. are changed. It becomes longer, and various inconveniences associated with this increase occur.
[0008]
In particular, an increase in the size of the airframe is a serious problem for an airplane, such as a flying object, which is required to be smaller and lighter and to have dynamic performance.
[0009]
[Problems to be solved by the invention]
The present invention solves the above-described problems of the conventional solid rocket motor, and can increase the combustion time without increasing the length of the combustion chamber, and can generate a long-time thrust on the flying object. It is an object to provide a rocket motor.
[0010]
[Means for Solving the Problems]
For this reason, the solid rocket motor of the present invention employs the following means.
A buried restrictor consisting of the following cylindrical film and end film, which prevents the grain from burning back, is loaded into the combustion chamber in the form of a column, and burns backward from the rear end face to generate thrust. It was buried inside the grain.
[0011]
(1) A tip is provided behind the tip of the grain loaded in the combustion chamber, and a columnar grain that is coaxially extended rearward through the interior of the grain and loaded in the combustion chamber is defined as: A cylindrical membrane that divides into inner cylindrical inner grains and outer annular outer grains,
That is, a cylindrical film smaller than the outer diameter and the total length of the columnar grains loaded inside the combustion chamber is buried concentrically inside the grains to divide the grains in the radial direction.
Note that the outer diameter of the cylindrical film has an inner grain having a combustion surface determined by the magnitude of the thrust that needs to be generated when the inner grain in which the grain is radially divided and when the outer grain is burning. , And the size can be determined as the outer grain.
[0012]
In addition, the total length of the cylindrical membrane is shorter than the total length of the grains, more than the difference caused by arranging the tip of the cylindrical membrane behind the tip of the grains to shift from burning the inner grains to burning the outer grains. What should be done.
That is, the rear end of the cylindrical membrane may coincide with the rear end of the grains, and the length of the cylindrical membrane may be shorter than the entire length of the grains by the difference generated at the front end, or the inner grains, and Depending on the amount of thrust that needs to be generated when the outer grains are burning, the rear end of the cylindrical film is arranged so as to be located ahead of the rear end of the grains, and the difference generated at the front end In addition to the above, the difference generated at the rear end may be shorter than the entire grain length.
[0013]
(2) an end membrane that projects radially from the rear end of the cylindrical membrane to the columnar grains, extends to the outer peripheral surface of the grains, and closes and separates the rear end of the outer grain divided by the cylindrical membrane;
In other words, when the end membrane is a cylinder membrane that divides the grains into inner grains and outer grains up to the rear end of the grains, close the outer peripheral side of the cylindrical membrane at the rear end of the grains that coincides with the rear end of the outer grains. When the cylindrical membrane is to be divided up to the front of the rear end of the grain, the rear end of the outer grain divided up to that position is closed, and the cylinder membrane is operated as the outer grain. At the same time, all of the grains behind the rear end of the cylindrical body may be operated as inner grains.
[0014]
The solid rocket motor of the present invention is provided by the means described above.
The columnar grain loaded in the combustion chamber is internally divided in the radial direction from the vicinity of the front end to the rear end by a buried restrictor having a total length and an outer diameter of a cylindrical film and an end film smaller than the grain, By burning the end surface of the divided inner grain from the rear end thereof to the end surface of the outer grain from the front end, the combustion length becomes longer than that of a conventional grain loaded in a combustion chamber of the same length. , At most, and the combustion time can be approximately doubled.
[0015]
As a result, it is possible to realize a flying object or the like that can fly for a long time without increasing the length of the body equipped with the combustion chamber and without causing a problem due to the increase in length.
Further, by changing the outer diameter of the cylindrical membrane of the embedded type restrictor or the axial installation position of the end membrane, the magnitude of thrust during combustion can be arbitrarily changed depending on the combustion time (combustion position). become.
[0016]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, an embodiment of the solid rocket motor of the present invention will be described with reference to the drawings.
FIG. 1 is a view showing a first embodiment of a solid rocket motor according to the present invention. FIG. 1 (a) is a longitudinal sectional view, and FIG. 1 (b) is a transverse sectional view.
[0017]
In the figure, reference numeral 1 denotes a combustion chamber formed in a cylindrical shape and provided with a nozzle 4 connected to a rear end thereof.
The combustion chamber 1 has an inner peripheral surface on which an outer peripheral restrictor 3 is stretched, and a column-shaped grain 2 loaded therein via a liner (not shown).
[0018]
The grain 2 is divided in the radial direction from the vicinity of the front end to the rear end face by the cylindrical film 51 having a length and a diameter smaller than the length and the diameter of the grain 2 and constituting the buried type restrictor (Restrictor) 5. Is divided into a cylindrical inner grain 21 and an outer annular outer grain 22, and the outer peripheral surface of the grain 2, that is, the combustion chamber 1 in contact with the outer peripheral surface of the grain 2 from the rear end of the cylindrical film 51. The rear film of the outer grain 22 is covered and partitioned by an end film 52 which also extends to the outer peripheral restrictor 3 and extends to the outer peripheral restrictor 3, similarly constituting the buried restrictor 5. ing.
Further, the tip of the cylindrical body 61 is disposed at an interval behind the tip of the grain 62, and the tip of the grain 2 is a tip non-divided grain 24 that is not divided into the inner grain 21 and the outer grain 22. .
[0019]
The cylindrical film 51 and the end film 52 that constitute the outer peripheral restrictor 3 and the buried restrictor 5 are a combustion restricting material having a thickness of about several mm adhered to the grains 2. The progress of the combustion of the grains 2 is prevented, and usually, a material molded from a material such as EPD rubber or urethane rubber is used.
[0020]
The solid rocket motor according to the present embodiment has the above-described configuration, and the ignition device (not shown) is provided on the rear end face of the inner grain 21 where the end film 52 constituting the buried restrictor 5 shown in FIG. As shown in FIG. 2A, the inner grain 21 burns and retreats, and the tip end non-divided grain 24 is separated from the tip of the cylindrical film 51 provided at an interval from the tip of the grain 2 as shown in FIG. Then, the combustion is transferred to the front end of the outer grain 22, and the end face of the outer grain 22 is burnt to the rear end film 52.
[0021]
FIG. 3 is a comparison diagram of the thrust pattern C of the conventional end-burning type solid rocket motor and the thrust pattern A of the solid rocket motor of the above-described embodiment having the same chamber length, body diameter, and grain. It is.
From this figure, it can be seen that the solid rocket motor of the present embodiment can achieve long-time combustion although the thrust T is reduced by the reduced combustion area as compared with the conventional solid rocket motor.
[0022]
Next, FIG. 4 is a view showing a second embodiment of the solid rocket motor of the present invention. FIG. 4 (a) is a longitudinal sectional view, and FIG. 4 (b) is a transverse sectional view.
[0023]
In the present embodiment, the distal end of the cylindrical film 51 is provided behind the distal end of the grain 2 with an interval in the same manner as in the first embodiment, and the distal end non-divided grains 24 are provided. The rear end is also provided forward with an interval from the rear end of the grain 2, and a rear end non-divided grain 23 is provided at the rear end of the grain 2. Therefore, the end film 52 provided so as to protrude in the radial direction from the rear end of the cylindrical film 51 also divides the axial direction of the grains 2, and the outer grains 22 are shorter than those of the first embodiment. Has become.
[0024]
In the solid rocket motor of the present embodiment, the rear end face of the grain 2 is ignited, and after the end face combustion of the rear end non-split grain 23 that is not split in the radial direction ends, the solid rocket motor is operated in the same manner as the first embodiment. Thus, combustion is performed in the order of the inner grain 21, the tip non-divided grain 24, and the outer grain 22.
[0025]
FIG. 5 is a diagram showing a comparison between a thrust pattern C of a conventional end-burning solid rocket motor and a thrust pattern B of the solid rocket motor of the above-described embodiment having the same chamber length, body diameter, and grain. .
From this figure, in the solid rocket motor according to the present embodiment, when the inner grain 21 and the outer grain 22 are burned, the thrust T is reduced due to the smaller burning area, but the prolonged combustion is performed as compared with the conventional solid rocket motor. In addition, at the initial stage of combustion, a thrust equivalent to that of a conventional solid rocket motor can be generated.
Therefore, the solid rocket motor according to the present embodiment is suitable for a flying object propulsion device or the like that requires a short-time large thrust combustion phase before the long-time combustion phase.
[0026]
In the first embodiment and the second embodiment described above, the thrust at the time of burning the inner grain 21 and the thrust at the time of burning the outer grain 22 are the same, in other words, the combustion area of the inner grain 21 and the outer grain 22 is the same. However, it is also possible to change the combustion area of the inner grain 21 and the outer grain 22 to change the magnitude of the thrust according to the flying pattern of the flying object.
[0027]
【The invention's effect】
As described above, according to the solid rocket motor of the present invention, according to the configuration shown in the claims,
(1) The combustion time of the solid rocket motor is about twice as long as that of the conventional solid rocket motor when the grain characteristics are constant, so that the combustion time can be extended without extending the combustion chamber.
[0028]
(2) A constant combustion time can be realized with a shorter combustion chamber length.
[0029]
As a result, it is possible to realize a flying object or the like that can fly for a long time without increasing the length of the body and without causing a problem due to an increase in length.
[0030]
(3) Further, by changing the outer diameter of the cylindrical membrane of the embedded type restrictor or the axial installation position of the end membrane, the magnitude of the thrust during combustion can be arbitrarily changed.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a view showing a first embodiment of a solid rocket motor according to the present invention, wherein FIG. 1 (a) is a longitudinal sectional view, FIG. 1 (b) is a transverse sectional view,
2A and 2B are longitudinal sectional views showing the solid rocket motor shown in FIG. 1 during combustion, wherein FIG. 2A is a diagram showing inner grain combustion, FIG. 2B is a diagram showing outer grain combustion,
FIG. 3 is a comparison diagram of a thrust pattern C of the conventional end combustion solid rocket motor and a thrust pattern A of the solid rocket motor shown in FIG.
FIG. 4 is a view showing a second embodiment of the solid rocket motor of the present invention. FIG. 4 (a) is a longitudinal sectional view, FIG. 4 (b) is a transverse sectional view,
FIG. 5 is a diagram showing a comparison between a thrust pattern C of the conventional end combustion solid rocket motor and a thrust pattern B of the solid rocket motor shown in FIG. 4,
6A and 6B are views showing a conventional end-burning solid rocket motor, in which FIG. 6A is a longitudinal sectional view and FIG. 6B is a transverse sectional view.
[Explanation of symbols]
1,01 Combustion chamber 2,02 Grain 21 Inner grain 22 Outer grain 23 Rear end non-split grain 24 Front end non-split grain 3,03 Outer circumference restrictor 4,04 Nozzle 5 Embedded type restrictor 51 Cylindrical film 52 End film
