JP4026793B2 - ロケットモータ - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はロケットモータに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ロケットモータは種々の目的に用いられているが、例えばその先端部に被推進体を取り付け、推進薬を点火させて、この被推進体を共に空間に飛翔させるようにしている場合がある。この被推進体をある空間位置でロケットモータから切り離すのに従来はこの被推進体とロケットモータとを結合させている結合体をリモートコントロールにより、例えば火薬を発火させて破壊し、この被推進体をロケットモータから分離するようにしているが、ロケットモータの推力が作用している間ではこのロケットモータの推力が大きく、切り離そうとしてもロケットモータと共にこれまでの推進方向に飛行し、目的とする地点に正確に落下させることが困難であった。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は上述の問題に鑑みてなされ、ロケットにより推進される被推進体を正確に目標とする地点に落下させることの出来るロケットモータを提供することを課題とする。
【０００４】
【発明の実施の形態】
図１乃至図４は第１の実施の形態を示し、図１は本実施の形態によるロケットモータの全体を示すが、ほゞ円筒状の本体１内には推進薬２が内蔵されており、その一端部には噴出ノズル口３を取り付けている。また、他端部には圧力解放機構Ｑを結合させた点火装置４が取り付けられている。更に、圧力解放機構Ｑの直前には被推進物Ｍが取り付けられている。
【０００５】
図２は本圧力解放機構の作動前の状態を示すが、点火装置４の主たる構成である円筒状の点火ケーシング５１（イニシエータは図示せず）には周壁部に多数の孔が形成されており、ここに補助点火薬、主点火薬を充填させている。
【０００６】
本体１は図２及び図４に図示されるように、圧力解放機構Ｑを挟んで被推進物Ｍに結合される。
【０００７】
すなわち、本体１の他端部１ａには開口５７が形成されており、これに円錐台形状のカバーもしくは閉塞体５２が、その底壁部においてＯリング（図示せず）を介して嵌着されている。このカバー５２の左端部は、本体１と共に図４に図示されるようなカップリング５３により、被推進体Ｍの環状端部Ｍａと結合されている。カバー５２の外周縁部には４個の係合片５５が一体的に形成されており、この係合片５５に長孔５５ａが形成されている。閉塞体５２の中央部には点火装置４のケーシング５１を嵌着させており、やはり図４に明示されるように、本体１の端部に一体的に形成された円筒状の取付部５８の周壁部に等間角度間隔で４個形成された孔ｈに整列して嵌着されており、ピンｐをこの孔及び長孔５５ａに挿通させることにより、後述する圧力解放時にはカバー５２がその長孔５５ａに沿ってガイドされるように構成されている。
【０００８】
カップリング５３は、図４に図示されるように、半円弧状のリング部５３ａ、５３ｂとから成り、これらリング部５３ａ、５３ｂの一端部はヒンジＨで結合されており、他端部にはボルトｂ及びボルト挿通孔形成体ａがそれぞれ取り付けられており、取付部ａの付近にカップリング５３の破壊用火薬を埋め込ませている。カップリング５３はボルトｂを取付部ａに挿通させて、ナットにより一体化され、本体１と被推進部Ｍとを堅固に結合する。
【０００９】
本発明の第１の実施の形態は以上のように構成されるが、次にその作用について説明する。
【００１０】
通常の作用においては、ロケットモータは被推進物Ｍをその先端部に取り付けてなり、点火装置４により中空形状の推進薬２が点火されると、この推進薬２は径方向に燃焼していき、推進ガスを発生する。噴出ノズル口３からこの推進ガスを噴出して、空中に発射される。今、被推進物Ｍを落下させたい位置から演算して、その被推進物Ｍを分離するタイミングに至ったとする。地上から又はプログラミングした自動によりカップリングリング５３の取付部ａの付近に埋設した火薬を点火する指令を送る。火薬の爆発力によってカップリング５３はこの取付部分で破壊される。よって被推進物Ｍは本体１から分離して、その時の速度で、慣性で、その移行を続行するが、駆動力を受けないために、やがて自然落下し、所定の位置に落下する。他方、圧力解放機構Ｑにおけるカバー５２は、カップリング５３による緊縛力が解放されることにより、また本体１内のこの時発生しているガス圧を受けて、図３に明示されるように、カバー５２は係合片５５の長孔５５ａに案内されて、ロケットモータの推進方向に移動し、本体１内の推進ガスを矢印Ｇで示す方向に解放する。この推進ガスＧの方向は被推進物Ｍの径よりも大なる径外方に噴出することにより、この被推進物Ｍの軌道には何ら影響することなく、また本体１内の圧力は噴出ノズル口３からの噴出ガスの方向成分よりやや大きな推力と逆の成分（図示の例では約４５度の方向に）を有するので、この逆噴射力でこのロケットモータはこれまでの推進力を大幅に減少させ、従って被推進物Ｍは円滑に本体１から離脱し、本体１の速度は急速に減少し、下方に落下していく。
【００１１】
図５乃至図７は本発明の第２の実施の形態を示すが、図において本体１は図１において示したものと同様な形状を呈するが、その他端部に結合される圧力解放機構Ｑ’の構造が異なる。すなわち、図５及び図６に示すように本体１の他端部６１は図示するように推進方向に関し、内方側に傾斜したテーパー状を呈し、これに丸孔開口６１ａが多数形成され、ここに塞栓６５が嵌着されている。この他端部６１は被推進体Ｍとカップリング６３により結合されている。この構造は図７に図示されるように二つの円弧状の部材６３ａ、６３ｂとからなり、これら部材６３ａ、６３ｂの両端部においてボルトｂ及びこれを挿通させる取付部ａを取り付けており、取付部ａ付近にはボルトｂ及び取付部ａの破壊用火薬を埋設している。また、本体１の他端部の中央部には椀状の点火装置取付部材６８が固定されており、この部材６８の径外方に上述の開口６１ａが形成されている。
【００１２】
本発明の第２の実施の形態は以上のように構成されるが、次にその作用について説明する。
【００１３】
まず、通常の作用について説明すると、点火装置４の点火により、推進薬２が点火すると、本体１内に高圧の推進ガスが発生し、これが噴出ノズル口３から噴出して、ロケットモータが発射される。今、ある目標地点に対応する空間中のある位置において被推進体Ｍを分離するべきであると、地上のコントロールタワーが判断するか予めプログラムされて指令が出されると、取付部ａ付近に埋設されている火薬を点火し、カップリング６３を破壊する。これにより、被推進体Ｍが本体１から離脱し、推進力を失って以後、重力の作用を受けて、所定の運動を行う。なお、カップリング６３が破壊されることにより、塞栓６５が本体１内の高圧力を受けて推進方向に関し、径外方向へ飛び出し、推進ガスＧを矢印で示す如く径外方へ噴出する。これにより、本体１は噴出ノズル口３からの噴出ガス力に対し、それよりやや大きな逆噴射力となり、これまでの駆動力が大幅に減少する。これにより被推進体Ｍは滑らかに本体１から離脱する。他方、本体１は速度を０へと減少させる。
【００１４】
以上、本発明の第１及び第２の実施の形態においては、推進物Ｍの分離について説明したが、倉庫内にロケットモータを収納時に何らかの事故により、本体内に高圧が発生した場合には第１の実施の形態では、カップリング５３のボルトねじによる結合力に打ち勝ってこれを破壊し、この時の本体１内の内圧により、図３に示すように外方にカバー５２を押し出す。これにより、噴出ノズル口３からの噴出ガスの噴出方向に成分を有する燃料ガスＧの逆噴射により、ロケットモータの駆動力は低下し、危険な場所に飛ぶのを防止することができる。
【００１５】
又、被推進物Ｍに代えて単にカップリング５３、６３により、結合される治具のごとき、物体を想定したとすれば、この状態で倉庫などに収納しておいて、不測の事故で推進薬２が点火して高圧が発生すると、このカップリング５３、６３を介する圧力解放機構Ｑ、Ｑ’の作動により、本体１内のこの高圧を解放して、このロケットモータが倉庫内で暴れ回って周囲の機器や人体に局所的に悪影響を与えるのを防止することができる。
【００１６】
すなわち、本発明によれば、被推進物を円滑に離脱して、目標とする地点に正確に落下させるのみならず、安全機構としても作用することができる。
【００１７】
以上、本発明の実施の形態について説明したが、勿論、本発明はこれらに限定されることなく、本発明の技術的思想に基づいて種々の変形が可能である。
【００１８】
例えば、以上の実施の形態においては、遠隔操作でカップリング５３、６３の取付部ａ付近に埋設させた火薬に点火させるようにしたが、これに代えてこのカップリングに油圧機構や電気駆動機構を備えて、これを必要な時に遠隔操作してカップリング５３、６３を破壊するようにしてもよい。
【００１９】
【発明の効果】
以上述べたように、本発明のロケットモータによれば、被推進物を目標とする地点に正確に落下させることができ、また倉庫内に収納する場合に、不測の事故があっても、安全に対処することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施の形態によるロケットモータの全体を示す側面図である。
【図２】本発明の第１の実施の形態によるロケットモータの要部破断正面図である。
【図３】本発明の第１の実施の形態によるロケットモータの要部の作動後の一部破断正面図である。
【図４】本発明の第１の実施の形態によるロケットモータの分解斜視図である。
【図５】本発明の第２の実施の形態によるロケットモータの要部の部分破断側面図である。
【図６】本発明の第２の実施の形態によるロケットモータの要部の作動後の部分破断側面図である。
【図７】本発明の第２の実施の形態によるロケットモータの分解斜視図である。
【符号の説明】
１ 本体
２ 推進薬
３ 噴出口
４ 点火装置
５ ノズル
Ｍ 被推進物
Ｑ 圧力解放機構
Ｑ’ 圧力解放機構
【発明の属する技術分野】
本発明はロケットモータに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ロケットモータは種々の目的に用いられているが、例えばその先端部に被推進体を取り付け、推進薬を点火させて、この被推進体を共に空間に飛翔させるようにしている場合がある。この被推進体をある空間位置でロケットモータから切り離すのに従来はこの被推進体とロケットモータとを結合させている結合体をリモートコントロールにより、例えば火薬を発火させて破壊し、この被推進体をロケットモータから分離するようにしているが、ロケットモータの推力が作用している間ではこのロケットモータの推力が大きく、切り離そうとしてもロケットモータと共にこれまでの推進方向に飛行し、目的とする地点に正確に落下させることが困難であった。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は上述の問題に鑑みてなされ、ロケットにより推進される被推進体を正確に目標とする地点に落下させることの出来るロケットモータを提供することを課題とする。
【０００４】
【発明の実施の形態】
図１乃至図４は第１の実施の形態を示し、図１は本実施の形態によるロケットモータの全体を示すが、ほゞ円筒状の本体１内には推進薬２が内蔵されており、その一端部には噴出ノズル口３を取り付けている。また、他端部には圧力解放機構Ｑを結合させた点火装置４が取り付けられている。更に、圧力解放機構Ｑの直前には被推進物Ｍが取り付けられている。
【０００５】
図２は本圧力解放機構の作動前の状態を示すが、点火装置４の主たる構成である円筒状の点火ケーシング５１（イニシエータは図示せず）には周壁部に多数の孔が形成されており、ここに補助点火薬、主点火薬を充填させている。
【０００６】
本体１は図２及び図４に図示されるように、圧力解放機構Ｑを挟んで被推進物Ｍに結合される。
【０００７】
すなわち、本体１の他端部１ａには開口５７が形成されており、これに円錐台形状のカバーもしくは閉塞体５２が、その底壁部においてＯリング（図示せず）を介して嵌着されている。このカバー５２の左端部は、本体１と共に図４に図示されるようなカップリング５３により、被推進体Ｍの環状端部Ｍａと結合されている。カバー５２の外周縁部には４個の係合片５５が一体的に形成されており、この係合片５５に長孔５５ａが形成されている。閉塞体５２の中央部には点火装置４のケーシング５１を嵌着させており、やはり図４に明示されるように、本体１の端部に一体的に形成された円筒状の取付部５８の周壁部に等間角度間隔で４個形成された孔ｈに整列して嵌着されており、ピンｐをこの孔及び長孔５５ａに挿通させることにより、後述する圧力解放時にはカバー５２がその長孔５５ａに沿ってガイドされるように構成されている。
【０００８】
カップリング５３は、図４に図示されるように、半円弧状のリング部５３ａ、５３ｂとから成り、これらリング部５３ａ、５３ｂの一端部はヒンジＨで結合されており、他端部にはボルトｂ及びボルト挿通孔形成体ａがそれぞれ取り付けられており、取付部ａの付近にカップリング５３の破壊用火薬を埋め込ませている。カップリング５３はボルトｂを取付部ａに挿通させて、ナットにより一体化され、本体１と被推進部Ｍとを堅固に結合する。
【０００９】
本発明の第１の実施の形態は以上のように構成されるが、次にその作用について説明する。
【００１０】
通常の作用においては、ロケットモータは被推進物Ｍをその先端部に取り付けてなり、点火装置４により中空形状の推進薬２が点火されると、この推進薬２は径方向に燃焼していき、推進ガスを発生する。噴出ノズル口３からこの推進ガスを噴出して、空中に発射される。今、被推進物Ｍを落下させたい位置から演算して、その被推進物Ｍを分離するタイミングに至ったとする。地上から又はプログラミングした自動によりカップリングリング５３の取付部ａの付近に埋設した火薬を点火する指令を送る。火薬の爆発力によってカップリング５３はこの取付部分で破壊される。よって被推進物Ｍは本体１から分離して、その時の速度で、慣性で、その移行を続行するが、駆動力を受けないために、やがて自然落下し、所定の位置に落下する。他方、圧力解放機構Ｑにおけるカバー５２は、カップリング５３による緊縛力が解放されることにより、また本体１内のこの時発生しているガス圧を受けて、図３に明示されるように、カバー５２は係合片５５の長孔５５ａに案内されて、ロケットモータの推進方向に移動し、本体１内の推進ガスを矢印Ｇで示す方向に解放する。この推進ガスＧの方向は被推進物Ｍの径よりも大なる径外方に噴出することにより、この被推進物Ｍの軌道には何ら影響することなく、また本体１内の圧力は噴出ノズル口３からの噴出ガスの方向成分よりやや大きな推力と逆の成分（図示の例では約４５度の方向に）を有するので、この逆噴射力でこのロケットモータはこれまでの推進力を大幅に減少させ、従って被推進物Ｍは円滑に本体１から離脱し、本体１の速度は急速に減少し、下方に落下していく。
【００１１】
図５乃至図７は本発明の第２の実施の形態を示すが、図において本体１は図１において示したものと同様な形状を呈するが、その他端部に結合される圧力解放機構Ｑ’の構造が異なる。すなわち、図５及び図６に示すように本体１の他端部６１は図示するように推進方向に関し、内方側に傾斜したテーパー状を呈し、これに丸孔開口６１ａが多数形成され、ここに塞栓６５が嵌着されている。この他端部６１は被推進体Ｍとカップリング６３により結合されている。この構造は図７に図示されるように二つの円弧状の部材６３ａ、６３ｂとからなり、これら部材６３ａ、６３ｂの両端部においてボルトｂ及びこれを挿通させる取付部ａを取り付けており、取付部ａ付近にはボルトｂ及び取付部ａの破壊用火薬を埋設している。また、本体１の他端部の中央部には椀状の点火装置取付部材６８が固定されており、この部材６８の径外方に上述の開口６１ａが形成されている。
【００１２】
本発明の第２の実施の形態は以上のように構成されるが、次にその作用について説明する。
【００１３】
まず、通常の作用について説明すると、点火装置４の点火により、推進薬２が点火すると、本体１内に高圧の推進ガスが発生し、これが噴出ノズル口３から噴出して、ロケットモータが発射される。今、ある目標地点に対応する空間中のある位置において被推進体Ｍを分離するべきであると、地上のコントロールタワーが判断するか予めプログラムされて指令が出されると、取付部ａ付近に埋設されている火薬を点火し、カップリング６３を破壊する。これにより、被推進体Ｍが本体１から離脱し、推進力を失って以後、重力の作用を受けて、所定の運動を行う。なお、カップリング６３が破壊されることにより、塞栓６５が本体１内の高圧力を受けて推進方向に関し、径外方向へ飛び出し、推進ガスＧを矢印で示す如く径外方へ噴出する。これにより、本体１は噴出ノズル口３からの噴出ガス力に対し、それよりやや大きな逆噴射力となり、これまでの駆動力が大幅に減少する。これにより被推進体Ｍは滑らかに本体１から離脱する。他方、本体１は速度を０へと減少させる。
【００１４】
以上、本発明の第１及び第２の実施の形態においては、推進物Ｍの分離について説明したが、倉庫内にロケットモータを収納時に何らかの事故により、本体内に高圧が発生した場合には第１の実施の形態では、カップリング５３のボルトねじによる結合力に打ち勝ってこれを破壊し、この時の本体１内の内圧により、図３に示すように外方にカバー５２を押し出す。これにより、噴出ノズル口３からの噴出ガスの噴出方向に成分を有する燃料ガスＧの逆噴射により、ロケットモータの駆動力は低下し、危険な場所に飛ぶのを防止することができる。
【００１５】
又、被推進物Ｍに代えて単にカップリング５３、６３により、結合される治具のごとき、物体を想定したとすれば、この状態で倉庫などに収納しておいて、不測の事故で推進薬２が点火して高圧が発生すると、このカップリング５３、６３を介する圧力解放機構Ｑ、Ｑ’の作動により、本体１内のこの高圧を解放して、このロケットモータが倉庫内で暴れ回って周囲の機器や人体に局所的に悪影響を与えるのを防止することができる。
【００１６】
すなわち、本発明によれば、被推進物を円滑に離脱して、目標とする地点に正確に落下させるのみならず、安全機構としても作用することができる。
【００１７】
以上、本発明の実施の形態について説明したが、勿論、本発明はこれらに限定されることなく、本発明の技術的思想に基づいて種々の変形が可能である。
【００１８】
例えば、以上の実施の形態においては、遠隔操作でカップリング５３、６３の取付部ａ付近に埋設させた火薬に点火させるようにしたが、これに代えてこのカップリングに油圧機構や電気駆動機構を備えて、これを必要な時に遠隔操作してカップリング５３、６３を破壊するようにしてもよい。
【００１９】
【発明の効果】
以上述べたように、本発明のロケットモータによれば、被推進物を目標とする地点に正確に落下させることができ、また倉庫内に収納する場合に、不測の事故があっても、安全に対処することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施の形態によるロケットモータの全体を示す側面図である。
【図２】本発明の第１の実施の形態によるロケットモータの要部破断正面図である。
【図３】本発明の第１の実施の形態によるロケットモータの要部の作動後の一部破断正面図である。
【図４】本発明の第１の実施の形態によるロケットモータの分解斜視図である。
【図５】本発明の第２の実施の形態によるロケットモータの要部の部分破断側面図である。
【図６】本発明の第２の実施の形態によるロケットモータの要部の作動後の部分破断側面図である。
【図７】本発明の第２の実施の形態によるロケットモータの分解斜視図である。
【符号の説明】
１ 本体
２ 推進薬
３ 噴出口
４ 点火装置
５ ノズル
Ｍ 被推進物
Ｑ 圧力解放機構
Ｑ’ 圧力解放機構
Claims (4)
- 推進薬を内蔵するほゞ円筒状の本体と、該本体の一端部に設けられた噴出ノズル口と、前記本体内で他端部に設けられた点火手段とを備えたロケットモータにおいて、前記他端部に圧力解放機構及び被推進体を取り付けるためのカップリングを設け、前記被推進体を前記本体から切り離す場合には、前記カップリングを破壊し、前記圧力解放機構を作動させて、前記本体内のガスを推進方向に関し、前記被推進体の背面に当たらないように斜め外方に噴出させるようにしたことを特徴とするロケットモータ。
- 前記圧力解放機構は、前記本体の他端部の開口に嵌着されたほゞ円錐台形状の閉塞体で成り、該閉塞体の端部が前記被推進体の環状端部と前記本体の他端部と共に前記カップリングにより結合させるようにしたことを特徴とする請求項１に記載のロケットモータ。
- 前記閉塞体は前記他端部と一体的に推進方向に延びる複数の係合部を設けており、前記本体の他端部の周壁部に固定させた複数のピンを、これら係合部の長孔に係合させていることを特徴とする請求項２に記載のロケットモータ。
- 前記圧力解放機構は、前記本体の他端部のテーパ状の外周壁に形成した複数の開口と、該開口にそれぞれ嵌着した塞栓とから成り、前記テーパー状の外周壁と前記被推進体の環状端部とを、前記塞栓を被覆するように前記カップリングにより結合したことを特徴とする請求項１に記載のロケットモータ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18816798A JP4026793B2 (ja) | 1998-06-18 | 1998-06-18 | ロケットモータ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18816798A JP4026793B2 (ja) | 1998-06-18 | 1998-06-18 | ロケットモータ |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000008957A JP2000008957A (ja) | 2000-01-11 |
| JP4026793B2 true JP4026793B2 (ja) | 2007-12-26 |
Family
ID=16218933
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18816798A Expired - Fee Related JP4026793B2 (ja) | 1998-06-18 | 1998-06-18 | ロケットモータ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4026793B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104034212A (zh) * | 2014-05-28 | 2014-09-10 | 晋西工业集团有限责任公司 | 一种火箭弹连接分离机构 |
Families Citing this family (5)
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| JP5602106B2 (ja) | 2011-07-14 | 2014-10-08 | 三菱重工業株式会社 | 燃焼ガス供給制御機構 |
| KR101418107B1 (ko) * | 2013-02-07 | 2014-07-10 | 엘아이지넥스원 주식회사 | 부스터를 구비하는 비행체 |
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-
1998
- 1998-06-18 JP JP18816798A patent/JP4026793B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104034212A (zh) * | 2014-05-28 | 2014-09-10 | 晋西工业集团有限责任公司 | 一种火箭弹连接分离机构 |
| CN104034212B (zh) * | 2014-05-28 | 2015-12-09 | 晋西工业集团有限责任公司 | 一种火箭弹连接分离机构 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2000008957A (ja) | 2000-01-11 |
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