JPH02150700A - ラムジェット推進弾 - Google Patents
ラムジェット推進弾Info
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- JPH02150700A JPH02150700A JP30497988A JP30497988A JPH02150700A JP H02150700 A JPH02150700 A JP H02150700A JP 30497988 A JP30497988 A JP 30497988A JP 30497988 A JP30497988 A JP 30497988A JP H02150700 A JPH02150700 A JP H02150700A
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
（産業上の利用分野）
この発明は、砲弾にラムジェットエンジンを組み込んだ
噴進加速弾として利用されるラムジェット推進弾に関す
るものである。 （従来の技術） 従来、砲弾にラムジェットエンジンを組み込んだラムジ
ェット推進弾としては、例えば第２図に示す構造を有す
るものがあった。 すなわち、第２図に示すラムジェット推進弾５１は、外
筒５２の一端側に空気取入口５３を備えると共に他端側
にノズル５４を備え、外筒５２の内周部には固体燃料５
５を備え、固体燃料５５の内周側空間を燃焼室５６とし
た構造を有するものである。 このような構造を有するラムジェット推進弾５１におい
て、仮想線で示す砲身５６から超音速で射出されると、
空気取入口５３において衝撃波が形成され、超音速の空
気はこの衝撃波を通過して亜音速の空気へと減速し、圧
力および温度を回復する。 この場合の回復圧力（Ｐｏ）および回復温度（Ｔｏ）は
、 γ Ｈ：飛翔高度（Ｋ ｍ ） （大気静圧Ｐが決まる。） Ｍ：飛翔速度（マツハ数） Ｐ：大気静圧（ａｔｍ） Ｔ：大気静温（Ｋ） γ：空気比熱比（γ） であられされ、例えば、海面上（Ｈ＝ＯＫｍ）を飛翔す
るときは、Ｐ＝１ａｔｍ、ｔ＝２８８ Ｋに１５℃）
、γ＝１．４であり、飛翔速度Ｍ＝４の場合には、 回復圧力Ｐ０４１５０ａｔｍ 回復温度Ｔ。〜１２１０ Ｋ（＆９９３７℃）となる
。 そこで、圧力および温度が回復した高温の亜音速の空気
は燃焼室５６内に流入し、外筒５２の内周部に固定され
固体燃料５５を加熱分解して分解ガスを発生させ、この
分解ガスと高温の空気とが混合して着火・燃焼し、燃焼
によって高温となったガスはさらに固体燃料５５を分解
しながらノズル５４から噴出することにより推力を得る
ものである。 なお、この種のラムジェットエンジンを組み込んだ噴進
加速型のラムジェット推進弾トｌ、テｔ＊、例えば、ｒ
ＤＥｓＩＧＮ ＡＮＤＤＥＶＥＬＯＰＭＥＮＴ Ｏ
Ｆ Ａ ＲＡＭ−ＪＥＴ ＴＡＮＫ ＴＲＡＩ
ＮＩＮＧＲＯＵＮＤ （８ｔｈ Ｉ ｎ ｔ
ｅ ｒ ｎ ａｔｉｏｎａｌ Ｓｙｍｐｏｓ
ｉｕｍ ｏｎＢａｌｌｉｓｔｉｃｓ、１９８４）（７
）第■−２７頁〜第■−３４頁や、ｒ最近防衛技術大成
」 （株式会社 Ｒ＆Ｄプランニング 昭和６０年２月
１１日発行）の第１９１頁に記載されたものがある。 （発明が解決しようとする課題） しかしながら、このような従来のラムジェット推進弾５
１にあっては、固体燃料５５の着火源として、空気取入
口５３から取入れられて衝撃波を通過することにより圧
力および温度が回復した亜音速の高温の空気を用いる構
造となっていたため、ラムジェット推進弾５１の飛翔速
度によって空気の温度が変動したときや、固体燃料５５
の種類あるいは環境および保管状況等によって着火しに
くいものであるときに、固体燃料５５に対して速やかに
そして確実に着火させるのが困難である場合がないとは
いえないという課題があった。 （発明の目的） この発明は、このような従来の課題に着目してなされた
ものであって、ラムジェット推進弾の飛翔速度によって
空気の温度が多少変動したときでも、また、固体燃料が
多少着火のしにくいものであるときでも、固体燃料の着
火を速やかにそして確実に行わせるようにすることが可
能であるラムジェット推進弾を提供することを目的とし
ている。
噴進加速弾として利用されるラムジェット推進弾に関す
るものである。 （従来の技術） 従来、砲弾にラムジェットエンジンを組み込んだラムジ
ェット推進弾としては、例えば第２図に示す構造を有す
るものがあった。 すなわち、第２図に示すラムジェット推進弾５１は、外
筒５２の一端側に空気取入口５３を備えると共に他端側
にノズル５４を備え、外筒５２の内周部には固体燃料５
５を備え、固体燃料５５の内周側空間を燃焼室５６とし
た構造を有するものである。 このような構造を有するラムジェット推進弾５１におい
て、仮想線で示す砲身５６から超音速で射出されると、
空気取入口５３において衝撃波が形成され、超音速の空
気はこの衝撃波を通過して亜音速の空気へと減速し、圧
力および温度を回復する。 この場合の回復圧力（Ｐｏ）および回復温度（Ｔｏ）は
、 γ Ｈ：飛翔高度（Ｋ ｍ ） （大気静圧Ｐが決まる。） Ｍ：飛翔速度（マツハ数） Ｐ：大気静圧（ａｔｍ） Ｔ：大気静温（Ｋ） γ：空気比熱比（γ） であられされ、例えば、海面上（Ｈ＝ＯＫｍ）を飛翔す
るときは、Ｐ＝１ａｔｍ、ｔ＝２８８ Ｋに１５℃）
、γ＝１．４であり、飛翔速度Ｍ＝４の場合には、 回復圧力Ｐ０４１５０ａｔｍ 回復温度Ｔ。〜１２１０ Ｋ（＆９９３７℃）となる
。 そこで、圧力および温度が回復した高温の亜音速の空気
は燃焼室５６内に流入し、外筒５２の内周部に固定され
固体燃料５５を加熱分解して分解ガスを発生させ、この
分解ガスと高温の空気とが混合して着火・燃焼し、燃焼
によって高温となったガスはさらに固体燃料５５を分解
しながらノズル５４から噴出することにより推力を得る
ものである。 なお、この種のラムジェットエンジンを組み込んだ噴進
加速型のラムジェット推進弾トｌ、テｔ＊、例えば、ｒ
ＤＥｓＩＧＮ ＡＮＤＤＥＶＥＬＯＰＭＥＮＴ Ｏ
Ｆ Ａ ＲＡＭ−ＪＥＴ ＴＡＮＫ ＴＲＡＩ
ＮＩＮＧＲＯＵＮＤ （８ｔｈ Ｉ ｎ ｔ
ｅ ｒ ｎ ａｔｉｏｎａｌ Ｓｙｍｐｏｓ
ｉｕｍ ｏｎＢａｌｌｉｓｔｉｃｓ、１９８４）（７
）第■−２７頁〜第■−３４頁や、ｒ最近防衛技術大成
」 （株式会社 Ｒ＆Ｄプランニング 昭和６０年２月
１１日発行）の第１９１頁に記載されたものがある。 （発明が解決しようとする課題） しかしながら、このような従来のラムジェット推進弾５
１にあっては、固体燃料５５の着火源として、空気取入
口５３から取入れられて衝撃波を通過することにより圧
力および温度が回復した亜音速の高温の空気を用いる構
造となっていたため、ラムジェット推進弾５１の飛翔速
度によって空気の温度が変動したときや、固体燃料５５
の種類あるいは環境および保管状況等によって着火しに
くいものであるときに、固体燃料５５に対して速やかに
そして確実に着火させるのが困難である場合がないとは
いえないという課題があった。 （発明の目的） この発明は、このような従来の課題に着目してなされた
ものであって、ラムジェット推進弾の飛翔速度によって
空気の温度が多少変動したときでも、また、固体燃料が
多少着火のしにくいものであるときでも、固体燃料の着
火を速やかにそして確実に行わせるようにすることが可
能であるラムジェット推進弾を提供することを目的とし
ている。
（課題を解決するための手段）
この発明は、外筒の一端側に空気取入口を備えると共に
他端側にノズルを備え、外筒の内周部には固体燃料を備
えたラムジェット方式の推進弾において、前記固体燃料
の前記空気取入口側の近傍に、高温空気による着火性の
大きい着火薬を設けた構成としたことを特徴としており
、このようなラムジェット推進弾の構成を上述した従来
の課題を解決するための手段としている。 このような構成のラムジェット推進弾において、固体燃
料としては、コンポジット推進薬やダブルベース系推進
薬などが用いられる。また、高温空気による着火性の大
きい着火薬としては、前記推進薬などを構成する材料等
に、着火性が強く高発熱量を有する金属（例えば、マグ
ネシウム。 アルミニウムおよびそれらの合金など）を含有させたも
のが用いられる。 （作用） この発明に係るラムジェット推進弾は、固体燃料の空気
取入口側の近傍に、高温空気による着火性の大きい着火
薬を設けた構成としているので、空気取入口を通過して
温度が回復した亜音速の高温の空気が流入した際に、こ
の着火薬が容易に反応し、この反応により高温の燃焼火
炎を発生して、この高温の燃焼火炎によって固体燃料が
容易に分解し、流入する高温の空気と混合して速やかに
かつ確実に着火燃焼する。 （実施例） 第１図はこの発明に係るラムジェット推進弾の一実施例
を示し、この第１図に示すラムジェット推進弾１は、外
筒２の一端側に空気取入口３を備えていると共に他端側
にノズル４を備えており。 外筒２の内周部には固体燃料５を備え、固体燃料５の内
周側空間を燃焼室６とし、固体燃料５の空気取入口３側
で外筒２を内周側に突出させた仕切り２ａの空気取入口
３側の側面に、レストリクタフを介して高温空気による
着火性の大きい着火薬８を設けた構成を有するものであ
る。 このラムジェット推進弾１において、レストリクタフと
しては、耐熱性のゴムや繊維強化樹脂（ＦＲＰ）などが
用いられ１着火薬８には、酸化剤として硝酸塩（硝酸バ
リウム、硝酸ストロンチウム、硝酸ナトリウム）：４０
％と、助燃剤としてマグネシウム、アルミニウム＝５５
％と、結合剤としてアスファルト、油、不飽和ポリエス
テル＝５％とを混合して固めたものなどが用いられ（も
ちろん、この成分および成分比率のものに限定されない
、）、この着火薬８はレストリクタフを介して外筒２の
内向きの仕切り２ａに接着固定されている・ このようなラムジェット推進弾１が、仮想線で示す砲身
９から超音速で射出されると、空気取入口３において衝
撃波が形成され、超音速の空気は亜音速の空気へと減速
し、圧力および温度を回復し、この圧力および温度を回
復した亜音速の高温空気によって着火薬８が容易に反応
して高温の燃焼火炎を発生し、この高温の燃焼火炎が固
体燃料５の表面をあぶることによって固体燃料５が容易
に分解し、流入する高温の空気と混合して速やかにかつ
確実に着火する。 したがって、ラムジェット推進弾１の飛翔速度によって
空気の温度が変動したり、また固体燃料５が着火しにく
いものであったりしたときでも、まず着火薬８が前記固
体燃料５よりも容易に反応して高温の燃焼火炎を発生し
、この高温の燃焼火炎によって固体燃料５を分解・混合
・燃焼させることとなるので、固体燃料５は速やかにか
つ確実に燃焼することとなり、この際の重量増加はレス
トリクタフおよび着火薬８の分だけであって著しく少な
いものとなる。
他端側にノズルを備え、外筒の内周部には固体燃料を備
えたラムジェット方式の推進弾において、前記固体燃料
の前記空気取入口側の近傍に、高温空気による着火性の
大きい着火薬を設けた構成としたことを特徴としており
、このようなラムジェット推進弾の構成を上述した従来
の課題を解決するための手段としている。 このような構成のラムジェット推進弾において、固体燃
料としては、コンポジット推進薬やダブルベース系推進
薬などが用いられる。また、高温空気による着火性の大
きい着火薬としては、前記推進薬などを構成する材料等
に、着火性が強く高発熱量を有する金属（例えば、マグ
ネシウム。 アルミニウムおよびそれらの合金など）を含有させたも
のが用いられる。 （作用） この発明に係るラムジェット推進弾は、固体燃料の空気
取入口側の近傍に、高温空気による着火性の大きい着火
薬を設けた構成としているので、空気取入口を通過して
温度が回復した亜音速の高温の空気が流入した際に、こ
の着火薬が容易に反応し、この反応により高温の燃焼火
炎を発生して、この高温の燃焼火炎によって固体燃料が
容易に分解し、流入する高温の空気と混合して速やかに
かつ確実に着火燃焼する。 （実施例） 第１図はこの発明に係るラムジェット推進弾の一実施例
を示し、この第１図に示すラムジェット推進弾１は、外
筒２の一端側に空気取入口３を備えていると共に他端側
にノズル４を備えており。 外筒２の内周部には固体燃料５を備え、固体燃料５の内
周側空間を燃焼室６とし、固体燃料５の空気取入口３側
で外筒２を内周側に突出させた仕切り２ａの空気取入口
３側の側面に、レストリクタフを介して高温空気による
着火性の大きい着火薬８を設けた構成を有するものであ
る。 このラムジェット推進弾１において、レストリクタフと
しては、耐熱性のゴムや繊維強化樹脂（ＦＲＰ）などが
用いられ１着火薬８には、酸化剤として硝酸塩（硝酸バ
リウム、硝酸ストロンチウム、硝酸ナトリウム）：４０
％と、助燃剤としてマグネシウム、アルミニウム＝５５
％と、結合剤としてアスファルト、油、不飽和ポリエス
テル＝５％とを混合して固めたものなどが用いられ（も
ちろん、この成分および成分比率のものに限定されない
、）、この着火薬８はレストリクタフを介して外筒２の
内向きの仕切り２ａに接着固定されている・ このようなラムジェット推進弾１が、仮想線で示す砲身
９から超音速で射出されると、空気取入口３において衝
撃波が形成され、超音速の空気は亜音速の空気へと減速
し、圧力および温度を回復し、この圧力および温度を回
復した亜音速の高温空気によって着火薬８が容易に反応
して高温の燃焼火炎を発生し、この高温の燃焼火炎が固
体燃料５の表面をあぶることによって固体燃料５が容易
に分解し、流入する高温の空気と混合して速やかにかつ
確実に着火する。 したがって、ラムジェット推進弾１の飛翔速度によって
空気の温度が変動したり、また固体燃料５が着火しにく
いものであったりしたときでも、まず着火薬８が前記固
体燃料５よりも容易に反応して高温の燃焼火炎を発生し
、この高温の燃焼火炎によって固体燃料５を分解・混合
・燃焼させることとなるので、固体燃料５は速やかにか
つ確実に燃焼することとなり、この際の重量増加はレス
トリクタフおよび着火薬８の分だけであって著しく少な
いものとなる。
以上説明してきたように、この発明では、外筒の一端側
に空気取入口を備えると共に他端側にノズルを備え、外
筒の内周部には固体燃料を備えたラムジェット推進弾に
おいて、前記固体燃料の前記空気取入口側の近傍に、高
温空気による着火性の大きい着火薬を設けた構成とした
から、ラムジェット推進弾の総重量をわずかに大きくす
るだけで、固体燃料の着火を速やかにそして確実に行わ
せることが可能であり、ラムジェット推進弾が砲身から
射出されたときの飛翔速度が若干遅いときでも、また固
体燃料がその種類、環境温度、保管状況等によって若干
着火しにくいものであるときでも、固体燃料を迅速かつ
確実に着火させることが可能であるという著しく優れた
効果がもたらされる。
に空気取入口を備えると共に他端側にノズルを備え、外
筒の内周部には固体燃料を備えたラムジェット推進弾に
おいて、前記固体燃料の前記空気取入口側の近傍に、高
温空気による着火性の大きい着火薬を設けた構成とした
から、ラムジェット推進弾の総重量をわずかに大きくす
るだけで、固体燃料の着火を速やかにそして確実に行わ
せることが可能であり、ラムジェット推進弾が砲身から
射出されたときの飛翔速度が若干遅いときでも、また固
体燃料がその種類、環境温度、保管状況等によって若干
着火しにくいものであるときでも、固体燃料を迅速かつ
確実に着火させることが可能であるという著しく優れた
効果がもたらされる。
第１図はこの発明の一実施例によるラムジェット推進弾
の縦断面図、第２図は従来のラムジェット推進弾の縦断
面図である。 １・・・ラムジェット推進弾、２・・・外筒、３・・・
空気取入口、４・・・ノズル、５・・・固体燃料、８・
・・着火薬。
の縦断面図、第２図は従来のラムジェット推進弾の縦断
面図である。 １・・・ラムジェット推進弾、２・・・外筒、３・・・
空気取入口、４・・・ノズル、５・・・固体燃料、８・
・・着火薬。
Claims (1)
- （１）外筒の一端側に空気取入口を備えると共に他端側
にノズルを備え、外筒の内周部には固体燃料を備えたラ
ムジェット推進弾において、前記固体燃料の前記空気取
入口側の近傍に、高温空気による着火性の大きい着火薬
を設けたことを特徴とするラムジェット推進弾。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63304979A JP2561333B2 (ja) | 1988-11-30 | 1988-11-30 | ラムジェット推進弾 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63304979A JP2561333B2 (ja) | 1988-11-30 | 1988-11-30 | ラムジェット推進弾 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02150700A true JPH02150700A (ja) | 1990-06-08 |
| JP2561333B2 JP2561333B2 (ja) | 1996-12-04 |
Family
ID=17939618
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63304979A Expired - Lifetime JP2561333B2 (ja) | 1988-11-30 | 1988-11-30 | ラムジェット推進弾 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2561333B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2001009556A3 (en) * | 1999-07-30 | 2001-08-09 | Woo Hyun Han | Energy converting apparatus using vertical impulse wave, method thereof and air-conditioning system |
| US6536350B2 (en) * | 2001-03-07 | 2003-03-25 | The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy | Stagnation pressure activated fuel release mechanism for hypersonic projectiles |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4831313A (ja) * | 1971-08-26 | 1973-04-24 | ||
| JPS62125894U (ja) * | 1986-01-31 | 1987-08-10 |
-
1988
- 1988-11-30 JP JP63304979A patent/JP2561333B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4831313A (ja) * | 1971-08-26 | 1973-04-24 | ||
| JPS62125894U (ja) * | 1986-01-31 | 1987-08-10 |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2001009556A3 (en) * | 1999-07-30 | 2001-08-09 | Woo Hyun Han | Energy converting apparatus using vertical impulse wave, method thereof and air-conditioning system |
| US6536350B2 (en) * | 2001-03-07 | 2003-03-25 | The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy | Stagnation pressure activated fuel release mechanism for hypersonic projectiles |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2561333B2 (ja) | 1996-12-04 |
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