JPH03160300A - ラムジェット砲弾 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は、推進手段としてラムジェット推進機関を用い
たラムジｚ　ット砲弾に関する。

従来の技術 この種のラムジェット砲弾としては例えば第４図および
第５図に示すように、ラムジェット砲弾４０の胸部とな
るモーターケース３１の前半部に、炸薬等を詰めた弾体
３２を配置する一方、弾体３２の後部の燃焼室３３内に
は固体推進薬（サステーナ推進薬）３４を装填したもの
がある。３５はノズル、３６は尾翼、３７はノーズコー
ン部で、モーターケース３１の先端部とノーズコーン部
３７との間には空気取入口３′８が設けられる（類似構
造が例えば、Ｊ　ＡＮＥ’　Ｓ　　ＡＲＭＯＵＲＡＮＤ
　　ＡＲＴＩＬＬＥＲＹ，１９８５−８６．第６版，Ｐ
７５７に開示されている）。

このようなラムジェノト砲弾においては、図示しない発
射機から発射薬のはたらきにより発射されて有効ラム圧
が得られる所定速度まで加速したのち、サステーナ推進
薬３４に着火してラムジェット推進に切り換える。この
ラムジェット推進は、上記ラム圧によって加圧された空
気を空気取入口３８から燃焼室３３内に導入してサステ
ーナ推進薬３４の燃焼ガスを二次燃焼させ、この燃焼ガ
スをノズル３５から噴射することで推力を得る。そして
、サステーナ推進薬３４が燃焼し尽くしてもラムジェッ
ト砲弾４０はなおも慣性飛行を続け、最終的には目標に
命中することになる。

発明が解決しようとする課題 上記のようなラムジェット推進機関を用いた砲弾におい
ては、ある程度の射程の延伸が図れるものの、サステー
ナ推進薬３４が燃焼し尽くしたのちのいわゆる慣性飛行
時においてもなおも空気取入口３８から空気の取り入れ
を継続することになるため、これが空気抵抗となってラ
ムジェット推進機関の能力の割には射程が伸びないとい
う問題がある。また、上記の空気抵抗の増大は砲弾が目
標に激突する際の速度の低下を意味し、したがって炸薬
のエネルギーによらずに弾体の運動エネルギーのみによ
って目標の破壊を目的としたいわゆる高エネルギー弾と
しては使用することができない。

すなわち、高エネルギー弾は炸薬を詰めた弾体に代えて
質量の大きな重金属（例えばタングステン）製の弾体を
目標に命中させることにより、その激突時の運動エネル
ギーによって装甲設備等の破壊を目的としたものである
から、上記のような空気抵抗による速度低下があると運
動エネルギーが急激に小さくなって高エネルギー弾とし
ての本来の機能を発揮できなくなる。

本発明は以上のような問題点に鑑みてなされたもので、
その目的とするところは、十分な射程の延伸が図れ、し
かも慣性飛行時の空気抵抗の増大をおさえてとりわけ高
エネルギー弾としても使用できるようにしたラムジェッ
ト砲弾を提供することにある。

課題を解決するための手段 本発明のラムジェット砲弾は、ラムジェット推進のため
の燃焼室を備えたモーターケースの先端に弾体を切り離
し可能に装着するとともに、ラム燃焼終了後に作動して
前記モーターケースと弾体とを切り離す分離機構を設け
たことを特徴としている。

作用 この構造によると、ラムジェット推進時には従来と同様
にサステーナ推進薬の燃焼によって発生する燃焼ガスと
、ラム圧によって加圧された空気とを燃焼室内で混合し
完全燃焼させて推力を得ながら飛行する。

一方、サステーナ推進薬が燃焼し尽くすとラムジェット
砲弾は慣性飛行に移行することになるが、その際に分離
機構を作動させて、それまで燃焼室として機能していた
モーターケースと弾体とを切り離す。その結果、以降は
弾体のみがラム圧による空気抵抗を受けることなく単独
で目標に向かって慣性飛行を続ける。

このようにラムジェット推進機関としての機能を失った
以降は弾体を単独で慣性飛行させることにより、工不ル
ギーロスが少ないために有効射程距離が伸びると同時に
、高エネルギー弾としても十分に威力を発揮できるよう
になる。

実施例 第ｌ図および第２図は本発明の一実施例を示す構成説明
図で、２はラムジェノト砲弾１の胴部となるモーターケ
ース、３はノズル、４は尾翼である。モーターケース２
内にはラムジェット推進のための燃焼室５が設けられ、
この燃焼室５内には固体燃料であるサステーナ推進薬６
が装填されている。モーターケース２の前端には開頭分
離式のノーズフェアリング７が分離機構８を介して切り
離し可能に連結されている。

ノーズフェアリング７内には質量の大きな重金属（例え
ばタングステン）製の中実構造の弾体９が配置されてい
る。弾体９は複数の尾翼１０を備えており、これらの各
尾２１０の端面を７−ズフェアリング７の内周面に密着
させることで、弾体９がノーズフェアリング７の軸心上
に保持されている。そして、第１図に示すように弾体９
の先端の弾頭部９ａはノーズフェアリング７の前端面か
ら所定量だけ突出しており、弾体９がモーターケース２
に連結・支持されているかぎり上記の弾頭部９ａはラム
ジェット砲弾１のノーズコーン部トして機能することに
なる。

また、ノーズフエアリング７と弾体９との間には燃焼室
５に連通ずるディフユーザ１１が形或されており、その
前端は空気取入口ｌ２として開口している。

上記の分離機構８は第２図に示すように、リンクｌ２を
介して相互に連結された一対の分離バンド１３．１３と
、火工品である爆発ボルト１４とナットｌ５とからなる
締結部材とで構成され、モーターケース２と７ーズフエ
アリング７との結合部１６に巻き掛けられた一対の分離
バンド１３，ｌ３の端部同士を相互に突き合わせた上で
爆発ボルト１４とナット１５にて共締めすることにより
、モーターケース２とノーズフェアリング７とを堅固に
固定している。１７．１８は爆発ボルト１４とナット１
５、およびリンク１２による結合部をそれぞれ覆ってい
る整流カバーである。

以上のように構或されたラムジェット砲弾１においては
、ラムジェット推進時には、従来と同様にサステーナ推
進薬６の燃焼によって発生する燃焼ガスと、ラム圧によ
って加圧されてディフユーザ１１から取り込まれる空気
とを混合して完全燃焼させ、その燃焼ガスをノズル３か
ら噴射することで推進力を得てラムジェット砲弾１が目
標に向かって飛行を続ける。

一方、サステーナ推進薬６が燃焼し終わると、ラムジェ
ットによる推進力が得られなくなるものの、ラムジェッ
ト砲弾１はなおも慣性により飛行を続ける。そして、サ
ステーナ推進薬６のラム燃焼が終了すると、タイマー等
の作動により所定のタイミングで分離機構８の爆発ボル
ト１４が作動し、爆発ボルト１４とナット１５とによる
分離バンド１３．１３の拘束力が解除される。

分離バンド１３．１３の拘束力が解除されると、分離バ
ンド１３．１３がモーターケース２およびノーズフェア
リング７から離脱すると同時に、それによってモーター
ケース２とノーズフエアリング７の結合力が解除される
。その結果、第３図に示すように７ーズフェアリング７
とモーターケース２とが相互に分離する一方、ノーズフ
ェアリング７自体も例えば四つのブロック片に分離開頭
し、弾体９が７ーズフエアリング７から切り離される。

これにより、弾体９は慣性により目標に向かって単独で
飛行を続けることになる。

なお、上記の実施例では弾体９として重金属製の中実構
造のものを用いたいわゆる高エネルギー弾タイプのもの
を例示しているが、必要に応じて弾体９の内部に炸薬を
装填することも可能である。

発明の効果 以上のように本発明によれば、ラム燃焼終了後はモータ
ーケースと弾体とを切り離して弾体のみを単独で慣性飛
行させるようにしたことにより、弾体の単独飛行時には
ラム圧による空気抵抗の影響がないので十分に射程の延
伸が図れるようになる，また、上記のようにラム圧によ
る空気抵抗の影響がなくなることによって弾体の運動エ
ネルギーの損失が少なく、とりわけ弾体として質量の大
きな重金属製のものを用いたいわゆる高エネルギー弾に
も十二分に適用できるようになる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明のラムジェット砲弾の一実施例を示す構
成説明図、第２図は第１図の■−■線に沿う断面図、第
３図は第ｌ図のラムジェット砲弾の分離作動後の状態を
示す構成説明図、第４図は従来のラムジェット砲弾の一
例を示す構成説明図、第５図は第４図の要部拡大断面図
である。 １・・・ラムジェット砲弾、２・・・モーターケース、
５・・・燃焼Ｌ　６・・・サステーナ推進薬、７・・・
ノーズフェアリング、 ８・・・分離機構、 ９ ・・弾体、 １ ２・・・ 空気取入口、 １３・・・分離バンド、 １ ４・・・爆発ボル ト。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. （１）ラムジェット推進のための燃焼室を備えたモータ
   ーケースの先端に弾体を切り離し可能に装着するととも
   に、ラム燃焼終了後に作動して前記モーターケースと弾
   体とを切り離す分離機構を設けたことを特徴とするラム
   ジェット砲弾。