JPH03221796A - Booster rocket - Google Patents
Booster rocketInfo
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- JPH03221796A JPH03221796A JP1613890A JP1613890A JPH03221796A JP H03221796 A JPH03221796 A JP H03221796A JP 1613890 A JP1613890 A JP 1613890A JP 1613890 A JP1613890 A JP 1613890A JP H03221796 A JPH03221796 A JP H03221796A
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Abstract
Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は飛しよう体のブースタロケットに関する。[Detailed description of the invention] [Industrial application field] The present invention relates to an airborne booster rocket.
（従来の技術）
従来の飛しよう体は第３図にその縦断面図を示すように
飛しよう体本体ｌに空気取入口ダクト２を有するジェッ
トエンジン３が設けられ、その後方にジェットエンジン
排気口４が連通している。(Prior Art) As shown in the vertical cross-sectional view of FIG. 3, a conventional flying body has a jet engine 3 having an air intake duct 2 in the flying body main body l, and a jet engine exhaust port at the rear thereof. 4 are connected.
その更に後方には分離装置５を介して、発射時の推力を
受持つブースタロケット６が装着されており、ブースタ
ロケット推薬８の燃焼ガスがブースタロケット排気口か
ら噴出することによって初期飛しようを果たすよう構成
されている。A booster rocket 6 is attached to the rear of the rocket via a separation device 5, which takes charge of the thrust during launch, and the combustion gas of the booster rocket propellant 8 is ejected from the booster rocket exhaust port to maintain the initial flight. It is configured to fulfill the purpose.
ブースタロケット６は飛しよう体本体側のジェットエン
ジン排気口４をふさいでおり、飛しよう体がブースタロ
ケット６の推力で前進力を得ても空気取入口ダクト２か
ら空気が流入することはない、なお、ブースタロケット
６が燃焼を終えた後は分離装置５によってブースタロケ
ット６が飛しよう体本体ｌから分離され、ジェットエン
ジン３が始動する。その際、ウィンドミルによって空気
取入口ダクト２から空気が流入する。このようなプロセ
スから、ジェットエンジン３の点火前にウィンド逅ルの
回転が上昇していることが望ましい。The booster rocket 6 blocks the jet engine exhaust port 4 on the side of the flying body, and even if the flying body gains forward force from the thrust of the booster rocket 6, air will not flow in from the air intake duct 2. Note that after the booster rocket 6 finishes burning, the booster rocket 6 is separated from the flying body 1 by the separation device 5, and the jet engine 3 is started. At this time, air flows in from the air intake duct 2 by a windmill. Because of this process, it is desirable that the rotation of the windshield is increased before the jet engine 3 is ignited.
（発明が解決しようとする課題〕
上記従来の飛しよう体には解決すべき次の課題があった
。即ち、飛しよう体がブースタロケットの推力で前進力
を得ても空気取入口ダクトから空気が流入することはな
いので、ジェットエンジンはウィンドミルを行わず、エ
ンジンのウィンドミルスタート（ウィンドミルで回転数
が上った状態で点火、エンジン始動）が、ロケットモー
フ分離後でないと不可能である。(Problems to be Solved by the Invention) The above-mentioned conventional flying object had the following problem to be solved. Namely, even if the flying object gains forward force from the thrust of the booster rocket, the air does not flow through the air intake duct. Since there is no inflow, the jet engine does not perform windmilling, and windmill starting of the engine (ignition and engine start with the windmill speed increasing) is only possible after the rocket morph is separated.
（課題を解決するための手段〕
本発明は上記課題の解決手段として、ジェットエンジン
を有する飛しよう体本体の後端に装着されたブースタロ
ケットにおいて、ブースタロケントの外周を通気可能な
間隙を介して被うと共に前記間隙の前端をジェットエン
ジン排気口と連通し後端を大気に開放するカウリングを
具備してなることを特徴とするブースタロケットを提供
しようとするものである。(Means for Solving the Problems) As a means for solving the above problems, the present invention provides a booster rocket attached to the rear end of a flying body having a jet engine, in which the outer periphery of the booster rocket is provided with a ventilated gap. An object of the present invention is to provide a booster rocket characterized in that it is equipped with a cowling that covers the jet engine and communicates the front end of the gap with a jet engine exhaust port and opens the rear end to the atmosphere.
（作用］
本発明は上記のように構成されるので次の作用を有する
。即ち、カウリングとブースタロケットとの間隙が前端
でジェットエンジン排気口と、後端で大気と連通ずるた
め、ブースタロケットが分離されていない状態でもジェ
ットエンジン（始動点火前の状Ｍ）に空気が流れて、且
つブースタロケットのロケット排気のエジェクタ効果に
よりダクト内の流れが加速され、ジエントエンジンのウ
ィンドミル回転数の上がり方が大きく、エンジンの点火
・始動が早期に行われる。(Function) Since the present invention is configured as described above, it has the following function. That is, the gap between the cowling and the booster rocket communicates with the jet engine exhaust port at the front end and with the atmosphere at the rear end, so that the booster rocket Even in the unseparated state, air flows into the jet engine (state M before starting ignition), and the ejector effect of the booster rocket's rocket exhaust accelerates the flow in the duct, increasing the windmill rotation speed of the jet engine. is large, and the engine ignites and starts quickly.
〔実施例］ 本発明の一実施例を第１図及び第２図により説明する。〔Example] An embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 1 and 2.
なお、従来例と同様の構成部材には同符号を付し、説明
を省略する。Note that the same reference numerals are given to the same constituent members as in the conventional example, and the explanation thereof will be omitted.
両図において、ブースタロケット６の外周には空気ダク
ト９を介してカウリング６ａが設けられ、空気ダクト９
は先端がジェットエンジン排気口４に連通し、後端は開
放している。一方、空気取入口ダクト２はジェットエン
ジン３に空気を供姶するもので、ウィンド兆ル時は飛し
よう体本体ｌが前進することによって、エンジン始動後
は主としてエンジン自身によって空気の吸入を行うが、
本実施例の場合、空気ダクト９と空気取入口ダクト２と
は連通しているのでブースタロケット６の燃焼による飛
しよう中でもジェットエンジン３内を空気が通過し、ウ
ィンドミル回転は十分に上昇するので、ブースタロケッ
ト６が分離されると直ちにジェットエンジン３は高進カ
スタードを開始できる。従って、飛しよう体本体１の高
加速、長路＃飛しようが果たされるという利点がある。In both figures, a cowling 6a is provided on the outer periphery of the booster rocket 6 via an air duct 9.
The tip communicates with the jet engine exhaust port 4, and the rear end is open. On the other hand, the air intake duct 2 is for supplying air to the jet engine 3, and when the flying body moves forward when the wind is blowing, air is mainly taken in by the engine itself after the engine starts. ,
In the case of this embodiment, since the air duct 9 and the air intake duct 2 are in communication, air passes through the jet engine 3 even when the booster rocket 6 is about to fly due to combustion, and the windmill rotation increases sufficiently. As soon as the booster rocket 6 is separated, the jet engine 3 can begin the high-speed custard. Therefore, there are advantages in that the flying body 1 can be accelerated at high speed and can fly over a long distance.
本発明は上記のように構成されるので次の効果を有する
。即ち、ブースタロケット分離前においても、ジェット
エンジンへの空気流路が確保され、かつ、ブースタロケ
ット排気のエジェクタ効果で空気の流れが増大すること
でジェットエンジンのウィンドミル回転の立上りが早く
、早いタイミングでジェットエンジンの点火、始動が行
え、飛しよう体本体が目標に到達するまでの時間が短縮
される。Since the present invention is configured as described above, it has the following effects. In other words, even before the booster rocket is separated, the air flow path to the jet engine is secured, and the ejector effect of the booster rocket exhaust increases the air flow, allowing the jet engine to start up its windmill rotation quickly and at an early timing. The jet engine can be ignited and started, reducing the time it takes for the flying body to reach its target.
第１図は本発明の一実施例の縦断面図、第２図は第１図
の■−■矢視断面図、第３図は従来例の縦断面図である
。
１・・・飛しよう体本体、２・・・空気取入口ダクト３
・・・ジェットエンジン。
４・・・ジェットエンジン排気口。
５・・・分離装置、 ６・・・ブースタロケラ６
ａ・・・カウリング
７・・・ブースクロケラト排気口。
８・・・ブースタロケット推薬（燃焼前）。
９・・・空気ダクト。FIG. 1 is a longitudinal cross-sectional view of an embodiment of the present invention, FIG. 2 is a cross-sectional view taken along the line ■--■ in FIG. 1, and FIG. 3 is a vertical cross-sectional view of a conventional example. 1... Flying body body, 2... Air intake duct 3
...jet engine. 4...Jet engine exhaust port. 5... Separation device, 6... Booster rockera 6
a... Cowling 7... Booth Crokerato exhaust port. 8...Booster rocket propellant (before combustion). 9...Air duct.
Claims (1)
着されたブースタロケットにおいて、ブースタロケット
の外周を通気可能な間隙を介して被うと共に前記間隙の
前端をジェットエンジン排気口と連通し後端を大気に開
放するカウリングを具備してなることを特徴とするブー
スタロケット。In a booster rocket attached to the rear end of a flying body having a jet engine, the outer periphery of the booster rocket is covered with a ventilated gap, and the front end of the gap is communicated with the jet engine exhaust port, and the rear end is connected to the atmosphere. A booster rocket characterized by being equipped with a cowling that opens up.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1613890A JPH03221796A (en) | 1990-01-29 | 1990-01-29 | Booster rocket |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1613890A JPH03221796A (en) | 1990-01-29 | 1990-01-29 | Booster rocket |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03221796A true JPH03221796A (en) | 1991-09-30 |
Family
ID=11908140
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1613890A Pending JPH03221796A (en) | 1990-01-29 | 1990-01-29 | Booster rocket |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH03221796A (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5814761A (en) * | 1995-09-07 | 1998-09-29 | Shakti Audio Innovations | Passive EMI dissipation apparatus and method |
| RU2760039C1 (en) * | 2021-07-12 | 2021-11-22 | Владислав Юрьевич Климов | Cruise missile |
-
1990
- 1990-01-29 JP JP1613890A patent/JPH03221796A/en active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5814761A (en) * | 1995-09-07 | 1998-09-29 | Shakti Audio Innovations | Passive EMI dissipation apparatus and method |
| RU2760039C1 (en) * | 2021-07-12 | 2021-11-22 | Владислав Юрьевич Климов | Cruise missile |
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