JPH04101052A - 空気導入式ロケット - 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】 ［産業上の利用分野コ この発明は、ロケット本体の噴射ノズルの後方に外筒を
設けて二次燃焼室を形成した空気導入式ロケットに関す
るものである。

［従来技術］ 従来の空気導入式ロケットとしては、例えば第４図に示
すようなラムロケットがある（特開昭５７−１１９１４
７号公報参照）０図中符号１はロケット本体で、このロ
ケット本体１は、前部側に端面燃焼型の固体推進薬２が
装填され、後部側には燃料ライナ３が装填されている。

そして、イグナイタ４により、固体推進薬２に点火され
、−次燃焼室５で高温の可燃ガスが作られ、このガスが
フィルタ６、ノズル７、噴射器８の噴射口８ａを介して
二次燃焼室９に供給され、この可燃ガスがデイフユーザ
１ｏの空気取入口１０ａより取り入れた外気とを激しく
混合して燃焼され、これと同時に二次燃焼室９に装填さ
れた燃料ライナ３の内周面からアブレーション作用によ
り燃料ガスを発生させて、この燃料ガスを燃焼させるこ
とにより空気導入式ロケットに推力を付与するものであ
る。

［発明が解決しようとする課題］ しかしながら、このような従来の空気導入式ロケットに
あっては、所定の推力を発生させるのは、−次燃焼室５
からフィルタ６、ノズル７、噴射口８ａを介して可燃ガ
スを二次燃焼室９に導入し、この可燃ガスを外気と混合
させて燃焼することにより推進力を発生させるものであ
るため、所定の速度まで達しないと、二次燃焼室９に空
気が導入されず、−次燃焼室５からの発生ガスは、空気
導入口１０からも逆に噴射してしまい推力が得られない
。さらに、大気圏外（宇宙空間）では、ノズル７と二次
燃焼室９の組合せ形状がガス流を加速するノズル形状を
していないことから、所定の推力を得ることができず、
大気圏外での飛翔は不可能であった。

［課題を解決するための手段］ この発明は、かかる従来の課題を解決するためになされ
たもので、本体ケースの内部の一次燃焼室に推進薬を装
填してモータ本体を構成し、該モータ本体に、前記推進
薬の燃焼ガスを後方に向けて噴射させて所定の推進力を
得る噴射ノズルを設け、該噴射ノズルから後部側に筒状
の外筒を設けて二次燃焼室を形成し、更に、該外筒に、
前記二次燃焼室内の燃焼ガスを外筒外に排気させる排気
ノズルを設けると共に、該排気ノズルに流路を開閉する
開閉弁を設け、前記二次燃焼室内の圧力を検出する圧力
センサーを設け、しかも、前記圧力が所定値以上となっ
た場合に、前記開閉弁を開成する制御装置を設けた空気
導入式ロケットとしたことを特徴としている。

［作　用コ かかる手段によれば、発射時には、点火装置により一次
燃焼室内の推進薬に点火されると、この燃焼ガスが一次
燃焼室から噴射ノズルを介して二次燃焼室内に後方に向
けて噴射される。この噴射により、空気が二次燃焼室に
導入される以前でも、所定の推進力が得られることとな
る。

この推進力にて飛翔すると、大気中では、空気が外筒の
前部側から二次燃焼室内に導入され、この外気と噴射ノ
ズルから噴射された燃焼ガスとが激しく混合されて燃焼
され、この二次燃焼室の後方の開口から噴射されること
となる。

この飛翔中において、飛翔条件、すなわち、飛行高度と
飛行速度等の変化により、空気導入口から二次燃焼室に
導入される空気の量が変化する。

すると、二次燃焼室内の圧力が変化することから、この
圧力を圧力センサにて検出する。そして、この値が、所
定値以上になると、この圧力センサからの信号により、
制御装置にて開閉弁が開成され、二次燃焼室内の燃焼ガ
スが排気ノズルから外筒の外側に排気されるため、二次
燃焼室内の圧力が低下される。従って、空気導入口から
空気が良好に導入されることとなり、推進力が維持され
る。ちなみに、二次燃焼室内の圧力が高いままであると
、空気導入口に向かって流れる空気流の一部は、二次燃
焼室内部に流入することができなくなり、推力のロスを
招くことになる。

二次燃焼室内の圧力が所定値より、低くなると、圧力セ
ンサからの信号により、開閉弁が閉成され、排気ノズル
からの排気はなくなり、すべて二次燃焼室の噴射口から
噴射されることとなる。

一方、大気圏外においては、空気が二次燃焼室内に導入
されることはないが、発射直後と同様に、複数の噴射ノ
ズルから燃焼ガスが直接後方に噴射されることで所定の
推進力が得られることとなる。

このように、燃焼ガスを噴射ノズルを介して直接外部に
噴射させるようにしているため、大気中で空気導入式ロ
ケットとして使用できると共に、大気圏外でも所定の推
進力を得ることができる。

［実施例］ 以下、この発明を実施例に基づいて説明する。

第１図ないし第３図はこの発明の一実施例を示す図であ
る。

まず構成を説明すると、図中符号１１はロケット本体で
、このロケット本体１１の周囲に、複数の噴射ノズル１
２が適宜間隔に設けられ、更に、このロケット本体１１
の周囲には、この本体１１の一部を覆う外筒１３が同心
円上に配設されている。

具体的には、ロケット本体１１は、所定の全長を有する
本体ケース１４と、この本体ケース１４の−次燃焼室１
９内に装填された内面燃焼型の第１推進薬１５および第
２推進薬１６とを有し、前部にはイグナイタ１７が配設
されている。

また、前記複数の噴射ノズル１２・・・は、ロケット本
体１１の長手方向中央部の周囲に等間隔に配設され、こ
の噴射ノズル１２・・・の噴射口１２ａは後方を向くよ
うに設定されている。なお、この噴射ノズル１２は、ロ
ケット本体１１の周囲に環状に形成することも可能であ
る。

一方、外筒１３は、円筒形状を呈し、噴射ノズル１２か
らロケット本体１１の後部側を覆うように配設され、こ
の外筒１３とロケット本体１１との間で、二次燃焼室２
０が形成されている。この外筒１３は複数のステー１８
を介してロケット本体１１に支持されている。

また、ロケット本体１１の噴射ノズル１２より後部側の
本体ケース１４は、後方に向かって縮径する第１テーパ
部１４ａ、全長に渡って同径の平行部１４ｂ、後方に向
かって縮径する第２テーパ部１４ｃが連続して形成され
、最後部には外筒１３の後端より後方に突出するスパイ
クノズル１４ｄが形成されている。これにより、前記二
次燃焼室２０は、第１テーパ部１４ａの周囲に形成され
た超音速混合燃焼部２１．平行部１４ｂの周囲に形成さ
れた亜音速混合燃焼部２２．第２テーパ部１４ｃの周囲
に形成された開口部２３とから構成されている。

さらに、外筒１３には、所定間隔で、二次燃焼室２０内
の燃焼ガスを排気する排気ノズル２５が後方に向けて設
けられ、この排気ノズル２５は、開閉弁２６により、開
閉されるようになっている。

この開閉弁２６は、第２図に示すように、排気ノズル２
５の周囲にケース２７が取り付けられ・このケース２７
内に電気信号コネクター２８により駆動される電磁石２
９が配設されると共に、この電磁石２９により駆動され
るピストン３０が配設されている。このピストン３０の
先端部には、貫通孔３０ａが形成され、ピストン３０の
駆動により、この貫通孔３０ａが流路２５ａと一致した
状態で、流路２５ａが開成され、図に示すように不一致
となった状態で、流路２５ａが閉成されるようになって
いる。

そして、この開閉弁２６の電気信号コネクター２８が、
第１図に示すように、制御装置としてのコントローラ３
１を介して例えばひずみゲージ式の圧力センサ３２に接
続されている。この圧力センサ３２により、二次燃焼室
２０内の圧力を検出して、この信号をコントローラ３１
に出力するようにしている。そして、コントローラ３１
では、二次燃焼室２０内の圧力が所定値以上になると、
開閉弁２６を開成させ、所定値以下では、開閉弁２６を
閉成するようにしている。

次に、かかる構成よりなる空気導入式ロケットの作用に
ついて説明する。

イグナイタ１７により第１推進薬１５に点火されると、
この第１推進薬１５が燃焼すると共に、第一２推進薬１
６が燃焼される。この燃焼は内面全体に渡って略均−に
行なわれる。そして、この燃焼ガスが一次燃焼室１９か
ら複数の噴射ノズル１２を介してロケット本体１１の外
部の二次燃焼室２０内に噴射される。

この燃焼ガスは、二次燃焼室２０の開口部２３で膨張し
て噴射されることより、空気が二次燃焼室２０内に導入
される以前でも所定の推進力が得られることになる。

この推進力にて飛翔すると、大気中では、空気が二次燃
焼室２０内に導入され、この外気と噴射ノズル１２から
噴射された燃焼ガスとが激しく混合されて燃焼され、こ
の燃焼ガスが外筒１３の後端からスパイクノズル１４ｄ
を介して噴射され、大きな推進力が得られることとなる
。

つまり、二次燃焼室２０の超音速混合燃焼部２１では、
後方に向かって縮径された第１テーパ部１４ａを設ける
ことにより、空気が超音速状態を保ち、空気導入口２４
よりの空気の逆流がなく、良好に空気を取り入れること
ができて、噴射ノズル１２から噴射された燃焼ガスと混
合燃焼される。

次いで、亜音速混合燃焼部２２では空気を亜音速に減速
し、燃焼ガスとの燃焼効率を増大させる。

従って、二次燃焼室２０の全長を短くすることも可能と
なる。

さらに、開口部２３では、亜音速混合燃焼部２２で燃焼
した空気と燃焼ガスを膨張させ、スパイクノズル１４ｂ
を介して噴射させる。

スパイクノズル１４ｄが外筒１３の後端がら突出してい
るため、大気中において、燃焼ガスの膨張率が大きく、
大気圧のほうが燃焼ガス圧より大きい場合でも、燃焼ガ
スは周囲から圧迫されることにより、スパイクノズル１
４ｄ壁に押え付けられ、コーンノズルのように剥離現象
が生じることがない、従って、後述の大気圏外はもとよ
り大気圧下でも所定の推進力が確保されることとなる。

このような飛翔中において、飛翔条件、すなわち、飛行
高度と飛行速度等の変化により、空気導入口２４から二
次燃焼室２０に導入される空気の量が変化する。これで
、二次燃焼室２０内の圧力が変化し、この圧力を圧力セ
ンサ３２にて検出する。そして、第３図に示すように、
この圧力センサ３２からの信号がコントローラ３１に入
力され、この圧力値が基準値より高いときに開成指令信
号を開閉弁２６に出力する。この実施例では、開閉弁２
６の電気信号コネクター２８を介して電磁石２９へ通電
させる。すると、ピストン３０が第２図に示す状態から
上昇し、ピストン３０の貫通孔３０ａと流路２５ａとが
一致して、流路２５ａが開成される。

これで、二次燃焼室２０内の燃焼ガスが排気ノズル２Ｓ
から外筒１３の外側に排気されるため、二次燃焼室２０
内の圧力が低下される。従って、空気導入口２４がら空
気が良好に導入されることとなり、推進力が維持される
。ちなみに、二次燃焼室２０内の圧力が高いままである
と、空気導入口２４に向かって流れる空気流の一部は、
二次燃焼室２０内に流入することができなくなり、推力
のロスを招くことになる。

しかも、このように後方を向く排気ノズル２５から、二
次燃焼室２０内の高圧の燃焼ガスを噴射させることによ
り、不必要に上昇した二次燃焼室２０内の燃焼ガスの一
部を逃がすことにより、この燃焼ガスが排気ノズル２５
で加速されて、後方に排出されるため、一定の推力を生
み出すことができることから、本来不必要である燃焼ガ
スを有効に利用してロケット推力を増大させることがで
きる。

また、二次燃焼室２０内の圧力が所定値より低い状態で
は、コントローラ３１から電気信号コネクター２８を介
して電磁石２９への通電が遮断される。すると、第２図
に示すように、ピストン３０が下降し、ピストン３０の
貫通孔３０ａと排気ノズル２５の流路２５ａとが不一致
状態となり、排気ノズル２５から二次燃焼室２０内の燃
焼ガスが排気されるようなことがない。

一方、大気圏外においては、空気が二次燃焼室２０内に
導入されることがないが、発射直後と同様に、複数の噴
射ノズル１２から燃焼ガスが直接噴射されることで所定
の推進力が得られることとなる。

このようにロケット本体１１の外側に外筒１３を設けて
、空気と燃焼ガスとを混合して燃焼させる二次燃焼室２
０を形成することにより、このロケット本体１１の後方
に別途、二次燃焼室２０を形成するような必要なく、所
定の推進薬１５．１６の量を確保した上で、空気導入式
ロケットの全長を短くできる。

また、上記のように燃焼ガスを複数の噴射ノズル１２を
介して直接外部に噴射させるようにしているため、大気
圏外でも所定の推進力を得ることができる。

さらに、ロケット本体１１の周囲に二次燃焼室２０を形
成することにより、本体ケース１４内外の圧力差を小さ
くすることができるため、本体ケース１４の肉厚を薄く
することも可能である。

なお、上記実施例では、ロケット本体１１の周囲に外筒
１３を設けて二次燃焼室２０を形成したが、これに限ら
ず、ロケット本体の後端部に噴射ノズルが一つ設けられ
た一般のロケットにおいて、この噴射ノズルの後側に外
筒を設けて二次燃焼室を形成しても良いことは勿論であ
る。

［発明の効果ｊ 以上説明してきたように、この発明によれば、大気中に
おいては空気を導入することで有効に使用でき、大気圏
外においては、空気が二次燃焼室内に導入されることが
ないが、発射直後と同様に、複数の噴射ノズルから燃焼
ガスが直接噴射されることで所定の推進力を得ることが
できる。また、排気ノズルや圧力センサ等を設けること
により、二次燃焼室内の圧力が所定値以上となった場合
に、排気ノズルから燃焼ガスを排気して、所定値以上の
圧力上昇を抑制することにより、空気導入口から二次燃
焼室内への空気の導入が良好に行われるようにし、推力
ロスを防ぐことができ、飛行条件によらず、常に高い推
進効率を確保できる、という実用上有益な効果を発揮す
る。

【図面の簡単な説明】

第１図ないし第３図はこの発明の空気導入式ロケットの
一実施例を示す図で、第１図は同ロケットの断面図、第
２図は開閉弁の断面図、第３図はこの発明の要部を示す
説明図、第４図は従来の空気導入式ロケットを示、す断
面図である。 １１・・・ロケット本体 １２・・・噴射ノズル １３・・・外筒 １４・・・本体ケース １５・・・第１推進薬 １６・・・第２推進薬 １９・・・−火燃焼室 ２０・・・二次燃焼室 ２５・・・排気ノズル ２６・・・開閉弁 ３１・・・コントローラ ３２・・・圧力センサ （制御装置）

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 本体ケースの内部の一次燃焼室に推進薬を装填してモー
   タ本体を構成し、該モータ本体に、前記推進薬の燃焼ガ
   スを後方に向けて噴射させて所定の推進力を得る噴射ノ
   ズルを設け、該噴射ノズルから後部側に筒状の外筒を設
   けて二次燃焼室を形成し、更に、該外筒に、前記二次燃
   焼室内の燃焼ガスを外筒外に排気させる排気ノズルを設
   けると共に、該排気ノズルに流路を開閉する開閉弁を設
   け、前記二次燃焼室内の圧力を検出する圧力センサーを
   設け、しかも、前記圧力が所定値以上となった場合に、
   前記開閉弁を開成する制御装置を設けたことを特徴とす
   る空気導入式ロケット。