JPH06105067B2 - 推力減少ロケットノズル及びロケットモーター組立体 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、一般にロケットモータ
ーに関し、またさらに詳細にはロケット式デコイ（レー
ダー探知妨害用のおとり）のための推力減少ノズル組立
体に関する。

【０００２】

【従来の技術】赤外線デコイは味方の航空機を敵のミサ
イルによる攻撃から防護するために用いられてきた。効
果的なデコイはこれが防護するようになっている航空機
の放射線特性と飛行パラメータとに調和していなければ
ならない。デコイによって発生された放射線の強度、波
長、及び宇宙空間分布は航空機のそれと厳密に調和しな
ければならない。さらに、推力の強さにも限界がある。

【０００３】照明弾は赤外線放射デコイの１つの型式で
ある。照明弾は大気圧で燃焼し放射線の高い強度の点を
生み出す花火装置である。しかし、照明弾は非推進装置
であるので、照明弾は航空機を護送するものではなく、
むしろ航空機から離れるよう自由に落下するものであ
る。したがって、照明弾は短い時間だけ防護をもたらす
にすぎない。

【０００４】ロケットデコイは照明弾に勝る利点をもた
らすことができる。ロケット型デコイはゼロ推力照明弾
とは反対に推力を発生するようになっている。このよう
に、ロケットデコイは背後で飛行することができそして
航空機を長い時間にわたって護送することができる。し
かし、ロケットデコイは一定の要因によって限定される
ことがわかっている。これらの要因は燃焼物の種類の不
適当な混合により最高の燃焼温度（すなわち排出きのこ
雲の強さ）を得ることができないことを含んでいる。こ
れは防護されるべき航空機の排出きのこ雲をシミュレー
ションするのに問題を生じる。さらに、所望の排出きの
こ雲の強さを得るのに必要とされる質量流量が最良の作
動にとっては高すぎる推力の強さを発生させるものとな
る。詳細には、過剰の推力の強さはデコイが防護しよう
とする航空機を追い越すようにする。ロケット推力を減
少させる１つの試みは機体の外のロケットモーター組立
体の排出ノズルを飛行中心線から離れて配置し排出ジェ
ットを半径方向外側に向けるようにすることであった。
しかし、この方法は排出流を消散し排出きのこ雲の強さ
の好ましくない減少をもたらすことがわかっている。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】したがって、燃焼温度
と排出きのこ雲の温度を増大させることを容易にししか
も推力の強さを減少させるノズルを有する、ロケットモ
ーター組立体を提供する必要がある。

【０００６】本発明は従来技術の問題点と欠点とを解消
するロケットモーターノズルを提供しようとするもので
ある。

【０００７】

【課題を解決するための手段】本発明は、燃焼効率を増
大させしかも推力の減少が可能なノズル構造を提供する
ことによって上記の目的を達成する。前記ノズルは外側
のほぼ円筒形の壁とその中に配設されたカップ形状部材
とを有している。このカップ形状のバッフルはノズルの
ほぼ円筒形の外壁から半径方向内側に離間しているほぼ
円筒形の部分を含み、それによりその間に通路又は充満
室を形成するようにしている。円筒形部分はまた多数の
ポートを含み充満室とカップ形状部材の内部との間を流
体が連通できるようにし混合とこれに続く放出を行うよ
うにする。

【０００８】作動時、ノズルは公知のロケット燃焼室の
下流側に、カップ形状部材の閉じた端部がこのロケット
燃焼室に対面するように配置される。推進燃料が燃焼室
の中で燃焼するにしたがって、燃焼生成物がノズルの外
側通路に流入し、ついで多数のノズルジェットポートを
通って半径方向内側に流れ混合室の中に入る。混合室の
中で、ジェット流は相互に衝突し混沌とした混合作用を
生じ、これが燃焼効率を向上させ、しかも推力を増大さ
せることがない。推力は事実減少される。燃焼生成物は
それからカップ形状部材の開放端部を通って混合室から
出ていく。

【０００９】本発明の他の重要な特徴はカップ形状部材
の円筒形部分がノズルの外壁の内側に同心に位置してい
ることである。これは流れの平衡を保証する。さらに、
各ポートが円筒形部材の周方向に実質的に等距離で離間
されている。この配置構造により混合室における燃焼ジ
ェットの最終的の方向はゼロとなる。これは有利にロケ
ットデコイの推力を最小にする。

【００１０】上記のことから明らかなように、本発明の
ノズルは燃焼生成物の乱流混合作用を誘発することによ
りデコイの性能を向上させ、反応温度と排出きのこ雲の
強さとを増大させることになる。これはまた推進燃料を
信頼性があり再現可能な作用に矛盾しない選択された設
定温度で燃焼させる。

【００１１】上記は従来技術における欠点と本発明の利
点との簡単な記載である。本発明の他の特徴、利点及び
実施態様は当業者であれば以下の記載と添付図面と特許
請求の範囲とから明らかとなるであろう。

【００１２】

【実施例】詳細には同一要素に同一符号が付されている
図面を参照すると、ロケットモーター組立体１が本発明
の原理により描かれている。ロケットモーター組立体１
は一般に燃焼室部分２とノズル部分４とを含み、これら
の部分を通って燃焼室２の中に発生した高圧燃焼生成物
がロケットモーター組立体から出ていく。

【００１３】図１を参照すると、公知の燃焼室２とノズ
ル４とが公知のロケットケーシング５の内部に配置され
当該技術において公知であるようにケーシング５に固定
される（例えばノズル４はケーシング５に接着剤で固定
することができる）。公知の構造の燃焼室２は、当該技
術において公知のように収容用カップ形状内層６とエネ
ルギ合成物１０と絶縁ケース５とを含んでいる。エネル
ギ合成物１０はチューブ形状で示されているが、他の公
知の構造及び配置を例えば本発明の範囲から逸脱するこ
となく用いることができる。カップ形状の内層を作り上
げるために用いられる材料は当該技術に習熟した者に取
って明らかであるように広範囲に変えることができる。
カップ形状の内層６を構成するのに用いられる材料は例
えばフェノール樹脂を含んでいる。

【００１４】図１及び２を参照するとノズル組立体４は
外側の好ましくは円筒形の殻体８とこの殻体の中に配置
されたカップ形状のバッフル１２とを含んでいる。殻体
８は当該技術で公知のようにカップ形状の内層６に当接
している。カップ形状部材１２は好ましくは円筒形の部
分１４と孔のあいていない端壁又はバッフル１６とを含
み、これらは混合室１８を形成する。円筒形部分１４は
外側殻体８から半径方向内側に離間され環状通路又は充
満空間２０を形成している。円筒形部分１４はさらに環
状通路２０と混合室１８との間で流体の連通ができるよ
うにする多数のポート２２を含んでいる。環状壁２４が
外側殻体８と円筒形部分１４との間のポート２２から下
流側の位置に延在している。環状壁２４は環状通路２０
に流入する燃焼生成物が混合室１８に入る前にモーター
組立体から逃げないことを保証する。

【００１５】作動時、エネルギ合成物１０が互いに作用
して熱い高圧の発生ガスを含む燃焼生成物を生み出す。
バッフル１６は全体が符号２６で示される発生ガス又は
燃焼生成物を環状室２０に流入させこの環状室２０から
燃焼生成物が多数のノズルジェットポート２２を通って
混合室１８の中に流入する。混合室の中で、全体が矢印
２８で示されるジェット流が相互に衝突して燃焼効率を
向上させる混沌たる混合作用を生じる。燃焼生成物はつ
いで混合室からカップ形状部材１２の出口面又は開口端
３０を通過し、増大された放射線の強さを有する減少さ
れた推力を生じる。

【００１６】図２を参照すると、円筒形部分１４は外側
殻体８の内部に同心に配置されまたジェットポート２２
は円筒形部分１４の周囲に沿って等距離の間隔で配され
ている。この配置構造は混合室１８に流入するジェット
流エネルギを平衡させる。この結果、ジェット２８の最
終的な方向はゼロとなり、そのため推力が最小となる。

【００１７】公知の推進燃料を本発明と関連して用いる
ことができる。典型的には、この推進燃料はアルミニウ
ムと酸化剤とからなっている。しかし、アルミニウムと
は異なりマグネシウムを含む推進燃料はより輝くきのこ
雲をもたらし様々な圧力で燃焼することができ、デコイ
が防護するようにしている航空機の放射線特性と飛行パ
ラメーターとに調和するのを容易にするようになってい
る。したがって、マグネシウムを含む推進燃料が好まし
い。しかし、この特定の推進燃料合成物はデコイが厳密
に調和するようになっている特定の航空機の排出きのこ
雲によって発生される放射線の強さ、波長及び空間分布
に基づいて選択される。

【００１８】ノズル組立体を構成するのに用いられる寸
法と材料は当業者にとって明らかなように広範囲に変え
ることができる。ノズル組立体を構成するのに用いられ
る材料は例えば黒鉛と強化フェノール樹脂を含むことが
できる。ジェットポートの正確な数、寸法及び位置は環
状室と混合室と共に、ノズルを出るのに必要な質量流量
によって決定される。この質量流量はデコイが防護する
ようになっている航空機の所望の飛行パラメーターと放
射線特性とが得られるものとすべきである。流れ面積は
当該技術で公知のように最善の状態とされる。しかし、
全ての場合において、環状室と混合室の断面積はそれぞ
れジェットポート流れ面積全体よりも大きくなければな
らない。

【００１９】さらに、ジェットポートは図１に示される
ようにノズルの中心線に直角なその中心軸線と整列させ
ることができ、又はこれらポートは約１０度まで後方に
僅かに傾斜させることができる。

【００２０】好適なノズル組立体の構成を単に例示する
ため、以下の実例が記載される。この実例は例示として
与えられるものであって本発明の範囲を限定することを
意図するものでないことが理解される。

【００２１】実例１ 本発明の試験されたノズル組立体はＡＴＪグラファイト
（黒鉛）で構成された。４個の等間隔に配された０．２
５インチ（６．３５mm) 直径のジェットポートが用いら
れた。カップ形状部材の環状室と出口平面の断面積は全
ジェットポート面積のそれぞれ７倍と１２倍の大きさで
あった。混合室の長さ対直径の比（Ｌ／Ｄ）は０．５５
であった。詳しくは、混合室の長さは約１インチ（２
５．４mm)で直径は約１．８インチ（４５．７２mm) で
あった。ノズルの軸方向の長さは約１と１／２インチ
（３８．１mm) であった。ノズルは推進燃料から約１／
２インチ（１２．７mm) 軸方向に離間していた。燃焼室
は約３インチ（７６．２mm) の内径を有していた。推進
燃料は壁の厚さが約１インチ（２５．４mm) で長さが約
６と１／２インチ（１６４．１mm）のチューブ形状であ
った。用いられた推進燃料は、約４０重量パーセントの
マグネシウムと、約４０重量パーセントのアンモニウム
と、マグネシウムとアンモニウムとの過塩素酸塩粉末を
結合する約２０重量パーセントの炭化水素結合剤とから
なっていた。このノズルによって発生された推力は従来
のノズルで達成できる最小値の約１／２であった。測定
値はまた排出きのこ雲の強さが異常に高いことを示し
た。

【００２２】上記は本発明の特定実施例の詳細な記載で
ある。この開示された実施態様からの発展は本発明の範
囲内でありそして自明な変更は当業者にとって行われ得
るものであることが認められる。本発明の全範囲は特許
請求の範囲とその均等物とに及ぶものである。したがっ
て、特許請求の範囲と明細書の記載は、本発明に与えら
れる保護の全範囲を必要以上に狹く解釈すべきものでは
ない。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の原理によるロケットモーター組立体と
ノズルの断面図である。

【図２】図１の２−２線に沿ったノズルの断面図であ
る。

【符号の説明】

１…ロケットモーター組立体 ２…燃焼室部分 ４…ノズル部分 ５…ロケットケーシング ８…殻体 １０…エネルギ合成物 １２…カップ形状部材 １４…円筒形部分 １６…端壁（バッフル） １８…混合室 ２０…通路 ２２…ポート ２４…環状壁 ３０…開口端

Claims (10)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 上流側部分と下流側部分とを有するほぼ
   円筒形の外壁と、 前記外壁内に配設され、無孔の壁によって形成された閉
   鎖端部と、大気に直接露出された開放端部と、その間に
   延びるほぼ円筒形の部分とを有する、カップ形状部材、
   とを具備し、 前記閉鎖端部と開放端部がそれぞれ前記上流側部分と下
   流側部分の近くに位置し、前記円筒形部分が前記外壁か
   ら半径方向に離間して位置しほぼ環状の通路をその間に
   形成し、前記円筒形部分がさらに、これを貫通して形成
   されかつ前記環状通路と前記カップ形状部材との間に流
   体が連通できるようにする多数の開口を有し、高圧ロケ
   ットガスが前記カップ形状部材の閉鎖端部の近くに導入
   された時該ガスが前記通路に流入し前記開口を通って下
   流側に流れ前記カップ形状部材に流入し前記開放端部か
   ら流出するようにしている推力減少ロケットノズル。
2. 【請求項２】 前記開口の中心軸線が前記カップ形状部
   材の中心軸線の方に向けられている請求項１に記載のノ
   ズル。
3. 【請求項３】 燃焼室と該燃焼室の下流側に位置するノ
   ズルとを含むロケットモーター組立体であって、前記ノ
   ズルが、 前記燃焼室に近接する上流側端部分と下流側端部分とを
   有する、第１のほぼ円筒形の部材と、 前記第１のほぼ円筒形の部材から半径方向内側に離間し
   て配された第２のほぼ円筒形の部材であって、通路がそ
   の間に形成され該通路が前記燃焼室と流体が直接連通す
   るようになっており、前記第２のほぼ円筒形の部材が上
   流側の閉鎖端部と排出用出口を形成する下流側の開放端
   部とを有し、前記第２のほぼ円筒形の部材がさらに、前
   記通路と該第２のほぼ円筒形の部材の内部との間で流体
   が連通できるようにする少なくとも１つの貫通形成され
   たポートを含み、該ポートの中心軸線が前記第２のほぼ
   円筒形の部材の中心軸線の方に向けられている、第２の
   ほぼ円筒形の部材と、 前記第２のほぼ円筒形の部材に接合されかつ前記閉鎖端
   部を形成する無孔の端壁であって、該端壁が前記燃焼室
   に対面する外側表面と前記第２のほぼ円筒形の部材の開
   放端部と対面する内側表面とを有している、無孔の端
   壁、 とを具備しているロケットモーター組立体。
4. 【請求項４】 前記第２の部材が該第２の部材の円周方
   向に実質的に等間隔で配された複数のポートを含み、該
   ポートの中心軸線が前記第２のほぼ円筒形の部材の中心
   軸線の方に向けられている請求項３に記載のロケットモ
   ーター組立体。
5. 【請求項５】 前記ポートが、その中心軸線がほぼ１つ
   の平面上に位置するように配置されている請求項４に記
   載のロケットモーター組立体。
6. 【請求項６】 前記ノズルが、前記第１及び第２のほぼ
   円筒形の部材の間に延びかつ前記少なくとも１つのポー
   トの下流側に位置している壁を含んでいる請求項３に記
   載のロケットモーター組立体。
7. 【請求項７】 前記第２のほぼ円筒形の部材が前記通路
   と前記第２のほぼ円筒形の部材の内部との間で流体が連
   通できるようにする貫通形成された多数のポートを含
   み、前記通路と前記第２のほぼ円筒形の部材の開放端部
   の横断面積がそれぞれ全ポートの流れ面積よりも大きく
   なっている請求項３に記載のロケットモーター組立体。
8. 【請求項８】 ほぼ円筒形の上流側部分と、 ほぼ円筒形の下流側部分と、 相互に作用し合うエネルギ合成物を収容するための前記
   上流側部分によって形成された燃焼室と、 前記下流側部分の内部に位置するカップ形状の部材であ
   って、前記下流側部分から半径方向内側に離間されその
   間に通路が形成されるほぼ円筒形の部分を有し、前記通
   路が前記燃焼室と流体が直接連通するようになってお
   り、前記ほぼ円筒形の部分が前記燃焼室に近接した上流
   側端部と燃焼生産物を大気中に放出するための下流側開
   放端部とを有し、前記カップ形状部材が前記ほぼ円筒形
   の部分の前記上流側端部を覆う本質的に無孔の端壁を含
   んでいる、カップ形状部材と、 前記ほぼ円筒形の部分を貫通して形成された複数のポー
   トであって、前記通路と前記カップ形状部材の内部との
   間で流体が連通できるようにし、前記ポートの中心軸線
   が前記上流側端部と下流側端部との間で前記カップ形状
   部材の中心軸線と交差している、複数のポート、 とを具備しているロケットモーター組立体。
9. 【請求項９】 前記ポートの下流側の環状壁を含み、該
   環状壁が前記ほぼ円筒形の部分と前記下流側部分との間
   に延びている請求項８に記載のロケットモーター組立
   体。
10. 【請求項１０】 前記通路と前記下流側開放端部の横断
    面積がそれぞれ前記ポートの断面積の合計より大きくな
    っている請求項８に記載のロケットモーター組立体。