JPH07159094A - 飛しょう体の発射装置 - Google Patents
飛しょう体の発射装置Info
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- JPH07159094A JPH07159094A JP30932293A JP30932293A JPH07159094A JP H07159094 A JPH07159094 A JP H07159094A JP 30932293 A JP30932293 A JP 30932293A JP 30932293 A JP30932293 A JP 30932293A JP H07159094 A JPH07159094 A JP H07159094A
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
- F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
- F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
- F41F3/042—Rocket or torpedo launchers for rockets the launching apparatus being used also as a transport container for the rocket
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
- F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
- F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
- F41F3/0413—Means for exhaust gas disposal, e.g. exhaust deflectors, gas evacuation systems
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- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 ロケットモータにより発射される飛しょう体
の発射装置において、ロケットモータ噴流による弾頭部
の温度上昇を低減し、ランチャー内での飛しょう体の誘
爆を防ぐ。 【構成】 飛しょう体が発射される前の状態のキャニス
タ２内部は、しゃへい板８により飛しょう体３の機体尾
部で２分割されている。このしゃへい板８は拘束燃焼時
にはロケットモータ噴流Ａをキャニスタ２の機体後方側
の空間内にしゃへいし、機体前方側に高温のガス流が流
れ込むのを防ぐ。また、しゃへい板８は発射による飛し
ょう体３の前進運動を妨げないような構造としており、
飛しょう体３が正常発射された時には、ロケットモータ
噴流Ａはしゃへい板８のノズル穴を通って飛しょう体後
方に放出される。
の発射装置において、ロケットモータ噴流による弾頭部
の温度上昇を低減し、ランチャー内での飛しょう体の誘
爆を防ぐ。 【構成】 飛しょう体が発射される前の状態のキャニス
タ２内部は、しゃへい板８により飛しょう体３の機体尾
部で２分割されている。このしゃへい板８は拘束燃焼時
にはロケットモータ噴流Ａをキャニスタ２の機体後方側
の空間内にしゃへいし、機体前方側に高温のガス流が流
れ込むのを防ぐ。また、しゃへい板８は発射による飛し
ょう体３の前進運動を妨げないような構造としており、
飛しょう体３が正常発射された時には、ロケットモータ
噴流Ａはしゃへい板８のノズル穴を通って飛しょう体後
方に放出される。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、ロケットモータによ
り発射される飛しょう体の発射装置に関するものであ
る。
り発射される飛しょう体の発射装置に関するものであ
る。
【０００２】
【従来の技術】図１２は従来の飛しょう体の発射装置を
示す図であり、図において、１はランチャー、２はキャ
ニスタ、３はキャニスタ２に格納された飛しょう体、４
は飛しょう体３に備えられた弾頭、５は飛しょう体３を
キャニスタ２より離脱させ、空中を飛しょうさせる駆動
力となる推進装置であるロケットモータ、６はロケット
モータのノズル、Ａはロケットモータより噴射されるロ
ケットモータ噴流である。
示す図であり、図において、１はランチャー、２はキャ
ニスタ、３はキャニスタ２に格納された飛しょう体、４
は飛しょう体３に備えられた弾頭、５は飛しょう体３を
キャニスタ２より離脱させ、空中を飛しょうさせる駆動
力となる推進装置であるロケットモータ、６はロケット
モータのノズル、Ａはロケットモータより噴射されるロ
ケットモータ噴流である。
【０００３】次に発射装置の動作状況について説明す
る。図１２ａはロケットモータ５の着火直後もしくは何
らかの故障要因で、ロケットモータ５が着火したが飛し
ょう体３が動かなかったキャニスタ２内での拘束燃焼状
態を示す。図１２ｂはロケットモータ５が着火し、十分
な推力となって飛しょう体３がランチャー１、キャニス
タ２より離脱を始めた状態を示す。
る。図１２ａはロケットモータ５の着火直後もしくは何
らかの故障要因で、ロケットモータ５が着火したが飛し
ょう体３が動かなかったキャニスタ２内での拘束燃焼状
態を示す。図１２ｂはロケットモータ５が着火し、十分
な推力となって飛しょう体３がランチャー１、キャニス
タ２より離脱を始めた状態を示す。
【０００４】飛しょう体の推進用ロケットモータはその
内部で化学燃料が燃焼するガスエネルギを利用したもの
であり、高温、高圧のガスをロケットモータノズルより
高速で噴出する。燃焼室とノズル出口における、断面積
比とガスの圧力比との関係は以下の数式で表される。
内部で化学燃料が燃焼するガスエネルギを利用したもの
であり、高温、高圧のガスをロケットモータノズルより
高速で噴出する。燃焼室とノズル出口における、断面積
比とガスの圧力比との関係は以下の数式で表される。
【０００５】
【数１】
【０００６】ここで、Ｐ０，Ａ０はノズルスロート部の
圧力および断面積、ＰＳ１，ＡＳ１はノズル出口での圧
力および断面積、Ｋは比熱比である。また数式１で示さ
れるようにノズル出口における静圧はノズルのスロート
断面積と出口断面積との関係に左右される。一般に飛し
ょう体の場合、胴体径、推力パターン、燃焼時間等の制
約により、ノズル出口における静圧は大気圧より高くな
る。このため、ノズル６より噴出したガス、すなわちロ
ケットモータ噴流Ａは、大部分がノズル噴出方向へ流れ
るが、一部が逆方向、すなわち飛しょう体の機体側へも
流れてゆくことになる。
圧力および断面積、ＰＳ１，ＡＳ１はノズル出口での圧
力および断面積、Ｋは比熱比である。また数式１で示さ
れるようにノズル出口における静圧はノズルのスロート
断面積と出口断面積との関係に左右される。一般に飛し
ょう体の場合、胴体径、推力パターン、燃焼時間等の制
約により、ノズル出口における静圧は大気圧より高くな
る。このため、ノズル６より噴出したガス、すなわちロ
ケットモータ噴流Ａは、大部分がノズル噴出方向へ流れ
るが、一部が逆方向、すなわち飛しょう体の機体側へも
流れてゆくことになる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】このようにランチャ
ー、キャニスタ、飛しょう体より構成された発射装置
は、艦船、車両に搭載されるものに対して特に小型軽量
化が望まれる。それと同時に、ロケットモータより噴出
されるロケット噴流の物理エネルギ処理手法が大きな問
題となる。
ー、キャニスタ、飛しょう体より構成された発射装置
は、艦船、車両に搭載されるものに対して特に小型軽量
化が望まれる。それと同時に、ロケットモータより噴出
されるロケット噴流の物理エネルギ処理手法が大きな問
題となる。
【０００８】飛しょう体の発射装置では、ロケットモー
タ噴流のエネルギは非常に大きく、噴流の総圧力は１０
０気圧を超え、温度は２５００℃程度まで上がる。その
為、少量の噴流でも飛しょう体の機体温度を上げるのに
十分な熱量を有しており、適切な熱防御の工夫を施す必
要がある。特に飛しょう体は空中を飛しょうするため軽
量化がなされており、熱的環境に対し脆弱となる。その
上、飛しょう体はその性格上火工品である弾頭を有して
おり、過度の温度上昇はランチャー内での誘爆につなが
り非常に危険なものとなる。このような飛しょう体にと
って、何等かの故障要因でキャニスタに保持されたまま
の状態でロケットモータの燃焼が行われる拘束燃焼時の
安全性を確保することがまず必要となる。
タ噴流のエネルギは非常に大きく、噴流の総圧力は１０
０気圧を超え、温度は２５００℃程度まで上がる。その
為、少量の噴流でも飛しょう体の機体温度を上げるのに
十分な熱量を有しており、適切な熱防御の工夫を施す必
要がある。特に飛しょう体は空中を飛しょうするため軽
量化がなされており、熱的環境に対し脆弱となる。その
上、飛しょう体はその性格上火工品である弾頭を有して
おり、過度の温度上昇はランチャー内での誘爆につなが
り非常に危険なものとなる。このような飛しょう体にと
って、何等かの故障要因でキャニスタに保持されたまま
の状態でロケットモータの燃焼が行われる拘束燃焼時の
安全性を確保することがまず必要となる。
【０００９】また、他の手段等で拘束燃焼時のロケット
モータ噴流の影響を排除した場合でも、発射された飛し
ょう体がキャニスタを離脱するまでの間にロケットモー
タ噴流の影響がでてくることがあり、飛しょう体がキャ
ニスタ内の狭い空間内でロケットモータ噴流に包まれる
ことになる。仮にその影響が短時間であったとしても、
近年の飛しょう体は部材の軽量化等が進んでおり、大き
な問題となる。
モータ噴流の影響を排除した場合でも、発射された飛し
ょう体がキャニスタを離脱するまでの間にロケットモー
タ噴流の影響がでてくることがあり、飛しょう体がキャ
ニスタ内の狭い空間内でロケットモータ噴流に包まれる
ことになる。仮にその影響が短時間であったとしても、
近年の飛しょう体は部材の軽量化等が進んでおり、大き
な問題となる。
【００１０】この発明は、かかる問題点を解決するため
になされたものであり、ノズルから噴射されたロケット
モータ噴流が機体前方に流れて、機体温度を上昇させる
ことを防ぐことを目的としている。
になされたものであり、ノズルから噴射されたロケット
モータ噴流が機体前方に流れて、機体温度を上昇させる
ことを防ぐことを目的としている。
【００１１】
【課題を解決するための手段】この発明にかかる飛しょ
う体の発射装置は、飛しょう体の胴体尾部に、キャニス
タ内部に固定され、キャニスタ内の空間を２分割するし
ゃへい板を設けたものである。
う体の発射装置は、飛しょう体の胴体尾部に、キャニス
タ内部に固定され、キャニスタ内の空間を２分割するし
ゃへい板を設けたものである。
【００１２】また、飛しょう体の胴体まわりに、飛しょ
う体の最大断面形状の穴を有し、キャニスタ内の空間を
３分割以上する仕切板をキャニスタ内部に設けた。
う体の最大断面形状の穴を有し、キャニスタ内の空間を
３分割以上する仕切板をキャニスタ内部に設けた。
【００１３】また、前記しゃへい板を飛しょう体ととも
に可動とし、飛しょう体のキャニスタ離脱時に、このし
ゃへい板と飛しょう体とを分離させるためのストッパを
キャニスタの出口に設けた。
に可動とし、飛しょう体のキャニスタ離脱時に、このし
ゃへい板と飛しょう体とを分離させるためのストッパを
キャニスタの出口に設けた。
【００１４】また、飛しょう体の安定翼に代えて、飛し
ょう体胴体尾部に機体フレアを設けた。
ょう体胴体尾部に機体フレアを設けた。
【００１５】また、ロケットモータのノズル出口側に、
キャニスタより保持された延長ノズルを設けた。
キャニスタより保持された延長ノズルを設けた。
【００１６】また、前記延長ノズルを飛しょう体ととも
に可動とし、飛しょう体のキャニスタ離脱時に飛しょう
体と延長ノズルとを分離させるストッパをキャニスタの
出口に設けた。
に可動とし、飛しょう体のキャニスタ離脱時に飛しょう
体と延長ノズルとを分離させるストッパをキャニスタの
出口に設けた。
【００１７】また、キャニスタを気密構造とし、内部を
ガスで与圧した。
ガスで与圧した。
【００１８】また、ランチャーに備えた高圧ガスを飛し
ょう体弾頭上部から下方に向けて噴出させるガスノズル
をキャニスタ内部に設けた。
ょう体弾頭上部から下方に向けて噴出させるガスノズル
をキャニスタ内部に設けた。
【００１９】また、ランチャーに備えた冷却ガスを飛し
ょう体の弾頭下方側から上方へ向けて飛しょう体の機体
表面に沿わせて噴出させるガスノズルをキャニスタ内部
に設けた。
ょう体の弾頭下方側から上方へ向けて飛しょう体の機体
表面に沿わせて噴出させるガスノズルをキャニスタ内部
に設けた。
【００２０】また、飛しょう体に備えた冷却ガス源とこ
のガスを弾頭下方側から上方へ向けて噴出させるガスノ
ズルを飛しょう体の弾頭下方側に取り付けた。
のガスを弾頭下方側から上方へ向けて噴出させるガスノ
ズルを飛しょう体の弾頭下方側に取り付けた。
【００２１】
【作用】上記のように構成された飛しょう体の発射装置
において、ロケットモータが着火して噴出されたロケッ
トモータ噴流は、飛しょう体の機体尾部に設けられたし
ゃへい板によって機体前方に流れこむのを阻止され、ラ
ンチャー内での飛しょう体の誘爆を防ぐことができる。
において、ロケットモータが着火して噴出されたロケッ
トモータ噴流は、飛しょう体の機体尾部に設けられたし
ゃへい板によって機体前方に流れこむのを阻止され、ラ
ンチャー内での飛しょう体の誘爆を防ぐことができる。
【００２２】また、キャニスタ内に与圧をかけたり、高
圧ガスをガスノズルから飛しょう体の下方に向かって噴
出することによって、機体上部方向に流れこむロケット
モータ噴流を阻止することがてきる。
圧ガスをガスノズルから飛しょう体の下方に向かって噴
出することによって、機体上部方向に流れこむロケット
モータ噴流を阻止することがてきる。
【００２３】また、キャニスタ内に備えた冷却用高圧ガ
スを機体表面に噴出することによって、機体温度の上昇
を緩和することがてきる。
スを機体表面に噴出することによって、機体温度の上昇
を緩和することがてきる。
【００２４】
実施例１．図１はこの発明の一実施例を示す断面図であ
り、１から７は上記従来装置と全く同一のものである。
飛しょう体が発射される前の状態のキャニスタ２内部
は、しゃへい板８により飛しょう体３の尾部付近で２分
割されている。拘束燃焼時にはこのしゃへい板８はロケ
ットモータ噴流Ａをキャニスタ２の機体後方側の空間内
にしゃへいする。このしゃへい板８により機体前方側に
高温のガス流が流れ込むのを防ぐことができ、弾頭４の
上昇を抑えることができる。
り、１から７は上記従来装置と全く同一のものである。
飛しょう体が発射される前の状態のキャニスタ２内部
は、しゃへい板８により飛しょう体３の尾部付近で２分
割されている。拘束燃焼時にはこのしゃへい板８はロケ
ットモータ噴流Ａをキャニスタ２の機体後方側の空間内
にしゃへいする。このしゃへい板８により機体前方側に
高温のガス流が流れ込むのを防ぐことができ、弾頭４の
上昇を抑えることができる。
【００２５】実施例２．図２はこの発明の一実施例を示
す断面図である。飛しょう体３の尾部には実施例１と同
様に、しゃへい板８が設けてある。９の仕切り板は、断
面をとる前の状態でキャニスタ上方から見ると図３のよ
うになる。仕切り板９は、飛しょう体３の先端方向から
の投影形状の穴を有しており、この仕切り板９を複数設
けてキャニスタ２内の空間を３分割以上する。飛しょう
体が正常に発射された際、ロケットモータ噴流Ａの一部
は機体前方に向かって流れようとするが、この仕切り板
９によりその流れが緩和されて弾頭部まで達することが
ないため、弾頭４の誘爆を防ぐことができる。
す断面図である。飛しょう体３の尾部には実施例１と同
様に、しゃへい板８が設けてある。９の仕切り板は、断
面をとる前の状態でキャニスタ上方から見ると図３のよ
うになる。仕切り板９は、飛しょう体３の先端方向から
の投影形状の穴を有しており、この仕切り板９を複数設
けてキャニスタ２内の空間を３分割以上する。飛しょう
体が正常に発射された際、ロケットモータ噴流Ａの一部
は機体前方に向かって流れようとするが、この仕切り板
９によりその流れが緩和されて弾頭部まで達することが
ないため、弾頭４の誘爆を防ぐことができる。
【００２６】実施例３．図４はこの発明の一実施例を示
す断面図である。飛しょう体３の尾部のしゃへい板８は
飛しょう体３に取り付けてあり、飛しょう体とともにキ
ャニスタ内を移動する。飛しょう体の拘束燃焼時には、
実施例１と同様、ロケットモータ噴流をキャニスタ内の
後方の空間内にしゃへいして、弾頭の温度上昇を抑える
ことができる。飛しょう体が正常発射された際、飛しょ
う体３とともに移動してきたしゃへい板８が、キャニス
タ出口に設けられたストッパ１０により飛しょう体から
分離されてキャニスタ内に取り残され、飛しょう体のみ
がキャニスタを離脱し外部に飛び出してゆく。この可動
式しゃへい板８により、拘束燃焼時、正常発射時ととも
にロケットモータ噴流Ａは飛しょう体前方には流れない
ことになる。
す断面図である。飛しょう体３の尾部のしゃへい板８は
飛しょう体３に取り付けてあり、飛しょう体とともにキ
ャニスタ内を移動する。飛しょう体の拘束燃焼時には、
実施例１と同様、ロケットモータ噴流をキャニスタ内の
後方の空間内にしゃへいして、弾頭の温度上昇を抑える
ことができる。飛しょう体が正常発射された際、飛しょ
う体３とともに移動してきたしゃへい板８が、キャニス
タ出口に設けられたストッパ１０により飛しょう体から
分離されてキャニスタ内に取り残され、飛しょう体のみ
がキャニスタを離脱し外部に飛び出してゆく。この可動
式しゃへい板８により、拘束燃焼時、正常発射時ととも
にロケットモータ噴流Ａは飛しょう体前方には流れない
ことになる。
【００２７】実施例４．図５はこの発明の一実施例を示
す断面図である。この発明においては、飛しょう体３の
安定翼をはずし、飛しょう体尾部に固定された機体フレ
ア１１を設けた。フレア１１はその部分の空気抵抗によ
り、安定翼と同等な効果を生み出すものである。この機
体フレア１１の外形形状はキャニスタ２の内部形状に適
合しており、ロケットモータ噴流Ａの機体前方への流れ
を阻止することができる。この機体フレア１１は飛しょ
う体３がキャニスタ２を離脱しても分離せず、飛しょう
時の機体の安定を図る。
す断面図である。この発明においては、飛しょう体３の
安定翼をはずし、飛しょう体尾部に固定された機体フレ
ア１１を設けた。フレア１１はその部分の空気抵抗によ
り、安定翼と同等な効果を生み出すものである。この機
体フレア１１の外形形状はキャニスタ２の内部形状に適
合しており、ロケットモータ噴流Ａの機体前方への流れ
を阻止することができる。この機体フレア１１は飛しょ
う体３がキャニスタ２を離脱しても分離せず、飛しょう
時の機体の安定を図る。
【００２８】実施例５．図６はこの発明の一実施例を示
す断面図である。この発明における飛しょう体のロケッ
トモータノズル出口には延長ノズル１２が接合されてお
り、着火前及び拘束燃焼時にはロケットモータノズル６
と延長ノズル１２は一体となっている。拘束燃焼時に
は、この延長ノズル１２によりロケットモータ噴流Ａの
ノズル出口圧力を低減させることができるので、飛しょ
う体３の前方に向かって流れるロケットモータ噴流Ａの
流量を減らすことができる。また、この延長ノズル１２
はキャニスタ２に固定されており、飛しょう体３が前進
すると飛しょう体から分離するため、飛しょう体が正常
発射した場合には飛しょう体本来の推力を得ることがで
きる。
す断面図である。この発明における飛しょう体のロケッ
トモータノズル出口には延長ノズル１２が接合されてお
り、着火前及び拘束燃焼時にはロケットモータノズル６
と延長ノズル１２は一体となっている。拘束燃焼時に
は、この延長ノズル１２によりロケットモータ噴流Ａの
ノズル出口圧力を低減させることができるので、飛しょ
う体３の前方に向かって流れるロケットモータ噴流Ａの
流量を減らすことができる。また、この延長ノズル１２
はキャニスタ２に固定されており、飛しょう体３が前進
すると飛しょう体から分離するため、飛しょう体が正常
発射した場合には飛しょう体本来の推力を得ることがで
きる。
【００２９】実施例６．図７はこの発明の一実施例を示
す断面図である。飛しょう体３のロケットモータノズル
６には実施例５と同様に延長ノズル１２が設けてあり、
飛しょう体とともにキャニスタ内を移動する。飛しょう
体の拘束燃焼時には、実施例５と同様、ロケットモータ
噴流の飛しょう体側への逆流を低減させ、弾頭の温度上
昇を抑えることができる。また、飛しょう体が正常発射
された際、飛しょう体３とともに移動してきた延長ノズ
ル１２は、キャニスタ出口に設けられたストッパ１０に
より飛しょう体から分離されてキャニスタ内に取り残さ
れる。この可動式の延長ノズル１２により、正常発射時
もロケットモータのノズル出口圧を低くすることがで
き、噴流Ａが飛しょう体前方へ逆流しにくくなる。これ
により、弾頭の温度上昇を抑えることができる。
す断面図である。飛しょう体３のロケットモータノズル
６には実施例５と同様に延長ノズル１２が設けてあり、
飛しょう体とともにキャニスタ内を移動する。飛しょう
体の拘束燃焼時には、実施例５と同様、ロケットモータ
噴流の飛しょう体側への逆流を低減させ、弾頭の温度上
昇を抑えることができる。また、飛しょう体が正常発射
された際、飛しょう体３とともに移動してきた延長ノズ
ル１２は、キャニスタ出口に設けられたストッパ１０に
より飛しょう体から分離されてキャニスタ内に取り残さ
れる。この可動式の延長ノズル１２により、正常発射時
もロケットモータのノズル出口圧を低くすることがで
き、噴流Ａが飛しょう体前方へ逆流しにくくなる。これ
により、弾頭の温度上昇を抑えることができる。
【００３０】実施例７．図８はこの発明の一実施例を示
す断面図である。本実施例のキャニスタ２は密閉したう
えでロケットモータ噴流のノズル出口圧力よりも高い与
圧をかけておく。この状態で飛しょう体３が着火する
と、ロケットモータ噴流Ａの圧力で機体後方のふたが破
られて噴流は機体後方に向かって流れる。このときキャ
ニスタ２内の圧力が高いので、キャニスタ内のガスが機
体後方へ流れ出す。このガスの流れＢのため、ロケット
モータ噴流Ａは機体前方へはほとんど流れないことにな
り弾頭部の温度上昇を防ぐことができる。
す断面図である。本実施例のキャニスタ２は密閉したう
えでロケットモータ噴流のノズル出口圧力よりも高い与
圧をかけておく。この状態で飛しょう体３が着火する
と、ロケットモータ噴流Ａの圧力で機体後方のふたが破
られて噴流は機体後方に向かって流れる。このときキャ
ニスタ２内の圧力が高いので、キャニスタ内のガスが機
体後方へ流れ出す。このガスの流れＢのため、ロケット
モータ噴流Ａは機体前方へはほとんど流れないことにな
り弾頭部の温度上昇を防ぐことができる。
【００３１】実施例８．図９はこの発明の一実施例を示
す断面図である。この実施例のランチャー１には、高圧
ガス源１３が備えてあり、キャニスタ２の内壁には前記
の高圧ガスを飛しょう体３の弾頭上方側から下方側に向
けて噴出するガスノズル１４を設けた。ロケットモータ
５が着火すると、ロケットモータ噴流Ａは機体前方に向
かっても流れようとするが、このとき、ガスノズル１４
から高圧ガスをロケットモータ噴流Ａに押しもどす方向
に流すことにより、弾頭部の温度上昇を防ぐことができ
る。
す断面図である。この実施例のランチャー１には、高圧
ガス源１３が備えてあり、キャニスタ２の内壁には前記
の高圧ガスを飛しょう体３の弾頭上方側から下方側に向
けて噴出するガスノズル１４を設けた。ロケットモータ
５が着火すると、ロケットモータ噴流Ａは機体前方に向
かっても流れようとするが、このとき、ガスノズル１４
から高圧ガスをロケットモータ噴流Ａに押しもどす方向
に流すことにより、弾頭部の温度上昇を防ぐことができ
る。
【００３２】実施例９．図１０はこの発明の一実施例を
示す断面図である。この実施例のランチャー１に冷却ガ
ス源１５を備えている。キャニスタ２の内壁には複数の
ガスノズル１４を設けて、前記の冷却ガスを飛しょう体
３の弾頭下方側から、上方へ向けて飛しょう体の機体表
面に沿わせて噴出させる。吹きつけられた冷却ガスによ
り、飛しょう体全体がロケットモータ噴流に包まれたと
しても、局所的に飛しょう体の弾頭の温度上昇を防ぐこ
とができる。
示す断面図である。この実施例のランチャー１に冷却ガ
ス源１５を備えている。キャニスタ２の内壁には複数の
ガスノズル１４を設けて、前記の冷却ガスを飛しょう体
３の弾頭下方側から、上方へ向けて飛しょう体の機体表
面に沿わせて噴出させる。吹きつけられた冷却ガスによ
り、飛しょう体全体がロケットモータ噴流に包まれたと
しても、局所的に飛しょう体の弾頭の温度上昇を防ぐこ
とができる。
【００３３】実施例１０．図１１はこの発明の一実施例
を示す断面図である。この実施例の飛しょう体３は内部
に冷却ガス源１５を備えており、弾頭４のまわりに複数
のガスノズル１４を設けた。このガスノズル１４から前
記冷却ガスを、飛しょう体３の弾頭下方部から上方に向
けて飛しょう体の機体表面に沿わせて噴出させる。これ
により実施例９と同様の効果が得られる。
を示す断面図である。この実施例の飛しょう体３は内部
に冷却ガス源１５を備えており、弾頭４のまわりに複数
のガスノズル１４を設けた。このガスノズル１４から前
記冷却ガスを、飛しょう体３の弾頭下方部から上方に向
けて飛しょう体の機体表面に沿わせて噴出させる。これ
により実施例９と同様の効果が得られる。
【００３４】
【発明の効果】この発明は以上説明したように構成され
ているので、以下に記載されるような効果を奏する。
ているので、以下に記載されるような効果を奏する。
【００３５】飛しょう体の発射装置において、キャニス
タ内をしゃへい板により飛しょう体尾部で２分割し、拘
束燃焼時にはロケットモータ噴流をキャニスタの機体後
方側の空間内にしゃへいする。かつ正常発射時にもキャ
ニスタ内部に設けた仕切り板により、ロケットモータ噴
流が機体前方に向かって流れるのを緩和する。以上によ
り、弾頭の温度上昇を抑えることができる。
タ内をしゃへい板により飛しょう体尾部で２分割し、拘
束燃焼時にはロケットモータ噴流をキャニスタの機体後
方側の空間内にしゃへいする。かつ正常発射時にもキャ
ニスタ内部に設けた仕切り板により、ロケットモータ噴
流が機体前方に向かって流れるのを緩和する。以上によ
り、弾頭の温度上昇を抑えることができる。
【００３６】また、しゃへい板を飛しょう体の尾部に取
りつけ、キャニスタ出口においてキャニスタの出口に設
けられたストッパにより飛しょう体から分離するように
することにより、拘束燃焼時、正常発射時ともにロケッ
トモータ噴流は全く飛しょう体前方には流れないように
でき、弾頭の温度上昇を抑えることができる。
りつけ、キャニスタ出口においてキャニスタの出口に設
けられたストッパにより飛しょう体から分離するように
することにより、拘束燃焼時、正常発射時ともにロケッ
トモータ噴流は全く飛しょう体前方には流れないように
でき、弾頭の温度上昇を抑えることができる。
【００３７】また、飛しょう体尾部に固定され、キャニ
スタ内部形状に適合した外形形状を持つ機体フレアを設
けることにより、ロケットモータ噴流の機体前方への流
れを阻止することができる。
スタ内部形状に適合した外形形状を持つ機体フレアを設
けることにより、ロケットモータ噴流の機体前方への流
れを阻止することができる。
【００３８】また、飛しょう体のロケットモータノズル
の出口に延長ノズルを接合しノズルの出口径を大きくす
ることにより、拘束燃焼時にはロケットモータ噴流のノ
ズル出口圧力を低減させることができるので、飛しょう
体の前方に向かって流れるロケットモータ噴流の流量を
減らすことができる。
の出口に延長ノズルを接合しノズルの出口径を大きくす
ることにより、拘束燃焼時にはロケットモータ噴流のノ
ズル出口圧力を低減させることができるので、飛しょう
体の前方に向かって流れるロケットモータ噴流の流量を
減らすことができる。
【００３９】また、キャニスタに与圧をかけたり、高圧
ガスをキャニスタの上方から下方に向けて噴出させるこ
とにより、ロケットモータ噴流がキャニスタ上方に流れ
込むのを防ぐことができる。
ガスをキャニスタの上方から下方に向けて噴出させるこ
とにより、ロケットモータ噴流がキャニスタ上方に流れ
込むのを防ぐことができる。
【００４０】また、弾頭のまわりに冷却ガスを吹きつけ
ることにより、弾頭の温度上昇を抑えることができる。
ることにより、弾頭の温度上昇を抑えることができる。
【図１】この発明の実施例１を示す断面図である。
【図２】この発明の実施例２を示す断面図である。
【図３】この発明の実施例２の仕切り板を示す説明図で
ある。
ある。
【図４】この発明の実施例３を示す断面図である。
【図５】この発明の実施例４を示す断面図である。
【図６】この発明の実施例５を示す断面図である。
【図７】この発明の実施例６を示す断面図である。
【図８】この発明の実施例７を示す断面図である。
【図９】この発明の実施例８を示す断面図である。
【図１０】この発明の実施例９を示す断面図である。
【図１１】この発明の実施例１０を示す断面図である。
【図１２】従来の飛しょう体発射装置を示す断面図であ
る。
る。
１ ランチャー ２ キャニスタ ３ 飛しょう体 ４ 弾頭 ５ ロケットモータ ６ ロケットモータノズル ７ 翼 ８ しゃへい板 ９ 仕切り板 １０ ストッパ １１ フレア １２ 延長ノズル １３ 高圧ガス源 １４ ガスノズル １５ 冷却ガス源 １６ 与圧ガス Ａ ロケットモータ噴流 Ｂ ガスの流れ
Claims (10)
- 【請求項１】 弾頭及びロケットモータを備えている飛
しょう体と、この飛しょう体全体を包み、かつ飛しょう
体を保持するキャニスタと、前記キャニスタを格納する
ランチャートとで構成される飛しょう体の発射装置にお
いて、前記キャニスタ内部に固定され、かつ前記飛しょ
う体の胴体尾部に適合し、キャニスタ内の空間を２分割
するしゃへい板を設けたことを特徴とする飛しょう体の
発射装置。 - 【請求項２】 弾頭及びロケットモータを備えている飛
しょう体と、この飛しょう体全体を包み、かつ飛しょう
体を保持するキャニスタと、前記キャニスタを格納する
ランチャーとで構成される飛しょう体の発射装置におい
て、前記キャニスタ内部に固定され、かつ前記飛しょう
体の最大断面形状の穴を有し、キャニスタ内の空間を３
分割以上する仕切り板を複数設けたことを特徴とする飛
しょう体の発射装置。 - 【請求項３】 弾頭及びロケットモータを備えている飛
しょう体と、この飛しょう体全体を包み、かつ飛しょう
体を保持するキャニスタと、前記キャニスタを格納する
ランチャーとで構成される飛しょう体の発射装置におい
て、前記キャニスタ内部断面形状に適合し、前記飛しょ
う体の胴体尾部周囲に接合され、キャニスタ内の空間を
２分割するしゃへい板と、前記キャニスタの上部側面に
取り付けられ、飛しょう体の離脱時に飛しょう体ととも
に移動してきた前記しゃへい板を飛しょう体から分離さ
せるストッパを設けたことを特徴とする飛しょう体の発
射装置。 - 【請求項４】 弾頭及びロケットモータを備えている飛
しょう体と、この飛しょう体全体を包み、かつ飛しょう
体を保持するキャニスタと、前記キャニスタを格納する
ランチャーとで構成される飛しょう体の発射装置におい
て、前記キャニスタ内部断面形状に適合し、前記飛しょ
う体の胴体尾部に固定された機体フレアを設けたことを
特徴とする飛しょう体の発射装置。 - 【請求項５】 弾頭及びロケットモータを備えている飛
しょう体と、この飛しょう体全体を包み、かつ飛しょう
体を保持するキャニスタと、前記キャニスタを格納する
ランチャーとで構成される飛しょう体の発射装置におい
て、前記ロケットモータのノズルの出口側に、前記キャ
ニスタより保持された延長ノズルを設けたことを特徴と
する飛しょう体の発射装置。 - 【請求項６】 弾頭及びロケットモータを備えている飛
しょう体と、この飛しょう体全体を包み、かつ飛しょう
体を保持するキャニスタと、前記キャニスタを格納する
ランチャーとで構成される飛しょう体の発射装置におい
て、前記ロケットモータのノズルの出口側に接合された
延長ノズルと、前記キャニスタの上部側面に取り付けら
れ、飛しょう体の離脱時に飛しょう体のノズルとともに
移動してきた前記延長ノズルを飛しょう体から分離させ
るストッパを設けたことを特徴とする飛しょう体の発射
装置。 - 【請求項７】 弾頭及びロケットモータを備えている飛
しょう体と、この飛しょう体全体を包み、かつ飛しょう
体を保持するキャニスタと、前記キャニスタを格納する
ランチャーとで構成される飛しょう体の発射装置におい
て、気密構造としたキャニスタ内部に与圧されたガスを
備えたことを特徴とする飛しょう体の発射装置。 - 【請求項８】 弾頭及びロケットモータを備えている飛
しょう体と、この飛しょう体全体を包み、かつ飛しょう
体を保持するキャニスタと、前記キャニスタを格納する
ランチャーとで構成される飛しょう体の発射装置におい
て、前記ランチャーに備えた高圧ガス源と、前記キャニ
スタ内部に取り付けた、前記高圧ガスを飛しょう体の弾
頭上方側から下方に向けて噴出するガスノズルを設けた
ことを特徴とする飛しょう体の発射装置。 - 【請求項９】 弾頭及びロケットモータを備えている飛
しょう体と、この飛しょう体全体を包み、かつ飛しょう
体を保持するキャニスタと、前記キャニスタを格納する
ランチャーとで構成される飛しょう体の発射装置におい
て、前記ランチャーに備えた冷却ガス源と、前記キャニ
スタ内部に取り付けた、前記冷却ガスを飛しょう体の弾
頭下方側から上方へ向けて飛しょう体の機体表面に沿わ
せて噴出させる複数のガスノズルを設けたことを特徴と
する飛しょう体の発射装置。 - 【請求項１０】 弾頭及びロケットモータを備えている
飛しょう体と、この飛しょう体全体を包み、かつ飛しょ
う体を保持するキャニスタと、前記キャニスタを格納す
るランチャーとで構成される飛しょう体の発射装置にお
いて、前記飛しょう体の内部に備えた冷却ガス源と、こ
の飛しょう体の弾頭下方側に取り付けた、前記冷却ガス
を飛しょう体の弾頭下方側から上方へ向けて飛しょう体
の機体表面に沿わせ噴出させる複数のガスノズルを設け
たことを特徴とする飛しょう体の発射装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5309322A JP3050025B2 (ja) | 1993-12-09 | 1993-12-09 | 飛しょう体の発射装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5309322A JP3050025B2 (ja) | 1993-12-09 | 1993-12-09 | 飛しょう体の発射装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07159094A true JPH07159094A (ja) | 1995-06-20 |
| JP3050025B2 JP3050025B2 (ja) | 2000-06-05 |
Family
ID=17991628
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5309322A Expired - Fee Related JP3050025B2 (ja) | 1993-12-09 | 1993-12-09 | 飛しょう体の発射装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3050025B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101876586A (zh) * | 2010-04-09 | 2010-11-03 | 中国科学院上海技术物理研究所 | 大气中发动机羽流场对激光传输影响测试系统及方法 |
| CN101886972A (zh) * | 2010-04-09 | 2010-11-17 | 中国科学院上海技术物理研究所 | 真空羽流场对红外激光特性影响的测试系统及方法 |
| FR3079023A1 (fr) * | 2018-03-16 | 2019-09-20 | Naval Group | Vehicule terrestre comprenant au moins un module de lancement de missiles |
-
1993
- 1993-12-09 JP JP5309322A patent/JP3050025B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101876586A (zh) * | 2010-04-09 | 2010-11-03 | 中国科学院上海技术物理研究所 | 大气中发动机羽流场对激光传输影响测试系统及方法 |
| CN101886972A (zh) * | 2010-04-09 | 2010-11-17 | 中国科学院上海技术物理研究所 | 真空羽流场对红外激光特性影响的测试系统及方法 |
| FR3079023A1 (fr) * | 2018-03-16 | 2019-09-20 | Naval Group | Vehicule terrestre comprenant au moins un module de lancement de missiles |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3050025B2 (ja) | 2000-06-05 |
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|---|---|---|---|
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