JPH08326604A - 固体ロケットエンジン - Google Patents
固体ロケットエンジンInfo
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- JPH08326604A JPH08326604A JP13427395A JP13427395A JPH08326604A JP H08326604 A JPH08326604 A JP H08326604A JP 13427395 A JP13427395 A JP 13427395A JP 13427395 A JP13427395 A JP 13427395A JP H08326604 A JPH08326604 A JP H08326604A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 低層大気中から空気が稀薄な高層大気中や宇
宙空間に至るまで、飛翔環境に応じた効率の良い推進が
可能である固体ロケットエンジンを提供する。 【構成】 ブースタ推進薬２を装填した燃焼室３と、燃
焼室３におけるブースタ推進薬２の燃焼により生じた燃
焼ガスを噴射するブースタノズル７を備え、ブースタ推
進薬２の燃焼末期から燃焼室３に対して燃料過剰の燃焼
ガスの供給を開始するガス発生装置１０および外部にお
ける空気密度の減少につれて燃焼室３に対して液体酸化
剤２２の供給を開始する酸化剤供給装置２０を設け、燃
焼室３には、ブースタ推進薬２の燃焼末期に開放されか
つ外部における空気密度の減少につれて閉塞される空気
取入口４を設けると共にブースタノズル７をブースタ推
進薬２の燃焼末期に分離可能に支持するラムジェットノ
ズル８を設けた。
宙空間に至るまで、飛翔環境に応じた効率の良い推進が
可能である固体ロケットエンジンを提供する。 【構成】 ブースタ推進薬２を装填した燃焼室３と、燃
焼室３におけるブースタ推進薬２の燃焼により生じた燃
焼ガスを噴射するブースタノズル７を備え、ブースタ推
進薬２の燃焼末期から燃焼室３に対して燃料過剰の燃焼
ガスの供給を開始するガス発生装置１０および外部にお
ける空気密度の減少につれて燃焼室３に対して液体酸化
剤２２の供給を開始する酸化剤供給装置２０を設け、燃
焼室３には、ブースタ推進薬２の燃焼末期に開放されか
つ外部における空気密度の減少につれて閉塞される空気
取入口４を設けると共にブースタノズル７をブースタ推
進薬２の燃焼末期に分離可能に支持するラムジェットノ
ズル８を設けた。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、燃焼室に装填した固体
推進薬の燃焼により生じた燃焼ガスをノズルから噴射し
て飛翔推力を得る固体ロケットエンジン（固体ロケット
モータと称することもある。）に関するものである。
推進薬の燃焼により生じた燃焼ガスをノズルから噴射し
て飛翔推力を得る固体ロケットエンジン（固体ロケット
モータと称することもある。）に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】従来、このような固体ロケットエンジン
としては、例えば、図４に示すものがあり、この固体ロ
ケットエンジン５１は、固体推進薬５２を装填した燃焼
室５３を備えている。
としては、例えば、図４に示すものがあり、この固体ロ
ケットエンジン５１は、固体推進薬５２を装填した燃焼
室５３を備えている。
【０００３】燃焼室５３の前端中心には固体推進薬点火
器５４が設けてあり、一方、後端部にはノズル５５が設
けてあって、固体推進薬５２は、樹脂，金属および酸化
剤を混合させてなっている。
器５４が設けてあり、一方、後端部にはノズル５５が設
けてあって、固体推進薬５２は、樹脂，金属および酸化
剤を混合させてなっている。
【０００４】この固体ロケットエンジン５１は、固体推
進薬点火器５４による点火によって燃焼室５３内の固体
推進薬５２を燃焼させ、これで生じる燃焼ガスをノズル
５５から噴射することにより推力を得るものとなってい
る。
進薬点火器５４による点火によって燃焼室５３内の固体
推進薬５２を燃焼させ、これで生じる燃焼ガスをノズル
５５から噴射することにより推力を得るものとなってい
る。
【０００５】このような構造の固体ロケットエンジン
は、例えば、「ロケット工学」 木村逸郎著 １９９３
年１月２７日 株式会社養賢堂発行の第４６２頁〜第４
６３頁に記載されている。
は、例えば、「ロケット工学」 木村逸郎著 １９９３
年１月２７日 株式会社養賢堂発行の第４６２頁〜第４
６３頁に記載されている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】ところが、上記した従
来の固体ロケットエンジン５１は、低層大気中から空気
が稀薄な高層大気中あるいは宇宙空間に至るまで、固体
推進薬５２を燃焼させて飛翔する、すなわち、固体推進
薬５２の樹脂および金属を自らが有する酸化剤を用いて
燃焼させて飛翔するため、低層大気中においては、周囲
の空気を酸化剤として使用できない分だけ推進性能がよ
いとは言えないという問題があり、この問題を解決する
ことが従来の課題となっていた。
来の固体ロケットエンジン５１は、低層大気中から空気
が稀薄な高層大気中あるいは宇宙空間に至るまで、固体
推進薬５２を燃焼させて飛翔する、すなわち、固体推進
薬５２の樹脂および金属を自らが有する酸化剤を用いて
燃焼させて飛翔するため、低層大気中においては、周囲
の空気を酸化剤として使用できない分だけ推進性能がよ
いとは言えないという問題があり、この問題を解決する
ことが従来の課題となっていた。
【０００７】
【発明の目的】本発明は、上記した従来の課題に着目し
てなされたもので、低層大気中から空気が稀薄な高層大
気中あるいは宇宙空間に至るまで、飛翔環境に応じた効
率の良い推進が可能である固体ロケットエンジンを提供
することを目的としている。
てなされたもので、低層大気中から空気が稀薄な高層大
気中あるいは宇宙空間に至るまで、飛翔環境に応じた効
率の良い推進が可能である固体ロケットエンジンを提供
することを目的としている。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明の請求項１に係わ
る発明は、固体推進薬を装填した燃焼室と、前記燃焼室
における固体推進薬の燃焼により生じた燃焼ガスを噴射
するノズルを備えた固体ロケットエンジンにおいて、前
記固体推進薬の燃焼末期から燃焼室に対して燃料過剰の
燃焼ガスの供給を開始するガス発生装置および外部にお
ける空気密度の減少につれて燃焼室に対して酸化剤の供
給を開始する酸化剤供給装置を設け、前記燃焼室には、
前記固体推進薬の燃焼末期に開放されかつ外部における
空気密度の減少につれて閉塞される空気取入口を設ける
と共に前記ノズルを固体推進薬の燃焼末期に分離可能に
支持するラムジェットノズルを設けた構成としたことを
特徴としており、このような固体ロケットエンジンの構
成を前述した従来の課題を解決するための手段としてい
る。
る発明は、固体推進薬を装填した燃焼室と、前記燃焼室
における固体推進薬の燃焼により生じた燃焼ガスを噴射
するノズルを備えた固体ロケットエンジンにおいて、前
記固体推進薬の燃焼末期から燃焼室に対して燃料過剰の
燃焼ガスの供給を開始するガス発生装置および外部にお
ける空気密度の減少につれて燃焼室に対して酸化剤の供
給を開始する酸化剤供給装置を設け、前記燃焼室には、
前記固体推進薬の燃焼末期に開放されかつ外部における
空気密度の減少につれて閉塞される空気取入口を設ける
と共に前記ノズルを固体推進薬の燃焼末期に分離可能に
支持するラムジェットノズルを設けた構成としたことを
特徴としており、このような固体ロケットエンジンの構
成を前述した従来の課題を解決するための手段としてい
る。
【０００９】また、本発明の請求項２に係わる固体ロケ
ットエンジンにおいて、ガス発生装置は固体燃料と、固
体燃料用点火器と、前記固体燃料の燃焼により生じた燃
料過剰の燃焼ガスを燃焼室に対して噴射するノズルを具
備している構成としており、固体燃料には、例えば、若
干の酸化剤を含んだコンポジット推進薬やアジ化ポリマ
を使用する。
ットエンジンにおいて、ガス発生装置は固体燃料と、固
体燃料用点火器と、前記固体燃料の燃焼により生じた燃
料過剰の燃焼ガスを燃焼室に対して噴射するノズルを具
備している構成としており、固体燃料には、例えば、若
干の酸化剤を含んだコンポジット推進薬やアジ化ポリマ
を使用する。
【００１０】さらに、本発明の請求項３に係わる固体ロ
ケットエンジンにおいて、酸化剤供給装置はタンクに充
填した液体酸化剤と、ガス発生装置の燃焼圧力により作
動するピストンと、前記ピストンに押圧された液体酸化
剤を燃焼室に対して噴射するインジェクタを具備してい
る構成とし、本発明の請求項４に係わる固体ロケットエ
ンジンにおいて、酸化剤供給装置はピストンの作動を制
御するバルブを備えている構成としており、この場合、
液体酸化剤には、例えば、ＮＴＯ（四酸化二窒素）や一
酸化二窒素や硝酸や過酸化水素を使用する。
ケットエンジンにおいて、酸化剤供給装置はタンクに充
填した液体酸化剤と、ガス発生装置の燃焼圧力により作
動するピストンと、前記ピストンに押圧された液体酸化
剤を燃焼室に対して噴射するインジェクタを具備してい
る構成とし、本発明の請求項４に係わる固体ロケットエ
ンジンにおいて、酸化剤供給装置はピストンの作動を制
御するバルブを備えている構成としており、この場合、
液体酸化剤には、例えば、ＮＴＯ（四酸化二窒素）や一
酸化二窒素や硝酸や過酸化水素を使用する。
【００１１】さらにまた、本発明の請求項５に係わる固
体ロケットエンジンにおいて、空気取入口はアクチュエ
ータおよび前記アクチュエータの作動により回動するポ
ートカバーを具備した取入口開閉機構により開放閉塞さ
れる構成とし、本発明の請求項６に係わる固体ロケット
エンジンは、外部空気密度検知手段を備えている構成と
している。
体ロケットエンジンにおいて、空気取入口はアクチュエ
ータおよび前記アクチュエータの作動により回動するポ
ートカバーを具備した取入口開閉機構により開放閉塞さ
れる構成とし、本発明の請求項６に係わる固体ロケット
エンジンは、外部空気密度検知手段を備えている構成と
している。
【００１２】
【発明の作用】本発明の請求項１および２に係わる固体
ロケットエンジンでは、まず、固体推進薬に点火して燃
焼させ、燃焼ガスをノズルから噴射して初期加速を行
う。
ロケットエンジンでは、まず、固体推進薬に点火して燃
焼させ、燃焼ガスをノズルから噴射して初期加速を行
う。
【００１３】次いで、固体推進薬が燃焼末期となった段
階において、ノズルをラムジェットノズルから分離する
と共に空気取入口を開放し、これと同時に、ガス発生装
置を作動させて燃焼室に対する燃料過剰の燃焼ガスの供
給を開始して、空気取入口から導入されてラム圧により
圧縮された外部空気と燃料過剰の燃焼ガスとを燃焼室に
おいて混合燃焼させ、これにより生じた燃焼ガスをラム
ジェットノズルから噴射してラムジェット作動状態とな
る。
階において、ノズルをラムジェットノズルから分離する
と共に空気取入口を開放し、これと同時に、ガス発生装
置を作動させて燃焼室に対する燃料過剰の燃焼ガスの供
給を開始して、空気取入口から導入されてラム圧により
圧縮された外部空気と燃料過剰の燃焼ガスとを燃焼室に
おいて混合燃焼させ、これにより生じた燃焼ガスをラム
ジェットノズルから噴射してラムジェット作動状態とな
る。
【００１４】そして、外部における空気密度が減少した
段階において、空気取入口を閉塞すると共に酸化剤供給
装置を作動させて燃焼室に対する酸化剤の供給を開始
し、ガス発生装置から供給された燃料過剰の燃焼ガスと
酸化剤とを燃焼室において混合燃焼させて、その燃焼ガ
スをラムジェットノズルから噴射してガスハイブリッド
ロケット作動状態となる。
段階において、空気取入口を閉塞すると共に酸化剤供給
装置を作動させて燃焼室に対する酸化剤の供給を開始
し、ガス発生装置から供給された燃料過剰の燃焼ガスと
酸化剤とを燃焼室において混合燃焼させて、その燃焼ガ
スをラムジェットノズルから噴射してガスハイブリッド
ロケット作動状態となる。
【００１５】したがって、この固体ロケットエンジンで
は、初期加速を固体推進薬の燃焼により行い、低層大気
中から空気が稀薄な高層大気中に至るまでをラムジェッ
ト作動により飛翔し、宇宙空間ではガスハイブリッドロ
ケット作動により航行するので、低層大気中から宇宙空
間に至るまで、飛翔環境に応じた効率の良い推進が実現
することとなる。加えて、ガス発生装置は、ラムジェッ
ト作動状態およびガスハイブリッドロケット作動状態の
いずれの状態においても燃料過剰の燃焼ガスを供給する
ことから、各々の状態個々のガス発生装置を設ける必要
がなく、その分だけ重量の軽減が図られることとなる。
は、初期加速を固体推進薬の燃焼により行い、低層大気
中から空気が稀薄な高層大気中に至るまでをラムジェッ
ト作動により飛翔し、宇宙空間ではガスハイブリッドロ
ケット作動により航行するので、低層大気中から宇宙空
間に至るまで、飛翔環境に応じた効率の良い推進が実現
することとなる。加えて、ガス発生装置は、ラムジェッ
ト作動状態およびガスハイブリッドロケット作動状態の
いずれの状態においても燃料過剰の燃焼ガスを供給する
ことから、各々の状態個々のガス発生装置を設ける必要
がなく、その分だけ重量の軽減が図られることとなる。
【００１６】本発明の請求項３に係わる固体ロケットエ
ンジンでは、上記した構成としているので、タンク内を
加圧する装置を別個に設けることなく、液体酸化剤の燃
焼室に対する供給が容易になされることとなり、本発明
の請求項４に係わる固体ロケットエンジンでは、宇宙空
間におけるガスハイブリッドロケット作動時の推力制御
が簡単に行われることとなる。
ンジンでは、上記した構成としているので、タンク内を
加圧する装置を別個に設けることなく、液体酸化剤の燃
焼室に対する供給が容易になされることとなり、本発明
の請求項４に係わる固体ロケットエンジンでは、宇宙空
間におけるガスハイブリッドロケット作動時の推力制御
が簡単に行われることとなる。
【００１７】本発明の請求項５に係わる固体ロケットエ
ンジンでは、空気取入口の開閉が簡単かつ確実に行われ
ることとなり、本発明の請求項６に係わる固体ロケット
エンジンでは、外部における空気密度が減少したとき
に、すなわち、ラムジェットの有効作動高度および速度
が限界に達したときに、ラムジェット作動状態からガス
ハイブリッドロケット作動状態に速やかに移行すること
となり、より一層効率の良い推進が実現することとな
る。
ンジンでは、空気取入口の開閉が簡単かつ確実に行われ
ることとなり、本発明の請求項６に係わる固体ロケット
エンジンでは、外部における空気密度が減少したとき
に、すなわち、ラムジェットの有効作動高度および速度
が限界に達したときに、ラムジェット作動状態からガス
ハイブリッドロケット作動状態に速やかに移行すること
となり、より一層効率の良い推進が実現することとな
る。
【００１８】
【実施例】図１ないし図３は本発明に係わる固体ロケッ
トエンジンの一実施例を示している。
トエンジンの一実施例を示している。
【００１９】図１に示すように、この固体ロケットエン
ジン１は、ブースタ推進薬２を装填した燃焼室３を有し
ており、この燃焼室３の前端側には、燃焼室３に設けた
ポート３ａを介して内部と連通する空気取入口４が円周
方向の複数箇所に配設してある。これらの空気取入口４
を設けた箇所には、アクチュエータ５ａおよびポートカ
バー５ｂを具備した空気取入口開閉機構５が１組ずつ配
設してあり、空気取入口開閉機構５は、アクチュエータ
５ａの作動によりポートカバー５ｂを回動させて、ポー
ト３ａを閉塞開放するようになっている。
ジン１は、ブースタ推進薬２を装填した燃焼室３を有し
ており、この燃焼室３の前端側には、燃焼室３に設けた
ポート３ａを介して内部と連通する空気取入口４が円周
方向の複数箇所に配設してある。これらの空気取入口４
を設けた箇所には、アクチュエータ５ａおよびポートカ
バー５ｂを具備した空気取入口開閉機構５が１組ずつ配
設してあり、空気取入口開閉機構５は、アクチュエータ
５ａの作動によりポートカバー５ｂを回動させて、ポー
ト３ａを閉塞開放するようになっている。
【００２０】一方、燃焼室３の後端部には、中心にブー
スタ推進薬用点火装置６を分離可能に装着したブースタ
ノズル７とラムジェットノズル８とが同心状に設けてあ
り、ラムジェットノズル８は、空気取入口開閉機構５の
作動と連動する分離継手９を介してブースタノズル７を
分離可能に支持している。
スタ推進薬用点火装置６を分離可能に装着したブースタ
ノズル７とラムジェットノズル８とが同心状に設けてあ
り、ラムジェットノズル８は、空気取入口開閉機構５の
作動と連動する分離継手９を介してブースタノズル７を
分離可能に支持している。
【００２１】この場合、空気取入口開閉機構５は、図２
に示すように、ブースタ推進薬２が燃焼末期となった段
階において作動して、ブースタノズル７をラムジェット
ノズル８から分離すると共に空気取入口４を開放し、外
部における空気密度の減少につれて再作動して空気取入
口４を閉塞するように制御されるものとなっている。
に示すように、ブースタ推進薬２が燃焼末期となった段
階において作動して、ブースタノズル７をラムジェット
ノズル８から分離すると共に空気取入口４を開放し、外
部における空気密度の減少につれて再作動して空気取入
口４を閉塞するように制御されるものとなっている。
【００２２】また、この固体ロケットエンジン１は、燃
焼室３の前方に、ガス発生装置１０を備えており、この
ガス発生装置１０は、ケース１１内に装填された固体燃
料１２と、固体燃料用点火器１３と、固体燃料１２の燃
焼により生じた燃料過剰の燃焼ガスを燃焼室３に対して
噴射するノズル１４を具備している。
焼室３の前方に、ガス発生装置１０を備えており、この
ガス発生装置１０は、ケース１１内に装填された固体燃
料１２と、固体燃料用点火器１３と、固体燃料１２の燃
焼により生じた燃料過剰の燃焼ガスを燃焼室３に対して
噴射するノズル１４を具備している。
【００２３】このガス発生装置１０は、ブースタ推進薬
２が燃焼末期となった段階において、燃焼室３に対する
燃料過剰の燃焼ガスの供給を開始して、この燃焼ガスと
空気取入口４から導入されてラム圧により圧縮された外
部空気とを混合燃焼させることにより、固体ロケットエ
ンジン１にラムジェット作動を行わせるようになってい
る。
２が燃焼末期となった段階において、燃焼室３に対する
燃料過剰の燃焼ガスの供給を開始して、この燃焼ガスと
空気取入口４から導入されてラム圧により圧縮された外
部空気とを混合燃焼させることにより、固体ロケットエ
ンジン１にラムジェット作動を行わせるようになってい
る。
【００２４】さらに、この固体ロケットエンジン１は、
酸化剤供給装置２０を備えている。この酸化剤供給装置
２０は、ガス発生装置１０のケース１１よりも前方に位
置するタンク２１に充填した液体酸化剤２２と、タンク
２１内に設けられてガス発生装置１０のケース１１に連
通するチューブ２３を介して導入されるケース１１内の
燃焼圧力により作動するピストン２４と、燃焼室３の前
端隔壁３ｂに一体で設けられて圧送チューブ２５を介し
てタンク２１と連通するインジェクタ２６を具備してお
り、圧送チューブ２５のインジェクタ２６寄りの部分に
は、ピストン２４の作動を制御するバルブ２７を備えて
いる。
酸化剤供給装置２０を備えている。この酸化剤供給装置
２０は、ガス発生装置１０のケース１１よりも前方に位
置するタンク２１に充填した液体酸化剤２２と、タンク
２１内に設けられてガス発生装置１０のケース１１に連
通するチューブ２３を介して導入されるケース１１内の
燃焼圧力により作動するピストン２４と、燃焼室３の前
端隔壁３ｂに一体で設けられて圧送チューブ２５を介し
てタンク２１と連通するインジェクタ２６を具備してお
り、圧送チューブ２５のインジェクタ２６寄りの部分に
は、ピストン２４の作動を制御するバルブ２７を備えて
いる。
【００２５】この酸化剤供給装置２０は、図３に示すよ
うに、外部における空気密度が減少した段階においてバ
ルブ２７を開き、これにより、チューブ２３を介してタ
ンク２１内に導入されているケース１１内の燃焼圧力に
よってピストン２４を作動させ、このピストン２４に押
圧された液体酸化剤２２をインジェクタ２６から燃焼室
３に対して噴射することにより、固体ロケットエンジン
１にガスハイブリッドロケット作動を行わせるようにな
っている。
うに、外部における空気密度が減少した段階においてバ
ルブ２７を開き、これにより、チューブ２３を介してタ
ンク２１内に導入されているケース１１内の燃焼圧力に
よってピストン２４を作動させ、このピストン２４に押
圧された液体酸化剤２２をインジェクタ２６から燃焼室
３に対して噴射することにより、固体ロケットエンジン
１にガスハイブリッドロケット作動を行わせるようにな
っている。
【００２６】さらにまた、この固体ロケットエンジン１
は、外部空気密度検知手段としてのピトー管３０を頭部
寄りの部分に備えており、対気速度から外部の空気密度
を検知して、上記ラムジェット作動状態からガスハイブ
リッドロケット作動状態に速やかに移行させるようにし
ている。
は、外部空気密度検知手段としてのピトー管３０を頭部
寄りの部分に備えており、対気速度から外部の空気密度
を検知して、上記ラムジェット作動状態からガスハイブ
リッドロケット作動状態に速やかに移行させるようにし
ている。
【００２７】このような構造の固体ロケットエンジン１
では、まず、ブースタ推進薬用点火装置６によりブース
タ推進薬２に点火し、このブースタ推進薬２の燃焼室３
内における燃焼により生じる燃焼ガスをブースタ推進薬
用点火装置６が除去されたブースタノズル７から噴射す
ることによって発進しそして初期加速する。
では、まず、ブースタ推進薬用点火装置６によりブース
タ推進薬２に点火し、このブースタ推進薬２の燃焼室３
内における燃焼により生じる燃焼ガスをブースタ推進薬
用点火装置６が除去されたブースタノズル７から噴射す
ることによって発進しそして初期加速する。
【００２８】続いて、ブースタ推進薬２の燃焼末期にな
ると、図２に示すように、空気取入口開閉機構５の作動
により分離継手９の部分でブースタノズル７が分離する
と同時に、ポートカバー５ｂが回動してポート３ａを開
放し、これに合わせてガス発生装置１０において、固体
燃料用点火器１３による固体燃料１２への点火がなさ
れ、固体燃料１２の燃焼により生じた燃料過剰の燃焼ガ
スがノズル１４から燃焼室３内に噴射される。
ると、図２に示すように、空気取入口開閉機構５の作動
により分離継手９の部分でブースタノズル７が分離する
と同時に、ポートカバー５ｂが回動してポート３ａを開
放し、これに合わせてガス発生装置１０において、固体
燃料用点火器１３による固体燃料１２への点火がなさ
れ、固体燃料１２の燃焼により生じた燃料過剰の燃焼ガ
スがノズル１４から燃焼室３内に噴射される。
【００２９】次いで、噴射された燃料過剰の燃焼ガスと
空気取入口４より導入されてラム圧により圧縮された空
気とが燃焼室３において混合燃焼し、これにより生じた
燃焼ガスをラムジェットノズル８から噴射してラムジェ
ット作動状態となる。
空気取入口４より導入されてラム圧により圧縮された空
気とが燃焼室３において混合燃焼し、これにより生じた
燃焼ガスをラムジェットノズル８から噴射してラムジェ
ット作動状態となる。
【００３０】そして、空気が稀薄な高層域に到達して、
外部における空気密度の減少をピトー管３０が検知する
と、図３に示すように、空気取入口開閉機構５が再作動
して空気取入口４を閉塞すると共に、酸化剤供給装置２
０において、バルブ２７が開かれ、これにより、チュー
ブ２３を介してタンク２１内に導入されているケース１
１内の燃焼圧力によってピストン２４が図示右方向に移
動し、このピストン２４に押圧された液体酸化剤２２が
インジェクタ２６から燃焼室３内に噴射される。
外部における空気密度の減少をピトー管３０が検知する
と、図３に示すように、空気取入口開閉機構５が再作動
して空気取入口４を閉塞すると共に、酸化剤供給装置２
０において、バルブ２７が開かれ、これにより、チュー
ブ２３を介してタンク２１内に導入されているケース１
１内の燃焼圧力によってピストン２４が図示右方向に移
動し、このピストン２４に押圧された液体酸化剤２２が
インジェクタ２６から燃焼室３内に噴射される。
【００３１】続いて、燃焼室３において、この液体酸化
剤２２とガス発生装置１０から供給された燃料過剰の燃
焼ガスとが混合燃焼し、これにより生じた燃焼ガスをラ
ムジェットノズル８から噴射してガスハイブリッドロケ
ット作動状態となる。
剤２２とガス発生装置１０から供給された燃料過剰の燃
焼ガスとが混合燃焼し、これにより生じた燃焼ガスをラ
ムジェットノズル８から噴射してガスハイブリッドロケ
ット作動状態となる。
【００３２】このとき、酸化剤供給装置２０におけるバ
ルブ２７の開度を調節すれば、推力制御が簡単に行われ
ることとなる。
ルブ２７の開度を調節すれば、推力制御が簡単に行われ
ることとなる。
【００３３】したがって、この固体ロケットエンジン１
では、初期加速をブースタ推進薬２の燃焼により行い、
低層大気中から空気が稀薄な高層大気中に至るまでをラ
ムジェット作動により飛翔し、宇宙空間ではガスハイブ
リッドロケット作動により航行するので、低層大気中か
ら宇宙空間に至るまで、飛翔環境に応じた効率の良い推
進が実現することとなる。
では、初期加速をブースタ推進薬２の燃焼により行い、
低層大気中から空気が稀薄な高層大気中に至るまでをラ
ムジェット作動により飛翔し、宇宙空間ではガスハイブ
リッドロケット作動により航行するので、低層大気中か
ら宇宙空間に至るまで、飛翔環境に応じた効率の良い推
進が実現することとなる。
【００３４】加えて、ガス発生装置１０は、ラムジェッ
ト作動状態およびガスハイブリッドロケット作動状態の
それぞれ状態において、燃料過剰の燃焼ガスを常時供給
することから、各状態個々においてガス発生装置１０を
設ける必要がなく、その分だけ重量の軽減が図られるこ
ととなる。
ト作動状態およびガスハイブリッドロケット作動状態の
それぞれ状態において、燃料過剰の燃焼ガスを常時供給
することから、各状態個々においてガス発生装置１０を
設ける必要がなく、その分だけ重量の軽減が図られるこ
ととなる。
【００３５】また、この実施例における固体ロケットエ
ンジン１では、その頭部寄りの部分に、外部空気密度検
知手段としてのピトー管３０を備えていることから、ラ
ムジェットの有効作動高度および速度が限界に達したと
きに、ラムジェット作動状態からガスハイブリッドロケ
ット作動状態に速やかに移行することとなり、より一層
効率の良い推進が実現することとなる。
ンジン１では、その頭部寄りの部分に、外部空気密度検
知手段としてのピトー管３０を備えていることから、ラ
ムジェットの有効作動高度および速度が限界に達したと
きに、ラムジェット作動状態からガスハイブリッドロケ
ット作動状態に速やかに移行することとなり、より一層
効率の良い推進が実現することとなる。
【００３６】なお、本発明に係わる固体ロケットエンジ
ンの詳細な構成は、上記した実施例に限定されるもので
はない。
ンの詳細な構成は、上記した実施例に限定されるもので
はない。
【００３７】
【発明の効果】以上説明してきたように、本発明の請求
項１および２に係わる固体ロケットエンジンでは、上記
した構成としたから、初期加速を固体推進薬の燃焼によ
り行い、低層大気中から空気が稀薄な高層大気中に至る
までをラムジェット作動により飛翔し、宇宙空間ではガ
スハイブリッドロケット作動により航行することができ
るので、低層大気中から宇宙空間に至るまで、飛翔環境
に応じた効率の良い推進が可能であるという著しく優れ
た効果がもたらされるうえ、ガス発生装置をラムジェッ
ト作動状態およびガスハイブリッドロケット作動状態の
いずれの状態においても使用することから、各々の状態
個々にガス発生装置を設ける必要がなく、その結果、重
量の軽減をも実現できるという著しく優れた効果がもた
らされる。
項１および２に係わる固体ロケットエンジンでは、上記
した構成としたから、初期加速を固体推進薬の燃焼によ
り行い、低層大気中から空気が稀薄な高層大気中に至る
までをラムジェット作動により飛翔し、宇宙空間ではガ
スハイブリッドロケット作動により航行することができ
るので、低層大気中から宇宙空間に至るまで、飛翔環境
に応じた効率の良い推進が可能であるという著しく優れ
た効果がもたらされるうえ、ガス発生装置をラムジェッ
ト作動状態およびガスハイブリッドロケット作動状態の
いずれの状態においても使用することから、各々の状態
個々にガス発生装置を設ける必要がなく、その結果、重
量の軽減をも実現できるという著しく優れた効果がもた
らされる。
【００３８】また、本発明の請求項３に係わる固体ロケ
ットエンジンでは、上記した構成としているので、タン
ク内を加圧する装置を別個に設けることなく、液体酸化
剤の燃焼室に対する供給を簡単に行うことができ、本発
明の請求項４に係わる固体ロケットエンジンでは、宇宙
空間におけるガスハイブリッドロケット作動時の推力制
御を簡単に行うことが可能であるという著しく優れた効
果がもたらされる。
ットエンジンでは、上記した構成としているので、タン
ク内を加圧する装置を別個に設けることなく、液体酸化
剤の燃焼室に対する供給を簡単に行うことができ、本発
明の請求項４に係わる固体ロケットエンジンでは、宇宙
空間におけるガスハイブリッドロケット作動時の推力制
御を簡単に行うことが可能であるという著しく優れた効
果がもたらされる。
【００３９】さらに、本発明の請求項５に係わる固体ロ
ケットエンジンでは、上記した構成としているので、空
気取入口の開閉を簡単かつ確実に行うことができ、本発
明の請求項６に係わる固体ロケットエンジンでは、ラム
ジェット作動状態における有効作動高度および速度が限
界に達したときに、ガスハイブリッドロケット作動状態
への速やかな移行が可能であることから、より一層効率
の良い推進が実現できるという著しく優れた効果がもた
らされる。
ケットエンジンでは、上記した構成としているので、空
気取入口の開閉を簡単かつ確実に行うことができ、本発
明の請求項６に係わる固体ロケットエンジンでは、ラム
ジェット作動状態における有効作動高度および速度が限
界に達したときに、ガスハイブリッドロケット作動状態
への速やかな移行が可能であることから、より一層効率
の良い推進が実現できるという著しく優れた効果がもた
らされる。
【図１】本発明に係わる固体ロケットエンジンの一実施
例を示す作動前の断面説明図である。
例を示す作動前の断面説明図である。
【図２】図１における固体ロケットエンジンのラムジェ
ット作動状態を示す断面説明図である。
ット作動状態を示す断面説明図である。
【図３】図１における固体ロケットエンジンのガスハイ
ブリッド作動状態を示す断面説明図である。
ブリッド作動状態を示す断面説明図である。
【図４】従来の固体ロケットエンジンの断面説明図であ
る。
る。
１ 固体ロケットエンジン ２ ブースタ推進薬（固体推進薬） ３ 燃焼室 ４ 空気取入口 ５ 空気取入口開閉機構 ５ａ アクチュエータ（空気取入口開閉機構） ５ｂ ポートカバー（空気取入口開閉機構） ７ ブースタノズル（ノズル） ８ ラムジェットノズル １０ ガス発生装置 １２ 固体燃料（ガス発生装置） １３ 固体燃料用点火器（ガス発生装置） １４ ノズル（ガス発生装置） ２０ 酸化剤供給装置 ２１ タンク（酸化剤供給装置） ２２ 液体酸化剤（酸化剤供給装置） ２４ ピストン（酸化剤供給装置） ２６ インジェクタ（酸化剤供給装置） ２７ バルブ（酸化剤供給装置） ３０ ピトー管（外部空気密度検知手段）
Claims (6)
- 【請求項１】 固体推進薬を装填した燃焼室と、前記燃
焼室における固体推進薬の燃焼により生じた燃焼ガスを
噴射するノズルを備えた固体ロケットエンジンにおい
て、前記固体推進薬の燃焼末期から燃焼室に対して燃料
過剰の燃焼ガスの供給を開始するガス発生装置および外
部における空気密度の減少につれて燃焼室に対して酸化
剤の供給を開始する酸化剤供給装置を設け、前記燃焼室
には、前記固体推進薬の燃焼末期に開放されかつ外部に
おける空気密度の減少につれて閉塞される空気取入口を
設けると共に前記ノズルを固体推進薬の燃焼末期に分離
可能に支持するラムジェットノズルを設けたことを特徴
とする固体ロケットエンジン。 - 【請求項２】 ガス発生装置は固体燃料と、固体燃料用
点火器と、前記固体燃料の燃焼により生じた燃料過剰の
燃焼ガスを燃焼室に対して噴射するノズルを具備してい
る請求項１に記載の固体ロケットエンジン。 - 【請求項３】 酸化剤供給装置はタンクに充填した液体
酸化剤と、ガス発生装置の燃焼圧力により作動するピス
トンと、前記ピストンに押圧された液体酸化剤を燃焼室
に対して噴射するインジェクタを具備している請求項１
または２に記載の固体ロケットエンジン。 - 【請求項４】 酸化剤供給装置はピストンの作動を制御
するバルブを備えている請求項３に記載の固体ロケット
エンジン。 - 【請求項５】 空気取入口はアクチュエータおよび前記
アクチュエータの作動により回動するポートカバーを具
備した取入口開閉機構により開放閉塞される請求項１な
いし４のいずれかに記載の固体ロケットエンジン。 - 【請求項６】 外部空気密度検知手段を備えている請求
項１ないし５のいずれかに記載の固体ロケットエンジ
ン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13427395A JP3717002B2 (ja) | 1995-05-31 | 1995-05-31 | 固体ロケットエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13427395A JP3717002B2 (ja) | 1995-05-31 | 1995-05-31 | 固体ロケットエンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08326604A true JPH08326604A (ja) | 1996-12-10 |
| JP3717002B2 JP3717002B2 (ja) | 2005-11-16 |
Family
ID=15124434
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13427395A Expired - Fee Related JP3717002B2 (ja) | 1995-05-31 | 1995-05-31 | 固体ロケットエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3717002B2 (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009013944A (ja) * | 2007-07-09 | 2009-01-22 | Ihi Aerospace Co Ltd | ラムロケット |
| US8056319B2 (en) | 2006-11-10 | 2011-11-15 | Aerojet—General Corporation | Combined cycle missile engine system |
| JP2015036528A (ja) * | 2013-08-12 | 2015-02-23 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | ポートカバー開口装置 |
| CN109736964A (zh) * | 2018-12-07 | 2019-05-10 | 西安航天动力研究所 | 一种滑动可抛喉部可调喷管 |
| CN113202655A (zh) * | 2021-06-07 | 2021-08-03 | 北京理工大学 | 一种固液冲压组合发动机 |
| CN114320662A (zh) * | 2022-01-06 | 2022-04-12 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统及导弹 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109139297B (zh) * | 2018-07-10 | 2019-06-07 | 西北工业大学 | 一种用于固体火箭超燃冲压发动机组合增强掺混的装置 |
| CN109931185B (zh) * | 2019-03-20 | 2021-02-19 | 西北工业大学 | 一种整体式爆震冲压发动机 |
-
1995
- 1995-05-31 JP JP13427395A patent/JP3717002B2/ja not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8056319B2 (en) | 2006-11-10 | 2011-11-15 | Aerojet—General Corporation | Combined cycle missile engine system |
| JP4847588B2 (ja) * | 2006-11-10 | 2011-12-28 | アエロジェット ジェネラル コーポレイション | 複合サイクルミサイルエンジンシステムを動作させるための方法 |
| JP2009013944A (ja) * | 2007-07-09 | 2009-01-22 | Ihi Aerospace Co Ltd | ラムロケット |
| JP2015036528A (ja) * | 2013-08-12 | 2015-02-23 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | ポートカバー開口装置 |
| CN109736964A (zh) * | 2018-12-07 | 2019-05-10 | 西安航天动力研究所 | 一种滑动可抛喉部可调喷管 |
| CN109736964B (zh) * | 2018-12-07 | 2020-04-28 | 西安航天动力研究所 | 一种滑动可抛喉部可调喷管 |
| CN113202655A (zh) * | 2021-06-07 | 2021-08-03 | 北京理工大学 | 一种固液冲压组合发动机 |
| CN113202655B (zh) * | 2021-06-07 | 2022-05-24 | 北京理工大学 | 一种固液冲压组合发动机 |
| CN114320662A (zh) * | 2022-01-06 | 2022-04-12 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统及导弹 |
| CN114320662B (zh) * | 2022-01-06 | 2022-11-22 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统及导弹 |
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| JP3717002B2 (ja) | 2005-11-16 |
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