JPS61218756A - ロケツト弾 - Google Patents
ロケツト弾Info
- Publication number
- JPS61218756A JPS61218756A JP5827385A JP5827385A JPS61218756A JP S61218756 A JPS61218756 A JP S61218756A JP 5827385 A JP5827385 A JP 5827385A JP 5827385 A JP5827385 A JP 5827385A JP S61218756 A JPS61218756 A JP S61218756A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- propellant
- bleed
- booster
- base
- combustion
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
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。
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〕
本発明は特に慣性飛行期間が長いロケット弾に関する。
ロケット弾、殊に無誘導のロケット弾は通常そのブース
タ推進薬の燃焼を短秒時間で終結させることにより噴進
開始直後に急加速をし、以後目標まで比較的長時間にわ
たって高速で慣性飛行をさせる。このためロケット弾の
射程は慣性飛行中に受ける空力抵抗力に大きく影響され
、る。
タ推進薬の燃焼を短秒時間で終結させることにより噴進
開始直後に急加速をし、以後目標まで比較的長時間にわ
たって高速で慣性飛行をさせる。このためロケット弾の
射程は慣性飛行中に受ける空力抵抗力に大きく影響され
、る。
この空力抵抗力の主なものは、弾の正面に働く正圧によ
るものと、足底（ベース）の後位に発生する高負圧に起
因する引きずり力（ベースドラッグ）とであって、前者
は弾頭部の形状を。
るものと、足底（ベース）の後位に発生する高負圧に起
因する引きずり力（ベースドラッグ）とであって、前者
は弾頭部の形状を。
考慮することにより抵抗の減少をはかりう葛のに対し、
後者ではそれが困難である。その理由は、前述したよう
に該ロケット弾ではブースタ推進薬の燃焼を短秒時間で
終結させる結果、ロケットノズルを流過するガス流量（
Ｋｇ／５ｅｃ）が多大であること、よってロケットノズ
ルが大型化し、あるいは多数の該ノズルを必要とするこ
と、そしてかかるロケットノズルをベースに配設するこ
とで鎖部の形状が制約されるからである。
後者ではそれが困難である。その理由は、前述したよう
に該ロケット弾ではブースタ推進薬の燃焼を短秒時間で
終結させる結果、ロケットノズルを流過するガス流量（
Ｋｇ／５ｅｃ）が多大であること、よってロケットノズ
ルが大型化し、あるいは多数の該ノズルを必要とするこ
と、そしてかかるロケットノズルをベースに配設するこ
とで鎖部の形状が制約されるからである。
上記の事情にあって、本発明の命題はロケット弾の射程
延伸をはかるために前記ベースドラッグを消去ないしは
減少することにあり、その着想点は慣性飛行中前記の高
負圧域にガスを補給してその負圧値を低下させようとい
うことである。
延伸をはかるために前記ベースドラッグを消去ないしは
減少することにあり、その着想点は慣性飛行中前記の高
負圧域にガスを補給してその負圧値を低下させようとい
うことである。
ここで、米国特許第３，０２３，５７０号の技術は推進
力を多段階に発生しうるロケットに関するものであって
、燃焼室にそれぞれ燃焼時間を異にした推進薬を装填す
ることにより燃焼圧力を段階的に低下させるようにして
いる。そこでこの技術を援用して、該推進薬のうち１つ
のものの燃焼を慣性飛行に移行したのちも持続させるよ
うにすれば、その燃焼ガスがロケットノズルから噴出
（ブリード）し続けることで高負圧域の生成を抑制して
射程を延伸することができょう。
力を多段階に発生しうるロケットに関するものであって
、燃焼室にそれぞれ燃焼時間を異にした推進薬を装填す
ることにより燃焼圧力を段階的に低下させるようにして
いる。そこでこの技術を援用して、該推進薬のうち１つ
のものの燃焼を慣性飛行に移行したのちも持続させるよ
うにすれば、その燃焼ガスがロケットノズルから噴出
（ブリード）し続けることで高負圧域の生成を抑制して
射程を延伸することができょう。
ところで一方、ロケット弾には、その発射地点や飛行経
路を秘匿する必要から無煙性のダブルベース系推進薬が
使用され、この種の推進薬は高比推力が得られ、また燃
速の選択中が広く、あるいはまた圧力不感領域を作すラ
るなどの利点がある反面、燃焼圧力が所定値よりも低下
するとその燃焼性能が極めて不安定になるという性質が
ある。したがって前述したごと〈従来の技術を援用する
に当ってダブルベース系推進薬を使用すると燃焼ガスの
発生量が変動し、そのためにブリード特性が一定しない
まま射程がばらついてしまうという問題が生じる。
路を秘匿する必要から無煙性のダブルベース系推進薬が
使用され、この種の推進薬は高比推力が得られ、また燃
速の選択中が広く、あるいはまた圧力不感領域を作すラ
るなどの利点がある反面、燃焼圧力が所定値よりも低下
するとその燃焼性能が極めて不安定になるという性質が
ある。したがって前述したごと〈従来の技術を援用する
に当ってダブルベース系推進薬を使用すると燃焼ガスの
発生量が変動し、そのためにブリード特性が一定しない
まま射程がばらついてしまうという問題が生じる。
そこで本発明の課題は、ダブルベース系推進薬を用いて
も安定なブリード特性が得られるようにすることである
。
も安定なブリード特性が得られるようにすることである
。
上記課題を解決した本発明の手段は、ブースタ燃焼室内
に副燃焼室を隔成し、この副燃焼室にダブルベース系の
ブリード用推進薬を内填するとともにベースブリード用
ノズルを設けてブリードモータを構成し、かつ、ブリー
ド用推進薬の燃焼時間をブースタ用推進薬の燃焼時間よ
りも長くしたものである。
に副燃焼室を隔成し、この副燃焼室にダブルベース系の
ブリード用推進薬を内填するとともにベースブリード用
ノズルを設けてブリードモータを構成し、かつ、ブリー
ド用推進薬の燃焼時間をブースタ用推進薬の燃焼時間よ
りも長くしたものである。
上記手段によれば、ブリード用推進薬が副燃焼室内にあ
ってブースタ燃焼室から隔絶され、この副燃焼室内の燃
焼圧力はベースブリード用ノズルによって規制されるの
で、常に燃焼性能を安定に保持し得てブリードガス発生
量の変動を抑えることができる。
ってブースタ燃焼室から隔絶され、この副燃焼室内の燃
焼圧力はベースブリード用ノズルによって規制されるの
で、常に燃焼性能を安定に保持し得てブリードガス発生
量の変動を抑えることができる。
図面は本発明に係るロケット弾を示すものであって、ｌ
は弾頭、２はその弾底、３は弾頭１に結合したブースタ
である。
は弾頭、２はその弾底、３は弾頭１に結合したブースタ
である。
ブースタ３において、４は円筒形のブースタケースでそ
の前端部がねじ５によって弾底２に結合され、内面にイ
ンシュレータ６を施しである。７はブースタケース４内
に形成したブースタ燃焼室、また８はこの燃焼室に装填
した内外面燃焼型のブースタ用推進薬であって前述した
ようにダブルベース系のものが用いられる。９および１
０はそれぞれブースタ用推進薬８を機軸と同心に保持す
るための前部リテーナおよび後部リテーナ、 １１は前
部リテーナ３と弾底２との間に介在させたカーボンフェ
ルトなどの耐熱断熱性のあるクッションパッド、 １２
は後部リテーナｌＯに内嵌した環状のイグナイタ、１３
は該ロケット弾のベースを形成するベースクロージャで
・ねじ１４によってブースタケース４に結合されており
、１５はこのペースクロージャに設けた４つのロケット
ノズル、１Ｂはこれらロケットノズルのノズルクロージ
ャであって、イグナイタ１２の点火用リード線１２ａを
ノズルクロージャ１Ｂを通して後方へ引き出しである。
の前端部がねじ５によって弾底２に結合され、内面にイ
ンシュレータ６を施しである。７はブースタケース４内
に形成したブースタ燃焼室、また８はこの燃焼室に装填
した内外面燃焼型のブースタ用推進薬であって前述した
ようにダブルベース系のものが用いられる。９および１
０はそれぞれブースタ用推進薬８を機軸と同心に保持す
るための前部リテーナおよび後部リテーナ、 １１は前
部リテーナ３と弾底２との間に介在させたカーボンフェ
ルトなどの耐熱断熱性のあるクッションパッド、 １２
は後部リテーナｌＯに内嵌した環状のイグナイタ、１３
は該ロケット弾のベースを形成するベースクロージャで
・ねじ１４によってブースタケース４に結合されており
、１５はこのペースクロージャに設けた４つのロケット
ノズル、１Ｂはこれらロケットノズルのノズルクロージ
ャであって、イグナイタ１２の点火用リード線１２ａを
ノズルクロージャ１Ｂを通して後方へ引き出しである。
２０は前記ブリードモータで、ブースタ３の軸心部に配
置しである。
置しである。
ブリードモータ２０において、２１は円筒形のモーター
ケース、２２はこのモーターケースの内面に被覆したイ
ンシュレータ、２３はモーターケース２１と一体のリア
ープラグで、これらモーターケース、インシュレータ、
リアープラグおよび後述するフォワードプラグ３３によ
ってブースタ燃焼室７から隔絶した副燃焼室２４を形成
する。
ケース、２２はこのモーターケースの内面に被覆したイ
ンシュレータ、２３はモーターケース２１と一体のリア
ープラグで、これらモーターケース、インシュレータ、
リアープラグおよび後述するフォワードプラグ３３によ
ってブースタ燃焼室７から隔絶した副燃焼室２４を形成
する。
２５はリアープラグ２３の中心部に設けたベースブリー
ド用ノズル、２６はこのノズルのノズルクロージャ、２
７はスペーサを兼用する環状のイグナイタで、このイグ
ナイタは副燃焼室２４の後部に嵌装されて、その点火用
リード線２７ａをノズルクロージャ２６を通し後方へ引
き出しである。
ド用ノズル、２６はこのノズルのノズルクロージャ、２
７はスペーサを兼用する環状のイグナイタで、このイグ
ナイタは副燃焼室２４の後部に嵌装されて、その点火用
リード線２７ａをノズルクロージャ２６を通し後方へ引
き出しである。
３１はブリード用推進薬で、ダブルベース系推進薬を用
いて円柱形に成形され、その外周面と前端面とをレスト
リフタ３２で被覆して端面燃焼型グレイン３０となし、
該グレインを副燃焼室２４に嵌挿して前記スペーサ兼用
のイグナイタ２７に当接させである。３３はモーターケ
ース２１の前端部に螺着したフォワードプラグ、３４は
このフォワードプラグとグレイン３０との間に介装した
カーボンフェルトなどのクッシ重ンパッドである。
いて円柱形に成形され、その外周面と前端面とをレスト
リフタ３２で被覆して端面燃焼型グレイン３０となし、
該グレインを副燃焼室２４に嵌挿して前記スペーサ兼用
のイグナイタ２７に当接させである。３３はモーターケ
ース２１の前端部に螺着したフォワードプラグ、３４は
このフォワードプラグとグレイン３０との間に介装した
カーボンフェルトなどのクッシ重ンパッドである。
かかるブリードモータ２０は、そのリアープラグ２３を
ねじ３５によってベースクロージャ１３の中央部に結合
し、またその前端部を弾底２の中央部に嵌合して支承す
ることにより、ベースブリード用ノズル２５を機軸上に
配し、かつベース後端に開口させた状態で保持される。
ねじ３５によってベースクロージャ１３の中央部に結合
し、またその前端部を弾底２の中央部に嵌合して支承す
ることにより、ベースブリード用ノズル２５を機軸上に
配し、かつベース後端に開口させた状態で保持される。
実施例は以上のごとくであって、発射にあたっては、リ
ード１４ｉ１２ａと同２７ａとを介して同時に点火信号
を送ることにより、イグナイタ１２と同２７とを斉発さ
せてブースタ用推進薬８とブリード用推進薬３１とを同
時に点火する。これら両推進薬の燃焼時間を実例によっ
て示せば次のごとくである。
ード１４ｉ１２ａと同２７ａとを介して同時に点火信号
を送ることにより、イグナイタ１２と同２７とを斉発さ
せてブースタ用推進薬８とブリード用推進薬３１とを同
時に点火する。これら両推進薬の燃焼時間を実例によっ
て示せば次のごとくである。
ブースター用推進薬：
ウェッブＷ ＝ ２５ｍｍ
燃速Ｖｂ＝ １０ｍｍ／ｓｅｃ
燃焼時間ｔ ＝Ｗ／Ｖｂ−１／２
＝ １．２５ ｓｅｃ
ブリード用推進薬：
長さＬ ＝ １３７■■
燃速ｖ’ｂ＝ｖｂ
＝ １０＋ｅｍ／ｓｅｃ
燃焼時間ｔ’＝Ｌ／Ｖ’ｂ
＝ １３．７ ｓｅｃ
ダブルベース系推進薬は前述したように、燃速の選択中
が広いので、ブリード用推進薬３１においてその燃速ｖ
ｂ° とともに長さＬを適宜に選定することにより燃焼
時間ｔ°を伸縮でき、これによって慣性飛行期間に応じ
た燃焼秒時を設定しうる。また、燃焼ガスの発生量ＣＫ
ｇ／５ｅｃ）は該推進薬３１の直径、したがって燃焼面
積を適宜に選定することにより任意所望の値とすること
ができる。
が広いので、ブリード用推進薬３１においてその燃速ｖ
ｂ° とともに長さＬを適宜に選定することにより燃焼
時間ｔ°を伸縮でき、これによって慣性飛行期間に応じ
た燃焼秒時を設定しうる。また、燃焼ガスの発生量ＣＫ
ｇ／５ｅｃ）は該推進薬３１の直径、したがって燃焼面
積を適宜に選定することにより任意所望の値とすること
ができる。
以上の構成から１両推進薬８，３１が同時に点火される
と該ロケット弾がノズルクロージャ１８．２１３を吹き
飛ばして噴進を開始し、前記燃焼時間ｔが経過するまで
急加速され、ここでブースタ用推進薬８が焼失する。一
方、ブリード用推進薬３１はモーターケース２１内にあ
って安定な燃焼性能を保持しつつ燃焼を続行し、前記燃
焼時間ｔ°が経過するまで所定量のブリードガスを発生
する。よってこの間該ガスがベースブリード用ノズル２
５を経て高負圧域の芯部へ不断に供給されるのでベース
ドラッグを所期のとおりに消去ないし減少させる。
と該ロケット弾がノズルクロージャ１８．２１３を吹き
飛ばして噴進を開始し、前記燃焼時間ｔが経過するまで
急加速され、ここでブースタ用推進薬８が焼失する。一
方、ブリード用推進薬３１はモーターケース２１内にあ
って安定な燃焼性能を保持しつつ燃焼を続行し、前記燃
焼時間ｔ°が経過するまで所定量のブリードガスを発生
する。よってこの間該ガスがベースブリード用ノズル２
５を経て高負圧域の芯部へ不断に供給されるのでベース
ドラッグを所期のとおりに消去ないし減少させる。
尚、上記とは別の態様として、ベースブリード用ノズル
をブースタ燃焼室７に開口させてもよく、この場合、延
時管などの遅延装置を用いてブースタ用推進薬の燃焼終
結とほぼ同時にイグナイタ２７を発火させるようにすれ
ば、ブリードガスが空になったブースタ燃焼室に噴射さ
れたのちロケットノズルから噴出するので前記とは同様
な作用を営ませることができる。この態様のものは特に
単一のロケットノズルをそなえるロケット弾に適用しう
る。
をブースタ燃焼室７に開口させてもよく、この場合、延
時管などの遅延装置を用いてブースタ用推進薬の燃焼終
結とほぼ同時にイグナイタ２７を発火させるようにすれ
ば、ブリードガスが空になったブースタ燃焼室に噴射さ
れたのちロケットノズルから噴出するので前記とは同様
な作用を営ませることができる。この態様のものは特に
単一のロケットノズルをそなえるロケット弾に適用しう
る。
然して図示実施例のものは、ブリードモータ２０をシー
スタとは関係なく独立させであるので、そのノズル係数
（ブリード用推進薬３１の前記燃焼面積÷ベースブリー
ド用ノズル２５のスロート面積）とノズル開口比とを適
当に設定することにより、ブリードガスの供給とともに
有効な推力も発生させることができ、これによって射程
を更に延伸することが可能である。
スタとは関係なく独立させであるので、そのノズル係数
（ブリード用推進薬３１の前記燃焼面積÷ベースブリー
ド用ノズル２５のスロート面積）とノズル開口比とを適
当に設定することにより、ブリードガスの供給とともに
有効な推力も発生させることができ、これによって射程
を更に延伸することが可能である。
以上説明したように本発明によれば、ロケット弾の飛行
経路を秘匿しつつ、その射程を延伸することができる。
経路を秘匿しつつ、その射程を延伸することができる。
図面は本発明の１実施例を示すロケット弾の要部断面で
ある。 １・・・弾頭 ３・・・ブースタ ７・・・ブースタ燃焼室 ８・・・ブースタ用推進薬 １３・・・ペースクロージャ １５・・・ロケットノズル ２０・・・ブリードモータ ２４・・・副燃焼室 ２５・・・ベースブリード用ノズル ３１・・・ブリード用推進薬
ある。 １・・・弾頭 ３・・・ブースタ ７・・・ブースタ燃焼室 ８・・・ブースタ用推進薬 １３・・・ペースクロージャ １５・・・ロケットノズル ２０・・・ブリードモータ ２４・・・副燃焼室 ２５・・・ベースブリード用ノズル ３１・・・ブリード用推進薬
Claims (1)
- ブースタ燃焼室内に副燃焼室を隔成し、この副燃焼室に
ダブルベース系のブリード用推進薬を内填するとともに
ベースブリード用ノズルを設けてブリードモータを構成
し、かつ、ブリード用推進薬の燃焼時間をブースタ用推
進薬の燃焼時間よりも長く設定したロケット弾。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5827385A JPS61218756A (ja) | 1985-03-25 | 1985-03-25 | ロケツト弾 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5827385A JPS61218756A (ja) | 1985-03-25 | 1985-03-25 | ロケツト弾 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61218756A true JPS61218756A (ja) | 1986-09-29 |
Family
ID=13079575
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5827385A Pending JPS61218756A (ja) | 1985-03-25 | 1985-03-25 | ロケツト弾 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS61218756A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6445719A (en) * | 1987-08-12 | 1989-02-20 | Sumitomo Chemical Co | Recovery of rare earth metal |
| JP2011515614A (ja) * | 2008-03-21 | 2011-05-19 | レイセオン カンパニー | ペレットと塊状の固体推進剤とを持つロケットモータ |
| KR101494393B1 (ko) * | 2014-05-23 | 2015-02-17 | 엘아이지넥스원 주식회사 | 이중 추력 로켓 추진기관 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3023570A (en) * | 1955-06-13 | 1962-03-06 | Phillips Petroleum Co | Rocket motor with controlled propellant charge |
-
1985
- 1985-03-25 JP JP5827385A patent/JPS61218756A/ja active Pending
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3023570A (en) * | 1955-06-13 | 1962-03-06 | Phillips Petroleum Co | Rocket motor with controlled propellant charge |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6445719A (en) * | 1987-08-12 | 1989-02-20 | Sumitomo Chemical Co | Recovery of rare earth metal |
| JP2011515614A (ja) * | 2008-03-21 | 2011-05-19 | レイセオン カンパニー | ペレットと塊状の固体推進剤とを持つロケットモータ |
| KR101494393B1 (ko) * | 2014-05-23 | 2015-02-17 | 엘아이지넥스원 주식회사 | 이중 추력 로켓 추진기관 |
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