JPS62293098A - 兵器装置 - 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】 ３、発明の詳細な説明 発明の分野 この発明は発射体が発射管と協働してラム・ジェットと
して作用する様な兵器装置に関する。

従来技術 燃焼ガスのパルスによって発射される従来の発射体より
も一層高い速度を発射体に持たせる種々の方式が提案さ
れている。

米国特許第３，２５３．’５１１号には、ガス混合物を
充填した発射管の中に配置されていて、ラム・ジェット
として作用することを特徴とする特孔一杯の中空発射体
が記載されている。発射体の一番大きい外径は管の内径
と等しく、この為発射体が管と共に移動封じとなり、発
射体の前側から後側へのガスの全ての流れは発射体の中
を通って起る。気体状推進剤が前側開口から入り、発射
体の中で点火され、後側ノズルから出て行く。発射体は
第１設問体推進剤のロケットによって初期加速が行なわ
れる。

米国特許第４．０５１．７６２号には、液体推進剤の容
積によって、口径未満の空所発生器の前側に隔たる中孔
一杯の発射体が記載されている。

空所発生器が、発生器より後方の燃焼容積内に液体推進
剤を徐々に噴射する。

米国特許第２，９７１，４７３号、同第３，４１１．４
０３号、同第３，４１８，８７８号、及び同第３，８８
０，０４４号には、発射体が爆薬を内張すした発射管に
沿って、その直ぐ背後の内張りの起爆を行なわせる衝撃
波によって、徐々に加速されることが記載されている。

米国特許第２．７８３．６８４号、同第２，７９０．３
５４号、同第３，０８６．４２４号及び同第３，６１３
，４９９号には、ガスを充填した発射管の中で発射体を
加速する手段が記載されており、管の外部の手段によっ
てガスの膨張が開始される。

米国特許第３，００８，６６９号、同第３，２７３．３
３４号及び同第３．３８６，２４９号にはラム・ジェッ
ト・エンジンが記載されており、燃料がエンジンの内部
から供給され、エンジンの外面の一部分の」−で燃焼す
る。

米国特許第３，７２６，２１９号には、発射体と一緒に
とＶまっでいて、銃の管の外部のラム・ジェット・エン
ジンとして作用する薬莢が記載されている。

発明の要約 この発明の目的は、可動部品を少なくして、高い効率レ
ベルで、高レベルの化学的エネルギを宵効な仕事に変換
する機構を提供することである。

この発明の別の目的は、発射管の中を移動する間、ラム
・ジェット・エンジンとして作用する固体の発射体を提
供することである。

この発明の特徴は、気体状推進剤の混合物を充填した発
射管と、発射体を高速で前記管の中に挿入した時、発射
体の外面と発射管の内壁の間でラム・ジェット効果を開
始する様に作用する外面の形を持つ発射体とを有する兵
器装置を提供することである。

この発明の上記並びにその他の目的、特徴及び利点は、
以下図面について説明する所から明らかになろう。

実施例の説明 ジェット推進は、発射体から後向きに押出される質量に
よって生ずる反作用により、発射体が前向きに推進させ
られる過程である。

ロケットは簡単な形のジェット推進である。ロケットで
は、反作用の質量及びエネルギ源が両方共ロケット上に
担持されており、これはロケットの推進効率を制限する
ものである。

吸気ジェット・エンジンは、反作用の質量が発射体上に
担持されていないで、周囲の大気から取出される為に、
ロケットよりも一層高いレベルの推進効率が可能である
。エネルギ源、即ち燃料だけが担持されている。

第１図は典型的な吸気ジェット・エンジンを示す。この
エンジンによって発生される推力は一般的に次の様に書
くことが出来る。

Ｄｐ　　ＭａＶ　　−ＰＡＡＴ　　　　　（１）ニーで ＦＮはエンジンの正味推力、 Ｍｄはスラグ／秒で表わしたエンジンを通る空気の質ご
流量、 Ｍ、はスラグ／秒で表わした燃料の質量流口、ｖｌはガ
スの排出速度、 Ｐｅは排気ノズルの出口に於ける圧力、Ａｅはυｒ気ノ
ズルの出口面積、 Ｄ、はエンジン拳ボッドの抗力、 ｖｏｏは空気の自由流れの速度又は空気中のエンジン速
度、 ＰＡは空気入口に於ける空気圧力、 ＡＩは空気人口面積である。

う様な或る妥当な仮定を使うことによって簡単にするこ
とが出来、次の様になる。

ＦＮ＝Ｍａ　　（ＶＪ　　Ｖ　　）　　ＤＰ　　　　　
　（２）Ｖ、　＞Ｖ　　の時にだけ、正味推力が発生さ
れることが判る。ターボジェット・エンジンでは、人口
の空気を圧縮機で圧縮し、その後圧縮空気を燃料の燃焼
によって加熱することにより、■、をＶ　より大きくす
る。加熱され、途中まで燃焼した空気をこの後脱出させ
、排気ノズルを通して排気として高速で膨張させる。タ
ーボジェット・エンジンは、例えばマツハ２までの比較
的低い速度ではよく作用するが、更に高い速度、例えば
マツハ３＋では、ラム・ジェット・エンジンの方が一層
簡単で一層効率のよい装置である。

第２図は典型的なラム・ジェット・エンジンを示す。ラ
ム・ジェット・エンジンでは、入口から取込んだ空気の
圧縮が、入口に於ける多数の弱い衝撃波によって行なわ
れ、これが取込んだ空気を圧縮する。燃料を燃焼させて
、圧縮された空気を加熱してから、それをυト気ノズル
を介して膨張させる。ラム・ジェット・エンジンは非常
に簡単で効率のよい装置であるが、その主な欠点は、設
計速度の上下で、その効率が急速に下がることである。

こうなるのは、任意の１つのマツハ数に必要な入口の形
状が別のマツハ数で要求される形状とは異なるからであ
る。この様に、或る範囲の速度にわたって使う為に、複
雑な可変形状の入口を必要とすることが、ラム・ジェッ
ト推進の利用が限られている大きな理由である。

第３図はこの発明を実施した兵器装置を示す。

この装置は発射体１０が、発射管又は銃身１４の中孔１
２の中を、この中孔に沿って移動する。発射体はその縦
軸線の周りに対称的であり、その外面は種々の直径を持
っている。一番大きい直径は中孔１２の内径よりも小さ
く、発射体と中孔の間に環状すき間１６を作る。中孔１
２がガスの可燃混合物で予め充填され、環状すき間１６
内でラム・ジェット作用を生ずるのに適切な速度で、発
射体を挿入する。ラム・ジェット作用が得られる様にす
る為、発射体の形は（１）縦軸線２６上の頂点２４から
始まり、渡り部２８で終了する凹面２２を持つものとし
て示した圧縮部分２０と、（２）渡り部２８に続く画部
分３２に配置されていて、中孔１４の表面に接近し、そ
の後中孔面から渡り部３４へと発散し、（３）燃焼区域
３６として作用する点火点３０と、（４）渡り部３４に
続き、軸線２６上の頂点４２で終了する四面４０として
示した膨張部分３８とを有する。

第３図に示す装置では、気体状混合物は水素と酸素であ
り、水素１部に対して酸素２．７部の割合である。この
混合物は水素分が多く、その分子瓜が小さくなる。この
混合物が１．ＯＯＯ’Ｒに予熱される。この温度では、
このガス中の音速は２．８００フイ一ト／秒である。こ
の混合物を５゜０００ｐｓｉに圧縮して、ガス密度を２
．９／立方フイートにする。中孔１２の直径が１２０＋
ｎｍであり、発射体が２０，０００フイ一ト／秒の速度
で移動する場合、環状すき間１６の実効的な取込み量は
７，０００ポンド／秒を超える質量流量になる。

環状すき間に接近する時のこの流れのマツハ数は７．１
４である。凹のコーン２２の頂点２４に付着する斜めの
衝撃波２４Ａが入って来る流れを、コーン２２の環状面
と平行になる様に反らす。流れがこの衝撃波の中を通り
、それによって減速される時、圧力及び温度上昇が起る
。円錐面がその渡り部２８を通過し、環状すき間１６の
環状の最小断面積に達するまで、気体状混合物の流れを
更に圧縮する。この点で、即ち、断面の平面３０の所で
、圧縮熱が気体状混合物を点火するのに十分となる。そ
れが適切でなければ、点火源、例えばフレームホルダを
設けることが出来る。

燃焼区域３６に入る流れが超音速であるから、即ちマツ
ハ数が４．５であるから、この装置は超音速燃焼ラム・
ジェット、即ちスクラムジェットと特徴づけることが出
来る。燃焼区域３６が一定圧力を持ち、膨張区域３８に
通ずる。この膨張区域で、ガスが一層高い速度に加速さ
れ、発射体１０に推力を加える。

自由に飛行するジェット−エンジンの場合とは異なり、
排気圧力が自由流れの圧力に等しくなる必要はないから
、この場合の一層高い排気圧力が合計推力に寄与する。

点火点３０より手前で気体状混合物の点火を避けること
が望ましい。この為、圧縮によって発生される温度を、
所望の点火点のごく近くに来るまで、自己点火温度より
低く押える。その後、自由に飛行するスクラム・ジェッ
トの場合に普通見られる遅い燃焼とは異なり、燃料と酸
化剤が予め混合されると共にこの混合物が予熱されてい
る為に、点火と燃焼が非常に急速に進行する。

圧縮によって発生される温度を比較的低く抑えるが、か
なりの圧力」１昇、例えば１７：１までの圧力上昇を利
用することが出来、３６０，０００ポンドの推力になる
。これは同等可動部品を使わないで、１，３００万馬力
の動力になる。

圧縮による温度を自己点火温度より低く抑えるが、境界
層にたまる摩擦熱が早期点火を招くことがある。

燃料及び酸化剤のこの早期点火を避ける構成が、第７図
及び第８図に示されている。この構成では、ガスを弦状
通路に沿って中孔１２の中に逐次的に噴射して、縦軸線
２６の周りの円形又は渦巻形の流れを作る。例えば接線
方向の向きのノズル１２Ａから、燃料が最初にｌ１ｆｉ
射され、同様に接線方向の向きをｔ！ｊつノズル１２Ｂ
から、それより後に酸化剤を噴射して、不燃性である比
較的純粋な燃料の中心のコア１２Ｃが、燃料と酸化剤を
混合した可燃性環状部分１２Ｄによって取囲まれる様に
する。発射体１０の先端２４が中心のコア１２Ｃに入り
、発射体の圧縮面２０が燃料の境界層１２Ｅを受けるが
、これは摩擦によってかなり高温であるけれども、不燃
性である。点火点３０までは点火が妨げられる。

第４図は発射体１０、′今の場合は２１４ｇのｍｍを持
つ発射体の速度の関数としての加速度を示す。

加速度が１０，０００フイ一ト／秒の始動速度から２０
，０００フイ一ト／秒に向って徐々に低下し、その直後
にゼロに下がる。この様な性能の急速な低下は、速度が
高くなると、損失が増加する結果である。この構成で可
能な最大速度は、約２３．０００フイ一ト／秒である。

こういう損失を少なくすれば、この最終速度が高くなる
が、損失がゼロでなければ、速度がずっと高くなること
は考えられない。

第５図は更に高い最終速度を達成する装置を示す。飛行
機の地上速度を追風によって高めるのと同様に、発射体
の前側のガスを前向きに加速することにより、発射体１
０の最終速度を高くすることが出来る。こうすることに
より、発射体の最終速度を大体ガス流の速度だけ高める
ことが出来る。

発射管１４が開放した後端５０及び開放した前端５２を
持っている。圧力室５４が後側挿入弁５６と前側放出弁
５８によって限定されている。弁５６．５８はボール形
の弁であってよく、それが開いている間、発射体１０を
通過させる。室の例を挙げれば、直径１２０關で長さ２
０ｍであってよい。加圧燃料源６０が弁６４を介して室
５４の前側部分に入る１つ又は更に多くの入口６２を持
っている（第７図及び第８図に示す）。加圧酸化剤源６
６が、弁７０を介して室５４の後側部分に入る１つ又は
更に多くの入口６８を持っている。こうして室に５，０
００ｐｓｉの圧力で水素及び酸素を充填することが出来
る。適当な発射体挿入手段７２を発射管１４の後方に設
けて、６乃至１０゜０００フイ一ト／秒の初期速度で、
管１４の後端５０に発射体を入れる。適当な発射体挿入
手段が、例えば米国特許第４，０４３，２４８号に記載
されている。挿入手段７２の口が開放した後端５０より
後方に隔たっていて、この口から燃焼ガスを逃す為のす
き間を設ける。

制御手段３０を設けて、発射体挿入手段７２）弁５６．
５８及び弁６４．７０の動作を同期させる。これは、挿
入弁５６及び放出弁５８の開放に対して正しい時刻に、
挿入手段７２を引外す手段８０Ａと、挿入弁５６を開閉
する手段８０Ｂと、挿入弁５６の開放の適時の進行を検
出する手段８０Ｃと、放出弁５８を開いて閉じる手段８
０Ｄと、放出弁５８の開放の適時の進行を検出する手段
８０Ｅと、酸化剤供給弁７０を開いて閉じる手段８０Ｆ
と、燃料供給弁６４を開いて閉じる手段８０Ｇとを持っ
ている。

第６図は第５図の装置で、中孔１２に沿った発射体１０
の変位を時間の関数として示している。

最初、圧力室５４が閉じた挿入弁５６、閉じた放出弁５
８、閉じた燃料弁６４及び閉じた酸化剤弁７０によって
締切られる。その後、（１）燃料弁６４を開いて閉じて
、予定量の燃料を圧力室５４に取込む。（２）酸化剤弁
７０を開いて閉じて、予定量の酸化剤を、燃料のコアの
周りに略環状に、圧力室に取込む。（３）挿入弁５６及
び放出弁５８を開き、それらが全開位置に接近しつ＼あ
ることが検出された時、挿入手段を引外して、発射体１
０を中孔１０の後端５０の中へ加速する。

発射体が、最初後向ぎに流れ、その後は静止しているガ
スの混合物の中で約２０，０００フイ一ト／秒まで加速
され、その時開放した放出弁５８から後向きに移動する
希薄波に出合う。放出弁を開くことにより、十分な瓜の
ガスを発射管の前側部分に加速して、発射体を所望の速
度、例えば２６．０００フイ一ト／秒まで加速を続ける
ことが出来る。このことが、第４図に、３０，０００フ
イ一ト／秒の速度まで伸びる破線によって示されている
。放出弁５８が開いた時のガスの急速な膨張の結果とし
て、ガスの密度が低下する為に、２ｏ、ｏｏｏフィート
／秒より後の加速が低下するが、放出弁がない場合より
も高い。

これまでに説明した様に、ラム・ジェットの性能は圧縮
部分（即ち、入口）の効率に強い関係を持っている。こ
の圧縮は、中心本体（例えば発射体）と管の壁の間に設
定される衝撃波のパターンの結果である。このパターン
と達成される圧縮は、管の直径を調節し、こうしてのど
区域（即ち、すき間１６）を６週節することにより、発
射体が相異なるマツハ数に加速される時に最適にするこ
とが出来る。

【図面の簡単な説明】

第１図は普通の吸気ジェット・エンジンの略図、第２図
は普通のラム・ジェット・エンジンの略図、 第３図はこの発明を実施した兵器装置の略図で、発射管
の中に発射体がある。 第４図は第３図の装置の性能を示すグラフ、第５図はこ
の発明を実施した兵器装置の略図で、発射体に対して初
期加速を行なうと共に、この発射体を第３図の発射管の
中に入れる２段装置を示している。 第６図は第５図の装置の推進通路を示す図表、第７図は
第３図の装置の圧力室の簡略横断面図、第８図は第３図
の装置の圧力室の簡略縦断面図、第８Ａ図は第８図の詳
細図である。 主な符号の説明 １０：発射体 １２：中孔 １４：発射管

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １）後端、前端及び中孔面を持つ発射管と、前記中孔に
   気体状推進剤を充填する手段と、外面を持つ発射体とを
   有し、該外面は、前記発射体が前記管に挿入され、前記
   気体状推進剤を燃料として前記管に沿って進む時、前記
   発射体の外面と中孔面の間にラム・ジェット効果を開始
   する様な形及び配置になっている兵器装置。 ２）特許請求の範囲１）に記載した兵器装置に於て、前
   記後端を介して前記管に前記発射体を挿入する手段を有
   する兵器装置。 ３）特許請求の範囲１）に記載した兵器装置に於て、前
   記発射体の最大直径が前記中孔面の最小直径よりも小さ
   く、前記発射体及び中孔面の間に環状中空部が得られる
   様にした兵器装置。 ４）特許請求の範囲３）に記載した兵器装置に於て、 前記発射体の形が、 頂点から始まる凹の回転面を持つと共に渡り部まで徐々
   に増加する直径を持つ先頭部分、前記渡り部から始まる
   凸の回転面を持つと共に交差部まで徐々に増加する直径
   、最大直径及び減少する直径を持つ中間部分、及び 前記交差部から始まる凹の回転面を持ち頂点まで徐々に
   減少する後側部分を持っており、前記中孔面と関連して
   、 前記先頭部分がガス圧縮器として作用し、 前記中間部分がガス点火器及び燃焼器として作用し、 前記後側部分がガス膨張器として作用する兵器装置。 ５）特許請求の範囲４）に記載した兵器装置に於て、 前記発射管が、 該発射管の後端に隣接して配置されていて、該発射管を
   開閉する、発射体の入口となる第１の弁手段と、 前記発射管の後端から離して配置されていて、前記発射
   管を開閉する、発射体の出口となる第２の弁手段とを有
   し、 前記第１及び第２の弁手段が互いに離して配置されてい
   て、前記発射管と共に圧力室を構成し、該圧力室が前記
   充填手段からの気体状推進剤を受取って収容する様にな
   っている兵器装置。 ６）特許請求の範囲５）に記載した兵器装置に於て、前
   記充填手段が、 第３の弁手段によって前記圧力室に結合された燃料ガス
   源と、 第４の弁手段によって前記圧力室に結合された酸化ガス
   源とを持っている兵器装置。 ７）特許請求の範囲６）に記載した兵器装置に於て、前
   記第２の弁手段が前記発射管の前端から隔たっていて、
   前記第２の弁手段及び発射管の前端の間の前記発射管内
   部に、前記気体状推進剤を局限する容積を限定している
   兵器装置。 ８）特許請求の範囲６）に記載した兵器装置に於て、 前記第１及び第２の弁手段を閉じて前記圧力室を閉じ、 前記第３及び第４の弁手段を開きその後閉じて、前記圧
   力室に気体状推進剤を装填し、 前記発射体を挿入する手段を作動して発射体を前記発射
   管の後端から挿入し、 前記発射体が前記発射管に入る前に、前記第１の弁手段
   を開き、 前記発射体が前記圧力室に入る前に前記第２の弁手段を
   開くこと を逐次的に行なう制御手段を有する兵器装置。 ９）特許請求の範囲６）に記載した兵器装置に於て、更
   に前記充填手段が、 前記第３の弁手段を前記圧力室に結合して前記室に対す
   る燃料ガスの弦状噴射通路を作る接線方向の向きの第１
   のノズル手段と、 前記第４の弁手段を前記圧力室に結合して、前記室に対
   する酸化ガスの弦状噴射通路を作る接線方向の向きの第
   ２のノズル手段とを有する兵器装置。 １０）特許請求の範囲９）に記載した兵器装置に於て、
   前記制御手段が、 前記第３の弁手段を開いて閉じ、その後 前記第４の弁手段を開いて閉じること を逐次的に行なう兵器装置。 １１）発射管に沿って発射体を加速する方法に於て、 加圧した或る容積の気体状推進剤を前記管内に設け、 発射体を前記管の中に推進させて、前記推進剤の容積の
   中に推進させ、 前記発射体の外面と前記管の内面の間で推進剤の相対的
   な流れを作ることにより、推進剤の流れが順次圧縮され
   、点火され、燃焼し、そして膨張する様にする工程を含
   む方法。 １２）特許請求の範囲１１）に記載した方法に於て、前
   記発射体が前記推進剤の容積に入る前に、前記推進剤の
   容積を前記発射体の移動方向に前記管の中で流れる様に
   解放する工程を含む方法。 １３）特許請求の範囲１１）に記載した方法に於て、 最初に弦状通路に沿って気体状燃料を前記管の中に噴射
   し、 その後弦状通路に沿って前記管に気体状酸化剤を噴射す
   ることによって前記気体状推進剤の容積を作り、こうし
   て不燃性である比較的純粋な燃料の中心のコアが燃料と
   酸化剤を混合した可燃性の環状部分によって取囲まれる
   様な気体状推進剤の容積を作る工程を含む方法。