JP2017155653A - ロケットモータ - Google Patents

Abstract

【課題】発射時における固体推進薬１４の耐衝撃性の向上を図ったロケットモータ１０を提供する。【解決手段】ロケットモータ１０は、後端開口を有するケース１３と、前記ケース１３に装填された固体推進薬１４と、前記ケース１３の前記後端開口に取り付けられ、前記固体推進薬１４の燃焼ガスの噴射口を有するノズル１５と、前記ノズル１５の前記噴射口を覆う蓋１６と、前記固体推進薬１４と前記蓋１６との間で前記ノズル１５に充填された火薬１７と、を備えている。【選択図】図１

Description

本発明は、ロケットモータに関し、特に、固体推進薬が装填されたケースおよびケースに接続されたノズルを備えたロケットモータに関する。

従来のロケットモータの一部として、たとえば、特許文献１の固体ロケットモータ用機尾集成体（aft-end assembly for a solid rocket motor）が知られている。この機尾集成体は、ノズル、送風管および吹き出し口を備え、このノズルなどの中にロケットモータを点火する点火用パッケージが配置されている。そして、点火用パッケージをノズルなどに固定するために、ノズルなどの内部および点火用パッケージの周囲にポリマーフォームが充填されている。

特開平４−２６２０４２号公報

通常、ロケットモータには、推進力を発生する固体推進薬が装填されている。この固体推進薬の形状は、所定の時間、所定の推進力を得るために最適化されている。よって、固体推進薬は、ロケットモータの発射時に受ける非常に大きな衝撃力に対して形状が崩れないように、所定の耐衝撃性を要する。特に、飛行距離の更なる延伸のため、発射時に、ロケットモータに大きな初速を付与する場合、固体推進薬の形状維持がさらに困難となる。

これに対し、特許文献１で開示されるポリマーフォームを隙間に充填し、固体推進薬を支持することが考えられる。しかし、ポリマーフォームは強度が十分ではなく、大きな重力加速度（例えば、数千〜１万Ｇ以上）には耐えられない。そのため、所望する飛行距離を達成するのに必要な大きな初速を、ロケットモータに与えることができない。

本発明はこのような課題を解決するためになされたものであり、発射時における固体推進薬の耐衝撃性の向上を図ったロケットモータを提供することを目的としている。

本発明のある態様に係るロケットモータは、後端開口を有するケースと、前記ケースに装填された固体推進薬と、前記ケースの前記後端開口に取り付けられ、前記固体推進薬の燃焼ガスの噴射口を有するノズルと、前記ノズルの前記噴射口を覆う蓋と、前記固体推進薬と前記蓋との間で前記ノズルに充填された燃焼剤と、を備えている。

このロケットモータは、前記蓋の内面と外面との間を貫通する孔と、前記孔に配された点火薬と、をさらに備えていてもよい。また、ロケットモータは、前記燃焼剤は、無酸素状態で燃焼可能であってもよい。さらに、ロケットモータでは、前記蓋は、前記ノズル内に挿入される栓部分を有していてもよい。また、ロケットモータは、前記ケースにおいて前記固体推進薬の内表面に囲まれる中空部と、前記中空部において前記固体推進薬の内表面を支持する支持部材と、をさらに備えていてもよい。

本発明の別の態様に係る飛翔体の飛翔距離を延ばす方法は、後端開口を有するケースと、前記ケースに装填された固体推進薬と、前記ケースの前記後端開口に取り付けられ、前記固体推進薬の燃焼ガスの噴射口を有するノズルと、前記ノズルの前記噴射口を覆う蓋と、前記固体推進薬と前記蓋との間で前記ノズルに充填された燃焼剤と、を備え、かつ、後方に配置されたロケットモータにより、飛翔体の飛翔距離を延ばす方法であって、前記ロケットモータを発射台上に配置し、前記ロケットモータと前記発射台との間に配置された発射装薬を点火し、前記発射台から離れた前記ロケットモータのケースから前記蓋が離脱し、前記燃焼剤が着火して燃焼し、前記燃焼剤の燃焼により前記固体推進薬が着火して燃焼する。

本発明は、以上に説明した構成を有し、発射時における固体推進薬の耐衝撃性の向上を図ったロケットモータを提供することができるという効果を奏する。

本発明の上記目的、他の目的、特徴および利点は、添付図面を参照の下、以下の好適な実施態様の詳細な説明から明らかにされる。

本発明の実施の形態１に係るロケットモータを備えた機体を概略的に示す部分断面図である。 図１の機体を発射筒に配置した状態を概略的に示す部分断面図である。 図２のロケットモータから蓋が外れた状態を概略的に示す部分断面図である。 図３の燃焼剤が燃焼して消失した状態を概略的に示す部分断面図である。 本発明の実施の形態２に係るロケットモータを備えた機体を概略的に示す部分断面図である。 本発明のその他の実施の形態に係るロケットモータの一部を概略的に示す断面図である。

以下、本発明の実施の形態を、図面を参照しながら具体的に説明する。なお、以下では全ての図面を通じて同一または相当する要素には同一の参照符号を付して、その重複する説明を省略する。

（実施の形態１）
まず、実施の形態１に係るロケットモータ１０を備えた機体１１について、図１を参照して説明する。機体１１は、被搬送物（例えば、砲弾）である飛翔体１２、および、飛翔体１２より後方に配置されたロケットモータ１０を備えている。機体１１は、たとえば、略円筒形状である。機体１１の前部分に飛翔体１２が配置されており、機体１１の内部空間にロケットモータ１０が配置されている。なお、説明の便宜上、ロケットモータ１０に対して飛翔体１２が位置する方向を前と称し、その反対方向を後と称している。

ロケットモータ１０は、飛翔体１２に推進力を与え、飛翔体１２を遠方へ運ぶための推進装置であり、ケース１３、固体推進薬１４、ノズル１５、蓋１６および燃焼剤１７を備えている。ケース１３は、耐熱容器であって、たとえば、略円筒形状である。ケース１３の前端は閉鎖されており、後端は開口している。閉鎖されているケース１３の前面は曲面または平面で形成されており、この曲面を除く部分は、その径が一定の円筒形状である。ケース１３の後端にノズル１５の前端が接続されている。ケース１３およびノズル１５は、一体的に形成されていてもよいし、別々に形成されて、接合されていてもよい。

固体推進薬１４は、ケース１３の中に装填されている。この実施の形態では、固体推進薬１４は、ケース１３の内部空間の全体を満たすように充填されている。固体推進薬１４としては、たとえば、ダブルベース推進薬およびコンポジット推進薬などが挙げられる。コンポジット推進薬は、たとえば、過塩素酸塩および硝酸塩などの酸化剤と、末端水酸基ポリブタジエンなどの合成樹脂から成る燃料剤かつ固体成分結合剤と、アルミニウム粉末などの助燃材と、その他の添加剤との混合物を硬化させ成形させたブロックである。

ノズル１５は、略円筒形状であって、縮径部分１５ａ、拡径部分１５ｂおよび絞り部分１５ｃを有する。縮径部分１５ａは、その径が後ろに向かうに従って縮小する部分であって、その前端がケース１３の後端開口に取り付けられている。拡径部分１５ｂは、その径が後ろに向かうに従って拡大する部分であって、その前端が縮径部分１５ａの後端と接続し、その後端が開口している。この後端開口が固体推進薬１４の燃焼ガスの噴射口として機能する。絞り部分１５ｃは、上下方向に延びるノズル１５の軸に対して直交する断面積が最も小さい部分であって、縮径部分１５ａの後端および拡径部分１５ｂの前端に位置している。

蓋１６は、ノズル１５の後端開口（噴射口）を覆い、栓部分１６ａおよび突出部分１６ｂを有する。栓部分１６ａは、ノズル１５の中に挿入される部分であって、たとえば、切頭錐体形状である。突出部分１６ｂは、前端が栓部分１６ａの後端に接続されており、ノズル１５の外に設けられる部分であって、たとえば、円盤形状である。突出部分１６ｂの径はノズル１５の後端の径と同じまたはそれより大きく、突出部分１６ｂの前端がノズル１５の後端に当接する。蓋１６の内面は、ノズル１５の開口を蓋１６で覆った際にノズル１５の内部に位置する面であって、この実施の形態では、栓部分１６ａの前端である。蓋１６の外面は、ノズル１５の開口を蓋１６で覆った際に外側に現れる面であって、この実施の形態では、突出部分１６ｂの後端である。なお、蓋１６はノズル１５の後端に対して当接してはいるが、あえて接続しておく必要はない（ノズル１５に固定されていない）。

燃焼剤１７は、ノズル１５の中に充填されており、固体推進薬１４と蓋１６の内面との間の空間を埋めている。このため、燃焼剤１７の前端は固体推進薬１４の後端と接し、燃焼剤１７の後端は蓋１６の内面と接している。燃焼剤１７の体積は蓋１６の栓部分１６ａの体積により調整される。

燃焼剤１７は、ノズル１５に充填されている状態で数千Ｇ以上の圧力に対する耐変形性（強度）を有している。燃焼剤１７は、速やかに燃焼して消失する燃焼性を有している。燃焼剤１７は、好ましくは、無酸素状態で上記燃焼性を有している。燃焼剤１７は、好ましくは、低圧下で上記燃焼性を有している。このような性能を有する燃焼剤１７としては、典型的には火薬を用いることができ、たとえば、固体推進薬１４と同じ材料をもって構成してもよい。なお、燃焼剤１７には、上記性能を有する火薬類、または、火薬と同等の燃焼機能を有する可塑性材料を用いることができる。また、燃焼剤１７は気泡を有していないことが好ましい。ただし、燃焼剤１７は、製造上、気泡を含むことがあり得るが、気泡を意図的に含むようには製造されていない。

蓋１６には、その内面と外面との間を貫通する貫通孔１６ｃが設けられている。この貫通孔１６ｃには、点火薬１８が配されている。点火薬１８は、蓋１６の外部の火炎を蓋１６で覆われたノズル１５の内部に導くためのものであって、黒色火薬などが例示される。また、点火薬１８は、黒色火薬などの火薬そのものであってもよいし、火薬を芯薬とする導火線で構成してもよい。点火薬１８は、その前端が燃焼剤１７の後端と接し、後端が蓋１６の外面に現れている。

このようなロケットモータ１０は、直填式およびブロックポンディング方式などで製造される。また、ケース１３に固体推進薬１４を充填し、ノズル１５に燃焼剤１７を充填してから、ケース１３とノズル１５とを接続してもよい。または、ケース１３とノズル１５とを接続してから、ケース１３に固体推進薬１４を充填し、その後にノズル１５に燃焼剤１７を充填してもよい。なお、いずれの製造においても、燃焼剤１７は、数千Ｇ以上の圧力によっても型崩れしない程度にノズル１５に充填されている。

次に、機体１１の発射方法について、図２〜図４を参照して説明する。まず、図２に示すように、機体１１が発射台２０上の発射筒２１内に配置される。この機体１１と発射台２０との間に発射装薬２２が設けられている。発射装薬２２は、ロケットモータ１０に初速を与える装薬であって、無煙火薬などの発射薬、点火薬１８、および、これらを収容する容器を備えている。また、発射装薬２２には点火装置（図示せず）が取り付けられている。

点火装置により発射装薬２２を点火すると、発射装薬２２が燃焼し、燃焼ガスが発生する。これにより、発射筒２１内の圧力が上昇し、この圧力を蓋１６が受けて、機体１１が上方へ打ち出される。この際に、機体１１内の固体推進薬１４には非常に大きな衝撃力（例えば、数千Ｇ〜１万Ｇ以上）が下方に向かって付与される。しかし、蓋１６は発射筒２１内の圧力によりノズル１５側へ押し付けられており、固体推進薬１４、ケース１３、燃焼剤１７および蓋１６の間に空間が設けられていない。このため、固体推進薬１４はケース１３、燃焼剤１７および蓋１６により支持され、固体推進薬１４の形状を維持することができる。

また、燃焼する発射装薬２２に蓋１６の外面が対向しているため、発射装薬２２の燃焼により蓋１６の外面に現れている点火薬１８が着火して燃焼する。そして、点火薬１８の燃焼が蓋１６の外面側から貫通孔１６ｃを通り蓋１６の内面側へ伝搬する。

図３に示すように、機体１１が発射筒２１から離れると、発射装薬２２の燃焼ガスによる蓋１６に対する圧力はゼロになる。その結果、蓋１６がノズル１５から離れていき、ノズル１５の開口が開放される。

また、点火薬１８の燃焼は、蓋１６がノズル１５から離脱するまでに蓋１６の内面側に達する。そして、この点火薬１８に接する燃焼剤１７が着火し燃焼を開始する。ここでは、燃焼剤１７の可燃物が酸化剤からの酸素の供給を受けて燃焼する。この燃焼剤１７は燃焼ガスを後方に噴出させるため、機体１１のベースドラック低減の効果も併せ持つ。そして、燃焼剤１７が燃焼して消失することにより、ノズル１５内に空間が形成される。

このノズル１５の拡径部分１５ｂの断面積が絞り部分１５ｃよりも大きいため、拡径部分１５ｂにおける燃焼面積は絞り部分１５ｃよりも大きい。よって、拡径部分１５ｂにおける圧力が絞り部分１５ｃよりも低くなる。このような低圧な拡径部分１５ｂであっても、低圧な状態で燃焼可能な燃焼剤１７を用いることにより、燃焼剤１７は燃焼を継続することができる。

図４に示すように、燃焼が燃焼剤１７の前端まで達すると、燃焼剤１７に接する固体推進薬１４が着火する。この燃焼剤１７が着火してから固体推進薬１４が着火するまでの時間（燃焼剤１７の燃焼時間）は、燃焼剤１７の燃焼速度および体積に依存する。燃焼剤１７の体積は、蓋１６の栓部分１６ａの体積により定められるため、燃焼剤１７の燃焼時間は蓋１６の栓部分１６ａの体積により適宜、調整される。

たとえば、飛翔体１２を短時間で目的地に到達させる場合には、固体推進薬１４を発射から早いタイミングで着火させる必要がある。このため、燃焼剤１７の燃焼時間を短くするために、蓋１６の栓部分１６ａの体積を大きくし、燃焼剤１７の体積を小さくする。一方、飛翔体１２を遠方へ到達させる場合には、飛翔体１２の速度が最高速度に達した後に所定の速度まで低下したタイミングで固体推進薬１４を点火する。この方が、飛翔体１２の速度が上昇または最高速度であるタイミングで固体推進薬１４に点火するよりも、飛翔体１２の飛行距離を効率的に伸ばすことができる。このため、飛翔体１２の速度が所定の速度まで低下するタイミングで固体推進剤が着火するように、燃焼剤１７の燃焼時間、延いては、蓋１６の栓部分１６ａの体積を定める。

固体推進薬１４が燃焼すると、燃焼ガスが発生してノズル１５から噴射する。これがロケットモータ１０の推力となって、機体１１が飛翔する。この場合、固体推進薬１４がケース１３に完全に充填されているため、固体推進薬１４がゆっくり燃焼し、低推力が長時間、得られる。

上記構成によれば、ノズル１５の開口が蓋１６で覆われ、固体推進薬１４と蓋１６との間でノズル１５に燃焼剤１７が充填されている。これにより、機体１１の発射時に固体推進薬１４に衝撃を受けても、固体推進薬１４はケース１３、燃焼剤１７および蓋１６に支持されて、その形状を維持することができる。

さらに、仮に固体推進薬１４を支持する部材がケース１３内に設けられると、ケース１３における固体推進薬１４の装填率（ケース１３内の体積に対する固体推進薬１４の体積）が低下する。これに対して、固体推進薬１４を支持する燃焼剤１７はノズル１５内に設けられているため、ケース１３における固体推進薬１４の装填率が低下しない。よって、装填率の低下により固体推進薬１４の推進力が低下したり、固体推進薬１４の装填率を上げるためにケース１３が大型化したりすることが防がれる。また、上記のような支持部材は、発射時の数千Ｇほどの加速に耐えるために相当の強度を必要とするため、大きな重量の構造物とならざるを得ない。このような構造物が、機体１１のペイロードとして搭載されると、飛翔体１２の到達距離が短くなってしまう。これに対して本実施の形態に係るロケットモータ１０は、発射後まもなく分離する蓋１６と、発射後まもなく燃焼により焼失する燃焼剤１７とで、固体推進薬１４を支持する。そのため、固体推進薬１４を支持する構成により飛行中の機体１１の重量が嵩むのを回避でき、飛翔体１２の到達距離の伸延化を図ることができる。

また、内面と外面との間を貫通する貫通孔１６ｃが蓋１６に設けられ、この貫通孔１６ｃに点火薬１８が配されている。このため、ノズル１５の外部にある発射装薬２２などの燃焼により点火薬１８を着火し燃焼することができる。また、燃焼剤１７が蓋１６と固体推進薬１４との間に充填されている。これにより、点火薬１８の燃焼により点火薬１８に接する燃焼剤１７が着火して燃焼し、燃焼剤１７の燃焼により固体推進薬１４が着火することができる。よって、点火薬１８、延いては、固体推進薬１４を着火するための着火装置などを用いる必要がなく、コストおよび重量の削減が図られる。

さらに、無酸素状態で燃焼可能な燃焼剤１７を用いるため、酸素が供給されないノズル１５の内部においても燃焼剤１７は燃焼を継続することができる。これにより、燃焼剤１７の燃焼により固体推進薬１４を点火し燃焼させることができる。また、燃焼剤１７が燃焼により焼失することにより、固体推進薬１４の燃焼ガスを放出させるための空間をノズル１５内に形成することができると共に、重量を低減することができる。

また、蓋１６は、ノズル１５内に挿入される栓部分１６ａを有している。この栓部分１６ａの体積により燃焼剤１７の量を調整することができる。これにより、燃焼剤１７の燃焼時間を調整し、燃焼剤１７の燃焼により固体推進薬１４が点火されるタイミングを所望のタイミングに合わせることができる。

（実施の形態２）
実施の形態１に係るロケットモータ１０では、固体推進薬１４がケース１３内に充填されていた。これに対して、実施の形態２に係るロケットモータ１０は、図５に示すように、ケース１３において固体推進薬１４の内表面に囲まれる中空部１４ａと、中空部１４ａにおいて固体推進薬１４の内表面を支持する支持部材１９と、をさらに備えている。

すなわち、固体推進薬１４は、たとえば、円筒形状に形成されており、内部に円柱形状の中空部１４ａが設けられている。このため、固体推進薬１４は、ケース１３の内面に接する外表面と、外表面の内側において外表面に対向する内正面と、を有している。この固体推進薬１４の内表面により中空部１４ａが形成される。中空部１４ａの上下方向に延びる軸は、固体推進薬１４の上下方向に延びる軸と一致する。

支持部材１９は、たとえば、円筒形状であって、その外表面は固体推進薬１４の内表面に接している。支持部材１９は、機体１１の発射時の衝撃に対して変形しない耐衝撃性を有する材料、たとえば、多孔板などで形成されている。また、支持部材１９には、固体推進薬１４の燃焼ガスが中空部１４ａを通るように、固体推進薬１４と中空部１４ａとを連通する穴などが設けられている。

このように、固体推進薬１４に中空部１４ａを設けることにより、固体推進薬１４の燃焼速度が増すため、短時間で高い推進力が得られる。

（その他の実施の形態）
上記全実施の形態では、蓋１６の栓部分１６ａがノズル１５の拡径部分１５ｂの一部に挿入されていた。これに対し、図６Ａに示すように、ノズル１５の縮径部分１５ａに、燃焼剤１７としての固体推進薬１４を充填し、ノズル１５の拡径部分１５ｂの全体を蓋１６の栓部分１６ａで塞いでもよい。

また、上記全実施の形態では、ノズル１５は縮径部分１５ａおよび拡径部分１５ｂを有していた。これに対して、図６Ｂに示すように、ノズル１５には縮径部分１５ａが設けられずに、拡径部分１５ｂだけであってもよい。

さらに、上記全実施の形態では、蓋１６は栓部分１６ａおよび突出部分１６ｂを有していた。これに対して、図６Ｃに示すように、蓋１６は栓部分１６ａだけであってもよいし、図６Ｄに示すように、蓋１６は突出部分１６ｂだけであってもよい。

また、上記全実施の形態では、蓋１６はノズル１５に固定されていなかった。これに対し、ロケットモータ１０の運搬などの際に蓋１６がノズル１５から外れないように、蓋１６がノズル１５に固定されていてもよい。この場合、少なくとも固体推進薬１４が燃焼するまでには蓋１６がノズル１５から外れる程度の弱い強度で蓋１６がノズル１５に固定されている。

さらに、上記全実施の形態では、図３に示すように、発射装薬２２の燃焼ガスによる蓋１６に対する圧力はゼロになり、蓋１６がノズル１５から外れた。これに対し、少なくとも固体推進薬１４が燃焼するまでには蓋１６がノズル１５から外れればよい。たとえば、蓋１６がノズル１５を覆った状態で燃焼剤１７が燃焼し、この燃焼ガスでノズル１５の内圧が上昇し、これにより蓋１６がノズル１５から押し出されるように分離させることとしてもよい。

また、上記全実施の形態において、図６Ｅに示すように、蓋１６と燃焼剤１７との間に点火装置３０をさらに配置してもよい。点火装置３０は、たとえば、点火薬３１、点火回路３２、電線３３、電池（図示せず）、コンデンサ（図示せず）などを備える。点火回路３２には電線３３、電池およびコンデンサが接続されている。電線３３を介して点火信号を点火回路３２に出力することにより、点火回路３２により電池からコンデンサに電力が供給されて、コンデンサが点火薬３１を点火する。この点火薬３１により燃焼剤１７を安定して着火することができる。また、蓋１６が外れるに伴い、点火装置３０も機体１１から分離するため、機体１１の質量を低減することができる。

また、上記全実施の形態は、互いに相手を排除しない限り、互いに組み合わせてもよい。上記説明から、当業者にとっては、本発明の多くの改良や他の実施の形態が明らかである。従って、上記説明は、例示としてのみ解釈されるべきであり、本発明を実行する最良の態様を当業者に教示する目的で提供されたものである。本発明の精神を逸脱することなく、その構造および／または機能の詳細を実質的に変更できる。

本発明のロケットモータは、発射時における固体推進薬の耐衝撃性の向上を図ったロケットモータ等として有用である。

１０ ：ロケットモータ
１２ ：飛翔体
１３ ：ケース
１４ ：固体推進薬
１４ａ ：中空部
１５ ：ノズル
１６ ：蓋
１６ａ ：栓部分
１６ｃ ：貫通孔
１７ ：燃焼剤
１８ ：点火薬
１９ ：支持部材
２０ ：発射台
２２ ：発射装薬

Claims (6)

1. 後端開口を有するケースと、
   前記ケースに装填された固体推進薬と、
   前記ケースの前記後端開口に取り付けられ、前記固体推進薬の燃焼ガスの噴射口を有するノズルと、
   前記ノズルの前記噴射口を覆う蓋と、
   前記固体推進薬と前記蓋との間で前記ノズルに充填された燃焼剤と、を備えている、ロケットモータ。
2. 前記蓋の内面と外面との間を貫通する孔と、
   前記孔に配された点火薬と、をさらに備えている、請求項１に記載のロケットモータ。
3. 前記燃焼剤は、無酸素状態で燃焼可能である、請求項１または２に記載のロケットモータ。
4. 前記蓋は、前記ノズル内に挿入される栓部分を有している、請求項１乃至３のいずれか一項に記載のロケットモータ。
5. 前記ケースにおいて前記固体推進薬の内表面に囲まれる中空部と、
   前記中空部において前記固体推進薬の内表面を支持する支持部材と、をさらに備えている、請求項１乃至４のいずれか一項に記載のロケットモータ。
6. 後端開口を有するケースと、前記ケースに装填された固体推進薬と、前記ケースの前記後端開口に取り付けられ、前記固体推進薬の燃焼ガスの噴射口を有するノズルと、前記ノズルの前記噴射口を覆う蓋と、前記固体推進薬と前記蓋との間で前記ノズルに充填された燃焼剤と、を備え、かつ、後方に配置されたロケットモータにより、飛翔体の飛翔距離を延ばす方法であって、
   前記ロケットモータを発射台上に配置し、
   前記ロケットモータと前記発射台との間に配置された発射装薬を点火し、
   前記発射台から離れた前記ロケットモータのケースから前記蓋が離脱し、
   前記燃焼剤が着火して燃焼し、
   前記燃焼剤の燃焼により前記固体推進薬が着火して燃焼する、飛翔体の飛翔距離を延ばす方法。

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