JPH03206346A - 空気導入式ロケット - 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】 ［産業上の利用分野コ この発明は、大気中及び真空中で飛翔できる空気導入式
ロケットに関するものである．［従来技術コ 従来の空気導入式ロケットとしては、例えば第６図に示
すようなラムロケットがある（特開昭５７−１１９１４
７号公報参照）。図中符号１はロケット本体で、このロ
ケット本体１は、前部側に端面燃焼型の固体推進薬２が
装填され、後部側には燃料ライナ３が装填されている。

そして、イグナイタ４により、固体推進薬２に点火され
、一次燃焼室５で高温の可燃ガスが作られ、このガスが
フィルタ６，ノズル７．噴射器８の噴射口８ａを介して
二次燃焼室９に供給され、この可燃ガスがディフユーザ
１０の空気取入口１０ａより取り入れた外気とを激しく
混合して燃焼され、これと同時に二次燃焼室９に装填さ
れた燃料ライナ３の内周面からアブレーション作用によ
リ燃料ガスを発生させて、この燃料ガスを燃焼させるこ
とにより空気導入式ロケットに推力を付与するものであ
る． ［発明が解決しようとする課題コ しかしながら、このような従来の空気導入式ロケットに
あっては、所定の推力を発生させるのは、一次燃焼室５
からフィルタ６，ノズル７，噴射口８ａを介して可燃ガ
スを二次燃焼室９に導入し、この可燃ガスを外気と混合
されて燃焼することにより推進力を発生させるものであ
るため、所定の速度まで達しないと、二次燃焼室９に空
気が導入されず、一次燃焼室５からの発生ガスは、空気
取入口１０ａからも逆に噴射してしまい推力が得られな
い。さらに、大気圏外（宇宙空間）では、ノズル７と二
次燃焼室９の組合せ形状がガス流を加速するノズル形状
をしていないことから、所定の推力を得ることができず
、大気圏外での飛翔は不可能であった。

［課題を解決するための手段コ この発明は、かかる従来の課題を解決するためになされ
たもので、請求項１記載の発明は、本体ケースの内部の
一次燃焼室に推進薬を装填してモータ本体を構成し、該
モータ本体に推進薬の燃焼ガスを後方に向けて噴射させ
て所定の推進力を得る噴射ノズルを設け、該噴射ノズル
の周囲に筒状の外筒を設けて二次燃ち室を形成した空気
導入式ロケットとしたことを特徴としている。

請求項２記載の発明は、噴射ノズルをモータ本体の長手
方向中間部の周囲に設け、前記外筒を、該モータ本体の
周囲で、該噴射ノズルから後部側に設けて、該モータ本
体との間に二次燃焼室を形威し、更に、該モータ本体の
後端部に、前記外筒の後端より後方に突出するスパイク
ノズルを設けた空気導入式ロケットとしたことを特徴と
している。

請求項３記載の発明は、噴射ノズルを、前記モータ本体
の後端部に設け、前記外筒を、該モータ本体の周囲で、
該噴射ノズルから後方に設けて、二次燃焼室を形成した
空気導入式ロケットとしたことを特徴としている。

［作　用］ 請求項１記載の手段によれば、発射時には、点火装置に
より一次燃焼室内の推進薬に点火されると、この燃焼ガ
スが一次燃焼室から噴射ノズルを介して二次燃焼室内に
後方に向けて噴射される．この噴射により、空！．；が
二次燃焼室に導入される以前でも、所定の推進力が得ら
れることとなる。

この推進力にて飛靭すると、大気中では、空気が外簡の
前部側から二次燃焼室内に導入され、この外気と噴射ノ
ズルから噴射された燃焼ガスとが激しく混合されて燃焼
され、この二次燃焼室から噴射されることとなる。従っ
て、後述の大気圏外はもとより大気圧下でも所定の推進
力が確保されることとなる。

一方、大気圏外においては、空気が二次燃焼室内に導入
されることがないが、発射直後と同様に、噴射ノズルか
ら燃焼ガスが直接後方に噴射されることで所定の推進力
が得られることとなる。

このように、燃焼ガスを噴射ノズルを介して直接外部に
噴射させるようにしているため、大気中で空気導入式ロ
ケットとして使用できると共に、大気圏外でも所定の推
進力を得ることができる。

また、請求項２記載の発明によれば、スパイクノズルが
外筒の後端から突出しているため、その大気中では、燃
焼ガスの膨張率が大きく、大気圧のほうが燃焼ガス圧よ
り大きい場合でも、燃焼ガスは周囲から圧迫さイーるこ
とにより、スパイクノズル壁に押え付けられ、コーコノ
ノズルのように剥離現象が生じることがない． また、ロケット本体の外側に外筒を設けて、空気と燃焼
ガスとを混合して燃焼させる二次燃焼室を形成すること
により、このロケット本体の後方に別途、二次燃焼室を
形成するような必要なく、所定の推進薬の量を確保した
上で、空気導入式ロケットの全長を短くできる。

一方、請求項３記載の発明によれば、構造的には通常の
ロケットの後方に外筒を配設しただけで極めて単純であ
るばかりでなく、既存のロケットを空気導入式ロケット
にして推力の増加を図るのが容易である． ［実施例コ 以下、この発明を実施例に基づいて説明する。

第１図はこの発明の第ｌ実施例を示す図である。

まず構戒を説明すると、図中符号１１はロケット本体で
、このロケット本体１１の周囲に、複数の噴射ノズル１
２が適宜間隔に設けられ、更に、このロケット本体１１
の周囲には、この本体１１の一部を覆う外筒１３が同心
円上に配設されている。

具体的には、ロケット本体１１は、所定の全長を有する
本体ケース１４と、この本体ケースｌ４の一次燃焼室ｌ
９内に装填された内面燃焼型の第１推進薬１５および第
２推進薬１６とを有し、前部にはイグナイタ１７が配設
されている。

また、前記複数の噴射ノズル１２・・・は、ロケット本
体１１の長手方向中央部の周囲に、等間隔に配設され、
この噴射ノズル１２・・・の噴射口１２ａは後方を向く
ように設定されている．なお、この噴射ノズル１２は、
ロケット本体１１の周囲に環状に形戒することも可能で
ある。

一方、外筒１３は、円筒形状を呈し、噴射ノズル１２か
らロケット本体ｌ１の後部側を覆うように配設され、こ
の外筒１３とロケット本体１１との間で、二次燃焼室２
０が形威されている．この外筒１３は複数のステ−１８
を介してロケット本体１１に支持されている。

また、ロケット本体１１の噴射ノズル１２より後部側の
本体ケース１４は、後方に向かって縮径する第１テーパ
部１４ａ，全長に渡って同径の平行部１４ｂ，後方に向
かって縮径する第２テーバ部１４ｃが連続して形成され
、最後部には外［１３の後端より後方に突出するスパイ
クノズル１４ｄが形威されている。これにより、前記二
次燃焼室２０は、第１テーパ部１４ａの周囲に形威され
た超音速混合燃焼部２１，平行部１４ｂの周囲に形成さ
れた亜音速混合燃焼部２２，第２テーバ部１４ｃの周囲
に形威された開口部２３とから構成されている。

次に、かかる構或よりなる空気導入式ロケットの作用に
ついて説明する。

イグナイタ１７により第１推進薬１５に点火されると、
この第１推進薬ｌ５が燃焼すると共に、第２推進薬１６
が燃焼される。この燃焼は内面全体に渡って略均一に行
なわれる．そして、この燃焼ガスが一次燃焼室１９から
複数の噴射ノズル１２を介してロケット本体１１の外部
の二次燃焼室２０内に噴射される． この燃焼ガスは、二次燃焼室２０の開口部２３で膨張し
て噴射されることより、空気が二次燃焼室２０内に導入
される以前でも所定の推進力が得られることになる。

この推進力にて飛翔すると、大気中では、空気が二次燃
焼室２０内に導入され、この外気と噴射ノズル１２から
噴射された燃焼ガスとが激しく混合されて燃焼され、こ
の燃焼ガスが外筒１３の後端からスパイクノズル１４ｄ
を介して噴射され、大きな推進力が得られることとなる
． つまり、二次燃焼室２０の超音速混合燃焼部２１では、
後方に向かって縮径された第１テーパ部１４ａを設ける
ことにより、空気が超音速状態を保ち、空気導入口２４
よりの空気の逆流がなく、良好に空気を取り入れること
ができて、噴射ノズル１２から噴射された燃焼ガスと混
合燃焼される。

次いで、亜音速混合燃焼部２２では空気を亜音速に減速
し、燃焼ガスとの燃焼効率を増大させる。

従って、二次燃焼室２０の全長を短くすることも可能と
なる。

さらに、開口部２３では、亜音速混合燃焼部２２で燃焼
した空気と燃焼ガスを膨張させ、スパイクノズル１４ｂ
を介して噴射させる。

スパイクノズル１４ｄが外筒１３の後端から突出してい
るため、大気中において、燃焼ガスの膨張率が大きく、
大気圧のほうが燃焼ガス圧より大きい場合でも、燃焼ガ
スは周囲から圧迫されることにより、スパイクノズル１
４ｄ壁に押え付けられ、コーンノズルのように剥離現象
が生じることがない。従って、後述の大気圏外はもとよ
り大気圧下でも所定の推進ｐが確保されることとなる。

大気圏外においては、空気が二次燃焼室２０内に導入さ
れることがないが、発射直後と同様に、複数の噴射ノズ
ル１２から燃焼ガスが直接噴射されることで所定の推進
力が得られることとなる．このようにロケット本体１１
の外側に外筒１３を設けて、空気と燃焼ガスとを混合し
て燃焼させる二次燃焼室２０を形成することにより、こ
のロケット本体１１の後方に別途、二次燃焼室を形成す
るような必要なく、所定の推進薬１５．１６の量を確保
した上で、空気導入式ロケットの全長を短くできる。

また、上記のように燃焼ガスを複数の噴射ノズルｌ２を
介して直接外部に噴射させるようにしているため、大気
圏外でも所定の推進力を得ることができる。

さらに、ロケット本体１１の周囲に二次燃焼室２０を形
成することにより、本体ケース１４内外の圧力差を小さ
くすることができるため、本体ケース１４の肉厚を薄く
することも可能である。

また、第２図には、この発明の第２実施例を示す。

この実施例は、上記実施例と異なり、外筒１３に後方に
向うに従って拡径する第１テーバ部１３ａ，全長に渡っ
て同径の平行部１３ｂ，後方に向うに従って拡径する第
２テーバ部１３ｃが順次形威されている。

そして、この第１テーパ部１３ａとロケット本体１１と
の間で超音速混合燃焼部２工が、平行部１３ｂとロケッ
ト本体１１との間で亜音速混合燃焼部２２が、第２テー
パ部１３ｃとロケット本体１１との間で開口部２３がそ
れぞれ形成されている。

このようにしても、第１実施例と同様に、二次燃焼室９
内における空気の導入．燃焼ガスとの混合，噴射等を良
好に行なうことができる。

他の構成及び作用は第１実施例と同様であるので説明を
省略する。

さらに、第３図には、この発明の第３実施例を示す。

まず構成を説明すると、図中符号４１はロケツト本体で
、このロケット本体４ｌの後端部に、噴射ノズル４２が
設けられ、更に、このロケット本体４１の後方には、こ
の本体４１の一部を覆う外筒４３が同心円上に配設され
ている． 具体的には、ロケット本体４１は、所定の全長を有する
本体ケース４４と、この本体ケース４４の一次燃焼室４
５内に装填された内面燃焼型の推進薬４６を有し、前部
にはイグナイタ４７が配設されている。

一方、外筒４３は、大略円筒形状を呈し、ロケット本体
４１の周囲で、噴射ノズル４２から後方に配設され、二
次燃焼室４８が形威されている．この外筒４３は複数の
ステ−４９を介してロケット本体４１に支持されている
。

また、外筒４３は、後方に向うに従って拡径する第１テ
ーバ部４３ａ，全長に渡って同径の平行部４３ｂ，後方
に向うに従って拡径する第２テーパ部４３ｃが順次形戒
されている。

これにより、前記二次燃焼室４８は、第１テーバ部４３
ａにて形成された超音速混合燃焼部５０，平行部４３ｂ
にて形成された亜音速混合燃焼部５１，第２テーバ部４
３ｃにて形威された開口部５２が構成されている． 次に、かかる構或よりなる空気導入式ロケットの作用に
ついて説明する。

イグナイタ４７により推進薬４６に点火されると、この
推進薬４６が燃焼する。この燃焼は内面全体に渡って略
均一に行なわれる。そして、この燃焼ガスが一次燃焼室
４５から噴射ノズル４２を介してロケット本体４１の後
方の二次燃焼室４８内に噴射される。

これにより、空気が二次燃焼室４８内に導入される以前
でも所定の推進力が得られることになる。

この推進力にて飛翔すると、大気中では、空気が二次燃
焼室４８０内に導入され、この外気と噴射ノズル４２か
ら噴射された燃焼ガスとが激しく混合されて燃焼され、
この燃焼ガスが外筒４３の後端から噴射され、さらなる
推進力が得られることとなる。

この場合、二次燃焼室４８の超音速混合燃焼部５０では
、後方に向かって拡径された第１テーパ部４３ａを設け
ることにより、空気が超音速状態を保ち、空気取入口５
３よりの空気の逆流がなく、良好に空気を取り入れるこ
とができて、噴射ノズル４２から噴射された燃焼ガスと
混合燃焼される．次いで、亜音速混合燃焼部５ｌでは空
気を亜音速に減速し、燃焼ガスとの燃焼効率を増大させ
る。

従って、二次燃焼室４８の全長を短くすることも可能と
なる。

さらに、開口部５２では、亜音速混合燃焼部５１で燃焼
した空気と燃焼ガスを膨張させて噴射させる。

大気圏外においては、空気が二次燃焼室４８内に導入さ
れることがないが、発射直後と同様に、噴射ノズル４２
から燃焼ガスが直接噴射されることで所定の推進力が得
られることとなる。

さらに、第４図および第５図には、この発明の第４実施
例を示す。

この実施例は、第５図に示すように、第１実施例の空気
導入式ロケットの外筒３３の断面が楕円形状に形威され
、この外筒３３の短軸３３ａの長さがロケット本体１１
の直径と略同じに形成されている。

二のようにすれば、第４図に示すように、傾斜した発射
台３４の支持部３４ａにセットする場合に、短軸３３ａ
側を、この傾斜した発射台３４に支持することにより、
剛性の低い外筒３３の変形を未然に防止することができ
る。

なお、上記第１，第２，第４実施例の複数の噴射ノズル
１２の噴射方向を交差させるようにすれば、空気と燃焼
ガスとの混合を良好に行なうこヒができ、二次燃焼室２
０の全長を短くすることが可能となる。

また、この空気導入式ロケットはブースタロケットとし
ても使用することができる。

［発明の効果］ 以上説明してきたように、この発明によれば、大気中に
おいては空気を導入することで有効に使用でき、大気圏
外においては、空気が二次燃焼室内に導入されることが
ないが、発射直後と同様に、噴射ノズルから燃焼ガスが
直接噴射されることで所定の推進力を得ることができる
。

また、請求項２記載の発明によれば、ロケット本体の外
側に外筒を設けて、空気と燃焼ガスとを混合して燃焼さ
せる二次燃焼室を形戒することにより、このロケット本
体の後方に別途、二次燃焼室を形戒するような必要なく
、所定の推進薬の量を確保した上で、空気導入式ロケッ
トの全長を短くできる。しかも、スパイクノズルを設け
ることにより、燃焼ガスの剥離現象を有効に防止できる
と共に、ロケット本体の周囲に二次燃焼室を形成するこ
とにより、本体ケース内外の圧力差を小さくすることが
できるため、本体ケースの肉厚を薄くすることも可能と
なる。

さらに、請求項３記載の発明によれば、構造的に極めて
単純であり、既存のロケットを空気導入式ロケットにし
て推力の増加を図るのが容易である、という実用上有益
な効果を発揮する。

【図面の簡単な説明】 第１図はこの発明の空気導入式ロケットの第１実施例を
示す断面図、第２図はこの発明の第２実施例を示す第１
図に相当する断面図、第３図はこの発明の空気導入式ロ
ケットの第３実施例を示す第１図に相当する断面図、第
４図および第５図はこの発明の第４実施例を示す図で、
第４図は空気導入式ロケットを発射台にセットした状態
を示す側面図、第５図は第４図の矢印Ｘ方向から見た図
、第６図は従来の空気導入式ロケットを示す断面図であ
る。 １１．　４１・・・ロケット本体 １２．　４２・・・噴射ノズル １３，　３３．　４３・・・外筒 １４．４４・・・本体ケース １５・・・第１推進薬（推進薬） １６・・・第２推進薬（推進薬） １９．　４５・・・一次燃焼室 ２０．　４８・・・二次燃焼室 ４６・・・推進薬

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. （１）本体ケースの内部の一次燃焼室に推進薬を装填し
   てモータ本体を構成し、該モータ本体に推進薬の燃焼ガ
   スを後方に向けて噴射させて所定の推進力を得る噴射ノ
   ズルを設け、該噴射ノズルの周囲に筒状の外筒を設けて
   二次燃焼室を形成したことを特徴とする空気導入式ロケ
   ット。
2. （２）前記噴射ノズルは、モータ本体の長手方向中間部
   の周囲に設け、前記外筒は、該モータ本体の周囲で、該
   噴射ノズルから後部側に設けて、該モータ本体との間に
   二次燃焼室を形成し、更に、該モータ本体の後端部に、
   前記外筒の後端より後方に突出するスパイクノズルを設
   けたことを特徴とする請求項１記載の空気導入式ロケッ
   ト。
3. （３）前記噴射ノズルは、前記モータ本体の後端部に設
   け、前記外筒は、該モータ本体の周囲で、該噴射ノズル
   から後方に設けて、二次燃焼室を形成したことを特徴と
   する請求項１記載の空気導入式ロケット。