JPH03220096A - 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］ この発明は、飛翔中にスピンさせることができる空気導
入式ロケットに関するものである。

［従来技術］ 従来のこの種のものとしては、例えば第９図に示すよう
なものがある（昭和５２年５月２０日丸善発行の「航空
宇宙工学便覧Ｊの６４２頁図１０．２２（ａ）参照）。

図中符号１はロケット本体で、このロケット本体１には
、前部側に固体推進薬２が装填され、後部にはコーン型
の噴射ノズル３が配設されている。

この固体推進薬２に図示省略の点火器により点火させる
ことにより、この燃焼ガスが噴射ノズル３から噴射され
て所定の推進力が得られることとなる。

［発明が解決しようとする課題］ しかしながら、このような従来のロケットにあっては、
燃焼ガスを単に噴射ノズル３から噴射させるようにして
いたため、機軸方向の直進性を得るべくスピンさせるた
めの別の手段を付帯させることが必要であった。

［課題を解決するための手段］ 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、−火燃焼室内に推進薬が装填されたモータ本
体に、該一次燃焼室からの燃焼ガスを噴射する噴射ノズ
ルを設け、該噴射ノズルの周囲に二次燃焼室を形成する
外筒を配設し、該二次燃焼室内にロケットをスピンさせ
るスピン手段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。

［作　用コ かかる手段によれば、−火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
て二次燃焼室内に噴射される。これと共に、外筒の前端
部側から二次燃焼室内に、空気が導入されて、この空気
と前記燃焼ガスとが、二次燃焼室内で激しく混合燃焼さ
れて二次燃焼室から噴射されることにより、所定の推進
力が得られることとなる。

この場合には、二次燃焼室内に設けられたスピン手段に
より、ロケットがスピンされることによシバ　機軸方向
の飛翔が安定すると共に、外筒内で空気、燃焼ガスが略
螺旋状となって流れるため、二次燃焼室内での混合効率
が向上する。従って、二次燃焼室の全長、つまり、外筒
の全長を短くしても、混合燃焼を良好に行うことができ
る。

［実施例］ 以下、この発明を実施例に基づいて説明する。

第１図および第２図は、この発明の第１実施例を示す図
である。

まず構成を説明すると、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、さらに、このロケット本体１
１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１４の一次燃焼室１
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、勢間隔で、しかも、
同方向に傾斜して配設され、これら噴射ノズル１２・・
・の噴射口１２ａが斜め後方を向くように設定されてい
る。この実施例では、噴射ノズル１２が所定方向に傾斜
されることにより、この発明の一構成要素であるスピン
手段が構成されている。

一方、外ｆｌ１３は、円筒形状を呈し、噴射ノズル１２
からロケット本体１１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
２０が形成されている。この外筒１３は複数のステー１
８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テーバ
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
、最後部には外筒１３の後端より後方に突出するスパイ
クノズル１４ｄが形成されている。これにより、前記二
次燃焼室２０は、第１テーバ部１４ａの周囲に形成され
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
に形成された開口部２３とから構成されている。

次に、かかる構成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１５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−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２ｏ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２Ｑ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２ｏ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テーバ部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の後端がら突出してい
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力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。

このような飛行中には、噴射ノズル１２が同方向に傾斜
しているため、燃焼ガスの噴射が螺旋流となり、空気導
入式ロケットがスピンしながら飛翔することから、大気
中及び大気圏外において飛翔の安定性が確保されること
となる。また、燃焼ガスが二次燃焼室２０内で螺旋流と
なるため、外ｌ１１３の前端部から流入する空気との混
合効率が向上することとなる。従って、二次燃焼室２０
の全長、つまり、外筒１３の全長を短くすることができ
る。

また、上記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１
１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。

さらに、上記のように燃焼ガスを複数の噴射ノズル１２
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。

さらにまた、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。

一方、第３図および第４図には、この発明の第２実施例
を示す。

この実施例は、スピン手段が上記実施例と異なっている
。

すなわち、この実施例のスピン手段は、主に第４図に示
すように、噴射ノズル１２近傍に設けられた複数の板状
のステー１８の配役方向が、飛翔方向に対して同方向に
傾くことにより構成されている。

これによれば、大気中で、二次燃焼室２０内に空気が導
入される際に、それら傾斜するステー１８により、空気
導入式ロケットがスピンされることとなる。

このようにしても、上記実施例と同様に、飛翔方向の安
定性および二次燃焼室２ｏの短縮化が図られることとな
る。

なお、他の構成及び昨月はｔ！Ｊｌ実施例と同様である
ので説明を省略する。

さらに、第５図および第６図には、この発明の第３実施
例を示す。

この実施例は、ロケット本体３１が１ｓ１実施例のもの
と異なっている。

つまり、このロケット本体３１は、後部側に複数の噴射
ノズル３２が適宜間隔に設けられ、さらに、このロケッ
ト本体３１の周囲には、この本体３１の後部側を覆う外
ｔＩＨ３３が同心円上に配設されている。

具体的には、ロケット本体３１は、所定の全長を有する
本体ケース３４と、この本体ケース３４の一次燃焼室３
９内に装填された内面燃焼型の推進薬３５を有し、前部
にはイグナイタ３７が配設されている。

また、前記複数の噴射ノズル３２・・・は、ロケット本
体３１の後部側の周囲に、等間隔で、しがも、同方向に
傾斜して配設され、これら噴射ノズル３２・・・の噴射
口３２ａが斜め後方を向くように設定されている。この
実施例では、噴射ノズル３２が所定方向に傾斜されるこ
とにより、この発明の一構成要素であるスピン手段が構
成されている。

一方、外筒３３は、円筒形状を呈し、噴射ノズル３２か
らロケット本体１１の後方に向かって配設され、この外
筒１３により、二次燃焼室４０が形成されている。この
外筒３３は複数のステー３８を介してロケット本体１１
に支持されている。

このようにしても、−火燃焼室３９からの噴射ガスは、
複数の噴射ノズル３２を介して、斜め後方に向けて噴射
されるため、空気導入式ロケットはスピンしながら飛翔
し、機軸方向の飛翔を安定させることができる。また、
二次燃焼室４０内での混合効率も向上することから、二
次燃焼室４０の全長、つまり、外筒３３の全長も短縮す
ることができる。

さらに、第７図および第８図は、この発明の第４実施例
を示す図である。

この実施例は、上記第３実施例と比較すると、スピン手
段が上記実施例と異なっている。

つまり、この実施例は、外筒３３を支持し、二次燃焼室
４ｏ内に設けられた複数の板状のステー３８が、飛翔方
向に対して同方向に傾斜して配設されている（第８図参
照）。

このようにしても、これらステー３８により、空気導入
式ロケットをスピンさせることができると共に、二次燃
焼室４０内での混合効率を向上させることができる。

［発明の効果］ 以上説明してきたように、この発明によれば、一次燃焼
室内に推進薬が装填されたモータ本体に、この−火燃焼
室からの燃焼ガスを噴射する噴射ノズルを設け、この噴
射ノズルの周囲に二次燃焼室を形成する外筒を配設し、
この二次燃焼室内にロケットをスピンさせるスピン手段
を設けることにより、ロケットを飛翔時にスピンさせる
ことができて機軸方向の飛翔を安定させることができる
と共に、二次燃焼室内での燃焼ガスと空気との混合効率
を向上させることができる、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図および第２図はこの発明の空気導入式ロケットの
第１実施例を示す図で、第１図は同空気導入式ロケット
の断面図、第２図は第１図を矢印入方向から見た右側面
図、第３図および第４図はこの発明の第２実施例を示す
図で、第３図は第１図に相当する断面図、第４図は第２
図に相当する右側面図、第５図および第６図はこの発明
の第３実施例を示す図で、第５図は第１図に相当する断
面図、第６図は第２図に相当する右側面図、第７図およ
び第８図はこの発明の第４実施例を示す図で、第７図は
第１図に相当する断面図、第８図は第２図に相当する右
側面図、第９図は従来例を示す一部断面図である。 １５・・・第１推進薬 １６・・・第２推進薬 １８、３８・・・ステー １９．３９・・・−火燃焼室 ２０、４０・・・二次燃焼室 ３５・・・燃焼室 １１、３１・・・ロケット本体 １２、３２・・・噴射ノズル １３、３３・・・外筒

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 一次燃焼室内に推進薬が装填されたモータ本体に、該一
   次燃焼室からの燃焼ガスを噴射する噴射ノズルを設け、
   該噴射ノズルの周囲に二次燃焼室を形成する外筒を配設
   し、該二次燃焼室内にロケットをスピンさせるスピン手
   段を設けたことを特徴とする空気導入式ロケット。