JPH04500109A - 多段ロケットモーター用の後方に膨らみ前方へ作用する刻みをつけられた破裂円盤隔壁構造 - 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】 多段ロケットモーター用の後方に膨らみ前方へ作用する刻みをつけられた破裂円 盤隔壁構造 光用Ｑ背旦 １、光亜二分野 本発明は多段式ロケットモーター用の隔壁構造、詳細には、後方にふくらみ、前 方へ作用する、刻みをつけられた亀裂を有する、一方方向には極端に高い圧力に 耐え、その一方で反対方向には比較的低い圧力で完全に開いて、燃焼により生ず るガス状の生成物の自由な流れを許容する、円盤状の隔壁に関する。

２、皿未技ムΩ説朋 多段式ロケットモーターは、航空機、地上、及び水上基地から発射するこの可能 なミサイルの高度化、及び小型化のせいで、近年その効用が増加していることが 判明している。これらのミサイルは通常は少なくとも２つの推進段階を内蔵して いる。点火装置がミサイルケーシングの排出ボートに最も近い基部にある推進段 階を点火し、次に特定の不器用に確定された発射及び軌道の性質に従って追加の 段階が順次に点火される。

所望のミサイルの弾道の完全性、特に長距離のそれを維持するために、点火は相 互に厳密な時間になされなければならない。第１段階の燃焼が所定の時間的長さ 継続する前に、第２推進段階が時期卑称に点火されると、ミサイルの精度が犠牲 になる。更にその上、連続する燃焼段階の点火が遅滞して、先の段階の推進段階 の点火に対して相対的に精密な時間になされないと、ミサイルの弾道は望ましく ない状態に変動するかあるいはプログラムされ、あるいは標的の衝撃に対して要 求されるようには命令の変更が生じない。

多段式ロケットモーターに使用されている隔壁破裂円盤状組立体はその段階で進 行する燃焼からのガス状推進反応生成物の逆流を信頼性を持って防止するだけで なく、はぼ同時にずっと低い圧力で、その反対方向に進路を開き、それにより推 進燃焼生成物の効率的な排出を行わなければならない。更にその上、隔壁は、次 に続く推進段階からのそのような燃焼生成物の逆流を防止し、それと同時に、そ の次に続く段階の点火に際して逆方向に自由に開き、ミサイルの弾道方向を変更 するであろうガス上の生成物が、ミサイルの排出ボート全体に不均等に排出され ないようにしなければならない。同様に、一定の条件の下でミサイルの爆発を生 じるような、ガス状の燃焼生成物内の障害物を排除するように、前記円盤が完全 に開くことが保証されるなければならない。

ミサイル用の多段式ロケットモーターの破裂円盤の使用の事例は、本申請人に対 して発音された、１９８８年４月１９日付け、米国特許第４，７３８．０９９号 明細書に描かれ、説明されている。４，７３８，０９９号特許においては、円盤 の中心から放射する弱い部分の半径方向に伸びる一連のラインを有する破裂円盤 が、多段式推進段階を有するミサイル用に説明されている。前記破裂円盤は中央 開口部を有し、軸方向に位置決めされた声、火装置組立体と協働して、次の段階 の固体燃料の推進段階の点火を行う。

４．７３８，０９９特許の隔壁破裂円盤組立体は、協働する用に開口部を有する 、フェノール化合物のような合成レジン性のドーム支持部により支持された、ド ーム状の、中央に開口部のある金属円盤を組み込んでいる。前記特許に説明され 、描かれている前記組立体は、ミサイルなどの多数のロケットモーター用に使用 する効用を有しているけねども、前記隔壁の中荘にある開口部内部に位置決めさ れた中央に配置された点火装置と協働することは不可能である、小直径のロケッ トモーターに使用することはできない。ある意味で前記４．７３８，０９９号特 許のそれに類似の膨らんだ破裂円盤ユニット１９７０年代に本申請人により検査 されたが、背圧性能が制約されているため、該ユニットは現在の多段式ロケット モーターに使用できない。前記組立体は大きな切れ目のある凹−凸金属円盤（お よそ直径２−０．５インチ）（およそ５．０ｇ１．２７センチ）を有し、ここで は前記凸面は同様の厚さを有するドーム状の金属板に支持され、交叉状のパター ンを形成する一連の小さい穴を有している。′Ｆ′Ｉ記凹面は円盤を膨らませる 前にその直径全体に交差切れ目が形成され、それがレリーフ通路を橋絡する。開 通圧力はおよそ３５０−７５０ｐｓ　ｉであり、耐久背圧は２０００ｐｓｉある いはそれ以下に制約される。

その他の公知の破裂円盤構造は、本申請人に発行された、１９８５年３月１９日 付け、米国特許第４，５０５，１８０号明細書に描かれ、説明されている。

４．５０５，１８０号明細書においては、破裂円盤には、低圧面と、それと対向 する側の切れ目のある高圧面、それに加えて低圧面に隣接して位置決めされた開 口部のある裏打ち部材が設けられている。前記裏打ち部材は前記円盤の切れ目に 整合する複数のウェブを含み、該切れ目が前記円盤の低圧面に係合し、離れた位 置の高圧面にかかる高爆発圧の影響により円盤が破裂するのを防ぎ、その一方で 前記低圧面に隣接して低燃焼圧が発生する時に円盤が破裂することを可能とする 。

４．５０５，１８０号特許に開示された装置はミサイル用の多段式ロケットモー ターにその効用を見いだすけれども、前記公知の構造には多数の制約が存在する 。例えば、公知の構造よりも重量の少ない破裂円盤組立体、及び、更に前記組立 体を通過するガス状の燃焼生成物用の流路を提供するために、円盤と裏打ち部材 の自由かつ完全な開放を促進する破裂円盤組立体を提供することが可能であるこ とが望ましい。

二凪の！封 本発明の改良された破裂円盤隔壁構造はその内部に形成された一連の膨らみを有 するほぼ平坦な円盤を含む。該円盤はそこに固定された裏打ち部材により支持さ れている。前記円盤及び裏打ち部材は両方とも金属製であり、好ましくは合金ス テンレスであり、それにより前記隔壁が多段式、高圧推進ミサイルにおいて遭遇 する温度上昇に完全に耐えることが可能である。

比較的薄い平坦な金属板円盤が、複数の開口部のある裏打ちスパイダあるいは部 材に適切に溶接された場合は、そこから生ずる隔壁構造は前記円盤の露出した面 にかかる極端な高圧に対し崩壊することなく耐え、前記円盤が膨らんだ部分を製 造する工程により製造された場合は、それと直接整合する裏打ち部材の開口部へ と伸び、それと同じ形状である。他方、前記円盤が適切に切れ目がある場合は、 前記隔壁は比較的低圧で瞬時に完全に開き、それにより圧力が前記裏打ち部材の 開口部をとおってかかる時に容易に開く。

前記膨らんだ領域は最初に円盤の板に形成され、前記円盤はその後に切れ目がつ けられ、円盤がそれの支持部材に固定される前に所定の弱さのラインがつけられ る。この方法においては、前記円盤の金属を移動させ、それの前記切れ目のライ ンに沿って開口を促し、高い背圧がかかった場合に、前記円盤が早期に破裂を生 ずる傾向のある高圧が発生した場合に、前記円盤が変形したり、切れ目のライン が更に弱くなる傾向を生じない。

前記金属製の開口部のある裏打ち部材は、前記円盤に高圧がかかった場合に、前 記円盤を支持するに適切な断面形状と厚さとを有するものであり、なおかつそれ を製造する材料は、前記裏打ち部材を通る推進燃焼ガスの流れで蒸発し、それの 中央部が侵食され、第２Ｆ！階の燃焼あるいはそれぞれの連続する推進段階の間 にミサイルの排出ボートへのガスが流出するために完全かつ障害のない開口が提 供されるものである。

２匝の墾巣皇説明 本発明の好ましい実施例は、添付の図面を参照して、以下に詳細が説明される。

第１図は、排出ボートと、破裂円盤隔壁により相互に分離された３つの分離した 推進段階のハウジングとを備えたケーシングを有する、ミサイルの図式的断面図 、 第２図は、本発明の１実施例により製造された破裂円盤隔壁構造の１実施例の分 解見取り図で、押えリング、開口及び切れ目を有する破裂円盤、及び開口部のあ る円盤用裏打ち部材を描いた図、 第３図は、第２区に描かれた隔壁の底部の正面図で、それの通常の組み込まれた 位置にある構成部品を描いた図、 第４図は、第３図の４−４の線に沿った垂直断面図、第５区は、裏打ち部材に取 りつけられた円盤にある断面図の切れ目ラインを描いた拡大断片区、 第６図は、第３図に描かれた隔壁の正面図であるが、裏打ち部材の中央円盤支持 部がそこを通る高１の推進燃焼生成物の通過中に侵食され、ミサイルケーシング のボートを通って該生成物の排出のために比較的完全か開口部を生ずる方式を描 いた図、 第７図は、本発明のその他の実施例の組み立てられた見取り図で、前記円盤支持 部材を通る、第２図の実施例とは異なる開口部の異なる形状を描いた図、第８図 は、第７区に示された隔壁の底部正面図、第９区は、第８図の９−９の線に沿っ た垂直断面図、第１ｏ図は、本発明の隔壁の第３実施例の組み立てられた見取り 図で、今までに描かれた裏打ち部材にある開口部とは異なるタイプを示す図、第 １１図は、し１０図に示された隔壁の垂直断面図。

ましい　の詳細な！Ｂ 通常の多段式ミサイルモーター１２のロケット部分１０が第１図に描かれている 。ミサイル１２の円筒形のケーシング１４は形状の変化しているアウトレットボ ート１６を有し、これを通って前記各段階の連続する燃焼に際して、ケーシング １４からガス状の推進燃焼生成物が排出される。例示目的のためにのみ、ミサイ ルモーター１２は、それぞれ２４及び２６により示された同一の破裂円盤隔壁に より、３つの独立の推進段階１８．２０及び２２を内蔵したものとして描かれて いるけれども、前記隔壁構造は２段階モーターでも、あるいは３段階以上のロケ ットモーターでも同様に使用可能であることが理解されるべきである。

推進段階１８−２２は、各推進段階の最も前の面に隣接して配置された、点火装 置２８．３０及び３２により順次に点火される。声、火装置２８により第り段階 １８が点火されると、それにより発生したガス状の燃焼生成物がボート１６を通 って排出され、それによりミサイルがそれの支持部から発射され、目標に向かっ て飛ぶ。推進段階１８が一定の時間燃焼した後、点火装置３０が推進段階２０を 点火し、次に例示的目的のみのために描かれた３段階ロケットモーター２０の最 終段階に点火される。

隔壁２４及び２６は同一の構造であり、そのため、その詳細は１つだけにつ（１ ）で行う。第２−５図を参照すると、２４で示された隔壁構造は主たる構成部分 として、中央破裂円盤３４、裏打ち部材３６、及び押えリング３８を有する。

円盤３４は円形の、最初は平坦な、交差パターンを形成した切れ目ライン４２を 有するステンレスあるいはニッケルのような金属板４０である。ライン４２及び ４４は、金属板４０の外周から隔置された関係で終端している。

円弧状に研磨された溝４５が切れ目ライン４２．４４の終端部分に設けられ、そ れぞれの溝４５は、これに交差するライン４２あるいは４４に対しほぼ垂直の方 向に伸びている。以下に更に詳細に説明されるように、円弧状に研磨さねてあｌ Ｉ４５のラインは円盤３４に設けられ、推進段階２０の点火に際して円盤３４の 完全な開放を可能とする。好ましい実施例においては、溝４５は、前記円盤の燃 焼圧力が、切れ目ライン４２．４４により限定されているように、溝４５の形成 の後も変化しないで残るように、前記円盤内に研磨形成される。しかしながら、 ライン４２．４４及び溝４５の両方とも、所望の場合は研磨作業により前記円盤 内に形成可能である。

裏打ち部材３６も一体構造であり、ステンレスのような材料から製造され、中央 に重厚なボディが設けられ、その−面に環状のフランジ４８が設けられる。ボデ ィ４６の対向面は平坦であり、隔壁３４が組み立てられた状態でその上に相補的 形状で円盤３４に受領される。ボディ４６には一連の貫通開口部５２が設けられ 、これが描かれた実施例においてはほぼ矩形の形状であり、ボディ４６の軸線の 周囲に対称の関係に配置されている。それぞれが２つの最も内側の直角の脚５２ ａ及び５２ｂを有する４つの開口部５２が設けられ、脚５２ａ及び５２ｂがそれ より短い最も外側の脚５２ｄ及び５２ｄとそれぞれ結合している。丸みのついた コーナーは相互に隣接する脚５２ａ−５２ｄと結合し、外側の丸みのついたコー ナーは内側の丸みよりも半径が大きい。

リング３８は、同様にステンレス製であるが、円盤３４の最も外側に載置され、 プレート４０の周辺の縁の変形を生ずることなく、溶接などにより円盤３４の裏 打ち部材３６に対する固定を確実にしている。

隔壁構造２４の特に重要な特徴は、通常は各開口部５２上に横たわっている平坦 なプレート４０の部分が膨らんでいることであり、この膨らみ部分が対応する開 口部に相補的に受領されていることである。こうして、膨らみ部分５４はそれぞ れドーム上であり、凹凸表面を示し、これらが周辺を有して、対応する開口部５ ２の形状に正確に位置が合うようになっている。図面から明白というわけではな いが、対応する開口部５２を形成する裏打ち部材３６の面５０の縁は、面５０か ら伸びる方向にわずかに丸みがあり、前記開口部内ｌ＼下がっていて、それによ り、圧力が破裂円盤３４上、特に個々のドーム上の部分５４にかかった場合に、 裏打ち部材の縁に切り込むべき開口部を形成する傾向、あるいは円盤３４をスラ イスする傾向が生ずることなく、それにより前記円盤の破裂を生ずる。

更にその上、円盤３４を膨らませ、かつ切れ目を入れることは、所定の圧力が円 盤３４の面に向かう方向で裏打ち部材３６から離れる方向に、円盤３４に対して かかる場合に、それ以上の重大な変形を部分５４に生ずることのない、あるいは プレート４ｏにある切れめライ〉′４２．４４に沿って金属が分離することのな いような状況で実行される。切れ目ライン４２及び４４、並びに溝４５は、膨ら み５４の変形の後にプレート４０上に形成され、もしこれと反対の工程で実行さ れると、膨らませ作業により前記切れ目を入れる金属が更に弱くなる原因となる 。これは、予しり不能の、前方へ作用する燃焼圧力特性を生ずることになる。

予定の目標を達成するために、最初は平坦なプレート４０が膨らませられ、ミサ イルなどのロケットモーターに円盤２４あるいは２６が実際に取りつけられた場 合に遭遇すると予測されるよりも大きな圧力をかけて、ここのドーム状の部分５ ４を形成する。例えば、円盤２４　（２６）が使用中に５，０００がら１０，０ ００ｐｓ　ｉ　ｇの静的背圧に耐えられるように設計された場合、プレート４ｏ はそれの定格耐久圧力よりも大きい圧力により膨らんで、ドームあるいはへこみ 部分５４が形成される。通常の耐久圧力が７．ＯＯＯｐｓｉｇであるとすると、 プレート４０の膨らませは、隔壁２４を使用するについて、プレート４ｏが開口 部５２全体にそれ以上の変形を生じないように、７．ＯＯＯｐｓｉｇを十分超え る圧力であることを必要とする。例えば、仕様書の耐久背圧を超λるおよそ２， ０００ｐｓ　ｉの圧力が、特定の値の静的圧力の対象となった場合に、円盤が変 形しないという必要な保証を提供するために通常は適当である、ということが判 明している。

同様に注目すべきことは、切れ目ライン４２．４４は、各開口部５２の脚５２ａ 及び５２ｂを形成するボディ４８のセグメント５６に１戦略的に直接覆いかぶさ るように配！されることである。その結果、圧力が、裏打ち部材３６の対向側の 円盤３４の面にかかった場合、及び、更なる変形に抵抗するプレート４ｏのドー ム部分５４の能力に照らして、切れ目ラインに分離する傾向は生じなく、円盤３ ４を通ってガスが漏れることはない。

円弧状に研磨された溝あるいはライン４５が、切れ目ラインが前記円盤内に形成 された後に、円盤上の切れ目ライン４２．４４の終端部に切り込まれ、前記切れ 目ラインに対し垂直な方向に伸びている。これらの研磨された溝４５は円盤３４ の周辺に円弧状のラインを形成し、円盤３４の周辺にはライン４２．４４により 形成されたベタルが円盤３４が開いている間に曲がる。研磨された溝４５がない 場合は、前記ベタルは、前方へ作用する燃焼圧力にさらされる場合に、制約され て完全には開かない。しかしながら、研磨された溝４５を提供することにより、 前記ベタルは公知の構造に比較して組立体内で、より自由に曲がることが可能と なり、そのようにしてそこを通って排出される燃焼生成物の通過のために、より 大きな開口部を提供する。

図１に戻ると、ミサイルモーター１２のロケット部分１２の壁は組立体２４．２ ６の半径方向内側に向かって、リング３８の厚さに等しい距離だけ伸びている。

前記リングの内側周辺表面と同じ高さのこの内側周辺壁を提供する目的は、前記 ベタルが円盤から分離する限度で曲がるように、前記円盤が開く間前記ペタルの 外側への移動を停止するための停止表面が提供されることを、保証することであ る。そのように組立体内でベタルが早期に分離することは、ベタルの切り屑でモ ーターのノズルが閉塞する危険を生じ、か（して爆発の危険、あるいは切り屑の せいで望まないミサイルの方向変更が生ずる可能性がある。停止表面を提供する ことにより、前記円盤から完全にベタルが溶解して消失する時間まで、燃焼生成 物の排出が十分行われるように、ベタルが十分遠くまで開くようになされる。注 目すべきことは、ロケット部分１０の前記壁は前記描かれている実施例において 前記停止表面を形成しているけれども、前記リングも、そのリングの内側周辺が 停止表面として作用するように、細長いチューブセクションとして製造されてい る。

第７ないし９図に描かれている本発明の第２実施例においては、裏打ち部材］３ ６にある開口部１５２の形状及び形態が異なることを除いて５基本的構成部品は 、従前に説明されたものと同一である。第２実施例の場合においては、開口部１ ５２はほぼ三角形の形状であるけれども、対応する開口部の側面の結合領域に丸 みがつけられ、各表面から次の隣接する表面への滑らかな推移が提供されている ことを評価すべきである。円盤１３４の膨らんだ部分１５４も対応する三角形の 開口部１５２内に相補的に受領されるような形態である。

第１０図及び第１１図に示されている第３実施例は、開口部２５２が円形であり 、円盤２３４の対応するドーム状、膨らんだ部分２５４がほぼ円形の形態である ことを除いて、上述のような構成部品を有している。

２４．２６のような隔壁が、対応する裏打ち部材３６（あるいは１３６．２３６ ）に対向する円盤３４（あるいは１３４，２３４）の面に対する極端に高い圧力 に耐えることを保証するために、前記裏打ち部材は円盤３４に対し適当な補強を 提供するために十分強くなければならない。ミサイルに使用されるロケットモー ターに対して検査が実行され、それによれば、補強関係にある裏打ち部材の関連 する部分の厚さに対する各円盤の厚さの比率は、およそ１：２から１：４０の範 囲でなければならない。前記比率がおよそ１：８から１：１５の場合により良い 結果が得られ、最良の比率はおよそ１：１０であった。こうして、厚さおよそ０ ．０３０インチ（およそ０．７６２ミリ）の厚さを有するステンレスを使用して 、およそ１．９インチ（およそ４．８２６センチ）の全体直径を有する円盤３４ 　（１３４，２３４）、及びおよそ１．７５インチの直径を有する内部リング３ ８　（１３８，２３８）を使用した場合、裏打ち部材３６　（１３６，２３６） のボディ４６のセグメント５６の厚さはおよそ０．２８インチ（およそ７．１１ ２ミリ）でなければならない。

同様に、隣接する開口部５２　（１５２，２５２）の間のそれの幅に関して、セ グメント５６の厚さの間に好ましい関係が維持されなければならない。基部開口 部５２　（１５２，２５２）の間の該セグメントの厚さに対する各裏打ち部材３ ６（１３６，２３６）のセグメントの幅の比率がおよそ０．５：１から１．５： １の範囲内に維持されている場合、より望ましくは０．７：１から１：１の範囲 に維持されている場合、好ましくはおよそ０．８：１にある場合、最良の結果が 得られる。

これらの値は、０．０９の炭素、１．００のマンガン、０．０４０１１．０．０ ３０の硫黄、１．０００）シ’）ｒン、１６．００−１８．００（７）クロム、 ６．５０−７．７５のニッケル、０６７５−１．５０のアルミニウム、そして残 りが鉄である含有率を有するＡ３７Ｍ６３１　（ＵＮＳ指定５１７７００）のよ うなステンレスが特に使用可能である。タイプ６３１ステンレス用の仕様書も、 焼き入れして、１０分を下らないが１時間を超えない時間で、華氏１７５０度（ 摂氏９５４度）で材料を加熱することが必要である。その後に、前記材料は２４ 時間以内に華氏−１００度±１０度（摂氏７３度）に冷却され、次にその温度で ８時間を下らない間保持されなければならない。次に前記金属は室温まで暖めら れ、華氏９５０度（摂氏５００度）に加熱され、その温度で１時間保持され、そ の上で最終の空冷段階が実行される。そのような処理がされた場合、６３１タイ プのステンレスは、最小引っ張り強さ１８５ｋｓｉ　（１２７６ＭＰａ）、最小 降伏強さ１５０ｋｓ　ｉ　（１０３４ＭＰａ）延展性６（２インチまたは５０ミ リで最低バーセン１−２）ｌ少断面減少率１０パーセント、及び最少ブリネル硬 さ３８８を有する。前記裏打ち部材の円盤支持能力を維持し、同時に推進段階２ ０に提供される開口部５２　（１５２，２５２）の有効領域を増加させるために 、セグメント５６（１５６，２５６）のそれぞれが図４．９及び１１に描かれて いるように、丁字形の断面を形成するように製造され、ここでは各セグメント５ ６（１５６，２５６）の上部交差部材５６　（１５６，２５６）が円盤３４　（ １３４，２３４）に接触し、直立部分５９　（１５９，２５９）が交差部材５７ 　（１５７，２５７）から外側に、円盤３４　（１３４，２３４）から離れる方 向に伸びている。セグメント５６　（１５６，２５６）をこのような形状に製造 することにより、前記裏打ち部材の強度がかなり維持され、同時に開口部５２　 （１５２，２５２）の領域が推進段階２０に隣接する部材の側面において増加す る。前記推進段階の点火の間、前記丁字形のセグメントの前記上部交差部分は前 記セグメントから容易に溶解し、大容量の燃焼生成物が瞬時にミサイルから排出 される。この、前記開口部領域の増加により、所定の制限地を超えてモーター内 部に圧力が形成される危険が減少する。

上述の利点を提供することに加えて、セグメント５６　（１５６，２５６）の丁 字形の構造はモーターの重量を減少させ、かくてミサイルの運搬に寄与すること も注目すべきである。前記セグメントの丁字形の構造が好ましい実施例に描かれ ているけれども、前記円盤に対し十分な支持を提供し、同時に推進段階２０に提 供される開口部の有効領域を増加させ、前記組立体の重量を減少させるその他の 断面形状のセグメントをを採用することも可能である。

図１１に示されているように、部材２３６の面２５０に隣接するそれの周辺全体 を囲んで伸びている円盤支持フランジ２６１を各開口部が含むように、補強部材 のボディ４６から各開口部２５２　（５２，１５２）の周辺に沿って素材を除去 することが可能である。この方法で前記裏打ち部材を製造することにより、組立 体２４の重量は更に減少し、こうしてミサイルモーター１２の全体重量が更に減 少する。

円盤３４は、圧力がその側面にかかった場合に、リング３８のようなアウトレッ トを通って反対の方向に前記円盤が破裂するに必要なよりもずっと低い値で開く ように事前に製造されている。例えば、隔壁構造２４　（２６）がその凹面状の くぼみ面にかかる５、０００ないし１０．ＯＯＯｐｓｉｇの静的背圧に耐えるよ うに設計されている場合、切れ部円盤３４はおよそ３０ないし４００ｐｓ　ｉ程 度の圧力で完全に開かなければならず、これは１００ないし３００ｐｓｉの範囲 であることが好ましい。この低圧で開くことを達成するために、関連する裏打ち 部材３６を通って円盤３４に対しかかる前方への圧力が、切れめライン４２．４ ４により形成された４つのベタルにより円盤を容易に破裂し、そこを通る燃焼生 成物の通過のための完全な開口部を提供するように、プレート４０の切れ目の形 成が実行される。円盤及び裏打ち部材の寸法、及び製造材料、及び切れめライン ４２．４４の深さ、配置及び長さは、耐久背圧が対向面にかかる前方への圧力に より円盤が破裂する圧力の少なくとも２０倍の値であるように選択されることが 好ましい。

裏打ち部材３６　（１３６，２３６）の製造のために選択される材料は、前述の ように前記裏打ち部材を通る前方への圧力がかかる時に円盤３４　（１３４，２ ３４）が開き、セグメント５６（１５６，２５６）が蒸発し、図６に描かれてい るように急速に崩壊し去り、隔壁２４　（２６）を通るガス状の燃焼生成物の自 由な流れを阻害しないようなものである。前述の構成要素のステンレスは、前記 隔壁構造が高圧ロケットモーターに使用された場合に、この所望の特性を提供す る。

特に重要なことは、点火及び推進剤の燃焼により生ずる燃焼のガス状生成物が裏 打ち部材と接合する円盤の周辺を回って隔壁を迂回しないように、そして円盤プ レート４０（１４０，２４０）が対応する裏打ち部材３６（１３６，２３６）の 面５６　（１５６，２５６）と平坦係合するように、円盤３４が裏打ち部材３６ に固定されることである。この点に関する本発明の更なる特徴は、裏打ち部材３ ６のボディ４６の外側環状表面（並びに図７ないし１１に描かれているものを含 んでその他の本発明の実施例）がロケットモーター１０のケーシング１４にねじ 込み取り付は可能なようにねじが刻まれていることである。このねじ込み連結は 対応する隔壁２４．２６により提供されるバリヤーを燃焼による熱い生成物が漏 れるのを防ぐ。

国際調査報告 特表千４−５００１０９　（６）

Claims (20)

【特許請求の範囲】
1. １．ガス状の生成物の排出ボートを備えたケーシングと、排出ボートに最も近接 した燃焼段階から順次に点火するため、複数の推進段階とを有する多段式ロケッ トモーターに使用するための破裂円盤隔壁構造であって、前記隔壁構造が、各隣 接する一対の推進段階の間で完全に分離された状態にある第１及び第２円盤面が 設けられ、前記ケーシングに取りつけられたほぼ平坦な、開口部のない破裂円盤 と、 最後に点火された隣接する推進排出部と直接接触し、前記円盤の第２面に対向す る各円盤の面と平坦係合する複数の開口部を有する裏打ち部材にして、少なくと も部分的に前記部材に開口部を形成する複数のアームセグメントを含む裏打ち部 材とを備え、 前記円盤のそれぞれには、複数の半径方向に伸びる弱くされたラインが、前記円 盤に支持係合する前記裏打ち部材から離れる方向に事前に選択された圧力で前記 円盤が破裂するのに十分な深さを有して前記第２面に設けられ、弱くされたライ ンのそれぞれが前記裏打ち部材の前記アームセグメントの１つと整合し、それに より前記円盤が点火されるべき最終の推進段階の点火及び燃焼の間に破裂するこ となくそれにかかる圧力に耐えるが、次に前記推進剤の点火に際して、ずっと低 い圧力で、対応する裏打ち部材の基部で破裂し、前記後者の推進段階の燃焼の間 に前記隔壁を通って伸びる流路に沿ってガス状の推進燃焼生成物の自由な流れを 許容し、 前記弱くされたラインのそれぞれが半径方向外側に終端部分を有し、前記円盤に は更に前記第２面に形成され、各終端部と交差する溝が設けられ、それにより前 記円盤が破裂した時に、前記円盤が前記溝に沿って曲がることにより推進燃焼生 成物の流路から完全に移動することを可能にする多段式ロケットモーターに使用 するための破裂円盤隔壁構造。
2. ２．請求項１に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、前記弱く されたラインが各円盤の前記第２面において交差を形成することを特徴とする隔 壁構造。
3. ３．請求項２に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、前記円盤 のそれぞれが、前記裏打ち部材の開口部に入り込む、膨らんだ、くぼみを形成す る部分を含み、前記部分の膨らみの形成工程が前記裏打ち部材の対向する前記面 に対して、前記円盤に対してかかる耐久圧力を超える圧力をかけて実行され、そ れにより対応する裏打ち部材の対向する前記円盤の側面に生じ得る、点火中及び 推進段階の燃焼中の前記裏打ち部材の前記開口部への前記円盤の重大な変形が阻 害されることを特徴とする隔壁構造。
4. ４．請求項３に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、前記各円 盤の部分の膨らみを形成する部分が対応する膨らんだ部分に整合する前記裏打ち 部材内に前記開口部の形状に一致するような形態であることを特徴とする隔壁構 造。
5. ５．請求項４に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、各円盤の 前記膨らみを形成する部分がほぼ凹凸形態であることを特徴とする隔壁構造。
6. ６．請求項１に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、前記裏打 ち部材は、対応する裏打ち部材及び対応する円盤を通るガス状の推進燃焼生成物 が流れる間に、その中に少なくとも前記開口部の一部を形成する内部部分が蒸発 し、侵食されるような、材料、形状及び厚さであることを特徴とする隔壁構造。
7. ７．請求項１に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、各円盤が 対応する裏打ち部材に固定取り付けされ、各円盤とそれの裏打ち部材の間のそれ らの周辺に沿ってガス状の推進燃焼生成物が漏れないようになされていることを 特徴とする隔壁構造。
8. ８．請求項３に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、前記裏打 ち部材にある前記開口部及びその中に受領された円盤の前記膨らみを形成する部 分がほぼ矩形の形態の断面を有し、前記円盤の軸線の周りに対称に配置されてい ることを特徴とする隔壁構造。
9. ９．請求項３に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、前記裏打 ち部材にある前記開口部及びその中に受領された円盤の前記膨らみを形成する部 分がほぼ三角形の形態の断面を有し、前記円盤の軸線の周りに対称に配置されて いることを特徴とする隔壁構造。
10. １０．請求項３に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、前記裏 打ち部材にある前記開口部及びその中に受領された円盤の前記膨らみを形成する 部分がほぼ円形の形態の断面を有し、前記円盤の軸線の周りに対称に配置されて いることを特徴とする隔壁構造。
11. １１．請求項３に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、前記円 盤のそれぞれが、それの一方方向にかかる圧力に対して、逆方向にかかる円盤を 破裂させる圧力の少なくとも２０倍を越える値の圧力に耐えることを特徴とする 隔壁構造。
12. １２．請求項３に記載の多段式ロケットモーター用隔壁構造において、前記裏打 ち部材により裏打ちされた前記円盤が２，０００ｐｓｉを超える背圧に耐えるこ とが可能であり、かつおよそ４００ｐｓｉより少ない圧力で逆方向に前方への圧 力がかかることにより開くことを特徴とする隔壁構造。
13. １３．請求項１１に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、前記 裏打ち部材により裏打ちされた前記円盤が５，０００ないし１０，０００ｐｓｉ の範囲の背圧に耐えることが可能であり、かつ１００ないし４００ｐｓｉの範囲 の少ない圧力で逆方向に前方への圧力がかかることにより開くことを特徴とする 隔壁構造。
14. １４．ガス状の生成物の排出ボートを備えたケーシングと、排出ボートに最も近 接した燃焼段階から順次に点火するため、複数の推進段階とを有する多段式ロケ ットモーターに使用するための隔壁構造を有する破裂円盤であって、前記隔壁構 造が、 各隣接する一対の推進段階の間で完全に分離された状態にある第１及び第２円盤 面が設けられ、前記ケーシングに取りつけられた、ほぼ平坦な、開口部のない破 裂円盤と、 前記各円盤の前記第１面と平坦係合し、前記部材の少なくとも一部に前記開口部 を形成するアームセグメントを含む複数の開口部を有する裏打ち部材とを備え、 前記アームセグメントが前記円盤の第２面に対向する第１面を含み、前記円盤の 前記第２面及び前記第１表面から離れた第２表面と密接にその基部を支える関係 にあり、前記第２表面が前記第１表面よりも小さい面積を有して、前記開口部が 前記第１表面に隣接する面積よりも広い第２表面に隣接する面積を有し、前記各 円盤にはその前記第２面に、前記円盤と支持係合関係にある前記裏打ち部材から 離れた方向に事前に設定された圧力で前記円盤を破裂させるに十分な深さの、弱 くされたラインが設けられ、各弱くされたラインが、前記裏打ち部材の前記アー ムセグメントの１つに整合し、従って、前記円盤が点火されるべき最後の推進段 階の点火及び燃焼の間に破裂することなくそれにかかる圧力に耐えることができ るが、次に対応する裏打ち部材の基部にある前記推進段階の点火に際してより低 い圧力で破裂し、前記後者の推進段階の燃焼の間に、前記隔壁を通って延びる流 路に沿ってガス状の推進燃焼生成物の自由な流れを可能とすることを特徴とする 多段式ロケットモーター用の隔壁構造。
15. １５．請求項１４に記載の多段式ロケットモーター用隔壁構造において、各アー ムセグメントがＴ字形の断面を有し、前記円盤の前記第２面に対向し前記円盤の 前記第２面と密接に支持する関係にある上部交差部材を含み、ビーム部材が前記 交差部材から離れて前記第２表面に向かう方向に延びていることを特徴とする隔 壁構造。
16. １６．請求項１５に記載の多段式ロケットモーター用隔壁構造において、前記円 盤のそれぞれが、前記裏打ち部材に入り込む、膨らんだ、くぼみを形成する部分 を含み、前記部分の膨らみの形成工程が前記裏打ち部材の対向する前記面に対し て、前記円盤に対してかかる耐久圧力を超える圧力をかけて実行され、それによ り対応する裏打ち部材の対向する前記円盤の側面に生じ得る、点火中及び推進段 階の燃焼中の前記裏打ち部材の前記開口部への前記円盤の重大な変形が阻害され ることを特徴とする隔壁構造。
17. １７．請求項１６に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、前記 各円盤の部分の膨らみを形成する部分が対応する膨らんだ部分に整合する前記裏 打ち部材内に前記開口部の形状に一致するような形態であることを特徴とする隔 壁構造。
18. １８．請求項１７に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、各円 盤の前記膨らみを形成する部分がほぼ凹凸形態であることを特徴とする隔壁構造 。
19. １９．請求項１４に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、前記 裏打ち部材は、対応する裏打ち部材及び対応する円盤を通るガス状の推進燃焼生 成物が流れる間に、その中に少なくとも前記開口部の一部を形成する内部部分が 蒸発し、侵食されるような、材料、形状及び厚さであることを特徴とする隔壁構 造。
20. ２０．請求項１４に記載の多段式ロケットモーター用の隔壁構造において、各円 盤が対応する裏打ち部材に固定取り付けされ、各円盤とそれの裏打ち部材の間の それらの周辺に沿ってガス状の推進燃焼生成物が漏れないようになされているこ とを特徴とする隔壁構造。