JPH06288301A - 多段加速方法及び装置 - Google Patents
多段加速方法及び装置Info
- Publication number
- JPH06288301A JPH06288301A JP7580193A JP7580193A JPH06288301A JP H06288301 A JPH06288301 A JP H06288301A JP 7580193 A JP7580193 A JP 7580193A JP 7580193 A JP7580193 A JP 7580193A JP H06288301 A JPH06288301 A JP H06288301A
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- Japan
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- projectile
- acceleration
- accelerating
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は多段加速方法及び装置に関し、特
に、１段目として電気的加速手段により飛翔体を加速し
た後、飛翔体内のラムジェット部及びロケットエンジン
で２段目及び３段目の加速をすることにより、飛翔体へ
の搭載荷重を少なくして超高速を得ることを特徴とす
る。 【構成】 本発明による多段加速方法及び装置は、電気
的加速手段(10)によりペイロード(1)を先端に有する飛
翔体(1A)を発射した後、前記飛翔体(1A)のラムジェット
部(5)を点火し、終段として前記飛翔体(1A)のロケット
エンジン(2)を点火して多段加速することにより、飛翔
体(1A)の重量を従来より軽くして超高速を容易に達成す
る構成である。
に、１段目として電気的加速手段により飛翔体を加速し
た後、飛翔体内のラムジェット部及びロケットエンジン
で２段目及び３段目の加速をすることにより、飛翔体へ
の搭載荷重を少なくして超高速を得ることを特徴とす
る。 【構成】 本発明による多段加速方法及び装置は、電気
的加速手段(10)によりペイロード(1)を先端に有する飛
翔体(1A)を発射した後、前記飛翔体(1A)のラムジェット
部(5)を点火し、終段として前記飛翔体(1A)のロケット
エンジン(2)を点火して多段加速することにより、飛翔
体(1A)の重量を従来より軽くして超高速を容易に達成す
る構成である。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、多段加速方法及び装置
に関し、特に、１段目として電気的加速手段により飛翔
体を加速した後、飛翔体内のラムジェット部及びロケッ
トエンジンで２段目及び３段目の加速をすることによ
り、飛翔体への搭載荷重を少なくして超高速を得るため
の新規な改良に関する。
に関し、特に、１段目として電気的加速手段により飛翔
体を加速した後、飛翔体内のラムジェット部及びロケッ
トエンジンで２段目及び３段目の加速をすることによ
り、飛翔体への搭載荷重を少なくして超高速を得るため
の新規な改良に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、用いられていたこの種の多段加速
方法としては、例えば、ペイロードが１０kgから１００
トン程度の場合、飛翔体に設けられたロケットエンジン
のみによって打ち上げていた。
方法としては、例えば、ペイロードが１０kgから１００
トン程度の場合、飛翔体に設けられたロケットエンジン
のみによって打ち上げていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】従来の多段加速方法
は、以上のように構成されていたため、次のような課題
が存在していた。すなわち、月面探査のＮＡＳＡアポロ
計画に使用されたサターンＶロケットは、全長約１１１
ｍ、総重量２９４０トンもあり、大量の液体水素及び酸
化剤を必要とするため、その危険性は極めて高く、発射
準備が大変な作業となっていた。また、日本のＨ−１ロ
ケットにおいても全長約４０ｍ、総重量約１４０トン
で、０.５トン位のペイロードを静止軌道へ打ち上げて
いたため、ペイロードの大きさにしては飛翔体の大きさ
が異常であった。
は、以上のように構成されていたため、次のような課題
が存在していた。すなわち、月面探査のＮＡＳＡアポロ
計画に使用されたサターンＶロケットは、全長約１１１
ｍ、総重量２９４０トンもあり、大量の液体水素及び酸
化剤を必要とするため、その危険性は極めて高く、発射
準備が大変な作業となっていた。また、日本のＨ−１ロ
ケットにおいても全長約４０ｍ、総重量約１４０トン
で、０.５トン位のペイロードを静止軌道へ打ち上げて
いたため、ペイロードの大きさにしては飛翔体の大きさ
が異常であった。
【０００４】本発明は、以上のような課題を解決するた
めになされたもので、特に、１段目として電気的加速手
段により飛翔体を加速した後、飛翔体内のラムジェット
部及びロケットエンジンで２段目及び３段目の加速をす
ることにより、飛翔体への搭載荷重を少なくして超高速
を得るようにした多段加速方法及び装置を提供すること
を目的とする。
めになされたもので、特に、１段目として電気的加速手
段により飛翔体を加速した後、飛翔体内のラムジェット
部及びロケットエンジンで２段目及び３段目の加速をす
ることにより、飛翔体への搭載荷重を少なくして超高速
を得るようにした多段加速方法及び装置を提供すること
を目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明による多段加速方
法は、電気的加速手段によりペイロードを先端に有する
飛翔体を発射した後、前記飛翔体のラムジェット部を点
火し、終段として前記飛翔体のロケットエンジンを点火
して多段加速する方法である。
法は、電気的加速手段によりペイロードを先端に有する
飛翔体を発射した後、前記飛翔体のラムジェット部を点
火し、終段として前記飛翔体のロケットエンジンを点火
して多段加速する方法である。
【０００６】本発明による多段加速装置は、ペイロード
の後方にロケットエンジン及びラムジェット部を有する
飛翔体を、固定配置の電気的加速手段に装填し、前記飛
翔体を前記電気的加速手段にて初期加速する構成であ
る。
の後方にロケットエンジン及びラムジェット部を有する
飛翔体を、固定配置の電気的加速手段に装填し、前記飛
翔体を前記電気的加速手段にて初期加速する構成であ
る。
【０００７】さらに詳細には、前記電気的加速手段は電
熱化学反応手段よりなる構成である。
熱化学反応手段よりなる構成である。
【０００８】
【作用】本発明による多段加速方法及び装置において
は、まず、１段目として電熱化学反応等の電気的加速手
段によりペイロードを先端に有する飛翔体を発射した
後、飛翔体の飛行中にラムジェット部を点火することに
よって２段目となると共に搭載燃料を可能な限り軽減で
き、終段として機体速がジェット噴射速約５km／sに近
づいた時点でラムジェット部を切り離すか又は空気吸入
口を閉めてロケットエンジンを点火することにより３段
点火による多段発射を達成することができる。従って、
１段目を電気的加速手段によって飛翔体を初期加速する
ため、飛翔体自体はラムジェット部とロケットエンジン
で済むことになり、小型軽量で超高速を容易に達成する
ことができる。
は、まず、１段目として電熱化学反応等の電気的加速手
段によりペイロードを先端に有する飛翔体を発射した
後、飛翔体の飛行中にラムジェット部を点火することに
よって２段目となると共に搭載燃料を可能な限り軽減で
き、終段として機体速がジェット噴射速約５km／sに近
づいた時点でラムジェット部を切り離すか又は空気吸入
口を閉めてロケットエンジンを点火することにより３段
点火による多段発射を達成することができる。従って、
１段目を電気的加速手段によって飛翔体を初期加速する
ため、飛翔体自体はラムジェット部とロケットエンジン
で済むことになり、小型軽量で超高速を容易に達成する
ことができる。
【０００９】
【実施例】以下、図面と共に本発明による多段加速方法
及び装置の好適な実施例について詳細に説明する。図１
から図４迄は本発明による多段加速方法に適用した装置
を示すもので、図１は飛翔体を示す断面図、図２は装置
を示す断面構成図、図３は図２の矢視Ａ方向からの構成
図、図４は図２の加速開始状態を示す断面図である。
及び装置の好適な実施例について詳細に説明する。図１
から図４迄は本発明による多段加速方法に適用した装置
を示すもので、図１は飛翔体を示す断面図、図２は装置
を示す断面構成図、図３は図２の矢視Ａ方向からの構成
図、図４は図２の加速開始状態を示す断面図である。
【００１０】図１において符号１で示されるものは飛翔
体１Ａの先端に設けられたペイロードであり、このペイ
ロード１はロケットエンジン２の先端に位置し、このロ
ケットエンジン２は、サボ４に装着されたラムジェット
部５の空気取入口５ａに装着されている。このラムジェ
ット部５の機体３内には、固体燃料３ａ及びノズル３ｂ
が設けられ、前述のペイロード１、ロケットエンジン
２、ラムジェット部５及びサボ４により前記飛翔体１Ａ
を構成している。
体１Ａの先端に設けられたペイロードであり、このペイ
ロード１はロケットエンジン２の先端に位置し、このロ
ケットエンジン２は、サボ４に装着されたラムジェット
部５の空気取入口５ａに装着されている。このラムジェ
ット部５の機体３内には、固体燃料３ａ及びノズル３ｂ
が設けられ、前述のペイロード１、ロケットエンジン
２、ラムジェット部５及びサボ４により前記飛翔体１Ａ
を構成している。
【００１１】図２及び図３は前記飛翔体１Ａを加速する
時の１段目の加速を受け持つ周知の電熱化学反応手段を
用いた電気的加速手段１０を示しており、この電気的加
速手段１０は、この電熱化学反応手段のみに限ることな
く、周知の電熱加速等の他の手段を用いることもでき
る。なお、前述のロケットエンジン２とラムジェット部
５の結合は、周知の爆発ボルトを用いれば達成できる。
時の１段目の加速を受け持つ周知の電熱化学反応手段を
用いた電気的加速手段１０を示しており、この電気的加
速手段１０は、この電熱化学反応手段のみに限ることな
く、周知の電熱加速等の他の手段を用いることもでき
る。なお、前述のロケットエンジン２とラムジェット部
５の結合は、周知の爆発ボルトを用いれば達成できる。
【００１２】図２及び図３において符号１１ａ，１１
ｂ，１１ｃで示されるものは、例えば水とアルミニウム
（他の材料も可）による電熱化学反応を用いて得られた
高温高圧の水素ガスを用いる複数の電熱化学反応手段と
しての電熱化学反応部であり、この各電熱化学反応部１
１ａ，１１ｂ，１１ｃは、全体形状がＬ型をなす電熱化
学反応管１２の各装填孔１３ａ，１３ｂ，１３ｃに装填
されていると共に、各々電熱導火線１８ａ，１８ｂ，１
８ｃが接続されている。
ｂ，１１ｃで示されるものは、例えば水とアルミニウム
（他の材料も可）による電熱化学反応を用いて得られた
高温高圧の水素ガスを用いる複数の電熱化学反応手段と
しての電熱化学反応部であり、この各電熱化学反応部１
１ａ，１１ｂ，１１ｃは、全体形状がＬ型をなす電熱化
学反応管１２の各装填孔１３ａ，１３ｂ，１３ｃに装填
されていると共に、各々電熱導火線１８ａ，１８ｂ，１
８ｃが接続されている。
【００１３】この電熱化学反応管１２と前記電熱化学反
応部１１ｃの電熱導火線１８ｃ間には、スイッチ１４と
電源１５が直列接続されている。前記電熱化学反応管１
２に形成された高圧気体導入管部１６には、この高圧気
体導入管部１６とは直交する方向に形成された加速管１
７が形成され、この加速管１７は長さが例えば１００ｍ
から４００ｍに形成されている。この加速管１７の底部
には、突起部１７ａが形成されている。
応部１１ｃの電熱導火線１８ｃ間には、スイッチ１４と
電源１５が直列接続されている。前記電熱化学反応管１
２に形成された高圧気体導入管部１６には、この高圧気
体導入管部１６とは直交する方向に形成された加速管１
７が形成され、この加速管１７は長さが例えば１００ｍ
から４００ｍに形成されている。この加速管１７の底部
には、突起部１７ａが形成されている。
【００１４】次に加速方法について述べる。まず、図４
で示すように、加速管１７内に飛翔体１Ａを装填した
後、スイッチ１４をオンとすると、装填孔１３ｃの電熱
化学反応部１１ｃが反応を開始し、この反応開始後の爆
発エネルギーが次の装填孔１３ｂの壁を破り、電熱化学
反応を誘発する。その後、残りの各電熱化学部１１ｂ，
１１ａが次々に誘爆し、図３に示すような渦巻状の高圧
気体導入管部１６は高温高圧水素ガス等からなる反応生
成気体で満され、この高圧気体導入管部１６内で回転し
遠心分離された水素等の軽いガスは突起部１７ａの回り
を旋回しつつ飛翔体１Ａを押すことになり、飛翔体１Ａ
は電気的加速手段１０を介して１段目の加速を経て効率
的に発射される。この発射された飛翔体１Ａは、地上か
らの指令により、適当な位置でサボ４を切り離し、同時
に、ラムジェット部５を始動して最初の追加速（２段
目）を行うと共に、その終了後は、ロケットエンジン２
を点火して３段目の加速を経て最終到達速へ到る。な
お、前述の実施例は飛翔体１Ａを上空に上げる場合につ
いて述べたが、地上で行う場合には、ロケット推進が終
了した時点でコイルガン、電磁ガン等によって追加速す
ることもできる。
で示すように、加速管１７内に飛翔体１Ａを装填した
後、スイッチ１４をオンとすると、装填孔１３ｃの電熱
化学反応部１１ｃが反応を開始し、この反応開始後の爆
発エネルギーが次の装填孔１３ｂの壁を破り、電熱化学
反応を誘発する。その後、残りの各電熱化学部１１ｂ，
１１ａが次々に誘爆し、図３に示すような渦巻状の高圧
気体導入管部１６は高温高圧水素ガス等からなる反応生
成気体で満され、この高圧気体導入管部１６内で回転し
遠心分離された水素等の軽いガスは突起部１７ａの回り
を旋回しつつ飛翔体１Ａを押すことになり、飛翔体１Ａ
は電気的加速手段１０を介して１段目の加速を経て効率
的に発射される。この発射された飛翔体１Ａは、地上か
らの指令により、適当な位置でサボ４を切り離し、同時
に、ラムジェット部５を始動して最初の追加速（２段
目）を行うと共に、その終了後は、ロケットエンジン２
を点火して３段目の加速を経て最終到達速へ到る。な
お、前述の実施例は飛翔体１Ａを上空に上げる場合につ
いて述べたが、地上で行う場合には、ロケット推進が終
了した時点でコイルガン、電磁ガン等によって追加速す
ることもできる。
【００１５】
【発明の効果】本発明による多段加速方法及び装置は以
上のように構成されているため、次のような効果を得る
ことができる。すなわち、飛翔体を電気的加速手段によ
り１段目の初期加速をした後、ラムジェット部及びロケ
ットエンジンによって２段の追加速を行うため、従来よ
りも１段分軽減された重量の飛翔体で超高速（１０km／
s）を達成することができる。また、従来のロケットに
おける１段目の燃料の質量（これらはロケット全体の約
５０％以上の質量を有する）及び２段目の燃料の酸化剤
に相当する質量が必要でなくなるため、地上から発射さ
せる時のロケットの質量が約６０〜７０％少なくて済む
ことになる。また、逆に最終的な打上質量（例えば静止
衛星など）は６０〜７０％大きいものが打ち上げ可能と
なる。
上のように構成されているため、次のような効果を得る
ことができる。すなわち、飛翔体を電気的加速手段によ
り１段目の初期加速をした後、ラムジェット部及びロケ
ットエンジンによって２段の追加速を行うため、従来よ
りも１段分軽減された重量の飛翔体で超高速（１０km／
s）を達成することができる。また、従来のロケットに
おける１段目の燃料の質量（これらはロケット全体の約
５０％以上の質量を有する）及び２段目の燃料の酸化剤
に相当する質量が必要でなくなるため、地上から発射さ
せる時のロケットの質量が約６０〜７０％少なくて済む
ことになる。また、逆に最終的な打上質量（例えば静止
衛星など）は６０〜７０％大きいものが打ち上げ可能と
なる。
【図１】本発明による飛翔体を示す断面図である。
【図２】本発明による多段加速装置を示す断面図であ
る。
る。
【図３】図２の矢視Ａ側からの構成図である。
【図４】図２の加速状態を示す構成図である。
１ ペイロード １Ａ 飛翔体 ２ ロケットエンジン ５ ラムジェット部 １０ 電気的加速手段 １１ａ〜１１ｃ 電熱化学反応部
Claims (3)
- 【請求項１】 電気的加速手段(10)により、ペイロード
(1)を先端に有する飛翔体(1A)を発射した後、前記飛翔
体(1A)のラムジェット部(5)を点火し、終段として前記
飛翔体(1A)のロケットエンジン(2)を点火して多段加速
することを特徴とする多段加速方法。 - 【請求項２】 ペイロード(1)の後方にロケットエンジ
ン(2)及びラムジェット部(5)を有する飛翔体(1A)を、固
定配置の電気的加速手段(10)に装填し、前記飛翔体(1A)
を前記電気的加速手段(10)にて初期加速する構成とした
ことを特徴とする多段加速装置。 - 【請求項３】 前記電気的加速手段(10)は電熱化学反応
部(11a〜11c)よりなることを特徴とする請求項２記載の
多段加速装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7580193A JPH06288301A (ja) | 1993-04-01 | 1993-04-01 | 多段加速方法及び装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7580193A JPH06288301A (ja) | 1993-04-01 | 1993-04-01 | 多段加速方法及び装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06288301A true JPH06288301A (ja) | 1994-10-11 |
Family
ID=13586671
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7580193A Pending JPH06288301A (ja) | 1993-04-01 | 1993-04-01 | 多段加速方法及び装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06288301A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112666032A (zh) * | 2020-12-14 | 2021-04-16 | 中国科学院力学研究所 | 一种多级驱动高速冲击磨损试验台 |
| CN113628527A (zh) * | 2021-09-15 | 2021-11-09 | 西南石油大学 | 一种新型可回收式两级模型固体火箭 |
-
1993
- 1993-04-01 JP JP7580193A patent/JPH06288301A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112666032A (zh) * | 2020-12-14 | 2021-04-16 | 中国科学院力学研究所 | 一种多级驱动高速冲击磨损试验台 |
| CN112666032B (zh) * | 2020-12-14 | 2022-06-10 | 中国科学院力学研究所 | 一种多级驱动高速冲击磨损试验台 |
| CN113628527A (zh) * | 2021-09-15 | 2021-11-09 | 西南石油大学 | 一种新型可回收式两级模型固体火箭 |
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