JPH078833Y2 - ダクテッドロケット - Google Patents

Description

【考案の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本考案は特に固体のサステナ推進薬を用いた推力可変の
ダクテッドロケットに関する。

〔従来の技術〕 ダクテッドロケットはまたラムロケットとも称され、航
空機から発射されたのち、あるいはブースタ推進薬を用
いて十分なラム圧が得られる速度、例えば遷音速程度ま
で加速したのち、酸化剤としての外気を取入れながらサ
ステナ噴進を続行してゆくものである。このためダクテ
ッドロケットはサステナ推進薬を一次燃焼させて燃料ガ
スを発生するガス発生器と、外気を取入れるためのダク
トを有してこの取入れた外気に上記燃料ガスを混合して
二次燃焼をさせるラム燃焼器とをそなえる。

第５図を用いてかかるダクテッドロケットの一構成を説
明する。

該ロケット１は地上から発射する形式のもので、上記ブ
ースタ推進薬を用いて高高度へ打上げたのち第６図に例
示した飛翔パターンに従ってサステナ噴進を続行させる
ように計画されている。すなわち発射後時間t₁が経過す
ると該推進薬が焼失してブースタ噴進が終り、ほぼ同時
に該ロケットが上記サステナ推進薬によるサステナ噴進
を開始して高高度軌道Hhに投入され、この軌道を巡航速
度をもって飛翔してゆく。そして発射後時間t₂が経過し
たところで今度は低高度軌道Hlへ転移し、この低高度を
要すれば軌道修正をしながら目標へ向って飛翔してゆ
く。

第５図に戻り、符号２は上記軌道への投入や転移、修正
などを司どる操舵翼であってサーボ機構３により駆動さ
れる。そして該ロケット１の胴殻４の後部にラム燃焼器
５が、またその前位にガス発生器12がそれぞれ構成され
ている。

ラム燃焼器５は胴殻４の内部に形成したラム燃焼室６
と、該燃焼室の後端部に装着したサステナノズル７と、
胴殻４のまわりに配設した例えば４個のダクト８とをそ
なえる。各ダクト８はその後端がラム燃焼室に開口して
前向きに指向している。そして当初は２点鎖線で示すよ
うに、上記の開口部が開放可能なポートカバー９により
閉塞され、またラム燃焼室６にはブースタ推進薬10が装
填され、サステナノズル７にはブースタノズル11が離脱
可能に嵌装されている。

ガス発生器12にはその後側および前側にそれぞれ主サス
テナ推進薬13および副サステナ推進薬14の薬柱が装填さ
れ、これらの薬柱は互いに密接して主サステナ推進薬の
後端面13aのみを露出させてある。そしてこの後端面13a
と隔壁15との間に燃焼室16を形成してここに点火器17を
配設し、また隔壁15にはラム燃焼室６内に指向するノズ
ル18を形成してある。

サステナ推進薬13,14はポリブタジエンなどのゴム系燃
料をバインダとしてこれにアルミニウム粉末などの金属
燃料と過塩素酸アンモニウムなどの酸化剤粉末等を混和
したもので酸化剤はこれらの燃料成分を自燃させうる程
度に配合されている。したがって点火器17により上記後
端面13aに点火すると、主サステナ推進薬13が、次いで
副サステナ推進薬14がそれぞれこの後端面と平行に自然
（一次燃焼）しながら多量の未燃燃料分を含む熱ガス
（燃料ガス）を発生する。このガス発生量Ｗ（第４図）
は Ｗ＝ρ・ｒ・Ａ〔kg/sec〕 ……（１） で表わされる。但し、ρは推進薬密度、ｒは燃速、Ａは
燃焼面積（＝後端面13aの面積…一定）である。そして
副サステナ推進薬14のガス発生量W₂を主サステナ推進薬
13の同発生量W₁よりも大になるように両者のρ・ｒの関
係を設定し、また主サステナ推進薬13は前記時間t₁から
t₂の間で丁度焼失するようにその燃速と薬柱長との関係
が定められている。

制御装置19はタイマなどを用いたシーケンサを内蔵して
該ロケットのプレプログラムにもとづきサーボー機構３
への操舵指示、点火器17への点火指示、ポートカバー９
の開放指示、ブースタノズル11の離脱指示等をおこなう
ものである。

よっていま発射台上でブースタ推進薬10に点火して該ロ
ケット１を発射すると、これが遷音速程度まで加速され
つつ高高度に達してブースタ推進薬が焼失する。ここで
ブースタノズル11を離脱させ、その直後に前記時間t₁が
経過したところでポートカバー９を開放するとともに点
火器17を作動させる。これにより外気がダクト８へ押込
められてラム燃焼室６へ取入れられ、また主サステナ推
進薬13から燃料ガスが発生してこれがノズル18を経て該
燃焼室６へ噴入し、上記取入れられた外気と混合して二
次燃焼をする。これと前後して該ロケット１が前記高高
度軌道Hhへ投入され、上記二次燃焼による高温燃焼ガス
をサステナノズル７から噴出して該軌道Hhの稀薄外気中
を効率よく巡航してゆく。その後時間t₂が経過して前記
低高度軌道Hlへ転移すると、ほぼ同時に主サステナ推進
薬13が焼失して今度は副サステナ推進薬14が一次燃焼を
開始する。これにより燃料ガスの発生量が増加して推力
が増補されるので、該ロケットは低高度の空力抵抗に対
抗しながらサステナ噴進を続行してゆく。

尚副サステナ推進薬14による燃料ガスの増量手段として
は、その密度ρと燃速ｒとの積を前述したように設定す
るほか、あるいはこれと併行して、例えば該推進薬14に
内孔14aを形成することにより前記燃焼面積Ａの増大を
はかる場合もある。

〔考案が解決しようとする問題点〕

ところで、このような固体のサステナ推進薬を用いたダ
クテッドロケットは、その主構造が極めて簡易であると
いう利点がある反面、飛翔パターンを随意に変更し難い
という難点があった。

それは従来の場合、低高度軌道への転移時期に合わせて
主サステナ推進薬の焼失時間を設定していたので、例え
ばこの転移時期を状況に応じて早めようとすれば、この
ときは副サステナ推進薬による燃料ガスの増量がなされ
ないので該ロケットは推力不足のまま失速してしまい、
あるいは、前記推進薬密度、燃速、燃焼面積等の調整に
よるガス発生量の増加分にはおのづと限界が生じるため
に、例えば低高度軌道を更に低位に修正しようとしても
これに応じた推力増補が容易ではなく、これらの理由に
よって該ロケットの飛翔パターンをプレプログラムから
大巾には離脱させ得ないからである。

そこで本考案の課題は飛翔パターンを変更してもこれに
応じた推力特性が得られるようにする点にある。

〔問題点を解決するための手段〕

この課題を解決するための本考案の手段は、当該ダクテ
ッドロケットに設定される飛翔パターンに従って推力の
増補指示をおこなう推力制御手段と、補助燃料源を貯蔵
するとともに上記の推力増補指示に応答して当該補助燃
料を前記ラム燃焼器へ追補する燃料追補手段とをそなえ
るものである。

〔作用〕 この手段によれば、推力制御手段が飛翔パターンに従っ
て推力増補が必要なときその増補指示をおこなうので、
飛翔パターンが変更されてもこれに応じた適切な時期に
該指示が発せられる。一方当該ロケットは本来のガス発
生器に加えて燃料追補手段をそなえ、該手段が上記推力
増補指示に応答してサステナ推進薬が発生する燃料ガス
に補助燃料を追加補給するので、必要な推力増補を容易
に、かつ適時におこなうことができる。

〔実施例１〕 第１図を参照して本考案の一実施例を説明する。

このダクテッドロケット20は前記第５図のものと同様に
地上から発射する形式のものであって、該ロケット20の
胴殻21はその内部に後方から順に隔壁22,23および24を
有し、隔壁22の後方にラム燃焼器25を構成してある。こ
のラム燃焼器は前記従来のものと同じ態様にてサステナ
ノズル26と４個のダクト27とをそなえ、これらのダクト
後端がラム燃焼室28の前寄りに開口してここに空気取入
口29を形成している。当初これらの空気取入口は前記ポ
ートカバーにより閉塞され、またラム燃焼器28には前記
ブースタ推進薬が装填されるとともにサステナノズル26
には前記ブースタノズルが離脱可能に装着されるが、図
面はこれら当初の構成要素を省略している。

ガス発生器30は、隔壁24,23間のセクションに後端面の
みを露出させて装填した端面燃焼型のサステナ推進薬31
と、上記後端面31aと隔壁23との間に形成した燃焼室32
と、この燃焼室に配設した点火器33と、隔壁23の中央部
に固定して隔壁22の近傍まで延出させたガスダクト34
と、このガスダクトの後端に形成してラム燃焼室28に指
向させた主ノズル35とからなる。サステナ推進薬31は前
述したような燃料分過多のコンポジット系のものであっ
て全体を１つの薬種によって形成してある。したがって
点火器33を発火させてサステナ推進薬31の後端面31aに
点火すると該推進薬31から常に一定量づつの燃料ガスが
発生し、これがガスダクト34を経て主ノズル35からラム
燃焼室28内へ噴出し、ここでダクト27から取入れた外気
と混合して二次燃焼をする。よって該ロケット20は一定
の推力を保持しながらサステナ噴進を続行してゆく。

この実施例の燃料追補手段は副ガス発生器40によって構
成してある。副ガス発生器40は補助燃料源として燃料分
過多のコンポジット系副サステナ推進薬41を貯蔵してお
り、該推進薬41は厚肉筒状に形成され、これをガスダク
ト34、隔壁23および胴殻21で囲まれた空間に装填してそ
の後端面41aを露出させてある。符号42はこの推進薬の
内面とガスダクト34との間に介装した耐熱インシュレー
タである。尚耐熱インシュレータは胴殻21のほか各隔壁
22,23,24にも貼着してあるが図面は煩雑を避けるために
図示を省略してある。副ガス発生器40はまた上記後端面
41aと隔壁22との間に形成した燃焼室43と、後端面41aに
点火するため燃焼室43に配設した点火器44と、隔壁22の
中央部に形成した副ノズル45とをそなえ、副ノズル45は
主ノズル35を取囲んで外気取入口29の前位に開口してい
る。したがって副サステナ推進薬41の後端面41aに点火
すると多量の未燃燃料分を含む燃料ガスが発生して副ノ
ズル45から噴出し、これが補助燃料としてラム燃焼室28
へ追補される。そして予定される低高度軌道の各高度域
において必要な推力増補をおこないうるように上記補助
燃料の追補量、したがって副サステナ推進薬41のガス発
生量を前記（１）式にもとづいて設定し、また予定され
る該軌道の全域にわたって上記の燃料追補がなされるよ
うに該推進薬41の薬長Ｌを設定しておく。

符号46は操舵翼、47はその操舵を司どるサーボ機構、ま
た符号48および49はそれぞれ点火器33および44への点火
指示信号伝送用のケーブルを収容したケーブルトンネル
である。

一方、隔壁24の前側に制御室を隔成してここに制御装置
50を設置する。第２図に示すように、制御装置50は従来
の場合と同様にしてブースタノズルの離脱、ポートカバ
ーの開放、ガス発生器30の作動等の一連の動作を指示す
るシーケンサ51のほか次の構成をそなえる。飛翔パター
ン設定器52は当該ロケット20の発射前にその運行プログ
ラムにもとづいて前記第６図に示したような飛翔パター
ンを設定しておくものである。そしてシーケンサ51から
ガス発生器30の点火器33へ点火指示信号が送られて該ロ
ケット20が前述したように一定の推力をもってサステナ
噴進を開始したとき、飛翔パターン設定器52が上記信号
を入力し、また高度センサ53からの高度信号を入力しな
がら該ロケットを設定された高高度軌道へ投入させるべ
く操舵制御部54に対して操舵指示をおこなう。操舵制御
部54はこの操舵指示に従い前記サーボ機構47を介して操
舵翼46を制御しながら該ロケットを高高度軌道へ誘導し
たのち該軌道に沿って巡航飛翔をさせてゆく。また飛翔
パターン設定器52は上記点火指示信号を入力した時点か
らの、あるいは所定の高高度に達した時点からの経過時
間を計時するとともに速度センサ55から飛翔速度信号を
入力しつつ巡航距離を演算し、この距離が設定値に達し
たとき該ロケットを低高度軌道へ転移させるべく操舵制
御部54に対して操舵指示をおこなう。そして高度センサ
53の検知高度が設定値まで低下したとき推力制御部56へ
作動信号S1を発信する。この実施例の推力制御部56は副
ガス発生器40における点火器44の点火回路に介装したス
イッチング手段により構成したもので、該手段は作動信
号S1を受けると閉結して推力増補指示としての点火指示
信号S2を発信する。よって点火器44がこの信号S2に応答
して発火し、副サステナ推進薬41の後端面41aに点火す
る。ここで該推進薬41が一次燃焼を開始して一定量づつ
の補助燃料ガスを発生し、これが副ノズル45から噴出し
て主ノズル35からの前記燃料ガスに追補される。これに
より推力が増補されて該ロケットが低高度軌道の空力抵
抗に対抗しながら噴進をしてゆく。尚操舵制御部54は目
標探査手段などからの目標位置信号S3をうけると、これ
に応じて指示された軌道を修正する機能を兼備する。

〔実施例２〕 第３図を参照して本考案の第二の実施例を説明する。

この地上発射式のダクテッドロケット60はその胴殻61内
部の後方寄りおよびその前位にそれぞれ隔壁62および63
を有して隔壁62の後方にラム燃焼器65を、また隔壁62と
63との間にガス発生器70をそれぞれ構成してある。

ラム燃焼器65は実施例１のものと同じ態様にてラム燃焼
室66、４個のダクト67、外気取入口68およびサステナノ
ズル69を有し、また当初には前記ポートカバー、ブース
タ推進薬、ブースタノズル等をそなえる。ガス発生器70
は実施例１のものと同じ態様にて端面燃焼型のサステナ
推進薬71と燃焼室72と点火器73とをそなえるほか、隔壁
62の中央部にノズル74を形成してある。

この実施例の燃料追補手段は各ダクト67に続くカウリン
グ64内に収容した４つの燃料噴射器75によって構成して
あり、各々補助燃料源として例えば炭化水素系の液体燃
料76を貯蔵している。すなわち、各燃料噴射器75はシリ
ンダ77と、これに嵌装したピストン78と、高圧ガスを封
入したガスボンベ79と、シリンダ77の出口側に装着した
例えばパルス応動型常閉の電磁弁80と、この電磁弁から
ラム燃焼室66内へ向う噴霧ノズル81とを有し、シリンダ
77とピストン78とで隔成されるシリンダ室に液体燃料76
を充填してこれにピストン78を介しガスボンベ79の高ガ
ス圧を印加することにより該燃料76を加圧状態で貯蔵し
ている。したがって電磁弁80を開弁すると噴霧ノズル81
から液体燃料76の霧滴が噴射され、これが補助燃料とし
てラム燃焼室66に供給される。

符号82は操舵翼、83はその操舵を司どるサーボ機構であ
って、該ロケット60は地上の射撃管制部からの指令をア
ンテナ84で受信し、この指令に従って飛翔パターンを設
定しながら飛翔する。

第４図も参照し、制御装置85の飛翔パターン設定部86は
パターン指示器87、高度設定器88、距離設定器89および
速度設定器90からなる。またタイマ91はこれに前記のブ
ースタ噴進時間を予め設定しておくもので、発射後この
時間が経過すると時間信号t₁を発してこれをパターン指
示器87へ入力する。そして該ロケットが発射台上にある
とき、あるいはブースタ噴進中に射撃管制部から高高度
軌道の高度および飛翔距離が指令されると、パターン指
示器87がアンテナ84からこの指令を受信して記憶し、次
いでタイマ91からの時間信号t₁を入力すると、該当する
設定器88および89に対してそれぞれ指令された高度およ
び飛翔距離を設定するべく指示を与えるとともに、前記
ブースタノズルの離脱やポートカバーの開放指示をおこ
ない、これとほぼ同時にガス発生器70の点火器73へ点火
指示信号を送ってサステナ推進薬71に点火させる。これ
により該ロケットがサステナ噴進を開始する。この直後
から高度設定器88が高度センサ93からの実高度信号を入
力して設定高度との差を操舵制御部92に与え、この操舵
制御部がサーボ機構83を介して操舵翼82を操舵しながら
設定高度へ収斂させてゆく。これにより該ロケットが指
令された高高度軌道を巡航してゆく。また距離設定器89
はクロック94からの巡航時間信号と速度センサ95からの
実速度信号とを入力して巡航距離を演算してゆき、これ
が設定距離に達すると距離信号を出力する。

一方この巡航期間中に射撃管制部から低高度軌道の高度
と飛翔速度とが指令されると、パターン指示器87がこれ
らの諸元を記憶するとともに上記距離信号を入力してこ
れと同時に高度設定器88へ低高度への設定替えを指示
し、また速度設定器90には上記指令速度の設定を指示す
る。これにより高度設定器88が高高度軌道への投入の場
合と同様にして該ロケットを指令された低高度軌道へ転
移させる。また速度設定器90は速度センサ95からの実速
度信号を入力してこれと設定速度との偏差を演算し、推
力制御部96がこの偏差に応じたパルス巾をもつ定周期の
パルス信号S5を推力増補指示として出力する。このパル
ス信号を燃料噴射器75の前記パルス応動型の常閉電磁弁
80へ入力する。よって該電磁80が上記パルス巾に応じて
振動的に開弁するので、シリンダ77内に加圧状態で貯蔵
されていた液体燃料76が噴霧ノズル81からラム燃焼室66
内へ噴霧され、これがガス発生器70からの燃料ガスに追
補される。これにより推力が増補されて該ロケット60が
低高度軌道の空力抵抗に抗して噴進し、この推力を飛翔
速度として速度センサ95から速度設定器90へ帰還しなが
ら指令された速度が得られるべく燃料の追補量を制御し
てゆく。

この実施例は補助燃料源として液体燃料を使用している
のでこれを随時に所要量づつ追補することができ、これ
によって低高度のみならず高高度軌道においても飛翔パ
ターンの変更指令に応じさせうる。この場合燃料噴射器
75を一括してこれを環状のシリンダおよびピストンを用
いて構成すれば、第１図における副サステナ推進薬41と
近似の態様でこの環状燃料噴射器を胴筒内に収容するこ
とができる。然してこの実施例のようにカウリング64内
に分割収容すればロケットの全長を短縮しうるという利
点があり、これにならって実施例１の副ガス発生器40も
複数に分割構成してこれらを胴筒外に配設するようにし
てもよい。

〔考案の効果〕

以上説明したように本考案によれば、固体サステナ推進
薬を装填したガス発生器のほかに燃料追補手段を設けた
ので、飛翔軌道に応じて推力が不足するときは該手段を
独立に作動させて必要な推力増補をおこなうことができ
る。

よって本考案は固体推進薬を主体として用いたダクテッ
ドロケットの前記利点を亨受しながらその飛翔パターン
の選定や変更の自由度を増大させうるものである。

【図面の簡単な説明】

第１図は本考案の一実施例を示したロケット主要部の断
面図、第２図は第１図の要部詳細を示したブロック線
図、第３図は本考案の別の実施例を示したロケット主要
部の断面図、第４図は第３図の要部詳細を示したブロッ
ク線図、第５図は従来のダクテッドロケットを例示した
主要部の断面図、第６図は飛翔パターンの一例を示した
ダイヤグラムである。 20,60……ダクテッドロケット 25,65……ラム燃焼器 27,67……ダクト 29,68……外気取入口 30,70……ガス発生器 31,71……サステナ推進薬 40,75……燃料追補手段 41,76……補助燃料源 50,85……飛翔パターン設定手段および推力制御手段を
そなえる制御装置

Claims (1)

【実用新案登録請求の範囲】
1. 【請求項１】サステナ推進薬を一次燃焼させて燃料ガス
   を発生するガス発生器と、外気を取入れるためのダクト
   を有してこの取入れた外気に上記燃料ガスを混合して二
   次燃焼をさせるラム燃焼器のほか、当該ロケットに設定
   される飛翔パターンに従って推力の増補指示をおこなう
   推力制御手段と、補助燃料源を貯蔵するとともに上記の
   推力増補指示に応答して当該補助燃料を上記ラム燃焼器
   へ追補する燃料追補手段とをそなえたダクテッドロケッ
   ト。