JPH079212B2 - インテグラル・ロケット・ラムジェットエンジン - Google Patents
インテグラル・ロケット・ラムジェットエンジンInfo
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- JPH079212B2 JPH079212B2 JP18028188A JP18028188A JPH079212B2 JP H079212 B2 JPH079212 B2 JP H079212B2 JP 18028188 A JP18028188 A JP 18028188A JP 18028188 A JP18028188 A JP 18028188A JP H079212 B2 JPH079212 B2 JP H079212B2
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- JP
- Japan
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- explosive
- igniter
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- ramjet engine
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- 239000002360 explosive Substances 0.000 claims description 27
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 9
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 14
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Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Toys (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、ミサイルなどの一回だけ飛しょうする超音速
飛しょう体の推進装置として用いられるインテグラル・
ロケット・ラムジェットエンジンに関する。
飛しょう体の推進装置として用いられるインテグラル・
ロケット・ラムジェットエンジンに関する。
第５図により従来のインテグラル・ロケット・ラムジェ
ットエンジン（integral・rocket・ramjet−engine）の
構成を説明する。
ットエンジン（integral・rocket・ramjet−engine）の
構成を説明する。
超音速飛しょう体１の後半分が推進部である。推進部の
主要な構成要素として前部に燃料タンク２と、後部に燃
焼器３とを同軸に備える。また、燃焼器３の外側に人口
を前方に向けかつ出口を燃焼器３の前側部におく空気取
入ダクト４が設けられる。空気取入ダクト４の数は通常
１本〜４本である。さらに空気取入ダクト４の出口は燃
焼器３の壁に沿う仕切板５で閉がれている。燃焼器３の
なかには、最初、固体式のブースタ推進約６が詰められ
て、その後端部にブースタ点火装置７が設けられる。ま
た燃焼器３の後端には噴口を後方に向けたブースタ・ノ
ズル８が設けられる。燃料タンク２と燃焼器３の間には
燃料ポンプ９と燃料制御弁10が設けられ、配管により燃
料タンク２より燃料ポンプ９、燃料制御弁10経て各空気
取入ダクト４の後部に設けられた燃料ノズル11につなが
れる。
主要な構成要素として前部に燃料タンク２と、後部に燃
焼器３とを同軸に備える。また、燃焼器３の外側に人口
を前方に向けかつ出口を燃焼器３の前側部におく空気取
入ダクト４が設けられる。空気取入ダクト４の数は通常
１本〜４本である。さらに空気取入ダクト４の出口は燃
焼器３の壁に沿う仕切板５で閉がれている。燃焼器３の
なかには、最初、固体式のブースタ推進約６が詰められ
て、その後端部にブースタ点火装置７が設けられる。ま
た燃焼器３の後端には噴口を後方に向けたブースタ・ノ
ズル８が設けられる。燃料タンク２と燃焼器３の間には
燃料ポンプ９と燃料制御弁10が設けられ、配管により燃
料タンク２より燃料ポンプ９、燃料制御弁10経て各空気
取入ダクト４の後部に設けられた燃料ノズル11につなが
れる。
さらに、空気取入ダクト４の後側部にはラムジェット点
火装置（火薬式点火器）12が設けられる。
火装置（火薬式点火器）12が設けられる。
以上の構成において、飛しょう体１は、飛行中の航空機
から投下されるか、または、補助ロケットによって打ち
出されることによって作動を開始する。
から投下されるか、または、補助ロケットによって打ち
出されることによって作動を開始する。
まず、ブースタ点火装置７によってブースタ推進薬６の
燃焼が始まり、しばらくの間、固体ロケットとして作動
する。ブースタ推進薬６が燃焼して発生する高温高圧ガ
スは、ブースタ・ノズル８を通って後方へ高速で排出さ
れ、推力を生み出す。この段階をブースタ・フェーズと
いい、飛しょう体１を超音速まで（正確に云うとラムジ
ェットの自立速度以上に）加速する。
燃焼が始まり、しばらくの間、固体ロケットとして作動
する。ブースタ推進薬６が燃焼して発生する高温高圧ガ
スは、ブースタ・ノズル８を通って後方へ高速で排出さ
れ、推力を生み出す。この段階をブースタ・フェーズと
いい、飛しょう体１を超音速まで（正確に云うとラムジ
ェットの自立速度以上に）加速する。
ブースタ推進薬６が燃え尽きると、仕切板５とブースタ
・ノズル８が切り離され、空気が空気取入ダクト４から
燃焼器３の内に流入するようになる。そこで、燃料ポン
プ９が燃料タンク２から液体燃料を吸い込み、燃料制御
弁10を通して燃料ノズル11に送り、気流中に噴霧し、ラ
ムジェット点火装置12によって着火されると、以降、ラ
ムジェットエンジンとして作動する。ブースタ推進薬６
が燃え尽きてから着火迄の段階をトランジェント・フェ
ーズといい、着火より後をラムジェット・フェーズとい
う。
・ノズル８が切り離され、空気が空気取入ダクト４から
燃焼器３の内に流入するようになる。そこで、燃料ポン
プ９が燃料タンク２から液体燃料を吸い込み、燃料制御
弁10を通して燃料ノズル11に送り、気流中に噴霧し、ラ
ムジェット点火装置12によって着火されると、以降、ラ
ムジェットエンジンとして作動する。ブースタ推進薬６
が燃え尽きてから着火迄の段階をトランジェント・フェ
ーズといい、着火より後をラムジェット・フェーズとい
う。
ラムジェット・フェーズに移ると、火炎の一部は燃焼器
３のなかで循環し、火炎の循環流が火種になることによ
り燃え続けることができるので、ラムジェット点火装置
は原則としてラムジェット・フェーズの始まりに一回作
動させるだけでよく、通常、火薬式点火器（カートリッ
ジ・イグナイタ）が用いられる。
３のなかで循環し、火炎の循環流が火種になることによ
り燃え続けることができるので、ラムジェット点火装置
は原則としてラムジェット・フェーズの始まりに一回作
動させるだけでよく、通常、火薬式点火器（カートリッ
ジ・イグナイタ）が用いられる。
火薬式点火器12の作動継続時間は数秒〜10秒程度であ
る。
る。
以上に説明したように、ラムジェット点火装置に火薬式
点火器を用いた場合、その作動はラムジェット・フェー
ズの始まりに一回のみである。
点火器を用いた場合、その作動はラムジェット・フェー
ズの始まりに一回のみである。
通常の飛しょうであれば問題はないが、この始動用火薬
式点火器の作動が終了した後に飛しょう体が激しく運動
（旋回）して空気の流入条件が変わり燃焼器３内の循環
流が一瞬でも消えると、火炎の「吹き消え」（失火）が
起こり推力が失われる危険性があった。
式点火器の作動が終了した後に飛しょう体が激しく運動
（旋回）して空気の流入条件が変わり燃焼器３内の循環
流が一瞬でも消えると、火炎の「吹き消え」（失火）が
起こり推力が失われる危険性があった。
なお、ガソリンエンジンのように電気火花式の点火装置
を用いれば飛しょう中何度も作動させることができる
が、点火エネルギーが小さいためと、インテグラル・ロ
ケット・ラムジェットエンジンには取付けにくいために
通常用いられない。
を用いれば飛しょう中何度も作動させることができる
が、点火エネルギーが小さいためと、インテグラル・ロ
ケット・ラムジェットエンジンには取付けにくいために
通常用いられない。
本発明は上記課題を解決するため次の手段を講ずる。
すなわち、インテグラル・ロケット・ラムジェットエン
ジンとして、操舵翼等を制御する飛しょう制御装置と、
ラムジェットフェーズ始動用の火薬点火器とを備える飛
しょう体用のインテグラル・ロケット・ラムジェットエ
ンジンにおいて、上記飛しょう制御装置の信号を受ける
所定数の失火防止用の火薬式点火器を備え、上記飛しょ
う制御装置は飛しょう体が所定の激しい運動をすると
き、所定の時系列で順次上記所定数の火薬式点火器を着
火することを特徴とするインテグラル・ロケット・ラム
ジェットエンジン。
ジンとして、操舵翼等を制御する飛しょう制御装置と、
ラムジェットフェーズ始動用の火薬点火器とを備える飛
しょう体用のインテグラル・ロケット・ラムジェットエ
ンジンにおいて、上記飛しょう制御装置の信号を受ける
所定数の失火防止用の火薬式点火器を備え、上記飛しょ
う制御装置は飛しょう体が所定の激しい運動をすると
き、所定の時系列で順次上記所定数の火薬式点火器を着
火することを特徴とするインテグラル・ロケット・ラム
ジェットエンジン。
上記手段により、飛しょう体の飛しょう制御装置から、
飛しょう体が所定の激しい運動を始める前の所定時から
所定の時系列で順次火薬式点火器を作動させるための信
号を出す。すなわち、飛しょう体が、所定の激しい運動
を継続中は、火薬式点火器が連続的に作動するように予
め設定しておく。
飛しょう体が所定の激しい運動を始める前の所定時から
所定の時系列で順次火薬式点火器を作動させるための信
号を出す。すなわち、飛しょう体が、所定の激しい運動
を継続中は、火薬式点火器が連続的に作動するように予
め設定しておく。
もし、所定の激しい運動を複数回行う場合は、火薬式点
火器を分けて所定の時系列で作動させる。
火器を分けて所定の時系列で作動させる。
このようにして激しい運動中にも火薬式点火器が作動し
続けているため、失火（火炎の吹き消え）が起こらず、
確実に目標に向って推進しつづけることができるように
なる。
続けているため、失火（火炎の吹き消え）が起こらず、
確実に目標に向って推進しつづけることができるように
なる。
本発明の一実施例を第１図ないし第４図により説明す
る。
る。
第１図は全体図、第２図はブロック線図、第３図は演算
フロー図、第４図は作動説明図である。
フロー図、第４図は作動説明図である。
なお、従来例で説明した部分は、冗長さをさけるため説
明を省略し、この発明に関する部分を主体に説明する。
明を省略し、この発明に関する部分を主体に説明する。
第１図に示す飛しょう体１には、空気取入ダクト４が２
個あり、各ダクトにそれぞれ２個のNo.1火薬式点火器12
a、No.2火薬式点火器12b及びNo.3火薬式点火器12c、No.
4火薬式点火器12dを取り付ける。従って、火薬式点火器
は計４個となる。
個あり、各ダクトにそれぞれ２個のNo.1火薬式点火器12
a、No.2火薬式点火器12b及びNo.3火薬式点火器12c、No.
4火薬式点火器12dを取り付ける。従って、火薬式点火器
は計４個となる。
さらに図示しない飛しょう体制御装置があり、図示しな
いサーボモータを経て後端部の操舵翼20を制御してい
る。また飛しょう体制御装置の出力は各火薬式点火器に
つながれている。
いサーボモータを経て後端部の操舵翼20を制御してい
る。また飛しょう体制御装置の出力は各火薬式点火器に
つながれている。
以上の構成において、飛しょう体制御装置により、第１
火薬式点火器12aをラムジェットフェーズの始動時に作
動させる。残りは３個であるから、「激しい運動」は３
回まで可能である。各々の「激しい運動」の継続時間は
１個の火薬式点火器の作動継続時間より短くするのを原
則とする。もし、「激しい運動」を１個の火薬式点火器
の作動継続時間より長く行う場合は、複数個の火薬式点
火器を連続して作動させる。その代り、その分「激しい
運動」が許容される回数は減る。
火薬式点火器12aをラムジェットフェーズの始動時に作
動させる。残りは３個であるから、「激しい運動」は３
回まで可能である。各々の「激しい運動」の継続時間は
１個の火薬式点火器の作動継続時間より短くするのを原
則とする。もし、「激しい運動」を１個の火薬式点火器
の作動継続時間より長く行う場合は、複数個の火薬式点
火器を連続して作動させる。その代り、その分「激しい
運動」が許容される回数は減る。
なお、飛しょう体１はほとんどの時間直線飛行してお
り、「激しい運動」が必要となる回数は一飛しょう当り
１回〜数回程度である。従って火薬式点火器を数個備え
ておけば十分その目的を達成できる。
り、「激しい運動」が必要となる回数は一飛しょう当り
１回〜数回程度である。従って火薬式点火器を数個備え
ておけば十分その目的を達成できる。
詳細な作動について以下説明する。
第３図に示すように、飛しょう制御装置は目標感知部と
姿勢感知部と演算部からなり、目標位置と飛しょう体１
自信の姿勢から必要な旋回角度と旋回断続時間を求め
て、操舵翼20を駆動するサーボモータと火薬式点火器に
信号を送る。
姿勢感知部と演算部からなり、目標位置と飛しょう体１
自信の姿勢から必要な旋回角度と旋回断続時間を求め
て、操舵翼20を駆動するサーボモータと火薬式点火器に
信号を送る。
第４図は、第３図に示すシステムの作動順序を示したフ
ロー図である。１回旋回するごとにこの作動順序を実行
する。
ロー図である。１回旋回するごとにこの作動順序を実行
する。
第５図は、火薬式点火器の作動と飛しょう体の運動との
時間的関係を示す。すなわち飛しょう制御装置では、予
め求めた火薬式点火器の失火限界l0を越える旋回角度と
継続時系列t2〜t3より、所定時間前のt1にNo.2火薬式点
火器12bに点火信号を送り点火する。またNo.2火薬式点
火器12bの作動継続時間t1〜t4が失火限界l0を越える時
間t2〜t3より長ければNo.2火薬式点火器12bを１個作動
させて終了する。
時間的関係を示す。すなわち飛しょう制御装置では、予
め求めた火薬式点火器の失火限界l0を越える旋回角度と
継続時系列t2〜t3より、所定時間前のt1にNo.2火薬式点
火器12bに点火信号を送り点火する。またNo.2火薬式点
火器12bの作動継続時間t1〜t4が失火限界l0を越える時
間t2〜t3より長ければNo.2火薬式点火器12bを１個作動
させて終了する。
その後飛しょう体１が更に大きく長い旋回をする場合に
は、同様にしてNo.3火薬式点火器12cを失火限界時間t6
より前の所定時間t5に点火し、さらにその失火限界時間
の継続時間t6〜t7がNo.3火薬式点火器12cの作動継続時
間t6〜t8より長いことを判断すれば、その作動終了時間
t8より前の時間t7にNo.4火薬式点火器12dを点火する。N
o.3火薬式点火器12cとNo.4火薬式点火器12dが連続的に
作動している時間t6〜t10は、失火限界継続時間t6〜t7
を十分カバーしている。
は、同様にしてNo.3火薬式点火器12cを失火限界時間t6
より前の所定時間t5に点火し、さらにその失火限界時間
の継続時間t6〜t7がNo.3火薬式点火器12cの作動継続時
間t6〜t8より長いことを判断すれば、その作動終了時間
t8より前の時間t7にNo.4火薬式点火器12dを点火する。N
o.3火薬式点火器12cとNo.4火薬式点火器12dが連続的に
作動している時間t6〜t10は、失火限界継続時間t6〜t7
を十分カバーしている。
以上のようにして飛しょう体１が失火限界l0を越える激
しい運動をしながら目標を狙う場合、インテグラル・ロ
ケット・ラムジェットエンジンは火薬式点火器が常に作
動し、確実にラムジェットを作動させて、飛しょう体１
を目標に到達させることができるようになる。
しい運動をしながら目標を狙う場合、インテグラル・ロ
ケット・ラムジェットエンジンは火薬式点火器が常に作
動し、確実にラムジェットを作動させて、飛しょう体１
を目標に到達させることができるようになる。
なお、以上の実施例で説明したように、本発明は失火し
てから火薬式点火器を作動させるものではなく、激しい
運動のために失火が予測される場合、予め（失火が起こ
る前に）火薬式点火器の作動を開始させ激しい運動中継
続させる点に特徴がある。
てから火薬式点火器を作動させるものではなく、激しい
運動のために失火が予測される場合、予め（失火が起こ
る前に）火薬式点火器の作動を開始させ激しい運動中継
続させる点に特徴がある。
以上に説明したように本発明によれば次の効果を奏す
る。
る。
液体燃料を使用するインテグラル・ロケット・ラムジェ
ットエンジンは、燃料重量流量当りの推力が大きく、推
力制御が容易という優れた特長を有する。しかし、激し
い運動を行うと失火（吹き消え）を起こす危険性があっ
たが、本発明のインテグラル・ロケット・ラムジェット
エンジンによれば、失火を防止でき、激しい運動が可能
で、かつ、飛しょう距離が長く、制御しやすい超音速飛
しょう体がえられる。
ットエンジンは、燃料重量流量当りの推力が大きく、推
力制御が容易という優れた特長を有する。しかし、激し
い運動を行うと失火（吹き消え）を起こす危険性があっ
たが、本発明のインテグラル・ロケット・ラムジェット
エンジンによれば、失火を防止でき、激しい運動が可能
で、かつ、飛しょう距離が長く、制御しやすい超音速飛
しょう体がえられる。
第１図は本発明の一実施例の構成図、第２図は第１図の
ブロック線図、第３図は同実施例のフロー図、第４図は
同実施例の作動説明図、第５図は従来例の構成図であ
る。 １……飛しょう体、２……燃料タンク、３……燃焼器、
４……空気取入ダクト、５……仕切板、６……ブースタ
推進薬、７……ブースタ点火装置、８……ブースタ・ノ
ズル、９……燃料ポンプ、10……燃料制御弁、11……燃
料ノズル、12……ラムジェット点火装置、12a……No.1
火薬式点火器、12b……No.2火薬式点火器、12c……No.3
火薬式点火器、12d……No.4火薬式点火器、20……操舵
翼。
ブロック線図、第３図は同実施例のフロー図、第４図は
同実施例の作動説明図、第５図は従来例の構成図であ
る。 １……飛しょう体、２……燃料タンク、３……燃焼器、
４……空気取入ダクト、５……仕切板、６……ブースタ
推進薬、７……ブースタ点火装置、８……ブースタ・ノ
ズル、９……燃料ポンプ、10……燃料制御弁、11……燃
料ノズル、12……ラムジェット点火装置、12a……No.1
火薬式点火器、12b……No.2火薬式点火器、12c……No.3
火薬式点火器、12d……No.4火薬式点火器、20……操舵
翼。
Claims (1)
- 【請求項１】操舵翼等を制御する飛しょう制御装置と、
ラムジェットフェーズ始動用の火薬式点火器とを備える
飛しょう体用のインテグラル・ロケット・ラムジェット
エンジンにおいて、上記飛しょう制御装置の信号を受け
る所定数の失火防止用の火薬式点火器を備え、上記飛し
ょう制御装置は飛しょう体が所定の激しい運動をすると
き、所定の時系列で順次上記所定数の火薬式点火器を着
火することを特徴とするインテグラル・ロケット・ラム
ジェットエンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18028188A JPH079212B2 (ja) | 1988-07-21 | 1988-07-21 | インテグラル・ロケット・ラムジェットエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18028188A JPH079212B2 (ja) | 1988-07-21 | 1988-07-21 | インテグラル・ロケット・ラムジェットエンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0233456A JPH0233456A (ja) | 1990-02-02 |
| JPH079212B2 true JPH079212B2 (ja) | 1995-02-01 |
Family
ID=16080476
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18028188A Expired - Fee Related JPH079212B2 (ja) | 1988-07-21 | 1988-07-21 | インテグラル・ロケット・ラムジェットエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH079212B2 (ja) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5222721A (en) * | 1991-01-11 | 1993-06-29 | Konica Corporation | Sorter with casing movable in a transverse direction to the direction of sheet delivery |
-
1988
- 1988-07-21 JP JP18028188A patent/JPH079212B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0233456A (ja) | 1990-02-02 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |