JPS599744B2 - ロケツトエンジン - Google Patents
ロケツトエンジンInfo
- Publication number
- JPS599744B2 JPS599744B2 JP2328575A JP2328575A JPS599744B2 JP S599744 B2 JPS599744 B2 JP S599744B2 JP 2328575 A JP2328575 A JP 2328575A JP 2328575 A JP2328575 A JP 2328575A JP S599744 B2 JPS599744 B2 JP S599744B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- combustion
- rocket
- grain
- present
- thrust
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 40
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 10
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 2
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000001502 supplementing effect Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は高々度飛翔体として好適なロケットエンジンに
関するものである。
関するものである。
周知のごとく、高々度に飛翔体を効果的に到達させる様
打上げるにはそのロケットエンジンの推力と推力の作用
時間（通常作動時間という）の最適の組合せがある。
打上げるにはそのロケットエンジンの推力と推力の作用
時間（通常作動時間という）の最適の組合せがある。
（特許出願公告昭４１−７６２号、特許出願公告昭４１
−６７６２号）。
−６７６２号）。
従来のロケットは最適な推力Ｘ時間の組合せが得られな
い内面燃焼形式が殆どであった。
い内面燃焼形式が殆どであった。
一部上記特許願による高燃焼速度推進剤等を軸上に埋込
んだ特殊端面燃焼形式もあるが広範囲に使用されていな
い。
んだ特殊端面燃焼形式もあるが広範囲に使用されていな
い。
本発明者は現在容易に得られる燃焼速度のグレインのみ
を用いて最適な推力と作動時間の組合せを達成し得るロ
ケットエンジンを得るため種々検討の結果、ロケットチ
ャンバー内に内壁から内側に向って交互に突出し相互に
平行に延びる複数個の平板状燃焼制限材を配置してダレ
インを区画し、グレインの燃焼の進行方向を屈折させ稲
妻状にすることによりその目的を達成したものである。
を用いて最適な推力と作動時間の組合せを達成し得るロ
ケットエンジンを得るため種々検討の結果、ロケットチ
ャンバー内に内壁から内側に向って交互に突出し相互に
平行に延びる複数個の平板状燃焼制限材を配置してダレ
インを区画し、グレインの燃焼の進行方向を屈折させ稲
妻状にすることによりその目的を達成したものである。
即ち本発明はロケットチャンバーにグレインが装填され
、該グレインはロケット中心軸方向に相互に平行に延び
る複数個の平板状燃焼制限材で区画されており、これら
の燃焼制限材はロケットの中心軸を通る縦断面仮想面に
対し左右対称に配置され、且つ横断面に於で一端はロケ
ットチャンバーの内周に固着し他端は内周から離隔して
配設され、グレインの燃焼の進行方向が燃焼制限材の上
記他端に於で屈折される様にしたことを特徴とするロケ
ットエンジンを提供するものである。
、該グレインはロケット中心軸方向に相互に平行に延び
る複数個の平板状燃焼制限材で区画されており、これら
の燃焼制限材はロケットの中心軸を通る縦断面仮想面に
対し左右対称に配置され、且つ横断面に於で一端はロケ
ットチャンバーの内周に固着し他端は内周から離隔して
配設され、グレインの燃焼の進行方向が燃焼制限材の上
記他端に於で屈折される様にしたことを特徴とするロケ
ットエンジンを提供するものである。
内面燃焼形式のロケットの場合は、グレインの燃え進む
距離（以下ウエブという）が通常そのグレインの直径の
２５〜３０％であるのに対し、本発明のロケットエンジ
ンに於では燃焼制限材２個を左右に１個づつ配置してグ
レインの燃焼の進行方向を１回屈折させた場合でもグレ
インの直径の２倍のウエブが実質上得られ、左右に２個
づつ配置し２回屈折させた場合はグレインの直径の４倍
、３回以上屈折させた場合はそれ以上のウエブが得られ
る。
距離（以下ウエブという）が通常そのグレインの直径の
２５〜３０％であるのに対し、本発明のロケットエンジ
ンに於では燃焼制限材２個を左右に１個づつ配置してグ
レインの燃焼の進行方向を１回屈折させた場合でもグレ
インの直径の２倍のウエブが実質上得られ、左右に２個
づつ配置し２回屈折させた場合はグレインの直径の４倍
、３回以上屈折させた場合はそれ以上のウエブが得られ
る。
左右に夫々複数個の燃焼制限材が配置される場合それら
は横断面に於で一端がロケットチャンバーの内周の上下
に交互に固着され、内周から離隔した他端に於で燃焼の
進行方向が稲妻状に順次屈折するように配置されること
は勿論である。
は横断面に於で一端がロケットチャンバーの内周の上下
に交互に固着され、内周から離隔した他端に於で燃焼の
進行方向が稲妻状に順次屈折するように配置されること
は勿論である。
以下本発明の一実施例を図面にもとづいて説明する。
本発明の一実施例である第３図の形状のスラストパター
ンを示すと第２図ｂに示す様になる。
ンを示すと第２図ｂに示す様になる。
又、第２図ａのスラストパターンは第１図の内面燃焼形
式のものの代表例であるがこれは第３図の実施例のもの
と寸法及びグレイン１の種類並びに燃焼圧力を同じとし
た場合のものである。
式のものの代表例であるがこれは第３図の実施例のもの
と寸法及びグレイン１の種類並びに燃焼圧力を同じとし
た場合のものである。
本実施例の場合は２回屈折型であるので実質のウエブが
約８倍従って推力は約１／８となっている。
約８倍従って推力は約１／８となっている。
実施例の内の２回屈折型の燃焼の進行状態は第４図の燃
焼進行面Ａに示す様になる。
焼進行面Ａに示す様になる。
この形状のま＼では燃焼の進行方向が屈折する近傍では
燃焼面積の急激な増加がみられるがこれを防ぐには別の
実施例である第７図の様にエンジン２の外周レストリク
ター４の内壁等に稍三角柱状の燃焼制限材３を設置する
方法がある。
燃焼面積の急激な増加がみられるがこれを防ぐには別の
実施例である第７図の様にエンジン２の外周レストリク
ター４の内壁等に稍三角柱状の燃焼制限材３を設置する
方法がある。
尚第４図中１ａはグレイン燃焼初期面を示す。
到達高度と推力Ｘ時間が一定の場合に於ける作動時間を
パラメターとして計算した例を第５図に示す。
パラメターとして計算した例を第５図に示す。
これはロケット直径が１１０朋φロケットエンジン部の
長さが２４００ｍｍで構造重量及び計器重量を一定とし
たもので垂直上昇で計算した。
長さが２４００ｍｍで構造重量及び計器重量を一定とし
たもので垂直上昇で計算した。
この第５図の横軸のｄに作動時間を示すがこの寸法のロ
ケットに対し内面燃焼形式とした場合のグレイン１の必
要燃焼速度をｅに、端面燃焼形式とした場合のそれをｆ
に、本発明の形式とした場合のそれをｇに夫々併記した
。
ケットに対し内面燃焼形式とした場合のグレイン１の必
要燃焼速度をｅに、端面燃焼形式とした場合のそれをｆ
に、本発明の形式とした場合のそれをｇに夫々併記した
。
尚、現在容易に達成可能な燃焼速度は約３ｍｍ／ｓｅｅ
から約１５〜１６關／ｓｅｃであるのでその範囲をｅ，
ｆ，ｇ上に斜線で示した。
から約１５〜１６關／ｓｅｃであるのでその範囲をｅ，
ｆ，ｇ上に斜線で示した。
これによると、端面燃焼形式は推力不足により全く効率
が悪く、内面燃焼形式では最適設計時到達高度の約６０
％が最高である。
が悪く、内面燃焼形式では最適設計時到達高度の約６０
％が最高である。
然るに本発明の内の２回屈折の形式によれば現存するグ
レイン１により容易に最適設計が可能であることが判る
。
レイン１により容易に最適設計が可能であることが判る
。
別の実施例を示せば第８図の様な１回屈折型、第９図の
様な３回屈折型等があり、それより多い屈折型も容易に
可能である。
様な３回屈折型等があり、それより多い屈折型も容易に
可能である。
即ち、本発明により従来の内面燃焼形式により得られる
スラストパターンと端面燃焼形式によるスラストパター
ンの中間のスラストパターンを完全に包含する設計が可
能となった。
スラストパターンと端面燃焼形式によるスラストパター
ンの中間のスラストパターンを完全に包含する設計が可
能となった。
本発明のロケットエンジン２により打上げを行う場合初
期の推力が充分でない場合には第６図に示す様に内面燃
焼形式のブースタグレイン５と併用する事によりランチ
ャー離脱時の速度を補う事を配慮すれば良い。
期の推力が充分でない場合には第６図に示す様に内面燃
焼形式のブースタグレイン５と併用する事によりランチ
ャー離脱時の速度を補う事を配慮すれば良い。
尚第６図中６はノズルを示す。
第１図及び第２図は本発明に係る従来例を示し、第１図
は従来の内面燃焼形式のロケットの断面図、第２図は推
力Ｆ１時間ｔ曲線のグラフ図を示し、ａは第１図の形式
のグラフ図、ｂは第３図の形式のグラフ図、第３図乃至
第６図は、本発明の一実施例を示し、第３図は、第６図
のＩ−Ｉ線に沿うロケットの断面図、第４図は燃焼進行
状況を示す要部拡大図、第５図は、一実施例における作
動時間ｔ１燃焼速度ｒ到達高度Ｚの関係のグラフ図を示
し、Ｃはｔ ｒ ｒ ｓ ｃ曲線のグラフ図、ｄはｔ曲
線のグラフ図、ｅは内面燃焼形式とした場合の必要燃焼
速度ｒ曲線グラフ図、ｆは端面燃焼形式とした場合のｒ
曲線グラフ図、ｇは本発明の内２回屈折型とした場合の
ｒ曲線グラフ図、第６図は、実際のロケットに適用した
場合のロケットエンジンの一実施例の縦断面図、第７図
乃至第９図は本発明の他実施例を示し、第６図のＩ−Ｉ
線に沿うロケットの断面図である。 Ａ・・・・・・燃焼進行面、１・・・・・・グレイン、
１ａ・・・・・・グレイン燃焼初期面、２・・・・・帽
ケットエンジン、３・・・・・・燃焼制限材、４・・・
・・・外周レストリクター、５・・・・・・ブースター
グレイン、６・・・・・・ノズル。
は従来の内面燃焼形式のロケットの断面図、第２図は推
力Ｆ１時間ｔ曲線のグラフ図を示し、ａは第１図の形式
のグラフ図、ｂは第３図の形式のグラフ図、第３図乃至
第６図は、本発明の一実施例を示し、第３図は、第６図
のＩ−Ｉ線に沿うロケットの断面図、第４図は燃焼進行
状況を示す要部拡大図、第５図は、一実施例における作
動時間ｔ１燃焼速度ｒ到達高度Ｚの関係のグラフ図を示
し、Ｃはｔ ｒ ｒ ｓ ｃ曲線のグラフ図、ｄはｔ曲
線のグラフ図、ｅは内面燃焼形式とした場合の必要燃焼
速度ｒ曲線グラフ図、ｆは端面燃焼形式とした場合のｒ
曲線グラフ図、ｇは本発明の内２回屈折型とした場合の
ｒ曲線グラフ図、第６図は、実際のロケットに適用した
場合のロケットエンジンの一実施例の縦断面図、第７図
乃至第９図は本発明の他実施例を示し、第６図のＩ−Ｉ
線に沿うロケットの断面図である。 Ａ・・・・・・燃焼進行面、１・・・・・・グレイン、
１ａ・・・・・・グレイン燃焼初期面、２・・・・・帽
ケットエンジン、３・・・・・・燃焼制限材、４・・・
・・・外周レストリクター、５・・・・・・ブースター
グレイン、６・・・・・・ノズル。
Claims (1)
- １ ロケットチャンバーにグレインが装填され、該グレ
インはロケット中心軸方向に相互に平行に延びる複数個
の平板状燃焼制限材で区画されており、これらの燃焼制
限材はロケットの中心軸を通る縦断面仮想面に対し左右
対称に配置され、且つ横断面に於で一端はロケットチャ
ンバーの内周に固着し他端は内周から離隔して配設され
、グレインの燃焼の進行方向が燃焼制限材の上記他端に
於で屈折される様にしたことを特徴とするロケットエン
ジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2328575A JPS599744B2 (ja) | 1975-02-25 | 1975-02-25 | ロケツトエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2328575A JPS599744B2 (ja) | 1975-02-25 | 1975-02-25 | ロケツトエンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5198418A JPS5198418A (ja) | 1976-08-30 |
| JPS599744B2 true JPS599744B2 (ja) | 1984-03-05 |
Family
ID=12106321
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2328575A Expired JPS599744B2 (ja) | 1975-02-25 | 1975-02-25 | ロケツトエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS599744B2 (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5752540Y2 (ja) * | 1978-03-27 | 1982-11-15 | ||
| JP5187947B2 (ja) * | 2008-03-13 | 2013-04-24 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | 端面燃焼型ガス発生装置 |
-
1975
- 1975-02-25 JP JP2328575A patent/JPS599744B2/ja not_active Expired
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5198418A (ja) | 1976-08-30 |
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