JPS63287698A - 多段ロケット - 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】 〔産業上の利用分野〕 本発明はロケットエンジンに関する。さらに詳細には、
本発明は、前方端の操縦段が、操縦及び向き制御、点火
、下方段の制御に利用されるロケットエンジンシステム
の上方段に関する。

〔従来の技術及び発明が解決しようとする課題〕シズテ
ムの複雑さを減少しかつ全体の質量分数（ｍａｓｓ　ｆ
ｒａｃｔｉｏｎ）を改善すると同時に、多段固体推進剤
ロケットエンジンの方向、速度及び姿勢をより良（制御
するという要求がある。“質量分数（ｍａｓｓ　ｆｒａ
ｃｔｉｏｎ）”は、ケースが完全に満たされた場合、ケ
ース中に入れられる全質量に対するロケットエンジンケ
ース中の固体推進剤の質量の比である。

このより良い制御は、弾道ミサイルの上方段に特に必要
である。弾道ミサイルの弾道は、ミサイルの弾頭の発射
における正確性を保証するため、又は標的の回避行動を
妨げるよう最終的な要ｗｌ揉縦を必要とする多段ロケッ
トにおいて正確性を確保するため、修正されなければな
らない。

ロケットエンジンのこの上方段の方向、速度及び姿勢制
御の装置は、上方段のガスの流れをバルブ手段によって
制御することを通常必要とする。

このため、従来技術においては、特別のガス源が必要で
あった。なんとなれば、ロケットの推進のため便利に使
われる高エネルギーの又は“強力”な推進剤は、非常に
高温を発生し、さらに、ガスは腐食性であるのでバルブ
を腐食し、分解し、さもなくば動作不可能とする。

本発明の譲り受は人に譲渡され、１９７３年４月３日１
こアラン　ジェイ・マクドナルド（Ａｌｌａｎ　Ｊ。

ＭｃＤｏｎａｌｄ）に許された米国特許第３．７２４．
２１７号において開示されているように、ロケットシス
テムの姿勢及び方向を制御するための装置を制御するた
めに供給されるガスを発生する軸方向のガス発生器が提
供されている。詳細には、消火できる固体推進剤ロケッ
トエンジンは、パイプとバルブによって、消火できそし
てさらに再着火できるガス発土器に連結される。ロケッ
トエンジンは頂頭部に前方固体推進剤を有し、底部段に
後方固体推進剤を有する。この前方及び後方固体推進剤
は、固体推進剤の長手方向に延びる中央孔と接している
。

頂部段の前方固体推進剤は、底部段の後方固体推進剤は
ど強力でなく、ガス発生器によって発生するガスと同様
に比較的温度が低くかつきれいなガスを発生する。この
ガスは、姿勢及び方向制御装置中に、バルブによって安
全に調節される。ガス発生器からのガスはロケットエン
ジンを通って流れ、ロケットエンジンからのガスは、バ
ルブの位置によってガス発生器に流れる。ガス発生器又
はロケットエンジンは、単一で又は組合せで、ロケット
システムの推進又はロケット装置の制御装置の動作に寄
与する。

さらに、ガス発生器又はロケットエンジンは、他を再着
火することができる。これらは、同時に作動しなくても
よい。これらは、ガス発生器の点火装置によって点火で
きる。

高温の腐食性ガスはバルブを劣化させるので、米国特許
第３．７２４．２１７号のロケットシステムでは、頂部
段前方固体推進剤として、強力な推進力のあるガスを使
用できない。又、ガス発生器とロケットエンジンとを連
結するパイプとバルブの配置は複雑である。さらに、ロ
ケットエンジンとガス発生器は、全飛行の間連結を維持
するので、質量分数を減少させる。

このように、多段ロケットエンジンシステムを制御し操
縦するための従来技術に使用される装置を改善し、要求
に応じて、このシステムの頂部段に強力な推進剤を使用
可能にするという要求及び需要が存在する。そして同時
に、システムの複雑さを減少しかつ全質量分数を改善す
るという要求も存在する。本発明は、これらについて従
来技術に存在する技術的ギャップを埋めろため案出され
た。

本発明の１つの目的は、前方端操縦ガス発生器を使用す
る多段ロケットシステムの頭部端制御及び操縦を可能と
する改良された装置を提供することである。

本発明の目的は、ロケットシステムの前方端操縦段又は
部分が、下方段中に設けられた推進剤を使用しない下方
段の作動期間における再び向きを制御することを含んで
、操縦及び向き制御、点火、下方段の制御を行なうため
に使用される、改良された装置を提供することである。

さらに本発明の他の目的は、操縦及び向き制御、点火、
ロケットシステムの下方段の制御を行なうため使用され
るガス源が、頂部又は第２段中に配置されたガス発生器
とは別であり、頂部段推進剤は、この推進剤を強力にす
るため金属被覆されても良いし、金属被覆されなくても
良い改良された装置を提供することである。

〔課題を解決するための手段〕

これらの目的を達成するための本発明は、下方段の作動
の間、操縦及び制御するため、多段ロケットエンジンシ
ステムの自動誘導要撃最終段、操縦段又はディバー）　
（Ｄｉｖｅｒｔ）段を使用する。特に、本システムは、
頂部段に配置された軸方向のガス発生器を使用すること
により、操縦又は向き制御のため最終操縦段に位置する
頭部又は前方端にガスを供給し、ロケットエンジンシス
テムのための命令手段又は機構が操縦段に設けられる。

下方段の作動の間、ガスはチェックバルブを通って操縦
反推力ノズルに送られる。制御が必要でないとき、発生
ガスは全ての推力ノズルを通って棄てるか、全ての推力
ノズルを閉じてガスを下方段に送出してもよい。

本発明の１つの特徴は、軸方向ガス発生器に過剰のガス
発生容量を設けたことであり、これにより、複数の下方
段に発生する高温の腐食性ガスは、チェックバルブを通
って流れることを妨げられ、チェックバルブが損傷する
のを防止する。

複数の下方段のそれぞれが燃え尽きたとき、各下方段は
操縦段から分離され、操縦段に設けられたガス発生器を
使って、操縦段は、操縦段に配置された命令機構の制御
によって、目標に向けて操縦される。

軸方向ガス発生器の点火の際、発生ガスの圧力はチェッ
クバルブを開け、ガスはチェックバルブを通って操縦段
の複数の推力ノズルに供給される。

複数の推力ノズルにより発生する推力は、ロケットシス
テムを目標に向けるため使用される。このように、本発
明は、ロケットシステムのどの下方段の点火よりも前に
方向を目標に向ける可能性を有する。

操縦段中の推力ノズルの閉じるとき、軸方向ガス発生器
中に圧力が発生し、ディスクを爆破する。

このため、発生した高温ガスは、圧力により頂部及び底
部段に流れ、ロケットエンジンを点火する。

本発明によれば、頂部又は第２段中の固体推進剤は、そ
の表面に、ゆっくりとした燃焼率を有し、点火の火炎に
さらされる層を有し、一方、底部又は第１段中の固体推
進剤は高燃焼率を有する。その結果、底部膜中の固体推
進剤は、頂部推進剤上のゆっくり燃焼する推進剤層が燃
え尽きる前に、燃え尽きる。底部又は第１段が作動して
いる間、操縦段中の複数の推力ノズルは、推力ベクトル
制御システムとして作動することができ、向き方向を維
持し又は目標の移動につれて向き方向を変える。

第１段中の推進剤が燃え尽きたとき、ロケットエンジン
中の圧力は降下する。そのとき、ロケットエンジンの第
１段は、第２段から分離され、投棄される。ゆっくり燃
焼する推進剤層は、第２段面体推進剤の点火を遅らせる
時間遅延機構として作動する。

第１段が燃え尽きた後、第２段の点火前にロケットエン
ジンシステムが慣性飛行する間、複数の推力ノズルは、
向き方向を変更し又は第２段を再び標的に向けるため使
用できる。第２段推進剤上の低燃焼率の層が燃え尽きた
とき、慣性飛行期間は終了する。

第２段が燃焼している間、操縦段中の複数の推力ノズル
は、推力ベクトル制御システムとシテ作動することがで
き、再び、向き方向を維持するか、標的の移動につれて
速度ベクトルを変化する。

第２段が燃え尽きた後、操縦段は第２段から分離され、
第２段は投棄される。方向、姿勢及び横方向の推力のた
めのガス圧力は、操縦段中に設けられた推進剤パッケー
ジによって供給される。操縦段中のこのような圧力の増
大により、操縦段中の圧力が操縦段外方の圧力より大き
くなり、即座にチェックバルブを閉じる。

本発明を特徴づける種々の新規な特徴は、本明細書に添
付され、本明細書の一部を構成する特許請求の範囲にお
いて詳細に指摘される。本発明をより良く理解するため
、本発明の動作の利点及び本発明の使用により達成され
る特有の目的は、本発明の好ましい実施例が図示された
添付図面および説明書によって説明される。

〔実施例〕

本発明の詳細な説明が添付図面を参照してなされる。

第１図において、固体推進剤ロケットエンジンシステム
１は、円筒状ケース１０を有する。円筒状ケース１０は
、その後方端にノズル１２を有し、その前方端に“ディ
バー）　（Ｄｉｖｅｒｔ）推進システム”又は操縦段１
４を有する。ケース１ｏ内には、後方の固体推進剤１６
と前方の固体推進剤１８とを有する。後方固体推進剤１
６は金属被覆され、このゆえに、強力である。これは、
高い燃焼率の推進剤である。前方固体推進剤１８は金属
被覆された推進剤であってもよく、この場合には強力で
あり、又は要求に応じて金属被覆されない推進剤であっ
てもよい。

固体推進剤１８は、後方に傾斜する壁２０によって、固
体推進剤１６の前方に配置されかつ固体推進剤１６と分
離される。後方固体推進剤１６中に形成された軸方向孔
２４中に延びるノズル２２が、壁２０の後方端に取付け
られる。前方固体推進剤１８中の軸方向孔２６は、後方
固体燃料１６中の軸方向孔２４と連絡している。前方固
体燃料孔２６内に、円筒状軸方向の発生器２８が配置さ
れる。発生器２８は、その前方端に、軸方向に配置され
た第１出口オリフィス３ｏを有する。第１出口オリフィ
ス３０は、操縦段１４の人口３２と近接して連絡してい
る。発生器２８の後端に軸方向に配置された第２出口オ
リフィス３３は、最初は、爆発ディスク３４によって密
閉されている。

ボールチェックバルブ３６が、操縦段１４の入口３２に
配置されている。第２図及び第３図は、第１図のロケッ
トシステム１に使用される典型的なチェックバルブ３６
を示す。第２図に示された開いた位置において、ガス発
生器２８からの圧力によるガスは、図に示されるように
、チェックバルブ３６のボール３５を左側に押しやって
固体ボス３７に押し、ガスはボール３５の外側周りを通
って複数の推力ノズル３８に流れる。操縦段１４が頂部
又は第２段５６から切り離され、進路を変更ガス発生器
又は操縦段１４中の推進剤パッケージ中に圧力が発生す
るとき、ボール３５は右方向に移動し、このため、ガス
がチェックバルブ３６を通って操縦段から右方向に流れ
出るのを防止する。

なお、もし必要なら、第３図に点線で示されたばね３７
ａが、固体ボス３７と供にまたはボス３７の代わりに設
けられてもよい。ばね３７は、ガス発生器２８から操縦
段１４に供給される圧力下で、ガスがないときボールを
右方向に動かしてチェックバルブ３６を閉じる。

チェックバルブ３６の材料は、高温に耐えることができ
るセラミック又はカーボン−カーボン（ｃａｒｂｏｎ−
ｃａｒｂｏｎ）であってもよい。バルブ３６は、発生器
２８により発生したガス圧に応答して作動し、操縦段１
４中に複数の推力ノズル３８を有する制御手段にガスを
流すことができる。推力ノズル３８は、向き又は操縦を
制御するため必要に応じて適当に配置され、これにより
操縦段１４中で参照番号３９により指示された命令手段
又は機構により、ロケットシステム１の飛行方向および
、システムの他の部分から操縦段が切り離される際は操
縦段１４の飛行方向も制御される。推力ノズル３８の適
当な配置により、操縦段１４の姿勢及び回転も制御する
ことができる。当該技術分野に゛おいて知られているよ
うに、速い動作の複数のバルブ（図示せず）が、複数の
推力ノズル３８と個々に組合わされ、命令機構３９の制
御により発生したガスが複数の推力ノズル３８のうちの
選択された１つから流れ、命令された操縦又は他の調節
を実行することができる。

命令手段３９は当該技術分野において知られた型式のも
のであってもよい。命令手段３９は、内部の予めプログ
ラムされた信号及び外部から受ける信号の両者に応答す
るように適当に配設され、また、推進剤が消費されたと
き、ロケットエンジンの下方段に発生する圧力降下に応
答する圧力応答手段（図示音ず）によって発生する信号
にも応答する。

命令機！３９の制御により、発生器２８中の点火装置４
０がガスの発生を開始する。番号４２・４４及び４６で
指示される３つの推進剤のユニットを備えた推進剤手段
は、操縦段１４中に含まれ、システムの他の部分からの
分離の際、複数ノズル３８のガス源を提供する。もし望
むなら、より多くの又はより少ない推進剤のパッケージ
が設けられてもよい。

図中線によって示されるゆっくり燃焼する推進剤の層４
８が、前方固体推進剤１８中の孔２６の表面上に設けら
れる。ゆっくり燃焼する推進剤の層４８は、後方固体推
進剤１６が消費されてしまった後まで、前方固体推進剤
１８の燃焼が遅れるように選定され又は特徴づけられて
いる。

ケース１０はこのように形成されているので、後方固体
推進剤１６及び後方に配置されたノズル１２を有する部
分は、後方固体推進剤がダ１費されたとき、前方固体推
進剤１８を有するケース１０の他の部分から分離される
ことができる。この分離は、参照番号５０で指示される
分離平面でなされ、４１で指示される複数の爆発ボルト
によってなされ、操縦段１４に設けられた命令機構３９
の制御によって行なわれる。同様に、操縦段１４は、参
照番号５２によって指示される分離平面で、ケース１２
の前方端から分離される。この分離は、操縦段１４の命
令機構の制御によって、４３で指示された複数の爆発ボ
ルトによってなされる。それぞれの場合において、命令
機構は、後方固体推進剤１６がまず燃え尽き、続いて前
方固体推進剤１８が燃え尽きたとき、ロケットエンジン
中で起こる相次ぐ圧力降下に反応して、この分離を行な
うように作動する。

本発明の理解を容易にするため、後方固体推進剤１６、
ケース１０の共働する部分及び後端ノズル１２を有する
ロケットエンジンシステムの部分は、参照番号５４で指
示され、ここでは底部又は第１段として説明される。前
方固体推進剤１８、後方に傾斜する壁２０、ノズル２２
、軸方向ガス発生器２８及び固体推進剤層４８を有する
ロケットエンジンシステム１の部分は、参照番号５６で
指示され、ここでは頂部又は第２段として説明される。

点火装置４０の活性化によりガス発生器２８が点火され
ると、発生器２８内にガス圧力が発生する。この圧力は
ポールチェックバルブ３６を開け、命令機構３９の制御
のもとで、ガスが操縦段１４０人口３２を通って複数の
推力ノズル３８に供給される。複数の推力ノズル３８に
よって発生する推力は、目標にロケットエンジンシステ
ム１を向けるため使用される。この向けることは、第１
段５４の後方固体推進剤１６０点火前である第１段点火
の前に可能である。

操縦段１４の命令機構３９の命令のもとで、複数の推力
ノズル３８は閉じられる。圧力が発生器２８中に発生し
、爆発ディスク３４によりガスは、第２出口オリフィス
を通って、第２段５６の軸方向孔２６及びロケットエン
ジンシステム１の第１段５４の軸方向孔２４に流れるこ
とができる。これにより、後方固体推進剤１６が点火さ
れ、前方固体推進剤１８の表面上の固体推進剤層４８が
ゆっくり燃焼する。もし望むのであれば、独立した点火
装置（図示せず）が、後方固体推進剤１６及びゆっくり
燃焼する固体推進剤１８上の層４８を点火するため使用
できるということが理解されるであろう。また、もし望
むのであれば、爆発装置（図示せず）が爆発ディスク３
４を爆発させるため設けられてもよい。固体推進剤１６
及び推進剤層４８の点火によって、軸方向孔２４．２６
中にガス圧力が発生し、ロケットシステム１の第１段５
４の後方ノズル１２からガスの流れを生じ、前方への大
きな推力を発生する。

第１段５４が作動している間、複数の推力ノズル３８は
、ロケットシステムの向く方向を維持するためか又は目
標の移動につれて向く方向を変更するために、推力ベク
トル制御システムとして使用することができる。

本発明によれば、発生器２８は過剰のガス発生容量を有
することにより特徴づけられる。この過剰のガス発生容
量は、ロケットシステム１の向き、姿勢及び回転を調整
するために必要な推進剤より多くの推進剤を発生器中に
設けることにより達成される。この過剰の発生容量によ
り、前述のように活性された腐食性の、第１段後方固体
推進剤１６により発生するガスは、ポールチェックバル
ブ３６を通って推力ノズル３８に流れることができない
。また、ロケットエンジンの第２段５６の動作中、推進
剤層４８又は前方固体推進剤１８によって発生するガス
は、ポールチェックバルブ３６を通って推力ノズル３８
に流れることもてきない。

前述のように高撚料率推進剤である後方固体推進剤１６
は、前方固体推進剤１８中の孔２６の表面上のゆっくり
燃焼する推進剤の層４８が燃焼してしまう前に燃焼し尽
くす。

後方固体推進剤１６が燃焼し尽くすと、ロケットエンジ
ン中の圧力は低下する。そのとき、エンジンの段５４は
、ケース １０の分離面５０で、上方段からの段５４は、ケース１
０の分離面５０で、上方段から分離され、投棄される。

この分離は、操縦段１４中の命令機構３９の制御のもと
で、複数の爆発ボルト４１の作動により行なわれる。こ
の間、ゆっくり燃焼する推進剤層４８は、前方固体推進
剤１８０点火を遅らせる時間遅延機構として作動する。

第１段５４を分離したロケットエンジンシステムを備え
た飛行体は、時間遅延の間、慣性で飛行する。この期間
、複数の推力ノズル３８は、ガス発生器２８からガスを
供給され、方向を変更し又は慣性飛行操縦の間、第２段
を再び目標の方向に向ける。

ゆっくり燃える推進剤の暦４８が燃え尽（すと、第２段
５６の前方固体推進剤１８が点火され、ロケットエンジ
ン内に再びガス圧力を高める。ノズル２２を通るガスの
流れにより、飛行体は大きな前方への推進力が与えられ
る。

第２段５６の燃焼の間、複数の推力ノズル３８は、発生
器２８からの発生ガスを推力ノズルに選択的に流して、
推力ベクトル制御システムとして再び作動し、向き方向
を維持し又は標的の移動につれて速度ベクトルを変化す
る。

第２段５６が燃え尽きた後、第２段中の圧力が降下し、
操縦段１４はロケットエンジンシステム１の第２段５６
から切り離される。操縦部１４中の推進剤パッケージ４
２，４４．４６が点火され、操縦部１４の標的へ向かう
慣性飛行を続行する。この慣性飛行の間、推進剤パッケ
ージ４２，４４．４６は推力ノズル３８にガス源を供給
し、標的に近づ（ため、必要に応じて操縦段１４の向き
を変え、もし必要なら横方向にさえ移動する。

本発明の他の実施例において、操縦段１４中の推進剤パ
ッケージ４２．４４．４６は省いてもよい。この実施例
においては、ガス発生器２８からのガスが、操縦段１４
を標的に向けるため使用される。

操縦段１４が第２段５６及びガス発生器２８から分離さ
れ、最後の操縦が起こるまで制御なしに飛行する。

このように、ロケットエンジンシステムの前方最終操縦
の又は自動誘導の、部分又は段が、ロケットエンジンシ
ステムが作動している間、それ自身の推進剤を使わない
で、下方段の向き、点火及び制御をするために使用され
る改良された装置が提供される。最終の近付き操縦を除
き全ての期間における制御に使用されるガス源は、ロケ
ットエンジンシステム１の第２段５６内配置された軸方
向の別のガス発生器２８である。軸方向ガス発生器２８
及びロケットエンジンの第２段５６の不用重さは、最終
の分離で捨てられる。又、ロケットエンジンの第１段５
４の不用の重さは、第１段が燃え尽きた際に捨てられる
。

この改良された装置は、ロケットエンジンの第２段５６
の固体推進剤が、第１段５４の固体推進剤と同様に、金
属被覆されてもよく、これにより強力な推進剤を具備す
ることを特徴とする。

さらに、改良された装置は、第１段及び第２段の作動の
間、第１段及び第２段の両方に推力ベクトル制御を行な
うことができ、第１段の点火前、第１段と第２段の作動
期間中及び第２段が燃え尽きた後において方向制御が可
能である。

さらに、改良された装置は、推力ベクトル制御可能なノ
ズルの必要を排除し、全体のＪＲ量分数（ｍａｓｓ　ｆ
ｒａｃｔｉｏｎ）を改良しながらロケットエンジンシス
テムの複雑さを非常に減少する。

本発明のこの詳細な説明により、当業者は、本発明の精
神に逸脱することなく変形をなすことができるであろう
。このため、本発明の範囲は、図示され及び説明された
詳細な実施例に限定されるものではない。むしろ、本発
明の範囲は添付した特許請求の範囲によって決定される
べきものである。

【図面の簡単な説明】

第１図は略図的に示されている幾つかの部品を有する本
発明によるロケットシステムの部分縦断面図である。 第２図及び第３図は、第１図のロケットシステムに使用
されるチェックバルブの略図で、それぞれ“開位置”及
び“閉位置”を示す。 １・・・ロケットエンジンシステム、 １０・・・円筒ケース、　　１４・・・操縦段、１６・
・・後方固体推進剤、 １８・・・前方固体推進剤、 ２４．２６・・・孔、　　　　２８・・・発生器、３０
・・・第１出口オリフィス、 ３２・・・人口、 ３３・・・第２出口オリフィス、 ３６・・・ポールチェックバルブ、 ３８・・・推力ノズル、　３９・・・命令機構、４２．
４４．４６・・・推進剤パッケージ、５４・・・第１段
、　　　５６・・・第２段。 以下余白

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、複数の下方段と頭部の端部の最終的な操縦段とを有
   するロケットエンジンを有する多段ロケットシステムで
   あって、前記各下方段は推進剤を有し、前記最終操縦段
   は前記ロケットシステムの向き、点火及び制御を施すた
   めに使用され、前記最終操縦段は複数の推力ノズルと入
   口とを有し、圧力のもとでガスはこの入口を通って前記
   推力ノズルに流れ、さらに前記最終操縦段は、ガスの流
   れを制御するため前記入口に配置されるチェックバルブ
   手段を有し、該チェックバルブ手段は、圧力によりガス
   が前記入口を通って前記操縦段中に流れることを許容す
   るが、圧力によりガスが前記操縦段から外方に流れるこ
   とを防止し、ガス発生器は前記下方段の１つに配設され
   、発生したガスを圧力により前記チェックバルブ手段を
   介して前記推力ノズルに供給するため前記入口と連絡す
   る第１の出口オリフィスを有し、前記ガス発生器は第２
   の出口オリフィスを有し、該第２出口オリフィスは、最
   初密閉されており、開かれたとき前記下方段を点火する
   ため発生したガスを圧力により前記下方段に配送するこ
   とを許容し、前記ガス発生器は過剰のガス発生容量を有
   し、これにより前記下方段の点火による推進ガスは前記
   チェックバルブ手段を通って流れることを妨たげられる
   多段ロケットシステム。 ２、前記ガス発生器が前記複数の下方段の１つの最上部
   に配置されている請求項１記載の多段ロケットシステム
   。 ３、前記操縦段は、前記下方段から分離可能であり、こ
   の分離の際前記推力ノズルにガス源を供給するため推進
   剤手段を有する請求項２記載のロケットシステム。 ４、前記複数の下方段は、少なくとも第１段及び第２段
   を有し、前記第１段及び第２段のそれぞれの推進剤はそ
   れぞれ孔を有し、該孔は軸方向に一直線に配置され、前
   記第２出口オリフィスが開くと、発生したガスは前記孔
   を通って圧力により配送されて、前記第１段及び第２第
   の推進剤を点火し、 前記第２段中の孔の表面は、ゆっくり燃焼する推進剤層
   を有し、ゆっくり燃焼する推進剤層は、発車したガスが
   前記孔を通って圧力により配送される際、前記第２段の
   推進剤が点火される前に前記第１段の推進剤が点火され
   消費されるという特徴を有する請求項２記載の多段ロケ
   ットシステム。 ５、前記第１段の推進剤は高燃焼率推進剤である請求項
   ４記載の多段ロケットシステム。 ６、前記第１段は、推進剤が消費されたとき前記第２段
   から分離される請求項５記載の多段ロケットシステム。 ７、前記ガス発生器は、前記第２段の推進剤の孔に配置
   される請求項６記載の多段ロケットシステム。 ８、前記段は、推進剤が消費されたとき、前記繰縦段か
   ら分離される請求項７記載の多段ロケットシステム。 ９、前記操縦段に命令手段をさらに有し、前記第１段及
   び第２段のそれぞれの前記分離は前記命令手段の制御に
   よって行なわれる請求項８記載の多段ロケットシステム
   。 １０、円筒ケースと、第１の爆発ボルト手段と、第２の
   爆発ボルト手段とを有し、 前記円筒ケースは、前記第１段を有する第１の部分と、
   前記第２段を有する第２の部分とを有し、前記第１部分
   は前記円筒ケースの後方端にあり、前記操縦段は前記円
   筒ケースにその前方端で取付けられ、 前記第１爆発ボルト手段は、前記第１段を前記第２段か
   ら分離するため、前記第１円筒ケース部と前記第２円筒
   ケース部の間に配置され、 前記第２爆発ボルト手段は、前記第２段を前記操縦段か
   ら分離するため、前記円筒ケースの前方端と前記操縦段
   との間に配置される請求項９記載の多段ロケットシステ
   ム。