(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
固体推進薬を装填した燃焼室と、前記燃焼室における固体推進薬の燃焼により生じた燃焼ガスを噴射するノズルを備えた固体ロケットエンジンにおいて、前記固体推進薬の燃焼末期から燃焼室に対して燃料過剰の燃焼ガスの供給を開始するガス発生装置および外部における空気密度の減少につれて燃焼室に対して酸化剤の供給を開始する酸化剤供給装置を設け、前記燃焼室には、前記固体推進薬の燃焼末期に開放されかつ外部における空気密度の減少につれて閉塞される空気取入口を設けると共に前記ノズルを固体推進薬の燃焼末期に分離可能に支持するラムジェットノズルを設けたことを特徴とする固体ロケットエンジン。
【請求項２】
ガス発生装置は固体燃料と、固体燃料用点火器と、前記固体燃料の燃焼により生じた燃料過剰の燃焼ガスを燃焼室に対して噴射するノズルを具備している請求項１に記載の固体ロケットエンジン。
【請求項３】
酸化剤供給装置はタンクに充填した液体酸化剤と、ガス発生装置の燃焼圧力により作動するピストンと、前記ピストンに押圧された液体酸化剤を燃焼室に対して噴射するインジェクタを具備している請求項１または２に記載の固体ロケットエンジン。
【請求項４】
酸化剤供給装置はピストンの作動を制御するバルブを備えている請求項３に記載の固体ロケットエンジン。
【請求項５】
空気取入口はアクチュエータおよび前記アクチュエータの作動により回動するポートカバーを具備した取入口開閉機構により開放閉塞される請求項１ないし４のいずれかに記載の固体ロケットエンジン。
【請求項６】
外部空気密度検知手段を備えている請求項１ないし５のいずれかに記載の固体ロケットエンジン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、燃焼室に装填した固体推進薬の燃焼により生じた燃焼ガスをノズルから噴射して飛翔推力を得る固体ロケットエンジン（固体ロケットモータと称することもある。）に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来、このような固体ロケットエンジンとしては、例えば、図４に示すものがあり、この固体ロケットエンジン５１は、固体推進薬５２を装填した燃焼室５３を備えている。
【０００３】
燃焼室５３の前端中心には固体推進薬点火器５４が設けてあり、一方、後端部にはノズル５５が設けてあって、固体推進薬５２は、樹脂，金属および酸化剤を混合させてなっている。
【０００４】
この固体ロケットエンジン５１は、固体推進薬点火器５４による点火によって燃焼室５３内の固体推進薬５２を燃焼させ、これで生じる燃焼ガスをノズル５５から噴射することにより推力を得るものとなっている。
【０００５】
このような構造の固体ロケットエンジンは、例えば、「ロケット工学」  木村逸郎著  １９９３年１月２７日  株式会社養賢堂発行の第４６２頁〜第４６３頁に記載されている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、上記した従来の固体ロケットエンジン５１は、低層大気中から空気が稀薄な高層大気中あるいは宇宙空間に至るまで、固体推進薬５２を燃焼させて飛翔する、すなわち、固体推進薬５２の樹脂および金属を自らが有する酸化剤を用いて燃焼させて飛翔するため、低層大気中においては、周囲の空気を酸化剤として使用できない分だけ推進性能がよいとは言えないという問題があり、この問題を解決することが従来の課題となっていた。
【０００７】
【発明の目的】
本発明は、上記した従来の課題に着目してなされたもので、低層大気中から空気が稀薄な高層大気中あるいは宇宙空間に至るまで、飛翔環境に応じた効率の良い推進が可能である固体ロケットエンジンを提供することを目的としている。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明の請求項１に係わる発明は、固体推進薬を装填した燃焼室と、前記燃焼室における固体推進薬の燃焼により生じた燃焼ガスを噴射するノズルを備えた固体ロケットエンジンにおいて、前記固体推進薬の燃焼末期から燃焼室に対して燃料過剰の燃焼ガスの供給を開始するガス発生装置および外部における空気密度の減少につれて燃焼室に対して酸化剤の供給を開始する酸化剤供給装置を設け、前記燃焼室には、前記固体推進薬の燃焼末期に開放されかつ外部における空気密度の減少につれて閉塞される空気取入口を設けると共に前記ノズルを固体推進薬の燃焼末期に分離可能に支持するラムジェットノズルを設けた構成としたことを特徴としており、このような固体ロケットエンジンの構成を前述した従来の課題を解決するための手段としている。
【０００９】
また、本発明の請求項２に係わる固体ロケットエンジンにおいて、ガス発生装置は固体燃料と、固体燃料用点火器と、前記固体燃料の燃焼により生じた燃料過剰の燃焼ガスを燃焼室に対して噴射するノズルを具備している構成としており、固体燃料には、例えば、若干の酸化剤を含んだコンポジット推進薬やアジ化ポリマを使用する。
【００１０】
さらに、本発明の請求項３に係わる固体ロケットエンジンにおいて、酸化剤供給装置はタンクに充填した液体酸化剤と、ガス発生装置の燃焼圧力により作動するピストンと、前記ピストンに押圧された液体酸化剤を燃焼室に対して噴射するインジェクタを具備している構成とし、本発明の請求項４に係わる固体ロケットエンジンにおいて、酸化剤供給装置はピストンの作動を制御するバルブを備えている構成としており、この場合、液体酸化剤には、例えば、ＮＴＯ（四酸化二窒素）や一酸化二窒素や硝酸や過酸化水素を使用する。
【００１１】
さらにまた、本発明の請求項５に係わる固体ロケットエンジンにおいて、空気取入口はアクチュエータおよび前記アクチュエータの作動により回動するポートカバーを具備した取入口開閉機構により開放閉塞される構成とし、本発明の請求項６に係わる固体ロケットエンジンは、外部空気密度検知手段を備えている構成としている。
【００１２】
【発明の作用】
本発明の請求項１および２に係わる固体ロケットエンジンでは、まず、固体推進薬に点火して燃焼させ、燃焼ガスをノズルから噴射して初期加速を行う。
【００１３】
次いで、固体推進薬が燃焼末期となった段階において、ノズルをラムジェットノズルから分離すると共に空気取入口を開放し、これと同時に、ガス発生装置を作動させて燃焼室に対する燃料過剰の燃焼ガスの供給を開始して、空気取入口から導入されてラム圧により圧縮された外部空気と燃料過剰の燃焼ガスとを燃焼室において混合燃焼させ、これにより生じた燃焼ガスをラムジェットノズルから噴射してラムジェット作動状態となる。
【００１４】
そして、外部における空気密度が減少した段階において、空気取入口を閉塞すると共に酸化剤供給装置を作動させて燃焼室に対する酸化剤の供給を開始し、ガス発生装置から供給された燃料過剰の燃焼ガスと酸化剤とを燃焼室において混合燃焼させて、その燃焼ガスをラムジェットノズルから噴射してガスハイブリッドロケット作動状態となる。
【００１５】
したがって、この固体ロケットエンジンでは、初期加速を固体推進薬の燃焼により行い、低層大気中から空気が稀薄な高層大気中に至るまでをラムジェット作動により飛翔し、宇宙空間ではガスハイブリッドロケット作動により航行するので、低層大気中から宇宙空間に至るまで、飛翔環境に応じた効率の良い推進が実現することとなる。加えて、ガス発生装置は、ラムジェット作動状態およびガスハイブリッドロケット作動状態のいずれの状態においても燃料過剰の燃焼ガスを供給することから、各々の状態個々のガス発生装置を設ける必要がなく、その分だけ重量の軽減が図られることとなる。
【００１６】
本発明の請求項３に係わる固体ロケットエンジンでは、上記した構成としているので、タンク内を加圧する装置を別個に設けることなく、液体酸化剤の燃焼室に対する供給が容易になされることとなり、本発明の請求項４に係わる固体ロケットエンジンでは、宇宙空間におけるガスハイブリッドロケット作動時の推力制御が簡単に行われることとなる。
【００１７】
本発明の請求項５に係わる固体ロケットエンジンでは、空気取入口の開閉が簡単かつ確実に行われることとなり、本発明の請求項６に係わる固体ロケットエンジンでは、外部における空気密度が減少したときに、すなわち、ラムジェットの有効作動高度および速度が限界に達したときに、ラムジェット作動状態からガスハイブリッドロケット作動状態に速やかに移行することとなり、より一層効率の良い推進が実現することとなる。
【００１８】
【実施例】
図１ないし図３は本発明に係わる固体ロケットエンジンの一実施例を示している。
【００１９】
図１に示すように、この固体ロケットエンジン１は、ブースタ推進薬２を装填した燃焼室３を有しており、この燃焼室３の前端側には、燃焼室３に設けたポート３ａを介して内部と連通する空気取入口４が円周方向の複数箇所に配設してある。これらの空気取入口４を設けた箇所には、アクチュエータ５ａおよびポートカバー５ｂを具備した空気取入口開閉機構５が１組ずつ配設してあり、空気取入口開閉機構５は、アクチュエータ５ａの作動によりポートカバー５ｂを回動させて、ポート３ａを閉塞開放するようになっている。
【００２０】
一方、燃焼室３の後端部には、中心にブースタ推進薬用点火装置６を分離可能に装着したブースタノズル７とラムジェットノズル８とが同心状に設けてあり、ラムジェットノズル８は、空気取入口開閉機構５の作動と連動する分離継手９を介してブースタノズル７を分離可能に支持している。
【００２１】
この場合、空気取入口開閉機構５は、図２に示すように、ブースタ推進薬２が燃焼末期となった段階において作動して、ブースタノズル７をラムジェットノズル８から分離すると共に空気取入口４を開放し、外部における空気密度の減少につれて再作動して空気取入口４を閉塞するように制御されるものとなっている。
【００２２】
また、この固体ロケットエンジン１は、燃焼室３の前方に、ガス発生装置１０を備えており、このガス発生装置１０は、ケース１１内に装填された固体燃料１２と、固体燃料用点火器１３と、固体燃料１２の燃焼により生じた燃料過剰の燃焼ガスを燃焼室３に対して噴射するノズル１４を具備している。
【００２３】
このガス発生装置１０は、ブースタ推進薬２が燃焼末期となった段階において、燃焼室３に対する燃料過剰の燃焼ガスの供給を開始して、この燃焼ガスと空気取入口４から導入されてラム圧により圧縮された外部空気とを混合燃焼させることにより、固体ロケットエンジン１にラムジェット作動を行わせるようになっている。
【００２４】
さらに、この固体ロケットエンジン１は、酸化剤供給装置２０を備えている。この酸化剤供給装置２０は、ガス発生装置１０のケース１１よりも前方に位置するタンク２１に充填した液体酸化剤２２と、タンク２１内に設けられてガス発生装置１０のケース１１に連通するチューブ２３を介して導入されるケース１１内の燃焼圧力により作動するピストン２４と、燃焼室３の前端隔壁３ｂに一体で設けられて圧送チューブ２５を介してタンク２１と連通するインジェクタ２６を具備しており、圧送チューブ２５のインジェクタ２６寄りの部分には、ピストン２４の作動を制御するバルブ２７を備えている。
【００２５】
この酸化剤供給装置２０は、図３に示すように、外部における空気密度が減少した段階においてバルブ２７を開き、これにより、チューブ２３を介してタンク２１内に導入されているケース１１内の燃焼圧力によってピストン２４を作動させ、このピストン２４に押圧された液体酸化剤２２をインジェクタ２６から燃焼室３に対して噴射することにより、固体ロケットエンジン１にガスハイブリッドロケット作動を行わせるようになっている。
【００２６】
さらにまた、この固体ロケットエンジン１は、外部空気密度検知手段としてのピトー管３０を頭部寄りの部分に備えており、対気速度から外部の空気密度を検知して、上記ラムジェット作動状態からガスハイブリッドロケット作動状態に速やかに移行させるようにしている。
【００２７】
このような構造の固体ロケットエンジン１では、まず、ブースタ推進薬用点火装置６によりブースタ推進薬２に点火し、このブースタ推進薬２の燃焼室３内における燃焼により生じる燃焼ガスをブースタ推進薬用点火装置６が除去されたブースタノズル７から噴射することによって発進しそして初期加速する。
【００２８】
続いて、ブースタ推進薬２の燃焼末期になると、図２に示すように、空気取入口開閉機構５の作動により分離継手９の部分でブースタノズル７が分離すると同時に、ポートカバー５ｂが回動してポート３ａを開放し、これに合わせてガス発生装置１０において、固体燃料用点火器１３による固体燃料１２への点火がなされ、固体燃料１２の燃焼により生じた燃料過剰の燃焼ガスがノズル１４から燃焼室３内に噴射される。
【００２９】
次いで、噴射された燃料過剰の燃焼ガスと空気取入口４より導入されてラム圧により圧縮された空気とが燃焼室３において混合燃焼し、これにより生じた燃焼ガスをラムジェットノズル８から噴射してラムジェット作動状態となる。
【００３０】
そして、空気が稀薄な高層域に到達して、外部における空気密度の減少をピトー管３０が検知すると、図３に示すように、空気取入口開閉機構５が再作動して空気取入口４を閉塞すると共に、酸化剤供給装置２０において、バルブ２７が開かれ、これにより、チューブ２３を介してタンク２１内に導入されているケース１１内の燃焼圧力によってピストン２４が図示右方向に移動し、このピストン２４に押圧された液体酸化剤２２がインジェクタ２６から燃焼室３内に噴射される。
【００３１】
続いて、燃焼室３において、この液体酸化剤２２とガス発生装置１０から供給された燃料過剰の燃焼ガスとが混合燃焼し、これにより生じた燃焼ガスをラムジェットノズル８から噴射してガスハイブリッドロケット作動状態となる。
【００３２】
このとき、酸化剤供給装置２０におけるバルブ２７の開度を調節すれば、推力制御が簡単に行われることとなる。
【００３３】
したがって、この固体ロケットエンジン１では、初期加速をブースタ推進薬２の燃焼により行い、低層大気中から空気が稀薄な高層大気中に至るまでをラムジェット作動により飛翔し、宇宙空間ではガスハイブリッドロケット作動により航行するので、低層大気中から宇宙空間に至るまで、飛翔環境に応じた効率の良い推進が実現することとなる。
【００３４】
加えて、ガス発生装置１０は、ラムジェット作動状態およびガスハイブリッドロケット作動状態のそれぞれ状態において、燃料過剰の燃焼ガスを常時供給することから、各状態個々においてガス発生装置１０を設ける必要がなく、その分だけ重量の軽減が図られることとなる。
【００３５】
また、この実施例における固体ロケットエンジン１では、その頭部寄りの部分に、外部空気密度検知手段としてのピトー管３０を備えていることから、ラムジェットの有効作動高度および速度が限界に達したときに、ラムジェット作動状態からガスハイブリッドロケット作動状態に速やかに移行することとなり、より一層効率の良い推進が実現することとなる。
【００３６】
なお、本発明に係わる固体ロケットエンジンの詳細な構成は、上記した実施例に限定されるものではない。
【００３７】
【発明の効果】
以上説明してきたように、本発明の請求項１および２に係わる固体ロケットエンジンでは、上記した構成としたから、初期加速を固体推進薬の燃焼により行い、低層大気中から空気が稀薄な高層大気中に至るまでをラムジェット作動により飛翔し、宇宙空間ではガスハイブリッドロケット作動により航行することができるので、低層大気中から宇宙空間に至るまで、飛翔環境に応じた効率の良い推進が可能であるという著しく優れた効果がもたらされるうえ、ガス発生装置をラムジェット作動状態およびガスハイブリッドロケット作動状態のいずれの状態においても使用することから、各々の状態個々にガス発生装置を設ける必要がなく、その結果、重量の軽減をも実現できるという著しく優れた効果がもたらされる。
【００３８】
また、本発明の請求項３に係わる固体ロケットエンジンでは、上記した構成としているので、タンク内を加圧する装置を別個に設けることなく、液体酸化剤の燃焼室に対する供給を簡単に行うことができ、本発明の請求項４に係わる固体ロケットエンジンでは、宇宙空間におけるガスハイブリッドロケット作動時の推力制御を簡単に行うことが可能であるという著しく優れた効果がもたらされる。
【００３９】
さらに、本発明の請求項５に係わる固体ロケットエンジンでは、上記した構成としているので、空気取入口の開閉を簡単かつ確実に行うことができ、本発明の請求項６に係わる固体ロケットエンジンでは、ラムジェット作動状態における有効作動高度および速度が限界に達したときに、ガスハイブリッドロケット作動状態への速やかな移行が可能であることから、より一層効率の良い推進が実現できるという著しく優れた効果がもたらされる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係わる固体ロケットエンジンの一実施例を示す作動前の断面説明図である。
【図２】図１における固体ロケットエンジンのラムジェット作動状態を示す断面説明図である。
【図３】図１における固体ロケットエンジンのガスハイブリッド作動状態を示す断面説明図である。
【図４】従来の固体ロケットエンジンの断面説明図である。
【符号の説明】
１  固体ロケットエンジン
２  ブースタ推進薬（固体推進薬）
３  燃焼室
４  空気取入口
５  空気取入口開閉機構
５ａ  アクチュエータ（空気取入口開閉機構）
５ｂ  ポートカバー（空気取入口開閉機構）
７  ブースタノズル（ノズル）
８  ラムジェットノズル
１０  ガス発生装置
１２  固体燃料（ガス発生装置）
１３  固体燃料用点火器（ガス発生装置）
１４  ノズル（ガス発生装置）
２０  酸化剤供給装置
２１  タンク（酸化剤供給装置）
２２  液体酸化剤（酸化剤供給装置）
２４  ピストン（酸化剤供給装置）
２６  インジェクタ（酸化剤供給装置）
２７  バルブ（酸化剤供給装置）
３０  ピトー管（外部空気密度検知手段）
【図１】
0003717002.tif 000002
【図２】
0003717002.tif 000003
【図３】
0003717002.tif 000004
【図４】
0003717002.tif 000005