(57)【要約】【課題】  射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、所定の延時時間後に主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る、携行型誘導弾システムに用いられる二段推力ロケットモータの更なる小型軽量化。【解決手段】  射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る二段推力ロケットモータにおいて、主モータケース内側に前方端を開放した内筒モータケースを挿入し、外側の主モータケース及び内筒モータケースを１つの前部鏡板で封止することで１つの燃焼室を同心円管状に２つの燃焼室に区切り、一方の燃焼室を射出ロケット燃焼室、他方の燃焼室を主ロケット燃焼室としたことを特徴とする二室型二段推力ロケットモータ。【選択図】  図１
2006226202.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る二段推力ロケットモータにおいて、主モータケース内側に前方端を開放した内筒モータケースを挿入し、外側の主モータケース及び内筒モータケースを１つの前部鏡板で封止することで１つの燃焼室を同心円管状に２つの燃焼室に区切り、一方の燃焼室を射出ロケット燃焼室、他方の燃焼室を主ロケット燃焼室としたことを特徴とする二室型二段推力ロケットモータ。
【請求項２】
主ロケット点火機構に延時機能を持たすことで、１つの点火信号にて射出ロケット点火装置の作動から一定延時時間を設けた後、主ロケット点火装置を作動させることを特徴とする請求項１に記載の二段推力ロケットモータ。
【請求項３】
射出ロケット燃焼室のノズル側に多孔板を用いることで、少なくとも１つ以上の小径の推進薬を射出ロケット推進薬として用いた射出ロケットモータを持つことを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の二段推力ロケットモータ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、所定の延時時間後に主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る、携行型誘導弾システムに用いられる二段推力ロケットモータに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来の射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る方式の携行型ロケットモータは、主ロケットモータの機軸後方に射出用ロケットモータを配置した構造である。
該方式のロケットモータは、射手に対する安全性確保の観点から、射出機構から発射される際、射出ロケットは射出機構内で燃焼を完了させ、ある一定距離を慣性飛行した後、主ロケットの点火が行われ、飛翔推力を得ることが望ましい。
このため、射出ロケットの性能は高推力を発生させると共に短時間で燃焼を完了させることが要求され、且つ射出から主ロケットの点火までにはある一定の延時時間を持つことが要求される。
【０００３】
さらに、人員が携行することを考慮すると、小型軽量であることが望まれるが、機軸方向に主ロケットモータと射出ロケットモータを直列に配置する場合、更なる小型軽量化を行うには特に機軸方向の短小化に限界があった。
なお、他の用途で使われるロケットではあるが、２つの燃焼室を持つロケット構造としては、例えば特許文献１にあるような主燃焼室内に副燃焼室を挿入し、副燃焼室をブリードモータとして使用することを特徴とした方法も考案されている。
更に、特許文献２では、中心ロケットモータの外周に更にロケットモータを設け、中心ロケットのガス噴流と外周ロケットのガス噴流とを併用組み合わせて用いることを特徴とした方法も考案されている。
【０００４】
前述の通り、射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、主ロケットを点火させる方式のロケットモータは、更なる小型軽量化を行うには、特に機軸方向長さの短小化に限界があった。
特許文献１及び特許文献２に見られる主燃焼室の中に副燃焼室を隔成する構造を用いると、機軸方向長さの短小化が図れるが、いずれの構造も密閉独立した副燃焼室を主燃焼室に挿入しているため、主燃焼室の燃焼ガスが副燃焼室前方の空間に入り込み、燃焼ガス圧力により副燃焼室が座屈を起こすことが予想される。座屈を防止するためには、副燃焼室の壁厚みを厚くする必要があり、機軸方向長さの短小化が図れる一方で質量が大きくなるという問題がある。
【特許文献１】特開昭６１−２１８７５６号公報
【特許文献２】特開昭３３−８７０４号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明は、射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、所定の延時時間後に主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る、携行型誘導弾システムに用いられる二段推力ロケットモータの更なる小型軽量化を目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明者は、前記の問題点を考慮し鋭意研究した結果、主モータケース内部へ筒状の副モータケースを前方を開放した状態で挿入することで２つの空間に区切り、１つの前部鏡板にて両モータケースを各々封止することで、独立した２つの燃焼室を形成すると同時に、副燃焼室の機軸前方に主燃焼室の燃焼ガスが入り込む空間が生じない構造を得ることで、主軸方向の短小化を図ると同時に軽量化を図ることが可能となることを見出し、本発明を達成した。
【０００７】
すなわち、本発明は、下記の通りである。
１．射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る二段推力ロケットモータにおいて、主モータケース内側に前方端を開放した内筒モータケースを挿入し、外側の主モータケース及び内筒モータケースを１つの前部鏡板で封止することで１つの燃焼室を同心円管状に２つの燃焼室に区切り、一方の燃焼室を射出ロケット燃焼室、他方の燃焼室を主ロケット燃焼室としたことを特徴とする二室型二段推力ロケットモータ。
２．主ロケット点火機構に延時機能を持たすことで、１つの点火信号にて射出ロケット点火装置の作動から一定延時時間を設けた後、主ロケット点火装置を作動させることを特徴とする１．に記載の二段推力ロケットモータ。
３．射出ロケット燃焼室のノズル側に多孔板を用いることで、少なくとも１つ以上の小径の推進薬を射出ロケット推進薬として用いた射出ロケットモータを持つことを特徴とする１．又は２．に記載の二段推力ロケットモータ。
【発明の効果】
【０００８】
本発明により、射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、所定の延時時間後に主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る、携行型誘導弾システムに用いられる、小型軽量の二段推力ロケットモータを得ることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
以下、本発明について、特にその好ましい態様を中心に、説明する。
本発明に用いる主モータケースは、高張力鋼、高張力アルミ、高張力チタン等の高張力金属により形成されることが好ましく、ほぼ円筒状の構造体であることが好ましい。また、機軸後方に燃焼室で発生した燃焼ガスを排出するための少なくとも1つ以上のノズルを持つが、主燃焼室用ノズルとして少なくとも1つ以上、且つ副燃焼室用ノズルとして少なくとも１つ以上の各々のノズルを持つことが望ましい。より望ましくは、主燃焼室用ノズル、及び副燃焼室用ノズルのそれぞれが機軸に対して対称であればなお良い。
【００１０】
副モータケースは、高張力鋼、高張力アルミ、高張力チタン等の高張力金属により形成された前方が開放されたほぼ円筒状構造体であることが好ましく、必要に応じて内外両面若しくはいずれかの面にインシュレータを施工された後、主モータケースと中心軸を合わせて挿入されることで、副モータケース内部に副燃焼室、主モータケースと副モータケースの間の空間に主燃焼室を形成する。以下の説明では、外環の主燃焼室を主ロケット燃焼室、中央の副燃焼室を射出ロケット燃焼室とするが、外環の主燃焼室を射出ロケット燃焼室、中央の副燃焼室を主ロケット燃焼室として用いることもできる。
【００１１】
主ロケット燃焼室内には、例えば、発射地点及び飛翔経路の秘匿性を考慮し、高燃焼速度、高比推力を持つ内孔面及び後方端面を燃焼面とする、副モータケース外径よりも十分に大きな内孔を持つ円柱状のダブルベース系の主ロケット推進薬を配置するが、特に秘匿性を要求されない場合は、同様の特性を持つコンポジット系の主ロケット推進薬を用いることもできる。
射出ロケット燃焼室内には、例えば、発射地点の秘匿性を考慮し、且つ高推力を得ると共に短時間で燃焼を完了させるために、高燃焼速度、高比推力を持つ全面燃焼型の内孔を持つ棒状のダブルベース系射出ロケット推進薬が配置されるが、特に秘匿性が要求されない場合は、同様の特性を持つコンポジット系の射出ロケット推進薬を用いることもできる。
【００１２】
小径推進薬を燃焼室内部に接着等の固定を行わずに配置する場合には、燃焼中の推進薬がノズルより外部へ飛散することを防止するために、多孔板がモータケースのノズル側に挿入される。多孔板は、例えば、金属製の円盤に少なくとも１つ以上の穴を開けたものであるが、モータケースと一体で形成することもできる。
前部鏡板は、主モータケース及び副モータケースの両者を封止する形で機軸前方に取り付けられ、内部に点火装置が組み込まれる。
【００１３】
前記点火装置は、例えば、主ロケット及び射出ロケットの各々で鈍感型の点火スクイブにより主点火薬に着火させ、更に推進薬に着火させるものであるが、主ロケット用の点火装置の点火スクイブと主点火薬の間に延時薬等を用いて延時機能を持たすことで、１つの点火信号により射出ロケット推進薬の着火後、一定延時時間をおいた後に主ロケット推進薬に着火することができる。
【００１４】
延時薬は、材質選定及び形状設計により主ロケット推進薬の着火延時時間を任意に設計することが可能であり、更に射出ロケット推進薬のグレイン設計と組み合わせることで、射出ロケット推進薬の燃焼と主ロケット推進薬の燃焼との相対時間を任意に設計することが可能となる。例えば、射出ロケット推進薬燃焼終了後、一定延時時間経過後に主ロケット推進薬を着火させることも可能であり、また例えば、射出推進薬燃焼終了直前に主ロケット推進薬を着火させることも可能である。
本発明により、直径150mm以下、機軸長さ300mm以下、質量2kg以下の携行型誘導弾システムに用いられる小型軽量の二段推力ロケットモータは言うまでもなく、直径50mm以下、機軸長さ200mm以下、質量1kg以下のさらに小型軽量の二段推力ロケットモータをも得ることができる。
【実施例】
【００１５】
以下、本発明の実施例を図１及び図２に基づいて説明するが、本発明はこれらの実施例により限定されるものではない。
図１は本発明に基づくロケットモータの機軸方向断面図、図２は同ロケットモータの機軸に対して垂直方向断面図であり、１は主ロケットモータ、２は射出ロケットモータ、３はノズル部、４は点火装置である。
【００１６】
主モータケース１０は、ノズル部３と一体で形成された直径40mm、長さ130mmの高張力鋼製の筒状構造体であり、ノズル部３には、ノズルブロック３０に主ロケット用ノズル３１及び射出ロケット用ノズル３６が形成されている。射出ロケット用ノズル３６はノズルブロック３０の中央部に、主ロケット用ノズル３１は射出ロケット用ノズル３６を挟む形で機軸を中心として対称に２個配置されており、ノズル３１及びノズル３６は各々ノズルクロージャ３２及びノズルクロージャ３７により封止されている。
【００１７】
射出モータケース２０は、後方端に多孔板２２を一体で形成し、前方端は開口した直径20mm、長さ110mmの高張力鋼製の筒状構造体であり、内面にインシュレータ２３、外面にインシュレータ２４を施工した後、ノズルブロック３０の内側中央部、すなわち射出ロケット用ノズル３６の入口側に機軸を合わせて嵌合され、主ロケット燃焼室１３の内側に射出ロケット燃焼室２５を形成する。
主ロケット燃焼室１３内には、丸孔を持つ円柱状で、外面及び前方端面にレストリクタ１２を施工したダブルベース系の主推進薬１１が挿入される。射出ロケット燃焼室２５内には、短時間で高推力を得るために、丸孔を持つ棒状の全面燃焼型ダブルベース系の射出推進薬２１が７本挿入される。
【００１８】
点火装置４は、前部鏡板４０の中心部に射出ロケット用の鈍感型の点火スクイブ４６及び主点火薬４７を配置し、周辺部に主ロケット用の鈍感型の点火スクイブ４１及び環状の主点火薬４２を配置したものであり、主ロケット用の点火スクイブ４１と主点火薬４２の間に延時薬４３を装填してある。また、前部鏡板４０の後方面には、射出モータケース２０の開放端と嵌合するように加工がなされている。
主モータケース１０及び射出モータケース２０の前方に、点火装置４を各々のモータケースに嵌合させ封止することにより、主ロケットモータ１の内部に射出ロケットモータ２を持つ、直径40mm、長さ145mm、質量500gの二室型二段推力ロケットモータを得ることができる。
【００１９】
続いて、同図を用いて本実施例によるロケットモータの作用について説明する。
図示しない外部からの１つの点火信号及び点火電力により、主ロケット用の点火スクイブ４１及び射出ロケット用の点火スクイブ４６が着火する。射出ロケット用の点火スクイブ４６は射出ロケット用の主点火薬４７に着火し、更に射出推進薬２１に着火する。また同時に主ロケット用の点火スクイブ４１は延時薬４３に着火する。
射出ロケット２は、射出推進薬２１の燃焼により発生する燃焼ガスの圧力により射出ロケット用のノズルクロージャ３７を開放し、射出ロケット用ノズル３６から燃焼ガスを排出することで推力を発生させ、該ロケットは図示しない射出機構から発射される。
【００２０】
図示しない射出機構から発射された後、該ロケットが慣性飛行を継続する間に、延時薬４３の燃焼完了時、すなわち点火信号から一定延時時間経過後、延時薬４３は主ロケット用の主点火薬４２に着火し、更に主推進薬１１に着火する。
主ロケット１は、主推進薬１１の燃焼により発生する燃焼ガスの圧力により主ロケット用のノズルクロージャ３２を開放し、主ロケット用ノズル３１から燃焼ガスを排出することで推力を発生させ、該ロケットは飛翔を行う。
図３は、該ロケットの性能の１つを示す時間−推力曲線であり、射出ロケットの射出推力を得た後、一定の延時時間経過後に主ロケットの飛翔推力が得られることが分かる。
【産業上の利用可能性】
【００２１】
本発明は、携行型誘導弾システムに用いられる小型軽量の二段推力ロケットモータとして好適に利用できる。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明の一実施例による二室型二段推力ロケットモータの機軸方向断面図である。
【図２】本発明の一実施例による二室型二段推力ロケットモータ胴部の機軸垂直方向断面図である。
【図３】本発明の一実施例による二室型二段推力ロケットモータの性能の一つを示す時間−推力曲線である。
【符号の説明】
【００２３】
１・・・・・・・主ロケットモータ
２・・・・・・・射出ロケットモータ
３・・・・・・・ノズル部
４・・・・・・・点火装置
１０・・・・・・主モータケース
１１・・・・・・主推進薬
１２・・・・・・レストリクタ
１３・・・・・・主燃焼室
２０・・・・・・射出モータケース
２１・・・・・・射出推進薬
２２・・・・・・多孔板
２３、２４・・・インシュレータ
２５・・・・・・射出燃焼室
３０・・・・・・ノズルブロック
３１、３６・・・ノズル
３２、３７・・・ノズルクロージャ
４０・・・・・・前部鏡板
４１、４６・・・点火スクイブ
４２、４７・・・主点火薬
４３・・・・・・延時薬
【図３】
2006226202.tif 000003
【図１】
2006226202.tif 000004
【図２】
2006226202.tif 000005