(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、１つのモータケース内に、燃焼面に着火延時層を被覆した内孔を持つ主ロケット用推進薬を配置し、該主ロケット用推進薬の内孔空間に射出用推進薬を配置したことを特徴とする一室型二段推力ロケットモータ。【選択図】  図１
2006226201.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、１つのモータケース内に、燃焼面に着火延時層を被覆した内孔を持つ主ロケット用推進薬を配置し、該主ロケット用推進薬の内孔空間に射出用推進薬を配置したことを特徴とする一室型二段推力ロケットモータ。
【請求項２】
主ロケット用推進薬と着火延時層との間に、主ロケット推進薬の点火を行うための点火層を設けた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】
ノズル入口部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用推進薬として用いた射出ロケット機能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】
また、該方式では、発射位置や飛翔経路の秘匿性を持たせるために、推進薬は煙の発生を抑制することを要求されることもある。
更に、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、二段推力を持つロケットしては、例えば特許文献１には、第１段ロケットモータケース前方の開口部と第２段ロケットモータケース後方のノズルとを接合することで２つのロケットモータを機軸方向直列に接合し、１つの点火装置によってほぼ同時に点火させるロケットにおいて、第２段推進薬の表層に燃焼速度の遅い層を設け、第２段推進薬燃焼の第二段ロケットモータの内圧を上げると共に第１段推進薬の燃焼終了後に第２段の着火を行うことが開示されている。
【０００４】
更に、特許文献２には、ノズルを持つ第１段燃焼室の前方に縮径部を介して第二燃焼室を機軸方向直列に接合し、第２段推進薬の内面を第１推進薬の燃焼熱では消失せずに第２段の燃焼熱で消失する隔膜で覆い、第１段推進薬燃焼後に第２段点火装置にて第２段推進薬を着火させることが開示されている。
上述のように、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。
その観点からすると、特許文献１及び特許文献２は、いずれも機軸方向に直列に２つのロケットモータを接合配置する構造であり、機軸方向長さの短小化には寄与しない。
【０００５】
また、特許文献１にある低燃焼速度層を用いる方式では、射出位置の秘匿性を考慮して推進薬としてダブルベース系推進薬を用いる場合、燃焼室圧力が低いと燃焼が不安定になるというダブルベース推進薬の性質上、主ロケット点火延時時間を設けると燃焼室圧力が低下して、主ロケットの着火が不安定になることが考えられる。
一方、低燃焼速度層として、延時時間中も燃焼室圧力が十分に保たれる材質を選定した場合、相当量の燃焼ガスが常時ノズルから噴出することになり、射手が高温高圧の燃焼ガスに曝されることになり、射手に対する安全性が問題となる。
【０００６】
また、特許文献２にある隔膜方式では、第１推進薬の燃焼温度を第２推進薬の燃焼温度よりも低く設定する必要があり、推進薬の選定に制限を受けるとともに、第２点火装置の取り付け姿勢にも制約があり、機軸方向長さの短小化に対して制約を受ける一因となる。
【特許文献１】特許第１７６００１５号公報
【特許文献１】特許第２７０８１０３号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
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】
【０００８】
本発明者は、前記の問題点を考慮し鋭意研究した結果、内孔を持つ主ロケット用推進薬の燃焼面に必要に応じて点火層を介して延時層を形成し、その内孔内に射出ロケット用推進薬を配置することで、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。
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、１つのモータケース内に、燃焼面に発火延時層を被覆した内孔を持つ主ロケット用推進薬を配置し、該主ロケット用推進薬の内孔空間に射出用推進薬を配置したことを特徴とする一室型二段推力ロケットモータ。
２．主ロケット用推進薬と発火延時層との間に、主ロケット推進薬の点火を行うための点火層を設けたことを特徴とする１．に記載の二段推力ロケットモータ。
３．ノズル入口部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用推進薬として用いた射出ロケット機能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】
【０００９】
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二段推力ロケットモータの小型軽量化が可能になった。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
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。
小径の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、多孔板をモータケースのノズル側に挿入することが好ましい。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。
【００１１】
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した、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。
前記推進薬の燃焼面には着火延時層が形成される。延時層は、燃焼速度の遅い材質により形成され点火信号に対して主ロケットモータの着火を遅らせるためのものであり、延時層の材質選定及び厚みの設計により主ロケットモータの着火延時時間を任意に設計することができる。延時層としては、好ましくは末端をイソシアネート化した分子量が500以上、より好ましくは分子量1000以上のゴム状のバインダ成分を用いることができる。
【００１２】
また、延時層と主ロケット推進薬との間には、主ロケット推進薬の着火を円滑に行うために、例えば点火薬の成分等からなる、点火層を設けることもできる。
主推進薬の内孔空間には、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、高比推力を持つダブルベース系の射出ロケット推進薬が配置されるが、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射出ロケット推進薬を用いることもできる。
射出ロケット推進薬は、延時層もしくは点火層に対して密接して、すなわち積層状態で配置することができるが、ロケットの性能設計によっては独立して棒状の推進薬を配置することもできる。
【００１３】
延時層の延時時間設計と、射出ロケット推進薬のグレイン形状設計との組み合わせにより、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り、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。
前部鏡板が、モータケースを封止する形で機軸前方に取り付けられ、内部には点火装置が組み込まれる。前記点火装置は、例えば、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、主ロケット推進薬の燃焼面には延時層が形成されているため、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】
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、本発明を実施例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。
［実施例１］
図１及び図２は本発明に基づく第１の実施例であり、図１は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はロケットモータ、２はノズル部、３は点火装置である。
モータケース１０は、直径40mm、長さ120mmの高張力アルミ製の筒状構造体であり、機軸後方にノズル部２を嵌合され、燃焼室１５を形成し、燃焼室１５の内面はインシュレータ１２により被覆される。ノズル部２には、高張力鋼製のノズルブロック２０の中央部後方にノズルクロージャ２２で封止されたノズル２１が形成されている。
【００１６】
燃焼室１５内には、丸孔を持つ円柱状の主推進薬１１の内孔面に延時層１３及び射出推進薬１６を積層した３層構造の推進薬が配置される。主推進薬１１及び射出推進薬１６はコンポジット系推進薬を用い、延時層１３としては末端をイソシアネート化したゴム状のバインダ成分を用いた。
点火装置３は、前部鏡板３０の中心部に鈍感型の点火スクイブ３１及び主点火薬３２を配置したものであり、モータケース１０の前方に、点火装置３を嵌合させ封止することにより、１つのロケットモータ１の内部に主推進薬１１、延時層１３及び射出推進薬１６を積層した推進薬を持つ、直径40mm、長さ140mm、質量500gの二段推力ロケットモータを得ることができる。
【００１７】
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、点火スクイブ３１が着火する。点火スクイブ３１は主点火薬３２に着火し、更に射出推進薬１６に着火する。
ロケットモータ１は、射出推進薬１６の燃焼により発生する燃焼ガスの圧力によりノズルクロージャ２２を開放し、ノズル２１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。また、射出推進薬１６は、燃焼を終了するとき延時層１３に着火する。
【００１８】
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、すなわち延時層１３のみが燃焼している間は、延時層１３は燃焼速度が遅く燃焼圧力も低いため推力はほとんど発生しない。延時層１３の燃焼を終了するとき、すなわち点火信号から一定延時時間経過後、延時層１３は主推進薬１１に着火する。
【００１９】
ロケットモータ１は、主推進薬１１の燃焼により発生する燃焼ガスをノズル２１から排出することで再び推力を発生させ、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−推力線図及び時間−モータケース内圧力線図であり、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。
【００２０】
［実施例２］
図４及び図５は本発明に基づく別の実施例であり、４図はロケットモータの機軸方向断面図、図５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、１０１はロケットモータ、１０２はノズル部、１０３は点火装置である。
モータケース１１０は、直径40mm、長さ120mmの高張力アルミ製の筒状構造体であり、機軸後方にノズル部１０２を嵌合され燃焼室１１５を形成する。ノズル部１０２は、高張力鋼製のノズルブロック１２０の中央部後方にノズルクロージャ１２２で封止されたノズル１２１が形成されており、中央部前方、すなわちノズル１３１の入口側に多孔板１２３が嵌合されている。
【００２１】
燃焼室１１５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１１２を施工され、且つ燃焼面すなわち内孔面及び後方端面に点火層１１４を介して延時層１１３を施工されたダブルベース系の主推進薬１１１が挿入される。更に、主推進薬１１１の内孔空間には、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１１６が７本挿入される。
点火装置１０３は、前部鏡板１３０の中心部に鈍感型の点火スクイブ１３１及び主点火薬１３２を配置したものであり、モータケース１１０の前方に、点火装置１０３を嵌合させ封止することにより、１つのロケットモータ１０１の内部に延時層１１３を施工した主推進薬１１１及び射出推進薬１１６を持つ、直径40mm、長さ140mm、質量500gの二段推力ロケットモータを得ることができる。
【００２２】
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、点火スクイブ１３１が着火する。点火スクイブ１３１は主点火薬１３２に着火し、更に射出推進薬１１６及び延時層１１３に着火する。
ロケットモータ１０１は、射出推進薬１１６の燃焼により発生する燃焼ガスの圧力によりノズルクロージャ１２２を開放し、ノズル１２１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。このとき、燃焼中に小さくなった射出推進薬１１６は、多孔板１２３があることによりノズル１２１から飛散することはない。
【００２３】
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、すなわち延時層１１３のみが燃焼している間は、延時層１１３は燃焼速度が遅く燃焼圧力も低いため推力はほとんど発生しない。延時層１１３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、延時層１１３は点火層１１４に着火し、更に主推進薬１１１に着火する。
ロケットモータ１０１は、主推進薬１１１の燃焼により発生する燃焼ガスをノズル１２１から排出することで再び推力を発生させ、該ロケットは飛翔を行う。
【産業上の利用可能性】
【００２４】
本発明は、小型軽量の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として好適に利用できる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】本発明の第１の実施例による、二段推力ロケットモータの機軸方向断面図である。
【図２】本発明の第１の実施例による、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】本発明の第１の実施例による、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。
【図４】本発明の第２の実施例による、二段推力ロケットモータの機軸方向断面図である。
【図５】本発明の第２の実施例による、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。
【符号の説明】
【００２６】
１・・・・・・・ロケットモータ
２・・・・・・・ノズル部
３・・・・・・・点火装置
１０・・・・・・モータケース
１１・・・・・・主推進薬
１２・・・・・・インシュレータ
１３・・・・・・延時層
１５・・・・・・燃焼室
１６・・・・・・射出推進薬
２０・・・・・・ノズルブロック
２１・・・・・・ノズル
２２・・・・・・ノズルクロージャ
３０・・・・・・前部鏡板
３１・・・・・・点火スクイブ
３２・・・・・・主点火薬
１０１・・・・・ロケットモータ
１０２・・・・・ノズル部
１０３・・・・・点火装置
１１０・・・・・モータケース
１１１・・・・・主推進薬
１１２・・・・・レストリクタ
１１３・・・・・延時層
１１４・・・・・点火層
１１５・・・・・燃焼室
１１６・・・・・射出推進薬
１２０・・・・・ノズルブロック
１２１・・・・・ノズル
１２２・・・・・ノズルクロージャ
１２３・・・・・多孔板
１３０・・・・・前部鏡板
１３１・・・・・点火スクイブ
１３２・・・・・主点火薬
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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