(57)【要約】【課題】  推進薬の不安定燃焼又は燃焼圧力の低下を抑え、飛翔体の射程距離の延長、高速度化等の飛翔性能を向上させることができるノズルレスロケットを提供する。【解決手段】  ノズルレスロケットは、筒状をなす燃焼ケース１の前部に点火装置２が設けられ、燃焼ケース１内の燃焼室３に第１推進薬４及び第２推進薬５が層状に充填され、第１推進薬４の中心部には燃焼ケース１の中心軸線６方向に延びる内孔７を備えている。そして、中心軸線６方向の各位置で内孔７を形成する第１推進薬４の内表面４ｂから半径方向に燃焼ケース１の内壁面１ａに到るまでの燃焼時間の和が同じになるように構成される。このノズルレスロケットは、ダクテッドロケットエンジンに適用されるブースターとして好適に用いられる。【選択図】      図１
2006152917.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
筒状をなす燃焼ケースの前部には点火装置が設けられ、燃焼ケース内の燃焼室には推進薬が充填され、その推進薬の中心部には燃焼ケースの中心軸線方向に延びる内孔を備えたノズルレスロケットにおいて、
少なくとも２種の推進薬が中心軸線方向の全領域又は一部領域にわたって半径方向に層状に充填され、中心軸線方向の各位置で内孔を形成する推進薬の内表面から半径方向に燃焼ケースの内壁面に到るまでの燃焼時間の和が同じになるように構成することを特徴とするノズルレスロケット。
【請求項２】
少なくとも２種の推進薬を構成する各推進薬の半径方向の厚みが、推進薬の組成、推進薬が充填される燃焼室の直径と長さ、及び内孔の断面積と長さに基づいて設定されることを特徴とする請求項１に記載のノズルレスロケット。
【請求項３】
前部には燃料ガスを発生するガス発生器が設けられ、後部には請求項１又は請求項２に記載のノズルレスロケットが設けられるとともに、側部には空気取り込み用ダクトが設けられ、ガス発生器からの燃料ガスと空気取り込み用ダクトからの空気とが混合されて燃焼するダクテッドロケットエンジンに適用されるブースターとして用いられることを特徴とするノズルレスロケット。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ノズルレスロケット及びそれをブースター（補助推進装置）とするダクテッドロケットエンジン用のノズルレスロケットに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
通常のロケットの構成部品であるノズルを有しないノズルレスロケットが、部品点数を減らすことによる構造の簡素化に基づく信頼性向上の観点から、従来より提案されてきた。このようなノズルレスロケットとしては、図１２に示すものが知られている（例えば、非特許文献１を参照）。
【０００３】
すなわち、図１２に示すように、円筒状をなす燃焼ケース３１の前端には、点火薬３２とスクイブ３３とからなる点火装置３４が取り付けられている。燃焼ケース３１内の燃焼室３５内には推進薬３６が充填され、この推進薬３６の中心、すなわち燃焼ケース３１の中心軸３７方向には円孔３８が形成されている。このノズルレスロケットはスクイブ３３により点火薬３２が発火し、その発火ガスにより推進薬３６の内面３６ａが着火燃焼する。その後、発生する燃焼ガスは推進薬３６の円孔３８を流速及び流量を増加させながら流れ、後方にその燃焼ガスを高速で噴出することにより推力を発生させる。
【０００４】
しかしながら、このようなノズルレスロケットでは以下のような問題がある。
推進薬３６の円孔３８を流れる燃焼ガスは、図１３に示すように前端から後端に向かって流速は増大し、圧力は減少する。一方、推進薬３６の燃焼速度は、燃焼表面の燃焼ガスの圧力と流速の影響を受け、図１４（ａ）に示すように燃焼ガスによる圧力が増加するにつれて燃焼速度は増加し、加えて図１４（ｂ）に示すように表面に燃焼ガス流が存在する場合には、燃焼ガスの流速が増加するにつれてさらに燃焼速度が増加する。
【０００５】
このような状況の下で、表面を流れる燃焼ガスの流速の増加による推進薬３６の燃焼速度増加の程度が、燃焼ガスの圧力の減少による燃焼速度の減少の程度より大きい場合には、中心軸３７方向に燃焼速度は一様とならず、前部が遅く燃焼し、後部が速く燃焼する。逆に、表面を流れる燃焼ガスの流速の増加による推進薬３６の燃焼速度増加の程度が、燃焼ガスの圧力の減少による燃焼速度の減少の程度より小さい場合には、中心軸３７方向に燃焼速度は一様とならず、前部が速く燃焼し、後部は遅く燃焼する。
【０００６】
この結果、例えば図１５に示すように、推進薬３６の形状は、着火後t1、t2、t3、t4、t5時点と変化していき、推進薬３６の一部の円孔３８を形成する推進薬３６の内面３６ａが燃焼ケース３１の内周面３１ａに到達するt3時点以後は、燃焼面積、ひいては燃焼圧力の低下が顕著になる。そして、低い圧力領域における固体ロケットモータに特有な図１６（ａ）及び（ｂ）に示すような不安定燃焼を生じたり、燃焼が中断して推進薬３６が残存する。その結果、飛翔体の速度が十分ではなかったり、振動により構成部品に損傷を与えたりするという問題があった。
【０００７】
さらに、近年ではダクテッドロケットエンジンにおいて、ブースターロケットにより飛翔体を加速した後、ブースターロケットのノズルを分離する必要のないノズルレスロケットがダクテッドロケットエンジン用のブースターロケットとして図１７に示すようなものが提案されている（例えば、非特許文献２を参照）。
【０００８】
すなわち、図１７に示すように、ダクテッドロケットエンジン４１の前部にはガス発生器４３が配設され、後部には燃焼室３５（２次燃焼室）を有するノズルレスロケット４５が配設され、それらの間には両者間に連通される噴射孔４６とそこを通る燃焼ガス流量を制御する流量制御装置４７とが設けられている。ダクテッドロケットエンジン４１の側部には、空気取り込み用ダクト４８が設けられ、燃焼室３５に空気を導入するように構成されている。この空気取り込み用ダクト４８の燃焼室３５への入口にはポートカバー４９が設けられ、所定の時点で破壊され空気が燃焼室３５へ取り込まれるようになっている。燃焼ケース３１の内周部には図示しない断熱材が配置され、その内側が燃焼室３５となり、燃焼室３５に推進薬３６が充填されるようになっている。ダクテッドロケットエンジン４１の後端にはダクテッドロケットエンジン用のラムノズル５０が設けられている。
【０００９】
そして、点火装置３４の作動により、燃焼室３５に収容された推進薬３６が着火燃焼し、発生する推力により飛翔体が所定の速度まで加速される。その後、ポートカバー４９が解放され、空気取り込み用ダクト４８を通して空気が圧縮されて燃焼室３５内に取り込まれる。それと同時に、燃焼室３５の前方に配置されたガス発生器４３の作動が開始され、発生する燃料ガスが噴射孔４６を通して燃焼室３５内に噴射され、前記の空気と混合着火し燃焼を開始して推力を発生する。その後飛翔体は、飛行高度、速度の変化により取り込まれる空気量に応じて、流量制御装置４７によりガス発生器４３からのガス発生量が最適に制御されながら推力を発生し飛行が継続される。
【非特許文献１】Alon Gany and Israel Aharon ,"Internal Ballistics Considerations of Nozzleless Roket Motors",JOURNAL OF PROPULSION AND POWER,Vol.15,No.6 November−December 1999
【非特許文献２】URL：http://www.bayernchemie-protac.com/en/products/airbreathing /meteor  BAYERN−CHEMIE PROTAC社ホームページ（2004年7月23日検索）
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
しかしながら、前記のダクテッドロケットエンジン４１では、ブースターに適用されるノズルレスロケットの推進薬について前述のように中心軸３７方向における燃焼速度が一定ではないため、作動後期に燃焼圧力が低下し、前述の図１６に示すような不安定燃焼が発生する。このような不安定燃焼によりダクテッドロケットエンジン作動のためのポートカバー４９の解放時期が遅れ、無推力飛行の時間が長くなり、その間の空気抵抗により速度が低下し、所定の射程距離が得られなくなるという問題があった。また、ラムノズルの作用により燃焼後期において不安定燃焼を発生しないまでも、燃焼圧力が低くなって性能が低下する結果、必要な速度を得るために推進薬量を増加させる必要があった。そのために燃焼室３５を長くする必要が生じ、その結果、ダクテッドロケットエンジン４１の重量が増加し、飛翔体の速度低下等の飛翔性能が悪化するという問題があった。
【００１１】
そこで、本発明の目的とするところは、推進薬の不安定燃焼又は燃焼圧力の低下を抑え、飛翔体の射程距離の延長、高速度化等の飛翔性能を向上させることができるノズルレスロケットを提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
上記の目的を達成するために、本発明における第１の発明のノズルレスロケットは、筒状をなす燃焼ケースの前部には点火装置が設けられ、燃焼ケース内の燃焼室には推進薬が充填され、その推進薬の中心部には燃焼ケースの中心軸線方向に延びる内孔を備えたノズルレスロケットにおいて、少なくとも２種の推進薬が中心軸線方向の全領域又は一部領域にわたって半径方向に層状に充填され、中心軸線方向の各位置で内孔を形成する推進薬の内表面から半径方向に燃焼ケースの内壁面に到るまでの燃焼時間の和が同じになるように構成することを特徴とするものである。
【００１３】
第２の発明のノズルレスロケットは、第１の発明において、少なくとも２種の推進薬を構成する各推進薬の半径方向の厚みが、推進薬の組成、推進薬が充填される燃焼室の直径と長さ、及び内孔の断面積と長さに基づいて設定されることを特徴とするものである。
【００１４】
第３の発明のノズルレスロケットは、前部には燃料ガスを発生するガス発生器が設けられ、後部には第１又は第２の発明のノズルレスロケットが設けられるとともに、側部には空気取り込み用ダクトが設けられ、ガス発生器からの燃料ガスと空気取り込み用ダクトからの空気とが混合されて燃焼するダクテッドロケットエンジンに適用されるブースターとして用いられることを特徴とするものである。
【発明の効果】
【００１５】
本発明によれば、次のような効果を発揮することができる。
第１の発明のノズルレスロケットにおいては、少なくとも２種の推進薬が中心軸線方向の全領域又は一部領域にわたって半径方向に層状に充填され、中心軸線方向の各位置で内孔を形成する推進薬の内表面から半径方向における燃焼ケースの内壁面に到るまでの燃焼時間の和が同じになるように構成されている。従って、推進薬の燃焼中に内孔を形成する推進薬の内表面が燃焼ケースの内壁面に到達するまでの時間が不均一になって発生する燃焼面積の低下、すなわち燃焼圧力の低下による不安定燃焼を生じることなく推進薬は安定に燃焼し、燃焼圧力の低下を抑えることができる。その結果、飛翔体の射程距離の延長、高速度化等の飛翔性能を向上させることができる。
【００１６】
また、第２の発明のノズルレスロケットでは、前述した推進薬の燃焼時間の和を同じにするために、少なくとも２種の推進薬を構成する各推進薬の半径方向の厚みが、推進薬の組成、推進薬が充填される燃焼室の直径と長さ、及び内孔の断面積と長さに基づいて設定される。このように、推進薬の半径方向の厚みがより具体的な条件に基づいて設定されることから、前記第１の発明の効果を十分に発揮させることができる。
【００１７】
さらに、第３の発明のノズルレスロケットにおいては、第１又は第２の発明のノズルレスロケットがダクテッドロケットエンジンに適用されるブースターとして用いられる。従って、ダクテッドロケットエンジンのブースターとして第１又は第２の発明のノズルレスロケットの効果を発揮することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
（第１実施形態）
以下、本発明を具体化した第１実施形態について図面に基づき詳細に説明する。
図１〜７は、本発明の第１実施形態を説明するための図である。図１はノズルレスロケットの一例を示す断面図、図２（ａ）及び（ｂ）は使用される推進薬の燃焼速度特性を示すグラフ、図３（ａ）、（ｂ）及び（ｃ）は、使用される推進薬の厚み設定を説明するための部分拡大断面図である。図４（ａ）〜（ｅ）はノズルレスロケットに用いられる推進薬の成形工程を示す断面図、図５はノズルレスロケットの圧力パターンを示すグラフ、図６はノズルレスロケットに用いられる推進薬の形状の一例を示す断面図、図７は図６の推進薬の燃焼速度特性を示すグラフ、図８は図６のノズルレスロケットの圧力パターンを示すグラフである。
【００１９】
本発明のノズルレスロケットは、燃焼ケースの前部に点火装置が設けられ、燃焼ケース内の燃焼室には推進薬が充填されている。その推進薬は、燃焼ケースの中心軸線方向に内孔を有し、少なくとも２種の推進薬が中心軸線方向の全領域又は一部領域にわたって半径方向に層状に充填されて構成されている。推進薬は、中心軸線方向の各位置で初期内孔を形成する推進薬の内表面から半径方向の燃焼ケース内壁面までの燃焼時間の和が同じになるように構成されている。このようなノズルレスロケットについて、以下に具体的に説明する。
【００２０】
図１に示すように、有蓋円筒状をなす鉄製の燃焼ケース１の前部には点火装置２が取り付けられ、その内部の燃焼室３には、２種類の推進薬、すなわち第１推進薬４と第２推進薬５とが半径方向に層状に充填されている。第１推進薬４の中心部には燃焼ケース１の中心軸線６方向に延びる内孔７が設けられている。この例では、第１推進薬４と第２推進薬５の２種類の推進薬が用いられているが、３種類以上の推進薬を用いることもできる。後述する推進薬の製造性等を考慮すれば、本例のように２種類の推進薬を用いることが好ましい。
【００２１】
第１推進薬４と第２推進薬５とは、その組成が異なり、従って燃焼速度が異なる。この例では第２推進薬５の方が第１推進薬４の燃焼速度より速いものを使用している。そして、第１推進薬４の半径方向の厚み４ａが、燃焼室３の前部から後部に向かって厚く、逆に第２推進薬５は燃焼室３の前部から後部に向かって薄くなるように構成されている。但し、内孔７は前部から後部まで同一の直径となるように形成されている。
【００２２】
ノズルレスロケットの特徴は、推進薬の中心軸線６方向のどの位置においても、初期の内孔７を形成する第１推進薬４の内表面４ｂから半径方向の燃焼ケース１の内壁面１ａまでの燃焼時間の和、すなわち第１推進薬４と第２推進薬５との燃焼時間の和が同じになるように構成されている点である。ここで、燃焼ケース１の内壁面１ａに断熱材が設けられている場合には、前記の燃焼時間は初期の内孔７を形成する第１推進薬４の内表面４ｂから半径方向における断熱材の内表面までの燃焼時間ということになる。
【００２３】
この例では、第１推進薬４より燃焼速度の速い第２推進薬５を第１推進薬４の燃焼速度の遅い領域に厚く充填し、第１推進薬４の燃焼速度の速い領域には薄くなるようにテーパ状に形成されている。この場合、中心軸線６方向の後部側には第１推進薬４を充填しない構成を採ることもできる。しかし、逆に第１推進薬４より燃焼速度の遅い第２推進薬５を用いる場合には、第１推進薬４の燃焼速度の速い領域に第２推進薬５を厚く充填し、遅い領域に薄く充填するか或いは充填しない構成を採ることもできる。このような構成により、両推進薬の半径方向における燃焼時間の和を、中心軸線６方向のどの位置においても同じにすることができる。
【００２４】
この例では、第１推進薬４及び第２推進薬５として、酸化剤と燃料とを混合したコンポジット推進薬（固体推進薬）を用いた。すなわち、酸化剤が過塩素酸アンモニウム（ＡＰ）等の過塩素酸塩であり、バインダー（燃料兼結合材）が末端水酸基含有ポリブタジエン（ＨＴＰＢ）等の水酸基含有ポリマーを主成分とするコンポジット推進薬が用いられる。前記燃焼時間の和が同じになる条件を満たすことができれば、また製造性等に問題がなければ、コンポジット推進薬以外のダブルベース推進薬からなる推進薬等を使用することも可能である。
【００２５】
前記第１推進薬４の半径方向の厚み４ａと第２推進薬５の半径方向の厚み５ａを設定するには、例えば以下のような方法で行うことができる。従来から、ロケット推進薬の燃焼性能計算には、推進薬表面を流れる燃焼ガスの圧力、流速に対する推進薬の燃焼速度特性又は推進薬形状を入力データとする計算プログラムが使用され、計算過程において推進薬の内面形状の変化が計算されている。
【００２６】
具体的には、例えば前記燃焼時間の和が同じになるように構成すべく、各推進薬の厚みを燃焼速度で割った値の和を一定にする。つまり、第１推進薬４の厚み４ａをその燃焼速度で割った値と、第２推進薬５の厚み５ａをその燃焼速度で割った値との和を一定にする。第１推進薬４の燃焼速度と第２推進薬５の燃焼速度は、別途第１推進薬４の組成と第２推進薬５の組成に基づいて決定される。従って、前記燃焼時間の和が中心軸線６方向において同じになるように構成することが容易にできる。
【００２７】
また、燃焼性能計算プログラムを使用する場合には、入力データとして図２（ａ）及び（ｂ）に示すような第１推進薬４と第２推進薬５の組成により決定される推進薬の燃焼圧力に対する燃焼速度特性と燃焼表面を流れる燃焼ガスの流速に対する燃焼速度特性が入力される。さらに、入力データとして図３（ａ）に示す第１推進薬４の形状（外径Ｄ1、内径Ｄ2、長さＬ）及び第２推進薬５の形状〔中心軸線方向位置(Ｘ)とその位置での第２推進薬５の内径Ｄｘ〕が入力されて燃焼性能計算プログラムにより、推進薬の形状の変化を計算することができる。
【００２８】
図３（ｂ）及び（ｃ）は推進薬形状を変化させた場合の計算結果の例であり、図３（ｂ）の二点鎖線に示すように、初期の第２推進薬５の内面形状を形状Ａ、形状Ｂ又は形状Ｃのように変化させる。それらの場合、図３（ｃ）の二点鎖線に示すように、第１推進薬４の内表面４ｂが最初に燃焼ケース１の内壁面１ａに到達した時点における推進薬の内孔形状が、前記形状Ａ、形状Ｂ又は形状Ｃの場合についてそれぞれ計算される。この要領で初期形状をいろいろ変化させて計算を行うことにより試行錯誤的に推進薬の燃焼時間が中心軸線６方向の各位置で同じになる初期の推進薬の厚みを設定することができる。
【００２９】
このようにして設定された形状を有する推進薬は、図５に実線で示す燃焼圧力パターンを示し、全燃焼期間にわたって不安定燃焼を発生させるような低い圧力レベルに低下することなく推進薬は安定に燃焼して、燃焼を終了する。図５には、従来のノズルレスロケットの燃焼圧力パターンを破線で一緒に示した。
【００３０】
次に、ノズルレスロケットに充填される推進薬の成形方法について、図４に基づいて説明する。まず、図４（ａ）に示すように円柱状の第１鋳型８を円筒状をなす燃焼ケース１の中心軸線６上に取付具９により取り付け、第１鋳型８と燃焼ケース１との隙間１０に第２推進薬５となる第２スラリー１１を流し込み、硬化に必要な温度で数日間保持して硬化させる。その後、図４（ｂ）に示すように、第１鋳型８を離型し、次いで図４（ｃ）に示すように、先端に切削工具１２を備えた回転軸体１３を円筒状をなす第２推進薬５の内部空間に挿入する。そして、回転軸体１３を回転させ、その先端の切削工具１２で第２推進薬５の内表面５ｂが所定形状（寸法）になるように切削して仕上げる。この場合、必要に応じて第２推進薬５の内表面５ｂに表面処理を施すことができる。
【００３１】
その後、図４（ｄ）に示す第２鋳型１４を燃焼ケース１の中心軸線６上に取付具９により取り付け、第２鋳型１４と第２推進薬５との空間１５に第１推進薬４となる第１スラリー１６を流し込んで硬化させる。その後、第２鋳型１４を離型し、端面を仕上げることにより図４（ｅ）に示す形状の第１推進薬４及び第２推進薬５が積層成形される。尚、図４（ｂ）の状態で第２推進薬５の形状寸法が設定した値になる場合には、図４（ｃ）に示した切削工具１２による第２推進薬５の内表面５ｂの仕上げを省略することができる。
【００３２】
次に、前述の計算結果に基づき、前記の成形工程に従って製造した推進薬の具体例について説明する。まず、第１推進薬４として、末端水酸基含有ポリブタジエン（ＨＴＰＢ）バインダー１０〜２０質量％と、過塩素酸アンモニウム（ＡＰ）８０〜９０質量％とを含有する混合物を用いた。第２推進薬５として、前記ＨＴＰＢとＡＰに、それらの合計量１００質量部に対して金属酸化物である燃焼触媒を１〜１０質量部添加したものを用いた。燃焼ケース１としては、長さ１０００mm、外径１００mmのものを用いた。第１推進薬４の初期の内孔径を４０mmに設定した場合、中心軸線６方向の各位置の推進薬の燃焼時間が同じになる推進薬の初期形状は図６のように設定される。第１推進薬４及び第２推進薬５の燃焼速度のパターンを図７に示し、これらの推進薬を用いた燃焼圧力のパターンを図８に示した。図８に示したように、全燃焼期間にわたって不安定燃焼を発生させるような低い圧力レベルに低下することなく推進薬は安定に燃焼した。
【００３３】
これまで説明してきた図１の例では、第２推進薬５はノズルレスロケットの後端で厚みが０となるように充填されているが、推進薬の組成、推進薬を充填する燃焼室３の形状寸法によっては、図９に示すように第２推進薬５を中心軸線６方向の一部領域（前半部）に充填する場合もある。
【００３４】
次に、上記第１実施形態のノズルレスロケットの作用について説明する。
さて、図１に示されるノズルレスロケットでは、第１推進薬４が点火装置２により着火・燃焼し、第１推進薬４の燃焼ガスは第１推進薬４の内孔７を前部から後部へ流れる。従来のノズルレスロケットでは、図１３に示すように燃焼ガスの流速は後部に向けて増加し、圧力は減少する。ところが、図１の第１推進薬４では、表面を流れる燃焼ガスの流速の増加による燃焼速度増加の程度が、燃焼ガスの圧力の減少による燃焼速度の減少の程度より大きくなって、中心軸線６方向に燃焼速度は一様にならず前部が遅く、後部は速く燃焼する。
【００３５】
さらに、前部の第２推進薬５が充填されている部分においては、内孔７を形成する第１推進薬４の内表面４ｂが第２推進薬５の内表面５ｂに到達してからは燃焼速度が増大し後部に位置する推進薬に比べて燃焼速度が速くなる。その結果、中心軸線６方向各位置での初期における第１推進薬４の内表面４ｂから燃焼ケース１の内壁面１ａまでの到達時間は一定（均一）となる。これにより、燃焼面積の低下、すなわち燃焼圧力の低下が不安定な燃焼を生じさせるような低圧力レベルになることを回避でき、推進薬の燃焼は全燃焼期間を通して安定に行われ、要求される性能が得られる。
【００３６】
以上の第１実施形態によって発揮される効果について、以下に記載する。
・  第１実施形態のノズルレスロケットにおいては、第１推進薬４及び第２推進薬５が中心軸線６方向の全領域にわたって半径方向に層状に充填され、中心軸線６方向の各位置で内孔７を形成する第１推進薬４の内表面４ｂから半径方向における燃焼ケース１の内壁面１ａに到るまでの燃焼時間の和が同じになるように構成されている。従って、推進薬の燃焼中に内孔７を形成する第１推進薬４の内表面４ｂが燃焼ケース１の内壁面１ａに到達するまでの時間が不均一になって発生する燃焼面積の低下、すなわち燃焼圧力の低下による不安定燃焼を生じることなく第１推進薬４及び第２推進薬５は安定に燃焼し、燃焼圧力の低下を抑えることができる。その結果、飛翔体の射程距離の延長、高速度化等の飛翔性能を向上させることができる。さらに、飛翔体は有害な振動を受けることもない。
【００３７】
・  また、前述した第１推進薬４及び第２推進薬５の燃焼時間の和を同じにするために、第１推進薬４及び第２推進薬５の半径方向の厚みが、推進薬の組成、推進薬が充填される燃焼室３の直径と長さ、及び内孔７の断面積と長さに基づいて設定される。このように、第１推進薬４及び第２推進薬５の半径方向の厚みがより具体的な条件に基づいて設定されることから、上記の効果を十分に発揮させることができる。
（第２実施形態）
次に、前記第１実施形態のノズルレスロケットをダクテッドロケットエンジン用のブースターとして用いた例について説明する。
【００３８】
図１０は、ノズルレスロケットをダクテッドロケットエンジン用のブースターとして装着した状態のダクテッドロケットエンジンを示す断面図であり、図１７に示す従来のダクテッドロケットエンジンとは用いる推進薬の構成が異なるだけで、その他の構成は同じである。すなわち、ダクテッドロケットエンジン１７の前部にはガス発生器１８が配設され、後部には燃焼室３を有するノズルレスロケット２０が配設されるとともに、それらの間には両者間に連通される噴射孔２１とその噴射孔２１を通る燃焼ガス流量を制御する流量制御装置２２とが設けられている。ノズルレスロケット２０の構成は、前記図１の構成と同様である。ダクテッドロケットエンジン１７の側部には、その軸線方向に沿って空気取り込み用ダクト２３が設けられ、燃焼室３に空気を導入するように構成されている。この空気取り込み用ダクト２３の燃焼室３への入口にはポートカバー２４が設けられ、所定の時点で破壊され空気が燃焼室３へ取り込まれるようになっている。
【００３９】
燃焼ケース１の内周部には図示しない断熱材が配置され、その内側が燃焼室３となり、燃焼室３に推進薬が充填されるようになっている。ダクテッドロケットエンジン１７の後端にはラムノズル取付用の環状凹部２５が設けられ、図示しないラムノズルが取り付けられるように構成されている。
【００４０】
次に、この第２実施形態の作用について説明する。
さて、点火装置２の作動により第１推進薬４は燃焼を開始し、作動初期には前記第１実施形態と同様の作用で燃焼が進行する。そして、第１推進薬４の内表面４ｂが図示しないラムノズルのスロート表面に到達した後の推進薬の燃焼は、燃焼ガスがラムノズルで加速される通常のロケットモータと同様の作用で燃焼が進行する。その際、第１推進薬４と第２推進薬５との燃焼時間の和が同じになるように第１推進薬４の厚み４ａ及び第２推進薬５の厚み５ａが設定されているので、図１１の圧力パターンに示すように安定に作動が行われる。このため、ノズルレスロケット２０は前記図１３に示すような燃焼圧力の大きな低下と不安定燃焼を生じることがない。その後、ポートカバー２４が解放されてダクテッドロケットエンジン１７の作動が開始される。
【００４１】
従って、ダクテッドロケットエンジン１７を搭載した飛翔体は不安定な燃焼による低推力又は無推力飛行によって速度低下を起こすことなく、所定の射程距離が得られる。そのうえ、不安定な燃焼による性能低下を補うため燃焼室３を延長して推進薬量を増加させる必要がなく、従来技術の問題点であった飛翔体の重量増加による飛翔性能の低下を生じることもない。
【００４２】
尚、第２実施形態では第１推進薬４の内孔７は後端においてテーパ形状となっているが、図１に示す第１実施形態と同様に断面形状が中心軸線６方向に同一の形状にすることもできる。また、ガス発生器１８の代わりに液体燃料が充填された液体燃料タンクを使用するラムジェットエンジンのブースターにも本発明のノズルレスロケットを適用することができる。
【００４３】
以上説明したように第２実施形態によれば、中心軸線６方向の各位置における推進薬の半径方向の燃焼時間を同じにしているために、燃焼圧力が不安定燃焼を生じる低いレベルに低下することなく、全燃焼期間を通じて推進薬の安定な燃焼が得られる。その結果、飛翔性能の低下及び重量の増加を抑えることができ、飛翔体の高速度化、射程距離の延長を達成することができる。よって、ダクテッドロケットエンジン１７のブースターとしてノズルレスロケット２０の効果を有効に発揮することができる。
【００４４】
尚、前記実施形態を次のように変更して実施することも可能である。
・  少なくとも２種の推進薬の境界部分の形状が中心軸線６方向に、断面２次曲線等による曲面になるように構成することもできる。
【００４５】
・  少なくとも２種の推進薬を、中心軸線６方向の前部と後部で層の数を変える、例えば前部で２層、後部で３層とすることも可能である。
・  前記第１推進薬４の内孔７を後部ほど拡径又は縮径するようにテーパ状に形成することも可能である。
【００４６】
更に、前記実施形態より把握される技術的思想について以下に記載する。
・  前記推進薬は燃焼速度の異なる２種の推進薬で構成され、燃焼速度の遅い推進薬は燃焼ケースの後部ほど拡径されるテーパ状に形成され、燃焼速度の速い推進薬は燃焼ケースの前部ほど拡径されるテーパ状に形成されることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載のノズルレスロケット。このように構成した場合、中心軸線方向の各位置で推進薬の内表面から半径方向に燃焼ケースの内壁面に到るまでの燃焼時間の和を容易に同じになるように設定することができる。
【００４７】
・  前記燃焼時間の和が同じになるように構成すべく、各推進薬の厚みを燃焼速度で割った値の和を一定にすることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載のノズルレスロケット。このように構成した場合、より簡易な指標で推進薬の燃焼時間の和が同じになるようにすることができる。
【００４８】
・  前記推進薬は、コンポジット推進薬であることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載のノズルレスロケット。このように構成した場合、推進薬の燃焼速度の調節を広い範囲にわたって容易に行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【００４９】
【図１】本発明を具体化した第１実施形態のノズルレスロケットを示す断面図。
【図２】（ａ）は燃焼圧力と燃焼速度との関係を示すグラフ、（ｂ）は表面を流れる燃焼ガスの流速と燃焼速度との関係を示すグラフ。
【図３】（ａ）はノズルレスロケットを示す部分拡大断面図、（ｂ）は第２推進薬の形状が異なる場合のノズルレスロケットの部分拡大断面図、（ｃ）は第２推進薬が（ｂ）の形状である場合の燃焼途中を示すノズルレスロケットの部分拡大断面図。
【図４】（ａ）〜（ｅ）は、燃焼ケース内に推進薬を層状に形成する工程を示す断面図。
【図５】第１実施形態のノズルレスロケットの燃焼時間と燃焼圧力との関係を示すグラフ。
【図６】第１推進薬と第２推進薬とを層状に形成した状態を示す断面図。
【図７】図６の第１推進薬と第２推進薬とを組み込んだノズルレスロケットについて、燃焼圧力と燃焼速度との関係を示すグラフ。
【図８】図６の第１推進薬と第２推進薬とを組み込んだノズルレスロケットについて、燃焼時間と燃焼圧力との関係を示すグラフ。
【図９】ノズルレスロケットの他例を示す断面図。
【図１０】第２実施形態のダクテッドロケットエンジンを示す断面図。
【図１１】図１０のダクテッドロケットエンジンについて、燃焼時間と燃焼圧力との関係を示すグラフ。
【図１２】従来のノズルレスロケットを示す断面図。
【図１３】図１２のノズルレスロケットについて、中心軸線方向位置と燃焼ガス流の圧力又は燃焼ガス流の流速との関係を示すグラフ。
【図１４】（ａ）は推進薬の燃焼圧力と燃焼速度との関係を示すグラフ、（ｂ）は表面を流れる燃焼ガスの流速と燃焼速度との関係を示すグラフ。
【図１５】図１２のノズルレスロケットの推進薬の内面形状の変化を示す説明図。
【図１６】（ａ）及び（ｂ）は図１２のノズルレスロケットについて、燃焼時間と燃焼圧力との関係を示すグラフ。
【図１７】従来のノズルレスロケットを有するダクテッドロケットエンジンを示す断面図。
【符号の説明】
【００５０】
１…燃焼ケース、１ａ…内壁面、２…点火装置、３…燃焼室、４…第１推進薬、４ｂ…内表面、５…第２推進薬、６…中心軸線、７…内孔、１７…ダクテッドロケットエンジン、１８…ガス発生器、２０…ノズルレスロケット、２３…空気取り込み用ダクト。
【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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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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