(57)【要約】【課題】【解決手段】本発明のロケットエンジンの１つの実施の形態は、上昇した内部圧力に曝されたとき、主推進薬の熱膨張及び二次的鈍感弾薬用の火薬から発生された気体によって作用される鈍感弾薬アプローチ法を採用する。１つの好ましい実施の形態において、ロケットエンジンは、また格納する間に変化する温度状態に及び発射筒発射システムに内在する変化する気体圧力に対し、薄いケースシリンダ及び推進薬の増大した容積の設計を許容するような仕方にて対応する圧力均衡化システムも備えている。
2005510653.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
鈍感弾薬能力を有するロケットエンジンにおいて、
円筒状領域と、閉じた前端と、後側組立体とを有し、該後側組立体が、開口部が設けられた後側閉塞部材を備えるケースであって、内部圧力炸裂レベルにて破裂可能な前記ケースと、
前記ケースに結合されて、ノズル通路を備えるノズル組立体と、
ケース内に封じ込められ且つ主推進薬粒が自動着火する自動着火温度を有する主推進薬粒であって、存在するならばケース内の自由容積を充填し且つ、内部圧力炸裂レベルよりも低い内部圧力をケースに付与し得るように自動着火温度よりも低い温度まで加熱されることに応答して熱膨張するように成分調合された前記主推進薬粒と、
ノズル通路が閉塞される不活性状態と、着火装置組立体が主推進薬粒を着火させ、ノズル通路が実質的に閉塞されずにノズル通路を通る流れを許容する活性状態との間にて作用可能な着火装置組立体と、
ケース内に配置され、鈍感弾薬用の火薬が自動着火して気体を解放する鈍感弾薬の自動着火温度を有する鈍感弾薬用の火薬であって、鈍感弾薬の自動着火温度が主推進薬の自動着火温度よりも低く、鈍感弾薬用の火薬の自動着火により解放された気体が、着火装置組立体が不活性状態にあるとき、主推進薬粒の熱膨張によって加えられた内部圧力と組み合わされ、ケース内の内部圧力を内部圧力炸裂レベルよりも上昇させ、主推進薬粒がその自動着火温度に達する前に、ケースを炸裂させるのに効果的な量にて存在する前記鈍感弾薬用の火薬と、を備えるロケットエンジン。
【請求項２】
ノズル組立体が、着火装置組立体が不活性位置にあるとき、ノズル通路を閉塞するのど部障壁部材を備え、
不活性状態において、着火装置組立体がノズル組立体内に配置され、のど部障壁がノズル通路を閉塞し、
活性状態において、ノズル通路が、のど部障壁部材により実質的に閉塞されず、ノズル通路を通る流れを許容するようにした、請求項１のロケットエンジン。
【請求項３】
休止位置から、（ａ）前方に、主推進薬粒が軸方向に圧縮されて主推進薬粒をロケットエンジンの発火に応答してケースの円筒状領域に向けて半径方向に膨張させる最高圧力位置に、及び（ｂ）後方に、上昇した外部温度に起因する主推進薬粒の膨張に応答して動き得るように後側組立体及びケースの円筒状領域内に、摺動可能に保持された摺動ピストンを更に備え、
後側閉塞部材の開口部が中央開口部であり、
ノズル組立体が、摺動ピストンの中央ボア内に摺動可能に取り付けられ、ノズル組立体のノズル通路がノズルの中央通路を有する、請求項２のロケットエンジン。
【請求項４】
半径方向に伸長する部分と、軸方向伸長部とを有するゴム絶縁体を更に備え、ゴム絶縁体の半径方向に伸長する部分が、主推進薬粒と後側閉塞組立体との間に配置され、軸方向伸長部が、主推進薬粒とケースの円筒状領域との間に配置される、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項５】
ゴム絶縁体の軸方向伸長部が、ケースの円筒状領域から半径方向に隔てられ、その間に円筒状の空隙領域を形成する、請求項４に記載のロケットエンジン。
【請求項６】
推進薬の熱膨張温度範囲が、約６６℃にてケースの自由容積を主推進薬粒で充填するように選ばれる、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項７】
主推進薬の自動着火温度が約２３８℃である、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項８】
のど部−障壁部材が腐食性ノズル片を備える、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項９】
鈍感弾薬の自動着火温度が、主推進薬粒の自動着火温度よりも少なくとも約５６℃だけ低い、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項１０】
鈍感弾薬用の火薬の自動着火により解放された内部圧力が、主推進薬粒の熱膨張によって加えられた内部圧力の２５％以上ではない、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項１１】
鈍感弾薬用の火薬が、後側閉塞部材と主推進薬粒との間に配置される、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項１２】
主推進薬粒と後側閉塞組立体との間に配置された半径方向に伸びる部分を備えるゴム絶縁体を更に備え、鈍感弾薬用の火薬が、ゴム絶縁体の半径方向に伸びる部分と接触する位置に配置される、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項１３】
主推進薬粒の後面に近接して配置された二次的鈍感弾薬用の火薬を更に備え、二次的鈍感弾薬用の火薬が、二次的鈍感弾薬用の火薬が自動着火して気体を解放する自動着火温度を有し、二次的鈍感弾薬用の火薬の自動着火温度が主推進薬自動着火温度よりも低いが、鈍感弾薬の自動着火温度よりも高い、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項１４】
主推進薬粒と後側閉塞組立体との間に配置された半径方向に伸びる部分を備えるゴム絶縁体を更に備え、
鈍感弾薬用の火薬が、ゴム絶縁体の半径部分に伸びる部分と接触する位置に配置され、
摺動ピストンが、ゴム絶縁体の半径方向に伸びる部分が配置される前面を有する半径方向に伸びるフランジを備える、請求項３に記載のロケットエンジン。
【請求項１５】
摺動ピストンの半径方向に伸びるフランジが後面を有し、摺動ピストンが中央開口部から内方に隔てられて、該後面と雰囲気との間に開放した環状チャンバを画成する、請求項１４に記載のロケットエンジン。
【請求項１６】
発射筒又はその他の同様の武器によって発射筒発射型の発射体において、
請求項１から１５の何れか１つのロケットエンジンと、
負荷を封じ込め且つ、ロケットエンジンに結合された前端構造体とを備える発射体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロケットエンジン、特に、鈍感弾薬システムを有する発射筒発射型発射体に関する。
【背景技術】
【０００２】
多くの発射筒発射型発射体、ロケット及びロケット段は、誘導部及び弾薬を含む先端と、後端のロケットエンジンとを備えている。これら２つの要素は、共通の外側ケースと共に互いに形成することができ、又は、これらは、別個に製造し、その後に、互いに接続することができる。この接続は、使用する直前に行い、この場合、２つの要素は、別個に格納し又は要素は、格納目的のため互いに接続して直ちに使用するばかりとなるようにすることができる。
【０００３】
発射前に格納する間、漏れた燃料に火が着く等による外部の熱によりロケットエンジンが誤着火されたとき、ロケットエンジンは、適正に照準決めする前に発射される可能性がある。予期しないノズル出口を形成する破片の衝撃によって誤着火したとき、エンジンは、望ましくない方向に乱発射される可能性がある。また、かかる事象が推進薬の燃焼する表面積を予期しない程に増大させるとき、過剰な加圧は、その付近の人及び物に対する危険を増大させる。これらの危険に鑑みて、今日の武器システムの多くは、安全な格納能力に重点を置いた鈍感弾薬（ＩＭ）の特定の基準を満足させなければならない。
【０００４】
ロケットエンジンがＩＭの基準に適合するための１つの方法は、ケースシリンダの前閉塞物又は後閉塞物の何れかを放出することにより推進薬の誤着火に起因する内部圧力を排出することによる。このことは、大きい推力を何れの方向に発生させずに、また、ロケットエンジンが推進薬を爆発させ且つ燃焼する推進薬及び金属ケースシリンダの破片を乱方向に吹き飛ばす危険を伴わずに、ノズルのど部と比較して比較的大きい狭小な開放端を通じて推進薬が燃焼することを許容する。
【０００５】
従来の技術は、何れかの閉塞物の造作構造部の間、又は閉塞物とエンジンケースシリンダとの間で荷重を伝達するため二重の通路を使用することを教示する。かかる荷重通路の一方は、発射筒発射する前に、輸送し且つ取り扱う間に加わるであろう比較的小さい荷重を受け入れ、また、もう一方は、発射中に又はロケットエンジンが作動する間に加わるであろう遥かに大きい荷重を受け入れ得るような寸法とすることができる。ロケットエンジンを含み又は含まない殻体に重点を置いて、米国特許第４，５５７，１９８号は、通常のように発射する間、軸方向に加速することにより高荷重能力の荷重経路を準備し且つ、低能力の荷重経路を非準備状態にし得るように配置されたせん断ピン又は係止リングを開示している。ボセイアリ（Ｂｏｉｓｓｉｅｒｅ）は、米国特許第５，３３７，６７２号（１９９４年）において、弾丸自体によって発生された気体の圧力により高能力の荷重経路を準備し且つ、低能力の荷重経路を非準備状態にすることを教示している。米国特許第４，５９７，２６１号（１９８６年）のドーラン（Ｄｏｌａｎ）、米国特許第３，８８７，９９１号（１９７５年）のパネラ（Ｐａｎｅｌｌａ）、米国特許第５，０３６，６５８号のターテ（Ｔａｔｅ）、米国特許第５，１５５，２９８号（１９９２年）のクーンツ（Ｋｏｏｎｔｚ）、米国特許第５，３１１，８２０号のエリングセン（Ｅｌｌｉｎｇｓｅｎ）、及びチェリー（Ｃｈｅｒｒｙ）の国家発明者証第Ｈ１１４４号は、同様の設計による熱作動型の装置を使用することを開示している。更に、マラマス（Ｍａｌａｍａｓ）は、米国特許第４，９９１，５１３号において、発射時、旋回することにより閉じられる通気システムを使用することを開示している。シンガー（Ｓｉｎｇｅｒ）らは、米国特許第６，０９４，９０６号において、ＩＭを保護するための通気通路を形成する最新の方策を開示している。
【０００６】
何れかの閉塞物を安全に突き出すことは、閉塞物の構成要素の間に又は閉側物とロケットエンジンのケースシリンダとの間に配置された低せん断保持手段、及び発射筒の圧力を受ける迄、非準備状態にある高能力の荷重経路を使用することで実現することもできる。推進薬が誤着火されたならば、低せん断保持手段は、比較的低い内部圧力にてせん断し且つ、閉塞物の全体又はその一部がケースシリンダから非係合状態となるのを許容する。このように、誤着火により発生された内部圧力は、過早の発射又は爆発に関する危険を伴わずに、排気されよう。
【０００７】
これら従来のＩＭシステムと関係した１つの問題は、これらのシステムが遅い過熱爆発試験に合格しないことである。多くの従来のＩＭシステムの場合、約１４．４℃（６°Ｆ）／時の比較的遅い速度にて加熱することにより推進薬の全体は、ＩＭシステムを作動させる前に、実質的に瞬間的に燃焼し、ＩＭシステムが取り扱い且つ、安全に追い出すように準備していない余剰な気体を発生させる。
【０００８】
発射筒発射ミサイルの場合、考慮すべきその他の設計上の判断事項は、複合的な固体推進薬の熱膨張特性に関する。複合的固体推進薬は、ロケット用として一般的な２つの型式の固体推進薬の１つである。複合的固体推進薬において、燃料及び酸化剤粒子は、硬化したゴム基質によって互いに結合される。複合的推進薬は、固体材料の形状及び調合剤の燃焼速度の特性を調節することにより容易に制御することができる燃焼表面積を有する。固体推進薬のもう１つの型式は、圧縮粉体である。圧縮粉体の場合、着火直後、燃焼のため、粒子の全ての実質的に全体の合計表面積が利用できる。圧縮した粉体推進薬が燃焼する間、同様の量の複合的推進薬が燃焼する間よりも極めて高い作動圧力が優勢的となる。その結果、圧縮された粉体推進薬は、一般に、発射筒が高圧力に耐えることのできる場合にのみ使用される。一般に、ロケットが発射筒から離れた後、推進薬が燃焼しなければならないとき、複合的推進薬が選ばれる。
【０００９】
典型的に、複合的固体推進薬は、包み込み又は封じ込む構造体の熱膨張特性よりも大きい程度の熱膨張特性を有する。このため、作動温度が５６℃（１００°Ｆ）だけ変化すると、推進薬の容積は約２％変化する。形態及び支持配置が変形を許容しない限り、推進薬の熱応力により破断が生じ、燃焼表面積が望ましくなく増大し、着火時に破局的な状態となる。熱膨張のための一般的な手段は、その外周面にて円筒状容器に接する推進薬粒に対する中心軸方向の穿孔部と、その前端又は後端の何れかにて容器の閉塞造作構造部に接した推進薬粒に対する完全に自由な外面とを含む。
【００１０】
推進薬の形態及び推進薬を支持する手段に関して配慮しないならば、発射筒の加速が推進剤爆薬の一体性を損なう虞れは大きくなる可能性がある発射筒発射型発射体にて発射筒の管内に付与された加速度は、ロケット発射筒発射体に対するものよりも数百倍、或いは数千倍も大きい。典型的な推進薬の引張り強度及びせん断強度並びに弾性率は、封込め構造体と比較して極めて小さい。この理由のため、発射筒発射する間、流体静力学応力状態から変位することは、大きい変形を伴う。前方加速度が大きいとき、推進薬粒は、封込め容器の前端の利用可能な容積を完全に充填する傾向となる。
【００１１】
発射筒発射する間、推進薬粒に対する後端支持装置に代わる方策では、推進薬粒の一体性が著しく損なわれる可能性がある。実際上、発射筒発射に典型的な加速度レベルのとき、軸方向に有孔の推進薬粒の接着した周面、前端が接着された無孔の粒子の双方は、エンジン内に多量の空の空間がない限り、前端の支持形態を不要にするのに十分剛性ではない。
【００１２】
その結果、発射筒発射する間、推進薬粒を加速する力の実質的に全ては、その前端を通じて直接、支承することで加えられることになる。また、推進薬粒の周面は、膨張してシリンダを充填し、後端から前端まで程度が変化する（流体静力学的に）半径方向圧力を加えることになる。
【００１３】
このため、発射筒発射する間、ケースシリンダは通常、推進薬力により加えられた内部圧力により曲げ方向への張力を受けることになる。この内部圧力は後で推進薬が燃焼するとき、飛行中の作動圧力よりも数倍高くなる。更に、発射筒発射する間、ロケットエンジンの前方に配置された荷重を加速するのに必要な軸方向力は、ロケットエンジンケース内の軸方向への圧縮により推進薬粒の周りで支持され、このため、このロケットエンジンケースは屈曲しないように調和させる必要がある。
【００１４】
軸方向に圧縮した薄いシリンダに対する屈曲荷重は、その半径、厚さ及び長さ、実際に加えられた有効応力レベルにおける弾性率に依存する。材料が「降伏する」とき、弾性率は、初期値すなわちヤング弾性率から最終的に零まで減少する（延性金属の場合）。効果的には、材料は、応力のみが作用する場合よりも遥かに低い応力レベルにて張力状態と圧縮状態とが組み合さった状態で降伏し、そのとき、弾性率、及び屈曲荷重は、遥かに減少する。このように、適宜な安全率を保証するのに必要な厚さは、内部圧力又は軸方向力単独の場合に推定される場合よりも遥かに大きくなると考えられる。
【００１５】
近年、推進薬及びケースシリンダ双方の上述の振舞いを解決しようとする試みは、発射筒の圧力をロケットエンジンケースの内部に導入することを中心としている。この方策の例は、米国特許第３，３４９，７０８号に開示され且つ、米国特許第６，０９４，９０６号にも詳細に説明されている。流体空隙フィラーによって発射筒の圧力をロケットエンジンの内部に導入することは、明確で且つ軽微な影響の双方を伴なう。明確な影響としては、ロケットエンジンの外面が発射筒の圧力にさらされない限り、ケースシリンダは４１３，６８５ｋＰａ（６０，０００ｐｓｉ）もの大きい内部圧力を受け入れ又は、ロケットエンジンの通常の作動圧力範囲を上廻る程度の内部圧力を受け入れ得なければならないことがある。外面を圧力にさらすためには、発射体と発射筒の管との間にあり、発射筒の圧力が発射体の周りから逃げるのを防止する摺動シールである密閉装置をロケットエンジンの後端から前端まで動かす。その結果、最大加速時の半静止状況の場合、ケースシリンダ壁における差圧は、推進薬粒の流体静力学的勾配を反映する、大きさが変化する外部圧力である。更に、荷重に対する加速力は内部閉塞物に直接加えられるため、ケースシリンダにおける軸方向への圧縮状態は無くなる。
【００１６】
軽微な影響としては、発射筒の圧力が着火時、急速に上昇し、密閉装置が発射筒のボアから出るとき、発射筒の圧力は解消されるため動的状況を反映するものがある。その外側にて、ロケットエンジン内へのオリフィスは、極めて小さいため、その内部に加えられた発射筒の圧力の強さは、その外部に加えられた圧力の強さよりも低下する。このことは、その圧力の低下の期間が十分に長いならば、ケースを屈曲させる虞れがある。また、密封装置が発射筒のボアから分離するとき、小さいノズルオリフィスは、外部圧力が無くなった後、内部圧力が瞬間的に降下するのを防止する。このことは、発射筒のボアから分離する直前に優勢である発射筒の圧力レベル（単独で作用する）に耐えるのに十分厚く密閉装置が形成されないならば、ケースを炸裂させる虞れがある。
【００１７】
通常の推進薬及びロケットエンジンノズルとするならば、ロケットエンジンが最大量の推進薬を保持することができるようなロケットエンジンの形態とすることにより、発射体に対するより長距離又は高速度が実現される。しかし、発射筒発射型ロケットエンジンの外径、従ってその推進薬に対して利用可能な容積は、ロケットエンジンが発火される発射筒のボアの寸法によって制限される。
【００１８】
ロケットエンジンケースシリンダを可能な限り薄く形成することにより、そのケースシリンダの内径が最大となるとき、発射筒発射のロケットエンジンにおける推進薬の容積は最大となる。しかし、ケースシリンダは、発射筒発射荷重に耐えまた、発射筒の圧力がケースシリンダ内で許容されるとき、ケースシリンダの内部と外部との間の差圧に耐えるのに十分に厚く設計する必要がある。ケースシリンダは、最高レベルにおける差圧のみならず、発射中、早期に上昇し、また、ロケットエンジンが発射筒ボアから出るとき、降下する発射筒の圧力にも耐えるよう更に設計しなければならない。このため、従来の技術に従って設計されたロケットエンジンは、ロケットエンジンが燃焼する間のその後の荷重よりも遥かに大きいことが多い発射筒の発射荷重に耐えなければならない。このことは、より厚い構造体を必要とし、該構造体は、推進薬に利用可能な容積を減少させ、また、エンジンの不活性な重量を増大させ、これにより、発射体の実現可能な距離又は速度を低下させることになる。
【００１９】
このように、ロケットエンジンケースシリンダが発射筒発射する間に耐えるように設計しなければならない正味荷重を減少させ、これにより、遅い過熱状態に対して効果的である鈍感弾薬システムを提供する一方にて、不活性な重量を軽減し且つ、利用可能な推進薬の容積を増大させるロケットエンジンの形態の特徴を導入することで、従来の技術に卓越する進歩が実現されよう。
【００２０】
かかるロケットエンジンの形態の特徴は、本明細書に開示され且つ、権利主張されている。
【発明の開示】
【００２１】
本発明の１つの目的は、遅い加熱爆発試験に合格することができる鈍感弾薬システムを有するロケットエンジンを提供することである。
本発明の別の目的は、発射筒発射する間にロケットエンジンケースに加わる正味荷重を減少させ、不活性な重量を軽減し且つ、利用可能な推進薬の容積を増大させ、また、鈍感弾薬ケース及び閉塞物の設計を提供する設計とされた発射筒発射ロケットエンジンを提供することにより、上述した進歩を実現することである。
【００２２】
本発明の更に別の目的は、ロケットエンジンが輸送又は格納される間のような間、温度状態が変化するとき、固体推進薬の寸法の変化に対応し且つ、鈍感弾薬能力を組み込むロケットエンジンの設計を提供することである。
【００２３】
本発明の更に別の目的は、上述した目的の１つ以上を満たすロケットエンジンを有する発射体を提供することである。
本発明の幾つかの実施の形態が本明細書に開示され且つ、権利主張されている。幾つかの場合、これらの実施の形態は、これらの目的の１つを実現する一方、この他の実施の形態は、これらの目的の複数又は全てを実現することを意図している。更に、本発明の追加的な目的及び有利な効果は、本明細書にて以下に記載されており、また、一部分、この説明により明らかになり又は、本発明を実施することにより理解することができよう。本発明の目的及び有利な効果は、特許請求の範囲に記載した実施の形態及びその結合によって理解し且つ、実現することができる。
【発明の概要】
【００２４】
具体化され且つ、本明細書に広く記載された本発明の目的に従って、本発明の第一の側面によるロケットエンジンは、鈍感弾薬能力を有する。該ロケットエンジンは、円筒状領域と、閉じた前端と、後側組立体とを有するケースを備えており、後側組立体は、開口部が設けられた後側閉塞部材を備え、該ケースは、内部圧力の炸裂レベルにて炸裂することができる。該ロケットエンジンは、ケースに結合されたノズル組立体を更に備えており、該ノズル組立体は、ノズル通路を備えている。主推進薬粒は、ケース内に封じ込められ、また、主推進薬粒が自動着火する自動着火温度を有している。主推進薬粒は、ケース内の自由容積（あるならば）を充填し且つ、内部圧力の炸裂レベルよりも低い内部圧力をケースに付与し得るように、自動着火温度以下の温度まで加熱されたことに応答して熱膨張するように成分調合されている。着火装置組立体は、不活性状態と活性状態との間で作用可能である。不活性状態において、ノズル通路は閉塞されて、燃焼気体の流れがノズルの中央通路を通るのを実質的に防止する。活性状態において、着火装置組立体は、主推進薬粒を着火し且つ、ノズル通路は、ロケットエンジンを発射するため、ノズルの中央通路を通る流れを許容し得るように実質的に非閉塞状態とされる。鈍感弾薬用の火薬がケース内に配置されており、また、鈍感弾薬が自動着火して気体を解放するときの鈍感弾薬の自動着火温度を有する。鈍感弾薬の自動着火温度は、主推進薬の自動着火温度よりも低い。着火装置組立体が不活性な状態にあるとき、主推進薬粒の熱膨張により付与された内部圧力と、鈍感弾薬用の火薬により発生された気体とが結合して、主推進薬粒がその自動着火温度に達する前に、ケース内の内部圧力を内部圧力の炸裂レベルよりも上昇させ、ケースを炸裂させるのに有効な量にて鈍感弾薬用の火薬が存在する。
【００２５】
具体化され且つ、本明細書に広く記載された本発明の目的に従い、本発明の第二の側面によるロケットエンジンは、円筒状領域と、閉じた前端と、後側組立体とを有する炸裂可能なケースを備えている。後側組立体は、開口部が設けられた後側閉塞部材を備えている。ノズル組立体がケースに結合され且つ、ノズル通路と、該ノズル通路を閉塞するのど部−障壁部材とを備えている。主推進薬粒は、ケース内に封じ込まれており、また、ある自動着火温度を有し、自動着火温度以下のある範囲の温度にて加熱されることに応答して熱膨張するように成分調合されている。主推進薬粒が熱膨張すると、該粒子は、ケース内の自由容積（あるならば）を実質的に充填し、且つ、ケースが炸裂するときの内部圧力炸裂レベルよりも低い内部圧力をケースに付与する。着火装置組立体がノズル組立体内に配置されており、不活性状態と活性状態との間で作用可能である。不活性状態において、着火装置組立体は、ノズル通路内に配置され、また、のど部−障壁部材は、ノズル通路を閉塞し、気体がノズル通路を通って流れるのを実質的に防止する。活性状態において、着火装置組立体は、主推進薬粒を着火し、ノズル通路がのど部−障壁部材によって実質的に閉塞されないようにし、また、気体がノズル通路を通って流れるのを許容する。本発明のこの側面によるロケットエンジンは、ケース内に配置され、また、鈍感弾薬用の火薬が自動着火して気体を解放するときの鈍感弾薬の自動着火温度を有する鈍感弾薬用の火薬を更に備えている。この鈍感弾薬の自動着火温度は、主推進薬の自動着火温度よりも低い。鈍感弾薬用の火薬は、主推進薬粒の熱膨張により付与された内部圧力と鈍感弾薬用の火薬の自動着火により放出された気体が結合してケース内の内部圧力を内部圧力の炸裂レベル以上に上昇させるのに有効な量にて存在する。鈍感弾薬が作用する間、着火装置組立体は不活性状態にあり、ノズル通路は、閉塞されるため、内部圧力は、ノズル通路を通って逃げることができず、内部圧力は蓄積してケースを炸裂させる。更に、鈍感弾薬の自動着火温度は主推進薬粒の自動着火温度よりも低いから、ケースは、主推進薬粒がその自動着火温度に達する前に、炸裂する。このように、主推進薬が最終的に着火し又は自動着火するならば、これにより発生された気体は、顕著な発射力を発生させずに、ケースの炸裂した部分を通ってケースから逃げることができよう。
【００２６】
特に好ましい実施の形態において、本発明の第一及び第二の側面は、遅い過熱爆発試験に合格することのできる鈍感弾薬システムを有するロケットエンジンを提供するという目的を実現することができる。ロケットエンジン内には、自由容積は全く又は実質的に無く、また、圧力の多くが膨張する推進薬粒により発生されるため、鈍感弾薬用の火薬を少なくし且つ、該弾薬が発生する気体の量を比較的少なくすることができる。このため、ケースの炸裂は、気体の炸裂ではなく、水の炸裂に類似したものとする。
【００２７】
具体化され且つ本明細書に広く記載された本発明の目的に従い、本発明の第三の側面によるロケットエンジンは、内部圧力の炸裂レベルにて炸裂し、また、円筒状領域と、閉じた前端と、後側組立体とを有するケースを備えている。該後側組立体は、中央開口部が設けられた後側閉側部材を備えている。摺動ピストンが、後側組立体及びケースの円筒状領域内に摺動可能に保持されており、休止位置から前方に、主推進薬粒は軸方向に圧縮される最高圧力位置まで動き、主推進薬粒は軸方向に圧縮されてロケットエンジンの発火に応答して主推進薬粒をケースの円筒状領域に向けて半径方向に膨張させる。摺動ピストンは、また上昇した外部温度に起因する主推進薬粒の膨張に応答して後方にも摺動可能である。ノズル組立体が摺動ピストンの中央ボア内に摺動可能に取り付けられ、摺動ピストンと並列に摺動する。ノズル組立体は、ノズルの中央通路と、ノズルの中央通路を閉塞するのど部−障壁部材とを備えている。主推進薬粒は、ケース内に封じ込まれており、また、主推進薬粒が自動着火する自動着火温度を有する。主推進薬粒は、自動着火温度よりも低い外部の熱源に応答して熱膨張するように成分調合されている。主推進薬粒が熱膨張すると、該粒は、ケース内の自由容積（あるならば）を実質的に充填し且つ、内部圧力の炸裂レベルより低い内部圧力をケースに付与する。着火装置組立体は、ノズル組立体内に配置され且つ、不活性状態と活性化状態との間で作用可能である。不活性状態において、着火装置組立体は、ノズルの中央通路内に配置され、のど部−障壁部材がノズルの中央通路を閉塞してノズルの中央通路を通る流れを実質的に防止する。他方、活性状態において，着火装置組立体は、主推進薬粒を着火させ、ノズルの中央通路は、のど部−障壁部材により実質的に閉塞されず、ノズルの中央通路を通る流れを許容する。鈍感弾薬用の火薬がケース内に配置されており、鈍感弾薬用の火薬が自動着火して気体を放出する鈍感弾薬の自動着火温度を有し、この鈍感弾薬の自動着火温度は主推進薬の自動着火温度よりも低い。鈍感弾薬用の火薬は、鈍感弾薬用の火薬の自動着火により解放された気体がケース内で追加的な内部圧力を発生させるのに効果的な量にて存在する。鈍感弾薬用の火薬によって付与された内部圧力は、主推進薬粒の熱膨張によって付与された内部圧力と結合し、ケース内の全内部圧力を内部圧力の炸裂レベル以上に上昇させる。着火装置組立体は不活性状態にあり、ノズルの中央通路を通る気体の流れは実質的に阻止されるため、主推進薬の熱膨張と鈍感弾薬用の火薬により解放された気体とが結合することで発生された全内部圧力は内部圧力の炸裂レベルに達してケースを破断させる。主推進薬粒がその自動着火温度に達する前に、ケースは炸裂する。その結果、主推進薬粒が最終的にその自動着火温度に達し又はその他の方法で着火されるならば、主推進薬粒によって発生された気体は、比較的安全な仕方にて炸裂部分を通ってケースから逃げることができよう。
【００２８】
本発明のこの第三の側面によれば、内部環境が制御された可動のピストンが、推進薬の熱膨張に起因する容積の変化に対応し且つ、発射筒発射体に関係した実質的な発射筒圧力に対応する。このことは、発射筒発射ロケットに関係した圧力の劇的に急速な上昇及び劇的に急激な降下に耐える能力を有するロケットエンジンの構造体の設計とすることを可能にする。可動のピストンはまた、ロケットエンジンをより薄く且つより軽量な材料で製造して利用可能な推進薬の容積を増大させ且つ全体的な不活性重量を軽減することを許容する。その結果、ロケットエンジンの距離及び効果が向上する。これと同時に、ロケットエンジンは、固体の推進薬が格納され又は輸送する間に不適切に着火された場合に、ロケットエンジンが比較的無傷であるようにすることを許容するＩＭ能力を内蔵する。
【００２９】
本発明の第四の側面によれば、ロケットエンジンは、主鈍感弾薬用の火薬及び二次的鈍感弾薬用の火薬を備えている。二次的鈍感弾薬用の火薬は、推進薬粒の自動着火温度よりも低いが、主鈍感弾薬の自動着火温度よりも高い自動着火温度を有するように成分調合される。二次的鈍感弾薬用の火薬は、主推進薬粒の端部燃焼面に近接する位置に配置され、二次的鈍感弾薬用の火薬の自動着火が主推進薬粒の端部燃焼面を着火するようにすることが好ましい。その結果、主推進薬粒は、主推進薬粒がその自動着火温度に達する前に、その端面から燃焼を開始することになろう（所望であるならば）。このように、主推進薬粒の主要な部分又は全てが、主推進薬粒が自動着火する前に、その端面にて燃焼を制御することにより消費されよう。また、二次的鈍感弾薬用の火薬は、鈍感主弾薬用の火薬よりも後に自動着火する設計とされているため、ケースは二次的鈍感弾薬用の火薬が自動着火するときまでに既に炸裂（すなわち排気）されていなければならない。
【００３０】
添付図面は、本明細書に組み込まれ且つその一部を構成する。図面は、上記及び以下の好ましい実施の形態及び方法の詳細な説明と共に、本発明の原理を説明する働きをする。
【本発明の好ましい実施の形態及び好ましい方法の詳細な説明】
【００３１】
次に、以下に説明するように、本発明の現在の好ましい実施の形態及び方法を詳細に述べる。しかし、本発明は、そのより広い側面において、好ましい実施の形態及び方法に関して本明細書に記載した特定の詳細、代表的な装置及び方法並びに実施例に限定されないことを理解すべきである。その色々な側面による本発明は、本明細書と共に読むべき特許請求の範囲及び適宜な等価物に特定的に指摘され且つ明確に権利請求されている。
【００３２】
本明細書及び特許請求の範囲で使用するように、単数の不定冠詞及び定冠詞は文脈上、明確に別段の意味を有しない限り、複数の意味を含むものであることを理解すべきである。
【００３３】
図１には、例えば、誘導システム及び（又は）爆発火薬のような幾つかの荷重を保持することができる前端構造体１２を有する発射体が全体として参照番号１０で示されている。前端構造体１２は、全体として参照番号１４で示した後側ロケットエンジンに結合されている。ロケットエンジン１４の最後側部分に枢動可能に取り付けられた状態で示したフィン１８が後端に設けられている。発射体１０は、発射筒又はその他の同様の武器によって発射筒発射型の設計とされている。
【００３４】
図２及び図３には、休止位置にあるロケットエンジン１４が示されており、特に、後端の一部分の拡大図が図３に示されている。ロケットエンジン１４は、長手方向軸線Ｌｘの周りで全体として対称である。ロケットエンジン１４は、前端閉塞物２０と、全体として参照番号２２で示した後端と、推進薬又は推進薬粒２６を保持する円筒状部分２４を有する外側ケース２３とを備えている。ケース２３は、スチールのような金属で出来ていることが好ましいが、複合的材料（例えば、予含浸した巻き繊維のような）の如きその他の材料を使用することが可能である。推進薬粒２６は、約２３８℃（約４６０°Ｆ）の主推進薬の自動着火温度を有することが好ましい。適宜な推進薬粒２６は、アンモニア過塩化酸塩酸化剤、アルミニウム燃料及びヒドロキシル基でターミネートされたポリブタジンバインダ並びにチタン二酸化物弾薬改質剤のような追加的な選択的材料を保持する複合的推進薬を備えている。推進薬粒２６として二重ベース推進薬を使用することができる。これらの例は、本発明の適用範囲を非限定的に代表することを意図するものである。
【００３５】
図３に示すように、全体として参照番号３０で示した後側閉塞組立体は、ケース２３の円筒状部分２４内に取り付けられ且つその後端に箇所３４で溶接された後側閉塞部材３２を有している。後側閉塞部材３２には、内部円筒状ボア３６が設けられ、また、該閉塞部材は、前面４２及び後面４４を有している。前面４２は、選択的にゴムシールを含むことができる。飛行制御フィンがピン３９によりフィンの突起３８に回転可能に取り付けられている。このようにして、フィンの突起３８に取り付けられたフィンは、外方に旋回することで展開させることができ、ロケットが発射武器のボアから去ったならば、必要で且つ適宜であるように、フィンの突起３８は旋回することができる。
【００３６】
後側閉塞部材３２の内部には、摺動ピストン５０が配置されている。摺動ピストン５０は、外面５４を有する主円筒状本体５２と、内部チャンバ（番号無し）と、傾斜した内部後面５６とを有している。着火装置組立体８０を例えば従来の技術によって内部後面５６に固定することができる。例えば、図示した実施の形態において、脆弱なボルト８２が着火装置組立体８０を摺動ピストン５０に接続する。着火装置組立体８０と摺動ピストン５０の傾斜する背面５６との間の結合は、従来の柔軟で且つ脆弱な接着剤により提供し、これによりこの結合部を破断可能で且つ降伏可能なものにすることができる。
【００３７】
前側ノズル８４と、主本体８６とが着火装置組立体８０の一部として含まれており、該主本体８６は、ノズル８４の後側に配置された従来の時間遅れ着火列８８に作用可能に連通した従来の着火装置火薬８９を保持する。通常のロケットエンジンを発射する間、着火装置組立体８０の作用及び着火装置組立体がこの実施の形態のＩＭシステムにて作用する部分について以下に更に詳細に説明する。
【００３８】
摺動ピストン５０は、主円筒状本体５２から半径方向外方に伸びてケース２３の円筒状部分２４の内面と摺動可能に係合する環状フランジ６０を備えている。外側アルミニウムリング６２、６４及び中央に配置されたゴムＯリング６６を含む３つのシール構成要素がフランジ６０とケース２３の円筒状部分２４の境界面に使用されている。アルミニウムリング６２、６４は、Оリング６６の一体性を保ち且つ摺動ピストン５０が動く間、Оリング６６が押し出されるのを防止するために提供される。これらのシール構成要素はまた、フランジ６０の外周に配置されて、フランジ６０の外周とケース２３の円筒状部分２４の内面を摺動接触させる。発射筒の気体によって付与された圧力によりピストン５０は前方に動き、これにより、フランジ６０をケース２３の円筒状部分２４に対して動かす。これらのシール構成要素は、またピストンがＩＭ作動の間、後方に、すなわち図２に示した位置から図６に示した位置まで動くときとも同様の機能を果たすことができる。保持リング６５は、シール構成要素の前方に配置され且つ、シール構成要素をフランジ６０の外周とケース２３の円筒状部分２４の内面との間で保持する働きをする。保持リング６５は、例えば、スチールで出来たものとすることができる。
【００３９】
半径方向に伸びるフランジ６０は、後面６８及び前面７０を有している。フランジ６０の後面６８は、後側閉塞部材３２の前面４２からキャビティ１４２によって隔てられている。このキャビティ１４２は、深さｄを有し、また、以下に更に詳細に説明するように、深さｄは、ロケットエンジンが発火し且つ、鈍感弾薬が作用する過程の間に変化する。
【００４０】
テーパー付きのゴム絶縁体９０が、フランジ６０の前面７０に取り付けられている。選択的に、硬質なプラスチック絶縁体（図示せず）を前面７０とテーパー付きゴム絶縁体９０との間に取り付けることができる。テーパー付きゴム絶縁体９０は、全体として参照番号１００で示したノズル組立体に隣接するその最大寸法を有するテーパー付きの断面を特徴としている。テーパー付きのゴム絶縁体９０は、絶縁体９０に三角形の隅部分９２が設けられる点にてその最小寸法までテーパーが付けられ、該三角形の隅部分は、内側斜面９４を有している。テーパー付きのゴム絶縁体９０は、例えば、ＥＰＤＭゴム組成物にて出来たものとすることができる。
【００４１】
ノズル組立体１００は、環状の前側ノズル絶縁体１０２と、環状の後側ノズル絶縁体１０４とを備えている。前側及び後側ノズル絶縁体１０２、１０４は、互いに且つ環状ののど部挿入体１０６に接着剤で接合され、該環状ののど部挿入体は、絶縁体１０２、１０４に対し中央に且つ同心状に配置されている。前側及び後側ノズル絶縁体１０２、１０４には、全体として参照番号１０８で示すような舌状体及び溝の相互係止構造体が設けられている。のど部挿入体１０６は、タングステン、レニウム又はその合金のような耐火性金属で出来たものとすることができる。のど部絶縁体１０６は、ノズルののど部として知られた最小断面の寸法領域を有する。
【００４２】
着火装置組立体８０の前端は、ノズルののど部に向けて突き出している。図示した実施の形態において腐食性（例えば、スチール）ノズル片であるのど部−障壁部材１１０が、着火装置組立体８０の前方に配置されている。しかし、ノズルののど部−障壁部材１１０は、本発明の目的と適合するその他の形態をとることができ、また、着火装置組立体８０の一部を構成することも可能であることも理解すべきである。
【００４３】
図４に図示するように、ケース２３の円筒状部分２４は、ロケットエンジン１４の外側容器として機能する。環状の空隙空間２５は、円筒状部分２４の内部の内側で且つアルミニウムリング６２の前方にある。テーパー付きゴム絶縁体９０の環状伸長体９６が空隙空間２５の内部にある。伸長部９６は、三角形の隅部分９２から前端閉塞物２０まで伸びている。肩部９８が三角形の隅部分９２の内側部に形成されている。ポリマー又は同様の型式のライナー２９を有する円筒状のゴム型式の絶縁体２８が、肩部９８及び伸長部９６の内側に取り付けられている。ライナー２９は、斜面９４の前方で推進薬粒２６の外面を覆い且つその外面の周りを伸び、また、推進薬粒２６を絶縁体２８に結合する。所望であるならば、この結合を強化するためにライナー２９の内面に接着剤を施すことができる。
【００４４】
推進薬粒２６を取り巻き且つ絶縁するために使用される正確な材料及びその配置並びに寸法は、使用される推進薬の型式に依存して変更可能であることを理解すべきである。これらの要素は、当該技術分野の当業者に既知であろう。
【００４５】
ゴムシートノズル絶縁体１２０は、推進薬２６に隣接して非接着状態に位置する斜面９４に隣接する外周から伸びている。ゴムシートノズル絶縁体１２０は、ノズルののど部に向けて突き出す推進薬粒２６の中央ニップル２６ａを含む推進薬粒２６の後端に接触し且つ、該後端を亙って伸びる前面を有する。ゴムシートノズル絶縁体１２０の後面は、テーパー付きのゴム絶縁体９０の前面及び前方ノズル絶縁体１０２の前面に適宜に接着され且つ、該前面に沿って伸びる。阻止部分１２２が、のど部−障壁部材１１０の前方ののど部通路を亙って伸びている。阻止部分１２２は、例えば、所要位置に注入され且つ、室温にて硬化する液体ゴムにて形成することができる。推進薬及び絶縁体材料と適合可能な接着面を準備し且つ、適宜な接着剤の成分調合を選ぶ技術は、当該技術分野の当業者に周知である。
【００４６】
前側アルミニウム板（図示せず）がニップル２６ａとゴムシートノズル絶縁体１２０との間に介在されている。作用時、アルミニウム板は、加圧された推進薬粒２６がのど部−障壁部材１１０から突き出るのを防止する。
【００４７】
鈍感弾薬用の火薬１５０は、テーパー付きゴム絶縁体９０の環状凹所内に配置され且つ、該絶縁体９０に接触する状態で示されており、鈍感弾薬用の火薬１５０の後面は、フランジ６０の前面７０に対し面一となる位置に配置されている。環状の形状を有するものとして示してあるが、鈍感弾薬用の火薬１５０は、その他の形状をとり且つ、その他の位置に配置することができる。例えば、鈍感弾薬用の火薬１５０は、互いに周方向に隔てられた複数の別個の火薬を備えることができる。鈍感弾薬用の火薬１５０に対するその他の適宜な位置は、例えば、伸長部９６に隣接する位置を含む。鈍感弾薬用の火薬１５０は、励起的材料であることが好ましい。代表的な鈍感弾薬用の火薬１５０は、一例として、ジヒドロオキシグリオキシム推進薬、ヒドロオキシターミネートしたポリエーテル、及びＴＰＧＥ（アリアントテクシステムズ（Ａｌｌｉａｎｔ  Ｔｅｃｈｓｙｓｔｅｍｓ）インコーポレーテッドからに入手可能なポリテトラヒドロフラン及びポリエチレングリコールの共重合体）のようなロケット水深薬を単に一例として含む。これらの例は、一例とすることを意味し、本発明の範囲の全てを表わすものではない。
【００４８】
好ましくは、鈍感弾薬用の火薬１５０は、主推進薬粒２６の自動着火温度よりも少なくとも５６℃（１００°Ｆ）だけ低い鈍感弾薬の自動着火温度を有するものとする。
図３を参照すると、摺動ピストン５０の外面５４と後側閉塞部材３２の内部ボア３６との間に環状空隙１４０が画成されている。通常の作動中、ロケットエンジン１４は、好ましくは、上述したように、発射武器から発射されるものとする。かかる発射筒発射の結果、また、ロケットエンジン１４の後側にて発射筒発射薬（図視せず）により発射筒のボア内で発射筒の気体が発生されるとき、かかる発射筒の気体は、環状空隙１４０に入り且つ、フランジ６０の後面６８を打撃し且つ該後面を加圧する。かかる軸方向力が摺動ピストン５０に加えられる結果、摺動ピストン５０は、休止位置から前方に最高圧力位置に向けて動き、最終的にその最高圧力位置に達する。摺動ピストン５０が前方に動くとき、フランジ６０の後面６８と後側閉塞部材３２の前面４２との間におけるキャビティ１４２の深さｄは増大する。摺動ピストン５０が前方に動いてキャビティ１４２の寸法を増大させるとき、フランジ６０の外縁部は、シール構成要素６２、６４、６６により案内されて、円筒状部分２４の内面に沿って摺動する。摺動ピストン５０のフランジ６０に加わる軸方向は、テーパー付きのゴム絶縁体９０を通じて伝達され、推進薬２６に圧縮可能に荷重を加え且つ、推進薬２６が半径方向に変形して空隙空間２５を充填する。摺動ピストンの同様型式の動きは、シンガー（Ｓｉｎｇｅｒ）らに対する米国特許第６，０９４，９０６号に開示され且つ、図示されている。
【００４９】
発射筒発射が終了すると、環状空隙１４０を通ってモータ１４に入った発射筒の気体は、その同一の環状空隙１４０を通って去り、また、フランジ６０の後面６８に作用する（キャビティ１４２を通じて）力は漸進的に弱くなる。その前に推進薬２６に作用する圧縮力は、同様に漸進的に減少し、これらの力が減少するのに伴ない、ケース２４の内部及び外部の圧力も漸進的に低下する。その結果、ケース２４は、発射筒発射に関係した内部及び外部の圧力上昇及び降下に耐えることができる。
【００５０】
力が減少するに伴ない、テーパー付きゴム絶縁体９０を圧縮するように作用する力も弱くなり、絶縁体９０がその非圧縮状態に戻るのを許容する。テーパー付きゴム絶縁体９０がその以前の厚さに戻るとき、かかる動きは、後側閉塞部材３２に向けた摺動ピストン５０の動きを開始させ且つ、推進薬２６とゴムシートノズル絶縁体１２０の前面との間に提供される接合部を分離させる。この分離は、それに続く通常の着火の間、燃焼が伝播するための通路を提供する。ゴムシートノズル絶縁体１２０の後面は、前側ノズル絶縁体１０２の前面の大部分に接着されたままである。この時点にて、推進薬２６は、通常の燃焼のため着火する用意ができている。
【００５１】
発射筒の気体は、着火装置組立体８０内で時間遅れ着火列８８の燃焼を開始させ、このため、発射体が発射武器のボアから去った後の所望の時間にて着火炎は、着火装置組立体８０から阻止部１２２を通って進み推進薬２６と接触する。この状態となったならば、ゴムシートノズル絶縁体１２０は、前側ノズル絶縁体１０２の前面に接着する。この接続により、推進薬２６の通常の燃焼は、ゴムシートノズル絶縁体１２０の前側部にて進行することができる。
【００５２】
推進薬２６が着火装置組立体８０により着火されると、のど部−障壁部材１１０は、着火装置組立体８０の作動及び（又は）推進薬２６の燃焼によって腐食し又はさもなければ実質的に除去され又は射出される。推進薬２６の燃焼により摺動ピストン５０は、取り付けたノズル組立体１００と共に、フランジ６０の後面６８が図５に示すように、後側閉塞部材３２の前面４２に接触する迄、後方に摺動する。発射力が増大し始めると、熱及び圧力がノズル組立体１００内で蓄積する。着火装置組立体８０を所要位置に保持する接着部の脆弱な性質のため、かかる圧力は、また、その接着部を分離させ、これにより着火装置組立体８０をノズル通路から押出すことになる。図５には、着火装置８０が突き出された後のロケットエンジン１４が示されている。
【００５３】
図示していないが、ロケットエンジン１４の前端に密封装置を使用することができる。内部の圧縮チャンバと共に、該密封装置は、ロケットが発射筒のボアを通って進むとき、急激に変化する内部圧力と外部圧力との差を最小にするための１つの方法を提供する。更に、前側閉塞体の内面に加えられた全部の発射筒圧力は、荷重を更に前方に押すための加速する力を提供する。ケースシリンダ内の軸方向への力は、軸方向への緊張時に作用する、後側閉塞物及びその他の造作構造部を更に後方に加速するのに必要とされる低いレベルまで減少する。本発明は、好ましくは、１８Ｎｉ３００マレジンクスチールである、構造体に対し使用される材料が、使用される部品の厚さに対し十分な能力を有し、付与された全荷重に十分な安全率にて抵抗し、これによりロケットエンジンに対する効果的な構造体を提供するような構造とし且つ設計することができる。
【００５４】
上述した構造的特徴は、また、このロケットエンジンの設計が安全に格納することを保証するのを助ける特定の鈍感弾薬（ＩＭ）の条件を満足させることを許容する。このシステムが作用する仕方について説明するが、これにより、上述したＩＭの保護効果が明らかになるであろう。外部ケースの加熱に起因して生ずるような異常な燃焼又は着火状況時、主推進薬粒２６は、加熱し且つ熱膨張し始めることが提案される。本発明の特に好ましい１つの実施の形態において、推進薬の熱膨張温度の範囲は、主推進薬粒２６が約６６℃（１５０°Ｆ）のとき、空隙２５を含んでケース２４の自由容積を充填し得るように選ばれる。主推進薬粒２６が熱膨張を続けるとき、該推進薬粒２６はノズルから押し出すことができないから、主推進薬粒は、ケース２４に内部圧力を加える。これと同時に、ピストン５０は、フランジ部分６０の後面が後側閉塞部材３２の正面４２に当接する迄、後方に摺動する。このようにして、キャビティ１４２は、図６に示した状態となる迄、寸法が漸進的に縮小する。図６において、矢印は、キャビティ１４２が配置されていた位置を表わす。
【００５５】
ロケットエンジン１４の外部からの加熱が続くに伴ない、推進薬粒２６の熱膨張は増大し続け、ケース２４に対し内部圧力を加え続ける。最終的に、鈍感弾薬用の火薬１５０が約１８１℃（約３６０°Ｆ）以下であることが好ましい、その自動着火温度に達するならば、鈍感弾薬用の火薬１５０は、自動着火して気体をロケットエンジン１４の内部チャンバ内に解放する。特に好ましい実施の形態において、鈍感弾薬用の火薬１５０の自動着火により解放される内部圧力は、主推進薬粒２６の熱膨張によって加えられた内部圧力の２５％以下である。主推進薬粒２６の熱膨張及び鈍感弾薬用の火薬１５０の気体の発生の双方により加えられた内部圧力は、ケース２４の内部圧力の炸裂レベル以上となるような設計とされている。のど部−障壁部材１１０は、この圧力がノズル通路を通って逃げるのを防止する。その結果、ケース２４は炸裂するであろう。鈍感弾薬用の火薬１５０の自動着火温度は、主推進薬粒２６の自動着火温度よりも低く、好ましくは、少なくとも５６℃（１００°Ｆ）だけ低いため、鈍感弾薬用の火薬１５０は、自動着火して気体を解放し、ケース２４は主推進薬粒２６が自動着火する前に、炸裂するであろう。その結果、炸裂は、推進薬粒２６の熱膨張によって大部分行なわれ、炸裂は、気体の炸裂ではなく、水の炸裂と類似したものとなる。従って、ケース２４は破損するが、好ましいことに、発射破片を発生させない。主推進薬粒２６が最終的に自動着火し又は着火された場合、主推進薬粒２６により発生された気体は、大きい推力又は何らかの発射力を発生させずに、炸裂したケースから排出することができる。
【００５６】
本明細書で使用するように、ケース２４が炸裂することは、構造体が十分に破損して、気体排出口（ノズルの中央通路以外の）を開き、この気体排出口を通じて蓄積した気体を大きい発射力を発生させずに、雰囲気中に安全に排出することができることを意味する。ケース２４の炸裂は、例えば、ケースの円筒状部分２３に亀裂が形成されるといったような、円筒状部分２３の構造的破損又は、端部閉塞組立体又は摺動ピストンの構造的破損を含むことができる。更に又はこれと代替的に、ケースの炸裂は、例えば、円筒状部分２３を後側閉塞部材３２に結合する溶接部３４の破損のようなケース継手の破損を含むことができる。溶接部３４の破損は、後側閉塞部材３２、摺動ピストン５０、ノズル組立体１００及び着火装置組立体８０が１つのユニットとして突き出されるようにする可能性がある。その後、気体が膨張するために利用可能な排出面積は、十分に大きくなり、このため発射力は極めて小さくなるであろう。
【００５７】
このように、ロケットエンジン内に組み込んだ安全解放能力を有するというＩＭの条件は満たされる。後側部から排出することは、異常な推進薬の燃焼に起因する気体がノズルののど部を通らないことを保証する。
【００５８】
次に、図７を参照しつつ本発明の別の実施の形態に関して説明する。この実施の形態において、鈍感弾薬用の火薬１５０は、鈍感主弾薬用の火薬であり、ロケットエンジン１４は、二次的鈍感弾薬用の火薬２００を更に備えている。二次的鈍感弾薬用の火薬２００は、主推進薬粒２６の自動着火温度よりも低いが、鈍感主弾薬用の火薬１５０の自動着火温度よりも高い自動着火温度を有する。
【００５９】
この実施の形態において、二次的鈍感弾薬用の火薬２００は、主推進薬粒２６の端部燃焼面に近接し、より好ましくは、主推進薬粒のニップル２６ａへと近接し又は該ニップルと接触する位置に配置されることが好ましい。図７に示すように、二次的鈍感弾薬用の火薬２００は、テーパー付きゴム絶縁体９０の前面の凹所内に配置することができる。鈍感主弾薬用の火薬１５０の場合と同様に、二次的鈍感弾薬用の火薬２００は環状とし又は別個の片を備え、或いは互いに隔てられた（例えば、周方向に）複数の別個の片を備えることができる。
【００６０】
二次的鈍感弾薬用の火薬２００を使用することは、顕著な燃焼反応を受ける主推進薬粒２６を有するロケットモータ１４の場合、特に有益なことである。二次的鈍感弾薬用の火薬２００は、鈍感主弾薬用の火薬１５０よりも高い自動着火温度を有するため、二次的鈍感弾薬用の火薬２００は、その後の鈍感主弾薬用の火薬１５０の自動着火迄、従ってケース２３が炸裂する迄、自動着火しない。二次的鈍感弾薬用の火薬２００が自動着火するとき迄に、ケース２３は既に排気されているであろう。好ましくは、二次的鈍感弾薬用の火薬２００の自動着火温度は、鈍感主弾薬用の火薬１５０の自動着火温度よりも約２８℃（約５０°Ｆ）だけ高いようにする。
【００６１】
更に、二次的鈍感弾薬用の火薬２００は、主推進薬粒２６よりも低い自動着火温度を有するから、推進薬粒２６は、全体の推進薬粒２６が自動着火する前に、その後面にて着火する。その結果、主推進薬粒２６の着火は、殆んど二次的鈍感弾薬用の火薬２００が配置される単一の位置（又は複数の位置）に隔離される。更に、二次的鈍感弾薬２００が主推進薬粒２６の後面に近接することにより、主推進薬粒２６は、所望である場合、その後面にて着火する。主推進薬粒２６がその後面にて着火する結果、実質的に周囲圧力にて比較的急激でない反応が生じ、極めて小さい推力を発生させ且つ、発射破片が発生する可能性を少なくする。好ましくは、二次的鈍感弾薬用の火薬２００の自動着火温度は、約１７７℃（約３５０°Ｆ）である。当該技術分野の当業者で且つこの開示を参照した者は、不必要な実験を行なわずに、適宜な二次的鈍感弾薬用の火薬２００を特定することが可能であると考えられる。
【００６２】
本発明の好ましい実施の形態の上記の詳細な説明は、図示及び説明の目的のために記載したものであり、本発明を開示された正確な実施の形態に限定し又は制限することを意図するものではない。実施の形態は、本発明の原理及びその実際的な適用を最もよく説明するために選び且つ説明したものであり、これにより当該技術分野の当業者が色々な実施の形態及び考えられる特定の用途に適した色々な変更例を加えて本発明を理解することを可能にするものである。本発明の範囲は色々な改変例及び特許請求の範囲に記載された等価物を包含することを意図するものである。
【図面の簡単な説明】
【００６３】
【図１】本発明の現在の好ましい実施の形態であるが、その単に一例としての実施の形態によるロケットエンジンを内蔵する発射体の図であり、ロケットエンジンは断面図で示してある。
【図２】休止状態にあるロケットエンジンを示す、本発明の１つの実施の形態の断面図である。
【図３】休止状態にあるロケットエンジンを示す、図２の後側閉塞物組立体、摺動ピストン、ノズル組立体及び着火装置組立体の拡大断面図である。
【図４】図３の一部分の拡大断面図である。
【図５】通常の燃焼中の活性化状態にあるロケットエンジンを示す、図２のロケットエンジンの断面図である。
【図６】上昇した内部温度に起因して推進薬が膨張する間のロケットエンジンの鈍感弾薬状態を示す、図２のロケットエンジンの断面図である。
【図７】本発明の別の実施の形態に従い、休止状態にあるロケットエンジンの後側閉塞物組立体、摺動ピストン、ノズル組立体及び着火装置組立体の拡大断面図である。
【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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【手続補正書】
【提出日】平成16年10月19日(2004.10.19)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
鈍感弾薬能力を有するロケットエンジンにおいて、
円筒状領域と、閉じた前端と、後側組立体とを有し、該後側組立体が、開口部が設けられた後側閉塞部材を備えるケースであって、内部圧力炸裂レベルにて破裂可能な前記ケースと、
前記ケースに結合されて、ノズル通路を備えるノズル組立体と、
ケース内に封じ込められ且つ主推進薬粒が自動着火する自動着火温度を有する主推進薬粒であって、存在するならばケース内の自由容積を充填し且つ、内部圧力炸裂レベルよりも低い内部圧力をケースに付与し得るようにその自動着火温度よりも低い温度まで加熱されることに応答して熱膨張するように成分調合された前記主推進薬粒と、
ノズル通路が閉塞される不活性状態と、着火装置組立体が主推進薬粒を着火させ、ノズル通路が実質的に閉塞されずにノズル通路を通る流れを許容する活性状態との間にて作用可能な着火装置組立体と、
ケース内に配置され、鈍感弾薬用の火薬が自動着火して気体を解放する鈍感弾薬の自動着火温度を有する鈍感弾薬用の火薬であって、鈍感弾薬の自動着火温度が主推進薬粒の自動着火温度よりも低く、鈍感弾薬用の火薬の自動着火により解放された気体が、着火装置組立体が不活性状態にあるとき、主推進薬粒の熱膨張によって加えられた内部圧力と組み合わされ、ケース内の内部圧力を内部圧力炸裂レベルよりも上昇させ、主推進薬粒がその自動着火温度に達する前に、ケースを炸裂させるように効果的な量にて存在する前記鈍感弾薬用の火薬と、を備えるロケットエンジン。
【請求項２】
ノズル組立体が、着火装置組立体が不活性位置にあるとき、ノズル通路を閉塞するのど部障壁部材を備え、
不活性状態において、着火装置組立体がノズル組立体内に配置され、のど部障壁部材がノズル通路を閉塞し、
活性状態において、ノズル通路が、のど部障壁部材により実質的に閉塞されず、ノズル通路を通る流れを許容するようにした、請求項１のロケットエンジン。
【請求項３】
休止位置から、（ａ）前方に、主推進薬粒が軸方向に圧縮されて主推進薬粒をロケットエンジンの発火に応答してケースの円筒状領域に向けて半径方向に膨張させる最高圧力位置に、及び（ｂ）後方に、上昇した外部温度に起因する主推進薬粒の膨張に応答して動き得るように後側組立体及びケースの円筒状領域内に、摺動可能に保持された摺動ピストンを更に備え、
後側閉塞部材の開口部が中央開口部であり、
ノズル組立体が、摺動ピストンの中央ボア内に摺動可能に取り付けられ、ノズル組立体のノズル通路がノズルの中央通路を有する、請求項２のロケットエンジン。
【請求項４】
半径方向に伸長する部分と、軸方向伸長部とを有するゴム絶縁体を更に備え、ゴム絶縁体の半径方向に伸長する部分が、主推進薬粒と後側閉塞部材との間に配置され、軸方向伸長部が、主推進薬粒とケースの円筒状領域との間に配置される、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項５】
ゴム絶縁体の軸方向伸長部が、ケースの円筒状領域から半径方向に隔てられ、その間に円筒状の空隙領域を形成する、請求項４に記載のロケットエンジン。
【請求項６】
主推進薬粒の熱膨張温度範囲が、約６６℃にてケースの自由容積を主推進薬粒で充填するように選ばれる、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項７】
主推進薬粒の自動着火温度が約２３８℃である、請求項１から３の何れか１つに記載のロ
ケットエンジン。
【請求項８】
のど部−障壁部材が腐食性ノズル片を備える、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項９】
鈍感弾薬の自動着火温度が、主推進薬粒の自動着火温度よりも少なくとも約５６℃だけ低い、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項１０】
鈍感弾薬用の火薬の自動着火により解放された内部ガス圧力が、主推進薬粒の熱膨張によって加えられた内部圧力の２５％以上ではない、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項１１】
鈍感弾薬用の火薬が、後側閉塞部材と主推進薬粒との間に配置される、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項１２】
主推進薬粒と後側閉塞部材との間に配置された半径方向に伸びる部分を備えるゴム絶縁体を更に備え、鈍感弾薬用の火薬が、ゴム絶縁体の半径方向に伸びる部分と接触する位置に配置される、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項１３】
主推進薬粒の後面に近接して配置された二次的鈍感弾薬用の火薬を更に備え、二次的鈍感弾薬用の火薬が、二次的鈍感弾薬用の火薬が自動着火して気体を解放する自動着火温度を有し、二次的鈍感弾薬用の火薬の自動着火温度が主推進薬粒自動着火温度よりも低いが、鈍感弾薬の自動着火温度よりも高い、請求項１から３の何れか１つに記載のロケットエンジン。
【請求項１４】
主推進薬粒と後側閉塞部材との間に配置された半径方向に伸びる部分を備えるゴム絶縁体を更に備え、
鈍感弾薬用の火薬が、ゴム絶縁体の半径方向に伸びる部分と接触する位置に配置され、
摺動ピストンが、ゴム絶縁体の半径方向に伸びる部分が配置される前面を有する半径方向に伸びるフランジを備える、請求項３に記載のロケットエンジン。
【請求項１５】
摺動ピストンの半径方向に伸びるフランジが後面を有し、摺動ピストンが中央開口部から内方に隔てられて、該後面と雰囲気との間に開放した環状チャンバを画成する、請求項１４に記載のロケットエンジン。
【請求項１６】
発射筒又はその他の同様の武器によって発射筒発射型の発射体において、
請求項１から１５の何れか１つのロケットエンジンと、
負荷を封じ込め且つ、ロケットエンジンに結合された前端構造体とを備える発射体。
【国際調査報告】
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2005510653.tif 000012