(57)【要約】【課題】推進力の調整が可能な固体ロケットモータの提供。【解決手段】本発明のロケットモータは、固体推進薬を装填した容器と、上記容器の後端に設けられて上記固体推進薬の燃焼ガスを噴射するノズルと、を備え、上記ノズルが、その軸線方向に分離可能に形成されたノズルであり、上記ノズルを分離し離脱させることで開口比が変わり、推進力を調整できる固体ロケットモータを提供することができる。【選択図】図３
2019152129.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
固体推進薬を装填した容器と、
上記容器の後端に設けられて上記固体推進薬の燃焼ガスを噴射するノズルを備え、
上記ノズルが、その軸線方向に分離可能に形成されたノズルであることを特徴とするロケットモータ。
【請求項２】
上記ノズルが、その軸線と直交する方向の外周にリニアシェープドチャージを備えることを特徴とする請求項１に記載のロケットモータ。
【請求項３】
上記ノズルが、その軸線方向に並んだ複数の部材で形成され、
上記複数の部材が、分離ナット又はマルマンバンドで結合していることを特徴とする請求項１に記載のロケットモータ。
【請求項４】
さらに尾翼を備え、
上記尾翼が、上記ノズルの分離箇所よりも前方に設けられたことを特徴とする請求項１〜３のいずれか１つの項に記載のロケットモータ。
【請求項５】
被搬送物を収容するカプセルと、ロケットモータとを備え、
上記ロケットモータが請求項１〜４のいずれか１つの項に記載のロケットモータであることを特徴とする飛翔体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロケットモータに係り、更に詳細には、推進力の調整が可能な固体ロケットモータに関する。
【背景技術】
【０００２】
固体ロケットモータは、液体ロケットエンジンに比し、構造が簡単で取り扱いが容易である一方で、点火後に固体推進薬の燃焼状態を制御できないため、射程距離や飛翔速度の調整が困難である。
【０００３】
特許文献１の特開平１０−３３９２１３号公報には、飛翔体が目的の位置に到達したときに、ペイロードを収納したカプセルから固体ロケットモータを切り離して射程を調整する推力中断装置が開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開平１０−３３９２１３号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかしながら、特許文献１に記載の推力中断装置では、飛翔体が目的の位置に到達するまで、固体ロケットモータによる推進力を調整できないため、誘導制御が困難である。
【０００６】
本発明は、このような従来技術の有する課題に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、推進力の調整が可能な固体ロケットモータを提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明者は、上記目的を達成すべく鋭意検討を重ねた結果、固体推進薬の燃焼ガスを噴射するノズルの長さを変えて開口比を変えることにより、上記目的が達成できることを見出し、本発明を完成するに至った。
【０００８】
上記課題は、本発明のロケットモータにより解決される。
（１）固体推進薬を装填した容器と、上記容器の後端に設けられて上記固体推進薬の燃焼ガスを噴射するノズルを備え、上記ノズルが、その軸線方向に分離可能に形成されたノズルであることを特徴とするロケットモータ。
（２）上記ノズルが、その軸線と直交する方向の外周にリニアシェープドチャージを備えることを特徴とする上記第（１）項に記載のロケットモータ。
（３）上記ノズルが、その軸線方向に並んだ複数の部材で形成され、
上記複数の部材が、分離ナット又はマルマンバンドで結合していることを特徴とする上記第（１）項に記載のロケットモータ。
（４）さらに尾翼を備え、上記尾翼が、上記ノズルの分離箇所よりも前方に設けられたことを特徴とする上記第（１）項〜第（３）項のいずれか１つの項に記載のロケットモータ。
【０００９】
また、上記課題は、本発明の飛翔体により解決される。
（５）被搬送物を収容するカプセルと、ロケットモータとを備え、上記ロケットモータが上記第（１）項〜第（４）項のいずれか１つの項に記載のロケットモータであることを特徴とする飛翔体。
【発明の効果】
【００１０】
本発明によれば、ノズルをその軸線方向に分離可能に形成し、開口比が可変であるため、推進力の調整が可能な固体ロケットモータを提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明の飛翔体の一例を示す概略図である。
【図２】ノズルを説明する図である。
【図３】ノズルを分離した状態を説明する図である。
【図４】開口比の変化による燃焼ガスの膨張状態を説明する図である。
【図５】切断用火工品を備えたロケットモータの一例を示す概略図である。
【図６】結合分離装置を備えたロケットモータの一例を示す概略図である。
【図７】マルマンバンドの一例を示す概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
本発明のロケットモータを備えた飛翔体１は、図１に示すように、被搬送物を収容したカプセル２と、該カプセル２よりも後方に配置されたロケットモータ３を備える。
【００１３】
上記ロケットモータ３は、飛翔体１に推進力を与え、飛翔体１を遠方へ運ぶための推進装置であり、容器３１、固体推進薬３２およびノズル３３を備えている。
【００１４】
上記容器３１は、前端が閉鎖され、後端が開口した略円筒形の耐熱容器であり、内部に固体推進薬３２が装填され、上記容器後端の開口部には、ノズルの前端が接続される。
【００１５】
上記固体推進薬３２としては、例えば、ダブルベース推進薬およびコンポジット推進薬などが挙げられる。
ダブルベース推進薬は、ニトロセルロースとニトログリセリンを基剤として 膠化剤、安定剤、緩燃剤、焼食抑制剤、消炎剤を添加した推進薬である。
コンポジット推進薬は、過塩素酸塩および硝酸塩などの酸化剤と、末端水酸基ポリブタジエンなどの合成樹脂から成る燃料かつ固体成分結合剤と、アルミニウム粉末などの助燃剤と、その他の添加剤との混合物を硬化させ成形させたブロックである。
【００１６】
上記固体推進薬３２の燃焼により発生した燃焼ガスＧは、容器後端からノズル内を流れて外部に噴出する。
【００１７】
上記ノズル３３は、図２に示すように、径が狭まったスロート部３４を中ほどに有し、後端に向けて徐々に拡径する略円筒形をしており、燃焼ガスの流れを加速させて超音速の燃焼ガスＧを噴射する。
【００１８】
流速が音速以下の燃焼ガスは、質量流量が一定であるため、流路が細くなると流速が速くなり、ノズルの一番狭いスロート部３４でチョーク流となり局所的に音速に達する。
そして、燃焼ガスの流速が音速に達すると非常に大きな圧力が発生し、通常はこの圧力のために燃焼ガスの流れが滞ってしまう。
【００１９】
ノズルは、上記のように、スロート部３４から後端に向けて徐々に拡径する形状をしており、燃焼ガス流の下流側で断面積が大きくなるため、スロート部３４通過後に圧力が急激に下がって燃焼ガスが膨張する。すると、燃焼ガスの流速が音速に達した後も、燃焼ガスの流れがさらに加速されて超音速となり、大きな推進力を得ることができる。
【００２０】
本発明のノズル３３は、図３に示すように、その軸線方向に分離可能に形成されており、ノズルの後部を分離し離脱させることでその長さを変えることができる。
【００２１】
本発明のノズル３３は、上記のように後方に向けて拡径する形状をしており、このノズルの後方部分を分離することでノズル後端の開口比（ノズルの軸線と直交する方向の、スロート部の断面積とノズル後端の最も拡がったところの断面積との比）が小さくなる。
【００２２】
そして、ノズル後端の開口比が小さくなると、ノズルから離脱する燃焼ガスの膨張が不足して効率が低下するため、推進力を低下させることができる。
つまり、分離していない開口比が適正なノズル３３では、図４の（Ａ）に示すように、ノズル内で燃焼ガスＧが充分膨張し、大きな推進力を得られる。しかし、図４の（Ｂ）に示すように、ノズル後端の開口比が小さくなると、ノズル内での燃焼ガスの膨張が不足し、推進力を低下させることができる。
【００２３】
上記ノズルとしては、ベル型ノズルや、円錐型ノズルを挙げることができる。
ベル型ノズルは短い長さで開口比を大きくでき、噴射効率が高いので好ましく使用できる。
【００２４】
ノズル３３を分離する箇所は、一箇所でも複数箇所であってもよい。ノズル３３を分離し離脱させる箇所によって開口比が変わり、得られる推進力を調節することができる。
【００２５】
また、上記ロケットモータ３は、尾翼４を備えることができる。
上記尾翼４は上記ノズルの分離面３５よりも前方に設けられることが好ましい。尾翼４がノズルの分離面３５よりも前方に設けられていることで、ノズル３３を分離した後もロケットモータ３側に尾翼４が残り、空力的に安定した飛翔が可能となる。
【００２６】
次に、ノズルの分離方法について説明する。
上記ノズルの分離は、図５に示すように、分離面３５となる箇所の外周に切断用火工品３６を設けてノズルを切断して分離する方法や、図６に示すように、予め、ノズル３を分離可能なように複数の部材３ａ、３ｂで形成し、上記複数の部材３ａ、３ｂを結合分離装置３７で結合させてノズルとし、上記結合分離装置３７による上記複数の部材結合を解除して、上記複数の部材３ａ、３ｂのうちの一部、（例えば３ｂ）を分離し離脱させる方法などを挙げることができる。
なかでも、切断用火工品による分離方法は、ノズルを任意の箇所で分離することができるため、好ましく使用できる。
【００２７】
上記切断用火工品３６としては、リニアシェープドチャージを挙げることができる。
リニアシェープドチャージは、モンロー/ノイマン効果を利用して、超高速の金属の噴流を発生させ、上記噴流を切断部に当てて穿孔し切断する火工品である。
【００２８】
リニアシェープドチャージは、ノズルの切断箇所を任意に決めることができ、また結合分離装置に比して小さく、分離箇所を複数箇所設ける場合、隣り合う分離箇面同士の間隔を短くできるため、好ましく使用できる。
【００２９】
また、上記結合分離装置３７としては、分離ナットやマルマンバンドを挙げることができる。
分離ナットは、中空のボルトに爆薬を充填し、電気雷管を埋め込んだ構造を有するものであり、上記ボルトと分離ナットとを螺合して被固定物を連結し、上記爆薬を起爆することでボルトが折れて、被固定物の固定を解く結合分離装置である。
【００３０】
また、マルマンバンドは、被固定物の接合部分に設けられたフランジに係合するクランプを備えたバンドであり、被固定物のフランジに係合し、被固定物の外周側から緊締して連結し、火工品などによってバンドを切断して被固定物の固定を解く結合分離装置である。
【００３１】
図７にマルマンバンドの概略図を示す。
ロケットモータの上段部材３ａの下端に設けた外向きのフランジと、下段部材３ｂの上端に設けた外向きのフランジとを接合し、両フランジに係合するクランプＣを備えた２本のバンドＢでフランジ接合部分をロケット外周側から緊締している。
【００３２】
上記各バンドＢは、ロケットのモータのほぼ半周に及ぶ長さを有すると共に、所定間隔でクランプＣを備えており、一端部に火工品であるセパレーションナット（分離ナット）５が設けてあると共に、他端部にバレルナット６が設けてある。両バンドＢ，Ｂは、セパレーションナット５と相手側のバレルナット６とをジョイント７で連結してあり、上記セパレーションナット５の作動により切り離すことができる。
【００３３】
上記ノズルの分離は、飛翔体の発射前に行っても、飛翔中に行ってもよく、飛翔中に分離する場合は、地上からの指令を受信して分離してもよく、また、タイマーなどにより飛翔体自体が分離時期を判断して分離してもよい。
【符号の説明】
【００３４】
１    飛翔体
２    カプセル
３    ロケットモータ
３１    容器
３２    固体推進薬
３３    ノズル
３４    スロート部
３５    分離面
３６    切断用火工品
３７    結合分離装置
４    尾翼
５    セパレーションナット（分離ナット）
６    バレルナット
７    ジョイント
Ｂ    バンド
Ｃ    クランプ
Ｇ    燃焼ガス
【図１】
2019152129.tif 000003
【図２】
2019152129.tif 000004
【図３】
2019152129.tif 000005
【図４】
2019152129.tif 000006
【図５】
2019152129.tif 000007
【図６】
2019152129.tif 000008
【図７】
2019152129.tif 000009