(57)【要約】  推進システム（１）はブースタ（２）およびターボジェットエンジン（３）を含み、ブースタ（２）は、その長手軸（Ｌ）に沿って配置されることによってターボジェットエンジン（３）の後部筐体（７）に固定されたチャンバ（６）を含み、このチャンバには、後部にジェットパイプ（８）が取り付けられ、少なくとも１つの装薬部（９）および前記装薬部（９）を起動する手段が設けられており、前記推進システム（１）はさらに、ブースタ（２）に接続され、ターボジェットエンジン（３）の燃焼チャンバの点火またはターボジェット（３）のタービンの始動のいずれかを目的とする、ガス抽気管（１０、１１）を含む。
2013541664.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛行装置、特に対戦車ミサイルを推進するように意図される推進システムであって、前記推進システム（１）はブースタ（２）と、少なくとも圧縮機、燃焼チャンバ、タービン、および噴射ノズル（４）を含むターボジェット（３）とを含み、
前記ブースタ（２）は前記ターボジェット（３）の後部（５）に組み込まれており、前記ブースタ（２）は、その長手軸（Ｌ）に沿って位置決めされることによってターボジェット（３）の筐体（７）に固定され、後部にノズル（８）が取り付けられ、少なくとも１つの装薬部（９）および前記装薬部（９）を起動する手段が設けられた、チャンバ（６）を含み、
前記推進システム（１）はさらに、
ブースタ（２）に接続され、燃焼チャンバを点火するように意図された、少なくとも１つの第一ガス抽気管（１０）と、
やはりブースタ（２）に接続され、タービンを始動するように意図された、少なくとも１つの第二ガス抽気管（１１）と、を含むことを特徴とする、システム。
【請求項２】
ブースタ（２）の前記チャンバ（６）が、ターボジェット（３）の長手軸（Ｌ）の周りに均一に分布されたアーム（１３）によってターボジェット（３）の後部筐体（７）に固定されていることを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
【請求項３】
前記第一および第二ガス抽気管（１０、１１）が、少なくとも前記アーム（１３）のいくつかを通過することを特徴とする、請求項２に記載のシステム。
【請求項４】
前記ブースタ（２）のチャンバ（６）が円筒形状であり、ターボジェット（３）の前記噴射ノズル（４）は、その周りに環状空間（１４）を画定するように前記チャンバ（６）を包囲し、この空間はターボジェット（３）からのガスの噴射を目的としていることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のシステム。
【請求項５】
前記ブースタ（２）が前記噴射ノズル（４）を超えて後方に突起していることを特徴とする、請求項４に記載のシステム。
【請求項６】
ブースタ（２）の前記ノズル（８）が、その対称軸がターボジェット（３）の長手軸（Ｌ）と一致するように配置され、前記ノズル（８）は後部に向かって広がり、少なくとも事前設定された距離だけ離れて、推進システム（１）の後部で、前記ノズル（８）を通じて噴射されたガスがターボジェット（３）の噴射ノズル（４）によって噴射されたガスに到達できるようにする、発散角（α）を有することを特徴とする、請求項４および５のいずれかに記載のシステム。
【請求項７】
ブースタ（２）の前記装薬部（９）が少なくとも１つの中央通路（１８）を有することを特徴とする、請求項１から６のいずれかに記載のシステム。
【請求項８】
ブースタの前記装薬部（９）が少なくとも１つの周囲通路を有することを特徴とする、請求項１から６のいずれかに記載のシステム。
【請求項９】
ブースタ（２）の後部に配置された射出手段（２０）をさらに含むことを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載のシステム。
【請求項１０】
前記射出手段（２０）が、ブースタ（２）のノズル（８）の外側で周囲および放射状に配置され、前記ノズル（８）の周囲の周りに均等に分布された、複数の個別ノズル（２２）が設けられた補助ブースタ（２１）を含むことを特徴とする、請求項９に記載のシステム。
【請求項１１】
前記補助ブースタ（２１）が、同心リング（２４）を含む少なくとも１つの装薬部（２３）を含むことを特徴とする、請求項１０に記載のシステム。
【請求項１２】
請求項１から１１のいずれかに規定されたような推進システム（１）を含むことを特徴とする、飛行装置、具体的には対戦車ミサイル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、飛行装置、特に対戦車ミサイルを推進するように意図される推進システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
本発明の文脈において、前記推進システムは、通常通りに少なくとも圧縮機、燃焼チャンバ、タービン、および噴射ノズルを含む、ターボジェットを含む。
【０００３】
このような推進システムの、とりわけ初期加速時の性能を改善するために、固体燃料ロケットブースタ型のブースタをターボジェットに追加することは、周知の慣習である。
【０００４】
するとこの解決法は、異なる２種類のスラスタを組み合わせることからなる。これら特定の２種類のスラスタは、対立する設計制約、すなわちとりわけターボジェットの場合の低温（１３００Ｋ）および低圧（６バール）の高空気流量、およびロケットモータの場合の高温（２５００Ｋ）および高圧（１００バール）の低空気流量という設計制約を有する。
【０００５】
これら対立する設計制約は当然ながら、まったく同一の推進システム内へのこれら２種類のスラスタの組み込みの邪魔になる。
【０００６】
したがって、通常の解決法は、組み込みの概念を伴わない、異なる推進アーキテクチャ（ターボジェットおよび投棄可能な固体燃料ロケットブースタ）の組み合わせを包含してきた。
【０００７】
一般的に、通常の解決法は、一旦使用された後に投棄される、側方または後部に位置するブースタ装置を包含する。このような投棄は、この種の推進システムが、軍事行動の戦術的場面で使用するための対戦車ミサイルまたは軽量対艦ミサイル上で使用されるのを防止する。これは、ブースト段階の終わりにブースタが作戦地域に制御不能状態で落下する際に友軍が曝される危険のためである。
【０００８】
その結果、このような推進システムは、対戦車型、または軽量対艦型のミサイルに動力供給するために使用されることは不可能である。したがってこれは、この種のミサイルを短中距離使用に限定する。
【０００９】
さらに、仏国特許第２６４９２５７号明細書は、ミサイルを推進するように意図されたシステムを開示している。この推進システムは、ブースタおよびターボジェットを含む。ブースタは、ターボジェットの後部に組み込まれ、装薬部が設けられている。推進システムはまた、ブースタからターボジェットの燃焼チャンバまで延在する火炎伝播管も含む。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１０】
【特許文献１】仏国特許第２６４９２５７号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
本発明は、飛行装置を推進するように意図される推進システムに関し、これはハイブリッド型（すなわち２種類の異なるスラスタを有する）であり、上述の不都合に対する解決法を提供する。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
上記の目的のため、本発明によれば、ブースタおよびターボジェット（少なくとも圧縮機、燃焼チャンバ、タービン、および噴射ノズルを含む）を含むタイプの前記推進システムは、以下の点で際立っている：
−前記ブースタは前記ターボジェットの後部に組み込まれており、前記ブースタは、ターボジェットの筐体に固定されてその長手軸に沿って位置決めされたチャンバを含み、これは後部にノズルが取り付けられており、少なくとも１つの装薬部および前記装薬部を起動する手段が設けられており、
−前記推進システムはさらに、
−ブースタに接続されており、燃焼チャンバに点火するように意図された、少なくとも１つの第一ガス抽気管と、
−やはりブースタに接続されており、タービンを始動するように意図された、少なくとも１つの第二ガス抽気管と、を含む。
【００１３】
このため、本発明により、重い機械部品を投棄することなく動作する装薬部が設けられたブースタがターボジェットのノズルに組み込まれ、つまり以下に規定される方法で固定的に実装される。したがって、この推進システムは、上述の不都合に対する解決法を提供し、軍事行動の戦術的場面で使用するための、対戦車ミサイルまたは軽量対艦ミサイル上での使用に、特に著しく適している。これは、本発明のおかげで、通常通りにブースタから生じる、深刻な危険を呈さない、非常に軽量な（一般的に１０グラム程度の重さの）ダイヤフラムを除いては機械部品が投棄されないため、推進システムの前記ブースタによって実行されるブースト段階の終わりに味方が危険に曝されないからである。
【００１４】
加えて、ターボジェットの点火およびタービンの始動の機能を組み合わせられるようにする、ガス抽気管の配置が提供されるが、これらは通常、個別の機器（一般的には火花点火プラグおよび火花開始剤カートリッジ）によって実行され、これらの機能を発生および実現しやすくする。
【００１５】
さらに、ターボジェットの軸に沿ってブースタのチャンバを組み込むことによって、以下に規定されるように、本発明は、ブースタが中心ずれする（オフセットまたは側方実装ブースタ）という、通常の解決法に内在するオフセットスラストの問題を限定することができるようにする。
【００１６】
好適な一実施形態において、ブースタのチャンバは、ターボジェットの長手軸の周りに均一に分布されたアームによって、ターボジェットの後部筐体に固定される。この場合、好ましくは、前記第一および第二ガス抽気管は、少なくとも前記アームのうちのいくつかを通過し、これはとりわけこれを作りやすくし、サイズを減少させる。
【００１７】
さらに、好適な一実施形態において、ブースタのチャンバは円筒形状であり、ターボジェットの噴射ノズルは、その周りに環状空間を画定するように前記チャンバを包囲し、この空間はターボジェットからのガスの噴射を目的としている。
【００１８】
この好適な実施形態は、噴射ノズルの延長に関わる損失の限定、ならびにブースト段階の間のブースタの高温ガスに関わる後部胴体抗力および熱妨害の限定を、可能にする。
【００１９】
この好適な実施形態において、有利なことに、前記ブースタは前記噴射ノズルを超えて後方に突起しており、これは具体的には、ブースト段階の後でターボジェットの動作を阻害するブースタによって噴射されるガスを回避できるようにする。
【００２０】
この同じ理由のため、有利なことに、ブースタのノズルは、その対称軸がターボジェットの長手軸と一致するように配置され、前記ノズルは後部に向かって広がり、少なくとも事前設定された距離だけ離れて、推進システムの後部で、前記ノズルを通じて噴射されたガスがターボジェットの噴射ノズルによって噴射されたガスに到達できるようにする、発散角を有する。
【００２１】
さらに有利なことに、ブースタの装薬部は、ブースタの前記ノズルへの燃焼ガスの循環のため、およびガス抽気に供給するための、少なくとも１つの中央または周囲通路を有する。
【００２２】
以下に示されるように、本発明による推進システムは、通常通りに発射時に発射管から射出される対戦車ミサイル（または軽量対艦ミサイル）上で使用するのに、特によく適している。発射管からのこのような射出を実現するために、本発明による推進システムは有利なことに、ブースタの後部に配置された射出手段も含む。
【００２３】
好適な一実施形態において、前記射出手段は、ブースタのノズルの外側で周囲および放射状に配置され、前記ノズルの周囲の周りに均等に分布された、複数の個別ノズルが設けられた補助ブースタを含む。加えて、燃焼を加速して迅速に高速に到達することが可能なように、前記補助ブースタは有利なことに、同心リングを有する装薬部を含み、その間には燃焼ガスの噴射を目的とする通路が形成される。
【００２４】
したがって、上述のものなどのミサイルが発射されるとき、本発明による推進システムは、以下の３つの連続的な段階が実行され得るようにする：
−ミサイルが発射管から射出される初期段階であって、前記射出手段によって実行される段階と、
−ミサイルが射出された後の加速の段階であって、前記ブースタによって実行される段階と、
−所定の速度に到達したときに、ターボジェットによって実行される巡航段階。
【００２５】
本発明はまた、飛行装置、具体的には対戦車ミサイルまた軽量対艦ミサイルにも関する。
【００２６】
本発明によれば、前記飛行装置は、ブースタとターボジェットとを組み合わせた、上述のもののようなハイブリッド型の推進システムを含む。
【００２７】
添付の１枚の図面は、本発明がどのように実現されるかを理解しやすくする。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】本発明による推進システムの概略断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２９】
本発明による、図示される推進システム１は、飛行装置（図示せず）、具体的には対戦車ミサイルまたは軽量対艦ミサイルの後部に位置し、この飛行装置を推進するように意図されている。
【００３０】
この推進システム１は、ブースタ２およびターボジェット３を含む、ハイブリッド型である。ターボジェット３は、通常通りに、少なくとも圧縮機、燃焼チャンバ、タービン、および噴射ノズル４を含む。
【００３１】
本発明によれば、前記ブースタ２は、ブースタ装置１２の一部を形成するが、前記ターボジェット３の後部５に組み込まれている。より具体的には、前記ブースタ２は、ターボジェット３の筐体７に固定され、その長手軸Ｌに沿って位置決めされた、チャンバ６を含む。このチャンバ６は、後部に単一のノズル８を備えており、少なくとも１つの装薬部９、および前記装薬部９を起動するための通常手段（図示せず）が設けられている。
【００３２】
このため、本発明により、重い機械部品を投棄することなく動作するブースタ２は、ターボジェット３の噴射ノズル４に組み込まれる。その結果、推進システム１は、軍事行動の戦術的場面で使用するための、対戦車ミサイルまた軽量対艦ミサイル上で使用するのに、特に著しく適している。これは、本発明のおかげで、その投棄が危険を呈さない、非常に軽量な（一般的に１０グラム程度の重さの）ダイヤフラムを除いては機械部品が投棄されないため、前記ブースタ２によって実行されるブースト段階の終わりに友軍が危険に曝されないからである。一般的に金属でできているこのダイヤフラムは、通常通りにブースタ２のガス噴射開口部を閉鎖し、装薬部９の点火に続いてチャンバ６内で一定圧力に到達したときに自動的に投棄される。
【００３３】
加えて、ターボジェット３の軸Ｌに沿ってブースタ２のチャンバ６を組み込むことによって、中心ずれブースタ（オフセットまたは側方実装ブースタ）の通常の解決法に内在するオフセットスラストの問題が限定される。
【００３４】
さらに、本発明による推進システム１はさらに以下を含む：
−ブースタ２に接続されており、ターボジェット３の燃焼チャンバに点火するように意図された、少なくとも１つ、好ましくは２つのガス抽気管１０。これらのガス抽気管１０は、燃焼チャンバの火炎管内に向かって開口しており、内壁と同一平面になっている；および、
−同様にブースタ２に接続されており、ターボジェット３のタービンを始動するように意図された、少なくとも１つ、好ましくは２つのガス抽気管１１。これらのガス抽気管１１は、筐体に接しており、タービン羽根車の羽根の先端で同一平面に開放している。
【００３５】
これらのガス抽気管１０および１１は、ターボジェット３の点火およびタービンの始動の機能を組み合わせることを可能にし、これらの機能は通常、個別の機器（一般的には火花点火プラグおよび火花開始剤カートリッジ）によって実行されてきた。この解決法は、これらの機能を発生および実現しやすくする。これはチャンバ６の加圧を利用する。抽気管は、上流（燃焼チャンバおよびタービン）と下流（チャンバ６の内側）との間の圧力差を利用して動作する。
【００３６】
好適な一実施形態において、ブースタ２のチャンバ６はアーム１３、好ましくは４つのアーム１３によって、ターボジェット３の後部筐体７に固定されており、これらのアームはターボジェット３の長手軸Ｌの周りに均等に分布されている。この場合、好ましくは、前記ガス抽気管１０および１１は、少なくとも前記アーム１３のうちのいくつかを通過し、これはとりわけ占有される空間の削減を可能にする。
【００３７】
さらに、ブースタ２のチャンバ６は円筒形状であり、ターボジェット３の噴射ノズル４は、そのチャンバの周りに環状空間１４を画定するように前記チャンバ６を包囲し、この空間はターボジェット３からのガスの噴射を目的としている。この配置は、噴射ノズル４の延長に関わる損失の限定、ならびにブースト段階の間のブースタ２の高温ガスに関わる後部胴体抗力および熱妨害の限定を、可能にする。
【００３８】
加えて、図示されるように、上昇装置１２の下流部分１５は噴射ノズル４の下流部分１６を超えて後方に突起しており、これは具体的には、ブースト段階の後でターボジェット３の動作を阻害するブースタ装置１２によって噴射されるガスを回避できるようにする。
【００３９】
加えて、ブースタ２のノズル８は、その対称軸がターボジェット３の長手軸Ｌと一致するように配置され、前記ノズル８は後部に向かって広がり、ブースタ２によって噴射されたガスがブースト段階の後にターボジェット３の動作を阻害しないように少なくとも所定距離だけ離れて、推進システム１の後部まで、前記ノズル８を通じて噴射されたガスがターボジェット３の噴射ノズル４によって噴射されたガスに到達できるようにする、発散角αを有する。
【００４０】
さらに、ブースタ２の装薬部９は、ブースタ２の前記ノズル８への燃焼ガスの循環のため、およびガス抽気部１０および１１に供給するための、少なくとも１つの中央または周囲通路１８を有する。
【００４１】
以下に示されるように、本発明による推進システム１は、通常通りに発射時に発射管（図示せず）から射出される対戦車ミサイル（または軽量対艦ミサイル）上で使用するのに、特によく適している。発射管からのこのような射出を実行するために、本発明による推進システム１のブースタ装置１２は、ブースタ２の後部に配置されてその発射管からのミサイルの射出を目的とする、射出手段２０をさらに含む。これらの射出手段２０には、少なくとも１つの装薬部２３、および前記装薬部２３に点火する通常手段（図示せず）が設けられている。
【００４２】
好適な実施形態において、前記射出手段２０は、ブースタ２の中央ノズル８の外側で周囲および放射状に配置され、前記ノズル８の周囲の周りに均等に分布された、複数の個別ノズル２２が設けられた補助ブースタ２１を含む。加えて、燃焼を加速して迅速に高速に到達できるようにするために、前記補助ブースタ２０は同心リング２４を含む装薬部２３を含み、その間には燃焼ガスの噴射を目的とする通路２５が形成されている。
【００４３】
したがってブースタ装置１２は２つの部分からなり、すなわち：
−射出、および発射管を離れるための速度到達に特化された下流部分（射出手段２０）と、
−ブースト段階のための上流部分（ブースタ２）である。
【００４４】
ブースタ２および射出手段２０の装薬部９および２３は、まったく同一の推進剤、たとえばブタレン８２／４などを含む。しかしながら、これらの装薬部９および２３のアーキテクチャは異なっている。好ましくは：
−噴射を目的とする装薬部２３は、短い燃焼時間に合わせられており、たとえば、打ち抜きによって得られた同心リング２４を備える成形接合された装薬部を含む。加えて、射出手段２０は、いくつかの個別ノズル２２を有する後部末端を備える。後部末端の外部形状は、ターボジェット３および／またはミサイルに特有のサイズおよび空気力学の制約に適合するように、容易に調整可能である。そして、
−ブーストを目的とする装薬部９は、長い燃焼時間に合わせられており、たとえば、前部にわたって燃焼し、前部末端に、より良くは後部末端に接合され、タービンを駆動してターボジェット３に点火するために単一の中央ノズル８およびガス抽気管１０および１１まで燃焼ガスを循環させるための中央通路１８を有する、装薬部を含む。前部末端の外部形状は、ターボジェット３の後部胴体に特有の、サイズおよび内部空気力学に関する制約に、容易に合わせられることが可能である。
【００４５】
したがって、上述のもののようなミサイルが発射されるとき、本発明による推進システム１は、以下の３つの連続的な段階が実行され得るようにする：
−発射管からミサイルを射出する初期段階であって、前記射出手段２０によって実行される初期段階と、
−ミサイルが射出された後の、前記ブースタ２によって実行されるブースト段階と、
−ミサイルが所定の速度に到達したときの、ターボジェット３によって実行される巡航段階。
【００４６】
例示として、ミサイルに搭載された、前記内蔵型ブースタ装置１２は、０．１から０．３秒の射出段階を伴って、５から１０秒の間だけ動作してもよい。対戦車型の用途では、スラストバランスは以下の通りであってもよい：
−射出：推進剤の質量０．２から０．５ｋｇ；ＩＦｔ０．３から１ｋＮ．ｓ；Ｆｍｅａｎ２０００から１００００Ｎ；
−加速または上昇：推進剤の質量１．５から３ｋｇ；ＩＦｔ３から６ｋＮ．ｓ；Ｆｍｅａｎ５００から１０００Ｎ；
−巡航：空荷時質量３から５ｋｇ；Ｆｍｅａｎ２００から４００Ｎ。
【図１】
2013541664.tif 000003
【国際調査報告】
2013541664.tif 000004
2013541664.tif 000005
2013541664.tif 000006
2013541664.tif 000007
2013541664.tif 000008
2013541664.tif 000009