(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃料と外部から導入した空気とを混合して燃焼させる燃焼室を備えたラムロケットにおいて、
固体燃料及び液体燃料を搭載し、固体燃料を一次燃焼させて生じる燃料リッチな可燃ガスを燃焼室内に供給して外部からの導入空気と混合して二次燃焼させる固体燃料供給手段と、固体燃料の二次燃焼が開始している燃焼室内に液体燃料の液滴を供給して外部からの導入空気と混合して燃焼させる液体燃料供給手段を設けており、
上記固体燃料供給手段を介して燃焼室に供給される燃料リッチな可燃ガスと、液体燃料供給手段を介して燃焼室に供給される液体燃料の液滴との流量比を１：３としていることを特徴とするラムロケット。
【請求項２】
液体燃料の液滴の供給量を制御する制御バルブを設けた請求項１に記載のラムロケット。
【請求項３】
液体燃料を燃焼室内に供給する加圧圧力として固体燃料の一次燃焼圧力を使用可能とした請求項１又は２に記載のラムロケット。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、外部より導入した空気中に燃料を噴射して生じた混合気を燃焼室で燃焼させることによって飛翔推力を発生するラムロケット（ラムジェットと称することもある。）に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来、この種のラムロケットとしては、例えば、ダクテッドロケットや液体ラムロケットがある。前者のダクテッドロケットは、円周方向の複数箇所に空気取入口を有する燃焼室と、この燃焼室の前方に位置するガス発生器に充填した固体燃料と、燃焼室の後端に配置したラムロケットノズルを備えており、このダクテッドロケットでは、固体燃料を一次燃焼させて生じる燃料リッチな可燃ガスを燃焼室内に供給して、この可燃ガスと空気取入口より導入した空気との混合気を二次燃焼させ、これで生じた燃焼ガスをラムロケットノズルから増速して噴出させることにより推力を発生するものとなっている。
【０００３】
後者の液体ラムロケットは、ダクテッドロケットの固体燃料に代えて燃焼室の前方に位置するタンクに液体燃料を充填したものであり、この液体ラムロケットでは、空気取入口より導入した空気中に液体燃料の液滴を噴射して、この液体燃料の液滴と空気との混合気を燃焼室で燃焼させ、これで生じた燃焼ガスをラムロケットノズルから増速して噴出させることにより推力を発生するものとなっている。
【特許文献１】特開平４−１４８０４９号
【特許文献２】特開平５−０８６９８０号
【特許文献３】特開平４−２１４９５３号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、上記したラムロケットにおいて、前者のダクテッドロケットでは、固体燃料を一次燃焼させる都合上、燃料中に酸化剤を添加する必要があることから、比推力が低いものとなってしまうという問題があった。
【０００５】
また、後者の液体ラムロケットでは、高い比推力を得ることができるものの、常温の液体燃料を空気と混合して燃焼させることから、燃焼安定性が良いとは言えず、ダクテッドロケットと比べて不着火や吹き消えなどといった不具合が生じ易いという問題を有しており、これらの問題を解決することが従来の課題となっていた。
【０００６】
本発明は、上記した従来の課題に着目してなされたものであり、燃焼室内における着火性及び燃焼安定性の向上を実現したうえで、液体ラムロケットと同等ないしそれに近い高比推力を得ることが可能であるラムロケットを提供することを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明に係るラムロケットは、燃料と外部から導入した空気とを混合して燃焼させる燃焼室を備えたラムロケットにおいて、固体燃料及び液体燃料を搭載し、固体燃料を一次燃焼させて生じる燃料リッチな可燃ガスを燃焼室内に供給して外部からの導入空気と混合して二次燃焼させる固体燃料供給手段と、固体燃料の二次燃焼が開始している燃焼室内に液体燃料の液滴を供給して外部からの導入空気と混合して燃焼させる液体燃料供給手段を設けており、その固体燃料供給手段を介して燃焼室に供給される燃料リッチな可燃ガスと、液体燃料供給手段を介して燃焼室に供給される液体燃料の液滴との流量比を１：３としたことを特徴としている。
【０００８】
本発明のラムロケットでは、固体燃料を一次燃焼させて生じる燃料リッチな可燃ガスは高温なので、まず、固体燃料供給手段によって高温の可燃ガスを燃焼室内に供給するようになせば、着火性が向上することとなり、加えて、この固体燃料を一次燃焼させて生じる高温の可燃ガスの燃焼室内に対する供給は継続さて成されることから、燃焼安定性も向上することとなる。
【０００９】
そして、このようにして固体燃料の二次燃焼が開始している燃焼室内に対して、液体燃料供給手段によって液体燃料の液滴を供給するようになせば、燃料全体に対する酸化剤の割合が少なくなり、その結果、液体ラムロケットと同等ないしそれに近い高比推力が得られることとなる。
【発明の効果】
【００１０】
本発明のラムロケットによれば、上記した構成としているので、燃焼室内における着火性及び燃焼安定性の向上をいずれも実現することができると共に、液体ラムロケットと同等ないしそれに近い高比推力を得ることが可能であるという非常に優れた効果がもたらされる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
本発明のラムロケットにおいて、液体燃料の液滴の供給量を制御する制御バルブを設けた構成を採用してもよく、この構成を採用した場合には、ラムロケットの飛翔条件に応じた液体燃料の供給量コントロールが可能となる。
【００１２】
また、本発明のラムロケットにおいて、液体燃料を燃焼室内に供給する加圧圧力として固体燃料の一次燃焼圧力を使用可能とした構成としてもよく、この場合には、ターボポンプなどの圧送手段を必要としないものとなる。
【００１３】
本発明のハイブリッドタイプのラムロケットでは、一次燃焼圧力を変化させて、固体燃料の燃焼速度特性に応じて燃料流量を変化させることから、液体燃料の液滴供給量を制御する制御バルブによる流量制御範囲を大きくとるために、圧力感度の高い、すなわち、圧力指数の大きい固体燃料が要求される。
【００１４】
この場合、大きな流量制御範囲をとることができる圧力指数０．７の固体燃料において、流量制御範囲は以下のようにして求められる。
【００１５】
まず、ハイブリッドタイプのラムロケットの燃料流量ｍｆは、固体燃料密度をρｇ、燃焼面積をＡｂ、燃焼速度をｒとした場合、
ｍｆ＝ρｇＡｂｒ                                                        （１）
で表され、この際、燃焼速度ｒは、燃焼速度定数をａ、一次燃焼圧力をＰ１、圧力指数をｎ（＝０．７）とした場合、
ｒ＝ａ（Ｐ１）ｎ                                                      （２）
で表されるから、式２を式１に代入すれば、
ｍｆ＝ρｇＡｂａ（Ｐ１）ｎ                                                （３）
となる。
【００１６】
ここで、一次燃焼圧力Ｐ１の制御範囲を２ＭＰａ〜１２ＭＰａとし、一次燃焼圧力Ｐ１が１２ＭＰａのときの固体燃料の流量（固体燃料を一次燃焼させて生じる燃料リッチな可燃ガスの流量）をｍｆ０とすると、任意の一次燃焼圧力Ｐ１に対する燃料流量ｍｆは、式（３）から、
ｍｆ＝ｍｆ０（Ｐ１／１２）ｎ                                             （４）
となる。一次燃焼圧力Ｐ１とｍｆ／ｍｆ０の関係を図３に示す。
【００１７】
図３において、一次燃焼圧力Ｐ１が２ＭＰａのときのｍｆ／ｍｆ０の値は０．２８５であり、圧力指数が０．７の固体燃料を使用するラムロケットでは、一次燃焼圧力制御範囲２ＭＰａ〜１２ＭＰａにおいて、燃料流量を約３．５倍（１／０．２８５）に変化させることが可能になる。
【００１８】
本発明のハイブリッドタイプのラムロケットでは、燃料流量を７倍に変化させ得る燃料流量制御範囲とすることを目標に設定して、これに必要な固体燃料の燃焼速度特性を検討した。
【００１９】
まず、一次燃焼圧力Ｐ１が１２ＭＰａのときの固体燃料と液体燃料の流量の比率が１：１の場合、液体燃料を遮断すると燃料流量は１／２になり、一次燃焼圧力Ｐ１が２ＭＰａに変化したときに燃料流量が１／７になるためには、式（４）から、圧力指数が０．７であればよいことになる。
【００２０】
次に、このときの一次燃焼圧力Ｐ１に対する燃料流量の変化を計算する。流量係数をＣＤ、液体燃料噴射孔総面積をＡｉ、液体燃料密度をρｌ、二次燃焼室圧力をＰ２とし、液体燃料タンクが一次燃焼圧力Ｐ１によって加圧されるものとしてそのタンク圧力が一次燃焼圧力Ｐ１と等しいと仮定した場合、液体燃料ｍｌは、
ｍｌ＝ＣＤＡｉ（２ρｌ（Ｐ１−Ｐ２））１／２                                   （５）
となる。
【００２１】
ここで、一次燃焼圧力Ｐ１が１２ＭＰａのときの液体燃料の流量ｍｌ０とし、流量係数ＣＤを固定、二次燃焼圧力Ｐ２を簡単のため０．５ＭＰａで一定とすると、任意の一次燃焼圧力Ｐ１における液体燃料流量ｍｌは、以下の式から求められる。
ｍｌ＝ｍｌ０（（Ｐ１−０．５）／（１２−０．５））１／２                     （６）
【００２２】
この関係式（６）から、一次燃焼圧力Ｐ１と（ｍｆ＋ｍｌ）／（ｍｆ０＋ｍｌ０）の関係は図４に示すようになる。
【００２３】
燃料流量の最低値は０．１４（＝１／７）であり、一次燃焼圧力制御範囲２ＭＰａ〜１２ＭＰａで燃料流量を７倍に変化させ得ることが判った。
【００２４】
また、一次燃焼圧力Ｐ１が１２ＭＰａのときの固体燃料と液体燃料の流量の比率が１：２の場合、液体燃料を遮断すると燃料流量は１／３になり、一次燃焼圧力Ｐ１が２ＭＰａに変化したときに燃料流量が１／７になるためには、式（４）から、圧力指数が０．４７であればよいことになる。  
【００２５】
このときの一次燃焼圧力Ｐ１と（ｍｆ＋ｍｌ）／（ｍｆ０＋ｍｌ０）の関係は図５に示すようになる。
【００２６】
液体燃料バルブを開にした場合の一次燃焼圧力Ｐ１が２ＭＰａのときの（ｍｆ＋ｍｌ）／（ｍｆ０＋ｍｌ０）の値は０．３８であり、一次燃焼圧力Ｐ１が１２ＭＰａで液体燃料を遮断したときの（ｍｆ＋ｍｌ）／（ｍｆ０＋ｍｌ０）の値０．３３（＝１／３）よりも大きく、したがって、０．３３〜０．３８の燃料流量が出せない問題があるが、これに対しては、液体燃料遮断弁を２個設置し、１個の液体燃料遮断弁を開にした場合に液体燃料噴射孔を半数使用するようになすことにより、解決することができる。１個の液体燃料遮断弁を開にする場合の一次燃焼圧力Ｐ１と（ｍｆ＋ｍｌ）／（ｍｆ０＋ｍｌ０）の関係も図５に示すようになる。
【００２７】
さらに、一次燃焼圧力Ｐ１が１２ＭＰａのときの固体燃料と液体燃料の流量の比率が１：３の場合、液体燃料を遮断すると燃料流量は１／４になり、一次燃焼圧力Ｐ１が２ＭＰａに変化したときに燃料流量が１／７になるためには、式（４）から、圧力指数が０．３１であればよいことになる。  
【００２８】
このときの一次燃焼圧力Ｐ１と（ｍｆ＋ｍｌ）／（ｍｆ０＋ｍｌ０）の関係は図６に示すようになる。図６には、液体燃料遮断弁を３個設置した場合の一次燃焼圧力Ｐ１と（ｍｆ＋ｍｌ）／（ｍｆ０＋ｍｌ０）の関係も示している。
【００２９】
上記したように、固体燃料と液体燃料の流量の比率を１：３にすると、圧力指数が０．３程度でよいという結果が得られたので、本発明のラムロケットにおいて、固体燃料供給手段を介して燃焼室に供給される燃料リッチな可燃ガスと、液体燃料供給手段を介して燃焼室に供給される液体燃料の液滴との流量比を１：３とした構成とすることが望ましく、この構成を採用すると、固体燃料に特別な組成のものを用いる必要がなく、従前の固体ロケットの推進薬に使用されているＡＰ系コンポジットを採用し得る。
【００３０】
この際、二次燃焼の着火性及び燃焼安定性を考慮すると、金属粒子を含有させたほうが有利であると考えられ、この金属粒子の候補としては、燃焼熱が高く且つ希少金属でないＢ，Ｍｇ，Ａｌ，Ｓｉ，Ｐ，Ｃａ，Ｔｉ，Ｚｒが挙げられる。
【００３１】
表１に示すように、Ｍｇ，Ａｌ，Ｓｉ，Ｃａは、酸化物の沸点よりも元の金属の沸点が低いため、気相燃焼すると考えられ、とくに、Ｐは沸点自体が非常に低いため、一次燃焼室内で気化すると考えられる。一方、Ｂ，Ｔｉ，Ｚｒは、酸化物の沸点よりも元の金属の沸点が高いため、表面燃焼すると考えられる。
【００３２】
【表１】
0004840988.tif 000002
【００３３】
二次燃焼の着火性及び燃焼安定性を向上させるうえで、燃焼場に高温の金属粒子を撒き散らすことは、着火源を密に存在させることができて有利であることから、気化せずに粒子の状態を維持して粒子表面で燃焼するＢ，Ｔｉ，Ｚｒの方が、Ｍｇ，Ａｌ，Ｓｉ，Ｃａよりも固体燃料組成として適していると考えられる。
【００３４】
そこで、Ｂ，Ｔｉ，Ｚｒについて、ＮＡＳＡが開発した化学平衡計算プログラムＣＥＡ４００を用いてハイブリッドタイプのラムロケットの理論Ｉｓｐ性能を計算して性能検討を行った。その検討組成を表２に示す。
【００３５】
【表２】
0004840988.tif 000003
【００３６】
最近のコンポジット推進薬のバインダの主流はＨＴＰＢであるが、このＨＴＰＢにボロン粒子を混ぜると発泡して混和成形することができないので、理論計算では、比較のため統一してＣＴＰＢとした。金属粒子の含有量と過塩素酸アンモニウム（ＡＰ）の含有量は、これまでの実績で金属粒子を最も多く含有することができた金属３０ｗｔ％、ＡＰ４０ｗｔ％を想定した。また、液体燃料については、航空機エンジン用燃料として使用されているＪＰ−４を検討対象とし、飛翔条件を高度０ｋｍ、速度マッハ２に想定した。
【００３７】
ＣＥＡ４００のロケット性能計算結果における地上での最適開口比をＩｓｐｍｉｘとすると、ハイブリッドタイプのラムロケットとしてのＩｓｐは、以下のようにして求められる。
まず、推力をＦｎ、燃料流量をｍｆ、重力加速度をｇとすると、
Ｉｓｐ＝Ｆｎ／ｍｆ・ｇ                                                （７）
で表され、この際、ノズルでの発生推力をＦｇ、空気流量をｍａ、流入空気流速をｖとすると、
Ｆｎ＝Ｆｇ−ｍａ・ｖ                                                （８）
で表されるから、
Ｉｓｐｍｉｘ＝Ｆｇ／（ｍｆ＋ｍａ）・ｇ                                        （９）
となり、ここで、式８，９を式７に代入すれば、
Ｉｓｐ＝（Ｉｓｐｍｉｘ（ｍｆ＋ｍａ）・ｇ−ｍａ・ｖ）／ ｍｆ ・ｇ 
＝ Ｉｓｐｍｉｘ（１＋Ａ／Ｆ）− （Ａ／Ｆ・ｖ）／ｇ                 （１０）
となる。ただし、ｍａ／ｍｆ＝Ａ／Ｆ
【００３８】
そこで、液体燃料がなく、固体燃料だけの場合のＡ／Ｆに対するＩｓｐの理論性能の計算結果を図７に示す。この図７から判るように、質量当たりの燃焼熱の大きいＢ含有燃料が最もＩｓｐ値が高く、次いで、Ｔｉ含有燃料、Ｚｒ含有燃料の順にＩｓｐ値が高い。Ａ／Ｆ＝１５では、Ｂ含有燃料とＴｉ、Ｚｒ含有燃料との間に、Ｉｓｐ２００ｓ以上の差がある。
【００３９】
固体燃料と液体燃料の流量の比率が１：１の場合と、固体燃料と液体燃料の流量の比率が１：３の場合とのＡ／Ｆに対するＩｓｐの理論性能の計算結果を図８及び図９にそれぞれ示す。
【００４０】
図８及び図９から、固体燃料と液体燃料の流量の比率が１：１の場合では、Ａ／Ｆ＝１５においてＢ含有燃料とＴｉ、Ｚｒ含有燃料とのＩｓｐ値の差が１００ｓ以下であり、固体燃料と液体燃料の流量の比率が１：３の場合では、Ａ／Ｆ＝１５においてＢ含有燃料とＴｉ、Ｚｒ含有燃料とのＩｓｐ値の差がほとんどなくなっていることが判る。
【００４１】
したがって、ハイブリッドタイプのラムロケットにおいて、理論性能上はＢ含有燃料，Ｔｉ含有燃料及びＺｒ含有燃料のいずれの燃料もほぼ同等であることから、どの組成を採用するかは、二次燃焼着火性、二次燃焼安定性、二次燃焼室断熱材の損傷状況などから決定することが必要である。
【実施例】
【００４２】
以下、本発明を実施例により更に詳細に説明するが、本発明は以下の実施例に限定されるものではない。
【００４３】
図１及び図２は、本発明の一実施例によるラムロケットを示す。
【００４４】
図１及び図２に示すように、このラムロケット１は、ブースタ推進薬２を装填した燃焼室３を有し、この燃焼室３の後端部にはブースタノズル４とラムロケットノズル５とが分離継手６を介して同心状に設けてあり、ブースタノズル４には、ブースタ推進薬用点火装置７が設けてある。
【００４５】
燃焼室３の前端側の外周には円周方向の複数箇所に配設した空気取入口８を備えており、空気取入口８を閉塞するポートカバー９をポートカバー解除機構１０によって解除するようになっている。
【００４６】
この場合、燃焼室３の前方には、固体燃料１６を充填したガス発生室１７が設けてある。このガス発生室１７には、固体燃料１６に点火する固体燃料用の点火装置１８を備えていると共に、このガス発生室１７と一体で設けた固体燃料供給手段としてのガス噴射ノズル１９を備えており、このガス噴射ノズル１９は、隔壁２０を貫通して燃焼室３内に突出するようにしてある。
【００４７】
また、燃焼室３のさらに前方には、液体燃料１１を充填した燃料タンク１２と、液体燃料１１の流量を制御する流量制御バルブ１３と、液体燃料１１を空気取入口８に導く液体燃料供給手段としての導管１４を備えており、燃料タンク１２内の液体燃料１１は、固体燃料１６の一次燃焼により生じた燃焼圧力によって導管１４を介して燃焼室３内（空気取入口８）に供給されるようになっいてる。
【００４８】
この実施例において、ガス噴射ノズル１９を介して燃焼室３に供給される固体燃料１６を一次燃焼させて生じる燃料リッチな可燃ガスと、導管１４を介して燃焼室３に供給される液体燃料の液滴との流量比が１：３となるようにしており、固体燃料１６には、Ｂ，Ｔｉ，Ｚｒのうちのいずれかの金属粒子を含有させたＡＰ系コンポジットを用いている。
【００４９】
このような構成のラムロケット１において、ブースタ推進薬用点火装置７によりブースタ推進薬２に点火することによって、燃焼室３内でブースタ推進薬２が燃焼し、この燃焼ガスをブースタノズル４から噴射することによって発進し、ラム圧による作動に必要な設定マッハ数に達するまで加速する。
【００５０】
続いて、速度が設定マッハ数に到達してブースタ推進薬２の燃焼が終了した時点において、図２に示すように、分離継手６の部分でブースタノズル４が分離すると共に、ポートカバー解除機構１０により空気取入口８のポートカバー９が除去される。
【００５１】
これに合わせて、まず、固体燃料１６の点火が固体燃料用の点火装置１８によってなされ、この固体燃料１６を一次燃焼させて生じる燃料リッチな可燃ガスが、ガス噴射ノズル１９を介して燃焼室３内に供給され、空気取入口８より導入した外部からの空気と混合して二次燃焼し、この燃焼室３内での混合気の燃焼により生じた推力発生用の燃焼ガスがラムロケットノズル５から増速して噴出して推力を得る。
【００５２】
このとき、固体燃料１６を一次燃焼させて生じる燃料リッチな可燃ガスは高温なので、燃焼室３内における着火性が向上することとなる。
【００５３】
そして、上記のようにして固体燃料１６の二次燃焼が開始している燃焼室３内（空気取入口８）に対して、導管１４によって液体燃料１１の液滴が供給され、この液体燃料１１の液滴と空気取入口８より導入した外部空気との混合気が固体燃料１６の二次燃焼で生じた燃焼ガスに点火されて燃焼し、この燃焼ガスをラムロケットノズル５から増速して噴出させてさらに推力を得る。
【００５４】
つまり、固体燃料１６の二次燃焼が開始している燃焼室３内に、導管１４を介して液体燃料１１の液滴を供給して、外部からの導入空気と混合して燃焼させるようにすると、燃料全体に対する酸化剤の割合が少なくなり、その結果、液体ラムロケットと同等ないしそれに近い高比推力が得られることとなる。
【００５５】
また、固体燃料１６を一次燃焼させて生じる高温の可燃ガスの燃焼室３内に対する供給は、ガス噴射ノズル１９を介して継続して成されることから、空気と液体燃料１１の液滴との混合気に対して点火を行ったあとも、この混合気はそれ自体の燃焼エネルギだけでなく、ガス噴射ノズル１９から噴出する燃焼ガスによっても燃焼が良好に持続されるものとなり、高高度飛翔を設計基準とした場合のように燃焼室３内のガス流速が大きくかつ圧力が低いときであっても、吹き消えなどが生じることなく混合気の燃焼は良好に持続されることとなる。
【００５６】
上記したラムロケット１では、液体燃料１１の液滴の供給量を制御する流量制御バルブ１３を設けているので、ラムロケット１の飛翔条件に応じた液体燃料１１の供給量コントロールが可能となる。
【００５７】
また、上記したラムロケット１において、固体燃料１６の一次燃焼により生じた燃焼圧力によって、燃料タンク１２内の液体燃料１１を導管１４を介して燃焼室３内（空気取入口８）に供給するようにしているので、液体燃料１１は高い圧力で押圧されることとなり、燃料タンク１２内の液体燃料１１はターボポンプを必要とすることなく空気取入口８まで圧送されることとなる。
【００５８】
さらに、上記したラムロケット１において、ガス噴射ノズル１９を介して燃焼室３に供給される燃料リッチな可燃ガスと、導管１４を介して燃焼室３に供給される液体燃料の液滴との流量比を１：３としているので、固体燃料１６として特殊な組成の燃料（例えば、ＧＡＰのような高エネルギバインダ系燃料）を用いる必要がなく、従前の固体ロケットの推進薬に採用されるＡＰ系コンポジットを用いることができる。
【００５９】
さらにまた、上記したラムロケット１において、固体燃料１６として、燃焼熱が高く且つ希少金属でないＢ，Ｔｉ，Ｚｒのうちのいずれかの金属粒子を含有させたＡＰ系コンポジットを用い得るので、Ｉｓｐの理論性能にはほとんど差がないＢ含有燃料，Ｔｉ含有燃料及びＺｒ含有燃料を、二次燃焼着火性、二次燃焼安定性、二次燃焼室断熱材の損傷状況などに応じて適宜選択し得ることとなる。
【図面の簡単な説明】
【００６０】
【図１】本発明に係わるラムロケットの一実施例を示す断面説明図である。（実施例１）
【図２】図１のラムロケットのブースタ推進薬燃焼末期の状態を示す断面説明図である。（実施例１）
【図３】一次燃焼圧力Ｐ１とｍｆ／ｍｆ０の関係を示すグラフである。
【図４】一次燃焼圧力Ｐ１が１２ＭＰａのときの固体燃料と液体燃料の流量の比率が１：１の場合における一次燃焼圧力Ｐ１と（ｍｆ＋ｍｌ）／（ｍｆ０＋ｍｌ０）の関係を示すグラフである。
【図５】一次燃焼圧力Ｐ１が１２ＭＰａのときの固体燃料と液体燃料の流量の比率が１：２の場合における一次燃焼圧力Ｐ１と（ｍｆ＋ｍｌ）／（ｍｆ０＋ｍｌ０）の関係を示すグラフである。
【図６】一次燃焼圧力Ｐ１が１２ＭＰａのときの固体燃料と液体燃料の流量の比率が１：３の場合における一次燃焼圧力Ｐ１と（ｍｆ＋ｍｌ）／（ｍｆ０＋ｍｌ０）の関係を示すグラフである。
【図７】液体燃料がなく固体燃料だけの場合のＡ／Ｆに対するＩｓｐの理論性能の計算結果を示すグラフである。
【図８】固体燃料と液体燃料の流量の比率が１：１の場合のＡ／Ｆに対するＩｓｐの理論性能の計算結果を示すグラフである。
【図９】固体燃料と液体燃料の流量の比率が１：３の場合のＡ／Ｆに対するＩｓｐの理論性能の計算結果を示すグラフである。
【符号の説明】
【００６１】
１   ラムロケット
３   燃焼室
１１  液体燃料
１３  流量制御バルブ
１４  導管（液体燃料供給手段）
１６  固体燃料
１９  ガス噴射ノズル（固体燃料供給手段）
【図１】
0004840988.tif 000004
【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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