(57)【要約】【課題】  簡易かつ安定的に飛翔体を高速に加速することのできる加速装置及び加速方法を提供する。【解決手段】  所定の駆動ガスを圧縮して高エネルギー駆動ガスを生成するための高エネルギー駆動ガス生成部２０と、前記高エネルギー駆動ガスの膨脹速度を利用して加速すべき飛翔体が設けられた飛翔体加速部３０と、高エネルギー駆動ガス生成部２０及び飛翔体加速部３０とを接続するための高圧カップリング４０とを具える。高エネルギー駆動ガス生成部２０の駆動ガス圧縮孔２１と、飛翔体加速部３０の前記飛翔体が配置された飛翔体加速孔３１とは、高圧カップリング４０の接続孔４１を介して連続し、高圧カップリング４０の接続孔４１の直径は高エネルギー駆動ガス生成部２０から飛翔体加速部３０に向けて狭小化する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
所定の駆動ガスを圧縮して高エネルギー駆動ガスを生成するための高エネルギー駆動ガス生成部と、
前記高エネルギー駆動ガス生成部の下流側に独立的に設けられ、その内部において、前記高エネルギー駆動ガスの膨脹速度を利用して加速すべき飛翔体が設けられた飛翔体加速部と、
前記高エネルギー駆動ガス生成部及び前記飛翔体加速部とを接続するための高圧カップリングとを具え、
前記高エネルギー駆動ガス生成部の駆動ガス圧縮孔と、前記飛翔体加速部の前記飛翔体が配置された飛翔体加速孔とは、前記高圧カップリングの接続孔を介して連続し、
前記高圧カップリングの前記接続孔の直径が前記高エネルギー駆動ガス生成部から前記飛翔体加速部に向けて狭小化され、
前記高圧カップリングにおける前記接続孔の、前記飛翔体加速部側の直径に対し、前記飛翔体加速部における前記飛翔体加速孔の、少なくとも前記高圧カップリング側の直径を大きくしたことを特徴とする、飛翔体加速装置。
【請求項２】
前記高圧カップリングにおける前記接続孔の、前記飛翔体加速部側の前記直径を、前記飛翔体加速部における前記飛翔体加速孔の、前記高圧カップリング側の前記直径に対して７６％以下に設定したことを特徴とする、請求項１に記載の飛翔体加速装置。
【請求項３】
前記高エネルギー駆動ガス生成部の上流側において、前記駆動ガス圧縮孔と対向するようにして、前記駆動ガスを圧縮するための火薬が充填された火薬室を設けたことを特徴とする、請求項１又は２に記載の飛翔体加速装置。
【請求項４】
前記高エネルギー駆動ガス生成部において、前記火薬室と前記駆動ガス圧縮孔とはダイヤフラムで分離されたことを特徴とする、請求項３に記載の飛翔体加速装置。
【請求項５】
前記駆動ガスは、ヘリウム、水素、及び窒素から選ばれる少なくとも一種の軽ガスであることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一に記載の飛翔体加速装置。
【請求項６】
所定の駆動ガスを圧縮して高エネルギー駆動ガスを生成するための高エネルギー駆動ガス生成部と、前記高エネルギー駆動ガス生成部の下流側に独立的に設けられ、その内部において、前記高エネルギー駆動ガスの膨脹速度を利用して加速すべき飛翔体が設けられた飛翔体加速部とを具えた飛翔体加速装置の高圧カップリングであって、
前記高圧カップリングは、前記高エネルギー駆動ガス生成部及び前記飛翔体加速部とを接続するとともに、前記高エネルギー駆動ガス生成部の駆動ガス圧縮孔と、前記飛翔体加速部の前記飛翔体が配置された飛翔体加速孔とは、前記高圧カップリングの接続孔を介して連続し、
前記高圧カップリングの前記接続孔の直径が前記高エネルギー駆動ガス生成部から前記飛翔体加速部に向けて狭小化され、
前記高圧カップリングにおける前記接続孔の、前記飛翔体加速部側の直径に対し、前記飛翔体加速部における前記飛翔体加速孔の、少なくとも前記高圧カップリング側の直径を大きくしたことを特徴とする、飛翔体加速装置用高圧カップリング。
【請求項７】
前記高圧カップリングにおける前記接続孔の、前記飛翔体加速部側の前記直径を、前記飛翔体加速部における前記飛翔体加速孔の、前記高圧カップリング側の前記直径に対して７６％以下に設定したことを特徴とする、請求項６に記載の飛翔体加速装置用高圧カップリング。
【請求項８】
高エネルギー駆動ガス生成部において、所定の駆動ガスを圧縮して高エネルギー駆動ガスを生成する工程と、
前記高エネルギー駆動ガス生成部の下流側に独立的に設けられた飛翔体加速部において、その内部に設けられた飛翔体を前記高エネルギー駆動ガスの膨脹速度を利用して加速する工程とを具え、
前記高エネルギー駆動ガス生成部及び前記飛翔体加速部は高圧カップリングで接続され、
前記高エネルギー駆動ガス生成部の駆動ガス圧縮孔と、前記飛翔体加速部の前記飛翔体が配置された飛翔体加速孔とは、前記高圧カップリングの接続孔を介して連続し、
前記高圧カップリングの前記接続孔の直径を前記高エネルギー駆動ガス生成部から前記飛翔体加速部に向けて狭小化し、
前記高圧カップリングにおける前記接続孔の、前記飛翔体加速部側の直径に対し、前記飛翔体加速部における前記飛翔体加速孔の、少なくとも前記高圧カップリング側の直径を大きくし、前記高エネルギー駆動ガスを前記飛翔体加速部の前記飛翔体加速孔に射出させた際に、断熱膨脹を生ぜしめることを特徴とする、飛翔体加速方法。
【請求項９】
前記高圧カップリングにおける前記接続孔の、前記飛翔体加速部側の前記直径を、前記飛翔体加速部における前記飛翔体加速孔の、前記高圧カップリング側の前記直径に対して７６％以下に設定することを特徴とする、請求項８に記載の飛翔体加速方法。
【請求項１０】
前記高エネルギー駆動ガス生成部の上流側において、前記駆動ガス圧縮孔と対向するようにして火薬室を設け、前記駆動ガスを前記火薬室に充填された火薬を燃焼させることによって、前記駆動ガスを圧縮することを特徴とする、請求項８又は９に記載の飛翔体加速方法。
【請求項１１】
前記高エネルギー駆動ガス生成部において、前記火薬室と前記駆動ガス圧縮孔とを分離するためのダイヤフラムを設けることを特徴とする、請求項１０に記載の飛翔体加速方法。
【請求項１２】
前記駆動ガスは、ヘリウム、水素、及び窒素から選ばれる少なくとも一種の軽ガスであることを特徴とする、請求項８〜１１のいずれか一に記載の飛翔体加速方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、飛翔体加速装置、及び飛翔体加速方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
衛星の大気圏再突入試験や隕石の衝突シュミレーション研究に代表される航空宇宙科学分野、さらには超高圧を用いた材料の合成及び物性研究を行う材料科学などの研究分野においては、数ｋｍ／ｓ〜数十ｋｍ／ｓの飛翔体速度が要求されている。従来、高速の飛翔体を得るために種々の飛翔体加速方法が発案されている。例えば、電磁力加速器（レールガン）を用いる方法、爆轟ガス圧（爆薬レンズ）を用いる方法、燃料ガス圧（一段式火薬銃）を用いる方法、圧縮ガス圧（二段及び三段式軽ガス銃）を用いる方法、及びハイパワーレーザを用いる方法などが提案されている。
【０００３】
高速の飛翔体を得ることができるという観点からは、電磁力加速器及びハイパワーレーザを用いる方法などが適しているが、前記飛翔体の熱力学的な状態や姿勢制御に問題があり精密な測定を行うことができないという問題があった。また、前記電磁力加速器などを衝撃実験装置などとしてシステム化し、運用するためには莫大な経費と時間とを要するため、その実用化は困難であった。
【０００４】
一方、精密な測定を実現する観点からは、圧縮ガス圧を用いる方法などが適しているが、この方法では十分に高速の飛翔体を得ることができないという問題がある。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明は、簡易かつ安定的に飛翔体を高速に加速することのできる加速装置及び加速方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
上記目的を達成すべく、本発明は、
所定の駆動ガスを圧縮して高エネルギー駆動ガスを生成するための高エネルギー駆動ガス生成部と、
前記高エネルギー駆動ガス生成部の下流側に独立的に設けられ、その内部において、前記高エネルギー駆動ガスの膨脹速度を利用して加速すべき飛翔体が設けられた飛翔体加速部と、
前記高エネルギー駆動ガス生成部及び前記飛翔体加速部とを接続するための高圧カップリングとを具え、
前記高エネルギー駆動ガス生成部の駆動ガス圧縮孔と、前記飛翔体加速部の前記飛翔体が配置された飛翔体加速孔とは、前記高圧カップリングの接続孔を介して連続し、
前記高圧カップリングの前記接続孔の直径が前記高エネルギー駆動ガス生成部から前記飛翔体加速部に向けて狭小化され、
前記高圧カップリングにおける前記接続孔の、前記飛翔体加速部側の直径に対し、前記飛翔体加速部における前記飛翔体加速孔の、少なくとも前記高圧カップリング側の直径を大きくしたことを特徴とする、飛翔体加速装置に関する。
【０００７】
また、本発明は、
高エネルギー駆動ガス生成部において、所定の駆動ガスを圧縮して高エネルギー駆動ガスを生成する工程と、
前記高エネルギー駆動ガス生成部の下流側に独立的に設けられた飛翔体加速部において、その内部に設けられた飛翔体を前記高エネルギー駆動ガスの膨脹速度を利用して加速する工程とを具え、
前記高エネルギー駆動ガス生成部及び前記飛翔体加速部は高圧カップリングで接続され、
前記高エネルギー駆動ガス生成部の駆動ガス圧縮孔と、前記飛翔体加速部の前記飛翔体が配置された飛翔体加速孔とは、前記高圧カップリングの接続孔を介して連続し、
前記高圧カップリングの前記接続孔の直径を前記高エネルギー駆動ガス生成部から前記飛翔体加速部に向けて狭小化し、
前記高圧カップリングにおける前記接続孔の、前記飛翔体加速部側の直径に対し、前記飛翔体加速部における前記飛翔体加速孔の、少なくとも前記高圧カップリング側の直径を大きくし、前記高エネルギー駆動ガスを前記飛翔体加速部の前記飛翔体加速孔に射出させた際に、断熱膨脹を生ぜしめることを特徴とする、飛翔体加速方法に関する。
【０００８】
本発明においては、飛翔体を加速すべき高エネルギー駆動ガスを生成する高エネルギー駆動ガス生成部と、加速すべき飛翔体を配置した飛翔体加速部とを、高圧カップリングで接続するとともに、前記高エネルギー駆動ガス生成部の駆動ガス圧縮孔と、前記飛翔体加速部の前記飛翔体が配置された飛翔体加速孔とを、前記高圧カップリングの接続孔を介して連続させ、さらに、前記高圧カップリングの前記接続孔の直径を前記高エネルギー駆動ガス生成部から前記飛翔体加速部に向けて狭小化させ、いわゆる二段式軽ガス銃方式を用いている。
【０００９】
したがって、本発明によれば、前記高圧カップリングの前記接続孔の直径を上述したように狭小化させていることにより、前記高エネルギー駆動ガス生成部における駆動ガスの圧縮操作がより効果的かつ効率的に行われるようになり、より高エネルギー状態の駆動ガスを簡易に生成させることができるとともに、その高エネルギー状態を長時間に亘って保持することができる。
【００１０】
また、前記飛翔体加速部の前記飛翔体加速孔を前記高圧カップリングの前記接続孔を介して、前記高エネルギー駆動ガス生成部の前記駆動ガス圧縮孔と連続させているので、前記飛翔体加速孔において、前記高エネルギー駆動ガスの流線が適宜に調節されるようになる。この結果、前記飛翔体加速孔内に配置された前記飛翔体に対して、高エネルギー駆動ガスが極めて効率良く印加されるようになるため、前記飛翔体を高速に加速できるようになる。
【００１１】
さらに、前記高圧カップリングにおける前記接続孔の、前記飛翔体加速部側の直径に対し、前記飛翔体加速部における前記飛翔体加速孔の、少なくとも前記高圧カップリング側の直径を大きくしているので、前記高圧カップリングはいわゆるラバール管として機能するようになる。したがって、前記高エネルギー駆動ガスが前記高圧カップリングから前記飛翔体加速部側に射出される際に、前記高圧カップリングによって超音速まで加速されると推定され、この推定原因によって前記飛翔体をより高速に加速することができるようになる。
【００１２】
また、上述の場合においては、前記高エネルギー駆動ガスの断熱膨脹を生ぜしめることができ、前記飛翔体の、前記高エネルギー駆動ガスによる衝撃を抑制して、前記飛翔体の加速を緩やかにすることができるとともに、前記飛翔体の破壊を防止することができる。
【発明の効果】
【００１３】
以上説明したように、本発明によれば、簡易かつ安定的に飛翔体を高速に加速することのできる加速装置及び加速方法を提供することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
以下、本発明の詳細、並びにその他の特徴及び利点について、最良の形態に基づいて詳細に説明する。
【００１５】
図１は、本発明の飛翔体加速装置の一例を示す断面構成図である。図１に示す飛翔体加速装置１０は、高エネルギー駆動ガス生成部２０と、飛翔体加速部３０と、これら高エネルギー駆動ガス生成部２０及び飛翔体加速部３０を接続するための高圧カップリング４０とを具え、いわゆる二段式軽ガス銃方式の飛翔体加速装置の態様を呈している。
【００１６】
高圧エネルギー駆動ガス生成部２０内には、圧縮すべき駆動ガスが充填された駆動ガス圧縮孔２１が設けられるとともに、その上流側にはステンレス製の円盤などから構成されるダイヤフラム２５を介して火薬室２３が設けられ、その内部には所定量の火薬２４が充填されている。
【００１７】
また、飛翔体加速部３０内には飛翔体加速孔３１が設けられており、この飛翔体加速孔３１の左端において加速すべき飛翔体３２が配置されている。
【００１８】
さらに、高圧カップリング４０内には接続孔４１が設けられ、これによって駆動ガス圧縮孔２１と飛翔体加速孔３１とが連続するように構成されている。なお、接続孔４１及び飛翔体加速孔３１間にもステンレス製の円盤などからなるダイヤフラム４２が設けられている。
【００１９】
なお、本例においては、接続孔４１をテーパー状に形成して、その直径を高エネルギー駆動ガス２０側から飛翔体加速部３０に向けて連続的に狭小化し、接続孔４１の、高エネルギー駆動ガス生成部２０側の直径ｄＣＩを、駆動ガス圧縮孔２１の直径ｄｐと等しく設定するとともに、飛翔体加速部３０側の直径ｄＣＯを、飛翔体加速孔３１の直径ｄａよりも小さくしている。
【００２０】
図２は、図１に示す飛翔体加速器１０を用いた飛翔体加速方法を説明するための図である。最初に、図１に示す火薬室２３内の火薬２４を燃焼させる。この際、火薬室２４はダイヤフラム２５によって駆動ガス圧縮孔２１から隔離されているため、火薬２４の燃焼効率が増大し、燃焼ガスのエネルギーが増大する。
【００２１】
次いで、前記燃焼ガスのエネルギーが増大して所定の圧力に達すると、図２（ａ）に示すように、前記燃焼ガスによってダイヤフラム２５が破壊され、駆動ガス圧縮孔２１内に配置されたピストン２２を押し出す。その結果、駆動ガス圧縮孔２１内に充填された前記駆動ガスは、ピストン２２の右方への移動に伴って圧縮され、高エネルギー状態の駆動ガスが生成されるようになる。
【００２２】
次いで、図２（ｂ）に示すように、前記駆動ガスがピストン２２のさらなる右方への移動に伴ってさらに圧縮され、そのエネルギー状態がさらに増大すると、高圧カップリング４０の接続孔４１及び飛翔体加速部３０の飛翔体加速孔３１の間に設けられたダイヤフラム４２が破壊され、高エネルギー状態の前記駆動ガスが飛翔体加速孔３１内に放出され、飛翔体４２を加速し始める。
【００２３】
次いで、図２（ｃ）に示すように、ピストン２２がさらに右方へ移動することによって、前記駆動ガスをさらに高エネルギー状態にするとともに、飛翔体加速孔３１内に放出し、飛翔体４２をさらに加速する。この際に、ピストン２２の移動速度は前記駆動ガスの圧縮による圧力増大に伴って減少し、さらに高圧カップリング４０のテーパー状に形成された接続孔４１に至って、接続孔４１の壁面との摩擦によって停止する。
【００２４】
本例においては、高圧カップリング４０の接続孔４１をテーパー状に形成し、その直径を高エネルギー駆動ガス生成部２０から飛翔体加速部３０へ向けて狭小化させているので、高エネルギー駆動ガス生成部２０における前記駆動ガスの圧縮操作がより効果的かつ効率的に行われるようになり、より高エネルギー状態の駆動ガスを簡易に生成させることができるとともに、その高エネルギー状態を長時間に亘って保持することができる。
【００２５】
なお、接続孔４１の、飛翔体加速部３０側の直径ｄＣＯは、高エネルギー駆動ガス生成部２０側の直径ｄＣＩに対して７６％以下とすることができる。これによって、前述した前記駆動ガスの圧縮をより効果的に実行して、高エネルギー状態の駆動ガスを簡易に形成できるとともに、その高エネルギー状態をより長時間保持できるようになる。
【００２６】
また、飛翔体加速部３０の飛翔体加速孔３１を高圧カップリング４０の接続孔４１を介して、高エネルギー駆動ガス生成部２０の駆動ガス圧縮孔２１と連続させているので、飛翔体加速孔３１において、前記高エネルギー駆動ガスの流線が適宜に調節されるようになる。この結果、飛翔体加速孔３１内に配置された飛翔体３２に対して、高エネルギー駆動ガスが極めて効率良く印加されるようになるため、飛翔体３２を高速に加速できるようになる。
【００２７】
さらに、本例においては、高圧カップリング４０における接続孔４１の、飛翔体加速部３０側の直径ｄＣＯに対し、飛翔体加速部３０における飛翔体加速孔３１の直径ｄａを大きくしている。これによって、高圧カップリング４０はいわゆるラバール管として機能するようになり、前記駆動ガスが前記高圧カップリングから前記飛翔体加速部側に射出される際に、前記高圧カップリングによって超音速まで加速されると推定され、この結果、前記飛翔体をより高速に加速することができるようになる。
【００２８】
また、前記高エネルギー駆動ガスを飛翔体加速部３０の飛翔体加速孔３１に放出した際に、断熱膨脹を生ぜしめることができ、飛翔体３２の、前記高エネルギー駆動ガスによる衝撃を抑制して、飛翔体３２の加速を緩やかにすることができるとともに、飛翔体３２の破壊を防止することができる。
【００２９】
なお、前記駆動ガスとしては、前記駆動ガスは、ヘリウム、水素、及び窒素から選ばれる少なくとも一種の軽ガスを用いることができる。
この場合、上述した燃焼ガスによるピストン２２の移動によって、前記駆動ガスを簡易に圧縮し、高エネルギー状態とすることができる。
【実施例１】
【００３０】
図１に示す飛翔体加速器１０を用いてポリカーボネートからなり、直径２．１ｍｍ×長さ３．５ｍｍの飛翔体の加速実験を実施した。なお、高エネルギー駆動ガス生成部２０内の駆動ガス圧縮孔２１にはヘリウムガスを初期充填圧力５気圧〜８．５気圧で充填し、火薬室２３内に充填する無煙火薬２３は１．３ｇ〜３ｇの間で変化させた。また、駆動ガス圧縮孔２１の直径ｄｐ及び接続孔４１の、高エネルギー駆動ガス生成部２０側の直径ｄＣＩをそれぞれ９ｍｍとし、飛翔体加速孔３１の直径ｄａを２．１ｍｍとし、接続孔４１の、飛翔体加速部３０側の直径ｄＣＯを１．６ｍｍとした（直径ｄＣＯ／直径ｄａ＝７６％）。さらに、ダイヤフラム２５の厚さは０．５ｍｍ及び０．６ｍｍとした。
【００３１】
また、比較のために、高圧カップリング４０の接続孔４１の直径ｄＣＯと、飛翔体加速孔３１の直径ｄａとを２．１ｍｍで同一とし、前記飛翔体の加速実験を試みた。
【００３２】
図３は、火薬量に対する前記飛翔体の加速後の速度をプロットしたグラフである。図３から明らかなように、本発明の要件を満足する飛翔体加速器を用いることにより、前記要件を満足しない飛翔体加速器を用いた場合に比較して、同一の火薬量に対して、飛翔体の速度が増大していることが分かる。すなわち、本発明の要件を満足する飛翔体加速器を用いることによって、特に高圧カップリング４０における接続孔４１の、飛翔体加速部３０側の直径ｄＣＯに対し、飛翔体加速部３０における飛翔体加速孔３１の直径ｄａを大きくしたことにより、前記高エネルギー状態の駆動ガスが超音速まで加速されたと推定され、飛翔体３２がより高速まで加速されたことが分かる。具体的には、同一の火薬量に対して約１ｋｍ／ｓの速度の向上が確認された。
【００３３】
また、本発明の要件を満足する飛翔体加速器においては、火薬量を３．０ｇまで増大させても前記飛翔体は破壊しなかったが、本発明の要件を満足しない前記飛翔体加速器においては、火薬量を２．４ｇより増大させると、前記飛翔体を破壊してしまうことが判明した。すなわち、本発明の要件を満足する飛翔体加速器においては、接続孔４１の、飛翔体加速部３０側の直径ｄＣＯを飛翔体加速孔３１の直径ｄａよりも小さくしているので、前記高エネルギー駆動ガスが飛翔体加速孔に放出される際に断熱膨脹が生じ、前記飛翔体への前記高エネルギー駆動ガスの衝撃を抑制していることが分かる。
【００３４】
以上、具体例を挙げながら発明の実施の形態に基づいて本発明を詳細に説明してきたが、本発明は上記内容に限定されるものではなく、本発明の範疇を逸脱しない限りにおいてあらゆる変形や変更が可能である。
【図面の簡単な説明】
【００３５】
【図１】本発明の飛翔体加速装置の一例を示す断面構成図である。
【図２】図１に示す飛翔体加速器を用いた飛翔体加速方法を説明するための図である。
【図３】飛翔体加速器における、火薬量と飛翔体の加速後の速度との関係を示すグラフである。
【符号の説明】
【００３６】
１０  飛翔体加速器
２０  高エネルギー駆動ガス生成部
２１  駆動ガス圧縮孔
２２  ピストン
２３  火薬室
２４  火薬
２５  ダイヤフラム
３０  飛翔体加速部
３１  飛翔体加速孔
３２  飛翔体
４０  高圧カップリング
４１  接続孔
４２  ダイヤフラム
【図１】
2005262959.tif 000003
【図２】
2005262959.tif 000004
【図３】
2005262959.tif 000005