(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
空気取り入れ式推進装置を有する飛しょう体において、超音速空気取り入れ口と、主燃料タンクと、燃焼室と、前記燃焼室内に充填された補助固体燃料と、
前記超音速空気取り入れ口と前記燃焼室を結ぶダクトと、前記燃焼室と前記ダクトの間に設けられ、気密を保ちかつ開放可能な構造のポートカバーと、前記ダクトの後方に配設され、内部がラバール管をなし、流路の最小断面積が前記超音速空気取り入れ口の流路の最小断面積と同じである延長ノズルと、前記ダクトと前記延長ノズルの間に設けられた仕切弁とを有し、前記補助固体燃料燃焼中は前記仕切弁を開放して空気を前記ダクトから前記延長ノズルへ送り、前記補助固体燃料燃焼終了後は前記ポートカバーを開放し前記仕切弁を閉鎖して空気を前記ダクトから前記燃焼室へ送ることを特徴とする飛しょう体。
【請求項２】
空気取り入れ式推進装置を有する飛しょう体において、超音速空気取り入れ口と、主燃料タンクと、燃焼室と、前記燃焼室内に充填された補助固体燃料と、前記超音速空気取り入れ口と前記燃焼室を結ぶダクトと、前記ダクトの後方に配設され、内部がラバール管をなし、流路の最小断面積が前記超音速空気取り入れ口の流路の最小断面積と同じである延長ノズルと、前記燃焼室と前記ダクトの間に設けられ、空気の流れを前記燃焼室と前記延長ノズルへ切り替える切替弁とを有し、前記補助固体燃料燃焼中は前記切替弁は前記ダクトと前記燃焼室の気密を保ちつつ空気を前記ダクトから前記延長ノズルへ送り、前記補助固体燃料燃焼終了後は前記切替弁を転動して前記延長ノズルの入り口を閉鎖し空気を前記ダクトから前記燃焼室へ送ることを特徴とする飛しょう体。
【請求項３】
前記切替弁は前記補助固体燃料燃焼終了後、前記延長ノズルへの流路を全閉せずに空気の一部を前記延長ノズルへ送ることを特徴とする請求項２記載の飛しょう体。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、飛しょう体の改良に関するものであり、さらに詳しく述べると空気取り入れ式推進装置を有し超音速で飛翔する飛しょう体の空気抵抗を低減する技術に関するものである。
【０００２】
空気取り入れ式推進装置を有する飛しょう体に関しては、たとえば防衛技術ジャーナル１９９８年５月号のＰ５６〜Ｐ５９「ダクテッドロケット・エンジン」、あるいは同じ防衛技術ジャーナル１９９９年３月号のＰ４〜Ｐ１３「ダクテッドロケット・エンジンの最適作動」（いずれも財団法人防衛技術協会発行）に述べられている。さらに当出願人においても特開平１１−２４８３９８あるいは特開２０００−９７５９９等がある。
【０００３】
【従来の技術】
図７は超音速空気取り入れ口を有する飛しょう体の構成を示す図であり、図において１は飛しょう体、２は超音速空気取り入れ口、３は主燃料タンク、４は燃焼室、５は前記超音速空気取り入れ口の後方に取り付けられたダクト、６は前記燃焼室内に充填された補助固体燃料、７は前記超音速空気取り入れ口と、前記燃焼室の間に除去可能に取り付けられたポートカバー、８は前記超音速空気取り入れ口の入口に除去可能に取り付けられたインテークカバー、９は分離可能に取り付けられたブースターノズル、１０は二次ノズル、１１は流量制御器である。
【０００４】
このような飛しょう体１の各構成要素は、次のように作用する。燃焼室４に充填された補助固体燃料６は、ラム燃焼に必要な速度（たとえばマッハ２）まで加速するためのものである。ポートカバー７は補助固体燃料６の燃焼圧力に耐え、高温の燃焼ガスが超音速空気取り入れ口２へ逆流するのを防止する。インテークカバー８は超音速インテーク２の内部に異物が侵入するのを防止する。補助固体燃料６の燃焼中は、燃焼ガスがブースタノズル９を通して機体後方へ噴出される。主燃料タンク３にはラム燃焼用の燃料が充填され、燃料はラム燃焼時に流量制御器１１を介して燃焼室４へ送り込まれ、超音速空気取り入れ口２から取り込まれた空気と混合して燃焼し、燃焼ガスは二次ノズル１０を通して機体後方へ噴出される。
【０００５】
図８はこの飛しょう体１の動作を説明する図であり、図８（ａ）は補助固体燃料６が燃焼している段階、図８（ｂ）はラム燃焼へ移行する段階、図８（ｃ）はラム燃焼の段階を示す。飛しょう体１は発射時にまず補助固体燃料６に点火され、図８（ａ）に示す段階となる。この段階においてはポートカバー７およびインテークカバー８は閉じられており外部から超音速空気取り入れ口２および燃焼室４への空気の流入はない。また、流量制御器１１は閉じられており、補助固体燃料６のみが燃焼し高温高圧の燃焼ガスはブースタノズル９から機体後方へ噴出され、推力を発生する。補助固体燃料６の燃焼圧力はラム燃焼圧力よりも高いため、開口比の大きなブースタノズル９が用いられる。
【０００６】
このとき矢印アで示す外部気流がインテークカバー８に衝突するため破線ａで示すインテークカバー８の表面圧力が上昇する。また、ダクト５の後端面では外部気流が剥離するため、破線ｂで示す面の圧力が低下する。この面ａと面ｂの圧力差により大きな空気抵抗が発生する。
【０００７】
補助固体燃料６の燃焼が終了すると図８（ｂ）に示す段階へと移行する。この段階で、ブースタノズル９が分離され２次ノズル１０に切り替えられる。また、ポートカバー７およびインテークカバー８が解放され、外部気流は超音速空気取り入れ口２で減速・圧縮された後、ダクト５を経て燃焼室４へ流入し、２次ノズル１０を通して機体後部へ排気される。ポートカバー７およびインテークカバー８は火工品が多く用いられ、火薬により破砕・分離される。この段階においては推力を発生しないため、飛しょう体１は急激に減速する。
【０００８】
しかる後、流量制御器１１を開き図８（ｃ）に示す段階へと移行する。この段階においては、超音速空気取り入れ口２から取り込まれた空気は、矢印イで示すように、圧縮されて高温高圧となり燃焼室４へ流入する。また主燃料タンク３の燃料は流量制御器１１により燃焼室４へ噴射され、空気と混合・燃焼し高温高圧の燃焼ガスとなって２次ノズル１０を通して後方へ噴射され推力を発生する。ラム燃焼圧力は固体補助燃料の燃焼圧力よりも低くより開口比の小さな２次ノズル１０が用いられる。このときダクト５の後端面では外部気流が剥離するため、破線ｃで示す面の圧力が低下し底面抵抗が発生する。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
このような空気取り入れ式飛しょう体においては、次のような問題があった。
【００１０】
補助固体燃料６が燃焼している段階においては、インテークカバーの表面に生じる高圧部と、ダクト後端に生じる低圧部とにより大きな空気抵抗を生じるため、ラム燃焼に必要な速度まで加速するために多くの固体燃料を要し重くなるという問題があった。
【００１１】
また、ラム燃焼へ移行する段階およびラム燃焼の段階においては、ダクト後端に生じる低圧部により底面抵抗を生じ、航続距離が短くなるという問題があった。
【００１２】
この発明はかかる課題を解決するためになされたものであり、超音速空気取り入れ口を有する飛しょう体において空気抵抗の小さな機体を得ることを目的とする。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
第１の発明による飛しょう体は、超音速空気取り入れ口と、主燃料タンクと、燃焼室と、前記燃焼室内に充填された固体燃料と、前記超音速空気取り入れ口と前記燃焼室を結ぶダクトと、前記燃焼室と前記ダクトの間に設けられ、気密を保ちかつ開放可能な構造のポートカバーと、前記ダクトの後方に配設され、内部がラバール管をなす延長ノズルと、前記ダクトと前記延長ノズルの間に設けられた仕切弁を有し、前記固体燃料燃焼中は前記仕切弁を開放して空気を前記ダクトから前記延長ノズルへ送り、前記固体燃料燃焼終了後は前記ポートカバーを開放し前記仕切弁を閉鎖して空気を前記ダクトから前記燃焼室へ送るものである。
【００１４】
また、第２の発明による飛しょう体は、超音速空気取り入れ口と、主燃料タンクと、燃焼室と、前記燃焼室内に充填された補助固体燃料と、前記超音速空気取り入れ口と前記燃焼室を結ぶダクトと、前記ダクトの後方に配設され、内部がラバール管をなす延長ノズルと、前記燃焼室と前記ダクトの間に設けられ、空気の流れを前記燃焼室と前記延長ノズルへ切り替える切替弁を有し、前記補助固体燃料燃焼中は前記切替弁は前記ダクトと前記燃焼室の気密を保ちつつ空気を前記ダクトから前記延長ノズルへ送り、前記補助固体燃料燃焼終了後は前記切替弁を転動して前記延長ノズルの入り口を閉鎖し空気を前記ダクトから前記燃焼室へ送るものである。
【００１５】
第３の発明による飛しょう体は、第２の発明において、前記切替弁は前記補助固体燃料燃焼終了後、前記延長ノズルへの流路を全閉せずに空気の一部を前記延長ノズルへ送るものである。
【００１６】
【発明の実施の形態】
実施の形態１．
図１はこの発明の実施の形態１における飛しょう体１５の構成を示す図である。図において、１２は超音速空気取り入れ口２と燃焼室４を結ぶダクト、１３はダクト１２の後方に配設され、内部がラバール管をなし、流路の最小断面積が超音速空気取り入れ口２の流路の最小断面積と同じ延長ノズル、１４はダクト１２と延長ノズル１３の間に設けられ、ダクト１２から延長ノズル１３への流路を開閉する仕切弁であり、他の構成品は図７に示す従来の飛しょう体１と同じものである。
【００１７】
図２はこの発明の実施の形態１による飛しょう体１５の動作を説明する図であり、図２（ａ）は補助固体燃料６が燃焼している段階、図２（ｂ）はラム燃焼へ移行する段階、図２（ｃ）はラム燃焼の段階を示す。飛しょう体１５は発射時にまず補助固体燃料６に点火され、図２（ａ）に示す段階となる。この段階において流量制御器１１は閉じられており、補助固体燃料６のみが燃焼し高温高圧の燃焼ガスはブースタノズル９から機体後方へ噴出され、推力を発生する。ポートカバー７は閉じられ、燃焼室４とダクト１２の気密が保たれている。仕切弁１４は開であり、超音速空気取り入れ口２から取り込まれた空気は、矢印ウで示すようにダクト１２を経て延長ノズル１３から後方へ排気される。
【００１８】
この段階において、この実施の形態１による飛しょう体１５では超音速空気取り入れ口２は作動状態となり、図８で説明した従来の飛しょう体１においてインテークカバー８の表面に発生したような高圧部は生じない。また、延長ノズル１３からの排気により破線ｄで示した部分の圧力低下は従来の飛しょう体１よりも少なく抑えられる。従って空気抵抗を従来の飛しょう体１よりも低く抑えることができる。
【００１９】
補助固体燃料の燃焼が終了すると図２（ｂ）に示す段階へと移行する。この段階で、ブースタノズル９が分離され２次ノズル１０に切り替えられる。また、ポートカバー７が開放されダクト１２から燃焼室４への流路が確保され、仕切弁１４は閉に切り換えられダクト１２から延長ノズル１３への流路は遮断される。外部気流は超音速インテークで減速・圧縮された後、燃焼室４へ流入し、２次ノズル１０を通して機体後部へ排気される。このときには従来の飛しょう体１と同様に、延長ノズル１３の後端面では外部気流が剥離するため、破線ｅで示す面の圧力が低下し底面抵抗が発生する。
【００２０】
しかる後、流量制御器１１を開き図２（ｃ）に示す段階へと移行する。この段階においては、超音速空気取り入れ口２から取り込まれた空気は、矢印エで示すように、圧縮されて高温高圧となり燃焼室４へ流入する。また主燃料タンク３の燃料は流量制御器１１により燃焼室４へ噴射され、空気と混合・燃焼し高温高圧の燃焼ガスとなって２次ノズル１０を通して後方へ噴射され、推力を発生する。このときには従来の飛しょう体１と同様に、延長ノズル１３の後端面では外部気流が剥離するため、破線ｆで示す面の圧力が低下し底面抵抗が発生する。
【００２１】
実施の形態２．
図３はこの発明の実施の形態２における飛しょう体１６の構成を示す図である。図において、１７はダクト１２の内部に設けられ超音速空気取り入れ口２からの空気の流路を燃焼室４または延長ノズル１３へ切り換える切換弁であり、他の構成品は図１に示すこの発明の実施の形態１の飛しょう体１５と同じものである。
【００２２】
図４はこの発明の実施の形態２による飛しょう体１６の動作を説明する図であり、図４（ａ）は補助固体燃料６が燃焼している段階、図４（ｂ）はラム燃焼へ移行する段階、図４（ｃ）はラム燃焼の段階を示す。飛しょう体１６は発射時にまず補助固体燃料６に点火され、図４（ａ）に示す段階となる。この段階において流量制御器１１は閉じられており、補助固体燃料６のみが燃焼し高温高圧の燃焼ガスはブースタノズル９から機体後方へ噴出され、推力を発生する。切換弁１７は燃焼室４とダクト１２の気密を保ち、超音速空気取り入れ口２から延長ノズル１３への流路を確保する位置に固定される。超音速空気取り入れ口２から取り込まれた空気は、矢印オで示すようにダクト１２を経て延長ノズル１３から後方へ排気される。
【００２３】
この段階においては、この実施の形態２による飛しょう体１６では超音速空気取り入れ口２は作動状態となり、図８で説明した従来の飛しょう体１においてインテークカバー８の表面に発生したような高圧部は生じない。また、延長ノズル１３からの排気により破線ｇで示した部分の圧力低下は従来の飛しょう体１よりも少なく抑えられる。従って空気抵抗を従来の飛しょう体１よりも低く抑えることができる。
【００２４】
補助固体燃料の燃焼が終了すると図４（ｂ）に示す段階へと移行する。この段階で、ブースタノズル９が分離され２次ノズル１０に切り替えられる。また、切換弁１７はダクト１２から延長ノズル１３への流路を遮断し、ダクト１２から燃焼室４への流路を確保する位置に固定される。外部気流は超音速インテークで減速・圧縮された後、燃焼室４へ流入し、２次ノズル１０を通して機体後部へ排気される。このときには従来の飛しょう体１と同様に、延長ノズル１３の後端面では外部気流が剥離するため、破線ｈで示す面の圧力が低下し底面抵抗が発生する。
【００２５】
しかる後、流量制御器１１を開き図４（ｃ）に示す段階へと移行する。この段階においては、超音速空気取り入れ口２から取り込まれた空気は、矢印カで示すように、圧縮されて高温高圧となり燃焼室４へ流入する。また主燃料タンク３の燃料は流量制御器１１により燃焼室４へ噴射され、空気と混合・燃焼し高温高圧の燃焼ガスとなって２次ノズル１０を通して後方へ噴射され、推力を発生する。このときには従来の飛しょう体１と同様に、延長ノズル１３の後端面では外部気流が剥離するため、破線ｉで示す面の圧力が低下し底面抵抗が発生する。
【００２６】
実施の形態３．
図５はこの発明の実施の形態３における飛しょう体１８の構成を示す図である。図において、１９はダクト１２の内部に設けられ超音速空気取り入れ口２からの空気を燃焼室４と延長ノズル１３へ分配する制御弁であり、他の構成品は図３に示すこの発明の実施の形態２の飛しょう体１６と同じものである。
【００２７】
図６はこの発明の実施の形態３による飛しょう体１８の動作を説明する図であり、図６（ａ）は補助固体燃料６が燃焼している段階、図６（ｂ）はラム燃焼へ移行する段階、図６（ｃ）はラム燃焼の段階を示す。飛しょう体１８は発射時にまず補助固体燃料６に点火され、図６（ａ）に示す段階となる。この段階において流量制御器１１は閉じられており、補助固体燃料６のみが燃焼し高温高圧の燃焼ガスはブースタノズル９から機体後方へ噴出され、推力を発生する。制御弁１９は超音速空気取り入れ口２からの空気をすべて延長ノズル１３へ分配する位置に固定される。超音速空気取り入れ口２から取り込まれた空気は、矢印キで示すように、ダクト１２を経て延長ノズル１３から後方へ排気される。
【００２８】
この段階においては、この実施の形態３による飛しょう体１８では超音速空気取り入れ口２は作動状態となり、図８で説明した従来の飛しょう体１においてインテークカバー８の表面に発生したような高圧部は生じない。また、延長ノズル１３から排気により破線ｊで示した部分の圧力低下は従来の飛しょう体１よりも少なく抑えられる。従って空気抵抗を従来の飛しょう体１よりも低く抑えることができる。
【００２９】
補助固体燃料の燃焼が終了すると図６（ｂ）に示す段階へと移行する。この段階で、ブースタノズル９が分離され２次ノズル１０に切り替えられる。また、制御弁１９は超音速空気取り入れ口２からの空気の一部（たとえば５％）を延長ノズル１３へ、残りを燃焼室へ４分配する位置に固定される。外部気流は超音速インテークで減速・圧縮された後、一部は延長ノズル１３から後方へ排気され、残りは燃焼室４へ流入し、２次ノズル１０を通して機体後部へ排気される。
【００３０】
この段階においては、超音速空気取り入れ口２から取り込んだ空気の一部が延長ノズル１３から排気されるため、破線ｋで示した部分の圧力低下は図６（ａ）の段階よりは大きくなるが、従来の飛しょう体１よりも小さく抑えられる。従って空気抵抗を従来の飛しょう体１よりも低く抑えることができる。
【００３１】
しかる後、流量制御器１１を開き図６（ｃ）に示す段階へと移行する。この段階においては、超音速空気取り入れ口２から取り込まれた空気は、矢印クで示すように、圧縮されて高温高圧となり一部は延長ノズル１３から後方へ排気され、残りは燃焼室４へ流入する。また主燃料タンク３の燃料は流量制御器１１により燃焼室４へ噴射され、空気と混合・燃焼し高温高圧の燃焼ガスとなって２次ノズル１０を通して後方へ噴射され、推力を発生する。
【００３２】
この段階においても図６（ｂ）に示す段階と同様に、超音速空気取り入れ口２から取り込んだ空気の一部が延長ノズル１３から排気されるため、破線ｍで示した部分の圧力低下は図６（ａ）の段階よりは大きくなるが、従来の飛しょう体１よりも小さく抑えられる。従って空気抵抗を従来の飛しょう体１よりも低く抑えることができる。さらに飛しょう体１８の飛しょう速度、高度、燃焼圧力等に応じて制御弁１９を変化させ、燃焼室４と延長ノズル１３への空気の分配比率を調節してもよい。
【００３３】
【発明の効果】
この発明に係る飛しょう体は上記のように構成されているので、以下に記載するような効果を奏する。
【００３４】
第１、第２、第３の発明によれば、補助固体燃料燃焼中の空気抵抗を低減でき、必要な速度まで加速するための燃料を節約でき、軽量化することができる。さらに軽量化した分を主燃料に振り向けることにより、総重量を変えずに航続距離を延伸できるという効果がある。
【００３５】
第３の発明によれば、補助固体燃料燃焼中に加えラム燃焼移行時およびラム燃焼中の空気抵抗も低減でき、第１および第２の発明による飛しょう体よりもさらに航続距離を延伸できる効果がある。
【図面の簡単な説明】
【図１】 この発明による飛しょう体の実施の形態1を示す構成図である。
【図２】 この発明の実施の形態１における飛しょう体の動作を説明する図である。
【図３】 この発明による飛しょう体の実施の形態２を示す構成図である。
【図４】 この発明の実施の形態２における飛しょう体の動作を説明する図である。
【図５】 この発明による飛しょう体の実施の形態３を示す構成図である。
【図６】 この発明の実施の形態３における飛しょう体の動作を説明する図である。
【図７】 従来の飛しょう体を示す構成図である。
【図８】 従来の飛しょう体の動作を説明する図である。
【符号の説明】
２ 超音速空気取り入れ口、３ 主燃料タンク、４ 燃焼室、５ ダクト、６ 補助固体燃料、７ ポートカバー、８ インテークカバー、９ ブースターノズル、１０ ２次ノズル、１１ 流量制御器、１２ ダクト、１３ 延長ノズル、１４ 仕切弁、１５ 飛しょう体、１６ 飛しょう体、１７ 切換弁、１８ 飛しょう体、１９制御弁。
【図１】
0004000757.tif 000002
【図２】
0004000757.tif 000003
【図３】
0004000757.tif 000004
【図４】
0004000757.tif 000005
【図５】
0004000757.tif 000006
【図６】
0004000757.tif 000007
【図７】
0004000757.tif 000008
【図８】
0004000757.tif 000009