(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
固体推進薬の初期燃焼面の一部に、焼失性を有する燃焼抑制材を備えたロケットモータであって、前記固体推進薬が、内孔を有する内面燃焼型に成形してあり、前記燃焼抑制材が、前記固体推進薬のバインダと同種の合成ゴムを主成分とし、これに炭素粉を混合したものであり、初期燃焼面である内孔の内周面において、ロケット機軸方向に沿った帯状を成すと共に、内孔の円周方向に等間隔で設けてあることを特徴とするロケットモータ。
【請求項２】
燃焼抑制材が、０．５〜１秒で焼失する量であることを特徴とする請求項１に記載のロケットモータ。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、固体推進薬を用いたロケットモータに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
ロケットモータは、例えば、昭和５８年４月２５日に丸善が発行した『増補版・航空宇宙工学便覧』の第６４１頁および第６４２頁に記載されている。
【０００３】
ロケットモータは、モータケース内に燃料と酸化剤を混合した固体推進薬を装填すると共に、モータケースの尾部にノズルを備えている。そして、イグナイタで固体推進薬への点火を行い、固体推進薬の燃焼により生じた高圧の燃焼ガスをノズルから噴出させることによって推力を発生する。このようなロケットモータは、通常、モータケースの耐圧性能を効率良く生かし且つ燃焼時間を短縮することで耐熱材の量を節減するなどして、最大性能を発揮し得るように設計が成されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、上記したようなロケットモータは、点火後、その内圧が短時間で最大値近くに達することから、これによる衝撃が発生する。このため、衝撃対策としてロケット本体側の各部の荷重条件が厳しくなり、これにより重量増大をまねいたり、衝撃が飛翔姿勢に悪影響を及ぼしたりすることがあり、これらの不具合に対する改善が望まれていた。
【０００５】
また、上記の衝撃のみを緩和するのであれば、ノズルのスロート径を大きくしたり、固体推進薬の形状（グレイン形状）を変更したりすることにより、初期の内圧レベルを下げることが可能であるが、これらの場合、ロケットモータ自体の性能が大きく低下するので採用することは困難であった。
【０００６】
【発明の目的】
本発明は、上記従来の状況に鑑みて成されたもので、簡単な構造で且つ性能を損なうことなく、点火後の内圧上昇による衝撃を緩和することができるロケットモータを提供することを目的としている。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
本発明に係わるロケットモータは、請求項１として、固体推進薬の初期燃焼面の一部に、焼失性を有する燃焼抑制材を備えたロケットモータであって、前記固体推進薬が、内孔を有する内面燃焼型に成形してあり、前記燃焼抑制材が、前記固体推進薬のバインダと同種の合成ゴムを主成分とし、これに炭素粉を混合したものであり、初期燃焼面である内孔の内周面において、ロケット機軸方向に沿った帯状を成すと共に、内孔の円周方向に等間隔で設けてある構成とし、請求項２として、燃焼抑制材が、０．５〜１秒で焼失する量である構成としており、上記の構成を課題を解決するための手段としている。
【０００８】
なお、請求項２の構成において、燃焼抑制材を０．５〜１秒で焼失する量としたのは、０．５秒よりも短い時間で焼失する量にすると、燃焼抑制材の燃焼により得られる低圧状態の時間が短すぎて、内圧が急激に上昇する恐れがあるからであり、１秒よりも長い時間で焼失する量にすると、燃焼抑制材の燃焼により得られる低圧状態の時間が長すぎて、内圧が最大値に至るまでに時間がかかり過ぎ、ロケットモータ自体の性能に影響を及ぼす恐れがあるからである。
【０００９】
【発明の作用】
本発明の請求項１に係わるロケットモータでは、固体推進薬の初期燃焼面の一部に、焼失性を有する燃焼抑制材を備えており、初期燃焼面の面積が燃焼抑制材の分だけ小さくなっているので、固体推進薬への点火を行うと、燃焼抑制材が燃焼している間だけ燃焼ガスの発生量が抑制され、内圧の急激な上昇を防止する。そして、燃焼抑制材の焼失とともに固体推進薬の燃焼面が本来の大きさとなって燃焼ガスの発生量が増大し、内圧が最大値まで上昇する。
また、上記のロケットモータでは、前記燃焼抑制材として、前記固体推進薬のバインダと同種の合成ゴムを主成分とし、これに炭素粉を混合したものを用いているので、固体推進薬に施工するための燃焼抑制材の粘度調整が容易であると共に、輻射熱を遮断し得るものとなる。
さらに、上記のロケットモータでは、前記固体推進薬が、内孔を有する内面燃焼型に成形してあり、初期燃焼面である内孔の内周面に、ロケット機軸方向に沿った帯状の燃焼抑制材を設けているので、例えば頭部側から点火を行うと、固体推進薬の初期燃焼面の燃焼および燃焼抑制材の燃焼が頭部側から尾部側にかけて円滑に進行し、全体の燃焼が安定したものとなる。
さらに、上記のロケットモータでは、帯状の燃焼抑制材を内孔の円周方向に等間隔で設けたので、固体推進薬の初期燃焼面の燃焼および燃焼抑制材の燃焼が内孔の円周方向において均一となり、全体の燃焼がより安定したものとなる。
【００１０】
本発明の請求項２に係わるロケットモータでは、燃焼抑制材を０．５〜１秒で焼失する量としたので、燃焼抑制材の燃焼時間が短すぎて、内圧が急激に上昇するような事態が防止され、また、燃焼抑制材の燃焼時間が長すぎて、内圧が最大値に至るまでに時間がかかり過ぎるような事態も防止される。
【００１４】
【発明の効果】
本発明の請求項１に係わるロケットモータによれば、固体推進薬の初期燃焼面の一部に設けた帯状の燃焼抑制材により、きわめて簡単な構造で点火後の急激な内圧上昇を防止することができ、しかも、燃焼抑制材の焼失とともに速やかに本来の燃焼状態が得られるので、ロケットモータの性能を何ら損なうことなく、点火後の内圧上昇による衝撃を緩和することができる。また、衝撃緩和の機能により、ロケット本体側における荷重条件等も緩和され、これにより重量の軽減などに貢献することができると共に、ロケットの飛翔姿勢に影響を及ぼすような事態も解消することができる。さらに、燃焼抑制材の形状および厚さなどを選択することにより、点火後の内圧上昇パターンを容易に制御することができ、設計の自由度なども高めることができる。
とくに、請求項１に係わるロケットモータによれば、固体推進薬のバインダと同種の合成ゴムを主成分とし、これに炭素粉を混合した燃焼抑制材を採用したことにより、固体推進薬に施工するための燃焼抑制材の粘度調整が容易になり、施工性を向上させることができると共に、輻射熱の遮断機能が得られ、燃焼抑制材の機能を高めることができる。
さらに、請求項１に係わるロケットモータによれば、内面燃焼型の固体推進薬にその頭部側から点火した際に、固体推進薬および燃焼抑制材を機軸方向に沿って円滑に燃焼させることができ、全体として安定した燃焼状態を得ることができ、さらに、帯状の燃焼抑制材を内孔の円周方向に等間隔で設けたことにより、固体推進薬および燃焼抑制材を内孔の円周方向において均一に燃焼させることができ、燃焼状態のさらなる安定化を実現することができる。
【００１５】
本発明の請求項２に係わるロケットモータによれば、請求項１と同様の効果を得ることができるうえに、燃焼抑制材を０．５〜１秒で焼失する量としたことから、燃焼抑制材の燃焼により得られる低圧状態の時間が適切なものとなり、急激な内圧上昇および衝撃をより確実に防ぐことができると共に、ロケットモータの性能も良好に維持することができる。
【００１９】
【実施例】
図１（ａ）に示すロケットモータＲは、概略円筒形のモータケース１内に、インシュレータ（図示せず）を介して、燃料と酸化剤を混合した固体推進薬２が装填してあると共に、モータケース１の尾部にノズル３を備えている。固体推進薬２は、内面燃焼型に成形してあり、尾部側に開放された内孔４を有している。また、モータケース１の頭部側の鏡板部５には、イグナイタ６が取付けてある。イグナイタ６は、鏡板部５の中央を貫通して固体推進薬２の内孔４内に突出する状態に設けてあり、図示しない点火装置に電気的に接続してある。
【００２０】
ロケットモータＲは、固体推進薬２の初期燃焼面つまり内孔４の内周面に、焼失性を有する燃焼抑制材７が設けてある。燃焼抑制材７は、ロケット機軸方向に沿った帯状を成すと共に、イグナイタ６の先端部付近から尾部側の開放端部にかけて設けてある。この実施例では、図１（ｂ）に内孔４の展開図を示すように、５本の燃焼抑制材７が内孔４の円周方向に等間隔で設けてあり、全体として０．５〜１秒で焼失する量である。
【００２１】
燃焼抑制材７は、固体推進薬に対する施工性を高めるための粘度調整と輻射熱の遮断を目的として、固体推進薬２のバインダと同種の合成ゴムを主成分とし、これに炭素粉を混合したものである。この燃焼抑制材７を固体推進薬２に設けるには、成形後の固体推進薬２に対して燃焼抑制材７を塗布する方法、固体推進薬２に対してシート状に成形した燃焼抑制材７を貼り付ける方法、あるいは固体推進薬成形用の中子に燃焼抑制材７を塗布または貼り付けておき、固体推進薬２の成形とともに燃焼抑制材７を一体化する方法などが採用される。
【００２２】
上記構成を備えたロケットモータＲは、イグナイタ６による点火を行うと、固体推進薬２が燃焼を開始し、さらに燃焼抑制材７も燃焼を開始する。このとき、ロケットモータＲでは、固体推進薬２の初期燃焼面の面積が燃焼抑制材７の分だけ小さくなっているので、燃焼抑制材７が燃焼している間だけ燃焼ガスの発生量が抑制されて低圧状態となり、内圧の急激な上昇が防止される。そして、燃焼抑制材７の焼失とともに固体推進薬２の燃焼面が本来の大きさとなり、燃焼ガスの発生量が増大し、内圧が最大値まで上昇する。
【００２３】
このように、ロケットモータＲでは、燃焼抑制材７を用いたきわめて簡単な構造によって、点火直後の内圧上昇に伴う衝撃が緩和され、こののち、速やかに本来の燃焼状態が得られるので、ロケットモータＲ自体の性能を何ら損なうこともない。
【００２４】
また、ロケットモータＲでは、イグナイタ６により頭部側から点火が行われる内面燃焼型の固体推進薬２において、ロケット機軸方向に沿った帯状の燃焼抑制材７を内孔４の円周方向に等間隔で設けているので、固体推進薬２の初期燃焼面の燃焼および燃焼抑制材７の燃焼が頭部側から尾部側にかけて円滑に進行すると共に、内孔４の円周方向において均一となり、全体の燃焼状態がより安定したものとなる。
【００２５】
ここで、図２（ａ）に示す試験用ロケットモータＴを用いて、燃焼抑制材を備えた場合と備えていない場合の燃焼試験を行った。
【００２６】
試験用ロケットモータＴは、概略有底円筒状の第１部材１１と、第１部材１１に連結した円筒状の第２部材１２でモータケース１を構成すると共に、第２部材１２にノズル３を形成する第３部材１３が連結してある。第１部材１１のロケット頭部側（図２の左側）には、その内部に対する点火装置１５が設けてある。第３部材１３は、内側に、ノズル３のスロート部３ａを形成した第４部材１４を備えている。モータケース１内には、インシュレータを介して、円筒状に成形された内面燃焼型の固体推進薬２が装填してある。この固体推進薬２は両側の端面からも燃焼する。
【００２７】
本発明に係わるロケットモータの実施例として、図２（ｂ）にも示すように、固体推進薬２の内孔４の内周面に、燃焼抑制材７を設けた。燃焼抑制材７は、ロケット機軸方向に沿った帯状のものが４本用いられ、内孔４の円周方向に等間隔で設けてある。実施例のロケットモータは、固体推進薬２の成形ととともに燃焼抑制材７を一体化した第１および第２の実施例と、成形後の固体推進薬２に燃焼抑制材７を設けた第３実施例とした。また、従来例として、燃焼抑制材７を備えていないロケットモータを用意した。
【００２８】
なお、固体推進薬２は、その機軸方向の長さＬ１が２８７ｍｍ、外径Ｄ１が１６５ｍｍ、内径Ｄ２が８０ｍｍである。また、ノズル３のスロート部３ａの内径Ｄ３は２２．１ｍｍである。さらに、燃焼抑制材７の幅Ｌ２と燃焼抑制材７同士の間隔Ｌ３とをほぼ同一にした。
【００２９】
そして、第１〜第３の実施例および従来例の各ロケットモータの燃焼試験を行い、モータケースの内圧を測定した。その結果を図３のグラフに示す。
【００３０】
同図から明らかなように、点線▲４▼で示す従来例のロケットモータでは、点火後に内圧が急激に上昇しているのに対して、実線▲１▼〜▲３▼で示す第１〜第３の実施例のロケットモータでは、燃焼抑制材７の施工の違いにより僅かな差が生じているだけで、いずれも燃焼抑制材７によって内圧の急激な上昇が防止されており、燃焼抑制材７の焼失後には、従来例と同様の本来の最大内圧に達しており、ロケットモータ自体の性能を損なうことなく、燃焼抑制材７の効果が得られることを確認した。
【００３１】
なお、上記各実施例では、内面燃焼型の固体推進薬２として、断面円形の内孔４を有するものを例示したが、例えば断面星型の内孔を有するものなどにも当然適用することができる。また、燃焼抑制材７にあっても、一定の幅を有する帯状のものを例示したが、形状や厚さあるいは材質などを適宜選択することができ、これにより、点火後の内圧上昇パターンを容易に制御し得ることとなる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係わるロケットモータの一実施例を説明する断面図（ａ）および固体推進薬の内孔の展開図（ｂ）である。
【図２】燃焼試験用のロケットモータを説明する断面図（ａ）および固体推進薬の内孔の展開図（ｂ）である。
【図３】第１〜第３の実施例および従来例の各ロケットモータの燃焼試験において、時間経過に伴うモータケースの内圧の変化を示すグラフ（ａ）および点火後１秒間の範囲を拡大したグラフ（ｂ）である。
【符号の説明】
Ｒ    ロケットモータ
２    固体推進薬
４    内孔
７    燃焼抑制材
【図１】
0004215322.tif 000002
【図２】
0004215322.tif 000003
【図３】
0004215322.tif 000004