JP4023571B2

JP4023571B2 - Infrared flare

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Publication number: JP4023571B2
Application number: JP19173998A
Authority: JP
Inventors: 浩和詫間; 穆角; 幸男滝下; 道則瀧塚
Original assignee: NOF Corp
Current assignee: NOF Corp
Priority date: 1998-07-07
Filing date: 1998-07-07
Publication date: 2007-12-19
Anticipated expiration: 2018-07-07
Also published as: JP2000028299A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、航空機を追尾する対赤外線追尾型飛翔体を欺瞞誘導するためのデコイフレアとして有用な赤外線を発生する装置としての赤外線フレアに関するものである。さらに詳しくは、航空機エンジンの排気ガスから生成する赤外線を模擬することが可能で、対赤外線追尾型飛翔体のデコイフレアとして有用な赤外線フレアに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
デコイフレアは、航空機から発射薬等の手段によって放出されると同時に点火される。点火薬の点火によってフレア剤の表面全体が着火され、燃焼しながら落下して、赤外線追尾型飛翔体を航空機から引き離す。従来、このような目的で開発されたデコイフレアにおいて、燃焼剤としてマグネシウムとテトラフルオロエチレンを組合せたものが開示されている（特開平６−５０６９８号公報）。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、上記のような従来構成の赤外線フレアは飛翔能力を有しないため、航空機から放出された後には空気抵抗によって急激に減速するとともに、重力によって落下し、その動きは航空機の動きとは著しく異なるものになる。
【０００４】
また、従来構成の赤外線フレアは燃焼剤の表面全体から燃焼するため、落下する赤外線フレアの燃焼火炎は火の玉状になり、ジェットエンジンから放出される細長い三角形の高温排気ガス領域とは大きく異なる形状となる。従って、目標の運動方向や発光体の形状を識別できる赤外線追尾型飛翔体に対して誤誘導させる効果、つまりデコイ効果が不充分になるという問題があった。
【０００５】
この発明は、以上のような従来技術に存在する問題点に着目してなされたものである。その目的とするところは、航空機から放出されたときの急激な減速を防止して航空機と同様の安定した飛翔を保持することができるとともに、ジェットエンジン排気に近い細長い形状の高温領域を形成することができて優れたデコイ効果を発揮することができる赤外線フレアを提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
【０００７】
上記のような目的を達成するために、第１の発明の赤外線フレアは、前端壁と後端壁を有する筒状の収容ケースと、その収容ケース内に収容されるフレア剤と、フレア剤を点火するための点火装置と、収容ケースの後部を貫通して開口する推進ノズルと、収容ケースの周壁、側壁又は後端壁に貫設され安定した飛翔を図るためのスピン用ノズルとを備えたものである。
【０００８】
第２の発明の赤外線フレアは、前端壁と後端壁を有する筒状の収容ケースと、その収容ケース内に収容されるフレア剤と、フレア剤を点火するための点火装置と、収容ケースの後部を貫通して開口する推進ノズルと、収容ケースの周壁、側壁又は後端壁に貫設され安定した飛翔を図るためのスピン用ノズルと、収容ケースに設けられフレア剤の燃焼により発生する火炎を放出する複数の火炎放出口とを備えたものである。
【０００９】
【発明の実施の形態】
以下、この発明の実施形態について詳細に説明する。
赤外線フレアは、前端壁と後端壁を有する筒状の収容ケースと、その収容ケース内に収容されるフレア剤と、フレア剤を点火するための点火装置と、収容ケースの後部を貫通して開口する推進ノズルと、収容ケースの周壁に設けられフレア剤の燃焼により発生する火炎を放出する複数の火炎放出口と、収容ケースの外側に配置されて安定した飛翔を図るための飛翔安定翼とを備えている。
【００１０】
また、赤外線フレアは、前端壁と後端壁を有する筒状の収容ケースと、その収容ケース内に収容されるフレア剤と、フレア剤を点火するための点火装置と、収容ケースの後部を貫通して開口する推進ノズルと、収容ケースの周壁に貫設され安定した飛翔を図るためのスピン用ノズルとを備えている。
【００１１】
前記収容ケースは点火装置とフレア剤とを収納する容器であるとともに、フレア剤の燃焼時に内部の圧力を外気圧よりも高く保つ圧力容器としての役割を果たす。この収容ケースの材質には、薄い鋼板やアルミニウム板又は耐熱性に優れた繊維強化プラスチック板が使用できる。
【００１２】
フレア剤燃焼時の収容ケースの耐熱性を向上させるために、収容ケース内面に耐熱性材料をライニングすることができる。耐熱性材料としては、例えば耐熱性のゴムやプラスチック又はシリコーン樹脂が使用され、この材料が収容ケース内部にスプレー塗布やディッピング等の手段でライニングされる。収容ケースの板厚とライニング剤の厚さは必要最小限に薄くし、フレア剤のサイズをなるべく大きくできるようにする。収容ケースの寸法は任意であるが、既存のディスペンサー（発射筒）を使用するためには、従来の赤外線フレアと互換性を図ることが好ましい。そのような収容ケースの一例としては、縦２５mm、横５２mm及び長さ２０５mm、又は縦５２mm、横６５mm及び高さ２０５mmの四角筒状あるいは直径３６mm及び高さ１４８mmの円筒状が一般的である。
【００１３】
前記点火装置は、一般的な固体推進薬ロケットに使用されている点火装置と同様の構造を有し、点火装置内にイニシエータと点火薬とを収容したものであり、フレア剤の近接位置に設置される。イニシエータには、例えば点火玉や撃発火管が使用される。点火薬には、例えばボロン硝石や黒色火薬、マグネシウムとポリテトラフルオロエチレンの混合物やテルミット組成物などの一般的な点火薬が使用可能である。テルミット組成物は、一般的にはアルミニウム粉と酸化鉄粉の混合物であるが、アルミニウム粉のほかにマグネシウム粉やボロン粉等の可燃性金属が使用され、酸化鉄粉のほかに銅、マンガン、クロム等の酸化物の粉末が使用される。
【００１４】
点火薬量は赤外線フレアの大きさによって最適量が異なるが、点火薬の燃焼によってフレア剤を短時間で点火するに充分な量、例えば２〜２０ｇが使用される。点火装置への着火は、収容ケース外面に設置された撃発火管を撃芯で叩き、その火炎で点火薬を発火させたり、あるいは点火装置内に設置した電気式点火器に電気を流して発火させたりすることにより行われる。
【００１５】
フレア剤はロケット推進薬に使用されているものと同様の、コンポジット系推進薬や硝酸エステル等を使用した均質系推進薬のいずれもが使用できる。例えば、コンポジット系推進薬は酸化剤と燃料成分とからなるものであり、酸化剤として過塩素酸アンモニウムや過塩素酸カリウムのような過塩素酸塩や、硝酸カリウムや硝酸ナトリウムのような硝酸塩、トリメチレントリニトラミンやテトラメチレンテトラニトラミンのようなニトラミン、重クロム酸塩等が使用できる。また、燃料成分としてはポリウレタンやポリブタジエン、グリシジルアジドポリマー、ポリエステル等のバインダー成分又はパラフィンのような炭化水素系燃料が使用可能である。さらに、燃焼温度を高めるために、補助燃料としてマグネシウムやアルミニウム等の金属燃料も使用できる。
【００１６】
これら酸化剤、燃料及び補助燃料の配合割合は、例えば酸化剤４０〜９０重量％、燃料５〜６０重量％、補助燃料０〜３０重量％であり、好ましくは酸化剤６０〜８５重量％、燃料１０〜４０重量％、金属燃料０〜２０重量％である。
【００１７】
また、均質系推進薬にはニトロセルロースを主成分とするシングルベース系推進薬、ニトロセルロースとニトログリセリンを主成分とするダブルベース系推進薬、さらにこれにニトログアニジンやニトラミンのような固体成分を加えたトリプルベース系推進薬がある。
【００１８】
シングルベース系推進薬の場合、例えば好ましくはニトロセルロース８０〜９８重量％、可塑剤や燃焼触媒２〜２０重量％、さらに好ましくはニトロセルロース９０〜９５重量％、可塑剤や燃焼触媒５〜１０重量％から構成される。
【００１９】
ダブルベース系推進薬の場合、例えば好ましくはニトロセルロースが３０〜７０重量％、ニトログリセリンが２０〜６０重量％、可塑剤や燃焼触媒が３〜４０重量％で、さらに好ましくはニトロセルロースが４０〜６０重量％、ニトログリセリンが３０〜５０重量％、可塑剤や燃焼触媒が８〜３０重量％から構成ざれる。
【００２０】
トリプルベース系推進薬の場合、ダブルベース系推進薬に例えばニトログアニジンやニトラミンを１０〜３０重量％加えた組成で構成される。
ジェットエンジン排気からの赤外線放射は二酸化炭素と水蒸気の赤外発光が主となるため、上記フレア剤組成は燃焼時に水蒸気と二酸化炭素との高温ガスをなるべく多量に生成できるものが好ましく、このため炭素や水素を多く含む組成物が適当である。
【００２１】
これらフレア剤の形状は、収容ケース内への充填容積がなるべく大きくなるようにすることが好ましく、例えば１辺が２０〜１００mm、長さ１００〜３００mmの角筒状や直径が２０〜１００mm、長さ１００〜３００mmの円筒状に成形される。また、燃焼を通じて燃焼面積がほぼ一定になるように調整するために、例えば直径５〜２０mmの内孔を１個又は複数個設けることもできる。
【００２２】
推進ノズルはフレア剤の燃焼ガスを後方に向けて噴出させ、空気抵抗力に見合う大きさの推進力を得るためのものである。推進ノズル形状は、断面積に変化のない単純な円筒状の音速ノズルだけでなく、スロート部の外に末広がり部分を有する超音速ノズルも使用できる。推進ノズルは、収容ケース後端壁の中央部に１個設けるものが最も容易に製作できるが、各推進ノズルで発生する推進力の合力の方向が赤外線フレアの重心点を通るならば、複数個の推進ノズルを設けることができる。
【００２３】
このためには、推進ノズルは赤外線フレアの中心軸に対して対称形に配置される。また、推進ノズルの位置は収容ケース後端壁だけでなく、収容ケースの側壁又は周壁から斜め後方に向けて設けることができる。推進ノズルの形状は、断面円形又は断面長方形のほか、細長いスリット形状でもよい。これらの場合も、直進安定性を確保するためには各推進ノズルで発生する推進力の合力の方向が赤外線フレアの重心点を通るように推進ノズルを配置することが望ましい。
【００２４】
推進ノズルの大きさは、必要な推進力と収容ケース内圧の設定値によって変化するが、例えばコンポジット推進薬のフレア剤を収容ケース内圧３ kgf／cm²で燃焼させる場合、推進ノズル面積を０．５cm²にすれば約２kgの推進力が得られる。この推進力により、赤外線フレアを高度５０００ｍにおいて航空機と同等のマッハ０．８で飛翔させることができる。
【００２５】
火炎放出口は、収容ケースの側壁、周壁又は後端壁に開口された燃焼ガスの放出口であり、収容ケース内に加圧されている高温の燃焼ガスを多数の小孔から噴出させることにより、飛翔する赤外線フレアの側方から後方にかけて高温ガスの大きな発光領域を形成するために設けられる。この火炎放出口は、収容ケース表面に例えば直径又は幅３〜１５mmの円孔又は角孔として数個〜数十個、好ましくは直径約５mmの円孔として１０〜２０個設けられる。
【００２６】
これらの火炎放出口は、例えば収容ケースの側壁、周壁又は後端壁に均等に配置したり、収容ケースの側壁又は周壁に一定のパターンで並べたものである。火炎放出口は、中心軸に対して反対側の面で発生する推力が等しくなるようにし、燃焼ガスの放出に伴う横方向の推力によって直進安定性が失われないように設定される。孔の形状は断面円形、断面四角形のほか、細長いスリット形状でも良いが、製造性の点では単純な円穴が好ましい。
【００２７】
火炎放出口を末広がり部を持つ超音速ノズルにすると推進ノズル出口のガス温度が低下するため、断面積の変化のない単純な円筒状の孔の方が好ましい。火炎放出口の合計面積は、大きすぎると収容ケース内圧が低下するため、フレア剤のガス発生量と収容ケース内圧を考慮して決定される。フレア剤の燃焼量が毎秒１００ｇで収容ケース内圧を３ kgf／cm²に設定する場合には、火炎放出口の合計面積は４cm²程度が適切である。
【００２８】
飛翔安定翼は収容ケースの後部に設置され、赤外線フレアの空力重心を質量重心よりも後方に位置させて、空気力学的に安定性を保たせるためのものである。この飛翔安定翼は、例えば飛行機の翼のような板状のものが例えば２〜８枚、好ましくは３〜４枚が収容ケース後方に取付けられたものである。また、飛翔安定翼は、収容ケースの後方に漏斗のような円錐形状のスカートを突き出して設置したものや、吹き流し状の羽根を設置したものであってもよい。赤外線フレアの安定効果を高く保つためには、飛翔安定翼を赤外線フレアの軸線に対して対称形に配置することが好ましい。
【００２９】
飛翔安定翼には大きな面積のものを使用する方が安定効果は高いが、質量増になるため必要最小限の寸法に抑えることが好ましい。この飛翔安定翼の一例としては、縦横各５０mm、長さ２０５mmの赤外線フレアに対して、縦横各３cmの飛翔安定翼を後部に４枚設置すれば充分な安定効果が得られる。これらの飛翔安定翼は、赤外線フレアをディスペンサーに収納している間は邪魔にならないように折り畳み可能な構造とし、空中に放出後飛翔安定翼がばね等の力によって展開するものが好ましい。
【００３０】
スピン用ノズルは、通常飛翔安定翼の代わりとなるものであり、収容ケース表面に設けた複数個のスピン用ノズルから燃焼ガスを噴出させることにより、赤外線フレアをスピンさせて直進安定性を保たせることができる。この場合の収容ケースの形状は、角柱形状よりも円筒形状の方が回転時の空気抵抗を低減できる点で好ましい。スピン効果を得るためだけであればスピン用ノズルの個数は数個で充分であるが、火炎放出口としての役割を兼ね備える場合は、スピン用ノズルを各面に均等に多数配置して赤外線フレア周囲の火炎の分布を一様にすることが好ましい。
【００３１】
円筒形フレアにおいては、すべてのスピン用ノズルは収容ケースの直径方向から接線方向に傾むけた角度に設置されるが、その角度が０°に近いとスピン回転力が充分に得られず、角度が９０°に近いと薄いケースにスピン用ノズルを設置することが難しくなる。このため、好ましくは１０〜８０°好ましくは３０〜６０°の角度に設定される。フレア剤から発生した燃焼ガスはスピン用ノズルを通ってやや傾いた角度に噴出し、この接線方向の力によって収容ケースを回転させ、そのスピン安定効果によって直進安定性が得られる。
【００３２】
赤外線フレアを軸線を中心に回転させるには、各スピン用ノズルで発生するスピン力の合力が赤外線フレアの回転軸上にあるよう、各スピン用ノズルのスピン力と傾斜角を設定する必要がある。収容ケースをスピンさせるに必要なスピン用ノズルの個数は例えば２〜１６個、好ましくは３〜８個であるが、火炎放出口を兼ねる場合には２０個程度のスピン用ノズルを設置することが好ましい。
【００３３】
スピン用ノズルは収容ケースの周壁又は側壁に設置する以外に、後端壁に設置することもできる。この場合はスピン用ノズルで発生する力の一部がスピン力になり、その他の力が推進力となることから、スピン用ノズルで推進ノズルを兼ねることができる。スピン用ノズルを収容ケース後端壁に設置した場合は、赤外線フレア後部にのみ火炎が発生することから、別途火炎放出口を収容ケース側壁に設置することが好ましい。
【００３４】
角筒型フレアの場合、スピン用ノズルを収容ケース側壁の中央線からずれた位置に設置することにより、収容ケース側壁に垂直のノズルであってもスピン力が得られる。スピン用ノズルを収容ケース側壁の中央線上に設置する場合は、ノズル軸を収容ケース側壁の垂直面からやや傾いた角度に設置しないとスピン力が得られない。スピン用ノズルを設置する面は回転軸に対称の位置にある２面以上であればよいが、各スピン用ノズルで発生するスピン力の合力が赤外線フレアの回転軸上にあるように各スピン用ノズルの配置を決定する必要がある。
【００３５】
角筒型フレアでのスピン用ノズルは例えば２〜１６個、好ましくは２〜８個を各側壁の端の部分に垂直に設けるが、火炎放出口を兼ねる場合は２０個程度設置することが好ましい。
【００３６】
円筒型フレア及び角筒型フレアでのスピン用ノズルの孔形状は断面円形又は断面四角形、あるいは細長いスリット形状でもよいが、製造性の点では単純な円孔が好ましい。スピン用ノズルを末広がり部を持つ超音速ノズルにするとスピン力は大きくなるが、安定飛翔に必要なスピン力は比較的小さいため、加工費用の安い単純な音速ノズルで充分である。スピン用ノズルの合計面積は大きすぎると収容ケース内圧が低下するため、フレア剤のガス発生量と収容ケース内圧を考慮して決定されるが、フレア剤の燃焼量が毎秒１００ｇで収容ケース内圧を３ kgf／cm²に設定する場合には、４cm²程度が適切である。
【００３７】
以上のような実施形態により発揮される効果について以下に記載する。
・実施形態の赤外線フレアによれば、フレア剤の燃焼により発生するガスにより、収容ケースの後部を貫通して開口する推進ノズルを介して、空気抵抗力に見合う推力を発生することができる。このため、航空機から放出されたときの急激な減速を防止して、赤外線フレアを所定の速度で飛翔させることができる。
【００３８】
・実施形態の赤外線フレアによれば、収容ケースの外側に飛翔安定翼を備えたことから、赤外線フレアを航空機と同様に安定した状態で飛翔させることができる。
【００３９】
・実施形態の赤外線フレアによれば、収容ケースの周壁又は後端壁に複数の火炎放出口を備えたことから、それらの火炎放出口からフレア剤の燃焼により発生する火炎を放出することができ、ジェットエンジン排気に近い細長い形状の高温領域を形成することができ、優れたデコイ効果を発揮することができる。
【００４０】
・実施形態の赤外線フレアによれば、収容ケースの周壁又は後端壁に貫設されたスピン用ノズルを設けたことから、赤外線フレアをスピン（回転）させながら、航空機と同様に安定した状態で飛翔させることができる。
【００４１】
【実施例】
以下、前記実施形態を具体化した実施例について説明する。
（参考例１）
図１は一実施形態の赤外線フレアを示す部分破断正面図、図２は図１の右側面図である。これらの図に示すように、収容ケース１１は前端壁１１ａと後端壁１１ｂとによって前後両端が密閉された四角筒状に形成されている。この参考例１では、収容ケース１１は横２５mm、縦５０mm及び長さ２００mmの鉄製容器である。点火装置１２は収容ケース１１の前端壁１１ａ内面中央に設けられ、内部に点火玉１３と点火薬１４が装填されている。点火玉１３は電気信号によって着火する電気式であり、点火薬１４はボロン硝石である。そして、点火玉１３の着火により点火薬１４が点火されるようになっている。
【００４２】
フレア剤１５は収容ケース１１の内部に配置できる形状に成形され、その前端部が点火装置１２に近接した状態で収容ケース１１内の周囲に配設される。このフレア剤１５の外周面と収容ケース１１の側壁１１ｃとの間には、フレア剤１５の燃焼による火炎が火炎放出口１９から放出されるような隙間が形成されている。実施例１では、フレア剤１５の形状は外寸が横２０mm、縦４５mm及び長さ１９０mmで、内寸が横５mm、縦３０mm及び長さ１９０mmである。また、フレア剤１５は、過塩素酸アンモニウム８５重量％及びポリブタジエン系バインダー１５重量％からなるコンポジット系推進薬である。
【００４３】
円筒状の排気筒１６は、収容ケース１１内の中心に軸線方向に延びるように配設されている。ガス通過孔１７は排気筒１６の周壁に多数設けられ、フレア剤１５の燃焼によるガスを排気筒１６内に導くようになっている。推進ノズル１８は断面円形状で中央が括れた形状をなして収容ケース１１の後端壁１１ｂ中央に設けられ、排気筒１６内に導かれた燃焼ガスを外部へ排出して推進力を得るようになっている。参考例１では、推進ノズル１８の開口端の直径が８mmに形成されている。
【００４４】
円孔状をなす複数の火炎放出口１９は収容ケース１１の側壁１１ｃに開口され、フレア剤１５の燃焼による火炎を外部へ放出するようになっている。参考例１では、火炎放出口１９は直径９mmで１６個設けられている。飛翔安定翼２０は収容ケース１１後端部の四隅に設けられ、図２に二点鎖線で示すディスペンサー内での収納状態からディスペンサー外へ出たときコイルスプリング２１の付勢力によって実線で示す展開状態に配置されるようになっている。この飛翔安定翼２０は赤外線フレアが動作されるときに展開され、図示しないストッパにより所定角度で展開状態に保持される。参考例１では、飛翔安定翼２０は縦横２５mmの四角板状に形成されている。以上のような赤外線フレアは、航空機のディスペンサー内に収納されている。
【００４５】
さて、赤外線フレアは、航空機のディスペンサーから射出される際に点火装置１２に点火電流が流されて点火玉１３が着火され、その火炎により点火薬１４が点火される。さらに、その点火薬１４が点火により、点火薬１４に近接するフレア剤１５が着火燃焼する。また、ディスペンサーからの赤外線フレアの射出時において、４枚の飛翔安定翼２０が図２に二点鎖線で示す位置から開放され、コイルスプリング２１の付勢力によって図２に実線で示す位置まで展開する。
【００４６】
この飛翔安定翼２０の展開により、赤外線フレアの飛翔方向が航空機の飛翔方向に向くように設定される。その状態で、フレア剤１５からの燃焼ガスが推進ノズル１８から噴出され、赤外線フレアが航空機と同等の速度で飛翔する。さらに、火炎放出口１９からもフレア剤１５の燃焼による火炎が放出され、収容ケース１１の側壁１１ｃから後方に大きな火炎領域が形成され、強い赤外線が放出される。
【００４７】
この赤外線フレアを推力計測装置に推進ノズル１８を上向きにして固定し、燃焼時の推進力を計測したところ、推進ノズル１８から噴出されるガスにより約２kgf の推力が計測された。この力は、赤外線フレアがマッハ０．８で飛翔する際に発生する空気抵抗力と同等であり、マッハ０．８の速度で飛翔できる能力を示すものであった。
【００４８】
また、側壁１１ｃの火炎放出口１９から赤外線フレア周囲に多量の火炎が噴出し、約１ｍ四方（１ｍ² ）の高温火炎領域が形成された。これは、後述する比較例１に示す従来型フレアによる火炎発生領域０．３ｍ² の３倍以上であり、発光面積の増大によって赤外線放射強度の大幅な増加が達成された。
（実施例１）
次に、前記実施形態を具体化した実施例について説明する。なお、この実施例１では主に参考例１と異なる部分について説明する。
【００４９】
図３は実施例１の赤外線フレアを示す部分破断正面図、図４は図３の４−４線における断面図である。これらの図に示すように、収容ケース１１は前端壁１１ａと後端壁１１ｂとによって前後両端が密閉された円筒状に形成されている。この実施例１では、収容ケース１１は直径５０mm、長さ２００mmの鉄製容器である。また、点火装置１２における点火薬１４としてボロン硝石８ｇを用いた。
【００５０】
フレア剤１５は収容ケース１１内の両端部を除く中間部の周囲に配置できる円筒形状に成形され、その前端部が点火装置１２に近接した状態で収容ケース１１内の周囲に配設される。実施例１では、フレア剤１５は外径４５mm、内径１５mm、長さ１８０mmの円筒形である。また、フレア剤１５は、ニトロセルロース５０重量％、ニトログリセリン３５％、可塑剤と燃焼触媒１５重量％を原料とするダブルベース系推進薬である。
【００５１】
実施例１においては、参考例１の円筒状の排気筒１６は設けられていない。
複数のスピン用ノズル２２は収容ケース１１の周壁１１ｄに周方向に９０°間隔で、軸線方向に所定距離をおいて開口されている。このスピン用ノズル２２は、収容ケース１１の直径方向から周方向に対して４５°の角度をもって穿設され、フレア剤１５の燃焼によるガスが吹き出されることにより赤外線フレアを回転させて安定した状態で飛翔させることができるようになっている。また、このスピン用ノズル２２は火炎放出口を兼ねている。実施例１では、スピン用ノズル２２は直径７mmに形成され、２０箇所設置されている。
【００５２】
さて、赤外線フレアは、航空機のディスペンサーから射出される際に点火装置１２が点火されると、フレア剤１５が着火燃焼する。そのフレア剤１５からの燃焼ガスが推進ノズル１８から噴出され、赤外線フレアが航空機と同等の速度で飛翔される。
【００５３】
それと同時に、スピン用ノズル２２からフレア剤１５の燃焼ガス及び火炎が吹き出されることにより、赤外線フレアがスピンして安定した状態で飛翔する。しかも、スピン用ノズル２２から吹き出される火炎により、収容ケース１１の周壁１１ｄから後方に高温の大きな火炎領域が形成され、強い赤外線が放出される。
【００５４】
以上のような赤外線フレアを回転式燃焼スタンドに推進ノズル１８を上向きにして固定し、燃焼時の推進力と回転速度を計測したところ、推進ノズル１８から噴出するガスによる約２kgf の推力と、スピン用ノズル２２から噴出されるガスによる約３０００ｒｐｍの回転速度が計測された。この推進力はこの赤外線フレアがマッハ０．８で飛翔する際に発生する空気抵抗力と同等であり、またこの回転速度はこの赤外線フレアをスピン安定させるに充分な速度であることから、マッハ０．８の速度で直進安定性を維持して飛翔できる能力を示すものである。
【００５５】
また、周壁１１ｄのスピン用ノズル２２から赤外線フレア周囲に多量の火炎が噴出し、約１ｍ四方（１ｍ²）の高温ガス領域が形成された。これは、下記の比較例１に示す従来型フレアによる火炎発生領域０．３ｍ²の３倍以上であり、赤外線放射強度の大幅な増加が達成された。
（比較例１）
現在一般的に使用されている赤外線フレアを模擬するため、直径５０mm、長さ２００mmの円柱状をなすマグネシウムとポリテトラフルオロエチレンの混合燃焼剤を使用し、これを床面に置いて点火し、燃焼状態を観察した。この燃焼剤は高温の火炎を出しながら燃焼するものの、燃焼ガスの噴出力で動くことはなく、推進力は非常に少ないと判断された。また、燃焼ガスのガス圧はほぼ大気圧であることからガスの周囲への広がりは少なく、発光領域は０．３ｍ²程度と小さかった。
【００５６】
従って、従来型の赤外線フレアは、強い可視光から赤外光の間の光を発生させることを目的としていて燃焼時の発生ガス量は少ない。また、フレア剤はケースに入っておらず大気圧下で燃焼するため、赤外線フレアに推進力を与えたり、燃焼ガスを噴出させて大きな発光領域を形成することには適していないことが明らかになった。
【００５７】
なお、前記実施形態を以下のように変更して構成することも可能である。
・図１及び図２に示す参考例１において収容ケース１１を円筒状等の四角筒状以外の形状に形成したり、図３及び図４に示す実施例１において収容ケース１１を四角筒状等の円筒状以外の形状に形成すること。
【００５８】
・参考例１において排気筒１６を省略したり、実施例１において排気筒１６を設けたりすること。
・参考例１又は実施例１において、収容ケース１１の前端壁１１ａを砲弾型や円錐状に形成すること。
【００５９】
このように構成することにより、赤外線フレアの飛翔安定性と直進安定性をより向上させることができる。
・参考例１及び実施例１において、フレア剤１５の外周面と収容ケース１１の側壁１１ｃ又は周壁１１ｄとの間の隙間を、例えば火炎放出口１９の近傍において形成し、その他の部分において形成しないこと。
【００６０】
このように構成した場合でも、フレア剤１５の燃焼による火炎を火炎放出口１９から支障なく放出することができる。
さらに、前記実施形態より把握される技術的思想について以下に記載する。
【００６１】
・前記推進ノズルで発生する推進力の方向が重心点を通るものである請求項１又は請求項２に記載の赤外線フレア。
このように構成した場合、赤外線フレアの飛翔を安定化させることができ、直進安定性を向上させることができる。
【００６２】
・前記収容ケース内に推進ノズルに連通する排気筒を設け、その排気筒にはフレア剤による燃焼ガスを排気筒内に導入するガス通過孔を穿設した請求項１又は請求項２に記載の赤外線フレア。
【００６３】
このように構成した場合、フレア剤による燃焼ガスをガス通過孔から排気筒を介して推進ノズルに導くことができ、赤外線フレアの効果的な推進力を得ることができる。
【００６４】
・前記収容ケースは、密閉状の圧力容器である請求項１又は請求項２に記載の赤外線フレア。
このように構成した場合、フレア剤の燃焼ガスによる圧力を維持して、赤外線フレアを安定状態で推進させることができる。
【００６５】
【発明の効果】
以上詳述したように、この発明によれば、次のような効果を奏する。
第１の発明の赤外線フレアによれば、航空機から放出されたときの急激な減速を防止して航空機と同様の安定した飛翔を保持することができるとともに、ジェットエンジン排気に近い細長い形状の高温領域を形成することができて優れたデコイ効果を発揮することができる。
【００６６】
上記の効果に加え、構成を簡易にして製造コストの低減を図ることができる。
第２の発明の赤外線フレアによれば、安定した飛翔効果と細長い形状の高温領域の形成効果とをバランス良く発揮させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】参考例１の赤外線フレアを示す部分破断正面図。
【図２】図１の右側面図。
【図３】実施例１の赤外線フレアを示す部分破断正面図。
【図４】図３の４−４線における断面図。
【符号の説明】
１１…収容ケース、１１ａ…前端壁、１１ｂ…後端壁、１１ｃ…側壁、１１ｄ…周壁、１２…点火装置、１５…フレア剤、１９…火炎放出口、２０…飛翔安定翼、２２…スピン用ノズル。[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to an infrared flare as a device that generates infrared rays useful as a decoy flare for deceiving and guiding an anti-infrared tracking type vehicle that tracks an aircraft. More specifically, the present invention relates to an infrared flare that can simulate infrared rays generated from the exhaust gas of an aircraft engine and is useful as a decoy flare for an anti-infrared tracking type flying body.
[0002]
[Prior art]
Decoy flares are ignited at the same time as they are released from the aircraft by means such as propellants. The entire surface of the flare agent is ignited by ignition of the igniting agent, falls while burning, and pulls the infrared tracking type flying object away from the aircraft. Conventionally, a decoy flare developed for such a purpose has been disclosed in which magnesium and tetrafluoroethylene are combined as a combustion agent (Japanese Patent Laid-Open No. 6-50698).
[0003]
[Problems to be solved by the invention]
However, since the conventional infrared flare as described above does not have a flying ability, after being released from the aircraft, it rapidly decelerates due to air resistance and falls due to gravity, and its movement is significantly different from the movement of the aircraft. Become a thing.
[0004]
In addition, since the conventional infrared flare burns from the entire surface of the combustor, the burning flame of the falling infrared flare becomes a fireball and has a shape that is significantly different from the elongated triangular high-temperature exhaust gas region emitted from the jet engine. Become. Therefore, there has been a problem that the effect of misinducing the infrared tracking type flying object capable of identifying the target moving direction and the shape of the light emitting body, that is, the decoy effect becomes insufficient.
[0005]
The present invention has been made paying attention to the problems existing in the prior art as described above. The purpose is to prevent a sudden deceleration when released from an aircraft, maintain a stable flight similar to an aircraft, and form an elongated, high-temperature region close to jet engine exhaust. It is possible to provide an infrared flare capable of producing an excellent decoy effect.
[0006]
[Means for solving the problems]]
[0007]
  In order to achieve the above objectives,First1The infrared flare of the invention includes a cylindrical storage case having a front end wall and a rear end wall, a flare agent stored in the storage case, an ignition device for igniting the flare agent, and a rear portion of the storage case. It has a propulsion nozzle that penetrates and opens, and a spinning nozzle that penetrates the peripheral wall, side wall, or rear end wall of the housing case to achieve stable flight.
[0008]
  First2The infrared flare of the invention includes a cylindrical storage case having a front end wall and a rear end wall, a flare agent stored in the storage case, an ignition device for igniting the flare agent, and a rear portion of the storage case. A propulsion nozzle that penetrates and opens, a spinning nozzle that penetrates the peripheral wall, side wall, or rear end wall of the storage case, and a flame generated by the combustion of the flare agent provided in the storage case is released. And a plurality of flame outlets.
[0009]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail.
The infrared flare penetrates through the rear portion of the housing case, a cylindrical housing case having a front end wall and a rear end wall, a flare agent housed in the housing case, an ignition device for igniting the flare agent, A propulsion nozzle that opens, a plurality of flame discharge ports that are provided on the peripheral wall of the housing case and emit a flame generated by the combustion of the flare agent, and a flight stabilizing wing that is disposed outside the housing case for stable flight It has.
[0010]
The infrared flare penetrates through the rear of the housing case, a cylindrical housing case having a front end wall and a rear end wall, a flare agent housed in the housing case, an ignition device for igniting the flare agent, And a propelling nozzle that opens, and a spinning nozzle that is provided in the peripheral wall of the housing case for stable flight.
[0011]
The storage case is a container for storing the ignition device and the flare agent, and also serves as a pressure container for keeping the internal pressure higher than the external air pressure when the flare agent is burned. As the material of the housing case, a thin steel plate, an aluminum plate, or a fiber reinforced plastic plate having excellent heat resistance can be used.
[0012]
In order to improve the heat resistance of the housing case during the combustion of the flare agent, a heat resistant material can be lined on the inner surface of the housing case. As the heat-resistant material, for example, heat-resistant rubber, plastic, or silicone resin is used, and this material is lined inside the housing case by means such as spray coating or dipping. The thickness of the container case and the thickness of the lining agent are made as thin as possible so that the size of the flare agent can be increased as much as possible. Although the dimensions of the storage case are arbitrary, in order to use an existing dispenser (launch tube), it is preferable to achieve compatibility with a conventional infrared flare. As an example of such a storage case, a rectangular cylinder having a length of 25 mm, a width of 52 mm and a length of 205 mm, or a length of 52 mm, a width of 65 mm and a height of 205 mm, or a cylindrical shape having a diameter of 36 mm and a height of 148 mm is generally used.
[0013]
The ignition device has the same structure as that of an ignition device used in a general solid propellant rocket, and contains an initiator and an ignition agent in the ignition device, and is installed at a position near a flare agent. Is done. As the initiator, for example, an ignition ball or a firing tube is used. As the igniting agent, for example, general igniting agents such as boron nitrate and black powder, a mixture of magnesium and polytetrafluoroethylene, and a thermite composition can be used. The thermite composition is generally a mixture of aluminum powder and iron oxide powder, but in addition to aluminum powder, flammable metals such as magnesium powder and boron powder are used, and in addition to iron oxide powder, copper, manganese, An oxide powder such as chromium is used.
[0014]
The optimum amount of the igniting agent varies depending on the size of the infrared flare, but an amount sufficient to ignite the flare agent in a short time by the combustion of the igniting agent, for example, 2 to 20 g is used. The ignition device is ignited by hitting a firing tube installed on the outer surface of the housing case with a wick and igniting an ignition agent with the flame, or by passing electricity to an electric igniter installed in the ignition device. It is done by letting.
[0015]
As the flare agent, any of the same type propellants as those used for rocket propellants and homogeneous propellants using nitrate esters can be used. For example, composite propellants are composed of an oxidizer and a fuel component. As oxidizers, perchlorates such as ammonium perchlorate and potassium perchlorate, nitrates such as potassium nitrate and sodium nitrate, Nitramines such as methylenetrinitramine and tetramethylenetetranitramine, dichromates and the like can be used. As the fuel component, a binder component such as polyurethane, polybutadiene, glycidyl azide polymer, or polyester, or a hydrocarbon fuel such as paraffin can be used. Furthermore, in order to raise combustion temperature, metal fuels, such as magnesium and aluminum, can also be used as auxiliary fuel.
[0016]
The blending ratio of these oxidizer, fuel and auxiliary fuel is, for example, 40 to 90 wt% oxidizer, 5 to 60 wt% fuel, and 0 to 30 wt% auxiliary fuel, preferably 60 to 85 wt% oxidizer, and fuel. 10 to 40% by weight, metal fuel 0 to 20% by weight.
[0017]
Homogeneous propellants include single-base propellants based on nitrocellulose, double-base propellants based on nitrocellulose and nitroglycerin, and solid components such as nitroguanidine and nitramine. There are triple-base propellants added.
[0018]
In the case of a single-base propellant, for example, preferably nitrocellulose 80 to 98% by weight, plasticizer or combustion catalyst 2 to 20% by weight, more preferably nitrocellulose 90 to 95% by weight, plasticizer or combustion catalyst 5 to 10% by weight %.
[0019]
In the case of a double-base propellant, for example, preferably nitrocellulose is 30 to 70% by weight, nitroglycerin is 20 to 60% by weight, plasticizer and combustion catalyst is 3 to 40% by weight, more preferably nitrocellulose is 40 to 40%. 60% by weight, 30-50% by weight of nitroglycerin, and 8-30% by weight of plasticizer and combustion catalyst.
[0020]
In the case of a triple base propellant, the double base propellant is composed of, for example, 10 to 30% by weight of nitroguanidine or nitramine.
Infrared radiation from jet engine exhaust is mainly emitted from infrared emission of carbon dioxide and water vapor. Therefore, the flare agent composition is preferably capable of generating as much high-temperature gas of water vapor and carbon dioxide as possible during combustion. A composition containing a large amount of hydrogen is suitable.
[0021]
These flare agents are preferably shaped so that the filling volume in the housing case is as large as possible. For example, one side is 20 to 100 mm, the length is 100 to 300 mm, and the diameter is 20 to 100 mm. It is formed into a cylindrical shape with a thickness of 100 to 300 mm. Moreover, in order to adjust so that a combustion area becomes substantially constant through combustion, for example, one or a plurality of inner holes having a diameter of 5 to 20 mm can be provided.
[0022]
The propulsion nozzle ejects the flare agent combustion gas toward the rear, and obtains a propulsion force having a magnitude commensurate with the air resistance. As the propelling nozzle shape, not only a simple cylindrical sonic nozzle having no change in cross-sectional area but also a supersonic nozzle having a divergent portion outside the throat portion can be used. One propulsion nozzle can be most easily manufactured at the center of the rear end wall of the housing case. However, if the direction of the resultant force of each propulsion nozzle passes through the center of gravity of the infrared flare, a plurality of propulsion nozzles can be manufactured. The propulsion nozzle can be provided.
[0023]
For this purpose, the propulsion nozzle is arranged symmetrically with respect to the central axis of the infrared flare. Further, the position of the propulsion nozzle can be provided not only in the rear end wall of the housing case but also obliquely rearward from the side wall or the peripheral wall of the housing case. The shape of the propulsion nozzle may be an elongated slit shape in addition to a circular cross section or a rectangular cross section. In these cases as well, it is desirable to dispose the propulsion nozzle so that the direction of the resultant force of the propulsive force generated by each propulsion nozzle passes through the center of gravity of the infrared flare in order to ensure straight running stability.
[0024]
The size of the propulsion nozzle varies depending on the required propulsive force and the set value of the containment case internal pressure. For example, a composite propellant flare agent is contained in the containment case internal pressure of 3 kgf / cm.²When burning with a propellant nozzle area of 0.5 cm²This will give you about 2kg of thrust. With this propulsive force, the infrared flare can fly at Mach 0.8 equivalent to an aircraft at an altitude of 5000 m.
[0025]
The flame discharge port is a combustion gas discharge port that is opened in the side wall, peripheral wall, or rear end wall of the storage case, and by ejecting high-temperature combustion gas pressurized in the storage case from a large number of small holes. It is provided to form a large light emitting region of high-temperature gas from the side to the rear of the flying infrared flare. For example, several to several tens of circular holes or square holes having a diameter or width of 3 to 15 mm, and preferably 10 to 20 circular holes having a diameter of about 5 mm are provided on the surface of the housing case.
[0026]
These flame discharge ports are, for example, arranged evenly on the side wall, the peripheral wall or the rear end wall of the storage case, or arranged in a certain pattern on the side wall or the peripheral wall of the storage case. The flame discharge port is set so that the thrust generated on the surface opposite to the central axis is equal, and the straight running stability is not lost due to the thrust in the lateral direction accompanying the discharge of the combustion gas. The shape of the hole may be a circular cross section, a square cross section, or an elongated slit shape, but a simple circular hole is preferable in terms of manufacturability.
[0027]
Since the gas temperature at the outlet of the propulsion nozzle is lowered when the flame discharge port is a supersonic nozzle having a divergent portion, a simple cylindrical hole with no change in cross-sectional area is preferable. The total area of the flame discharge port is determined in consideration of the gas generation amount of the flare agent and the internal pressure of the storage case because the internal pressure of the storage case decreases if it is too large. Combustion rate of flare agent is 100g / sec and containment case pressure is 3kgf / cm²If set to, the total area of the flame outlet is 4cm²The degree is appropriate.
[0028]
The flight stabilization wing is installed at the rear part of the housing case, and the aerodynamic center of gravity of the infrared flare is positioned behind the center of mass to maintain aerodynamic stability. The flight stabilizing wings are, for example, 2-8, preferably 3-4, plate-like ones such as airplane wings attached to the rear of the housing case. Further, the flight stabilizing wing may be one in which a conical skirt such as a funnel is protruded behind the housing case, or one in which a blow-off blade is installed. In order to keep the stability effect of the infrared flare high, it is preferable to arrange the flight stabilizing wings symmetrically with respect to the axis of the infrared flare.
[0029]
The use of a flying stable wing having a large area has a higher stability effect, but it is preferable to keep the flying wing to the minimum necessary size because the mass increases. As an example of this flight stabilization wing, if the four flight stabilization wings of 3 cm each in length and width are installed on the rear side of an infrared flare having a length and width of 50 mm and a length of 205 mm, a sufficient stabilizing effect can be obtained. These flight stabilizing wings preferably have a structure that can be folded so as not to get in the way while the infrared flare is accommodated in the dispenser, and the flight stabilizing wings are deployed by the force of a spring or the like after being released into the air.
[0030]
Spinning nozzles are usually substitutes for flight stabilization wings. By spraying combustion gas from a plurality of spinning nozzles provided on the surface of the housing case, the infrared flare is spun to maintain straight running stability. be able to. In this case, the shape of the housing case is preferably a cylindrical shape rather than a prismatic shape because air resistance during rotation can be reduced. The number of spinning nozzles is sufficient if only to obtain the spin effect. However, if they also serve as a flame outlet, a large number of spinning nozzles should be arranged evenly on each surface to surround the infrared flare. It is preferable to make the distribution of flames uniform.
[0031]
In the cylindrical flare, all the spinning nozzles are installed at an angle inclined in the tangential direction from the diameter direction of the housing case, but if the angle is close to 0 °, the spin rotational force cannot be obtained sufficiently. If the angle is close to 90 °, it becomes difficult to install the spinning nozzle in a thin case. For this reason, it is preferably set at an angle of 10 to 80 °, preferably 30 to 60 °. Combustion gas generated from the flare agent is ejected through the spin nozzle at a slightly inclined angle, and the accommodation case is rotated by the force in the tangential direction, and straight running stability is obtained by the spin stabilization effect.
[0032]
In order to rotate the infrared flare around the axis, it is necessary to set the spin force and the inclination angle of each spin nozzle so that the resultant force of the spin force generated by each spin nozzle is on the rotation axis of the infrared flare. . The number of spinning nozzles required to spin the storage case is, for example, 2 to 16, preferably 3 to 8. However, when the storage case also serves as a flame discharge port, about 20 spinning nozzles may be installed. preferable.
[0033]
In addition to being installed on the peripheral wall or side wall of the housing case, the spinning nozzle can be installed on the rear end wall. In this case, a part of the force generated by the spinning nozzle becomes the spinning force, and the other force becomes the driving force, so that the spinning nozzle can also serve as the driving nozzle. When the spinning nozzle is installed on the rear end wall of the housing case, a flame is generated only at the rear portion of the infrared flare. Therefore, it is preferable to separately install a flame discharge port on the side wall of the housing case.
[0034]
In the case of the square tube type flare, the spin force can be obtained even if the nozzle is perpendicular to the housing case side wall by installing the spinning nozzle at a position shifted from the center line of the housing case side wall. When the spinning nozzle is installed on the center line of the housing case side wall, the spin force cannot be obtained unless the nozzle shaft is installed at an angle slightly inclined from the vertical surface of the housing case side wall. The surface on which the spin nozzle is installed may be at least two surfaces that are symmetrical with respect to the rotation axis. However, the spin force generated by each spin nozzle is on the rotation axis of each infrared flare so that the resultant force is on the rotation axis of the infrared flare. It is necessary to determine the arrangement of the nozzles.
[0035]
For example, 2 to 16 nozzles, preferably 2 to 8 nozzles for spinning in a square tube flare are provided perpendicular to the end portion of each side wall, but it is preferable to install about 20 nozzles when also serving as a flame outlet. .
[0036]
The hole shape of the spinning nozzle in the cylindrical flare and the square tube flare may be a circular cross section, a square cross section, or an elongated slit shape, but a simple circular hole is preferable in terms of manufacturability. When the spinning nozzle is a supersonic nozzle having a divergent portion, the spin force increases. However, since the spin force required for stable flight is relatively small, a simple sonic nozzle with low processing cost is sufficient. If the total area of the spinning nozzles is too large, the internal pressure of the storage case decreases. Therefore, it is determined in consideration of the gas generation amount of the flare agent and the internal pressure of the storage case, but the combustion amount of the flare agent is 100 g / sec. 3 kgf / cm²4cm when set to²The degree is appropriate.
[0037]
The effects exhibited by the embodiment as described above will be described below.
-According to the infrared flare of the embodiment, a thrust corresponding to the air resistance force can be generated by the gas generated by the combustion of the flare agent through the propulsion nozzle that passes through and opens the rear portion of the housing case. For this reason, it is possible to prevent rapid deceleration when emitted from the aircraft and to fly the infrared flare at a predetermined speed.
[0038]
-According to the infrared flare of the embodiment, since the flight stabilizing wing is provided on the outside of the housing case, the infrared flare can be made to fly in a stable state like an aircraft.
[0039]
-According to the infrared flare of the embodiment, since a plurality of flame discharge ports are provided on the peripheral wall or the rear end wall of the housing case, flames generated by the combustion of the flare agent can be discharged from the flame discharge ports. It is possible to form an elongated high-temperature region close to jet engine exhaust, and to exhibit an excellent decoy effect.
[0040]
-According to the infrared flare of the embodiment, since the spinning nozzle penetrating the peripheral wall or the rear end wall of the housing case is provided, the infrared flare is kept in a stable state as in an aircraft while spinning (rotating) the infrared flare. You can fly.
[0041]
【Example】
  Hereinafter, examples embodying the embodiment will be described.
(Reference example 1)
  FIG. 1 is a partially broken front view showing an infrared flare of one embodiment, and FIG. 2 is a right side view of FIG. As shown in these drawings, the housing case 11 is formed in a rectangular tube shape whose front and rear ends are sealed by a front end wall 11a and a rear end wall 11b. thisReference example 1The storage case 11 is an iron container having a width of 25 mm, a length of 50 mm, and a length of 200 mm. The ignition device 12 is provided in the center of the inner surface of the front end wall 11a of the housing case 11, and an ignition ball 13 and an ignition agent 14 are loaded therein. The ignition ball 13 is an electric type that is ignited by an electric signal, and the igniting agent 14 is boron nitrate. The ignition powder 14 is ignited by the ignition of the ignition ball 13.
[0042]
The flare agent 15 is molded into a shape that can be placed inside the housing case 11, and is disposed around the inside of the housing case 11 with its front end portion being close to the ignition device 12. A gap is formed between the outer peripheral surface of the flare agent 15 and the side wall 11 c of the housing case 11 so that a flame caused by the combustion of the flare agent 15 is emitted from the flame discharge port 19. In Example 1, the flare agent 15 has an outer dimension of 20 mm in width, 45 mm in length and 190 mm in length, and an inner dimension of 5 mm in width, 30 mm in length and 190 mm in length. The flare agent 15 is a composite propellant composed of 85% by weight of ammonium perchlorate and 15% by weight of a polybutadiene binder.
[0043]
  The cylindrical exhaust tube 16 is disposed at the center in the housing case 11 so as to extend in the axial direction. A large number of gas passage holes 17 are provided on the peripheral wall of the exhaust cylinder 16 so as to guide the gas generated by the combustion of the flare agent 15 into the exhaust cylinder 16. The propulsion nozzle 18 is circular in cross section and has a constricted center. The propulsion nozzle 18 is provided at the center of the rear end wall 11b of the housing case 11, and discharges the combustion gas introduced into the exhaust tube 16 to obtain a propulsive force. It has become.Reference example 1Then, the diameter of the opening end of the propulsion nozzle 18 is formed to 8 mm.
[0044]
  A plurality of flame discharge ports 19 having a circular hole shape are opened in the side wall 11c of the housing case 11 so as to discharge a flame caused by the combustion of the flare agent 15 to the outside.Reference example 1Then, 16 flame discharge ports 19 having a diameter of 9 mm are provided. The flight stabilizing wings 20 are provided at the four corners of the rear end portion of the storage case 11 and are shown in a solid line by the urging force of the coil spring 21 when it is moved out of the dispenser from the storage state in the dispenser indicated by the two-dot chain line in FIG. It is supposed to be arranged in. The flight stabilizing wing 20 is deployed when the infrared flare is operated, and is held in a deployed state at a predetermined angle by a stopper (not shown).Reference example 1Then, the flight stabilizing wing 20 is formed in a square plate shape of 25 mm in length and width. The infrared flare as described above is stored in an aircraft dispenser.
[0045]
Now, when the infrared flare is ejected from the dispenser of the aircraft, an ignition current is passed through the ignition device 12 to ignite the ignition ball 13, and the igniting agent 14 is ignited by the flame. Further, the igniting agent 14 is ignited, and the flare agent 15 adjacent to the igniting agent 14 is ignited and burned. Further, when the infrared flare is emitted from the dispenser, the four flight stabilization blades 20 are released from the position indicated by the two-dot chain line in FIG. 2 and are expanded to the position indicated by the solid line in FIG. .
[0046]
By deploying the flight stabilization wing 20, the flight direction of the infrared flare is set to face the flight direction of the aircraft. In this state, the combustion gas from the flare agent 15 is ejected from the propulsion nozzle 18, and the infrared flare flies at a speed equivalent to that of an aircraft. Further, a flame due to the combustion of the flare agent 15 is also emitted from the flame outlet 19, a large flame region is formed rearward from the side wall 11 c of the housing case 11, and strong infrared rays are emitted.
[0047]
When this infrared flare was fixed to the thrust measuring device with the propelling nozzle 18 facing upward and the propulsive force during combustion was measured, a thrust of about 2 kgf was measured by the gas ejected from the propelling nozzle 18. This force is equivalent to the air resistance generated when the infrared flare flies at Mach 0.8, and indicates the ability to fly at a speed of Mach 0.8.
[0048]
  In addition, a large amount of flames erupted from the flame outlet 19 of the side wall 11c around the infrared flare, about 1 m square (1 m² ) High temperature flame region was formed. This is a flame generation area of 0.3 m by the conventional flare shown in Comparative Example 1 described later.² The infrared radiation intensity was significantly increased by increasing the light emitting area.
(Example1)
  Next, the embodiment is embodied.FruitExamples will be described. This example1Then mainlyReference example 1Different parts will be described.
[0049]
  FIG. 3 shows an example.1FIG. 4 is a cross-sectional view taken along line 4-4 of FIG. As shown in these drawings, the housing case 11 is formed in a cylindrical shape whose front and rear ends are sealed by a front end wall 11a and a rear end wall 11b. In the first embodiment, the housing case 11 is an iron container having a diameter of 50 mm and a length of 200 mm. Further, 8 g of boron glass stone was used as the igniting agent 14 in the ignition device 12.
[0050]
  The flare agent 15 is formed in a cylindrical shape that can be disposed around an intermediate portion excluding both ends in the housing case 11, and is disposed around the inside of the housing case 11 with its front end portion being close to the ignition device 12. Example1The flare agent 15 has a cylindrical shape with an outer diameter of 45 mm, an inner diameter of 15 mm, and a length of 180 mm. The flare agent 15 is a double-base propellant made from 50% by weight of nitrocellulose, 35% of nitroglycerin, and 15% by weight of a plasticizer and a combustion catalyst.
[0051]
  Example1InReference example 1The cylindrical exhaust cylinder 16 is not provided.
  The plurality of spinning nozzles 22 are opened in the circumferential wall 11d of the housing case 11 at intervals of 90 ° in the circumferential direction and at a predetermined distance in the axial direction. This spinning nozzle 22 is drilled at an angle of 45 ° from the diameter direction of the housing case 11 with respect to the circumferential direction, and the gas is emitted from the combustion of the flare agent 15 to rotate the infrared flare to be stable. It can be made to fly with. The spinning nozzle 22 also serves as a flame discharge port. Example1Then, the spinning nozzles 22 are formed with a diameter of 7 mm, and are installed at 20 locations.
[0052]
When the igniter 12 is ignited when the infrared flare is ejected from the aircraft dispenser, the flare agent 15 ignites and burns. Combustion gas from the flare agent 15 is ejected from the propulsion nozzle 18, and infrared flare is ejected at a speed equivalent to that of an aircraft.
[0053]
At the same time, the combustion gas and flame of the flare agent 15 are blown out from the spinning nozzle 22 so that the infrared flare spins and flies in a stable state. Moreover, the flame blown out from the spinning nozzle 22 forms a large high-temperature flame area behind the peripheral wall 11d of the housing case 11, and emits strong infrared rays.
[0054]
The infrared flare as described above was fixed to the rotary combustion stand with the propelling nozzle 18 facing upward, and the propulsive force and rotational speed during combustion were measured. As a result, about 2 kgf of thrust from the gas ejected from the propelling nozzle 18 and spin A rotational speed of about 3000 rpm due to the gas ejected from the nozzle 22 was measured. This propulsive force is equivalent to the air resistance generated when the infrared flare flies at Mach 0.8, and the rotational speed is sufficient to spin-stabilize the infrared flare. The ability to fly while maintaining straight running stability at a speed of .8.
[0055]
Also, a large amount of flames spouted around the infrared flare from the spinning nozzle 22 on the peripheral wall 11d, about 1 m square (1 m²) Hot gas region was formed. This is a flame generation area of 0.3 m by the conventional flare shown in Comparative Example 1 below.²3 times or more, and a significant increase in infrared radiation intensity was achieved.
(Comparative Example 1)
In order to simulate the infrared flare that is commonly used at present, a mixed combustion agent of magnesium and polytetrafluoroethylene having a cylindrical shape with a diameter of 50 mm and a length of 200 mm is used, and this is placed on the floor and ignited. The combustion state was observed. Although this combustor burns while emitting a high-temperature flame, it does not move with the jet power of the combustion gas, and the propulsive force is judged to be very small. In addition, since the gas pressure of the combustion gas is almost atmospheric pressure, there is little spread around the gas, and the light emitting area is 0.3 m.²The degree was small.
[0056]
Accordingly, the conventional infrared flare is intended to generate light between strong visible light and infrared light, and the amount of gas generated during combustion is small. Also, since the flare agent is not contained in the case and burns at atmospheric pressure, it is clearly not suitable for providing a driving force to the infrared flare or ejecting combustion gas to form a large light emitting region. became.
[0057]
  It should be noted that the above embodiment can be modified as follows.
  ・ As shown in FIG. 1 and FIG.Reference example 1In FIG. 3 and FIG. 4, the housing case 11 is formed in a shape other than a square tube shape such as a cylindrical shape.1The housing case 11 is formed in a shape other than a cylindrical shape such as a square tube.
[0058]
  ・Reference example 1In the embodiment, the exhaust pipe 16 may be omitted or the embodiment1Or providing an exhaust pipe 16.
  ・Reference example 1Or example1The front end wall 11a of the housing case 11 is formed in a bullet shape or a conical shape.
[0059]
  By comprising in this way, the flight stability and straight running stability of an infrared flare can be improved more.
  ・Reference example 1And examples1In this case, a gap between the outer peripheral surface of the flare agent 15 and the side wall 11c or the peripheral wall 11d of the housing case 11 is formed, for example, in the vicinity of the flame discharge port 19 and not formed in other portions.
[0060]
Even in such a configuration, the flame caused by the combustion of the flare agent 15 can be discharged from the flame discharge port 19 without any trouble.
Furthermore, the technical idea grasped from the embodiment will be described below.
[0061]
  The direction of the propulsive force generated by the propulsion nozzle passes through the center of gravity.OrClaim2Infrared flare as described.
  When comprised in this way, the flight of an infrared flare can be stabilized and straight running stability can be improved.
[0062]
  An exhaust cylinder communicating with the propulsion nozzle is provided in the housing case, and a gas passage hole for introducing combustion gas from the flare agent into the exhaust cylinder is formed in the exhaust cylinder.OrClaim2Infrared flare as described.
[0063]
When comprised in this way, the combustion gas by a flare agent can be guide | induced to a propulsion nozzle from a gas passage hole through an exhaust pipe, and the effective propulsive force of an infrared flare can be acquired.
[0064]
  The storage case is a sealed pressure vessel.OrClaim2Infrared flare as described.
  When comprised in this way, the pressure by the combustion gas of a flare agent can be maintained and an infrared flare can be propelled in a stable state.
[0065]
【The invention's effect】
As described in detail above, the present invention has the following effects.
According to the infrared flare of the first aspect of the invention, it is possible to prevent a rapid deceleration when released from an aircraft and maintain a stable flight similar to that of an aircraft, and an elongated high-temperature region close to jet engine exhaust Can be formed and an excellent decoy effect can be exhibited.
[0066]
  the aboveIn addition to the above effects, the configuration can be simplified and the manufacturing cost can be reduced.
  First2According to the infrared flare of the present invention, it is possible to exert a stable flight effect and an effect of forming an elongated high-temperature region in a well-balanced manner.
[Brief description of the drawings]
[Figure 1]Reference example 1The partially broken front view which shows the infrared flare.
FIG. 2 is a right side view of FIG.
FIG. 3 Example1The partially broken front view which shows the infrared flare.
4 is a cross-sectional view taken along line 4-4 of FIG.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 11 ... Storage case, 11a ... Front end wall, 11b ... Rear end wall, 11c ... Side wall, 11d ... Peripheral wall, 12 ... Ignition device, 15 ... Flare agent, 19 ... Flame discharge port, 20 ... Flight stabilization wing, 22 ... For spin nozzle.

Claims

前端壁と後端壁を有する筒状の収容ケースと、その収容ケース内に収容されるフレア剤と、フレア剤を点火するための点火装置と、収容ケースの後部を貫通して開口する推進ノズルと、収容ケースの周壁、側壁又は後端壁に貫設され安定した飛翔を図るためのスピン用ノズルとを備えた赤外線フレア。A cylindrical storage case having a front end wall and a rear end wall, a flare agent stored in the storage case, an ignition device for igniting the flare agent, and a propulsion nozzle that opens through the rear portion of the storage case And an infrared flare provided with a spinning nozzle penetrating the peripheral wall, side wall or rear end wall of the housing case for stable flight.

前端壁と後端壁を有する筒状の収容ケースと、その収容ケース内に収容されるフレア剤と、フレア剤を点火するための点火装置と、収容ケースの後部を貫通して開口する推進ノズルと、収容ケースの周壁、側壁又は後端壁に貫設され安定した飛翔を図るためのスピン用ノズルと、収容ケースに設けられフレア剤の燃焼により発生する火炎を放出する複数の火炎放出口とを備えた赤外線フレア。A cylindrical storage case having a front end wall and a rear end wall, a flare agent stored in the storage case, an ignition device for igniting the flare agent, and a propulsion nozzle that opens through the rear portion of the storage case A spinning nozzle that penetrates the peripheral wall, side wall, or rear end wall of the storage case for stable flight, and a plurality of flame discharge ports that are provided in the storage case and emit a flame generated by the combustion of the flare agent With infrared flare.