JPH0517399U - Flying body - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 固体燃料ロケットの推進力により空中を飛行
する飛しょう体において、広い速度範囲にわたって高い
推進効率を維持することによって、飛しょう体の加速性
能を向上させる。 【構成】 飛しょう体のロケットモーター本体２の後部
の一次ノズル４の外側にダクト５と二次ノズル７からな
る部分を分離装置によって取り付け、ダクト５の前部に
空気取り入れ口８、さらに分離装置に分離信号を送る制
御装置を備える。 (57) [Summary] [Purpose] To improve the acceleration performance of a flying vehicle that fly in the air by the propulsive force of a solid fuel rocket by maintaining high propulsion efficiency over a wide speed range. [Structure] A part consisting of a duct 5 and a secondary nozzle 7 is attached to the outside of the primary nozzle 4 at the rear of the rocket motor main body 2 of the flying body by a separating device, and an air intake port 8 is further provided at the front part of the duct 5 and a separating device. And a control device for sending a separation signal to.

Description

【考案の詳細な説明】[Detailed description of the device]

【０００１】[0001]

【産業上の利用分野】[Industrial applications]

この考案は、固体燃料の推進力により空中を飛行する飛しょう体に関する。 This invention relates to a flying object that fly in the air by the propulsive force of solid fuel.

【０００２】[0002]

【従来の技術】[Prior Art]

図３は従来の飛しょう体の構成を示す断面図である。図において、１は飛しょ う体の本体（以下、本体と略す。）、２はロケットモーター本体、３はこのロケ ットモーター本体の内部に充填された固体燃料、４はロケットモーター本体の後 部に取付けられた一次ノズル、１２は固体燃料の燃焼ガスが一次ノズルを通過し た後に本体から噴出する排気口である。 FIG. 3 is a sectional view showing the structure of a conventional flying body. In the figure, 1 is the body of the flying body (hereinafter abbreviated as the body), 2 is the rocket motor body, 3 is the solid fuel filled inside the rocket motor body, and 4 is the rear part of the rocket motor body. The attached primary nozzle 12 is an exhaust port from which the combustion gas of the solid fuel is ejected from the main body after passing through the primary nozzle.

【０００３】 従来の飛しょう体は上記のよう構成され、ロケットモーター本体２の内部で固 体燃料３が燃焼することにより発生する燃焼ガスが、一次ノズル４を通過し排気 口１２から本体１の外部に噴出する。飛しょう体はこの燃焼ガスの噴出の反作用 を推進力として飛行する。The conventional flying body is configured as described above, and the combustion gas generated by the combustion of the solid fuel 3 inside the rocket motor body 2 passes through the primary nozzle 4 and from the exhaust port 12 of the body 1. Eject outside. The flying body flies by using the reaction of the ejection of the combustion gas as a driving force.

【０００４】[0004]

【考案が解決しようとする課題】[Problems to be solved by the device]

上記のような従来の飛しょう体では、一次ノズル４の形状に起因して次のよう な問題があった。飛しょう体は亜音速から超音速間までの極めて広い速度範囲で の飛行を要求されており、このため飛しょう体の最高速度においても推進力を発 揮できるように、飛しょう体の最高速度を上回る速度で固体燃料３の燃焼ガスを 噴出できるように一次ノズル４の形状は設計されている。このため、発射直後な どの飛しょう体の飛行速度が低い状態においては、燃焼ガスの噴出速度と飛しょ う体の飛行速度との間には極めて大きな速度差が生じる。このような場合には、 燃焼ガスの噴出による推進効率、つまり固体燃料３の燃焼ガスのエネルギーのう ちの飛しょう体の推進力に変換される割合が低下する。この様子を図４に示す。 図に見られるように、燃焼ガスの噴出速度と飛しょう体の飛行速度とが一致して いる場合に推進効率は最大となり、両者の差が大きくなるにつれて推進効率は低 下していく。以上のように、飛しょう体の飛行速度が低い状態において推進効率 が低下するということは、飛しょう体の加速不良をもたらし、ひいては飛しょう 体の射程の低下や運動性能の低下をもたらすという問題があった。 The conventional flying body as described above has the following problems due to the shape of the primary nozzle 4. Since the flying object is required to fly in an extremely wide speed range from subsonic speed to supersonic speed, the maximum speed of the flying object is to be able to generate propulsive force even at the maximum speed of the flying object. The shape of the primary nozzle 4 is designed so that the combustion gas of the solid fuel 3 can be ejected at a speed higher than above. Therefore, when the flight speed of the flying body is low immediately after the launch, an extremely large speed difference occurs between the jet speed of the combustion gas and the flying speed of the flying body. In such a case, the propulsion efficiency due to the ejection of the combustion gas, that is, the ratio of the energy of the combustion gas of the solid fuel 3 converted into the propulsive force of the flying body, decreases. This state is shown in FIG. As shown in the figure, the propulsion efficiency becomes maximum when the jet speed of the combustion gas and the flight speed of the flying body are the same, and the propulsion efficiency decreases as the difference between the two increases. As described above, lowering the propulsion efficiency when the flight speed of the flying object is low causes poor acceleration of the flying object, which in turn reduces the range and motion performance of the flying object. was there.

【０００５】 この考案は、かかる課題を解決するためになされたものであり、飛しょう体の 飛行速度が低い状態においても高い推進効率を維持して、飛しょう体の加速性能 を向上させるものである。The present invention has been made in order to solve such a problem, and maintains high propulsion efficiency even when the flying speed of the flying object is low, and improves the acceleration performance of the flying object. is there.

【０００６】[0006]

【課題を解決するための手段】[Means for Solving the Problems]

この考案における飛しょう体においては、一次ノズルの後方に固体燃料の燃焼 ガスと空気とを混合させるチャンバーと、これらの混合ガスを胴体の外部に噴出 する二次ノズルと、飛しょう体の発射後の時間によりチャンバーと二次ノズルと を投棄する機構を備えたものである。 In the flying object in this invention, a chamber for mixing the combustion gas of solid fuel and air is provided behind the primary nozzle, a secondary nozzle for ejecting the mixed gas to the outside of the fuselage, and a post-ejection object for the flying object. It is equipped with a mechanism for discarding the chamber and the secondary nozzle depending on the time.

【０００７】[0007]

【作用】[Action]

上記のように構成された飛しょう体は、次のように動作する。飛しょう体の発 射直後の飛行速度が低い時には、チャンバー内部において固体燃料の燃焼ガスと 空気取り入れ口から吸いこまれた空気とが混合され、これによって飛しょう体の 後部の二次ノズルから噴出される混合ガスは速度が低下して飛しょう体の飛行速 度との速度差が小さくなり推進効率が向上する。同時に、混合ガスは固体燃料の 燃焼ガスよりも質量が増大するために推進力も増大する。この効果により、飛し ょう体の加速性能は向上する。なお、この時の空気取り入れ口からの空気吸いこ みは一次ノズルから高速で噴出する固体燃料の燃焼ガスのエジェクタ効果による 。一方、飛しょう体の発射後時間が経過して飛行速度が高くなり、二次ノズルか ら噴出される混合ガスの噴出速度に近づいた時には、それ以上の加速が不可能と なる。そこで、この時点でチャンバーと二次ノズルとを構成する部分を投棄する 。これにより飛しょう体の本体後部からは固体燃料の燃焼ガスが一次ノズルのみ を通過して高速で噴出する。この結果、燃焼ガスの噴出速度を飛しょう体の飛行 速度よりも高くすることができ、推進力を維持するこができる。 The flying object configured as above operates as follows. When the flying speed of the flying object is low immediately after it is emitted, the combustion gas of the solid fuel and the air sucked from the air intake are mixed inside the chamber, and this is ejected from the secondary nozzle at the rear of the flying object. The velocity of the mixed gas decreases and the speed difference from the flight speed of the flying object becomes smaller, thus improving the propulsion efficiency. At the same time, the mixed gas has a larger mass than the combustion gas of the solid fuel, so that the propulsive force also increases. This effect improves the acceleration performance of the flying object. The air intake from the air intake at this time is due to the ejector effect of the combustion gas of the solid fuel ejected at high speed from the primary nozzle. On the other hand, when time elapses after the launch of the projectile, the flight speed increases, and when it approaches the ejection speed of the mixed gas ejected from the secondary nozzle, further acceleration becomes impossible. Therefore, at this point, the portion forming the chamber and the secondary nozzle is discarded. As a result, the combustion gas of the solid fuel is ejected from the rear part of the main body of the flying body at high speed only through the primary nozzle. As a result, the jet speed of the combustion gas can be made higher than the flight speed of the flying body, and the propulsive force can be maintained.

【０００８】[0008]

【実施例】【Example】

実施例１． 図１はこの考案の一実施例を示す図であり、図において１〜４は上記の従来の 飛しょう体と同一である。５は一次ノズル４の外側に空間ができるように本体１ の後部に取付けられたダクト、６はダクト５により一次ノズル４の後方に設けら れた空間であるチャンバー、７はチャンバー６の後方に設けられた二次ノズル、 ８はダクト５の前部の周囲数カ所に開けられた空気取り入れ口、９はダクト５は 本体１の後部に固定するためのボルト、１０は本体１の後部に取り付けられボル ト９にかん合するセパレートナット、１１は飛しょう体の発射後の時間をもとに セパレートナット１０に分離信号を送る制御装置、１２は二次ノズル７を通過し たガスが噴射する排気口である。 Example 1. FIG. 1 is a view showing an embodiment of the present invention, in which 1 to 4 are the same as the above conventional flying body. 5 is a duct attached to the rear part of the main body 1 so that a space is formed outside the primary nozzle 4, 6 is a chamber provided behind the primary nozzle 4 by the duct 5, and 7 is a chamber behind the chamber 6. A secondary nozzle provided, 8 is an air intake opening opened in several places around the front part of the duct 5, 9 is a bolt for fixing the duct 5 to the rear part of the body 1, and 10 is attached to the rear part of the body 1. A separate nut that engages the bolt 9, 11 is a control device that sends a separation signal to the separate nut 10 based on the time after the projectile is fired, and 12 is the exhaust gas that the gas that has passed through the secondary nozzle 7 injects. It is a mouth.

【０００９】 前記のように構成された飛しょう体は次のように動作する。発射直後の飛しょ う体は図１の形態で飛行する。この時には、チャンバー６においては固体燃焼３ の燃焼ガスと空気取り入れ口８から取り入れた空気とが混合される。この混合ガ スは二次ノズル７を通過した後に飛しょう体後端の排気口１２から噴出される。 この噴出速度は一次ノズル４通過直後の固体燃料３の燃焼ガス速度よりは低く、 飛しょう体の飛行速度に近い。このため、固体燃料３の燃焼ガスのみを噴出させ ていた従来の飛しょう体に比べて推進効率と推進力とが向上する。一方、発射後 所定の時間が経過した後には、飛しょう体の速度が上昇し、混合ガスの噴出速度 に近づくまでになったと判断し、制御装置１１からセパレートナット１０に分離 信号を送る。この後の飛しょう体の動作状態を図２に示す。分離信号を受けたセ パレートナット１０の作動により、セパレートナット１０とボルト９とのかん合 がはずれ、これによってチャンバー６を構成していたダクト５と二次ノズル７と からなる部分が投棄される。この後は本体１の後端に位置する一次ノズル４から 固体燃料３の燃焼ガスのみが飛しょう体の速度より高速で噴出し、飛しょう体は さらに加速することができる。The flying object constructed as described above operates as follows. Immediately after launch, the flying body flies in the form shown in FIG. At this time, in the chamber 6, the combustion gas of the solid combustion 3 and the air taken in from the air intake 8 are mixed. After passing through the secondary nozzle 7, this mixed gas is ejected from the exhaust port 12 at the rear end of the flying body. This ejection velocity is lower than the combustion gas velocity of the solid fuel 3 immediately after passing through the primary nozzle 4, and is close to the flight velocity of the flying object. For this reason, the propulsion efficiency and propulsion power are improved as compared with the conventional flying body that ejected only the combustion gas of the solid fuel 3. On the other hand, after a lapse of a predetermined time after the launch, it is determined that the velocity of the flying object has risen to approach the jetting velocity of the mixed gas, and the control device 11 sends a separation signal to the separate nut 10. The operating state of the flying body after this is shown in FIG. When the separate nut 10 receives the separation signal, the separate nut 10 and the bolt 9 are disengaged from each other, so that the portion of the chamber 6 including the duct 5 and the secondary nozzle 7 is discarded. . After this, only the combustion gas of the solid fuel 3 is ejected from the primary nozzle 4 located at the rear end of the main body 1 at a speed higher than that of the flying body, and the flying body can be further accelerated.

【００１０】[0010]

【考案の効果】[Effect of the device]

この考案は、以上説明したように構成されているので、固体燃料の燃焼ガス等 の噴出速度を飛しょう体の速度に応じて変化させることができる。これにより、 飛しょう体の広い速度範囲において高い推進効率と推進力とを維持することがで き、ひいては飛しょう体の射程や運動性能を向上させることができる。 Since the present invention is configured as described above, it is possible to change the ejection speed of the combustion gas or the like of the solid fuel according to the speed of the flying object. As a result, it is possible to maintain high propulsion efficiency and propulsion power over a wide range of speed of the flying body, and thus improve the range and movement performance of the flying body.

【図面の簡単な説明】[Brief description of drawings]

【図１】この考案の実施例を示す断面図であり、発射直
後の状態を示す図である。FIG. 1 is a cross-sectional view showing an embodiment of the present invention, showing a state immediately after firing.

【図２】この考案の発射後所定の時間が経過した後の動
作状態を示す図である。FIG. 2 is a diagram showing an operating state after a predetermined time has elapsed after the firing of the present invention.

【図３】従来の飛しょう体を示す断面図である。FIG. 3 is a cross-sectional view showing a conventional flying body.

【図４】飛しょう体の飛行速度と推進効率との関係を説
明する図である。FIG. 4 is a diagram illustrating a relationship between a flight speed of a flying object and propulsion efficiency.

【符号の説明】[Explanation of symbols]

１ 飛しょう体の本体 ２ ロケットモーター本体 ３ 固体燃料 ４ 一次ノズル ５ ダクト ６ チャンバー ７ 二次ノズル ８ 空気取り入れ口 ９ ボルト １０ セパレートナット １１ 制御装置 １２ 排気口 1 Aircraft body 2 Rocket motor body 3 Solid fuel 4 Primary nozzle 5 Duct 6 Chamber 7 Secondary nozzle 8 Air intake port 9 Bolt 10 Separate nut 11 Controller 12 Exhaust port

Claims (1)

【実用新案登録請求の範囲】[Scope of utility model registration request] 【請求項１】 固体燃料を内部に充填し後部に一次ノズ
ルを備えたロケットモーターと、一次ノズルの外側に分
離装置によって飛しょう体の本体に固定されたダクト
と、ダクトの前部に設けられた空気取り入れ口と、ダク
トの後部に設けられた二次ノズルと、ダクトと一次ノズ
ルと二次ノズルとに囲まれた空間であるチャンバーと、
飛しょう体の発射後の時間をもとに分離装置に分離信号
を送る制御装置とを備えたことを特徴とする飛しょう
体。1. A rocket motor having solid fuel filled inside and a primary nozzle provided at the rear, a duct fixed to the main body of the flying body by a separating device outside the primary nozzle, and provided at the front of the duct. An air intake, a secondary nozzle provided at the rear of the duct, a chamber that is a space surrounded by the duct, the primary nozzle, and the secondary nozzle,
A flying object characterized by comprising a control device that sends a separation signal to the separating device based on the time after the launch of the flying object.