JP3916010B2

JP3916010B2 - Multistage rocket motor

Info

Publication number: JP3916010B2
Application number: JP32436196A
Authority: JP
Inventors: 木一郎青
Original assignee: 株式会社アイ・エイチ・アイ・エアロスペース
Priority date: 1996-12-04
Filing date: 1996-12-04
Publication date: 2007-05-16
Anticipated expiration: 2016-12-04
Also published as: JPH10159653A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、前段モータと後段モータを備えることによって段階的な作動を可能にした多段ロケットモータに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
この種の多段ロケットモータとしては、例えば、尾部にロケットノズルを備えたモータケース内に開口を有する隔壁を設け、この隔壁によりモータケース内を頭部側と尾部側の燃焼室に区切ると共に、それぞれの燃焼室に固体推進薬を装填し、隔壁の開口をポートカバーで閉塞したものがある。この多段ロケットモータは、尾部側燃焼室の固体推進薬に点火することにより発進して加速し、後に所定のタイミングで頭部側燃焼室の固体推進薬に点火することにより、頭部側燃焼室の内部圧力でポートカバーを破砕し、頭部側燃焼室の固体推進薬の燃焼によって飛翔を継続する。
【０００３】
このような多段ロケットモータとしては、「ＡＩＡＡ−８６−１５７６，ＴｈｅＤｕａｌ−Ｉｎｔｅｒｒｕｐｔｅｄ−ＴｈｒｕｓｔＰｕｌｓｅＭｏｔｏｒ」に類似の構造が開示されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、上記したような従来の多段ロケットモータでは、１つのモータケースの内部を隔壁で区切る構造であったため、モータケース内への隔壁の取付けや固体推進薬の装填などの作業に手間がかかるという問題があり、このような問題を解決することが課題であった。
【０００５】
【発明の目的】
本発明は、上記従来の課題に着目して成されたもので、製作の容易化を実現することができる多段ロケットモータを提供することを目的としている。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明に係わる多段ロケットモータは、請求項１として、ロケットノズルを設けた前段モータと、前段と別体の後段モータを備え、前段モータの頭部鏡板の中央および後段モータの尾部鏡板の中央に内側を開口させた環状の嵌合部を設け、嵌合部同士をいんろう継手の状態に連結すると共に、後段モータの尾部鏡板の外周部に設けた張出し部を前段モータの頭部鏡板側に固定した構成とし、請求項２として、嵌合部の内側の開口部を後段モータの内部圧力により開放される隔壁体で閉塞した構成とし、請求項３として、嵌合部の外周側で且つ前段モータの頭部鏡板と後段モータの尾部鏡板の間に、前段モータに装填した固体推進薬に対する点火手段を設けた構成とし、請求項４として、点火手段が、前段モータと同軸の環状を成し且つ円周方向に所定間隔で前段モータ内への噴射孔を設けた装填室と、この装填室に装填されたイグナイタ主装薬に対する点火器を備えている構成とし、請求項５として、装填室および噴射孔が、前段モータに一体成形してある構成とし、請求項６として、隔壁体が、両モータ側に通じた貫通孔を有する後段モータ側の第１隔壁部材と、後段モータの内部圧力により破壊変形して開放状態となる前段モータ側の第２隔壁部材を備えている構成としており、上記の構成を課題を解決するための手段としている。
【０００７】
【発明の作用】
本発明の請求項１に係わる多段ロケットモータでは、前段モータと後段モータが別体であり、両モータは環状の嵌合部同士をいんろう継手の状態で直接連結すると共に、嵌合部の外周側において後段モータの張出し部を前段モータに固定してあるので、固体推進薬の装填などの作業は連結前の各モータ毎に行えばよく、これにより製作が容易になる。
【０００８】
本発明の請求項２に係わる多段ロケットモータでは、請求項１と同様に、固体推進薬の装填などの作業は連結前の各モータ毎に行えばよく、しかも、後段モータの内部圧力により開放される隔壁体の取付けも連結前のモータに行えばよいので、これにより製作が容易になる。
【０００９】
本発明の請求項３に係わる多段ロケットモータでは、嵌合部の外周側で且つ前段モータの頭部鏡板と後段モータの尾部鏡板の間に、前段モータに装填した固体推進薬に対する点火手段を設けているので、作動後の点火手段を分離する必要がなく、点火手段が前段モータの内部やロケットノズルに機械的影響を及ぼすことがないと共に、点火手段で固体推進薬の頭部側に点火を行うので、固体推進薬に対する着火性が良好なものになる。
【００１０】
本発明の請求項４に係わる多段ロケットモータでは、点火手段において、点火器により装填室内のイグナイタ主装薬に点火すると、イグナイタ主装薬の燃焼により生じた高温のガスを各噴射孔から前段モータ内に噴射し、これにより固体推進薬への点火が行われ、このとき、装填室が前段モータと同軸の環状を成し且つ円周方向に所定間隔で噴射孔が設けてあるので、その円周方向において固体推進薬に対して各噴射孔からガスが均一に噴射されることとなり、着火性が良好なものになる。
【００１１】
本発明の請求項５に係わる多段ロケットモータでは、装填室および噴射孔を前段モータに一体成形したので、構造がより簡略化されることとなり、製作もより一層容易になる。
【００１２】
本発明の請求項６に係わる多段ロケットモータでは、後段モータを作動させると、後段モータの内部圧力が第１隔壁部材の貫通孔を介して第２隔壁部材に加わり、その圧力により第２隔壁部材を破壊変形させてこれを開放状態にし、後段モータからの燃焼ガスを第１隔壁部材の貫通孔から前段モータ側に噴出させることとなり、このとき、第２隔壁部材は離脱することなく破壊変形した状態を維持するので、ロケットノズルに損傷を与える恐れがある破片等が飛散するような事態が防止される。
【００１３】
【発明の効果】
本発明の請求項１に係わる多段ロケットモータによれば、前段モータと後段モータが別体であることから、固体推進薬の装填などの作業を連結前の各モータ毎に行うことができ、その後、両モータの嵌合部同士をいんろう継手の状態で直接連結すればよいので、例えば１つのモータケース内に隔壁を設ける場合に比べて、製作にかかる手間を大幅に軽減することができ、製作の容易化を実現することができると共に、嵌合部同士の連結に加えて、嵌合部の外周側において後段モータの張出し部を前段モータに固定するので、両モータを充分な強度で連結することができる。
【００１４】
本発明の請求項２に係わる多段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、両モータ間の隔壁体の取付けにあっても連結前のモータに行うことができ、その後、両モータを直接連結すればよいので、製作の容易化を実現することができる。
【００１５】
本発明の請求項３に係わる多段ロケットモータによれば、請求項２と同様の効果を得ることができるうえに、嵌合部の外周側で且つ前段モータの頭部鏡板と後段モータの尾部鏡板の間に設けた点火手段を採用したことにより、作動後の点火手段を分離する必要がなく、点火手段が前段モータの内部やロケットノズルに機械的影響を及ぼすような事態を防ぐことができると共に、点火手段で固体推進薬の頭部側から点火を行うので、固体推進薬に対する良好な着火性を得ることができる。また、当該多段ロケットモータによれば、点火手段に接続する導爆線等の点火ラインをロケットモータの外側に配設することができ、これらの組立て性などを向上させることができ、さらには、点火手段の分離を行わないので、ロケットノズルの内側に設けるジェットベーン等の推力方向制御装置の採用を実現することができる。
【００１６】
本発明の請求項４に係わる多段ロケットモータによれば、請求項３と同様の効果を得ることができるうえに、前段モータと同軸の環状を成し且つ円周方向に所定間隔で噴射孔を設けたイグナイタ主装薬用の装填室を採用したことから、その円周方向において固体推進薬に対して各噴射孔からガスが均一に噴射することができ、より良好な着火性を得ることができる。
【００１７】
本発明の請求項５に係わる多段ロケットモータによれば、請求項４と同様の効果を得ることができるうえに、装填室および噴射孔を前段モータに一体成形したことから、構造をさらに簡略化することができ、製作の容易化により一層貢献し得る。
【００１８】
本発明の請求項６に係わる多段ロケットモータによれば、請求項２と同様の効果を得ることができうるうえに、貫通孔を有する後段モータ側の第１隔壁部材と、後段モータの内部圧力により破壊変形して開放状態となる前段モータ側の第２隔壁部材を備えた隔壁体の採用により、前段モータの作動時には、後段モータ内を確実に密閉することができ、後段モータの作動時には、第２隔壁部材を破壊変形した状態で維持し、ロケットノズルに損傷を与える恐れがある破片等が飛散するような事態を防止することができ、これにより、ロケットノズルの内側に設ける推力方向制御装置の採用の実現化に貢献し得る。
【００１９】
【実施例】
以下、図面に基づいて、本発明に係わる多段ロケットモータの一実施例を説明する。
【００２０】
図１に示す多段ロケットモータＲは、尾部にロケットノズル１を設けた前段モータ２と、前段と別体の後段モータ３を同軸状に備えている。図において左側となるロケット頭部側が後段モータ３である。
【００２１】
前段モータ２は、頭部鏡板４を有するモータケース５内に、インシュレータ６を介して内面燃焼型の固体推進薬７が装填してある。後段モータ３は、頭部鏡板８および尾部鏡板９を有するモータケース１０内に、インシュレータ１１を介して内面燃焼型の固体推進薬１２が装填してあり、頭部鏡板８の中央には、固体推進薬１２の内孔に突出する状態でイグナイタ１３が取付けてある。
【００２２】
前段モータ２の頭部鏡板４の中央には、図２（ａ）および（ｂ）にも示すように、内側を開口させ且つ頭部方向に突出した環状の嵌合部４ａが設けてある。これに対して、後段モータ３の尾部鏡板９の中央には、内側を開口させ且つ尾部方向に突出した環状の嵌合部９ａが設けてある。後段モータ３の嵌合部９ａは、前段モータ２の嵌合部４ａの内側に嵌合し得る外径寸法を有している。また、後段モータ３の尾部鏡板９の外周部には、両モータ２，３を連結した際に双方の側面を滑らかな連続状態にするための筒状の張出し部９ｐが設けてある。
【００２３】
そして、両モータ２，３は、後段モータ３の嵌合部９ａの外周にＯリング２５を設けて、前段モータ２の嵌合部４ａの内側に後段モータ３の嵌合部９ａをいんろう継手の状態に嵌合することにより気密的に連結してあり、嵌合部４ａ，９ａの内側の開口部には、後段モータ３の内部圧力により開放される隔壁体１４が設けてある。
【００２４】
隔壁体１４は、両モータ側に通じた貫通孔２１ａを有する後段モータ３側の第１隔壁部材２１と、後段モータ３の内部圧力により破壊変形して開放状態となる前段モータ２側の第２隔壁部材２２を備えている。
【００２５】
第１隔壁部材２１は、図３にも示すように円盤状の部材であり、多数の貫通孔２１ａが機軸を中心にして対称位置に形成してある。第２隔壁部材２２は、例えばアルミニウム製であって、図４（ａ）に示すように、前段モータ２側の面に破壊促進用の溝２２ａが十字状に形成してあり、同じく前段モータ２側の面にゴム板２３が貼り付けてある。これらの第１および第２の隔壁部材２１，２２は、ともに各嵌合部４ａ，９ａの内側に設けた内向フランジ４ｂ，９ｂの間に挟み込んだ状態で固定してある。
【００２６】
このとき、第１隔壁部材２１には、その外周に、後段モータ３の嵌合部９ａの内周面との間で気密性を保持するＯリング２６が設けてあると共に、第２隔壁部材２２側の面の外周部近傍に、同隔壁部材２２との間で気密性を保持するＯリング２７が設けてある。また、隔壁体１４の両側における各内向フランジ４ｂ，９ｂの内側開口部分は、前段モータ２の頭部鏡板４および後段モータ３の尾部鏡板９の各々の内側面に設けたインシュレータ６，１１により閉塞される。
【００２７】
さらに、多段ロケットモータＲは、嵌合部４ａ，９ａの外周側で且つ前段モータ２の頭部鏡板４と後段モータ３の尾部鏡板９および張出し部９ｐとの間に環状の空間１５を形成し、この空間１５内に、前段モータ２に装填した固体推進薬７に対する点火手段１６を設けている。
【００２８】
点火手段１６は、前段モータ２と同軸の環状を成す装填室１７と、装填室１７に装填されたイグナイタ主装薬１８に対する点火器１９を備えている。装填室１７は、前段モータ２の頭部鏡板４に形成した環状の溝部４ｃと、溝部４ｃの開放部分を閉塞するリング状カバー２０とによって形成してあり、このように前段モータ２と一体化することで構造のさらなる簡略化を図っている。この装填室１７には、円周方向に所定間隔で前段モータ２内への噴射孔２３が形成してある。点火器１９は、リング状カバー２０に取付けてあり、作動の信頼性を高めるために複数個用いられる。
【００２９】
上記構成を備えた多段ロケットモータＲは、前段モータ２と後段モータ３が別体であることから、固体推進薬７，１２の装填や隔壁体１４の取付けといった作業を連結前の各モータ２，３に行い、その後、両モータ２，３の嵌合部４ａ，９ａ同士をいんろう継手の状態で直接連結すればよいので、例えば、１つのモータケース内を隔壁で区切る構成のものに比べて、製作にかかる手間が大幅に軽減されることとなる。また、嵌合部４ａ，９ａ同士の連結に加えて、後段モータ３の尾部鏡板９に設けた張出し部９ｐが前段モータ２の頭部鏡板４側に固定されるので、両モータ２，３はより充分な強度で連結される。
【００３０】
ここで、この種の多段ロケットモータにおいて、前段モータ２の固体推進薬７に点火するためのイグナイタを設けるには、この実施例以外に、隔壁体１４に分離可能に設けたり、ロケットノズル１の内側に分離可能に設けたりすることが考えられる。なお、内面燃焼型の固体推進薬に点火するには、その頭部側にイグナイタを配置した方が着火性が良好である。ところが、隔壁体１４にイグナイタを設ける場合、その頭部側には後段モータ３があるため、イグナイタに接続する点火ラインを固体推進薬７の内側に通さねばならず、点火ラインを固体推進薬７に固定するのが困難であると共に、振動などによって点火ラインが固体推進薬７に損傷を与える恐れがある。また、隔壁体１４やロケットノズル１への配置では、当然のことながらロケットノズル１の内側にジェットベーン等の推力方向制御装置を設けることができない。
【００３１】
このような状況に対して、当該多段ロケットモータＲでは、嵌合部４ａ，９ａの外周側で且つ前段モータ２の頭部鏡板４と後段モータ３の尾部鏡板９の間に点火手段１６を設けているので、図２に示すように点火手段１６に接続する導爆線等の点火ライン２４がロケットモータの外側に配設されることとなり、作動後の点火手段１６を分離する必要がないことから、点火手段１６が前段モータ２の内部やロケットノズル１に機械的影響を及ぼすこともなく、固体推進薬７の頭部側から点火を行うので良好な着火性が得られ、さらには、ロケットノズル１の内側に設けるジェットベーン等の推力方向制御装置の採用が可能になっている。
【００３２】
そして、当該多段ロケットモータＲは、点火手段１６において、点火器１９により装填室１７内のイグナイタ主装薬１８に点火すると、イグナイタ主装薬１８の燃焼により生じた高温のガスを各噴射孔２３から前段モータ２内に噴射し、これにより固体推進薬７への点火が行われる。このとき、当該多段ロケットモータＲでは、装填室１７が前段モータ２と同軸の環状を成し且つ円周方向に所定間隔で噴射孔２３が設けてあるので、その円周方向において固体推進薬７に対して各噴射孔２３からガスが均一に噴射され、良好な着火が行われる。
【００３３】
前段モータ２の作動により発進して加速した多段ロケットモータＲは、その後の所定のタイミングにおいて、イグナイタ１３により後段モータ３の固体推進薬１２への点火を行う。
【００３４】
後段モータ３が作動を開始すると、後段モータ３の内部圧力が第１隔壁部材２１の貫通孔２３を介して第２隔壁部材２２に加わる。第２隔壁部材２２は、その圧力により溝２２ａの部分で破断が生じ、図４（ｂ）に示すように破壊変形して開放状態となる。なお、隔壁体１４の両側を閉塞していたインシュレータ６，１１は、後段モータ３の内部圧力により容易に破壊され、第２隔壁部材２２に設けたゴム板２３にあっても、同圧力により容易に破壊除去されると共に、前段モータ２内で焼尽し得る。このようにして隔壁体１４の第２隔壁部材２２を開放させたのち、後段モータ３の固体推進薬１２の燃焼ガスを第１隔壁部材２１の貫通孔２３から前段モータ２内に噴出させ、さらに、燃焼ガスをロケットノズル１から噴出させることにより、多段ロケットモータＲの飛翔を継続する。
【００３５】
このとき、当該多段ロケットモータＲでは、第２隔壁部材２２が離脱することなく破壊変形した状態を維持し、しかも第２隔壁部材２２がアルミニウム製である場合には次第に燃焼することとなるので、ロケットノズル１に損傷を与える恐れがある破片等が飛散するような事態が確実に防止されることとなる。
【００３６】
また、当該多段ロケットモータＲによれば、前段および後段のモータ２，３が別体であるため、各モータ２，３にはそれ自身の内部圧力に対応し得る強度が備わっていればよく、前段および後段のモータを１つのモータケースで構成する場合に比べて強度的に有利であり、大型化に対処することも容易である。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係わる多段ロケットモータの一実施例を説明する断面図である。
【図２】図１に示す多段ロケットモータの前段および後段モータの連結部分を拡大した断面図（ａ）および隔壁体部分の拡大図（ｂ）である。
【図３】隔壁体を構成する第１隔壁部材の正面図である。
【図４】隔壁体を構成する第２隔壁部材の斜視図（ａ）および破壊変形して開放状態になった第２隔壁部材を示す斜視図（ｂ）である。
【符号の説明】
Ｒ多段ロケットモータ
１ロケットノズル
２前段モータ
３後段モータ
４前段モータの頭部鏡板
４ａ頭部鏡板の嵌合部
７固体推進薬
９後段モータの尾部鏡板
９ａ尾部鏡板の嵌合部
１４隔壁体
１６点火手段
１７装填室
１８イグナイタ主装薬
１９点火器
２１第１隔壁部材
２２第２隔壁部材
２３噴射孔[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a multi-stage rocket motor that can be operated stepwise by including a front-stage motor and a rear-stage motor.
[0002]
[Prior art]
As this type of multistage rocket motor, for example, a partition having an opening is provided in a motor case provided with a rocket nozzle at the tail, and the motor case is partitioned by the partition into a combustion chamber on the head side and the tail side, The combustion chamber is filled with a solid propellant, and the opening of the partition wall is closed with a port cover. This multi-stage rocket motor starts and accelerates by igniting the solid propellant in the tail side combustion chamber, and later ignites the solid propellant in the head side combustion chamber at a predetermined timing, thereby The port cover is crushed by the internal pressure of and the flight is continued by burning the solid propellant in the head side combustion chamber.
[0003]
As such a multistage rocket motor, a similar structure is disclosed in “AIAA-86-1576, The Dual-Interrupted-Thrust Pulse Motor”.
[0004]
[Problems to be solved by the invention]
However, the conventional multi-stage rocket motor as described above has a structure in which the interior of one motor case is divided by a partition wall, and it takes time and effort to mount the partition wall in the motor case and to load a solid propellant. There was a problem, and it was a problem to solve such a problem.
[0005]
OBJECT OF THE INVENTION
The present invention has been made paying attention to the above-described conventional problems, and an object of the present invention is to provide a multistage rocket motor capable of realizing easy manufacture.
[0006]
[Means for Solving the Problems]
Multistage rocket motor according to the present invention, as claimed in claim 1, and a front motor provided a rocket nozzle includes a subsequent motor front and separate, the center of the tail end plate of the middle and the rear stage motor head end plate of the front motor An annular fitting part that opens inside is provided, and the fitting parts are connected to the state of the solder joint, and the overhang part provided on the outer peripheral part of the rear end plate of the rear motor is on the head end side of the front motor. a fixed structure, as claimed in claim 2, fitted inside the opening of the engaging portion and occluded composed by a partition wall member to be opened by the internal pressure of the subsequent stage motor, as claimed in claim 3, and the outer peripheral side of the fitting portion An ignition means for the solid propellant loaded in the front stage motor is provided between the head end panel of the front stage motor and the tail end panel of the rear stage motor. According to claim 4, the ignition means has an annular shape coaxial with the front stage motor. And the circumference And an igniter for the igniter main charge loaded in the loading chamber, and the loading chamber and the injection holes are provided as follows: Further, according to a sixth aspect of the present invention, the partition body is destroyed and deformed by the first partition member on the rear motor side having a through-hole communicating with both motor sides and the internal pressure of the rear motor. The second partition member on the front motor side that is in the open state is provided, and the above configuration is used as a means for solving the problem.
[0007]
[Effects of the Invention]
In the multistage rocket motor according to claim 1 of the present invention, the front stage motor and the rear stage motor are separate bodies, and both motors directly connect the annular fitting parts in a state of a brazed joint, and the outer periphery of the fitting part. Since the projecting portion of the rear motor is fixed to the front motor on the side, operations such as loading of the solid propellant may be performed for each motor before connection, thereby facilitating manufacture.
[0008]
In the multistage rocket motor according to the second aspect of the present invention, as in the first aspect, the work such as loading of the solid propellant may be performed for each motor before the connection, and it is released by the internal pressure of the rear stage motor. Since the partition wall body can be attached to the motor before connection, this facilitates manufacture.
[0009]
In the multistage rocket motor according to claim 3 of the present invention, ignition means for the solid propellant loaded in the front stage motor is provided on the outer peripheral side of the fitting part and between the head end panel of the front stage motor and the tail end panel of the rear stage motor. Therefore, it is not necessary to separate the ignition means after the operation, and the ignition means does not mechanically affect the inside of the front stage motor or the rocket nozzle, and the ignition means ignites the solid propellant head side. Therefore, the ignitability with respect to the solid propellant is improved.
[0010]
In the multistage rocket motor according to claim 4 of the present invention, when the igniter main charge in the loading chamber is ignited by the igniter in the ignition means, the high temperature gas generated by the combustion of the igniter main charge is discharged from each injection hole to the front stage motor. In this way, the solid propellant is ignited. At this time, the loading chamber has an annular shape coaxial with the front stage motor, and the injection holes are provided at predetermined intervals in the circumferential direction. In the circumferential direction, the gas is uniformly injected from each injection hole to the solid propellant, and the ignitability is improved.
[0011]
In the multistage rocket motor according to claim 5 of the present invention, since the loading chamber and the injection hole are integrally formed with the front stage motor, the structure is further simplified and the manufacture is further facilitated.
[0012]
In the multistage rocket motor according to claim 6 of the present invention, when the rear stage motor is operated, the internal pressure of the rear stage motor is applied to the second partition member through the through hole of the first partition member, and the second partition member is caused by the pressure. Is opened and the combustion gas from the rear stage motor is ejected from the through hole of the first partition member to the front stage motor side. At this time, the second partition member is destroyed and deformed without being detached. Since the state is maintained, it is possible to prevent a situation where fragments or the like that may damage the rocket nozzle are scattered.
[0013]
【The invention's effect】
According to the multistage rocket motor according to claim 1 of the present invention, since the front stage motor and the rear stage motor are separate bodies, operations such as loading of solid propellant can be performed for each motor before connection, Since it is only necessary to directly connect the fitting parts of both motors in the state of a wax joint, for example, compared to the case where a partition wall is provided in one motor case, it is possible to greatly reduce the labor required for production, In addition to enabling easy manufacture, the extension part of the rear motor is fixed to the front motor on the outer periphery of the fitting part in addition to the connection between the fitting parts, so both motors are connected with sufficient strength. Can
[0014]
According to the multistage rocket motor according to claim 2 of the present invention, the same effect as that of claim 1 can be obtained , and even if the partition body between the two motors is attached, it can be applied to the motor before connection. can, then, it is sufficient to connect the two motors can be directly implemented to facilitate the manufacturing operation.
[0015]
According to the multistage rocket motor according to claim 3 of the present invention, the same effect as in claim 2 can be obtained, and the head end plate of the front stage motor and the rear end mirror of the rear stage motor can be obtained on the outer peripheral side of the fitting part. By adopting the ignition means provided between the plates, it is not necessary to separate the ignition means after the operation, and it is possible to prevent the ignition means from mechanically affecting the inside of the front stage motor and the rocket nozzle, Since ignition is performed from the head side of the solid propellant by the ignition means, good ignitability with respect to the solid propellant can be obtained. In addition, according to the multistage rocket motor, an ignition line such as an explosive line connected to the ignition means can be disposed outside the rocket motor, and the assemblability thereof can be improved. Since the ignition means is not separated, the use of a thrust direction control device such as a jet vane provided inside the rocket nozzle can be realized.
[0016]
According to the multistage rocket motor according to claim 4 of the present invention, the same effect as that of claim 3 can be obtained, and the injection holes are formed at a predetermined interval in the circumferential direction in the form of a ring coaxial with the front stage motor. Since the loading chamber for the igniter main charge provided is adopted, gas can be uniformly injected from each injection hole to the solid propellant in the circumferential direction, and better ignitability can be obtained. .
[0017]
According to the multistage rocket motor of claim 5 of the present invention, the same effect as that of claim 4 can be obtained, and the structure is further simplified since the loading chamber and the injection hole are integrally formed with the front stage motor. And can contribute further by facilitating production.
[0018]
According to the multistage rocket motor of claim 6 of the present invention, the same effect as in claim 2 can be obtained, and the first partition member on the rear motor side having a through hole and the internal pressure of the rear motor are provided. By adopting the partition body provided with the second partition member on the front stage motor side that is destructively deformed and opened, when the front stage motor is operated, the interior of the rear stage motor can be reliably sealed, and when the rear stage motor is operated, The second partition member can be maintained in a state of being destructively deformed, and it is possible to prevent a situation where debris or the like that may damage the rocket nozzle is scattered, thereby providing a thrust direction control device provided inside the rocket nozzle. Can contribute to the realization of adoption.
[0019]
【Example】
An embodiment of a multistage rocket motor according to the present invention will be described below with reference to the drawings.
[0020]
The multistage rocket motor R shown in FIG. 1 includes a front stage motor 2 having a rocket nozzle 1 at the tail and a rear stage motor 3 separate from the front stage. The rocket head side on the left side in the figure is the rear stage motor 3.
[0021]
The front-stage motor 2 has an internal combustion type solid propellant 7 loaded in a motor case 5 having a head end plate 4 via an insulator 6. The rear motor 3 has a motor case 10 having a head end plate 8 and a tail end plate 9 loaded with an internal combustion type solid propellant 12 via an insulator 11. An igniter 13 is attached so as to protrude into the inner hole of the propellant 12.
[0022]
At the center of the head end plate 4 of the front motor 2, as shown in FIGS. 2 (a) and 2 (b), an annular fitting portion 4a having an inner opening and projecting in the head direction is provided. On the other hand, an annular fitting portion 9a is provided in the center of the tail end plate 9 of the rear motor 3 so as to open the inside and project in the tail direction. The fitting portion 9 a of the rear motor 3 has an outer diameter dimension that can be fitted inside the fitting portion 4 a of the front motor 2. Further, on the outer peripheral portion of the tail end plate 9 of the rear motor 3, a cylindrical projecting portion 9p is provided for smoothing both sides when the motors 2 and 3 are connected.
[0023]
The motors 2 and 3 are each provided with an O-ring 25 on the outer periphery of the fitting portion 9a of the rear motor 3, and the fitting portion 9a of the rear motor 3 is connected to the inner side of the fitting portion 4a of the front motor 2. The partition body 14 is provided in the opening portion inside the fitting portions 4a and 9a and is opened by the internal pressure of the rear motor 3.
[0024]
The partition body 14 includes a first partition member 21 on the rear stage motor 3 side having through holes 21a communicating with both motor sides, and a second partition on the front stage motor 2 side that is destructively deformed by the internal pressure of the rear stage motor 3 and opens. A partition member 22 is provided.
[0025]
The first partition member 21 is a disk-shaped member as shown in FIG. 3, and a large number of through holes 21a are formed at symmetrical positions around the axis. The second partition member 22 is made of, for example, aluminum, and as shown in FIG. 4A, a fracture promoting groove 22a is formed in a cross shape on the surface on the front motor 2 side. A rubber plate 23 is affixed to the side surface. Both the first and second partition members 21 and 22 are fixed in a state of being sandwiched between inward flanges 4b and 9b provided inside the fitting portions 4a and 9a.
[0026]
At this time, the first partition member 21 is provided with an O-ring 26 that maintains airtightness between the first partition member 21 and the inner peripheral surface of the fitting portion 9 a of the rear motor 3, and the second partition member 22. An O-ring 27 that maintains airtightness with the partition wall member 22 is provided in the vicinity of the outer peripheral portion of the side surface. Further, the inner opening portions of the inward flanges 4b and 9b on both sides of the partition body 14 are closed by insulators 6 and 11 provided on the inner side surfaces of the head end plate 4 of the front motor 2 and the rear end plate 9 of the rear motor 3, respectively. Is done.
[0027]
Further, the multistage rocket motor R forms an annular space 15 on the outer peripheral side of the fitting portions 4a, 9a and between the head end plate 4 of the front motor 2 and the tail end plate 9 and the overhang portion 9p of the rear motor 3. In this space 15, an ignition means 16 for the solid propellant 7 loaded in the front motor 2 is provided.
[0028]
The ignition means 16 includes a loading chamber 17 that is coaxial with the front-stage motor 2 and an igniter 19 for the igniter main charge 18 loaded in the loading chamber 17. The loading chamber 17 is formed by an annular groove 4c formed on the head end plate 4 of the front motor 2 and a ring-shaped cover 20 that closes an open portion of the groove 4c, and is thus integrated with the front motor 2. By doing so, the structure is further simplified. The loading chamber 17 is formed with injection holes 23 into the front-stage motor 2 at predetermined intervals in the circumferential direction. A plurality of igniters 19 are attached to the ring-shaped cover 20, and a plurality of igniters 19 are used in order to improve the operation reliability.
[0029]
Since the front stage motor 2 and the rear stage motor 3 are separate bodies in the multistage rocket motor R having the above-described configuration, operations such as loading of the solid propellants 7 and 12 and attachment of the bulkhead body 14 are performed before the motors 2 and 2 are connected. 3 and then the fitting portions 4a and 9a of the motors 2 and 3 may be directly connected in a state of a wax joint, for example, compared to a configuration in which one motor case is separated by a partition wall. The labor required for production will be greatly reduced. Further, in addition to the connection between the fitting portions 4a and 9a, the overhanging portion 9p provided on the tail end plate 9 of the rear motor 3 is fixed to the head end plate 4 side of the front motor 2, so both the motors 2 and 3 are It is connected with more sufficient strength.
[0030]
Here, in this type of multi-stage rocket motor, in order to provide an igniter for igniting the solid propellant 7 of the front-stage motor 2, in addition to this embodiment, the partition body 14 can be separated or the rocket nozzle 1 It is conceivable that they can be separated inside. In order to ignite the internal combustion type solid propellant, the ignitability is better when the igniter is arranged on the head side. However, when the igniter is provided in the partition body 14, since the rear motor 3 is provided on the head side, the ignition line connected to the igniter must be passed inside the solid propellant 7, and the ignition line is connected to the solid propellant 7 In addition, it is difficult to fix the solid propellant 7 to the solid propellant 7 due to vibration or the like. Further, in the arrangement on the partition wall 14 and the rocket nozzle 1, it is obvious that a thrust direction control device such as a jet vane cannot be provided inside the rocket nozzle 1.
[0031]
In such a situation, in the multistage rocket motor R, the ignition means 16 is provided between the head end plate 4 of the front motor 2 and the rear end plate 9 of the rear motor 3 on the outer peripheral side of the fitting portions 4a and 9a. Therefore, as shown in FIG. 2, an ignition line 24 such as an explosion line connected to the ignition means 16 is disposed outside the rocket motor, and it is not necessary to separate the ignition means 16 after the operation. Therefore, the ignition means 16 ignites from the head side of the solid propellant 7 without mechanically affecting the inside of the front stage motor 2 or the rocket nozzle 1, so that good ignitability can be obtained. A thrust direction control device such as a jet vane provided inside the nozzle 1 can be employed.
[0032]
Then, when the igniter main charge 18 in the loading chamber 17 is ignited by the igniter 19 in the ignition means 16, the multistage rocket motor R causes the high-temperature gas generated by the combustion of the igniter main charge 18 to flow into each injection hole 23. Is injected into the pre-stage motor 2, whereby the solid propellant 7 is ignited. At this time, in the multistage rocket motor R, the loading chamber 17 has an annular shape coaxial with the front stage motor 2 and the injection holes 23 are provided at predetermined intervals in the circumferential direction. On the other hand, gas is uniformly injected from each injection hole 23, and good ignition is performed.
[0033]
The multistage rocket motor R started and accelerated by the operation of the front motor 2 ignites the solid propellant 12 of the rear motor 3 by the igniter 13 at a predetermined timing thereafter.
[0034]
When the rear motor 3 starts operating, the internal pressure of the rear motor 3 is applied to the second partition member 22 through the through hole 23 of the first partition member 21. The second partition member 22 is broken at the groove 22a due to the pressure, and is broken and deformed to be in an open state as shown in FIG. 4B. It should be noted that the insulators 6 and 11 closing both sides of the partition wall 14 are easily broken by the internal pressure of the rear motor 3, and even on the rubber plate 23 provided in the second partition member 22 And can be burned out in the front-stage motor 2. After opening the second partition member 22 of the partition body 14 in this manner, the combustion gas of the solid propellant 12 of the rear motor 3 is ejected from the through hole 23 of the first partition member 21 into the front motor 2, and The flight of the multistage rocket motor R is continued by ejecting the combustion gas from the rocket nozzle 1.
[0035]
At this time, in the multistage rocket motor R, the second partition member 22 is maintained in a state of being fractured and deformed without being detached, and moreover, when the second partition member 22 is made of aluminum, it gradually burns. A situation in which debris or the like that may damage the rocket nozzle 1 will be reliably prevented.
[0036]
In addition, according to the multistage rocket motor R, the front and rear motors 2 and 3 are separate bodies, so each motor 2 and 3 only needs to have a strength capable of corresponding to its own internal pressure. Compared with the case where the front and rear motors are configured by a single motor case, this is advantageous in terms of strength, and it is easy to cope with an increase in size.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a cross-sectional view illustrating an embodiment of a multistage rocket motor according to the present invention.
2 is an enlarged cross-sectional view (a) and an enlarged view (b) of a partition wall portion of a connecting portion of a front stage and rear stage motor of the multistage rocket motor shown in FIG.
FIG. 3 is a front view of a first partition member constituting the partition body.
FIG. 4 is a perspective view (a) of a second partition member constituting the partition body and a perspective view (b) showing the second partition member opened in a broken state.
[Explanation of symbols]
R Multi-stage rocket motor 1 Rocket nozzle 2 Pre-stage motor 3 Rear stage motor 4 Head end plate 4a of front stage motor Head fitting part 7 Solid propellant 9 Rear stage tail plate 9a Rear end panel fitting part 14 Partition body 16 Ignition Means 17 Loading chamber 18 Igniter main charge 19 Igniter 21 First partition member 22 Second partition member 23 Injection hole

Claims

A front motor provided a rocket nozzle includes a subsequent motor front and separate, the fitting portion of the annular is opened inside the center of the tail end plate of the middle and the rear stage motor head end plate of the front motor is provided, fitted A multi-stage rocket motor characterized in that the joints are connected to the state of a wax joint and an overhang provided on the outer peripheral part of the tail end plate of the rear motor is fixed to the head end plate side of the front motor.

Multistage rocket motor according to claim 1, characterized in that the inner opening of the fitting portion is closed by the partition wall body which is opened by the internal pressure of the subsequent stage motor.

3. The multistage rocket according to claim 2, wherein ignition means for the solid propellant loaded in the front stage motor is provided on the outer peripheral side of the fitting part and between the head end panel of the front stage motor and the tail end panel of the rear stage motor. motor.

The ignition means has an annular shape coaxial with the front-stage motor, and has a loading chamber provided with injection holes into the front-stage motor at predetermined intervals in the circumferential direction, and an igniter for the igniter main charge loaded in the loading chamber. The multistage rocket motor according to claim 3, wherein the multistage rocket motor is provided.

The multistage rocket motor according to claim 4, wherein the loading chamber and the injection hole are integrally formed with the front stage motor.

The partition body includes a first partition member on the rear stage motor side having a through-hole communicating with both motor sides, and a second partition member on the front stage motor side that is broken and deformed by the internal pressure of the rear stage motor and is opened. The multistage rocket motor according to claim 2.