高速飛しょう体
【課題】 二次燃焼室へ取入れる空気の流れによって生じるガス気流で断熱材が局所的に損傷するのを抑制できる高速飛しょう体を提供すること。
【解決手段】 ラムジェットエンジン推進の高速飛しょう体を初期加速させるための推進薬を装填する筒状の二次燃焼室２と、この二次燃焼室２に空気２０を取入れる空気取入口１と、この二次燃焼室２の内面を保護する断熱材１１とを備え、前記空気取入口１は、前記二次燃焼室２の径方向断面の軸心に対して、取入れる空気２０が合流して一方向に流れるように対称配置されており、前記二次燃焼室２の断熱材１１は、前記空気取入口１から取入れた空気２０が合流した気流２１が衝突する部分で、この気流２１を拡散する偏肉部１２を具備している。
【解決手段】 ラムジェットエンジン推進の高速飛しょう体を初期加速させるための推進薬を装填する筒状の二次燃焼室２と、この二次燃焼室２に空気２０を取入れる空気取入口１と、この二次燃焼室２の内面を保護する断熱材１１とを備え、前記空気取入口１は、前記二次燃焼室２の径方向断面の軸心に対して、取入れる空気２０が合流して一方向に流れるように対称配置されており、前記二次燃焼室２の断熱材１１は、前記空気取入口１から取入れた空気２０が合流した気流２１が衝突する部分で、この気流２１を拡散する偏肉部１２を具備している。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、高速で飛行することにより空気取入口から圧縮された空気を取入れ、この空気を酸化剤として燃料と混合させて燃焼させる空気吸入式エンジンを備えた高速飛しょう体に関する。
【背景技術】
【０００２】
飛しょう体が飛行するためには、この飛しょう体に作用する重力、あるいは空気抵抗に見合うだけの推力を発生する必要がある。音速以上の高速で飛行する高速飛しょう体の主な推力発生源としては、ロケットエンジンと空気吸入式エンジンとがある。空気吸入式エンジンは、多くの酸化剤を飛しょう体に搭載する必要が無いので、ロケットエンジンと比較して飛しょう体システムを軽量化することができる。
【０００３】
代表的な空気吸入式エンジンには、ラムジェットエンジンがある。ラムジェットエンジンは、液体燃料、若しくは固体燃料と吸入した空気との混合ガスを燃焼させることで推力を発生する。このラムジェットエンジンの燃焼室は、例えば、２０００Ｋ程度の超高温となる過酷な環境である。このようなラムジェットエンジンの一つに、ダクテッドロケットエンジンがあり、このタグテッドロケットエンジンを搭載した高速飛しょう体（タグテッドロケット）がある。
【０００４】
図４は、このような高速飛しょう体を軸方向に切断して示す縦断面図であり、図５(a) 〜(c) は、図４に示す高速飛しょう体の二次燃焼までの過程を示す説明図である。図４に示すように、高速飛しょう体１００は、構造体としてのラム燃焼器（以下、「二次燃焼室」という）１０２と、この二次燃焼室１０２内に設けられたインテグラルブースタ用推進薬１０３と、ガス発生器（以下、「一次燃焼室」という）１０４に設けられてインテグラルブースタ用推進薬１０３の燃焼に続いて着火され、可燃性ガスを発生するサステーナ用ガス発生剤１０５（以下、「燃料」ともいう）と、上記可燃性ガスを二次燃焼室１０２内に噴出させるガスノズル１０６と、二次燃焼室１０２に設けた空気取入口１０１（図４においては左右２つ）に接続され、上記可燃性ガスを燃焼させるための空気を圧縮した状態で二次燃焼室１０２内に取り入れる空気取入ダクト１０７と、インテグラルブースタ用推進薬１０３の燃焼時に空気取入口１０１を閉塞すると共にインテグラルブースタ用推進薬１０３の燃焼終了に合わせて空気取入口１０１を開放する取入口カバー１０８と、インテグラルブースタ用推進薬１０３の燃焼により生じた高温ガスを外部に噴射するブースタノズル１０９と、上記圧縮された空気とサステーナ用ガス発生剤１０５が着火して生じた可燃性ガスとの混合物（燃料ガス）が燃焼して発生した高温ガスを外部に噴射するラムノズル１１０とを備えている。
【０００５】
また、二次燃焼室１０２は、その内部にインテグラルブースタ用推進薬１０３があるときにはインテグラルブースタとして利用され、インテグラルブースタ用推進薬１０３の燃焼が終了した際にはその内部空間を二次燃焼室として利用される構造となっている。
【０００６】
そして、図５(a) に示すように、高速飛しょう体１００は、まず、二次燃焼室１０２内のインテグラルブースタ用推進薬１０３に着火して、その燃焼により生じた高温ガスをブースタノズル１０９を通じて外部に噴出することにより発射し、その後のラム圧による作動に必要な設定マッハ数に到達するまで加速する。
【０００７】
次いで、図５(b) に示すように、設定マッハ数に近付いてインテグラルブースタ用推進薬１０３の燃焼が終了すると、ラムノズル１１０の内側に取り付けられているブースタノズル１０９を、図示しない分離機構を作動させて二次燃焼室１０２から外部に排出する。
【０００８】
ブースタノズル１０９が分離されると、続いて、左右の取入口カバー１０８を開放して空気取入口１０１を開口させ、それぞれの空気取入ダクト１０７を通じて二次燃焼室１０２内に圧縮空気を取り入れる。これに合わせて、図５(c) に示すように、一次燃焼室１０４内の燃料１０５に着火して、これにより発生する可燃性ガスをガスノズル１０６を通じて二次燃焼室１０２内に噴射する。そして、この可燃性ガスと取り入れた圧縮空気とを混合して二次燃焼室１０２内で連続燃焼反応（ラム燃焼）を起こさせ、これによって生じる高温ガスを既に露出した状態となっているラムノズル１１０を通じて外部に噴出することによりさらなる推力を得るようになっている。
【０００９】
このように、高速飛しょう体１００（タグテッドロケット）は、まず、二次燃焼室１０２内の推進薬１０３を燃焼させ、ロケットを加速する。次に、空気取入ダクト１０７を通じて導入した空気と、一次燃焼室１０４内の燃料１０５を化学反応させて発生させた燃焼ガスとを二次燃焼室１０２内で混合させて、これに着火させることによって強力な推力を得るようになっている。
【００１０】
そのため、二次燃焼室１０２は、初期加速用の推進薬１０３を装填するために必要な体積を確保した上で、上記二次燃焼時には高温、高圧のガスが燃焼しても耐えうるように断熱材（インシュレータ）が内面に設けられている。
【００１１】
この種のタグテッドロケットの二次燃焼室内に使用される断熱材としては、例えば、本出願人が先に出願した、熱防御・耐損耗複合機能材料層と化学的安定材料層とを備えた熱防御・耐損耗複合機能構造体がある（特許文献１参照）。
【００１２】
また、ラムジェットエンジンに関するものとして、ダクトの上流部位に燃料噴射ノズルを配設すると共に下流部位に保炎器を配設して構成のコンパクト化を図ったものがある（例えば、特許文献２参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１３】
【特許文献１】特許第３９６５１７５号公報
【特許文献２】特開２００２−３１７６９９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
ところで、上記したような高速飛しょう体１００の二次燃焼室１０２に空気を取入れる空気取入口１０１の配置としては、径方向断面の軸心に対して１８０°で２つを対向配置したものや、９０°の間隔で４つを配置したもの、９０°の角度で２つを偏って配置したもの等がある。そして、高速飛しょう体１００の上部を発射台等の構成に保持する場合には、径方向断面の軸心に対して、下部に偏って２つの空気取入口１０１を９０°で対称配置する場合が多い。
【００１５】
図６は、上記図４に示す高速飛しょう体の二次燃焼室を径方向に切断した断面図であり、上記したように空気取入口１０１が９０°の角度で２つ配置された例である。これらの空気取入口１０１は、図示する状態で二次燃焼室１０２の鉛直軸線Ｖに対して左右位置で対称、水平軸線Ｈに対して上下位置で非対称となるように配置されている。このように空気取入口１０１が９０°の角度で配置された場合、これらの空気取入口１０１から二次燃焼室１０２内に取入れられた空気１２０は中央部で合流し燃料と混合されて反取入口側に流れることとなる。
【００１６】
しかしながら、このように空気取入口１０１を９０°の角度で偏って対称配置した場合、空気取入口１０１から取入れられた空気１２０と燃焼した燃料とによる高温のガス気流１２１が反取入口側の断熱材１１１に局所的に集中して当ることとなり、その気流集中部に局所的に大きな動圧が発生し、その部分の断熱材１１１（ゴムや樹脂等）を大きく損耗させてしまう。この図ではガス気流１２１を模式的に示しており、このガス気流１２１は、反取入口側に流れて断熱材１１１に衝突した後、この断熱材１１１の内面に沿うように分れて後方へ流れている。
【００１７】
図７は、上記図６に示す高速飛しょう体の二次燃焼室内における空気と燃料の流れを数値流体力学（ＣＦＤ）で解析した結果を示す画像データであり、(a) は空気取入口側の斜め上方向から見た画像データ、(b) は同方向から見た斜視の画像データである。これらの画像データは、断熱材の内部における流れを、空気４００本、燃料４０本で解析しており、空気１２０を濃色で示し、燃料１０５を淡色で示している。図６に示す構成と共に説明する。
【００１８】
図示するように、空気取入口１０１から取入れられた空気１２０は、二次燃焼室１０２内の中央部で合流し、燃料１０５と共に反取入口側（図の上側）に流れて断熱材１１１に衝突した後、この断熱材１１１の内面に沿って左右に分れて後方へと流れている。そのため、この空気１２０と共に燃料１０５が衝突する断熱材１１１の部分（図の上部）では局部的に大きな動圧が発生し、空気１２０に混合されて燃料１０５が燃焼した高温・高圧のガス気流１２１が集中して衝突する部分（図の上部）では、上記したように断熱材１１１が抉られるように局部的に早期損耗してしまう。
【００１９】
しかも、特に、燃料１０５が固体推進薬の場合には化学分解させて半ガス化した状態で燃焼させるが、燃焼ガス中に保炎する金属粉などの微小デブリが含まれ、この微小デブリが断熱材１１１に衝突することによって更に断熱材１１１が抉られて損耗を早める。
【００２０】
このように、初期加速用の推進薬を必要量装填するための必要体積を確保するように所定の一定厚で形成された断熱材１１１は、空気取入口１０１から取入れられて合流したガス気流が集中して衝突する部分に局所的に大きな動圧が発生し、その部分の断熱材が早期に大きく損耗してしまう。その上、上記ガス気流の集中により燃料噴射部分において酸素不足が生じ、未燃焼が発生することもある。これらの点は、上記特許文献１，２でも解決することはできない。
【００２１】
そこで、図８に示す高速飛しょう体の二次燃焼室における変形例を示す径方向の断面図のように、断熱材１１１の厚みを厚くして上記ガス気流の集中による損耗に対処することが考えられる。しかしながら、断熱材１１１を厚くすると二次燃焼室１０２の体積が小さくなって初期加速のために使用する推進薬の装填量が減るため、十分な加速が得られないおそれがあり、高速飛しょう体が飛行するために必要な要求速度を満たさなくなる場合がある。
【００２２】
本発明は、このような課題に鑑みてなされたものであり、二次燃焼室へ取入れる空気の流れによって生じるガス気流で断熱材が局所的に損傷するのを抑制できる高速飛しょう体を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００２３】
上記目的を達成するために、本発明は、ラムジェットエンジン推進の高速飛しょう体を初期加速させるための推進薬を装填する筒状の二次燃焼室と、該二次燃焼室に空気を取入れる空気取入口と、該二次燃焼室の内面を保護する断熱材とを備えた高速飛しょう体であって、前記空気取入口は、前記二次燃焼室の径方向断面の軸心に対して、取入れる空気が合流して一方向に流れるように対称配置されており、前記二次燃焼室の断熱材は、前記空気取入口から取入れた空気が合流した気流が衝突する部分で該気流を拡散する偏肉部を具備している。この明細書及び特許請求の範囲の書類中における「偏肉部」は、空気の流れを拡散させて局所的に集中するのを抑制できる形状で偏肉（厚肉等）に形成されていればよい。このようにすれば、空気取入口から取入れられた空気が合流した気流を偏肉部で分散させて断熱材に局所的な動圧が発生するのを抑制し、断熱材損耗量を低減させることができると共に、燃料噴射部へ取入れられた空気を循環させてラム燃焼性能の向上を図ることが可能となる。しかも、偏肉部を断熱材の周方向の一部に限定的に具備させるので、初期加速のために使用する推進薬の装填量が減少するのを抑え、高速飛しょう体を高速飛行させるために十分な加速を得ることはできる。
【００２４】
また、前記偏肉部からその偏肉部と連なる断熱材の内面に、前記気流を断熱材内面に沿うように流す曲面部を具備していてもよい。このようにすれば、偏肉部で拡散させた気流によってその偏肉部と連なる断熱材内面との角部が損耗するのを抑制することができる。
【００２５】
さらに、前記偏肉部は、前記二次燃焼室の内径の２倍〜４倍で軸方向に具備されていてもよい。このようにすれば、空気取入口から取入れられて燃料と混合された高温の気流を効果的に分散させて局所的な損耗を抑えつつ、二次燃焼室内の体積減少を抑えることができる。
【００２６】
また、前記空気取入口は、前記二次燃焼室の径方向断面の軸心に対して９０°の角度で配置されていてもよい。これにより、空気取入口を配置していない部分で高速飛しょう体を発射台等の構成に安定して保持することができると共に、空気取入口から９０°の角度で取入れられた空気によって生じる気流を分散させて断熱材の局所的な損耗を抑制することができる。
【００２７】
さらに、前記高速飛しょう体がタグテッドロケットであれば、長時間の高速飛行が可能なタグテッドロケットを構成することができる。
【発明の効果】
【００２８】
本発明は、以上説明したような手段により、ラムジェットエンジンに取入れた空気によって生じるガス気流を分散させて断熱材の局所的な損耗を抑制し、長時間の飛行ができる高速飛しょう体を構成することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】本発明の一実施の形態に係る高速飛しょう体の二次燃焼室を径方向に切断した断面図である。
【図２】図１に示す高速飛しょう体の二次燃焼室部分を軸方向に切断して模式的に示す縦断面図である。
【図３】図１に示す高速飛しょう体の二次燃焼室内における空気と燃料の流れを数値流体力学（ＣＦＤ）で解析した結果を示す画像データであり、(a) は空気取入口側の斜め上方向から見た画像データ、(b) は同方向から見た斜視の画像データである。
【図４】高速飛しょう体を軸方向に切断して示す縦断面図である。
【図５】(a) 〜(c) は、図４に示す高速飛しょう体の二次燃焼までの過程を示す説明図である。
【図６】図４に示す高速飛しょう体の二次燃焼室を径方向に切断した断面図である。
【図７】図６に示す高速飛しょう体の二次燃焼室内における空気と燃料の流れを数値流体力学（ＣＦＤ）で解析した結果を示す画像データであり、(a) は空気取入口側の斜め上方向から見た画像データ、(b) は同方向から見た斜視の画像データである。
【図８】図６に示す高速飛しょう体の二次燃焼室における変形例を示す径方向の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００３０】
以下、本発明の一実施の形態を図面に基づいて説明する。図１は、本発明の一実施の形態に係る高速飛しょう体の二次燃焼室を径方向に切断した断面図であり、図２は、図１に示す高速飛しょう体の二次燃焼室部分を軸方向に切断して模式的に示す縦断面図である。以下の説明では、図１に示す状態における上下方向と、左右方向とに基いて説明する。また、図２では、左側に前部、右側に後部を示し、上述した図４と同一の構成には同一符号を付して説明する。
【００３１】
図１に示すように、この実施の形態の高速飛しょう体１０における二次燃焼室２への空気取入口１としては、高速飛しょう体１０の上部が発射台等の構成に保持されるので、下部に配置されている。この空気取入口１は、二次燃焼室２の径方向断面の軸心に対して９０°の角度で下部に配置され、図示する状態で二次燃焼室２の鉛直軸線Ｖに対して左右位置で対称、水平軸線Ｈに対して上下位置で非対称となる配置となっている。
【００３２】
そして、二次燃焼室２の内面には断熱材１１が設けられ、この断熱材１１には、図示する径方向断面における反空気取入口側（図示する上部）に偏肉部１２が具備されている。この偏肉部１２は、空気取入口１から取入れられた空気２０が燃料と混合されたガス気流２１が衝突する部分に設けられている。従って、二次燃焼室２の下部に配置された空気取入口１から取入れられた空気２０は、二次燃焼室２の中央部で合流して燃料と混合されてガス気流２１となり偏肉部１２に向けて流れる。
【００３３】
この偏肉部１２は、この実施の形態では、断熱材１１を厚くした厚肉部によって形成されており、その内面は平面に形成されている。また、この平面に連続する断熱材１１との内面は、この平面から筒状の断熱材内面にスムーズに連なる曲面部（この図では微小曲面部）で形成されている。なお、この偏肉部１２の内面は平面形状に限らず、中央部が厚くなった楕円曲面形状であってもよい。
【００３４】
このような偏肉部１２により、空気取入口１から取入れられた空気２０と燃料とが混合されたガス気流２１は、偏肉部１２に達する前に鉛直軸線Ｖから左右に分れて断熱材１１の内面に沿うように大きく曲がって二次燃焼室２の内面に沿うような流れとなる。これにより、このガス気流２１が反取入口側に位置する断熱材１１の偏肉部１２に局部的に衝突し、その部分の断熱材１１を損耗させるのを抑制することができる。
【００３５】
つまり、断熱材１１のガス気流２１が衝突する部分に偏肉部１２を具備させることにより、空気取入口１から取入れられた空気２０によって生じるガス気流２１を拡散させ、反取入口側の断熱材１１にガス気流２１が集中して衝突することによって生じる局所的な大きな動圧を抑えて、断熱材１１が大きく損耗するのを抑制している。
【００３６】
図２に示すように、上記偏肉部１２を具備させる二次燃焼室２内の断熱材１１としては、この二次燃焼室２の空気取入口１が設けられた前部（ガスノズル１０６側）の一部に偏肉部１２が形成され、後部のラムノズル１１０が設けられた位置までの他の部分は上記図６に示す断熱材１１と同じ所定厚で形成され、偏肉部１２とそれに連なる断熱材１１の部分との接続部は滑らかに連続するような斜面１３に形成されている。このように断熱材１１の一部に形成する偏肉部１２の範囲としては、空気取入口１が設けられる位置等によって異なるが、例えば、二次燃焼室２の直径の約２倍〜約４倍程度の長さ範囲の部分に形成され、約３倍程度がガス気流２１の集中防止と二次燃焼室２の体積確保との面から好ましい。
【００３７】
この二次燃焼室２に設けられる断熱材１１（インシュレータ）としては、例えば、上記した本出願人の先願に係る特許第３９６５１７５号「熱防御・耐損耗複合機能構造体」等が用いられる。この断熱材１１としては、特許第３９６５１７５号に係るもの以外であってもよく、熱防御機能と、耐損耗機能とを具備したものであれば、上記断熱材１１に限定されるものではない。
【００３８】
図３は、上記図１に示す高速飛しょう体の二次燃焼室内における空気と燃料の流れを数値流体力学（ＣＦＤ）で解析した結果を示す画像データであり、(a) は空気取入口側の斜め上方向から見た画像データ、(b) は同方向から見た斜視の画像データである。これらの画像データは、断熱材の内部における流れを、空気４００本、燃料４０本で解析しており、空気２０を濃色で示し、燃料５を淡色で示している。図１に示す構成と共に説明する。
【００３９】
図３(a) に示すように、空気取入口１から取入れられた空気２０は、二次燃焼室２内の中央部で合流して燃料５と共に反取入口側（図の上側）に設けられた偏肉部１２に向けて流れるが、偏肉部１２によってガス気流２１が左右に拡散されると共に前後にも拡散されて局部的に集中することが抑制され、このガス気流２１は二次燃焼室２内で拡散されながら後方へと流れている。
【００４０】
また、図３(b) に示すように、上記偏肉部１２によるガス気流２１の拡散により、空気取入口１から流入した空気２０がガスノズル１０６側（図の左側）においても拡散されるので、この空気２０の拡散によっても燃料５が大きく拡散されており、これにより空気２０と燃料５との混合がスムーズに行われることが分る。そのため、断熱材１１に偏肉部１２を具備させることにより、空気２０、燃料５及びガス気流２１が拡散されて二次燃焼室２内での燃焼効率を向上させることができることが分る。
【００４１】
以上のように、上記高速飛しょう体１０によれば、二次燃焼室２内の初期加速用の推進薬量を確保して高速飛行のための初期加速を得ることができると共に、空気取入口１から取入れて二次燃焼室２内で合流して燃料と混合されて反取入口側に流れる高温・高圧のガス気流２１を偏肉部１２で拡散させて断熱材１１が局所的に損耗するのを抑制することができるので、十分な初期加速で高速に達し、二次燃焼室２内でのラム燃焼による断熱材１１の損耗量を抑制した長距離の高速飛行が可能となる。
【００４２】
なお、上記実施の形態では、空気取入口１を二次燃焼室２の径方向断面の軸心に対して９０°の角度で配置した例を説明したが、空気取入口１の配置は９０°の配置に限定されるものではなく、二次燃焼室２の径方向断面の軸心に対して、取入れる空気２０が合流して一方向に流れるように対称配置された構成であれば同様の作用効果が得られ、空気取入口１の配置は上記実施の形態に限定されるものではない。
【００４３】
また、上記実施の形態では、断熱材１１の偏肉部１２における気流衝突部分を平面に形成しているが、ガス気流２１の速度や二次燃焼室２内の温度等に応じて偏肉部１２の表面を最適な形状として局所的な動圧の発生を抑制するようにしてもよい。
【００４４】
さらに、上述した実施の形態は一例を示しており、本発明の要旨を損なわない範囲での種々の変更は可能であり、本発明は上述した実施の形態に限定されるものではない。
【産業上の利用可能性】
【００４５】
本発明に係る高速飛しょう体は、初期加速に要する推進薬を装填する二次燃焼室の体積を確保すると共に、二次燃焼室内での燃焼時にガス気流で断熱材が局部的に損耗するのを抑制したいタグテッドロケット等に利用できる。
【符号の説明】
【００４６】
１…空気取入口
２…二次燃焼室
５…燃料
１０…高速飛しょう体
１１…断熱材
１２…偏肉部
２０…空気
２１…ガス気流
Ｖ…鉛直軸線
Ｈ…水平軸線
【技術分野】
【０００１】
本発明は、高速で飛行することにより空気取入口から圧縮された空気を取入れ、この空気を酸化剤として燃料と混合させて燃焼させる空気吸入式エンジンを備えた高速飛しょう体に関する。
【背景技術】
【０００２】
飛しょう体が飛行するためには、この飛しょう体に作用する重力、あるいは空気抵抗に見合うだけの推力を発生する必要がある。音速以上の高速で飛行する高速飛しょう体の主な推力発生源としては、ロケットエンジンと空気吸入式エンジンとがある。空気吸入式エンジンは、多くの酸化剤を飛しょう体に搭載する必要が無いので、ロケットエンジンと比較して飛しょう体システムを軽量化することができる。
【０００３】
代表的な空気吸入式エンジンには、ラムジェットエンジンがある。ラムジェットエンジンは、液体燃料、若しくは固体燃料と吸入した空気との混合ガスを燃焼させることで推力を発生する。このラムジェットエンジンの燃焼室は、例えば、２０００Ｋ程度の超高温となる過酷な環境である。このようなラムジェットエンジンの一つに、ダクテッドロケットエンジンがあり、このタグテッドロケットエンジンを搭載した高速飛しょう体（タグテッドロケット）がある。
【０００４】
図４は、このような高速飛しょう体を軸方向に切断して示す縦断面図であり、図５(a) 〜(c) は、図４に示す高速飛しょう体の二次燃焼までの過程を示す説明図である。図４に示すように、高速飛しょう体１００は、構造体としてのラム燃焼器（以下、「二次燃焼室」という）１０２と、この二次燃焼室１０２内に設けられたインテグラルブースタ用推進薬１０３と、ガス発生器（以下、「一次燃焼室」という）１０４に設けられてインテグラルブースタ用推進薬１０３の燃焼に続いて着火され、可燃性ガスを発生するサステーナ用ガス発生剤１０５（以下、「燃料」ともいう）と、上記可燃性ガスを二次燃焼室１０２内に噴出させるガスノズル１０６と、二次燃焼室１０２に設けた空気取入口１０１（図４においては左右２つ）に接続され、上記可燃性ガスを燃焼させるための空気を圧縮した状態で二次燃焼室１０２内に取り入れる空気取入ダクト１０７と、インテグラルブースタ用推進薬１０３の燃焼時に空気取入口１０１を閉塞すると共にインテグラルブースタ用推進薬１０３の燃焼終了に合わせて空気取入口１０１を開放する取入口カバー１０８と、インテグラルブースタ用推進薬１０３の燃焼により生じた高温ガスを外部に噴射するブースタノズル１０９と、上記圧縮された空気とサステーナ用ガス発生剤１０５が着火して生じた可燃性ガスとの混合物（燃料ガス）が燃焼して発生した高温ガスを外部に噴射するラムノズル１１０とを備えている。
【０００５】
また、二次燃焼室１０２は、その内部にインテグラルブースタ用推進薬１０３があるときにはインテグラルブースタとして利用され、インテグラルブースタ用推進薬１０３の燃焼が終了した際にはその内部空間を二次燃焼室として利用される構造となっている。
【０００６】
そして、図５(a) に示すように、高速飛しょう体１００は、まず、二次燃焼室１０２内のインテグラルブースタ用推進薬１０３に着火して、その燃焼により生じた高温ガスをブースタノズル１０９を通じて外部に噴出することにより発射し、その後のラム圧による作動に必要な設定マッハ数に到達するまで加速する。
【０００７】
次いで、図５(b) に示すように、設定マッハ数に近付いてインテグラルブースタ用推進薬１０３の燃焼が終了すると、ラムノズル１１０の内側に取り付けられているブースタノズル１０９を、図示しない分離機構を作動させて二次燃焼室１０２から外部に排出する。
【０００８】
ブースタノズル１０９が分離されると、続いて、左右の取入口カバー１０８を開放して空気取入口１０１を開口させ、それぞれの空気取入ダクト１０７を通じて二次燃焼室１０２内に圧縮空気を取り入れる。これに合わせて、図５(c) に示すように、一次燃焼室１０４内の燃料１０５に着火して、これにより発生する可燃性ガスをガスノズル１０６を通じて二次燃焼室１０２内に噴射する。そして、この可燃性ガスと取り入れた圧縮空気とを混合して二次燃焼室１０２内で連続燃焼反応（ラム燃焼）を起こさせ、これによって生じる高温ガスを既に露出した状態となっているラムノズル１１０を通じて外部に噴出することによりさらなる推力を得るようになっている。
【０００９】
このように、高速飛しょう体１００（タグテッドロケット）は、まず、二次燃焼室１０２内の推進薬１０３を燃焼させ、ロケットを加速する。次に、空気取入ダクト１０７を通じて導入した空気と、一次燃焼室１０４内の燃料１０５を化学反応させて発生させた燃焼ガスとを二次燃焼室１０２内で混合させて、これに着火させることによって強力な推力を得るようになっている。
【００１０】
そのため、二次燃焼室１０２は、初期加速用の推進薬１０３を装填するために必要な体積を確保した上で、上記二次燃焼時には高温、高圧のガスが燃焼しても耐えうるように断熱材（インシュレータ）が内面に設けられている。
【００１１】
この種のタグテッドロケットの二次燃焼室内に使用される断熱材としては、例えば、本出願人が先に出願した、熱防御・耐損耗複合機能材料層と化学的安定材料層とを備えた熱防御・耐損耗複合機能構造体がある（特許文献１参照）。
【００１２】
また、ラムジェットエンジンに関するものとして、ダクトの上流部位に燃料噴射ノズルを配設すると共に下流部位に保炎器を配設して構成のコンパクト化を図ったものがある（例えば、特許文献２参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１３】
【特許文献１】特許第３９６５１７５号公報
【特許文献２】特開２００２−３１７６９９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
ところで、上記したような高速飛しょう体１００の二次燃焼室１０２に空気を取入れる空気取入口１０１の配置としては、径方向断面の軸心に対して１８０°で２つを対向配置したものや、９０°の間隔で４つを配置したもの、９０°の角度で２つを偏って配置したもの等がある。そして、高速飛しょう体１００の上部を発射台等の構成に保持する場合には、径方向断面の軸心に対して、下部に偏って２つの空気取入口１０１を９０°で対称配置する場合が多い。
【００１５】
図６は、上記図４に示す高速飛しょう体の二次燃焼室を径方向に切断した断面図であり、上記したように空気取入口１０１が９０°の角度で２つ配置された例である。これらの空気取入口１０１は、図示する状態で二次燃焼室１０２の鉛直軸線Ｖに対して左右位置で対称、水平軸線Ｈに対して上下位置で非対称となるように配置されている。このように空気取入口１０１が９０°の角度で配置された場合、これらの空気取入口１０１から二次燃焼室１０２内に取入れられた空気１２０は中央部で合流し燃料と混合されて反取入口側に流れることとなる。
【００１６】
しかしながら、このように空気取入口１０１を９０°の角度で偏って対称配置した場合、空気取入口１０１から取入れられた空気１２０と燃焼した燃料とによる高温のガス気流１２１が反取入口側の断熱材１１１に局所的に集中して当ることとなり、その気流集中部に局所的に大きな動圧が発生し、その部分の断熱材１１１（ゴムや樹脂等）を大きく損耗させてしまう。この図ではガス気流１２１を模式的に示しており、このガス気流１２１は、反取入口側に流れて断熱材１１１に衝突した後、この断熱材１１１の内面に沿うように分れて後方へ流れている。
【００１７】
図７は、上記図６に示す高速飛しょう体の二次燃焼室内における空気と燃料の流れを数値流体力学（ＣＦＤ）で解析した結果を示す画像データであり、(a) は空気取入口側の斜め上方向から見た画像データ、(b) は同方向から見た斜視の画像データである。これらの画像データは、断熱材の内部における流れを、空気４００本、燃料４０本で解析しており、空気１２０を濃色で示し、燃料１０５を淡色で示している。図６に示す構成と共に説明する。
【００１８】
図示するように、空気取入口１０１から取入れられた空気１２０は、二次燃焼室１０２内の中央部で合流し、燃料１０５と共に反取入口側（図の上側）に流れて断熱材１１１に衝突した後、この断熱材１１１の内面に沿って左右に分れて後方へと流れている。そのため、この空気１２０と共に燃料１０５が衝突する断熱材１１１の部分（図の上部）では局部的に大きな動圧が発生し、空気１２０に混合されて燃料１０５が燃焼した高温・高圧のガス気流１２１が集中して衝突する部分（図の上部）では、上記したように断熱材１１１が抉られるように局部的に早期損耗してしまう。
【００１９】
しかも、特に、燃料１０５が固体推進薬の場合には化学分解させて半ガス化した状態で燃焼させるが、燃焼ガス中に保炎する金属粉などの微小デブリが含まれ、この微小デブリが断熱材１１１に衝突することによって更に断熱材１１１が抉られて損耗を早める。
【００２０】
このように、初期加速用の推進薬を必要量装填するための必要体積を確保するように所定の一定厚で形成された断熱材１１１は、空気取入口１０１から取入れられて合流したガス気流が集中して衝突する部分に局所的に大きな動圧が発生し、その部分の断熱材が早期に大きく損耗してしまう。その上、上記ガス気流の集中により燃料噴射部分において酸素不足が生じ、未燃焼が発生することもある。これらの点は、上記特許文献１，２でも解決することはできない。
【００２１】
そこで、図８に示す高速飛しょう体の二次燃焼室における変形例を示す径方向の断面図のように、断熱材１１１の厚みを厚くして上記ガス気流の集中による損耗に対処することが考えられる。しかしながら、断熱材１１１を厚くすると二次燃焼室１０２の体積が小さくなって初期加速のために使用する推進薬の装填量が減るため、十分な加速が得られないおそれがあり、高速飛しょう体が飛行するために必要な要求速度を満たさなくなる場合がある。
【００２２】
本発明は、このような課題に鑑みてなされたものであり、二次燃焼室へ取入れる空気の流れによって生じるガス気流で断熱材が局所的に損傷するのを抑制できる高速飛しょう体を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００２３】
上記目的を達成するために、本発明は、ラムジェットエンジン推進の高速飛しょう体を初期加速させるための推進薬を装填する筒状の二次燃焼室と、該二次燃焼室に空気を取入れる空気取入口と、該二次燃焼室の内面を保護する断熱材とを備えた高速飛しょう体であって、前記空気取入口は、前記二次燃焼室の径方向断面の軸心に対して、取入れる空気が合流して一方向に流れるように対称配置されており、前記二次燃焼室の断熱材は、前記空気取入口から取入れた空気が合流した気流が衝突する部分で該気流を拡散する偏肉部を具備している。この明細書及び特許請求の範囲の書類中における「偏肉部」は、空気の流れを拡散させて局所的に集中するのを抑制できる形状で偏肉（厚肉等）に形成されていればよい。このようにすれば、空気取入口から取入れられた空気が合流した気流を偏肉部で分散させて断熱材に局所的な動圧が発生するのを抑制し、断熱材損耗量を低減させることができると共に、燃料噴射部へ取入れられた空気を循環させてラム燃焼性能の向上を図ることが可能となる。しかも、偏肉部を断熱材の周方向の一部に限定的に具備させるので、初期加速のために使用する推進薬の装填量が減少するのを抑え、高速飛しょう体を高速飛行させるために十分な加速を得ることはできる。
【００２４】
また、前記偏肉部からその偏肉部と連なる断熱材の内面に、前記気流を断熱材内面に沿うように流す曲面部を具備していてもよい。このようにすれば、偏肉部で拡散させた気流によってその偏肉部と連なる断熱材内面との角部が損耗するのを抑制することができる。
【００２５】
さらに、前記偏肉部は、前記二次燃焼室の内径の２倍〜４倍で軸方向に具備されていてもよい。このようにすれば、空気取入口から取入れられて燃料と混合された高温の気流を効果的に分散させて局所的な損耗を抑えつつ、二次燃焼室内の体積減少を抑えることができる。
【００２６】
また、前記空気取入口は、前記二次燃焼室の径方向断面の軸心に対して９０°の角度で配置されていてもよい。これにより、空気取入口を配置していない部分で高速飛しょう体を発射台等の構成に安定して保持することができると共に、空気取入口から９０°の角度で取入れられた空気によって生じる気流を分散させて断熱材の局所的な損耗を抑制することができる。
【００２７】
さらに、前記高速飛しょう体がタグテッドロケットであれば、長時間の高速飛行が可能なタグテッドロケットを構成することができる。
【発明の効果】
【００２８】
本発明は、以上説明したような手段により、ラムジェットエンジンに取入れた空気によって生じるガス気流を分散させて断熱材の局所的な損耗を抑制し、長時間の飛行ができる高速飛しょう体を構成することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】本発明の一実施の形態に係る高速飛しょう体の二次燃焼室を径方向に切断した断面図である。
【図２】図１に示す高速飛しょう体の二次燃焼室部分を軸方向に切断して模式的に示す縦断面図である。
【図３】図１に示す高速飛しょう体の二次燃焼室内における空気と燃料の流れを数値流体力学（ＣＦＤ）で解析した結果を示す画像データであり、(a) は空気取入口側の斜め上方向から見た画像データ、(b) は同方向から見た斜視の画像データである。
【図４】高速飛しょう体を軸方向に切断して示す縦断面図である。
【図５】(a) 〜(c) は、図４に示す高速飛しょう体の二次燃焼までの過程を示す説明図である。
【図６】図４に示す高速飛しょう体の二次燃焼室を径方向に切断した断面図である。
【図７】図６に示す高速飛しょう体の二次燃焼室内における空気と燃料の流れを数値流体力学（ＣＦＤ）で解析した結果を示す画像データであり、(a) は空気取入口側の斜め上方向から見た画像データ、(b) は同方向から見た斜視の画像データである。
【図８】図６に示す高速飛しょう体の二次燃焼室における変形例を示す径方向の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００３０】
以下、本発明の一実施の形態を図面に基づいて説明する。図１は、本発明の一実施の形態に係る高速飛しょう体の二次燃焼室を径方向に切断した断面図であり、図２は、図１に示す高速飛しょう体の二次燃焼室部分を軸方向に切断して模式的に示す縦断面図である。以下の説明では、図１に示す状態における上下方向と、左右方向とに基いて説明する。また、図２では、左側に前部、右側に後部を示し、上述した図４と同一の構成には同一符号を付して説明する。
【００３１】
図１に示すように、この実施の形態の高速飛しょう体１０における二次燃焼室２への空気取入口１としては、高速飛しょう体１０の上部が発射台等の構成に保持されるので、下部に配置されている。この空気取入口１は、二次燃焼室２の径方向断面の軸心に対して９０°の角度で下部に配置され、図示する状態で二次燃焼室２の鉛直軸線Ｖに対して左右位置で対称、水平軸線Ｈに対して上下位置で非対称となる配置となっている。
【００３２】
そして、二次燃焼室２の内面には断熱材１１が設けられ、この断熱材１１には、図示する径方向断面における反空気取入口側（図示する上部）に偏肉部１２が具備されている。この偏肉部１２は、空気取入口１から取入れられた空気２０が燃料と混合されたガス気流２１が衝突する部分に設けられている。従って、二次燃焼室２の下部に配置された空気取入口１から取入れられた空気２０は、二次燃焼室２の中央部で合流して燃料と混合されてガス気流２１となり偏肉部１２に向けて流れる。
【００３３】
この偏肉部１２は、この実施の形態では、断熱材１１を厚くした厚肉部によって形成されており、その内面は平面に形成されている。また、この平面に連続する断熱材１１との内面は、この平面から筒状の断熱材内面にスムーズに連なる曲面部（この図では微小曲面部）で形成されている。なお、この偏肉部１２の内面は平面形状に限らず、中央部が厚くなった楕円曲面形状であってもよい。
【００３４】
このような偏肉部１２により、空気取入口１から取入れられた空気２０と燃料とが混合されたガス気流２１は、偏肉部１２に達する前に鉛直軸線Ｖから左右に分れて断熱材１１の内面に沿うように大きく曲がって二次燃焼室２の内面に沿うような流れとなる。これにより、このガス気流２１が反取入口側に位置する断熱材１１の偏肉部１２に局部的に衝突し、その部分の断熱材１１を損耗させるのを抑制することができる。
【００３５】
つまり、断熱材１１のガス気流２１が衝突する部分に偏肉部１２を具備させることにより、空気取入口１から取入れられた空気２０によって生じるガス気流２１を拡散させ、反取入口側の断熱材１１にガス気流２１が集中して衝突することによって生じる局所的な大きな動圧を抑えて、断熱材１１が大きく損耗するのを抑制している。
【００３６】
図２に示すように、上記偏肉部１２を具備させる二次燃焼室２内の断熱材１１としては、この二次燃焼室２の空気取入口１が設けられた前部（ガスノズル１０６側）の一部に偏肉部１２が形成され、後部のラムノズル１１０が設けられた位置までの他の部分は上記図６に示す断熱材１１と同じ所定厚で形成され、偏肉部１２とそれに連なる断熱材１１の部分との接続部は滑らかに連続するような斜面１３に形成されている。このように断熱材１１の一部に形成する偏肉部１２の範囲としては、空気取入口１が設けられる位置等によって異なるが、例えば、二次燃焼室２の直径の約２倍〜約４倍程度の長さ範囲の部分に形成され、約３倍程度がガス気流２１の集中防止と二次燃焼室２の体積確保との面から好ましい。
【００３７】
この二次燃焼室２に設けられる断熱材１１（インシュレータ）としては、例えば、上記した本出願人の先願に係る特許第３９６５１７５号「熱防御・耐損耗複合機能構造体」等が用いられる。この断熱材１１としては、特許第３９６５１７５号に係るもの以外であってもよく、熱防御機能と、耐損耗機能とを具備したものであれば、上記断熱材１１に限定されるものではない。
【００３８】
図３は、上記図１に示す高速飛しょう体の二次燃焼室内における空気と燃料の流れを数値流体力学（ＣＦＤ）で解析した結果を示す画像データであり、(a) は空気取入口側の斜め上方向から見た画像データ、(b) は同方向から見た斜視の画像データである。これらの画像データは、断熱材の内部における流れを、空気４００本、燃料４０本で解析しており、空気２０を濃色で示し、燃料５を淡色で示している。図１に示す構成と共に説明する。
【００３９】
図３(a) に示すように、空気取入口１から取入れられた空気２０は、二次燃焼室２内の中央部で合流して燃料５と共に反取入口側（図の上側）に設けられた偏肉部１２に向けて流れるが、偏肉部１２によってガス気流２１が左右に拡散されると共に前後にも拡散されて局部的に集中することが抑制され、このガス気流２１は二次燃焼室２内で拡散されながら後方へと流れている。
【００４０】
また、図３(b) に示すように、上記偏肉部１２によるガス気流２１の拡散により、空気取入口１から流入した空気２０がガスノズル１０６側（図の左側）においても拡散されるので、この空気２０の拡散によっても燃料５が大きく拡散されており、これにより空気２０と燃料５との混合がスムーズに行われることが分る。そのため、断熱材１１に偏肉部１２を具備させることにより、空気２０、燃料５及びガス気流２１が拡散されて二次燃焼室２内での燃焼効率を向上させることができることが分る。
【００４１】
以上のように、上記高速飛しょう体１０によれば、二次燃焼室２内の初期加速用の推進薬量を確保して高速飛行のための初期加速を得ることができると共に、空気取入口１から取入れて二次燃焼室２内で合流して燃料と混合されて反取入口側に流れる高温・高圧のガス気流２１を偏肉部１２で拡散させて断熱材１１が局所的に損耗するのを抑制することができるので、十分な初期加速で高速に達し、二次燃焼室２内でのラム燃焼による断熱材１１の損耗量を抑制した長距離の高速飛行が可能となる。
【００４２】
なお、上記実施の形態では、空気取入口１を二次燃焼室２の径方向断面の軸心に対して９０°の角度で配置した例を説明したが、空気取入口１の配置は９０°の配置に限定されるものではなく、二次燃焼室２の径方向断面の軸心に対して、取入れる空気２０が合流して一方向に流れるように対称配置された構成であれば同様の作用効果が得られ、空気取入口１の配置は上記実施の形態に限定されるものではない。
【００４３】
また、上記実施の形態では、断熱材１１の偏肉部１２における気流衝突部分を平面に形成しているが、ガス気流２１の速度や二次燃焼室２内の温度等に応じて偏肉部１２の表面を最適な形状として局所的な動圧の発生を抑制するようにしてもよい。
【００４４】
さらに、上述した実施の形態は一例を示しており、本発明の要旨を損なわない範囲での種々の変更は可能であり、本発明は上述した実施の形態に限定されるものではない。
【産業上の利用可能性】
【００４５】
本発明に係る高速飛しょう体は、初期加速に要する推進薬を装填する二次燃焼室の体積を確保すると共に、二次燃焼室内での燃焼時にガス気流で断熱材が局部的に損耗するのを抑制したいタグテッドロケット等に利用できる。
【符号の説明】
【００４６】
１…空気取入口
２…二次燃焼室
５…燃料
１０…高速飛しょう体
１１…断熱材
１２…偏肉部
２０…空気
２１…ガス気流
Ｖ…鉛直軸線
Ｈ…水平軸線
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ラムジェットエンジン推進の高速飛しょう体を初期加速させるための推進薬を装填する筒状の二次燃焼室と、該二次燃焼室に空気を取入れる空気取入口と、該二次燃焼室の内面を保護する断熱材とを備えた高速飛しょう体であって、
前記空気取入口は、前記二次燃焼室の径方向断面の軸心に対して、取入れる空気が合流して一方向に流れるように対称配置されており、
前記二次燃焼室の断熱材は、前記空気取入口から取入れた空気が合流した気流が衝突する部分で該気流を拡散する偏肉部を具備していることを特徴とする高速飛しょう体。
【請求項２】
前記偏肉部からその偏肉部と連なる断熱材の内面に、前記気流を断熱材内面に沿うように流す曲面部を具備している請求項１に記載の高速飛しょう体。
【請求項３】
前記偏肉部は、前記二次燃焼室の内径の２倍〜４倍で軸方向に具備されている請求項１又は請求項２に記載の高速飛しょう体。
【請求項４】
前記空気取入口は、前記二次燃焼室の径方向断面の軸心に対して９０°の角度で配置されている請求項１〜３のいずれか１項に記載の高速飛しょう体。
【請求項５】
前記高速飛しょう体がタグテッドロケットである請求項１〜４のいずれか１項に記載の高速飛しょう体。
【請求項１】
ラムジェットエンジン推進の高速飛しょう体を初期加速させるための推進薬を装填する筒状の二次燃焼室と、該二次燃焼室に空気を取入れる空気取入口と、該二次燃焼室の内面を保護する断熱材とを備えた高速飛しょう体であって、
前記空気取入口は、前記二次燃焼室の径方向断面の軸心に対して、取入れる空気が合流して一方向に流れるように対称配置されており、
前記二次燃焼室の断熱材は、前記空気取入口から取入れた空気が合流した気流が衝突する部分で該気流を拡散する偏肉部を具備していることを特徴とする高速飛しょう体。
【請求項２】
前記偏肉部からその偏肉部と連なる断熱材の内面に、前記気流を断熱材内面に沿うように流す曲面部を具備している請求項１に記載の高速飛しょう体。
【請求項３】
前記偏肉部は、前記二次燃焼室の内径の２倍〜４倍で軸方向に具備されている請求項１又は請求項２に記載の高速飛しょう体。
【請求項４】
前記空気取入口は、前記二次燃焼室の径方向断面の軸心に対して９０°の角度で配置されている請求項１〜３のいずれか１項に記載の高速飛しょう体。
【請求項５】
前記高速飛しょう体がタグテッドロケットである請求項１〜４のいずれか１項に記載の高速飛しょう体。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【公開番号】特開２０１２−４７１３０（Ｐ２０１２−４７１３０Ａ）
【公開日】平成２４年３月８日（２０１２．３．８）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−１９１１５８（Ｐ２０１０−１９１１５８）
【出願日】平成２２年８月２７日（２０１０．８．２７）
【出願人】（３９００１４３０６）防衛省技術研究本部長 (169)
【出願人】（００００００９７４）川崎重工業株式会社 (1,710)
【出願人】（５００３０２５５２）株式会社ＩＨＩエアロスペース (298)
【公開日】平成２４年３月８日（２０１２．３．８）
【国際特許分類】
【出願日】平成２２年８月２７日（２０１０．８．２７）
【出願人】（３９００１４３０６）防衛省技術研究本部長 (169)
【出願人】（００００００９７４）川崎重工業株式会社 (1,710)
【出願人】（５００３０２５５２）株式会社ＩＨＩエアロスペース (298)
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