【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、飛昇体が拘束燃焼した場合の高温燃焼ガスから飛昇体を防護するための飛昇体の冷却技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】
図２１および図２２にもとづき、従来の飛昇体発射装置での飛昇体冷却装置の概要を説明する。図２１（ａ）は飛昇体発射装置の概略竪断面図であり、（ｂ）はその飛昇体の拘束燃焼状態を示すものである。図２２は拘束燃焼時の図２１（ｂ）中のスプレー領域Ｘの冷却水のスプレー状態を示すもので、（ａ）は注水ノズル６位置での水平断面図であり、（ｂ）は（ａ）中Ａ９−Ａ９矢視竪断面図である。なお、（ａ）は（ｂ）中Ｂ９−Ｂ９矢視断面である。
【０００３】
従来の飛昇体発射装置１では、図２１（ａ）に示すように飛昇体２が発射筒３内に竪に置かれ、発射筒３下部にはプレナム３−１が設けられている。このような従来の飛昇体発射装置１では、飛昇体２の発射操作を行ったにも係わらず、図２１（ｂ）に示す様に、何らかの原因で飛昇体２が飛昇体発射装置１の発射筒３内に拘束され、推薬のみが燃焼する事態（拘束燃焼）となる場合には、高温燃焼ガス４の大半はプレナム３−１から煙道５を通り飛昇体発射装置１外へ排出されるが、高温燃焼ガス４の一部が発射筒３の内部へ進入してくる。このため、飛昇体２本体が加熱され、温度が上昇する。そこで、従来、高温燃焼ガス４から飛昇体２を防護するために冷却水などの液体の冷却媒体をノズルで飛昇体２にスプレーして飛昇体２の温度上昇を防いでいる。
【０００４】
以下、従来例及び本願発明の実施例においても、液体の冷却媒体、すなわち冷却液として水を用いる場合を例に説明する。
【０００５】
図２１（ｂ）に示すように、拘束燃焼に到った場合、冷却水は注水供給装置１０から注水供給配管９を介し注水ノズル６へ送られ、注水スプレー７が飛昇体２に施こされ、飛昇体２の表面には水膜８が形成され下方へ流下しつつ飛昇体２を冷却する。
【０００６】
図２１（ｂ）中、スプレー領域Ｘを図２２に示しさらに説明する。注水ノズル６からは、注水角度θが０〜９０度の範囲で設定され、注水スプレー７が飛昇体２の表面に施されるが、飛昇体２表面での反射（反射スプレー１２）などにより、供給した冷却水の一部は、図２２（ｂ）に示す様に、発射筒３の内壁面などの飛昇体２の表面以外の部分に到達して内壁面を流下する水膜１３となってしまう。すなわち注水スプレー７が、飛昇体２の表面での液（水）膜８の形成に寄与せず、冷却水の効果が低減するという問題があった。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は上述のような従来の飛昇体冷却装置の問題点を解決し、投入した冷却液を有効に冷却液膜として形成でき、効果的に飛昇体の冷却を行える飛昇体冷却装置を提供することを課題とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
（１）本発明は上記の課題を解決するためになされたものであって、請求項１の発明は、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、発射筒内で飛昇体に向けて冷却液を噴射するノズルと、同ノズルより低い位置で発射筒内壁に取り付けられ同飛昇体に向けて傾斜した面を有するデフレクタブロックとを備えてなることを特徴とする飛昇体冷却装置を提供するものである。
【０００９】
すなわち請求項１の発明によれば、デフレクタブロックにより飛昇体の表面以外に到達した冷却液が飛昇体の表面に返されて液膜を形成するので、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００１０】
（２）また、請求項２の発明は、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、発射筒内で飛昇体に向けて冷却液を噴射するノズルと、同ノズルの位置より低い位置で周縁が発射筒内壁に同一高さに取り付けられ同飛昇体が一定のクリアランスで挿通する円孔を備え同円孔に向けて板面が下向きに傾斜している仕切板とを備えてなることを特徴とする飛昇体冷却装置を提供するものである。
【００１１】
すなわち請求項２の発明によれば、仕切板により飛昇体の表面以外に到達した冷却液が飛昇体の表面に集められ、仕切板の下方の飛昇体の表面で液膜を均一に形成するので、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００１２】
（３）請求項３の発明は、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、発射筒内で飛昇体に向けて冷却液を噴射するノズルと、同ノズルの噴角に合わせた頂角を有する円錐形ないし角錐形のシュラウドであって頂角側で同ノズルに接続し他端側の縁部は同飛昇体と一定のクリアランスをなすように形成されたシュラウドとを備えてなることを特徴とする飛昇体冷却装置を提供するものである。
【００１３】
すなわち請求項３の発明によれば、シュラウドによりノズルから噴射された冷却液が飛昇体の表面に導かれ、冷却液の反射が無く、飛昇体の表面で液膜が形成されるので、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００１４】
（４）請求項４の発明は、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、発射筒内で飛昇体に向けて冷却液を噴射するノズルと、同飛昇体の外径中心と同心の曲面をなし下部には同飛昇体側へ傾斜し縁部が同飛昇体と一定のクリアランスを有するデフレクタが形成され且つ前記ノズルから噴射される冷却液を通過させるスプレー通過孔を有する反射板とを備えてなることを特徴とする飛昇体冷却装置を提供するものである。
【００１５】
すなわち請求項４の発明によれば、反射板によりノズルから噴射された冷却液が反射板と飛昇体の表面の間で反射を繰り返しながら飛昇体の表面に均一に行き渡り、反射板下部のデフレクタにより飛昇体の表面で均一な液膜が形成されるので、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００１６】
（５）請求項５の発明は、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、後端部は冷却液の供給部に接続し他端側は水平方向に広がり鉛直方向に狭まりその縁部が同飛昇体と一定のクリアランスをなすように形成されたスプレーガイドを前記発射筒内に備えてなることを特徴とする飛昇体冷却装置を提供するものである。
【００１７】
すなわち請求項５の発明によれば、スプレーガイドにより、供給された冷却液が成形、減速され飛昇体の表面へ導かれて均一な液膜が形成されるので、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００１８】
（６）請求項６の発明は、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、冷却液の供給部に接続し飛昇体が挿通するリング状に形成された中空パイプからなり鉛直下方向きで同飛昇体側に向けられた多数のスプレー孔を有するスプレーヘッダを前記発射筒内に水平に備えてなることを特徴とする飛昇体冷却装置を提供するものである。
【００１９】
すなわち請求項６の発明によれば、スプレーヘッダにより飛昇体の表面全周に均一に冷却液の噴射を行なうことにより飛昇体の表面で均一な液膜が形成されるので、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００２０】
（７）請求項７の発明は、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、飛昇体が挿通するとともに下端側が内側に傾斜しその縁部が同飛昇体と一定のクリアランスをなすように形成された案内用円筒と、同案内用円筒に囲まれ水平に設置され冷却液の供給部に接続し同飛昇体が挿通するリング状に形成された中空ポーラスパイプとを前記発射筒内に備えてなることを特徴とする飛昇体冷却装置を提供するものである。
【００２１】
すなわち請求項７の発明によれば、ポーラスヘッドと案内用円筒とにより飛昇体の表面全周に均一に冷却液が供給されて流出し飛昇体の表面で均一な液膜が形成されるので、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００２２】
（８）請求項８の発明は、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、飛昇体が一定のクリアランスで挿通するとともにその内壁と同飛昇体との間に流入する冷却液の供給部と接続する円筒状膜を前記発射筒内に備えてなることを特徴とする飛昇体冷却装置を提供するものである。
【００２３】
すなわち請求項８の発明によれば、円筒状膜により飛昇体の表面全周に冷却液が均一に流出し飛昇体の表面で均一な液膜が形成されるので、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００２４】
【発明の実施の形態】
図１，図２および図３にもとづき本発明の実施の第１形態に係る飛昇体冷却装置について説明する。図１は図２１（ｂ）中に示したスプレー領域Ｘにおける本実施の形態の要部説明図であり、図１（ａ）は注水ノズル６位置での水平断面図であり、図１（ｂ）は同図（ａ）中Ａ１−Ａ１矢視竪断面図である。なお、図１（ａ）は同図（ｂ）中Ｂ１−Ｂ１矢視断面である。
【００２５】
なお、前記した従来のものと同一部分については、図１ないし図３においても同一の符号を付して示し、相互の関連を明確にして本実施の形態の理解を容易にするとともに、説明を省略する。そしてこのことは以下に述べる他の実施の形態とその図においても同じとする。
【００２６】
図１は飛昇体拘束燃焼に対する注水スプレー７を行っている状態を示しており、注水スプレー７の注水角度θは０〜９０度の範囲に設定されており、注水スプレー７は飛昇体２に当って一部が反射し反射スプレー１２となる。
【００２７】
注水ノズル６の下方の、好ましくは発射筒３の内壁の反射スプレー１２が届いて当たる領域の下端に、飛昇体２に向けて下へ傾斜した面を有するデフレクタブロック１５が水平に配設されている。注水ノズル６から噴出した注水スプレー７の冷却水のうちで飛昇体２の表面以外に到達した反射スプレー１２等の冷却水は、水滴として、発射筒３と飛昇体２の間を落下したり、発射筒３の内壁面で液膜を形成して流下するが、デフレクタブロック１５の傾斜した面によって、飛昇体２の表面へ返され飛昇体２の表面上に水膜８を形成する。このため、供給した冷却水のほぼ全部が飛昇体表面で水膜８になる。
【００２８】
本実施の形態におけるデフレクタブロック１５を図２に示す。図２（ａ）は、図１（ａ）中のデフレクタブロック１５を取出し、角度を変えて示す平面図であり、図２（ｂ）は同図（ａ）中Ｃ１−Ｃ１矢視断面図、図２（ｃ）は同図（ｂ）中のデフレクタブロック断面１５ａの拡大説明図であり、図２（ｄ），（ｅ）は同デフレクタブロック断面１５ａの変形応用例である。
【００２９】
図に示すようにデフレクタブロック１５はフレーム状をしており、デフレクタブロック断面１５ａの形状は、図２（ｃ），（ｄ），（ｅ）に示すように飛昇体に向けて下に傾斜した面が平面であっても曲面であっても良い。また、デフレクタブロック１５は、金属、樹脂、ゴム等の材料で製作し、飛昇体２が正常発射した場合には飛昇体２に接触しないように、その内側間隔を飛昇体２の最外形より大きい形状とする。
【００３０】
デフレクタブロック１５の間隔が諸般の事情で飛昇体２の最外形より大きく出来ない場合には、飛昇体２の正常発射時に飛昇体２に損傷を与えないようにデフレクタブロック１５を飛昇体２あるいは別手段で発射筒内壁１６から離脱させてもよい。
【００３１】
また、デフレクタブロック１５は、図３に示すように、発射筒内壁面１６の支障のある個所を避けて必要個所に部分的に複数個設置しても良い。図３（ａ）は、図２（ａ）中のデフレクタブロック１５の変形応用例を示すものであり、図３（ｂ）は図３（ａ）中Ｃ２−Ｃ２矢視断面図である。図３のデフレクタブロック１５においても、その断面は図２（ｃ），（ｄ），（ｅ）に示すものと同様である。
【００３２】
以上のように、本実施の第１形態においては、デフレクタブロック１５により、飛昇体２の表面以外に到達した注水スプレー７の冷却水を飛昇体２の表面に返し、飛昇体２の表面で水膜８を形成させるようにしたので、発射筒外部より供給された冷却水のほぼ全部が飛昇体２の表面の水膜８となり、拘束燃焼時の飛昇体２の冷却効率が従来装置に比べ格段に向上する。
【００３３】
図４および図５にもとづき本発明の実施の第２形態に係る飛昇体冷却装置について説明する。図４は図２１（ｂ）中に示したスプレー領域Ｘにおける本実施の形態の要部説明図であり、図４（ａ）は注水ノズル６位置での水平断面図であり、図４（ｂ）は同図（ａ）中Ａ２−Ａ２矢視竪断面図である。なお、図４（ａ）は同図（ｂ）中Ｂ２−Ｂ２矢視断面である。
【００３４】
図４は飛昇体拘束燃焼に対する注水スプレー７を行っている状態を示しており、注水スプレー７の注水角度θは０〜９０度の範囲に設定されており、注水スプレー７は飛昇体２に当って一部が反射し反射スプレー１２となる。
【００３５】
注水ノズル６の下方の発射筒３の内壁には、仕切板１７がその周縁を同一高さに取り付けられており、図４に示す様に、仕切板１７は、発射筒３の内壁面に一致するように四角形をしており、中央には、一定のクリアランスで飛昇体２が挿通するように、スプレー領域Ｘの飛昇体２外形より僅かに大きい円孔１８が開いており、さらに、外側から中央へ板面が下方に傾斜している。
【００３６】
注水ノズル６から噴出した注水スプレー７の冷却水のうちで飛昇体２の表面以外に到達した反射スプレー１２等の冷却水は、水滴として、発射筒３と飛昇体２の間を落下したり、発射筒３の内壁面で液膜を形成して流下するが、仕切板１７によって、飛昇体２の表面へ集められ、仕切板１７の下方の飛昇体２の表面で水膜８を形成する。このため、供給した冷却水のほぼ全部が飛昇体２の表面で水膜８になる。
【００３７】
本実施の形態における仕切板１７の形状は前述のとおりであるが、その詳細を図５に示す。図５（ａ）は、図４（ａ）中の仕切板１７を取出し、角度を変えて示す平面図、図５（ｂ）は同図（ａ）中Ｃ３−Ｃ３矢視断面図である。
【００３８】
また、仕切板１７は、金属、樹脂、ゴム等の材料で製作し、飛昇体２が正常発射した場合には飛昇体２に接触しないように、その中央の円孔１８の径は飛昇体２の最外形より大きい形状とする。
【００３９】
仕切板１７の円孔１８が諸般の事情で飛昇体２の最外形より大きく出来ない場合には、飛昇体２の正常発射時に飛昇体２に損傷を与えないように仕切板１７を飛昇体２あるいは別手段で発射筒３の内壁から破断・離脱させてもよい。
【００４０】
以上のように本実施の第２形態では、仕切板１７により、飛昇体２の表面以外に到達した注水スプレー７の冷却水を飛昇体２の表面に集め、仕切板１７の下方の飛昇体２の表面で水膜８を均一に形成させるようにしたため、発射筒３の外部より供給された冷却水のほぼ全部が飛昇体２の表面の水膜８となり、拘束燃焼時の飛昇体２の冷却効率が従来装置に比べ格段に向上する。
【００４１】
図６および図７にもとづき本発明の実施の第３形態に係る飛昇体冷却装置について説明する。図６は図２１（ｂ）中に示したスプレー領域Ｘにおける本実施の形態の要部説明図であり、図６（ａ）は注水ノズル６位置での水平断面図であり、図６（ｂ）は同図（ａ）中Ａ３−Ａ３矢視竪断面図である。なお、図６（ａ）は同図（ｂ）中Ｂ３−Ｂ３矢視断面である。
【００４２】
図６は飛昇体拘束燃焼に対する注水スプレー７を行っている状態を示しており、注水スプレー７の注水角度θは０〜９０度の範囲に設定されている。注水ノズル６には、注水スプレー７の噴角と合わせたほぼ同じ頂角を有する４角推形、すなわち注水スプレー７の外側に沿った形状のシュラウド１９が注水ノズル接続孔２０で接続して取付けられており、シュラウド１９の出口側の縁部は、飛昇体２の表面と一定のクリアランスをなして沿った形状となっている。
【００４３】
このため、注水ノズル６から噴出した注水スプレー７はシュラウド１９によって、飛昇体２の表面まで導かれ、飛昇体２の表面で水膜８となる。このため、供給した冷却水のほぼ全部が飛昇体表面で液膜８になり、また、シュラウド１８によって、反射スプレーが無くなる。
【００４４】
本実施の形態のシュラウド１９の形状は、前述のとおりであるが、図７に詳細に示す。図７（ａ）は、図６（ａ）中のシュラウド１９を取出して示す平面図であり、図７（ｂ）は同図（ａ）中Ｄ１−Ｄ１矢視側面図、図７（ｃ）は同図（ａ）中Ｅ１−Ｅ１矢視図であり、（ｄ）は同じくＥ１−Ｅ１矢視におけるシュラウド１９の変形応用例である。
【００４５】
すなわち、図７に示すようにシュラウド１９は錐形の頂角側に注水ノズル接続孔２０を有し、他端側の縁部を一定のクリアランスをなして飛昇体２に沿った形としており、その形状は、（ｃ）のように四角錐形であっても（ｄ）のように円錐形、あるいは多角錐形であっても良い。また、シュラウド１９を取付けた注水ノズル６は、飛昇体２の表面での水膜８の均一化を図るために、２個所以上複数個設置しても良い。
【００４６】
なお、シュラウド１９は、金属、樹脂、ゴム等の材料で製作し、飛昇体２が正常発射した場合には飛昇体２に接触しないようにするが、シュラウド１９が諸般の事情で飛昇体２の正常発射時に飛昇体２の最外形に接触する場合には、飛昇体２に損傷を与えないようにシュラウド１９を飛昇体２あるいは別手段で注水ノズル６から破断・離脱させてもよい。
【００４７】
以上述べたように、本実施の第３形態では、シュラウド１９により、注水スプレー７による冷却水を飛昇体２の表面へ導き、反射スプレー１２を無くして飛昇体２の表面で水膜８を形成させるようにしたので、発射筒３の外部より供給された冷却水のほぼ全部が飛昇体２の表面の水膜８となり、拘束燃焼時の飛昇体２の冷却効率が従来装置に比べ格段に向上する。
【００４８】
図８および図９にもとづき本発明の実施の第４形態に係る飛昇体冷却装置について説明する。図８は図２１（ｂ）中に示したスプレー領域Ｘにおける本実施の形態の要部説明図であり、図８（ａ）は注水ノズル６位置での水平断面図であり、図８（ｂ）は同図（ａ）Ａ４−Ａ４矢視竪断面図である。なお、図８（ａ）は同図（ｂ）中Ｂ４−Ｂ４矢視断面である。
【００４９】
図８は飛昇体拘束燃焼に対する注水スプレー７を行っている状態を示しており、注水スプレー７の注水角度θは０〜９０度の範囲に設定されており、注水スプレー７は飛昇体２に当って一部が反射し反射スプレー１２となる。
【００５０】
中央に注水ノズル６と中心位置を合わせるスプレー通過孔２２を持ち、下部には飛昇体２側に傾斜したデフレクタ２３を持つ円弧状の板に形成された反射板２１が、発射筒３内のスプレー領域Ｘに設置され、飛昇体２に注水スプレー７が行われる。
【００５１】
反射板２１の円弧の中心は、飛昇体２の外径の中心と同心となり、反射板２１のデフレクタ２３の下縁部が飛昇体２と一定のクリアランスを有し、しかも、注水スプレー７がスプレー通過孔２２を通過するように、反射板２１は反射板支持器具２４で発射筒３内に固定されている。また、このとき、反射板２１のスプレー通過孔２２の大きさ（直径）は、その位置でのスプレー外径より大きく設け、注水スプレー７がスプレー通過孔２２を通過するとき反射板２１に触れないようになっているのが好ましい。
【００５２】
このため、注水ノズル６から噴出した注水スプレー７は、反射板２１のスプレー通過孔２２を通過し飛昇体２の表面に到達して、注水スプレー７の一部は飛昇体２の表面で反射され、反射スプレー１２となるが、反射板２１によって、再び飛昇体２の表面へ反射される。従って、スプレー水は、飛昇体２の表面と反射板２１の間を反射を繰り返しながら流下するが、反射板２１の下部のデフレクタ２３で飛昇体２側に集められ、デフレクタ２３の下縁部と飛昇体２とのクリアランスを通り飛昇体２の表面で水膜８を形成する。
【００５３】
本実施の形態の反射板２１の形状は前述のとおりであるが、図９に詳細を示す。図９（ａ）は、図８（ａ）中の反射板２１を取出して示す平面図であり、図９（ｂ）は同図（ａ）中Ｄ２−Ｄ２矢視側面図、図９（ｃ）は同図（ａ）中Ｅ２−Ｅ２矢視図である。
【００５４】
なお、反射板２１と注水ノズル６の設置個数は、飛昇体２の表面での水膜の均一化を図るために、２個所以上複数個でも良い。また、反射板２１は、金属、樹脂、ゴム等の材料で製作し、飛昇体２が正常発射した場合には飛昇体２に接触しないようにするが、反射板２１が諸般の事情で飛昇体２の正常発射時に飛昇体２の最外形に接触する場合には、飛昇体に損傷を与えないように反射板２１を飛昇体２あるいは別手段で発射筒３から破断・離脱させてもよい。
【００５５】
以上述べたように、本実施の第４形態では、反射板２１により、注水ノズル６から噴射した注水スプレー７による冷却水を、反射板２１と飛昇体２の表面の間で反射を繰り返しながら、飛昇体２の表面に均一に行きわたらせ、反射板２１の下部のデフレクタ２３で、飛昇体２の表面に均一な水膜を形成させるようにしたので、反射筒３の外部より供給された冷却水のほぼ全部が飛昇体２の表面の水膜８となり、拘束燃焼時の飛昇体２の冷却効率が従来装置に比べ格段に向上する。
【００５６】
図１０および図１１にもとづき本発明の実施の第５形態に係る飛昇体冷却装置について説明する。図１０は図２１（ｂ）中に示したスプレー領域Ｘにおける本実施の形態の要部説明図であり、図１０（ａ）は注水ノズル６位置での水平断面図であり、図１０（ｂ）は同図（ａ）中Ａ５−Ａ５矢視竪断面図である。なお、図１０（ａ）は同図（ｂ）中Ｂ５−Ｂ５矢視断面である。
【００５７】
図１０は飛昇体拘束燃焼に対する注水スプレー７を行っている状態を示しており、注水スプレー７の注水角度θは０〜９０度の範囲に設定されている。冷却水の供給部となる注水ノズル６には、スプレーガイド２５の後端部が接続しており、その他端側は、水平方向に広がり、鉛直方向に狭まる形状をしており、その縁部は飛昇体２の表面に一定のクリアランスをなして沿う形をしている。
【００５８】
このため、注水ノズル６から噴出した注水スプレー７はスプレーガイド２５によって整形され、減速されながら飛昇体２の表面まで導かれ、スプレーガイド２５の縁部と飛昇体２とのクリアランスから飛昇体２の表面へ均一に流出し、同表面で均一な水膜８を形成する。このため、供給した冷却水のほぼ全部が飛昇体表面の水膜８になる。また、スプレーガイド２５によって、反射スプレーも無くなる。
【００５９】
本実施の形態のスプレーガイド２５の形状は、上記のとおりであるが、図１１に詳細を示す。図１１（ａ）は、図１０（ａ）中のスプレーガイド２５を取出して示す平面図であり、図１１（ｂ）は同図（ａ）中Ｄ３−Ｄ３矢視側面図、図１１（ｃ）は同図（ａ）中Ｅ３−Ｅ３矢視図である。
【００６０】
すなわち、スプレーガイド２５は、後端側に注水ノズル接続孔２０を持ち、他端側は水平方向に広がり、鉛直方向に狭まり、その縁部は飛昇体２の表面に一定のクリアランスをなして沿う形状となっている。
【００６１】
なお、スプレーガイド２５は、冷却水の供給部としては注水ノズル６に接続するのではなく、注水ノズル６を外して、直接注水供給配管９に接続しても良い。また、スプレーガイド２５を取付けた注水ノズル６ないし注水供給配管９は、飛昇体２の表面での水膜８の均一化を図るために、２個所に限らず３個所以上複数個設置しても良い。
【００６２】
なお、スプレーガイド２５は、金属、樹脂、ゴム等の材料で製作し、飛昇体２が正常発射した場合には飛昇体２に接触しないようにするが、スプレーガイド２５が諸般の事情で飛昇体２の正常発射時に飛昇体２の最外形に接触する場合には、飛昇体２に損傷を与えないようにスプレーガイド２５を飛昇体２あるいは別手段で注水ノズル６から破断・離脱させてもよい。
【００６３】
以上述べたように本実施の第５形態では、スプレーガイド２５により、冷却水の供給部である注水ノズルまたは注水供給配管９からの冷却水を整形、減速して飛昇体２の表面へ導き、飛昇体２の表面で均一に流出させて、均一な水膜８を形成させるようにしたので、発射筒３の外部より供給された冷却水のほぼ全部が飛昇体２の表面の水膜８となり、拘束燃焼時の飛昇体２の冷却効率が従来装置に比べ格段に向上する。
【００６４】
図１２，図１３および図１４にもとづき本発明の実施の第６形態に係る飛昇体冷却装置について説明する。図１２は図２１（ｂ）中に示したスプレー領域Ｘにおける本実施の形態の要部説明図であり、図１２（ａ）はスプレーヘッダ２６位置での水平断面図であり、図１２（ｂ）は同図（ａ）中Ａ６−Ａ６矢視竪断面図である。なお、図１２（ａ）は同図（ｂ）中Ｂ６−Ｂ６矢視断面である。
【００６５】
図１２は飛昇体拘束燃焼に対する注水スプレー７を行っている状態を示しており、図に示すように、飛昇体２が挿通し、冷却水の供給部として注水供給配管９を接続した中空のリング状パイプであって鉛直下方向きでやや飛昇体２側に向けられた多数のスプレー孔２７を有するスプレーヘッダ２６が、発射筒３内に設置されている。スプレーヘッダ２６は、飛昇体２の表面に近接させ、水平に配置されており、上記スプレー孔２７から注水スプレー７が行われる。
【００６６】
このため、スプレーヘッダ２６下方の多数のスプレー孔２７から冷却水が飛昇体２の表面に均一に注水スプレー７としてスプレーされるので、飛昇体２の表面全周には、均一な水膜８が形成される。この時、後述の図１３（ｂ）及び図１４（ｂ）中のスプレー角度αは、このスプレー法に合せ飛昇体２側にやや向けられ、水膜８を形成でき且つ冷却水の反射が発生しないように適切に調整される。その結果、飛昇体２の表面において反射が発生しないように注水スプレー７がなされるので、発射筒３の内壁面には水膜が形成されず、供給した冷却水のほぼ全部が飛昇体表面での水膜８になる。
【００６７】
本実施の形態のスプレーヘッダ２６の形状は上記のとおりであるが、図１３に詳細を示す。図１３（ａ）は図１２（ａ）中のスプレーヘッダ２６を取出して示す平面図であり、図１３（ｂ）は同図（ａ）中Ｃ４−Ｃ４矢視断面図、図１３（ｃ）は同図（ｂ）中Ｆ１−Ｆ１矢視図である。
【００６８】
また、図１４は図１３のスプレーヘッダ２６の変形応用例を示すもので、図１４（ａ）は図１２（ａ）中のスプレーヘッダ２６を取出して示す平面図であり、図１４（ｂ）は同図（ａ）中Ｄ４−Ｄ４矢視側面図、図１４（ｃ）は同図（ａ）中Ｃ５−Ｃ５矢視断面図、図１４（ｄ）は同図（ｃ）中Ｆ２−Ｆ２矢視図である。
【００６９】
すなわち、スプレーヘッダ２６は、金属、樹脂、ゴム等の材料で製作し、飛昇体２が正常発射した場合には飛昇体２に接触しないように、その内径を飛昇体２の最外形より大きい形状とするが、スプレーヘッダ２６がその内径を諸般の事情で飛昇体２の最外形より大きく出来ない場合には、第１４図に示すように、必要に応じてスプレーヘッダ２６の一部に破断部２８を設け、飛昇体２の正常発射時に飛昇体２に損傷を与えないようにスプレーヘッダ２６を飛昇体あるいは別手段で破断させてもよい。また、注水供給配管９、破断部２８は、それぞれ１個所でも良いし、２個所以上でも良い。
【００７０】
以上述べたように、本実施の第６形態では、スプレーヘッダ２６により、飛昇体２の表面全周に均一に冷却水の注水スプレー７を行うことができ、飛昇体２の表面での均一な水膜８の形成を可能としたので、発射筒３の外部より供給された冷却水のほぼ全部が飛昇体２の表面の水膜８となり、拘束燃焼時の飛昇体２の冷却効率が従来装置に比べ格段に向上する。
【００７１】
図１５，図１６および図１７にもとづき本発明の実施の第７形態に係る飛昇体冷却装置について説明する。図１５は図２１（ｂ）中に示したスプレー領域Ｘにおける本実施の形態の要部説明図であり、図１５（ａ）はポーラスヘッダ２９位置での水平断面図であり、図１５（ｂ）は同図（ａ）中Ａ７−Ａ７矢視竪断面図である。なお、図１５（ａ）は同図（ｂ）中Ｂ７−Ｂ７矢視断面である。
【００７２】
図１５は飛昇体拘束燃焼に対して、飛昇体２を冷却するために、ポーラスヘッダ２９を使用して冷却水を注水している状態を示す。ポーラスヘッダ２９は、飛昇体２が挿通し、冷却水の供給部である注水供給配管９を接続した中空のリング状ポーラスパイプであり、内側から表面まで通じた無数の細孔が開いている。また、案内用円筒３０は、飛昇体２が挿通し、下方が内側に傾斜する筒体であり、その内側にポーラスヘッダ２９を囲むようになっているものである。ポーラスヘッダ２９と案内用円筒３０は発射筒３のスプレー領域Ｘ内に設置され、ポーラスヘッダ２９と案内用円筒３０を介して飛昇体２の表面に冷却水が供給される。
【００７３】
すなわち、ポーラスヘッダ２９は、水平に配設され、冷却水が表面から均一に流出するようになっており、案内用円筒３０は、下端側の縁部が飛昇体２の表面に一定のクリアランスをなして近接するように設置されている。ポーラスヘッダ２９には、発射筒３の外部より冷却水の供給部である注水供給配管９が接続されている。
【００７４】
このため、ポーラスヘッダ２９の表面から均一に流出した冷却水は、案内用円筒３０により、飛昇体２の表面全周に均一に供給される。そして、案内用円筒３０の下端部より下方の飛昇体２の表面では均一な水膜８が形成され、供給した冷却水が全て、飛昇体冷却用の水膜となる。
【００７５】
本実施の形態のポーラスヘッダ２９、案内用円筒３０の形状は上記のとおりであるが、図１６に詳細を示す。図１６（ａ）は図１５（ａ）中のポーラスヘッダ２９を取出して示す平面図であり、図１６（ｂ）は同図（ａ）中Ｃ６−Ｃ６矢視断面図、図１６（ｃ）は図１５（ａ）中の案内用円筒３０を取出して示す平面図、図１６（ｄ）は同図（ｃ）中Ｄ５−Ｄ５矢視側面図である。
【００７６】
また、図１７は図１６のポーラスヘッダ２９及び案内用円筒３０の変形応用例を示すもので、図１７（ａ）は図１５（ａ）中のポーラスヘッダ２９を取出して示す平面図であり、図１７（ｂ）は同図（ａ）中Ｃ７−Ｃ７矢視断面図、図１７（ｃ）は図１５（ａ）中の案内用円筒３０を取出して示す平面図であり、図１７（ｄ）は同図（ｃ）中Ｄ６−Ｄ６矢視側面図である。
【００７７】
すなわち、ポーラスヘッダ２９及び案内用円筒３０は、金属、樹脂、ゴム等の材料で製作し、飛昇体２が正常発射した場合には飛昇体２に接触しないようにその内径を飛昇体２の最外形より大きい形状とするが、ポーラスヘッダ２９及び案内用円筒３０の内径が諸般の事情で飛昇体２の最外形より大きく出来ない場合には、図１７に示すように、必要に応じてポーラスヘッダ２９及び案内用円筒３０の一部に破断部２８’を設け、飛昇体２の正常発射時に飛昇体２に損傷を与えないように飛昇体２あるいは別手段で破断させてもよい。また、注水供給配管９、破断部２８’は、それぞれ１個所でも良いし、２個所以上でも良い。
【００７８】
以上述べたように、本実施の第７形態では、ポーラスヘッダ２９と案内用円筒３０により、飛昇体２の表面全周に均一に冷却水を供給して流出させ、飛昇体２の表面での均一な水膜形成を可能としたので、発射筒３の外部より供給された冷却水のほぼ全部が飛昇体２の表面の水膜８となり、拘束燃焼時の飛昇体２の冷却効率が従来方法に比べ格段に向上する。
【００７９】
図１８，図１９および図２０にもとづき本発明の実施の第８形態に係る飛昇体冷却装置について説明する。図１８は図２１（ｂ）中に示したスプレー領域Ｘにおける本実施の形態の要部説明図であり、図１８（ａ）は注水供給配管９位置での水平断面図であり、図１８（ｂ）は同図（ａ）中Ａ８−Ａ８矢視竪断面図である。なお、図１８（ａ）は同図（ｂ）中Ｂ８−Ｂ８矢視断面である。
【００８０】
図１８は飛昇体拘束燃焼に対して、飛昇体２が挿通する筒体をなす円筒状膜３１を使用して冷却水を注水している状態を示す。円筒状膜３１は冷却水の供給部である注水供給管９からの冷却水を飛昇体２の表面に流下させるように、スプレー領域Ｘの飛昇体２の円筒部を一定のクリアランスをなして覆うように近接して設置されている。注水供給配管９は円筒状膜３１と接続し、円筒状膜３１と飛昇体２の表面との間に冷却水が供給される。
【００８１】
これにより、円筒状膜３１と飛昇体２の間では、冷却水が充満して飛昇体２の表面に行き渡るため、円筒状膜３１の下端から飛昇体２の表面全周へ均一に冷却水が流出し、飛昇体２の表面に均一に水膜８が形成され、供給した冷却水が全て飛昇体冷却用の水膜８となる。
【００８２】
本実施の形態の円筒状膜３１を図１９に詳細に示す。図１９（ａ）は１８（ａ）中の円筒状膜３１を取出して示す平面図であり、図１９（ｂ）は同図（ａ）中Ｄ７−Ｄ７矢視側面図である。
【００８３】
また、図２０は図１９の円筒状膜３１の変形応用例を示すもので、図２０（ａ）は図１８（ａ）中の円筒状膜３１を取出して示す平面図であり、図２０（ｂ）は同図（ａ）中Ｄ８−Ｄ８矢視側面図である。
【００８４】
すなわち、円筒状膜３１は、金属、樹脂、ゴム等の材料で制作し、飛昇体２が正常発射した場合には飛昇体２に接触しないように、飛昇体２の最外形より大きい形状とするが、円筒状膜３１が諸般の事情で飛昇体２の最外形より大きく出来ない場合には、第２０図に示すように、必要に応じて円筒状膜３１の一部に破断部２８”を設け、飛昇体２の正常発射時に飛昇体２に損傷を与えないように飛昇体２あるいは別手段で円筒状膜３１を破断させてもよい。また、注水供給配管９、破断部２８”は、それぞれ１個所でも良いし、２個所以上でも良い。
【００８５】
以上述べたように、本実施の第８形態では、円筒状膜３１により、飛昇体２の表面全周で冷却水を均一化して流出させ、飛昇体２の表面での均一な水膜８の形成を可能としたので、発射筒３の外部より供給された冷却水のほぼ全部が飛昇体２の表面の水膜８となり、拘束燃焼時の飛昇体２の冷却効率が従来装置に比べ格段に向上する。
【００８６】
以上本発明の各実施の形態の説明においては、液体の冷却媒体、すなわち冷却液として水を用いる場合で説明したが、本発明において冷却液は水に限定されるものではなく、使用条件に合わせて選定される他の液体、また、適切な物質を溶解した水溶液等の適宜な冷却液を含むものである。
【００８７】
また、本発明装置の実施の形態を説明したが、上記実施の形態に限定されるものではなく、本発明の範囲内でその具体的構造に種々の変更を加えてもよいことは言うまでもない。
【００８８】
【発明の効果】
（１）以上、請求項１の発明によれば、飛昇体冷却装置を、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、発射筒内で飛昇体に向けて冷却液を噴射するノズルと、同ノズルより低い位置で発射筒内壁に取り付けられ同飛昇体に向けて傾斜した面を有するデフレクタブロックとを備えてなるように構成したので、デフレクタブロックにより飛昇体の表面以外に到達した冷却液が飛昇体の表面に返されて液膜を形成するため、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００８９】
（２）また、請求項２の発明によれば、飛昇体冷却装置を、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、発射筒内で飛昇体に向けて冷却液を噴射するノズルと、同ノズルの位置より低い位置で周縁が発射筒内壁に同一高さに取り付けられ同飛昇体が一定のクリアランスで挿通する円孔を備え同円孔に向けて板面が下向きに傾斜している仕切板とを備えてなるように構成したので、仕切板により飛昇体の表面以外に到達した冷却液が飛昇体の表面に集められ、仕切板の下方の飛昇体の表面で液膜を均一に形成するため、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００９０】
（３）また、請求項３の発明によれば、飛昇体冷却装置を、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、発射筒内で飛昇体に向けて冷却液を噴射するノズルと、同ノズルの噴角に合わせた頂角を有する円錐形ないし角錐形のシュラウドであって頂角側で同ノズルに接続し他端側の縁部は同飛昇体と一定のクリアランスをなすように形成されたシュラウドとを備えてなるように構成したので、シュラウドによりノズルから噴射された冷却液が飛昇体の表面に導かれ、冷却液の反射が無く、飛昇体の表面で液膜が形成されるため、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００９１】
（４）また、請求項４の発明によれば、飛昇体冷却装置を、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、発射筒内で飛昇体に向けて冷却液を噴射するノズルと、同飛昇体の外径中心と同心の曲面をなし下部には同飛昇体側へ傾斜し縁部が同飛昇体と一定のクリアランスを有するデフレクタが形成され且つ前記ノズルから噴射される冷却液を通過させるスプレー通過孔を有する反射板とを備えてなるように構成したので、反射板によりノズルから噴射された冷却液が反射板と飛昇体の表面の間で反射を繰り返しながら飛昇体の表面に均一に行き渡り、反射板下部のデフレクタにより飛昇体の表面で均一な液膜が形成されるため、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００９２】
（５）また、請求項５の発明によれば、飛昇体冷却装置を、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、後端部は冷却液の供給部に接続し他端側は水平方向に広がり鉛直方向に狭まりその縁部が同飛昇体と一定のクリアランスをなすように形成されたスプレーガイドを前記発射筒内に備えてなるように構成したので、スプレーガイドにより、供給された冷却液が成形、減速され飛昇体の表面へ導かれて均一な液膜が形成されるため、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００９３】
（６）また、請求項６の発明によれば、飛昇体冷却装置を、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、冷却液の供給部に接続し飛昇体が挿通するリング状に形成された中空パイプからなり鉛直下方向きで同飛昇体側に向けられた多数のスプレー孔を有するスプレーヘッダを前記発射筒内に水平に備えてなるように構成したので、スプレーヘッダにより飛昇体の表面全周に均一に冷却液の噴射を行なうことにより飛昇体の表面で均一な液膜が形成されるため、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００９４】
（７）また、請求項７の発明によれば、飛昇体冷却装置を、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、飛昇体が挿通するとともに下端側が内側に傾斜しその縁部が同飛昇体と一定のクリアランスをなすように形成された案内用円筒と、同案内用円筒に囲まれ水平に設置され冷却液の供給部に接続し同飛昇体が挿通するリング状に形成された中空ポーラスパイプとを前記発射筒内に備えてなるように構成したので、ポーラスヘッドと案内用円筒とにより飛昇体の表面全周に均一に冷却液が供給されて流出し飛昇体の表面で均一な液膜が形成されるため、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【００９５】
（８）また、請求項８の発明によれば、飛昇体冷却装置を、竪方向の発射筒内から飛昇体を発射する飛昇体発射装置の飛昇体冷却装置において、飛昇体が一定のクリアランスで挿通するとともにその内壁と同飛昇体との間に流入する冷却液の供給部と接続する円筒状膜を前記発射筒内に備えてなるように構成したので、円筒状膜により飛昇体の表面全周に冷却液が均一に流出し飛昇体の表面で均一な液膜が形成されるため、ノズルから噴射された冷却液のほぼ全部が飛昇体の表面の液膜となり、拘束燃焼時の飛昇体の冷却効率が著しく向上する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の第１形態に係る飛昇体冷却装置の要部の説明図であり、（ａ）は注水ノズル位置での水平断面図、（ｂ）は（ａ）中Ａ１−Ａ１矢視竪断面図である。
【図２】図１中のデフレクタブロックの説明図であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）中Ｃ１−Ｃ１矢視断面図、（ｃ）はデフレクタブロック断面の拡大説明図、（ｄ）、（ｅ）はデフレクタブロック断面の変形応用例の説明図である。
【図３】図２（ａ）中のデフレクタブロックの変形応用例の説明図であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）中はＣ１−Ｃ１矢視断面図である。
【図４】本発明の実施の第２形態に係る飛昇体冷却装置の要部の説明図であり、（ａ）は注水ノズル位置での水平断面図、（ｂ）は（ａ）中Ａ２−Ａ２矢視竪断面図である。
【図５】図４中の仕切り板の説明図であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）中Ｃ３−Ｃ３矢視断面図である。
【図６】本発明の実施の第３形態に係る飛昇体冷却装置の要部の説明図であり、（ａ）は注水ノズル位置での水平断面図、（ｂ）は（ａ）中Ａ３−Ａ３矢視竪断面図である。
【図７】図６中のシュラウドの説明図であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）中Ｄ１−Ｄ１矢視側面図、（ｃ）は（ａ）中Ｅ１−Ｅ１矢視図、（ｄ）は（ａ）中Ｅ１−Ｅ１矢視によるシュラウドの変形応用例の説明図である。
【図８】本発明の実施の第４形態に係る飛昇体冷却装置の要部の説明図であり、（ａ）は注水ノズル位置での水平断面図、（ｂ）は（ａ）中Ａ４−Ａ４矢視竪断面図である。
【図９】図８中の反射板の説明図であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）中Ｄ２−Ｄ２矢視側面図、（ｃ）は（ａ）中Ｅ２−Ｅ２矢視図である。
【図１０】本発明の実施の第５形態に係る飛昇体冷却装置の要部の説明図であり、（ａ）は注水ノズル位置での水平断面図、（ｂ）は（ａ）中Ａ５−Ａ５矢視竪断面図である。
【図１１】図１０中のスプレーガイドの説明図であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）中Ｄ３−Ｄ３矢視側面図、（ｃ）は（ａ）中Ｅ３−Ｅ３矢視図である。
【図１２】本発明の実施の第６形態に係る飛昇体冷却装置の要部の説明図であり、（ａ）はスプレーヘッダ位置での水平断面図、（ｂ）は（ａ）中Ａ６−Ａ６矢視竪断面図である。
【図１３】図１２中のスプレーヘッダの説明図であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）中Ｃ４−Ｃ４矢視断面図、（ｃ）は（ｂ）中Ｆ１−Ｆ１矢視図である。
【図１４】図１３のスプレーヘッダの変形応用例の説明図であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）中Ｄ４−Ｄ４矢視側面図、（ｃ）は（ａ）中Ｃ５−Ｃ５矢視断面図、（ｄ）は（ｃ）中Ｆ２−Ｆ２矢視図である。
【図１５】本発明の実施の第７形態に係る飛昇体冷却装置の要部の説明図であり、（ａ）はポーラスヘッダ位置での水平断面図、（ｂ）は（ａ）中Ａ７−Ａ７矢視竪断面図である。
【図１６】図１５中のポーラスヘッダと案内用円筒の説明図であり、（ａ）はポーラスヘッダの平面図、（ｂ）は（ａ）中Ｃ６−Ｃ６矢視断面図、（ｃ）は案内用円筒の平面図、（ｂ）は（ｃ）中Ｄ５−Ｄ５矢視側面図である。
【図１７】図１６のポーラスヘッダと案内用円筒の変形応用例の説明図であり、（ａ）はポーラスヘッダの平面図、（ｂ）は（ａ）中Ｃ７−Ｃ７矢視断面図、（ｃ）は案内用円筒の平面図、、（ｄ）は（ｃ）中Ｄ６−Ｄ６矢視側面図である。
【図１８】本発明の実施の第８形態に係る飛昇体冷却装置の要部の説明図であり、（ａ）は注水供給配管位置での水平断面図、（ｂ）は（ａ）中Ａ８−Ａ８矢視竪断面図である。
【図１９】図１８中の円筒状膜の説明図であり、（ａ）は円筒状膜の平面図、（ｂ）は（ａ）中Ｄ７−Ｄ７矢視側面図である。
【図２０】図１９の円筒状膜の変形応用例の説明図であり、（ａ）は円筒状膜の平面図、（ｂ）は（ａ）中Ｄ８−Ｄ８矢視側面図である。
【図２１】従来の飛昇体冷却装置を備えた飛昇体発射装置の説明図であり、（ａ）は飛昇体発射装置の概略竪断面図、（ｂ）は（ａ）における飛昇体の拘束燃焼状態を示す図である。
【図２２】図２１における従来の飛昇体冷却装置の要部の説明図であり、（ａ）は注水ノズル位置での水平断面図、（ｂ）は（ａ）中Ａ９−Ａ９矢視竪断面図である。
【符号の説明】
１ 飛昇体発射装置
２ 飛昇体
３ 発射筒
４ 高温燃焼ガス
５ 煙道
６ 注水ノズル
７ 注水スプレー
８ 水膜
９ 注水供給配管
１０ 注水供給装置
１２ 反射スプレー
１３ 水膜
１５ デフレクタブロック
１５ａ デフレクタブロック断面
１６ 発射筒内壁面
１７ 仕切板
１８ 円孔
１９ シュラウド
２０ 注水ノズル接続孔
２１ 反射板
２２ スプレー通過孔
２３ デフレクタ
２５ スプレーガイド
２６ スプレーヘッダ
２７ スプレー孔
２８ 破断部
２８’、２８” 破断部
２９ ポーラスヘッダ
３０ 案内用円筒
３１ 円筒状膜[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a technology for cooling a flying object to protect the flying object from high-temperature combustion gas when the flying object has been restrained and burned.
[0002]
[Prior art]
The outline of the flying object cooling device in the conventional flying object launching device will be described with reference to FIGS. 21 and 22. FIG. 21 (a) is a schematic vertical sectional view of the flying object launching apparatus, and FIG. 21 (b) shows the restrained combustion state of the flying object. FIG. 22 shows a spray state of the cooling water in the spray area X in FIG. 21 (b) at the time of the restraint combustion. FIG. 22 (a) is a horizontal sectional view at the position of the water injection nozzle 6, and FIG. 4) is a vertical sectional view taken in the direction of arrows A9-A9. (A) is a cross-section taken along the line B9-B9 in (b).
[0003]
In the conventional flying object launching apparatus 1, as shown in FIG. 21 (a), the flying object 2 is placed vertically in the launching tube 3, and a plenum 3-1 is provided below the launching tube 3. In such a conventional projectile launching device 1, as shown in FIG. 21B, the projectile 2 is fired by the projectile launching device 1 for some reason, even though the launching operation of the projectile 2 is performed. In the case where the propellant is burned only in the cylinder 3 (restricted combustion), most of the high-temperature combustion gas 4 is discharged from the plenum 3-1 through the flue 5 to the outside of the projectile launcher 1. However, part of the high-temperature combustion gas 4 enters the inside of the launch tube 3. For this reason, the flying body 2 is heated and the temperature rises. Therefore, conventionally, in order to protect the flying body 2 from the high-temperature combustion gas 4, a liquid cooling medium such as cooling water is sprayed on the flying body 2 by a nozzle to prevent the temperature of the flying body 2 from rising.
[0004]
Hereinafter, also in the conventional example and the embodiment of the present invention, a case where water is used as a liquid cooling medium, that is, water as a cooling liquid is described as an example.
[0005]
As shown in FIG. 21 (b), when the combustion reaches the restricted combustion, the cooling water is sent from the water supply device 10 to the water injection nozzle 6 via the water supply pipe 9, and the water spray 7 is applied to the flying body 2. A water film 8 is formed on the surface of the flying body 2 to cool the flying body 2 while flowing downward.
[0006]
In FIG. 21B, the spray area X is shown in FIG. 22 for further explanation. From the water injection nozzle 6, the water injection angle θ is set in the range of 0 to 90 degrees, and the water injection spray 7 is applied to the surface of the flying object 2. As shown in FIG. 22B, a part of the supplied cooling water reaches a portion other than the surface of the flying body 2 such as the inner wall surface of the launch tube 3 and becomes a water film 13 flowing down the inner wall surface. I will. That is, there is a problem that the water spray 7 does not contribute to the formation of the liquid (water) film 8 on the surface of the flying body 2 and the effect of the cooling water is reduced.
[0007]
[Problems to be solved by the invention]
The present invention solves the problems of the conventional flying object cooling device as described above, and provides a flying object cooling device capable of effectively forming a cooling liquid film by using the supplied cooling liquid and effectively cooling the flying object. That is the task.
[0008]
[Means for Solving the Problems]
(1) The present invention has been made to solve the above-mentioned problem, and the invention of claim 1 is directed to a flying object cooling device of a flying object launching device that launches a flying object from within a vertical launch tube. A nozzle for injecting a coolant toward the flying body in the launching cylinder, and a deflector block attached to the inner wall of the launching cylinder at a position lower than the nozzle and having a surface inclined toward the flying body. An object of the present invention is to provide a flying object cooling device.
[0009]
That is, according to the first aspect of the present invention, the coolant that has reached the surface other than the surface of the flying object by the deflector block is returned to the surface of the flying object to form a liquid film. A liquid film is formed on the surface of the flying body, and the cooling efficiency of the flying body during the restrained combustion is significantly improved.
[0010]
(2) Further, according to the invention of claim 2, in a flying body cooling device of a flying body launching device that launches a flying body from within a vertical launch cylinder, a nozzle that injects a cooling liquid toward the flying body within the launch cylinder. And, at a position lower than the position of the nozzle, the periphery is attached to the inner wall of the launch cylinder at the same height, and the flying body has a circular hole that is inserted with a certain clearance, and the plate surface is inclined downward toward the circular hole And a partition plate provided with the flying object cooling device.
[0011]
That is, according to the second aspect of the present invention, the cooling liquid that has reached the surface other than the surface of the flying body by the partition plate is collected on the surface of the flying body, and a liquid film is uniformly formed on the surface of the flying body below the partition plate. Almost all of the cooling liquid injected from the nozzle becomes a liquid film on the surface of the flying body, and the cooling efficiency of the flying body during constrained combustion is significantly improved.
[0012]
(3) The invention according to claim 3 is a flying object cooling device of a flying object launching device that launches a flying object from within a vertical launch cylinder, a nozzle that injects a cooling liquid toward the flying object within the launch cylinder, A conical or pyramid-shaped shroud with an apex angle that matches the jet angle of the nozzle, connected to the nozzle at the apex side, and formed with a constant clearance with the flying body at the other end side The present invention provides a flying object cooling device comprising:
[0013]
That is, according to the third aspect of the present invention, the cooling liquid injected from the nozzle by the shroud is guided to the surface of the flying object, there is no reflection of the cooling liquid, and a liquid film is formed on the surface of the flying object. Almost all of the injected cooling liquid becomes a liquid film on the surface of the flying body, and the cooling efficiency of the flying body during the restrained combustion is significantly improved.
[0014]
(4) The invention according to claim 4 is a flying object cooling device of a flying object launching device that launches a flying object from within a vertical launch cylinder, a nozzle that injects a cooling liquid toward the flying object within the launch cylinder, A deflector having a curved surface concentric with the center of the outer diameter of the flying body and inclined toward the flying body at the lower portion and having an edge with a certain clearance from the flying body is formed at the lower portion, and allows the cooling liquid injected from the nozzle to pass therethrough. And a reflector having a spray passage hole.
[0015]
That is, according to the invention of claim 4, the cooling liquid jetted from the nozzle by the reflector uniformly spreads over the surface of the flying body while being repeatedly reflected between the reflector and the surface of the flying body, and is deflected by the deflector below the reflector. Since a uniform liquid film is formed on the surface of the flying body, almost all of the cooling liquid injected from the nozzle becomes a liquid film on the surface of the flying body, and the cooling efficiency of the flying body during constrained combustion is significantly improved.
[0016]
(5) The invention according to claim 5 is a flying object cooling device of a flying object launching device for launching a flying object from within a vertical launch cylinder, wherein a rear end portion is connected to a cooling liquid supply portion and the other end is horizontal. A spray guide formed in the launching cylinder, the spray guide being formed so as to expand in the vertical direction and narrow in the vertical direction so that an edge thereof forms a certain clearance with the flying body. is there.
[0017]
That is, according to the fifth aspect of the present invention, the supplied cooling liquid is formed, decelerated, and guided to the surface of the flying body by the spray guide to form a uniform liquid film. Substantially all of the liquid becomes a liquid film on the surface of the flying object, and the cooling efficiency of the flying object at the time of restricted combustion is significantly improved.
[0018]
(6) The invention according to claim 6 is a flying body cooling device of a flying body launching device for launching a flying body from within a vertical launch cylinder, formed into a ring shape connected to a cooling liquid supply section and through which the flying body is inserted. A spraying body cooling device comprising: a spray pipe having a plurality of spray holes, each having a plurality of spray holes directed vertically downward and directed toward the flying body, formed in the launching cylinder. is there.
[0019]
That is, according to the invention of claim 6, since a uniform liquid film is formed on the surface of the flying body by uniformly spraying the cooling liquid over the entire surface of the flying body by the spray header, the spray liquid is sprayed from the nozzle. Almost all of the cooling liquid becomes a liquid film on the surface of the flying body, and the cooling efficiency of the flying body during constrained combustion is significantly improved.
[0020]
(7) The invention of claim 7 is directed to a flying object cooling device of a flying object launching device for projecting a flying object from within a vertical launch cylinder, wherein the flying object is inserted, the lower end side is inclined inward, and the edge is the same. A guide cylinder formed so as to form a certain clearance with the flying body, and a ring-shaped hollow surrounded by the guidance cylinder, installed horizontally, connected to the cooling liquid supply unit, and penetrated by the flying body It is another object of the present invention to provide a flying object cooling apparatus comprising a launch pipe and a porous pipe.
[0021]
That is, according to the seventh aspect of the present invention, the cooling liquid is uniformly supplied to the entire surface of the flying object by the porous head and the guiding cylinder, flows out, and a uniform liquid film is formed on the surface of the flying object. Almost all of the cooling liquid injected from the nozzles becomes a liquid film on the surface of the flying object, and the efficiency of cooling the flying object during restraint combustion is significantly improved.
[0022]
(8) The invention of claim 8 is directed to a flying object cooling device of a flying object launching device for emitting a flying object from within a vertical launch cylinder, wherein the flying object is inserted with a certain clearance, and the inner wall and the same flying object are provided. The present invention provides a flying object cooling apparatus characterized in that a cylindrical film connected to a supply portion of a cooling liquid flowing between the above-mentioned members is provided in the launching cylinder.
[0023]
That is, according to the eighth aspect of the present invention, the cooling liquid is uniformly flowed around the entire surface of the flying object by the cylindrical film, and a uniform liquid film is formed on the surface of the flying object. Almost becomes a liquid film on the surface of the flying object, and the cooling efficiency of the flying object at the time of restrained combustion is significantly improved.
[0024]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
A flying object cooling device according to a first embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 1, 2 and 3. FIG. 1 is an explanatory view of a main part of the present embodiment in a spray area X shown in FIG. 21 (b), and FIG. 1 (a) is a horizontal sectional view at a position of a water injection nozzle 6, and FIG. () Is a vertical cross-sectional view taken along the line A1-A1 in FIG. FIG. 1A is a cross-sectional view taken along the line B1-B1 in FIG.
[0025]
1 to 3 are denoted by the same reference numerals in FIG. 1 to FIG. 3 to clarify their mutual relations to facilitate understanding of the present embodiment, and to explain the same. Omitted. This is the same as the other embodiments described below in the drawings.
[0026]
FIG. 1 shows a state in which the water spray 7 is performed for the flying object restrained combustion, the water injection angle θ of the water spray 7 is set in a range of 0 to 90 degrees, and the water spray 7 hits the flying object 2. Thus, a part thereof is reflected to form a reflection spray 12.
[0027]
A deflector block 15 having a surface inclined downward toward the flying body 2 is horizontally disposed below the water injection nozzle 6, preferably at the lower end of the area where the reflective spray 12 reaches and hits the inner wall of the launching cylinder 3. I have. Among the cooling water of the water spray 7 jetted from the water injection nozzle 6, the cooling water of the reflection spray 12 or the like reaching the surface other than the surface of the flying body 2 falls between the launching cylinder 3 and the flying body 2 as water droplets, A liquid film is formed on the inner wall surface of the launch cylinder 3 and flows down. The inclined surface of the deflector block 15 returns to the surface of the flying body 2 and forms a water film 8 on the surface of the flying body 2. For this reason, almost all of the supplied cooling water becomes the water film 8 on the flying object surface.
[0028]
FIG. 2 shows the deflector block 15 in the present embodiment. 2A is a plan view showing the deflector block 15 in FIG. 1A taken out and changing the angle, and FIG. 2B is a cross-sectional view taken along the line C1-C1 in FIG. FIG. 2C is an enlarged explanatory view of the deflector block cross section 15a in FIG. 2B, and FIGS. 2D and 2E are modified application examples of the deflector block cross section 15a.
[0029]
As shown in the figure, the deflector block 15 has a frame shape, and the shape of the deflector block cross section 15a is inclined downward toward the flying object as shown in FIGS. 2 (c), (d) and (e). The surface may be flat or curved. The deflector block 15 is made of a material such as metal, resin, or rubber, and has an inner space larger than the outermost shape of the flying body 2 so that the flying body 2 does not contact the flying body 2 when the flying body 2 normally fires. Shape.
[0030]
If the interval between the deflector blocks 15 cannot be made larger than the outermost shape of the flying body 2 for various reasons, the deflector block 15 is moved to the flying body 2 or another so as not to damage the flying body 2 during normal launch of the flying body 2. It may be detached from the launch tube inner wall 16 by means.
[0031]
Further, as shown in FIG. 3, a plurality of deflector blocks 15 may be partially installed at necessary places avoiding a troublesome place on the inner wall surface 16 of the launch tube. FIG. 3A shows a modified application of the deflector block 15 in FIG. 2A, and FIG. 3B is a cross-sectional view taken along line C2-C2 in FIG. The cross section of the deflector block 15 in FIG. 3 is the same as that shown in FIGS. 2 (c), (d) and (e).
[0032]
As described above, in the first embodiment, the deflector block 15 returns the cooling water of the water spray 7 that has reached a position other than the surface of the flying body 2 to the surface of the flying body 2, and the water is sprayed on the surface of the flying body 2. Since the film 8 is formed, almost all of the cooling water supplied from the outside of the launch cylinder becomes the water film 8 on the surface of the flying body 2, and the cooling efficiency of the flying body 2 during constrained combustion is significantly higher than that of the conventional device. To improve.
[0033]
A flying object cooling device according to a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. FIG. 4 is an explanatory view of a main part of the present embodiment in the spray area X shown in FIG. 21 (b), and FIG. 4 (a) is a horizontal sectional view at the position of the water injection nozzle 6, and FIG. ) Is a vertical sectional view taken along the line A2-A2 in FIG. FIG. 4A is a cross-sectional view taken along the line B2-B2 in FIG.
[0034]
FIG. 4 shows a state in which the water spray 7 is performed for the flying object restrained combustion. The water injection angle θ of the water spray 7 is set in a range of 0 to 90 degrees, and the water spray 7 hits the flying object 2. Thus, a part thereof is reflected to form a reflection spray 12.
[0035]
A partition plate 17 is attached to the inner wall of the launching cylinder 3 below the water injection nozzle 6 at the same height at its peripheral edge, and the partitioning plate 17 coincides with the inner wall surface of the launching cylinder 3 as shown in FIG. In the center, a circular hole 18 slightly larger than the outer shape of the flying body 2 in the spray area X is opened so that the flying body 2 is inserted with a certain clearance, and further, from the outside. The plate surface is inclined downward to the center.
[0036]
Among the cooling water of the water spray 7 jetted from the water injection nozzle 6, the cooling water of the reflection spray 12 or the like reaching the surface other than the surface of the flying body 2 falls between the launching cylinder 3 and the flying body 2 as water droplets, A liquid film is formed on the inner wall surface of the launch cylinder 3 and flows down. The liquid film is collected on the surface of the flying body 2 by the partition plate 17 and forms a water film 8 on the surface of the flying body 2 below the partition plate 17. Therefore, almost all of the supplied cooling water becomes a water film 8 on the surface of the flying body 2.
[0037]
The shape of the partition plate 17 in the present embodiment is as described above, and details thereof are shown in FIG. 5A is a plan view showing the partition plate 17 in FIG. 4A taken out and changing the angle, and FIG. 5B is a cross-sectional view taken along the line C3-C3 in FIG.
[0038]
The partition plate 17 is made of a material such as metal, resin, or rubber, and the diameter of the center circular hole 18 of the flying body 2 is set so that the flying body 2 does not come into contact with the flying body 2 when the flying body 2 normally fires. Larger than the outermost shape of
[0039]
If the circular hole 18 of the partition plate 17 cannot be made larger than the outermost shape of the flying body 2 due to various circumstances, the partition plate 17 is moved so that the flying body 2 is not damaged when the flying body 2 is normally fired. Alternatively, it may be broken / separated from the inner wall of the launch tube 3 by another means.
[0040]
As described above, in the second embodiment of the present invention, the cooling water of the water injection spray 7 that has reached the surface other than the surface of the flying body 2 is collected on the surface of the flying body 2 by the partition plate 17, and the flying body 2 below the partition plate 17 is collected. The water film 8 is uniformly formed on the surface of the projectile 3, so that almost all of the cooling water supplied from the outside of the launch tube 3 becomes the water film 8 on the surface of the projectile 2, and the cooling of the projectile 2 at the time of restrained combustion. The efficiency is remarkably improved as compared with the conventional device.
[0041]
A flying object cooling device according to a third embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. FIG. 6 is an explanatory view of a main part of the present embodiment in the spray area X shown in FIG. 21 (b), and FIG. 6 (a) is a horizontal sectional view at the position of the water injection nozzle 6, and FIG. () Is a vertical sectional view taken along the line A3-A3 in FIG. FIG. 6A is a cross-sectional view taken along the line B3-B3 in FIG.
[0042]
FIG. 6 shows a state in which the water spray 7 is performed for the flying object restricted combustion, and the water injection angle θ of the water spray 7 is set in a range of 0 to 90 degrees. The water injection nozzle 6 is connected with a shroud 19 having a vertical angle substantially equal to the injection angle of the water injection spray 7, that is, a shroud 19 having a shape along the outside of the water injection spray 7 by being connected to the water injection nozzle connection hole 20. The edge on the outlet side of the shroud 19 has a shape along the surface of the flying body 2 with a certain clearance.
[0043]
Therefore, the water spray 7 ejected from the water injection nozzle 6 is guided to the surface of the flying body 2 by the shroud 19, and becomes a water film 8 on the surface of the flying body 2. For this reason, almost all of the supplied cooling water becomes the liquid film 8 on the flying object surface, and the shroud 18 eliminates the reflection spray.
[0044]
The shape of the shroud 19 of the present embodiment is as described above, and is shown in detail in FIG. 7 (a) is a plan view showing the shroud 19 in FIG. 6 (a), and FIG. 7 (b) is a side view taken along the line D1-D1 in FIG. 7 (a), and FIG. 7 (c). (A) is a view taken in the direction of the arrow E1-E1 in FIG. (A), and (d) is a modified application example of the shroud 19 in the same manner as viewed in the direction of the arrow E1-E1.
[0045]
That is, as shown in FIG. 7, the shroud 19 has a water injection nozzle connection hole 20 on the apex side of the cone, and the edge on the other end side is formed along the flying body 2 with a certain clearance, The shape may be a quadrangular pyramid as shown in (c), a conical shape as shown in (d), or a polygonal pyramid. In addition, the water injection nozzle 6 to which the shroud 19 is attached may be provided at two or more places in order to make the water film 8 uniform on the surface of the flying body 2.
[0046]
The shroud 19 is made of a material such as metal, resin, rubber or the like so that the flying body 2 does not come into contact with the flying body 2 when the flying body 2 is normally fired. In the case of contact with the outermost shape of the flying body 2 during normal firing, the shroud 19 may be broken or separated from the water injection nozzle 6 by the flying body 2 or another means so as not to damage the flying body 2.
[0047]
As described above, in the third embodiment, the cooling water by the water injection spray 7 is guided to the surface of the flying body 2 by the shroud 19, and the water film 8 is formed on the surface of the flying body 2 without the reflective spray 12. As a result, almost all of the cooling water supplied from the outside of the launch tube 3 becomes the water film 8 on the surface of the flying body 2, and the cooling efficiency of the flying body 2 during the restrained combustion is significantly improved as compared with the conventional device. I do.
[0048]
A flying object cooling device according to a fourth embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. FIG. 8 is an explanatory view of a main part of the present embodiment in the spray area X shown in FIG. 21B, and FIG. 8A is a horizontal sectional view at the position of the water injection nozzle 6, and FIG. () Is a vertical sectional view taken along the line A4-A4 of FIG. FIG. 8A is a cross-sectional view taken along line B4-B4 in FIG.
[0049]
FIG. 8 shows a state in which the water spray 7 is performed for the flying object restrained combustion. The water injection angle θ of the water spray 7 is set in a range of 0 to 90 degrees, and the water spray 7 hits the flying object 2. Thus, a part thereof is reflected to form a reflection spray 12.
[0050]
A reflection plate 21 formed in an arc-shaped plate having a spray passage hole 22 for aligning the center position with the water injection nozzle 6 at the center and a deflector 23 inclined toward the flying body 2 at a lower portion is provided in the spray cylinder 3. It is installed in the area X, and the water injection spray 7 is performed on the flying body 2.
[0051]
The center of the arc of the reflector 21 is concentric with the center of the outer diameter of the flying body 2, the lower edge of the deflector 23 of the reflector 21 has a certain clearance with the flying body 2, and the water injection spray 7 The reflector 21 is fixed to the inside of the launch tube 3 by a reflector support device 24 so as to pass through the passage hole 22. Also, at this time, the size (diameter) of the spray passage hole 22 of the reflection plate 21 is set to be larger than the spray outer diameter at that position, so that the water injection spray 7 does not touch the reflection plate 21 when passing through the spray passage hole 22. It is preferred that
[0052]
For this reason, the water spray 7 ejected from the water injection nozzle 6 passes through the spray passage hole 22 of the reflector 21 and reaches the surface of the flying body 2, and a part of the water spray 7 is reflected on the surface of the flying body 2. The reflection spray 12 is reflected by the reflector 21 to the surface of the flying body 2 again. Therefore, the spray water flows down while repeatedly reflecting between the surface of the flying body 2 and the reflecting plate 21, but is collected on the flying body 2 side by the deflector 23 below the reflecting plate 21, and the lower edge portion of the deflector 23 and A water film 8 is formed on the surface of the flying body 2 through the clearance with the flying body 2.
[0053]
The shape of the reflection plate 21 of the present embodiment is as described above, and details are shown in FIG. FIG. 9A is a plan view showing the reflection plate 21 shown in FIG. 8A, and FIG. 9B is a side view taken along the line D2-D2 in FIG. ) Is a view taken in the direction of arrows E2-E2 in FIG.
[0054]
The number of the reflectors 21 and the number of the water injection nozzles 6 may be two or more in order to make the water film uniform on the surface of the flying body 2. The reflector 21 is made of a material such as metal, resin, or rubber, so that the flying body 2 does not come into contact with the flying body 2 when normally launched. If the flying body 2 comes into contact with the outermost shape of the flying body 2 during normal firing, the reflector 21 may be broken or separated from the launching cylinder 3 by the flying body 2 or another means so as not to damage the flying body.
[0055]
As described above, in the fourth embodiment, the cooling water by the water spray 7 sprayed from the water injection nozzle 6 is repeatedly reflected between the reflection plate 21 and the surface of the flying body 2 by the reflection plate 21. Since the uniform water film is formed on the surface of the flying body 2 by the deflector 23 below the reflecting plate 21, the cooling water supplied from outside the reflecting cylinder 3 is uniformly distributed over the surface of the flying body 2. Substantially becomes the water film 8 on the surface of the flying body 2, and the cooling efficiency of the flying body 2 at the time of restrained combustion is remarkably improved as compared with the conventional apparatus.
[0056]
A flying object cooling device according to a fifth embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. FIG. 10 is an explanatory view of a main part of the present embodiment in the spray area X shown in FIG. 21 (b), and FIG. 10 (a) is a horizontal sectional view at the position of the water injection nozzle 6, and FIG. () Is a vertical sectional view taken along the line A5-A5 in FIG. FIG. 10A is a cross-sectional view taken along the line B5-B5 in FIG.
[0057]
FIG. 10 shows a state in which the water spray 7 is performed for the flying object restricted combustion, and the water injection angle θ of the water spray 7 is set in a range of 0 to 90 degrees. A rear end portion of the spray guide 25 is connected to the water injection nozzle 6 serving as a cooling water supply portion, and the other end side has a shape that expands in the horizontal direction and narrows in the vertical direction. It has a shape along the surface of the flying body 2 with a certain clearance.
[0058]
For this reason, the water injection spray 7 ejected from the water injection nozzle 6 is shaped by the spray guide 25 and is guided to the surface of the flying body 2 while being decelerated, and the clearance of the flying body 2 from the edge of the spray guide 25 and the flying body 2 is increased. The water uniformly flows to the surface and forms a uniform water film 8 on the surface. Therefore, almost all of the supplied cooling water becomes the water film 8 on the flying object surface. The spray guide 25 also eliminates reflective spray.
[0059]
The shape of the spray guide 25 of the present embodiment is as described above, and details are shown in FIG. FIG. 11A is a plan view showing the spray guide 25 taken out from FIG. 10A, and FIG. 11B is a side view taken along a line D3-D3 in FIG. () Is a view taken in the direction of arrows E3-E3 in FIG.
[0060]
That is, the spray guide 25 has the water injection nozzle connection hole 20 on the rear end side, the other end side expands in the horizontal direction, narrows in the vertical direction, and the edge thereof follows the surface of the flying body 2 with a certain clearance. It has a shape.
[0061]
The spray guide 25 may be connected directly to the water supply pipe 9 without the water supply nozzle 6, instead of being connected to the water supply nozzle 6 as a cooling water supply unit. In addition, the water injection nozzle 6 or the water supply pipe 9 to which the spray guide 25 is attached is not limited to two but may be provided at three or more at two or more in order to make the water film 8 uniform on the surface of the flying body 2. good.
[0062]
The spray guide 25 is made of a material such as metal, resin, rubber or the like so that the flying body 2 does not come in contact with the flying body 2 when the flying body 2 is normally fired. In the case where the flying guide 2 comes into contact with the outermost shape of the flying body 2 during normal firing, the spray guide 25 may be broken or separated from the water injection nozzle 6 by the flying body 2 or another means so as not to damage the flying body 2. .
[0063]
As described above, in the fifth embodiment, the spray guide 25 shapes the cooling water from the water supply nozzle or the water supply pipe 9 serving as the cooling water supply unit, guides the cooling water to the surface of the flying body 2 at a reduced speed, Since the uniform water film 8 is formed by uniformly flowing out on the surface of the flying body 2, almost all of the cooling water supplied from the outside of the launch tube 3 becomes the water film 8 on the surface of the flying body 2. In addition, the cooling efficiency of the flying body 2 during constrained combustion is significantly improved as compared with the conventional apparatus.
[0064]
A flying object cooling device according to a sixth embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 12, 13 and 14. FIG. 12 is an explanatory view of a main part of the present embodiment in the spray area X shown in FIG. 21 (b), and FIG. 12 (a) is a horizontal sectional view at the position of the spray header 26, and FIG. () Is a vertical sectional view taken along the line A6-A6 in FIG. FIG. 12A is a cross-sectional view taken along the line B6-B6 in FIG.
[0065]
FIG. 12 shows a state in which the water injection spray 7 is performed for the flying object restrained combustion. As shown in the figure, a hollow ring into which the flying object 2 is inserted and to which a water injection supply pipe 9 is connected as a cooling water supply unit. A spray header 26 having a large number of spray holes 27, which is shaped like a pipe and is directed vertically downward and slightly toward the flying body 2, is installed in the launch tube 3. The spray header 26 is arranged horizontally close to the surface of the flying body 2, and the water injection spray 7 is performed from the spray hole 27.
[0066]
For this reason, the cooling water is sprayed uniformly from the many spray holes 27 below the spray header 26 onto the surface of the flying body 2 as the water spray 7, so that a uniform water film 8 is formed all around the surface of the flying body 2. It is formed. At this time, the spray angle α in FIGS. 13 (b) and 14 (b), which will be described later, is slightly directed toward the flying body 2 in accordance with the spray method, so that the water film 8 can be formed and cooling water is reflected. Adjusted appropriately not to. As a result, the water spray 7 is applied so that reflection does not occur on the surface of the flying body 2, so that no water film is formed on the inner wall surface of the launch cylinder 3, and almost all of the supplied cooling water is on the flying body surface. Water film 8.
[0067]
The shape of the spray header 26 of the present embodiment is as described above, and details are shown in FIG. FIG. 13A is a plan view showing the spray header 26 shown in FIG. 12A, and FIG. 13B is a cross-sectional view taken along line C4-C4 in FIG. Is a view taken in the direction of arrows F1-F1 in FIG.
[0068]
FIG. 14 shows a modification of the spray header 26 shown in FIG. 13. FIG. 14A is a plan view showing the spray header 26 shown in FIG. 14A is a side view taken along the line D4-D4 in FIG. 14A, FIG. 14C is a cross-sectional view taken along the line C5-C5 in FIG. 14A, and FIG. 14D is F2-F2 in FIG. It is an arrow view.
[0069]
That is, the spray header 26 is made of a material such as metal, resin, or rubber, and has an inner diameter larger than the outermost shape of the flying body 2 so that the flying body 2 does not come into contact with the flying body 2 when normally launched. However, if the inner diameter of the spray header 26 cannot be made larger than the outermost shape of the flying body 2 due to various circumstances, as shown in FIG. 28, the spray header 26 may be broken by a flying body or another means so as not to damage the flying body 2 when the flying body 2 is normally fired. Further, the water supply pipe 9 and the break portion 28 may be provided at one location or at two or more locations.
[0070]
As described above, in the sixth embodiment, the spray header 26 enables the cooling water to be sprayed uniformly over the entire surface of the flying body 2, and the uniform spray on the surface of the flying body 2. Since the water film 8 can be formed, almost all of the cooling water supplied from the outside of the launch tube 3 becomes the water film 8 on the surface of the flying body 2, and the cooling efficiency of the flying body 2 during the restrained combustion is reduced by the conventional device. It is much better than.
[0071]
A flying object cooling device according to a seventh embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. FIG. 15 is an explanatory view of a main part of the present embodiment in the spray area X shown in FIG. 21 (b), and FIG. 15 (a) is a horizontal sectional view at the position of the porous header 29, and FIG. () Is a vertical sectional view taken along the line A7-A7 in FIG. FIG. 15A is a cross-sectional view taken along the line B7-B7 in FIG.
[0072]
FIG. 15 shows a state in which cooling water is injected using the porous header 29 in order to cool the flying body 2 against the flying body restricted combustion. The porous header 29 is a hollow ring-shaped porous pipe through which the flying body 2 is inserted and to which a water supply pipe 9 as a cooling water supply section is connected, and has an infinite number of pores extending from the inside to the surface. Further, the guide cylinder 30 is a cylindrical body through which the flying body 2 is inserted and whose lower part is inclined inward, and surrounds the porous header 29 inside. The porous header 29 and the guide cylinder 30 are installed in the spray area X of the firing cylinder 3, and cooling water is supplied to the surface of the flying body 2 via the porous header 29 and the guide cylinder 30.
[0073]
That is, the porous header 29 is disposed horizontally, so that the cooling water flows out uniformly from the surface, and the guide cylinder 30 has a lower end edge with a certain clearance on the surface of the flying body 2. It is installed so close. The water supply pipe 9, which is a cooling water supply unit, is connected to the porous header 29 from the outside of the launch cylinder 3.
[0074]
For this reason, the cooling water uniformly flowing out from the surface of the porous header 29 is uniformly supplied to the entire surface of the flying body 2 by the guide cylinder 30. Then, a uniform water film 8 is formed on the surface of the flying body 2 below the lower end of the guiding cylinder 30, and all of the supplied cooling water becomes a water film for cooling the flying body.
[0075]
The shapes of the porous header 29 and the guide cylinder 30 of the present embodiment are as described above, and details are shown in FIG. FIG. 16A is a plan view showing the porous header 29 shown in FIG. 15A, and FIG. 16B is a sectional view taken along the line C6-C6 in FIG. 15A is a plan view showing the guide cylinder 30 taken out in FIG. 15A, and FIG. 16D is a side view taken along line D5-D5 in FIG.
[0076]
FIG. 17 shows a modified example of the porous header 29 and the guiding cylinder 30 shown in FIG. 16, and FIG. 17A is a plan view showing the porous header 29 shown in FIG. FIG. 17B is a cross-sectional view taken along the line C7-C7 in FIG. 17A, and FIG. 17C is a plan view of the guide cylinder 30 shown in FIG. ) Is a side view taken along arrows D6-D6 in FIG.
[0077]
That is, the porous header 29 and the guide cylinder 30 are made of a material such as metal, resin, or rubber, and the inner diameter of the flying body 2 is adjusted so that the flying body 2 does not come into contact with the flying body 2 when the flying body 2 fires normally. If the inner diameter of the porous header 29 and the guide cylinder 30 cannot be made larger than the outermost shape of the flying body 2 for various reasons, as shown in FIG. 29 and a part of the guide cylinder 30 may be provided with a breaking portion 28 ', and the flying body 2 may be broken by the flying body 2 or another means so as not to damage the flying body 2 during normal firing of the flying body 2. Further, the water supply pipe 9 and the break portion 28 'may be provided at one location or at two or more locations, respectively.
[0078]
As described above, in the seventh embodiment, the porous header 29 and the guiding cylinder 30 uniformly supply and discharge the cooling water all around the surface of the flying body 2, and discharge the cooling water on the surface of the flying body 2. Since a uniform water film can be formed, almost all of the cooling water supplied from the outside of the launch tube 3 becomes the water film 8 on the surface of the flying body 2, and the cooling efficiency of the flying body 2 during the restricted combustion is reduced by the conventional method. It is much better than.
[0079]
The flying object cooling device according to the eighth embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 18, 19 and 20. FIG. 18 is an explanatory view of a main part of the present embodiment in the spray area X shown in FIG. 21 (b), and FIG. 18 (a) is a horizontal sectional view at the position of the water supply pipe 9 and FIG. FIG. 2B is a vertical sectional view taken along the line A8-A8 in FIG. FIG. 18A is a cross-sectional view taken along the line B8-B8 in FIG.
[0080]
FIG. 18 shows a state in which cooling water is injected using the cylindrical film 31 forming a cylindrical body through which the flying body 2 is inserted in the flying body restricted combustion. The cylindrical film 31 covers the cylindrical portion of the flying body 2 in the spray area X with a certain clearance so that the cooling water from the water supply pipe 9, which is a cooling water supply part, flows down to the surface of the flying body 2. It is installed in close proximity. The water supply pipe 9 is connected to the cylindrical film 31, and cooling water is supplied between the cylindrical film 31 and the surface of the flying body 2.
[0081]
Thereby, between the cylindrical film 31 and the flying body 2, the cooling water is filled and spreads over the surface of the flying body 2, so that the cooling water is uniformly distributed from the lower end of the cylindrical film 31 to the entire surface of the flying body 2. After flowing out, the water film 8 is uniformly formed on the surface of the flying object 2, and all the supplied cooling water becomes the water film 8 for cooling the flying object.
[0082]
FIG. 19 shows the cylindrical film 31 of the present embodiment in detail. FIG. 19A is a plan view showing the cylindrical film 31 taken out of FIG. 18A, and FIG. 19B is a side view taken along line D7-D7 in FIG.
[0083]
FIG. 20 shows a modified example of the cylindrical film 31 in FIG. 19, and FIG. 20A is a plan view showing the cylindrical film 31 in FIG. (b) is a side view taken along the line D8-D8 in FIG.
[0084]
That is, the cylindrical film 31 is made of a material such as metal, resin, or rubber, and has a shape larger than the outermost shape of the flying body 2 so that the flying body 2 does not come into contact with the flying body 2 when normally launched. However, if the cylindrical film 31 cannot be made larger than the outermost shape of the flying body 2 due to various circumstances, as shown in FIG. The cylindrical film 31 may be broken by the flying body 2 or another means so as not to damage the flying body 2 when the flying body 2 is normally fired. One or two or more locations may be used.
[0085]
As described above, in the eighth embodiment of the present invention, the cooling water is made uniform over the entire surface of the flying body 2 to flow out by the cylindrical film 31, and the uniform water film 8 on the surface of the flying body 2 is formed. Almost all of the cooling water supplied from the outside of the launch tube 3 becomes the water film 8 on the surface of the flying body 2, and the cooling efficiency of the flying body 2 during the restrained combustion is much higher than that of the conventional device. improves.
[0086]
In the description of each embodiment of the present invention, a case has been described in which water is used as a liquid cooling medium, that is, a cooling liquid. And other suitable liquids, and appropriate cooling liquids such as aqueous solutions in which appropriate substances are dissolved.
[0087]
Although the embodiment of the present invention has been described, it is needless to say that the present invention is not limited to the above-described embodiment and various modifications may be made to the specific structure within the scope of the present invention.
[0088]
【The invention's effect】
(1) As described above, according to the first aspect of the present invention, a flying object cooling device is provided in a flying object cooling device of a flying object launching device that emits a flying object from within a vertical launching cylinder. A nozzle that injects coolant toward the nozzle, and a deflector block that is attached to the inner wall of the launch cylinder at a position lower than the nozzle and that has a surface that is inclined toward the flying body. Since the coolant that has reached the surface other than the surface of the body is returned to the surface of the flying body to form a liquid film, almost all of the cooling liquid sprayed from the nozzle becomes a liquid film on the surface of the flying body, and the liquid rises during bound combustion. The cooling efficiency of the body is significantly improved.
[0089]
(2) According to the second aspect of the present invention, in the flying object cooling device of the flying object launching device that launches the flying object from inside the vertical launch cylinder, the flying object cooling device is connected to the flying object in the launch tube. A nozzle that injects coolant toward the nozzle, and a circular hole that is mounted at the same height on the inner wall of the launch cylinder at a position lower than the position of the nozzle, and the flying body is inserted with a certain clearance toward the same hole Since the plate surface is configured so as to have a downwardly inclined partition plate, the coolant that has reached the surface other than the surface of the flying object by the partition plate is collected on the surface of the flying member, and the cooling liquid that is flying below the partition plate Since the liquid film is uniformly formed on the surface of the body, almost all of the cooling liquid sprayed from the nozzle becomes a liquid film on the surface of the flying body, and the cooling efficiency of the flying body during constrained combustion is significantly improved.
[0090]
(3) According to the third aspect of the present invention, in the flying object cooling device of the flying object launching device for launching the flying object from within the vertical launch cylinder, the flying object cooling device is connected to the flying object in the launch tube. And a conical or pyramid-shaped shroud having an apex angle corresponding to the injection angle of the nozzle, connected to the nozzle at the apex side, and the edge on the other end side rising up Since it is configured to have a shroud formed so as to form a certain clearance with the body, the cooling liquid injected from the nozzle by the shroud is guided to the surface of the flying body, there is no reflection of the cooling liquid, and the Since a liquid film is formed on the surface of the body, almost all of the cooling liquid sprayed from the nozzle becomes a liquid film on the surface of the flying body, and the cooling efficiency of the flying body during restraint combustion is significantly improved.
[0091]
(4) Further, according to the invention of claim 4, in the flying object cooling device of the flying object launching device for launching the flying object from within the vertical launching cylinder, the flying object cooling device is connected to the flying body in the launching cylinder. A nozzle for injecting the cooling liquid toward the flying body, a deflector having a curved surface concentric with the outer diameter center of the flying body and having a lower portion inclined toward the flying body side and having an edge with a certain clearance with the flying body is formed at the lower part, and The cooling plate ejected from the nozzle is reflected by the reflecting plate between the reflecting plate and the surface of the flying object. Is repeated evenly over the surface of the flying object, and a uniform liquid film is formed on the surface of the flying object by the deflector under the reflector, so that almost all of the cooling liquid sprayed from the nozzle is on the surface of the flying object. Becomes a film and restrains Cooling efficiency of Fei temperature of at tempering is remarkably improved.
[0092]
(5) According to the fifth aspect of the present invention, in the flying object cooling device of the flying object launching device for launching the flying object from within the vertical launch tube, the rear end portion of the cooling liquid is provided. A spray guide connected to the supply unit and having the other end side spread in the horizontal direction and narrowed in the vertical direction so as to form an edge with a certain clearance with the flying body is provided in the firing cylinder. Therefore, the supplied cooling liquid is formed, decelerated and guided to the surface of the flying body by the spray guide to form a uniform liquid film, so that almost all of the cooling liquid sprayed from the nozzle is formed on the surface of the flying body. It becomes a liquid film, and the efficiency of cooling the flying object during constrained combustion is significantly improved.
[0093]
(6) According to the invention of claim 6, the flying object cooling device is connected to the cooling liquid supply unit in the flying object cooling device of the flying object launching device that launches the flying object from within the vertical launch cylinder. A spray header comprising a ring-shaped hollow pipe through which the flying body is inserted and having a large number of spray holes directed vertically downward toward the flying body is provided horizontally in the launch cylinder. Therefore, a uniform liquid film is formed on the surface of the flying object by uniformly spraying the cooling liquid over the entire surface of the flying object by the spray header, so that almost all of the cooling liquid ejected from the nozzle is discharged from the flying object. And the cooling efficiency of the flying object during constrained combustion is significantly improved.
[0094]
(7) According to the invention of claim 7, in the flying object cooling device of the flying object launching device for projecting the flying object from within the vertical launch cylinder, the flying object is inserted and the lower end is provided. A guide cylinder whose side is inclined inward and whose edge forms a certain clearance with the flying body, and a flying cylinder that is installed horizontally and surrounded by the guiding cylinder and connected to the coolant supply unit And a hollow porous pipe formed into a ring shape through which the hollow body is inserted, so that the cooling liquid is uniformly supplied to the entire surface of the flying body by the porous head and the guide cylinder. As a uniform liquid film is formed on the surface of the flying object, almost all of the coolant injected from the nozzle becomes a liquid film on the surface of the flying object, and the cooling efficiency of the flying object during constrained combustion is significantly improved. I do.
[0095]
(8) According to the invention of claim 8, in the flying object cooling device of the flying object launching device that launches the flying object from within the vertical launch cylinder, the flying object has a fixed clearance. The launching cylinder is provided with a cylindrical film that is inserted and connected to the supply portion of the coolant that flows between the inner wall and the flying body, so that the entire surface of the flying body is formed by the cylindrical film. Since the coolant flows uniformly around the circumference and a uniform liquid film is formed on the surface of the flying body, almost all of the cooling liquid injected from the nozzle becomes a liquid film on the surface of the flying body, and the flying body during constrained combustion This significantly improves the cooling efficiency.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an explanatory view of a main part of a flying object cooling device according to a first embodiment of the present invention, wherein (a) is a horizontal sectional view at a water injection nozzle position, and (b) is A1- in (a). FIG. 3 is a vertical sectional view taken in the direction of arrow A1.
FIGS. 2A and 2B are explanatory views of a deflector block in FIG. 1, wherein FIG. 2A is a plan view, FIG. 2B is a cross-sectional view taken along the line C1-C1 in FIG. (D), (e) is an explanatory view of a modified application example of the cross section of the deflector block.
3A and 3B are explanatory views of a modified application example of the deflector block in FIG. 2A, where FIG. 3A is a plan view and FIG. 3B is a cross-sectional view taken along line C1-C1 in FIG.
4A and 4B are explanatory views of a main part of a flying object cooling device according to a second embodiment of the present invention, wherein FIG. 4A is a horizontal cross-sectional view at the position of a water injection nozzle, and FIG. FIG. 3 is a vertical sectional view taken in the direction of arrow A2.
5A and 5B are explanatory views of a partition plate in FIG. 4, wherein FIG. 5A is a plan view and FIG. 5B is a cross-sectional view taken along line C3-C3 in FIG.
6A and 6B are explanatory views of a main part of a flying object cooling device according to a third embodiment of the present invention, wherein FIG. 6A is a horizontal sectional view at the position of a water injection nozzle, and FIG. FIG. 4 is a vertical cross-sectional view as viewed in the direction of arrow A3.
FIGS. 7A and 7B are explanatory views of the shroud in FIG. 6, wherein FIG. 7A is a plan view, FIG. 7B is a side view taken along the line D1-D1 in FIG. (D) is an explanatory view of a modified application example of the shroud as viewed from the arrow E1-E1 in (a).
8A and 8B are explanatory diagrams of a main part of a flying object cooling device according to a fourth embodiment of the present invention, wherein FIG. 8A is a horizontal cross-sectional view at the position of a water injection nozzle, and FIG. It is A4 arrow vertical cross section.
FIGS. 9A and 9B are explanatory views of the reflection plate in FIG. 8, wherein FIG. 9A is a plan view, FIG. 9B is a side view taken along the line D2-D2 in FIG. It is an arrow view.
10A and 10B are explanatory views of a main part of a flying object cooling device according to a fifth embodiment of the present invention, wherein FIG. 10A is a horizontal sectional view at a water injection nozzle position, and FIG. It is A5 arrow vertical cross section.
11A and 11B are explanatory views of the spray guide in FIG. 10, wherein FIG. 11A is a plan view, FIG. 11B is a side view as viewed from the arrow D3-D3 in FIG. It is an arrow view.
12A and 12B are explanatory diagrams of a main part of a flying object cooling device according to a sixth embodiment of the present invention, wherein FIG. 12A is a horizontal sectional view at a spray header position, and FIG. It is an A6 arrow vertical cross section.
13 is an explanatory view of the spray header in FIG. 12, (a) is a plan view, (b) is a cross-sectional view taken along the line C4-C4 in (a), and (c) is F1-F1 in (b). It is an arrow view.
14 (a) is a plan view, FIG. 14 (b) is a side view taken along the line D4-D4 in FIG. 13 (a), and FIG. 14 (c) is a view in the middle of FIG. 13 (a). FIG. 5D is a cross-sectional view taken along the arrow C5-C5, and FIG.
15A and 15B are explanatory diagrams of a main part of a flying object cooling device according to a seventh embodiment of the present invention, wherein FIG. 15A is a horizontal sectional view at a porous header position, and FIG. 15B is A7- in FIG. It is A7 arrow vertical cross section.
16A and 16B are explanatory views of the porous header and the guiding cylinder in FIG. 15, wherein FIG. 16A is a plan view of the porous header, FIG. 16B is a cross-sectional view taken along the line C6-C6 in FIG. FIG. 5B is a plan view of the guiding cylinder, and FIG. 5B is a side view taken along arrows D5-D5 in FIG.
17A and 17B are explanatory views of a modified application example of the porous header and the guiding cylinder of FIG. 16, wherein FIG. 17A is a plan view of the porous header, FIG. 17B is a cross-sectional view taken along the line C7-C7 in FIG. (c) is a plan view of the guide cylinder, and (d) is a side view taken along the line D6-D6 in (c).
FIG. 18 is an explanatory view of a main part of a flying object cooling device according to an eighth embodiment of the present invention, wherein (a) is a horizontal cross-sectional view at the position of a water supply pipe, and (b) is A8 in (a). It is a vertical sectional view taken along arrow -A8.
19A and 19B are explanatory views of the cylindrical film in FIG. 18, wherein FIG. 19A is a plan view of the cylindrical film, and FIG. 19B is a side view taken along the line D7-D7 in FIG.
20A and 20B are explanatory views of a modified application example of the cylindrical film in FIG. 19, wherein FIG. 20A is a plan view of the cylindrical film, and FIG. 20B is a side view taken along the line D8-D8 in FIG.
FIGS. 21A and 21B are explanatory views of a flying object launching device provided with a conventional flying object cooling device, wherein FIG. 21A is a schematic vertical sectional view of the flying object launching device, and FIG. 21B is a restrained combustion of the flying object in FIG. It is a figure showing a state.
22A and 22B are explanatory views of a main part of the conventional flying object cooling device in FIG. 21, where FIG. FIG.
[Explanation of symbols]
1 flying object launcher
2 flying object
3 Launcher
4 High temperature combustion gas
5 flue
6 Water injection nozzle
7 Water injection spray
8 Water film
9 Water supply piping
10 Water supply device
12 Reflective spray
13 Water film
15 Deflector block
15a Cross section of deflector block
16 Launch cylinder inner wall
17 Partition plate
18 holes
19 Shroud
20 water injection nozzle connection hole
21 Reflector
22 spray passage hole
23 Deflector
25 spray guide
26 Spray header
27 spray holes
28 Break
28 ', 28 "break
29 Porous header
30 Guide cylinder
31 cylindrical membrane