JP5542621B2 - Fault processing apparatus and method - Google Patents
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Description
本発明は、起爆により障害物を除去する障害処理装置及び方法に関する。 The present invention relates to an obstacle processing apparatus and method for removing an obstacle by detonation.
障害処理とは、ロケット弾により爆索などを地雷原、その他様々な障害物が存在する場所に展開し、これを起爆することで地雷信管の作動、誘爆、または破壊により、通路を切り開くことをいう。
障害処理装置とは、上述した障害処理に使用する装置をいい、わが国では地雷原爆破装置、地雷原処理車、地雷原処理用ロケット弾が使用されている。
障害処理方法としては、火薬の爆風威力で処理する方法が一般的であり、爆索、ブロック爆薬、網爆薬、液体燃料などが使用される。
Obstacle handling is to open a corridor by operating a mine fuze, triggering, or destroying it by deploying explosives etc. to a minefield or other places where various obstacles exist by rockets. Say.
The failure processing device refers to a device used for the above-described failure processing. In Japan, a minefield blasting device, a minefield disposal vehicle, and a minefield rocket are used.
As a failure processing method, a method of processing with the explosive power of explosives is generally used, and explosives, block explosives, net explosives, liquid fuel, etc. are used.
従来、地上や水際での地雷除去処理には、固体爆薬を用いた爆索や爆薬ブロックをロケットで投射する方式が採用されてきた。固体爆薬は中心の爆風の威力が強く、距離に応じて急激に威力が減少するという特徴がある。 Conventionally, methods for projecting explosives or explosive blocks using solid explosives with rockets have been adopted for landmine removal treatment on the ground or at the water's edge. Solid explosives are characterized by the strong power of the central blast, and the power decreases rapidly with distance.
それに対し、液体燃料は、霧状に広がり、発火と共に液体燃料の霧全体が爆発する。そのため、爆風の威力は固体爆薬より低く、広範囲にわたるという特徴がある。この特徴により、液体燃料は地雷処理に適していると言われている。
また、液体燃料は、敷設し着火する前に地雷処理が不要になった場合、回収して無力化することができる。このように、液体燃料は安全性や取扱性に優れている。
こうした観点から、液体燃料も地雷等の障害処理に利用されてきた。
On the other hand, the liquid fuel spreads in the form of a mist, and the entire mist of the liquid fuel explodes with ignition. Therefore, the power of the blast is lower than that of solid explosives and is characterized by a wide range. Due to this feature, liquid fuel is said to be suitable for landmine treatment.
Liquid fuel can also be recovered and neutralized if landmine treatment is no longer needed before laying and igniting. Thus, the liquid fuel is excellent in safety and handling.
From this point of view, liquid fuel has also been used for the treatment of obstacles such as landmines.
例えば、火薬として液体燃料を使用する手段として非特許文献１及び特許文献１が開示されている。 For example, Non-Patent Document 1 and Patent Document 1 are disclosed as means for using liquid fuel as an explosive.
図１は非特許文献１に開示された投射装置である。
非特許文献１の従来技術は液体後込め方式の障害処理方法である。
非特許文献１に開示された投射装置１は、空のホース２をつけた投射用ロケット３を投射し、投射用ロケット３が着地した後に、液体燃料を高圧窒素ガスにより圧送してホース２に充填する。その後、液体燃料に着火して、爆発させ、地雷等の障害を処理する。
FIG. 1 shows a projection apparatus disclosed in Non-Patent Document 1.
The prior art of Non-Patent Document 1 is a liquid handling method of fault handling.
The projection device 1 disclosed in Non-Patent Document 1 projects a projection rocket 3 with an empty hose 2, and after the projection rocket 3 has landed, liquid fuel is pumped by high-pressure nitrogen gas to the hose 2. Fill. After that, the liquid fuel is ignited and exploded to deal with mine and other obstacles.
図２は特許文献１に開示された地雷処理手段である。
（Ａ）は地雷処理装置１０の全体側面図である。（Ｂ）は、曳航体１１の一部切り欠き側面図である。
特許文献１の地雷処理装置１０は、燃料を入れるための空の爆薬用ホース１２を付けた曳航装置１３を曳航させ、爆薬用ホース１２を展張させた後に爆薬用ホース１２に爆薬を注入する。その後、液体燃料に着火して、爆発させ、地雷等の障害を処理する。
FIG. 2 shows landmine disposal means disclosed in Patent Document 1.
1A is an overall side view of a landmine treatment apparatus 10. FIG. (B) is a partially cutaway side view of the towed body 11.
The land mine disposal apparatus 10 of Patent Document 1 tows a towing device 13 with an empty explosive hose 12 for putting fuel, expands the explosive hose 12, and then injects the explosive into the explosive hose 12. After that, the liquid fuel is ignited and exploded to deal with mine and other obstacles.
上述した非特許文献１及び特許文献１の従来技術は、どちらも空のホースを展張させた後に、液体燃料をホースに充填している。そのため、空のホースがねじれたり、折り重なったりする事象が発生し、液体燃料の注入が円滑に行われないという問題点があった。また、折り重なったホースに無理に液体燃料を入れる必要があるため、馬力が大きいポンプが必要となり、ポンプが大型化する問題点があった。 In both of the above-described prior arts of Non-Patent Document 1 and Patent Document 1, after expanding an empty hose, the hose is filled with liquid fuel. Therefore, there is a problem that an empty hose is twisted or folded and liquid fuel is not smoothly injected. Further, since it is necessary to force liquid fuel into the folded hose, a pump with a large horsepower is required, and there is a problem that the pump becomes large.
また、これらの問題点を解消するため、予め液体燃料を充填したホースを投射すると、ホースが重くなり、投射点でのホース容積が大きくなってしまう。そのため、投射用ロケットが大型化する問題点があった。 Moreover, in order to eliminate these problems, if a hose previously filled with liquid fuel is projected, the hose becomes heavy and the hose volume at the projection point increases. Therefore, there has been a problem that the rocket for projection becomes large.
本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、空のホースがねじれたり、折り重なったりすることなく、円滑にホースを展張し、容易に液体燃料を注入して、着火し、地雷等の障害を処理することができ、かつ着火せずに無力化するときには液体燃料を容易に回収することができる障害処理装置及び方法を提供することにある。 The present invention has been developed to solve the above-described problems. That is, the object of the present invention is to smoothly expand the hose without twisting or folding the empty hose, easily injecting liquid fuel, igniting, and dealing with obstacles such as landmines, Another object of the present invention is to provide a fault handling apparatus and method capable of easily recovering liquid fuel when neutralizing without ignition.
本発明によれば、自力により飛行可能なロケットと、
前記ロケットに取り付けられた中空円筒形のチャンバーと、
前記チャンバーの軸方向後方に取り付けられ可撓性がある二重ホースと、を備え、
前記チャンバーは内部に軸方向に液密に移動可能な加圧プレートを有し、前記加圧プレートの軸方向後方には液体燃料が充填されており、
前記二重ホースは内側ホースと外側ホースとからなり、前記内側ホースの内部に形成される内側空間と前記内側ホースと前記外側ホースとに囲まれる外側空間とを構成しており、
前記内側空間の前端が前記チャンバーの前記液体燃料側に連通され、
前記外側空間の前端が閉じ、後端に外部から前記液体燃料を注入可能な注入弁を有する、ことを特徴とする障害処理装置が提供される。
According to the present invention, a rocket capable of flying by itself,
A hollow cylindrical chamber attached to the rocket;
A flexible double hose attached to the rear of the chamber in the axial direction;
The chamber has a pressure plate that can move in a liquid-tight manner in the axial direction inside, and is filled with liquid fuel on the axially rear side of the pressure plate,
The double hose comprises an inner hose and an outer hose, and constitutes an inner space formed inside the inner hose and an outer space surrounded by the inner hose and the outer hose,
A front end of the inner space communicates with the liquid fuel side of the chamber;
A failure processing apparatus is provided, characterized in that a front end of the outer space is closed and an injection valve capable of injecting the liquid fuel from the outside is provided at the rear end.
また、前記外側空間の前端に前記チャンバーから前記液体燃料の流入を防ぐ逆止弁を有する。 In addition, a check valve for preventing the liquid fuel from flowing in from the chamber is provided at a front end of the outer space.
また、前記液体燃料はニトロメタンまたはプロピレンオキサイドである。 The liquid fuel is nitromethane or propylene oxide.
また、本発明の実施例によれば、自力により飛行可能なロケットと、
前記ロケットに取り付けられた中空円筒形のチャンバーと、
前記チャンバーの軸方向後方に取り付けられ可撓性がある二重ホースと、を備え、
前記チャンバーは内部に軸方向に液密に移動可能な加圧プレートを有し、前記加圧プレートの軸方向後方には液体燃料が充填されており、
前記二重ホースは内側ホースと外側ホースとからなり、前記内側ホースの内部に形成される内側空間と前記内側ホースと前記外側ホースとに囲まれる外側空間とを構成しており、
前記内側空間の前端が前記チャンバーの前記液体燃料側に連通され、
前記外側空間の前端が閉じ、後端に外部から前記液体燃料を注入可能な注入弁を有する障害処理装置による障害処理方法であって、
（Ａ）前記ロケットを発射して飛行させ、
（Ｂ）前記加圧プレートに作用する慣性力により前記加圧プレートを前記チャンバー内で後方に移動させ、これにより前記液体燃料を前記内側空間に注入し、
（Ｃ）前記ロケットが着地した後に、前記注入弁から前記液体燃料を注入する、ことを特徴とする障害処理方法が提供される。
Moreover, according to the embodiment of the present invention, a rocket capable of flying by itself,
A hollow cylindrical chamber attached to the rocket;
A flexible double hose attached to the rear of the chamber in the axial direction;
The chamber has a pressure plate that can move in a liquid-tight manner in the axial direction inside, and is filled with liquid fuel on the axially rear side of the pressure plate,
The double hose comprises an inner hose and an outer hose, and constitutes an inner space formed inside the inner hose and an outer space surrounded by the inner hose and the outer hose,
A front end of the inner space communicates with the liquid fuel side of the chamber;
A fault handling method by a fault handling apparatus having an injection valve capable of injecting the liquid fuel from the outside to the rear end, with the front end of the outer space closed.
(A) Launch and fly the rocket,
(B) The pressure plate is moved backward in the chamber by an inertial force acting on the pressure plate, thereby injecting the liquid fuel into the inner space,
(C) After the landing of the rocket, there is provided an obstacle processing method characterized by injecting the liquid fuel from the injection valve.
また、前記外側空間の前端に前記チャンバーから前記液体燃料の流入を防ぐ逆止弁を備え、
前記（Ｃ）の後に、前記注入弁から置換用流体を注入し、
これにより、前記置換用流体が前記逆止弁を通過し、前記内側空間の後端から前記液体燃料を排出する。
In addition, a check valve is provided at the front end of the outer space to prevent the liquid fuel from flowing in from the chamber.
After (C), a replacement fluid is injected from the injection valve,
Accordingly, the replacement fluid passes through the check valve and discharges the liquid fuel from the rear end of the inner space.
上述した本発明の装置及び方法によれば、ホースが二重になっており、チャンバーの液体燃料側が内側空間に連通し、液体燃料がロケット発射時の慣性力によって後方に移動する加圧プレートにより内側空間内に押し出されるため、ロケットが液体燃料を内側ホースの中に注入しながら飛行することができる。そのため、液体燃料が常に展張された範囲の内側ホースに入り、内側ホースの剛性が高まる。これにより、二重ホースがねじれたり、折り重なったりすることなく、二重ホースを展張することができる。 According to the apparatus and method of the present invention described above, the hose is doubled, the liquid fuel side of the chamber communicates with the inner space, and the liquid fuel moves backward by the inertial force at the time of launching the rocket. Being pushed into the inner space, the rocket can fly while injecting liquid fuel into the inner hose. Therefore, the liquid fuel enters the inner hose in a range where it is always stretched, and the rigidity of the inner hose increases. Thereby, a double hose can be extended, without a double hose twisting or folding.
また、二重ホースがねじれたり、折り重なったりすることがないので、外側空間に液体燃料を注入する際の抵抗を少なくすることができる。そのため、外側空間に液体を注入するポンプとして、馬力の小さいものを選択することができ、ポンプを小型化することができる。 Further, since the double hose is not twisted or folded, the resistance when the liquid fuel is injected into the outer space can be reduced. Therefore, a pump having a small horsepower can be selected as a pump for injecting liquid into the outer space, and the pump can be miniaturized.
また、内側空間に液体燃料を注入するための注入機構は、チャンバーの内部に加圧プレートを移動可能に設置するという単純な構造である。そして、ロケット発射時の加速によって生じる慣性力を、加圧プレートの移動力として利用している。そのため、注入機構として、大がかりな機械式ポンプをロケットに取り付ける必要がなく、ロケット、チャンバー、投射装置を小型化することができる。 An injection mechanism for injecting liquid fuel into the inner space has a simple structure in which a pressure plate is movably installed inside the chamber. The inertial force generated by the acceleration at the time of launching the rocket is used as the moving force of the pressure plate. Therefore, it is not necessary to attach a large mechanical pump to the rocket as the injection mechanism, and the rocket, chamber, and projection device can be miniaturized.
また、二重ホースの展張が終了した時点で、既に内側空間に液体燃料が注入されているため、ロケットが着地した後に注入する液体燃料の量をその分減らすことができる。そのため、燃料タンクやポンプを小型化することができる。 Further, since the liquid fuel has already been injected into the inner space when the expansion of the double hose is completed, the amount of the liquid fuel injected after the landing of the rocket can be reduced accordingly. Therefore, the fuel tank and pump can be reduced in size.
また、空の二重ホースを投射するため、液体燃料を充填したホースを投射するときに比べ、ホースを軽量化することができる。そのため、ロケットや投射装置を小型化することができる。 Moreover, since an empty double hose is projected, the hose can be reduced in weight compared to when a hose filled with liquid fuel is projected. Therefore, a rocket and a projection device can be reduced in size.
また、外側空間の前端に逆止弁を有する。逆止弁は、液体燃料が外側空間内で後端から前端に向かう流れに対して開く。反対に、チャンバーから外側空間に流入しようとする流れに対しては、逆止弁が閉じる。
そのため、二重ホースの展張時には、液体燃料がチャンバーから外側空間に注入されることはない。反対に、外側空間の後端から置換用流体を注入すれば、置換用流体は逆止弁を通過し、チャンバーや内側空間を介して内側空間の後端から排出される。
このようにして、外側空間の後端から置換用流体を注入するだけで、液体燃料を容易に回収することができる。これにより、障害処理装置を容易に無力化することができ、戦闘地域に戦争残留物を残さずに済む。また、液体燃料を回収するため、液体燃料を再利用することができる。
A check valve is provided at the front end of the outer space. The check valve opens with respect to the flow of liquid fuel from the rear end toward the front end in the outer space. On the other hand, the check valve is closed for a flow that attempts to enter the outer space from the chamber.
Therefore, liquid fuel is not injected from the chamber into the outer space when the double hose is extended. On the other hand, when the replacement fluid is injected from the rear end of the outer space, the replacement fluid passes through the check valve and is discharged from the rear end of the inner space through the chamber and the inner space.
In this way, the liquid fuel can be easily recovered simply by injecting the replacement fluid from the rear end of the outer space. As a result, the fault handling apparatus can be easily disabled and it is not necessary to leave a war residue in the battle area. Further, since the liquid fuel is recovered, the liquid fuel can be reused.
以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。 Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the common part in each figure, and the overlapping description is abbreviate | omitted.
図３は、本発明による障害処理装置の全体構成図である。
本発明の障害処理装置２０は、自力により飛行可能なロケット２１と、前記ロケット２１に取り付けられた中空円筒形のチャンバー２２と、チャンバー２２の軸方向後方に取り付けられ可撓性がある二重ホース２３と、を備える。
FIG. 3 is an overall configuration diagram of the failure processing apparatus according to the present invention.
The fault handling apparatus 20 of the present invention includes a rocket 21 that can fly by itself, a hollow cylindrical chamber 22 attached to the rocket 21, and a flexible double hose that is attached to the rear of the chamber 22 in the axial direction. 23.
また、チャンバー２２は内部に軸方向に液密に移動可能な加圧プレート２４を有し、加圧プレート２４の軸方向後方には液体燃料が充填されている。
また、二重ホース２３は内側ホース２３ａと外側ホース２３ｂとからなり、内側ホース２３ａの内部に形成される内側空間２５と内側ホース２３ａと外側ホース２３ｂとに囲まれる外側空間２６とを構成している。
また、内側空間２５の前端はチャンバー２２の液体燃料側に連通されている。
また、外側空間２６の前端は閉じ、後端に外部から液体燃料を注入可能な注入弁３４を有する。
The chamber 22 has a pressurizing plate 24 that can move in a liquid-tight manner in the axial direction inside, and the axially rear side of the pressurizing plate 24 is filled with liquid fuel.
The double hose 23 includes an inner hose 23a and an outer hose 23b, and constitutes an inner space 25 formed inside the inner hose 23a and an outer space 26 surrounded by the inner hose 23a and the outer hose 23b. Yes.
The front end of the inner space 25 communicates with the liquid fuel side of the chamber 22.
The front end of the outer space 26 is closed, and an injection valve 34 capable of injecting liquid fuel from the outside is provided at the rear end.
ロケット２１は高速かつ加速して飛行するものが好ましい。本発明では、チャンバー２２や二重ホース２３がロケット２１の後端に位置するため、ロケットモータのノズル２１ａが斜め後方に対称に向けられている。
しかし、チャンバー２２や二重ホース２３を取り付ける位置はこれに限らず、その他の部位でもよい。また、ロケット２１の形態やノズル２１ａの位置は、二重ホース２３を取り付ける位置に応じて変更してもよい。
また、ロケット２１以外のものであっても、その他の高速かつ加速して飛行するものを代用しても良い。
The rocket 21 is preferably one that flies at high speed and accelerates. In the present invention, since the chamber 22 and the double hose 23 are located at the rear end of the rocket 21, the nozzle 21a of the rocket motor is directed symmetrically rearward.
However, the position where the chamber 22 and the double hose 23 are attached is not limited to this, and may be other parts. Moreover, you may change the form of the rocket 21, and the position of the nozzle 21a according to the position which attaches the double hose 23. FIG.
Moreover, even if it is something other than the rocket 21, another thing that flies at high speed and accelerates may be substituted.
チャンバー２２は、ロケット２１の外部に取り付けられても良く、またロケット２１の内部に備えられていても良い。
また、チャンバー２２の内部は、加圧プレート２４により、液体燃料側の空間と空気が入っている空間とに分けられている。
液体燃料側の空間のチャンバー２２の側壁には、穴２２ａが設けられ、その穴２２ａに内側ホース２３ａが取り付けられている。これにより、チャンバー２２の液体燃料側の空間と内側空間２５とが連通する。穴２２ａはチャンバー２２の後端の中心軸上に設けられることが好ましいが、内側ホース２３ａに取り付けられている限り、この他の部位でもよい。
また、チャンバー２２の液体燃料側の空間と外側空間２６の間にある側壁には、逆止弁３３が取り付けられていてもよい。
また、空気が入っている空間の空気圧を調整するため、空気が入っている空間側のチャンバー２２に、空気穴２２ｂが開いていることが好ましい。
なお、チャンバー２２に充填する液体燃料の量は、内側空間２５を満たすために十分な量であることが好ましい。
The chamber 22 may be attached to the outside of the rocket 21 or may be provided inside the rocket 21.
The interior of the chamber 22 is divided into a space on the liquid fuel side and a space containing air by a pressurizing plate 24.
A hole 22a is provided in the side wall of the chamber 22 in the space on the liquid fuel side, and an inner hose 23a is attached to the hole 22a. Thereby, the space on the liquid fuel side of the chamber 22 and the inner space 25 communicate with each other. The hole 22a is preferably provided on the central axis of the rear end of the chamber 22, but may be another part as long as it is attached to the inner hose 23a.
A check valve 33 may be attached to a side wall between the space on the liquid fuel side of the chamber 22 and the outer space 26.
In order to adjust the air pressure of the space containing air, it is preferable that an air hole 22b is opened in the chamber 22 on the space side containing air.
Note that the amount of liquid fuel filled in the chamber 22 is preferably sufficient to fill the inner space 25.
加圧プレート２４は、チャンバー２２内を軸方向に液密に移動することができる。
また、加圧プレート２４はチャンバー２２の断面の形状に合わせ、円筒形が好ましい。しかし、チャンバー２２内を軸方向に液密に移動できれば、その他の形状でもよい。
また、加圧プレート２４のチャンバー２２と接する面に、オイルシールを取り付けることが望ましい。
また、チャンバー２２の内部に中心軸と平行に軸を設置し、軸を加圧プレート２４に液密に貫通させても良い。また軸方向に加圧プレート２４が移動すれば、その他の方法でもよい。
ロケット２１の発射前、加圧プレート２４は、チャンバー２２の軸方向前方に設置され、後方に液体燃料を充填している。ロケット２１が発射すると、ロケット２１発射時の加速により生じた慣性力が、加圧プレート２４に作用する。この慣性力により加圧プレート２４が軸方向後方に移動する。そして、加圧プレート２４に押し出され、液体燃料が内側空間２５に注入される。
The pressure plate 24 can move liquid-tightly in the chamber 22 in the axial direction.
In addition, the pressure plate 24 is preferably cylindrical in accordance with the cross-sectional shape of the chamber 22. However, other shapes may be used as long as they can move liquid-tightly in the chamber 22 in the axial direction.
Moreover, it is desirable to attach an oil seal to the surface of the pressure plate 24 that contacts the chamber 22.
Alternatively, an axis may be installed inside the chamber 22 in parallel with the central axis, and the axis may be liquid-tightly penetrated through the pressure plate 24. Other methods may be used as long as the pressure plate 24 moves in the axial direction.
Before the launch of the rocket 21, the pressure plate 24 is installed in front of the chamber 22 in the axial direction and is filled with liquid fuel behind. When the rocket 21 is launched, the inertial force generated by the acceleration at the time of launching the rocket 21 acts on the pressure plate 24. The pressure plate 24 moves rearward in the axial direction by this inertial force. Then, it is pushed out to the pressure plate 24 and liquid fuel is injected into the inner space 25.
二重ホース２３は空の状態でロケット２１に取り付けられる。二重ホース２３の後端を地上に固定しても良い。また、二重ホース２３の後端に索を取り付け、その索を地上に固定しても良い。もしくは、地上に固定せずに飛行させても良い。 The double hose 23 is attached to the rocket 21 in an empty state. The rear end of the double hose 23 may be fixed on the ground. Alternatively, a cable may be attached to the rear end of the double hose 23 and the cable fixed to the ground. Or you may fly without fixing to the ground.
また、内側ホース２３ａがチャンバー２２の穴２２ａに取り付けられ、チャンバーの液体燃料側の空間と内側空間２５が連通している。
なお、内側空間２５の後端は、ロケット２１の発射時から二重ホース２３を起爆するまで閉じている。そして、障害処理装置２０の液体燃料を回収する際に、開放する。したがって、内側空間２５の後端に開閉自在のバルブを取り付けても良い。
Further, the inner hose 23a is attached to the hole 22a of the chamber 22, and the space on the liquid fuel side of the chamber communicates with the inner space 25.
The rear end of the inner space 25 is closed from the time of launching the rocket 21 until the double hose 23 is detonated. Then, when recovering the liquid fuel of the failure processing apparatus 20, it is opened. Therefore, an openable / closable valve may be attached to the rear end of the inner space 25.
また、外側ホース２３ｂとチャンバー２２との間は閉じており、加圧プレート２４が移動してもチャンバー２２内の液体燃料が外側ホース２３ｂの中に注入されることはない。これにより、チャンバー２２内の液体燃料を内側空間２５のみに注入することができる。 Further, the space between the outer hose 23b and the chamber 22 is closed, so that the liquid fuel in the chamber 22 is not injected into the outer hose 23b even if the pressure plate 24 moves. Thereby, the liquid fuel in the chamber 22 can be injected only into the inner space 25.
外側空間２６の前端には、チャンバー２２から液体燃料の流入を防ぐ逆止弁３３を有する。
外側空間２６の前端とは、外側空間２６とチャンバー２２との間を意味する。
この逆止弁３３は、チャンバー２２から外側空間２６への液体燃料の流入を妨げ、反対に、外側空間２６から流出する液体を通過させる。そのため、二重ホース２３の展張時に、液体燃料がチャンバー２２から外側空間２６に注入されることはない。外側空間２６の後端から置換用流体を注入すれば、置換用流体は外側空間２６の前端の逆止弁３３を通過し、チャンバー２２に流入する。
このように、逆止弁３３を外側空間２６の前端に取り付けることにより、外側空間２６の後端から置換用流体を注入するだけで、液体燃料を容易に回収することができる。これにより、障害処理装置を容易に無力化することができ、戦闘地域に戦争残留物を残さずに済む。また、液体燃料を回収し、再利用することもできる。
なお、液体燃料の回収を行わない場合には、逆止弁３３を取り付けなくても良い。
A check valve 33 is provided at the front end of the outer space 26 to prevent liquid fuel from flowing in from the chamber 22.
The front end of the outer space 26 means between the outer space 26 and the chamber 22.
The check valve 33 prevents the liquid fuel from flowing from the chamber 22 into the outer space 26, and conversely allows the liquid flowing out from the outer space 26 to pass therethrough. Therefore, liquid fuel is not injected from the chamber 22 into the outer space 26 when the double hose 23 is extended. If the replacement fluid is injected from the rear end of the outer space 26, the replacement fluid passes through the check valve 33 at the front end of the outer space 26 and flows into the chamber 22.
As described above, by attaching the check valve 33 to the front end of the outer space 26, the liquid fuel can be easily recovered simply by injecting the replacement fluid from the rear end of the outer space 26. As a result, the fault handling apparatus can be easily disabled and it is not necessary to leave a war residue in the battle area. Also, the liquid fuel can be recovered and reused.
If the liquid fuel is not collected, the check valve 33 may not be attached.
本発明の液体燃料はニトロメタンまたはプロピレンオキサイドである。
しかし、液体燃料はこれに限らず、その他の液体でもよい。
The liquid fuel of the present invention is nitromethane or propylene oxide.
However, the liquid fuel is not limited to this, and other liquids may be used.
本発明の障害処理装置２０は、投射装置２７、ポンプ２８、燃料タンク２９、流体タンク３０、巻き取り装置３１等の装備を搭載した車輌３２を備える。それぞれの装備は、別の車輌３２に搭載されていても良い。
また、注入弁３４には外側空間２６に液体燃料を注入するための延長チューブ３５を備えることが望ましい。また、二重ホース２３には、二重ホース２３の液体燃料を起爆させるための起爆装置３６を取り付けることが望ましい。
The fault handling device 20 of the present invention includes a vehicle 32 equipped with equipment such as a projection device 27, a pump 28, a fuel tank 29, a fluid tank 30, a winding device 31 and the like. Each piece of equipment may be mounted on another vehicle 32.
The injection valve 34 is preferably provided with an extension tube 35 for injecting liquid fuel into the outer space 26. Moreover, it is desirable to attach the detonator 36 for detonating the liquid fuel of the double hose 23 to the double hose 23.
投射装置２７は、車輌３２に取り付けられ、ロケット２１を投射する。 The projection device 27 is attached to the vehicle 32 and projects the rocket 21.
ポンプ２８は、燃料タンク２９に貯蔵した液体燃料を、延長チューブ３５もしくは注入弁３４に注入する。注入方法は高圧窒素ガスを利用しても良い。 The pump 28 injects the liquid fuel stored in the fuel tank 29 into the extension tube 35 or the injection valve 34. The injection method may use high-pressure nitrogen gas.
燃料タンク２９には、外側空間２６に注入するための液体燃料が貯蔵される。燃料タンク２９に貯蔵する液体燃料は、内側空間２５に入れた液体燃料の分、少なくてよい。そのため、燃料タンク２９を小型化することができる。 The fuel tank 29 stores liquid fuel to be injected into the outer space 26. The liquid fuel stored in the fuel tank 29 may be less than the liquid fuel put in the inner space 25. Therefore, the fuel tank 29 can be reduced in size.
流体タンク３０には、置換用流体が貯留されている。置換用流体は、水や海水等の液体が好ましい。また、空気や窒素ガス等の高圧ガスであっても良い。
なお、水際で障害処理装置２０を使用するなどにより、その地域にある水をポンプ２８により使用する場合には、流体タンク３０がなくてもよい。
The fluid tank 30 stores replacement fluid. The replacement fluid is preferably a liquid such as water or seawater. Moreover, high pressure gas, such as air and nitrogen gas, may be sufficient.
Note that the fluid tank 30 may be omitted when the water in the area is used by the pump 28 by using the fault treatment device 20 at the water's edge.
巻き取り装置３１は、障害処理装置２０の移動中に二重ホース２３や延長チューブ３５を巻きつけている。また、未使用の障害処理装置２０を回収する際に、液体燃料を回収した後に二重ホース２３を巻き取る。 The winding device 31 winds the double hose 23 and the extension tube 35 during the movement of the failure processing device 20. Further, when collecting the unused failure processing apparatus 20, the double hose 23 is wound up after recovering the liquid fuel.
延長チューブ３５は、液体燃料が起爆しない程度の細い管が良い。そして、延長チューブ３５は中に液体燃料を流通させて二重ホース２３に液体燃料を注入する通路となる役割を有する。また、爆発時に車輌３２を爆発させないようにするため、二重ホース２３と車輌３２との間に距離をとる役割を有する。
また、二重ホース２３内の液体燃料を回収するときには、延長チューブ３５を逆流させて、液体燃料を燃料タンク２９に戻すことができる。
なお、延長チューブ３５を注入弁３４に取り付けた状態で二重ホース２３を展張することが望ましいが、展張が終了した後に注入弁３４に取り付けても良い。
The extension tube 35 is preferably a thin tube that does not explode liquid fuel. The extension tube 35 serves as a passage through which the liquid fuel is circulated to inject the liquid fuel into the double hose 23. Further, in order to prevent the vehicle 32 from exploding at the time of explosion, it has a role of keeping a distance between the double hose 23 and the vehicle 32.
Further, when recovering the liquid fuel in the double hose 23, the extension tube 35 can be made to flow backward to return the liquid fuel to the fuel tank 29.
Although it is desirable to extend the double hose 23 with the extension tube 35 attached to the injection valve 34, it may be attached to the injection valve 34 after the expansion is completed.
また、二重ホース２３には、二重ホース２３内の液体燃料を起爆する起爆装置３６が取り付けられている。起爆装置３６は二重ホース２３の前端から後端にかけて、いずれの位置に設置しても良い。本発明では、二重ホース２３の後方に設置したが、前方に取り付け、ロケット２１と共に飛翔させても良い。また、ロケット２１内部に設置してもよい。 The double hose 23 is attached with an initiation device 36 for detonating the liquid fuel in the double hose 23. The detonator 36 may be installed at any position from the front end to the rear end of the double hose 23. In this invention, although installed behind the double hose 23, you may attach ahead and make it fly with the rocket 21. FIG. Moreover, you may install in the rocket 21 inside.
なお、ホースの形態は本発明の形態に限らず、外側空間２６の前端がチャンバー２２の液体燃料側に連通され、内側空間２５の前端が閉じ、後端に注入弁３４を有していてもよい。すなわち、外側空間２６の前端がチャンバー２２と連通され、内側空間２５の後端から液体燃料が流入されても良い。
また、本発明では、内側ホース２３ａが外側ホース２３ｂの中央に形成されているが、中央から外れた位置に形成されても良い。また、内側ホース２３ａが外側ホース２３ｂの内部をらせん状や波状等のカーブを描いて走行していても良い。
さらに、内側ホース２３ａが外側ホース２３ｂの外に存在し、内側ホース２３ａと外側ホース２３ｂの二つのホースが互いに外面を接して並走していても良い。
The form of the hose is not limited to the form of the present invention, and the front end of the outer space 26 communicates with the liquid fuel side of the chamber 22, the front end of the inner space 25 is closed, and the injection valve 34 is provided at the rear end. Good. That is, the front end of the outer space 26 may be communicated with the chamber 22, and the liquid fuel may flow from the rear end of the inner space 25.
Moreover, in this invention, although the inner side hose 23a is formed in the center of the outer side hose 23b, you may form in the position remove | deviated from the center. In addition, the inner hose 23a may travel along the inside of the outer hose 23b in a spiral or wavy curve.
Furthermore, the inner hose 23a may exist outside the outer hose 23b, and the two hoses of the inner hose 23a and the outer hose 23b may run in parallel with each other in contact with each other.
図４は、本発明による障害処理装置の概略図である。（Ａ）は二重ホース２３の展張時を示す。（Ｂ）は二重ホース２３の着地後、外側空間２６に液体燃料を入れた図である。
また、図５は、本発明による障害処理装置の説明図である。（Ａ）は二重ホース２３の展張時を示す。（Ｂ）は二重ホース２３の着地後、外側空間２６に液体燃料を入れた図である。
FIG. 4 is a schematic diagram of a failure handling apparatus according to the present invention. (A) shows when the double hose 23 is extended. (B) is the figure which put the liquid fuel in the outer side space 26 after the landing of the double hose 23. FIG.
FIG. 5 is an explanatory diagram of the failure handling apparatus according to the present invention. (A) shows when the double hose 23 is extended. (B) is the figure which put the liquid fuel in the outer side space 26 after the landing of the double hose 23. FIG.
障害処理方法は上述した障害処理装置２０を使用する。
（Ａ）まず、ロケット２１を投射装置２７で発射して飛行させる。
（Ｂ）加圧プレート２４に作用する慣性力により加圧プレート２４をチャンバー２２内で後方に移動させ、これにより液体燃料を内側空間２５に注入する。
すなわち、ロケット２１発射時の加速により生じる慣性力が加圧プレート２４に作用し、加圧プレート２４をチャンバー２２内で軸方向後方に移動させる。そして、加圧プレート２４の軸方向後方に充填されていた液体燃料に圧力がかかり、液体燃料が内側空間２５に注入される。
（Ｃ）ロケット２１が着地した後に、注入弁３４から液体燃料を注入する。
この場合、注入弁３４に延長チューブ３５を接続し、そこから液体燃料を注入しても良い。また、注入弁３４に直接液体燃料を注入した後に、車輌３２を避難させても良い。
（Ｄ）その後、起爆装置３６によって二重ホース２３を起爆させる。
The fault handling method uses the fault handling apparatus 20 described above.
(A) First, the rocket 21 is launched by the projection device 27 to fly.
(B) Due to the inertial force acting on the pressure plate 24, the pressure plate 24 is moved backward in the chamber 22, thereby injecting liquid fuel into the inner space 25.
That is, inertial force generated by acceleration at the time of launching the rocket 21 acts on the pressure plate 24, and the pressure plate 24 is moved rearward in the axial direction within the chamber 22. Then, pressure is applied to the liquid fuel filled in the axially rear side of the pressure plate 24, and the liquid fuel is injected into the inner space 25.
(C) After the rocket 21 has landed, liquid fuel is injected from the injection valve 34.
In this case, the extension tube 35 may be connected to the injection valve 34 and liquid fuel may be injected therefrom. Alternatively, the vehicle 32 may be evacuated after injecting liquid fuel directly into the injection valve 34.
(D) Thereafter, the double hose 23 is detonated by the detonator 36.
この方法では、ロケット２１が液体燃料を内側ホース２３ａの中に注入しながら飛行する。これにより、液体燃料が常に展張された範囲の内側ホース２３ａには入り、内側ホース２３ａの剛性が高まる。そのため、二重ホース２３がねじれたり折れ曲がったりすることなく、二重ホース２３を展張することができる。
また、二重ホース２３がねじれたり、折り重なったりすることがないので、外側空間２６に液体燃料を注入する際に生じる抵抗を少なくすることができる。そのため、外側空間２６に液体を注入するポンプ２８として馬力の小さいものを選択することができ、ポンプ２８を小型化することができる。
In this method, the rocket 21 flies while injecting liquid fuel into the inner hose 23a. As a result, the liquid fuel enters the inner hose 23a in a range in which the liquid fuel is always stretched, and the rigidity of the inner hose 23a is increased. Therefore, the double hose 23 can be extended without the double hose 23 being twisted or bent.
Moreover, since the double hose 23 is not twisted or folded, the resistance generated when liquid fuel is injected into the outer space 26 can be reduced. Therefore, a pump with a small horsepower can be selected as the pump 28 for injecting the liquid into the outer space 26, and the pump 28 can be downsized.
図６は本発明による別の障害処理装置の説明図である。
本実施方法は，障害処理装置を起爆せずに無力化する際に障害処理装置を回収する方法である。
（Ｄ´）まず、（Ｃ）の後に、注入弁３４から置換用流体を注入する。
具体的には、流体タンク３０には、流体タンク３０内の置換用流体を注入弁３４に供給する供給管３７を設置している。供給管３７を外側空間２６の後端に設置された注入弁３４に取り付け、ポンプ２８で置換用流体を注入する。
これにより、置換用流体が逆止弁３３を通過し、内側空間２５の後端から液体燃料を排出する。
すなわち、逆止弁３３が外側空間２６とチャンバー２２の間にあるため、注入された置換用流体は、逆止弁３３を通過し、チャンバー２２に流入する。それによりチャンバー２２内や内側空間２５内の圧力が高まり、加圧プレート２４を軸方向前方に押して移動する。これにより、外側空間２６と内側空間２５がチャンバー２２を介して連通する。このようにして、外側空間２６の後端から置換用流体を注入すると、液体燃料及び置換用流体が逆止弁３３を介してチャンバー２２に流入し、内側空間２５の後端から排出される。
なお、内側空間２５の後端に延長チューブ３５を取り付けて、排出される液体燃料を回収し、燃料タンク２９に戻すことが望ましい。
（Ｅ´）（Ｄ´）の後、巻き取り装置３１で二重ホース２３を巻き取り、ロケット２１を回収して障害処理装置の回収を終了する。
FIG. 6 is an explanatory diagram of another failure processing apparatus according to the present invention.
This implementation method is a method for recovering the failure processing device when the failure processing device is disabled without detonation.
(D ′) First, after (C), a replacement fluid is injected from the injection valve 34.
Specifically, a supply pipe 37 that supplies the replacement fluid in the fluid tank 30 to the injection valve 34 is installed in the fluid tank 30. A supply pipe 37 is attached to an injection valve 34 installed at the rear end of the outer space 26, and a replacement fluid is injected by a pump 28.
As a result, the replacement fluid passes through the check valve 33 and discharges the liquid fuel from the rear end of the inner space 25.
That is, since the check valve 33 is located between the outer space 26 and the chamber 22, the injected replacement fluid passes through the check valve 33 and flows into the chamber 22. As a result, the pressure in the chamber 22 and the inner space 25 is increased, and the pressure plate 24 is moved forward in the axial direction. As a result, the outer space 26 and the inner space 25 communicate with each other through the chamber 22. In this way, when the replacement fluid is injected from the rear end of the outer space 26, the liquid fuel and the replacement fluid flow into the chamber 22 through the check valve 33 and are discharged from the rear end of the inner space 25.
It is desirable to attach an extension tube 35 to the rear end of the inner space 25 to collect the discharged liquid fuel and return it to the fuel tank 29.
(E ') After (D'), the double hose 23 is wound up by the winding device 31, the rocket 21 is recovered, and the recovery of the failure processing device is completed.
本発明によれば、外側空間２６の後端から置換用流体を注入するだけで、液体燃料を容易に回収することができる。これにより、障害処理装置２０を容易に無力化することができ、戦闘地域に戦争残留物を残さずに済む。また、液体燃料やロケット２１を回収し、再利用することができる。 According to the present invention, the liquid fuel can be easily recovered simply by injecting the replacement fluid from the rear end of the outer space 26. As a result, the failure processing apparatus 20 can be easily disabled, and it is not necessary to leave a war residue in the battle area. Further, the liquid fuel and the rocket 21 can be collected and reused.
なお、この逆止弁３３の代わりに、加圧プレート２４に作用する慣性力を超える圧力が加わったときに開く弁を取り付けてもよい。そして、内側空間２５の後端から置換用流体を注入し、外側空間２６の後端から液体燃料を排出させてもよい。 Instead of the check valve 33, a valve that opens when a pressure exceeding the inertial force acting on the pressure plate 24 is applied may be attached. Then, the replacement fluid may be injected from the rear end of the inner space 25 and the liquid fuel may be discharged from the rear end of the outer space 26.
上述した本発明の障害処理装置及び方法によれば、ホースが二重になっており、チャンバー２２の液体燃料側が内側空間２５に連通し、液体燃料がロケット２１発射時の慣性力により後方に移動する加圧プレート２４により内側空間２５内に押し出されるため、ロケット２１が液体燃料を内側ホース２３ａの中に注入しながら飛行することができる。そのため、液体燃料が常に展張された範囲の内側ホース２３ａに入り、内側ホース２３ａの剛性が高まる。これにより、二重ホース２３がねじれたり、折り重なったりすることなく、二重ホース２３を展張することができる。 According to the fault handling apparatus and method of the present invention described above, the hose is doubled, the liquid fuel side of the chamber 22 communicates with the inner space 25, and the liquid fuel moves backward by the inertial force at the time of launching the rocket 21. Since the pressure plate 24 is pushed into the inner space 25, the rocket 21 can fly while injecting liquid fuel into the inner hose 23a. Therefore, the liquid fuel enters the inner hose 23a in a range where the liquid fuel is always stretched, and the rigidity of the inner hose 23a is increased. Thereby, the double hose 23 can be extended without the double hose 23 being twisted or folded.
また、二重ホース２３がねじれたり、折り重なったりすることがないので、外側空間２６に液体燃料を注入する際の抵抗を少なくすることができる。そのため、外側空間２６に液体を注入するポンプ２８として、馬力の小さいものを選択することができ、ポンプ２８を小型化することができる。 Moreover, since the double hose 23 is not twisted or folded, the resistance when the liquid fuel is injected into the outer space 26 can be reduced. Therefore, a pump having a small horsepower can be selected as the pump 28 for injecting the liquid into the outer space 26, and the pump 28 can be downsized.
また、内側空間２５に液体燃料を注入するための注入機構は、チャンバー２２の内部に加圧プレート２４を移動可能に設置するという単純な構造である。そして、ロケット発射時の加速によって生じる慣性力を、加圧プレート２４の動力として利用している。そのため、注入機構として、大がかりな機械式ポンプをロケット２１に取り付ける必要がなく、ロケット２１、チャンバー２２、投射装置２７を小型化することができる。 The injection mechanism for injecting liquid fuel into the inner space 25 has a simple structure in which the pressure plate 24 is movably installed inside the chamber 22. The inertia force generated by the acceleration at the time of launching the rocket is used as the power for the pressure plate 24. Therefore, it is not necessary to attach a large mechanical pump to the rocket 21 as an injection mechanism, and the rocket 21, the chamber 22, and the projection device 27 can be downsized.
また、二重ホース２３の展張が終了した時点で、既に内側空間２５に液体燃料が注入されているため、ロケット２１が着地した後に注入する液体燃料の量をその分、減らすことができる。そのため、燃料タンク２９やポンプ２８を小型化することができる。 Further, since the liquid fuel has already been injected into the inner space 25 when the expansion of the double hose 23 is completed, the amount of the liquid fuel injected after the landing of the rocket 21 can be reduced accordingly. Therefore, the fuel tank 29 and the pump 28 can be reduced in size.
また、空の二重ホース２３を投射するため、液体燃料を充填したホースを投射する時に比べ、ホースを軽量化することができる。そのため、ロケット２１や投射装置を小型化することができる。 Moreover, since the empty double hose 23 is projected, the hose can be reduced in weight compared with the case of projecting the hose filled with liquid fuel. Therefore, the rocket 21 and the projection device can be reduced in size.
また、外側空間２６の前端に逆止弁３３を有する。逆止弁３３は、液体燃料が外側空間２６内で後端から前端に向かう流れに対して開く。反対に、チャンバー２２から外側空間２６に流入しようとする流れに対しては、逆止弁３３が閉じる。
そのため、二重ホース２３の展張時には、液体燃料がチャンバー２２から外側空間２６に注入されることはない。反対に、外側空間２６の後端から置換用流体を注入すれば、置換用流体は逆止弁３３を通過し、チャンバー２２や内側空間２５を介して内側空間２５の後端から排出される。
このようにして、外側空間２６の後端から置換用流体を注入するだけで、液体燃料を容易に回収することができる。これにより、障害処理装置２０を容易に無力化することができ、戦闘地域に戦争残留物を残さずに済む。また、液体燃料を回収するため、液体燃料を再利用することができる。
A check valve 33 is provided at the front end of the outer space 26. The check valve 33 opens with respect to the flow of liquid fuel from the rear end toward the front end in the outer space 26. On the contrary, the check valve 33 is closed with respect to the flow that is about to flow into the outer space 26 from the chamber 22.
Therefore, liquid fuel is not injected from the chamber 22 into the outer space 26 when the double hose 23 is extended. Conversely, if the replacement fluid is injected from the rear end of the outer space 26, the replacement fluid passes through the check valve 33 and is discharged from the rear end of the inner space 25 through the chamber 22 and the inner space 25.
In this way, the liquid fuel can be easily recovered simply by injecting the replacement fluid from the rear end of the outer space 26. As a result, the failure processing apparatus 20 can be easily disabled, and it is not necessary to leave a war residue in the battle area. Further, since the liquid fuel is recovered, the liquid fuel can be reused.
なお、上記において、本発明の実施形態について説明を行ったが、上記に開示された本発明の実施の形態は、あくまで例示であって、本発明の範囲はこれら発明の実施の形態に限定されない。本発明の範囲は、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。
Although the embodiments of the present invention have been described above, the embodiments of the present invention disclosed above are merely examples, and the scope of the present invention is not limited to these embodiments. . The scope of the present invention is indicated by the description of the scope of claims, and further includes meanings equivalent to the description of the scope of claims and all modifications within the scope.
２０ 障害処理装置、２１ ロケット、２１ａ ノズル、２２ チャンバー、２２ａ 穴、２２ｂ 空気穴、２３ 二重ホース、２３ａ 内側ホース、２３ｂ 外側ホース、２４ 加圧プレート、２５ 内側空間、２６ 外側空間、２７ 投射装置、２８ ポンプ、２９ 燃料タンク、３０ 流体タンク、３１ 巻き取り装置、３２ 車輌、３３ 逆止弁、３４ 注入弁、３５ 延長チューブ、３６ 起爆装置、３７ 供給管
20 obstacle processing device, 21 rocket, 21a nozzle, 22 chamber, 22a hole, 22b air hole, 23 double hose, 23a inner hose, 23b outer hose, 24 pressure plate, 25 inner space, 26 outer space, 27 projection device , 28 pump, 29 fuel tank, 30 fluid tank, 31 take-up device, 32 vehicle, 33 check valve, 34 injection valve, 35 extension tube, 36 detonator, 37 supply pipe
Claims (5)
前記ロケットに取り付けられた中空円筒形のチャンバーと、
前記チャンバーの軸方向後方に取り付けられ可撓性がある二重ホースと、を備え、
前記チャンバーは内部に軸方向に液密に移動可能な加圧プレートを有し、前記加圧プレートの軸方向後方には液体燃料が充填されており、
前記二重ホースは内側ホースと外側ホースとからなり、前記内側ホースの内部に形成される内側空間と前記内側ホースと前記外側ホースとに囲まれる外側空間とを構成しており、
前記内側空間の前端が前記チャンバーの前記液体燃料側に連通され、
前記外側空間の前端が閉じ、後端に外部から前記液体燃料を注入可能な注入弁を有する、ことを特徴とする障害処理装置。 A rocket that can fly by itself,
A hollow cylindrical chamber attached to the rocket;
A flexible double hose attached to the rear of the chamber in the axial direction;
The chamber has a pressure plate that can move in a liquid-tight manner in the axial direction inside, and is filled with liquid fuel on the axially rear side of the pressure plate,
The double hose comprises an inner hose and an outer hose, and constitutes an inner space formed inside the inner hose and an outer space surrounded by the inner hose and the outer hose,
A front end of the inner space communicates with the liquid fuel side of the chamber;
A failure processing apparatus having an injection valve capable of injecting the liquid fuel from the outside at a rear end of the outer space being closed.
前記ロケットに取り付けられた中空円筒形のチャンバーと、
前記チャンバーの軸方向後方に取り付けられ可撓性がある二重ホースと、を備え、
前記チャンバーは内部に軸方向に液密に移動可能な加圧プレートを有し、前記加圧プレートの軸方向後方には液体燃料が充填されており、
前記二重ホースは内側ホースと外側ホースとからなり、前記内側ホースの内部に形成される内側空間と前記内側ホースと前記外側ホースとに囲まれる外側空間とを構成しており、
前記内側空間の前端が前記チャンバーの前記液体燃料側に連通され、
前記外側空間の前端が閉じ、後端に外部から前記液体燃料を注入可能な注入弁を有する障害処理装置による障害処理方法であって、
（Ａ）前記ロケットを発射して飛行させ、
（Ｂ）前記加圧プレートに作用する慣性力により前記加圧プレートを前記チャンバー内で後方に移動させ、これにより前記液体燃料を前記内側空間に注入し、
（Ｃ）前記ロケットが着地した後に、前記注入弁から前記液体燃料を注入する、ことを特徴とする障害処理方法。 A rocket that can fly by itself,
A hollow cylindrical chamber attached to the rocket;
A flexible double hose attached to the rear of the chamber in the axial direction;
The chamber has a pressure plate that can move in a liquid-tight manner in the axial direction inside, and is filled with liquid fuel on the axially rear side of the pressure plate,
The double hose comprises an inner hose and an outer hose, and constitutes an inner space formed inside the inner hose and an outer space surrounded by the inner hose and the outer hose,
A front end of the inner space communicates with the liquid fuel side of the chamber;
A fault handling method by a fault handling apparatus having an injection valve capable of injecting the liquid fuel from the outside to the rear end, with the front end of the outer space closed.
(A) Launch and fly the rocket,
(B) The pressure plate is moved backward in the chamber by an inertial force acting on the pressure plate, thereby injecting the liquid fuel into the inner space,
(C) The failure processing method characterized by injecting the liquid fuel from the injection valve after the rocket has landed.
前記（Ｃ）の後に、前記注入弁から置換用流体を注入し、
これにより、前記置換用流体が前記逆止弁を通過し、前記内側空間の後端から前記液体燃料を排出する、ことを特徴とする請求項４に記載の障害処理方法。
A check valve for preventing inflow of the liquid fuel from the chamber at the front end of the outer space;
After (C), a replacement fluid is injected from the injection valve,
5. The failure processing method according to claim 4, wherein the replacement fluid passes through the check valve and discharges the liquid fuel from a rear end of the inner space.
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