JP2009262770A - Propulsion device for space craft - Google Patents

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Shigeyasu Iihara
重保 飯原
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Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a propulsion device for a space-craft capable of obtaining the thrust necessary for the posture control and the track correction while applying an electric propulsion device to a small spacecraft. <P>SOLUTION: The propulsion device 1A for the spacecraft includes an oxidant tank 2 storing oxidant gas, a fuel tank 2 storing liquid fuel, a one-liquid type thruster 4 for generating the thrust by reacting the liquid fuel, a fuel cell 5 for generating the power by reacting the oxidant gas with fuel decomposition gas generated by decomposing the liquid fuel, and an electric propulsion device 6 for generating the thrust with the power generated by the fuel cell 5 as a power supply. <P>COPYRIGHT: (C)2010,JPO&INPIT

Description

本発明は、宇宙機の姿勢制御や軌道保持・修正に必要な推力を発生させるための宇宙機用推進装置に関する。   The present invention relates to a spacecraft propulsion apparatus for generating thrust necessary for spacecraft attitude control and orbit maintenance / correction.

図３は、人工衛星などの比較的小型の宇宙機に搭載される宇宙機用推進装置３０の従来構成例を示す図である。図３に示すように、この宇宙機用推進装置３０は、推力を発生させるための複数のスラスタ３１と、液体燃料（例えばヒドラジン）を保有する燃料タンク３２と、燃料タンク３２の液体燃料を各スラスタ３１へ供給するための燃料配管３３とを備える。また燃料配管３３上において、各スラスタ３１の手前側にはそれぞれ推薬弁３５が設けられている。   FIG. 3 is a diagram showing a conventional configuration example of a spacecraft propulsion device 30 mounted on a relatively small spacecraft such as an artificial satellite. As shown in FIG. 3, the spacecraft propulsion device 30 includes a plurality of thrusters 31 for generating thrust, a fuel tank 32 that holds liquid fuel (for example, hydrazine), and liquid fuel in the fuel tank 32. And a fuel pipe 33 for supplying to the thruster 31. A propellant valve 35 is provided on the fuel pipe 33 on the front side of each thruster 31.

スラスタ３１は、触媒が充填された燃焼室を内部に有しており、スラスタ内部において、燃焼室に液体燃料が噴出されて触媒と接触することで、触媒反応により高温高圧ガスを発生させ、この高温高圧ガスを外部に噴出することによって姿勢制御や軌道保持・変更に必要な推力を発生させるようになっている。このようなスラスタは、１種類の液体燃料を推進剤とするため、１液式スラスタと呼ばれている。なお、１液式スラスタを開示する文献としては、例えば下記特許文献１がある。   The thruster 31 has a combustion chamber filled with a catalyst. Inside the thruster, liquid fuel is ejected into the combustion chamber and comes into contact with the catalyst to generate a high-temperature and high-pressure gas by a catalytic reaction. The thrust required for attitude control and orbit maintenance / change is generated by ejecting high-temperature and high-pressure gas to the outside. Such a thruster is called a one-component thruster because one type of liquid fuel is used as a propellant. As a document disclosing a one-component thruster, for example, there is Patent Document 1 below.

ところで、宇宙機用推進装置としては、上述した１液式スラスタのほかに、電気的エネルギーを用いて推力を得る電気推進装置がある。電気推進装置は、燃費の指標となる比推力が非常に高いという利点を有する。なお、電気推進装置のひとつであるＤＣアークジェットスラスタを開示する文献としては、例えば下記特許文献２がある。   By the way, as a propulsion apparatus for spacecraft, there is an electric propulsion apparatus that obtains thrust using electric energy in addition to the above-described one-component thruster. The electric propulsion device has an advantage that a specific thrust that is an index of fuel consumption is very high. As a document disclosing a DC arc jet thruster which is one of electric propulsion devices, for example, there is Patent Document 2 below.

特開２００１−２０８０８号公報Japanese Patent Laid-Open No. 2001-20808 特開２０００−８７８４４号公報JP 2000-87844 A

しかしながら、電気推進装置は、高消費電力（例えば１ｋＷ）のために、電力の低い小型衛星の推進系には適用できない。また、宇宙機（衛星など）の姿勢制御や、軌道修正はできるだけ短時間で行うことが好ましいが、電気推進装置は低推力であるために、これらのミッションを達成するには推力が不十分である。
一方、１液式スラスタは電気推進装置よりも高推力であるが、比推力が低い、すなわち燃料消費が多いために、電気推進装置を搭載せず１液式スラスタのみを搭載した宇宙機は、その寿命が短いという問題がある。 However, the electric propulsion apparatus cannot be applied to the propulsion system of a small satellite with low power because of high power consumption (for example, 1 kW). In addition, it is preferable to perform attitude control and orbit correction of a spacecraft (satellite, etc.) in as short a time as possible. However, because electric propulsion devices have low thrust, thrust is insufficient to achieve these missions. is there.
On the other hand, the one-component thruster has a higher thrust than the electric propulsion device, but the specific thrust is low, that is, the fuel consumption is large. Therefore, the spacecraft equipped with only the one-component thruster without the electric propulsion device is There is a problem that its lifetime is short.

本発明は上記の問題に鑑みてなされたものであり、小型宇宙機において電気推進装置の適用を可能にしつつ姿勢制御や軌道修正に必要な推力を得ることができる宇宙機用推進装置を提供することを課題とする。   The present invention has been made in view of the above problems, and provides a spacecraft propulsion device capable of obtaining the thrust necessary for attitude control and orbit correction while enabling the application of an electric propulsion device in a small spacecraft. This is the issue.

上記の課題を解決するため、本発明の宇宙機用推進装置は、以下の技術的手段を採用する。   In order to solve the above-described problems, the spacecraft propulsion device of the present invention employs the following technical means.

（１）本発明の宇宙機用推進装置は、酸化剤ガスを保有する酸化剤タンクと、
液体燃料を保有する燃料タンクと、液体燃料を反応させて推力を発生させる１液式スラスタと、酸化剤ガスと、液体燃料を分解して生成された燃料分解ガスとを反応させて発電する燃料電池と、前記燃料電池で発生させた電力を電源として推力を発生させる電気推進装置と、を備えることを特徴とする。 (1) A propulsion device for a spacecraft according to the present invention includes an oxidant tank that holds an oxidant gas,
A fuel tank that holds liquid fuel, a one-component thruster that reacts with liquid fuel to generate thrust, an oxidant gas, and a fuel decomposition gas that is generated by decomposing the liquid fuel reacts to generate power. A battery and an electric propulsion device that generates thrust by using electric power generated by the fuel cell as a power source.

上記の本発明の構成によれば、燃料電池によって発電し、その電力を電気推進装置の電源とする。これにより、電気推進装置に必要な電力を燃料電池の発電電力によって賄うので、小型宇宙機の電力（太陽電池による電力）が低くても、高電力の電気推進装置を適用することができる。そして、電気推進装置は比推力が高いので、電気推進装置の適用によって宇宙機の寿命を延ばすことができる。
また、電気推進装置は低推力であるが、高推力が得られる１液式スラスタを併用することで姿勢制御や軌道修正を短時間に行なうのに必要な推力を得ることができる。
さらに、液体燃料は、１液スラスタと燃料電池に共通の燃料として用いられるので、構造を簡素化できる。 According to the above configuration of the present invention, power is generated by the fuel cell, and the power is used as the power source of the electric propulsion device. Thereby, since the electric power required for the electric propulsion device is covered by the electric power generated by the fuel cell, the electric propulsion device with high electric power can be applied even if the electric power of the small spacecraft (electric power from the solar cell) is low. And since an electric propulsion apparatus has a high specific thrust, the lifetime of a spacecraft can be extended by application of an electric propulsion apparatus.
In addition, although the electric propulsion device has a low thrust, a thrust necessary for performing posture control and trajectory correction in a short time can be obtained by using a single-liquid thruster that can obtain a high thrust.
Further, since the liquid fuel is used as a fuel common to the one-liquid thruster and the fuel cell, the structure can be simplified.

（２）また、本発明の宇宙機用推進装置は、酸化剤ガスを保有する酸化剤タンクと、燃料ガスを保有する燃料ガスタンクと、酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて推力を発生させるガス式スラスタと、酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて発電する燃料電池と、前記燃料電池で発生させた電力を電源とし、燃料ガスを推進剤として、推力を発生させる電気推進装置と、を備えることを特徴とする。 (2) Further, the spacecraft propulsion device of the present invention generates thrust by reacting an oxidant tank holding an oxidant gas, a fuel gas tank holding a fuel gas, and the oxidant gas and the fuel gas. A gas type thruster, a fuel cell that generates electricity by reacting an oxidant gas and a fuel gas, an electric propulsion device that generates a thrust using the power generated by the fuel cell as a power source and the fuel gas as a propellant, It is characterized by providing.

上記の本発明の構成によれば、燃料電池によって発電し、その電力を電気推進装置の電源とする。これにより、電気推進装置に必要な電力を燃料電池の発電電力によって賄うので、小型宇宙機の電力（太陽電池による電力）が低くても、高電力の電気推進装置を適用することができる。そして、電気推進装置は比推力が高いので、電気推進装置の適用によって宇宙機の寿命を延ばすことができる。
また、電気推進装置は低推力であるが、高推力が得られるガス式スラスタを併用することで姿勢制御や軌道修正を短時間に行なうのに必要な推力を得ることができる。
さらに、燃料ガスは、ガス式スラスタ、電気推進装置および燃料電池に対して、共通の燃料として用いられるので、構造を簡素化できる。 According to the above configuration of the present invention, power is generated by the fuel cell, and the power is used as the power source of the electric propulsion device. Thereby, since the electric power required for the electric propulsion device is covered by the generated electric power of the fuel cell, the electric propulsion device with a high electric power can be applied even if the electric power of the small spacecraft (electric power from the solar cell) is low. And since an electric propulsion apparatus has a high specific thrust, the lifetime of a spacecraft can be extended by application of an electric propulsion apparatus.
In addition, although the electric propulsion device has a low thrust, it is possible to obtain a thrust necessary for performing posture control and trajectory correction in a short time by using a gas thruster capable of obtaining a high thrust.
Furthermore, since the fuel gas is used as a common fuel for the gas thruster, the electric propulsion device, and the fuel cell, the structure can be simplified.

（３）また上記（１）又は（２）の宇宙機用推進装置において、前記電気推進装置は、ＤＣアークジェットスラスタ、ＭＰＤアークジェットスラスタ、イオンスラスタ又はホールスラスタである（但し、イオンスラスタ、ホールスラスタなどは推進剤として上記で定義された推進剤以外の推進薬キセノンガス等が別途必要）。 (3) In the spacecraft propulsion device according to (1) or (2), the electric propulsion device is a DC arc jet thruster, MPD arc jet thruster, ion thruster, or hole thruster (however, an ion thruster, a hole). For thrusters, etc., a propellant other than the propellant defined above is required as a propellant.

このように、電気推進装置としては、各種のものを適用することができる。   Thus, various things can be applied as an electric propulsion device.

（４）また上記（２）の宇宙機用推進装置において、前記燃料ガスは純水素ガスである (4) In the spacecraft propulsion device of (2), the fuel gas is pure hydrogen gas.

このように燃料ガスとして水素ガスを用いることにより、電気推進装置の比推力をさらに高めることができる。   By using hydrogen gas as the fuel gas in this way, the specific thrust of the electric propulsion device can be further increased.

本発明の宇宙機用推進装置によれば、小型宇宙機において電気推進装置の適用を可能にしつつ姿勢制御や軌道修正に必要な推力を得ることができる。   According to the spacecraft propulsion device of the present invention, it is possible to obtain the thrust necessary for attitude control and orbit correction while allowing the electric propulsion device to be applied to a small spacecraft.

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.

［第１実施形態］
図１は、本発明の第１実施形態にかかる宇宙機用推進装置１Ａの構成図である。この宇宙機用推進装置１Ａは、小型宇宙機（例えば衛星）に搭載されるものであり、図１に示すように、酸化剤タンク２と、燃料タンク３と、１液式スラスタ４と、燃料電池５と、電気推進装置６とを備える。 [First Embodiment]
FIG. 1 is a configuration diagram of a spacecraft propulsion apparatus 1A according to a first embodiment of the present invention. This spacecraft propulsion device 1A is mounted on a small spacecraft (for example, a satellite). As shown in FIG. 1, an oxidant tank 2, a fuel tank 3, a one-component thruster 4, a fuel A battery 5 and an electric propulsion device 6 are provided.

酸化剤タンク２は、内部に酸化剤ガスを保有する。酸化剤ガスは少なくとも酸素を含むガスであり、特に純酸素ガスであるのがよい。酸化剤タンク２には、燃料電池５のカソードへ酸化剤ガスを供給するための酸化剤ライン９が接続されている。またこの酸化剤ライン９上には元弁１５が設けられ、元弁１５により燃料電池５への酸化剤ガスの供給・停止が切り替えられる。   The oxidant tank 2 holds an oxidant gas inside. The oxidant gas is a gas containing at least oxygen, and is particularly preferably a pure oxygen gas. An oxidant line 9 for supplying an oxidant gas to the cathode of the fuel cell 5 is connected to the oxidant tank 2. A main valve 15 is provided on the oxidant line 9, and supply / stop of the oxidant gas to the fuel cell 5 is switched by the main valve 15.

燃料タンク３は、内部に液体燃料を保有する。液体燃料は、ヒドラジン、アンモニアなどの、分解することによって水素含有ガスを生成するものである。燃料タンク３には、燃料ライン１０が接続されている。燃料ライン１０は、燃料電池５側に向かう第１燃料ライン１１と、１液式スラスタ４及び電気推進装置６の側に向かう第２燃料ライン１２とに分岐している。またこの燃料ライン１０において、分岐点より上流側の位置には元弁１６が設けられ、元弁１６により液体燃料の供給・停止が切り替えられる。   The fuel tank 3 holds liquid fuel inside. The liquid fuel generates hydrogen-containing gas by decomposition, such as hydrazine and ammonia. A fuel line 10 is connected to the fuel tank 3. The fuel line 10 is branched into a first fuel line 11 directed toward the fuel cell 5 and a second fuel line 12 directed toward the one-component thruster 4 and the electric propulsion device 6. Further, in the fuel line 10, a main valve 16 is provided at a position upstream from the branch point, and supply / stop of liquid fuel is switched by the main valve 16.

１液式スラスタ４は、液体燃料を反応させて推力を発生させるものである。１液式スラスタ４は、触媒が充填された燃焼室を内部に有しており、スラスタ４内部において、燃焼室に液体燃料が噴出されて触媒と接触することで、触媒反応により高温高圧ガスを発生させ、この高温高圧ガスを外部に噴出することによって姿勢制御や軌道保持・変更に必要な推力を発生させるようになっている。   The one-component thruster 4 generates thrust by reacting liquid fuel. The one-component thruster 4 has a combustion chamber filled with a catalyst inside, and liquid fuel is ejected into the combustion chamber in the thruster 4 to come into contact with the catalyst, so that high-temperature and high-pressure gas is generated by a catalytic reaction. By generating the high-temperature and high-pressure gas to the outside, thrust necessary for attitude control and track maintenance / change is generated.

なお、図１では、２基の１液式スラスタ４が示されているが、実施に際しては、必要とされる推進性能に応じて、１液式スラスタ４の搭載数と設置位置が設定される。各１液式スラスタ４の入側には、液体燃料の供給・停止を切り替える供給弁１７が設けられている。   In FIG. 1, two one-component thrusters 4 are shown, but in implementation, the number of installed one-component thrusters 4 and the installation position are set according to the required propulsion performance. . A supply valve 17 for switching supply / stop of liquid fuel is provided on the entry side of each one-liquid thruster 4.

燃料電池５は、酸化剤ガスと、液体燃料を分解して生成された燃料分解ガスとを反応させて発電する発電装置である。燃料電池５としては、イオン交換膜を電解質にして、１００℃以下の比較的低温で作動する固体高分子型（ＰＥＦＣ）を用いるのが良い。固体高分子型燃料電池５は、低コスト、コンパクトであり、小型宇宙機に搭載するのに好適である。ただし、適用可能である限りで、燃料電池５は、固体酸化物型（ＳＯＦＣ）やリン酸型（ＰＡＦＣ）などのその他の燃料電池であってもよい。   The fuel cell 5 is a power generation device that generates electricity by reacting an oxidant gas and a fuel decomposition gas generated by decomposing liquid fuel. As the fuel cell 5, it is preferable to use a solid polymer type (PEFC) that operates at a relatively low temperature of 100 ° C. or lower using an ion exchange membrane as an electrolyte. The polymer electrolyte fuel cell 5 is low-cost and compact, and is suitable for mounting on a small spacecraft. However, as long as it is applicable, the fuel cell 5 may be another fuel cell such as a solid oxide type (SOFC) or a phosphoric acid type (PAFC).

燃料電池５のアノードに燃料となる水素ガスを供給するために、第１燃料ライン１１上には、液体燃料を分解して水素含有ガスを発生させるガス発生器１３が設けられている。ガス発生器１３は内部に触媒を保有し、液体燃料を触媒反応により水素含有ガスに分解する。例えば液体燃料がヒドラジンの場合、触媒反応式は下記（１）式のようになる。
２Ｎ２Ｈ４→Ｎ２＋２ＮＨ３＋Ｈ２ ・・・（１） In order to supply hydrogen gas as fuel to the anode of the fuel cell 5, a gas generator 13 that decomposes liquid fuel and generates a hydrogen-containing gas is provided on the first fuel line 11. The gas generator 13 holds a catalyst therein and decomposes the liquid fuel into a hydrogen-containing gas by a catalytic reaction. For example, when the liquid fuel is hydrazine, the catalytic reaction formula is as shown in the following formula (1).
2N 2 H 4 → N 2 + 2NH 3 + H 2 (1)

電気推進装置６は、電気的エネルギーを用いて、供給された推進剤ガスを加速させることで推力を得る装置である。本発明において、電気推進装置６は、燃料電池５で発生させた電力を電源として推力を発生させる。この電気推進装置６としては、ＤＣアークジェットスラスタ、ＭＰＤアークジェットスラスタ、イオンスラスタ、ホールスラスタなどの各種のものを適用することができる（但し、イオンスラスタ、ホールスラスタなどは推進剤として上記で定義された推進剤以外の推進薬キセノンガス等が別途必要）。電気推進装置６への電力は、制御器８によって制御される。   The electric propulsion device 6 is a device that obtains thrust by accelerating the supplied propellant gas using electrical energy. In the present invention, the electric propulsion device 6 generates thrust using the power generated by the fuel cell 5 as a power source. As the electric propulsion device 6, various devices such as a DC arc jet thruster, an MPD arc jet thruster, an ion thruster, and a hole thruster can be applied. Propellant xenon gas, etc. other than the propellant that has been approved is required). Electric power to the electric propulsion device 6 is controlled by a controller 8.

電気推進装置６に供給される推進剤ガスはガス発生器７によって生成される。ガス発生器７は内部に触媒を保有し、液体燃料を触媒反応により分解して、推進剤ガスを生成する。例えば液体燃料がヒドラジンの場合、生成される推進剤ガスは、上記（１）式の反応によるガスであってもよい。この場合、このガス発生器７と、燃料電池５側のガス発生器１３とを統合して、電気推進装置６と燃料電池５について共通のガス発生器として構成してもよい。なおガス発生器７の入側には、液体燃料の供給・停止を切り替える供給弁１８が設けられている。   The propellant gas supplied to the electric propulsion device 6 is generated by the gas generator 7. The gas generator 7 holds a catalyst therein, decomposes the liquid fuel by a catalytic reaction, and generates a propellant gas. For example, when the liquid fuel is hydrazine, the generated propellant gas may be a gas obtained by the reaction of the above formula (1). In this case, the gas generator 7 and the gas generator 13 on the fuel cell 5 side may be integrated to configure the electric propulsion device 6 and the fuel cell 5 as a common gas generator. A supply valve 18 for switching between supply and stop of liquid fuel is provided on the inlet side of the gas generator 7.

上述した本実施形態の構成によれば、燃料電池５によって発電し、その電力を電気推進装置６の電源とする。これにより、電気推進装置６に必要な電力を燃料電池５の発電電力によって賄うので、小型宇宙機の電力（太陽電池による電力）が低くても、高電力の電気推進装置６を適用することができる。そして、電気推進装置６は比推力が高いので、電気推進装置６の適用によって宇宙機の寿命を延ばすことができる。   According to the configuration of the present embodiment described above, power is generated by the fuel cell 5 and the power is used as the power source of the electric propulsion device 6. Thereby, since the electric power required for the electric propulsion device 6 is covered by the electric power generated by the fuel cell 5, it is possible to apply the electric propulsion device 6 with a high electric power even if the electric power of the small spacecraft (electric power from the solar cell) is low. it can. Since the electric propulsion device 6 has a high specific thrust, the application of the electric propulsion device 6 can extend the life of the spacecraft.

また、電気推進装置６は低推力であるが、高推力が得られる１液式スラスタ４を併用することで姿勢制御や軌道修正を短時間に行なうのに必要な推力を得ることができる。
さらに、液体燃料は、１液スラスタと燃料電池５に共通の燃料として用いられるので、構造を簡素化できる。 In addition, although the electric propulsion device 6 has a low thrust, it is possible to obtain a thrust necessary for performing posture control and trajectory correction in a short time by using the one-liquid thruster 4 that can obtain a high thrust.
Further, since the liquid fuel is used as a common fuel for the one-liquid thruster and the fuel cell 5, the structure can be simplified.

［第２実施形態］
図２は、本発明の第２実施形態にかかる宇宙機用推進装置１Ｂの構成図である。
この宇宙機用推進装置は、小型宇宙機（例えば衛星）に搭載されるものであり、図２に示すように、酸化剤タンク２と、燃料ガスタンクと、ガス式スラスタ２１と、燃料電池５と、電気推進装置６とを備える。酸化剤タンク２、燃料電池５、及び電気推進装置６の構成は、上述した第１実施形態と同じであるので、以下では第１実施形態と相違する点について説明する。 [Second Embodiment]
FIG. 2 is a configuration diagram of the spacecraft propulsion apparatus 1B according to the second embodiment of the present invention.
This spacecraft propulsion device is mounted on a small spacecraft (for example, a satellite). As shown in FIG. 2, an oxidizer tank 2, a fuel gas tank, a gas thruster 21, a fuel cell 5, and the like. The electric propulsion device 6 is provided. Since the configurations of the oxidant tank 2, the fuel cell 5, and the electric propulsion device 6 are the same as those in the first embodiment described above, differences from the first embodiment will be described below.

燃料ガスタンク２０は、内部に燃料ガスを保有する。燃料ガスは、水素を含有するガスであり、特に純水素ガスであるのがよい。第１実施形態と異なり、第１燃料ライン１１にはガス発生器が設けられておらず、燃料ガスタンク２０からの燃料ガスがそのままアノードガスとして燃料電池５に供給される。また、燃料ガスタンク２０からの燃料ガスがそのまま推進剤ガスとして電気推進装置６へ供給される。なお、燃料ガスとして純水素ガスを用いることにより、電気推進装置６の比推力をさらに高めることができる。   The fuel gas tank 20 holds fuel gas inside. The fuel gas is a gas containing hydrogen, and particularly preferably pure hydrogen gas. Unlike the first embodiment, the first fuel line 11 is not provided with a gas generator, and the fuel gas from the fuel gas tank 20 is supplied as it is to the fuel cell 5 as the anode gas. Further, the fuel gas from the fuel gas tank 20 is supplied as it is to the electric propulsion device 6 as a propellant gas. Note that the specific thrust of the electric propulsion device 6 can be further increased by using pure hydrogen gas as the fuel gas.

ガス式スラスタ２１は、酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて推力を発生させるものである。ガス式スラスタ２１は、スラスタ内部において、燃料ガスを酸化剤ガスで燃焼させて高温高圧ガスを発生させ、この高温高圧ガスを外部に噴出することによって姿勢制御や軌道保持・変更に必要な推力を発生させるようになっている。   The gas thruster 21 generates thrust by reacting oxidant gas and fuel gas. The gas thruster 21 burns fuel gas with an oxidant gas inside the thruster to generate a high-temperature and high-pressure gas, and jets the high-temperature and high-pressure gas to the outside to generate thrust necessary for attitude control and track maintenance / change. It is supposed to be generated.

なお、図２では、２基のガス式スラスタ２１が示されているが、実施に際しては、必要とされる推進性能に応じて、ガス式スラスタ２１の搭載数と設置位置が設定される。各２ガス式スラスタ２１の入側には、酸化剤ガスの供給・停止を切り替える供給弁１７ａと、燃料ガスの供給・停止を切り替える供給弁１７ｂとが設けられている。   In FIG. 2, two gas thrusters 21 are shown, but in implementation, the number of gas thrusters 21 installed and the installation position are set according to the required propulsion performance. On the inlet side of each two-gas thruster 21, a supply valve 17a for switching supply / stop of the oxidant gas and a supply valve 17b for switching supply / stop of the fuel gas are provided.

上述した本実施形態の構成によれば、燃料電池５によって発電し、その電力を電気推進装置６の電源とする。これにより、電気推進装置６に必要な電力を燃料電池５の発電電力によって賄うので、小型宇宙機の電力（太陽電池による電力）が低くても、高電力の電気推進装置６を適用することができる。そして、電気推進装置６は比推力が高いので、電気推進装置６の適用によって宇宙機の寿命を延ばすことができる。   According to the configuration of the present embodiment described above, power is generated by the fuel cell 5 and the power is used as the power source of the electric propulsion device 6. Thereby, since the electric power required for the electric propulsion apparatus 6 is covered by the electric power generated by the fuel cell 5, the electric propulsion apparatus 6 with a high electric power can be applied even if the electric power of the small spacecraft (electric power from the solar cell) is low. it can. Since the electric propulsion device 6 has a high specific thrust, the application of the electric propulsion device 6 can extend the life of the spacecraft.

また、電気推進装置６は低推力であるが、高推力が得られるガス式スラスタ２１を併用することで姿勢制御や軌道修正を短時間に行なうのに必要な推力を得ることができる。
さらに、燃料ガスは、ガス式スラスタ、電気推進装置６および燃料電池５に対して、共通の燃料として用いられるので、構造を簡素化できる。 Moreover, although the electric propulsion device 6 has a low thrust, a thrust necessary for performing posture control and trajectory correction in a short time can be obtained by using a gas thruster 21 that can obtain a high thrust.
Further, since the fuel gas is used as a common fuel for the gas thruster, the electric propulsion device 6 and the fuel cell 5, the structure can be simplified.

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.

本発明の第１実施形態にかかる宇宙機用推進装置の構成図である。1 is a configuration diagram of a spacecraft propulsion device according to a first embodiment of the present invention. FIG. 本発明の第２実施形態にかかる宇宙機用推進装置の構成図である。It is a block diagram of the propulsion apparatus for spacecraft concerning 2nd Embodiment of this invention. 従来の宇宙機用推進装置の構成図である。It is a block diagram of the conventional spacecraft propulsion apparatus.

符号の説明Explanation of symbols

１Ａ、１Ｂ 宇宙機用推進装置
２ 酸化剤タンク
３ 燃料タンク
４ １液式スラスタ
５ 燃料電池
６ 電気推進装置
７ ガス発生器
８ 制御器
９ 酸化剤ライン
１０ 燃料ライン
１１ 第１燃料ライン
１２ 第２燃料ライン
１３ ガス発生器
１５、１６ 元弁
１７、１８ 供給弁
２０ 燃料ガスタンク
２１ ガス式スラスタ DESCRIPTION OF SYMBOLS 1A, 1B Spacecraft propulsion device 2 Oxidant tank 3 Fuel tank 4 One-component thruster 5 Fuel cell 6 Electric propulsion device 7 Gas generator 8 Controller 9 Oxidant line 10 Fuel line 11 First fuel line 12 Second fuel Line 13 Gas generator 15, 16 Main valve 17, 18 Supply valve 20 Fuel gas tank 21 Gas type thruster

Claims (4)

酸化剤ガスを保有する酸化剤タンクと、
液体燃料を保有する燃料タンクと、
液体燃料を反応させて推力を発生させる１液式スラスタと、
酸化剤ガスと、液体燃料を分解して生成された燃料分解ガスとを反応させて発電する燃料電池と、
前記燃料電池で発生させた電力を電源として推力を発生させる電気推進装置と、を備えることを特徴とする宇宙機用推進装置。 An oxidant tank holding oxidant gas;
A fuel tank holding liquid fuel;
A one-component thruster that reacts with liquid fuel to generate thrust;
A fuel cell that generates electricity by reacting an oxidant gas with a fuel decomposition gas generated by decomposing liquid fuel; and
And a propulsion device for a spacecraft, comprising: an electric propulsion device that generates thrust by using electric power generated by the fuel cell as a power source. 酸化剤ガスを保有する酸化剤タンクと、
燃料ガスを保有する燃料ガスタンクと、
酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて推力を発生させるガス式スラスタと、
酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて発電する燃料電池と、
前記燃料電池で発生させた電力を電源とし、燃料ガスを推進剤として、推力を発生させる電気推進装置と、を備えることを特徴とする宇宙機用推進装置。 An oxidant tank holding oxidant gas;
A fuel gas tank holding fuel gas; and
A gas type thruster that generates thrust by reacting an oxidant gas and a fuel gas;
A fuel cell that generates electricity by reacting an oxidant gas and a fuel gas; and
A propulsion device for a spacecraft, comprising: an electric propulsion device that generates thrust by using electric power generated by the fuel cell as a power source and fuel gas as a propellant. 前記電気推進装置は、ＤＣアークジェットスラスタ、ＭＰＤアークジェットスラスタ、イオンスラスタ又はホールスラスタである、請求項１又は２記載の宇宙機用推進装置。   The propulsion device for a spacecraft according to claim 1 or 2, wherein the electric propulsion device is a DC arc jet thruster, an MPD arc jet thruster, an ion thruster, or a hall thruster. 前記燃料ガスは純水素ガスである、請求項２に記載の宇宙機用推進装置。   The spacecraft propulsion apparatus according to claim 2, wherein the fuel gas is pure hydrogen gas.
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