JP2016044554A

JP2016044554A - Flying object thruster

Info

Publication number: JP2016044554A
Application number: JP2014166880A
Authority: JP
Inventors: 孝洋城島; Takahiro Jojima
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2014-08-19
Filing date: 2014-08-19
Publication date: 2016-04-04

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To enable stable fuel injection by suppressing heat transfer to a propellant valve from a combustor in a flying object thruster.SOLUTION: The flying object thruster includes: an injector 11 for injecting fuel and an oxidant; the combustor 12 for combusting the fuel and oxidant injected from the injector 11; the propellant valve 13 for adjusting supply amounts of the fuel and oxidant; a capillary tube 14 for supplying the fuel and oxidant to the injector 11 from the propellant valve 13; and multiple struts 15 each having a hollow part 55 and connecting the propellant valve 13 and the injector 11.SELECTED DRAWING: Figure 1

Description

本発明は、人工衛星などとして使用される飛行体の姿勢制御装置を構成するスラスタに関するものである。 The present invention relates to a thruster constituting an attitude control device for a flying object used as an artificial satellite or the like.

飛行体のスラスタは、噴射器と燃焼器とから構成されている。そのため、タンクから供給される燃料と酸化剤を噴射器が２点衝突方式で燃焼器燃焼室部に噴射して燃焼（反応）させる。すると、この燃焼（反応）ガスがスロート部で絞られてからノズル部で拡大して超音速流れとなって外部に噴出されることで、飛行体に推進力を付与している。 The thruster of the flying object is composed of an injector and a combustor. Therefore, the fuel and the oxidant supplied from the tank are injected into the combustor combustion chamber by the two-point collision method and burned (reacted). Then, this combustion (reaction) gas is squeezed at the throat portion, then expanded at the nozzle portion, and is ejected to the outside as a supersonic flow, thereby imparting propulsive force to the flying object.

このような飛行体のスラスタとしては、例えば、下記特許文献に記載されたものがある。 As such a thruster of a flying object, for example, there is one described in the following patent document.

特開平０２−２６２５００号公報JP 02-262500 A 特開２００４−０９２４４９号公報Japanese Patent Laid-Open No. 2004-092449

ところで、スラスタに使用される燃料は、高比推力、消費推薬量低減、作業性及び取扱性向上（推薬低毒化）、低コスト化などが望まれている。そのため、有毒なヒドラジンに代えてグリーンプロペラントと呼ばれる低毒性推薬を使用する推進系が提案されている。このグリーンプロペラントとして、ＨＡＮをベースとしたＨＡＮ系推薬があり、低凝固点、高密度、高比推力である。そのため、燃焼器の熱が推薬弁側に悪影響を与えないことが重要である。 By the way, the fuel used for the thruster is desired to have a high specific thrust, a reduction in the amount of propellant consumed, an improvement in workability and handling (a reduction in propellant poisoning) and a reduction in cost. Therefore, a propulsion system using a low-toxic propellant called green propellant instead of toxic hydrazine has been proposed. As this green propellant, there is a HAN-based propellant based on HAN, which has a low freezing point, high density, and high specific thrust. Therefore, it is important that the heat of the combustor does not adversely affect the propellant valve side.

本発明は上述した課題を解決するものであり、燃焼器から推薬弁への熱の伝達を抑制することで安定した燃料噴射を可能とする飛行体のスラスタを提供することを目的とする。 The present invention solves the above-described problems, and an object thereof is to provide a flying object thruster that enables stable fuel injection by suppressing heat transfer from a combustor to a propellant valve.

上記の目的を達成するための本発明の飛行体のスラスタは、燃料と酸化剤を噴射する噴射器と、前記噴射器から噴射された燃料と酸化剤を燃焼させる燃焼器と、燃料と酸化剤の供給量を調整する推薬弁と、前記推薬弁から前記噴射器に燃料と酸化剤を供給するチューブと、中空部を有して前記推薬弁と前記噴射器とを連結する複数のストラットと、を有することを特徴とするものである。 In order to achieve the above object, an aircraft thruster according to the present invention includes an injector for injecting fuel and an oxidant, a combustor for burning the fuel and oxidant injected from the injector, and a fuel and an oxidant. A propellant valve that adjusts the supply amount of the fuel, a tube that supplies fuel and oxidant from the propellant valve to the injector, and a plurality of hollow parts that connect the propellant valve and the injector. And struts.

従って、推薬弁は燃料と酸化剤の供給量を調整し、チューブを介してこの燃料と酸化剤を噴射器に供給する。すると、噴射器は所定量の燃料と酸化剤を燃焼器内に噴射し、ここで燃料と酸化剤を燃焼させて反応させることで燃焼ガスが発生し、この燃焼ガスを外部に噴出して飛行体に推進力が付与される。このとき、燃焼器は、燃料と酸化剤が燃焼するために高温となり、発生した熱が各ストラットを通して推薬弁に伝達される。ところが、各ストラットは中空部を有していることから、伝熱面積が減少すると共に放熱面積が拡大するため、燃焼器から各ストラットを通して推薬弁に伝達される熱量を抑制することができる。その結果、燃焼器から推薬弁への熱の伝達を抑制することで安定した燃料噴射を可能とすることができる。 Accordingly, the propellant valve adjusts the supply amounts of fuel and oxidant, and supplies the fuel and oxidant to the injector through the tube. Then, the injector injects a predetermined amount of fuel and oxidant into the combustor, where combustion gas is generated by burning and reacting the fuel and oxidant, and this combustion gas is ejected outside to fly. Propulsion is given to the body. At this time, the combustor becomes hot because the fuel and the oxidant burn, and the generated heat is transmitted to the propellant valve through each strut. However, since each strut has a hollow portion, the heat transfer area is reduced and the heat dissipation area is increased, so that the amount of heat transmitted from the combustor to each propellant valve through each strut can be suppressed. As a result, stable fuel injection can be achieved by suppressing the transfer of heat from the combustor to the propellant valve.

本発明の飛行体のスラスタでは、前記ストラットは、長手方向に沿って前記中空部が設けられ、前記中空部は、少なくとも長手方向の一端部が開放されていることを特徴としている。 In the flying object thruster according to the present invention, the strut is provided with the hollow portion along a longitudinal direction, and at least one end portion in the longitudinal direction of the hollow portion is open.

従って、ストラットの中空部における長手方向の端部が開放されていることで、スラスタが宇宙空間で使用されるとき、ストラットの中空部が真空状態となり、推薬弁と噴射器との間で真空断熱が可能となり、噴射器から推薬弁への熱の伝達を抑制することができる。 Therefore, the longitudinal end of the hollow portion of the strut is open, so that when the thruster is used in outer space, the hollow portion of the strut is in a vacuum state, and a vacuum is generated between the propellant valve and the injector. Heat insulation is possible, and heat transfer from the injector to the propellant valve can be suppressed.

本発明の飛行体のスラスタでは、前記ストラットは、一端部が前記推薬弁の取付ブラケットに嵌合し、他端部が前記噴射器のケーシングに螺合することを特徴としている。 In the flying object thruster of the present invention, the strut is characterized in that one end is fitted into the mounting bracket of the propellant valve and the other end is screwed into the casing of the injector.

従って、ストラットの各端部を推薬弁と噴射器に容易に連結することができる。 Therefore, each end of the strut can be easily connected to the propellant valve and the injector.

本発明の飛行体のスラスタでは、前記取付ブラケットが飛行体に連結されることを特徴としている。 The flying object thruster of the present invention is characterized in that the mounting bracket is connected to the flying object.

従って、取付ブラケットが飛行体に連結されることで、スラスタを容易に飛行体に連結することができる。 Therefore, the thruster can be easily connected to the flying object by connecting the mounting bracket to the flying object.

本発明の飛行体のスラスタでは、前記ストラットは、円筒形状をなすことを特徴としている。 In the flying object thruster of the present invention, the strut is characterized by having a cylindrical shape.

従って、ストラットを円筒形状とすることで、強度の低下を抑制しながら、適正な断熱効果を確保することができる。 Therefore, by making the struts cylindrical, an appropriate heat insulating effect can be ensured while suppressing a decrease in strength.

本発明の飛行体のスラスタによれば、推薬弁と噴射器とを連結するストラットに中空部を設けるので、燃焼器から推薬弁への熱の伝達を抑制することで安定した燃料噴射を可能とすることができる。 According to the thruster of the flying object of the present invention, since the hollow portion is provided in the strut connecting the propellant valve and the injector, stable fuel injection can be achieved by suppressing the transfer of heat from the combustor to the propellant valve. Can be possible.

図１は、本実施形態の飛行体のスラスタを表す概略構成図である。FIG. 1 is a schematic configuration diagram showing a thruster of an aircraft according to the present embodiment. 図２は、ストラットの取付構造を表す断面図である。FIG. 2 is a cross-sectional view showing a strut mounting structure.

以下に添付図面を参照して、本発明に係る飛行体のスラスタの好適な実施形態を詳細に説明する。なお、この実施形態により本発明が限定されるものではなく、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせて構成するものも含むものである。 DETAILED DESCRIPTION Exemplary embodiments of a flying object thruster according to the present invention will be described below in detail with reference to the accompanying drawings. In addition, this invention is not limited by this embodiment, and when there are two or more embodiments, what comprises combining each embodiment is also included.

図１は、本実施形態の飛行体のスラスタを表す概略構成図、図２は、ストラットの取付構造を表す断面図である。 FIG. 1 is a schematic configuration diagram showing a thruster of an aircraft according to the present embodiment, and FIG. 2 is a cross-sectional view showing a strut mounting structure.

本実施形態において、図１に示すように、飛行体のスラスタ１０は、例えば、人工衛星用として使用されるものである。このスラスタ１０は、噴射器１１と燃焼器１２と推薬弁１３とキャピラリチューブ（チューブ）１４とストラット１５を有している。 In the present embodiment, as shown in FIG. 1, the flying object thruster 10 is used, for example, for an artificial satellite. The thruster 10 includes an injector 11, a combustor 12, a propellant valve 13, a capillary tube (tube) 14, and a strut 15.

噴射器１１は、燃料と酸化剤を噴射するものである。噴射器１１は、円板形状をなすケーシング２１の一方側に突出して連結部２２が設けられると共に、他方側にリング形状をなす噴射開口部２３が形成され、噴射開口部２３から連結部２２に貫通する連結通路２４が形成されている。また、ケーシング２１は、噴射開口部２３の前端部に多数の噴射孔２５（図２参照）を有する噴射板２６が固定されている。 The injector 11 injects fuel and oxidant. The injector 11 protrudes from one side of a disc-shaped casing 21 and is provided with a connecting portion 22, and a ring-shaped injection opening 23 is formed on the other side, and the injection opening 23 is connected to the connecting portion 22. A connecting passage 24 penetrating therethrough is formed. Further, the casing 21 is fixed with an injection plate 26 having a large number of injection holes 25 (see FIG. 2) at the front end of the injection opening 23.

燃焼器１２は、噴射器１１から噴射された燃料と酸化剤を燃焼させるものであり、噴射器１１と一体に設けられている。燃焼器１２は、円筒形状をなすケーシング３１のフランジ部３２が噴射器１１のケーシング２１に密着し、溶接により固定されている。ケーシング３１は、内径がケーシング２１の噴射開口部２３の内径とほぼ同じ寸法に設定されており、噴射板２６に密着して触媒層３３が設けられ、メッシュ形状をなす押え板３４により位置決めされている。また、ケーシング２１は、触媒層３３（押え板３４）に隣接して燃焼室３５が設けられており、内径が縮小したスロート部３６と、スロート部３６から内径が拡大したノズル部３７が設けられている。 The combustor 12 burns the fuel and oxidant injected from the injector 11, and is provided integrally with the injector 11. The combustor 12 has a flange portion 32 of a cylindrical casing 31 in close contact with the casing 21 of the injector 11 and is fixed by welding. The casing 31 has an inner diameter set to be approximately the same as the inner diameter of the injection opening 23 of the casing 21, and is provided with a catalyst layer 33 in close contact with the injection plate 26 and positioned by a presser plate 34 having a mesh shape. Yes. The casing 21 is provided with a combustion chamber 35 adjacent to the catalyst layer 33 (presser plate 34), and a throat portion 36 having a reduced inner diameter, and a nozzle portion 37 having an inner diameter increased from the throat portion 36. ing.

推薬弁１３は、燃料と酸化剤の供給量を調整するものである。推薬弁１３は、矩形状をなす取付ブラケット４１に固定されている。この推薬弁１３は、取付ブラケット４１を貫通する連結部４２が設けられ、この連結部４２とケーシング２１の連結部２２（連結通路２４）とがキャピラリチューブ１４により連結されている。キャピラリチューブ１４は、可撓性を有するチューブであり、推薬弁１３から噴射器１１に燃料と酸化剤を供給するものである。キャピラリチューブ１４は、中間部にループ形状をなす弛み部４３が設けてられいており、噴射器１１と推薬弁１３との位置ずれに対して追従できるように構成されている。 The propellant valve 13 adjusts the supply amount of fuel and oxidant. The propellant valve 13 is fixed to a mounting bracket 41 having a rectangular shape. The propellant valve 13 is provided with a connecting portion 42 that penetrates the mounting bracket 41, and the connecting portion 42 and the connecting portion 22 (connecting passage 24) of the casing 21 are connected by the capillary tube 14. The capillary tube 14 is a flexible tube, and supplies fuel and oxidant from the propellant valve 13 to the injector 11. The capillary tube 14 is provided with a slack portion 43 having a loop shape at an intermediate portion, and is configured to follow a positional deviation between the injector 11 and the propellant valve 13.

なお、図示しないが、推薬弁１３は、燃料（ＨＡＮ系推薬など）が充填されたタンクと、酸化剤（四酸化二窒素など）が充填されたタンクに接続されている。また、推薬弁１３が固定される取付ブラケット４１が飛行体（図示略）に連結される。 Although not shown, the propellant valve 13 is connected to a tank filled with fuel (such as HAN-based propellant) and a tank filled with an oxidant (such as dinitrogen tetroxide). A mounting bracket 41 to which the propellant valve 13 is fixed is connected to the flying object (not shown).

複数のストラット１５は、推薬弁１３と噴射器１１とを連結するものである。このストラット１５は、例えば、３本が正三角形をなすように配置されており、図２に示すように、一端部に若干太くなった嵌合部５１が形成され、他端部にねじ部５２が形成されている。一方、推薬弁１３が固定された取付ブラケット４１は、噴射器１１側に嵌合凹部５３が形成され、噴射器１１のケーシング２１は、推薬弁１３側にねじ穴５４が形成されている。この嵌合凹部５３とねじ穴５４は、正三角形をなすように配置されるストラット１５の連結位置に対応してそれぞれ３個ずつ形成されている。そして、各ストラット１５は、嵌合部５１が取付ブラケット４１の各嵌合凹部５３に圧入により嵌合し、ねじ部５２がケーシング２１の各ねじ穴５４に螺合する。そのため、３個のストラット１５により推薬弁１３と噴射器１１が連結される。 The plurality of struts 15 connect the propellant valve 13 and the injector 11. For example, three struts 15 are arranged so as to form an equilateral triangle, and as shown in FIG. 2, a slightly thick fitting portion 51 is formed at one end portion, and a screw portion 52 is formed at the other end portion. Is formed. On the other hand, the mounting bracket 41 to which the propellant valve 13 is fixed has a fitting recess 53 formed on the injector 11 side, and the casing 21 of the injector 11 has a screw hole 54 formed on the propellant valve 13 side. . Three fitting recesses 53 and screw holes 54 are formed corresponding to the connecting positions of the struts 15 arranged so as to form a regular triangle. In each strut 15, the fitting portion 51 is fitted into each fitting recess 53 of the mounting bracket 41 by press fitting, and the screw portion 52 is screwed into each screw hole 54 of the casing 21. Therefore, the propellant valve 13 and the injector 11 are connected by the three struts 15.

また、各ストラット１５は、内部に中空部５５を有している。この中空部５５は、ストラット１５の長手方向（軸方向）に沿って形成されている。ストラット１５は、円柱形状をなす棒材の内部に円筒形状をなす中空部５５を設けて構成されており、中空部５５がある位置では円筒形状となっている。そして、この中空部５５は、長手方向の一端部、つまり、嵌合部５１側が外方に開放され、長手方向の他端部、つまり、ねじ部５２側が外方に開放されずに閉塞されている。 Each strut 15 has a hollow portion 55 inside. The hollow portion 55 is formed along the longitudinal direction (axial direction) of the strut 15. The strut 15 is configured by providing a hollow portion 55 having a cylindrical shape inside a columnar bar, and has a cylindrical shape at a position where the hollow portion 55 is present. The hollow portion 55 has one end portion in the longitudinal direction, that is, the fitting portion 51 side opened to the outside, and the other end portion in the longitudinal direction, that is, the screw portion 52 side is closed without being opened outward. Yes.

そのため、推薬弁１３により燃料と酸化剤の供給量が調整され、キャピラリチューブ１４を介してこの燃料と酸化剤が噴射器１１に供給される。すると、噴射器１１にて、噴射開口部２３に所定量の燃料と酸化剤が供給され、燃料と酸化剤が噴射板２６の噴射孔２５を通して触媒層３３に噴射される。ここで、燃料と酸化剤が触媒層３３で燃焼して反応し、燃焼ガスが発生し、膨張して燃焼室３５に移行する。この燃焼ガスは、スロート部３６を通してノズル部３７で拡大されて超音速の流れとなり、外部に噴出されることで、スラスタ１０から飛行体に推進力が付与される。 Therefore, the fuel and oxidant supply amounts are adjusted by the propellant valve 13, and the fuel and oxidant are supplied to the injector 11 via the capillary tube 14. Then, the injector 11 supplies a predetermined amount of fuel and oxidant to the injection opening 23, and the fuel and oxidant are injected into the catalyst layer 33 through the injection holes 25 of the injection plate 26. Here, the fuel and the oxidant are combusted and reacted in the catalyst layer 33, combustion gas is generated, expands, and moves to the combustion chamber 35. The combustion gas is expanded at the nozzle portion 37 through the throat portion 36 to become a supersonic flow, and is ejected to the outside, whereby thrust is applied to the flying object from the thruster 10.

このとき、燃焼器１２は、燃料と酸化剤が燃焼することで高温となり、発生した熱が噴射器１１から各ストラット１５を通して推薬弁１３に伝達されやすい。しかし、各ストラット１５は中空部５５が設けられているため、伝熱面積が減少すると共に放熱面積が拡大する。そのため、燃焼器１２から各ストラット１５を通して推薬弁１３に伝達される熱量が低減される。 At this time, the combustor 12 becomes high temperature by burning the fuel and the oxidant, and the generated heat is easily transmitted from the injector 11 to the propellant valve 13 through each strut 15. However, since each strut 15 is provided with the hollow portion 55, the heat transfer area decreases and the heat dissipation area increases. Therefore, the amount of heat transferred from the combustor 12 through the struts 15 to the propellant valve 13 is reduced.

このように本実施形態の飛行体のスラスタにあっては、燃料と酸化剤を噴射する噴射器１１と、噴射器１１から噴射された燃料と酸化剤を燃焼させる燃焼器１２と、燃料と酸化剤の供給量を調整する推薬弁１３と、推薬弁１３から噴射器１１に燃料と酸化剤を供給するキャピラリチューブ１４と、中空部５５を有して推薬弁１３と噴射器１１とを連結する複数のストラット１５とを設けている。 As described above, in the thruster of the flying object of the present embodiment, the injector 11 that injects the fuel and the oxidant, the combustor 12 that combusts the fuel and the oxidant injected from the injector 11, and the fuel and the oxidizer A propellant valve 13 for adjusting the supply amount of the propellant, a capillary tube 14 for supplying fuel and oxidant from the propellant valve 13 to the injector 11, and a propellant valve 13 and the injector 11 having a hollow portion 55. And a plurality of struts 15 for connecting the two.

従って、噴射器１１が所定量の燃料と酸化剤を燃焼器１２内に噴射し、ここで燃料と酸化剤が燃焼して反応することで燃焼ガスが発生する。このとき、燃焼器１２は、高温となり、発生した熱が噴射器１１から各ストラット１５を通して推薬弁１３に伝達される。ところが、各ストラット１５は中空部５５を有していることから、伝熱面積（円筒部の断面積）が減少すると共に、放熱面積（外面と内面）が拡大する。そのため、燃焼器１２（噴射器１１）から各ストラット１５を通して推薬弁１３に伝達される熱量を抑制することができる。その結果、燃焼器１２から推薬弁１３への熱の伝達を抑制することで安定した燃料噴射を可能とすることができる。また、ストラット１５に中空部５５を設けることで、軽量化することができる。 Accordingly, the injector 11 injects a predetermined amount of fuel and oxidant into the combustor 12, where the fuel and oxidant burn and react to generate combustion gas. At this time, the combustor 12 becomes high temperature, and the generated heat is transmitted from the injector 11 to the propellant valve 13 through each strut 15. However, since each strut 15 has the hollow portion 55, the heat transfer area (cross-sectional area of the cylindrical portion) decreases and the heat dissipation area (outer surface and inner surface) increases. Therefore, the amount of heat transferred from the combustor 12 (injector 11) to the propellant valve 13 through each strut 15 can be suppressed. As a result, stable fuel injection can be achieved by suppressing the transfer of heat from the combustor 12 to the propellant valve 13. Further, by providing the strut 15 with the hollow portion 55, the weight can be reduced.

本実施形態の飛行体のスラスタでは、ストラット１５の長手方向に沿って中空部５５を設け、中空部５５の長手方向の一端部を開放している。従って、ストラット１５の嵌合部５１が取付ブラケット４１の嵌合凹部５３に嵌合するものの、嵌合部５１と嵌合凹部５３との間には微小の嵌合隙間が存在する。そのため、スラスタ１０が宇宙空間で使用されるとき、中空部５５内の空気が嵌合部５１と嵌合凹部５３との間との嵌合隙間から吸引されてなくなり、ストラット１５の中空部５５が真空状態となる。すると、推薬弁１３と噴射器１１とを連結するストラット１５に真空断熱部が設けられることとなり、この真空断熱により噴射器１１から推薬弁１３への熱の伝達を抑制することができる。 In the thruster of the flying object of this embodiment, a hollow portion 55 is provided along the longitudinal direction of the strut 15, and one end portion of the hollow portion 55 in the longitudinal direction is opened. Accordingly, although the fitting portion 51 of the strut 15 is fitted into the fitting recess 53 of the mounting bracket 41, there is a minute fitting gap between the fitting portion 51 and the fitting recess 53. Therefore, when the thruster 10 is used in outer space, the air in the hollow portion 55 is not sucked from the fitting gap between the fitting portion 51 and the fitting recess 53, and the hollow portion 55 of the strut 15 is removed. It becomes a vacuum state. Then, a vacuum heat insulating part is provided in the strut 15 that connects the propellant valve 13 and the injector 11, and heat transfer from the injector 11 to the propellant valve 13 can be suppressed by this vacuum heat insulating.

本実施形態の飛行体のスラスタでは、ストラット１５の一端部を推薬弁１３の取付ブラケット４１に嵌合し、他端部を噴射器１１のケーシング２１に螺合している。従って、ストラット１５の各端部を推薬弁１３と噴射器１１に容易に連結することができる。 In the flying body thruster of the present embodiment, one end of the strut 15 is fitted to the mounting bracket 41 of the propellant valve 13 and the other end is screwed to the casing 21 of the injector 11. Therefore, each end of the strut 15 can be easily connected to the propellant valve 13 and the injector 11.

本実施形態の飛行体のスラスタでは、取付ブラケット４１に飛行体を連結することで、スラスタ１０を容易に飛行体に連結することができる。 In the flying object thruster of the present embodiment, the thruster 10 can be easily connected to the flying object by connecting the flying object to the mounting bracket 41.

本実施形態の飛行体のスラスタでは、ストラット１５を円筒形状としている。従って、ストラット１５の外径を細くせずに円筒形状とすることで、強度の低下を抑制しながら、適正な断熱効果を確保することができる。 In the flying object thruster of the present embodiment, the strut 15 has a cylindrical shape. Therefore, by making the strut 15 into a cylindrical shape without reducing the outer diameter, an appropriate heat insulating effect can be secured while suppressing a decrease in strength.

なお、上述した実施形態では、ストラット１５を円柱形状（円筒形状）としたが、この形状に限定されるものではなく、例えば、角柱形状（角筒形状）としてもよい。また、ストラット１５の個数は、３個に限らず、４個以上としてもよい。 In the above-described embodiment, the struts 15 have a columnar shape (cylindrical shape), but are not limited to this shape, and may be, for example, a prismatic shape (square tube shape). Further, the number of struts 15 is not limited to three and may be four or more.

また、上述した実施形態では、ストラット１５の嵌合部５１を取付ブラケット４１の嵌合凹部５３に嵌合し、ねじ部５２をケーシング２１の各ねじ穴５４に螺合したが、各端部の固定方法は、実施形態に限らず、溶接、ボルト締結、ろう付けなどを適用してもよい。また、ストラット１５の一端部を推薬弁１３側に螺合し、他端部を噴射器１１側に嵌合してもよい。 Further, in the above-described embodiment, the fitting portion 51 of the strut 15 is fitted into the fitting concave portion 53 of the mounting bracket 41 and the screw portion 52 is screwed into each screw hole 54 of the casing 21. The fixing method is not limited to the embodiment, and welding, bolt fastening, brazing, or the like may be applied. Alternatively, one end portion of the strut 15 may be screwed to the propellant valve 13 side and the other end portion may be fitted to the injector 11 side.

また、上述した実施形態では、中空部５５におけるストラット１５の嵌合部５１側を開放し、ねじ部５２側を閉塞したが、ねじ部５２側を開放し、嵌合部５１側を閉塞してもよい。 In the embodiment described above, the fitting portion 51 side of the strut 15 in the hollow portion 55 is opened and the screw portion 52 side is closed, but the screw portion 52 side is opened and the fitting portion 51 side is closed. Also good.

１０飛行体のスラスタ
１１噴射器
１２燃焼器
１３推薬弁
１４キャピラリチューブ（チューブ）
１５ストラット
４１取付ブラケット
５１嵌合部
５２ねじ部
５３嵌合凹部
５４ねじ穴
５５中空部 DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Thruster of flying object 11 Injector 12 Combustor 13 Propellant valve 14 Capillary tube (tube)
15 Strut 41 Mounting Bracket 51 Fitting Part 52 Screw Part 53 Fitting Recess 54 Screw Hole 55 Hollow Part

Claims

An injector for injecting fuel and oxidant;
A combustor for burning the fuel and oxidant injected from the injector;
A propellant valve that adjusts the supply of fuel and oxidant;
A tube for supplying fuel and oxidant from the propellant valve to the injector;
A plurality of struts having a hollow portion to connect the propellant valve and the injector;
A vehicle thruster characterized by comprising:

2. The aircraft thruster according to claim 1, wherein the strut is provided with the hollow portion along a longitudinal direction, and at least one end portion in the longitudinal direction of the hollow portion is open.

3. The flying body according to claim 1, wherein one end portion of the strut is fitted into a mounting bracket of the propellant valve, and the other end portion is screwed into a casing of the injector. Thruster.

4. The aircraft thruster according to claim 3, wherein the mounting bracket is connected to the aircraft.

5. The flying object thruster according to claim 1, wherein the strut has a cylindrical shape. 6.