JP3136065B2 - ロケットエンジンおよびロケットエンジンの姿勢制御方法 - Google Patents
ロケットエンジンおよびロケットエンジンの姿勢制御方法Info
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、姿勢制御に用いるサイ
ドスラスタを備えたロケットエンジンおよびロケットエ
ンジンの姿勢制御方法に関するものである。
ドスラスタを備えたロケットエンジンおよびロケットエ
ンジンの姿勢制御方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】従来、上記したサイドスラスタを備えた
ロケットエンジンとしては、例えば、固体ロケットモー
タがある。
ロケットエンジンとしては、例えば、固体ロケットモー
タがある。
【０００３】図２に示すように、この固体ロケットモー
タの姿勢制御に用いるサイドスラスタ５１は、一対のソ
レノイド５２，５２と、ソレノイド５２，５２とレバー
５３および回動軸５４を介して連結されたフラッパ弁５
５と、このフラッパ弁５５の両側でかつ互いに逆向きに
配置されたスラスタノズル５６，５６と、回動軸５４に
嵌装状態で設けられてレバー５３に一端が連結されかつ
他端が図示しないロケットモータ本体側に連結されるフ
ラッパ弁中間位置保持用のトーションチューブ５７を備
えている。
タの姿勢制御に用いるサイドスラスタ５１は、一対のソ
レノイド５２，５２と、ソレノイド５２，５２とレバー
５３および回動軸５４を介して連結されたフラッパ弁５
５と、このフラッパ弁５５の両側でかつ互いに逆向きに
配置されたスラスタノズル５６，５６と、回動軸５４に
嵌装状態で設けられてレバー５３に一端が連結されかつ
他端が図示しないロケットモータ本体側に連結されるフ
ラッパ弁中間位置保持用のトーションチューブ５７を備
えている。
【０００４】この固体ロケットモータのサイドスラスタ
５１は、スラスタノズル５６，５６を側部に開口させた
状態で搭載され、姿勢制御を必要としない場合は、フラ
ッパ弁５５をスラスタノズル５６，５６の中間位置に保
持して、白ぬき矢印方向から連続して供給される燃焼ガ
スＧを両スラスタノズル５６，５６からそれぞれ噴出さ
せ、姿勢制御を行う場合は、一対のソレノイド５２，５
２の吸引力によりレバー５３を回動させ、回動軸５４を
介して伝達される回動力によりフラッパ弁５５を移動さ
せて、いずれか一方のスラスタノズル５６をフラッパ弁
５５で閉塞し、他方のスラスタノズル５６からのみ燃焼
ガスＧを噴出させて、機軸と直交する方向の推力を付与
するようになっている。
５１は、スラスタノズル５６，５６を側部に開口させた
状態で搭載され、姿勢制御を必要としない場合は、フラ
ッパ弁５５をスラスタノズル５６，５６の中間位置に保
持して、白ぬき矢印方向から連続して供給される燃焼ガ
スＧを両スラスタノズル５６，５６からそれぞれ噴出さ
せ、姿勢制御を行う場合は、一対のソレノイド５２，５
２の吸引力によりレバー５３を回動させ、回動軸５４を
介して伝達される回動力によりフラッパ弁５５を移動さ
せて、いずれか一方のスラスタノズル５６をフラッパ弁
５５で閉塞し、他方のスラスタノズル５６からのみ燃焼
ガスＧを噴出させて、機軸と直交する方向の推力を付与
するようになっている。
【０００５】また、他のロケットエンジンとしては、図
３に示すものがある。
３に示すものがある。
【０００６】図３の燃料系統図に示すように、このロケ
ットエンジン６１は、四酸化二窒素を充填した酸化剤タ
ンク６２と、モノメチルヒドラジンを充填した燃料タン
ク６３と、両タンク６２，６３に連通する２液式メイン
スラスタ６４と、同じく両タンク６２，６３に連通する
複数個の２液式サブスラスタ（サイドスラスタ）６５を
備えており、２液式メインスラスタ６４および複数個の
２液式サブスラスタ６５には、酸化剤用流量調整バルブ
６６および燃料用流量調整バルブ６７がそれぞれ設けて
ある。
ットエンジン６１は、四酸化二窒素を充填した酸化剤タ
ンク６２と、モノメチルヒドラジンを充填した燃料タン
ク６３と、両タンク６２，６３に連通する２液式メイン
スラスタ６４と、同じく両タンク６２，６３に連通する
複数個の２液式サブスラスタ（サイドスラスタ）６５を
備えており、２液式メインスラスタ６４および複数個の
２液式サブスラスタ６５には、酸化剤用流量調整バルブ
６６および燃料用流量調整バルブ６７がそれぞれ設けて
ある。
【０００７】このロケットエンジン６１において、姿勢
制御を行う場合は、必要とする２液式サブスラスタ６５
の酸化剤用流量調整バルブ６６および燃料用流量調整バ
ルブ６７を開いて作動させ、そのスラスタノズルから燃
焼ガスを噴射させることにより姿勢の変更を行い、この
際、必要に応じて燃料用流量調整バルブ６７により燃料
流量を変えることによって、推力レベルを調整するよう
にしている。
制御を行う場合は、必要とする２液式サブスラスタ６５
の酸化剤用流量調整バルブ６６および燃料用流量調整バ
ルブ６７を開いて作動させ、そのスラスタノズルから燃
焼ガスを噴射させることにより姿勢の変更を行い、この
際、必要に応じて燃料用流量調整バルブ６７により燃料
流量を変えることによって、推力レベルを調整するよう
にしている。
【０００８】上記固体ロケットモータに用いられるサイ
ドスラスタおよび２液式サブスラスタに関しては、平成
４年９月３０日に丸善が発行した「第２版・航空宇宙工
学便覧」の第７２９〜７３０頁および第９２７〜９２８
頁に各々記載されている。
ドスラスタおよび２液式サブスラスタに関しては、平成
４年９月３０日に丸善が発行した「第２版・航空宇宙工
学便覧」の第７２９〜７３０頁および第９２７〜９２８
頁に各々記載されている。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】ところが、従来にあっ
ては、固体ロケットモータの場合、その構成上、姿勢制
御を必要としないときにも高圧・高温の燃焼ガスＧを噴
出させざるを得ないため、無駄が多く、この燃焼ガスＧ
の噴出量を調整するには、超耐熱性バルブを必要とする
ことから、実際には燃焼ガスＧの噴出量調整が困難であ
る。
ては、固体ロケットモータの場合、その構成上、姿勢制
御を必要としないときにも高圧・高温の燃焼ガスＧを噴
出させざるを得ないため、無駄が多く、この燃焼ガスＧ
の噴出量を調整するには、超耐熱性バルブを必要とする
ことから、実際には燃焼ガスＧの噴出量調整が困難であ
る。
【００１０】また、図３に示すロケットエンジン６１の
場合、２液式メインスラスタ６４および複数個の２液式
サブスラスタ６５への配管が２系統必要であるため、小
型化が難しく、加えて、２液式メインスラスタ６４およ
び複数個の２液式サブスラスタ６５において、それぞれ
酸化剤用流量調整バルブ６６および燃料用流量調整バル
ブ６７の２系統の流量調整バルブが必要であることか
ら、すべての流量調整バルブの信頼性を確保するために
は、どうしてもコストが高いものとなってしまうという
問題があり、これらの問題を解決することが従来の課題
となっていた。
場合、２液式メインスラスタ６４および複数個の２液式
サブスラスタ６５への配管が２系統必要であるため、小
型化が難しく、加えて、２液式メインスラスタ６４およ
び複数個の２液式サブスラスタ６５において、それぞれ
酸化剤用流量調整バルブ６６および燃料用流量調整バル
ブ６７の２系統の流量調整バルブが必要であることか
ら、すべての流量調整バルブの信頼性を確保するために
は、どうしてもコストが高いものとなってしまうという
問題があり、これらの問題を解決することが従来の課題
となっていた。
【００１１】
【発明の目的】本発明は、上記した従来の課題に着目し
てなされたもので、超耐熱性バルブを用いたガス流量調
整を必要とすることなく制御効率を高めることができ、
小型化およびコストの低減化を図ったうえで、信頼性を
向上させることが可能であるロケットエンジンおよびロ
ケットエンジンの姿勢制御方法を提供することを目的と
している。
てなされたもので、超耐熱性バルブを用いたガス流量調
整を必要とすることなく制御効率を高めることができ、
小型化およびコストの低減化を図ったうえで、信頼性を
向上させることが可能であるロケットエンジンおよびロ
ケットエンジンの姿勢制御方法を提供することを目的と
している。
【００１２】
【課題を解決するための手段】本発明の請求項１に係わ
るロケットエンジンは、固体プロペラントを装填したメ
イン１次燃焼室と、液体プロペラントを充填したタンク
と、前記メイン１次燃焼室における固体プロペラントの
燃焼により生じる燃料過多の燃焼ガスが供給されるメイ
ン２次燃焼室と、前記メイン２次燃焼室に設けたメイン
ノズルと、前記メイン２次燃焼室内に前記タンクから供
給される液体プロペラントを噴射するメインインジェク
タと、前記メインインジェクタの液体プロペラント噴射
量を制御するメイン制御バルブを備えると共に、前記メ
イン１次燃焼室から燃料過多の燃焼ガスが供給されるサ
ブ燃焼室と、前記サブ燃焼室に設けられて前記メインノ
ズルと直交する方向を向くサブノズルと、前記サブ燃焼
室内に液体プロペラントを噴射するサブインジェクタ
と、前記サブインジェクタの液体プロペラント噴射量を
制御するサブ制御バルブを具備したサイドスラスタを複
数備えた構成としたことを特徴としており、このロケッ
トエンジンの構成を前述した従来の課題を解決するため
の手段としている。
るロケットエンジンは、固体プロペラントを装填したメ
イン１次燃焼室と、液体プロペラントを充填したタンク
と、前記メイン１次燃焼室における固体プロペラントの
燃焼により生じる燃料過多の燃焼ガスが供給されるメイ
ン２次燃焼室と、前記メイン２次燃焼室に設けたメイン
ノズルと、前記メイン２次燃焼室内に前記タンクから供
給される液体プロペラントを噴射するメインインジェク
タと、前記メインインジェクタの液体プロペラント噴射
量を制御するメイン制御バルブを備えると共に、前記メ
イン１次燃焼室から燃料過多の燃焼ガスが供給されるサ
ブ燃焼室と、前記サブ燃焼室に設けられて前記メインノ
ズルと直交する方向を向くサブノズルと、前記サブ燃焼
室内に液体プロペラントを噴射するサブインジェクタ
と、前記サブインジェクタの液体プロペラント噴射量を
制御するサブ制御バルブを具備したサイドスラスタを複
数備えた構成としたことを特徴としており、このロケッ
トエンジンの構成を前述した従来の課題を解決するため
の手段としている。
【００１３】また、本発明の請求項２に係わるロケット
エンジンは、固体プロペラントを固体推進薬とし、液体
プロペラントを液体酸化剤とした構成としている。
エンジンは、固体プロペラントを固体推進薬とし、液体
プロペラントを液体酸化剤とした構成としている。
【００１４】さらに、本発明の請求項３に係わるロケッ
トエンジンは、液体プロペラントを充填したタンクは自
己加圧式としてある構成としている。
トエンジンは、液体プロペラントを充填したタンクは自
己加圧式としてある構成としている。
【００１５】さらにまた、本発明の請求項４に係わるロ
ケットエンジンの姿勢制御方法は、請求項１ないし３の
いずれかに記載のロケットエンジンの姿勢制御を行うに
際し、適宜サイドスラスタのサブ制御バルブを開放して
サブインジェクタから液体プロペラントをサブ燃焼室に
噴射し、前記サブ燃焼室内においてメイン１次燃焼室か
らの燃料過多の燃焼ガスと液体プロペラントとを混合燃
焼させて再燃焼ガスを発生させ、サブノズルから再燃焼
ガスを噴射して姿勢の制御を行う構成としており、この
ロケットエンジンの姿勢制御方法の構成を前述した従来
の課題を解決するための手段としている。
ケットエンジンの姿勢制御方法は、請求項１ないし３の
いずれかに記載のロケットエンジンの姿勢制御を行うに
際し、適宜サイドスラスタのサブ制御バルブを開放して
サブインジェクタから液体プロペラントをサブ燃焼室に
噴射し、前記サブ燃焼室内においてメイン１次燃焼室か
らの燃料過多の燃焼ガスと液体プロペラントとを混合燃
焼させて再燃焼ガスを発生させ、サブノズルから再燃焼
ガスを噴射して姿勢の制御を行う構成としており、この
ロケットエンジンの姿勢制御方法の構成を前述した従来
の課題を解決するための手段としている。
【００１６】
【発明の作用】本発明の請求項１に係わるロケットエン
ジンでは、上記した構成としているので、姿勢制御を必
要としない場合において、サイドスラスタの各サブ制御
バルブはいずれも閉状態となっており、サブインジェク
タからは液体プロペラントが噴射されないことから、複
数のサブ燃焼室にそれぞれ導かれた燃料過多の燃焼ガス
は、そのまま各サブノズルから噴射され、このとき、各
サブノズルから噴射される燃料過多の燃焼ガスは比較的
低温であり、したがって、超耐熱性バルブによるガス流
量調整を行う必要がなく、高圧・高温の燃焼ガスを無為
に噴出させていた従来のサイドスラスタと比べて制御効
率は高まることとなる。
ジンでは、上記した構成としているので、姿勢制御を必
要としない場合において、サイドスラスタの各サブ制御
バルブはいずれも閉状態となっており、サブインジェク
タからは液体プロペラントが噴射されないことから、複
数のサブ燃焼室にそれぞれ導かれた燃料過多の燃焼ガス
は、そのまま各サブノズルから噴射され、このとき、各
サブノズルから噴射される燃料過多の燃焼ガスは比較的
低温であり、したがって、超耐熱性バルブによるガス流
量調整を行う必要がなく、高圧・高温の燃焼ガスを無為
に噴出させていた従来のサイドスラスタと比べて制御効
率は高まることとなる。
【００１７】また、配管系および流量制御バルブがそれ
ぞれ液体プロペラント系の１系統だけでよいこととな
り、２液式エンジンと比較して配管系および流量制御バ
ルブを減らした分だけ、小型化およびコストの低減化が
図られ、加えて、固体プロペラントの燃焼により生じる
燃料過多の燃焼ガスにより、液体プロペラントが確実に
着火することから、信頼性も向上することとなる。
ぞれ液体プロペラント系の１系統だけでよいこととな
り、２液式エンジンと比較して配管系および流量制御バ
ルブを減らした分だけ、小型化およびコストの低減化が
図られ、加えて、固体プロペラントの燃焼により生じる
燃料過多の燃焼ガスにより、液体プロペラントが確実に
着火することから、信頼性も向上することとなる。
【００１８】本発明の請求項２に係わるロケットエンジ
ンでは、例えば、一酸化二窒素と固体推進薬との組み合
わせや、四酸化二窒素とＧＡＰ（グリシジルアジ化ポリ
マ）との組み合わせの選択がなされることとなり、Ｏ／
Ｆ比（液体酸化剤流量と固体推進薬の燃焼ガス流量との
重量比率）の大きいハイブリッド推進系が実現すること
となり、本発明の請求項３に係わるロケットエンジンで
は、液体プロペラントの加圧が容易になされることとな
る。
ンでは、例えば、一酸化二窒素と固体推進薬との組み合
わせや、四酸化二窒素とＧＡＰ（グリシジルアジ化ポリ
マ）との組み合わせの選択がなされることとなり、Ｏ／
Ｆ比（液体酸化剤流量と固体推進薬の燃焼ガス流量との
重量比率）の大きいハイブリッド推進系が実現すること
となり、本発明の請求項３に係わるロケットエンジンで
は、液体プロペラントの加圧が容易になされることとな
る。
【００１９】一方、本発明の請求項４に係わるロケット
エンジンの姿勢制御方法では、上記した構成としている
ので、姿勢制御を必要としない場合において、複数のサ
イドスラスタの各サブノズルからは比較的低温でかつ燃
料過多の燃焼ガスが噴射されることとなり、高圧・高温
の燃焼ガスを噴出させていた従来のサイドスラスタと比
べて推力制御効率は高まることとなる。
エンジンの姿勢制御方法では、上記した構成としている
ので、姿勢制御を必要としない場合において、複数のサ
イドスラスタの各サブノズルからは比較的低温でかつ燃
料過多の燃焼ガスが噴射されることとなり、高圧・高温
の燃焼ガスを噴出させていた従来のサイドスラスタと比
べて推力制御効率は高まることとなる。
【００２０】また、配管系および流量制御バルブがそれ
ぞれ液体プロペラント系の１系統だけでよいこととな
り、２液式エンジンと比較して配管系および流量制御バ
ルブを減らした分だけ、小型化およびコストの低減化が
図られ、制御の信頼性も向上することとなる。
ぞれ液体プロペラント系の１系統だけでよいこととな
り、２液式エンジンと比較して配管系および流量制御バ
ルブを減らした分だけ、小型化およびコストの低減化が
図られ、制御の信頼性も向上することとなる。
【００２１】
【実施例】以下、本発明を図面に基づいて説明する。
【００２２】図１は本発明に係わるロケットエンジンの
一実施例を示している。
一実施例を示している。
【００２３】図１に示すように、このロケットエンジン
１は、固体推進薬（固体プロペラント）２を内面燃焼型
に装填すると共に先端（図示左端）にイグナイタ３を配
置したメイン１次燃焼室４と、液体酸化剤（液体プロペ
ラント）５を充填した自己加圧式のタンク６と、メイン
１次燃焼室４の後端（図示右端）に設けられて固体推進
薬２の燃焼により生じる燃料過多の燃焼ガスがメイン中
間ノズル７を介して供給されるメイン２次燃焼室８と、
このメイン２次燃焼室８の後端に設けたメインノズル９
と、タンク６に設けたスタートバルブ１０とパイプ１１
を介して連通するマニホールド１２と、マニホールド１
２に設けられてメイン２次燃焼室８内にタンク６からパ
イプ１１を介して供給される液体酸化剤５を噴射するメ
インインジェクタ１３と、マニホールド１２とメインイ
ンジェクタ１３との間に設けられてメインインジェクタ
１３からの液体酸化剤５の噴射量を調整するメイン制御
バルブ１４を備えており、自己加圧式のタンク６はメイ
ン１次燃焼室４の前側に配置してある。
１は、固体推進薬（固体プロペラント）２を内面燃焼型
に装填すると共に先端（図示左端）にイグナイタ３を配
置したメイン１次燃焼室４と、液体酸化剤（液体プロペ
ラント）５を充填した自己加圧式のタンク６と、メイン
１次燃焼室４の後端（図示右端）に設けられて固体推進
薬２の燃焼により生じる燃料過多の燃焼ガスがメイン中
間ノズル７を介して供給されるメイン２次燃焼室８と、
このメイン２次燃焼室８の後端に設けたメインノズル９
と、タンク６に設けたスタートバルブ１０とパイプ１１
を介して連通するマニホールド１２と、マニホールド１
２に設けられてメイン２次燃焼室８内にタンク６からパ
イプ１１を介して供給される液体酸化剤５を噴射するメ
インインジェクタ１３と、マニホールド１２とメインイ
ンジェクタ１３との間に設けられてメインインジェクタ
１３からの液体酸化剤５の噴射量を調整するメイン制御
バルブ１４を備えており、自己加圧式のタンク６はメイ
ン１次燃焼室４の前側に配置してある。
【００２４】また、このロケットエンジン１は、メイン
１次燃焼室４の後端に設けられて固体推進薬２の燃焼に
より生じる燃料過多の燃焼ガスがサブ中間ノズル２１を
介して供給されるサブ燃焼室２２と、サブ燃焼室２２に
設けられたサブノズル２３と、マニホールド１２に設け
られてタンク６から供給される液体酸化剤５をサブ燃焼
室２２内に噴射するサブインジェクタ２４と、マニホー
ルド１２とサブインジェクタ２４との間に設けられてサ
ブインジェクタ２４からの液体酸化剤５の噴射量を調整
するサブ制御バルブ２５を具備した２個のピッチ制御用
のサイドスラスタ２０および２個のヨー制御用のサイド
スラスタ（図では２個のピッチ制御用のサイドスラスタ
２０のみ示す））備えており、これらのピッチ制御用の
サイドスラスタ２０およびヨー制御用のサイドスラスタ
は、各サブノズル２３がメインノズル９と直交する方向
でかつピッチ制御用サイドスラスタ２０同士およびヨー
制御用サイドスラスタ同士が互いに逆方向を向くように
して、メイン２次燃焼室８の周囲に９０°の間隔をおい
て配置してある。
１次燃焼室４の後端に設けられて固体推進薬２の燃焼に
より生じる燃料過多の燃焼ガスがサブ中間ノズル２１を
介して供給されるサブ燃焼室２２と、サブ燃焼室２２に
設けられたサブノズル２３と、マニホールド１２に設け
られてタンク６から供給される液体酸化剤５をサブ燃焼
室２２内に噴射するサブインジェクタ２４と、マニホー
ルド１２とサブインジェクタ２４との間に設けられてサ
ブインジェクタ２４からの液体酸化剤５の噴射量を調整
するサブ制御バルブ２５を具備した２個のピッチ制御用
のサイドスラスタ２０および２個のヨー制御用のサイド
スラスタ（図では２個のピッチ制御用のサイドスラスタ
２０のみ示す））備えており、これらのピッチ制御用の
サイドスラスタ２０およびヨー制御用のサイドスラスタ
は、各サブノズル２３がメインノズル９と直交する方向
でかつピッチ制御用サイドスラスタ２０同士およびヨー
制御用サイドスラスタ同士が互いに逆方向を向くように
して、メイン２次燃焼室８の周囲に９０°の間隔をおい
て配置してある。
【００２５】上記したロケットエンジン１では、まず、
メイン１次燃焼室４内においてイグナイタ３により固体
推進薬２に着火して燃焼を開始させ、この固体推進薬２
の燃焼により生じた燃料過多の燃焼ガスをメイン中間ノ
ズル７を介してメイン２次燃焼室８に導入すると共に、
サブ中間ノズル２１を介して複数のサイドスラスタ２０
のサブ燃焼室２２にそれぞれ導入する。
メイン１次燃焼室４内においてイグナイタ３により固体
推進薬２に着火して燃焼を開始させ、この固体推進薬２
の燃焼により生じた燃料過多の燃焼ガスをメイン中間ノ
ズル７を介してメイン２次燃焼室８に導入すると共に、
サブ中間ノズル２１を介して複数のサイドスラスタ２０
のサブ燃焼室２２にそれぞれ導入する。
【００２６】これと同時に、スタートバルブ１０を開い
て、タンク６から液体酸化剤５を加圧状態でマニホール
ド１２に導き、この液体酸化剤５をメイン２次燃焼室８
内にメインインジェクタ１３により噴射し、メイン２次
燃焼室８において、この液体酸化剤５と燃料過多の燃焼
ガスとを混合させて再燃焼させ、これにより発生する高
圧・高温の再燃焼ガスをメインノズル９から噴射するこ
とにより、メイン推力が得る。
て、タンク６から液体酸化剤５を加圧状態でマニホール
ド１２に導き、この液体酸化剤５をメイン２次燃焼室８
内にメインインジェクタ１３により噴射し、メイン２次
燃焼室８において、この液体酸化剤５と燃料過多の燃焼
ガスとを混合させて再燃焼させ、これにより発生する高
圧・高温の再燃焼ガスをメインノズル９から噴射するこ
とにより、メイン推力が得る。
【００２７】この際、メイン制御バルブ１４によってメ
インインジェクタ１３からの液体酸化剤５の噴射量調整
を行うことにより、メイン推力の制御（推力を約１０倍
までの範囲で変化させる制御）がなされることとなる。
インインジェクタ１３からの液体酸化剤５の噴射量調整
を行うことにより、メイン推力の制御（推力を約１０倍
までの範囲で変化させる制御）がなされることとなる。
【００２８】そして、姿勢制御を必要としない場合にお
いて、サイドスラスタ２０の各サブ制御バルブ２５，２
５はいずれも閉状態となっており、サブインジェクタ２
４，２４からは液体酸化剤５が噴射されないので、各サ
ブ燃焼室２２，２２にそれぞれ導かれた燃料過多の燃焼
ガスは、そのまま各サブノズル２３，２３から噴射さ
れ、推力方向の変更は行われない。
いて、サイドスラスタ２０の各サブ制御バルブ２５，２
５はいずれも閉状態となっており、サブインジェクタ２
４，２４からは液体酸化剤５が噴射されないので、各サ
ブ燃焼室２２，２２にそれぞれ導かれた燃料過多の燃焼
ガスは、そのまま各サブノズル２３，２３から噴射さ
れ、推力方向の変更は行われない。
【００２９】このとき、各サブノズル２３，２３から噴
射される燃料過多の燃焼ガスは比較的低温であることか
ら、高圧・高温の燃焼ガスを噴出させていた従来のサイ
ドスラスタと比べて推力制御効率は高まることとなる。
射される燃料過多の燃焼ガスは比較的低温であることか
ら、高圧・高温の燃焼ガスを噴出させていた従来のサイ
ドスラスタと比べて推力制御効率は高まることとなる。
【００３０】また、姿勢制御を必要とする場合には、い
ずれか一方のサイドスラスタ２０のサブ制御バルブ２５
を開放してサブインジェクタ２４から液体酸化剤５をサ
ブ燃焼室２２に噴射し、このサブ燃焼室２２内におい
て、この液体酸化剤５とメイン１次燃焼室４から導入さ
れる燃料過多の燃焼ガスとを混合燃焼させて再燃焼ガス
を発生させ、この再燃焼ガスをサブノズル２３から噴射
して、再燃焼ガスを噴射していない他方のサブノズル２
３との間に推力差を生じさせることにより、推力方向の
変更を行って姿勢を制御（図ではピッチ制御）する。
ずれか一方のサイドスラスタ２０のサブ制御バルブ２５
を開放してサブインジェクタ２４から液体酸化剤５をサ
ブ燃焼室２２に噴射し、このサブ燃焼室２２内におい
て、この液体酸化剤５とメイン１次燃焼室４から導入さ
れる燃料過多の燃焼ガスとを混合燃焼させて再燃焼ガス
を発生させ、この再燃焼ガスをサブノズル２３から噴射
して、再燃焼ガスを噴射していない他方のサブノズル２
３との間に推力差を生じさせることにより、推力方向の
変更を行って姿勢を制御（図ではピッチ制御）する。
【００３１】このように、上記ロケットエンジン１で
は、パイプ１１（配管系）およびメイン制御バルブ１
４，サブ制御バルブ２５（流量制御バルブ）がそれぞれ
液体酸化剤系の１系統だけで済むので、小型化およびコ
ストの低減化が図られるうえ、固体推進薬２の燃焼によ
り生じる燃料過多の燃焼ガスにより、液体酸化剤５が確
実に着火することから、作動時の信頼性が向上すること
となる。
は、パイプ１１（配管系）およびメイン制御バルブ１
４，サブ制御バルブ２５（流量制御バルブ）がそれぞれ
液体酸化剤系の１系統だけで済むので、小型化およびコ
ストの低減化が図られるうえ、固体推進薬２の燃焼によ
り生じる燃料過多の燃焼ガスにより、液体酸化剤５が確
実に着火することから、作動時の信頼性が向上すること
となる。
【００３２】また、このロケットエンジン１では、固体
プロペラントを固体推進薬２とし、液体プロペラントを
液体酸化剤５としているので、例えば、一酸化二窒素と
固体推進薬との組み合わせや、四酸化二窒素とＧＡＰと
の組み合わせの選択がなされることとなり、Ｏ／Ｆ比の
大きいハイブリッド推進系が実現し、さらに、このロケ
ットエンジン１では、タンク６が自己加圧式としてある
ため、液体酸化剤５の加圧が簡単になされることとな
る。
プロペラントを固体推進薬２とし、液体プロペラントを
液体酸化剤５としているので、例えば、一酸化二窒素と
固体推進薬との組み合わせや、四酸化二窒素とＧＡＰと
の組み合わせの選択がなされることとなり、Ｏ／Ｆ比の
大きいハイブリッド推進系が実現し、さらに、このロケ
ットエンジン１では、タンク６が自己加圧式としてある
ため、液体酸化剤５の加圧が簡単になされることとな
る。
【００３３】なお、本発明に係わるロケットエンジンの
詳細な構成は、上記した実施例に限定されるものではな
い。
詳細な構成は、上記した実施例に限定されるものではな
い。
【００３４】
【発明の効果】以上説明したように、本発明の請求項１
に係わるでは、上記した構成としたから、姿勢制御を必
要としない場合において、サイドスラスタの各サブノズ
ルから噴射される燃料過多の燃焼ガスは比較的低温であ
り、その結果、超耐熱性バルブによるガス流量調整が必
要なく、高圧・高温の燃焼ガスを無為に噴出させていた
従来のサイドスラスタと比較して制御効率を向上させる
ことができると共に、配管系および流量制御バルブがそ
れぞれ液体プロペラント系の１系統だけでよいこととか
ら、従来の２液式エンジンと比較して、配管系および流
量制御バルブを削減した分だけ、小型化およびコストの
低減化を実現できるのに、加えて、固体プロペラントの
燃焼により生じる燃料過多の燃焼ガスによって、液体プ
ロペラントを確実に着火させることができるため、信頼
性も向上させることが可能であるという極めて優れた効
果がもたらされる。
に係わるでは、上記した構成としたから、姿勢制御を必
要としない場合において、サイドスラスタの各サブノズ
ルから噴射される燃料過多の燃焼ガスは比較的低温であ
り、その結果、超耐熱性バルブによるガス流量調整が必
要なく、高圧・高温の燃焼ガスを無為に噴出させていた
従来のサイドスラスタと比較して制御効率を向上させる
ことができると共に、配管系および流量制御バルブがそ
れぞれ液体プロペラント系の１系統だけでよいこととか
ら、従来の２液式エンジンと比較して、配管系および流
量制御バルブを削減した分だけ、小型化およびコストの
低減化を実現できるのに、加えて、固体プロペラントの
燃焼により生じる燃料過多の燃焼ガスによって、液体プ
ロペラントを確実に着火させることができるため、信頼
性も向上させることが可能であるという極めて優れた効
果がもたらされる。
【００３５】また、本発明の請求項２に係わるロケット
エンジンでは、上記した構成としたから、例えば、一酸
化二窒素と固体推進薬との組み合わせや、四酸化二窒素
とＧＡＰとの組み合わせの選択が可能であり、Ｏ／Ｆ比
の大きいハイブリッド推進系を実現できるという極めて
優れた効果がもたらされ、本発明の請求項３に係わるロ
ケットエンジンでは、液体プロペラントの加圧を簡単に
行うことができるという極めて優れた効果がもたらされ
る。
エンジンでは、上記した構成としたから、例えば、一酸
化二窒素と固体推進薬との組み合わせや、四酸化二窒素
とＧＡＰとの組み合わせの選択が可能であり、Ｏ／Ｆ比
の大きいハイブリッド推進系を実現できるという極めて
優れた効果がもたらされ、本発明の請求項３に係わるロ
ケットエンジンでは、液体プロペラントの加圧を簡単に
行うことができるという極めて優れた効果がもたらされ
る。
【００３６】一方、本発明の請求項４に係わるロケット
エンジンの姿勢制御方法では、上記した構成としている
ので、高圧・高温の燃焼ガスを噴出させていた従来のサ
イドスラスタと比べて制御効率を高めることが可能であ
り、また、配管系および流量制御バルブがそれぞれ液体
プロペラント系の１系統だけでよいため、ロケットエン
ジンの小型化およびコストの低減化が図られるうえ、固
体プロペラントの燃焼により生じる燃料過多の燃焼ガス
により、液体プロペラントの確実な着火が可能であるこ
とから、姿勢制御の信頼性を大幅に向上させることが可
能であるという極めて優れた効果がもたらされる。
エンジンの姿勢制御方法では、上記した構成としている
ので、高圧・高温の燃焼ガスを噴出させていた従来のサ
イドスラスタと比べて制御効率を高めることが可能であ
り、また、配管系および流量制御バルブがそれぞれ液体
プロペラント系の１系統だけでよいため、ロケットエン
ジンの小型化およびコストの低減化が図られるうえ、固
体プロペラントの燃焼により生じる燃料過多の燃焼ガス
により、液体プロペラントの確実な着火が可能であるこ
とから、姿勢制御の信頼性を大幅に向上させることが可
能であるという極めて優れた効果がもたらされる。
【図１】本発明に係わるロケットエンジンの一実施例を
示す断面説明図である。
示す断面説明図である。
【図２】従来の固体ロケットモータにおけるサイドスラ
スタの斜視説明図である。
スタの斜視説明図である。
【図３】従来の２液式メインスラスタおよび２液式サブ
スラスタを有するロケットエンジンの燃料系統図であ
る。
スラスタを有するロケットエンジンの燃料系統図であ
る。
１ ロケットエンジン ２ 固体推進薬（固体プロペラント） ４ メイン１次燃焼室 ５ 液体酸化剤（液体プロペラント） ６ タンク ８ メイン２次燃焼室 ９ メインノズル １３ メインインジェクタ １４ メイン制御バルブ ２０ サイドスラスタ ２２ サブ燃焼室 ２３ サブノズル ２４ サブインジェクタ ２５ サブ制御バルブ
Claims (4)
- 【請求項１】 固体プロペラントを装填したメイン１次
燃焼室と、液体プロペラントを充填したタンクと、前記
メイン１次燃焼室における固体プロペラントの燃焼によ
り生じる燃料過多の燃焼ガスが供給されるメイン２次燃
焼室と、前記メイン２次燃焼室に設けたメインノズル
と、前記メイン２次燃焼室内に前記タンクから供給され
る液体プロペラントを噴射するメインインジェクタと、
前記メインインジェクタの液体プロペラント噴射量を制
御するメイン制御バルブを備えると共に、前記メイン１
次燃焼室から燃料過多の燃焼ガスが供給されるサブ燃焼
室と、前記サブ燃焼室に設けられて前記メインノズルと
直交する方向を向くサブノズルと、前記サブ燃焼室内に
液体プロペラントを噴射するサブインジェクタと、前記
サブインジェクタの液体プロペラント噴射量を制御する
サブ制御バルブを具備したサイドスラスタを複数備えた
ことを特徴とするロケットエンジン。 - 【請求項２】 固体プロペラントを固体推進薬とし、液
体プロペラントを液体酸化剤とした請求項１に記載のロ
ケットエンジン。 - 【請求項３】 液体プロペラントを充填したタンクは自
己加圧式としてある請求項２に記載のロケットエンジ
ン。 - 【請求項４】 請求項１ないし３のいずれかに記載のロ
ケットエンジンの姿勢制御を行うに際し、適宜サイドス
ラスタのサブ制御バルブを開放してサブインジェクタか
ら液体プロペラントをサブ燃焼室に噴射し、前記サブ燃
焼室内においてメイン１次燃焼室からの燃料過多の燃焼
ガスと液体プロペラントとを混合燃焼させて再燃焼ガス
を発生させ、サブノズルから再燃焼ガスを噴射して姿勢
の制御を行うことを特徴とするロケットエンジンの姿勢
制御方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP06328233A JP3136065B2 (ja) | 1994-12-28 | 1994-12-28 | ロケットエンジンおよびロケットエンジンの姿勢制御方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP06328233A JP3136065B2 (ja) | 1994-12-28 | 1994-12-28 | ロケットエンジンおよびロケットエンジンの姿勢制御方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08177629A JPH08177629A (ja) | 1996-07-12 |
| JP3136065B2 true JP3136065B2 (ja) | 2001-02-19 |
Family
ID=18207936
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP06328233A Expired - Fee Related JP3136065B2 (ja) | 1994-12-28 | 1994-12-28 | ロケットエンジンおよびロケットエンジンの姿勢制御方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3136065B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6200718B1 (en) | 1996-12-05 | 2001-03-13 | Nippon Zeon Co., Ltd. | Polymer toner and method of production thereof |
| CN109707536A (zh) * | 2018-12-28 | 2019-05-03 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种基于能量管控的固体姿控动力系统 |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| AU6046100A (en) * | 1999-03-26 | 2000-10-16 | Alliant Techsystems Inc. | Hybrid rocket propulsion system including array of hybrid or fluid attitude-control rocket engines |
| DE102004045855B4 (de) | 2004-09-20 | 2006-06-29 | Eads Space Transportation Gmbh | Steuer- und/oder Antriebseinrichtung für einen Flugkörper |
| US8056319B2 (en) | 2006-11-10 | 2011-11-15 | Aerojet—General Corporation | Combined cycle missile engine system |
| KR101699362B1 (ko) * | 2016-07-29 | 2017-01-24 | 국방과학연구소 | 가스발생기 및 그 재점화 방법 |
| CN112282966B (zh) * | 2020-09-29 | 2022-07-05 | 上海新力动力设备研究所 | 一种具有多阀门的固体姿轨控发动机及其点火建压方法 |
-
1994
- 1994-12-28 JP JP06328233A patent/JP3136065B2/ja not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6200718B1 (en) | 1996-12-05 | 2001-03-13 | Nippon Zeon Co., Ltd. | Polymer toner and method of production thereof |
| CN109707536A (zh) * | 2018-12-28 | 2019-05-03 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种基于能量管控的固体姿控动力系统 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH08177629A (ja) | 1996-07-12 |
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