JP3884127B2 - One liquid propulsion method and one liquid propulsion apparatus - Google Patents
One liquid propulsion method and one liquid propulsion apparatus Download PDFInfo
- Publication number
- JP3884127B2 JP3884127B2 JP17465397A JP17465397A JP3884127B2 JP 3884127 B2 JP3884127 B2 JP 3884127B2 JP 17465397 A JP17465397 A JP 17465397A JP 17465397 A JP17465397 A JP 17465397A JP 3884127 B2 JP3884127 B2 JP 3884127B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- propellant
- component
- liquid
- fuel
- temperature gas
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Landscapes
- Feeding, Discharge, Calcimining, Fusing, And Gas-Generation Devices (AREA)
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】
本発明は、比較的小推力の用途、例えば、ロケットの姿勢制御用エンジン(スラスター等)の推力発生源として利用される一液推進方法および一液推進装置に関するものである。
【0002】
【従来の技術】
液体ロケットエンジンには液体推進薬が用いられるが、この液体推進薬は、大別して、一液推進薬と二液推進薬に分けることができる。
【0003】
このうち、一液推進薬は、通常の大気状態では安定で、触媒あるいは加熱・加圧などにより反応して高温ガスを発生する単一物資または混合物の液体である。また、二液推進薬は、液体の燃料と液体の酸化剤を別々に供給して反応を生じさせることにより推力を得ることができるようにしたものである。
【0004】
図2は一液推進薬を用いた従来の一液推進装置の基本構造を例示するものであって、この一液推進装置21は、He,Neなどの加圧用ガスを貯える気蓄器22と、調圧弁(レギュレータ)23と、遮断弁24と、過酸化水素水(H2O2)やヒドラジン(N2H4)などの一液推進薬25Pを収容する推進薬収容部25と、一液推進薬25Pの供給量を調整する推薬弁26と、スラスター27とを配管28により接続し、スラスター27の前側部分に触媒層27Cをそなえていると共に後側部分にノズル部27Nを形成し、中間の空胴部分が燃焼空間27Bとなっている構造をなすものである。
【0005】
このような構造において、調圧弁23および遮断弁24の開度を調整することによって気蓄器22内のガス圧力を推進薬収容部25内の一液推進薬25Pに加え、推薬弁26の開度を調整することによって、スラスター27の触媒層27Cに一液推進薬25Pを送給する。
【0006】
一液推進薬25Pは触媒層27Cを通過することにより分解され、例えば、一液推進薬25Pがヒドラジン(N2H4)である場合にはNH3,N2,H2などに分解されてこれらの混合ガスとなり、この際発熱することにより生成される高温ガスがノズル部27Nより出ることによって推力を発生する。
【0007】
この場合、触媒としては、例えば、アルミナのごとき多孔質の触媒担体にイリジウム(Ir)などを付着させたものが用いられ、分解を促進させるために燃料を電気的に加熱して用いることもありうる。
【0008】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、従来の場合において、一液推進薬として過酸化水素水(H2O2)を用いるときには、比推力が140〜160s程度と低いため、これよりも大きい200〜230s程度の比推力を得ることができるヒドラジン(N2H4)が多く使用されているが、このヒドラジンは毒性が強く、取り扱い時には防護服等で身を固める必要があって、取り扱い性が良くないと共に、値段も高いという問題点があったことから、このような問題点を解消し、取り扱い性が良くしかもある程度の比推力を得ることができ、低コストのものとすることが可能である一液推進方法および一液推進装置の開発が望まれているという課題があった。
【0009】
【発明の目的】
本発明は、このような従来の課題にかんがみてなされたものであって、従来のヒドラジンに比べて毒性が少なく蒸気が爆発するおそれもなく取り扱い性が良好でありしかも有毒なヒドラジンに劣らない大きな比推力を得ることが可能であり、さらにはコストのより一層の低減をはかることも可能である一液推進方法および一液推進装置を提供することを目的としている。
【0010】
【課題を解決するための手段】
本発明に係わる一液推進方法は、請求項1に記載しているように、一液推進薬により推力を得るに際し、一液推進薬として少なくともヒドロキシルアンモニウムナイトレート(NH3(OH)NO3)と燃料を含む混合液を用い、混合液のうち一部を触媒により分解して高温ガスを発生させると共に、混合液のうち残部を燃焼空間内に直接噴射し、直接噴射した混合液を燃焼空間内で高温ガスにより点火燃焼させて推力を得るようにしたことを特徴としている。
【0011】
そして、本発明に係わる一液推進方法の実施態様においては、請求項2に記載しているように、一液推進薬としてヒドロキシルアンモニウムナイトレートと水と燃料の混合液を用いることができる。
【0012】
同じく、本発明に係わる一液推進方法の実施態様においては、請求項3に記載しているように、燃料としてトリエタノールアンモニウムナイトレート(TEAN)を用いることができ、あるいは、請求項4に記載しているように、燃料として炭化水素系(C/H系)燃料を用いることができる。
【0013】
同じく、本発明に係わる一液推進方法の実施態様においては、請求項5に記載しているように、混合液のうち、10〜30重量%を触媒により分解して高温ガスを発生させると共に、70〜90重量%を燃焼空間内に直接噴射するようになすことができる。
【0014】
本発明に係わる一液推進装置は、請求項6に記載しているように、少なくともヒドロキシルアンモニウムナイトレート(NH3(OH)NO3)と燃料を含む混合液からなる一液推進薬を収容する推進薬収容部と、混合液のうち一部を分解して高温ガスを発生させる触媒層と、混合液のうち残部を噴射する噴射器と、噴射された混合液を高温ガスにより点火燃焼させて推力を得る燃焼空間をそなえた構成としたことを特徴としている。
【0015】
そして、本発明に係わる一液推進装置の実施態様においては、請求項7に記載しているように、一液推進薬はヒドロキシルアンモニウムナイトレートと水と燃料の混合液からなるものとすることができる。
【0016】
同じく、本発明に係わる一液推進装置の実施態様においては、請求項8に記載しているように、触媒層は混合液のうち10〜30重量%を分解して高温ガスを発生させると共に、噴射器は混合液のうち70〜90重量%を燃焼空間内に直接噴射するものとすることができる。
【0017】
本発明に係わる一液推進方法および一液推進装置において、一液推進薬としては、上記したように、少なくともヒドロキシルアンモニウムナイトレートと燃料を含む混合液が使用される。
【0018】
このうち、ヒドロキシルアンモニウムナイトレート(硝酸ヒドロキシルアンモニウム;NH3(OH)NO3)は、低温では白色針状晶をなすものであるが、潮解性がきわめて強い性質を有するものであるため、常温では水を含むシロップ状になるものであり、酸化能力も大きいもの(酸素バランスは約33.33%)である。
【0019】
そして、このヒドロキシルアンモニウムナイトレート単体では比推力は140s程度,火炎温度は1100K程度(50atm,最適開口比)であるが、酸素を発生することからこれに燃料を添加することによって比推力および火炎温度はかなり上昇するものとなる。
【0020】
また、燃料としては、トリエタノールアンモニウムナイトレート(TEAN)を用いることができ、あるいは、アルコールおよび水等と溶解しやすい炭化水素系(C/H系)燃料およびヒドロキシルアンモニウムナイトレートを混合したときに液状を保ちうる炭化水素系(C/H系)燃料(炭化水素系(C/H系)でもヒドロキシルアンモニウムナイトレート(HAN)と混合して液体状を保つものには、例えば、ポリウレタン等のポリマーがある。)を用いることができ、適宜水を添加したものを用いることができる。
【0021】
そして、一液推進薬を構成する混合液のうち一部を触媒により分解して高温ガスを発生させると共に、混合液の残部を燃焼空間内に直接噴射する。
【0022】
この混合液の一部を分解して高温ガスを発生させる触媒としては、Pt,Pdなどを用いることができ、ヒドロキシルアンモニウムナイトレートを下記式により分解して熱を発生し高温のガスとなる。
【0023】
【0024】
この場合、触媒により分解されて高温ガスを発生する混合液量は、10〜30重量%とすることがより望ましく、燃焼空間へ直接噴射する混合液量は、70〜90重量%とすることがより望ましい。
【0025】
すなわち、触媒により分解される混合液量が10重量%未満、直接噴射する混合液量が90重量%超過であると、発生する高温ガス量が少なくなって直接噴射する混合液への着火性が低下する傾向となり、反対に、触媒により分解される混合液量が30重量%超過、直接噴射する混合液量が70重量%未満であると、性能が低下する傾向となる。
【0026】
【発明の効果】
本発明による一液推進方法では、一液推進薬により推力を得るに際し、一液推進薬としてヒドロキシルアンモニウムナイトレートと燃料を含む混合液を用い、混合液のうち一部を触媒により分解して高温ガスを発生させると共に、混合液のうち残部を燃焼空間内に直接噴射し、直接噴射した混合液を燃焼空間内で高温ガスにより点火燃焼させて推力を得るようにしたから、従来のヒドラジンに比べて毒性が少なく蒸気が爆発するおそれもなく取り扱い性が良好でありしかも有毒なヒドラジンに劣らない大きな比推力を得ることが可能であり、さらにはコストのより一層の低減を実現することが可能であるという著しく優れた効果がもたらされる。
【0027】
そして、請求項2に記載しているように、一液推進薬としてヒドロキシルアンモニウムナイトレートと水と燃料の混合液を用いるようになすことによって、潮解性の強いヒドロキシルアンモニウムナイトレートの特質を有効に活用することが可能であるという著しく優れた効果がもたらされる。
【0028】
また、請求項3に記載しているように、燃料としてトリエタノールアンモニウムナイトレートを用いる(例えば、ヒドロキシルアンモニウムナイトレート55〜75重量%、トリエタノールアンモニウムナイトレート5〜25重量%、水10〜25重量%)ことによって、燃焼効率が良好な一液推進薬とすることが可能であるという著しく優れた効果がもたらされる。
【0029】
さらに、請求項4に記載しているように、燃料として炭化水素系燃料を用いることによって、取り扱い性の良い低コストの一液推進薬とすることが可能であるという著しく優れた効果がもたらされる。
【0030】
さらにまた、請求項5に記載しているように、混合液のうち、10〜30重量%を触媒により分解して高温ガスを発生させると共に、70〜90重量%を燃焼空間内に直接噴射するようになすことによって、燃焼空間内で混合液を良好に分解燃焼させることが可能であり、従来に比べて触媒層を通過させる液量を少なくすることによって、混合液の停止がより鋭敏なものとなり、応答性をより一層向上させることが可能であるという著しく優れた効果がもたらされる。
【0031】
本発明による一液推進装置では、ヒドロキシルアンモニウムナイトレート(NH3(OH)NO3)と燃料を含む混合液からなる一液推進薬を収容する推進薬収容部と、混合液のうち一部を分解して高温ガスを発生させる触媒層と、混合液のうち残部を噴射する噴射器と、噴射された混合液を高温ガスにより点火燃焼させて推力を得る燃焼空間をそなえた構成としたから、従来のヒドラジンに比べて毒性が少なく蒸気が爆発するおそれもなく取り扱い性が良好でありしかも有毒なヒドラジンを用いた場合に劣らない大きな比推力を発生する一液推進装置を低コストで提供することが可能であるという著しく優れた効果がもたらされる。
【0032】
そして、請求項7に記載しているように、一液推進薬はヒドロキシルアンモニウムナイトレートと水と燃料の混合液からなるものとすることによって、潮解性の強いヒドロキシルアンモニウムナイトレートの特性を有効に活用することが可能であるという著しく優れた効果がもたらされる。
【0033】
また、請求項8に記載しているように、触媒層は混合液のうち10〜30重量%を分解して高温ガスを発生させると共に、噴射器は混合液のうち70〜90重量%を燃焼空間内に直接噴射するようになすことによって、燃焼空間内で混合液を良好に分解燃焼させることが可能であり、従来に比べて触媒層を通過させる液量を少なくすることによって、混合液の停止をより一層鋭敏なものとすることが可能となり、応答性をより一層向上させた一液推進装置とすることが可能になるという著しく優れた効果がもたらされる。
【0034】
【実施例】
以下、本発明に係わる一液推進方法および一液推進装置の実施例について述べるが、本発明はこのような実施例にのみ限定されないことはいうまでもない。
【0035】
図1は本発明による一液推進方法を実施するための一液推進装置の基本構造を例示するものであって、この一液推進装置1は、He,Neなどの加圧用ガスを貯える気蓄器2と、調圧弁(レギュレータ)3と、遮断弁4と、この実施例ではヒドロキシルアンモニウムナイトレート66重量%と水18重量%とトリエタノールアンモニウムナイトレート16重量%の混合比をもつ混合液からなる一液推進薬5Pを収容する推進薬収容部5と、一液推進薬5Pの供給量を調整する推薬弁6と、スラスター7とを配管8により接続し、スラスター7の前側部分の中央には途中に分岐量調整弁8Aを設けた触媒層側分岐配管8Cと接続した触媒層7Cをそなえていると共に、触媒層7Cの外側には途中に分岐量調整弁8Bを設けた噴射器側分岐配管8Jと接続した噴射器7Jをそなえ、スラスター7の後側部分にノズル部7Nを形成し、中間の空胴部分が燃焼空間7Bとなっている構造をなすものである。
【0036】
このような構造において、調圧弁3および遮断弁4の開度を調整することによって気蓄器2内のガス圧力を推進薬収容部5内の一液推進薬5Pに加え、推薬弁6の開度を調整することによって、一液推進薬5Pの全体送給量を制御すると共に分岐量調整弁8A,8Bの開度を調整することによって、触媒層7Cに流れる混合液量と噴射器7Jから噴射される混合液量を調整し、この実施例では混合液の15重量%が触媒層7Cに流れ、かつ85重量%が噴射器7Jから噴射されるようにした。
【0037】
そこで、触媒層側分岐配管8Cを流れる一液推進薬5Pは触媒層7Cを通過することにより分解され、
となって高温のガスとなり、燃焼空間7Bに送給される。
【0038】
他方、噴射器側分岐配管8Jを流れる一液推進薬5Pは噴射器7Jによって燃焼空間7Bの内部に直接噴射され、前記触媒層7Cで分解されて生じた高温のガスにより点火されて分解燃焼し、この高温の燃焼ガスがノズル部7Nより出ることによって推力を発生することとなり、この実施例では最大250sの比進力と最高3000Kの火炎温度(50atm,最適開口比)を達成することが可能であった。
【図面の簡単な説明】
【図1】 本発明による一液推進方法を実施するため一液推進装置の実施例を示す基本構成説明図である。
【図2】 従来例による一液推進装置を示す基本構成説明図である。
【符号の説明】
1 一液推進装置
2 気蓄器
3 調圧弁
4 遮断弁
5 推進薬収容部
5P 一液推進薬
6 推薬弁
7 スラスター
7B 燃焼空間
7C 触媒層
7J 噴射器
7N ノズル部
8 配管
8A 分岐量調整弁
8B 分岐量調整弁
8C 触媒層側分岐配管
8J 噴射器側分岐配管[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a one-liquid propulsion method and a one-liquid propulsion apparatus used as a thrust generation source of a relatively small thrust, for example, a rocket attitude control engine (such as a thruster).
[0002]
[Prior art]
A liquid propellant is used for a liquid rocket engine. The liquid propellant can be roughly divided into a one-liquid propellant and a two-liquid propellant.
[0003]
Among them, the one-component propellant is a liquid of a single substance or a mixture that is stable in a normal atmospheric state and reacts by a catalyst or heating / pressurization to generate a high temperature gas. In addition, the two-component propellant is capable of obtaining a thrust by separately supplying a liquid fuel and a liquid oxidant to cause a reaction.
[0004]
FIG. 2 illustrates the basic structure of a conventional one-component propulsion device using a one-component propellant. The one-
[0005]
In such a structure, by adjusting the opening degree of the
[0006]
The one-
[0007]
In this case, for example, a catalyst obtained by attaching iridium (Ir) or the like to a porous catalyst carrier such as alumina is used, and the fuel may be used by electrically heating the fuel to promote decomposition. sell.
[0008]
[Problems to be solved by the invention]
However, in the conventional case, when hydrogen peroxide (H 2 O 2 ) is used as the one-propellant, the specific thrust is as low as about 140 to 160 s, so that a specific thrust of about 200 to 230 s larger than this is obtained. The hydrazine (N 2 H 4 ) that can be used is often used, but this hydrazine is highly toxic, and it is necessary to harden it with protective clothing when handling it. Since there was a problem, the one-component propulsion method and the one-component propulsion method that can solve such a problem, have good handleability and obtain a certain degree of specific thrust, and can be made at low cost. There was a problem that development of a propulsion device was desired.
[0009]
OBJECT OF THE INVENTION
The present invention has been made in view of such a conventional problem, and is less toxic than conventional hydrazine and has good handleability without the risk of explosion of steam and is not inferior to toxic hydrazine. An object of the present invention is to provide a one-liquid propulsion method and a one-liquid propulsion apparatus that can obtain a specific thrust and can further reduce the cost.
[0010]
[Means for Solving the Problems]
As described in claim 1, the one-component propulsion method according to the present invention provides at least hydroxylammonium nitrate (NH 3 (OH) NO 3 ) as the one-component propellant when thrust is obtained with the one-component propellant. And a fuel containing a fuel mixture, a part of the mixture is decomposed by a catalyst to generate high-temperature gas, and the remaining part of the mixture is directly injected into the combustion space. It is characterized in that it is ignited and burned with high-temperature gas inside to obtain thrust.
[0011]
In the embodiment of the one-component propulsion method according to the present invention, as described in
[0012]
Similarly, in the embodiment of the one-component propulsion method according to the present invention, as described in claim 3, triethanolammonium nitrate (TEAN) can be used as the fuel. As described above, a hydrocarbon (C / H) fuel can be used as the fuel.
[0013]
Similarly, in the embodiment of the one-component propulsion method according to the present invention, as described in
[0014]
The one-component propulsion apparatus according to the present invention contains a one-component propellant composed of a mixed solution containing at least hydroxylammonium nitrate (NH 3 (OH) NO 3 ) and fuel. A propellant container, a catalyst layer that decomposes a part of the mixed liquid to generate a high-temperature gas, an injector that injects the remaining part of the mixed liquid, and the injected mixed liquid is ignited and burned by the high-temperature gas. It is characterized by having a combustion space for obtaining thrust.
[0015]
In the embodiment of the one-component propulsion apparatus according to the present invention, as described in claim 7, the one-component propellant is composed of a mixture of hydroxylammonium nitrate, water and fuel. it can.
[0016]
Similarly, in the embodiment of the one-component propulsion device according to the present invention, as described in claim 8, the catalyst layer decomposes 10 to 30% by weight of the mixed solution to generate a high-temperature gas, The injector may inject 70 to 90% by weight of the mixture directly into the combustion space.
[0017]
In the one-component propulsion method and the one-component propulsion device according to the present invention, as described above, a mixed solution containing at least hydroxylammonium nitrate and fuel is used as the one-component propellant.
[0018]
Of these, hydroxylammonium nitrate (hydroxylammonium nitrate; NH 3 (OH) NO 3 ) is a white needle-like crystal at low temperatures, but has extremely strong deliquescence, so at room temperature. It is a syrup containing water and has a high oxidation capacity (oxygen balance is about 33.33%).
[0019]
The hydroxylammonium nitrate alone has a specific thrust of about 140 s and a flame temperature of about 1100 K (50 atm, optimum aperture ratio). Since oxygen is generated, the specific thrust and flame temperature are increased by adding fuel to this. Will rise considerably.
[0020]
As the fuel, triethanolammonium nitrate (TEAN) can be used, or when a hydrocarbon-based (C / H-based) fuel and hydroxylammonium nitrate that are easily soluble with alcohol and water are mixed. Hydrocarbon (C / H) fuels that can remain liquid (hydrocarbon (C / H) fuels that are mixed with hydroxylammonium nitrate (HAN) and remain in a liquid state include, for example, polymers such as polyurethane. Can be used, and water to which water is appropriately added can be used.
[0021]
A part of the mixed liquid constituting the one-propellant is decomposed by a catalyst to generate a high-temperature gas, and the remaining part of the mixed liquid is directly injected into the combustion space.
[0022]
Pt, Pd, or the like can be used as a catalyst that decomposes a part of the mixed solution to generate a high-temperature gas. Hydroxyl ammonium nitrate is decomposed by the following formula to generate heat and become a high-temperature gas.
[0023]
[0024]
In this case, the amount of the liquid mixture that is decomposed by the catalyst and generates the high temperature gas is more preferably 10 to 30% by weight, and the amount of the liquid mixture directly injected into the combustion space is 70 to 90% by weight. More desirable.
[0025]
That is, when the amount of the liquid mixture decomposed by the catalyst is less than 10% by weight and the amount of the liquid mixture directly injected exceeds 90% by weight, the amount of high-temperature gas generated is reduced, and the direct injection liquid mixture is ignitable. On the contrary, when the amount of the liquid mixture decomposed by the catalyst is more than 30% by weight and the amount of the liquid mixture directly injected is less than 70% by weight, the performance tends to be lowered.
[0026]
【The invention's effect】
In the one-component propulsion method according to the present invention, when a thrust is obtained with a one-component propellant, a mixed solution containing hydroxylammonium nitrate and fuel is used as the one-component propellant, and a part of the mixed solution is decomposed with a catalyst to obtain a high temperature. Compared to conventional hydrazine, gas is generated and the remainder of the mixture is directly injected into the combustion space, and the directly injected mixture is ignited and burned with high-temperature gas in the combustion space. It is possible to obtain a large specific thrust that is not inferior to that of toxic hydrazine and that can be further reduced in cost. There is a markedly superior effect.
[0027]
And, as described in
[0028]
Further, as described in claim 3, triethanolammonium nitrate is used as a fuel (for example, hydroxylammonium nitrate 55 to 75% by weight,
[0029]
Furthermore, as described in claim 4, by using a hydrocarbon-based fuel as the fuel, it is possible to obtain a remarkably excellent effect that it is possible to obtain a low-cost one-component propellant with good handleability. .
[0030]
Furthermore, as described in
[0031]
In the one-component propulsion device according to the present invention, a propellant accommodating portion for accommodating a one-component propellant composed of a mixed solution containing hydroxylammonium nitrate (NH 3 (OH) NO 3 ) and fuel, and a part of the mixed solution Since it is configured to have a catalyst layer that decomposes to generate high-temperature gas, an injector that injects the remainder of the mixed liquid, and a combustion space that obtains thrust by igniting and burning the injected mixed liquid with high-temperature gas, To provide a one-component propulsion device at low cost that generates a large specific thrust that is not inferior to the use of toxic hydrazine, which is less toxic than conventional hydrazine, has no risk of explosion of steam and is easy to handle. This is a remarkable effect that is possible.
[0032]
And, as described in claim 7, the one-propellant propellant is composed of a mixed solution of hydroxylammonium nitrate, water and fuel, thereby effectively making the characteristics of hydroxylammonium nitrate highly deliquescent. The remarkable effect that it can be utilized is brought about.
[0033]
In addition, as described in claim 8, the catalyst layer decomposes 10 to 30% by weight of the mixed solution to generate high temperature gas, and the injector burns 70 to 90% by weight of the mixed solution. By direct injection into the space, the mixed liquid can be decomposed and burned well in the combustion space, and by reducing the amount of liquid that passes through the catalyst layer compared to the conventional case, The stop can be made even more sensitive, and the remarkable effect of being able to provide a one-component propulsion device with further improved responsiveness is brought about.
[0034]
【Example】
Hereinafter, examples of the single-liquid propulsion method and the single-liquid propulsion apparatus according to the present invention will be described, but it is needless to say that the present invention is not limited to such examples.
[0035]
FIG. 1 illustrates the basic structure of a single-liquid propulsion device for carrying out the single-liquid propulsion method according to the present invention. The single-liquid propulsion device 1 stores air pressure for storing a pressurizing gas such as He or Ne. A pressure regulator (regulator) 3, a shut-off valve 4, and a liquid mixture having a mixing ratio of 66% by weight of hydroxylammonium nitrate, 18% by weight of water and 16% by weight of triethanolammonium nitrate in this embodiment. The
[0036]
In such a structure, by adjusting the opening degree of the pressure regulating valve 3 and the shutoff valve 4, the gas pressure in the
[0037]
Therefore, the one-
Becomes high-temperature gas and is fed to the combustion space 7B.
[0038]
On the other hand, the one-
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a basic configuration explanatory view showing an embodiment of a single liquid propulsion device for carrying out a single liquid propulsion method according to the present invention.
FIG. 2 is a basic configuration explanatory view showing a one-liquid propulsion device according to a conventional example.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 1
Claims (8)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP17465397A JP3884127B2 (en) | 1997-06-30 | 1997-06-30 | One liquid propulsion method and one liquid propulsion apparatus |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP17465397A JP3884127B2 (en) | 1997-06-30 | 1997-06-30 | One liquid propulsion method and one liquid propulsion apparatus |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH1122555A JPH1122555A (en) | 1999-01-26 |
JP3884127B2 true JP3884127B2 (en) | 2007-02-21 |
Family
ID=15982361
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP17465397A Expired - Fee Related JP3884127B2 (en) | 1997-06-30 | 1997-06-30 | One liquid propulsion method and one liquid propulsion apparatus |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP3884127B2 (en) |
Families Citing this family (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6254705B1 (en) * | 1999-02-26 | 2001-07-03 | Svenska Rymdaktiebolaget | Liquid propellant |
JP4114510B2 (en) * | 2003-03-05 | 2008-07-09 | トヨタ自動車株式会社 | Small flight equipment |
KR100973581B1 (en) | 2007-09-10 | 2010-08-02 | 한국기계연구원 | pneumatics occurring devise using the monopropellant |
JP4915868B2 (en) * | 2007-10-02 | 2012-04-11 | 株式会社Ihiエアロスペース | 2-component thruster |
JP5721371B2 (en) * | 2010-08-27 | 2015-05-20 | 三菱重工業株式会社 | Thruster propellant |
CN103541832A (en) * | 2013-09-30 | 2014-01-29 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | Engine fuel supplying system |
-
1997
- 1997-06-30 JP JP17465397A patent/JP3884127B2/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPH1122555A (en) | 1999-01-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4113333B2 (en) | Rocket motor assembly | |
KR20110082309A (en) | Hybrid rocket by using catalytic decomposition of oxidizer | |
US5099645A (en) | Liquid-solid propulsion system and method | |
JP4232820B2 (en) | Thruster device using nitrous oxide | |
US8024918B2 (en) | Rocket motor having a catalytic hydroxylammonium (HAN) decomposer and method for combusting the decomposed HAN-based propellant | |
US20040226280A1 (en) | Monopropellant combustion system | |
JP4784973B2 (en) | Liquid oxidant, propellant using the same, and high-temperature gas generation method | |
US20010045248A1 (en) | Multi-ignition controllable solid-propellant gas generator | |
JP5642538B2 (en) | Hybrid rocket motor | |
US20180223769A1 (en) | Catalytic N2O Pilot Ignition System for Upper Stage Scramjets | |
US6849247B1 (en) | Gas generating process for propulsion and hydrogen production | |
US8337765B2 (en) | Electrocatalytically induced propellant decomposition | |
JP3884127B2 (en) | One liquid propulsion method and one liquid propulsion apparatus | |
US3779009A (en) | Catalytic method of producing high temperature gases | |
CN111173647A (en) | Two-component nitrous oxide engine | |
CN111156101A (en) | Nitrous oxide power system | |
JP4333943B2 (en) | High-temperature gas generation method using HAN / HN-based monopropellant | |
JP4061382B2 (en) | Two-component liquid propellant, flying object propulsion method and propulsion device | |
JP4915868B2 (en) | 2-component thruster | |
CN211819716U (en) | Nitrous oxide power system | |
DeGroot et al. | Chemical microthruster options | |
JP5674810B2 (en) | Propulsion method, propulsion device, and propulsion unit including a combustion step of liquid oxidant and hydrogen generated using a solid compound | |
KR20120080005A (en) | Film cooling apparatus for bipropellant rocket engine and testing method of the same | |
KR101167558B1 (en) | Green Thruster System | |
CN211819719U (en) | Two-component nitrous oxide engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20040621 |
|
RD02 | Notification of acceptance of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7422 Effective date: 20050701 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20061026 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20061114 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20061116 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
S533 | Written request for registration of change of name |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313533 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20091124 Year of fee payment: 3 |
|
R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20091124 Year of fee payment: 3 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101124 Year of fee payment: 4 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101124 Year of fee payment: 4 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111124 Year of fee payment: 5 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111124 Year of fee payment: 5 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121124 Year of fee payment: 6 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131124 Year of fee payment: 7 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |