JPH03204400A - 姿勢／軌道制御スラスタ - Google Patents
姿勢／軌道制御スラスタInfo
- Publication number
- JPH03204400A JPH03204400A JP2001297A JP129790A JPH03204400A JP H03204400 A JPH03204400 A JP H03204400A JP 2001297 A JP2001297 A JP 2001297A JP 129790 A JP129790 A JP 129790A JP H03204400 A JPH03204400 A JP H03204400A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- rcs
- thrust
- attitude
- combustion chamber
- thruster
- 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.)
- Pending
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 20
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims description 18
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 abstract description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 abstract description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 2
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
し産業上の利用分野］
この発明は、飛しょう体の姿勢／軌道制御をするスラス
タに関するものである。
タに関するものである。
し従来の技術］
一般に姿勢／軌道制御スラスタは２人工衛星などの姿勢
を制御する姿勢制御スラスタ（ＲＣＳ）系と軌道制御ス
ラスタ（ＯＭＥ）系にハードウェア的に分かれている。
を制御する姿勢制御スラスタ（ＲＣＳ）系と軌道制御ス
ラスタ（ＯＭＥ）系にハードウェア的に分かれている。
第３図は従来の姿勢／軌道制御スラスタの構成図であり
２図において（１）は推進薬供給用の配管（２）は推薬
弁で、燃焼室（３）へ推進薬を送る。（５）は姿勢制御
スラスタ用ノズル（以下ＲＣ３用ノズルと略す）、 （
６）は軌道制御スラスタ用ノズル（以下ＯＭＥ用ノズル
と略す）、 （７）はＲＣＳ用の配管でＯＭＥ用の配管
（１）から分岐している。（８）はＲＣＳ用遮断弁、（
９）はＲＣ３用推薬弁である。
２図において（１）は推進薬供給用の配管（２）は推薬
弁で、燃焼室（３）へ推進薬を送る。（５）は姿勢制御
スラスタ用ノズル（以下ＲＣ３用ノズルと略す）、 （
６）は軌道制御スラスタ用ノズル（以下ＯＭＥ用ノズル
と略す）、 （７）はＲＣＳ用の配管でＯＭＥ用の配管
（１）から分岐している。（８）はＲＣＳ用遮断弁、（
９）はＲＣ３用推薬弁である。
次に動作について説明する。飛しょう体がその軌道を変
更する場合ＯＭＥを作動するだけでなく、その姿勢も制
御する必要があるので、ＲＣＳも同時に作動させる。Ｒ
ＣＳは必要とされる制御軸に対応した位置に設置された
ものだけが作動する。推薬弁（２）が開くと高圧化され
た推進薬が燃焼室（３）へ進み化学反応を起こし燃焼す
る。この高温高圧ガスはＯＭＥ用ノズル（６）を通り、
加速され推力を得る。
更する場合ＯＭＥを作動するだけでなく、その姿勢も制
御する必要があるので、ＲＣＳも同時に作動させる。Ｒ
ＣＳは必要とされる制御軸に対応した位置に設置された
ものだけが作動する。推薬弁（２）が開くと高圧化され
た推進薬が燃焼室（３）へ進み化学反応を起こし燃焼す
る。この高温高圧ガスはＯＭＥ用ノズル（６）を通り、
加速され推力を得る。
ＲＣＳを作動させるには、遮断弁（８）を開き必要とさ
れる。ＲＣＳスラスタの推薬弁（９）を開いてＯＭＥと
同様の原理で推力を得る。
れる。ＲＣＳスラスタの推薬弁（９）を開いてＯＭＥと
同様の原理で推力を得る。
［発明が解決しようとする課題］
従来の姿勢／軌道制御スラスタは以上の様に構成されて
いるので、 ＲＣ８の数が多く必要な場合にＲＣＳ用の
配管が長く複雑になり、かつ重量的にもペナルティとな
るなどの課題があった。
いるので、 ＲＣ８の数が多く必要な場合にＲＣＳ用の
配管が長く複雑になり、かつ重量的にもペナルティとな
るなどの課題があった。
この発明は上記の様な課題を解消するためになされたも
ので、 ＲＣＳ用の配管を省略できる姿勢／軌道制御ス
ラスタを得る事を目的とする。
ので、 ＲＣＳ用の配管を省略できる姿勢／軌道制御ス
ラスタを得る事を目的とする。
「課題を解決するための手段］
この発明に係る姿勢／軌道制御スラスタは、ＲＣＳスラ
スタを燃焼室に直接取付け、 ＯＭＥと一体化したもの
である。
スタを燃焼室に直接取付け、 ＯＭＥと一体化したもの
である。
［作用１
この発明における姿勢／軌道制御スラスタはＲＣＳスラ
スタとＯＭＢスラスタの燃焼室を一体化する事によりＲ
ＣＳ用の配管を省略する。
スタとＯＭＢスラスタの燃焼室を一体化する事によりＲ
ＣＳ用の配管を省略する。
「実施例」
以下、この発明の一実施例を図について説明する。第１
図において、（１）は推進薬供給用配管（Ｉａ）は燃料
、（Ｉｂ）は酸化剤、（２）はその推進薬を燃焼室（３
） （３）へ送る推薬弁、（４）はＲＣＳスラスタを０Ｎ１
０ＦＦする耐熱型遮断弁、（５）はＲＣＳ用ノズル、（
６）がＯＭＥ用ノズルである。
図において、（１）は推進薬供給用配管（Ｉａ）は燃料
、（Ｉｂ）は酸化剤、（２）はその推進薬を燃焼室（３
） （３）へ送る推薬弁、（４）はＲＣＳスラスタを０Ｎ１
０ＦＦする耐熱型遮断弁、（５）はＲＣＳ用ノズル、（
６）がＯＭＥ用ノズルである。
次に動作について説明する。
配管（］）を通って供給されてくる推進薬（１ａ）及び
（１ｂ）は、推薬弁（２）が開かれると燃焼室（３）へ
導かれ化学反応を起こし高温高圧のガスとなる。ＯＭＢ
に対しては、従来どうりＯＭＢ用ノズル（６）でガスは
加速され推力を得る。ＲＣ３に対しては、燃焼室（３）
内の高温高圧ガスが飛しよう体の姿勢制御信号により開
閉する耐熱型遮断弁を通して必要とされる制御軸に対応
した位置に設置されたＲＣＳ用ノズルに達し、加速され
、必要な姿勢制御用の推力を発生する。この推力とその
点から飛しよう体の重心までの距離（トルクアーム長）
により、制御軸まわりのトルクを発生させ、飛しよう体
の姿勢制御を行う。
（１ｂ）は、推薬弁（２）が開かれると燃焼室（３）へ
導かれ化学反応を起こし高温高圧のガスとなる。ＯＭＢ
に対しては、従来どうりＯＭＢ用ノズル（６）でガスは
加速され推力を得る。ＲＣ３に対しては、燃焼室（３）
内の高温高圧ガスが飛しよう体の姿勢制御信号により開
閉する耐熱型遮断弁を通して必要とされる制御軸に対応
した位置に設置されたＲＣＳ用ノズルに達し、加速され
、必要な姿勢制御用の推力を発生する。この推力とその
点から飛しよう体の重心までの距離（トルクアーム長）
により、制御軸まわりのトルクを発生させ、飛しよう体
の姿勢制御を行う。
なお、上記実施例では一般的なスラスタの形態の場合用
あるが、燃焼室（３）を薄型大口径とし、 ＲＣＳスラ
スタを側面につける事も可能である。
あるが、燃焼室（３）を薄型大口径とし、 ＲＣＳスラ
スタを側面につける事も可能である。
（４）
この場合には、燃焼効率を維持できる様、側面からの推
薬供給が考えられる。第２図がこれを示している。構成
品、動作原理は上記実施例と同じであるが、燃焼室（３
）を薄型大口径としたために側面積がかせげるので、よ
り多くのＲＣＳスラスタを燃焼室（３）に取り付ける事
ができる。又、 ＲＣＳスラスタの取り付は角度も比較
的自由にとれ、モーメントアームを最適化し易い。
薬供給が考えられる。第２図がこれを示している。構成
品、動作原理は上記実施例と同じであるが、燃焼室（３
）を薄型大口径としたために側面積がかせげるので、よ
り多くのＲＣＳスラスタを燃焼室（３）に取り付ける事
ができる。又、 ＲＣＳスラスタの取り付は角度も比較
的自由にとれ、モーメントアームを最適化し易い。
［発明の効果］
以上の様に、この発明によればＲＣＳスラスタとＯＭＥ
スラスタの燃焼室を一体化する様に構成したので、構造
が簡単になる効果がある。
スラスタの燃焼室を一体化する様に構成したので、構造
が簡単になる効果がある。
第１図はこの発明の一実施例による姿勢／軌道制御スラ
スタを示す図、第２図はこの発明の他の実施例を示す側
面及び断面図、第３図は従来の姿勢／軌道制御スラスタ
の側面図である。 （１）は配管、 （Ｉａ）は燃料、（ｌｂ）は酸化剤、
（２）は推薬弁、（３）は燃焼室、（４）は耐熱型遮断
弁、（５）は姿勢制御ノズル、（６）は軌道制御用ノズ
ル、（７）は姿勢制御スラスタ用配管、（８）は遮断弁
、（９）は姿勢制御スラスタ用推薬弁である。 なお１図中、同一符号は同一、又は相当部分を示す。
スタを示す図、第２図はこの発明の他の実施例を示す側
面及び断面図、第３図は従来の姿勢／軌道制御スラスタ
の側面図である。 （１）は配管、 （Ｉａ）は燃料、（ｌｂ）は酸化剤、
（２）は推薬弁、（３）は燃焼室、（４）は耐熱型遮断
弁、（５）は姿勢制御ノズル、（６）は軌道制御用ノズ
ル、（７）は姿勢制御スラスタ用配管、（８）は遮断弁
、（９）は姿勢制御スラスタ用推薬弁である。 なお１図中、同一符号は同一、又は相当部分を示す。
Claims (1)
- 推進薬を供給する配管と、上記推進薬をスラスタ燃焼室
へ導く推薬弁と、前記燃焼室に取付けられ姿勢制御推力
を発生する姿勢制御用ノズルと、この姿勢制御用ノズル
と上記燃焼室の間に取付けられた耐熱型遮断弁を備え、
軌道制御に必要な主推力を発生する軌道制御用ノズルが
上記燃焼室に一体的に取付けられた事を特徴とする姿勢
／軌道制御スラスタ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001297A JPH03204400A (ja) | 1990-01-08 | 1990-01-08 | 姿勢／軌道制御スラスタ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001297A JPH03204400A (ja) | 1990-01-08 | 1990-01-08 | 姿勢／軌道制御スラスタ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03204400A true JPH03204400A (ja) | 1991-09-05 |
Family
ID=11497536
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001297A Pending JPH03204400A (ja) | 1990-01-08 | 1990-01-08 | 姿勢／軌道制御スラスタ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH03204400A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104326094A (zh) * | 2014-09-05 | 2015-02-04 | 兰州空间技术物理研究所 | 一种喷气转移装置 |
| JP2016513042A (ja) * | 2013-02-26 | 2016-05-12 | スネクマ | 電気推進力と固体燃料化学推進力の両方を有する宇宙推進モジュール |
| CN106915475A (zh) * | 2017-01-22 | 2017-07-04 | 北京电子工程总体研究所 | 一种具有姿控和轨控冗余设计的返回式飞行器 |
| CN111674572A (zh) * | 2020-08-11 | 2020-09-18 | 北京控制与电子技术研究所 | 适于姿轨控一体的深空撞击器及协同控制方法 |
-
1990
- 1990-01-08 JP JP2001297A patent/JPH03204400A/ja active Pending
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2016513042A (ja) * | 2013-02-26 | 2016-05-12 | スネクマ | 電気推進力と固体燃料化学推進力の両方を有する宇宙推進モジュール |
| CN104326094A (zh) * | 2014-09-05 | 2015-02-04 | 兰州空间技术物理研究所 | 一种喷气转移装置 |
| CN106915475A (zh) * | 2017-01-22 | 2017-07-04 | 北京电子工程总体研究所 | 一种具有姿控和轨控冗余设计的返回式飞行器 |
| CN111674572A (zh) * | 2020-08-11 | 2020-09-18 | 北京控制与电子技术研究所 | 适于姿轨控一体的深空撞击器及协同控制方法 |
| CN111674572B (zh) * | 2020-08-11 | 2020-11-17 | 北京控制与电子技术研究所 | 适于姿轨控一体的深空撞击器 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4291533A (en) | Supersonic ramjet missile | |
| EP0242196B1 (en) | Thrusters | |
| US3094072A (en) | Aircraft, missiles, missile weapons systems, and space ships | |
| US5099645A (en) | Liquid-solid propulsion system and method | |
| CN110118136B (zh) | 推力可调的过氧化氢单组元推力器 | |
| US3806064A (en) | Missile configurations, controls and utilization techniques | |
| US6354074B1 (en) | Hybrid injection thrust vector control | |
| US4550888A (en) | Dual pressure solid propellant control system | |
| GB1102625A (en) | Stabilisation and guidance device for sounding rockets and rocket-propelled ballistic vehicles | |
| US4787579A (en) | Gas thruster | |
| US4938021A (en) | Sustainer propulsion system | |
| US3155019A (en) | Hot gas servo system having rotary actuator | |
| EP0131573A1 (en) | DYNAMIC PRESSURE AIR COMBUSTION GUIDANCE SYSTEM. | |
| US3230708A (en) | Steerable rocket motor with gimballed nozzle means and cooling means | |
| US3062004A (en) | Rocket motor starter | |
| US4786019A (en) | Energy efficient solid propellant attitude control system | |
| JPH03204400A (ja) | 姿勢／軌道制御スラスタ | |
| US3197959A (en) | Control apparatus | |
| US4003531A (en) | Reverse flow reaction control system | |
| US4817377A (en) | Head end control and steering system: using a forward end maneuvering gas generator | |
| US3692258A (en) | Missile configurations,controls and utilization techniques | |
| US6543717B1 (en) | Compact optimal and modulatable thrust device for controlling aerospace vehicles | |
| US4703694A (en) | Single stage autophage rocket | |
| Caubet et al. | Innovative ArianeGroup Controllable Solid Propulsion Technologies | |
| US3058489A (en) | Control for rocket engines |