JPH0339188B2 - - Google Patents

Description

請求の範囲 １ 二つの成分がそれぞれ別々のタンクに貯蔵さ
れそれぞれ宇宙船のロケツトエンジンに供給され
る液体２元推進剤の使用を制御する方法であつ
て： 上記のロケツトエンジンを作動させる過程と； 上記ロケツトエンジンの作動中に、２元推進剤
の各成分の流量を第１の比率で供給する過程と； 上記ロケツトエンジンの作動停止後に少なくと
も一方の推進剤タンク内に残つた少なくとも一方
の２元推進剤の成分の残り量を測定する過程と； 上記一方の推進剤タンク内の少なくとも一方の
２元推進剤の成分の残り量に基づいて、少なくと
も一方の推進剤タンク内の圧力を他方の推進剤タ
ンク内の圧力に対して相対的に調整する過程と； 上記測定過程の後、上記ロケツトエンジンを作
動させる過程と； 上記測定過程後のロケツトエンジンの作動中に
おいて、上記一方の推進剤タンク内の圧力を他方
の推進剤タンク内の圧力に対して相対的に調整し
た圧力に基づいて、２元推進剤の各成分のロケツ
トエンジンへの供給流量を第２の比率にする過程
とを備えたことを特徴とする方法。

２ 前記測定過程は、さらに推進剤タンク内の圧
力レベルを検出する過程を含み、また上記推進剤
タンク内の圧力レベルの測定結果に基づいてこの
推進剤タンク内の少なくとも一方の２元推進剤の
成分の量を決定する過程とを含むことを特徴とす
る前記請求の範囲第１項記載の方法。

３ 前記測定過程はさらに、 ２元推進剤の少なくとも一方の成分を収容した
少なくとも一方の推進剤タンク内の圧力レベルを
測定する過程と； ２元推進剤の他方の成分を含む他方の推進剤タ
ンク内の圧力レベルを測定する過程と； 上記少なくとも一方の推進剤タンク内の圧力レ
ベルの測定結果に基づいて、この少なくとも一方
の推進剤タンク内の２元推進剤の一方の成分の量
を決定する過程と； 上記他方の推進剤タンク内の圧力レベルの測定
結果に基づいて、他方の推進剤タンク内の２元推
進剤の他方の成分の量を決定する過程とを含むこ
とを特徴とする前記請求の範囲第１項記載の方
法。

４ 少なくとも一方の推進剤タンク内の２元推進
剤の少なくとも一方の成分の量に基づいて以後の
ロケツトエンジンの作動中において、２元推進剤
の各成分の供給量の比率を第２の比率に設定する
過程を備えたことを特徴とする前記請求の範囲第
１項記載の方法。

５ 二つの成分がそれぞれ別々のタンクに貯蔵さ
れそれぞれ宇宙船のロケツトエンジンに供給され
る液体２元推進剤の使用を制御する方法であつ
て： 上記のロケツトエンジンを作動させる過程と； 上記ロケツトエンジンの作動中に、２元推進剤
の各成分の流量を第１の比率で供給する過程と； 上記ロケツトエンジンの作動後に、２元推進剤
の第１の成分を収容した少なくとも一方の推進剤
タンク内の圧力レベルを測定する過程と； 上記ロケツトエンジンの作動後に、２元推進剤
の第２の成分を収容した他方の推進剤タンク内の
圧力レベルを測定する過程と； 上記少なくとも一方の推進剤タンク内の圧力レ
ベルの測定結果に基づいて、上記少なくとも一方
の推進剤タンク内の２元推進剤の第１の成分の量
を決定する過程と； 上記他方の推進剤タンク内の圧力レベルの測定
結果に基づいて、上記他方の推進剤タンク内の２
元推進剤の第２の成分の量を決定する過程と； 少なくとも一方の推進剤タンクと他方の推進剤
タンク内の２元推進剤の第１の成分と第２の成分
のそれぞれの量に基づいて、以後のロケツトエン
ジンの作動中に、２元推進剤の各成分の供給量の
比率を第２の比率に設定する過程と； 上記以後のロケツトエンジンの作動中における
上記第２の比率を達成するため、少なくとも一方
の推進剤タンク内の圧力レベルを調整する過程
と； 上記調整過程の後ロケツトエンジンを作動させ
る過程と； 上記調整過程の後のロケツトエンジンの作動中
に、上記２元推進剤の各成分の供給流量を上記第
２の比率とする過程とを備えた方法。

発明の背景 １ 発明の分野 本発明は宇宙船のロケツト推進システムに関
し、さらに特定すれば、本発明は宇宙船のロケツ
ト推進システムの液体２元推進剤の使用制御方法
に関する。

２ 関連技術の説明 液体２元推進剤を使用するロケツト推進システ
ムを備えた宇宙船においては、この２元推進剤を
有効に使用することが常に重要である。すなわ
ち、宇宙船を地球上の所定の軌道に打上げた後に
余分の２元推進剤が残つていると、この宇宙船と
一緒に余分の質量を打上げたことになる。このよ
うな余分の質量は、この宇宙船の打上げのコスト
を増大させるとともに、この宇宙船が地球静止軌
道に打上げられた場合に、制御すべき宇宙船の全
体質量を増大させ、この宇宙船の性能を低下させ
る。

しかし、この２元推進剤の各推進剤の相対的な
使用量は正確に予測することができない。このた
め、所定の軌道上に打上げられるまでに一方の推
進剤が予定より多く使用された場合でもこれらの
推進剤が不足しないように十分に積載しておかな
ければならない。したがつて、これら推進剤は全
部は消費されず、余剰の推進剤が残ることにな
る。

従来から、このような余剰の推進剤を残さずに
これら推進剤を効果的に使用する技術が各種開発
されている。たとえば、ロケツトエンジンの点火
中に、各推進剤の消費率を計測し、これに対応し
て各推進剤の流量を制御してこれら推進剤が完全
に消費されるようにすることがなされている。ま
た、多数回の打上げに再度使用されるような宇宙
船では、各打上げの際の推進剤の消費のデータを
求めておき、これによつて宇宙船のミツシヨンに
対応した各推進剤の正確な消費量を設定する。

上記の方法は、いずれも一般的には有効なもの
であるが、室際上ではなおかつ不具合がある。た
とえば、ロケツトエンジンの点火中におけるこの
２元推進剤の各推進剤の流量制御はかならずしも
十分に正確にはおこなわれない。また、打上げの
実績の少ない宇宙船では、各推進剤の使用量のデ
ータが十分に得られず、あるミツシヨンが与えら
れた場合にそれに必要な各推進剤の量を正確に設
定することができない。

したがつて、宇宙船において、液体２元推進剤
の消費を正確に制御する方法を開発することが要
望されていた。

発明の概要 本発明は、２種類の液体推進剤、たとえば別々
のタンクに貯溜され、それぞれロケツトエンジン
に供給される酸化剤と燃料等からなる２元推進剤
の使用を制御する方法に関する。この方法は、ロ
ケツトエンジンを作動させるステツプを備えてい
る。ロケツトエンジンの作動中には、各推進剤は
所定の割合いでこのロケツトエンジンに供給され
る。そして、このロケツトエンジンが作動した後
には、各タンク内の各推進剤の量が測定される。
そして、これらのタンク内の各推進剤の残り量に
対応して少なくとも一方の推進剤のタンク内の圧
力が調整される。そして、この測定ステツプの
後、ロケツトエンジンが再び点火される。この再
点火後のロケツトエンジンの作動中に、各推進剤
は上述の如く調整された圧力に対応した第２の割
合いでロケツトエンジンに供給される。

本発明の方法によれば、各推進剤は各タンク内
の残り量に対応して正確に供給され、宇宙船のロ
ケツトエンジンの２元推進剤を効率的に使用する
ことができる。すなわち、この方法によれば、各
推進剤の残り量を正確に測定でき、これに対応し
て再点火後のロケツトエンジンへの各推進剤の供
給量を正確に制御し、このロケツトエンジンの２
元推進剤を完全に使用することができるものであ
る。

上記およびその他の本発明の特徴は、以下の図
面を参照した実施例の説明によつて明白となるで
あろう。

【図面の簡単な説明】

本発明の目的および特徴は、以下の図面を参照
した詳細な説明によつて本発明の技術分野の技術
者であれば容易に理解できるであろう。

第１図は、本発明に関連した宇宙船の一部を分
解して示す側面図； 第２図は、第１図におけるブースタ段と中間段
とを分解して示す図； 第３図は、宇宙船が地球静止軌道に達するまで
の途中の複数の軌道を示す図； 第４図は、ペイロードを分離した後の回収段が
下降操縦される際の軌道を示す図； 第５図は、宇宙船のエンジン、このエンジンに
燃料および酸化剤を供給する２元推進剤供給装
置、さらには推進剤タンクおよびこれらにガス圧
を調整して供給するマニホルド、弁等の制御装置
を示す概略図； 第６図は、第５図のタンクからポンプへの入口
圧力に対する燃料の流量の変化を示す線図； 第７図は、第５図の制御装置のブロツク線図； 第８図は、宇宙船の２元推進剤タンクを加圧す
る別のシステムの概略図である。

好ましい実施例の説明 本発明は、宇宙船のロケツトエンジンの液体２
元推進剤の使用を制御する新規な方法である。以
下の説明によつて、本発明の分野の技術者であれ
ば、本発明を実施し、また本発明を適用し、その
要求を理解することができる。また、以下に説明
する原理的な説明によつて、本発明の要旨を逸脱
することなく、本発明を各種の場合に対応して変
形することができる。よつて、本発明は以下に説
明するものには限定されず、以下の説明の原理お
よび特徴を含む広い範囲を有するものである。

第１図および第２図には宇宙船を示し、この宇
宙船２００はペイロード２０２、再使用可能なエ
ンジン段２０４、およびこのエンジン段２０４と
ペイロード２０２とを連結する中間構造体２０６
とから構成されている。上記エンジン段２０４に
は、推進モータ３７が設けられ、この推進モータ
には計量のタンク３０，３２，３４および第１図
には図示されない第４のタンクから燃料が供給さ
れる。

また、上記の中間構造体２０６は、この宇宙船
２００が地球静止軌道に打上げられた後にこのペ
イロード２０２をエンジン段２０４から切離すこ
とができるように構成されている。上記の中間構
造体２０６は廃棄され、上記のエンジン段２０４
が下降操縦され、このエンジン段２０４はスペー
スシヤトル（図示せず）のパーキング軌道まで下
降し、回収されて地球上に戻される。

上記のエンジン段２０４の先端部には掴み部材
２１６が設けられ、この掴み部材は従来と同様な
構成のもので、スペースシヤトルのマニピユレー
タによつて掴まれ、このエンジン段２０４をスペ
ースシヤトルに回収できるように構成されてい
る。また、このエンジン段２０４の外周には取付
け部材２１８が突設され、これらの取付け部材を
介してこの宇宙船２００全体をスペースシヤトル
に着脱自在に取付ける。また、上記の中間構造体
２０６にも取付け部材２２４が設けられ、この宇
宙船２００をスペースシヤトルに搭載する場合に
クレードルを介してこの宇宙船を補助的に支持す
る。

この宇宙船２００は、スペースシヤトルに搭載
され、地球上のパーキング軌道に打上げられる。
そして、この宇宙船２００はこのスペースシヤト
ルからさらにトランスフアー軌道上に打上げられ
る。この場合、タンクから推進剤が推進モータ３
７に供給されて燃焼し、その推力によつてこの宇
宙船がパーキング軌道からトランスフアー軌道に
打上げられ、さらに地球静止軌道に打上げられ
る。そして、従来と同様に、制御装置（図示せ
ず）からの信号によつて中間構造体２０６が作動
し、ペイロード２０２がエンジン段２０４から切
り離される。この中間構造体２０６はエンジン段
から切離され、廃棄される。そして、このペイロ
ードから切離されたエンジン段２０４は、制御装
置からの信号によつて下降軌道に移行され、スペ
ースシヤトルのパーキング軌道に戻る。そして、
このエンジン段２０４はスペースシヤトルによつ
て回収され、地球上に戻され、別のペイロードの
打上げに再使用される。

このような作動の際に、本発明を実施するため
にこれら宇宙船２００、ペイロード２０２、再使
用可能なエンジン段２０４等は複数の軌道を通つ
て移動する。これらの軌道は第３図および第４図
を参照して説明する。

第３図には、このペイロード２０２が地球静止
軌道に達するまでの軌道を示す。スペースシヤト
ルから放出された宇宙船２００は、その縦軸まわ
りに約15RPMでスピン回転される。そして、軌
道を半周（約45分）したところで、主エンジンの
第１の燃焼がなされ、この燃焼はタイマ（図示せ
ず）によつて制御され、この宇宙船の速度が701
ｍ／秒加速され、この宇宙船の速度が所定の速度
になつた場合に速度メータ（図示せず）からの信
号によつて上記のエンジンの燃焼が停止される。

上記の結果の新たな軌道を１周するには約２時
間である。そして、この新たな軌道を１周した
後、近地点において上記のタイマーによつて主エ
ンジンの第２の燃焼が開始され、速度が884ｍ／
秒加速された後速度メータからの信号によつてこ
の第２の燃焼が停止され、この軌道の１周の周期
は３時間40分に増加する。そして、このさらに新
たな軌道を１周した後、タイマーによつて主エン
ジンの第３の燃焼が開始され、速度が853ｍ／秒
加速されると速度メータからの信号によつてこの
燃焼が停止される。この第３の燃焼によつて地球
同調軌道に打上げられ、この軌道を１周する周期
は10時間33分である。

この第１のトランスフアー軌道の間に、無線指
令によつて遠地点操縦のため方向制御がなされ、
同様に無線指令によつて所定の時間に遠地点燃焼
が開始され、いわゆる第２遠地点においてこの宇
宙船２００が推進され、地球静止軌道に乗る。こ
の遠地点燃焼によつて速度は2018ｍ／秒加速さ
れ、所定の軌道に乗る。上記のスペースシヤトル
から放出されてからこの状態になるまでの所要時
間は22時間19分である。

この宇宙船２００が放出され、地球同調軌道上
でペイロード２０２がエンジン段２０４から分離
される前に、このペイロード２０２を装着したエ
ンジン段２０４のスピンが停止される。そして、
分離された後、このエンジン段２０４には再び
15RPMのスピンが与えられる。この分離は２段
階でおこなわれ、まずペイロード２０２が中間構
造体２０６から分離され、次にこの中間構造体２
０６がエンジン段２０４から分離される。そし
て、このエンジン段２０４はスペースシヤトルに
戻される。この戻される過程の第１の段階はまず
このエンジン段２０４が約15°方向制御され、こ
の後遠地点打上げから13時間の下降操縦が開始さ
れる。このタイミングは、このエンジン段２０４
の軌道とスペースシヤトルとの交点に設定され
る。この地球同調軌道からの下降操縦は、第４図
に示すように、無線指令によつて速度が2018ｍ／
秒加速され、この加速は速度メーターによつて停
止される。

そして、このエンジン段２０４は、周期10時間
33分のトランスフアー軌道を通つてスペースシヤ
トルの軌道の高度まで降下する。そして、このエ
ンジン段２０４はこの軌道上において無線指令に
よつて姿勢制御され、近地点でおこる近地点加速
に備える。そして、この近地点の燃焼によつて、
このエンジン段の軌道がスペースシヤトルの軌道
より少し大きくなるように調整され、このエンジ
ン段２０４はスペースシヤトルに回収される。

この最終の操縦は、無線指令による同調操縦で
ある。このスペースシヤトルによる回収までの全
部のミツシヨンの所要時間は約52時間であり、細
かい調整の操縦、スピンの停止等さらに20時間が
許容され、放出から回収まで３日間の時間があ
る。

このランデブーの最終段階はスペースシヤトル
の乗員によつてなされ、目視およびレーダー追尾
によつてなされる。そして、このエンジン段がス
ペスシヤトルの遠隔マイユピレータ装置（図示せ
ず）の作動範囲まで接近したら、このマニユピレ
ータが宇宙飛行士によつて操縦され、目視により
このマニユピレータがエンジン段２０４の掴み部
材２１６を掴み、このエンジン段２０４をスペー
スシヤトルと貨物室内に収容する。以上のように
して地球静止軌道までの往復ミツシヨンがおこな
われる。もちろん、他のミツシヨンも可能であ
る。惑星間ミツシヨンには別の手順が必要であ
り、たとえば宇宙船を放出した後一定の正確な姿
勢制御が必要であり、このような惑星間ミツシヨ
ンは上記の装置によつておこなうことができる。

本発明の特徴は、上記のような宇宙船のエンジ
ンの作動を効率的に制御することであり、さらに
特定すれば、このエンジン３７はエンジン段２０
４に取付けられ、このエンジンに２元推進剤を供
給するシステムを備え、このシステムは２元推進
剤のタンク内の圧力を調整自在であり、この圧力
によつてこの２元推進剤の流量に誤差が生じるも
のである。このような誤差は、このエンジン３７
の作動中に上記のタンク内の推進剤の蒸気圧や液
頭圧が変化することによつて生じる。本発明はこ
のような推進剤の供給システムにおいて、複数回
のエンジン燃焼の間に上気タンク内の圧力を調整
し、後の燃焼を効率的におこない、燃焼が終了し
た後余剰の推進剤が残らないような方法を提供す
るものである。

このような余剰の推進剤による余分の質量は、
宇宙船のミツシヨンに支障をきたすが、本発明に
よれば、宇宙船のミツシヨン遂行を確実にするこ
とができる。以下、この特徴を第５図ないし第７
図を参照して説明する。

第５図には、宇宙船のロケツト段の推進システ
ム３００を示す。この推進システム３００は、エ
ンジン段を有しない宇宙船の駆動システムとして
使用されるものであつてもよい。このシステム３
００にはロケツトエンジン３０２が備えられ、ま
た２元推進剤供給システム３０４が備えられ、燃
料および酸化剤を配管３０６，３０８を介してエ
ンジン３０２に供給するように構成されている。
この燃料および酸化剤はこの２元推進剤の各成分
である。このエンジン３０２は、バルブ３１０、
燃料および酸化剤を送るポンプ３１２，３１４、
これらポンプ３１２，３１４を駆動するタービン
３１６、ガス発生器３１８およびスラストチヤン
バ３２０を備えている。そして、上記のガス発生
器３１８で発生したガスによつてタービン３１６
が駆動され、このタービン３１６からの排気ガス
は排気ダクト３２２を介してスラストチヤンバ３
２０に送られ、排気される。このスラストチヤン
バ３２０は、ポンプ３１２によつて送られる燃焼
前の燃料および酸化剤によつて冷却される。そし
て、この燃料と酸化剤とが混合されて燃焼し、こ
の宇宙船を推進する。この燃料および酸化剤の流
量は、従来と同様にバルブ３１０およびポンプ３
１２，３１４によつて制御される。これらのシス
テムは従来と同様にタイミング制御回路（図示せ
ず）によつて制御され、このエンジン３０２の燃
焼が開始され、所定のミツシヨンの軌道に到達す
る。

この推進剤供給システム３０４は、この宇宙船
のスピン軸に対して対称に配置され、２個の燃料
タンク３２４，３２６を備え、これらはスピン軸
に対して直径方向に互いに対向して配置されてい
る。そして、これらのタンク３２４，３２６には
それぞれ液体マニホルド３２８が接続され、液体
燃料がこれらを介して配管３０６に送られ、この
配管３０６を介してさらにバルブ３１０に送られ
るように構成されている。また、この供給システ
ム３０４にはさらに２個の酸化剤タンク３３０，
３３２が設けられ、これらタンクにはそれぞれ液
体マニホルド３３４が接続され、液体の酸化剤を
配管３０８に送り、さらにこの配管３０８を介し
てバルブ３１０に送る。これらの酸化剤タンク３
３０，３３２はスピン軸に対して直径方向に互い
に対向して配置されている。

また、この供給システム３０４には、加圧ガス
タンク３３６、この加圧ガスを燃料タンク３２
４，３２６に送るガスマニホルド３３８、および
この加圧ガスを酸化剤タンク３３０，３３２に送
るガスマニホルド３４０とを備えている。また、
この加圧ガスタンク３３６とガスマニホルド３３
８，３４０との間にはレギユレータ３４２が設け
られている。また、上記液体マニホルドとガスマ
ニホルドとの間には差圧検出器３４４，３４６が
設けられ、これらの間の圧力差を検出するように
構成されている。差圧検出器３４４は、燃料タン
ク３２４，３２６に接続されている液体マニホル
ド３２８とガスマニホルド３３８との間に設けら
れている。また、差圧検出器３４６は、酸化剤タ
ンク３３０，３３２に接続されている液体マニホ
ルドとガスマニホルド３４０との間に設けられて
いる。

また、上記のガスマニホルド３３８には２個の
バルブ３４８，３５０が設けられ、このガスマニ
ホルド内のガス圧を調整するように構成され、バ
ルブ３４８は入口バルブとして作用し、またバル
ブ３５０は排気バルブとして作用するように構成
されている。そして、上記のバルブ３４８が開弁
するとこのガスマニホルド３３８の圧が上昇し、
またバルブ３５０が開弁するとこのガスマニホル
ド３３８内の圧が低下する。なお、上記の２個の
ガスマニホルド３３８，３４０はレギユレータ３
４２の出口近傍で互いに連通されている。したが
つて、上記のバルブ３４８，３５０が作動するこ
とによつて、これら２個のガスマニホルド３３
８，３４０内のガス圧に所定の差圧を維持できる
ように構成されている。

また、上記の燃料タンク３２４，３２６内には
部分的に燃料３５２が充填されている。同様に、
上記の酸化剤タンク３３０，３３２内にも部分的
に酸化剤３５４が充填されている。そして、宇宙
船がスピンすることによつて、上記燃料３５２お
よび酸化剤３５４はそとがわに遠心力を受ける。
また、上記のレギユレータ３４２、差圧検出器３
４４，３４６およびバルブ３４８，３５０は制御
器３５６に電気的に接続され、この制御器は上記
の機器に電気信号を送つて制御し、燃料および酸
化剤の供給量を調整する。なお、この制御器は第
７図に示すように構成されている。

このエンジン３０２はターボポンプ供給型のも
ので、スピンによる推進剤貯溜型のものである。
本発明の方法は、各タンク内の燃料および酸化剤
の減少に対応してこれらを適正な割合で消費する
ようにしたものである。本発明は、燃料を完全に
消費するまでの間に、エンジンの点火、燃焼、停
止の一連の作動すなわち燃焼ミツシヨンを複数回
繰り返す場合に、ある燃焼ミツシヨンから次の燃
焼ミツシヨンまでの間において、燃料および酸化
剤の量を測定し、後の燃焼における燃料と酸化剤
の流量の割合いを調整し、これらを正確な割合い
で消費させるものである。そして、これによつて
ロケツトエンジンの効率を向上させ、またこれら
推進剤の流量制御をより容易におこなうものであ
る。

酸化剤、たとえば過酸化窒素、および燃料、た
とえばモノメチルヒドラジンは、各タンク３３
０，３３２，３２４，３２６から低圧でバルブ３
１０を介してポンプ３１４，３１２に送られる。
そして、これら酸化剤および燃料はポンプ３１
４，３１２によつて高圧に加圧される。なお、こ
れらポンプはガス発生器３１８から供給される高
温のガスによつて作動されるタービン３１６によ
つて駆動される。この２元推進剤（燃料および酸
化剤）はスラストチヤンバ３２０に送られ、燃焼
される。上記の燃料は最初にこのスラストチヤン
バの外壁を通つて流通され、このスラストチヤン
バの壁を冷却し、この後スラストチヤンバ３２０
内で酸化剤と反応して推力を発生する。

これらの２元推進剤の流量の相対的な割合い
は、ポンプ３１２，３１４の仕様およびタンク３
２４，３２６，３３０，３３２内の圧力によつて
決定される。この燃料タンク３２４，３２６内の
圧力による燃料の流量の変化は第６図に示す。本
発明は、第６図に示すようなタンク内の圧力によ
る燃料流量の変化の特性を利用したもので、ロケ
ツトエンジン３０２の各燃焼の結果による燃料お
よび酸化剤の残り量に対応して燃料の流量を制御
するものである。

この供給システム３０４の作動の際には、タン
ク３３６内の高圧ガス、たとえば窒素またはヘリ
ウムが圧力レギユレータ３４２を介して供給され
る。そして、この推進剤のタンク内が所定の圧力
に加圧される。そして、差圧検出器３４４，３４
６によつて、各タンク内の各推進剤の量が測定さ
れる。これら燃料および酸化剤の量は、制御器３
５６によつて計算される。

この燃料の圧力は、入口バルブ３４８および排
気バルブ３５０を作動させることによつて調整さ
れる。すなわち、上記の入口バルブ３４８を開弁
し、また排気バルブ３５０を開弁することによつ
てこの燃料の圧力は低下する。また、この入口バ
ルブ３４８を開弁し、排気バルブ３５０を開弁す
ることによつてこの燃料の圧力は上昇する。そし
て、燃焼の際にこの燃料の圧力を調整することに
よつてこの燃料の流量を調整する。複数の燃焼の
間の停止期間は一般に十分に長く、この間に各タ
ンク内の燃料および酸化剤の残り量を計算し、ま
た各タンク内の圧力の調整をおこなうことができ
る。そして、前の燃焼が終了した後に各タンク内
の燃料および酸化剤の残り量の割合いを測定し、
これに対応して流量を調整し、最終的な燃焼の後
に余剰の燃料または酸化剤が残らないように制御
する。なお、この燃料と酸化剤の場合比のわずか
な変化による影響は、最終的な燃焼の後に余剰の
燃料または酸化剤が残ることによるペイロード質
量の受ける不利益よりはるかに小さく、ほとんど
無視することができる。

この推進剤を有効に利用するための割合いを正
確に計算し、また差圧検出器の校正を正確におこ
ない、この宇宙船およびエンジン段のミツシヨン
を正確に遂行するには、地上に設置されたコンピ
ユータによつてこの宇宙船に遠隔的に指令を送る
ように構成されている。

上記のガスマニホルド３３８，３４０は、各タ
ンクのスピン軸に面した部分に接続されている。
また、上記の液体マニホルド３２８，３３４は上
記のガスマニホルド３３８，３４０とは直径方向
の反対側の部分で各タンクに接続されている。し
たがつて、この宇宙船がスピンすると、タンク３
２４，３２６内野燃料３５２およびタンク３３
０，３３２内の酸化剤３５４が遠心力によつて外
側に移動され、液体マニホルド３２８，３３４の
接続部に集り、ガスマニホルド３３８，３４０か
ら離れる。よつて、このタンク内のガス相がガス
マニホルド３３８，３４０と連通し、また液相部
分が液体マニホルド３２８，３３４に連通する。
このように各タンク３２４，３２６，３３０，３
３２内でガス相部分と液相部分とが別れることに
より、タンク３３６内からの高圧ガスによつて液
体燃料および液体酸化剤に背圧が作用され、これ
らをそれぞれマニホルドを介してエンジン３０２
に送る。

そして、次回の燃焼の際の適正な燃料の流量
は、次の変数に基づいた以下の３式によつて決定
される。

Moは最初の酸化剤質量 M_fは最初の燃料質量 moは最終的に測定された酸化剤質量 m_fは最終的に測定された燃料質量 dmoは次回の燃焼に使用される酸化剤質量 dm_fは次回の燃焼に使用される燃料質量 そして、次の１式によつて酸化剤質量と燃料質
量との比Ｒが求められる。

mo−dmo／m_f−dm_f＝Mo／M_f＝Ｒ (1) 実際に使用された燃料と酸化剤の量と適正なこ
れらの比とのずれは次の式から誤差εとして与え
られる。

ε＝mo／m_f−Ｒ (2) そして、次の燃焼において、上記の誤差を補正
し、適正な流量比を得るためには、上記の(1)式お
よび(2)式から Ｒ・dm_f＝dmo−m_f・ε (3) となる。そして、第７図に示すように、上記の制
御器３５６は２個のサンプリングユニツト３５
８，３６０、１個のタイミングユニツト３６２、
リードオンメモリを構成する２個のメモリ３６
４，３６６、ランダムアクセスメモリを構成する
１個のメモリ３６８、コンピユータ３７０、およ
び出力バツフア３７２を備えている。上記のサン
プリングユニツト３５８は、燃料を測定する差圧
検出器３４４に接続されている。またサンプリン
グユニツト３６０は、酸化剤を測定する差圧検出
器３４６に接続されている。これらのサンプリン
グユニツト３５８，３６０はタイミングユニツト
３６２からのタイミング信号によつて制御され
る。

第７図中タイミングユニツト３６２のブロツク
中のグラフ３７４に示すように、これらのサンプ
リングユニツト３５８，３６０は第５図のロケツ
トエンジン３０２の各燃焼後に作動される。これ
らのサンプリングユニツト３５８，３６０は、最
初の燃焼前にも作動され、燃料および酸化剤の最
初の量を測定する。

そして、これらサンプリングユニツト３５８，
３６０からは測定した差圧の出力信号がメモリ３
６４，３６６に送られる。この差圧と各タンク内
の推進剤の質量との関係は、この各タンクの形状
によつて決定される。この差圧とタンク３２４，
３２６内の燃料の質量との関係はメモリ３６４に
記憶されており、またこの差圧とタンク３３０，
３３２内の酸化剤の質量との関係はメモリ３６６
に記憶されている。これらのメモリ３６４，３６
６は測定された差圧を各タンク内の燃料および酸
化剤の残り量に変換するコンバータの役割をな
す。これらのメモリ３６４，３６６からの燃料お
よび酸化剤の質量信号はメモリ３６８に送られ、
コンピユータ３７０によつて処理される。

前述した(1)、(2)、(3)式は、酸化剤の質量および
燃料の質量に対する変数によつて現わされてい
る。そして、最初の燃焼前、および以後の各燃焼
後の酸化剤および燃料の量はそれぞれメモリ３６
８に記憶される。そして、最初の酸化剤および燃
料の量からこれら酸化剤および燃料の量の適正な
比率がコンピユータ３７０または適当な従来公知
の手段によつて前記(1)式に基づいて計算され、メ
モリ３６８に記憶される。そして、コンピユータ
３７０によつて前記(2)式に基づいて適正な比率に
対する誤差が計算される。そして、次回の燃焼の
際の酸化剤と燃料の質量に割合いがコンピユータ
３７０によつて前記(3)式に基づいて計算される。

前記(3)式に示されるような酸化剤の質量と燃料
の質量との関係は、コンピユータ３７０のブロツ
ク内に記載されたグラフ３７６に示されるような
直線的な関係で次回の燃焼に採用される。上記の
グラフ３７６に示される直線の傾斜は、酸化剤の
質量と燃料の質量との適正な比率を示し、また水
平軸（酸化剤の質量）に沿つて移動した直線は誤
差を示す。そして、前述の関係から、酸化剤の質
量と燃料の質量との適正な比率は容易に決定され
る。そして、このコンピユータ３７０からの出力
信号はバツフア３７２に送られ、前記のレギユレ
ータ３４２、入口バルブ３４８、出口バルブ３５
０の開閉指令がなされ、各タンク３２４，３２
６，３３０，３３２内の圧力が調整され、エンジ
ン３０２に供給されるる燃料と酸化剤の流量の比
率が調整される。このバツフア３７２には従来公
知のストレージユニツトが備えられ、上記のコン
ピユータ３７０からの出力信号を記憶し、また従
来公知のラインドライバを備え、前記のレギユレ
ータ３４２、バルブ３４８，３５０に対する指令
信号を出力する。また、前記のレギユレータ、バ
ルブの開閉による圧力の調整は従来公知の手段で
あり、その詳細は省略する。そして、このように
してこの制御器３５６によつて供給システム３０
４が作動され、酸化剤および燃料の流量の比率を
調整し、この宇宙船のミツシヨン達成能力を高め
る。

また、上記の代りに、前記の各燃料タンク３２
４，３２６および各酸化剤タンク３３０，３２２
内の圧力を一定の圧力に固定しておき、この圧力
を一部排出して圧を調整し、推進剤の調整をなす
ように構成してもよい。たとえば、第８図に示す
ように、高圧の加圧ガスたとえば窒素またはヘリ
ウムの供給源４１０に上記の加圧ガスを約276気
圧で充填しておく。そして、この加圧ガスは配管
４１２およびレギユレータ４１４を介して約4.8
気圧に源圧され、配管４１６に供給される。ま
た、一方の推進剤を収容した推進剤タンク４２に
配管４２０を介してバルブ４１８を接続する。こ
のバルブ４１８は配管４１６，４２０の間に配置
され、このバルブが開弁されると推進剤タンク４
２０内が約4.8気圧に維持されるように構成され
ている。

そして、上記のバルブ４１８を開閉することに
より、上記のタンク４２２内の推進剤の流量を調
整する。たとえば、上記のバルブ４１８を開弁た
状態でエンジンを燃焼させると、この推進剤の消
費によりこのタンク４２２内の圧力は4.8気圧以
下に低下する。そして、ロケツトエンジンの燃焼
が停止し、次回の開始される前にこのタンク４２
２の推進剤の量を測定する。そして、次回の燃焼
前に上記のバルブ４１８を開弁してこのタンク４
２２内を加圧するが、上記の推進剤の量の測定結
果に対応してこの内部の圧力を4.8気圧にするか
またはそれ以下の圧力に調整する。このような調
整を他方の推進剤のタンクについてもおこない、
これらのタンク内の酸化剤および燃料の供給比率
を適正な値に調整する。そして、さらに次の燃焼
の場合にも、前記第７図に関連して説明したと同
様な方法によつてこれら酸化剤と燃料との比率を
決定し、これに基づいて上記と同様にタンク内の
圧力を4.8気圧かまたはそれ以下の圧力に調整す
る。

上記の実施例は、本発明の原理を適用できる多
くの実施例の一例である。そして、本発明の要旨
を逸脱することなく、多くの変形をなすことがで
きる。したがつて、本発明は請求の範囲に示すよ
うなものであり、上記の実施例には限定されな
い。