JPH0874731A

JPH0874731A - 宇宙機用推進装置

Info

Publication number: JPH0874731A
Application number: JP6213668A
Authority: JP
Inventors: Masata Masako; 雅太眞子; Hiroshi Suzuki; 鈴木　　寛; Masahiro Ishii; 雅博石井
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 1994-09-07
Filing date: 1994-09-07
Publication date: 1996-03-19

Abstract

(57)【要約】【構成】２基の電気式推進装置１８ａ，１８ｂと、電
気式推進装置１８ａ，１８ｂに電力２５ａ，２５ｂを供
給する電力制御器２３ａ，２３ｂと、基準電力設定信号
２８を出力する推進制御装置２６と、姿勢制御系３０の
姿勢安定装置３２より出力される姿勢制御値信号３５に
基づき補正電力設定信号３６ａ，３６ｂを出力する推力
調整演算装置３４と、基準電力設定信号２８に推力調整
演算装置３４より出力される補正電力設定信号３６ａ，
３６ｂを加算した電力設定信号２４ａ，２４ｂを電力制
御器２３ａ，２３ｂへ出力する加算器３７ａ，３７ｂを
備えている。【効果】両電気式推進装置１８ａ，１８ｂの推力が等
しくなるように電力２５ａ，２５ｂが調整されるので、
両電気式推進装置１８ａ，１８ｂだけで宇宙機の姿勢修
正を行うことができる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は宇宙機用推進装置に関す
るものである。

【０００２】

【従来の技術】人工衛星等の宇宙機には、それ自体の軌
道保持や軌道変更を行うために、姿勢制御用の推進装置
が装備されている。

【０００３】図２は化学触媒式推進装置であるガスジェ
ットの概念を示すもので、このガスジェットは、アルミ
ナ（Ａｌ₂Ｏ₃）を担体としてイリジウム（Ｉｒ）を付着
させた触媒１を内装する本体部２と、該本体部２に連通
するノズル部３とを有し、本体部２には、推薬タンク
（図示せず）からヒドラジン（Ｎ₂Ｈ₄）が推薬４として
供給されるように構成されている。

【０００４】上述したガスジェットでは、本体部２へ推
薬４を供給すると、推薬４であるヒドラジンが触媒１の
イリジムにより発熱反応をおこして窒素（Ｎ₂）、水素
（Ｈ₂）、及びアンモニア（ＮＨ₃）に分解される。

【０００５】この窒素、水素及びアンモニアにより組成
されるガス流５がノズル部３を経て外部に噴出され、推
力が発生する。

【０００６】一方、近年、地球の静止軌道に射ち上げら
れる人工衛星等の宇宙機は、多機能化に伴い大型化する
傾向にあり、それに起因して宇宙機の軌道保持や軌道変
更に大きな速度増分（ΔＶ）が必要となる。

【０００７】このため、図２に示したようなガスジェッ
ト等の化学触媒式推進装置を姿勢制御手段として装備し
た宇宙機に搭載すべき推薬４の重量は、その射ち上げ時
において宇宙機の全体重量中で大きな割合を占めるよう
になり、宇宙機を軌道上に射ち上げるためのロケットを
より強力なものに変更しなければならない。

【０００８】そこで、近年、化学触媒式推進装置に比べ
て比推力が大きい電気式推進装置を宇宙機の姿勢制御手
段に適用している。

【０００９】このような電気式推進装置には、ジュール
加熱空力加速方式、アーク加熱空力加速方式、電磁力加
速方式等がある。

【００１０】図３はジュール加熱空力加速方式の電気式
推進装置であるＥＨＴ（Ｅｌｅｃｔｒｏ−Ｔｈｅｒｍａ
ｌＨｙｄｒａｚｉｎｅＴｈｒｕｓｔｅｒ）（レジス
トジェット推進装置）の概念を示すもので、このＥＨＴ
は、アルミナを担体としてイリジウムを付着させた触媒
１を内装する本体部６と、該本体部６に連通するノズル
部７とを有し、本体部６には、推薬タンク（図示せず）
からヒドラジン（Ｎ₂Ｈ₄）が推薬４として供給されるよ
うに構成されている。

【００１１】更に、前記の本体部６の内部の触媒１の後
方側（ノズル部側）に位置する部分には、ヒータ８が設
けられており、該ヒータ８は、電源９によって発熱する
ようになっている。

【００１２】上述したＥＨＴでは、電源９によりヒータ
８を発熱させた状態で本体部６へ推薬４を供給すると、
推薬４であるヒドラジンが触媒１のイリジムにより発熱
反応をおこして窒素、水素、及びアンモニアに分解され
る。

【００１３】ヒドラジンから発生した窒素、水素、及び
アンモニアはヒータ８によって加熱され、更に高温とな
ったガス流１０がノズル部７を経て外部に噴出され、推
力が発生する。

【００１４】図４はアーク加熱空力加速方式の電気式推
進装置であるＤＣアークジェットの概念を示すもので、
このＤＣアークジェットは、先に述べたＥＨＴにおける
ヒータ８（図３参照）に替えて、本体部６の内部の触媒
１の後方側（ノズル部側）に位置する部分に、一組の電
極１１，１１を設けており、該電極１１，１１間に、電
源９によってアーク放電１２が発生するように構成され
ている。

【００１５】上述したＤＣアークジェットでは、電源９
により電極１１，１１間にアーク放電１２を発生させた
状態で本体部６へ推薬４を供給すると、推薬４であるヒ
ドラジンが触媒１のイリジムにより発熱反応をおこして
窒素、水素、及びアンモニアに分解される。

【００１６】ヒドラジンから発生した窒素、水素、及び
アンモニアはアーク放電１２によって加熱され、一部の
アンモニアが窒素と水素とに分解されるとともに更に高
温となり、この高温の窒素、水素及び分解されずに残っ
たアンモニアにより組成されるガス流１３がノズル部７
を経て外部に噴出され、推力が発生する。

【００１７】図５は電磁力加速方式の電気式推進装置で
あるＭＰＤ（ＭａｇｎｅｔｏＰｌａｓｍａＤｙｎａ
ｍｉｃ）アークジェットの概念を示すもので、このＭＰ
Ｄアークジェットは、先に述べたＤＣアークジェットに
おける電極１１，１１（図４参照）に替えて、本体部６
の内部の触媒１の後方側（ノズル部側）に位置する部分
に電極１４を設け、また、ノズル部７の内部に電極１５
を設けており、両電極１４，１５間に、電源９によって
アーク放電１６が発生するように構成されている。

【００１８】上述したＭＰＤアークジェットでは、電源
９により電極１４，１５間にアーク放電１６を発生させ
た状態で本体部６へ推薬４を供給すると、推薬４である
ヒドラジンが触媒１のイリジムにより発熱反応をおこし
て窒素、水素、及びアンモニアに分解される。

【００１９】ヒドラジンから発生した窒素、水素、及び
アンモニアはアーク放電１６によって加熱され、アンモ
ニアが窒素と水素とに分解されるとともにプラズマ化
し、このプラズマ中を流れる電流とアーク放電１６によ
り生じる磁場との相互作用（ローレンツ力）によって加
速されたプラズマ噴流１７がノズル部７から外部に噴出
され、推力が発生する。

【００２０】また、図３から図５に示す各種の電気式推
進装置に加え、キセノン（Ｘｅ）、水銀（Ｈｇ）、アル
ゴン（Ａｒ）を推薬として該推薬をグロー放電または、
アーク放電によりプラズマ化し、磁場中を旋回するプラ
ズマにより発生する電流（ホール電流）と磁場との相互
作用（ローレンツ力）によってプラズマ噴流を加速させ
るＳＰＴ（ＳｔａｔｉｏｎａｒｙＰｌａｓｍａＴｈ
ｒｕｓｔｅｒ）等の電磁力加速方式のものや、キセノ
ン、水銀を推薬として該推薬をグロー放電または、アー
ク放電によりプラズマ化し、プラズマ中のイオンを電場
により加速するイオンエンジン等の静電力加速方式のも
のがある。

【００２１】上述した各種の電気式推進装置は、通常２
基を１組として人工衛星等の宇宙機に設置されている。

【００２２】ところが、この２基の電気式推進装置によ
り発生する推力にばらつきがあると、該電気式推進装置
を作動させて宇宙機の軌道保持や軌道変更を行う際に、
宇宙機が移動すべき方向とは若干異なる方向へ移動する
ことになる。

【００２３】このような電気式推進装置の推力のばらつ
きに起因する宇宙機の偏向した移動を修正する一手法と
して、電気式推進装置の一方をＯＮ／ＯＦＦ制御するこ
とが考えられるが、ＯＮ／ＯＦＦ制御を行うと、図３か
ら図５に示すヒータ８、電極１１，１４，１５の消耗が
早まる。

【００２４】そこで、軌道保持や軌道変更手段に電気式
推進装置を適用した宇宙機であっても、電気式推進装置
の推力のばらつきに起因する偏向した移動を修正できる
ようにするために、先に述べたガスジェット（図２参
照）等の化学触媒式推進装置の小型のものを装備するよ
うにしている。

【００２５】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、宇宙機
に電気式推進装置と化学触媒式推進装置との双方を装備
することは、宇宙機の射ち上げに必要な燃料に対し、宇
宙機に搭載できる観測機器や通信機器等の重量（ペイロ
ード重量）が減少することを意味する。

【００２６】本発明は上述した実情に鑑みてなしたもの
で、電気式推進装置だけで宇宙機の偏向した移動の修正
を行うことが可能な宇宙機用推進装置を提供することを
目的としている。

【００２７】

【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に本発明の宇宙機用推進装置においては、宇宙機の軌道
保持あるいは軌道修正を行うための第１の電気式推進装
置１８ａ及び第２の電気式推進装置１８ｂと、前記の第
１の電気式推進装置１８ａに対し電力設定信号２４ａに
基づいた電力２５ａを供給する第１の電力制御器２３ａ
と、前記第２の電気式推進装置１８ｂに対し電力設定信
号２４ｂに基づいた電力２５ｂを供給する第２の電力制
御器２３ｂと、前記の両電力制御器２３ａ，２３ｂから
両電気式推進装置１８ａ，１８ｂに対して供給すべき電
力２５ａ，２５ｂの基準値を設定する基準電力設定信号
２８を出力する推進制御装置２６と、宇宙機に既設の姿
勢制御系３０を構成する姿勢安定装置３２より出力され
る姿勢制御値信号３５に基づき第１の電力制御器２３ａ
から第１の電気式推進装置１８ａに対して供給されるべ
き電力２５ａを補正する補正電力設定信号３６ａあるい
は第２の電力制御器２３ｂから第２の電気式推進装置１
８ｂに対して供給されるべき電力２５ｂを補正する補正
電力設定信号３６ｂを出力する推力調整演算装置３４
と、前記の推進制御装置２６より出力される基準電力設
定信号２８に推力調整演算装置３４より出力される補正
電力設定信号３６ａを加算した電力設定信号２４ａを第
１の電力制御器２３ａに対して出力する第１の加算器３
７ａと、前記の推進制御装置２６より出力される基準電
力設定信号２８に推力調整演算装置３４より出力される
補正電力設定信号３６ｂを加算した電力設定信号２４ｂ
を第２の電力制御器２３ｂに対して出力する第２の加算
器３７ｂとを備えている。

【００２８】

【作用】本発明の宇宙機用推進装置では、第１の電気式
推進装置１８ａと第２の電気式推進装置１８ｂとを作動
させて宇宙機の軌道保持や軌道修正を行う際に、両電気
式推進装置１８ａ，１８ｂにより発生する推力のばらつ
きに起因して宇宙機の姿勢が変化すると、宇宙機に既設
の姿勢制御系３０を構成する姿勢安定装置３２より出力
される姿勢制御値信号３５が変化する。

【００２９】推力調整演算装置３４は、姿勢制御値信号
３５に基づき第１の電力制御器２３ａから第１の電気式
推進装置１８ａに対して供給されるべき電力２５ａを補
正する補正電力設定信号３６ａ、あるいは第２の電力制
御器２３ｂから第２の電気式推進装置１８ｂに対して供
給されるべき電力２５ｂを補正する補正電力設定信号３
６ｂを出力する。

【００３０】たとえば、第１の電気式推進装置１８ａに
より発生する推力が小さい場合には、推力調整演算装置
３４から第１の加算器３７ａに対し補正電力設定信号３
６ａが出力される。

【００３１】補正電力設定信号３６ａが出力されると、
第１の加算器３７ａから第１の電力制御器２３ａに対し
て、推進制御装置２６より出力される基準電力設定信号
２８に補正電力設定信号３６ａを加算した電力設定信号
２４ａが出力される。

【００３２】よって、第１の電力制御器２３ａから第１
の電気式推進装置１８ａに対して供給される電力が増加
し、宇宙機の姿勢が修正される。

【００３３】また、第２の電気式推進装置１８ｂにより
発生する推力が小さい場合には、推力調整演算装置３４
から第２の加算器３７ｂに対し補正電力設定信号３６ｂ
が出力される。

【００３４】補正電力設定信号３６ｂが出力されると、
第２の加算器３７ｂから第２の電力制御器２３ｂに対し
て、推進制御装置２６より出力される基準電力設定信号
２８に補正電力設定信号３６ｂを加算した電力設定信号
２４ｂが出力される。

【００３５】よって、第２の電力制御器２３ｂから第２
の電気式推進装置１８ｂに対して供給される電力が増加
し、宇宙機の姿勢が修正される。

【００３６】

【実施例】以下本発明の実施例を図面を参照しつつ説明
する。

【００３７】図１は本発明の宇宙機用推進装置の一実施
例を示すもので、１８ａは第１の電気式推進装置、１８
ｂは第２の電気式推進装置である。

【００３８】これらの両電気式推進装置１８ａ，１８ｂ
には、その双方が同一機種であれば、先に述べたジュー
ル加熱空力加速方式のＥＨＴ（図３参照）、アーク加熱
空力加速方式のＤＣアークジェット（図４参照）、電磁
力加速方式のＭＰＤアークジェット（図５参照）、電磁
力加速方式のＳＰＴ、静電力加速方式のイオンエンジン
等のいずれを適用してもよい。

【００３９】１９は推薬タンクであり、該推薬タンク１
９には、上記の両電気式推進装置１８ａ，１８ｂに対応
する種類の推薬が貯留されている。

【００４０】この推薬タンク１９は、流量調整弁２０を
有する主推薬供給管路２１と、該主推薬供給管路２１に
連なる第１の推薬供給管路２２ａ及び第２の推薬供給管
路２２ｂとによって、前記の第１の電気式推進装置１８
ａ及び第２の電気式推進装置１８ｂに対して接続されて
いる。

【００４１】２３ａは第１の電力制御器であり、該第１
の電力制御器２３ａは、外部から入力される電圧設定信
号２４ａに基づいた電圧の電力２５ａを、前記の第１の
電気式推進装置１８ａに対して供給するように構成され
ている。

【００４２】２３ｂは第２の電力制御器であり、該第２
の電力制御器２３ｂは、外部から入力される電圧設定信
号２４ｂに基づいた電圧の電力２５ｂを、前記の第２の
電気式推進装置１８ｂに対して供給するように構成され
ている。

【００４３】２６は推進制御装置であり、該推進制御装
置２６は、地上の管制局、あるいは宇宙機の内部に設け
た軌道設定装置（図示せず）等から出力される作動指令
信号２７に基づき、前記の両電力制御器２３ａ，２３ｂ
から両電気式推進装置１８ａ，１８ｂに対して供給すべ
き電力２５ａ，２５ｂの電圧の基準値を設定する基準電
圧設定信号２８を出力し、また、流量調整弁２０に対し
てその開度を設定する開度設定信号２９を出力するよう
に構成されている。

【００４４】３０は宇宙機に既設の姿勢制御系を示し、
該姿勢制御系３０は、太陽センサあるいは地球センサ等
の姿勢検出装置３１と、モーメンタム・ホイール等の姿
勢安定装置３２とを有している。

【００４５】姿勢検出装置３１は、太陽、地球等の天体
を基準とする宇宙機の姿勢を検出して姿勢検出信号３３
を出力するようになっている。

【００４６】また、姿勢安定装置３２は、前記の姿勢検
出装置３１より出力される姿勢検出信号３３に基づいて
回転数を調整し、前記の両電気式推進装置１８ａ，１８
ｂの推力作用方向に対する宇宙機の姿勢を修正するよう
になっている。

【００４７】３４は推力調整演算装置であり、該推力調
整演算装置３４は、前記の姿勢安定装置３２より出力さ
れる姿勢制御値信号３５に基づいて、第１の電力制御器
２３ａから第１の電気式推進装置１８ａに対して供給さ
れるべき電力２５ａの電圧を補正する補正電圧設定信号
３６ａ、あるいは第２の電力制御器２３ｂから第２の電
気式推進装置１８ｂに対して供給されるべき電力２５ｂ
の電圧を補正する補正電圧設定信号３６ｂを出力するよ
うに構成されている。

【００４８】３７ａは第１の加算器であり、該第１の加
算器３７ａは、前記の推進制御装置２６より出力される
基準電圧設定信号２８に推力調整演算装置３４より出力
される補正電圧設定信号３６ａを加算した電圧設定信号
２４ａを、前記の第１の電力制御器２３ａに対して出力
するようになっている。

【００４９】３７ｂは第２の加算器であり、該第２の加
算器３７ｂは、前記の推進制御装置２６より出力される
基準電圧設定信号２８に推力調整演算装置３４より出力
される補正電圧設定信号３６ｂを加算した電圧設定信号
２４ｂを、前記の第２の電力制御器２３ｂに対して出力
するようになっている。

【００５０】なお、図１に示す本実施例の各構成物は、
すべて宇宙機に装備されているものである。

【００５１】以下、本実施例の作動を説明する。

【００５２】宇宙機の軌道保持や軌道修正を行う際に
は、地上の管制局、あるいは宇宙機の内部に設けた軌道
設定装置（図示せず）等から推進制御装置２６へ作動指
令信号２７を出力する。

【００５３】作動指令信号２７が出力されると、推進制
御装置２６から流量調整弁２０に開度設定信号２９が出
力され、流量調整弁２０が開くことにより、推薬タンク
１９に貯留されている推薬が両電気式推進装置１８ａ，
１８ｂに供給される。

【００５４】また、推進制御装置２６から両加算器３７
ａ，３７ｂの双方に基準電圧設定信号２８が出力され
る。

【００５５】このとき、推力調整演算装置３４から両加
算器３７ａ，３７ｂに対して補正電圧設定信号３６ａ，
３６ｂは出力されていない。

【００５６】すなわち、第１の加算器３７ａから第１の
電力制御器２３ａへ基準電圧設定信号２８に等しい電圧
設定信号２４ａが出力され、また、第２の加算器３７ｂ
から第２の電力制御器２３ｂへ基準電圧設定信号２８に
等しい電圧設定信号２４ｂが出力される。

【００５７】よって、第１の電気式推進装置１８ａに、
第１の電力制御器２３ａから電力２５ａが供給され、ま
た、第２の電気式推進装置１８ｂに、第２の電力制御器
２３ｂから電力２５ｂが供給され、第１の電気式推進装
置１８ａと第２の電気式推進装置１８ｂとの双方により
宇宙機の軌道保持や軌道修正を行うための推力が発生す
る。

【００５８】一方、第１の電気式推進装置１８ａと第２
の電気式推進装置１８ｂの双方により発生する推力にば
らつきがあると、宇宙機が移動すべき方向とは若干異な
る方向へ移動する。

【００５９】宇宙機が移動すべき方向とは若干異なる方
向へ移動しようとすると、宇宙機の姿勢制御系を構成す
る太陽センサあるいは地球センサ等の姿勢検出装置３１
からモーメンタム・ホイール等の姿勢安定装置３２に対
して出力される姿勢検出信号３３が変化し、姿勢安定装
置３２は、その回転数を調整することによって、宇宙機
の姿勢を修正しようとする。

【００６０】このように、姿勢安定装置３２の回転数変
化に伴い、該姿勢安定装置３２より出力される姿勢制御
値信号３５が変化すると、推力調整演算装置３４から両
電気式推進装置１８ａ，１８ｂの推力のばらつきに応じ
た補正電圧設定信号３６ａ，３６ｂが第１の加算器３７
ａあるいは第２の加算器に対して出力される。

【００６１】たとえば、第２の電気式推進装置１８ｂに
より発生する推力に比べて第１の電気式推進装置１８ａ
により発生する推力が小さい場合には、推力調整演算装
置３４から第１の加算器３７ａに対し補正電圧設定信号
３６ａが出力される。

【００６２】補正電圧設定信号３６ａが出力されると、
第１の加算器３７ａから第１の電力制御器２３ａに対し
て、前記の推進制御装置２６より出力される基準電圧設
定信号２８に推力調整演算装置３４より出力される補正
電圧設定信号３６ａを加算した電圧設定信号２４ａが出
力される。

【００６３】よって、第１の電力制御器２３ａから第１
の電気式推進装置１８ａに対して供給される電力の電圧
が上昇し、第１の電気式推進装置１８ａにより発生する
推力が、第２の電気式推進装置１８ｂにより発生する推
力と等しくなり、その結果、宇宙機の姿勢が修正され
る。

【００６４】また、第１の電気式推進装置１８ａにより
発生する推力に比べて第２の電気式推進装置１８ｂによ
り発生する推力が小さい場合には、推力調整演算装置３
４から第２の加算器３７ｂに対し補正電圧設定信号３６
ｂが出力される。

【００６５】補正電圧設定信号３６ｂが出力されると、
第２の加算器３７ｂから第２の電力制御器２３ｂに対し
て、前記の推進制御装置２６より出力される基準電圧設
定信号２８に推力調整演算装置３４より出力される補正
電圧設定信号３６ｂを加算した電圧設定信号２４ｂが出
力される。

【００６６】よって、第２の電力制御器２３ｂから第２
の電気式推進装置１８ｂに対して供給される電力の電圧
が上昇し、第２の電気式推進装置１８ｂにより発生する
推力が、第１の電気式推進装置１８ａにより発生する推
力と等しくなり、その結果、宇宙機の姿勢が修正され
る。

【００６７】このように、本実施例においては、第１の
電気式推進装置１８ａにより発生する推力と第２の電気
式推進装置により発生する推力にばらつきがあっても、
他の推進装置を用いることなく、両電気式推進装置１８
ａ，１８ｂだけで宇宙機の姿勢を修正することができ
る。

【００６８】また、本実施例では、ＯＮ／ＯＦＦ制御せ
ずに電力２５ａ，２５ｂの電圧を調整することによっ
て、両電気式推進装置１８ａ，１８ｂに発生する推力を
調整するので、両電気式推進装置１８ａ，１８ｂを構成
するヒータや電極等が消耗しにくい。

【００６９】なお、本発明の宇宙機用推進装置は上述し
た実施例のみに限定されるものではなく、本発明の要旨
を逸脱しない範囲において種々変更を加え得ることは勿
論である。

【００７０】

【発明の効果】以上述べたように、本発明の宇宙機用推
進装置によれば、下記のような種々の優れた作用効果を
奏し得る。

【００７１】（１）第１の電気式推進装置１８ａと第２
の電気式推進装置１８ｂとを作動させて宇宙機の軌道保
持や軌道修正を行う際に、両電気式推進装置１８ａ，１
８ｂにより発生する推力のばらつきに起因して宇宙機の
姿勢が変化すると、推力調整演算装置３４より補正電力
設定信号３６ａ，３６ｂが出力され、両電気式推進装置
１８ａ，１８ｂの推力が等しくなるように電力２５ａ，
２５ｂが調整されるので、両電気式推進装置１８ａ，１
８ｂだけで宇宙機の姿勢修正を行うことができる。

【００７２】（２）他の推進装置を用いることなく両電
気式推進装置１８ａ，１８ｂだけで宇宙機の姿勢修正を
行うことができるので、該宇宙機の射ち上げに必要な燃
料に対し、宇宙機に搭載できる観測機器や通信機器等の
重量（ペイロード重量）が増加する。

【００７３】（３）ＯＮ／ＯＦＦ制御せずに電力２５
ａ，２５ｂの電圧を調整することによって、両電気式推
進装置１８ａ，１８ｂに発生する推力を調整するので、
両電気式推進装置１８ａ，１８ｂを構成するヒータや電
極等が消耗しにくい。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の宇宙機用推進装置の一実施例を示す概
念図である。

【図２】ガスジェット（化学触媒式推進装置）の一例を
示す概念図である。

【図３】ＥＨＴ（ジュール加熱空力加速方式の電気式推
進装置）の一例を示す概念図である。

【図４】ＤＣアークジェット（アーク加熱空力加速方式
の電気式推進装置）の一例を示す概念図である。

【図５】ＭＰＤアークジェット（電磁力加速方式の電気
式推進装置）の一例を示す概念図である。

【符号の説明】

１８ａ第１の電気式推進装置１８ｂ第２の電気式推進装置２３ａ第１の電力制御器２３ｂ第２の電力制御器２４ａ，２４ｂ電圧設定信号（電力設定信号）２５ａ，２５ｂ電力２６推進制御装置２８基準電圧設定信号（基準電力設定信号）３４推力調整演算装置３５姿勢制御値信号３６ａ，３６ｂ補正電圧設定信号（補正電力設
定信号）３７ａ第１の加算器３７ｂ第２の加算器

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】宇宙機の軌道保持あるいは軌道修正を行
うための第１の電気式推進装置（１８ａ）及び第２の電
気式推進装置（１８ｂ）と、前記の第１の電気式推進装
置（１８ａ）に対し電力設定信号（２４ａ）に基づいた
電力（２５ａ）を供給する第１の電力制御器（２３ａ）
と、前記第２の電気式推進装置（１８ｂ）に対し電力設
定信号（２４ｂ）に基づいた電力（２５ｂ）を供給する
第２の電力制御器（２３ｂ）と、前記の両電力制御器
（２３ａ）（２３ｂ）から両電気式推進装置（１８ａ）
（１８ｂ）に対して供給すべき電力（２５ａ）（２５
ｂ）の基準値を設定する基準電力設定信号（２８）を出
力する推進制御装置（２６）と、宇宙機に既設の姿勢制
御系（３０）を構成する姿勢安定装置（３２）より出力
される姿勢制御値信号（３５）に基づき第１の電力制御
器（２３ａ）から第１の電気式推進装置（１８ａ）に対
して供給されるべき電力（２５ａ）を補正する補正電力
設定信号（３６ａ）あるいは第２の電力制御器（２３
ｂ）から第２の電気式推進装置（１８ｂ）に対して供給
されるべき電力（２５ｂ）を補正する補正電力設定信号
（３６ｂ）を出力する推力調整演算装置（３４）と、前
記の推進制御装置（２６）より出力される基準電力設定
信号（２８）に推力調整演算装置（３４）より出力され
る補正電力設定信号（３６ａ）を加算した電力設定信号
（２４ａ）を第１の電力制御器（２３ａ）に対して出力
する第１の加算器（３７ａ）と、前記の推進制御装置
（２６）より出力される基準電力設定信号（２８）に推
力調整演算装置（３４）より出力される補正電力設定信
号（３６ｂ）を加算した電力設定信号（２４ｂ）を第２
の電力制御器（２３ｂ）に対して出力する第２の加算器
（３７ｂ）とを備えてなることを特徴とする宇宙機用推
進装置。