JPH0932637A - 宇宙機のスラスタ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 本発明は軌道上にある場合も、軌道離脱後も
各条件に最も適合した姿勢制御を行なうことのできる宇
宙機のスラスタを提供することを課題とする。 【解決手段】 本発明は最も小径のスロートから最も大
径のガス噴射出口にむかって末広がり形状をなすメイン
ノズルと、同メインノズルに噴射軸を共有して空中投棄
可能に係合された上記スロートより更に小径のスロート
と上記ガス噴射出口より更に大径の末広がり形状をなす
サブノズルとを具備してなることを特徴とする宇宙機の
スラスタ、を解決手段とする。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、軌道上から軌道離
脱、大気圏内飛行を行う、宇宙往還機、宇宙機システム
その他の宇宙機の姿勢制御用スラスタに関する。

【０００２】

【従来の技術】従来、軌道上での真空状態〜軌道離脱後
の大気圏内までの飛行を行う宇宙往還機では、軌道上と
軌道離脱後との双方での条件に合うスラスタを装備する
必要があった。この点で、一般的に、軌道上では無重力
・真空中であるため、小さい推力の方が、コントロール
精度の面から有利であり、又、ノズルの開口比（ガス噴
射出口面積／スロート断面積）が大きい方が、ノズル内
で十分に膨張するため、効率が良い。反面、一旦軌道を
離脱してしまうと、空気抵抗に優る推力を必要とするた
め、推力的には大きい方が良く、ノズルの膨張比は外気
の圧力によって内部流が剥離しないように、ある程度小
さい方が良くなる。

【０００３】これらの相反する条件により、宇宙往還機
では、軌道上での性能と、軌道離脱後の性能の中間の仕
様とし、トータルして最適な性能としていた。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】上記従来の宇宙機のス
ラスタには解決すべき次の課題があった。

【０００５】即ち、上記のように、たとえば宇宙往還機
ではどうしても軌道上と軌道離脱後の双方のスラスタ条
件が相反しており、両方を同時に最適化することはでき
ない、という問題があった。

【０００６】本発明は、上記課題解決のためスラスタの
メインノズルに脱着式のサブノズルを取り付けた宇宙機
のスラスタを提供することを目的とする。

【０００７】

【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、最も小径のスロートから最も大径のガス噴
射出口にむかって末広がり形状をなすメインノズルと、
同メインノズルに噴射軸を共有して空中投棄可能に係合
された上記スロートより更に小径のスロートと上記ガス
噴射出口より更に大径の末広がり形状をなすサブノズル
とを具備してなることを特徴とする宇宙機のスラスタ、
の構成を備えるため、たとえば軌道上にあってはスロー
ト径が更に小さく、ガス噴射出口径が更に大きくて開口
比の最も大きいサブノズルを用いて推力を生じさせ、軌
道離脱後はサブノズルを投棄して、サブノズルより相対
的にスロート径が大きく、ガス噴射出口径が小さくて開
口比の小さいメインノズルを用いて推力を生じさせるこ
とができる。

【０００８】

【発明の実施の形態】本発明の実施の一形態を図１及び
図２により説明する。

【０００９】図１は本形態のスラスタの基本原理を説明
するための模式的縦断面図で、（ａ）は軌道上における
スラスタ、（ｂ）は軌道離脱後のスラスタの図、図２は
図１（ａ）に対応する本形態の具体的縦断面図である。

【００１０】先ず、図１により、本形態の基本原理を説
明する。

【００１１】図１（ａ）において、斜線を施したサブノ
ズル１はメインノズル２に取付ピン３により空中投棄可
能に取付けられている。左がバルブ側で右端がガス噴射
出口である（以降、単に「出口」と呼ぶことがある）。
取付ピン３は、実際には後述の通り、空中にあって自動
的にあるいは電波利用等による遠隔操作によってサブノ
ズル１を容易に空中投棄できる構造となっているが、サ
ブノズル１が付加的に取付けられている認識を明瞭にす
るため、このように通常のボルト形式で便宜的に示した
ものである。

【００１２】次に図１（ｂ）は図１（ａ）のサブノズル
１が投棄された後の状態を示す。

【００１３】図１（ａ），（ｂ）においてメインノズル
２のスロート４ａは径が大きく出口は径が小さい。

【００１４】これに対し、サブノズル１のスロート４は
径が小さく、出口は径が大きい。

【００１５】従って軌道上にあっては図１の（ａ）の状
態でスラスタを用いれば、開口比、即ち、（出口面積）
／（スロート断面積）が大きくて推力が小さく、軌道上
に適したコントロール精度の高い制御性が得られ、軌道
離脱後は図１（ｂ）の状態でスラスタを用いれば開口比
が小さくて推力が大きく、ノズルとしての膨張比も内部
流が剥離しないよう適度に小さく、大気圏飛しょうに適
した制御性が得られる。

【００１６】即ち、本形態のスラスタでは軌道上及び軌
道離脱後の両様に最適の姿勢制御を行なうことができ
る。

【００１７】次に図２により本形態の具体的構成と作用
を説明する。但し、構成部材の符号と名称については図
１以外のもののみについて説明する。

【００１８】図２において５はサブノズル１が投棄（分
離）される際、サブノズル１をノズルの後方に押圧、付
勢するよう圧縮された分離スプリング、６は取付ピン３
を解放可能に、スラスト軸に垂直に押圧する取付ピン押
さえである。

【００１９】図２は実際の試作例としての寸法比で作図
されており、軌道上での開口比１００／推力３Ｎ、軌道
離脱後の開口比１０／推力９Ｎのスラスタ例である。

【００２０】本スラスタでは、高圧（２０ｋｇ／ｃｍ²
Ａ）のガスを噴射することで推力を発生する構造となっ
ている。サブノズル１は、その圧力により必要な推力３
Ｎを発生するため、スロート４の径は計算によって求め
られた値：０．９ｍｍに形成され、又、開口比を１００
とするため、サブノズル１の出口径は、９．０ｍｍに形
成されている。

【００２１】又、メインノズル２は、軌道離脱後の推力
９Ｎに対応するため、スロート４ａの径は１．６ｍｍ
で、開口比１０を実現する為に、出口径は５．１ｍｍに
形成されている。

【００２２】尚、サブノズル１が軌道上で外れないよう
にしている取り付けピン３は、軌道離脱開始と同時に図
示しない火工品により取付ピン押さえ６が移動し、それ
によって取付ピン３はボールの接線力に押されて上方に
外れる構造となっており、本形態ではより確実な作動を
行うため、図示のようにボールタイプとしてある。

【００２３】即ち、取付ピン押さえ６が作動して図２の
左方へずれると取付ピン３が上下方向に外れ、分離スプ
リング５にサブノズル１が図２の右方へ押されて離脱す
る。

【００２４】次に本形態における、比推力（スラスタの
効率）の推定値を示す。

【００２５】 比推力 ： ６９秒 （真空中） ： ６６秒 （高度２０ｋｍ） 又、本形態を使用せず、軌道上と軌道離脱後を同じスラ
スタ（開口比２５）を使用した場合について、比推力を
下記に示す。

【００２６】 比推力 ： ６８秒 （真空中） ： ６２秒 （高度２０ｋｍ） 以上の各比推力の比較から分かるように、本形態による
方が、比推力が１〜４秒程高く、その分推進薬消費量が
小さくなるという利点がある。

【００２７】又、比推力以外にも、推力を最適にしてい
るため、軌道上でのリミット・サイクル（往復運動）時
における推進薬消費量が少なくなるという利点がある。
又、本形態では、軌道上推力３Ｎ、軌道離脱後推力９Ｎ
としているため、仮りに本形態によらない場合には、一
貫して９Ｎの推力を発生することが必要となり、結果と
して軌道上でのリミット・サイクル時の消費量が約９倍
となる。

【００２８】以上の通り本形態によれば消費推進薬を最
小限とするという目的に対して非常に有効である。

【００２９】

【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
の効果を有する。

【００３０】即ち、軌道上ではその状況に適したサブノ
ズルで、軌道離脱後はその状況に適したメインノズルで
各姿勢制御を行なえるので推力の無駄がなく、推進薬が
節約できる。

【００３１】また、運搬ロードの大きな部分を占める推
進薬が小量で足りるので、その分、ペイロードが増す。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の実施の一形態に係る宇宙機のスラスタ
の基本原理を説明するための模式的縦断面図で、（ａ）
は軌道上におけるスラスタ、（ｂ）は軌道離脱後のスラ
スタ（（ａ）からサブノズル１を投棄した状態）の図、

【図２】図１（ａ）に対応する上記形態の具体的縦断面
図である。

【符号の説明】

１ サブノズル ２ メインノズル ３ 取付ピン ４，４ａ スロート ５ 分離スプリング ６ 取付ピン押さえ

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 最も小径のスロートから最も大径のガス
   噴射出口にむかって末広がり形状をなすメインノズル
   と、同メインノズルに噴射軸を共有して空中投棄可能に
   係合された上記スロートより更に小径のスロートと上記
   ガス噴射出口より更に大径の末広がり形状をなすサブノ
   ズルとを具備してなることを特徴とする宇宙機のスラス
   タ。