JPH1086900A - 人工衛星用スラスタ - Google Patents
人工衛星用スラスタInfo
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- JPH1086900A JPH1086900A JP8243451A JP24345196A JPH1086900A JP H1086900 A JPH1086900 A JP H1086900A JP 8243451 A JP8243451 A JP 8243451A JP 24345196 A JP24345196 A JP 24345196A JP H1086900 A JPH1086900 A JP H1086900A
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/242—Orbits and trajectories
- B64G1/2427—Transfer orbits
-
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Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Combustion & Propulsion (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【課題】動作中の外表面温度を低減して、高温強度の低
いチタンのような金属から形成することを可能にした人
工衛星用スラスタを提供することを目的とする。 【解決手段】 外表面が輻射性塗料膜で被着されている
ことを特徴とする人工衛星用スラスタ。
いチタンのような金属から形成することを可能にした人
工衛星用スラスタを提供することを目的とする。 【解決手段】 外表面が輻射性塗料膜で被着されている
ことを特徴とする人工衛星用スラスタ。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、宇宙空間を飛行す
る人工衛星に装備され、宇宙空間にて人工衛星の飛行軌
道制御や飛行位置制御等を行うスラスタに関するもので
ある。
る人工衛星に装備され、宇宙空間にて人工衛星の飛行軌
道制御や飛行位置制御等を行うスラスタに関するもので
ある。
【０００２】
【従来の技術】人工衛星は複数のスラスタ（推進用小型
ロケット）を装備している。ロケットから分離した人工
衛星が、宇宙空間にて所定軌道への投入、飛行軌道保
持、または運用時の位置保持等をする時に、スラスタが
発する推力を利用している。
ロケット）を装備している。ロケットから分離した人工
衛星が、宇宙空間にて所定軌道への投入、飛行軌道保
持、または運用時の位置保持等をする時に、スラスタが
発する推力を利用している。
【０００３】人工衛星用スラスタは、燃焼室、ノズルス
ロート部、およびスカート部からなる。燃焼室は、人工
衛星本体の燃料タンクと酸化剤タンクに連結されてい
て、燃料、酸化剤が供給される。燃焼室内部では、燃
料、酸化剤による化学反応、または燃料と触媒とによる
触媒分解反応が起こり、高温高圧のガスが発生する。ス
ラスタの推力は、発生した高温高圧のガスが、ノズルス
ロート部で圧縮、加速された後、スカート部で膨脹、加
速されて宇宙空間に噴出されることにより得られる。こ
のように、燃焼室、ノズルスロート部、およびスカート
部は、スラスタの動作中に高温高圧のガスにさらされる
ため、外表面の温度が最高１０００℃以上に達する。
ロート部、およびスカート部からなる。燃焼室は、人工
衛星本体の燃料タンクと酸化剤タンクに連結されてい
て、燃料、酸化剤が供給される。燃焼室内部では、燃
料、酸化剤による化学反応、または燃料と触媒とによる
触媒分解反応が起こり、高温高圧のガスが発生する。ス
ラスタの推力は、発生した高温高圧のガスが、ノズルス
ロート部で圧縮、加速された後、スカート部で膨脹、加
速されて宇宙空間に噴出されることにより得られる。こ
のように、燃焼室、ノズルスロート部、およびスカート
部は、スラスタの動作中に高温高圧のガスにさらされる
ため、外表面の温度が最高１０００℃以上に達する。
【０００４】ところで、前記スラスタは、ニオブ（Ｎ
ｂ）、ハフニウム（Ｈｆ）、ジルコニア（Ｚｒ）などの
高温強度の高い金属により形成されている。しかしなが
ら、これらの金属は高価で機械加工も難しい、という問
題があった。
ｂ）、ハフニウム（Ｈｆ）、ジルコニア（Ｚｒ）などの
高温強度の高い金属により形成されている。しかしなが
ら、これらの金属は高価で機械加工も難しい、という問
題があった。
【０００５】このようなことから、より安価で機械加工
も容易な金属、例えばチタン（Ｔｉ）などの使用が求め
られてきた。しかし、チタンのような金属は一般に高温
強度が低いため、スラスタ動作中に変形または破壊する
恐れがあった。従って、チタンなどの高温強度の低い金
属は、人工衛星用スラスタには使用されずにいた。
も容易な金属、例えばチタン（Ｔｉ）などの使用が求め
られてきた。しかし、チタンのような金属は一般に高温
強度が低いため、スラスタ動作中に変形または破壊する
恐れがあった。従って、チタンなどの高温強度の低い金
属は、人工衛星用スラスタには使用されずにいた。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】上述したように、従来
の人工衛星用スラスタにおいては、スラスタ動作中にス
ラスタ外表面の温度が高温になるため、安価で機械加工
も容易だが高温強度の低いチタンのような金属は使用さ
れずにいた。
の人工衛星用スラスタにおいては、スラスタ動作中にス
ラスタ外表面の温度が高温になるため、安価で機械加工
も容易だが高温強度の低いチタンのような金属は使用さ
れずにいた。
【０００７】本発明の目的は、動作条件を変えることな
く動作中の外表面温度を低減して、高温強度の低いチタ
ンのような金属から形成することを可能にした人工衛星
用スラスタを提供するものである。
く動作中の外表面温度を低減して、高温強度の低いチタ
ンのような金属から形成することを可能にした人工衛星
用スラスタを提供するものである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明に係る人工衛星用
スラスタは、外表面が輻射性塗料膜で被着された構造を
有する。
スラスタは、外表面が輻射性塗料膜で被着された構造を
有する。
【０００９】
【発明の実施の形態】図１は、本実施形態の人工衛星用
スラスタ示す断面図である。人工衛星用スラスタに使用
されるスラスタ１は、燃焼室２、流路面積を極小にする
スロート３が設けられたノズルスロート部４、スカート
部端面５を有するスカート部６から構成されている。前
記燃焼室２の接合面７は、人工衛星本体（図示せず）に
接合されている。前記燃焼室２は、前記人工衛星本体の
燃料タンクおよび酸化剤タンクから、ヒドラジン（Ｎ2
Ｈ4 ）、モノメチルヒドラジン（ＭＭＨ）等の燃料、四
酸化二窒素（Ｎ2 Ｏ4 ）、過酸化水素（Ｈ2 Ｏ2 ）等の
酸化剤が供給される。前記燃料室２の内部では、これら
燃料、酸化剤による化学反応、または燃料と触媒とによ
る触媒分解反応が起こり、高温高圧のガスが発生する。
発生した高温高圧のガスは、前記ノズルスロート部４で
圧縮、加速された後、前記スカート部５で膨脹、加速さ
れて、スカート部端面５から宇宙空間に噴出される。
スラスタ示す断面図である。人工衛星用スラスタに使用
されるスラスタ１は、燃焼室２、流路面積を極小にする
スロート３が設けられたノズルスロート部４、スカート
部端面５を有するスカート部６から構成されている。前
記燃焼室２の接合面７は、人工衛星本体（図示せず）に
接合されている。前記燃焼室２は、前記人工衛星本体の
燃料タンクおよび酸化剤タンクから、ヒドラジン（Ｎ2
Ｈ4 ）、モノメチルヒドラジン（ＭＭＨ）等の燃料、四
酸化二窒素（Ｎ2 Ｏ4 ）、過酸化水素（Ｈ2 Ｏ2 ）等の
酸化剤が供給される。前記燃料室２の内部では、これら
燃料、酸化剤による化学反応、または燃料と触媒とによ
る触媒分解反応が起こり、高温高圧のガスが発生する。
発生した高温高圧のガスは、前記ノズルスロート部４で
圧縮、加速された後、前記スカート部５で膨脹、加速さ
れて、スカート部端面５から宇宙空間に噴出される。
【００１０】輻射性塗料膜８は、例えば前記スカート部
６外周面上の前記ノズルスロート部４側に、一定幅の帯
を形成するように被着されている。ただし、スラスタ１
全体に高温強度の低い金属を使用してスラスタ外表面全
体に輻射性塗料膜８を被着しても良い。
６外周面上の前記ノズルスロート部４側に、一定幅の帯
を形成するように被着されている。ただし、スラスタ１
全体に高温強度の低い金属を使用してスラスタ外表面全
体に輻射性塗料膜８を被着しても良い。
【００１１】前記輻射性塗料としては例えば、チラノコ
ート（商品名・宇部興産（株））を用いることができ
る。チラノコートは、０．９以上の熱輻射率を持ち、耐
熱温度は１０００℃以上である。また、その他の輻射性
塗料として黒体塗料Ｂｌａｃｋ１０００（商品名・ジャ
パンセンター（株））を用いることができる。黒体塗料
Ｂｌａｃｋ１０００は、０．８以上の熱輻射率を持ち、
耐熱温度は１０００℃である。
ート（商品名・宇部興産（株））を用いることができ
る。チラノコートは、０．９以上の熱輻射率を持ち、耐
熱温度は１０００℃以上である。また、その他の輻射性
塗料として黒体塗料Ｂｌａｃｋ１０００（商品名・ジャ
パンセンター（株））を用いることができる。黒体塗料
Ｂｌａｃｋ１０００は、０．８以上の熱輻射率を持ち、
耐熱温度は１０００℃である。
【００１２】前記輻射性塗料膜８を被着する膜厚は、前
記スラスタ１を形成する金属の種類に依存する。つま
り、前記スラスタ１の金属と前記輻射性塗料膜８の間の
熱膨張率差により、高温時に発生する前記輻射性塗料膜
８の割れ等を回避するためである。そのため、前記輻射
性塗料膜８との熱膨張率差が大きい金属にほど、より厚
く前記輻射性塗料膜８を被着する。なお、熱輻射率の値
は、前記輻射性塗料膜８の膜厚にはほとんど依らない。
記スラスタ１を形成する金属の種類に依存する。つま
り、前記スラスタ１の金属と前記輻射性塗料膜８の間の
熱膨張率差により、高温時に発生する前記輻射性塗料膜
８の割れ等を回避するためである。そのため、前記輻射
性塗料膜８との熱膨張率差が大きい金属にほど、より厚
く前記輻射性塗料膜８を被着する。なお、熱輻射率の値
は、前記輻射性塗料膜８の膜厚にはほとんど依らない。
【００１３】本発明に係る人工衛星用スラスタ１によれ
ば、外表面に輻射性塗料膜を被着することにより熱輻射
率を高くして、宇宙空間への熱放射を促進できる。その
結果、チタンなどのような高温強度の低い金属から形成
することができる。
ば、外表面に輻射性塗料膜を被着することにより熱輻射
率を高くして、宇宙空間への熱放射を促進できる。その
結果、チタンなどのような高温強度の低い金属から形成
することができる。
【００１４】下記数１に示すように、スラスタ１外表面
から宇宙空間へ放熱される量は、ステファン−ボルツマ
ンの法則に従って、スラスタ１外表面の絶対温度、宇宙
空間の絶対温度およびスラスタ１外表面の熱輻射率によ
って決まる。
から宇宙空間へ放熱される量は、ステファン−ボルツマ
ンの法則に従って、スラスタ１外表面の絶対温度、宇宙
空間の絶対温度およびスラスタ１外表面の熱輻射率によ
って決まる。
【００１５】 Ｑ＝σε（Ｔt 4 −Ｔs 4 ） ＝σεＴt 4 …（１） ただし、Ｑ：スラスタ１外表面より放熱した量［Ｗ／ｍ
2 ］ σ：ステファン・ボルツマン定数（５．６７×１０-8Ｗ
／ｍ2 Ｋ4 ） ε：スラスタ１外表面の熱輻射率（０＜ε≦１．０） Ｔt ：スラスタ１外表面の絶対温度［Ｋ］ Ｔs ：宇宙空間の温度［Ｋ］（約３Ｋ） つまり、スラスタ１外表面から宇宙空間へ放出される放
熱量Ｑは、スラスタ１外表面の絶対温度Ｔt を４乗した
値と人工衛星が位置する宇宙空間の絶対温度Ｔs （約３
Ｋ）を４乗した値との差、およびスラスタ１外表面の熱
輻射率εに比例する。ここで、数１においてＴs 4 は無
視できる。それは、スラスタ１動作中のスラスタ１外表
面の温度Ｔt は４００Ｋ以上になるのに対して、宇宙空
間の温度Ｔs は約３Ｋしかなく、Ｔt 4 ＞＞Ｔs 4 とな
るので、Ｔt 4 に対してＴs 4 を無視できるからであ
る。その結果、スラスタ１外表面から宇宙空間へ放出さ
れる放熱量Ｑは、実質上、スラスタ１外表面の絶対温度
Ｔt とスラスタ１外表面の熱輻射率εのみによって決ま
る。熱輻射率εは、スラスタ１を構成する材料によって
変化する。しかし、スラスタ１外表面の表面状態に強く
依存するため、スラスタ１外表面に輻射性塗料膜８を被
着することで、熱輻射率をスラスタ１の構成材料が本来
持つ値よりも大きな値に増加させることができる。
2 ］ σ：ステファン・ボルツマン定数（５．６７×１０-8Ｗ
／ｍ2 Ｋ4 ） ε：スラスタ１外表面の熱輻射率（０＜ε≦１．０） Ｔt ：スラスタ１外表面の絶対温度［Ｋ］ Ｔs ：宇宙空間の温度［Ｋ］（約３Ｋ） つまり、スラスタ１外表面から宇宙空間へ放出される放
熱量Ｑは、スラスタ１外表面の絶対温度Ｔt を４乗した
値と人工衛星が位置する宇宙空間の絶対温度Ｔs （約３
Ｋ）を４乗した値との差、およびスラスタ１外表面の熱
輻射率εに比例する。ここで、数１においてＴs 4 は無
視できる。それは、スラスタ１動作中のスラスタ１外表
面の温度Ｔt は４００Ｋ以上になるのに対して、宇宙空
間の温度Ｔs は約３Ｋしかなく、Ｔt 4 ＞＞Ｔs 4 とな
るので、Ｔt 4 に対してＴs 4 を無視できるからであ
る。その結果、スラスタ１外表面から宇宙空間へ放出さ
れる放熱量Ｑは、実質上、スラスタ１外表面の絶対温度
Ｔt とスラスタ１外表面の熱輻射率εのみによって決ま
る。熱輻射率εは、スラスタ１を構成する材料によって
変化する。しかし、スラスタ１外表面の表面状態に強く
依存するため、スラスタ１外表面に輻射性塗料膜８を被
着することで、熱輻射率をスラスタ１の構成材料が本来
持つ値よりも大きな値に増加させることができる。
【００１６】ところで、スラスタ１内部で発生した発熱
量と、スラスタ１外表面から宇宙空間へ放出された放熱
量Ｑとは、スラスタ１の定常動作中は等しい。スラスタ
１内部で発生する発熱量はスラスタ１定常動作中は一定
であるから、スラスタ１外表面から宇宙空間へ放出され
る放熱量Ｑも、スラスタ１定常動作中は一定である。
量と、スラスタ１外表面から宇宙空間へ放出された放熱
量Ｑとは、スラスタ１の定常動作中は等しい。スラスタ
１内部で発生する発熱量はスラスタ１定常動作中は一定
であるから、スラスタ１外表面から宇宙空間へ放出され
る放熱量Ｑも、スラスタ１定常動作中は一定である。
【００１７】その結果、下記数２に示すように、スラス
タ１定常動作中のスラスタ１外表面の温度Ｔt は、スラ
スタ１外表面の熱輻射率εのみによって変化し、両者は
反比例関係にある。
タ１定常動作中のスラスタ１外表面の温度Ｔt は、スラ
スタ１外表面の熱輻射率εのみによって変化し、両者は
反比例関係にある。
【００１８】 Ｑ＝σεＴt 4 ＝Ｃｏｎｓｔ． Ｔt 4 ＝Ｑ／σε Ｔt ＝（Ｑ／σε）1/4 …（２） つまり、スラスタ１外表面の熱輻射率を大きくすれば、
動作条件を変えることなく、定常動作中のスラスタ１外
表面の温度を低くすることができる。このように、外表
面に輻射性塗料膜８を被着することで、スラスタ１に高
温強度の低い金属を使用しても、高温に起因する強度低
下を抑制できる。従って、安価で加工の容易なチタンな
どの金属を使用しても、動作中に変形または破壊の起こ
らない人工衛星用スラスタ１を提供できる。
動作条件を変えることなく、定常動作中のスラスタ１外
表面の温度を低くすることができる。このように、外表
面に輻射性塗料膜８を被着することで、スラスタ１に高
温強度の低い金属を使用しても、高温に起因する強度低
下を抑制できる。従って、安価で加工の容易なチタンな
どの金属を使用しても、動作中に変形または破壊の起こ
らない人工衛星用スラスタ１を提供できる。
【００１９】
【実施例】以下、本発明の実施例を上述の図１を参照し
て具体的に説明する。 （実施例１）図１において、スラスタ１の前記接合面７
から前記スロート３までの距離は８６ｍｍ、前記接合面
７から前記スカート部端面５までの距離は４６３ｍｍで
ある。前記スラスタ１外表面の熱輻射率は、約０．２で
ある。前記スカート部６外表面上の前記ノズルスロート
部４側に、チラノコート（商品名・宇部興産（株））
を、前記接合面７から測って１４９ｍｍの地点から幅６
０ｍｍの帯状になるよう塗布した。その後、スラスタ１
全体を４００℃で３時間真空中でベーキングして、密着
力の高い約１００μｍの膜厚の輻射性塗料膜８を形成し
た。
て具体的に説明する。 （実施例１）図１において、スラスタ１の前記接合面７
から前記スロート３までの距離は８６ｍｍ、前記接合面
７から前記スカート部端面５までの距離は４６３ｍｍで
ある。前記スラスタ１外表面の熱輻射率は、約０．２で
ある。前記スカート部６外表面上の前記ノズルスロート
部４側に、チラノコート（商品名・宇部興産（株））
を、前記接合面７から測って１４９ｍｍの地点から幅６
０ｍｍの帯状になるよう塗布した。その後、スラスタ１
全体を４００℃で３時間真空中でベーキングして、密着
力の高い約１００μｍの膜厚の輻射性塗料膜８を形成し
た。
【００２０】（実施例２）前記チラノコートの塗布幅を
９０ｍｍとした以外、実施例１と同じ条件にて、前記ス
ラスタ１に輻射性塗料膜８を形成した。
９０ｍｍとした以外、実施例１と同じ条件にて、前記ス
ラスタ１に輻射性塗料膜８を形成した。
【００２１】（実施例３）前記チラノコートの塗布幅を
１５０ｍｍとした以外、実施例１と同じ条件にて、前記
スラスタ１に輻射性塗料膜８を形成した。
１５０ｍｍとした以外、実施例１と同じ条件にて、前記
スラスタ１に輻射性塗料膜８を形成した。
【００２２】実施例１〜３の各条件により作製した本発
明に係る３種類のスラスタ１と、輻射性塗料を全く被着
しないスラスタ１の計４種類について、同じ動作条件で
地上で動作させ、動作中の各スラスタ１の外表面温度分
布を測定した。
明に係る３種類のスラスタ１と、輻射性塗料を全く被着
しないスラスタ１の計４種類について、同じ動作条件で
地上で動作させ、動作中の各スラスタ１の外表面温度分
布を測定した。
【００２３】図２に、前記４種類のスラスタ１の外表面
温度分布の測定結果を示す。曲線Ａは、輻射性塗料膜８
を全く被着しないスラスタ１についての測定結果、曲線
Ｂは本発明の実施例１のスラスタ１についての結果、曲
線Ｃは本発明の実施例２のスラスタ１についての結果、
曲線Ｄは本発明の実施例３のスラスタ１についての結果
である。
温度分布の測定結果を示す。曲線Ａは、輻射性塗料膜８
を全く被着しないスラスタ１についての測定結果、曲線
Ｂは本発明の実施例１のスラスタ１についての結果、曲
線Ｃは本発明の実施例２のスラスタ１についての結果、
曲線Ｄは本発明の実施例３のスラスタ１についての結果
である。
【００２４】図２から明かなように、輻射性塗料膜８を
全く被着しないスラスタ１（曲線Ａ）においては、圧縮
された反応ガスにより前記スロート３付近（図１のスラ
スタの軸方向距離Ｘが８６ｍｍの付近）で温度が１３０
０℃に達した後、前記反応ガスの膨脹に伴い、前記スカ
ート部６で温度は緩やかに低下する。そして、前記スカ
ート部端面５付近（図１の距離Ｘが４５０ｍｍの付近）
で約６００℃まで低下する。一方、本発明の実施例１
（曲線Ｂ）のスラスタ１においては、輻射性塗料膜８を
被着した部分（図１の距離Ｘが１４９ｍｍから２０９ｍ
ｍまでの６０ｍｍ幅の部分）の外表面温度は急激に低下
し、その結果、輻射性塗料膜８を全く被着しないスラス
タ１と比べて最大２００℃以上低下している。また、本
発明の実施例２（曲線Ｃ）のスラスタ１においても、輻
射性塗料膜８を被着した部分（図１の距離Ｘが１４９ｍ
ｍから２３９ｍｍまでの９０ｍｍ幅の部分）の外表面温
度は急激に低下し、その結果、輻射性塗料膜８を全く被
着しないスラスタ１よりも最大２００℃以上低下してい
る。また、本発明の実施例３（曲線Ｄ）のスラスタ１に
おいても、輻射性塗料膜８を被着した部分（図１の距離
Ｘが１４９ｍｍから２９９ｍｍまでの１５０ｍｍ幅の部
分）の外表面温度は急激に低下し、その結果、輻射性塗
料膜８を全く被着しないスラスタ１と比べて最大２００
℃以上低下している。輻射性塗料膜８の被着範囲が増大
するに伴い、温度低下範囲も同様に増加している。
全く被着しないスラスタ１（曲線Ａ）においては、圧縮
された反応ガスにより前記スロート３付近（図１のスラ
スタの軸方向距離Ｘが８６ｍｍの付近）で温度が１３０
０℃に達した後、前記反応ガスの膨脹に伴い、前記スカ
ート部６で温度は緩やかに低下する。そして、前記スカ
ート部端面５付近（図１の距離Ｘが４５０ｍｍの付近）
で約６００℃まで低下する。一方、本発明の実施例１
（曲線Ｂ）のスラスタ１においては、輻射性塗料膜８を
被着した部分（図１の距離Ｘが１４９ｍｍから２０９ｍ
ｍまでの６０ｍｍ幅の部分）の外表面温度は急激に低下
し、その結果、輻射性塗料膜８を全く被着しないスラス
タ１と比べて最大２００℃以上低下している。また、本
発明の実施例２（曲線Ｃ）のスラスタ１においても、輻
射性塗料膜８を被着した部分（図１の距離Ｘが１４９ｍ
ｍから２３９ｍｍまでの９０ｍｍ幅の部分）の外表面温
度は急激に低下し、その結果、輻射性塗料膜８を全く被
着しないスラスタ１よりも最大２００℃以上低下してい
る。また、本発明の実施例３（曲線Ｄ）のスラスタ１に
おいても、輻射性塗料膜８を被着した部分（図１の距離
Ｘが１４９ｍｍから２９９ｍｍまでの１５０ｍｍ幅の部
分）の外表面温度は急激に低下し、その結果、輻射性塗
料膜８を全く被着しないスラスタ１と比べて最大２００
℃以上低下している。輻射性塗料膜８の被着範囲が増大
するに伴い、温度低下範囲も同様に増加している。
【００２５】上述の測定結果より、本実施例の人工衛星
用スラスタの効果を以下のように評価する。人工衛星用
スラスタ１を、例えばチタンで形成する場合を考える。
チタンは、８００℃以下の温度にて機械強度が十分であ
る。本発明の実施例３（曲線Ｄの結果）の人工衛星用ス
ラスタ１では、前記接合面７から測って約１４０ｍｍの
地点から前記スカート部端面５までの範囲（図１の距離
Ｘが約１４０ｍｍから４５０ｍｍまでの範囲）におい
て、外表面の温度が８００℃を下回っている。これは、
人工衛星用スラスタ１の広い範囲に渡って、チタンを使
用することが可能であることを示している。さらに、前
記輻射性塗料膜８の被着範囲をより広げれば、より広い
範囲で安定してチタンを使用できることは明らかであ
る。このように、本実施例の人工衛星用スラスタ１にお
いては、広い範囲に渡って、チタンなどの高温強度の低
い金属から形成することが可能である。
用スラスタの効果を以下のように評価する。人工衛星用
スラスタ１を、例えばチタンで形成する場合を考える。
チタンは、８００℃以下の温度にて機械強度が十分であ
る。本発明の実施例３（曲線Ｄの結果）の人工衛星用ス
ラスタ１では、前記接合面７から測って約１４０ｍｍの
地点から前記スカート部端面５までの範囲（図１の距離
Ｘが約１４０ｍｍから４５０ｍｍまでの範囲）におい
て、外表面の温度が８００℃を下回っている。これは、
人工衛星用スラスタ１の広い範囲に渡って、チタンを使
用することが可能であることを示している。さらに、前
記輻射性塗料膜８の被着範囲をより広げれば、より広い
範囲で安定してチタンを使用できることは明らかであ
る。このように、本実施例の人工衛星用スラスタ１にお
いては、広い範囲に渡って、チタンなどの高温強度の低
い金属から形成することが可能である。
【００２６】
【発明の効果】以上詳述したように、本発明に係る人工
衛星用スラスタによれば、動作条件を変えることなく動
作中の外表面の温度を低減できるため、高温強度は低い
が安価で機械加工も容易なチタンのような金属から形成
することが可能であり、スラスタの製造コストの低減、
製造期間の短縮を図ることができる等の効果を奏する。
衛星用スラスタによれば、動作条件を変えることなく動
作中の外表面の温度を低減できるため、高温強度は低い
が安価で機械加工も容易なチタンのような金属から形成
することが可能であり、スラスタの製造コストの低減、
製造期間の短縮を図ることができる等の効果を奏する。
【図１】本発明に係る実施例における人工衛星用スラス
タ。
タ。
【図２】本発明の実施例におけるスラスタの外表面温度
分布の測定結果を示す線図。
分布の測定結果を示す線図。
１…人工衛星用スラスタ、 ２…燃焼室、 ３…スロート、 ４…ノズルスロート部、 ５…スカート部端面、 ６…スカート部、 ７…接合面、 ８…輻射性塗料膜。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 古川 克己 長崎県長崎市飽の浦町１番１号 三菱重工 業株式会社長崎造船所内
Claims (1)
- 【請求項１】 外表面が輻射性塗料膜で被着されている
ことを特徴とする人工衛星用スラスタ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8243451A JPH1086900A (ja) | 1996-09-13 | 1996-09-13 | 人工衛星用スラスタ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8243451A JPH1086900A (ja) | 1996-09-13 | 1996-09-13 | 人工衛星用スラスタ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1086900A true JPH1086900A (ja) | 1998-04-07 |
Family
ID=17104088
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8243451A Pending JPH1086900A (ja) | 1996-09-13 | 1996-09-13 | 人工衛星用スラスタ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1086900A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010006994A (ja) * | 2008-06-27 | 2010-01-14 | Ube Ind Ltd | 耐熱導電性白色塗料及び宇宙機用耐熱導電性白色塗料 |
| KR101192200B1 (ko) * | 2010-09-13 | 2012-10-17 | 국방과학연구소 | 고온 및 고속의 가스 분위기에서 사용가능한 노즐장치 및 이를 구비하는 로켓 |
-
1996
- 1996-09-13 JP JP8243451A patent/JPH1086900A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010006994A (ja) * | 2008-06-27 | 2010-01-14 | Ube Ind Ltd | 耐熱導電性白色塗料及び宇宙機用耐熱導電性白色塗料 |
| KR101192200B1 (ko) * | 2010-09-13 | 2012-10-17 | 국방과학연구소 | 고온 및 고속의 가스 분위기에서 사용가능한 노즐장치 및 이를 구비하는 로켓 |
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