JPH0874663A - 飛行体のスラスタ - Google Patents
飛行体のスラスタInfo
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- JPH0874663A JPH0874663A JP6208690A JP20869094A JPH0874663A JP H0874663 A JPH0874663 A JP H0874663A JP 6208690 A JP6208690 A JP 6208690A JP 20869094 A JP20869094 A JP 20869094A JP H0874663 A JPH0874663 A JP H0874663A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 人工衛星等の飛行体の姿勢制御装置等に用い
られるスラスタにおいて、スラスタの非作動時にはスラ
スタの冷却を行わずスラスタの作動時にのみ冷却を行う
ようにして、スラスタを効果的に冷却することができる
ようにする。 【構成】 高温になるスロート部４の外側に同スロート
部４を冷却するヒートパイプ２を設け、スラスタの非作
動時はヒートパイプ２による冷却を行わず、スラスタの
作動時にスロート部４の熱によりヒートパイプ２を昇温
させてヒートパイプ２を作動させ、ヒートパイプ２によ
り高温になったスロート部４を冷却するようにした。
られるスラスタにおいて、スラスタの非作動時にはスラ
スタの冷却を行わずスラスタの作動時にのみ冷却を行う
ようにして、スラスタを効果的に冷却することができる
ようにする。 【構成】 高温になるスロート部４の外側に同スロート
部４を冷却するヒートパイプ２を設け、スラスタの非作
動時はヒートパイプ２による冷却を行わず、スラスタの
作動時にスロート部４の熱によりヒートパイプ２を昇温
させてヒートパイプ２を作動させ、ヒートパイプ２によ
り高温になったスロート部４を冷却するようにした。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、人工衛星等の飛行体の
姿勢制御装置等に用いられるスラスタに関する。
姿勢制御装置等に用いられるスラスタに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の飛行体の姿勢制御装置に用いられ
るスラスタでは、表面に輻射率の高いコーティングを施
す輻射による冷却促進、内面に余分な液膜を形成するフ
ィルム冷却、又は内面に耐熱コーティングの施工等の方
式を採用して高温化に対応している。
るスラスタでは、表面に輻射率の高いコーティングを施
す輻射による冷却促進、内面に余分な液膜を形成するフ
ィルム冷却、又は内面に耐熱コーティングの施工等の方
式を採用して高温化に対応している。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】前記の従来技術にはそ
れぞれ次の問題がある。
れぞれ次の問題がある。
【０００４】（１）表面に高い輻射率のコーティングを
施す方式では、スラスタの作動、非作動にかかわらず放
熱が大きくなる。従って、非作動時では大きい輻射放熱
によって温度が下がり過ぎの場合があり、ヒータを設置
する必要がある。
施す方式では、スラスタの作動、非作動にかかわらず放
熱が大きくなる。従って、非作動時では大きい輻射放熱
によって温度が下がり過ぎの場合があり、ヒータを設置
する必要がある。
【０００５】（２）フィルム冷却の方式では、液体燃料
の一部をスラスタ内面に流しており、冷却効果は高い。
またスラスタ作動時のみ冷却できるので、前記（１）で
述べた問題はない。ただし、このように液体燃料の一部
を燃焼反応が生じにくいスラスタ内面（壁）に流すの
で、単位燃料流量当りの推力（比推力）は小さくなる。
の一部をスラスタ内面に流しており、冷却効果は高い。
またスラスタ作動時のみ冷却できるので、前記（１）で
述べた問題はない。ただし、このように液体燃料の一部
を燃焼反応が生じにくいスラスタ内面（壁）に流すの
で、単位燃料流量当りの推力（比推力）は小さくなる。
【０００６】（３）耐熱コーティングの施工の方式で
は、コーティングを施工する場所が、高温の燃焼場であ
り、かつ、通常酸化と還元雰囲気が混在する厳しい場で
あるので、これに耐えられるコーティング材は高価であ
る。
は、コーティングを施工する場所が、高温の燃焼場であ
り、かつ、通常酸化と還元雰囲気が混在する厳しい場で
あるので、これに耐えられるコーティング材は高価であ
る。
【０００７】本発明は、以上の問題点を解決することが
できる飛行体のスラスタを提供しようとするものであ
る。
できる飛行体のスラスタを提供しようとするものであ
る。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明の飛行体のスラス
タは、高温になるスロート部の外側に同スロート部を冷
却するヒートパイプを設けた。
タは、高温になるスロート部の外側に同スロート部を冷
却するヒートパイプを設けた。
【０００９】
【作用】本発明では、スラスタが非作動のときは、ヒー
トパイプも低温なので作動しない。スラスタが作動を開
始し温度が上昇すると、それに伴いヒートパイプの温度
も上昇し作動しはじめる。ヒートパイプの作動に従って
伝熱量が増大し、スラスタの高温部であるスロート部を
効果的に冷却する。
トパイプも低温なので作動しない。スラスタが作動を開
始し温度が上昇すると、それに伴いヒートパイプの温度
も上昇し作動しはじめる。ヒートパイプの作動に従って
伝熱量が増大し、スラスタの高温部であるスロート部を
効果的に冷却する。
【００１０】
【実施例】本発明の第１の実施例を、図１及び図２によ
って説明する。図１において、１は人工衛星等の飛行体
に設けられたスラスタ取付台であり適温に保たれてい
る。２はヒートパイプ、３はスラスタのノズルスカー
ト、４はスラスタのスロート部、５はスラスタ取付台１
に取付けられたスラスタの燃焼室である。スラスタ取付
台１に設けられた燃料流路６から燃料が燃焼室５内へ噴
射され、燃焼室５で燃焼反応を終える。燃焼ガスは、ス
ロート部４で絞られスカート３で拡大されることによっ
て超音速流れとなり、推力を得る。
って説明する。図１において、１は人工衛星等の飛行体
に設けられたスラスタ取付台であり適温に保たれてい
る。２はヒートパイプ、３はスラスタのノズルスカー
ト、４はスラスタのスロート部、５はスラスタ取付台１
に取付けられたスラスタの燃焼室である。スラスタ取付
台１に設けられた燃料流路６から燃料が燃焼室５内へ噴
射され、燃焼室５で燃焼反応を終える。燃焼ガスは、ス
ロート部４で絞られスカート３で拡大されることによっ
て超音速流れとなり、推力を得る。
【００１１】本実施例では、スラスタで最も高温になる
スロート部４の外側にナトリウム等の熱媒が封入された
ヒートパイプ２を設置している。ヒートパイプ２の一端
部をスロート部３の外側に配置し、かつ、ヒートパイプ
２は燃焼室５のまわりを同燃焼室５の外壁に接してスラ
スタ取付台１へ向って延びるように配置され、その他端
部とスラスタ取付台１との間には図１（ｂ）に示すよう
に低温時にすきまＬが生ずるようにしている。また、ヒ
ートパイプ２の材質の熱膨張率を燃焼室５より大きく
し、前記すきまＬはスラスタの温度上昇と共に狭くな
り、冷却効果を高くするようになっている。なお、図１
（ｂ）中点線矢印は冷媒蒸気の流れを示す。
スロート部４の外側にナトリウム等の熱媒が封入された
ヒートパイプ２を設置している。ヒートパイプ２の一端
部をスロート部３の外側に配置し、かつ、ヒートパイプ
２は燃焼室５のまわりを同燃焼室５の外壁に接してスラ
スタ取付台１へ向って延びるように配置され、その他端
部とスラスタ取付台１との間には図１（ｂ）に示すよう
に低温時にすきまＬが生ずるようにしている。また、ヒ
ートパイプ２の材質の熱膨張率を燃焼室５より大きく
し、前記すきまＬはスラスタの温度上昇と共に狭くな
り、冷却効果を高くするようになっている。なお、図１
（ｂ）中点線矢印は冷媒蒸気の流れを示す。
【００１２】本実施例では、スラスタが非作動の場合に
は、ヒートパイプ２も低温であって作動しない。スラス
タが作動を開始して温度が上昇すると、ヒートパイプ２
は最も高温になるスロート部４から熱を受けてその温度
が上昇し、スロート部４からの熱によって気化したヒー
トパイプ２内の熱媒の蒸気は、宇宙への輻射と適温に保
たれているスラスタ取付台１への伝熱によって放熱して
凝縮し、ヒートパイプ２の作動が開始される。ヒートパ
イプ２の作動に従って伝熱量が増加し、スラスタの高温
部であるスロート部４を効果的に冷却することができ
る。
は、ヒートパイプ２も低温であって作動しない。スラス
タが作動を開始して温度が上昇すると、ヒートパイプ２
は最も高温になるスロート部４から熱を受けてその温度
が上昇し、スロート部４からの熱によって気化したヒー
トパイプ２内の熱媒の蒸気は、宇宙への輻射と適温に保
たれているスラスタ取付台１への伝熱によって放熱して
凝縮し、ヒートパイプ２の作動が開始される。ヒートパ
イプ２の作動に従って伝熱量が増加し、スラスタの高温
部であるスロート部４を効果的に冷却することができ
る。
【００１３】また、ヒートパイプ２の温度上昇に伴っ
て、ヒートパイプ２と適温に保たれているスラスタ取付
台１との間のすきまＬが小さくなり、ヒートパイプ２に
よる冷却効果を高めることができる。
て、ヒートパイプ２と適温に保たれているスラスタ取付
台１との間のすきまＬが小さくなり、ヒートパイプ２に
よる冷却効果を高めることができる。
【００１４】本実施例におけるヒートパイプ２、スロー
ト部４の温度とヒートパイプ２の伝熱量の変化の状態を
図２に示す。本実施例では、同図に示すように、スロー
ト部４の温度を許容温度より低く保つことができる。ち
なみに、本実施例では、許容温度１２００℃のスロート
部の材質に対して約２００〜３００℃温度を低下させる
ことが可能である。
ト部４の温度とヒートパイプ２の伝熱量の変化の状態を
図２に示す。本実施例では、同図に示すように、スロー
ト部４の温度を許容温度より低く保つことができる。ち
なみに、本実施例では、許容温度１２００℃のスロート
部の材質に対して約２００〜３００℃温度を低下させる
ことが可能である。
【００１５】本発明の第２の実施例を、図３によって説
明する。本実施例において、ヒートパイプ２を除く部分
は、前記第１の実施例と同様であるので、図３において
は図１におけると同じ符号を付してその説明を省略す
る。
明する。本実施例において、ヒートパイプ２を除く部分
は、前記第１の実施例と同様であるので、図３において
は図１におけると同じ符号を付してその説明を省略す
る。
【００１６】本実施例では、スロート部４のまわりに等
間隔をおいて放射状に外方へ向って延びる４個のナトリ
ウム等の熱媒を封入したヒートパイプ２を取付けてい
る。７は、同ヒートパイプ２の凝縮部（放熱部）であ
り、同凝縮部７において宇宙への輻射による放熱が行わ
れる。なお、図３中点線矢印は冷媒蒸気の流れ、実線矢
印は冷媒液の流れを示す。
間隔をおいて放射状に外方へ向って延びる４個のナトリ
ウム等の熱媒を封入したヒートパイプ２を取付けてい
る。７は、同ヒートパイプ２の凝縮部（放熱部）であ
り、同凝縮部７において宇宙への輻射による放熱が行わ
れる。なお、図３中点線矢印は冷媒蒸気の流れ、実線矢
印は冷媒液の流れを示す。
【００１７】本実施例においても、ヒートパイプ２の凝
縮部で宇宙への輻射による放熱が行われ、前記第１の実
施例と同様にスロート部４を効果的に冷却することがで
きる。
縮部で宇宙への輻射による放熱が行われ、前記第１の実
施例と同様にスロート部４を効果的に冷却することがで
きる。
【００１８】
【発明の効果】以上説明したように、本発明の飛行体の
スラスタは、スロート部の外側に同スロート部を冷却す
るヒートパイプを設けているので、スラスタが作動して
スロート部が高温になるとヒートパイプによる放熱を行
うことができ、スラスタの非作動時の過冷却を避けて効
果的なスロート部の冷却を行うことができる。
スラスタは、スロート部の外側に同スロート部を冷却す
るヒートパイプを設けているので、スラスタが作動して
スロート部が高温になるとヒートパイプによる放熱を行
うことができ、スラスタの非作動時の過冷却を避けて効
果的なスロート部の冷却を行うことができる。
【図１】本発明の第１の実施例を示し、図１（ａ）はそ
の全体図、図１（ｂ）は図１（ａ）のＡ部の拡大図であ
る。
の全体図、図１（ｂ）は図１（ａ）のＡ部の拡大図であ
る。
【図２】同実施例のスロート部温度、ヒートパイプ温度
及びヒートパイプ伝熱量の変化を示すグラフである。
及びヒートパイプ伝熱量の変化を示すグラフである。
【図３】本発明の第２の実施例を示し、図３（ａ）はそ
の全体図、図３（ｂ）は図３（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面図
である。
の全体図、図３（ｂ）は図３（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面図
である。
１ スラスタ取付台 ２ ヒートパイプ ３ ノズルスカート ４ スロート部 ５ 燃焼室 ６ 燃料通路 ７ ヒートパイプの凝縮部 Ｌ すきま
Claims (1)
- 【請求項１】 高温になるスロート部の外側に同スロー
ト部を冷却するヒートパイプを設けたことを特徴とする
飛行体のスラスタ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20869094A JP3263545B2 (ja) | 1994-09-01 | 1994-09-01 | 飛行体のスラスタ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20869094A JP3263545B2 (ja) | 1994-09-01 | 1994-09-01 | 飛行体のスラスタ |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0874663A true JPH0874663A (ja) | 1996-03-19 |
| JP3263545B2 JP3263545B2 (ja) | 2002-03-04 |
Family
ID=16560466
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP20869094A Expired - Fee Related JP3263545B2 (ja) | 1994-09-01 | 1994-09-01 | 飛行体のスラスタ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3263545B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100436866B1 (ko) * | 2001-08-30 | 2004-06-23 | 이상희 | 로켓 추진기관의 열부하 분산형 노즐 및 그 제조방법 |
-
1994
- 1994-09-01 JP JP20869094A patent/JP3263545B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100436866B1 (ko) * | 2001-08-30 | 2004-06-23 | 이상희 | 로켓 추진기관의 열부하 분산형 노즐 및 그 제조방법 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3263545B2 (ja) | 2002-03-04 |
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| JPH0327749B2 (ja) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20011127 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |