JP2680194B2 - Satellite propulsion and actuation system - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 関連出願 本発明は、1990年４月19日に出願された「高性能デュ
アルモード一体的推進システム（High Performance Dua
l Mode Integral Propulsion System）」と題する米国
特許出願第07/511,153号の一部継続出願である。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION RELATED APPLICATION The present invention was filed on Apr. 19, 1990, entitled “High Performance Dua Propulsion System.
l Mode Integral Propulsion System) ", which is a continuation-in-part of US patent application Ser. No. 07 / 511,153.

先行技術 本発明は、一般に、ロケット推進システムに係り、よ
り詳細には、宇宙船を惑星軌道に乗せて維持するための
ロケット推進システムに係る。本発明は、無人の宇宙船
に広く適用されるが、特に、サテライトを静止軌道に打
ち上げて維持することに関する。静止サテライトを軌道
に乗せるには、一般に、３つの主たる飛行（ミッショ
ン）段階を伴う。第１に、サテライトは、地球の大気圏
上遠く離れていない低い地球軌道に、スペースシャトル
ビヒクルの有効搭載量（ベイロード）の一部として乗せ
られるか又は従来の非再利用ロケットビヒクルにおいて
乗せられる。第２段階において、サテライト軌道は、そ
の軌道内の選択点における１つ以上のロケット「燃焼」
によりその遠地点即ち最高点の高度が上昇され、該遠地
点がほぼ停止高度にもっていかれる。最後に、サテライ
トは、遠地点「キック」即ち遠地点での更に別のロケッ
ト燃焼が与えられ、静止高度において軌道を円形化す
る。PRIOR ART The present invention relates generally to rocket propulsion systems, and more particularly to rocket propulsion systems for maintaining and maintaining a spacecraft in planetary orbit. The present invention finds wide application in unmanned spacecraft, but more particularly to launching and maintaining satellites in geosynchronous orbit. Getting a geostationary satellite into orbit generally involves three major flight phases. First, satellites are carried in low earth orbits not far away in Earth's atmosphere, either as part of the space shuttle vehicle's payload (bayload) or in conventional non-recycled rocket vehicles. In the second stage, the satellite orbit is one or more rocket "burns" at a selected point within the orbit.
The altitude of the apogee, that is, the highest point is increased by the, and the apogee is almost brought to the stop altitude. Finally, the satellite is given an apogee "kick" or further rocket combustion at the apogee, rounding the orbit at rest altitude.

いったん軌道に乗ると、ロケットエンジンは、２つの
更に別の機能、即ちステーションの維持と姿勢制御のた
めに必要とされ、これらの機能は一括してリアクション
制御システム（RCS）機能と称することもある。サテラ
イトは、通常、地表面に対して特定の「ステーション」
を維持するために必要とされる。このステーションを維
持するには、たとえ軌道が理論的に自己持続性で且つ静
止（地球と同期）しているとはいっても、エネルギーの
消費を必要とする。地球の非球面性や、月と太陽の重力
作用といった種々のファクタにより、必要なステーショ
ンを維持すべき場合に軌道を時々修正することが必要と
なる。姿勢制御は、単に、宇宙船の多数のロケットエン
ジンを使用してビヒクルの特定の姿勢角度を維持するも
のである。これは、例えば、アンテナ又は他のセンサを
地球や太陽や星に向けるために必要とされる。Once in orbit, the rocket engine is required for two additional functions, station maintenance and attitude control, which are sometimes collectively referred to as the Reaction Control System (RCS) function. . Satellites are usually specific "stations" with respect to the surface of the earth.
Needed to maintain. Maintaining this station requires energy consumption, even though the orbit is theoretically self-sustaining and stationary (synchronous with the earth). Various factors, such as the asphericity of the Earth and the gravitational effects of the moon and sun, require occasional orbital modifications when the required station is to be maintained. Attitude control simply uses a number of spacecraft rocket engines to maintain a specific attitude angle of the vehicle. This is needed, for example, to direct an antenna or other sensor to the earth, sun or stars.

軌道を回る宇宙船に組み合わされたロケットエンジン
は、軌道移行、ステーションの維持及び姿勢制御といっ
た種々の機能を遂行するために必要とされる。不都合な
ことに、これらの機能に必要とされる性能特性は同じも
のではない。ロケットエンジンの比較にしばしば使用さ
れるメリット指数は、推進燃料の単位重量流量当たりに
エンジンにより発生される推力として定めた比推力I_SP
である。推力をポンドで測定しそして流量をポンド／秒
で測定する場合には、比推力の測定単位が秒になる。比
推力は、自動車のマイル／ガロンの指数に類似してい
る。というのは、単位燃料流量当たりにどれほどの推力
が発生するかの尺度だからである。A rocket engine associated with an orbiting spacecraft is required to perform various functions such as orbit transfer, station maintenance and attitude control. Unfortunately, the performance characteristics required for these functions are not the same. The merit index often used for rocket engine comparison is the specific impulse I _SP defined as the thrust generated by the engine per unit weight flow of propellant fuel.
It is. If the thrust is measured in pounds and the flow rate is measured in pounds / second, then the unit of measurement for specific thrust is seconds. Specific impulse is similar to the miles per gallon index for cars. This is because it is a measure of how much thrust is generated per unit fuel flow rate.

エンジンによって発生される推力も、もちろん、別の
性能尺度である。特に、遠地点「キック」の飛行段階に
おいて静止軌道へ移行するのに必要とされる迅速な加速
については、おそらく数千ポンドまでの推力を発生する
比較的多きな推力のエンジンが必要とされる。又、比推
力も重要であり、300ないし400秒の範囲でなければなら
ない。ステーションの維持及び姿勢制御の場合には、大
きな推力はあまり重要ではない。というのは、ステーシ
ョンの維持及び姿勢制御のほとんどの操作は、ロケット
エンジンの低推力燃焼で遂行できるからである。しかし
ながら、これらの操作に使用されるロケットエンジンで
は、燃料の経済性と、エンジンの耐久性が非常に重要で
ある。この形式のロケットは、数十年続くことのある飛
行計画にわたって繰り返し使用され、従って、エンジン
の耐久性が重要である。RCS機能に使用される小さなエ
ンジンは、熱放射面が小さいために、冷却することが困
難である。従って、長期間使用すると、推力チャンバが
溶融することがある。しかしながら、燃焼チャンバで発
生する4000゜Fないし5000゜Fの温度に耐えるCOLUMBIUM
のような特殊な材料を用いて耐久性を改善することがで
きる。The thrust produced by the engine is, of course, another performance measure. Especially for the rapid accelerations required to transition to a geosynchronous orbit during the apogee "kick" flight phase, a relatively high thrust engine that will probably produce thrust up to thousands of pounds is required. The specific thrust is also important and should be in the range of 300 to 400 seconds. For station maintenance and attitude control, large thrust is not very important. Most of the station maintenance and attitude control operations can be accomplished with low thrust combustion of the rocket engine. However, in rocket engines used for these operations, fuel economy and engine durability are very important. This type of rocket is used repeatedly over flight plans that can last decades, so engine durability is important. The small engine used for the RCS function is difficult to cool due to the small heat emitting surface. Therefore, after long-term use, the thrust chamber may melt. However, the COLUMBIUM withstands temperatures of 4000 ° F to 5000 ° F generated in the combustion chamber
The durability can be improved by using a special material such as.

これまで、サテライトの打ち上げに続く手順では、通
常、多数の燃料及びエンジンシステムを用いて２つの作
業が行われている。例えば、遠地点キックエンジンとし
て固体ロケットが使用され、そしてステーションの維持
及び姿勢制御システムの推力としてヒドラジン触媒エン
ジンが使用されている。この習慣的な解決策には本来誤
ったものはないが、２つの別々の推進システムを使用す
ることによりサイズが甚だしく制限されると共に、軌道
に乗せて維持することのできる有効搭載量が制限され
る。So far, the procedure following satellite launch typically involves two operations with multiple fuels and engine systems. For example, solid rockets have been used as apogee kick engines, and hydrazine catalyzed engines have been used as thrust for station maintenance and attitude control systems. There is nothing wrong with this customary solution per se, but the use of two separate propulsion systems severely limits the size and limits the payload that can be maintained in orbit. It

遠地点「キック」エンジン及びRCS推力装置（スラス
ター）の両方がモノメチルヒドラジン（MMH）のような
二元推進剤燃料系を燃料として使用しそして四酸化二窒
素（N₂O₄）を酸化剤として使用する一体的な二元推進剤
システムを用いてある程度の改良を得ることができる。
しかしながら、所与の飛行計画において軌道に乗せるこ
とのできる有効搭載量には更に改善の余地が残されてい
る。この問題に対する別の見方として、所与の飛行船の
有効搭載量が軌道に維持される寿命にも改善の余地があ
る。より効果的な推進システムがあれば、更に大きな有
効搭載量を所与の時間軌道に維持できるか、又は同じ有
効搭載量を更に長い時間軌道に維持できる。Both apogee “kick” engines and RCS thrusters (thrusters) use binary propellant fuel systems such as monomethylhydrazine (MMH) as fuel and nitrous oxide (N ₂ O ₄ ) as oxidant. Some improvement can be obtained using an integrated binary propellant system that
However, there is still room for improvement in the effective payload that can be put into orbit in a given flight plan. Another way to look at this problem is that there is room for improvement in the lifetime of a given airship payload being maintained in orbit. A more effective propulsion system can maintain a larger payload on a given time trajectory or the same payload on a longer time trajectory.

本発明は、１つの実施例において、静止及び他の高エ
ネルギー飛行宇宙船計画に適した効率の高い推進システ
ムを提供する。好ましい実施例は、宇宙船の軌道上の位
置及び向きを制御するための冷却式二元推進剤の推力装
置に関する。The present invention, in one embodiment, provides an efficient propulsion system suitable for geostationary and other high energy flight spacecraft programs. The preferred embodiment relates to a cooled binary propellant thruster for controlling orbital position and orientation of a spacecraft.

発明の要旨 本発明は、１つの実施例において、高推力の軌道移行
のための一元推進剤又は二元推進剤モードと、ステーシ
ョンの維持及び姿勢制御のための一元推進剤及び二元推
進剤モードとの両方に同じ燃料を使用して、推進剤の所
要重量を低減すると共に、所望の軌道に打ち上げて維持
することのできる有効搭載量を増加する推進システムに
関する。簡単に、一般的に述べると、本発明の推進シス
テムは、液体燃料の二元推進剤高推力エンジンと、この
高推力エンジンに接続された液体燃料タンク及び酸化剤
タンクと、ステーションの維持及び姿勢制御のために一
元推進剤又は二元推進剤モードで動作する複数の冷却式
二元推進剤推力装置とを備えている。この冷却式二元推
進剤推力装置は、高推力エンジンと同じ液体燃料タンク
に接続され且つ同じ燃料を使用し、所与の飛行要求に対
して推進剤の重量及び推進システムの不活性重量を実質
的に節約する。それ故、従来の推進システムを使用した
場合よりも長い時間にわたりより効率の高い有効搭載量
を所望の軌道に乗せて維持することができる。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention, in one embodiment, is a monopropellant or binary propellant mode for high thrust orbit transitions and a monopropellant and binary propellant modes for station maintenance and attitude control. And both use the same fuel to reduce the required weight of the propellant and to increase the payload that can be launched and maintained in the desired trajectory. Briefly and generally described, the propulsion system of the present invention comprises a liquid fuel binary propellant high thrust engine, a liquid fuel tank and an oxidizer tank connected to the high thrust engine, and station maintenance and attitude. A plurality of cooled binary propellant thrusters operating in monopropellant or binary propellant modes for control. This cooled dual propellant thruster is connected to the same liquid fuel tank as the high thrust engine and uses the same fuel, effectively reducing the weight of the propellant and the inert weight of the propulsion system for a given flight demand. To save money. Therefore, a more efficient payload can be placed and maintained on the desired trajectory for a longer period of time than using conventional propulsion systems.

より詳細には、本発明の推進システムに使用される液
体燃料は、純粋なヒドラジンである。酸化剤は、四酸化
二窒素（N₂O₄）、液体酸素、三フッ化窒素（NF₃）、四
フッ化窒素（N₂F₄）又はこれら物質の組み合わせであ
る。任意であるが、RCS推力装置は、宇宙船の軌道上の
位置と方向を制御するために少なくとも１つの冷却式二
元推進剤推力装置を備えている。好ましい実施例の冷却
式二元推進推力装置は、ヒドラジン燃料及び酸化剤を使
用する。ヒドラジン燃料は、第１チャンバにおいて分解
材料の触媒ベッド内で分解され、少なくとも１つの反応
ガスを生成し、これは第２の反応チャンバへと流れる。
この第２の反応チャンバは、反応ガスによって加熱され
るが、この第２の反応チャンバと熱交換関係にある液体
酸化剤によって冷却される。この熱交換関係は、第２の
反応チャンバから酸化剤へ熱を伝達し、そして酸化剤は
熱を吸収すると共にガスに変換される。ガス状の酸化剤
は第２の反応チャンバへ送られ、反応ガスと二次的に反
応する。More specifically, the liquid fuel used in the propulsion system of the present invention is pure hydrazine. The oxidant is nitrous oxide (N ₂ O ₄ ), liquid oxygen, nitrogen trifluoride (NF ₃ ), nitrogen tetrafluoride (N ₂ F ₄ ), or a combination of these substances. Optionally, the RCS thruster comprises at least one cooled binary propellant thruster to control the position and orientation of the spacecraft in orbit. The cooled dual thruster of the preferred embodiment uses hydrazine fuel and oxidizer. The hydrazine fuel is decomposed in the catalyst bed of cracking material in the first chamber to produce at least one reaction gas, which flows to the second reaction chamber.
The second reaction chamber is heated by the reaction gas, but is cooled by the liquid oxidant in heat exchange relationship with the second reaction chamber. This heat exchange relationship transfers heat from the second reaction chamber to the oxidant, which absorbs the heat and is converted to gas. The gaseous oxidant is sent to the second reaction chamber and secondarily reacts with the reaction gas.

高推力エンジン及び冷却式二元推進剤推力装置を操作
する方法は、燃焼チャンバの上流の燃料ラインにおいて
停止後に燃料の不所望な燃焼を減少する手段を備えてい
るのが好ましい。１つの任意操作は、燃料ラインを不活
性ガスでパージすることである。別の操作は、酸化剤の
バルブを開く前に燃料バルブを開きそして燃料バルブを
閉じる前に酸化剤のバルブを閉じて、全ての酸化剤が反
応するように確保することである。The method of operating a high thrust engine and a cooled dual propellant thruster preferably comprises means for reducing undesired combustion of fuel in the fuel line upstream of the combustion chamber after a shutdown. One optional operation is to purge the fuel line with an inert gas. Another operation is to open the fuel valve before opening the oxidant valve and close the oxidant valve before closing the fuel valve to ensure that all oxidant has reacted.

以上の説明から明らかなように、本発明は、ロケット
推進システムの分野に著しい進歩をもたらす。特に、本
発明のシステムは、二元推進剤及び一元推進剤の両推進
モードに同じ液体燃料であるヒドラジンを使用するの
で、所与の飛行に対する推進剤重量及び不活性な推進シ
ステム重量が節減されることになり、より多くの有効搭
載量の軌道に乗せて維持することができる。本発明の他
の特徴及び効果は、添付図面を参照した以下の詳細な説
明から明らかとなろう。As is apparent from the above description, the present invention represents a significant advance in the field of rocket propulsion systems. In particular, the system of the present invention uses the same liquid fuel, hydrazine, for both binary and monopropellant propulsion modes, thus saving propellant weight and inert propulsion system weight for a given flight. As a result, it is possible to keep on track of a larger effective load. Other features and advantages of the present invention will be apparent from the following detailed description, which refers to the accompanying drawings.

図面の簡単な説明 図１は、３つの推進システムの比較図で、（ａ）固体
推進剤の高推力モータ及びヒドラジン触媒の推力装置、
（ｂ）高推力エンジン及びリアクション制御システムの
推力装置の両方にモノメチルヒドラジン燃料を用いた一
体的な二元推進剤システム及び（ｃ）本発明の１つの実
施例のデュアルモード推進システムを示す図である。BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a comparative diagram of three propulsion systems, (a) a solid propellant high thrust motor and a hydrazine catalyst thruster;
(B) An integrated binary propellant system using monomethylhydrazine fuel for both the high thrust engine and the thruster of the reaction control system and (c) a dual mode propulsion system of one embodiment of the present invention. is there.

図２は、冷却式の二元推進剤推力装置を含む本発明の
デュアルモード推進システムの概略図である。FIG. 2 is a schematic diagram of the dual mode propulsion system of the present invention including a cooled binary propellant thruster.

図３は、本発明の一部分である高推力エンジンに使用
する同軸噴射器の動作を説明する概略断面図である。FIG. 3 is a schematic sectional view for explaining the operation of the coaxial injector used for the high thrust engine which is a part of the present invention.

図４は、本発明の一部分である高推力エンジンに使用
する同軸噴射器の部分断面図である。FIG. 4 is a partial cross-sectional view of a coaxial injector used in a high thrust engine that is part of the present invention.

図５は、図４と同様であるが、不活性窒素タンクと、
停止時に燃料ラインをパージするパージ制御バルブとを
示した図である。5 is similar to FIG. 4, but with an inert nitrogen tank,
It is a figure showing a purge control valve which purges a fuel line at the time of a stop.

図６は、本発明の好ましい実施例による冷却式の二元
推進剤推力装置の断面図である。FIG. 6 is a cross-sectional view of a cooled binary propellant thruster according to a preferred embodiment of the present invention.

図７は、図６の７−７線に一般に沿って噴射及び冷却
通路を示す冷却式の二元推進剤推力装置の断面図であ
る。FIG. 7 is a cross-sectional view of a cooled binary propellant thruster showing the injection and cooling passages generally along line 7-7 of FIG.

図８は、図６の８−８線に一般に沿った冷却式の二元
推進剤推力装置の断面図で、噴射及び冷却通路を示す図
である。FIG. 8 is a cross-sectional view of the cooled binary propellant thruster generally taken along line 8-8 of FIG. 6 and showing the injection and cooling passages.

図９は、図６の９−９線に一般に沿った冷却式の二元
推進剤推力装置の断面図で、冷却通路を示す図である。FIG. 9 is a cross-sectional view of a cooling binary propellant thruster generally taken along line 9-9 of FIG. 6, showing a cooling passage.

図10は、図６の10−10線に一般に沿った冷却式の二元
推進剤推力装置の断面図で、冷却通路を別に見た図であ
る。FIG. 10 is a cross-sectional view of a cooled binary propellant thruster generally taken along line 10-10 of FIG. 6 with the cooling passages separately viewed.

図11は、図６の11−11線に一般に沿った冷却式の二元
推進剤推力装置の断面図で、冷却通路を更に別に見た図
である。FIG. 11 is a cross-sectional view of a cooling type binary propellant thruster generally taken along line 11-11 of FIG. 6 with the cooling passages further viewed.

好ましい実施例の詳細な説明 説明のための図面に示されたように、本発明の１つの
実施例は、静止宇宙船飛行（ミッション）に特に適した
新規な推進システムに関する。過去において、宇宙船を
静止軌道に打ち上げて軌道に維持するために多数の推進
システムや一体的な二元推進剤システムが使用されてい
る。Detailed Description of the Preferred Embodiments As shown in the drawings for purposes of illustration, one embodiment of the present invention relates to a novel propulsion system that is particularly suitable for stationary spacecraft missions. In the past, numerous propulsion systems and integral binary propellant systems have been used to launch and maintain spacecraft in orbit.

本発明の一実施例によれば、デュアルモードの推進シ
ステムは、静止軌道に噴射するための二元維進剤モード
と、ステーションの維持及び姿勢制御のための冷却式二
元推進剤の推力装置の好ましい態様とにおいて、同じ燃
料、即ち純粋なヒドラジンを使用している。図１は、本
発明の一実施例を含む３つの形式の推進システムを典型
的なミッションに対して比較するものである。低い地球
軌道と静止軌道との間の遷移軌道に乗せられる全積載重
量は、３つ全ての場合に同一であって、即ち11,600ポン
ドであると仮定する。このミッションは、遠地点キック
エンジンを使用して静止軌道へ移行することを含み、ス
テーションの維持及び姿勢制御活動として10年の寿命が
仮定される。According to one embodiment of the present invention, a dual mode propulsion system includes a binary propellant mode for injecting into a geostationary orbit and a cooled binary propellant thruster for station maintenance and attitude control. In the preferred embodiment, the same fuel, pure hydrazine, is used. FIG. 1 compares three types of propulsion systems, including one embodiment of the present invention, to a typical mission. It is assumed that the total payload carried on the transition orbit between the low earth orbit and the geosynchronous orbit is the same in all three cases, ie 11,600 pounds. This mission involves transitioning to geosynchronous orbit using an apogee kick engine, assuming a 10 year life span for station maintenance and attitude control activities.

図１の左側に（ａ）で示された従来の解決策では、静
止軌道への移行に固体燃料ロケットが使用され、そして
ステーションの維持及び姿勢制御の任務に多数のヒドラ
ジン触媒推力装置が使用される。全推進剤の荷重は、6,
763ポンドと計算される。ビヒクルの全重量の残りの成
分は、不活性な推進システム重量であり、742ポンドと
計算される。軌道に乗せられる有効搭載量（ペイロー
ド）は残留燃料及び不活性推進成分を除いて4,095ポン
ドである。The conventional solution, shown at (a) on the left side of FIG. 1, uses a solid fuel rocket to transition to geosynchronous orbit and uses multiple hydrazine catalytic thrusters for station maintenance and attitude control missions. It The load of all propellants is 6,
Calculated at £ 763. The remaining component of the total vehicle weight is the inert propulsion system weight, calculated at 742 pounds. On-orbit payload is 4,095 pounds, excluding residual fuel and inert propulsion components.

図１に（ｂ）で示された一体的な二元推進剤推進シス
テムにおいては、ミッションの全ての段階に同じ燃料が
使用され、即ちモノメチルヒドラジン（MMH）が酸化剤
である四酸化二窒素（N₂O₄）と共に使用される。推進剤
の所要量は、6,345ポンドまで減少され、不活性の推進
システム成分は、545ポンドに減少され、それ故、有効
搭載量は、4,710ポンドまで約15％増加される。In the integrated binary propellant propulsion system shown in Figure 1 (b), the same fuel is used for all stages of the mission, i.e. monomethylhydrazine (MMH) is the oxidizer dinitrogen tetraoxide ( N ₂ O ₄ ). Propellant requirements are reduced to 6,345 pounds, inert propulsion system components are reduced to 545 pounds, so payloads are increased by about 15% to 4,710 pounds.

図１に（ｃ）で示された本発明の一実施例の推進シス
テムにおいては、純粋なヒドラジン（N₂H₄）がミッショ
ンの両段階に燃料として使用されるが、遠地点「キッ
ク」段階に対する二元推進剤モードに使用されると共
に、ステーションの維持及び姿勢制御に対する冷却式の
二元推進剤推力装置において一元推進剤又は二元推進剤
モードに使用される。全推進剤重量は、6,218ポンドに
減少され、不活性成分の重量は、464ポンドに減少され
る。有効搭載量は、4,918ポンドに増加され、図１の左
側の従来型推進システムに対し約20％の増加となる。In the propulsion system of one embodiment of the invention shown in FIG. 1 (c), pure hydrazine (N ₂ H ₄ ) is used as fuel for both phases of the mission, but for the apogee “kick” phase. Used in dual propellant mode, as well as in monopropellant or binary propellant mode in cooled dual propellant thrusters for station maintenance and attitude control. The total propellant weight is reduced to 6,218 pounds and the weight of the inert ingredients is reduced to 464 pounds. Payload has been increased to 4,918 pounds, an increase of approximately 20% over the conventional propulsion system on the left side of FIG.

図２は、本発明の一実施例による典型的な推進システ
ムの構成を概略的に示されている。FIG. 2 schematically shows the structure of a typical propulsion system according to an embodiment of the present invention.

この構成は、ミッションの遠地点キック段階で使用さ
れる液体アポジエンジン10を備えている。図示されたよ
うに１つではなくて、多数のアポジエンジンがあっても
よいことが理解されよう。アポジエンジン10は、ヒドラ
ジンタンク12から燃料が供給されると共に、酸化剤タン
ク14から酸化剤が供給される。これらタンク12及び14
は、ヘリウムや窒素のような加圧不活性ガスを含む圧力
供給タンク16を用いて従来のやり方で加圧される。This configuration includes a liquid apogee engine 10 used in the apogee kick phase of a mission. It will be appreciated that there may be multiple apogee engines, rather than one as shown. The apogee engine 10 is supplied with fuel from a hydrazine tank 12 and is supplied with oxidant from an oxidant tank 14. These tanks 12 and 14
Is pressurized in a conventional manner with a pressure supply tank 16 containing a pressurized inert gas such as helium or nitrogen.

ヒドラジン燃料タンク12及び酸化剤タンク14は、適当
な供給ライン18、18′及び適当なバルブ20、20′及び20
a−ｄによって推力装置10、70に接続されている。The hydrazine fuel tank 12 and oxidant tank 14 include suitable supply lines 18, 18 'and suitable valves 20, 20' and 20.
It is connected to thrust devices 10, 70 by a-d.

使用する酸化剤は、四酸化二窒素（N₂O₄）又は他の高
エネルギーの酸化剤、例えば、液体酸素、三フッ化窒素
（NF₃）、四フッ化窒素（N₂F₄）或いはこれらの組み合
わせである。The oxidant used may be nitrous oxide (N ₂ O ₄ ) or other high energy oxidant such as liquid oxygen, nitrogen trifluoride (NF ₃ ), nitrogen tetrafluoride (N ₂ F ₄ ) or It is a combination of these.

本発明の好ましい実施例では、冷却式の二元推進剤推
力装置70は、ステーションノ維持及び姿勢制御に使用さ
れる。図６ないし図11は、冷却式の二元推進剤推力装置
70を示している。冷却式二元推進剤推力装置は、標準的
なN₂O₄分解チャンバ72を有している。この分解チャンバ
72は、第１の反応チャンバを画成する第１の本体を構成
する。好ましい実施例では、分解チャンバ72としてTRW
MRE−４分解チャンバが使用される。ヒドラジンは、入
口ライン18からキャビテーションベンチュリー流れ制御
バルブ20dを経て流れ、分解材料74の触媒ベッドと反応
する。入力ライン18及び制御バルブ20dは、発熱反応状
態のもとで反応ガスを生成して第１の本体を加熱するよ
うに、第１の反応チャンバに直接的に供給タンクから第
１の推進剤を供給する手段を構成する。この分解材料
は、例えば、SHELL−405として知られるているイリジウ
ム−アルミナ触媒であるが、これに限定されるものでは
ない。分解材料74の触媒ベッドとヒドラジンとの間の非
常に発熱性の高い反応により、アンモニア、水素及び窒
素を含む１群の反応ガス生成される。これらの反応ガス
は、第１グループの反応ガスを構成する。この反応は、
約1700゜Fの温度で生じる。これらの反応ガスは、噴射
器80により、推力装置のハウジング90で画成された第２
の反応チャンバへ連通される。このハウジング90は、第
２の反応チャンバを画成する第２の本体を構成し、噴射
器80は、反応ガスを第２の反応チャンバに向け且つ第２
の本体を加熱する手段を構成する。多数の異なる構成の
噴射器80を使用できることが当業者に明らかであろう
が、好ましい実施例では、４つの噴射器80を対称的に配
置して使用し、その各々の直径は、約0.100インチであ
る。反応ガスの噴射は、破線84に沿って行われるように
概略的に示されている。In the preferred embodiment of the present invention, a cooled binary propellant thruster 70 is used for station maintenance and attitude control. 6 to 11 show a cooling type binary propellant thruster.
Shows 70. The cooled binary propellant thruster has a standard N ₂ O ₄ decomposition chamber 72. This decomposition chamber
72 constitutes a first body defining a first reaction chamber. In the preferred embodiment, TRW is used as the decomposition chamber 72.
A MRE-4 decomposition chamber is used. Hydrazine flows from inlet line 18 through cavitation venturi flow control valve 20d and reacts with the catalyst bed of cracking material 74. The input line 18 and control valve 20d direct the first propellant from the feed tank directly into the first reaction chamber so as to generate the reaction gas and heat the first body under exothermic reaction conditions. It constitutes a supply means. The decomposition material is, for example, an iridium-alumina catalyst known as SHELL-405, but is not limited thereto. The highly exothermic reaction between the catalyst bed of cracking material 74 and hydrazine produces a group of reaction gases containing ammonia, hydrogen and nitrogen. These reaction gases form the first group of reaction gases. This reaction is
It occurs at a temperature of about 1700 ° F. These reaction gases are injected by the injector 80 into a second housing 90 defined by the thruster housing 90.
Of the reaction chamber. The housing 90 constitutes a second body that defines a second reaction chamber, and the injector 80 directs the reaction gas to the second reaction chamber and
It constitutes means for heating the body of the. Although it will be apparent to those skilled in the art that a number of different configurations of injector 80 can be used, the preferred embodiment uses four injectors 80 symmetrically arranged, each having a diameter of about 0.100 inches. Is. The injection of reactive gas is shown schematically as occurring along dashed line 84.

四酸化二窒素（N₂O₄）又は液体酸素より成る液体酸化
剤は入口ライン18′及びキャビテションベンチュリ流れ
制御バルブ20cにより冷却式の二元推進剤推力装置70へ
連通される。この入口ライン18′及び制御バルブ20c
は、液体状態において第２の推進剤を上記流体通路の最
初の部分を通して流し該液体の部分をガスへと変換する
充分な熱を受け取るように、上記流体通路内へ直接的に
上記供給タンクから上記第２の推進剤を供給する手段を
構成する。この酸化剤は、推力チャンバ90の中央部分86
に入る。この中央部分86は、この酸化剤を、図７及び８
に示された４つの冷却ライン88に均一に分配する。酸化
剤が推力チャンバ90に到達するときに、反応ガスは、推
力チャンバ90をこれが冷却を必要とする点まで加熱す
る。冷たい液体酸化剤は、推力チャンバ90内の通路92、
94、98及び102に流れそして熱を吸収することによって
冷却機能を果たし、液体酸化剤は加熱された気相に変え
られる。図６は、図７と共に、冷却ライン88が第１冷却
通路92に連通するところを示している。これらの通路9
2、99、98及び102は、流体通路手段を構成する。この流
体通路手段は、第２の推進剤と協動して第２の本体を冷
却する手段を構成する。A liquid oxidizer, consisting of nitrous oxide (N ₂ O ₄ ) or liquid oxygen, is communicated to a cooled binary propellant thruster 70 by an inlet line 18 'and a cavitation venturi flow control valve 20c. This inlet line 18 'and control valve 20c
From the feed tank directly into the fluid passage so that in the liquid state the second propellant flows through the first portion of the fluid passage and receives sufficient heat to convert the portion of the liquid into gas. It constitutes a means for supplying the second propellant. This oxidant is found in the central portion 86 of the thrust chamber 90.
to go into. This central portion 86 keeps this oxidant in place in FIGS.
Evenly distribute to the four cooling lines 88 shown in FIG. When the oxidant reaches the thrust chamber 90, the reaction gas heats the thrust chamber 90 to the point where it requires cooling. The cold liquid oxidant is passed through the passage 92 in the thrust chamber 90,
By performing a cooling function by flowing to 94, 98 and 102 and absorbing heat, the liquid oxidant is transformed into a heated vapor phase. FIG. 6 shows, together with FIG. 7, that the cooling line 88 communicates with the first cooling passage 92. These passages 9
2, 99, 98 and 102 constitute fluid passage means. The fluid passage means constitutes means for cooperating with the second propellant to cool the second body.

図11を参照すれば、第１冷却通路92は、交差通路96に
より第２冷却通路94へ連通する。この点において、液体
酸化剤は熱を受けることになり、そして液体の僅かな部
分は蒸発するか又は気相へと変わることになる。酸化剤
は第２の冷却通路94に沿って流れ、付加的な熱を受け
る。第３の冷却材通路98は、図７及び８において、交差
通路100により第２の冷却通路94に連通するように示さ
れている。酸化剤は第３の冷却通路98に流れ、図６に示
す交差通路104により一連の３つの平行に延びる第４の
冷却通路102へ連通される。交差通路104において、酸化
剤は100％ガスになるはずである。酸化剤の相変化は、
充分な量の熱を吸収し、推力装置のハウジング90の冷却
の大部分を達成する。通路92、94、98及び102内で達成
される加熱及び相変化は、流れ撹拌器110の使用によっ
て助成される。当業者に明らかなように、この流れ撹拌
器110は、混合液体及びガスを撹拌して、より多くの熱
を液体に伝達しそして通路壁からガスを除去する助けを
するために使用される。Referring to FIG. 11, the first cooling passage 92 communicates with the second cooling passage 94 through the cross passage 96. At this point, the liquid oxidant will be subjected to heat, and a small portion of the liquid will evaporate or transform into the gas phase. The oxidant flows along the second cooling passage 94 and receives additional heat. The third coolant passage 98 is shown in FIGS. 7 and 8 as communicating with the second cooling passage 94 by a cross passage 100. The oxidant flows into the third cooling passage 98 and is communicated by a cross passage 104 shown in FIG. 6 to a series of three parallel fourth cooling passages 102. In the cross passage 104, the oxidant should be 100% gas. The phase change of the oxidant is
It absorbs a sufficient amount of heat and achieves most of the cooling of the thruster housing 90. The heating and phase changes achieved in passages 92, 94, 98 and 102 are aided by the use of flow agitator 110. As will be apparent to one of ordinary skill in the art, this flow agitator 110 is used to agitate the mixed liquid and gas to transfer more heat to the liquid and help remove the gas from the passage walls.

平行に延びる第４の冷却通路102は、酸化剤ガスを約2
50ないし300゜Fに過熱するように動作する。過熱された
酸化剤ガスは、平行に延びる第４の冷却通路102から供
給管106によって連通される。この供給管106は、酸化剤
噴射器108に連通する。この供給管106及び酸化剤噴射器
108は、上記第１の反応チャンバからのガス状態の分解
生成物とさらに反応させて、該推力装置から一様な推力
を与えるように、上記ガス状態の第２の推進剤を上記第
２の反応チャンバへと供給する手段を構成する。設計は
異なってもよいが、好ましい実施例は、ガス／ガスの三
重噴射器設計を採用しており、２つの酸化剤噴射器108
からの酸化ガスが、点線82a及びｂで概略的に示す角度
で、中央の反応ガス噴射器80から流れる反応ガスと衝突
して混合するように構成される。酸化剤噴射器108は直
径が約0.040インチである。A fourth cooling passage 102 extending in parallel provides about 2 oxidizer gases.
Works to overheat to 50 to 300 ° F. The superheated oxidant gas is communicated with the fourth cooling passage 102 extending in parallel by the supply pipe 106. The supply pipe 106 communicates with the oxidant injector 108. The supply pipe 106 and the oxidizer injector
108 further reacts the second propellant in the gas state with the second propellant in the gas state so as to further react with the decomposition product in the gas state from the first reaction chamber to give uniform thrust from the thruster. Means for supplying to the reaction chamber. The design may vary, but the preferred embodiment employs a triple gas / gas injector design, with two oxidizer injectors 108.
Is configured to impinge and mix with the reaction gas flowing from the central reaction gas injector 80 at an angle shown schematically by dashed lines 82a and b. The oxidizer injector 108 is approximately 0.040 inches in diameter.

反応ガス及び酸化剤は二次的に反応して、約4,600゜F
で強力な発熱性反応を生じて、第２のグループの反応ガ
スを生成する。この好ましい実施例の独特な冷却構成に
よって、推力装置のための異物質又は被覆の使用は不要
である。推力チャンバ90を構成するための潜在的な材料
は、NICKEL 200又は270、6061−TG ALUMINUM、及びそ
の他のアルミニウム合金、銅系合金、モリブデン、及び
COLUMBIUMを含むが、これに限定されるものではない。
この好ましい実施例に使用される冷却構成の別の効果
は、酸化剤が推力チャンバ90から熱エネルギーを除去
し、そのエネルギーを反応へ戻し、これにより、効率的
な断熱的プロセスを形成することである。これは、好ま
しい実施例の効率即ちI_SPを高める助けをする。The reaction gas and oxidant react secondarily to about 4,600 ° F.
To produce a second group of reaction gases. Due to the unique cooling configuration of this preferred embodiment, the use of foreign materials or coatings for the thrust device is unnecessary. Potential materials for constructing thrust chamber 90 include NICKEL 200 or 270, 6061-TG ALUMINUM, and other aluminum alloys, copper-based alloys, molybdenum, and
Including, but not limited to, COLUMBIUM.
Another effect of the cooling arrangement used in this preferred embodiment is that the oxidant removes thermal energy from the thrust chamber 90 and returns that energy to the reaction, thereby forming an efficient adiabatic process. is there. This helps to increase the efficiency or I _SP of the preferred embodiment.

高推力のエンジン10へ説明を戻すと、純粋なヒドラジ
ンを燃料として用いるエンジン10の効率的な運転は、燃
焼及び熱的な安定性を得ることに大きく依存している。
本発明の１つの実施例では、燃焼の安定性は、主とし
て、エルバルム２世の名前で発行された米国特許第3,69
9,772号及び第4,206,594号に開示された同じ形式の同軸
燃料噴射器を使用することにより得られる。図３は、同
軸噴射器が燃料と酸化剤との滑らかで連続的な混合をい
かに達成するかを概略的に示している。燃料は、スリー
ブ34と、このスリーブに設置された同軸ピントル36との
間の環状オリフィス32を経て、燃焼チャンバ30に注入さ
れる。又、酸化剤は、スリーブ34の外部と燃焼チャンバ
30の壁の周囲部分との間の環状オリフィス38を経て注入
される。注入された燃料及び酸化剤は、それらの各々の
オリフィスから発散し、40で示された一般的に環状の燃
焼領域において交差して混合するように流れる。これに
より生じる燃焼プロセスは、非常に反応性の強い純粋な
ヒドラジンを燃料として使用しているにも係わりなく、
比較的滑らかで安定している。Returning to the high thrust engine 10, the efficient operation of the engine 10 using pure hydrazine as fuel relies heavily on obtaining combustion and thermal stability.
In one embodiment of the present invention, the stability of combustion is primarily based on U.S. Pat. No. 3,693, issued in the name of Erbalm II.
Obtained by using the same type of coaxial fuel injectors disclosed in 9,772 and 4,206,594. FIG. 3 schematically illustrates how a coaxial injector achieves smooth, continuous mixing of fuel and oxidant. Fuel is injected into the combustion chamber 30 via an annular orifice 32 between a sleeve 34 and a coaxial pintle 36 mounted on the sleeve. In addition, the oxidant is used outside the sleeve 34 and in the combustion chamber.
It is injected through an annular orifice 38 between the wall and the peripheral portion of the wall. The injected fuel and oxidant diverge from their respective orifices and flow to cross and mix in a generally annular combustion region shown at 40. The resulting combustion process, despite the use of highly reactive pure hydrazine as fuel,
Relatively smooth and stable.

図４は、エンジン10の同軸噴射器組立体の詳細な断面
図であり、燃焼チャンバ30′、ピントル36′及びピント
ルスリーブ34′の一部分を示している。燃料は、燃料通
路42を経て組立体に入り、環状オリフィス32′を経て噴
射される。酸化剤は、酸化剤通路44を経て入り、環状オ
リフィス38′を経て噴射される。エンジン設計の細部に
もよるが、純粋なヒドラジン燃料で運転している高推力
エンジン10を停止するときには相当の困難に遭遇する。
二酸化窒素のような酸化剤は、ヒドラジン燃料よりも蒸
気圧が高いので、酸化剤は燃料通路へと戻って残留ヒド
ラジンと混合し、停止に対して甚だしい過圧力を生じさ
せる傾向がある。ほぼ爆発的な力であるこの過圧力は、
ピントル32を周囲のスリーブ34に対して変形する傾向と
なる。その結果、燃料及び酸化剤の流路を定める入念に
設計された幾何学的な関係が歪められる。この問題に対
する１つの解決策は、構成部品の機械的な強度を単に高
めることである。これは、ある場合には充分であり、特
に、単一のミッションの工程中の１回又は２回の停止し
か意図されない場合には充分である。しかしながら、多
数回のエンジン停止を必要とするミッションの場合に
は、別の解決策が必要となる。本発明の一実施例におい
ては、燃料遮断バルブの下流の燃料ラインに残留してい
る燃料は、不活性ガスによって燃焼チャンバ30′へと自
動的にパージされる。特に、図５に示すように、エンジ
ンは、更に、不活性ガスの蓄積タンク16と、不活性ガス
が接続される制御バルブ52とを備えている。バルブ20b
及び20aにおいて各々燃料及び酸化剤の流れを遮断する
ことによってエンジンを停止するときには、パージ制御
バルブ52が瞬間的に開き、窒素のような不活性ガスが燃
料バルブ20bの下流の燃料ラインから液体ヒドラジンを
パージし、それを燃焼チャンバ30′へフラッシュし、そ
れにより、燃料ラインにおける不所望な燃焼とピントル
36′への潜在的なダメージとを防止する。信頼性のため
に、不活性ガス50はビヒクルの発射中には２つの耐熱バ
ルブによってシールされ、これらは、パージ制御バルブ
52に関する限りガスを通流できるように後で開けられ
る。閉じたバルブ58は、エンジンの重要な発射段階の間
に燃料の流れの不所望な遮断や汚染を防止する。FIG. 4 is a detailed cross-sectional view of the coaxial injector assembly of engine 10, showing a portion of combustion chamber 30 ', pintle 36' and pintle sleeve 34 '. Fuel enters the assembly through fuel passage 42 and is injected through annular orifice 32 '. Oxidant enters through oxidant passage 44 and is injected through annular orifice 38 '. Depending on the details of the engine design, considerable difficulties are encountered when shutting down a high thrust engine 10 running on pure hydrazine fuel.
Since oxidants such as nitrogen dioxide have a higher vapor pressure than hydrazine fuels, they tend to return to the fuel passages and mix with residual hydrazine, creating a severe overpressure on shutdown. This overpressure, an almost explosive force,
It tends to deform the pintle 32 with respect to the surrounding sleeve 34. As a result, the carefully designed geometric relationships that define the fuel and oxidant flow paths are distorted. One solution to this problem is to simply increase the mechanical strength of the component. This is sufficient in some cases, especially when only one or two stops during the course of a single mission are intended. However, for missions that require multiple engine shutdowns, another solution is needed. In one embodiment of the present invention, fuel remaining in the fuel line downstream of the fuel shutoff valve is automatically purged by the inert gas into the combustion chamber 30 '. In particular, as shown in FIG. 5, the engine further comprises an inert gas storage tank 16 and a control valve 52 to which the inert gas is connected. Valve 20b
When the engine is stopped by shutting off the flow of fuel and oxidant at 20a and 20a, respectively, the purge control valve 52 is momentarily opened and an inert gas such as nitrogen is introduced into the liquid hydrazine from the fuel line downstream of the fuel valve 20b. And flush it into the combustion chamber 30 ', which causes unwanted combustion and pintle in the fuel line.
Prevents potential damage to 36 '. For reliability, the inert gas 50 is sealed by two heat resistant valves during vehicle firing, which are purge control valves.
As far as 52 is concerned, it will be opened later to allow gas flow. The closed valve 58 prevents undesired interruption or contamination of the fuel flow during the critical firing phase of the engine.

高推力エンジン10及び冷却式二元推進剤の推力装置70
に使用することのできる別の解決策は、不活性ガスを用
いて燃料供給ラインをパージするものではなく、酸化剤
バルブ20a及び20cを閉じた後に燃料バルブ20b及び20dを
所定時間遅らせて閉じることである。冷却式の二元推進
剤推力装置70においては、この操作方法は、スタートの
所定時間前に燃料バルブ20dを開くことも含まねばなら
ず、これら両方の場合に、酸化剤が分解チャンバ72に達
するのが防止される。本質的には、燃焼チャンバに入る
全ての酸化剤が燃料と反応してしまうまで、燃料がそれ
自体をラインからパージする。必要な特定の遅延時間
は、特定のエンジン設計で実験的に最良に確立される
が、典型的には１秒未満である。当業者に明らかなよう
に、バルブを開閉する上記の方法は、特定の時間中に一
元推進剤モードで推力装置を点火し、次いで、二元推進
剤モードで推力装置を点火し、そして最後に、別の特定
の時間中に再び一元推進剤モードで推力装置を点火する
ことになる。High thrust engine 10 and cooled binary propellant thruster 70
Another solution that can be used for is not to purge the fuel supply line with an inert gas, but to delay the fuel valves 20b and 20d with a certain delay after closing the oxidizer valves 20a and 20c. Is. In a cooled binary propellant thruster 70, this method of operation must also include opening the fuel valve 20d a predetermined time before start, in both cases where the oxidant reaches the decomposition chamber 72. Is prevented. Essentially, the fuel purges itself from the line until all the oxidant entering the combustion chamber has reacted with the fuel. The particular delay time required is best established experimentally with a particular engine design, but is typically less than 1 second. As will be appreciated by those skilled in the art, the above method of opening and closing the valve ignites the thruster in monopropellant mode during a specific time, then ignites the thruster in binary propellant mode, and finally , Will ignite the thruster again in monopropellant mode during another specific time.

以上の説明から、本発明は、宇宙船推進システムの分
野に著しい進歩をもたらすことが明らかであろう。１つ
の実施例において、本発明は、ミッションの２つの段階
に同じ燃料を使用し、即ち、ミッションの遠地点キック
又は他の高エネルギー段階に対して二元推進剤エンジン
の燃料として使用し、そしてその後、ミッションのステ
ーション維持及び姿勢制御段階に対して冷却式二元推進
剤の推力装置の燃料として使用するようなデュアルモー
ド推進システムを提供する。本発明の別の効果は、高推
力のエンジンが、停止時に特定の問題を招くことなく燃
料として純粋なヒドラジンに基づいて運転することであ
る。これは、その一部においては、停止時に不活性ガス
を用いて燃料ラインをパージすることによるか、又は燃
料遮断の遅延を用いて全ての酸化剤が燃焼チャンバに到
達するよう確保することによるものである。From the above description, it will be apparent that the present invention represents a significant advance in the field of spacecraft propulsion systems. In one embodiment, the present invention uses the same fuel for two stages of a mission, ie, as a fuel for a dual propellant engine for apogee kicks or other high energy stages of the mission, and thereafter. , A dual mode propulsion system for use as fuel in a cooled binary propellant thruster for mission station maintenance and attitude control stages. Another advantage of the present invention is that high thrust engines operate on pure hydrazine as fuel without any particular problems when shut down. This is, in part, by purging the fuel line with an inert gas during shutdown or by using a delay in fuel shutoff to ensure that all oxidant reaches the combustion chamber. Is.

本発明の好ましい実施例では、ステーションの維持及
びリアクション制御システム（RCS）機能に対して冷却
式の二元推進剤推力装置を開示した。この好ましい実施
例は、液体酸化剤及び冷却通路を使用するものである。
二元推進剤推力装置の効果的な冷却は、推力チャンバを
広範囲の種々の構成材料で形成できるようにするといっ
た種々の効果をもたらす。更に、本発明は、エネルギー
が不所望な領域に堆積しないよう除去してそれを反応へ
と転送して戻し、これが冷却式の二元推進剤推力装置に
付加的な比推力性能を与えるようにすることにより効率
的な断熱的プロセスを実行する。又、説明を目的として
本発明を詳細に述べたが、本発明の精神及び範囲から逸
脱せずに種々の変更がなされ得ることが明らかであろ
う。従って、本発明は、請求の範囲のみによって限定さ
れるものとする。The preferred embodiment of the present invention discloses a cooled dual propellant thruster for station maintenance and reaction control system (RCS) functions. This preferred embodiment uses a liquid oxidizer and cooling passages.
Effective cooling of the binary propellant thruster has various advantages such as allowing the thrust chamber to be formed of a wide variety of different materials of construction. Further, the present invention removes energy so that it does not accumulate in undesired areas and transfers it back to the reaction so that it provides additional specific thrust performance to the cooled binary propellant thruster. To perform an efficient adiabatic process. Also, while the present invention has been described in detail for purposes of illustration, it will be apparent that various modifications may be made without departing from the spirit and scope of the invention. Accordingly, the invention is to be limited only by the following claims.

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジョセフ ゲアリー ダブリュー アメリカ合衆国 カリフォルニア州 90503 トーランス ローレット スト リート 4540 (56)参考文献 英国特許1089055（ＧＢ，Ｂ) ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (72) Inventor Joseph Gary W. California 90503 Torrance Lawrette Street 4540 (56) References British Patent 1089055 (GB, B)

Claims (9)

(57)【特許請求の範囲】(57) [Claims] 【請求項１】冷却式二元推進剤の推力装置において、 第１及び第２の反応チャンバを各々画成し且つ上記推進
剤の供給タンクを有する第１及び第２の本体を備え、 上記第１の反応チャンバには、第１の推進剤を分解する
ための物質の触媒ベッドが設けられており、更に、 発熱反応状態のもとで反応ガスを生成して上記第１の本
体を加熱するように上記第１の反応チャンバに直接的に
上記供給タンクから上記第１の推進剤を供給する手段
と、 上記反応ガスを上記第２の反応チャンバに向け且つ上記
第２の本体を加熱する手段と、 上記第２の本体の熱交換関係にて流体通路手段を含み、
上記第２の本体を冷却する手段と、 液体状態において第２の推進剤を上記流体通路の最初の
部分を通して流し該液体の部分をガスへと交換するに充
分な熱を受け取るように、上記流体通路内へ直接的に上
記供給タンクから上記第２の推進剤を供給する手段とを
備え、 上記第２の推進剤は、上記流体通路の残りの部分にて該
液体をガスに変換するに充分な熱を受け取り続け、該液
体状態の第２の推進剤への熱の伝達により上記第２の本
体を冷却し、そして更に、 上記第１の反応チャンバからのガス状態の分解生成物と
さらに反応させて、該推力装置から一様な推力を与える
ように、上記ガス状態の第２の推進剤を上記第２の反応
チャンバへと供給する手段を備えたことを特徴とする推
力装置。1. A cooled binary propellant thruster comprising first and second bodies defining first and second reaction chambers respectively and having a propellant supply tank, said first and second reaction chambers comprising: The first reaction chamber is provided with a catalyst bed of a substance for decomposing the first propellant, and further generates a reaction gas under an exothermic reaction state to heat the first main body. Means for directly supplying the first propellant from the supply tank to the first reaction chamber, and means for directing the reaction gas to the second reaction chamber and heating the second body And a fluid passage means in heat exchange relationship with the second body,
Means for cooling said second body; said fluid in a liquid state so as to flow a second propellant through the first portion of said fluid passage and receive sufficient heat to exchange that portion of the liquid for a gas. Means for supplying the second propellant directly from the supply tank into the passage, the second propellant being sufficient to convert the liquid to a gas in the remainder of the fluid passage. Cooling the second body by transfer of heat to the second propellant in the liquid state and further reacting with the decomposition products in the gaseous state from the first reaction chamber. The thrust device includes means for supplying the second propellant in the gas state to the second reaction chamber so that uniform thrust is applied from the thrust device. 【請求項２】宇宙船の軌道上の位置及び向きを制御する
ための冷却式二元推進剤の推力装置において、 第１及び第２の液体推進剤と、 第１及び第２の反応チャンバを互いに流体連通状態に画
成する第１及び第２の本体とを備え、 上記第１の反応チャンバには、分解物質の触媒ベッドが
設けられ、 上記第１の液体推進剤は上記第１の反応チャンバを経て
送られて上記分解物質の触媒ベッドと発熱反応しそして
第１のグループの少なくとも１つの反応ガスを生成し、 上記反応ガスは、上記第２の反応チャンバに送られて、
上記第２の本体を加熱しようとし、 更に、上記第２の本体を冷却するための冷却手段を備
え、この冷却手段は、上記第２の液体推進剤を上記第２
の本体と熱交換関係に導くためのコンジット手段を含
み、この熱交換関係は、上記第２の本体から、上記コン
ジット手段を経て送られる上記第２の液体推進剤へ熱を
伝達し、上記第２の液体推進剤は、上記熱により、第２
の液体推進剤から第２のガス推進剤へと変換され、そし
て、 上記第１のグループの反応ガスと二次的に反応させ、第
２のグループの反応ガスを生成するように、上記ガスの
推進剤を上記第２の反応チャンバへと供給するための手
段を備えたことを特徴とする推力装置。2. A cooled binary propellant thruster for controlling the position and orientation of an orbit of a spacecraft, comprising first and second liquid propellants, and first and second reaction chambers. A first and a second body that are in fluid communication with each other, the first reaction chamber is provided with a catalyst bed of decomposing material, and the first liquid propellant is the first reaction. Is sent through a chamber to undergo an exothermic reaction with the catalyst bed of the cracking material and produces at least one reaction gas of the first group, the reaction gas being sent to the second reaction chamber,
A cooling means is provided for attempting to heat the second body and further for cooling the second body, the cooling means providing the second liquid propellant to the second body.
A conduit means for conducting a heat exchange relationship with the body of the second body, the heat exchange relationship transferring heat from the second body to the second liquid propellant delivered through the conduit means, The liquid propellant of No. 2 is
From the liquid propellant to a second gas propellant and secondarily reacting with the first group of reaction gases to produce a second group of reaction gases. A thruster comprising means for supplying a propellant to the second reaction chamber. 【請求項３】上記第１の液体推進剤はヒドラジンである
請求項２に記載の推力装置。3. The thrust device according to claim 2, wherein the first liquid propellant is hydrazine. 【請求項４】上記第２の液体推進剤は四酸化二窒素であ
る請求項２に記載の推力装置。4. The thrust device according to claim 2, wherein the second liquid propellant is nitrous oxide. 【請求項５】上記第２の液体推進剤は酸素である請求項
２に記載の推力装置。5. The thrust device according to claim 2, wherein the second liquid propellant is oxygen. 【請求項６】上記第２の本体は内面及び外面を有し、内
面は実質的に頂点を有する２つの円錐が重畳する形状で
あり、そして内面は上記第２のグループの反応ガスを指
向し且つその推力を最大にするのに用いられる請求項２
に記載の推力装置。6. The second body has an inner surface and an outer surface, the inner surface being substantially in the shape of a superposition of two cones having vertices, and the inner surface directing the reaction gas of the second group. And used to maximize its thrust.
Thrust device described in. 【請求項７】指向のための上記コンジット手段は、上記
第２の本体の内面と外面との間に配置された複数の通路
である請求項６に記載の推力装置。7. A thrust device according to claim 6, wherein said conduit means for directing is a plurality of passages arranged between an inner surface and an outer surface of said second body. 【請求項８】各通路は、流れ撹拌器を有する請求項７に
記載の推力装置。8. The thrust device of claim 7, wherein each passage includes a flow agitator. 【請求項９】ミッションのアポジキック段階に使用する
アポジエンジンを有する宇宙船のステーションの維持お
よび姿勢制御のための推力装置において、 周囲温度にて液体状態にある本質的にヒドラジンからな
る第１の燃料の第１のタンクと、 周囲温度で液体酸化剤であって、四酸化二窒素、液体酸
素、三フッ化窒素および四フッ化窒素からなる群から選
択された酸化剤の第２の燃料タンクとを備え、 上記ヒドラジンのタンクおよび酸化剤のタンクは、上記
宇宙船のミッションのアポジキック段階中に上記アポジ
エンジンへ燃料を供給し、 該ステーションの維持および姿勢制御のための推力装置
は、上記宇宙船のミッションのステーションの維持およ
び姿勢制御段階中に同じヒドラジンおよび酸化剤タンク
によって供給され、更に、 分解物質の触媒ベッドを有する第１の反応チャンバを画
成する第１の本体と、 第２の反応チャンバを画成する内面を有する第２の本体
と、 上記分解物質の触媒ベッドと発熱反応させ、第１のグル
ープの反応ガスを発生させて、該反応ガスを上記第１の
反応チャンバから上記第２の反応チャンバへと流して上
記第２の本体を加熱するように、上記タンクから液体ヒ
ドラジンを上記第１の反応チャンバへ直接的に供給する
ための手段と、 上記第２の本体に形成され入口および出口を有する少な
くとも１つの通路とを備え、 上記入口は、上記酸化剤タンクから直接的に液体酸化剤
を受け取るように結合されていて、液体酸化剤が上記通
路の最初の部分を通して流れて、上記第２の本体から充
分な熱を受けて、該液体酸化剤の部分が初期的に加熱さ
れたガス相へと変換され、さらに、該酸化剤が上記通路
の他の部分を通して流れ上記第２の本体から充分な熱を
受けて、該酸化剤がガス相へと実質的に完全に変換させ
られるようになっており、上記酸化剤の液体からガスへ
の相変化により、上記宇宙船のステーションの維持およ
び姿勢制御操縦のための低い推進燃焼中に該推進装置が
冷却させられるようにされており、そして更に、 上記第１の反応チャンバから流れる反応ガスとガスとし
て反応させて、上記宇宙船のステーションの維持および
姿勢制御を行うために充分なエネルギを与えるように、
上記ガス状態の酸化剤を上記通路の上記出口から上記第
２の反応チャンバへと供給するための手段を備えること
を特徴とする推進装置。9. A thrust device for maintaining and attitude control of a spacecraft station having an apogee engine for use in the apogee kick phase of a mission, wherein a first fuel consisting essentially of hydrazine in a liquid state at ambient temperature. A second fuel tank of a liquid oxidizer at ambient temperature, the oxidizer being selected from the group consisting of dinitrogen tetraoxide, liquid oxygen, nitrogen trifluoride and nitrogen tetrafluoride. The hydrazine tank and the oxidizer tank supply fuel to the apogee engine during the apogee kick phase of the spacecraft mission, and the thrust device for maintaining and attitude control of the station is the spacecraft. Supplied by the same hydrazine and oxidizer tanks during the station maintenance and attitude control phases of A first body defining a first reaction chamber having a quality catalyst bed, a second body having an inner surface defining a second reaction chamber, and an exothermic reaction with the catalyst bed of the cracking material, Liquid hydrazine from the tank is generated so as to generate a first group of reaction gases and flow the reaction gases from the first reaction chamber to the second reaction chamber to heat the second body. Means for direct supply to the first reaction chamber, and at least one passageway formed in the second body and having an inlet and an outlet, the inlet being directly from the oxidant tank. Coupled to receive the liquid oxidant, the liquid oxidant flowing through the first portion of the passageway to receive sufficient heat from the second body to initially heat the portion of the liquid oxidant. Was done To the gas phase, and further, the oxidant flows through the other portion of the passageway and receives sufficient heat from the second body to cause the oxidant to be substantially completely converted to the gas phase. The liquid-to-gas phase change of the oxidizer allows the propulsion device to cool during low propulsion combustion for maintaining spacecraft stations and attitude control maneuvers. , And further reacting as a gas with the reaction gas flowing from the first reaction chamber to provide sufficient energy to maintain and control the attitude of the spacecraft station,
A propulsion device comprising means for supplying the gaseous oxidant from the outlet of the passage to the second reaction chamber.