JPH09209834A - Propulsive system device of artificial satellite - Google Patents
Propulsive system device of artificial satelliteInfo
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- JPH09209834A JPH09209834A JP1767896A JP1767896A JPH09209834A JP H09209834 A JPH09209834 A JP H09209834A JP 1767896 A JP1767896 A JP 1767896A JP 1767896 A JP1767896 A JP 1767896A JP H09209834 A JPH09209834 A JP H09209834A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】この発明は、例えば人工衛星
の制御に使用する推進系装置に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a propulsion system device used for controlling an artificial satellite, for example.
【０００２】[0002]
【従来の技術】人工衛星には静止衛星軌道投入や軌道の
制御姿勢の制御のために外力を発生させる推進系装置が
搭載されている。この推進系装置の燃料及び酸化剤は、
通常、液体の状態で人工衛星内に設けられた燃料タンク
及び酸化剤タンクに貯蔵されている。この燃料タンク内
の液体燃料及び酸化剤タンク内の酸化剤をタンク外に排
出し推進系装置の燃料及び酸化剤として使用するために
加圧ガス供給装置から燃料タンク及び酸化剤タンクにガ
スを供給する推進系装置を搭載している人工衛星は多
い。このような推進系装置は一般的に二液式推進系とよ
ばれている。便宜上ここでは液体燃料推進系と呼ぶこと
にする。2. Description of the Related Art An artificial satellite is equipped with a propulsion system device for generating an external force for injecting a geostationary satellite orbit and controlling the control attitude of the orbit. The fuel and oxidizer for this propulsion system is
Usually, it is stored in a liquid state in a fuel tank and an oxidant tank provided in the satellite. Supply the gas from the pressurized gas supply device to the fuel tank and the oxidizer tank in order to discharge the liquid fuel in the fuel tank and the oxidizer in the oxidizer tank to the outside of the tank and use them as fuel and oxidizer for the propulsion system device. Many satellites are equipped with propulsion systems. Such a propulsion system device is generally called a two-component propulsion system. For convenience, it will be referred to as a liquid fuel propulsion system here.
【０００３】一方、静止衛星の静止軌道の維持のために
外力を発生させるための推進系装置が人工衛星に搭載さ
れていることがある。これらの衛星のうち推進系装置と
して高効率のイオンエンジンを用いているものがある。
イオンエンジンは推進剤としてキセノンガスを用いるも
ので、キセノンガスを衛星内に設けられた推進剤貯蔵タ
ンク内に貯蔵している。On the other hand, a propulsion system device for generating an external force for maintaining a geostationary orbit of a geostationary satellite may be mounted on an artificial satellite. Some of these satellites use a highly efficient ion engine as a propulsion system device.
The ion engine uses xenon gas as a propellant, and stores the xenon gas in a propellant storage tank provided in the satellite.
【０００４】また、液体燃料推進系から噴射された排気
ガスによる汚染が他の装置に影響を与える場合、姿勢制
御等の外力発生のために人工衛星から宇宙空間へ窒素等
の加圧ガスを噴射するコールドガスジェット装置と呼ば
れる推進系を搭載している人工衛星もある。このような
衛星はイオンエンジンと同様に窒素等の加圧ガスを人工
衛星内に設けられた推進剤貯蔵タンク内に貯蔵してい
る。Further, when the pollution caused by the exhaust gas injected from the liquid fuel propulsion system affects other devices, a pressurized gas such as nitrogen is injected from an artificial satellite into outer space to generate an external force such as attitude control. There is also a satellite equipped with a propulsion system called a cold gas jet device. Similar to an ion engine, such a satellite stores pressurized gas such as nitrogen in a propellant storage tank provided in the artificial satellite.
【０００５】ここではイオンエンジンやコールドガスジ
ェットなど加圧ガスを推進剤として使用する推進系装置
を便宜上、加圧ガス推進系と呼ぶことにする。Here, a propellant system device such as an ion engine or a cold gas jet that uses a pressurized gas as a propellant will be referred to as a pressurized gas propulsion system for the sake of convenience.
【０００６】図６は従来の推進系装置を示す図である。
図において、１は液体燃料推進系、２は加圧ガス推進
系、３は加圧ガスタンク、４は推進剤貯蔵タンク、５は
加圧ガスタンクと液体燃料推進系を結ぶ加圧ガス管路、
６は推進剤貯蔵タンク４と加圧ガス推進系２を結ぶ推進
剤管路である。加圧ガスとしてはヘリウムガス、加圧ガ
ス推進系推進剤としては窒素ガスまたはキセノンガスが
用いられる。FIG. 6 is a diagram showing a conventional propulsion system device.
In the figure, 1 is a liquid fuel propulsion system, 2 is a pressurized gas propulsion system, 3 is a pressurized gas tank, 4 is a propellant storage tank, 5 is a pressurized gas pipeline connecting the pressurized gas tank and the liquid fuel propulsion system,
Reference numeral 6 is a propellant conduit connecting the propellant storage tank 4 and the pressurized gas propellant system 2. Helium gas is used as the pressurized gas, and nitrogen gas or xenon gas is used as the pressurized gas propellant.
【０００７】従来の技術では、液体燃料推進系と加圧ガ
ス推進系は別系統と考え、それぞれが別のタンクを有し
た系統となっている。In the prior art, the liquid fuel propulsion system and the pressurized gas propulsion system are considered as separate systems, and each system has a separate tank.
【０００８】従来の方式での搭載エリアをタンクの投影
面積Ｓ０で表すと、液体燃料推進系１に必要なガス質量
をＭ１、加圧ガス推進系２に必要なガス質量をＭ２、液
体燃料推進系１に必要なガスのガス定数をＲ１、加圧ガ
ス推進系２に必要なガスのガス定数をＲ２、貯蔵圧力を
Ｐ０、ガス温度をＴ０、円周率をπとすると理想気体の
状態方程式と球の体積、円の面積の公式から数１で表さ
れる。When the mounting area in the conventional system is represented by the projected area S0 of the tank, the gas mass required for the liquid fuel propulsion system 1 is M1, the gas mass required for the pressurized gas propulsion system 2 is M2, and the liquid fuel propulsion system. An equation of state of an ideal gas, where R1 is the gas constant of the gas required for system 1, R2 is the gas constant of the gas required for the pressurized gas propulsion system 2, storage pressure is P0, gas temperature is T0, and pi is π And the volume of a sphere and the area of a circle are expressed by the formula 1.
【０００９】[0009]
【数１】 [Equation 1]
【００１０】[0010]
【発明が解決しようとする課題】液体燃料推進系１と加
圧ガス推進系２がそれぞれ別のタンクをもつために人工
衛星内の搭載エリアがそれぞれ必要となる。しかしなが
ら、人工衛星内の機器搭載エリアは限られているため、
人工衛星設計上インパクトがある。したがって、例え
ば、高効率のイオンエンジンを搭載して人工衛星に必要
な推進剤の量を減らし推進剤貯蔵タンクを小さくして
も、他の機器の搭載エリアが狭くなり、高効率のイオン
エンジンを搭載するメリットが損なわれる場合がある。Since the liquid fuel propulsion system 1 and the pressurized gas propulsion system 2 have separate tanks, mounting areas in the satellite are required. However, since the equipment mounting area in the artificial satellite is limited,
It has an impact on the design of artificial satellites. Therefore, for example, even if a high-efficiency ion engine is installed to reduce the amount of propellant required for an artificial satellite and the propellant storage tank is made smaller, the mounting area for other equipment will be narrowed and a high-efficiency ion engine will be installed. The advantage of being equipped may be impaired.
【００１１】この発明は、上記のような課題を解決する
ためのものであり、加圧ガスタンクと推進剤貯蔵タンク
の搭載エリアを小さくすることができる人工衛星の推進
系装置を提供するものである。The present invention is intended to solve the above problems, and provides a propulsion system device for an artificial satellite capable of reducing the mounting areas of the pressurized gas tank and the propellant storage tank. .
【００１２】[0012]
【課題を解決するための手段】この発明は、一つのタン
クをダイアフラムで区切ることにより、一つのタンク内
に二種類のガスを貯蔵する機能を有するものである。The present invention has a function of storing two kinds of gas in one tank by dividing one tank by a diaphragm.
【００１３】また、この発明は、一つのタンク内にブラ
ダをもつことにより、一つのタンク内に二種類のガスを
貯蔵する機能を有するものである。Further, the present invention has a function of storing two kinds of gases in one tank by having a bladder in one tank.
【００１４】この発明は、一つのタンク内にもう一つの
タンクをもつことにより、一つのタンク内に二種類のガ
スを貯蔵する機能を有するものである。The present invention has a function of storing two kinds of gas in one tank by having another tank in one tank.
【００１５】また、この発明は、一つのタンク内にもう
一つのタンクとブラダをもつことにより、一つのタンク
内に三種類のガスを貯蔵する機能を有するものである。Further, the present invention has a function of storing three kinds of gas in one tank by having another tank and a bladder in one tank.
【００１６】この発明は、一つのタンク内にダイアフラ
ムとブラダをもつことにより、一つのタンク内に三種類
のガスを貯蔵する機能を有するものである。The present invention has a function of storing three kinds of gas in one tank by having a diaphragm and a bladder in one tank.
【００１７】[0017]
実施の形態１．図１はこの発明の実施の形態１の推進系
装置を示す図である。図１において、１は液体燃料推進
系、２は加圧ガス推進系、３は加圧ガスタンク、５は加
圧ガスタンク３と液体燃料推進系１を結ぶ加圧ガス管
路、６は加圧ガスタンク３と加圧ガス推進系２を結ぶ推
進剤管路、７は一つのタンク内に異なるガスを収容する
２つの室Ｆ1 ，Ｆ2 を形成するようにタンク３に設けら
れたダイアフラムであり、室Ｆ1 には加圧ガス、室Ｆ2
には推進剤が収容されている。Embodiment 1. 1 is a diagram showing a propulsion system device according to a first embodiment of the present invention. In FIG. 1, 1 is a liquid fuel propulsion system, 2 is a pressurized gas propulsion system, 3 is a pressurized gas tank, 5 is a pressurized gas pipeline connecting the pressurized gas tank 3 and the liquid fuel propulsion system 1, and 6 is a pressurized gas tank. A propellant conduit connecting 3 and the pressurized gas propulsion system 2, and 7 is a diaphragm provided in the tank 3 so as to form two chambers F 1 and F 2 containing different gases in one tank, Pressurized gas in chamber F 1 , chamber F 2
Contains a propellant.
【００１８】上記のように構成された推進系装置では、
一つのタンク３内をゴム製のダイアフラム（隔膜）７で
区切ることにより、液体燃料推進系１と加圧ガス推進系
２に必要なそれぞれのガスを一つのタンク内に貯蔵し、
それぞれの推進系に供給することができる。なお室Ｆ2
は管路６を介して加圧ガス推進系２に接続され、室Ｆ1
は液体燃料推進系１に管路５を介して接続されている。In the propulsion system device configured as described above,
By dividing the inside of one tank 3 by a rubber diaphragm (diaphragm) 7, each gas required for the liquid fuel propulsion system 1 and the pressurized gas propulsion system 2 is stored in one tank,
Can be supplied to each propulsion system. Room F 2
Is connected to the pressurized gas propulsion system 2 via a line 6, and the chamber F 1
Is connected to the liquid fuel propulsion system 1 via a line 5.
【００１９】実施の形態１での搭載エリアＳ１は数２で
表される。The mounting area S1 in the first embodiment is expressed by the equation 2.
【００２０】[0020]
【数２】 [Equation 2]
【００２１】実施の形態２．図２はこの発明の実施の形
態２の推進系装置を示す図である。図２において、８は
加圧ガスタンク３内に設けられたブラダであり、このブ
ラダ８内は推進剤となるガスが収容される室Ｆ2 を有す
る。また、加圧ガスタンク３はブラダ８により、Ｆ1 ，
Ｆ2 の室を形成し、Ｆ1 の室には加圧ガスが収容されて
いる。Embodiment 2 FIG. 2 is a diagram showing a propulsion system device according to a second embodiment of the present invention. In FIG. 2, reference numeral 8 denotes a bladder provided in the pressurized gas tank 3, and the bladder 8 has a chamber F 2 in which a gas serving as a propellant is stored. In addition, the pressurized gas tank 3 is connected to the bladder 8 so that F 1 ,
A chamber of F 2 is formed, and a pressurized gas is contained in the chamber of F 1 .
【００２２】上記のように構成された推進系装置では、
一つのタンク３内をゴム製のブラダ（風船）８で区切る
ことにより、液体燃料推進系１と加圧ガス推進系２に必
要なそれぞれのガスを一つのタンク３内に貯蔵し、それ
ぞれの推進系に供給することができる。In the propulsion system device configured as described above,
By partitioning the inside of one tank 3 with a rubber bladder (balloon) 8, each gas required for the liquid fuel propulsion system 1 and the pressurized gas propulsion system 2 is stored in one tank 3 and each propelled. Can be supplied to the system.
【００２３】実施の形態３．図３はこの発明の実施の形
態３の推進系装置を示す図である。Embodiment 3 FIG. 3 is a diagram showing a propulsion system device according to a third embodiment of the present invention.
【００２４】上記のように構成された推進系装置では、
一つのタンク３内をタンク３よりも小さいもう一つのタ
ンク４で区切ることにより、液体燃料推進系１と加圧ガ
ス推進系２に必要なそれぞれのガスを一つのタンク３内
に貯蔵し、それぞれの推進系１，２に供給することがで
きる。In the propulsion system device configured as described above,
By dividing the inside of one tank 3 by another tank 4 which is smaller than the tank 3, the respective gases required for the liquid fuel propulsion system 1 and the pressurized gas propulsion system 2 are stored in one tank 3, respectively. Can be supplied to the propulsion systems 1 and 2.
【００２５】実施の形態４．図４はこの発明の実施の形
態４の推進系装置を示す図である。図４において９は第
二の加圧ガス推進系、１０は加圧ガスタンク３と第二の
加圧ガス推進系９を結ぶ第二の推進剤管路である。Embodiment 4 4 is a diagram showing a propulsion system device according to a fourth embodiment of the present invention. In FIG. 4, 9 is a second pressurized gas propulsion system, and 10 is a second propellant conduit connecting the pressurized gas tank 3 and the second pressurized gas propulsion system 9.
【００２６】上記のように構成された推進系装置では、
一つのタンク３内をもう一つのタンク４とブラダ８で区
切ることにより、液体燃料推進系１と第一の加圧ガス推
進系２ならびに第二の加圧ガス推進系９に必要なそれぞ
れのガスを一つのタンク内に貯蔵し、それぞれの推進系
１，２，９に供給することができる。In the propulsion system device configured as described above,
By partitioning the inside of one tank 3 with another tank 4 and a bladder 8, each gas required for the liquid fuel propulsion system 1, the first pressurized gas propulsion system 2 and the second pressurized gas propulsion system 9 is divided. Can be stored in one tank and supplied to each propulsion system 1, 2, 9.
【００２７】上記のように構成された推進系装置の搭載
エリアＳ２は、第二の加圧ガス推進系９に必要なガス質
量をＭ３、第二の加圧ガス推進系に必要なガスのガス定
数をＲ３とすると数３で表される。In the mounting area S2 of the propulsion system device constructed as described above, the gas mass required for the second pressurized gas propulsion system 9 is M3, and the gas of the gas required for the second pressurized gas propulsion system is M3. When the constant is R3, it is expressed by Equation 3.
【００２８】[0028]
【数３】 (Equation 3)
【００２９】実施の形態５．図５はこの発明の実施の形
態５の推進系装置を示す図である。Embodiment 5 5 is a diagram showing a propulsion system device according to a fifth embodiment of the present invention.
【００３０】上記のように構成された推進系装置では、
一つのタンク３内をダイアフラム７とブラダ８で区切る
ことにより、液体燃料推進系１と第一の加圧ガス推進系
２ならびに第二の加圧ガス推進系９に必要なそれぞれの
ガスを一つのタンク３内に貯蔵し、それぞれの推進系
１，２，９に供給することができる。In the propulsion system device configured as described above,
By partitioning the inside of one tank 3 with the diaphragm 7 and the bladder 8, each gas required for the liquid fuel propulsion system 1, the first pressurized gas propulsion system 2 and the second pressurized gas propulsion system 9 is separated into one. It can be stored in the tank 3 and supplied to the respective propulsion systems 1, 2, 9.
【００３１】[0031]
【発明の効果】この発明によれば液体燃料推進系及び加
圧ガス推進系に必要なガスを貯蔵するタンクの搭載エリ
アは数２で表され、従来の方式の搭載エリアの数１より
も小さくなることから、従来の方式よりも搭載エリアが
小さい推進系装置を得ることができる。According to the present invention, the mounting area of the tank for storing the gas required for the liquid fuel propulsion system and the pressurized gas propulsion system is expressed by the equation 2, which is smaller than the number 1 of the conventional system. Therefore, it is possible to obtain a propulsion system device having a smaller mounting area than the conventional system.
【００３２】この発明によれば液体燃料推進系、第一の
加圧ガス推進系及び第二の加圧ガス推進系に必要なガス
を貯蔵するタンクの搭載エリアは数３で表され、従来の
方式の搭載エリアの数１よりも小さくなることから、従
来の方式よりも搭載エリアが小さい推進系装置を得るこ
とができる。According to the present invention, the mounting area of the tank for storing the gas required for the liquid fuel propulsion system, the first pressurized gas propulsion system and the second pressurized gas propulsion system is represented by the following equation 3. Since the number of mounting areas of the system is smaller than 1, the propulsion system device having a smaller mounting area than the conventional system can be obtained.
【図１】 この発明の実施の形態１による推進系装置の
構成を示す図である。FIG. 1 is a diagram showing a configuration of a propulsion system device according to a first embodiment of the present invention.
【図２】 この発明の実施の形態２による推進系装置の
構成を示す図である。FIG. 2 is a diagram showing a configuration of a propulsion system device according to a second embodiment of the present invention.
【図３】 この発明の実施の形態３による推進系装置の
構成を示す図である。FIG. 3 is a diagram showing a configuration of a propulsion system device according to a third embodiment of the present invention.
【図４】 この発明の実施の形態４による推進系装置の
構成を示す図である。FIG. 4 is a diagram showing a configuration of a propulsion system device according to a fourth embodiment of the present invention.
【図５】 この発明の実施の形態５による推進系装置の
構成を示す図である。FIG. 5 is a diagram showing a configuration of a propulsion system device according to a fifth embodiment of the present invention.
【図６】 従来の推進系装置の構成を示す図である。FIG. 6 is a diagram showing a configuration of a conventional propulsion system device.
１ 液体燃料推進系、２ 第一の加圧ガス推進系、３
加圧ガスタンク、４推進剤貯蔵タンク、５ 加圧ガス管
路、６ 第一の推進剤管路、７ ダイアフラム、８ ブ
ラダ、９ 第二の加圧ガス推進系、１０ 第二の推進剤
管路。1 liquid fuel propulsion system, 2 first pressurized gas propulsion system, 3
Pressurized gas tank, 4 propellant storage tank, 5 pressurized gas line, 6 first propellant line, 7 diaphragm, 8 bladder, 9 second pressurized gas propellant system, 10 second propellant line .
Claims (5)
２つの室を形成するように上記タンクに設けられたダイ
アフラムと、上記タンクの各室に管路を介して接続され
た液体燃料推進系及び加圧ガス推進系とを備えたことを
特徴とする人工衛星の推進系装置。1. A diaphragm provided in the tank so as to form two chambers containing different gases in one tank, and a liquid fuel propulsion system connected to each chamber of the tank via a pipeline. And a pressurized gas propulsion system.
２つの室を形成するように上記タンクに設けられたブラ
ダと、上記タンクの各室に管路を介して接続された液体
燃料推進系及び加圧ガス推進系とを備えたことを特徴と
する人工衛星の推進系装置。2. A bladder provided in the tank so as to form two chambers containing different gases in one tank, and a liquid fuel propulsion system connected to each chamber of the tank via a pipeline. And a pressurized gas propulsion system.
２つの室を形成するように上記タンクに設けられた小タ
ンクと、上記タンクの各室に管路を介して接続された液
体燃料推進系及び加圧ガス推進系とを備えたことを特徴
とする人工衛星の推進系装置。3. A small tank provided in the tank so as to form two chambers containing different gases in one tank, and liquid fuel propulsion connected to each chamber of the tank via a pipeline. System and a pressurized gas propulsion system, an artificial satellite propulsion system device.
３つの室を形成するように上記タンクに設けられたブラ
ダ及び小タンクと、上記タンクの各室に管路を介して接
続された液体燃料推進系、第一の加圧ガス推進系及び第
二の加圧ガス推進系とを備えたことを特徴とする人工衛
星の推進系装置。4. A bladder and a small tank provided in the tank so as to form three chambers containing different gases in one tank, and a liquid connected to each chamber of the tank via a pipeline. An artificial satellite propulsion system device comprising a fuel propulsion system, a first pressurized gas propulsion system, and a second pressurized gas propulsion system.
３つの室を形成するように上記タンクに設けられたブラ
ダ及びダイアフラムと、上記タンクの各室に管路を介し
て接続された液体燃料推進系、第一の加圧ガス推進系及
び第二の加圧ガス推進系とを備えたことを特徴とする人
工衛星の推進系装置。5. A bladder and a diaphragm provided in the tank so as to form three chambers containing different gases in one tank, and a liquid fuel connected to each chamber of the tank via a pipeline. A propulsion system device for an artificial satellite comprising a propulsion system, a first pressurized gas propulsion system, and a second pressurized gas propulsion system.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1767896A JPH09209834A (en) | 1996-02-02 | 1996-02-02 | Propulsive system device of artificial satellite |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1767896A JPH09209834A (en) | 1996-02-02 | 1996-02-02 | Propulsive system device of artificial satellite |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09209834A true JPH09209834A (en) | 1997-08-12 |
Family
ID=11950520
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1767896A Pending JPH09209834A (en) | 1996-02-02 | 1996-02-02 | Propulsive system device of artificial satellite |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09209834A (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010527423A (en) * | 2007-05-15 | 2010-08-12 | レイセオン カンパニー | Hydroxylamine based stage combustion hybrid rocket motor |
| JP2017180461A (en) * | 2016-03-23 | 2017-10-05 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | Injection system |
-
1996
- 1996-02-02 JP JP1767896A patent/JPH09209834A/en active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010527423A (en) * | 2007-05-15 | 2010-08-12 | レイセオン カンパニー | Hydroxylamine based stage combustion hybrid rocket motor |
| JP2017180461A (en) * | 2016-03-23 | 2017-10-05 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | Injection system |
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