(57)【要約】【課題】セラミックス製燃焼器により耐熱性の向上が図れると共に金属部品との接合構造における信頼性の向上と構造簡略化も図れる飛行体のスラスタを提供する。【解決手段】燃料と酸化剤を噴射する噴射器３と該噴射器３から噴射された燃料と酸化剤を燃焼させる燃焼器５とが連接されてなる人工衛星用スラスタ１において、前記燃焼器５をセラミックス製として、押さえフランジにより機体側に固定した。【選択図】　　　　図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃料と酸化剤を噴射する噴射器と該噴射器から噴射された燃料と酸化剤を燃焼させる燃焼器とが連接されてなる飛行体のスラスタにおいて、前記燃焼器をセラミックス製として、押さえフランジにより機体側に固定したことを特徴とする飛行体のスラスタ。
【請求項２】
前記燃焼器のノズル部を金属製として、アーム状連結部を介して機体側に固定したことを特徴とする請求項１記載の飛行体のスラスタ。
【請求項３】
燃料と酸化剤を噴射する噴射器と該噴射器から噴射された燃料と酸化剤を燃焼させる燃焼器とが連接されてなる飛行体のスラスタにおいて、前記燃焼器をセラミックス製として、機体側に結合されたフランジ部材にろう付けしたことを特徴とする飛行体のスラスタ。
【請求項４】
燃料と酸化剤を噴射する噴射器と該噴射器から噴射された燃料と酸化剤を燃焼させる燃焼器とが連接されてなる飛行体のスラスタにおいて、前記燃焼器の燃焼室部及びスロート部をセラミックス製とすると共にノズル部を金属製とし、該ノズル部を前記燃焼室部及びスロート部を被嵌する筒状連結部を介して機体側に固定したことを特徴とする飛行体のスラスタ。
【請求項５】
前記筒状連結部の内周面とセラミックス製燃焼室部の外周面との間にバイメタルを介装したことを特徴とする請求項４記載の飛行体のスラスタ。
【請求項６】
前記筒状連結部の内周面とセラミックス製燃焼室部の外周面との間に形成される周間隙にリークガスを導入することを特徴とする請求項４記載の飛行体のスラスタ。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
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。
【０００２】
【従来の技術】
この種スラスタは、例えば図７に示すように、噴射器１００　と燃焼器１０１　とを備え、図示しないタンクからそれぞれ供給される燃料（ヒドラジン等）と酸化剤（四酸化二窒素等）を噴射器１００　が２点衝突方式で燃焼器１０１　の燃焼室部１０３　に噴射して燃焼（反応）させ、その燃焼（反応）ガスがスロート部１０４　で絞られノズル部１０５　で拡大して超音速流れとなって外部に噴出することで、飛行体に推進力を付与している。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、上述したような従来のスラスタにおいて、燃焼器１０１　は高温になるためニオブ合金等の高融点金属材料を用いて製造されていた。そのため、（１）高価である（２）酸化に対しては弱いので表面にコーディングを施す必要がある（３）燃焼条件（性能）から考えると、さらに高温に耐える材料が望ましい等の問題点があった。
【０００４】
そこで、高融点金属材料よりも高温に耐えうるセラミックスで燃焼器を製造することが考えられるが、セラミックスには、（１）金属部品との接合構造に難点があり、荷重伝達、熱伸び差による過大応力発生防止、ガスシール性確保が必要であるが、溶接が可能な金属製スラスタのような簡便な接合方法が無い（２）ノズル部分の大型薄肉部材の製作・強度確保が難しい等の問題点がある。
【０００５】
そこで、本発明の目的は、セラミックス製燃焼器により耐熱性の向上が図れると共に金属部品との接合構造における信頼性の向上と構造簡略化も図れる飛行体のスラスタを提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記課題を解決するための本発明に係る飛行体のスラスタは、燃料と酸化剤を噴射する噴射器と該噴射器から噴射された燃料と酸化剤を燃焼させる燃焼器とが連接されてなる飛行体のスラスタにおいて、前記燃焼器をセラミックス製として、押さえフランジにより機体側に固定したことを特徴とする。
【０００７】
また、前記燃焼器のノズル部を金属製として、アーム状連結部を介して機体側に固定したことを特徴とする。
【０００８】
また、燃料と酸化剤を噴射する噴射器と該噴射器から噴射された燃料と酸化剤を燃焼させる燃焼器とが連接されてなる飛行体のスラスタにおいて、前記燃焼器をセラミックス製として、機体側に結合されたフランジ部材にろう付けしたことを特徴とする。
【０００９】
また、燃料と酸化剤を噴射する噴射器と該噴射器から噴射された燃料と酸化剤を燃焼させる燃焼器とが連接されてなる飛行体のスラスタにおいて、前記燃焼器の燃焼室部及びスロート部をセラミックス製とすると共にノズル部を金属製とし、該ノズル部を前記燃焼室部及びスロート部を被嵌する筒状連結部を介して機体側に固定したことを特徴とする。
【００１０】
また、前記筒状連結部の内周面とセラミックス製燃焼室部の外周面との間にバイメタルを介装したことを特徴とする。
【００１１】
また、前記筒状連結部の内周面とセラミックス製燃焼室部の外周面との間に形成される周間隙にリークガスを導入することを特徴とする。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係る飛行体のスラスタを実施例により図面を用いて詳細に説明する。
【００１３】
［第１実施例］
図１は本発明の第１実施例を示す人工衛星用スラスタの断面図である。
【００１４】
図１に示すように、人工衛星用スラスタ１は、機体のスラスタ取付板部２にボルト結合された噴射器３と該噴射器３の一側部に中間部材４を介して連接された燃焼器５とを備える。前記中間部材４は噴射器３にボルト結合される。
【００１５】
前記噴射器３の他側部には、燃料（ヒドラジン等）が充填されたタンク６ａと酸化剤（四酸化二窒素等）が充填されたタンク６ｂとがそれぞれボルト結合されている。また、この噴射器３はその本体部がチタン合金製である。
【００１６】
前記燃焼器５は、燃焼室部７とスロート部８とノズル部９とからなり、本実施例ではこれらはセラミックスを用いて一体成形されている。そして、燃焼室部７の端部に付設したフランジ部７ａを介して前記スラスタ取付板部２にボルト結合された金属製の押さえフランジ１０により機体側に固定されている。
【００１７】
従って、各タンク６ａ，６ｂからそれぞれ供給される燃料と酸化剤を噴射器３が２点衝突方式で燃焼器５の燃焼室部７に噴射して燃焼（反応）させ、その燃焼（反応）ガスがスロート部８で絞られノズル部９で拡大して超音速流れとなって外部に噴出することで、人工衛星に推進力を付与する。
【００１８】
そして、本実施例では、熱負荷の大きい燃焼器５がセラミックス製であるため、耐熱性が向上し、性能向上，寿命延長が図れると共に、原材料費の削減が図れる。また、押さえフランジ１０を用いてセラミックス製燃焼器５を機体側に接合するようにしたので、接合構造の信頼性を保持しつつ構造の簡略化が図れ、製作コストの低減が図れる。
【００１９】
［第２実施例］
図２は本発明の第２実施例を示す人工衛星用スラスタの半断面図である。
【００２０】
これは、第１実施例におけるセラミックス製燃焼器５の端部外周をスラスタ取付板部２にボルト結合された金属製のフランジ部材１１にろう付け（ろう付け部イ参照）した例である。ろう材としては銀パラジウム等が用いられる。
【００２１】
これによれば、第１実施例と同様の効果が得られる。
【００２２】
［第３実施例］
図３は本発明の第３実施例を示す人工衛星用スラスタの半断面図である。
【００２３】
これは、第１実施例における燃焼器５の内、熱負荷の小さいノズル部９を金属製としてその他の部分と別体に形成すると共に、アーム状連結部１２を介して噴射器３（第１実施例におけるスラスタ取付板部２又は中間部材４でも良い）に溶接等で固定した例である。図示例では、セラミックス製燃焼室部７（スロート部８が一体形成されている）がそのフランジ部７ａを介して噴射器３に直接、同噴射器３にボルト結合された押さえフランジ１０ａにより固定されている。図中１３ａ，１３ｂはシール部材である。
【００２４】
これによれば、第１実施例と同様の効果が得られると共に、ノズル部９の機械的負荷がセラミックス製燃焼室部７に負荷されないので、同セラミックス製燃焼室部７の接合が容易であるという利点がある。
【００２５】
［第４実施例］
図４は本発明の第４実施例を示す人工衛星用スラスタの構造説明図で、同図（ａ）は半断面図、同図（ｂ）は同図（ａ）のＡ−Ａ線断面図である。
【００２６】
これは、第３実施例と同様に、ノズル部９を金属製としてその他の部分と別体に形成すると共に、セラミックス製燃焼室部７及びスロート部８を被嵌する筒状連結部１４を介して、噴射器３（第１実施例におけるスラスタ取付板部２又は中間部材４でも良い）にボルト結合（溶接でもよい）されるフランジ部１５と一体形成した例である。図中１６は補強リブで、ロは抜け止め部である。
【００２７】
これによれば、第１実施例と同様の効果が得られると共に、筒状連結部１４が燃焼室部７及びスロート部８を被嵌するので、セラミックス製燃焼室部７及びスロート部８を機体側に接合する必要がなく、接合構造の簡略化が図れる。また、補強リブ１６を付設して筒状連結部１４を可及的に薄肉化することで、熱応力低減が図れる。
【００２８】
［第５実施例］
図５は本発明の第５実施例を示す人工衛星用スラスタの構造説明図で、図４の（ｂ）に相当する図面である。
【００２９】
これは、第４実施例における、筒状連結部１４の内周面とセラミックス製燃焼室部７（及びスロート部８）の外周面との間にバイメタル１７を介装した例である。
【００３０】
これによれば、第４実施例と同様の効果が得られると共に、熱膨張差により高温になると筒状連結部１４と燃焼室部７との間に周間隙が生じた場合、バイメタル１７が変形して両部材に接触するので熱伝導が確保されるという利点が得られる。
【００３１】
［第６実施例］
図６は本発明の第６実施例を示す人工衛星用スラスタの半断面図である。
【００３２】
これは、第４実施例において、高温時に、筒状連結部１４の内周面とセラミックス製燃焼室部７（及びスロート部８）の外周面との間に形成される周間隙に、燃料又は酸化剤のリークガスを、燃料又は酸化剤の噴出方向を変更などして導入するようにした例である。
【００３３】
これによれば、第４実施例と同様の効果が得られると共に、リークガスにより燃焼器５を冷却することができるという利点が得られる。
【００３４】
尚、本発明は上記各実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で各種変更が可能であることはいうまでもない。例えば、本発明のスラスタは人工衛星に限らず、他の宇宙機にも適用することができる。
【００３５】
【発明の効果】
以上、実施例により具体的に説明したように、請求項１の発明によれば、燃料と酸化剤を噴射する噴射器と該噴射器から噴射された燃料と酸化剤を燃焼させる燃焼器とが連接されてなる飛行体のスラスタにおいて、前記燃焼器をセラミックス製として、押さえフランジにより機体側に固定したことを特徴とするので、セラミックス製燃焼器により耐熱性の向上が図れると共に金属部品との接合構造における信頼性の向上と構造簡略化も図れる。
【００３６】
請求項２の発明によれば、前記燃焼器のノズル部を金属製として、アーム状連結部を介して機体側に固定したことを特徴とするので、請求項１の発明と同様の効果が得られると共に、ノズル部の機械的負荷がセラミックス製燃焼室部に負荷されないので、同セラミックス製燃焼室部の接合が容易であるという利点がある。
【００３７】
請求項３の発明によれば、燃料と酸化剤を噴射する噴射器と該噴射器から噴射された燃料と酸化剤を燃焼させる燃焼器とが連接されてなる飛行体のスラスタにおいて、前記燃焼器をセラミックス製として、機体側に結合されたフランジ部材にろう付けしたことを特徴とするので、請求項１の発明と同様の効果が得られる。
【００３８】
請求項４の発明によれば、燃料と酸化剤を噴射する噴射器と該噴射器から噴射された燃料と酸化剤を燃焼させる燃焼器とが連接されてなる飛行体のスラスタにおいて、前記燃焼器の燃焼室部及びスロート部をセラミックス製とすると共にノズル部を金属製とし、該ノズル部を前記燃焼室部及びスロート部を被嵌する筒状連結部を介して機体側に固定したことを特徴とするので、請求項１の発明と同様の効果が得られると共に、筒状連結部が燃焼室部及びスロートを被嵌するので、セラミックス製燃焼室部及びスロート部を機体側に接合する必要がなく、接合構造の簡略化が図れる。
【００３９】
請求項５の発明によれば、前記筒状連結部の内周面とセラミックス製燃焼室部の外周面との間にバイメタルを介装したことを特徴とするので、請求項４の発明と同様の効果が得られると共に、熱膨張差により高温になると筒状連結部と燃焼室部との間に周間隙が生じた場合、バイメタルが変形して両部材に接触するので熱伝導が確保されるという利点が得られる。
【００４０】
請求項６の発明によれば、前記筒状連結部の内周面とセラミックス製燃焼室部の外周面との間に形成される周間隙にリークガスを導入することを特徴とするので、請求項４の発明と同様の効果が得られると共に、リークガスにより燃焼器を冷却することができるという利点が得られる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１実施例を示す人工衛星用スラスタの断面図である。
【図２】本発明の第２実施例を示す人工衛星用スラスタの半断面図である。
【図３】本発明の第３実施例を示す人工衛星用スラスタの半断面図である。
【図４】本発明の第４実施例を示す人工衛星用スラスタの構造説明図で、同図（ａ）は半断面図、同図（ｂ）は同図（ａ）のＡ−Ａ線断面図である。
【図５】本発明の第５実施例を示す人工衛星用スラスタの構造説明図で、図４の（ｂ）に相当する図面である。
【図６】本発明の第６実施例を示す人工衛星用スラスタの半断面図である。
【図７】従来の飛行体のスラスタの断面図である。
【符号の説明】
１　人工衛星用スラスタ
２　スラスタ取付板部
３　噴射器
４　中間部材
５　燃焼器
６ａ，６ｂ　タンク
７　燃焼室部
８　スロート部
９　ノズル部
１０，１０ａ　押さえフランジ
１１　フランジ部材
１２　アーム状連結部
１３ａ，１３ｂ　シール部材
１４　筒状連結部
１５　フランジ部
１６　補強リブ
１７　バイメタル
イ　ろう付け部
ロ　抜け止め部
ハ　周間隙
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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