CH718280A2

CH718280A2 - Water and metal powder micropropulsion system for small satellites.

Info

Publication number: CH718280A2
Application number: CH00062/21A
Authority: CH
Inventors: Madi Matteo; Koizumi Hiroyuki; Murohara Masaya
Original assignee: Sirin Orbital Systems Ag; Univ Tokyo
Priority date: 2021-01-22
Filing date: 2021-01-22
Publication date: 2022-07-29

Abstract

La présente invention concerne un moteur de fusée (1), compatible avec les restrictions de sécurité et de masse/volume des petits satellites. Le système de micropropulsion inventé (1) génère une forte poussée par la combustion de vapeur d'eau et de poudre métallique comme agent propulseur présentant des caractéristiques de sécurité et de manipulation élevées. La micropropulsion (1) comprend au moins un réservoir d'eau (10) pour stocker de l'eau liquide (A), au moins un réservoir de poudre métallique (11) pour stocker la poudre métallique (C), au moins un vaporisateur (12) où la vapeur (B) est générée, au moins une chambre de combustion (13) constituée d'au moins un allumeur pour la combustion de la vapeur et de la poudre métallique (D), au moins une tuyère (14) pour évacuer le gaz de combustion (E), et au moins un propulseur résistojet (15).The present invention relates to a rocket engine (1), compatible with the safety and mass/volume restrictions of small satellites. The invented micro-propulsion system (1) generates strong thrust by burning water vapor and metal powder as propellant with high safety and handling characteristics. The microdrive (1) includes at least one water tank (10) for storing liquid water (A), at least one metal powder tank (11) for storing metal powder (C), at least one vaporizer (12) where the steam (B) is generated, at least one combustion chamber (13) consisting of at least one igniter for the combustion of the steam and the metal powder (D), at least one nozzle (14) to evacuate the combustion gas (E), and at least one resistojet thruster (15).

Description

DOMAINE TECHNIQUETECHNICAL AREA

[0001] systèmes de propulsion spatiale, propulsion chimique, propulsion électrique, propulseur à eau, ingénierie des satellites, petits satellites [0001] space propulsion systems, chemical propulsion, electric propulsion, water thruster, satellite engineering, small satellites

ETAT DE LA TECHNIQUESTATE OF THE ART

[0002] La „micropropulsion à eau et poudre métallique pour petits satellites“ inventée élargira le champ de mission des petits satellites. Les petits satellites, notamment les CubeSats, apparus au début des années 2000, ont montré leur utilité notamment sur les orbites terrestres basses, pour l'éducation, la démonstration technologique, la communication et l'observation [R1]. Puisqu'ils peuvent être développés en peu de temps et à moindre coût, leur cycle de développement est plus rapide que celui des grands satellites. Ainsi, on s'attend à ce qu'ils accélèrent largement le développement spatial. D'autre part, les petits satellites ont rencontré des difficultés pour adapter un système de propulsion en raison des limitations importantes de masse, de volume et de puissance. Il est également nécessaire de garantir une sécurité et une maniabilité élevées sans sacrifier les performances afin de ne pas compromettre l'avantage d'un développement à court terme et à faible coût. Pour ces raisons, des recherches sur la micropropulsion pour les petits satellites ont été menées. La plupart des propulseurs vérifiés sont des systèmes de propulsion électrique „alias electric propulsion system“ ou des propulseurs à gaz froid „alias cold-gas thruster“, et la recherche sur les systèmes de micropropulsion chimique à forte poussée, qui comportent des dangers tels que la combustion, a été retardée [R2]. Les propulsions électriques ont une grande affinité avec eux en raison de leur impulsion spécifique élevée, mais leur niveau de poussée est faible, de l'ordre de 1 mN au maximum. Les propulseurs à gaz froid nécessitent un réservoir de gaz à haute pression qui réduit l'efficacité de leur structure et leur niveau de sûreté, bien qu'ils aient un niveau de préparation technologique élevé. Par conséquent, les micropropulseurs existants ne sont pas en mesure d'atteindre une poussée élevée. Cela signifie que les petits satellites n'ont pas la capacité de mettre en oeuvre des manoeuvres ou des missions qui nécessitent de grandes augmentations de vitesse en peu de temps, comme l'insertion en orbite planétaire et le retour d'échantillons d'astéroïdes. Il est donc urgent de développer un petit système de propulsion chimique. [0002] The invented “water and metal powder micro-propulsion for small satellites” will expand the mission field of small satellites. Small satellites, in particular CubeSats, which appeared in the early 2000s, have shown their usefulness, particularly in low Earth orbits, for education, technological demonstration, communication and observation [R1]. Since they can be developed in a short time and at a lower cost, their development cycle is faster than that of large satellites. Thus, they are expected to greatly accelerate space development. On the other hand, small satellites have encountered difficulties in adapting a propulsion system due to significant limitations in mass, volume and power. It is also necessary to ensure high safety and workability without sacrificing performance so as not to compromise the advantage of short-term, low-cost development. For these reasons, research into micropropulsion for small satellites has been conducted. Most of the thrusters verified are electric propulsion systems „aka electric propulsion system“ or cold gas thrusters „aka cold-gas thruster“, and research on high thrust chemical micro-propulsion systems, which carry hazards such as combustion, was delayed [R2]. Electric propulsions have a great affinity with them because of their high specific impulse, but their level of thrust is low, of the order of 1 mN at the most. Cold gas thrusters require a high pressure gas tank which reduces their structural efficiency and level of safety, although they have a high level of technological readiness. Therefore, existing microthrusters are not able to achieve high thrust. This means that small satellites do not have the ability to perform maneuvers or missions that require large speed increases in a short time, such as inserting into planetary orbit and returning asteroid samples. It is therefore urgent to develop a small chemical propulsion system.

[0003] La recherche de propulsions chimiques, capables de générer une forte poussée, est indispensable pour étendre les missions des petits satellites. En général, les grands vaisseaux spatiaux utilisent une propulsion chimique telle qu'un propulseur solide ou un monopropulseur utilisant de l'hydrazine. Cependant, l'utilisation de combustibles solides comme source de micropropulsion est difficile car l'utilisation de la pyrotechnie dans les systèmes de micropropulsion est limitée pour des raisons de sûreté, et les combustibles liquides classiques sont extrêmement dangereux et difficiles à manipuler en raison de leur toxicité et de leur réactivité élevée. C'est pourquoi l'attention s'est portée sur l'utilisation de propulseurs verts tels que le HAN (nitrate d'hydroxylammonium), le AND (dinitramide d'ammonium) et l'eau, qui présentent des caractéristiques de sûreté élevées. Plus précisément, l'eau, en tant qu'agent propulsif, présente une sûreté et une facilité de manipulation exceptionnelles, ainsi qu'un potentiel élevé pour une utilisation future dans l'espace [R3,R4]. [0003] The search for chemical propulsion, capable of generating strong thrust, is essential for extending the missions of small satellites. In general, large spacecraft use chemical propulsion such as solid propellant or monopropellant using hydrazine. However, the use of solid fuels as a source of micropropulsion is difficult because the use of pyrotechnics in micropropulsion systems is limited for safety reasons, and conventional liquid fuels are extremely dangerous and difficult to handle due to their toxicity and their high reactivity. This is why attention has been focused on the use of green propellants such as HAN (hydroxylammonium nitrate), AND (ammonium dinitramide) and water, which have high safety characteristics. Specifically, water as a propellant has exceptional safety and ease of handling, as well as high potential for future use in space [R3,R4].

[0004] Des propulseurs à jet d'eau „alias water-resistojet thruster“ et des propulseurs ioniques à eau „alias water ion thruster“ ont été développés [R4, R5, R6]. Il est possible de développer à l'avenir un système de propulsion multifonctionnel utilisant l'eau comme propergol commun [R4]. Une difficulté de l'eau est que la puissance absorbée augmente en raison de la nécessité de compenser l'importante chaleur latente. Ce problème peut être résolu en utilisant la chaleur d'échappement d'autres équipements. Ce concept de co-génération a été démontré lors d'essais au sol [R5]. En ce qui concerne le combustible, l'aluminium a une bonne affinité avec les systèmes de micropropulsion, car il présente une sécurité et une maniabilité élevées, ainsi que la possibilité d'être disponible dans l'espace à l'avenir, comme l'eau. En outre, l'énergie par volume obtenue par la réaction de l'eau et de l'aluminium est de 11 kJ/cm3, soit près du double des 5,6 kJ/cm3 obtenus par la réaction de l'eau et de l'oxygène [R7]. [0004] Water jet thrusters “alias water-resistojet thruster” and water ion thrusters “alias water ion thruster” have been developed [R4, R5, R6]. It is possible to develop in the future a multifunctional propulsion system using water as a common propellant [R4]. A difficulty with water is that the power draw increases due to the need to compensate for the large latent heat. This problem can be solved by using exhaust heat from other equipment. This concept of co-generation has been demonstrated during ground tests [R5]. As far as fuel is concerned, aluminum has a good affinity with micropropulsion systems, as it has high safety and maneuverability, as well as the possibility of being available in space in the future, such as the water. In addition, the energy per volume obtained by the reaction of water and aluminum is 11 kJ/cm3, almost double the 5.6 kJ/cm3 obtained by the reaction of water and aluminum. oxygen [R7].

[0005] Les performances d'un vaisseau spatial utilisant la combustion d'eau et de poudre d'aluminium ont été étudiées par Ingenito [R8]. Il a été démontré qu'une impulsion spécifique maximale d'environ 350 s a pu être atteinte en utilisant de l'aluminium en poudre avec une taille de particule de l'ordre de 100 nm. Cependant, il existe un problème de dégradation des performances de la tuyère en raison de l'écoulement diphasique gaz-liquide causé par l'oxyde d'aluminium en phase liquide contenu dans les produits de combustion. Cette dégradation des performances a également été confirmée expérimentalement par Miller [R9]. [0005] The performance of a spacecraft using the combustion of water and aluminum powder has been studied by Ingenito [R8]. It was demonstrated that a maximum specific impulse of about 350 s could be achieved using powdered aluminum with a particle size on the order of 100 nm. However, there is a problem of nozzle performance degradation due to gas-liquid two-phase flow caused by liquid-phase aluminum oxide contained in the combustion products. This performance degradation has also been confirmed experimentally by Miller [R9].

[0006] Les inventeurs ont développé un design conceptuel incluant l'effet de cette dégradation des performances. Le résultat a montré qu'une poussée de 100 mN et une impulsion spécifique d'environ 150-300 s ont pu être obtenues en utilisant de l'aluminium en poudre avec une taille de particule de l'ordre de 10-100 µm. Par conséquent, la faisabilité d'un système de propulsion utilisant la combustion d'aluminium pulvérisé dans l'eau est élevée. En outre, un système de propulsion utilisant l'hydrogène produit par la réaction de l'eau et de l'aluminium a été étudié [R10]. Dans ce système de propulsion, l'écoulement diphasique gaz-liquide ne pose pas de problème en raison de l'absence d'oxyde d'aluminium déchargé. Cependant, 96% de l'enthalpie générée par la réaction a été utilisée comme chaleur latente de l'eau, qui ne contribue qu'à hauteur de 4% à la poussée. [0006] The inventors have developed a conceptual design including the effect of this performance degradation. The result showed that a thrust of 100 mN and a specific impulse of about 150-300 s could be obtained using powdered aluminum with a particle size in the range of 10-100 µm. Therefore, the feasibility of a propulsion system using the combustion of sputtered aluminum in water is high. In addition, a propulsion system using hydrogen produced by the reaction of water and aluminum has been studied [R10]. In this propulsion system, the two-phase gas-liquid flow does not pose a problem due to the absence of discharged aluminum oxide. However, 96% of the enthalpy generated by the reaction was used as the latent heat of water, which only contributes 4% to the thrust.

[0007] Le système de micropropulsion à eau et en aluminium poudré inventé par les inventeurs est capable de couvrir la chaleur latente de l'eau en utilisant la chaleur évacuée de la chambre de combustion et des composants du système. Ce système d'utilisation de la chaleur perdue a déjà été démontré lors de l'essai au sol d'un hydrojet AQUARIUS par les inventeurs [R5]. Ainsi, les performances du système de micropropulsion par combustion proposé par les inventeurs sont élevées, même si les pertes dues à l'écoulement diphasique gaz-liquide sont prises en compte. [0007] The water and powder coated aluminum micro-propulsion system invented by the inventors is able to cover the latent heat of water by using the heat removed from the combustion chamber and the components of the system. This waste heat utilization system has already been demonstrated during the ground test of an AQUARIUS hydrojet by the inventors [R5]. Thus, the performance of the combustion micropropulsion system proposed by the inventors is high, even if the losses due to the two-phase gas-liquid flow are taken into account.

PROBLÈMEPROBLEM

[0008] Le développement du système de micropropulsion proposé, décrit dans l'état de l'art, pose trois problèmes techniques majeurs: i. le comportement de combustion de la poudre d'aluminium du classement µm dans un environnement de vapeur à basse pression, ii. la dégradation des performances de la tuyère due à l'écoulement diphasique gaz-liquide provoqué par le produit de combustion, iii. oxyde d'aluminium en phase liquide, et l'alimentation en poudre de la chambre de combustion.[0008] The development of the proposed micropropulsion system, described in the state of the art, poses three major technical problems: i. the combustion behavior of aluminum powder of the µm classification in a low pressure vapor environment, ii. degradation of nozzle performance due to two-phase gas-liquid flow caused by the combustion product, iii. aluminum oxide in the liquid phase, and the powder feed to the combustion chamber.

[0009] Les sous-sections suivantes décrivent les dernières tendances de la recherche dans chacun de ces domaines techniques et expliquent comment l'invention résout ces problèmes. [0009] The following subsections describe the latest research trends in each of these technical fields and explain how the invention solves these problems.

- La combustion d'aluminium en poudre du classement µm sous vapeur à basse pression- Combustion of powdered aluminum of the µm classification under low pressure steam

[0010] En général, la combustion de l'aluminium en poudre a été étudiée à des pressions de combustion supérieures à 1 MPa avec des particules de taille nanométrique, quel que soit le type d'oxydant [R11, R12]. Une telle combustion à haute pression et avec des particules de petite taille augmente l'efficacité de la combustion mais aussi le danger. Elle est incompatible avec les petits systèmes de propulsion qui nécessitent une sécurité élevée. Dans cette invention, nous nous sommes concentrés sur la petite masse brute d'un micro-vaisseau spatial. Les performances propulsives sont suffisantes même avec un faible rendement de combustion. Afin d'augmenter la sécurité de la micropropulsion, la pression maximale d'allumage a été fixée à 100 kPa, et la taille des particules a été fixée à l'ordre de 10 µm. Cela permet de maintenir le rendement d'allumage de l'allumeur tout en empêchant une inflammation involontaire. Toutefois, le comportement de la combustion vapeur-aluminium doit être étudié plus avant par les inventeurs. [0010] In general, the combustion of powdered aluminum has been studied at combustion pressures greater than 1 MPa with particles of nanometric size, regardless of the type of oxidant [R11, R12]. Such combustion at high pressure and with small particle size increases the combustion efficiency but also the danger. It is incompatible with small propulsion systems that require high security. In this invention, we have focused on the small gross mass of a micro spacecraft. Propulsion performance is sufficient even with low combustion efficiency. In order to increase the safety of the micropropulsion, the maximum ignition pressure has been set at 100 kPa, and the particle size has been set at the order of 10 µm. This maintains the ignition efficiency of the igniter while preventing unintended ignition. However, the behavior of the steam-aluminum combustion must be studied further by the inventors.

- La dégradation de la performance de tuyère par un écoulement biphasé gaz-liquide- Degradation of nozzle performance by two-phase gas-liquid flow

[0011] La dégradation des performances de la tuyère due à l'écoulement diphasique gaz-liquide a été soulignée dans l'étude d'Ingenito [R8]. La fraction massique de la phase liquide dans les produits de combustion est plus grande lorsque le rapport de mélange est proche de 1 et plus petite lorsque le rapport de mélange est éloigné de 1. Par conséquent, Ingenito et al. [R8] ont proposé un rapport de mélange d'environ 8, mais cela entraînerait une diminution significative de la température de la flamme et de l'impulsion spécifique. En outre, l'augmentation de l'apport de vapeur entraîne une augmentation de la chaleur latente d'un facteur huit. L'effet de l'écoulement biphasé gaz-liquide a été déterminé théoriquement par Miller [R9]. En particulier, la perte maximale par l'écoulement diphasique a également été démontrée expérimentalement. Cependant, la condition de perte maximale supposait que tout l'oxyde liquide restait dans la chambre de combustion et n'était pas du tout évacué par la tuyère. Pour l'examen de cette invention, une chambre de combustion d'une longueur de 910 mm a été utilisée, et on pense que l'oxyde d'aluminium en phase liquide généré s'est aggloméré et a adhéré à la paroi interne de la chambre (c'est la raison pour laquelle l'impulsion spécifique a été réduite dans l'expérience). En ce qui concerne la micropropulsion proposée dans l'invention, la réduction de l'impulsion spécifique est faible car la longueur de la chambre de combustion et de la tuyère n'est que de 10 à 50 mm au maximum. [0011] The degradation of the performance of the nozzle due to the two-phase gas-liquid flow was underlined in the study by Ingenito [R8]. The mass fraction of the liquid phase in the combustion products is larger when the mixing ratio is close to 1 and smaller when the mixing ratio is far from 1. Therefore, Ingenito et al. [R8] proposed a mixing ratio of about 8, but this would lead to a significant decrease in flame temperature and specific impulse. Also, increasing the steam input causes the latent heat to increase by a factor of eight. The effect of two-phase gas-liquid flow has been determined theoretically by Miller [R9]. In particular, the maximum loss by two-phase flow has also been demonstrated experimentally. However, the maximum loss condition assumed that all of the liquid oxide remained in the combustion chamber and was not exhausted through the nozzle at all. For the examination of this invention, a combustion chamber with a length of 910 mm was used, and it is believed that the liquid phase aluminum oxide generated has agglomerated and adhered to the inner wall of the combustion chamber. chamber (this is the reason why the specific impulse was reduced in the experiment). With respect to the micropropulsion proposed in the invention, the reduction of the specific impulse is small because the length of the combustion chamber and the nozzle is only 10 to 50 mm at most.

- L'alimentation en poudre de la chambre de combustion- Combustion chamber powder feed

[0012] Dans la présente invention, à savoir le système de micropropulsion à eau et en aluminium poudré, les deux propergols sont stockés séparément et alimentent la chambre de combustion selon les besoins pour assurer le contrôle de la poussée et le rallumage. Pour ce faire, il est nécessaire d'amener l'aluminium en poudre du réservoir à la chambre de combustion à un débit massique ciblé. Une méthode de fluidisation utilisant un gaz porteur a été étudiée pour le transport de la poudre. Dans la première moitié du 20ème siècle, il était connu que le rapport de débit massique entre la poudre et le gaz porteur était caractérisé par la différence de vitesse entre les deux, appelée vitesse de glissement „alias slip velocity“. Cette vitesse a été déterminée expérimentalement dans le passé, et les résultats ont été utilisés dans le design conceptuel par les inventeurs [R13,R14]. Aujourd'hui, les caractéristiques du champ d'écoulement sont obtenues par des calculs numériques, mais les résultats s'écartent de la valeur expérimentale de plus de 10 % [R15]. De plus, il est connu que le débit massique dans un environnement de microgravité est significativement différent de celui des essais au sol [R16]. La précision du contrôle du débit et de la vitesse d'alimentation en poudre affecte la précision des performances de propulsion, et il est donc nécessaire de les obtenir strictement dans les mêmes conditions que celles de ce système de propulsion innovant. In the present invention, namely the water and powder-coated aluminum micropropulsion system, the two propellants are stored separately and feed the combustion chamber as needed to provide thrust control and re-ignition. To do this, it is necessary to bring the powdered aluminum from the tank to the combustion chamber at a targeted mass flow. A fluidization method using a carrier gas has been studied for powder transport. In the first half of the 20th century, it was known that the mass flow ratio between powder and carrier gas was characterized by the difference in velocity between the two, called slip velocity „aka slip velocity“. This speed has been determined experimentally in the past, and the results have been used in the conceptual design by the inventors [R13,R14]. Today, the characteristics of the flow field are obtained by numerical calculations, but the results deviate from the experimental value by more than 10% [R15]. Moreover, it is known that the mass flow rate in a microgravity environment is significantly different from that of ground tests [R16]. The precision of powder feed rate and speed control affects the precision of propulsion performance, and therefore it is necessary to obtain them under strictly the same conditions as that of this innovative propulsion system.

BREF EXPOSÉ DE L'INVENTIONBRIEF DESCRIPTION OF THE INVENTION

[0013] Les petits satellites, qui peuvent être développés en peu de temps et à faible coût, sont plus adaptés aux missions difficiles que les gros satellites car les défaillances sont plus tolérables. Depuis que de petits satellites, tels que PROCYON et MarCO, ont réalisé des opérations dans l'espace lointain, les attentes concernant l'exploration de l'espace lointain par de petits satellites sont élevées et diverses missions ont été proposées [R17, R18, R19, R20]. Cependant, les performances de propulsion requises sont vastes pour l'exploration de l'espace lointain, et le besoin de systèmes de propulsion à forte poussée se fait particulièrement sentir. Un système de propulsion à forte poussée fournit de grandes augmentations de vitesse en peu de temps, ce qui permet le transfert d'orbite, le changement de plan orbital, l'insertion d'orbite planétaire, la désorbitation, la rentrée dans l'atmosphère et le retour d'échantillons d'astéroïdes. La propulsion à forte poussée est obtenue par la propulsion chimique, mais les petits satellites sont incompatibles avec la propulsion chimique en raison de son danger élevé [R21]. Les petits satellites doivent être plus sûrs que les gros satellites car ils sont principalement lancés par piggyback. Les plus gros satellites utilisent principalement des combustibles solides, de l'hydrazine, du tétroxyde de diazote, etc. Ces combustibles chimiques sont trop dangereux et difficiles à manipuler pour être utilisés dans les petits satellites. La présente invention concerne un système de micropropulsion chimique utilisant des propergols qui présentent à la fois une énergie de combustion élevée et une grande sécurité. [0013] Small satellites, which can be developed in a short time and at low cost, are more suitable for difficult missions than large satellites because failures are more tolerable. Since small satellites, such as PROCYON and MarCO, have performed deep space operations, expectations for deep space exploration by small satellites have been high and various missions have been proposed [R17, R18, R19, R20]. However, the propulsion performance required is vast for deep space exploration, and the need for high-thrust propulsion systems is particularly acute. A high-thrust propulsion system provides large speed increases in a short time, enabling orbit transfer, orbital plane change, planetary orbit insertion, deorbit, atmospheric reentry and the return of asteroid samples. High-thrust propulsion is achieved by chemical propulsion, but small satellites are incompatible with chemical propulsion due to its high danger [R21]. Small satellites must be safer than large satellites because they are mainly launched by piggyback. Larger satellites mainly use solid fuels, hydrazine, dinitrogen tetroxide, etc. These chemical fuels are too dangerous and difficult to handle for use in small satellites. The present invention relates to a chemical micropropulsion system using propellants which have both high combustion energy and high safety.

[0014] Ce système de micropropulsion, qui utilise de l'eau et des métaux en poudre comme agents propulsifs, est particulièrement destiné aux petits satellites. Les propergols verts tels que l'ADN (Ammonium DiNitramide) et le HAN (HydroxylAmmonium Nitrate) ont été étudiés comme des propergols sûrs et faciles à manipuler [R22]. Parmi ceux-ci, l'eau est la plus sûre et la plus facile à manipuler. D'autre part, la poudre d'aluminium ou de magnésium est utilisée comme combustible qui réagit avec l'eau. Ces métaux sont sûrs car leurs surfaces sont recouvertes d'un film d'oxyde, ce qui les rend moins réactifs à température ambiante. En chauffant la poudre, le film d'oxyde est éliminé et la poudre peut être mise en réaction avec un oxydant [R11]. Industriellement, des tailles de particules de l'ordre du nm ont été utilisées pour obtenir une efficacité de combustion élevée, mais le danger augmente rapidement. Dans la présente invention, des poudres dont la taille des particules est de l'ordre de 100 µm sont utilisées pour obtenir une énergie de combustion élevée tout en réduisant le danger. En outre, l'aluminium et le magnésium sont connus pour être abondants sur la surface lunaire et ont un potentiel futur élevé [R23]. Ainsi, l'utilisation de ces propergols permettra de développer des systèmes de propulsion pour petits satellites à forte poussée et haute sécurité. [0014] This micropropulsion system, which uses water and powdered metals as propellants, is particularly intended for small satellites. Green propellants such as DNA (Ammonium DiNitramide) and HAN (HydroxylAmmonium Nitrate) have been studied as safe and easy to handle propellants [R22]. Of these, water is the safest and easiest to handle. On the other hand, aluminum or magnesium powder is used as fuel which reacts with water. These metals are safe because their surfaces are covered with an oxide film, which makes them less reactive at room temperature. By heating the powder, the oxide film is removed and the powder can be reacted with an oxidant [R11]. Industrially, particle sizes in the nm range have been used to achieve high combustion efficiency, but the danger is increasing rapidly. In the present invention, powders whose particle size is of the order of 100 μm are used to obtain a high combustion energy while reducing the danger. Also, aluminum and magnesium are known to be abundant on the lunar surface and have a high future potential [R23]. Thus, the use of these propellants will make it possible to develop propulsion systems for small satellites with high thrust and high security.

LISTE DES DESSINSLIST OF DRAWINGS

[0015] Deux dessins techniques représentés sur la figure 1 et la figure 2 présentent l'invention.. Fig. 1 montre le schéma du système de micropropulsion à eau et à poudre métallique (l'invention). Fig. 2 montre le flux de propulsion de l'eau et de la poudre métallique dans le système de micropropulsion (l'invention).Two technical drawings shown in Figure 1 and Figure 2 show the invention. Fig. 1 shows the diagram of the water and metal powder micropropulsion system (the invention). Fig. 2 shows the propulsion flow of water and metal powder in the micropropulsion system (the invention).

ENUMÉRATION DES DESSINSLIST OF DRAWINGS

[0016] 1 Système de micropropulsion 10 Réservoir d'eau 100 Vessie en caoutchouc 101 Soupape 102 Régulateur 103 Soupape 11 Réservoir de poudre métallique 110 Filtre 12 Vaporisateur 120 Radiateur 13 Chambre de combustion 130 Allumeur 130' Étincelle d'allumage 131 Radiateur 132 Filtre 133 Soupape anti-retour 134 Soupape anti-retour 14 Tuyère 15 Propulseur résistojet 150 Radiateur 151 Soupape A Eau liquide A' Gouttelette d'eau B Vapeur C Poudre métallique D Vapeur + Poudre métallique E Gaz de combustion F Gaz inerte (gaz de poussée et gaz porteur)[0016] 1 Micropropulsion system 10 Water tank 100 Rubber bladder 101 Valve 102 Regulator 103 Valve 11 Metal powder tank 110 Filter 12 Vaporizer 120 Radiator 13 Combustion chamber 130 Igniter 130' Ignition spark 131 Radiator 132 Filter 133 Non-return valve 134 Non-return valve 14 Nozzle 15 Resistorjet propellant 150 Radiator 151 Valve A Liquid water A' Water droplet B Steam C Metal powder D Steam + Metal powder E Combustion gas F Inert gas (thrust gas and gas carrier)

DESCRIPTION DÉTAILLÉE DE L'INVENTIONDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

[0017] Cette invention, la micropropulsion à eau et à poudre métallique pour petits satellites, utilise la combustion d'eau et de poudre d'aluminium ou de magnésium. L'eau présente une sécurité et une facilité de manipulation exceptionnelles, ainsi qu'un potentiel élevé pour une utilisation future dans l'espace. Une difficulté de l'eau est que la puissance absorbée augmente en raison de la nécessité de compenser l'importante chaleur latente. Ce problème peut être résolu en utilisant la chaleur d'échappement d'autres équipements. Quant au combustible, l'aluminium a une bonne affinité avec les systèmes de micropropulsion. D'autre part, l'aluminium ou le magnésium présentent une grande sécurité, une bonne maniabilité et la possibilité d'être disponibles dans l'espace à l'avenir, comme l'eau. En outre, l'énergie par volume obtenue par la réaction de l'eau et de l'aluminium est de 11 kJ/cm3, soit près du double des 5,6 kJ/cm3 obtenus par la réaction de l'eau et de l'oxygène. Ici, la taille de la poudre est considérée comme étant d'environ 100 µm, ce qui empêche la possibilité d'une inflammation involontaire et maintient la performance d'allumage. This invention, the water and metal powder micropropulsion for small satellites, uses the combustion of water and aluminum or magnesium powder. Water has exceptional safety and ease of handling, as well as high potential for future use in space. A difficulty with water is that the power draw increases due to the need to compensate for the large latent heat. This problem can be solved by using exhaust heat from other equipment. As for fuel, aluminum has a good affinity with micropropulsion systems. On the other hand, aluminum or magnesium have high safety, good workability and the possibility of being available in space in the future, like water. In addition, the energy per volume obtained by the reaction of water and aluminum is 11 kJ/cm3, almost double the 5.6 kJ/cm3 obtained by the reaction of water and aluminum. 'oxygen. Here, the powder size is considered to be around 100 µm, which prevents the possibility of unintended ignition and maintains ignition performance.

[0018] Ce système de propulsion à eau et à poudre métallique (invention) est capable de couvrir la chaleur latente de l'eau en utilisant la chaleur évacuée de la chambre de combustion et des composants du système. Les performances du système de propulsion par combustion proposé par les inventeurs sont élevées même si l'on tient compte de la perte due à l'écoulement diphasique gaz-liquide. This water and metal powder propulsion system (invention) is able to cover the latent heat of water using the heat removed from the combustion chamber and system components. The performance of the combustion propulsion system proposed by the inventors is high even if the loss due to the two-phase gas-liquid flow is taken into account.

[0019] La figure 1 montre le schéma du système de micropropulsion à eau et à poudre métallique. Le système de micropropulsion inventé (1) est composé d'un réservoir d'eau (10), d'un réservoir de poudre métallique (11), d'un vaporisateur (12), d'une chambre de combustion (13), d'une tuyère (14) et d'un propulseur à jet de résistance à l'eau - résistojet (15). L'eau liquide est stockée dans la vessie en caoutchouc (100) à l'intérieur du réservoir d'eau (10). Du gaz sous pression est introduit dans l'espace entre le réservoir d'eau (10) et la vessie en caoutchouc (100). Une partie du gaz fonctionne comme un gaz de poussée pour amener la gouttelette d'eau (A') au vaporisateur (12), et l'autre partie fonctionne comme un gaz porteur pour amener la poudre métallique (C) à la chambre de combustion (13). La gouttelette d'eau alimentée s'évapore dans le vaporisateur (12). La pression de vapeur suit l'équation de Tetens, et elle est contrôlée par la régulation de la température de la paroi du vaporisateur. Le vaporisateur (12) a besoin d'un apport de chaleur pour compenser la chaleur latente de l'eau. La puissance nécessaire est élevée par rapport à la puissance limitée des petits satellites. Par conséquent, l'utilisation de la chaleur évacuée par la combustion est essentielle dans ce système de propulsion (invention). Figure 1 shows the diagram of the water and metal powder micropropulsion system. The invented micro-propulsion system (1) is composed of a water tank (10), a metal powder tank (11), a vaporizer (12), a combustion chamber (13), a nozzle (14) and a water resistance jet thruster - resistojet (15). Liquid water is stored in the rubber bladder (100) inside the water tank (10). Pressurized gas is introduced into the space between the water tank (10) and the rubber bladder (100). Part of the gas works as a push gas to bring the water droplet (A') to the vaporizer (12), and the other part works as a carrier gas to bring the metal powder (C) to the combustion chamber (13). The fed water droplet evaporates in the vaporizer (12). The vapor pressure follows the Tetens equation, and it is controlled by regulating the temperature of the vaporizer wall. The vaporizer (12) needs a heat input to compensate for the latent heat of the water. The power required is high compared to the limited power of small satellites. Therefore, the use of the heat removed by combustion is essential in this propulsion system (invention).

[0020] La vapeur (B) descend vers la chambre de combustion (13), qui est pressurisée à la pression d'allumage par la vapeur alimentée. La pression d'allumage est une valeur contrôlable, mais une pression d'allumage élevée nécessite un temps de pressurisation long. Pendant la pressurisation, la vapeur est évacuée par la tuyère (14), et le fonctionnement du propulseur est un propulseur résistojet (15) plutôt qu'un propulseur chimique. Par conséquent, une pression d'allumage élevée entraîne l'augmentation de la perte de comburant et la réduction de la capacité de propulsion moyenne. Juste avant que la pression de la chambre de combustion n'atteigne la pression d'allumage, l'alimentation en poudre métallique commence. Lorsque la pression d'allumage et le rapport de mélange des propergols atteignent les valeurs cibles, ils sont allumés. Les gaz de combustion sont évacués par la tuyère (14), et une poussée et une impulsion spécifique élevées sont obtenues. La pression de combustion est supérieure à la pression du vaporisateur. Par conséquent, le vaporisateur (12) n'est pas en mesure de fournir la vapeur à la chambre de combustion (13), et la propulsion fonctionne comme une opération pulsée. De plus, pour éviter le reflux des produits, une soupape anti-retour (133) et un filtre (132) sont placés entre le vaporisateur (12) et la chambre de combustion (13). [0020] The vapor (B) descends towards the combustion chamber (13), which is pressurized to the ignition pressure by the supplied vapor. Ignition pressure is a controllable value, but high ignition pressure requires long pressurization time. During pressurization, steam is exhausted through the nozzle (14), and the thruster operation is a resistojet thruster (15) rather than a chemical thruster. Consequently, a high ignition pressure causes the loss of oxidizer to increase and the average propulsive capacity to decrease. Just before the combustion chamber pressure reaches ignition pressure, the powder metal feed begins. When the ignition pressure and the mixing ratio of the propellants reach the target values, they are ignited. Combustion gases are vented through the nozzle (14), and high thrust and specific impulse are achieved. The combustion pressure is higher than the pressure of the vaporizer. Consequently, the vaporizer (12) is unable to supply steam to the combustion chamber (13), and the propulsion operates as a pulsed operation. In addition, to avoid product reflux, a non-return valve (133) and a filter (132) are placed between the vaporizer (12) and the combustion chamber (13).

LISTE DES RÉFÉRENCES CITÉES DANS LE DOCUMENTLIST OF REFERENCES CITED IN THE DOCUMENT

[0021] Cette liste de références (à l'exclusion des brevets) citées par le demandeur est uniquement destinée à faciliter la tâche du lecteur. [R1] T. Villela, C. Costa, et al., „Towards the Thousandth CubeSat: A Statistical Overview“, International Journal of Aerospace Engineering, Vol.2019, 2019. [R2] K. Lemmer, „Propulsion for CubeSats“, Acta Astronautica, 134 (2017), 231-243. [R3] Guerrieri, D., Silva, M., Cervone, A., and Gill, E., Selection and Characterization of green Propellants for Micro-Resistojets, Journal of Heat Transfer, 139 (2017), 1-9. [R4] Koizumi, H., Assessment of Micropropulsion System Unifying Water Ion Thrusters and Water Resistojet Thrusters, Journal of Spacecraft and Rockets, 56 (5) (2019), 1400-1408. [R5] Asakawa, J., Koizumi, H., Nishii, K., Takeda, N., Murohara, M., Funase, R., and Komurasaki, K., Fundamental Ground Experiment of a Water Resistojet Propulsion System: AQUARIUS Installed on a 20 6U CubeSat: EQUULEUS, Trans. JSASS Aerospace Tech. 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Claims

1. Rocket engine comprising a combustion chamber (13), a water tank (10) storing liquid water (A) and pressurized gas (F), a metal powder supply device (11 ) storing metal powder (C) and supplying the combustion chamber (13) with metal powder, a vaporizer (12) supplying the combustion chamber with water vapor (B), an igniter (130) igniting the metal powder and steam (D), a rocket nozzle (14) communicating with the combustion chamber, and several rocket nozzles (15) communicating with the vaporizer via valves (151).

A rocket motor according to claim 1, which has a throttling capability by regulating a mass flow rate of each of metal powder and water vapor in the combustion chamber (13).

A rocket motor according to claim 1 or 2, which increases combustion efficiency by generating turbulence in the combustion chamber (13).

4. A rocket motor according to any one of claims 1 to 3, which has independent attitude control capability by supplying water vapor to the different rocket nozzles (15).

5. A rocket motor according to any one of claims 1 to 4, wherein the metal powder supply device (11) uses the pressurized gas as the carrier gas.

6. A rocket motor according to any one of claims 1 to 5, wherein the powder metal feeder (11) includes a regulator for the pressurized gas and has the ability to control a mass flow of powder metal to the chamber. by controlling the carrier gas pressure with the regulator.

7. A rocket motor according to any one of claims 1 to 6, which uses the metal powder having a diameter larger than 10 µm.

8. A rocket motor according to any one of claims 1 to 7, which uses a metal powder which is magnesium, a magnesium alloy, aluminum or an aluminum alloy.

9. A rocket motor according to any one of claims 1 to 8, wherein the vaporizer generates the water vapor using heat generated in the combustion chamber.