JP2009262770A - Propulsion device for space craft - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、宇宙機の姿勢制御や軌道保持・修正に必要な推力を発生させるための宇宙機用推進装置に関する。 The present invention relates to a spacecraft propulsion apparatus for generating thrust necessary for spacecraft attitude control and orbit maintenance / correction.
図3は、人工衛星などの比較的小型の宇宙機に搭載される宇宙機用推進装置30の従来構成例を示す図である。図3に示すように、この宇宙機用推進装置30は、推力を発生させるための複数のスラスタ31と、液体燃料(例えばヒドラジン)を保有する燃料タンク32と、燃料タンク32の液体燃料を各スラスタ31へ供給するための燃料配管33とを備える。また燃料配管33上において、各スラスタ31の手前側にはそれぞれ推薬弁35が設けられている。
FIG. 3 is a diagram showing a conventional configuration example of a
スラスタ31は、触媒が充填された燃焼室を内部に有しており、スラスタ内部において、燃焼室に液体燃料が噴出されて触媒と接触することで、触媒反応により高温高圧ガスを発生させ、この高温高圧ガスを外部に噴出することによって姿勢制御や軌道保持・変更に必要な推力を発生させるようになっている。このようなスラスタは、1種類の液体燃料を推進剤とするため、1液式スラスタと呼ばれている。なお、1液式スラスタを開示する文献としては、例えば下記特許文献1がある。
The
ところで、宇宙機用推進装置としては、上述した1液式スラスタのほかに、電気的エネルギーを用いて推力を得る電気推進装置がある。電気推進装置は、燃費の指標となる比推力が非常に高いという利点を有する。なお、電気推進装置のひとつであるDCアークジェットスラスタを開示する文献としては、例えば下記特許文献2がある。 By the way, as a propulsion apparatus for spacecraft, there is an electric propulsion apparatus that obtains thrust using electric energy in addition to the above-described one-component thruster. The electric propulsion device has an advantage that a specific thrust that is an index of fuel consumption is very high. As a document disclosing a DC arc jet thruster which is one of electric propulsion devices, for example, there is Patent Document 2 below.
しかしながら、電気推進装置は、高消費電力(例えば1kW)のために、電力の低い小型衛星の推進系には適用できない。また、宇宙機(衛星など)の姿勢制御や、軌道修正はできるだけ短時間で行うことが好ましいが、電気推進装置は低推力であるために、これらのミッションを達成するには推力が不十分である。
一方、1液式スラスタは電気推進装置よりも高推力であるが、比推力が低い、すなわち燃料消費が多いために、電気推進装置を搭載せず1液式スラスタのみを搭載した宇宙機は、その寿命が短いという問題がある。
However, the electric propulsion apparatus cannot be applied to the propulsion system of a small satellite with low power because of high power consumption (for example, 1 kW). In addition, it is preferable to perform attitude control and orbit correction of a spacecraft (satellite, etc.) in as short a time as possible. However, because electric propulsion devices have low thrust, thrust is insufficient to achieve these missions. is there.
On the other hand, the one-component thruster has a higher thrust than the electric propulsion device, but the specific thrust is low, that is, the fuel consumption is large. Therefore, the spacecraft equipped with only the one-component thruster without the electric propulsion device is There is a problem that its lifetime is short.
本発明は上記の問題に鑑みてなされたものであり、小型宇宙機において電気推進装置の適用を可能にしつつ姿勢制御や軌道修正に必要な推力を得ることができる宇宙機用推進装置を提供することを課題とする。 The present invention has been made in view of the above problems, and provides a spacecraft propulsion device capable of obtaining the thrust necessary for attitude control and orbit correction while enabling the application of an electric propulsion device in a small spacecraft. This is the issue.
上記の課題を解決するため、本発明の宇宙機用推進装置は、以下の技術的手段を採用する。 In order to solve the above-described problems, the spacecraft propulsion device of the present invention employs the following technical means.
(1)本発明の宇宙機用推進装置は、酸化剤ガスを保有する酸化剤タンクと、
液体燃料を保有する燃料タンクと、液体燃料を反応させて推力を発生させる1液式スラスタと、酸化剤ガスと、液体燃料を分解して生成された燃料分解ガスとを反応させて発電する燃料電池と、前記燃料電池で発生させた電力を電源として推力を発生させる電気推進装置と、を備えることを特徴とする。
(1) A propulsion device for a spacecraft according to the present invention includes an oxidant tank that holds an oxidant gas,
A fuel tank that holds liquid fuel, a one-component thruster that reacts with liquid fuel to generate thrust, an oxidant gas, and a fuel decomposition gas that is generated by decomposing the liquid fuel reacts to generate power. A battery and an electric propulsion device that generates thrust by using electric power generated by the fuel cell as a power source.
上記の本発明の構成によれば、燃料電池によって発電し、その電力を電気推進装置の電源とする。これにより、電気推進装置に必要な電力を燃料電池の発電電力によって賄うので、小型宇宙機の電力(太陽電池による電力)が低くても、高電力の電気推進装置を適用することができる。そして、電気推進装置は比推力が高いので、電気推進装置の適用によって宇宙機の寿命を延ばすことができる。
また、電気推進装置は低推力であるが、高推力が得られる1液式スラスタを併用することで姿勢制御や軌道修正を短時間に行なうのに必要な推力を得ることができる。
さらに、液体燃料は、1液スラスタと燃料電池に共通の燃料として用いられるので、構造を簡素化できる。
According to the above configuration of the present invention, power is generated by the fuel cell, and the power is used as the power source of the electric propulsion device. Thereby, since the electric power required for the electric propulsion device is covered by the electric power generated by the fuel cell, the electric propulsion device with high electric power can be applied even if the electric power of the small spacecraft (electric power from the solar cell) is low. And since an electric propulsion apparatus has a high specific thrust, the lifetime of a spacecraft can be extended by application of an electric propulsion apparatus.
In addition, although the electric propulsion device has a low thrust, a thrust necessary for performing posture control and trajectory correction in a short time can be obtained by using a single-liquid thruster that can obtain a high thrust.
Further, since the liquid fuel is used as a fuel common to the one-liquid thruster and the fuel cell, the structure can be simplified.
(2)また、本発明の宇宙機用推進装置は、酸化剤ガスを保有する酸化剤タンクと、燃料ガスを保有する燃料ガスタンクと、酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて推力を発生させるガス式スラスタと、酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて発電する燃料電池と、前記燃料電池で発生させた電力を電源とし、燃料ガスを推進剤として、推力を発生させる電気推進装置と、を備えることを特徴とする。 (2) Further, the spacecraft propulsion device of the present invention generates thrust by reacting an oxidant tank holding an oxidant gas, a fuel gas tank holding a fuel gas, and the oxidant gas and the fuel gas. A gas type thruster, a fuel cell that generates electricity by reacting an oxidant gas and a fuel gas, an electric propulsion device that generates a thrust using the power generated by the fuel cell as a power source and the fuel gas as a propellant, It is characterized by providing.
上記の本発明の構成によれば、燃料電池によって発電し、その電力を電気推進装置の電源とする。これにより、電気推進装置に必要な電力を燃料電池の発電電力によって賄うので、小型宇宙機の電力(太陽電池による電力)が低くても、高電力の電気推進装置を適用することができる。そして、電気推進装置は比推力が高いので、電気推進装置の適用によって宇宙機の寿命を延ばすことができる。
また、電気推進装置は低推力であるが、高推力が得られるガス式スラスタを併用することで姿勢制御や軌道修正を短時間に行なうのに必要な推力を得ることができる。
さらに、燃料ガスは、ガス式スラスタ、電気推進装置および燃料電池に対して、共通の燃料として用いられるので、構造を簡素化できる。
According to the above configuration of the present invention, power is generated by the fuel cell, and the power is used as the power source of the electric propulsion device. Thereby, since the electric power required for the electric propulsion device is covered by the generated electric power of the fuel cell, the electric propulsion device with a high electric power can be applied even if the electric power of the small spacecraft (electric power from the solar cell) is low. And since an electric propulsion apparatus has a high specific thrust, the lifetime of a spacecraft can be extended by application of an electric propulsion apparatus.
In addition, although the electric propulsion device has a low thrust, it is possible to obtain a thrust necessary for performing posture control and trajectory correction in a short time by using a gas thruster capable of obtaining a high thrust.
Furthermore, since the fuel gas is used as a common fuel for the gas thruster, the electric propulsion device, and the fuel cell, the structure can be simplified.
(3)また上記(1)又は(2)の宇宙機用推進装置において、前記電気推進装置は、DCアークジェットスラスタ、MPDアークジェットスラスタ、イオンスラスタ又はホールスラスタである(但し、イオンスラスタ、ホールスラスタなどは推進剤として上記で定義された推進剤以外の推進薬キセノンガス等が別途必要)。 (3) In the spacecraft propulsion device according to (1) or (2), the electric propulsion device is a DC arc jet thruster, MPD arc jet thruster, ion thruster, or hole thruster (however, an ion thruster, a hole). For thrusters, etc., a propellant other than the propellant defined above is required as a propellant.
このように、電気推進装置としては、各種のものを適用することができる。 Thus, various things can be applied as an electric propulsion device.
(4)また上記(2)の宇宙機用推進装置において、前記燃料ガスは純水素ガスである (4) In the spacecraft propulsion device of (2), the fuel gas is pure hydrogen gas.
このように燃料ガスとして水素ガスを用いることにより、電気推進装置の比推力をさらに高めることができる。 By using hydrogen gas as the fuel gas in this way, the specific thrust of the electric propulsion device can be further increased.
本発明の宇宙機用推進装置によれば、小型宇宙機において電気推進装置の適用を可能にしつつ姿勢制御や軌道修正に必要な推力を得ることができる。 According to the spacecraft propulsion device of the present invention, it is possible to obtain the thrust necessary for attitude control and orbit correction while allowing the electric propulsion device to be applied to a small spacecraft.
以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。 Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the common part in each figure, and the overlapping description is abbreviate | omitted.
[第1実施形態]
図1は、本発明の第1実施形態にかかる宇宙機用推進装置1Aの構成図である。この宇宙機用推進装置1Aは、小型宇宙機(例えば衛星)に搭載されるものであり、図1に示すように、酸化剤タンク2と、燃料タンク3と、1液式スラスタ4と、燃料電池5と、電気推進装置6とを備える。
[First Embodiment]
FIG. 1 is a configuration diagram of a spacecraft propulsion apparatus 1A according to a first embodiment of the present invention. This spacecraft propulsion device 1A is mounted on a small spacecraft (for example, a satellite). As shown in FIG. 1, an oxidant tank 2, a fuel tank 3, a one-
酸化剤タンク2は、内部に酸化剤ガスを保有する。酸化剤ガスは少なくとも酸素を含むガスであり、特に純酸素ガスであるのがよい。酸化剤タンク2には、燃料電池5のカソードへ酸化剤ガスを供給するための酸化剤ライン9が接続されている。またこの酸化剤ライン9上には元弁15が設けられ、元弁15により燃料電池5への酸化剤ガスの供給・停止が切り替えられる。
The oxidant tank 2 holds an oxidant gas inside. The oxidant gas is a gas containing at least oxygen, and is particularly preferably a pure oxygen gas. An oxidant line 9 for supplying an oxidant gas to the cathode of the
燃料タンク3は、内部に液体燃料を保有する。液体燃料は、ヒドラジン、アンモニアなどの、分解することによって水素含有ガスを生成するものである。燃料タンク3には、燃料ライン10が接続されている。燃料ライン10は、燃料電池5側に向かう第1燃料ライン11と、1液式スラスタ4及び電気推進装置6の側に向かう第2燃料ライン12とに分岐している。またこの燃料ライン10において、分岐点より上流側の位置には元弁16が設けられ、元弁16により液体燃料の供給・停止が切り替えられる。
The fuel tank 3 holds liquid fuel inside. The liquid fuel generates hydrogen-containing gas by decomposition, such as hydrazine and ammonia. A
1液式スラスタ4は、液体燃料を反応させて推力を発生させるものである。1液式スラスタ4は、触媒が充填された燃焼室を内部に有しており、スラスタ4内部において、燃焼室に液体燃料が噴出されて触媒と接触することで、触媒反応により高温高圧ガスを発生させ、この高温高圧ガスを外部に噴出することによって姿勢制御や軌道保持・変更に必要な推力を発生させるようになっている。
The one-
なお、図1では、2基の1液式スラスタ4が示されているが、実施に際しては、必要とされる推進性能に応じて、1液式スラスタ4の搭載数と設置位置が設定される。各1液式スラスタ4の入側には、液体燃料の供給・停止を切り替える供給弁17が設けられている。
In FIG. 1, two one-
燃料電池5は、酸化剤ガスと、液体燃料を分解して生成された燃料分解ガスとを反応させて発電する発電装置である。燃料電池5としては、イオン交換膜を電解質にして、100℃以下の比較的低温で作動する固体高分子型(PEFC)を用いるのが良い。固体高分子型燃料電池5は、低コスト、コンパクトであり、小型宇宙機に搭載するのに好適である。ただし、適用可能である限りで、燃料電池5は、固体酸化物型(SOFC)やリン酸型(PAFC)などのその他の燃料電池であってもよい。
The
燃料電池5のアノードに燃料となる水素ガスを供給するために、第1燃料ライン11上には、液体燃料を分解して水素含有ガスを発生させるガス発生器13が設けられている。ガス発生器13は内部に触媒を保有し、液体燃料を触媒反応により水素含有ガスに分解する。例えば液体燃料がヒドラジンの場合、触媒反応式は下記(1)式のようになる。
2N2H4→N2+2NH3+H2 ・・・(1)
In order to supply hydrogen gas as fuel to the anode of the
2N 2 H 4 → N 2 + 2NH 3 + H 2 (1)
電気推進装置6は、電気的エネルギーを用いて、供給された推進剤ガスを加速させることで推力を得る装置である。本発明において、電気推進装置6は、燃料電池5で発生させた電力を電源として推力を発生させる。この電気推進装置6としては、DCアークジェットスラスタ、MPDアークジェットスラスタ、イオンスラスタ、ホールスラスタなどの各種のものを適用することができる(但し、イオンスラスタ、ホールスラスタなどは推進剤として上記で定義された推進剤以外の推進薬キセノンガス等が別途必要)。電気推進装置6への電力は、制御器8によって制御される。
The
電気推進装置6に供給される推進剤ガスはガス発生器7によって生成される。ガス発生器7は内部に触媒を保有し、液体燃料を触媒反応により分解して、推進剤ガスを生成する。例えば液体燃料がヒドラジンの場合、生成される推進剤ガスは、上記(1)式の反応によるガスであってもよい。この場合、このガス発生器7と、燃料電池5側のガス発生器13とを統合して、電気推進装置6と燃料電池5について共通のガス発生器として構成してもよい。なおガス発生器7の入側には、液体燃料の供給・停止を切り替える供給弁18が設けられている。
The propellant gas supplied to the
上述した本実施形態の構成によれば、燃料電池5によって発電し、その電力を電気推進装置6の電源とする。これにより、電気推進装置6に必要な電力を燃料電池5の発電電力によって賄うので、小型宇宙機の電力(太陽電池による電力)が低くても、高電力の電気推進装置6を適用することができる。そして、電気推進装置6は比推力が高いので、電気推進装置6の適用によって宇宙機の寿命を延ばすことができる。
According to the configuration of the present embodiment described above, power is generated by the
また、電気推進装置6は低推力であるが、高推力が得られる1液式スラスタ4を併用することで姿勢制御や軌道修正を短時間に行なうのに必要な推力を得ることができる。
さらに、液体燃料は、1液スラスタと燃料電池5に共通の燃料として用いられるので、構造を簡素化できる。
In addition, although the
Further, since the liquid fuel is used as a common fuel for the one-liquid thruster and the
[第2実施形態]
図2は、本発明の第2実施形態にかかる宇宙機用推進装置1Bの構成図である。
この宇宙機用推進装置は、小型宇宙機(例えば衛星)に搭載されるものであり、図2に示すように、酸化剤タンク2と、燃料ガスタンクと、ガス式スラスタ21と、燃料電池5と、電気推進装置6とを備える。酸化剤タンク2、燃料電池5、及び電気推進装置6の構成は、上述した第1実施形態と同じであるので、以下では第1実施形態と相違する点について説明する。
[Second Embodiment]
FIG. 2 is a configuration diagram of the
This spacecraft propulsion device is mounted on a small spacecraft (for example, a satellite). As shown in FIG. 2, an oxidizer tank 2, a fuel gas tank, a
燃料ガスタンク20は、内部に燃料ガスを保有する。燃料ガスは、水素を含有するガスであり、特に純水素ガスであるのがよい。第1実施形態と異なり、第1燃料ライン11にはガス発生器が設けられておらず、燃料ガスタンク20からの燃料ガスがそのままアノードガスとして燃料電池5に供給される。また、燃料ガスタンク20からの燃料ガスがそのまま推進剤ガスとして電気推進装置6へ供給される。なお、燃料ガスとして純水素ガスを用いることにより、電気推進装置6の比推力をさらに高めることができる。
The
ガス式スラスタ21は、酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて推力を発生させるものである。ガス式スラスタ21は、スラスタ内部において、燃料ガスを酸化剤ガスで燃焼させて高温高圧ガスを発生させ、この高温高圧ガスを外部に噴出することによって姿勢制御や軌道保持・変更に必要な推力を発生させるようになっている。
The
なお、図2では、2基のガス式スラスタ21が示されているが、実施に際しては、必要とされる推進性能に応じて、ガス式スラスタ21の搭載数と設置位置が設定される。各2ガス式スラスタ21の入側には、酸化剤ガスの供給・停止を切り替える供給弁17aと、燃料ガスの供給・停止を切り替える供給弁17bとが設けられている。
In FIG. 2, two
上述した本実施形態の構成によれば、燃料電池5によって発電し、その電力を電気推進装置6の電源とする。これにより、電気推進装置6に必要な電力を燃料電池5の発電電力によって賄うので、小型宇宙機の電力(太陽電池による電力)が低くても、高電力の電気推進装置6を適用することができる。そして、電気推進装置6は比推力が高いので、電気推進装置6の適用によって宇宙機の寿命を延ばすことができる。
According to the configuration of the present embodiment described above, power is generated by the
また、電気推進装置6は低推力であるが、高推力が得られるガス式スラスタ21を併用することで姿勢制御や軌道修正を短時間に行なうのに必要な推力を得ることができる。
さらに、燃料ガスは、ガス式スラスタ、電気推進装置6および燃料電池5に対して、共通の燃料として用いられるので、構造を簡素化できる。
Moreover, although the
Further, since the fuel gas is used as a common fuel for the gas thruster, the
なお、上記において、本発明の実施形態について説明を行ったが、上記に開示された本発明の実施の形態は、あくまで例示であって、本発明の範囲はこれら発明の実施の形態に限定されない。本発明の範囲は、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。 Although the embodiments of the present invention have been described above, the embodiments of the present invention disclosed above are merely examples, and the scope of the present invention is not limited to these embodiments. . The scope of the present invention is indicated by the description of the scope of claims, and further includes meanings equivalent to the description of the scope of claims and all modifications within the scope.
1A、1B 宇宙機用推進装置
2 酸化剤タンク
3 燃料タンク
4 1液式スラスタ
5 燃料電池
6 電気推進装置
7 ガス発生器
8 制御器
9 酸化剤ライン
10 燃料ライン
11 第1燃料ライン
12 第2燃料ライン
13 ガス発生器
15、16 元弁
17、18 供給弁
20 燃料ガスタンク
21 ガス式スラスタ
DESCRIPTION OF
Claims (4)
液体燃料を保有する燃料タンクと、
液体燃料を反応させて推力を発生させる1液式スラスタと、
酸化剤ガスと、液体燃料を分解して生成された燃料分解ガスとを反応させて発電する燃料電池と、
前記燃料電池で発生させた電力を電源として推力を発生させる電気推進装置と、を備えることを特徴とする宇宙機用推進装置。 An oxidant tank holding oxidant gas;
A fuel tank holding liquid fuel;
A one-component thruster that reacts with liquid fuel to generate thrust;
A fuel cell that generates electricity by reacting an oxidant gas with a fuel decomposition gas generated by decomposing liquid fuel; and
And a propulsion device for a spacecraft, comprising: an electric propulsion device that generates thrust by using electric power generated by the fuel cell as a power source.
燃料ガスを保有する燃料ガスタンクと、
酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて推力を発生させるガス式スラスタと、
酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて発電する燃料電池と、
前記燃料電池で発生させた電力を電源とし、燃料ガスを推進剤として、推力を発生させる電気推進装置と、を備えることを特徴とする宇宙機用推進装置。 An oxidant tank holding oxidant gas;
A fuel gas tank holding fuel gas; and
A gas type thruster that generates thrust by reacting an oxidant gas and a fuel gas;
A fuel cell that generates electricity by reacting an oxidant gas and a fuel gas; and
A propulsion device for a spacecraft, comprising: an electric propulsion device that generates thrust by using electric power generated by the fuel cell as a power source and fuel gas as a propellant.
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