JP2015039925A

JP2015039925A - スラスタ用熱エネルギ回収装置

Info

Publication number: JP2015039925A
Application number: JP2013171008A
Authority: JP
Inventors: 哲也有働; Tetsuya Arido
Original assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Current assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Priority date: 2013-08-21
Filing date: 2013-08-21
Publication date: 2015-03-02

Abstract

【課題】宇宙空間に廃棄される燃焼エネルギを利用して、バスシステムの構成を大きく変更せずに、スラスタの比推力を向上させ、スラスタを含む宇宙機推進系を軽量化できるスラスタ用熱エネルギ回収装置を提供する。【解決手段】内部で推薬を燃焼する燃焼室４と、燃焼により内部で生じたガスを外部に放出するノズル６と、を有するスラスタ８に取り付けられるスラスタ用熱エネルギ回収装置２であって、スラスタ８の燃焼室４又はノズル６の外側を囲み燃焼室４又はノズル６から発生する熱エネルギを電力エネルギに変換する熱電変換素子パネル１０と、電力エネルギを消費しスラスタ８の比推力を向上させるデバイスＡに供給するための電力エネルギを制御する制御装置１２と、を備える。【選択図】図２

Description

本発明は、宇宙機の軌道及び姿勢を制御するスラスタに取り付けられるスラスタ用熱エネルギ回収装置に関する。

スラスタとは、人工衛星などの宇宙機に搭載され、宇宙機の軌道制御又は姿勢制御するために、その外部に搭載される宇宙機用の小型液体ロケットエンジンである。宇宙機の寿命は様々であるが、静止衛星は約１５年と言われている。その間、スラスタは、単秒時の燃焼を間欠的に繰り返して、宇宙機の軌道や姿勢を制御する。このようなスラスタとして、例えば静止軌道投入用にアポジエンジンが使用されている。

スラスタには、１液式スラスタや２液式スラスタ等がある。
１液式触媒スラスタは、内部に有する触媒層に液体燃料（以下、推薬）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ものである。

２液式スラスタは、四酸化二窒素（ＭＯＮ３）等の酸化剤と推薬とを燃焼室に噴射し、酸化剤と推薬との混合ガスを燃焼室内で燃焼させ、その燃焼ガスをノズルから外部へ噴出することにより推力を得るものである。

また例えば特許文献１のように、燃焼室やノズルの周囲をヒートシールドで覆ったスラスタが従来から使用されている。
ヒートシールドは、燃焼により高温となった燃焼室やノズルから発生する輻射熱により、宇宙機本体が局所的に加熱されないために、設けられている。

特開２００２−３０８２００号公報

多機能あるいは高性能な宇宙機を製造するには、様々な機能を有する電子機器を数多く宇宙機に搭載する必要がある。しかしそのためには、宇宙機に搭載するその他のものの重量を減らさなければならない。また、スラスタによる軌道上での姿勢制御期間が宇宙機の寿命を左右する要素の一つとなっており、推薬をできる限り効率的に使用する必要がある。

一般にスラスタは、比推力（推進効率）が高いものほど少量の推薬で多くの運動エネルギを発生させ、宇宙機を制御することができる。推薬の搭載量が少ない分、推薬タンクなどの推進系が軽量化され、別の電子機器を宇宙機に搭載できる。あるいは、同量の推薬であれば、宇宙機を制御可能な期間（軌道上寿命）を延ばすことができることから、より比推力が高いスラスタの開発が求められていた。

スラスタの比推力を上げるには、例えば加圧ポンプで燃焼室への推薬の供給圧力を高め、燃焼圧力を上昇させなければならない。しかし、加圧ポンプを設置するためには、例えば大電力を加圧ポンプに供給するための太陽電池パネルや電源回路改造といった、宇宙機のバスシステムを大幅に変更する必要があった。

一方、スラスタの作動時に燃焼ガスから燃焼室、ノズルの内壁に伝達した熱エネルギは、蓄積すると燃焼室、ノズルが高温化して損傷するため、外部に放出する必要があり、例えば、燃焼室やノズルの壁面から熱輻射により宇宙空間に廃棄される。
主に燃焼室を冷却するため、推薬を燃焼室の壁内部に通して燃焼室を冷却（再生冷却）するスラスタもあり、その結果燃焼室から熱エネルギを回収するスラスタもある。
しかし再生冷却するためには、複雑な構造の推薬循環や推薬物性制御が必要であり、結局、それに伴いスラスタの重量増加やスラスタが作動可能な推薬供給圧範囲を制約することになってしまっていた。

本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、宇宙空間に廃棄される燃焼エネルギを利用して、バスシステムの構成を大きく変更せずに、スラスタの比推力を向上させ、スラスタを含む宇宙機推進系を軽量化できるスラスタ用熱エネルギ回収装置を提供することにある。

本発明によれば、内部で推薬を燃焼する燃焼室と、
前記燃焼により前記内部で生じたガスを外部に放出するノズルと、を有するスラスタに取り付けられるスラスタ用熱エネルギ回収装置であって、
スラスタの燃焼室又はノズルの外側を囲み燃焼室又はノズルから発生する熱エネルギを電力エネルギに変換する熱電変換素子パネルと、
前記電力エネルギを消費し前記スラスタの比推力を向上させるデバイスに供給するための前記電力エネルギを制御する制御装置と、を備える、ことを特徴とするスラスタ用熱エネルギ回収装置が提供される。

また前記デバイスは、前記燃焼室に供する前記推薬を加圧する加圧ポンプを含む。

また熱電変換素子パネルは、燃焼室又はノズルの外壁に接触して設けられている。

また熱電変換素子パネルは、燃焼室又はノズルの外壁から間隔を隔てて設けられている。

上述した本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置によれば、従来は宇宙空間に廃棄していた熱エネルギを電力エネルギに変換し、その電力をスラスタの比推力を向上させるデバイスに供給する。そのため、宇宙機のバスシステムに大型電源を搭載しなくてもデバイスを駆動でき、スラスタの比推力を向上させることができる。

また従来のヒートシールドが設けられていた燃焼室やノズルの周囲に、熱電変換素子パネルをヒートシールドの換わりに設けるので、熱電変換素子パネルにヒートシールドの機能を兼用させることができる。また宇宙機本体にデバイスと制御装置をバスシステムに追加するだけで、既存宇宙機のバスシステムの全体の構成をほとんど変更せずに、スラスタの比推力を向上させることができる。

その上、小さな電源やバスシステムから、スラスタの起動時だけ電力を供給しさえすれば、その後は、スラスタの燃焼によって生じる熱エネルギを利用してデバイスの駆動に必要な電力を発電できる。そのため、発電量に制約のある宇宙機の電力利用を最小限にすることができる。

本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置とそれを取り付けるスラスタの系統図である。本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置の説明図である。本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置を使用した場合に発電可能な電力エネルギ量の計算例である。

以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。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。

本発明は、宇宙機のスラスタ８に取り付けられるスラスタ用熱エネルギ回収装置２である。
図１は、本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置２とそれを取り付けるスラスタ８の系統図である。

本実施形態のスラスタ８は、例えば図１に示すように、燃焼室４、ノズル６、推薬タンク１８、酸化剤タンク２０、及び加圧用のガスタンク２２を有する２液式スラスタである。
なお、本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置２を取り付けるスラスタ８の構成はこれに限らず、１液式スラスタでもよい。

推薬タンク１８は、推薬が封入される気密容器であり、推薬を通す推薬ライン２４を介して、燃焼室４に連結される。
推薬は、スラスタ８に用いられる周知の液体燃料であり、例えばヒドラジンである。

酸化剤タンク２０は、酸化剤が封入される気密容器であり、酸化剤を通す酸化剤ライン２６を介して燃焼室４に連結される。
酸化剤は、スラスタ８に用いられる周知の酸化剤であり、例えばＭＯＮ３である。

ガスタンク２２は、推薬タンク１８と酸化剤タンク２０との内部を加圧する加圧ガスを封入する高圧タンクであり、加圧ガスを通す加圧ガスライン２８を介して、推薬タンク１８と酸化剤タンク２０とに連結される。
加圧ガスは、推薬と直接反応しない不活性ガス、例えば、ヘリウムである。

燃焼室４は、内部で推薬を燃焼する金属製の円筒である。
図１の実施形態のスラスタ８は２液式スラスタであるため、酸化剤と推薬とを燃焼室４に噴射し、燃焼室４内で、酸化剤と推薬との混合ガスを燃焼させる。

ノズル６は、燃焼により燃焼室４の内部で生じたガスを外部に放出するためのノズルである。
燃焼室４と、ノズル６の上流側とは特に高温になる高温領域である。このノズル６と燃焼室４の高温領域は、例えば耐酸化用シリサイドコーティングを施したニオブ合金で形成されることが好ましい。しかし高温領域の燃焼室４とノズル６とは、これに限らずその他の素材で形成されてもよい。

図２は、本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置２の説明図である。（Ａ）は燃焼室４の中心軸Ｂを含む平面によるスラスタ用熱エネルギ回収装置２の断面図、（Ｂ）は燃焼室４とノズル６との斜視図、（Ｃ）は熱電変換素子パネル１０の断面図である。

本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置２は、熱電変換素子パネル１０と制御装置１２とを備える。また、スラスタ用熱エネルギ回収装置２は、熱電変換素子パネル１０とデバイスＡとの間に、整流回路３２、蓄電回路３４、モータ制御回路３６を有することが好ましい。

熱電変換素子パネル１０は、スラスタ８の燃焼室４又はノズル６の外側を囲み燃焼室４又はノズル６から発生する熱エネルギを電力エネルギに変換する。
熱電変換素子パネル１０は、燃焼室４又はノズル６の外壁に接触して設けられていることが好ましい。もしくは、熱電変換素子パネル１０は、燃焼室４又はノズル６の外壁から間隔を隔てて設けられていてもよい。

熱電変換素子パネル１０は、図２（Ｂ）に示すように、６枚の台形形状のパネルが組み合わされて構成されるものが考えられる。
なお、熱電変換素子パネル１０の構成はこれに限らず、必要な電力エネルギを発生できる限りにおいて、円錐型など他の形状でもよい。

また熱電変換素子パネル１０は、図２（Ｃ）に示すように、Ｎ型半導体１０ｂとＰ型半導体１０ｃを有するＮ／Ｐ型素子、絶縁材１０ａ、及び電極１０ｄを備えるペルチェ素子などの熱電変換素子であることが好ましい。熱電変換素子パネル１０は、従来のスラスタのヒートシールドが設置されていた位置に、燃焼室４又はノズル６の外側を囲むように設置される。
それにより熱電変換素子パネル１０は、ヒートシールドの機能を兼ね備えることができる。

また熱電変換素子パネル１０は、燃焼室４が宇宙機本体Ｃ（図２（Ａ）を参照）に接続するためのエンジンＩ／Ｆフランジ３８に、従来のヒートシールドと同様の固定方法で固定される。
なお、熱電変換素子パネル１０の宇宙空間側には、放熱を促進させるためのヒートシンクを設けることが好ましい。

制御装置１２は、電力エネルギを消費しスラスタ８の比推力を向上させるデバイスＡに供給するための電力エネルギを制御する。なお、制御装置１２は、バスシステムの制御装置を使用することが好ましいが、バスシステムとは別に、スラスタ用熱エネルギ回収装置２専用の制御装置を設けてもよい。

スラスタ用熱エネルギ回収装置２専用の制御装置１２を設ける場合、起動時の制御装置１２を駆動するための電力は、バスシステムの電源（バス電源３０）から供給することが好ましい。その後の制御装置１２を駆動するための電力は、バス電源３０から供給してもよく、また熱電変換素子パネル１０で変換した電力エネルギを使用してもよい。

また、スラスタ用熱エネルギ回収装置２が整流回路３２、蓄電回路３４、及びモータ制御回路３６を有する場合には、制御装置１２は、モータ制御回路３６を制御することによりデバイスＡに供給するための電力エネルギを制御する。

発電した電力エネルギを推薬の加圧に使用する場合、デバイスＡは、スラスタ８の電力エネルギが必要な周辺機器であり、燃焼室４に供する推薬を加圧する加圧ポンプ１４を含む。加圧ポンプ１４は、例えばモータＭとポンプユニットＰとを有することが好ましい。
なお、デバイスＡはこれに限らず、エンジンなどを冷却するためのペルチェ素子、もしくは推薬加熱分解ヒータであってもよい。この場合、変換された電力エネルギは、例えば、ペルチェ素子によるエンジンの局所的冷却、推薬加熱分解ヒータの駆動、等に使用される。

また、スラスタ用熱エネルギ回収装置２が整流回路３２、蓄電回路３４、及びモータ制御回路３６を有する場合、熱電変換素子パネル１０、整流回路３２、蓄電回路３４、モータ制御回路３６、及び加圧ポンプ１４が、図１に示すように、電力ケーブル４０で接続される。
すなわち熱電変換素子パネル１０で発生した電力エネルギは、整流回路３２、蓄電回路３４、モータ制御回路３６を介して加圧ポンプ１４に送電される。
なお、加圧ポンプ１４の起動時には、図１に示すように、バス電源３０から蓄電回路３４に充電された電力が使用される。

このように本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置２は、燃焼室４とノズル６との周囲、もしくはそれらに接触する形で、熱電変換素子パネル１０を配置し、燃焼室４とノズル６とから発生する熱を受けて電力エネルギに変換する。
それにより本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置２は、燃焼に伴う燃焼室４とノズル６の千数百度もの熱エネルギを、直接、もしくはその放射熱として、熱電変換素子パネル１０で受け、電力エネルギに変換する。そしてスラスタ用熱エネルギ回収装置２は、その電力エネルギを制御装置１２で制御し、デバイスＡに供給する。

すなわち本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置２は、排熱を回収し、電力エネルギに変換することで、スラスタ８の起動時以外は宇宙機のバスシステムに電力エネルギを依存することなく、自力で電力エネルギを供給することができる。それにより、スラスタ用熱エネルギ回収装置２は、将来のスラスタ高性能、高機能化に伴うさらなる高効率化や電力需要に対応できる。

また従来のバスシステムを改造する場合でも、本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置２を使用することにより、最小限の改造で、比較的容易に比推力の良いスラスタ８へ換装することが可能となる。
また従来のヒートシールドの代わりに熱電変換素子パネル１０を使用することで、スラスタ用熱エネルギ回収装置２をヒートシールド兼用の発電ユニットとすることもできる。

また推薬を燃焼室４の壁内部に通して燃焼室４を冷却するスラスタ８でも、熱エネルギを電力エネルギとして回収し、再生冷却に係るデバイスＡに利用できるため、従来のスラスタよりもエネルギ効率をより向上させることができる。

図３は、本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置２を使用した場合に発電可能な電力エネルギ量の計算例である。（Ａ）は本計算例に使用する熱電変換素子の一ユニットあたりの出力を示すグラフであり、（Ｂ）は（Ａ）から算出した、本発明の熱電変換素子パネル１０の高温側と低温側との温度差と、その熱電変換素子パネル１０で発電可能な総発電量との関係を示した表である。

本計算例は、ポンプ入口圧が１ＭＰａ、ポンプ出口圧が３ＭＰａ、必要電力量が０．７１ｋｗの加圧ポンプ１４と、図３（Ａ）に示す変換素子出力の熱電変換素子パネル１０を使用して計算した。図３（Ａ）に示す熱電変換素子パネル１０の高温側と低温側との温度差が７３５℃（高温側温度が８００℃、低温側温度が６５℃）のときの最大発電効率は、３．１Ｗ／ｃｍ^２である。

本計算例に使用する熱電変換素子パネル１０は、台形形状の熱電変換素子（一枚当たりの面積が２８０００ｍｍ^２、大きさが短辺８０ｍｍ×長辺２００ｍｍ×高さ２００ｍｍ）を６枚使用した６面体であり、その総面積は、１６８０００ｍｍ^２である。

したがって、整流回路３２、蓄電回路３４、モータ制御回路３６、電力ケーブル４０、等の付属ユニット側の総合変換効率を０．６と仮定した場合の本計算例に使用するスラスタ用熱エネルギ回収装置２の必要発電量は、１．１８ｋｗ（＝０．７１ｋｗ／０．６）である。

この結果を図３（Ｂ）と照らし合わせると、熱電変換素子パネル１０の高温側と低温側との温度差が３００℃以上あれば、本計算例に使用した加圧ポンプ１４を駆動できることが分かる。

従来のヒートシールドを有するスラスタを使用したヒートシールド温度試験の計測により、ヒートシールドの高温側（すなわち燃焼室４とノズル６側）の温度が約８００℃になることが確認されている。ヒートシールドの低温側（宇宙空間側）の温度は、ヒートシンク、等を設けて放熱させることにより５００℃以下にすることが可能であるため、本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置２で加圧ポンプ１４を駆動できる電力エネルギを十分に発生させることができる。

この本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置２を、燃焼圧力が約１．１ＭＰａ、比推力が３２８．５秒の従来の５００Ｎ級スラスタに使用した場合、スラスタ用熱エネルギ回収装置２を取り付けたスラスタ８は、燃焼圧力が約１．４ＭＰａ、比推力が３３３．８秒となる。すなわち、本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置２を取り付けたスラスタ８は従来のスラスタより比推力が５．３秒、エネルギ効率が約１．６％上昇する。

なお、本計算例はあくまで実施例であり、加圧ポンプ１４や熱電変換素子パネル１０として使用するものは、これに限らない。またヒートシンク等を低温側に設けたり、燃焼室４とノズル６とに熱電変換素子パネル１０を近付けたりすることにより、適宜、高温側と低温側との温度差を調節することは勿論である。

上述した本発明のスラスタ用熱エネルギ回収装置２によれば、従来は宇宙空間に廃棄していた熱エネルギを電力エネルギに変換し、その電力をスラスタ８の比推力を向上させるデバイスＡに供給する。そのため、宇宙機のバスシステムに大型電源を搭載しなくてもデバイスＡを駆動でき、スラスタ８の比推力を向上させることができる。

また従来のヒートシールドが設けられていた燃焼室４やノズル６の周囲に、熱電変換素子パネル１０をヒートシールドの換わりに設けるので、熱電変換素子パネル１０にヒートシールドの機能を兼用させることができる。また宇宙機本体ＣにデバイスＡと制御装置１２をバスシステムに追加するだけで、既存宇宙機のバスシステムの全体の構成をほとんど変更せずに、スラスタ８の比推力を向上させることができる。

その上、小さな電源やバスシステムから、スラスタ８の起動時だけ電力を供給しさえすれば、その後は、スラスタ８の燃焼によって生じる熱エネルギを利用してデバイスＡの駆動に必要な電力を発電できる。そのため、発電量に制約のある宇宙機の電力利用を最小限にすることができる。

なお本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。

２スラスタ用熱エネルギ回収装置、４燃焼室、
６ノズル、８スラスタ、１０熱電変換素子パネル、
１０ａ絶縁材、１０ｂＮ型半導体、１０ｃＰ型半導体、
１０ｄ電極、１２制御装置、
１４加圧ポンプ、１８推薬タンク、
２０酸化剤タンク、２２ガスタンク、
２４推薬ライン、２６酸化剤ライン、２８加圧ガスライン、
３０バス電源、３２整流回路、３４蓄電回路、
３６モータ制御回路、３８エンジンＩ／Ｆフランジ、４０電力ケーブル、
Ａデバイス、Ｂ中心軸、
Ｃ宇宙機本体、Ｍモータ、
Ｐポンプユニット

Claims

内部で推薬を燃焼する燃焼室と、
前記燃焼により前記内部で生じたガスを外部に放出するノズルと、を有するスラスタに取り付けられるスラスタ用熱エネルギ回収装置であって、
スラスタの燃焼室又はノズルの外側を囲み燃焼室又はノズルから発生する熱エネルギを電力エネルギに変換する熱電変換素子パネルと、
前記電力エネルギを消費し前記スラスタの比推力を向上させるデバイスに供給するための前記電力エネルギを制御する制御装置と、を備える、ことを特徴とするスラスタ用熱エネルギ回収装置。
前記デバイスは、前記燃焼室に供する前記推薬を加圧する加圧ポンプを含む、ことを特徴とする請求項１に記載のスラスタ用熱エネルギ回収装置。
熱電変換素子パネルは、燃焼室又はノズルの外壁に接触して設けられている、ことを特徴とする請求項１又は２に記載のスラスタ用熱エネルギ回収装置。
熱電変換素子パネルは、燃焼室又はノズルの外壁から間隔を隔てて設けられている、ことを特徴とする請求項１又は２に記載のスラスタ用熱エネルギ回収装置。