JP2019132142A - Pressurization gas supply device and propulsion device for satellite using the same - Google Patents
Pressurization gas supply device and propulsion device for satellite using the same Download PDFInfo
- Publication number
- JP2019132142A JP2019132142A JP2018012673A JP2018012673A JP2019132142A JP 2019132142 A JP2019132142 A JP 2019132142A JP 2018012673 A JP2018012673 A JP 2018012673A JP 2018012673 A JP2018012673 A JP 2018012673A JP 2019132142 A JP2019132142 A JP 2019132142A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- liquid
- gas
- metal powder
- pressurized gas
- tank
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Images
Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
- Y02E60/00—Enabling technologies; Technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
- Y02E60/30—Hydrogen technology
- Y02E60/36—Hydrogen production from non-carbon containing sources, e.g. by water electrolysis
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
本発明は、液体推進薬を加圧する加圧ガスを発生し供給する加圧ガス供給装置とこれを用いた衛星用推進装置に関する。 The present invention relates to a pressurized gas supply device that generates and supplies a pressurized gas for pressurizing a liquid propellant and a satellite propulsion device using the pressurized gas supply device.
液体推進薬を用いる宇宙飛行体(例えば、人工衛星)は、液体推進薬を内部に保有する推薬タンクを有し、液体推進薬を用いて飛行又は姿勢制御を行う。
この場合、液体推進薬には、一液式推進薬として例えば、ヒドラジン、HAN(硝酸ヒドラジンアンモニウム)、HAN/HN(硝酸ヒドラジンアンモニウム/硝酸アンモニウム)などが用いられる。
A space vehicle (for example, an artificial satellite) using a liquid propellant has a propellant tank that holds the liquid propellant therein, and performs flight or attitude control using the liquid propellant.
In this case, as the liquid propellant, for example, hydrazine, HAN (ammonium hydrazine nitrate), HAN / HN (ammonium hydrazine nitrate / ammonium nitrate) or the like is used as a one-part propellant.
宇宙飛行体が無重力空間を飛行する場合、推薬タンク内の一液式推進薬を使用するためには、適正な燃焼圧力を得られる推進薬供給圧力を確保する必要がある。
一液式推進薬を用いた燃焼手段は、例えば、特許文献1に開示されている。
When a spacecraft flies in a weightless space, it is necessary to secure a propellant supply pressure that can obtain an appropriate combustion pressure in order to use a one-component propellant in a propellant tank.
Combustion means using a one-component propellant is disclosed in, for example,
また、本発明と関連するガス発生手段は、例えば、特許文献2に開示されている。
Moreover, the gas generation means relevant to this invention is disclosed by
特許文献1の「単元推進薬の燃焼のための装置および方法」では、推進薬がイオン性の塩と付加的な燃料とを含む。この装置は、イオン性の塩を分解する分解手段と、付加的な燃料とイオン性の塩の分解生成物とを燃焼させる燃焼手段とを備える。この方法では、推進薬が、反応器に導入され分解され、分解生成物が、燃焼器に導びかれ、燃焼器内で燃焼する。
In the “Apparatus and Method for Combustion of a Unitary Propellant” of
特許文献2の「水素ガス発生装置及び水素ガス発生方法」は、密閉可能な反応容器へ反応材料としての金属を導入し、この反応容器に水供給ポンプにより水を供給し、反応容器の内圧を所定の圧力にまで高める。高圧状態の反応容器へ、アルカリ水溶液供給ポンプによりアルカリ水溶液を供給し、金属とアルカリ水溶液との反応により水素ガスを発生させる。発生した高圧の水素ガスは冷却器、気液分離器を介して蓄圧器へ回収される。水素ガスの圧力は圧力調整弁により所定の圧力に調整される。
小型衛星又は超小型衛星は大型ロケットで主要な衛星(「主衛星」)と相乗りで打ち上げられることが多い。かかる相乗りを「ピギーバック」と呼ぶ。
相乗り(ピギーバック)の場合、主衛星への悪影響の排除が厳しく求められる。そのため、小型衛星又は超小型衛星には、加圧供給系の搭載が認められないことが多く、液体推進薬(一液式推進薬)を用いた飛行又は姿勢制御ができず、これを必要とする衛星の打上げ機会の確保が困難であった。
Small satellites or microsatellites are often large rockets that are launched together with the main satellite (the “main satellite”). Such carpooling is called “piggyback”.
In the case of carpooling (piggyback), it is strictly required to eliminate adverse effects on the main satellite. Therefore, small satellites or microsatellites are often not allowed to be equipped with pressurized supply systems, and flight or attitude control using liquid propellants (single-component propellants) is not possible. It was difficult to secure a launch opportunity for the satellite.
また、主衛星であっても、高圧タンクを搭載すると、高圧ガスの漏洩、破裂によりロケットの汚染や破損が生じる可能性があった。 Even with the main satellite, if a high-pressure tank was installed, the rocket could be contaminated or damaged due to leakage or rupture of the high-pressure gas.
特許文献1の場合、燃料タンク内の単元推進薬(一液式推進薬)を加圧するために高圧の不活性ガスを必要とする。そのため、ガスタンクと燃料タンクが例えば耐圧が10MPa以上の高圧タンクとなり、主衛星へ悪影響の可能性があると共に重量が大きくなる。
In the case of
特許文献2のガス発生手段を適用する場合、蓄圧器が高圧タンクとなり、主衛星へ悪影響の可能性がある。また、多くの機器(冷却器、気液分離器、蓄圧器、圧力調整器)を必要とするため、大型化、複雑化する。
When the gas generating means of
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、高圧タンクを用いることなく、液体推進薬を加圧する加圧ガスを安全に発生し供給することができ、かつ軽量化ができる加圧ガス供給装置とこれを用いた衛星用推進装置を提供することにある。 The present invention has been developed to solve the above-described problems. That is, an object of the present invention is to provide a pressurized gas supply device that can safely generate and supply a pressurized gas for pressurizing a liquid propellant without using a high-pressure tank, and that can be reduced in weight, and a satellite using the same. It is to provide a propulsion device.
本発明によれば、アルミニウム系の金属粉と、該金属粉と接触して加圧ガスを発生する液体と、を分離して保有する分離保有タンクと、
前記金属粉と前記液体とを接触させて前記加圧ガスを発生させるガス発生装置と、
前記加圧ガスの発生圧力が所定の圧力範囲を維持するように前記ガス発生装置を制御する制御装置と、を備えた加圧ガス供給装置が提供される。
According to the present invention, the separation holding tank that separates and holds the aluminum-based metal powder and the liquid that generates pressurized gas in contact with the metal powder,
A gas generator for generating the pressurized gas by bringing the metal powder into contact with the liquid;
There is provided a pressurized gas supply device comprising: a control device that controls the gas generating device so that the generated pressure of the pressurized gas is maintained within a predetermined pressure range.
また、本発明によれば、上記の加圧ガス供給装置と、
衛星推進用のスラスタに供給する液体推進薬を内部に保有する液室と、該液室を加圧する加圧ガスを内部に保有するためのガス室と、前記液室と前記ガス室を分離する可撓性の隔壁と、を有する燃料タンクと、
前記液室に連通し前記液体推進薬を反応させて推進ガスを噴射するスラスタと、を備えた衛星用推進装置が提供される。
According to the present invention, the pressurized gas supply device described above,
A liquid chamber that internally holds a liquid propellant supplied to a thruster for satellite propulsion, a gas chamber that internally holds a pressurized gas that pressurizes the liquid chamber, and the liquid chamber and the gas chamber are separated. A fuel tank having a flexible partition;
There is provided a satellite propulsion device including a thruster that communicates with the liquid chamber and reacts with the liquid propellant to inject propulsion gas.
上記本発明によれば、加圧ガスの発生圧力が所定の圧力範囲を維持するようにガス発生装置を制御する制御装置を備えるので、加圧ガスの最大圧力を従来のガスタンクや蓄圧器より低く設定することができる。 According to the present invention, since the control device that controls the gas generation device is provided so that the generation pressure of the pressurized gas maintains a predetermined pressure range, the maximum pressure of the pressurized gas is lower than that of the conventional gas tank or accumulator. Can be set.
具体的には、(1)分離保有タンクを複数のユニットで構成し、各ユニットから発生する加圧ガスの最大圧力を従来のガスタンクや蓄圧器より低く設定する、又は、(2)燃料タンクに供給される加圧ガスの圧力を検出し、この圧力が所定の圧力範囲を維持するようにガス発生装置を制御する。 Specifically, (1) the separation holding tank is composed of a plurality of units, and the maximum pressure of the pressurized gas generated from each unit is set lower than that of a conventional gas tank or accumulator, or (2) the fuel tank The pressure of the supplied pressurized gas is detected, and the gas generator is controlled so that this pressure maintains a predetermined pressure range.
加圧ガスの発生前、分離保有タンクには、分離して保有する金属粉と液体の充填時のガス圧(好ましくは常圧)のみが作用する。また同様に、加圧ガスの発生前は、燃料タンクには液体推進薬の充填時のガス圧のみが作用する。
従って、分離保有タンクと燃料タンクは、従来のガスタンクや蓄圧器より耐圧が低い低圧タンクとすることができ、高圧タンクを搭載しないので、主衛星への悪影響を防止できる。
Before the generation of the pressurized gas, only the gas pressure (preferably normal pressure) at the time of filling the separated and held metal powder and liquid acts on the separation holding tank. Similarly, before the generation of pressurized gas, only the gas pressure at the time of filling the liquid propellant acts on the fuel tank.
Therefore, the separation possession tank and the fuel tank can be low pressure tanks having a pressure resistance lower than that of conventional gas tanks or accumulators, and since no high pressure tank is mounted, adverse effects on the main satellite can be prevented.
主衛星への悪影響とは、作業スケジュールが主衛星と競合することや、高圧タンクの漏洩、破損による主衛星やロケットの汚染や破損などである。 The adverse effects on the main satellite include work schedules competing with the main satellite and contamination and damage to the main satellite and rocket due to leakage and damage of the high-pressure tank.
また、加圧ガスの発生後であっても、加圧ガスの最大圧力を所定の圧力範囲で低く設定できるので、分離保有タンク及び燃料タンクを高圧タンクよりも薄肉化でき、軽量化できる。 Further, even after the generation of the pressurized gas, the maximum pressure of the pressurized gas can be set lower within a predetermined pressure range, so that the separation holding tank and the fuel tank can be made thinner and lighter than the high pressure tank.
従って、本発明によれば、高圧タンクを用いることなく、液体推進薬を加圧する加圧ガスを安全に発生し供給することができ、かつ軽量化ができる。 Therefore, according to the present invention, the pressurized gas for pressurizing the liquid propellant can be safely generated and supplied without using a high-pressure tank, and the weight can be reduced.
以下、本発明の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。 Embodiments of the present invention will be described below 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.
図1は、本発明による加圧ガス供給装置10を用いた衛星用推進装置100の全体構成図である。
この図において、衛星用推進装置100は、加圧ガス供給装置10、燃料タンク20、及びスラスタ30を備える。
FIG. 1 is an overall configuration diagram of a
In this figure, the
燃料タンク20は、気密容器22、液室24、ガス室26、及び、隔壁28を有する。
気密容器22は、加圧ガス3の最大圧力P1に耐える容器である。液室24、ガス室26、及び隔壁28は、気密容器22の内側に設けられている。
加圧ガス3の最大圧力P1は、後述する例では、2.1MPa又は1.15MPaである。なお、加圧ガス3の下限圧力P2は、例えば0.7MPaある。
The
The
The maximum pressure P1 of the pressurized
液室24は、衛星推進用のスラスタ30に供給する液体推進薬1を内部に保有する。液体推進薬1は、例えば、ヒドラジン、HAN(硝酸ヒドラジンアンモニウム)、HAN/HN(硝酸ヒドラジンアンモニウム/硝酸アンモニウム)などの一液式推進薬であるのがよい。
The
ガス室26は、液室24を加圧する加圧ガス3を内部に保有するための空間(チャンバー)である。ガス室26の初期圧力(地上における圧力)は、好ましくは常圧(約0.1MPa)である。
The
隔壁28は、可撓性を有する膜、壁、又はディスクであり、液室24とガス室26を分離する。
The
スラスタ30は、内部に触媒を有し、燃料タンク20の液室24から供給される液体推進薬1を反応させて推進ガス2を外部に噴射する。スラスタ30は、この図では4つであるが、1乃至3でも5以上でもよい。
The
この図において、32は推進薬供給元弁、34はフィルターである。
推進薬供給元弁32は、液室24とスラスタ30を連通する推進薬供給ライン31を全閉又は全開する。なお、推進薬供給元弁32は、液体推進薬1の流量を制御可能な流量調整弁であってもよい。
フィルター34は、液体推進薬1に含まれる異物を除去する。
In this figure, 32 is a propellant supply source valve and 34 is a filter.
The propellant
The
図2は、本発明による加圧ガス供給装置10の第1実施形態図である。
この図において、加圧ガス供給装置10は、分離保有タンク12、ガス発生装置14、及び制御装置16を備える。
FIG. 2 is a diagram showing a first embodiment of the pressurized
In this figure, the pressurized
分離保有タンク12は、アルミニウム系の金属粉4と、金属粉4と接触して加圧ガス3を発生する液体5と、を分離して保有する。
金属粉4は、アルミニウム又はアルミニウム合金である。また、液体5は、水又はHAN(硝酸ヒドラジンアンモニウム)である。
The
The
図7は、水とアルミニウムの反応を示す模式図である。
アルミニウム系の金属粉4を使用して、アルミニウム成分を水と反応させて水酸化物に変化させ、同時に発生する水素ガスによって容易に高圧を得ることができる。
FIG. 7 is a schematic diagram showing the reaction between water and aluminum.
By using the aluminum-based
反応式は、式(1)である。
2Al+6H2O→2Al(OH)3+3H2・・・(1)
The reaction formula is Formula (1).
2Al + 6H 2 O → 2Al (OH) 3 + 3H 2 (1)
すなわち、水(H2O)とアルミニウム(Al)の反応では、水素(H2)及び水酸化アルミニウム(Al(OH)3)が生成されることが知られており、理論的な水素生成量により体積が元の1000倍以上となり、加圧ガス源として利用できる。
なお発生した水酸化物(Al(OH)3)は、固形分として水中に浮遊する。この水酸化物が水とアルミの間にあるとガス発生を阻害する可能性がある。
That is, it is known that hydrogen (H 2 ) and aluminum hydroxide (Al (OH) 3 ) are produced in the reaction of water (H 2 O) and aluminum (Al), and the theoretical hydrogen production amount Thus, the volume becomes 1000 times or more of the original, and it can be used as a pressurized gas source.
The generated hydroxide (Al (OH) 3 ) floats in water as a solid content. If this hydroxide is between water and aluminum, gas generation may be hindered.
図2において、分離保有タンク12は、金属粉4と液体5を仕切り壁6で分離して保有する複数(この図で3つ)のタンクユニット(以下、ユニット12a)を有する。仕切り壁6は、例えば、通電により金属粉4と液体5を連通する形状に変化する形状記憶合金製である。
In FIG. 2, the
ガス発生装置14は、金属粉4と液体5とを接触させて加圧ガス3を発生させる機能を有する。この例ではガス発生装置14は、仕切り壁6に個別に通電する複数(この図で3つ)の通電装置14aを備える。
The
図3は、図2のガス発生装置14の説明図である。この図において、(A)は作動前、(B)は作動時である。
FIG. 3 is an explanatory diagram of the
図3(A)の作動前において、分離保有タンク12の金属粉4と液体5は仕切り壁6で分離されている。金属粉4と液体5の充填は、地上において実施する。
分離保有タンク12は、燃料タンク20と同様に、加圧ガス3の最大圧力P1に耐える低圧容器である。加圧ガス3の最大圧力P1は、後述する例では、2.1MPa又は1.15MPaである。
金属粉4(アルミニウム又はアルミニウム合金)と液体5(水又はHAN)は、低温(例えば90℃以下)において、それぞれ固体と液体である。従って、地上において分離保有タンク12の内圧は、実質的に金属粉4と液体5の充填時のガス圧である。このガスは、例えば不活性ガスであり、充填時の圧力は好ましくは常圧(約0.1MPa)である。
Before the operation of FIG. 3A, the
Similar to the
The metal powder 4 (aluminum or aluminum alloy) and the liquid 5 (water or HAN) are solid and liquid at low temperatures (for example, 90 ° C. or less), respectively. Therefore, the internal pressure of the
図3(B)の作動時において、ガス発生装置14により、仕切り壁6に通電すると、仕切り壁6が金属粉4と液体5を連通する形状に変化し、金属粉4と液体5とを接触させて加圧ガス3を発生する。例えば、形状記憶合金製の仕切り壁6に通電することで、仕切り壁6が引っ張られて、破断し、金属粉4と液体5が連通する。
なお、作動時において、分離保有タンク12は、加熱装置13により加熱されており、上述した反応に適した温度(例えば60℃)に保持されていることが好ましい。
3B, when the
During operation, the
図2において、制御装置16は、加圧ガス3の発生圧力が所定の圧力範囲を維持するようにガス発生装置14を制御する。所定の圧力範囲は、下限圧力P2から最大圧力P1までである。
制御装置16による制御の具体例は後述する。
In FIG. 2, the
A specific example of control by the
図2において、加圧ガス供給装置10は、さらに、発生した加圧ガス3を金属粉4及び液体5から分離するガス分離装置18を備える。
In FIG. 2, the pressurized
図4は、ガス分離装置18の実施形態図である。この図において、ガス分離装置18は、気密容器18a、スターラー18b、及び回転磁界発生装置18cを有する。
FIG. 4 is an embodiment diagram of the
気密容器18aは、発生した加圧ガス3を内部に保有する中空空洞19aと、加圧ガス3の流入口19b及び吐出口19cを有する。
中空空洞19aは、好ましくは中空円筒形である。流入口19bは、中空空洞19aの側面に設けられ、中空空洞19aの内部に旋回流を形成するように、中心からオフセットにして設けられている。また、吐出口19cは、中空空洞19aの旋回流の中心から加圧ガス3を外部に排出するように、中心軸に沿って設けられている。
The
The
スターラー18bは、中空空洞19aの底面に近接して位置する磁石(又は磁性部材)であり、中空空洞19aの内部で水平に旋回し、内部に旋回流を形成するようになっている。
回転磁界発生装置18cは、中空空洞19aの内部に水平に旋回する回転磁界を発生させ、この回転磁界によりスターラー18bを水平に旋回する。
The
The rotating
上述した構成により、気密容器18aの内部(中空空洞19a)において、加圧ガス3とこれに同伴された金属粉4及び液体5とが水平に旋回するので、遠心力により金属粉4及び液体5が加圧ガス3から分離して中空空洞19aの外側に移動する。従って、ガス分離装置18により、発生した加圧ガス3を金属粉4及び液体5から分離することができる。
With the above-described configuration, the
なお、ガス分離装置18の構成は、上述した例に限定されず、その他の形態、例えば、サイクロン、遠心分離器、等であってもよい。
In addition, the structure of the
図5は、制御装置16によるガス発生装置14の制御例を示す図である。この図は、上述した分離保有タンク12が5つのユニット12aを有し、各ユニット12aから順に加圧ガス3を発生させた場合を示している。
この図において、横軸は推薬消費率(最大1.0)、縦軸の左は、加圧ガス3の発生圧力(MPa)、縦軸の右は、ガス発生率(最大1.0)である。
加圧ガス3の発生圧力(MPa)は、この例ではガス室26の圧力である。
FIG. 5 is a diagram illustrating a control example of the
In this figure, the horizontal axis is the propellant consumption rate (maximum 1.0), the left vertical axis is the generated pressure (MPa) of the
The generated pressure (MPa) of the
図5(A)は、5つのユニット12aのガス発生量が同一の場合である。この場合、最初のユニット12aのガス発生により、加圧ガス3の最大圧力P1が2.1MPaになるように各ユニット12aが設定されている。
加圧部の空隙容積(すなわち、ガス室26の容積)は液体推進薬1の消費に伴って増加していくので、1回ごとの反応ガスの発生量が同じでも、各段階のピーク圧は順次下がっていく。
この例において、制御装置16は、加圧ガス3の発生圧力を圧力検出器21で検出し検出圧力が下限圧力P2まで下がったときに、次のユニット12aからガスを発生させることで、所定の圧力範囲を維持する。
FIG. 5A shows a case where the gas generation amounts of the five
Since the void volume of the pressurizing part (that is, the volume of the gas chamber 26) increases as the
In this example, the
図5(B)は、5つのユニット12aのガス発生量が異なる場合である。この場合、毎回同じ圧力範囲となるように、最初のガス発生量を抑え、順次ガス発生量を増加させるように各ユニット12aの容量が設定されている。
この例の場合も、制御装置16は、加圧ガス3の発生圧力が下限圧力P2まで下がったときに、次のユニット12aからガスを発生させることで、所定の圧力範囲を維持する。
FIG. 5B shows the case where the gas generation amounts of the five
Also in this example, the
上述した本発明の第1実施形態によれば、加圧ガス3の発生圧力が所定の圧力範囲(P1−P2)を維持するようにガス発生装置14を制御する制御装置16を備えるので、加圧ガス3の最大圧力P1を従来のガスタンクや蓄圧器より低く設定することができる。
According to the first embodiment of the present invention described above, the
図6は、本発明による加圧ガス供給装置10の第2実施形態図である。
この図において、分離保有タンク12は、金属粉4を保有する金属粉タンク17aと、液体5を保有する液体タンク17bと、逆止弁17cと、を有する。逆止弁17cは、金属粉タンク17aと液体タンク17bとを連通しかつ金属粉タンク17aから液体タンク17bへの流体(金属粉4と液体5の混合物)の逆流を防止する。
FIG. 6 is a diagram showing a second embodiment of the pressurized
In this figure, the
この例において、ガス発生装置14は、逆止弁17cを通して液体5を金属粉タンク17aに供給する液体供給装置15を有する。液体供給装置15は、例えば液体タンク17bの内部で移動可能なピストン15aと、これを移動する直動アクチュエータ15bとを有する。
In this example, the
制御装置16は、燃料タンク20に供給される加圧ガス3の圧力を圧力検出器21で検出し、この圧力(発生圧力)が所定の圧力範囲を維持するようにガス発生装置14(この例で液体供給装置15)を制御する。
その他の構成は第1実施形態と同様である。
The
Other configurations are the same as those of the first embodiment.
上述した本発明の第2実施形態によれば、加圧ガス3の発生圧力が所定の圧力範囲(P1−P2)を維持するようにガス発生装置14を制御する制御装置16を備えるので、加圧ガス3の最大圧力P1を従来のガスタンクや蓄圧器より低く設定することができる。
According to the second embodiment of the present invention described above, the
また、上述した本発明の実施形態によれば、加圧ガス3の発生前、分離保有タンク12には、分離して保有する金属粉4と液体5の充填時のガス圧(好ましくは常圧)のみが作用する。また同様に、加圧ガス3の発生前は、燃料タンク20には液体推進薬1の充填時のガス圧のみが作用する。
従って、分離保有タンク12と燃料タンク20は、従来のガスタンクや蓄圧器より耐圧が低い低圧タンクとすることができ、高圧タンク(例えば耐圧が10MPa以上)を搭載しないので、主衛星への悪影響を防止できる。
Further, according to the above-described embodiment of the present invention, before the
Accordingly, the
主衛星への悪影響とは、作業スケジュールが主衛星と競合することや、高圧タンクの漏洩、破損による主衛星やロケットの汚染や破損などである。 The adverse effects on the main satellite include work schedules competing with the main satellite and contamination and damage to the main satellite and rocket due to leakage and damage of the high-pressure tank.
また、加圧ガス3の発生後であっても、加圧ガス3の最大圧力P1を所定の圧力範囲(P1−P2)で低く設定できるので、分離保有タンク12及び燃料タンク20を高圧タンクよりも薄肉化でき、軽量化できる。
In addition, even after the generation of the
従って、本発明によれば、高圧タンクを用いることなく、液体推進薬1を加圧する加圧ガス3を安全に発生させることができ、かつ軽量化ができる。
Therefore, according to the present invention, the
なお本発明は上述した実施形態に限定されず、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。 In addition, this invention is not limited to embodiment mentioned above, Of course, a various change can be added in the range which does not deviate from the summary of this invention.
P1 最大圧力、P2 下限圧力、1 液体推進薬、2 推進ガス、3 加圧ガス、
4 金属粉(アルミニウム又はアルミニウム合金)、5 液体(水又はHAN)、
10 加圧ガス供給装置、11 液体供給装置、12 分離保有タンク、
12a ユニット(タンクユニット)、13 加熱装置、14 ガス発生装置、
14a 通電装置、15 液体供給装置、15a ピストン、
15b 直動アクチュエータ、16 制御装置、17a 金属粉タンク、
17b 液体タンク、17c 逆止弁、18 ガス分離装置、18a 気密容器、
18b スターラー、18c 回転磁界発生装置、19a 中空空洞、
19b 流入口、19c 吐出口、20 燃料タンク、21 圧力検出器、
22 気密容器、24 液室、26 ガス室、28 隔壁、30 スラスタ、
31 推進薬供給ライン、32 推進薬供給元弁、34 フィルター、
100 衛星用推進装置
P1 maximum pressure, P2 lower limit pressure, 1 liquid propellant, 2 propellant gas, 3 pressurized gas,
4 metal powder (aluminum or aluminum alloy), 5 liquid (water or HAN),
10 Pressurized gas supply device, 11 Liquid supply device, 12 Separation holding tank,
12a unit (tank unit), 13 heating device, 14 gas generator,
14a electricity supply device, 15 liquid supply device, 15a piston,
15b linear actuator, 16 controller, 17a metal powder tank,
17b liquid tank, 17c check valve, 18 gas separator, 18a airtight container,
18b Stirrer, 18c Rotating magnetic field generator, 19a Hollow cavity,
19b Inlet, 19c Discharge port, 20 Fuel tank, 21 Pressure detector,
22 airtight container, 24 liquid chamber, 26 gas chamber, 28 partition, 30 thruster,
31 propellant supply line, 32 propellant supply valve, 34 filter,
100 Propulsion device for satellite
Claims (6)
前記金属粉と前記液体とを接触させて前記加圧ガスを発生させるガス発生装置と、
前記加圧ガスの発生圧力が所定の圧力範囲を維持するように前記ガス発生装置を制御する制御装置と、を備えた加圧ガス供給装置。 A separation holding tank that separates and holds aluminum-based metal powder and a liquid that generates pressurized gas in contact with the metal powder;
A gas generator for generating the pressurized gas by bringing the metal powder into contact with the liquid;
A pressurized gas supply device comprising: a control device that controls the gas generating device so that the generated pressure of the pressurized gas is maintained within a predetermined pressure range.
前記液体は、水又はHAN(硝酸ヒドラジンアンモニウム)である、請求項1に記載の加圧ガス供給装置。 The metal powder is aluminum or an aluminum alloy,
The pressurized gas supply device according to claim 1, wherein the liquid is water or HAN (hydrazine ammonium nitrate).
前記仕切り壁は、通電により前記金属粉と前記液体を連通する形状に変化する形状記憶合金製であり、
前記ガス発生装置は、前記仕切り壁に個別に通電する通電装置を備える、請求項1に記載の加圧ガス供給装置。 The separation holding tank has a plurality of units for holding the metal powder and the liquid separated by a partition wall,
The partition wall is made of a shape memory alloy that changes to a shape that allows the metal powder and the liquid to communicate with each other when energized;
The pressurized gas supply device according to claim 1, wherein the gas generation device includes an energization device that individually energizes the partition walls.
前記ガス発生装置は、前記逆止弁を通して前記液体を前記金属粉タンクに供給する液体供給装置を有する、請求項1に記載の加圧ガス供給装置。 The separation holding tank communicates the metal powder tank holding the metal powder, the liquid tank holding the liquid, the metal powder tank and the liquid tank, and the fluid from the metal powder tank to the liquid tank. A check valve for preventing the flow of
The pressurized gas supply device according to claim 1, wherein the gas generation device includes a liquid supply device that supplies the liquid to the metal powder tank through the check valve.
衛星推進用のスラスタに供給する液体推進薬を内部に保有する液室と、該液室を加圧する加圧ガスを内部に保有するためのガス室と、前記液室と前記ガス室を分離する可撓性の隔壁と、を有する燃料タンクと、
前記液室に連通し前記液体推進薬を反応させて推進ガスを噴射するスラスタと、を備えた衛星用推進装置。
A pressurized gas supply device according to any one of claims 1 to 5,
A liquid chamber that internally holds a liquid propellant supplied to a thruster for satellite propulsion, a gas chamber that internally holds a pressurized gas that pressurizes the liquid chamber, and the liquid chamber and the gas chamber are separated. A fuel tank having a flexible partition;
A satellite propulsion device comprising: a thruster that communicates with the liquid chamber and reacts with the liquid propellant to inject propulsion gas.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2018012673A JP6995278B2 (en) | 2018-01-29 | 2018-01-29 | Pressurized gas supply device and satellite propulsion device using it |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2018012673A JP6995278B2 (en) | 2018-01-29 | 2018-01-29 | Pressurized gas supply device and satellite propulsion device using it |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2019132142A true JP2019132142A (en) | 2019-08-08 |
JP6995278B2 JP6995278B2 (en) | 2022-01-14 |
Family
ID=67545897
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2018012673A Active JP6995278B2 (en) | 2018-01-29 | 2018-01-29 | Pressurized gas supply device and satellite propulsion device using it |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP6995278B2 (en) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN111120147A (en) * | 2019-12-13 | 2020-05-08 | 上海空间推进研究所 | Multistage liquid fuel gas pressurization system and use method thereof |
CN113431705A (en) * | 2021-06-09 | 2021-09-24 | 西北工业大学 | Micro-propellant grain pouring system and method |
JP2023504449A (en) * | 2019-12-03 | 2023-02-03 | スラストミー | Cold gas thruster using solid propellant |
CN116696606A (en) * | 2023-08-07 | 2023-09-05 | 东方空间技术(山东)有限公司 | Exhaust device of propellant storage tank of carrier rocket |
JP7360988B2 (en) | 2020-04-10 | 2023-10-13 | 株式会社Ihiエアロスペース | Pressurized gas supply device and satellite propulsion device using it |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2280946B (en) | 1993-06-05 | 1997-12-10 | British Aerospace | Method of and apparatus for propelling a spacecraft in space |
JP4205052B2 (en) | 2003-12-26 | 2009-01-07 | 株式会社アイテック | Hydrogen gas generator and hydrogen gas generation method |
JP4887488B2 (en) | 2006-03-23 | 2012-02-29 | 国立大学法人東京工業大学 | Hydrogen generator and power unit |
JP2014058904A (en) | 2012-09-18 | 2014-04-03 | Ihi Aerospace Co Ltd | Propellant supply device for spacecraft |
-
2018
- 2018-01-29 JP JP2018012673A patent/JP6995278B2/en active Active
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2023504449A (en) * | 2019-12-03 | 2023-02-03 | スラストミー | Cold gas thruster using solid propellant |
JP7428799B2 (en) | 2019-12-03 | 2024-02-06 | スラストミー | Cold gas thruster using solid propellant |
CN111120147A (en) * | 2019-12-13 | 2020-05-08 | 上海空间推进研究所 | Multistage liquid fuel gas pressurization system and use method thereof |
JP7360988B2 (en) | 2020-04-10 | 2023-10-13 | 株式会社Ihiエアロスペース | Pressurized gas supply device and satellite propulsion device using it |
CN113431705A (en) * | 2021-06-09 | 2021-09-24 | 西北工业大学 | Micro-propellant grain pouring system and method |
CN116696606A (en) * | 2023-08-07 | 2023-09-05 | 东方空间技术(山东)有限公司 | Exhaust device of propellant storage tank of carrier rocket |
CN116696606B (en) * | 2023-08-07 | 2023-10-27 | 东方空间技术(山东)有限公司 | Exhaust device of propellant storage tank of carrier rocket |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP6995278B2 (en) | 2022-01-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2019132142A (en) | Pressurization gas supply device and propulsion device for satellite using the same | |
US9180985B1 (en) | Nuclear thermal propulsion rocket engine | |
US9346565B1 (en) | Nuclear thermal propulsion rocket engine | |
US5026259A (en) | Miniaturized pressurization system | |
EP3004031B1 (en) | Dual mode chemical rocket engine, and dual mode propulsion system comprising the rocket engine | |
JPS63502339A (en) | Spacecraft low pressure reaction control propulsion system | |
Zube et al. | Evaluation of HAN-based propellant blends | |
Chato et al. | Vented tank resupply experiment-flight test results | |
Hart et al. | Design of the 3-D Printed Cold Gas Propulsion Systems for the VISORS Mission | |
Pasini et al. | Pulsed chemical rocket with green high performance propellants | |
US10414520B1 (en) | Fuel retention reactor for nuclear rocket engine | |
JP2014058904A (en) | Propellant supply device for spacecraft | |
EP2761159B1 (en) | Propulsion system | |
WHITEHEAD et al. | Design and Flight Testing of a Reciprocating Pump Fed Rocket | |
RU2522536C1 (en) | Method of rocket in-tank liquid-propellant gasification and device to this end | |
JP7360988B2 (en) | Pressurized gas supply device and satellite propulsion device using it | |
US20190315498A1 (en) | Nuclear thermal propulsion rocket engine | |
Gibbon et al. | Cost effective propulsion systems for small satellites using butane propellant | |
Torre et al. | PulCheR–Pulsed Chemical Rocket with Green High Performance Propellants: First Year Project Overview | |
Gibbon et al. | The use of liquefied gases in small satellite propulsion systems | |
US20210171223A1 (en) | Propulsion Systems Utilizing Gas Generated Via An Exothermically Decomposable Chemical Blowing Agent, and Spacecraft Incorporating Same | |
US10883449B2 (en) | Jet system | |
Harrington | Pistonless Dual Chamber Rocket Fuel Pump: Testing and Performance | |
Lange et al. | Feasibility Study and Performance Assessment of a Myriade Propulsion Module with an ADN-Based Green Monopropellant | |
US11498705B1 (en) | On orbit fluid propellant dispensing systems and methods |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20201216 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20210816 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20210820 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20210917 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20211105 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20211111 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 6995278 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |