JP2020528519A - 宇宙推進システム - Google Patents

Abstract

より小さいサイズを有する宇宙推進システム(1)が、小型衛星への適用に特別に設計されるが、対象のビークルの広範なサイズに基づいて容易にスケール調整することができ、宇宙推進システム(1)は、円筒容器(11)によって実現される燃焼室(10)であって、円筒壁(13)と、燃焼室(10)内の螺旋燃焼経路を誘導するように上記円筒壁の接線方向に従って注入するための、燃焼剤、燃料、および/またはそれらの混合物用の注入ダクト(15)を少なくとも設けられた第1の端部(12)と、燃料または燃焼剤用の可能なさらなる垂直な注入ダクト(16)と、上記円筒壁(13)の接線方向に従って配置されて、螺旋経路を受け入れて方向付ける放出ダクト(19)を設けられた反対側の端部(14)とを有し、円筒壁が、燃焼反応を加速するための触媒材料の堆積を内側に有する、燃焼室(10)と、燃焼室内の燃焼生成物を放出するための上記放出ダクト(19)に接続された超音波ノズル(20)と、を備える。

Description

本発明は、様々な小型の宇宙衛星に特に適したタイプの宇宙推進システムに関する。そのような小型の宇宙衛星は、特定の場合には、「マイクロ衛星」(10÷100kg)、「ナノ衛星」(1÷10kg)、および「ピコ衛星」(100g÷1kg)という用語で知られている小型人工衛星であり、これらは、低ペイロード発射装置によって軌道に乗せることができ、これらの衛星の位置の補正、軌道変更の実施、および低い軌道での滞留時間の延長のどの目的にも推進システムを必要とすることがある。

この推進システムを使用することができる衛星の例は、カリフォルニア州立工科大学(California Polytechnic State University;Cal Poly)およびスタンフォード大学(Stanford University)に代表されるCubeSatクラスの衛星によって構成されており、その衛星の提供されるサイズは1辺が10cmの立方体のサイズであり、重量は1.0kg〜1.5kgであり、単独で、または衛星群(コンステレーション)として「低い」地球軌道で使用することができ、すなわち最大高度が700kmであるが160kmよりも低いことさえあり、通常、地球大気との干渉による急速な軌道減衰を生じる。

今日、ナノ-ピコ衛星は、主ペイロード、通常はマクロ衛星のリリース軌道(release orbit)に沿って移動し、これらの衛星には、最適な配置を可能にするために、推進システムではなく位置決め用のシステムが実質的に設けられていることを強調しておくことが重要である。これは、ナノ衛星のより小さいサイズに起因し、非常に小さいサイズを有する効果的な推進システムを作成することが困難である。

しかし、本発明は、より小さいサイズを有する衛星と宇宙探査機との組合せでの使用に限定されると考えるべきでなく、任意のサイズを有する宇宙ビークルや、宇宙飛行士の船外活動に使用されるMMU(Manned Maneuvering Unit)デバイスなどのための補助または緊急時の推進力としても使用することができることが意図されている。

上述の目的に適した推進システムのいくつかの例が知られている。米国特許第5,932,940A号に、衛星の高度計チェック用または探査機などの宇宙物体用の推進システムが記載されており、この推進システムは、圧縮機が設けられているガスマイクロタービンなどの回転部材を備える。

回転部分の存在および気体燃料の使用は、小型衛星の分野でのいくつかの要件を満たすことができるが、衛星の構造を複雑化し、衛星の総重量を増加させる傾向があり、それに見合う自律性の面での実質的な利得がない。

他の推力システムは、液体状態に加圧された不活性ガスの使用を提供するが、これらの不活性ガスは、自律性が限られており、性能が低い。

電気システムも提案されており、電荷を有する粒子の場合に、例えばホール効果によって粒子の加速が得られる。これらのシステムは、より少量の推進流体を必要とし、移動部分を必要としないが、通常、非常に低水準の推力を生成する。

対照的な特徴として、化学ベースの推進システムが知られており、必要なエネルギーは、燃料と酸化剤との燃焼反応によって得られる。この場合、得ることができる推力に制限はないが、定められた量の燃料および燃焼剤、ならびに関連の閉じ込めシステムもビークルペイロードに含める必要がある。

さらに、明らかな理由から、できるだけエネルギー効率が高い推進システムを備える必要性が特に認識されているが、これは、推進システムが使用される衛星のサイズと比較した場合に、ある程度の推力を生成し得る。

Zeledon, R. A. "Electrolysis Propulsion for Small-Scale Spacecraft, Cornell University, Dissertation in partial fulfilment of the Requirements for the Degree of Doctor of Philosophy, May 2015は、分離電解システムを備える水推進システムの将来性を分析しているが、このシステムは、電気(スパーク)燃焼点火システムを用いた低効率の燃焼室を使用する。

燃料および酸素供給源として水電解を利用する推進システムの他の例は、米国特許第3,490,235A号、米国特許第4,345,729A号、および米国特許第3,517,508A号に記載されている。

米国特許第5,932,940A号 米国特許第3,490,235A号 米国特許第4,345,729A号 米国特許第3,517,508A号

Zeledon, R. A. "Electrolysis Propulsion for Small-Scale Spacecraft, Cornell University, Dissertation in partial fulfilment of the Requirements for the Degree of Doctor of Philosophy, May 2015

本発明の根底にある技術的課題は、知られている技術を参照して挙げた欠点をなくすことを可能にする推進システムを提供することである。

そのような課題は、特許請求の範囲の請求項1に定義される推進システムによって解決され、本発明のさらなる詳細は、特許請求の範囲の従属請求項に定義される。

本発明の根底にある着想は、様々な技術を互いに統合して、内部螺旋運動を用いる燃焼室を備え、燃焼室が、燃焼反応を加速するためにその円筒内面に触媒堆積を提供され、推力を生成するためにそのような燃焼室の放出部にノズルを備えることにある。

この方式は、燃料と燃焼剤との任意の組合せで使用することができ、燃料と燃焼剤とは、燃焼室内に個別に注入することができ、または燃焼室での反応に適した混合物として一緒に注入することができることを意味する。

ペイロードを管理するために、燃焼剤は純粋な酸素でよく、圧縮ガスの形で、または電気分解によって分離することができる分子、例えば水の形で提供される。

本発明の好ましい例では、本発明は、水タンクおよび電解システムを備えることができ、水を水素と酸素とに分離し、次いで、これらの水素と酸素とが上述の燃焼室内で再結合される。

重力または再循環ポンプで動作する電解システムは、タンクから分離することができ、またはタンクに一体化することもでき、それにより、燃焼室内に直接注入することができる水素と酸素との気体混合物を提供することが可能である。

さらに、他の化合物、例えば炭化水素も燃料として使用することができることが意図されている。好ましい形態は、圧縮メタンの使用を提供する。

その結果、推進システムは、小型衛星への適用に特別に設計されたより小さいサイズを有するが、対象のビークルの広範なサイズに基づいて容易にスケール調整することができる。

この推進システムは、小型衛星を独立させることができ、このとき、衛星は、自律的な軌道変更を行うことができ、それらの動作寿命を延ばすことができ、互いに協働する衛星のコンステレーションを構成することができる。さらに、月探査機および/または深宇宙のミッションターゲットを拡げることができる。さらに、偶発の要件に応じて軌道に沿って位置を変えることができる。さらに、低い高度で動作してより良好な解像度を得ることなどができる。

添付図面を参照して、限定の目的ではなく例として提供されるいくつかの好ましい例示的実施形態に従って、本発明を以下に述べる。

本発明による宇宙推進システムの第1の例示的実施形態の機能概略図である。 図1の推進システムの構成要素である燃焼室の斜視図である。 図2の燃焼室の平面図である。 図2の燃焼室のさらなる斜視図である。 図1〜図4の本発明による宇宙推進システムの第2の例示的実施形態の機能概略図である。

図面を参照すると、宇宙推進システムの全体が参照番号1で表わされている。宇宙推進システムは、液体水を分離するための電解システム2を備え、液体水は、それぞれ気体水素および酸素用の2つの分枝に分けられた容器3内に輸送される。

電解システムの容器3は、この推進システムに利用可能な唯一の水タンクを構成することができ、この解決策は、最小サイズの衛星に適している。より大きいサイズの他の解決策およびペイロードに関しては、容器3に供給するさらなるタンクを設けることができる。

ここで、電解システム2は、容器3のそれぞれの分枝の付近または内部に配置されたアノード4およびカソード5を備え、これらは、電池6によって生成される電圧を受け、電池6は、宇宙ビークルに搭載されている太陽光発電システムによって充電することができる。

電池6は、使用することができる電気エネルギーの可能な一例にすぎないことが意図されている。

気体酸素および水素は、タンク3のそれぞれの分枝内で、それぞれアノード4およびカソード5において気泡となる。次いで、これらの分枝が、より小さいサイズを有するそれぞれの酸素タンク7およびそれぞれの水素タンク8に供給する。なぜなら、推進流体の保存が液体状態での水として行われるからであり、この場合、水素および酸素は、複雑な閉じ込めシステムを必要とせずに最小空間を占める。

知られているように、水は、電流を通過させるために、少なくともわずかに解離されてイオンになる必要がある。この目的のために、水は、適切な量の電解質、例えば酸または溶解塩を含む。

上述のタンクは必須ではないが、電解システムの生成能力よりも高いガス注入が必要である場合に有用となり得て、または単純な電解プロセスによって生成される圧力よりも高い圧力を特徴とする流れを得るために有用となり得て、または最後に、推進システム1による即時の反応を得るために有用となり得る。

推進システム1は、燃焼室10をさらに備え、燃焼室10は、非常に小さい体積で高い燃焼効率を可能にするために、試薬および生成物の滞留時間を増加するように内部螺旋運動を用いて気体水素および酸素を燃焼する。

燃焼室10は、第1の平坦端部12を有する長手方向軸線に沿って延びる円筒容器11を備え、第1の平坦端部12に2つの注入ダクトがあり、これらのダクトを通して酸素および水素が注入される。さらに、燃焼室10は、上記第1の端部12から第2の端部14に延在する円筒壁13を有し、第2の端部14には放出ノズルが位置決めされている。

特に、第1の注入ダクト15が提供され、第1の注入ダクト15は、燃焼室10の円筒壁の接線方向に延び、第1の端部12の平面に平行に配置される。第1の注入ダクト15の位置は、互いに反応する酸素と水素との流れに螺旋運動を行わせるようなものである。

さらに、第2の注入ダクト16が提供され、第2の注入ダクト16は、燃焼室10の円筒壁に対して垂直であり、かつ第1の端部12の平面に平行に配置される。第2の注入ダクト16の位置は、燃焼室10への進入が第1のダクト15の入口付近で行われるようなものであり、それにより、第1のダクト15を通って注入される気体流が第2のダクト16を通って注入される気体流と交わる。

この例では、第1の注入ダクト15には気体酸素が供給され、第2のダクト16には気体水素が供給される。

利用可能な酸素および水素が水電解から導出されることを考慮して、酸素および水素に、正確な所要の化学量論比が提供される。しかし、タンク7、8の介在には、それぞれの酸素弁17および水素弁18の存在が必要となり得る。

2つの水の成分間のモル比により、気体酸素の流れは、気体水素の重量流量比の8倍の重量流量比を有することが知られている。

したがって、第1の注入ダクト15は、2つのガスの混合により生じる気体流に螺旋経路を辿らせ、螺旋経路は、燃焼反応の経路を大幅に延ばし、したがって反応ガスの関連の滞留時間を大幅に延ばすことによって、第2の放出端部14までの燃焼室10の全延在部にわたって巻かれている螺旋状を有する。

円筒容器12の円筒壁13は、円筒壁13の内面に、酸素と水素との燃焼反応の加速をもたらす触媒材料の堆積を示すことができる。好ましくは、触媒材料は、主に白金を含む。

触媒材料により、水素酸化反応を引き起こすための温度が低下される。このデバイスの好ましい形態では、そのような低下は、燃焼経路の延長と共に、火炎の発生による燃焼反応の点火を可能にし、外部点火介入は必要ない。

あるいは、デバイスには、燃焼室10内で点火スパークを着火するための手段を設けることができる。

いずれの場合でも、燃焼室は、単一の部片として実現され、注入および放出に必要な開口部のみを有することが意図されている。

したがって、この燃焼室は、流体力学的作用および化学的作用(触媒)を利用して、燃焼の滞留時間を最大まで増加し、化学反応の時間を最小まで短縮する。これらの解決策は、燃焼室の構造を単純化すると同時に、燃焼室のサイズを縮小することを可能にする。

変形形態によれば、燃料と燃焼剤との異なる組合せを燃焼室10に供給することができ、これらの組合せは、例えば、前に論じた人工衛星、すなわちマイクロ衛星、ナノ衛星、ピコ衛星の典型的なサイズよりも大きいサイズの衛星および宇宙ビークルに関する異なる状況および推進要件に適合することができる。

より大きいサイズを有するビークルの場合、そのようなビークルは、液相で、または圧縮によって得られる超臨界条件下で、燃料と燃焼剤との別々のタンクを輸送することができる。これらのビークルは、衛星だけでなく、宇宙ビークルおよび発射装置も含むことができる。

典型的な燃焼剤は酸素でよく、燃料はメタンなどの炭化水素でよい。

液体(または超臨界)燃料および燃焼剤を供給するために提供される溶液もあり得る。燃料に関しては、液体水素、灯油、メタノールまたはエタノール、四酸化二窒素(ヒドラジン)を挙げることができ、燃焼剤に関しては、液体酸素、過酸化水素、硝酸などの硝酸化合物を挙げることができる。

単位時間当たりの質量として表されるより大きい流量を必要とする燃焼剤または燃料は、第1の注入ダクト15、すなわち接線方向の注入ダクトを使用することによって燃焼室10に好適に注入される。一方、より小さい流量を要求する燃焼剤または燃料は、第2の注入ダクト16、すなわち垂直な注入ダクトを通して注入することができ、燃焼室内で反応するそれらの組合せに、燃焼室10の円筒内面付近で螺旋形状を有する経路を辿らせることができる。

燃焼室10の上記第2の端部14では、推進システムは、燃焼室10からの放出部に、放出ダクト19を有する超音波未満用ノズル20を備え、放出ダクト19は、超音波未満用ノズル20に接続し、燃焼室10の円筒壁の接線方向に位置決めされ、第2の端部14の平面に平行に配置される。放出ダクト19の位置は、最初の例では水蒸気である反応ガスの流れの上述の螺旋運動を受け取るようなものである。

放出ダクト19に向かうそのような流れの方向は、この点での回路の圧力低下を最小にするための適正な方向である。

超音波ノズル20の形状は、燃焼室10の内部に存在する高温ガスの膨張を最適化するようなものであり、そこからミッションターゲットに必要な推力を得ることが可能である。

上述した内容に照らして、液体水の輸送には、非常に小さい体積が必要であり、安全面からの任意の巧妙なデバイスを必要とせず、特定の技術的特徴を有するタンクを必要としないことを強調することが重要である。

さらに、水を気体の水素と酸素とに分離するための電解プロセスに必要なエネルギーは少量であり、このエネルギーは、非常に小さいサイズでもよい太陽電池によって容易に得ることができる。

気体の水素および酸素は、最高の性能を有する燃料/燃焼剤の対である。電解プロセスは、最適な化学量論的割合で水を酸素と水素とに分離し、この割合は、公称で最高の性能を提供し、燃焼室から出る水蒸気のみが最終生成物となる。

これに加えて、触媒堆積は、燃焼室内部での螺旋流体力学運動と共に、点火システムを完全になくすまで単純化し、燃焼室の所要最小サイズを最小限まで縮小して効果的な燃焼を行うことが可能である。

予備分析により、10Nの推力を得るために、非常に小さいサイズでも高い推力を得ることを可能にするマイクロノズルを用いて、13mm未満の推進システムの全体サイズが検出される。

図5を参照して、燃焼室10内に単一の接線方向の注入ダクト(参照番号15で表される)がある推進システムを概略的に示して述べる。ここで、この推進システムには、衛星またはビークルの動作要件に基づいて適切に選択された燃料と燃焼剤との混合物を供給することができる。

この例では、注入ダクト15は、水のタンク30内部に配置された電解槽2によって供給される。電解槽2は電気的に動力供給され、タンク30内部に気体のH₂およびO₂を生成する。

生成されたガスは、衛星またはビークルの回転によって液体水から分離されて保たれ、次いで、適正な化学量論的割合ですでに予混合されている状態で、単一の注入ダクト15を通って燃焼室10に導入される。

予混合されたガスの点火は、電気スパークによって、または触媒(例えば、燃焼室の内壁に付着した白金)によって自然発生的に生じ得る。この場合の触媒は、前述の例のようなスパークによる点火を支援することができる。

上述した推進システムに対して、当業者は、さらなる要件および偶発の要件を満たす目的で、いくつかのさらなる修正および変形を導入することができるが、それらはすべて、添付の特許請求の範囲によって定義される本発明の保護範囲内にある。

1 宇宙推進システム
2 電解システム
4 アノード
5 カソード
6 電源
7 酸素タンク
8 水素タンク
10 燃焼室
11 円筒容器
12 第1の端部
13 円筒壁
14 端部
15 注入ダクト
16 さらなる注入ダクト
17 弁
18 弁
19 放出ダクト
30 水タンク

Claims (14)

1. 円筒容器(11)によって実現される燃焼室(10)であって、
   円筒壁(13)と、
   前記燃焼室(10)内の螺旋燃焼経路を誘導するように前記円筒壁の接線方向に従って注入するための、燃焼剤、燃料、および/またはそれらの混合物用の注入ダクト(15)を少なくとも設けられた第1の端部(12)と、
   前記円筒壁に対して垂直な方向の燃料または燃焼剤用の可能なさらなる注入ダクト(16)と、
   前記円筒壁(13)の接線方向に従って配置されて、前記螺旋燃焼経路を受け入れて方向付ける放出ダクト(19)が設けられた反対側の端部(14)と、
   を有する、燃焼室(10)と、
   前記燃焼室内の燃焼生成物を放出するための前記放出ダクト(19)に接続された超音波ノズル(20)と、
   を備える宇宙推進システム(1)。
2. 前記円筒壁が、燃焼反応を加速するための触媒材料の堆積を内側に有する、請求項1に記載の宇宙推進システム(1)。
3. 水を酸素と水素とに分離するため、ならびに前記接線方向の注入ダクトおよび前記さらなる注入ダクトそれぞれに酸素および水素を注入するための、電源(6)によって動力供給される電解システム(2)を備える、請求項1に記載の宇宙推進システム(1)。
4. 水を酸素と水素とに分離するため、ならびに前記接線方向の注入ダクトおよび前記さらなる注入ダクトそれぞれに酸素および水素を注入するための、電源(6)によって動力供給される電解システム(2)が関連付けられる水タンク(30)を備える、請求項1に記載の宇宙推進システム(1)。
5. 水を酸素と水素とに分離するため、ならびに前記接線方向の注入ダクトに混合物として酸素および水素を注入するための、電源(6)によって動力供給される電解システム(2)を内部に有する水タンク(30)を備える、請求項1に記載の宇宙推進システム(1)。
6. 前記電解システム(2)が、適切な弁(17、18)によって前記燃焼室に接続される酸素タンク(7)および水素タンク(8)それぞれに供給する、請求項3又は4に記載の宇宙推進システム(1)。
7. 前記電解システム(2)が、気体の酸素および水素を別々に気泡にするためのアノード(4)およびカソード(5)をそれぞれ有する2つの分枝を有する、請求項6に記載の宇宙推進システム(1)。
8. 前記電源が電池(6)を備える、請求項1から7のいずれか一項に記載の宇宙推進システム(1)。
9. 前記燃焼室(10)が、第1の平坦端部(12)を有する円筒容器(11)を備えており、
   前記第1の平坦端部(12)に2つの注入ダクト(15、16)があり、前記注入ダクト(15、16)のうちの第1のダクトが、前記第1の端部(12)に対して接線方向であり、かつ平行である、請求項1に記載の宇宙推進システム(1)。
10. 第2の注入ダクト(16)が、前記燃焼室(10)の前記円筒壁(13)に対して垂直であり、前記第1の端部(12)の前記平面に平行であり、前記第2の注入ダクト(16)の位置が、前記燃焼室(10)への進入が前記第1のダクト(15)の入口付近で行われるものであり、前記第1のダクト(15)を通って注入される気体流が、前記第2の注入ダクト(16)を通って注入される前記気体流と交わる、請求項9に記載の宇宙推進システム(1)。
11. 前記燃焼剤、燃料、および/またはそれらの混合物の点火のための手段が、触媒材料の堆積を含む、請求項1に記載の宇宙推進システム(1)。
12. 前記燃焼剤、燃料、および/またはそれらの混合物の点火のための手段が、点火スパークを着火するための手段を含む、請求項1に記載の宇宙推進システム(1)。
13. 触媒材料の前記堆積が、主に白金を含む、請求項2又は11に記載の宇宙推進システム(1)。
14. 前記燃焼室(10)が、単一の部片として実現され、注入および放出に必要な開口部のみを有する、請求項1に記載の宇宙推進システム(1)。