JP2022083773A - 固体燃料トーチ装置、ハイブリッドロケット燃焼システムおよびハイブリッドロケット燃焼方法 - Google Patents

Abstract

【課題】簡易な構造で再点火性能、安全管理、熱管理、信頼性に優れた固体燃料トーチ装置を提供する。【解決手段】固体燃料トーチ装置３０は、内部空間を有するハウジング３１と、内部空間に収納された固体燃料４０と、外部から内部空間に酸化剤ＯＸを供給するための入力ポート２７と、固体燃料４０を加熱するための発熱体３８と、固体燃料４０と酸化剤ＯＸとの化学反応により発生した燃焼ガスを内部空間から外部に排出するための出力ポート２８とを備える。【選択図】図３

Description

本発明は、例えば、宇宙ロケット、人工衛星、飛翔体などに搭載される固体ロケットモータの固体燃料を点火するための固体燃料トーチ装置に関する。また本発明は、こうした固体燃料トーチ装置を備えるハイブリッドロケット燃焼システムおよびハイブリッドロケット燃焼方法に関する。

近年、宇宙空間で化学ロケットを運用するため、いくつかの研究グループにより種々の再使用可能な点火装置が開発されている。

下記の非特許文献１，２は、宇宙空間でアーク点火システムを用いた再点火に成功したことを開示する。しかしながら、この点火装置には、電熱線が燃焼器内部まで接続する必要があり、電熱線付きの燃料ブロックの状態に点火が影響を受けてしまう。また、点火するために特殊な燃料が必要になる。

非特許文献３，４は、ダイオードレーザー点火装置と気体ガス酸素／メタン点火装置を用いて、真空チャンバ一内で酸素／ＰＭＭＡハイブリッドロケットの再点火に成功したことを開示する。しかしながら、ダイオードレーザー点火の最大の欠点は、通電時の発熱を吸収するために金属のヒートシンクが必要であり、重量が大きくなる点である。また、レーザー光を燃焼器内に進入させるために、１）透明な窓が必要であること、２）点火するために特殊な燃料が必要であること、３）点火位置が局所的であり、レーザー光源、窓および燃料などの搭載位置に制限があることが欠点として挙げられる。

気体ガス酸素／メタン点火装置では、可燃性のあるメタンを使用するため、ハイブリッドロケットの主な利点である安全性が損なわれる。また、メタンガスの供給ラインのための圧力容器、バルブ、パイプなどが必要になるため、高重量、高コストかつ複雑化といった問題がある。

米国特許出願公開第２０１５／０３２２８９２号明細書 米国特許出願公開第２０２０／００２５１５１号明細書

S. A. Whitmore, M. A. Bulcher, Vacuum Test of a Novel Green-Propellant Thruster for Small Spacecraft, AIAA Paper 2017-5044, 2017, 10-12 July S. A. Whitmore, I. W. Armstrong, M. C. Heiner, C. J. Martinez, High-Performing Hydrogen Peroxide Hybrid Rocket with 3-D Printed and Extruded ABS Fuel, AIAA Paper 2018-4443, 2018, 9-11 July D. M. Dyrda, F. S. Mechentel, B. J. Cantwell, A. C. Karp, J. Rabinovitch, E. T. Jens, Diode Laser Ignition Testing for PMMA/GOX Hybrid Motors, AIAA Paper 2019-4095, 2019, 19-22 August E. T. Jens, A. C. Karp, K. Williams, B. Nakazono, J. Rabinovitch, Low Pressure Ignition Testing of a Hybrid SmallSat Motor, AIAA Paper 2019-4009, 2019, 19-22 August

本発明の目的は、簡易な構造で再点火性能、安全管理、熱管理、信頼性に優れた固体燃料トーチ装置を提供することである。

また本発明の目的は、この固体燃料トーチ装置を備えるハイブリッドロケット燃焼システムおよびハイブリッドロケット燃焼方法を提供することである。

本発明の第１態様に係る固体燃料トーチ装置は、内部空間を有するハウジングと、
該内部空間に収納された固体燃料と、
外部から前記内部空間に酸化剤を供給するための入力ポートと、
前記固体燃料を加熱するための発熱体と、
前記固体燃料と前記酸化剤との化学反応により発生した燃焼ガスを前記内部空間から外部に排出するための出力ポートと、を備える。

本発明の第２態様に係るハイブリッドロケット燃焼システムは、酸化剤を送給するためのメインラインと、
該メインラインに流れる酸化剤の流量を制御するメインバルブと、
前記メインラインに接続され、前記メインラインに流れる酸化剤の一部を分流するバイパスラインと、
該バイパスラインに流れる酸化剤の流量を制御するバイパスバルブと、
該バイパスバルブに接続された上記の固体燃料トーチ装置と、
前記メインバルブおよび前記固体燃料トーチ装置に接続されたマニフォールドと、
該マニフォールドに接続され、内部空間を有するケーシングと、
該内部空間に収納されたメイン固体燃料と、
前記メイン固体燃料と前記酸化剤との化学反応により発生した燃焼ガスを排出するためのノズルと、を備える。

本発明の第３態様は、上記のハイブリッドロケット燃焼システムを用いたハイブリッドロケット燃焼方法であって、
前記メインバルブおよび前記バイパスバルブの両方を閉じた状態で、前記発熱体の通電により前記固体燃料をガス化するステップと、
前記メインバルブを閉じて前記バイパスバルブを開いた状態で、前記固体燃料トーチ装置に酸化剤を供給して前記固体燃料を燃焼させ、発生した燃焼ガスを前記ケーシングの内部空間に供給して前記メイン固体燃料をガス化するステップと、
前記発熱体の通電を停止し、前記バイパスバルブを閉じて前記メインバルブを開いた状態で、前記ケーシングの内部空間に酸化剤を供給して前記メイン固体燃料を燃焼させるステップと、を含む。

本発明によれば、簡易な構造で再点火性能、安全管理、熱管理、信頼性に優れた固体燃料トーチ装置を実現できる。また宇宙空間内でも安定した再点火動作を実現できる。

本発明に係るハイブリッドロケット燃焼システムの一例を示す構成図である。 本発明に係るハイブリッドロケット燃焼システムの他の例を示す構成図である。 本発明に係る固体燃料トーチ装置の一例を示す構成図である。 図４（Ａ）は、固体燃料の下端面を示す斜視図である。図４（Ｂ）は、フランジおよびリード線を示す斜視図である。図４（Ｃ）は、発熱体を示す側面図である。 固体燃料トーチ装置の固体燃料をガス化するステップを示す説明図である。 固体燃料トーチ装置に酸化剤を供給するステップを示す説明図である。 ハイブリッドロケット燃焼システムのケーシングに酸化剤を供給するステップを示す説明図である。 酸化剤の供給を停止するステップを示す説明図である。 固体燃料トーチ装置のプロトタイプを用いた実験の様子を示す写真である。 固体燃料トーチ装置の繰り返し点火のタイミングの一例を示すグラフである。 大気条件下で５回の再点火のうち第１回から第３回の再点火を行った様子を示す写真である。

図１は、本発明に係るハイブリッドロケット燃焼システム１０の一例を示す構成図である。図２は、本発明に係るハイブリッドロケット燃焼システム１０の他の例を示す構成図である。図３は、本発明に係る固体燃料トーチ装置３０の一例を示す構成図である。

図１と図２を参照して、ハイブリッドロケット燃焼システム１０は、全体として酸化剤供給管路と、メイン固体燃料を搭載したロケットモータとを備える。

酸化剤供給管路は、例えば、メインライン２１と、メインバルブ２２と、バイパスライン２５と、バイパスバルブ２６と、図３に示す固体燃料トーチ装置３０と、マニフォールド１５などを備える。メインライン２１は、外部タンク（不図示）に貯留された酸化剤ＯＸを送給する。酸化剤ＯＸとして、例えば、酸素、過酸化水素、硝酸、亜酸化窒素、四酸化二窒素、過塩素酸アンモニウム、硝酸アンモニウム、ニトログリセリン、ニトロセルロースなどが使用できる。

メインバルブ２２は、コントローラ（不図示）からのコマンドに従って、メインライン２１に流れる酸化剤ＯＸの流量を制御する。メインバルブ２２によって流量が制御された酸化剤ＯＸは、マニフォールド１５に送給される。

バイパスライン２５は、メインライン２１の途中に接続され、メインライン２１に流れる酸化剤ＯＸの一部を分流する。バイパスバルブ２６は、コントローラからのコマンドに従って、バイパスラインに流れる酸化剤ＯＸの流量を制御する。バイパスバルブ２６によって流量が制御された酸化剤ＯＸは、固体燃料トーチ装置３０に送給される。固体燃料トーチ装置３０で発生した燃焼ガスは、図１の場合、出力ポート２８を経由してマニフォールド１５に送給され、図２の場合、固体燃料トーチ装置３０から直接マニフォールド１５に送給される。

ロケットモータは、ケーシング１１と、断熱材１２と、メイン固体燃料１３と、ノズル１４などを備える。

ケーシング１１は、円柱状の内部空間を有し、マニフォールド１５と流体連通するように接続される。断熱材１２は、ケーシング１１の内壁全体に渡って設けられ、内部空間で発生した熱がケーシング１１に伝達するのを抑制する機能を有する。メイン固体燃料１３は、内部空間に収納され、例えば、ポリエチレン、ポリエステル、ポリウレタン、ポリアクリルニトリル、ポリメチルメタクリレート（ＰＭＭＡ）からなるグループから選ばれる材料で形成される。

次に図３を参照して、固体燃料トーチ装置３０は、ハウジング３１と、固体燃料４０と、発熱体３８と、入力ポート２７と、出力ポート２８などを備える。ハウジング３１は、円柱状の内部空間を有し、入力ポート２７と流体連通するように接続される。ハウジング３１の下面３３には、円錐状の膨出部３４が設けられ、膨出部３４の先端に出力ポート２８が接続される。これにより燃焼ガスの圧力が出力ポート２８に向けて効率的に集まるようになる。ハウジング３１の上面には、図４（Ｂ）に示すようなフランジ３２が設けられる。

固体燃料４０は、内部空間に収納され、例えば、ポリエチレン、ポリエステル、ポリウレタン、ポリアクリルニトリル、ポリメチルメタクリレート（ＰＭＭＡ）からなるグループから選ばれる材料で形成される。固体燃料４０は、図４（Ａ）に示すように、内部空間と同様に円柱状の外形を有し、円柱の母線方向に対して平行に延びる複数の貫通孔４１を有する。こうした複数の貫通孔４１の存在により、軸方向に安定して燃え進む安定燃焼が行われる。固体燃料４０の中心には、中心貫通孔４２が設けられる。

入力ポート２７は、図１に示すバイパスバルブ２６に接続され、流量が制御された酸化剤ＯＸを内部空間に送給する。

発熱体３８は、図４（Ｃ）に示すように、先端に細長いヒータ３８ａと、通電用のリード線３８ｂとを有し、固体燃料４０の中心貫通孔４２に装着される。コントローラ（不図示）からのコマンドに従ってヒータ３８ａが通電されると、周囲の固体燃料４０を加熱する。発熱体３８として、例えば、ディーゼルエンジンのグロープラグなどが使用できる。

固体燃料トーチ装置３０は、固体燃料４０と酸化剤ＯＸとの化学反応により発生した燃焼ガスを内部空間から外部に排出する。入力ポート２７および出力ポート２８は、好ましくは、予め定めた基準線に沿って同軸上に設けられる。これによりハウジング３１の内部空間で基準線の周りに回転対称な燃焼が可能になる。

また固体燃料４０は、好ましくは、基準線を中心として円柱状に形成される。これにより固体燃料４０の燃焼が均等に進行するようになる。また発熱体３８のヒータ３８ａは、好ましくは、基準線に沿って設けられる。これにより基準線の周りに回転対称な燃焼が可能になる。

図５～図８は、ハイブリッドロケット燃焼システム１０および固体燃料トーチ装置３０の動作を示す説明図である。図５は、固体燃料トーチ装置３０の固体燃料４０をガ化するステップを示す。図６は、固体燃料トーチ装置３０に酸化剤ＯＸを供給するステップを示す。図７は、ハイブリッドロケット燃焼システム１０のケーシング１１に酸化剤ＯＸを供給するステップを示す。図８は、酸化剤ＯＸの供給を停止するステップを示す。

最初に図５に示すように、メインバルブ２２およびバイパスバルブ２６の両方を閉じた状態で、発熱体３８を、例えば、７００℃の温度まで昇温させる。このとき周囲の固体燃料４０は溶融し、続いてガス化され、例えば、６００℃以上の温度まで加熱される。大気中では、空気の対流加熱と発熱体３８からの放射加熱の組み合わせによって固体燃料４０が加熱される。宇宙環境では、放射加熱のみによって固体燃料４０が加熱される。

次に図６に示すように、メインバルブ２２は閉じた状態でバイパスバルブ２６を開いて、固体燃料トーチ装置３０にのみ酸化剤ＯＸ（例えば、０℃）の供給を開始する。すると、酸化剤ＯＸは、各貫通孔４１を通過し、固体燃料４０の下端面において高温にガス化した燃料と混合され、酸化反応による燃焼が開始する。

このとき酸化剤ＯＸの流速が充分に大きく、かつ酸化剤の質量と燃料ガスの質量の比率が化学量論的混合比に十分に近い場合、安定した燃焼、いわゆる「安定燃焼」，が発生する。

燃焼ガスは、例えば、約１０００℃に達し、出力ポート２８から排出され、マニフォールド１５を通過して、ケーシング１１の内部空間に供給され、メイン固体燃料１３のガス化が開始する。

次に、図１のように出力ポート２８がマニフォールド１５に接続されている場合、図７に示すように、発熱体３８の通電を停止すると同時にバイパスバルブ２６を閉じて、メインバルブ２２を開く。すると、液体状態の酸化剤ＯＸがマニフォールド１５を通過して、ケーシング１１の内部空間へ供給され、メイン固体燃料１３の酸化反応による燃焼が開始する。このとき液体酸化剤ＯＸの一部がマニフォールド１５を経由して出力ポート２８を逆流し、固体燃料４０の各貫通孔４１を通過して、固体燃料４０が急速に冷却される。これにより固体燃料トーチ装置３０の燃焼が停止し、発熱体３８およびハウジング３１も液体酸化剤ＯＸによる熱伝達と気化熱によって冷却される。

図２のように、固体燃料トーチ装置３０がマニフォールド１５に直接接続されている場合、燃料がヒートシンクとして作用し、固体燃料のガス化によって発熱体３８の熱を吸収することで気化熱により冷却される。

次に図８に示すように、メインバルブ２２を閉じると、ケーシング１１への酸化剤ＯＸの供給が停止し、メイン固体燃料１３の燃焼が停止する。これによりハイブリッドロケット燃焼システム１０は初期状態に戻り、再点火の準備が完了する。

図９は、固体燃料トーチ装置３０のプロトタイプを用いた実験の様子を示す写真である。観察容易のため、大気条件下でハウジング３１の膨出部３４および出力ポート２８を取り外した状態で実験を行った。また、中心貫通孔４２の延長上に温度計測用の熱電対を設置した。図９（Ａ）は、初期状態を示し、図９（Ｂ）は、固体燃料４０がガス化した状態を示し、いずれも熱電対の出力は２１℃であった。図９（Ｃ）は、酸化剤の供給により固体燃料４０が燃焼している状態を示し、熱電対の出力は約１０００℃であった。この温度は、出力ポート２８およびマニフォールド１５を含む管路を溶融させることなく、メイン固体燃料１３のガス化が可能である点で重要である。

図１０は、固体燃料トーチ装置３０の繰り返し点火のタイミングの一例を示すグラフである。縦軸は、酸化剤の最適化流量を示し、横軸は時間である。このグラフは再点火を５回行ったことを示す。図１１は、大気条件下で５回の再点火のうち第１回から第３回の再点火を行った様子を示す写真である。図１１（Ａ）は、初期状態を示し、図１１（Ｃ）（Ｅ）は、酸化剤の供給を停止した状態を示し、図１１（Ｂ）（Ｄ）（Ｆ）は、酸化剤の供給により固体燃料４０が燃焼している状態を示す。これらの写真から、繰り返し点火が安定に実行できることが判る。

このように本発明に係る固体燃料トーチ装置は、ブンゼンバーナーやガス溶接トーチなど、従来のガストーチに代わりに使用できる。燃料が固体であるため、このトーチ装置は、非燃性、非爆発性かつ無毒であり、従来のガストーチと比較してより安全に製造、使用および保管が可能である。さらに、このトーチ装置は、典型的な化学ロケットの推進剤と同じ固体燃料を使用できるため、化学ロケットの点火および再点火に使用することが可能である。固体燃料は、発熱体の電気ヒータによって加熱されガス化される。このとき気化した酸化剤を供給すると、酸化反応による燃焼が開始し、真空中であっても火炎を維持することができる。宇宙空間で使用する際には、発生した熱の大部分は酸化剤の対流により再び吸収されることになる。

本発明は、簡易な構造で各種性能に優れた固体燃料トーチ装置を提供できる点で産業上極めて有効である。

１０ ハイブリッドロケット燃焼システム
１１ ケーシング
１２ 断熱材
１３ メイン固体燃料
１４ ノズル
１５ マニフォールド
２１ メインライン
２２ メインバルブ
２５ バイパスライン
２６ バイパスバルブ
２７ 入力ポート
２８ 出力ポート
３０ 固体燃料トーチ装置
３１ ハウジング
３２ フランジ
３８ 発熱体
４０ 固体燃料
４１ 貫通孔
ＯＸ 酸化剤

Claims (10)

1. 内部空間を有するハウジングと、
   該内部空間に収納された固体燃料と、
   外部から前記内部空間に酸化剤を供給するための入力ポートと、
   前記固体燃料を加熱するための発熱体と、
   前記固体燃料と前記酸化剤との化学反応により発生した燃焼ガスを前記内部空間から外部に排出するための出力ポートと、を備える固体燃料トーチ装置。
2. 前記入力ポートおよび前記出力ポートは、予め定めた基準線に沿って同軸上に設けられる請求項１に記載の固体燃料トーチ装置。
3. 前記固体燃料は、前記基準線に沿って延びる複数の貫通孔を有する請求項１に記載の固体燃料トーチ装置。
4. 前記固体燃料は、前記基準線を中心として円柱状に形成される請求項１に記載の固体燃料トーチ装置。
5. 前記発熱体は、ヒータを有し、前記基準線に沿って設けられる請求項１に記載の固体燃料トーチ装置。
6. 前記ハウジングには、膨出部が設けられ、該膨出部の先端に前記出力ポートが接続される請求項１に記載の固体燃料トーチ装置。
7. 前記固体燃料は、ポリエチレン、ポリエステル、ポリウレタン、ポリアクリルニトリル、ポリメチルメタクリレートからなるグループから選ばれる材料で形成される請求項１に記載の固体燃料トーチ装置。
8. 酸化剤を送給するためのメインラインと、
   該メインラインに流れる酸化剤の流量を制御するメインバルブと、
   前記メインラインに接続され、前記メインラインに流れる酸化剤の一部を分流するバイパスラインと、
   該バイパスラインに流れる酸化剤の流量を制御するバイパスバルブと、
   該バイパスバルブに接続された請求項１～７のいずれかに記載の固体燃料トーチ装置と、
   前記メインバルブおよび前記固体燃料トーチ装置に接続されたマニフォールドと、
   該マニフォールドに接続され、内部空間を有するケーシングと、
   該内部空間に収納されたメイン固体燃料と、
   前記メイン固体燃料と前記酸化剤との化学反応により発生した燃焼ガスを排出するためのノズルと、を備えるハイブリッドロケット燃焼システム。
9. 請求項８に記載のハイブリッドロケット燃焼システムを用いたハイブリッドロケット燃焼方法であって、
   前記メインバルブおよび前記バイパスバルブの両方を閉じた状態で、前記発熱体の通電により前記固体燃料をガス化するステップと、
   前記メインバルブを閉じて前記バイパスバルブを開いた状態で、前記固体燃料トーチ装置に酸化剤を供給して前記固体燃料を燃焼させ、発生した燃焼ガスを前記ケーシングの内部空間に供給して前記メイン固体燃料をガス化するステップと、
   前記発熱体の通電を停止し、前記バイパスバルブを閉じて前記メインバルブを開いた状態で、前記ケーシングの内部空間に酸化剤を供給して前記メイン固体燃料を燃焼させるステップと、を含むハイブリッドロケット燃焼方法。
10. 前記メインバルブを閉じて、前記ケーシングへの酸化剤の供給を停止するステップをさらに含む請求項９に記載のハイブリッドロケット燃焼方法。

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