JP5250873B2

JP5250873B2 - 宇宙飛翔体用触媒分解式スラスタ

Info

Publication number: JP5250873B2
Application number: JP2009076630A
Authority: JP
Inventors: 潤一中塚; 秀次郎澤井; 恵一堀; 清和小林; 克也長谷川; 俊之勝身
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2009-03-26
Filing date: 2009-03-26
Publication date: 2013-07-31
Anticipated expiration: 2029-03-26
Also published as: JP2010229853A

Description

本発明は、宇宙飛翔体用の触媒分解式スラスタに関する。特に、本発明は、宇宙飛翔体に用いられる一液推進系に好適に使用し得る、触媒分解式スラスタに関する。

宇宙空間において、宇宙機等の宇宙飛翔体の姿勢・軌道を制御する際に用いられる推進系として、従来、液体推進薬を触媒で分解させ、得られた反応ガスを噴射することにより推進力を得る、所謂一液推進系である触媒分解式スラスタが使用されてきた。
宇宙飛翔体用の一液推進系に使用する燃料としては、ヒドラジンを使用することが多い。ヒドラジンは、反応性が高い点で優れた燃料であるといえるが、取り扱いに危険を伴う。このため、近年、ヒドラジンに代わる低毒性の液体推進薬として、硝酸ヒドロキシルアンモニウム（「ＨＡＮ」）系の液体推進薬が注目されている。
例えば、特開２００７−０２３１３５号公報には、一液のみで機能を果たす推進剤であるモノプロペラント（一液推進薬）等に用いられる安全性の高い液体酸化剤として、ヒドロキシルアンモニウムナイトレート（ＨＡＮ）及びヒドラジニウムナイトレート（ＨＮ）を水（Ｈ₂Ｏ）に溶解し、さらに１０重量％以下の燃料成分を含む液体酸化剤が開示されており、この液体酸化剤と、固体燃料又は液体燃料を別々に保管し、使用直前に混合又は接触させて着火し高温ガスを発生させる高温ガス発生方法が開示されている。
また、特開２００４−３４０１４８号公報には、ＨＡＮ基推進薬を反応器に導入し、推進薬内のＨＡＮの少なくとも大部分を解離させるように推進薬を分解し、反応器の出力物を燃焼器に導き、解離ＨＡＮの解離生成物を推進薬内の未反応燃料と燃焼させるように、反応器の出力物を燃焼器内で燃焼させる方法が開示されている。

燃料としてヒドラジンを使用する場合の触媒分解式スラスタとしては、例えば、図１に示すようなものが考えられる。この触媒分解式スラスタ１０では、ヒドラジン等の液体推進薬を推進薬タンク１１に貯蔵しておき、これを流路１２を通して燃焼器１３へ送る。燃焼器１３は、ヒドラジン等の液体推進薬を触媒分解させる触媒層１４を備えている。流路１２から搬送されてきたヒドラジン等の液体推進薬は、インジェクタ１５により、触媒層１４に向かって複数の棒状の水流のように放出される。
例えば、特開２００４−３３１４２５号公報には、ヒドロキシルアンモニウムナイトレート（ＨＡＮ）、ヒドラジウムナイトレート（ＨＮ）及び水を含むＨＡＮ／ＨＮ混合系の酸化剤と燃料成分とからなるＨＡＮ／ＨＮベースモノプロペラントを、触媒に直接噴霧して高温ガスを発生させる高温ガス発生方法が開示されている。

特開２００７−０２３１３５号公報特開２００４−３４０１４８号公報特開２００４−３３１４２５号公報

図１に示すような従来の触媒分解式スラスタの場合、インジェクタ１５から触媒層１４に向かって棒状の水流のように放出されたヒドラジン等の液体推進薬は、その一部が水流の衝突した触媒層１４中の触媒付近にとどまるものの、大部分はインジェクタ１５と触媒層１４との間、あるいは触媒層１４とノズルとの間の燃焼器１３の内壁付近に滞留してしまう。触媒層１４とノズルとの間に滞留する未反応の液体推進薬は、液体噴射の原因となる。
また、図１に示すような触媒分解式スラスタは、ヒドラジンに代えてＨＡＮ系の液体推進薬を使用する場合には、更なる問題を生ずる。すなわち、ＨＡＮ系の液体推進薬は、ヒドラジンに比べて、毒性が低い点で優れているものの、反応性は低い。このため、ＨＡＮ系の液体推進薬を触媒分解させるためには、触媒層中の触媒を予め加熱しておくことにより、触媒を高温にして活性を高めておく必要がある。このような場合に、ＨＡＮ系の液体推進薬をインジェクタから棒状の水流のように放出し、予め高温で活性化させておいた触媒層に衝突させると、液体推進薬が集中的に触れた触媒の部分は、液体推進薬で冷却されて局所的に温度が低下してしまう。上記のとおり、ＨＡＮ系の液体推進薬の反応性は触媒の温度に依存する。そのため、触媒層中の予熱された部分と液体推進薬が衝突して温度が低下してしまった部分との間で、触媒反応に著しい偏りが生じてしまうことになる。同様に、燃焼器の内壁付近に滞留する液体推進薬もまた、触媒層中の触媒の温度を著しく下げ、触媒活性を低下させてしまう。
このように、未反応の液体推進薬が滞留し、あるいは触媒反応に偏りが生ずることは、触媒分解式スラスタの出力の低下につながるため、望ましくない。

したがって、本発明は、一液推進系においてＨＡＮ系の液体推進薬を使用する場合であっても高いスラスタ出力を得ることのできる触媒分解式スラスタを提供することを目的とするものである。

本発明者らは、触媒分解式スラスタの燃焼器中の触媒層に対して、インジェクタによって液体推進薬を供給するにあたり、触媒層に向かって液体推進薬を拡散噴霧して、触媒に噴き付けることにより、未反応の液体推進薬が燃焼器中に滞留するのを防止するとともに、触媒の局所的な温度低下や触媒反応の偏りの発生をも防止して、高いスラスタ出力を維持することにより、上記課題を解決し得るとの知見に基づき、本発明に至ったものである。

すなわち、本発明は、液体推進薬を触媒で分解させて得られる反応ガスを噴射して推進力を得る、宇宙飛翔体用の触媒分解式スラスタであって、液体推進薬を収容するための中空のタンクと、液体推進薬を分解させ、反応ガスを噴射する燃焼器と、液体推進薬をタンクから燃焼器へ供給する流路とを備え、タンクはさらに、タンク内に前記液体推進薬が充填された区画を形成するとともに、液体推進薬を燃焼器へ送出するピストンを備え、燃焼器はさらに、液体推進薬を触媒分解させるための触媒を有する触媒層と、触媒層を加熱するための加熱装置と、触媒層に対して液体推進薬を供給するインジェクタとを備え、ピストンに所定の圧力を印加することにより、インジェクタが触媒層に対して液体推進薬を噴霧する、触媒分解式スラスタを提供する。

本発明によれば、液体推進薬をインジェクタにより微細化して触媒層に均一に拡散噴霧することにより、多量の液体推進薬が特定の箇所に集中して衝突することにより生ずる局所的な触媒層の温度低下を防ぐことができ、触媒層中の触媒反応の偏りもなくなる。また、噴霧された液体推進薬は、反応に寄与する単位表面積が増大しており、触媒との接触表面積も大きくなるため、反応性が良好になる。さらに、液体推進薬の触媒分解による反応熱を効率よく得ることができるため、液体推進薬の自己分解性を高めることも可能となる。

従来の触媒分解式スラスタの断面模式図である。本発明による触媒分解式スラスタの断面模式図である。本発明で採用するタンクの断面模式図である。本発明の一実施形態により得られた地上噴射試験の結果を示す図である。

以下に、図面を参照して、本発明を実施するための形態について説明する。
図２に、本発明による触媒分解式スラスタの断面模式図を示す。触媒分解式スラスタ１は、液体推進薬を触媒で分解させて得られる反応ガスを噴射して推進力を得る、触媒分解式スラスタ１である。この触媒燃焼式スラスタ１は、液体推進薬を収容するための中空のタンク２と、液体推進薬を燃焼させ、燃焼ガスをノズル３から噴射する燃焼器４と、液体推進薬をタンク２から燃焼器４へ供給する流路５と、を備えている。

ａ．タンク
図３に、本発明で採用するタンクの断面模式図を示す。
ここでは円筒形状のタンク２を示しており、例えば内径５０ｍｍの円筒形状のタンクを使用することができるが、タンク２の形状・寸法はこれらに限定されない。ＨＡＮ系液体推進薬が強酸性であることに鑑みて、タンク２の材質は、材料適合性試験により適合性が確認されているステンレスやチタン材料とするのが望ましい。
タンク２はピストン９を備えており、ピストン９はタンク２の内部に液体推進薬Ｌが充填された区画を形成している。また、後述するとおり、ピストン９が作動することにより、液体推進薬Ｌが燃焼器４へ送出される。図３では、所定の圧力を印加することによりピストンを移動させるための押しガスＧと、液体推進薬Ｌとが、ピストン９を介して分離されている。押しガスＧとしては、窒素やヘリウムなどのガスを使用することができ、押しガスＧのガス圧でピストン９を押すことにより、液体推進薬Ｌをタンク２から排出する構造となっている。
本発明の触媒分解式スラスタにおけるタンクがこのようなピストンなどの気液分離機構を備えていることは、本発明の触媒分解式スラスタが宇宙飛翔体に用いられる点で、極めて重要である。すなわち、本発明のようにタンクの内部に気液分離機構を設けて液体推進薬が充填された区画を形成することなく、タンク内部で液体部分とガス部分とが分離されていない状態で、タンクを宇宙環境で使用すると、無重力下で液体推進薬がタンクの内壁付近に偏在するようになってしまう。このような状態で液体推進薬をタンクから排出しようとすると、ガスが排出されてしまうため液体推進薬を効率的に排出することが不可能となり、その結果触媒分解式スラスタの出力が低下してしまう。本発明のようにタンクの内部に気液分離機構を設けることにより、このような問題が生じるのを防ぐことができる。ＨＡＮ系液体推進薬に対する耐性の観点から、気液分離機構であるピストン９もステンレスや高分子材料などの材料適合性がある材料とするのが望ましい。
タンク２の内面は、鏡面仕上げとなっている。また、宇宙環境で押しガスＧのガス圧でピストン９を押すことに鑑み、タンク２は、安全率を２倍以上（地上燃焼試験においては安全率を４倍以上）として、内圧３ＭＰａ程度の、宇宙飛翔体の軌道上で想定される圧力にも十分に耐えられるような、耐圧構造としている。
タンク２へ液体推進薬Ｌを充填する場合には、次のように、宇宙飛翔体における液体推進薬の充填方法として一般的に用いられる所謂真空充填方式を採用することができる。
図３において、まず、液ポートＰ_Lを開放する。この時点では、ピストン９は、タンク２の液ポートＰ_L側の底面に接した場所に位置している。次いで、ガスポートＰ_Gから真空ポンプで真空引きをすると、ピストン９がタンク２の内部をガスポートＰ_G側に向かって移動する。次に、ガスポートＰ_Gを閉じた後に、液ポートＰ_Lから真空引きする。その後、液ポートＰ_Lを閉じ、液ポートＰ_Lを推進薬輸送容器（図示せず）と接続する。そして、液ポートＰ_Lを開放すると液体推進薬がタンク内に充填される。
なお、ＨＡＮ系推進薬は長期保管が可能なので、タンク２に充填した状態で液体推進薬を保存することも可能である。

ｂ．燃焼器
図１に戻って、燃焼器４はステンレス合金系の材料であるのが望ましい。燃焼器４の材質は、高温（１０００℃以上）の反応ガスおよび強酸性である未反応の液体推進薬に触れても材料適合性があるものを選定すればよい。燃焼器４の形状は、宇宙飛翔体で使用されている一般的な耐圧形状であればよく、例えば円筒形状とすることができる。燃焼器４の構造としては、反応ガスの圧力が１ＭＰａ弱の圧力を有することから、これに十分耐えられるような構造とし、さらに地上燃焼試験においては安全性から安全率４以上を確保する（宇宙用飛翔体においては安全率2など設計による）のが望ましい。
燃焼器４により得られるスラスト力としては、１５Ｎ程度が得られるのが望ましい。得られるスラスト力の大きさは、スラスタ形状を調整することなどにより変更することが可能である。
燃焼器４のノズル３としては、宇宙飛翔体において通常使用されている種類のものを採用することができる。ノズル３については、ノズル３のスロートで反応ガスがチョークすることで、反応ガスの圧力が計測でき、計測結果からスラスタ性能を評価することができる。そして、評価されたスラスタ性能に基づいて、チョークできるノズル系を選定することが可能である。
ノズル３から反応ガスを排出して推進力を得るプロセスは、反応ガスがノズル３のスロートでチョークされ、音速となってスロートを通過し、その後適正に膨張することで推進力が得られる、というものである。

ｃ．流路
流路５は通常、ステンレス合金などの材料適合性、高温耐性のある配管材料で構成されており、例えば１／８配管により構成することができる。流路５の形状は一般的には直管である。流路５の構造・性能としては、一般的なステンレス配管が有する構造・性能であれば足りる。
本発明の触媒分解式スラスタでは、図３に示したように、液体推進薬Ｌは、タンク２を加圧するガスＧでピストン９が押され、液体推進薬Ｌが送出される構造を採用することができる。液体推進薬Ｌは、図２に示したように、そこから流路５に供給され、ステンレス配管などで構成される流路５を通って、燃焼器４上流の推薬弁でその供給が制御され、燃焼器４に供給される。
さらに、燃焼器４は、液体推進薬を触媒分解させるための触媒を有する触媒層６と、触媒層６を加熱するための加熱装置７と、触媒層６に対して液体推進薬を供給するインジェクタ８とを備えている。そして、ピストン９に所定の圧力を印加することにより、インジェクタ８は、触媒層６に対して、液体推進薬を噴霧する。

ｄ．触媒層
触媒層６は、燃焼器４の内部において、インジェクタ８から噴霧された液体推進薬が触媒層６全体に過不足なく噴霧されるように、インジェクタ８の先端から触媒層６までの距離を最適化して配置する。例えば、インジェクタ８の先端から約５０ｍｍの位置に触媒層６を配置することができる。
触媒層６で分解された液体推進薬の反応ガスは、燃焼室中の触媒層６の下流の領域で完全に分解し、それがノズル３から排出される。燃焼器４中このプロセスに関与する部分の内面には、耐熱材料としてグラファイトを使用する。
触媒層６に使用する触媒としては、例えばＳ４０５というイリジウムを担持させたアルミナ担体の触媒を使用することができる。触媒の種類は、宇宙飛翔体の一液推進系に通常使用される触媒であれば、特に制限はない。触媒の寸法及び形状としては、粒径が０．５ｍｍ以下程度の粒状のものを使用するのが好適である。触媒層６は、このような触媒がこぼれない程度に細かいメッシュのステンレス系の金網で触媒を挟み込むことにより構成することができる。さらに、触媒層６の保持には、耐熱および耐圧材料としてステンレス合金系の金網を使用するとともに、補強材として炭素繊維およびセラミック材料を使用するのが望ましい。
触媒層６の触媒で分解される液体推進薬としては、例えば、硝酸ヒドロキシアンモニウムに、硝酸アンモニウム、水、メタノールを、質量比９５：５：８：２１で混合したものを使用することができる。このような組成を有する液体推進薬の比重は１．４であり、凝固点は−６８℃である。
触媒層６の触媒でこのようなＨＡＮ系の液体推進薬を分解することにより推進力を得るメカニズムは、ＨＡＮ系液体推進薬が触媒によって分解され、チッ素、水素等に分解され、その際に高温となり、さらにその反応過程において、燃料成分のメタノールが燃焼器４内で燃焼して、ノズルから排出される、とういうものとして説明される。

ｅ．加熱装置
加熱装置７としては、特に制限はなく、例えば電熱線をテープ状に加工したテープヒータを使用することができる。このようなヒータは、例えば１０Ωの電熱線に２４Ｖの電圧をかけて発熱させるものである。加熱装置７の施工は、テープヒータを使用する場合には、触媒層６付近の燃焼器４の外側に、テープヒータを巻きつけることにより行うことができる。そして、ステンレス製の燃焼器４の熱伝達を利用して、触媒層６を加熱する。

ｆ．インジェクタ
インジェクタ８も、他の要素と同様の理由から、ステンレスやチタンなどの材料適合性、高温耐性のある材料で構成するのが望ましい。このインジェクタ８は、燃焼器４内で触媒層６の上流に配置される噴霧器である。インジェクタ８から噴霧された液体推進薬が、触媒層６の触媒に均一に噴霧されるようにするためには、スプレーの拡散角度を計測から５０°とするのが好適であると考えられる。
インジェクタにより噴霧された液体推進薬の液滴の粒径は、０．１ｍｍ〜０．７ｍｍ程度であるのが望ましく、さらに望ましくは０．３ｍｍ〜０．５ｍｍ程度である。触媒層６において粉末状の触媒を保持するために、通常は金属製の網を用いて触媒を両側から挟み込む。このような構造の触媒層６の触媒に対して、液体推進薬を直接噴霧するのは、極めて困難である。一方、上記のような粒径が０．５ｍｍ以下程度の粒状の触媒を固定するのに使用する触媒保持用の金網は、通常線径０．２ｍｍ程度で４０メッシュ程度のものである。したがって、このサイズよりも液滴が大きすぎると、金網を構成する金属線に衝突し、液滴が触媒に到達しにくくなる。反対に、小さ過ぎる液滴は、慣性力が小さく、移動速度が低下するため、液体推進薬が効率良く触媒層６に到達するのが困難になるとともに、表面張力が非常に大きくなるため、金網にはじかれて通過する事が難しくなり、未反応の液体推進薬が大量に形成される原因となる。未反応の液体推進薬の大量の液滴は、大きな塊となり、触媒温度の低下をもたらす一方、突然反応することにより爆発を起こす危険も有する。さらに、微細すぎる液滴は、過敏な反応を示し、触媒を熱する際に同時に温められる触媒保持用の金網にこれが触れた際にも反応を起こし、保持金網を融解させてしまうことにもなる。したがって、触媒保持用の金網を使用するタイプの触媒層６を採用する場合には、噴霧された液体推進薬の液滴の粒径が、金網のメッシュ間隔の７０〜１２０％の大きさとなるようにするのが望ましい。
本発明による触媒分解式スラスタは、ピストン９に所定の圧力を印加することにより、インジェクタ８が触媒層６に対して液体推進薬を噴霧するものである。その際、ピストン９に印加する圧力は、液体推進薬の粘度等を考慮して、押し圧を０．７５ＭＰａ以上とするのが望ましい。押し圧が低すぎると液体推進薬は噴霧されずに水流となってしまう。また、押し圧の上限は、宇宙環境での使用の観点から、４ＭＰａ程度であるものと考えられる。

図２及び図３に示されているような構造を有する本発明による触媒分解式スラスタを作製し、ピストンにより印加される液体推進薬の供給圧を一定の０．７５ＭＰａに調圧して、５秒間連続して推進薬を供給して燃焼実験を行った。触媒分解式スラスタの性能は、推進薬の流量と燃焼器の内圧を計測することにより評価した。比較のため、図１に示されているような構造を有する触媒分解式スラスタを作製し、同様の実験を行った。結果を図４に示す。
図４から、従来の構造の触媒分解式スラスタでは、燃焼効率は５３％程度であるのに対し、本発明の構造の触媒分解式スラスタでは、燃焼効率は８３％程度と、従来に比べて約１．６倍向上していることがわかる。

１スラスタ
２タンク
３ノズル
４燃焼器
５流路
６触媒層
７加熱装置
８インジェクタ
９ピストン

Claims

液体推進薬を触媒で分解させて得られる反応ガスを噴射して推進力を得る、宇宙飛翔体用の触媒分解式スラスタであって、当該触媒分解式スラスタは、
前記液体推進薬を収容するための中空のタンクと、
前記液体推進薬を分解させ、反応ガスを噴射する燃焼器と、
前記液体推進薬を前記タンクから前記燃焼器へ供給する流路と、
を備え、
前記タンクはさらに、前記タンク内に前記液体推進薬が充填された区画を形成するとともに、前記液体推進薬を前記燃焼器へ送出するピストンを備え、
前記燃焼器はさらに、
前記液体推進薬を触媒分解させるための触媒を有する触媒層と、
前記触媒層を加熱するための加熱装置と、
前記触媒層に対して前記液体推進薬を供給するインジェクタと、
を備え、前記ピストンに所定の圧力を印加することにより、前記インジェクタが前記触媒層に対して前記液体推進薬を噴霧することを特徴とする、前記触媒分解式スラスタ。