JP5352821B2 - 液体燃料貯蔵用容器及び該容器を用いた蒸気噴射システム - Google Patents
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Description
コールドガススラスタとしては、例えば、Space Mission Analysis and Design, Space Technology Library, 1999年, pp692-693の表17-4、 17-5に記載されているようなものがある。この推進システムは、高圧の窒素ガスを利用するものであるため、耐圧性能の高いタンクや配管、圧力調整器などが必要となる。したがって、この推進システムを宇宙機に搭載することは、宇宙機の重量増加につながる。また、このシステムは、気体状態で燃料を搭載するものであるため、エネルギー密度が低く、噴射を継続するにつれてシステム内での圧力降下が発生し、このため推進システムによって得られる推力も徐々に減少していく。
ホットガススラスタとしては、例えば、Advanced Space Propulsion Systems, Springer, 2003年, Liquid Propulsion Systems, pp24-26に記載されているようなものがある。この推進システムは、燃焼器を必要とするものであるため、システム構成が複雑となり、重量も大きくなってしまう。また、このシステムは、燃料として主に有毒なヒドラジンを使用するものであるため、小型衛星のハンドリングの良さに反する。
イオンエンジンとしては、例えば、Advanced Space Propulsion Systems, Springer, 2003年、Ion Thruster, pp80-84に記載されているようなものがある。この推進システムでは、キセノンなどの希ガスをイオン化する必要があるため、電力消費量が非常に大きい。また、比推力は高いものの、ごく軽量の電荷を帯びた原子を超高速で噴射するシステムであるため、得られる推力は小さい。さらに、このような噴射システムを構成するには、複雑で重い機構が必要となる。
したがって、これら従来の宇宙機用推進システムを小型衛星の姿勢制御や軌道マヌーバに適用する場合には、搭載スペースや重量、システムの複雑さなどの問題点がある。
MEMS技術を利用したスラスタとしては、例えば、Advanced Space Propulsion Systems, Springer, 2003年, Micropropulsion, pp99-105に記載されているようなものがある。このシステムは、半導体技術により作製された微小な部品から成る電気機械システムである。しかしながら、宇宙用スラスタに関しては研究開発段階であり、実際の衛星に応用されていないのが現状である。また、推力レベルが非常に小さいスラスタであるため、小型衛星に搭載する場合であっても、迅速な姿勢制御や軌道マヌーバに供することはできない。
従来の気液平衡スラスタは、上記のような利点があるものの、液体燃料の貯蔵や気化の点で、問題があった。すなわち、液体燃料を配管に搭載する方式を採用する場合には、燃料搭載性に制約がある。また、液体燃料が気化されずにそのまま噴射されてしまう液体噴射を防止するための温度制御機構が、通常は燃料噴射を行うノズル近傍にあるだけであるため、液体噴射を十分に防ぐことができず、安定した推力レベルを維持することが難しい。さらに、宇宙機の姿勢制御を行う場合などに配管内の搭載燃料が自由運動することで、振動によるスロッシングが発生しやすい。
しかしながら、本発明者等の知見によれば、中空のタンクを気液平衡スラスタの液体燃料の貯蔵に使用すると、タンクに貯蔵されている液体燃料が気化されないまま直接液体として噴射される現象が生じるため、比推力が大幅に低下し燃料効率が悪化する。
また、中空タンクの場合、噴射によりタンク内の圧力が下がると、液体燃料に占める表面積の割合が小さいため、局所的に突沸が発生し、推力レベルに不安定性が生じることとなる。
さらに、噴射によりタンク内の圧力が下がると、液体燃料が気化し、気化熱によってタンク内の温度は低下する。このため、タンク内の圧力は噴射前の値までは回復せず、推力レベルが低下する。これを補うためにヒータでタンクを加熱する必要があるが、タンクを外側からヒータで加熱するだけでは、ヒータの熱量がタンク内の燃料に均一に伝わりにくい。
また、中空タンクを、衛星等の宇宙機に搭載する気液平衡スラスタの液体燃料貯蔵用に使用すると、衛星等の姿勢制御を実施した際にタンク内で液体燃料が自由運動をすることが可能となり、衛星等の姿勢制御に影響を与えるスロッシング現象が生じる。
また、発泡金属の気泡中に液体保持をすることで、タンク内での燃料の自由運動を制限することが可能となり、スロッシング現象を防ぐことができると考えられる。
なお、発泡金属が有する気泡の孔径や発泡金属の気孔率は、これらの点に鑑み、蒸気噴射システムに通常使用される液体燃料の粘性等を考慮して、適宜決定すればよい。例えば、孔径100〜500μm程度、気孔率70〜97%程度の発泡金属を使用することができる。
さらに、連続気泡を有する発泡金属を利用して液体燃料を微細な気泡に分散保持することにより、燃料の表面積を大きくすることが可能となり、燃料の気化がタンク内で全体的に行われて気体を取り出しやすくなるため、安定した推力を得ることができると考えられる。
使用する発泡金属の材質としては、特に制限はないが、液体燃料に対して化学的に安定なものであって、熱伝導性が高いものが望ましい。例えば、銅製、ステンレス製等の発泡金属を使用することができる。
本発明の液体燃料貯蔵用容器に貯蔵することのできる液体燃料として、具体的には、イソブタンや、HFC−134a等の代替フロンなどが挙げられる。
さらに、本発明の液体燃料貯蔵用容器において、発泡金属部材をタンクの内部に充填させるようにしてもよい。例えば、上記のような薄い板状の発泡金属を積層したものを、熱伝導率の良好な接着剤を用いてタンクの内壁に接合することができる。これにより、タンクに加えた熱量を効率的に液体燃料へ伝えることができ、燃料の温度制御が容易になると考えられる。
また、発泡金属により液体燃料が分散、拡散して保持されるため、燃料の表面積が大きくなり、タンク内での液体燃料の突沸を防ぎ、突沸による蒸気噴射システムの推力レベルの変動を防止することができる。これは、燃料の気化を分散・拡散して生じさせることが可能となるため、局所で生じる沸騰を抑制できるからである。その結果、気体噴射により得られる推力レベルの変動が少なくなり、噴射中に安定した安定な推力を得ることができる。
液体燃料を収容するタンク1の外壁には、ヒータ2が全周に渡って巻かれており、タンク1に収容されている液体燃料の温度制御を行うことができる。タンク1の内部には発泡金属3が充填されており、発泡金属3は接着剤4によりタンク1の内壁に接着されている。タンク1に収容される液体燃料は、少なくとも部分的には、発泡金属3が有する連続気孔に保持されることになる。
液体燃料は、注排弁5から注液および排液される。液体燃料の温度制御の結果は、ヒータ付属の温度センサ(図示せず)および第1の圧力センサ6により、タンク1内の圧力を測定することで確認できる。ラッチング弁7および推薬弁8の開閉を制御することにより、フィルタ9を通った燃料がスラスタ10から噴射され、推力を得ることができる。得られた推力は第2の圧力センサ11により推算できる。
タンク21の外壁にヒータ22が巻かれており、タンク21の内部には発泡金属23が接着剤24により接着されている。タンク21に設けられた燃料出入口25は、液体燃料をタンク21の外部に噴射するための噴射口を兼ねることができる。
タンク31の内部は中空であって、燃料出入口35を通してタンク31に注入された液体燃料で満たされている。このような状態では、宇宙機の姿勢運動に応じてタンク31内部の液体燃料が自由運動をすることが可能であるため、スロッシング現象が生じやすいことがわかる。
アルミ製、SUS製などの金属タンク41に、例えば空隙率95%程度の銅製、SUS製などの発泡金属42を、熱伝導性の良い接着剤43を用いて接着する。
発泡金属42は、厚さ1mm程度の薄い板状のものを積層して、タンク41内に充填することができる。
液体燃料は、スポンジに吸収させるように発泡金属42に浸みこませることで、タンク41内に充填することができる。満充填すると、ほぼ発泡金属42の空隙率に相当する量の液体燃料を充填することができる。
図5には、液体燃料を収容するためのタンク51、その上面中央に設けられた燃料の噴出口52、液体燃料をタンク51に注入し、あるいはタンク51から排出するための注排弁53、タンク51内の圧力を測定するための圧力センサ54、及び燃料を噴射するスラスタ55が示されている。タンク51は、直径76mm、高さ36mmの円筒形状のステンレス製のタンクを使用した。これらの要素を配管(図示せず)で接続することにより、制御の下、タンク51から噴出した燃料がスラスタ55から噴射されるようにする。さらに、図5には、このシステムにより得られる推力を測定するための圧力センサ56及びロードセル57が示されている。
液体燃料としては、約30gのイソブタンを使用した。タンク51を加熱するための加熱装置としては、タンク51の側面に巻きつけたニクロム線を使用し、タンク内の温度を測定しながらフィードバック制御を行うことにより、タンク内の温度を一定に(例えば20〜30℃に)保ち、タンク内の圧力が蒸気圧となるようにした。
蒸気噴射システムの性能を、次のような観点から評価した:
(1)圧力センサ56の測定値から推定された推力、及びロードセル57により測定された推力
(2)目視による確認された液体噴射の有無
(3)タンク内での液体燃料の突沸の有無
なお、上記(3)の観点については、タンク51の底部にアクリル製の蓋を装着することにより、目視による突沸の有無の確認を行った。
はじめに、比較のため、従来の液体燃料貯蔵用容器(タンク内に発泡金属が充填されていないもの)を用いて、噴射口を下向きにして、噴射試験を行った。結果を図7に示す。図中、線Aは入力コマンドの電圧を示し、5[V]で電磁弁(図1中の推薬弁8に相当)が開き、燃料がスラスタから噴射される。線Bは圧力センサ56の測定値から推定された推力を示し、線Cはロードセル57により測定された推力を示す。
線B及び線Cの形状から、推力レベルが不安定であることは明らかである。また、液体状態で燃料が噴射される様子が確認された。これは、噴射口が下向きであることに起因すると考えられる。さらに、液体噴射の発生は、このシステムにおける燃料消費量が非常に大きいことを示している。
[比較例2]
次いで、上記比較例1で用いた従来の液体燃料貯蔵用容器を使用して、噴射口を上向き(下向きから180度の方向)にして、噴射試験を行った。結果を図8に示す。線A、B及びCは、図7の場合と同様のものである。
噴射初期の時点では安定した推力が得られているが、途中から推力レベルに変動が生じている。また、推力レベルが変動する際には、タンク内での液体燃料の突沸が確認された。
本発明の実施例として、タンクの内部に、気孔率約95%、孔径300μm、厚さ1mmのステンレス製の発泡金属のシートを、タンクの内部が発泡金属のシートで充填されるように積層させたものを、接着剤で固定して、液体燃料貯蔵用容器とした。この液体燃料貯蔵用容器を使用して、噴射口を下向きにして、噴射試験を行った。結果を図9に示す。線A、B及びCは、図7の場合と同様のものである。
気体状態での燃料噴射が維持され、推力レベルが安定していることが分かる。
Claims (3)
- 蒸気噴射システムに使用する、液体燃料貯蔵用容器であって、該蒸気噴射システムは、前記液体燃料貯蔵用容器の内部で気化した前記液体燃料を前記液体燃料貯蔵用容器の外部に噴射することによって推力を得るものであり、前記液体燃料貯蔵用容器は、
前記液体燃料を収容するための中空のタンクであって、前記液体燃料を前記液体燃料貯蔵用容器の外部に噴射するための噴射口を有する、前記タンクと、
前記タンクを加熱するための加熱装置と、
前記タンクの内部に設けられた、連続気泡を有する発泡金属部材であって、前記液体燃料の少なくとも一部が前記発泡金属部材の気泡中に保持され、前記加熱装置によって前記タンクに付与された熱エネルギーが前記発泡金属部材を介して前記液体燃料に伝導することにより、該液体燃料の少なくとも一部が気化する、前記発泡金属部材と、
を備え、
前記発泡金属部材は、板状の発泡金属の層を積層したものからなる、
前記液体燃料貯蔵用容器。 - 前記発泡金属部材が、前記タンクの内部に充填されている、請求項1に記載の液体燃料貯蔵用容器。
- 液体燃料貯蔵用容器の内部で気化した液体燃料を前記液体燃料貯蔵用容器の外部に噴射することによって推力を得る蒸気噴射システムであって、前記液体燃料貯蔵用容器は、請求項1又は2に記載の液体燃料貯蔵用容器である、前記蒸気噴射システム。
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