JP6696648B2

JP6696648B2 - 噴射装置及び推進システム

Info

Publication number: JP6696648B2
Application number: JP2018048994A
Authority: JP
Inventors: 宏人羽生; 登伊東山
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2018-03-16
Filing date: 2018-03-16
Publication date: 2020-05-20
Anticipated expiration: 2038-03-16
Also published as: WO2019176187A1; JP2019157816A

Description

本発明は、燃焼により噴射ガスを噴射する噴射装置及び推進システムに関する。

噴射装置としては、例えば液体燃料や気体燃料を用い、燃焼等の反応により噴射ガスを生成して噴射させる装置が一般的に知られている。一例として、宇宙機の姿勢制御、衛星投入等には、一般に液体推進系の噴射装置が使用されている。液体推進系の噴射装置に広く適用されている液体推進薬に、ヒドラジンがある。ヒドラジンは、毒性を有するものの、触媒により容易に着火させることができるため、推進系として制御しやすい（例えば、特許文献１参照）。

特開２００４−１５６４７７号公報

しかしながら、ヒドラジンは、そもそも毒性を有する。また、この種の噴射装置では、液体燃料剤を燃焼室に送り込むための高圧ガス機構が必要となるため、必然的に噴射装置が大型になる。また、上述したように、液体燃料剤を着火させるには触媒が必要になる。触媒は、燃焼温度によっては被毒し、噴射装置の寿命が触媒の寿命によって左右される場合がある。

以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、低毒性の燃料を使用し、小型であって、触媒の寿命に左右されない噴射装置及び推進システムを提供することにある。

上記目的を達成するため、本発明の一形態に係る噴射装置は、燃焼容器と、燃料供給源と、レーザ照射部とを具備する。
燃焼容器は、ガス噴射口を有する。
燃料供給源は、燃焼容器内に供給するイオン性液体を吸蔵することが可能な燃料吸蔵体を含む。
レーザ照射部は、燃料吸蔵体にレーザ光を照射することができる。
また、推進システムは、上記の噴射装置を具備する。

以上述べたように、本発明によれば、低毒性の燃料を使用し、小型であって、触媒の寿命に左右されない噴射装置及び推進システムが提供される。

本実施形態に係る噴射装置の模式的断面図である。図（ａ）は、本実施形態に係る噴射装置の動作を示す模式的断面図である。図（ｂ）は、本実施形態に係る噴射装置の燃焼時の時間と燃焼容器内の圧力との関係を示す概略的グラフ図である。本実施形態の変形例１に係る噴射装置の模式的断面図である。本実施形態の変形例２に係る噴射装置の模式的断面図である。本実施形態の変形例３に係る噴射装置の模式的断面図である。

以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。各図面には、ＸＹＺ軸座標が導入される場合がある。

図１は、本実施形態に係る噴射装置の模式的断面図である。

図１には、噴射装置１００の概略的な構成が示されている。図１では、燃焼容器１０のノズル部１０ｎから蓋部１０ｃに向かう方向をＺ軸方向、レーザ照射部３０から燃料供給源２０に向かう方向をＹ軸方向、Ｚ軸方向及びＹ軸方向に直交する方向をＸ軸方向としている。

図１に示す噴射装置１００は、燃焼容器１０と、燃料供給源２０と、レーザ照射部３０とを具備する。噴射装置１００は、例えば、ガス噴射口１０ｊから噴射ガスを噴射するガス噴射装置として用いられる。

燃焼容器１０は、例えば、筒状の金属製容器である。燃焼容器１０の内部は、中空状である。燃焼容器１０は、蓋部１０ｃと、筒状体部１０ｂと、ノズル部１０ｎとを有する。筒状体部１０ｂは、蓋部１０ｃに連結され、ノズル部１０ｎは、筒状体部１０ｂに連結される。蓋部１０ｃとノズル部１０ｎとは、筒状体部１０ｂを介して対向配置されている。例えば、ガス噴射口２０ｊから蓋部１０ｃに向かう方向は、レーザ照射部３０から燃料供給源２０に向かう方向に直交する。ノズル部１０ｎには、例えば、蓋部１０ｃから離れるにつれテーパ状に広がる空間が形成されている。この空間は、燃焼容器１０のガス噴射口１０ｊとして機能する。

燃焼容器１０を上方から見た場合の外形は、例えば、円形状である。燃焼容器１０の外形は、円形状に限らず、三角形、四角形等の多角形でもよい。燃焼容器１０の外径は、一例として、５０ｍｍ以下であり、燃焼容器１０の長さは、１００ｍｍ以下に構成されている。

燃料供給源２０は、収容部２１と、移送部２２とを有する。収容部２１は、イオン性液体４０を収容する小型の容器である。収容部２１は、例えば、金属材、無機材、有機樹脂、無機樹脂等のいずれかで構成されている。図１の例では、球体の収容部２１が示されている。収容部２１は、直方体でもよく、チューブ体でもよい。

但し、収容部２１が有機樹脂、無機樹脂等のフレキシブル材で構成されている場合、噴射装置１００が宇宙空間に置かれた場合に収容部２１に空気が存在すると、収容部２１内の空気の自発的な膨脹が予想される。このため、噴射装置１００を宇宙空間で使用する場合には、収容部２１に空気が存在していないことが望ましい。

移送部２２は、燃焼容器１０と収容部２１との間に設けられる。移送部２２は、筒状体２６と、筒状体２６内に配置された燃料吸蔵体２５ａとを有する。移送部２２は、Ｙ軸方向において、一方の側が筒状体部１０ｂに取り付けられ、他方の側が収容部２１に接続されている。なお、移送部２２の一方の側は、筒状体部１０ｂに限らず、蓋部１０ｃに取り付けられてよい。但し、この場合には、燃料吸蔵体２５ａがレーザ光３０Ｌによって照射される配置構成が必要になる。

燃料吸蔵体２５ａは、Ｙ軸方向において、一方の側が燃焼容器１０内に露出され、他方の側がイオン性液体４０に接する。燃料吸蔵体２５ａは、供給されるイオン性液体４０を保持できるものならば制限はないが、例えば、炭素繊維、セラミック多孔質体、合成樹脂繊維等が好ましく使用できる。例えば、炭素繊維の一例としては、カーボンウール等が適用される。

燃料吸蔵体２５ａは、例えば、炭素繊維間（または、多孔質体）の毛細管現象によって燃料吸蔵体２５ａを収容部２１から吸収することができる。さらに、燃料吸蔵体２５ａがイオン性液体４０を吸収した後において、イオン性液体４０の密度が収容部２１側よりも燃焼容器１０側の低くなった場合には、毛細管現象によって、イオン性液体４０が収容部２１側から燃焼容器１０側に自発的に浸透移動する。このようなイオン性液体４０の自発的な移動により、移送部２２は、収容部２１から燃焼容器１０にイオン性液体４０を移送することができる。

イオン性液体４０は、融点１００℃以下の塩で、室温で液体として存在しているものが好ましく、例えば、共融型イオン性液体である。例えば、イオン性液体４０は、アンモニウムジニトラミド（ＡＤＮ）／メチルアミン硝酸塩／尿素を含む。それぞれの配合比は、例えば、６０ｗｔ％／３０ｗｔ％／１０ｗｔ％である。その他、イオン性液体４０は、例えば「イオン液体を用いた高性能低毒性推進剤の研究開発」（宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-15-004）、特開2002-020191号公報、特開2015-218096号公報に記載の態様で使用することができる。

レーザ照射部３０は、燃料吸蔵体２５ａに対向配置される。例えば、Ｙ軸方向において、レーザ照射部３０は、燃料供給源２０に並ぶ。これにより、レーザ照射部３０から発せられたレーザ光３０Ｌが効率よく燃料吸蔵体２５ａの露出面２５Ｅに照射される。レーザ光３０Ｌは、例えば、パルスレーザ光である（波長：９８０ｎｍ、４Ｗ、ビーム径１０ｍｍ）。レーザ照射部３０は、制御部３１０から供給される電気信号系３１によって制御されている。レーザ光３０Ｌは、燃料吸蔵体２５ａに垂直に入射されてもよく、斜めに入射されてもよい。制御部３１０は、不図示の指示装置の指示に基づいて、レーザ照射部３０を制御する制御信号を送信する。なお、制御部３１０は、燃焼容器１０内に設けられた不図示の圧力センサの検知した圧力や温度センサの検知した温度によりレーザ照射部３０のレーザ発光を制御するようにしてもよい。

また、噴射装置１００においては、移送部２２から筒状体２６を取り除き、燃料吸蔵体２５ａを収容部２１と燃焼容器１０との間で露出させてもよい。燃料吸蔵体２５ａの一部を露出させても、イオン性液体４０は、燃料吸蔵体２５ａから蒸発しにくく、燃料吸蔵体２５ａに貯蔵されることになる。

また、噴射装置１００を短期間で使用する場合には、燃料供給源２０から収容部２１を取り除いてもよい。この場合、燃料供給源２０は、燃料吸蔵体２５ａを含み、例えば、燃焼容器１０内に供給されるイオン性液体４０を含んだ燃料吸蔵体２５ａがレーザ光３０Ｌに照射され得る位置において筒状体部１０ｂ内に取り付けられる。

噴射装置１００の動作の一例を説明する。

図２（ａ）は、本実施形態に係る噴射装置の動作を示す模式的断面図である。図２（ｂ）は、本実施形態に係る噴射装置の燃焼時の時間とレーザ照射部３０に供給される制御信号の関係を示す概略的グラフ図である。なお、図２（ｂ）の縦軸は、規格値（N.U.）で表されている。

図２（ａ）に示すように、レーザ照射部３０からレーザ光３０Ｌを燃料吸蔵体２５ａの露出面に照射すると、燃料吸蔵体２５ａがレーザ光３０Ｌのエネルギーを熱として吸収する。この吸収された熱が燃料吸蔵体２５ａに浸透されたイオン性液体４０に伝熱すると、イオン性液体４０が加熱効果により昇温し、気相成分が発生した後にイオン性液体４０が熱分解し着火する。これにより、燃焼容器１０内で発生した高圧ガスＧがガス噴射口１０ｊから矢印Ｊの方向に噴射する。

例えば、図２（ｂ）に示すように、レーザ光３０Ｌが燃料吸蔵体２５ａの露出面２５Ｅにパルス照射されると（ＯＮ）、しばらくの間は燃料吸蔵体２５ａがレーザ光３０Ｌのエネルギーを熱として吸収し、イオン性液体４０が加熱効果により昇温しイオン性液体４０が熱分解し着火すると、燃焼容器１０内の圧力が急減に上昇する。この急激な圧力上昇によって高圧ガスＧが生み出される。燃焼容器１０内の圧力は、レーザ光３０Ｌの燃料吸蔵体２５ａへの照射を断ち切った後に（ＯＦＦ）、徐々に減衰する。なお、高圧ガスＧの発生量は、ＯＮからＯＦＦまでの時間及びレーザ照射部３０の発光量を調整することにより制御可能である。

燃焼時には、燃料吸蔵体２５ａは加熱されるものの、燃料吸蔵体２５ａ付近で、イオン性液体４０が熱分解することで加熱された熱が熱分解によって吸熱され、燃料吸蔵体２５ａの露出面において加熱と吸熱との調和が起こる。これにより、燃料吸蔵体２５ａの熱的損傷が緩和される。

特に、燃料吸蔵体２５ａとして炭素繊維を用いた場合、レーザ光３０Ｌのエネルギーがピンポイントで炭素繊維に吸収されて、吸収された熱によってイオン性液体４０が効率よく着火する。また、炭素繊維は、耐熱性が高く、熱劣化が起きにくい。

また、燃焼により、燃料吸蔵体２５ａの露出面においてイオン性液体４０が消費されると、燃料吸蔵体２５ａの露出面におけるイオン性液体４０の密度が相対的に低くなる。しかし、燃料吸蔵体２５ａの毛細管現象によって、再び、燃料吸蔵体２５ａの露出面にイオン性液体４０が補充される。すなわち、収容部２１から燃料吸蔵体２５ａの露出面にイオン性液体４０が移送される。この燃焼動作の繰り返しにより、噴射装置１００は、パルス燃焼スラスタとして機能する。

このように、本実施形態に係る噴射装置１００によれば、燃料剤が燃料吸蔵体２５ａの毛細管現象によって収容部２１から燃焼容器１０に移送されるので、燃料剤を燃焼容器１０に送り込む高圧ガス機構を必要としない。これにより、噴射装置１００は、高圧ガス機構を必要とする噴射装置に比べてより小型になる。

また、噴射装置１００では、燃料剤としてヒドラジンを用いず、イオン性液体４０を用いる。これにより、燃料剤の毒対策、発火性対策等の安全に係る防護措置が不要になり、低コスト化が実現する。

また、噴射装置１００では、燃料剤としてイオン性液体４０を用い、不活性な溶媒を用いない。これにより、イオン性液体４０の化学ポテンシャルを有効に活用でき、燃料剤として不活性な溶媒を用いた燃料剤に比べて推進性能が大きく向上する。

また、噴射装置１００では、イオン性液体４０を収容部２１に収容した場合は、長時間にわたりイオン性液体４０を燃料源として用いることができる。

また、噴射装置１００では、イオン性液体４０をレーザ光３０Ｌによって着火するので、燃料剤を着火するための触媒が不要になる。これにより、噴射装置１００の寿命は、触媒の寿命によって左右されなくなる。

また、噴射装置１００では、レーザ光３０Ｌの照射時のみ、イオン性液体４０の熱反応が起こり、レーザ光３０Ｌの照射を断つとイオン性液体４０の熱反応が停止する。パルスレーザの出力、パルス数、パルス幅等によって、燃焼容器１０から放出されるガス量が精度よく制御される。つまり、レーザ光出力の照射時間による積分値で燃焼容器１０から放出される噴射ガスの量が精度よく制御される。

また、レーザ光３０Ｌを連続光でなくパルスレーザ光を採用した場合には、燃料吸蔵体２５ａの過剰な加熱が抑制されて、燃料吸蔵体２５ａの熱劣化が抑制される。

本実施形態に係る噴射装置の変形例を以下に説明する。

（変形例１）

図３は、本実施形態の変形例１に係る噴射装置の模式的断面図である。

イオン性液体４０を吸蔵する燃料吸蔵体は、移送部２２の少なくとも一部に設けられてもよい。例えば、図３に示す噴射装置１０１においては、移送部２２が燃料吸蔵体２５ｂと、筒状体２６と、止冶具２７とを有する。

ここで、燃料吸蔵体２５ｂは、燃料吸蔵体２５ａよりも薄く構成されている。このため、燃焼時の燃焼容器１０内の急激な圧力上昇によって燃料吸蔵体２５ｂが収容部２１側に変形しないように、燃料吸蔵体２５ｂが止冶具２７により支持されている。止冶具２７は網状になっており、イオン性液体４０は、止冶具２７を介して燃料吸蔵体２５ｂに接触する。

図３に示す噴射装置１０１によれば、燃料吸蔵体２５ｂの体積を調整することにより、燃料吸蔵体２５ｂの露出面２５Ｅにレーザ光３０Ｌが照射されたときの燃料吸蔵体内での熱拡散が抑制されて、レーザ照射時の燃料吸蔵体の温度が最適な着火温度に設定される。

（変形例２）

図４は、本実施形態の変形例２に係る噴射装置の模式的断面図である。

図４に示す噴射装置１０２においては、レーザ照射部３０が複数のレーザ光３０Ｌを放出することができる。すなわち、本実施形態において、レーザ照射部３０は、少なくとも1つレーザ光源を有し、不図示のレーザスプリッタ等により複数のレーザ光３０Ｌを放出する。

このような噴射装置１０２によれば、レーザ照射部３０が少なくとも1つレーザ光源を有するので、レーザ光３０Ｌの数によっても、燃焼容器１０から放出される噴射ガスの量を調整することができる。

（変形例３）

図５は、本実施形態の変形例３に係る噴射装置の模式的断面図である。

図５に示す噴射装置１０３においては、レーザ照射部３０は、レーザ光３０Ｌが燃料吸蔵体２５ａに照射される位置を変更することが可能な位置変更機構３０１を有する。例えば、位置変更機構３０１は、レーザ光の進行方向を曲げる複数の回転ミラーが組み合わされたレーザ偏向機構等を有し、レーザ光３０ＬがＹＺ軸平面において振動したり、ＸＹ軸平面において振動したりする（振動角θ）。

このような噴射装置１０３によれば、レーザ照射部３０が位置変更機構３０１を有するので、燃料吸蔵体２５ａの同じ位置にレーザ光３０Ｌが照射されることが避けられ、燃料吸蔵体２５ａの熱劣化が抑制される。

さらに、本実施形態では、噴射装置１００〜１０３のいずれかを具備する推進システムが提供される。推進システムとしては、人工衛星、ロケット、宇宙船、航空機等があげられる。

以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は上述の実施形態にのみ限定されるものではなく種々変更を加え得ることは勿論である。各実施形態は、独立の形態とは限らず、技術的に可能な限り複合することができる。

１０…燃焼容器
１０ｎ…ノズル部
１０ｃ…蓋部
１０ｂ…筒状体部
１０ｊ…ガス噴射口
２０…燃料供給源
２１…収容部
２２…移送部
２５ａ、２５ｂ…燃料吸蔵体
２５Ｅ…露出面
２６…筒状体
２７…止冶具
３０…レーザ照射部
３０Ｌ…レーザ光
３０１…位置変更機構
３１…電気信号系
３１０…制御装置
４０…イオン性液体
１００、１０１、１０２，１０３…噴射装置

Claims

ガス噴射口を有する燃焼容器と、
前記燃焼容器内に供給するイオン性液体を吸蔵することが可能な燃料吸蔵体を含む燃料供給源と、
前記燃料吸蔵体にレーザ光を照射することが可能なレーザ照射部と
を具備し、
前記燃料吸蔵体は、炭素繊維を含む
噴射装置。
請求項１に記載の噴射装置であって、
前記燃料供給源は、
前記イオン性液体を収容する収容部と、
前記収容部から前記燃焼容器に前記イオン性液体を移送する移送部と
を有し、
前記燃料吸蔵体は、前記移送部の少なくとも一部に設けられ、前記イオン性液体に接している
噴射装置。
請求項１または２に記載の噴射装置であって、
前記レーザ光は、パルスレーザ光である
噴射装置。
請求項１〜３のいずれか1つに記載の噴射装置であって、
前記レーザ照射部は、少なくとも１つのレーザ光源を有する
噴射装置。
請求項１〜４のいずれか1つに記載の噴射装置であって、
前記レーザ照射部は、前記レーザ光が前記燃料吸蔵体に照射される位置を変更することが可能な位置変更機構を有する
噴射装置。
請求項１〜５のいずれかの噴射装置を具備する推進システム。