WO2019082989A1 - 液体挙動抑制デバイス - Google Patents

液体挙動抑制デバイス

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WO2019082989A1
WO2019082989A1 PCT/JP2018/039757 JP2018039757W WO2019082989A1 WO 2019082989 A1 WO2019082989 A1 WO 2019082989A1 JP 2018039757 W JP2018039757 W JP 2018039757W WO 2019082989 A1 WO2019082989 A1 WO 2019082989A1
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liquid
suppression device
behavior
behavior suppression
propellant
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PCT/JP2018/039757
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悠 梅村
万有 松本
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国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/605—Reservoirs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
    • B64G1/4021—Tank construction; Details thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/19—Two-dimensional machined; miscellaneous
    • F05D2250/191—Two-dimensional machined; miscellaneous perforated

Definitions

  • the present invention relates to a liquid behavior suppression device.
  • Priority is claimed on Japanese Patent Application No. 2017-207427, filed Oct. 26, 2017, the content of which is incorporated herein by reference.
  • a technique for suppressing the behavior of the liquid in the liquid container is required.
  • the behavior of the liquid propellant is suppressed to smoothly supply the liquid propellant such as liquid fuel and liquid oxidant to the engine or thruster, and the liquid container
  • the behavior suppression of the liquid propellant for example, a configuration in which the liquid propellant and the gas are separated by a partition having elasticity (see Patent Document 1 below).
  • a channel for holding the liquid propellant by the surface tension of the liquid propellant (see Patent Document 2 below) or vanes
  • a configuration in which a structure such as (see Non-Patent Document 1 below) is disposed inside the liquid container is employed.
  • a settling method is employed in which liquid-propellant and gas are separated into liquid and liquid by applying minute acceleration to the space machine from an auxiliary thruster (see Patent Document 3 below).
  • Patent Document 1 to Patent Document 3 and Non-Patent Document 1 have been exemplified as an example of the technique for suppressing the behavior of the liquid in the contained material.
  • Patent Document 1 it is difficult to select the material of the partition that can withstand the cryogenic environment, and there is a problem that the weight of the liquid container is increased by mounting the partition.
  • Patent Document 2 and Non-Patent Document 1 there is a problem that the weight of the liquid container is increased by arranging a structure such as a channel or a vane inside the liquid container.
  • the present invention has been made in view of the above-described circumstances, and an object thereof is to provide a liquid behavior suppression device which suppresses the behavior of a liquid.
  • the present invention comprises the following composition.
  • the inside of the liquid container is partitioned in a direction perpendicular to the central axis, the liquid is held on the bottom side of the liquid container, and a plurality of holes penetrating in the axial direction are formed. ing.
  • the plurality of holes in the liquid behavior suppression device according to the present invention may be arranged in a mesh shape in the radial direction of the liquid container.
  • the liquid behavior suppression device may include an annular portion (annular member) disposed at the outer peripheral edge of the liquid behavior suppression device and extending along the outer peripheral edge.
  • the plurality of holes in the liquid behavior suppression device according to the present invention may be arranged radially around the central axis.
  • the radial sizes of the plurality of holes in the liquid behavior suppression device according to the present invention may be different from each other.
  • the circumferential sizes of the plurality of holes in the liquid behavior suppression device according to the present invention may be different from each other.
  • the behavior of the liquid can be suppressed.
  • FIG. 1 It is a top view of the liquid behavior control device concerning a 1st embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 Among the diagrams for explaining the action of the liquid behavior suppression device shown in FIG. 1, (a) a view showing a state where the liquid propellant passes through the inner surface of the liquid container, (b) the gas-liquid interface is in the axial direction with the liquid behavior suppression device It is a figure which shows the state from which the position of becomes equal, (c), (b) is the A section enlarged view in (b). It is a top view of the liquid behavior control device concerning a 2nd embodiment of the present invention. It is a modification of the liquid behavior suppression device shown in FIG.
  • the liquid behavior suppression device is (a) a plan view, (b) a sectional view taken along the line BB and (c) a sectional view taken along the line CC. It is a figure which shows the result of (a) verification test among the behavior of the liquid in the comparative example 1, and the figure which shows the result of numerical analysis (b).
  • Example 5 is a view showing the behavior of the liquid in Example 1; Among the behavior of the liquid in Example 2, (a) is a diagram showing the result of the verification test, (b) is a diagram showing the result of numerical analysis. (A) A diagram showing the behavior of the liquid propellant after t 11 seconds from the start of the turn, (b) A diagram showing the behavior of the liquid propellant after t 12 seconds from the start of turn, in the numerical analysis of Example 3 (c FIG. 11 is a diagram showing the behavior of the liquid propellant after t 13 seconds from the start of the turn, and FIG. 10 (d) is a diagram showing the behavior of the liquid propellant t 14 seconds after the start of the turn.
  • the liquid behavior suppression device 1 in a spacecraft traveling in a microgravity environment, the liquid behavior suppression device 1 used for the liquid container 100 containing the liquid propellant (liquid) 50 will be described as an example.
  • the liquid behavior suppression device 1 according to the present embodiment partitions the inside of the liquid container 100 in a direction perpendicular to the central axis O, and the bottom side along the axial direction of the liquid container 100 Hold the liquid (hereinafter referred to simply as the bottom side).
  • the liquid behavior suppression device 1 according to the present embodiment “divides the gas-liquid interface in the direction intersecting the acceleration direction applied to the liquid container 100” and “surface tension at the separated gas-liquid interface It is a member to be produced.
  • the liquid behavior suppression device 1 is disposed, for example, in a cylindrical liquid container 100 or the like.
  • a direction along the central axis O of the liquid container 100 is referred to as an axial direction
  • a direction orthogonal to the central axis O is referred to as a radial direction
  • a direction circling around the central axis O is referred to as a circumferential direction.
  • the liquid behavior suppression device 1 exhibits an annular shape in plan view.
  • An opening 11 is formed at a central portion in the radial direction of the liquid behavior suppression device 1.
  • the opening 11 communicates the top side (the opposite side of the bottom, hereinafter simply referred to as the top) along the axial direction of the liquid container 100 and the bottom side.
  • the opening 11 is a portion having a low pressure resistance in the liquid container 100, which is required when supplying the liquid propellant 50 from the bottom to the thruster or the like.
  • the liquid behavior suppression device 1 has an axial position fixed with respect to the liquid container 100. In this state, the liquid behavior suppression device 1 is disposed inside the liquid propellant 50. That is, the liquid behavior suppression device 1 is located on the bottom side of the liquid level of the liquid propellant 50 (hereinafter referred to as a gas-liquid interface). The liquid behavior suppression device 1 is positioned closer to the top than the gas-liquid interface as the liquid propellant 50 decreases.
  • a plurality of holes 10 penetrating in the axial direction are formed in the liquid behavior suppression device 1.
  • the liquid behavior suppression device 1 is formed in a mesh structure stretched in the longitudinal and lateral directions. By this mesh structure, fine pores 10 are uniformly formed over the entire area of the liquid behavior suppression device 1. For this reason, the plurality of holes 10 are arranged in a mesh shape in the radial direction in the liquid container 100.
  • the opening area of the hole 10 can be appropriately changed according to the property of the liquid propellant 50 and the like.
  • the spacecraft carrying the liquid container 100 demonstrates the effect
  • the effect of surface tension acting on the liquid propellant 50 is increased by reducing the inertial force acting on the liquid propellant 50.
  • the wettability of the liquid propellant 50 to the inner surface of the liquid container 100 is increased, and the liquid propellant 50 crosses the inner surface of the liquid container 100 and is directed to the top side. Move.
  • the plurality of holes 10 in the liquid behavior suppression device 1 allow the liquid propellant 50 to flow out toward the top.
  • P1-P2 ⁇ / A (1)
  • P1 pressure on the top side (N / mm 2 )
  • P2 pressure on the bottom side (N / mm 2 )
  • ⁇ surface tension (N)
  • A cut perpendicular to the central axis O in the hole 10
  • a plurality of holes 10 are formed in the liquid behavior suppression device 1. Therefore, when an inertial force caused by the acceleration directed to the top side acts on the liquid propellant 50, a part of the plurality of holes 10 is affected by the inertial force or the action of the surface tension ⁇ on the wall surface Then, the liquid propellant 50 is drained toward the top side. Thereby, in the inside of the liquid container 100, the area
  • the pressure difference between the top side and the bottom side inside the liquid container 100 is handled by the gas-liquid interface where the surface tension ⁇ strongly acts in the hole 10, whereby the liquid propellant inside the liquid container 100 50 prevents movement from the bottom side to the top side. This also prevents the gas from moving from the top to the bottom. As a result of the above, the behavior of the liquid propellant 50 can be suppressed.
  • liquid behavior suppression device 1 since a plurality of holes 10 are formed in the liquid behavior suppression device 1, the weight of the liquid behavior suppression device 1 can be suppressed, and the liquid container 100 by disposing the liquid behavior suppression device 1 inside. The increase in weight can be suppressed. Further, such a liquid behavior suppression device 1 can be formed of a material having a certain rigidity, and does not have to be formed of a material requiring elasticity such as a diaphragm. Therefore, the liquid behavior suppression device 1 can be easily provided with durability in a cryogenic environment.
  • the plurality of holes 10 are arranged at different radial positions. Therefore, when an inertial force caused by an acceleration that is straight along the axial direction is applied to the liquid propellant 50, the inner surface of the liquid container 100 can be easily made to flow out of the radially outer hole 10, The radially inner hole 10 can prevent the gas inside the liquid container 100 from flowing toward the bottom side.
  • FIG. 3 is a plan view of the liquid behavior suppression device 2 according to the second embodiment of the present invention.
  • the liquid behavior suppression device 2 is disposed at the outer peripheral edge, and a lattice (annular member) 21 extending along the outer peripheral edge and a lattice connected to the inner peripheral edge of the annular 21. 22 and.
  • the ring portion 21 extends around the entire circumference.
  • the grid portions 22 extend perpendicularly to each other in plan view, and define hole portions 20 having a rectangular shape in plan view.
  • the ring portion 21 and the lattice portion 22 are integrally formed.
  • the ring portion 21 extends continuously over the entire circumference.
  • a part of the circumferential direction in the ring part 21 may be missing.
  • the weight is reduced by increasing the opening area of the hole 20 as compared with the configuration formed in the mesh structure as in the liquid behavior suppression device 1 according to the first embodiment.
  • the opening 11 according to the first embodiment is not formed in the liquid behavior suppression device 2.
  • the hole 20 is also a portion where the pumping resistance in the liquid container 100 is low.
  • the operation of the liquid behavior suppression device 2 will be described.
  • the liquid propellant 50 moves along the inner surface of the liquid container 100 toward the top side of the liquid container 100, the liquid propellant 50 interferes with the ring portion 21, thereby promoting liquid propulsion.
  • the movement of the medicine 50 to the top side is partially blocked.
  • the gas-liquid interface of the liquid propellant 50 may periodically swing (sloshing) in the radial direction.
  • a swing can be suppressed by the liquid propellant 50 repeatedly colliding with the lower surface of the outer surface of the ring portion 21 facing the bottom side.
  • the ring portion 21 can be provided with a function as a baffle plate for suppressing the sloshing of the liquid propellant 50.
  • the ring portion 21 is disposed at the outer peripheral edge portion of the liquid behavior suppression device 2. Therefore, by partially blocking the liquid propellant 50 flowing out from the radially outer hole 20 through the inner surface of the liquid container 100 by the ring portion 21, the amount of outflow of the liquid propellant 50 toward the top side As a result, the amount of liquid propellant 50 passing through the bore 20 can be adjusted. As a result, in the liquid behavior suppression device 2 in which the opening area of the hole 20 is increased to realize weight reduction, the amount of the liquid propellant 50 passing through the hole 20 is too large because the opening area is large. Can be suppressed.
  • the ring portion 21 as a baffle plate, it is possible to suppress that the gas-liquid interface of the liquid propellant 50 is periodically rocked in the radial direction by the inertial force caused by the acceleration applied from the outside. Thus, the behavior of the liquid propellant 50 can be suppressed more effectively.
  • FIG. 4 is a plan view of a modification of the liquid behavior suppression device 2.
  • the liquid behavior suppression device 2 ⁇ / b> B according to the present modification does not include the ring portion 21.
  • the weight of the liquid behavior suppression device 2B can be reduced.
  • an increase in weight of the liquid container 100 due to the arrangement of the liquid behavior suppression device 2B can be suppressed more effectively.
  • the liquid propellant 50 does not interfere with the ring 21 due to the absence of the ring 21, the outflow amount of the liquid propellant 50 flowing out through the inner surface of the liquid container 100 can be increased. it can. As a result, the amount of liquid propellant 50 passing through the hole 20 can be adjusted.
  • FIG. 5 (a) is a view showing a path traveled by the spacecraft
  • FIG. 5 (b) is a view showing the behavior of the liquid propellant after t a seconds from the start of turning of the lower rocket 300.
  • FIG. 5C is a view showing the behavior of the liquid propellant at t b seconds after the lower rocket 300 starts to rotate
  • FIG. 5 d shows the liquid t c seconds after the lower rocket 300 starts to rotate. It is a figure which shows the behavior of a propellant. Note that time elapses in the order of t a seconds , t b seconds , and t c seconds from the start of turning.
  • the configuration has been described in which the behavior of the liquid propellant 50 is suppressed against the inertial force caused by the acceleration acting in the axial direction.
  • the upper rocket 200 in a multistage rocket may be separated from the lower rocket 300, and the lower rocket 300 may be turned.
  • the liquid propellant 50 in the liquid container 100 of the lower rocket 300 is caused, for example, by acceleration in a direction intersecting the axial direction. Inertial force may act.
  • the behavior of the liquid propellant 50 changes significantly, the center of gravity of the entire spacecraft may be unstable, or the supply of the liquid propellant 50 to the thruster may be hindered. . Therefore, in the present embodiment, the behavior of the liquid propellant 50 is effectively suppressed not only to the inertial force caused by the axial acceleration but also to the inertial force caused by the acceleration in the direction intersecting the axial direction. Will be described.
  • FIG. 6 is (a) a plan view, (b) a sectional view taken along the line BB and (c) a sectional view taken along the line CC in the liquid behavior suppression device according to the third embodiment of the present invention .
  • the liquid behavior suppression device 3 is disposed at the outer peripheral edge, and is disposed at the annular portion 31 extending along the outer peripheral edge, and at the central portion in the radial direction.
  • a connecting portion 33 which is connected to the central plate 32 and extends in the radial direction, and a partition portion 35 which is connected to the connecting portion 33 and which extends over the whole area in the circumferential direction.
  • the ring portion 31 is in the form of a flat plate extending in the radial direction while the front and back surfaces face in the axial direction.
  • the radial size of the ring portion 31 is equal to the radial size of the portion of the liquid behavior suppression device 3 in which the hole 30 is disposed.
  • the ring portion 31 is connected to the inner surface of the liquid container 100.
  • the radial size of the ring portion 31 can be arbitrarily changed. By enlarging the size of the ring portion 31 in the radial direction, it is possible to enhance the function as the baffle plate for suppressing the sloshing described above.
  • the central plate 32 is disposed coaxially with the central axis O.
  • a plurality of connecting portions 33 are arranged at intervals in the circumferential direction.
  • the connecting portion 33 radially connects the ring portion 31 and the central plate 32.
  • the plurality of connecting portions 33 are arranged radially about the central axis O.
  • a plurality of partition portions 35 are arranged at intervals in the radial direction.
  • a plurality of holes 30 are defined by the plurality of connecting portions 33 and the plurality of partition walls 35. The plurality of holes 30 are arranged radially about the central axis O.
  • the radial sizes of the plurality of connecting portions 33 differ from each other depending on the position in the circumferential direction.
  • the plurality of connecting portions 33 are, as shown in FIG. 6B, a first connecting portion 33A for connecting the central plate 32 and the inner peripheral edge portion of the ring portion 31, and a central portion as shown in FIG. And a second connecting portion 33B connecting the plate 32 and the outer peripheral edge portion of the ring portion 31.
  • the first connecting portions 33A and the second connecting portions 33B are alternately arranged in the circumferential direction. Since the connection part 33 is provided with the 1st connection part 33A, the weight of the liquid behavior suppression device 3 whole can be restrained.
  • the liquid behavior suppression device 3 includes an auxiliary partition portion 36 extending in the circumferential direction.
  • the auxiliary partition portion 36 is disposed on one side T1 of the turning direction T.
  • the central angle centering on central axis O of the both ends of the auxiliary partition portion 36 in the circumferential direction is 180 ° or less.
  • the circumferential center portion of the auxiliary partition wall portion 36 is located at the outermost side on one side T1 of the turning direction T.
  • two auxiliary partition portions 36 are provided.
  • the two auxiliary partition portions 36 are disposed to be biased to one side T1 in the turning direction T.
  • the two auxiliary partition wall portions 36 are separately disposed between the partition wall portions 35 adjacent to each other in the radial direction, and between the partition wall portion 35 and the inner peripheral edge portion of the ring portion 31.
  • the holes 30 defined between the partition walls 35 adjacent to each other in the radial direction are subdivided by the auxiliary partition walls 36 in the radial direction. That is, the holes defined between the partition 35 and the auxiliary partition 36 in comparison with the radial size of the holes 30 defined between the partitions 35 adjacent to each other in the radial direction.
  • the radial size at 30 is reduced. In other words, among the plurality of holes 30, the opening area of the hole 30 located on one side T1 of the turning direction T is smaller than the opening area of the hole 30 located on the other side T2 of the turning direction T There is.
  • the sizes of the plurality of holes 30 in the circumferential direction are made different from each other.
  • the open areas of the holes 30 may be different from one another.
  • the opening area of the hole 30 located in one side T1 of the rotation direction T among several holes 30 becomes smaller than the opening area of the hole 30 located in the other side T2 of the rotation direction T There is. For this reason, it becomes possible to enlarge surface tension (sigma) which acts on the gas-liquid interface in the hole 30 located in one side T1 of the rotation direction T by Formula (1) mentioned above, and one side of the rotation direction T It is possible to prevent the gas from passing toward the bottom side in the hole 30 located at T1. As a result, it is possible to prevent the liquid propellant 50 from passing through the hole 30 located on the other side T2 of the turning direction T toward the top.
  • the plurality of holes 30 are arranged radially around the central axis O of the liquid container 100. Therefore, it is possible to uniformly suppress the behavior of the liquid propellant 50 with respect to the inertial force caused by the acceleration in the axial direction, regardless of the position in the circumferential direction. Moreover, the productivity of the liquid behavior suppression device 3 can be secured by making the liquid behavior suppression device 3 a uniform shape in the circumferential direction.
  • the radial sizes of the plurality of holes 30 are different from one another. For this reason, the surface tension ⁇ generated in the peripheral portion in the hole 30 described above is generated not only in the axial direction but also in the case where an inertial force caused by an acceleration directed in the radial direction in addition to the axial direction acts on the liquid propellant 50. Thus, the gas inside the liquid container 100 can be effectively prevented from flowing toward the bottom side.
  • the gas inside the liquid container 100 can be effectively prevented from flowing toward the bottom side by the surface tension ⁇ generated at the peripheral portion of the hole 30 described above.
  • the surface tension that strongly acts on the liquid propellant 50 in a microgravity environment is used to allow and prevent the passage of the liquid propellant 50 and gas due to the pressure difference in the liquid container 100.
  • the opening area of the hole 30 is made different depending on the radial or circumferential position.
  • the above-mentioned effects are considered to be more effective when the inertial force caused by the acceleration generated by the thruster thrust is small, and the adoption of the space transport aircraft for searching for a lunar lander etc. is also considered. I can expect it. Furthermore, it can contribute to the adoption of navigation routes and operations that were not possible in the conventional spacecraft by increasing the degree of freedom of attitude change of the spacecraft.
  • the behavior of the liquid propellant 50 was suppressed. Specifically, the gas-liquid interface of the liquid propellant 50 located at the same position as the opening 11 in the liquid behavior suppression device 1 is recessed by the surface tension toward the bottom, and the liquid propellant 50 It was confirmed that the outer peripheral portion at the top was raised by surface tension toward the top side.
  • the behavior of the liquid propellant 50 was suppressed in both the verification test and the numerical analysis. Specifically, the central portion in the radial direction of liquid propellant 50 is slightly recessed toward the bottom side, and the outer peripheral portion of liquid propellant 50 is directed to the top side through the inner surface of liquid container 100. It was confirmed that it was moving. Although the central portion in the radial direction of the liquid propellant 50 is recessed toward the bottom, the gas-liquid interface formed in a curved shape is recessed by the surface tension ⁇ in the hole 30, It can be determined that the behavior of the liquid propellant 50 is suppressed by the generation of the surface tension ⁇ as the function of the invention.
  • Example 3 a liquid container 100 in which the liquid behavior suppression device 3 according to the third embodiment is disposed as Example 3 is adopted. Then, using a CFD simulation, under the microgravity environment, assuming that the spacecraft equipped with the liquid container 100 turns and receives an inertial force caused by the acceleration from the direction intersecting the axial direction, the turning direction The behavior of the liquid propellant 50 was analyzed when the inertial force caused by the acceleration from the one side T1 to the other side T2 of T acts on the liquid container 100.
  • the technical scope of the present invention is not limited to the above embodiment, and various modifications can be made without departing from the scope of the present invention.
  • the liquid behavior suppression devices 1 to 3 disposed in the liquid container 100 for containing the liquid propellant 50 of the spacecraft have been described as an example, but the present invention is not limited to such an embodiment. .
  • the behavior of the liquid can be suppressed.
  • liquid behavior suppression device 10 1, 2, 2B, 3, 4 liquid behavior suppression device 10, 20, 30 hole 21, 31 ring 50 liquid propellant 100 liquid container

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Abstract

液体収容器（１００）の内部を中心軸線（Ｏ）に直交する方向に仕切り、液体収容器（１００）の底部側に液体を保持し、軸方向に貫通した孔部（１０）が複数形成されている。

Description

液体挙動抑制デバイス
　本発明は、液体挙動抑制デバイスに関する。
　本願は、２０１７年１０月２６日に、日本に出願された特願２０１７－２０７４２７号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　従来、液体収容器中における液体の挙動を抑制する技術が求められている。
　例えば、一例として、微小重力環境下を航行する宇宙機では、液体燃料および液体酸化剤といった液体推進薬をエンジン又はスラスターに円滑に供給するために、液体推進薬の挙動を抑制し、液体収容器の内部の気体が、エンジン又はスラスターに供給されるのを防ぐことが求められている。
　液体推進薬の挙動抑制としては、例えば、弾性を備えた隔壁により、液体推進薬と気体とを隔てる構成が採用されている（下記特許文献１参照）。
　また例えば、液体収容器のうち、エンジン又はスラスターにつながる配管の付近に液体推進薬を留めるために、液体推進薬の表面張力により液体推進薬を保持するチャネル（下記特許文献２参照）、やベーン（下記非特許文献１参照）といった構造物を、液体収容器の内部に配置する構成が採用されている。
　また例えば、微小加速度を補助スラスターから宇宙機に与えることで、液体推進薬と気体との気液分離を行うセトリング方式が採用されている（下記特許文献３参照）。
特開平７－１８７０９９号公報 特表２０１０－５２３８７７号公報 特表２０１４－５１９５７８号公報
姫野武洋著「液体ロケットの液体推進薬挙動予測」日本流体力学会、２０１３年６月、Ｐ２３９－Ｐ２４４
　上述のとおり、収容物中における液体の挙動を抑制する技術の一例として、特許文献１から特許文献３、および非特許文献１を例示した。
　しかしながら、上記特許文献１に記載の構成では、極低温環境に耐えられる隔壁の素材の選定が困難であるとともに、隔壁を搭載することで、液体収容器の重量が増加するという問題があった。また、上記特許文献２および上記非特許文献１に記載の構成では、液体収容器の内部にチャネルやベーンといった構造物を配置することで、液体収容器の重量が増加するという問題があった。
　また、上記特許文献３に記載の構成では、宇宙機に微小加速度を与えるための液体推進薬が別途必要になるとともに、宇宙機の機体重量が大きい場合には、微小加速度を与えるために大きな推力が必要になるため、必要な液体推進薬が更に多くなり、液体推進薬の重量が増加するという問題があった。
　本発明は前述した事情に鑑みてなされたものであって、液体の挙動を抑制する液体挙動抑制デバイスを提供することを目的とする。
　前記課題を解決するために、本発明は以下の構成を備える。
　本発明に係る液体挙動抑制デバイスは、液体収容器の内部を中心軸線に直交する方向に仕切り、前記液体収容器の底部側に液体を保持し、前記軸方向に貫通した孔部が複数形成されている。
　本発明に係る液体挙動抑制デバイスにおける複数の前記孔部は、前記液体収容器における径方向にメッシュ状に配置されてもよい。
　本発明に係る液体挙動抑制デバイスは、この液体挙動抑制デバイスの外周縁部に配置され、外周縁部に沿って延びる環部（環状部材）を備えてもよい。
　本発明に係る液体挙動抑制デバイスにおける複数の前記孔部は、前記中心軸線を中心として放射状をなすように配置されてもよい。
　本発明に係る液体挙動抑制デバイスにおける複数の前記孔部における径方向の大きさは互いに異なってもよい。
　本発明に係る液体挙動抑制デバイスにおける複数の前記孔部における周方向の大きさは互いに異なってもよい。
　本発明に係る液体挙動抑制デバイスによれば、液体の挙動を抑制することができる。
本発明の第１実施形態に係る液体挙動抑制デバイスの平面図である。 図１に示す液体挙動抑制デバイスの作用を説明する図のうち、（ａ）液体推進薬が液体収容器の内面をつたう状態を示す図、（ｂ）気液界面が液体挙動抑制デバイスと軸方向の位置が同等になる状態を示す図、（ｃ）（ｂ）におけるＡ部拡大図である。 本発明の第２実施形態に係る液体挙動抑制デバイスの平面図である。 図３に示す液体挙動抑制デバイスの変形例である。 （ａ）宇宙機が航行する軌跡を示す図、（ｂ）下段ロケットの転回開始からｔａ秒後の液体推進薬の挙動を示す図、（ｃ）下段ロケットの転回開始からｔｂ秒後の液体推進薬の挙動を示す図、（ｄ）下段ロケットの転回開始からｔｃ秒後の液体推進薬の挙動を示す図である。 本発明の第３実施形態に係る液体挙動抑制デバイスにおける、（ａ）平面図、（ｂ）Ｂ－Ｂ線矢視断面図、（ｃ）Ｃ－Ｃ線矢視断面図である。 比較例１における液体の挙動のうち、（ａ）検証試験の結果を示す図、（ｂ）数値解析の結果を示す図である。 実施例１における液体の挙動を示す図である。 実施例２における液体の挙動のうち、（ａ）検証試験の結果を示す図、（ｂ）数値解析の結果を示す図である。 実施例３の数値解析における、（ａ）転回開始からｔ１１秒後の液体推進薬の挙動を示す図、（ｂ）転回開始からｔ１２秒後の液体推進薬の挙動を示す図、（ｃ）転回開始からｔ１３秒後の液体推進薬の挙動を示す図、（ｄ）転回開始からｔ１４秒後の液体推進薬の挙動を示す図である。
　本発明の実施形態を以下に説明する。しかし、本発明は、下記の実施形態によって限定的に解釈されるものではない。
（第１実施形態）
　以下、図１および図２を参照し、本発明の第１実施形態に係る液体挙動抑制デバイス１について説明する。以下の説明では、微小重力環境下を航行する宇宙機において、液体推進薬（液体）５０を収容する液体収容器１００に用いられる液体挙動抑制デバイス１を例に挙げて説明する。
　本実施形態に係る液体挙動抑制デバイス１は、図１および図２に示すように、液体収容器１００の内部を中心軸線Ｏに直交する方向に仕切り、液体収容器１００の軸方向に沿う底部側（以下単に底部側という）に液体を保持する。本実施形態に係る液体挙動抑制デバイス１は、「液体収容器１００に付与される加速度方向と交差する方向に、気液界面を分画する」かつ「分画された気液界面で表面張力を生じさせる」部材である。
　液体挙動抑制デバイス１は、例えば円筒状等の液体収容器１００内に配置される。以下の説明において、液体収容器１００の中心軸線Ｏに沿う方向を軸方向といい、中心軸線Ｏと直交する方向を径方向、中心軸線Ｏ回りに周回する方向を周方向という。
　液体挙動抑制デバイス１は平面視で円環状を呈する。液体挙動抑制デバイス１における径方向の中央部には、開口部１１が形成されている。開口部１１は、液体収容器１００の軸方向に沿う頂部側（底部の反対側、以下単に頂部側という）と、底部側とを連通している。開口部１１は、液体推進薬５０を底部からスラスター等に供給するときに必要となる液体収容器１００内における圧送抵抗が低い部分となっている。
　液体挙動抑制デバイス１は、液体収容器１００に対して軸方向の位置が固定される。この状態において、液体挙動抑制デバイス１は液体推進薬５０の内部に配置されている。すなわち、液体挙動抑制デバイス１は液体推進薬５０の液面（以下、気液界面という）よりも底部側に位置している。なお、液体挙動抑制デバイス１は、液体推進薬５０の減少に伴って、気液界面よりも頂部側に位置することとなる。
　そして本実施形態では、液体挙動抑制デバイス１には、軸方向に貫通した孔部１０が複数形成されている。液体挙動抑制デバイス１は、縦横に張り巡らされた網目構造に形成されている。この網目構造により、微細な孔部１０が液体挙動抑制デバイス１の全域にわたって一様に形成されている。このため複数の孔部１０は、液体収容器１００における径方向にメッシュ状に配置されている。孔部１０の開口面積は、液体推進薬５０の性状等により、適宜変更することができる。
　次に、液体挙動抑制デバイス１の作用について説明する。
　なお、液体収容器１００を搭載した宇宙機が、微小重力環境下を航行している状態での作用を説明する。
　微小重力環境下では、液体推進薬５０に作用する慣性力が小さくなることで、液体推進薬５０に作用する表面張力の影響が大きくなる。これにより、図２（ａ）に示すように、液体収容器１００の内面に対する液体推進薬５０の濡れ性が大きくなり、液体推進薬５０が液体収容器１００の内面をつたって、頂部側に向けて移動する。この際、液体挙動抑制デバイス１における複数の孔部１０は、液体推進薬５０を頂部側に向けて流出させる。
　液体推進薬５０の頂部側への移動に伴って、液体収容器１００内における液体挙動抑制デバイス１よりも底部側の空間が減圧され、頂部側の空間が相対的に加圧される。図２（ｂ）に示すように、気液界面が液体挙動抑制デバイス１の孔部１０と同等の高さとなると、孔部１０の液体の通過が妨げられる。このとき孔部１０内に位置する気液界面には、式（１）により求められる表面張力σが生じる。（図２（ｃ）参照）
　Ｐ１－Ｐ２＝σ／Ａ…（１）
　ここで、Ｐ１：頂部側の圧力（Ｎ／ｍｍ２）、Ｐ２：底部側の圧力（Ｎ／ｍｍ２）、σ：表面張力（Ｎ）、Ａ：孔部１０における中心軸線Ｏと直交する断面積（開口面積）（ｍｍ２）
　そして、宇宙機が微小重力環境下を航行している状態で、宇宙機のスラスターが推力を発生すると、液体収容器１００および液体推進薬５０に頂部側を向く加速度に起因する慣性力が作用する。
　この際、前述した表面張力σが孔部１０内に位置する気液界面に生じているので、スラスターが発生した推力の加速度に起因する慣性力により、液体推進薬５０を孔部１０内を通して頂部側に流出させようとする力と、孔部１０内の気液界面に生じる表面張力σと、が対抗する。このため、液体収容器１００の内部において、底部側の液体推進薬５０が、孔部１０を頂部側に向けて通過したり、頂部側の気体が、孔部１０を底部側に向けて通過したりすることが妨げられる。
　以上説明したように、本実施形態に係る液体挙動抑制デバイス１によれば、液体挙動抑制デバイス１に孔部１０が複数形成されている。このため、頂部側を向く加速度に起因する慣性力が液体推進薬５０に作用したときに、複数の孔部１０のうちの一部は、その慣性力の影響又は壁面での表面張力σの作用で、頂部側に向けて液体推進薬５０を流出させる。これにより、液体収容器１００の内部において、液体挙動抑制デバイス１よりも底部側の領域が減圧される。
　そして、液体収容器１００の内部における頂部側と底部側との圧力差を、孔部１０内において表面張力σが強く作用する気液界面で受け持つことで、液体収容器１００の内部における液体推進薬５０が、底部側から頂部側に向けて移動するのを妨げる。またこれにより、気体が頂部側から底部側に向けて移動するのを妨げる。以上の結果、液体推進薬５０の挙動を抑制することができる。
　また、液体挙動抑制デバイス１に孔部１０が複数形成されているので、液体挙動抑制デバイス１の重量を抑えることが可能になり、液体挙動抑制デバイス１を内部に配置することによる液体収容器１００の重量の増加を抑えることができる。
　また、このような液体挙動抑制デバイス１は、一定の剛性を具備する素材により形成することが可能であり、ダイヤフラムのような弾性を必要とする素材により形成する必要が無い。したがって、液体挙動抑制デバイス１に極低温環境での耐久性を容易に具備させることができる。
　また、複数の孔部１０が互いに径方向の位置を異ならせて配置されている。このため、軸方向に真直ぐ沿う加速度に起因する慣性力が液体推進薬５０に加えられたときに、径方向の外側の孔部１０から液体収容器１００の内面をつたって流出させやすくしながら、径方向の内側の孔部１０により、液体収容器１００の内部の気体が底部側に向けて流入するのを妨げることができる。
（第２実施形態）
　次に、図３を用いて、本発明の第２実施形態について説明する。
　なお、本実施形態においては、第１実施形態に係る構成要素と同一の部分については同一の符号を付し、その説明を省略し、異なる点についてのみ説明する。また、同一の作用についてもその説明を省略する。
　図３は、本発明の第２実施形態に係る液体挙動抑制デバイス２の平面図である。
　図３に示すように、液体挙動抑制デバイス２は、外周縁部に配置され、外周縁部に沿って延びる環部（環状部材）２１と、環部２１の内周縁部に接続された格子部２２と、を備えている。
　環部２１は全周にわたって延びている。格子部２２は平面視で互いに直交して延びており、平面視で矩形状をなす孔部２０を画成している。
　環部２１および格子部２２は一体に形成されている。図示の例では、環部２１は全周にわたって連続して延びている。なお、環部２１における周方向の一部が欠如していてもよい。液体挙動抑制デバイス２では、第１実施形態に係る液体挙動抑制デバイス１のように網目構造に形成された構成と比較して、孔部２０の開口面積を大きくすることで、重量を小さくしている。液体挙動抑制デバイス２には、第１実施形態に係る開口部１１が形成されていない。液体挙動抑制デバイス２では、孔部２０の開口面積が確保できるので、孔部２０が、液体収容器１００内における圧送抵抗が低い部分にもなっている。
　次に、液体挙動抑制デバイス２の作用について説明する。
　微小重力環境下において、液体推進薬５０が液体収容器１００の内面をつたって、液体収容器１００の頂部側に向けて移動すると、環部２１に液体推進薬５０が干渉することで、液体推進薬５０の頂部側への移動が部分的に遮られる。これにより、大量の液体推進薬５０が頂部側に向けて移動するのを抑え、頂部側の気体が底部側に向けて孔部２０を通過するのを抑制することができる。
　またこのとき、液体推進薬５０の気液界面が径方向に周期的に揺動する（スロッシング）ことがある。この場合には、環部２１の外表面のうち、底部側を向く下面に液体推進薬５０が繰り返し衝突することにより、このような揺動を抑えることができる。すなわち、環部２１に液体推進薬５０のスロッシングを抑制するためのバッフル板としての機能を具備させることができる。
　以上説明したように、本実施形態に係る液体挙動抑制デバイス２によれば、液体挙動抑制デバイス２の外周縁部に環部２１が配置されている。このため、径方向の外側の孔部２０から液体収容器１００の内面をつたって流出する液体推進薬５０を環部２１により部分的に遮ることで、頂部側に向かう液体推進薬５０の流出量を減少することができ、その結果として、孔部２０を通過する液体推進薬５０の量を調整することができる。
　これにより、孔部２０の開口面積を大きくして軽量化を実現した液体挙動抑制デバイス２において、開口面積が大きいことで孔部２０を通過する液体推進薬５０の量が多くなりすぎるのを効果的に抑制することができる。
　また、環部２１をバッフル板として設けることで、外部から加えられた加速度に起因する慣性力により、液体推進薬５０の気液界面が径方向に周期的に揺動するのを抑えることが可能になり、液体推進薬５０の挙動をより一層効果的に抑制することができる。
　ここで、液体挙動抑制デバイス２の変形例について説明する。
　図４は、液体挙動抑制デバイス２の変形例の平面図である。
　図４に示すように、本変形例に係る液体挙動抑制デバイス２Ｂは環部２１を備えていない。このため、環部２１を備えている構成と比較して、液体挙動抑制デバイス２Ｂの重量を低減することができる。これにより、液体挙動抑制デバイス２Ｂを配置することによる液体収容器１００の重量の増加を、より一層効果的に抑制することができる。
　また、環部２１を備えていないことにより、環部２１に液体推進薬５０が干渉することがなく、液体収容器１００の内面をつたって流出する液体推進薬５０の流出量を多くすることができる。その結果として、孔部２０を通過する液体推進薬５０の量を調整することができる。
（第３実施形態）
　次に、図５および図６を用いて、本発明の第３実施形態について説明する。
　なお、本実施形態においては、第２実施形態に係る構成要素と同一の部分については同一の符号を付し、その説明を省略し、異なる点についてのみ説明する。また、同一の作用についてもその説明を省略する。
　図５（ａ）は宇宙機が航行する軌跡を示す図であり、図５（ｂ）は下段ロケット３００の転回開始からｔａ秒後の液体推進薬の挙動を示す図である。また、図５（ｃ）は下段ロケット３００の転回開始からｔｂ秒後の液体推進薬の挙動を示す図であり、図５（ｄ）は下段ロケット３００の転回開始からｔｃ秒後の液体推進薬の挙動を示す図である。なお、転回開始からｔａ秒、ｔｂ秒、ｔｃ秒の順に時間が経過するものとする。
　前述した第１実施形態および第２実施形態では、軸方向に作用する加速度に起因する慣性力に対して液体推進薬５０の挙動を抑制する構成を説明した。一方、航行中の宇宙機では、図５（ａ）に示すように、例えば多段のロケットにおける上段ロケット２００を下段ロケット３００から切り離し、下段ロケット３００を転回させること等がある。
　このような場合には、図５（ｂ）から図５（ｃ）に示すように、下段ロケット３００の液体収容器１００内の液体推進薬５０に、例えば軸方向と交差する方向の加速度に起因する慣性力が作用することがある。
　例えば、図５（ｄ）に示すように、液体推進薬５０の挙動が著しく変化すると、宇宙機全体の重心がふらついたり、スラスターへの液体推進薬５０の供給に支障が生じたりするおそれがある。
　そこで、本実施形態では、軸方向の加速度に起因する慣性力のみならず、軸方向と交差する方向の加速度に起因する慣性力に対しても効果的に液体推進薬５０の挙動を抑制するための構成について説明する。
　図６は、本発明の第３実施形態に係る液体挙動抑制デバイスにおける、（ａ）平面図、（ｂ）Ｂ－Ｂ線矢視断面図、（ｃ）Ｃ－Ｃ線矢視断面図である。
　図６（ａ）に示すように、液体挙動抑制デバイス３は、外周縁部に配置され、外周縁部に沿って延びる環部３１と、径方向の中央部に配置され、平面視で円形状をなす中央板３２と、中央板３２に接続され、径方向に延びる連結部３３と、連結部３３に接続され、周方向の全域にわたって延びる隔壁部３５と、を備えている。
　環部３１は、表裏面が軸方向を向くとともに、径方向に延びる平板状をなしている。環部３１の径方向の大きさは、液体挙動抑制デバイス３における孔部３０が配置された部分における径方向の大きさと同等となっている。
　環部３１は液体収容器１００の内面に接続される。なお、環部３１の径方向の大きさは任意に変更することができる。環部３１の径方向の大きさを大きくすることで、前述したスロッシングを抑制するためのバッフル板としての機能を高めることができる。
　中央板３２は、中心軸線Ｏと同軸に配置されている。
　連結部３３は周方向に間隔をあけて複数配置されている。連結部３３は、環部３１と中央板３２とを径方向に連結している。複数の連結部３３は中心軸線Ｏを中心とする放射状に配置されている。隔壁部３５は径方向に間隔をあけて複数配置されている。複数の連結部３３および複数の隔壁部３５により、複数の孔部３０が画成されている。複数の孔部３０は、中心軸線Ｏを中心として放射状をなすように配置されている。
　図６（ｂ）および図６（ｃ）に示すように、複数の連結部３３の径方向の大きさは、周方向の位置により互いに異なっている。
　複数の連結部３３は、図６（ｂ）に示すような、中央板３２と環部３１の内周縁部とを連結する第１連結部３３Ａと、図６（ｃ）に示すような、中央板３２と環部３１の外周縁部とを連結する第２連結部３３Ｂと、を備えている。第１連結部３３Ａと第２連結部３３Ｂとは、周方向に交互に配置されている。連結部３３が第１連結部３３Ａを備えていることにより、液体挙動抑制デバイス３全体の重量を抑えることができる。
　また複数の孔部３０における径方向の大きさは互いに異なっている。図示の例では、複数の孔部３０のうち、径方向のうちの一方向（以下、転回方向Ｔという）における一方側Ｔ１に位置する孔部３０の径方向の大きさが、転回方向Ｔの他方側Ｔ２に位置する孔部３０の径方向の大きさよりも小さくなっている。
　液体挙動抑制デバイス３は、周方向に延びる補助隔壁部３６を備えている。補助隔壁部３６は転回方向Ｔの一方側Ｔ１に配置されている。補助隔壁部３６における周方向の両端部同士の中心軸線Ｏを中心とする中心角は、１８０°以下となっている。
　補助隔壁部３６における周方向の中央部は、転回方向Ｔの一方側Ｔ１における最も外側に位置している。図示の例では、補助隔壁部３６は２つ設けられている。２つの補助隔壁部３６は、転回方向Ｔにおける一方側Ｔ１に偏って配置されている。
　２つの補助隔壁部３６は、径方向に互いに隣り合う隔壁部３５同士の間、および隔壁部３５と環部３１の内周縁部との間に各別に配置されている。
　径方向に互いに隣り合う隔壁部３５同士の間に画成された孔部３０は、補助隔壁部３６により径方向に細分化されている。すなわち、径方向に互いに隣り合う隔壁部３５同士の間に画成された孔部３０における径方向の大きさと比較して、隔壁部３５と補助隔壁部３６との間に画成された孔部３０における径方向の大きさが小さくなっている。
　言い換えると、複数の孔部３０のうち、転回方向Ｔの一方側Ｔ１に位置する孔部３０の開口面積は、転回方向Ｔの他方側Ｔ２に位置する孔部３０の開口面積よりも小さくなっている。
　なお、例えば互いに周方向に隣り合う連結部３３同士の間に、径方向に延びる補助連結部を配置することにより、複数の孔部３０における周方向の大きさを互いに異ならせることで、複数の孔部３０の開口面積を互いに異ならせてもよい。
　次に、液体挙動抑制デバイス３の作用について説明する。
　まず、液体推進薬５０に頂部側を向く加速度に起因する慣性力が作用すると、放射状をなすように配置された孔部３０それぞれにおいて、第１実施形態において前述した液体推進薬５０の通過および通過の妨げを作用させることができる。
　そして、液体推進薬５０に転回方向Ｔの一方側Ｔ１から他方側Ｔ２に向かい、軸方向と交差する方向の加速度に起因する慣性力が作用すると、液体推進薬５０は転回方向Ｔの他方側Ｔ２に向かう力を受けて、転回方向Ｔの他方側Ｔ２に位置する孔部３０内を、液体収容器１００の頂部側に向けて通過しようとする。
　この際、複数の孔部３０のうち、転回方向Ｔの一方側Ｔ１に位置する孔部３０の開口面積が、転回方向Ｔの他方側Ｔ２に位置する孔部３０の開口面積よりも小さくなっている。
　このため、前述した式（１）により、転回方向Ｔの一方側Ｔ１に位置する孔部３０内の気液界面に作用する表面張力σを大きくすることが可能になり、転回方向Ｔの一方側Ｔ１に位置する孔部３０内を、気体が底部側に向けて通過するのを妨げることができる。これにより、転回方向Ｔの他方側Ｔ２に位置する孔部３０内を、液体推進薬５０が頂部側に向けて通過するのを妨げることができる。
　以上説明したように、本実施形態に係る液体挙動抑制デバイス３によれば、複数の孔部３０が、液体収容器１００の中心軸線Ｏを中心として放射状をなすように配置されている。このため、軸方向の加速度に起因する慣性力に対する液体推進薬５０の挙動を、周方向の位置によらず均等に抑制することができる。また、液体挙動抑制デバイス３を周方向に均一な形状とすることで、液体挙動抑制デバイス３の製造性を確保することができる。
　また、複数の孔部３０における径方向の大きさが互いに異なっている。このため、軸方向だけではなく、軸方向に加えて径方向を向く加速度に起因する慣性力が液体推進薬５０に作用した場合においても、前述した孔部３０内の周縁部に生じる表面張力σにより、液体収容器１００の内部の気体が、底部側に向けて流入することを効果的に妨げることができる。
　また、孔部３０における周方向の大きさを互いに異ならせた場合には、軸方向だけではなく、軸方向に加えて周方向を向く加速度に起因する慣性力が液体推進薬５０に作用した場合においても、前述した孔部３０の周縁部に生じる表面張力σにより、液体収容器１００の内部の気体が、底部側に向けて流入することを効果的に妨げることができる。
　このように、本実施形態では、微小重力環境下において液体推進薬５０に強く作用する表面張力を利用して、液体収容器１００内の圧力差により液体推進薬５０および気体の通過を許容および妨げる孔部３０の開口面積を、径方向又は周方向の位置により異ならせている。これにより、軸方向と交差する方向の加速度に起因する慣性力に対して液体推進薬５０の挙動を抑制することで、宇宙機を大きく姿勢変化させながらスラスターの再稼働に向けて液体推進薬５０をスラスターに供給することが可能になる。
　また、前述した作用効果は、スラスターからの推力により発生する加速度に起因する慣性力が小さい場合に更に有効性が増すと考えられ、月着陸船等の探査に向けた宇宙輸送機への採用も期待できる。さらに、宇宙機の姿勢変化の自由度を挙げる点で、これまでの宇宙機において不可能であった航行経路やオペレーションの採用に資することができる。
（検証結果）
　次に、前述した第１実施形態および第２実施形態に係る作用効果の検証結果について説明する。
　検証試験では、実施例１として第１実施形態に係る液体挙動抑制デバイス１を配置した液体収容器１００を、実施例２として第２実施形態に係る液体挙動抑制デバイス２を配置した液体収容器１００を、それぞれ採用した。また比較例１として、液体挙動抑制デバイスを配置しない液体収容器１００を採用した。
　そして、それぞれの液体収容器１００を落下塔内で自由落下させて微小重力環境下に配置した状態で、頂部側を向く加速度に起因する慣性力を与えた際の液体推進薬５０の挙動を観測した。また、比較例１および実施例２に係る液体収容器１００においては、ＣＦＤシミュレーション（数値流体力学解析）を用いて、検証試験と同様の重力環境、加速度に起因する慣性力条件における液体推進薬５０の挙動の解析を行った。
　その結果、比較例１に係る液体収容器１００では、図７に示すように、検証試験および数値解析の双方において、液体推進薬５０の挙動が著しく変化することが確認された。
　具体的には、液体推進薬５０における径方向の中央部が、頂部側に向けて大きく盛り上がるとともに、液体推進薬５０における外周部分が液体収容器１００の内面をつたって頂部側に向けて移動していることが確認された。また、液体推進薬５０の気液界面は径方向の位置により、軸方向の位置が大きく異なることが確認された。そして、検証試験と数値解析の双方の結果は互いに同等となっていることが確認された。
　一方、実施例１に係る液体収容器１００では、図８に示すように、液体推進薬５０の挙動が抑制されていることが確認された。
　具体的には、液体推進薬５０のうち、液体挙動抑制デバイス１における開口部１１と同等の位置に位置する気液界面が、底部側に向けて表面張力により窪んでいるとともに、液体推進薬５０における外周部分が頂部側に向けて表面張力により盛り上がっていることが確認された。
　また、実施例２に係る液体収容器１００においても、図９に示すように、検証試験および数値解析の双方において、液体推進薬５０の挙動が抑制されていることが確認された。
　具体的には、液体推進薬５０における径方向の中央部が底部側に向けて僅かに窪んでいるとともに、液体推進薬５０における外周部分が液体収容器１００の内面をつたって頂部側に向けて移動していることが確認された。
　なお、液体推進薬５０における径方向の中央部が底部側に向けて窪んでいるが、孔部３０内の表面張力σにより曲面状に形成された気液界面が窪んでいる状態であり、本願発明の作用としての表面張力σが生じていることにより、液体推進薬５０の挙動が抑制されていると判断できる。そして、検証試験と数値解析の双方の結果は互いに同等となっていることが確認された。
　以上より、第１実施形態に係る液体挙動抑制デバイス１、および第２実施形態に係る液体挙動抑制デバイス２の双方において、液体の挙動を抑制する効果が確認された。
　次に、前述した第３実施形態に係る作用効果の検証結果について説明する。
　この検証試験では、実施例３として第３実施形態に係る液体挙動抑制デバイス３を配置した液体収容器１００を採用した。
　そして、ＣＦＤシミュレーションを用いて、微小重力環境下において、液体収容器１００を搭載した宇宙機が転回して軸方向と交差する方向からの加速度に起因する慣性力を受けることを想定し、転回方向Ｔの一方側Ｔ１から他方側Ｔ２に向く加速度に起因する慣性力が、液体収容器１００に作用した際の液体推進薬５０の挙動の解析を行った。
　その結果、実施例３に係る液体収容器１００では、図１０に示すように、液体推進薬５０の挙動が抑制されていることが確認された。以下の説明において、転回開始からｔ１１秒、ｔ１２秒、ｔ１３秒、ｔ１４秒の順に時間が経過するものとする。
　具体的には、図１０（ａ）から図１０（ｄ）にそれぞれ示すように、転回動作の開始［０秒］からｔ１１秒後、ｔ１２秒後、ｔ１３秒後、およびｔ１４秒後それぞれにおいて、液体収容器１００の頂部側に移動した液体推進薬５０の状態は時々刻々と変化しているが、液体収容器１００の底部側に位置する液体収容器１００は、常に底部側に保持された状態を維持している。これはすなわち、前述した孔部３０の作用効果によって、孔部３０の内側に位置する気液界面に作用する表面張力σにより、気体が底部側に流入するのを妨げられているものと認められる。
　以上より、第３実施形態に係る液体挙動抑制デバイス３においては、軸方向のみならず、軸方向と交差する方向の加速度に起因する慣性力に対しても液体の挙動を抑制する効果が確認された。
　なお、本発明の技術的範囲は前記実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることができる。
　例えば、上記各実施形態では、宇宙機の液体推進薬５０を収容する液体収容器１００に配置される液体挙動抑制デバイス１～３を例に挙げて説明したが、このような態様に限られない。
　その他、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、上記した実施の形態に係る構成要素を周知の構成要素に置き換えることは適宜可能であり、また、上記した変形例を適宜組み合わせてもよい。
　上記した液体挙動抑制デバイスによれば、液体の挙動を抑制することができる。
　１、２、２Ｂ、３、４　　液体挙動抑制デバイス
　１０、２０、３０　　孔部
　２１、３１　　環部
　５０　　液体推進薬
　１００　　液体収容器

Claims (6)

  1. 　液体収容器の内部を中心軸線に直交する方向に仕切り、前記液体収容器の底部側に液体を保持し、
    　前記軸方向に貫通した孔部が複数形成されている、液体挙動抑制デバイス。
  2. 　複数の前記孔部は、前記液体収容器における径方向にメッシュ状に配置されている、請求項１に記載の液体挙動抑制デバイス。
  3. 　この液体挙動抑制デバイスの外周縁部に配置され、外周縁部に沿って延びる環部を備えている、請求項１又は２に記載の液体挙動抑制デバイス。
  4. 　複数の前記孔部は、前記中心軸線を中心として放射状をなすように配置されている、請求項１から３のいずれか１項に記載の液体挙動抑制デバイス。
  5. 　複数の前記孔部における径方向の大きさは互いに異なっている、請求項１から４のいずれか１項に記載の液体挙動抑制デバイス。
  6. 　複数の前記孔部における周方向の大きさは互いに異なっている、請求項１から５のいずれか１項に記載の液体挙動抑制デバイス。
PCT/JP2018/039757 2017-10-26 2018-10-25 液体挙動抑制デバイス WO2019082989A1 (ja)

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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11738889B2 (en) * 2019-03-20 2023-08-29 California Institute Of Technology Integrated satellite chassis with internal propellant tank structure

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS57123784A (en) * 1981-01-23 1982-08-02 Showa Electric Wire & Cable Co Ltd Wide-band comb filter
JPH07187099A (ja) 1993-12-28 1995-07-25 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 衛星推進薬タンク用ヘリウムガス充填装置
JPH1199996A (ja) * 1997-09-30 1999-04-13 The Institute Of Space And Astronautical Science 人工衛星用推進剤タンク
US20060145022A1 (en) * 2004-12-10 2006-07-06 Buehler David B Propellant tank baffle system
JP2007191174A (ja) * 2006-01-18 2007-08-02 Nishimatsu Constr Co Ltd スロッシング抑制装置
CN102991729A (zh) * 2012-11-30 2013-03-27 北京控制工程研究所 一种轻质网式表面张力贮箱
US20170283096A1 (en) * 2016-04-05 2017-10-05 Orbital Atk, Inc. Liquid storage tanks and systems and propulsion systems for space vehicles and related methods
JP2017207427A (ja) 2016-05-20 2017-11-24 セイコーエプソン株式会社 測定装置、及び印刷装置

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS57123784U (ja) * 1981-01-29 1982-08-02
GB2166103B (en) * 1984-10-27 1988-04-07 British Aerospace Stabilization of space vehicles
US4768541A (en) * 1986-11-03 1988-09-06 Martin Marietta Corporation Means of expelling parallel tanks to low residuals
FR2914369B1 (fr) * 2007-03-30 2014-02-07 Snecma Allumeur electrolytique pour moteur-fusee a monergol
FR2976626B1 (fr) * 2011-06-17 2013-07-05 Snecma Ensemble propulsif cryogenique
CN103950557B (zh) * 2014-04-29 2016-05-04 北京控制工程研究所 一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器
CN104533662B (zh) * 2014-12-21 2016-06-01 北京工业大学 一种厚度不均匀带孔叶片的推进剂管理装置

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS57123784A (en) * 1981-01-23 1982-08-02 Showa Electric Wire & Cable Co Ltd Wide-band comb filter
JPH07187099A (ja) 1993-12-28 1995-07-25 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 衛星推進薬タンク用ヘリウムガス充填装置
JPH1199996A (ja) * 1997-09-30 1999-04-13 The Institute Of Space And Astronautical Science 人工衛星用推進剤タンク
US20060145022A1 (en) * 2004-12-10 2006-07-06 Buehler David B Propellant tank baffle system
JP2007191174A (ja) * 2006-01-18 2007-08-02 Nishimatsu Constr Co Ltd スロッシング抑制装置
CN102991729A (zh) * 2012-11-30 2013-03-27 北京控制工程研究所 一种轻质网式表面张力贮箱
US20170283096A1 (en) * 2016-04-05 2017-10-05 Orbital Atk, Inc. Liquid storage tanks and systems and propulsion systems for space vehicles and related methods
JP2017207427A (ja) 2016-05-20 2017-11-24 セイコーエプソン株式会社 測定装置、及び印刷装置

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3702290A4
TAKENO HIMENO: "Prediction of behavior of liquid propellant of liquid rocket", JAPAN SOCIETY OF FLUID MECHANICS, June 2013 (2013-06-01), pages 239,244

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