WO2023053207A1 - 宇宙機搭載の推進装置 - Google Patents

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heater
spacecraft
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淳一郎 川口
勇士 齋藤
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国立大学法人東北大学
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    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass

Definitions

  • the present invention relates to a propulsion engine mounted on a spacecraft.
  • a propulsion engine that uses liquefied gas as a propellant and generates gas by electrically heating it has a simple system, so it is used in small or ultra-small spacecraft. Furthermore, a propulsion engine (resist jet engine) that reheats the generated gas to raise its temperature can increase the specific impulse, so it is applied when a large impulse is required.
  • pressurized supply is often used by using or using their own vapor pressure.
  • a typical thrust for a propellant pressurized by vapor pressure or another push gas to produce gas is a thrust factor several times the pressurized supply pressure multiplied by the nozzle throat area. is multiplied by This is the same for the resist jet engine, and the gas pressure in the reheating process is almost equal to the pressure that pressurizes the propellant.
  • the actual magnitude of thrust depends on the vapor pressure of the liquefied gas used. Typically, it allows storage under very low vapor pressures, less than 1 atmosphere at normal temperature, so that, for example, water propellant engines have very low thrust.
  • a method of pressurizing and supplying the propellant as a pushing gas such as nitrogen gas is also adopted.
  • this method causes an increase in the mass of the propellant container. Therefore, supply at a remarkably high pressure will conversely reduce the advantages of the resist jet engine, and naturally there is a limit.
  • Patent Document 1 discloses a space propulsion system that has a resist jet and an electrostatic thruster and selects which of these to activate by a switch.
  • Patent Document 2 discloses an electrothermal propulsion device that uses low vapor pressure liquefied gas as a propellant.
  • the propellant is limited to organic compounds, and water is not listed as a substance constituting the propellant.
  • Patent Document 3 discloses an invention about an electrothermal thruster equipped with a heating section, relating to a resist jet using a photovoltaic cell.
  • Non-Patent Document 1 discloses an invention related to a resist jet that uses water as a propellant and supplies the propellant with vapor pressure.
  • a liquid with a very low vapor pressure of less than 1 atm at room temperature that is, a liquefied gas
  • a propellant electrically heated to generate a gas
  • reheated to raise the temperature Resist jet engines of the thrust enhancing type have the following problems.
  • the present invention has been made in view of the above problems, and aims to provide a spacecraft-mounted propulsion device (resist jet engine) that solves these three problems at the same time.
  • a propulsion device mounted on a spacecraft uses ethanol or an ethanol aqueous solution as a propellant, and includes a propellant storage mechanism including a propellant storage container that stores the propellant in a gas-liquid equilibrium state or a liquid phase.
  • a heater comprising a propellant transport mechanism for pressurizing and supplying the propellant to a pressure exceeding 1 atm at room temperature by an electric pump, and a separate heater for temperature increase connected via a check valve.
  • a gas heating mechanism consisting of a thruster head mechanism having a nozzle for generating thrust by the heated gas, and a power supply provided with a storage battery for driving the electric pump and the heating heater , wherein the propellant storage mechanism, the propellant transport mechanism, the gas temperature raising mechanism, and the thruster head mechanism are connected in series.
  • the present invention uses ethanol (ethyl alcohol) or an aqueous solution of ethanol (ethyl alcohol), which has a very low vapor pressure well below 1 atmosphere at normal temperature, as a propellant, and the propellant is pumped by an electric pump to a pressure typically exceeding 1 atmosphere at normal temperature. It relates to a resist jet engine equipped with a large-capacity storage battery that pressurizes and supplies it to a heater or heater for gas generation and stores the energy required for gas generation or reheating according to the time of acceleration. be.
  • the vapor pressure of the propellant is sufficiently low. Therefore, the propellant container can be made thin and extremely light.
  • the thrust can be set by the heater for gas generation and the boosting capacity of the electric pump that supplies the heater, regardless of the vapor pressure of the propellant and the pressure of the pushing gas. Therefore, a large thrust can be obtained by increasing the pressure to over 1 atm at room temperature.
  • the storage battery By charging the storage battery over a long period of time using only a portion of the power that can be constantly supplied on board the spacecraft, the large amount of energy necessary to drive the propulsion system can be secured for a certain amount of time without being restricted by the power generated by the solar battery. can do.
  • a secondary storage battery is mounted as the storage battery.
  • a primary storage battery may be installed to omit the charging device on the spacecraft.
  • An aqueous solution with ethanol as a solute can easily lower the freezing point. Therefore, it is possible to eliminate the need to secure electric power for anti-freezing.
  • the average molecular weight of the mixed gas obtained by gasification of the propellant can be secured in a wide range between pure ethanol and water.
  • the decrease in the density of the aqueous solution can be kept to a minor level. Therefore, it is possible to minimize the decrease in the mass of propellant that can be stored in the same propellant storage container.
  • the present invention is a method that originated from a different idea from the conventional resist jet engine that vaporizes and heats up liquefied gas to obtain thrust.
  • lithium polymer batteries for example, have very high energy densities and may be well suited for onboard even very small spacecraft.
  • Water has a low molecular weight and a high specific impulse, but it has a high freezing point, which poses a practical problem in that more power must be secured.
  • the freezing point can be sufficiently lowered, and the need to secure electric power necessary for anti-freezing can be released.
  • the weight of the propellant container can be reduced.
  • High thrust can be obtained regardless of propellant vapor pressure or push gas pressure.
  • a high-power propulsion engine can be operated while maintaining the power that can always be supplied on the spacecraft.
  • the freezing point temperature of the propellant can be well below zero.
  • Each of the inventions described in the above-mentioned patent documents and non-patent documents uses a low vapor pressure non-freezing liquefied gas as a propellant in the present invention, uses a pump to increase thrust instead of vapor pressure, and uses a storage battery for power supply. It is completely different from the invention related to the resist jet that is covered by the
  • FIG. 1 is a configuration diagram of a resist jet propulsion system combining an electric pump and a storage battery using ethanol or its aqueous solution as a propellant according to the present invention
  • FIG. 1 shows the configuration of a resist-jet propulsion engine according to the present invention, which combines an electric pump and a high-energy-density storage battery using ethanol or an aqueous solution of ethanol, which has a very low vapor pressure of well below 1 atm at room temperature, as a propellant.
  • a propulsion device 1000 the resist jet propulsion system according to the present invention will be referred to as a propulsion device 1000.
  • the propulsion device 1000 electrically heats the propellant to generate gas and reheats the gas to raise the temperature, thereby improving the specific impulse.
  • the propulsion device 1000 is intended, for example, to be mounted on a spacecraft.
  • the propulsion device 1000 includes a propellant storage container 10 (propellant storage mechanism), an electric pump 20 (propellant transport mechanism), an air storage tank 30 (gas storage mechanism), and a heater 40 (gas temperature raising mechanism). , a nozzle 50 (thruster head mechanism), a storage battery 60 (power supply mechanism), and a gas generation heater 70 (gas generation mechanism).
  • the propulsion device 1000 according to the invention is characterized by the following mode of construction. That is, as shown in FIG. 1, the propellant container 10, the electric pump 20, the heater 40, and the nozzle 50 are connected in series. The gas generating heater 70 and the storage tank 30 are connected in series, and are inserted and connected in series between the electric pump 20 and the nozzle 50 .
  • the propellant containing container 10 contains the propellant in a gas-liquid equilibrium state or a liquid phase.
  • the propellant containing container 10 contains a propellant.
  • the propellant container 10 has a propellant bladder 11 inside, as shown in FIG.
  • the propellant bladder 11 is a bag-like member that has a role of separating gas and liquid of the propellant.
  • the push gas consists of a substance different from the propellant, for example nitrogen is used.
  • Push gas is charged to and discharged from the non-propellant side of the propellant bladder 11 through a first valve 100 shown in FIG.
  • the non-propellant side of the propellant bladder 11 is the side of the propellant container 10 on which the first valve 100 shown in FIG. 1 is located.
  • the first valve 100 is a valve for charging and discharging push gas.
  • the electric pump 20 pressurizes and supplies the propellant to a pressure exceeding 1 atm at room temperature.
  • the propellant stored in the propellant storage container 10 is supplied to the electric pump 20 via the second valve 200 .
  • a known pump is used as the electric pump 20 .
  • the second valve 200 and the later-described third valve 400 are valves that can be opened and closed manually or remotely from the spacecraft side.
  • the propellant that has passed through the second valve 200 is boosted by the electric pump 20 to a pressure typically exceeding 1 atm at room temperature.
  • the pressurized gas passes through a gas generation heater 70 for gas generation, passes through a pressure reducer 300 and is stored in the storage tank 30 .
  • the pressure value of the storage tank 30 is read on the spacecraft side.
  • the spacecraft controls the second valve 200 to decompress the inside of the storage tank 30 to maintain a predetermined pressure.
  • this pressure regulation mechanism may be omitted.
  • the gas storage tank 30 is a container for storing the gas generated by the gas generation heater 70 via the pressure reducer 300 at a predetermined pressure.
  • a known decompressor 300 is used.
  • the storage tank 30 functions as a buffer tank for reducing pressure fluctuations that occur when the propellant is discharged from the nozzle 50 . At the same time, it has a role of avoiding a gas-liquid mixed phase in the temperature riser 40 .
  • the heater 40 includes another heater 80 for temperature increase connected via a check valve 500 .
  • the check valve 500 serves to prevent backflow of gas within the heater 40 .
  • the heater 40 accommodates the heater 80 for heating, and serves to raise the temperature of the gasified propellant to a prescribed temperature at which the expected specific impulse can be exhibited.
  • the temperature of heater 40 ranges from about 100 degrees Celsius to 1000 degrees Celsius, but is adjusted according to specifications.
  • the nozzle 50 generates thrust from the heated gas.
  • the propellant heated by the heater 40 is discharged from the nozzle 50 .
  • the propulsion device 1000 generates thrust by reaction when the propellant is discharged.
  • the storage battery 60 drives the electric pump 20, the gas generation heater 70, and the temperature raising heater 80.
  • a lithium polymer battery for example, is used for the storage battery 60 .
  • the storage battery 60 is not limited to this, and any known battery may be used.
  • the spacecraft or the like on which the propulsion device 1000 is mounted may be provided with a solar battery.
  • the electric pump 20, the gas generating heater 70, and the heating heater 80 are powered by the discharge of the storage battery 60 having a high energy density, and are basically normal spacecraft power for onboard equipment. It is operated in a mode that does not consume 90.
  • the storage battery 60 is charged with part of the spacecraft power 90 while the propulsion system is stopped.
  • a remotely controlled valve may be inserted between the heater 40 and the nozzle 50 as long as the heat resistance function can be exhibited.
  • the gas generation heater 70 functions by receiving power supply from the storage battery 60 .
  • Gas production heater 70 electrically heats the propellant to produce gas.
  • each mechanism of the propulsion device 1000 having the above configuration is connected in series. That is, the propellant passes through one path from the propellant container 10 to the nozzle 50 .
  • a plurality of paths may be provided in parallel in the propulsion device 1000 .
  • the above mechanisms may be shared by the plurality of routes.
  • the propulsion device 1000 having the above-described configuration, at least a part of each mechanism of the propellant container 10, the electric pump 20, the heater 40, and the nozzle 50 are connected in parallel.
  • a plurality of the above configurations connected in parallel will be referred to as a first propulsion unit.
  • a plurality of first propulsion units may be provided.
  • a plurality of first propulsion units may be connected in series.
  • At least some of the propellant container 10, the electric pump 20, the gas generating heater 70, the gas storage tank 30, the heater 40, and the nozzle 50 are arranged in parallel. may be connected.
  • a plurality of the above configurations connected in parallel will be referred to as a second propulsion unit.
  • a plurality of second propulsion units may be provided.
  • a plurality of second propulsion units may be connected in series.
  • the gas generating heater 70, the pressure reducer 300, the gas storage tank 30 and the third valve 400 are omitted, and the electric pump 20 and the check valve 500 are directly connected, and the heater 40 A simpler form in which the liquid propellant is supplied directly to the is also possible.
  • the propellant storage mechanism is the propellant storage container 10
  • the propellant transport mechanism is the electric pump 20
  • the gas storage mechanism is the storage tank 30
  • the gas temperature raising mechanism is the heater 40
  • the propellant containing mechanism may have other configurations in addition to the propellant containing container 10
  • the propellant transport mechanism may have other configurations in addition to the electric pump 20
  • the gas storage mechanism may have other configurations in addition to the storage tank 30
  • the gas temperature raising mechanism may have other configurations in addition to the temperature raising device 40
  • the thruster head mechanism may have other configurations in addition to nozzles 50
  • the power supply mechanism may have other configurations in addition to the storage battery 60 .
  • the gas generating mechanism may have other configurations in addition to the gas generating warmer 70 .
  • the weight of the propellant container 10 can be reduced, a high thrust can be obtained regardless of the vapor pressure of the propellant and the pressure of the pushing gas, and the propellant can be constantly supplied on the spacecraft. It is industrially useful because it is possible to operate a high-power propulsion engine while maintaining a reasonable amount of power, and to make the freezing point temperature of the propellant sufficiently lower than 0 degrees, making it unnecessary to secure anti-freezing power. be.
  • Propellant storage container 11 Propellant bladder 20 Electric pump 30 Storage tank 40 Heater 50 Nozzle 60 Storage battery 70 Gas generation heater 80 Heater 90 Spacecraft power 100 First valve 200 Second valve 300 Pressure reducer 400 Third valve 500 Check valve 1000 Propulsion device

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Abstract

宇宙機搭載の推進装置（１０００）は、エタノールないしエタノール水溶液を推進剤とし、気液平衡状態ないし液相で推進剤を収容する推進剤収容容器（１０）を備えた推進剤収容機構と、電動ポンプ（２０）により推進剤を常温で１気圧を超える圧力まで加圧して供給する推進剤輸送機構と、逆止弁（５００）を介して接続される別の昇温用加温器（８０）を備えた昇温器（４０）で構成されるガス昇温機構と、加熱されたガスにより推力を発生するノズル（５０）を備えたスラスタヘッド機構と、電動ポンプ（２０）と昇温用加温器（８０）を駆動するための蓄電池（６０）を備えた電力供給機構と、を備え、推進剤収容機構と、推進剤輸送機構と、ガス昇温機構と、スラスタヘッド機構と、が直列に接続される構成様式を特徴とする。

Description

宇宙機搭載の推進装置
　本発明は、宇宙機搭載の推進機関に関する。
　液化ガスを推進剤として用い、電気的に加熱してガスを生成する推進機関は、システムが簡易であるため、小型ないし超小型の宇宙機に採用されている。さらに生成したガスを、再加熱して昇温させる形式の推進機関（レジストジェット機関）は、比推力を高めることができるため、大きな力積が要求される場合に応用されている。
　これらの液化ガスを推進剤とする機関には、自らの蒸気圧を利用ないし援用して、加圧供給させることが多用されている。
　これは、典型的には、水を代表とする、常温で１気圧未満の非常に低い蒸気圧下での貯槽を可能とするため、機構を簡易にし、該機構系の質量を軽量化することができるためである。
　しかし、大きな推力を期すためには、高い蒸気圧の液化ガスを推進剤として用いる、あるいは別のガス（押しガス）を該液体推進剤容器に封入して加圧する必要がある。したがって該推進剤の収容容器の質量は非常に大きくなる。
　液化ガスからガスを生成するためには、まず潜熱分に相当する熱量を加える必要がある。大きな推力を得ようとする場合には、質量流量が大きくなり、結果として多量の電力を消費する。よって、電力が制約される小型宇宙機では、期待される推力の大きさが得られない場合が多い。
　特にガス化した後に再加熱を行うレジストジェット機関では、該潜熱分に加えて、この再加熱分の電力が重畳される。よって、電力面からの制約はなお厳しい。
　このように、小型宇宙機においては、推進剤たる液化ガスの収容容器の軽量化を図ることと、消費電力を抑えることが求められる。よって、一般に液化ガスを推進剤とする推進機関の推力は非常に小さく制約される場合がほとんどである。
　しかるに、液体で輸送することで高密度の推進剤を利用することができるため、機構の簡易さを容易に得られることと、結果として低廉にシステムを構成できることから、レジストジェット機関は特に小型衛星において多くの利用がはかられてきた。
　蒸気圧ないし別の押しガスにて推進剤を加圧供給し、ガスを生成させる推進器の典型的な推力は、加圧供給する圧力値にノズルスロート面積を乗じた値に数倍の推力係数を乗じた値となる。これはレジストジェット機関でも同じであり、再加熱過程におけるガス圧力もほぼ推進剤を加圧する圧力に等しい。
　実際の推力の大きさは、使用する液化ガスの蒸気圧に左右される。典型的には、常温で１気圧未満の非常に低い蒸気圧下での貯槽を可能とするため、たとえば水を推進剤とする機関では推力は非常に小さくなる。
　推進剤を、窒素ガスなどを押しガスとして加圧供給する方式も採用されている。しかしながら、この方式は、推進剤収容容器の質量増加を招く。よって、際立って高い圧力での供給は逆にレジストジェット機関の長所を削ぐことになり、自ずと限界がある。
　特許文献１では、レジストジェットと静電スラスタとを備え、これらのどちらをアクティブ化するかをスイッチにより選択する宇宙推進システムが開示されている。
　特許文献２では、低蒸気圧の液化ガスを推進剤とした電熱式推進装置が開示されている。同発明では、推進剤は有機化合物に限定されており、水を推進剤を構成する物質に掲げていない。
　特許文献３では、光電池を用いたレジストジェットに関し、加熱セクションを具備した電熱型スラスタについての発明が開示されている。
　非特許文献１では、水を推進剤とし、蒸気圧にて推進剤を供給するレジストジェットに関する発明が開示されている。
特表２０１７－５２２２２６号公報 特開２００８－１０１５９７号公報 特表２００８－５１７１９９号公報
浅川純、ほか３名、"小型水レジストジェットスラスタＡＱＵＡＲＩＵＳの開発"、[online]、平成３０年１０月５日発行、日本航空宇宙学会誌、ｐｐ２９６－３０１、Ｎｏ．１０、Ｖｏｌ．６６、２０１８、[令和３年９月８日検索]、インターネット＜ＵＲＬ：https://www.jstage.jst.go.jp/article/kjsass/66/10/66_296/_article/-char/ja/＞
　典型的には、常温で１気圧未満の非常に低い蒸気圧の液体、すなわち液化ガスを推進剤とし、電気的に、加熱してガスを生成し、さらに再加熱して昇温させることにより比推力を向上させる形式の、レジストジェット機関には、以下の課題がある。
　低蒸気圧の液化ガスを推進剤とすることから、仮に押しガスを用いる場合であっても、該推進剤の蒸気圧を大きく上回らせることは収容容器の質量増加を招くことから難しく、結果として大きな推力を得難いこと。
　期待される大きさの推力を得るためのガスを液化ガスから生成し、さらに再加熱する過程で必要となる電力を確保することが制約される。これにより、必要な電力が供給され難くなること。
　特に比推力の高さゆえに水を推進剤とすることが期待されるが、凍結抑制のためにさらなる電力の確保を必要とすること。
　本発明は上記の問題点に鑑みてなされたもので、これら３つの課題を同時に解決する宇宙機搭載の推進装置（レジストジェット機関）を提供することを目的とする。
　上記課題を解決し上記目的を達成するために、以下の手段を講じた宇宙機搭載の推進機関を考案した。
　本発明の一態様に係る宇宙機搭載の推進装置は、エタノールないしエタノール水溶液を推進剤とし、気液平衡状態ないし液相で前記推進剤を収容する推進剤収容容器を備えた推進剤収容機構と、電動ポンプにより前記推進剤を常温で１気圧を超える圧力まで加圧して供給する推進剤輸送機構と、逆止弁を介して接続される別の昇温用加温器を備えた昇温器で構成されるガス昇温機構と、加熱されたガスにより推力を発生するノズルを備えたスラスタヘッド機構と、前記電動ポンプと前記昇温用加温器を駆動するための蓄電池を備えた電力供給機構と、を備え、前記推進剤収容機構と、前記推進剤輸送機構と、前記ガス昇温機構と、前記スラスタヘッド機構と、が直列に接続される構成様式を特徴とする。
　本発明は、常温で１気圧を十分に下回る非常に低い蒸気圧のエタノール（エチルアルコール）ないし同水溶液を推進剤とし、同推進剤を電動ポンプで典型的には常温で１気圧を超える圧力に昇圧してガス生成用加温器ないし昇温器に供給し、ガス生成ないし再加熱に必要なエネルギーを、加速を行う時間に応じて貯蔵する大容量の蓄電池を備えるレジストジェット機関に係るものである。
　この構成によれば、推進剤の蒸気圧は十分に小さい。よって、推進剤収容容器は、薄肉できわめて軽量に製作できる。
　推力を、同推進剤の蒸気圧や押しガスの圧力に無関係に、ガス生成用加温器、昇温器に供給する電動ポンプの昇圧能力で設定できる。よって、常温で１気圧を超える圧力にまで昇圧させることで、大きな推力を得ることができる。
　宇宙機上で常時供給できる電力の一部だけを用いて長い時間で蓄電池に充電させることで、太陽電池の発生電力に規制されることなく、推進機関の駆動に必要な大きなエネルギーを一定時間確保することができる。ここで、蓄電池に充放電させる機能を要求する場合は、基本的には蓄電池としては２次蓄電池を搭載する。しかし、１度限りの噴射だけを要求する場合にあっては、宇宙機上の充電装置を省くため、１次蓄電池を搭載してもよい。
　エタノールを溶質とする水溶液は、容易に凝固点を低下させることができる。よって、凍結防止のための電力確保を不要とすることができる。
　加えて、推進剤のガス化で得られる混合気体の平均分子量を純エタノールと水の間で広い幅で確保することができる。また、水溶液の密度の低下は軽微にとどめることができる。このため、同じ推進剤収容容器で収容できる推進剤質量の低下を軽微にとどめることができる。
　本発明は、従来の液化ガスを気化、昇温させて推力を得るレジストジェット機関と異なる発想から発した方法である。
　従来は、液化ガスの蒸気圧を利用して加圧供給する概念が固定されていた。仮に押しガスを用いる場合であっても、推進剤収容容器の質量増を避ける見地から、押しガス圧力の上昇を避ける方策が採られていた。このため、小推力の推進機関となることに疑問を持たれなかった。
　このことが、要求される液化ガスの質量流量が少量であることにつながった。また、宇宙機上で連続的に確保されうる電力は、特に超小型衛星では非常に制約的であった。このことからも、小電力で小推力の推進機関を構築することが妥当であるという固定観念につながっていた。
　従来は、エネルギーを貯蔵する技術は未熟であったため、大きなエネルギーを軽量な蓄電池で貯蔵することが困難だと盲信されていた。しかし、たとえばリチウムポリマー電池は、非常に高いエネルギー密度をもち、超小型の宇宙機にも十分に適合して搭載されうる。
　また、従来は、ターボポンプがそうであるように、ポンプの使用が極めて高い供給圧を得る場合に限定して考えられてきた。このため、昇圧する圧力が低い、かつ小流量のポンプの利用に視点が向いていなかった。常温で１気圧を超える圧力は、高圧ガスにも該当しない程度の低い圧力であるが、推力を高めるには十分である。小規模なポンプに必要な電力は十分に小さく、また軽量であり、超小型の宇宙機にも十分に適合して搭載されうる。
　水は、分子量が小さく、得られる比推力が高いが、凝固点が高く、これがさらなる電力を確保しなければならないという点で、実用性に困難をもたらしていた。エタノールないし同水溶液を推進剤とすることで、十分に凝固点を下げることができ、凍結防止に必要な電力確保から解放される。
　水溶液を気化させる場合、共沸とよばれる、低沸点の物質の気化率が高くなる現象が知られている。混合された水溶液が、そのままガス生成用加温器に導かれる場合、当該圧力下での水の凝固点を超える温度に加熱することで、水溶液中のエタノールと水がそのままの比で気化される。このため、得られる混合ガス中の両者の質量比は、元の推進剤水溶液の比となり不変にできる。
　本発明によれば、推進剤収容容器を軽量化できる。推進剤の蒸気圧や押しガスの圧力に無関係に高い推力を得られる。宇宙機上の常時供給可能な電力を維持したまま、大電力の推進機関を運転できる。推進剤の凝固点温度を零度より十分に低くすることができる。以上から、凍結防止電力の確保を不要とすることができる。上述の特許文献及び非特許文献に記載の各発明は、本発明における、低蒸気圧の非凍結な液化ガスを推進剤とし、蒸気圧ではなく推力を高めるためのポンプを用い、電力供給を蓄電池でまかなうレジストジェットに関する発明とは、全く異なるものである。
本発明に係るエタノールないし同水溶液を推進剤とする電動ポンプと蓄電池とを複合したレジストジェット推進機関の構成図である。
　図１は、本発明である、常温で１気圧を十分に下回る非常に低い蒸気圧のエタノールないしエタノール水溶液を推進剤とする電動ポンプと高エネルギー密度蓄電池を複合したレジストジェット推進機関の構成を示す図である。以下、本発明に係るレジストジェット推進機関を、推進装置１０００と呼称する。推進装置１０００は、推進剤を電気的に加熱してガスを生成し、さらに再加熱して昇温させることにより比推力を向上させる。推進装置１０００は、例えば、宇宙機搭載を目的とする。
　推進装置１０００は、推進剤収容容器１０（推進剤収容機構）と、電動ポンプ２０（推進剤輸送機構）と、貯気タンク３０（ガス貯蔵機構）と、昇温器４０（ガス昇温機構）と、ノズル５０（スラスタヘッド機構）と、蓄電池６０（電力供給機構）と、ガス生成用加温器７０（ガス生成機構）と、を備える。本発明に係る推進装置１０００は、下記構成様式を特徴とする。すなわち、図１に示すように、推進剤収容容器１０と、電動ポンプ２０と、昇温器４０と、ノズル５０とは、直列に接続される。ガス生成用加温器７０と貯気タンク３０とは直列に接続され、電動ポンプ２０とノズル５０との間に直列に挿入され接続される。
　推進剤収容容器１０は、気液平衡状態ないし液相で推進剤を収容する。
　推進剤収容容器１０は、推進剤を収容する。推進剤収容容器１０は、図１に示すように、内部に推進剤ブラダ１１を備える。推進剤ブラダ１１は、推進剤を気液分離する役割を有する袋状の部材である。推進剤ブラダ１１の非推進剤側、すなわち推進剤収容容器１０において推進剤が収容されない側には、推進剤側に気液混合の平衡状態を起こさせないために、推進剤の蒸気圧をわずかに上回る圧力で押しガスを充てんする。押しガスは、推進剤と異なる物質からなり、例えば窒素が用いられる。押しガスは、図１に示す第１弁１００から推進剤ブラダ１１の非推進剤側に充填、排気される。つまり、推進剤ブラダ１１の非推進剤側とは、推進剤収容容器１０において、図１に示す第１弁１００が位置する側である。第１弁１００は、押しガスを充填、排気するための弁である。
　電動ポンプ２０は、推進剤を常温で１気圧を超える圧力まで加圧して供給する。推進剤収容容器１０に収容された推進剤は、第２弁２００を介して電動ポンプ２０へ供給される。電動ポンプ２０は公知のポンプが用いられる。
　第２弁２００および後述する第３弁４００は、手動ないし宇宙機側から遠隔で開閉できる弁である。
　第２弁２００を経由した推進剤は、電動ポンプ２０で、典型的には常温で１気圧を超える圧力に昇圧される。昇圧されたガスは、ガス生成のためのガス生成用加温器７０を経て、減圧器３００を介して、貯気タンク３０へ収容される。
　貯気タンク３０の圧力値は、宇宙機側で読み取られる。貯気タンク３０の内部におけるガスの再度の再凝結を避けるために、宇宙機は、第２弁２００を制御して、貯気タンク３０の内部を減圧して所定の圧力に維持する。簡易なシステムでは、この圧力の調整機構は省かれてもよい。
　貯気タンク３０は、減圧器３００を介して、ガス生成用加温器７０により生成されたガスを所定の圧力で貯蔵するための容器である。減圧器３００には公知のものが用いられる。
　貯気タンク３０は、ノズル５０より推進剤が排出される過程で発生する圧力変動を緩和するためのバッファタンクの役割を有する。同時に、昇温器４０内で気液混相となることを回避する役割を有する。
　昇温器４０は、逆止弁５００を介して接続される別の昇温用加温器８０を備える。逆止弁５００は昇温器４０内のガスの逆流を回避する役割を有する。
　昇温器４０は、昇温用加温器８０を収容し、ガス化された推進剤を、期待する比推力を発揮できる規定の温度まで昇温する役割を果たす。典型的には、昇温器４０の温度は、摂氏１００度から摂氏１０００度程度の範囲であるが、仕様によって調整される。
　ノズル５０は、加熱されたガスにより推力を発生する。昇温器４０で昇温された推進剤は、ノズル５０から排出される。推進装置１０００は、推進剤を排出する時の反作用によって推力を発生する。
　蓄電池６０は、電動ポンプ２０、ガス生成用加温器７０及び昇温用加温器８０を駆動する。蓄電池６０には、例えば、リチウムポリマー電池が用いられる。これに限らず、蓄電池６０には公知の電池のうち任意のものを用いてもよい。また、これに加えて、推進装置１０００を搭載する宇宙機等において太陽電池を備えていてもよい。
　電動ポンプ２０、ガス生成用加温器７０、昇温用加温器８０には、高エネルギー密度を有する蓄電池６０の放電で電力が供給され、基本的には搭載機器向けの通常の宇宙機電力９０を消費しない形態で運転される。
　蓄電池６０は、本推進機関の停止している期間に、宇宙機電力９０の一部で充電される。昇温器４０とノズル５０との間には、耐熱機能の発揮できる範囲で、遠隔操作弁が挿入されてもよい。
　ガス生成用加温器７０は、蓄電池６０から電力の供給を受けて機能する。ガス生成用加温器７０は、推進剤を電気的に加熱してガスを生成する。
　図１では、１系統を直列に描いているが、これら全てないし一部が複数に並列に構成されてもよい。具体的には下記に記述する通りである。
　図１に示すように、上述の構成を備える推進装置１０００の各機構は直列に接続される。つまり、推進剤は、推進剤収容容器１０からノズル５０まで１の経路を通る。ここで、前記経路は、推進装置１０００において並列に複数備えられてもよい。また、前記経路が複数設けられた場合は、複数の前記経路によって上述の各機構を共有してもよい。
　つまり、上述の構成を備える推進装置１０００のうち、推進剤収容容器１０と、電動ポンプ２０と、昇温器４０と、ノズル５０とは、前記各機構の少なくとも一部が複数かつ並列に接続されてもよい。以下、上述の構成が複数かつ並列に接続されたものを第１推進ユニットと呼称する。第１推進ユニットは、複数設けられてもよい。複数設けられた第１推進ユニットは、直列に接続されてもよい。
　また、推進剤収容容器１０と、電動ポンプ２０と、ガス生成用加温器７０と、貯気タンク３０と、昇温器４０と、ノズル５０とは、それらの少なくとも一部が複数かつ並列に接続されてもよい。以下、上述の構成が複数かつ並列に接続されたものを第２推進ユニットと呼称する。第２推進ユニットは、複数設けられてもよい。複数設けられた第２推進ユニットは、直列に接続されてもよい。
　なお、実施形態としては、ガス生成用加温器７０、減圧器３００、貯気タンク３０および第３弁４００を省いて、電動ポンプ２０と逆止弁５００が直接に接続され、昇温器４０に液体の推進剤が直接に供給される簡易形態も採られうる。
　上記実施形態では、推進剤収容機構が推進剤収容容器１０であり、推進剤輸送機構が電動ポンプ２０であり、ガス貯蔵機構が貯気タンク３０であり、ガス昇温機構が昇温器４０であり、スラスタヘッド機構がノズル５０であり、電力供給機構が蓄電池６０であり、ガス生成機構がガス生成用加温器７０である場合を説明したが、本発明はこれに限られない。
　例えば、推進剤収容機構が推進剤収容容器１０に加えて他の構成を備えていてもよい。推進剤輸送機構が電動ポンプ２０に加えて他の構成を備えていてもよい。ガス貯蔵機構が貯気タンク３０に加えて他の構成を備えていてもよい。ガス昇温機構が昇温器４０に加えて他の構成を備えていてもよい。スラスタヘッド機構がノズル５０に加えて他の構成を備えていてもよい。電力供給機構が蓄電池６０に加えて他の構成を備えていてもよい。ガス生成機構がガス生成用加温器７０に加えて他の構成を備えていてもよい。
　本発明の宇宙機搭載の推進装置１０００によれば、推進剤収容容器１０を軽量化でき、推進剤の蒸気圧や押しガスの圧力に無関係に高い推力を得られ、宇宙機上の常時供給可能な電力を維持したまま、大電力の推進機関を運転でき、かつ推進剤の凝固点温度を零度より十分に低くすることができ凍結防止電力の確保を不要とすることができるため、産業上有用である。
１０　推進剤収容容器
１１　推進剤ブラダ
２０　電動ポンプ
３０　貯気タンク
４０　昇温器
５０　ノズル
６０　蓄電池
７０　ガス生成用加温器
８０　昇温用加温器
９０　宇宙機電力
１００　第１弁
２００　第２弁
３００　減圧器
４００　第３弁
５００　逆止弁
１０００　推進装置

Claims (4)

  1. 　エタノールないしエタノール水溶液を推進剤とし、
    　気液平衡状態ないし液相で前記推進剤を収容する推進剤収容容器を備えた推進剤収容機構と、
    　電動ポンプにより前記推進剤を常温で１気圧を超える圧力まで加圧して供給する推進剤輸送機構と、
    　逆止弁を介して接続される別の昇温用加温器を備えた昇温器で構成されるガス昇温機構と、
    　加熱されたガスにより推力を発生するノズルを備えたスラスタヘッド機構と、
    　前記電動ポンプと前記昇温用加温器を駆動するための蓄電池を備えた電力供給機構と、
    　を備え、
    　前記推進剤収容機構と、前記推進剤輸送機構と、前記ガス昇温機構と、前記スラスタヘッド機構と、が直列に接続される構成様式を特徴とする、
    　宇宙機搭載の推進装置。
  2. 　前記蓄電池から電力の供給を受けて機能するガス生成用加温器を備えたガス生成機構と、
    　減圧器を介して、前記ガス生成機構により生成されたガスを所定の圧力で貯蔵する貯気タンクを備えたガス貯蔵機構と、
    　を更に備え、
    　前記ガス生成機構と前記ガス貯蔵機構とが直列に接続され、
    　前記推進剤輸送機構と前記スラスタヘッド機構との間に直列に挿入され接続される構成様式を特徴とする、
    　請求項１に記載の宇宙機搭載の推進装置。
  3. 　前記推進剤収容機構と、前記推進剤輸送機構と、前記ガス昇温機構と、前記スラスタヘッド機構と、の少なくとも一部が複数かつ並列に接続された第１推進ユニットが、直列に接続される構成様式を特徴とする、
    　請求項１に記載の推進装置。
  4. 　前記推進剤収容機構と、前記推進剤輸送機構と、前記ガス生成機構と、前記ガス貯蔵機構と、前記ガス昇温機構と、前記スラスタヘッド機構と、の少なくとも一部が複数かつ並列に接続された第２推進ユニットが、直列に接続される構成様式を特徴とする、
    　請求項２に記載の宇宙機搭載の推進装置。
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