(57)【要約】【課題】小型化及び軽量化が達成されたハイブリッドロケットの提供。【解決手段】液体又は気体の酸化剤を収容するための酸化剤収容室５と、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーを含む固体燃料４を収容し、前記テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解により燃料ガスを発生させるための燃料ガス生成室３と、  前記酸化剤と前記燃料ガスを混合し燃焼させるための燃焼室９と、を含む、ハイブリッドロケット。【選択図】図１
2020007960.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
液体又は気体の酸化剤を収容するための酸化剤収容室と、
テトラ−オールグリシジルアジドポリマーを含む固体燃料を収容し、前記テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解により燃料ガスを発生させるための燃料ガス生成室と、
前記酸化剤と前記燃料ガスを混合し燃焼させるための燃焼室と、を含む、ハイブリッドロケット。
【請求項２】
さらに前記燃料ガス生成室内を減圧するための圧力調節手段を含む、請求項１に記載のハイブリッドロケット。
【請求項３】
前記圧力調節手段は、前記燃焼室内への前記酸化剤の供給量を減ずるバルブである、請求項２に記載のハイブリッドロケット。
【請求項４】
前記圧力調節手段は、前記酸化剤と前記燃料ガスを前記燃焼室から排出するためのバルブである、請求項２に記載のハイブリッドロケット。
【請求項５】
さらに、前記酸化剤を加圧して前記燃焼室に供給することにより、前記燃焼室内の圧力を７００ｋＰａ以上に維持するための加圧装置を含む、請求項１〜４のいずれか１項に記載のハイブリッドロケット。
【請求項６】
前記加圧装置が、前記燃料ガスの一部を前記燃料ガス生成室から取り出すための燃料ガス供給管と、前記燃料ガス供給管と接続し、前記燃料ガスのより前記酸化剤収容室を加圧する加圧部とを含む、請求項５に記載のハイブリッドロケット。
【請求項７】
前記燃料ガス生成室と前記燃焼室とが一体に形成されている、請求項１〜３及び５のいずれか１項に記載のハイブリッドロケット。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ハイブリッドロケットに関する。
【背景技術】
【０００２】
宇宙輸送機用推力発生源及び人工衛星用スラスタ等の推進装置として、固体ロケット及び液体ロケットが知られている。固体ロケットは、固体燃料及び固体酸化剤を推進剤として使用する。燃料及び酸化剤が同一相であることから燃焼性に優れている。また、ロケットの構成が比較的単純である。一方で、固体ロケットに用いる燃料は所謂火薬であることから、貯蔵及び輸送時における取扱が煩雑である。そのため、固体燃料の貯蔵及び輸送においては十分な管理が必要とされる。
【０００３】
液体ロケットは、液体燃料及び液体酸化剤を推進剤として使用する。液体燃料及び液体酸化剤を噴霧状態として混合し、燃焼させることにより推力が得られる。液体ロケットにおける推進剤は、固体ロケット同様、同一相であることから燃焼性に優れている。しかし、燃料及び酸化剤を安定して極低温状態に保つ必要がある。また、燃料と酸化剤が混ざり易いことから、貯蔵及び輸送時における取扱が煩雑である。また、ロケットの構成が固体ロケットと比較して複雑であり、推進剤の燃焼を制御することが難しい。
【０００４】
そこで、ハイブリッドロケットが注目されている。ハイブリッドロケットは、一般的に固体の燃料と液体又は気体の酸化剤を推進剤として使用する。燃料と酸化剤の相が異なるため、容易に混合及び燃焼が生じず、固体ロケット及び液体ロケットより推進剤の管理が容易である。中でもポリマーを固体燃料として使用したハイブリッドロケットは、貯蔵及び輸送時の管理が容易である。例えば、特許文献１は、液体酸化剤収容室と、固体燃料燃焼室と、固体燃料より発生する燃料成分過剰ガスと液体酸化剤とを混合して燃焼させる混合燃焼室と、を有するハイブリッドロケットを開示している。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開平７−１９１２０号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
宇宙輸送機用推力発生源又は人工衛星用スラスタとして上記ハイブリッドロケットを利用する場合、宇宙輸送機又は人工衛星としての装置全体の軽量化及びエネルギー損失の改善の観点から、ハイブリッドロケットのさらなる小型化及び軽量化が求められている。
【０００７】
特許文献１に開示されるポリマーを固体燃料として用いたハイブリッドロケットは、推進剤の混合が容易に生じないことから管理が容易である一方、固体ロケット及び液体ロケットと比較して、固体燃料の単位質量に対する燃料ガスの発生量が少ない。燃料ガスの発生量を増大するためには、固体燃料の表面積を大きくする必要があり、固体燃料燃焼室の小型化は困難である。
【０００８】
本発明は上記事情に鑑みてなされたものであって、更なる小型化及び軽量化が達成されたハイブリッドロケットを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明者らは、固体燃料として自己発熱分解性を有するテトラ−オールグリシジルアジドポリマー（ｔｅｔｒａ−ｏｌ  Ｇｌｙｃｉｄｙｌ  Ａｚｉｄｅ  Ｐｏｌｙｍｅｒ，ｔｅｔｒａ−ｏｌ  ＧＡＰともいう）を含む燃料を用いることにより、ハイブリッドロケットの小型化を達成できることを見出した。
【００１０】
本発明は以下の態様を有する。
［１］液体又は気体の酸化剤を収容するための酸化剤収容室と、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーを含む固体燃料を収容し、前記テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解により燃料ガスを発生させるための燃料ガス生成室と、前記酸化剤と前記燃料ガスを混合し燃焼させるための燃焼室と、を含む、ハイブリッドロケット。
［２］さらに前記燃料ガス生成室内を減圧するための圧力調節手段を含む、［１］に記載のハイブリッドロケット。
［３］前記圧力調節手段は、前記燃焼室内への前記酸化剤の供給量を減ずるバルブである、［２］に記載のハイブリッドロケット。
［４］前記圧力調節手段は、前記酸化剤と前記燃料ガスを前記燃焼室から排出するためのバルブである、［２］に記載のハイブリッドロケット。
［５］さらに、前記酸化剤を加圧して前記燃焼室に供給することにより、前記燃焼室内の圧力を７００ｋＰａ以上に維持するための加圧装置を含む、請求項［１］〜［４］のいずれか１つに記載のハイブリッドロケット。
［６］前記加圧装置が、前記燃料ガスの一部を前記燃料ガス生成室から取り出すための燃料ガス供給管と、前記燃料ガス供給管と接続し、前記燃料ガスにより前記酸化剤収容室を加圧する加圧部とを含む、［５］に記載のハイブリッドロケット。
［７］前記燃料ガス生成室と前記燃焼室とが一体に形成されている、［１］〜[３]及び［５］のいずれか１つに記載のハイブリッドロケット。
【発明の効果】
【００１１】
本発明のハイブリッドロケットによれば、更なる小型化及び軽量化が図れる。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明の一態様におけるハイブリッドロケットの模式図である。
【図２】本発明の他の態様におけるハイブリッドロケットの模式図である。
【図３】実施例２〜５における燃焼器内の圧力と燃焼時間の関係を表すグラフである。
【図４】実施例６における燃料ガス生成室兼燃焼室内の圧力と燃焼時間の関係を表すグラフである。
【図５】実施例６における燃焼効率と燃料ガス生成室兼燃焼室内の圧力との関係を示すグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下、図を参照しながら、本発明の一態様におけるハイブリッドロケットについて説明する。以下の複数の実施形態では、好ましい例や条件を共有してもよい。また、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において、数、量、位置及び形状等について変更、省略及び置換等してもよい。なお、以下の全ての図面においては、図面を見やすくするため、各構成要素の寸法や比率などは適宜異ならせてあることがある。
【００１４】
本発明の一態様は、液体又は気体の酸化剤を収容するための酸化剤収容室と、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーを含む固体燃料を収容し、前記テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解により燃料ガスを発生させるための燃料ガス生成室と、前記酸化剤と前記燃料ガスを混合し燃焼させるための燃焼室と、を含む、ハイブリッドロケットである。
【００１５】
（第１実施形態）
以下に本実施形態のハイブリッドロケットについて図１を参照して説明する。図１は、本実施形態におけるハイブリッドロケットの模式図である。ハイブリッドロケット１は、機体２と、燃料ガス生成室３と、燃料であるテトラ−オールグリシジルアジドポリマーを含む固体燃料４と、液体又は気体の酸化剤６が収容されている酸化剤収容室５と、酸化剤供給管７と、バルブ８と、燃料ガス生成領域兼燃焼領域９と、ノズル１０と、点火装置１１と、酸化剤収容室加圧装置１２とを有する。
【００１６】
機体２の内部には、燃料ガス生成室３が形成されている。燃料ガス生成室３は、固体燃料４を収納し、燃料ガス生成領域兼燃焼領域９を有している。固体燃料４の端面と、燃料ガス生成室３の内壁に囲まれた空間が燃料ガス生成領域兼燃焼領域９である。固体燃料４が自己発熱分解することによって固体燃料４の体積が減少し、燃料ガス生成領域兼燃焼領域９の容積は拡大する。さらに本実施形態においては、燃料ガス生成領域兼燃焼領域９内に酸化剤６が供給され、燃料ガスと酸化剤６との混合及び燃焼が生じる。すなわち、燃料ガスが発生する空間と、酸化剤６と燃料ガスを混合し燃焼させる空間が共通している。
【００１７】
機体２には、固体燃料４を着火するための点火装置１１が備えられている。燃料ガス生成領域兼燃焼領域９は、ノズル１０と接続している。燃料ガス生成領域兼燃焼領域９において、燃料ガス及び酸化剤６が混合及び燃焼することにより生じた高温及び高圧のガスをノズル１０から噴出することで、ハイブリッドロケットの推力を得ることができる。
【００１８】
酸化剤収容室５は、酸化剤供給管７を介して燃料ガス生成領域兼燃焼領域９と接続している。酸化剤供給管７には、酸化剤収容室５からの酸化剤６の供給を制御するためのバルブ８が設けられている。酸化剤収容室５には、酸化剤収容室５内を加圧するための酸化剤収容室加圧装置１２を有している。酸化剤収容室加圧装置１２により酸化剤収容室５内を加圧することにより、酸化剤６の供給量を調整することができる。
【００１９】
図１においては、酸化剤収容室５は、酸化剤収容室５内を加圧するための酸化剤収容室加圧装置１２を有しているが、本実施形態はこれに限定されない。酸化剤６として高い蒸気圧を有している液体酸化剤（例えば亜酸化窒素（Ｎ２Ｏ）等）を用いる場合には、酸化剤収容室加圧装置１２を設けなくてもよい。
【００２０】
次に、各構成について詳細に説明する。
機体２は、少なくとも外壁、中間層及び内壁がこの順に積層されている構成である。機体２の外壁は、機械的強度を保ち、かつ燃料ガス生成領域兼燃焼領域９からの圧力に耐えるため、アルミニウム等の金属により形成される。中間層は、燃焼火炎からの断熱が可能な燃料カートリッジとする目的でガラス繊維強化プラスチック（Ｇｌｒａｓｓ  Ｆｉｂｅｒ  Ｒｅｉｎｆｏｒｅｄ  Ｐｌａｓｔｉｃｓ，ＧＦＲＰともいう）、フェノール樹脂等又はその複合材料等により形成されている。内壁は、耐熱性を有する高分子化合物で形成されており、例えばエチレンプロピレンジエンゴム（Ｅｔｈｙｌｅｎｅ  Ｐｒｏｐｙｌｅｎｅ  Ｄｉｅｎｅ  Ｒｕｂｂｅｒ，ＥＰＤＭゴムともいう）等の高分子材料が挙げられる。内壁の材料としてエチレンプロピレンジエンゴムを用いた場合、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの末端水酸基が、エチレンプロピレンジエンゴム上に塗布されたプライマと結合することにより、固体燃料４と内壁とを十分に接着することができる。プライマとしてはイソシアネート基を有するプライマ等が挙げられる。
【００２１】
燃料ガス生成室３は、機体２の内壁により囲まれた空間であり、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーを含む固体燃料４を収容している。固体燃料４は、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーと、硬化剤とを含んでいる。テトラ−オールグリシジルアジドポリマーは、２５０℃以上、７００ｋＰａ以上（７気圧以上）の条件下で、自己発熱分解を生じる。
【００２２】
テトラ−オールグリシジルアジドポリマーは、化学式（１）により示されるプレポリマーをウレタン重合させることにより得られる。
【００２３】
【化１】
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【００２４】
テトラ−オールグリシジルアジドポリマーは、水酸基を４つ有していることから、ジ−オールグリシジルアジドポリマー及びトリ−オールグリシジルアジドポリマーと比較して、より３次元的にウレタン結合が形成されやすい。そのため、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの合成において、ジ−オールグリシジルアジドポリマー及びトリ−オールグリシジルアジドポリマーの合成時に成形性を向上させるために用いられる架橋剤が不要である。さらに、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの合成時に使用される硬化剤の量は、グリシジルアジドポリマー及びトリ−オールグリシジルアジドポリマーの場合と比較して少なくてよい。つまり、ジ−オールグリシジルアジドポリマー及びトリ−オールグリシジルアジドポリマーを含む固体燃料と比較して、固体燃料４に含まれるテトラ−オールグリシジルアジドポリマーの割合が大きい。具体的には、固体燃料４に含まれるテトラ−オールグリシジルアジドポリマーの割合は、固体燃料４の総質量に対し、８５〜９５質量％である。
【００２５】
固体燃料４に含まれる硬化剤としては、ヘキサメチレンジイソシアナート（Ｈｅｘａｍｅｔｈｉｌｅｎｅ  Ｄｉｉｓｏｃｙａｎａｔｅ，ＨＭＤＩともいう）、イソホロンジイソシアネート（Ｉｓｏｐｈｏｒｏｎｅ  Ｄｉｉｓｏｃｙａｎａｔｅ，ＩＰＤＩともいう）等が挙げられる。固体燃料４に含まれる硬化剤の割合は、固体燃料４の総質量に対し、５〜１５質量％であること好ましく、９〜１２質量％がより好ましい。
【００２６】
固体燃料４は、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの合成時に使用する触媒を含んでいてもよい。触媒としては、ジラウリン酸ジブチルスズ（Ｄｉｂｕｔｙｌｔｉｎ Ｄｉｌａｕｒａｔｅ，ＤＢＴＤＬともいう）等が挙げられる。固体燃料４に含まれる触媒の割合は、固体燃料４の総質量に対し、ごく微量程度である。
【００２７】
固体燃料４に含まれるテトラ−オールグリシジルアジドポリマーの割合が８５〜９５質量％であるため、固体燃料４の単位質量あたりの、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーを自己発熱分解させることにより生じる燃料ガスの発生量が増大する。つまり燃料ガス生成室３及び固体燃料４の小型化が可能である。また、固体燃料４の燃焼後に発生する残渣量が少ない。
【００２８】
テトラ−オールグリシジルアジドポリマーを含む固体燃料４は、固体燃料４の燃焼時に生じ得る燃料ガス生成室３の膨張に追従できる程度の機械的物性を有することが好ましい。
【００２９】
機械的物性を表す一つの指標として、硬度が挙げられる。固体燃料４は、その大きさが直径６０ｍｍ、長さ１０ｍｍ以上８０ｍｍ以下である場合、タイプＡデュロメータ硬さ計（ＴＥＣＬＯＣＫ社製、ＧＳ−７０６Ｎ  Ｔｙｐｅ  Ａ）を用い、ＪＩＳ  Ｋ  ６２５３−３に準じて測定される値が３０〜４０の範囲であることが好ましい。固体燃料４が直径６０ｍｍ、長さ１０〜８０ｍｍである場合の硬度が３０〜４０であると、固体燃料としての形状を保持しつつ、燃料ガス生成室３の膨張に追従することができる。
【００３０】
特にハイブリッドロケット１の大型化を図る場合、ハイブリッドロケット全体としての軽量化が要求されるため、機体２の壁厚を薄くする必要がある。機体２の壁厚が薄いと、固体燃料４の燃焼時に燃料ガス生成室３が膨張しやすくなる。固体燃料４が適切な機械的物性と優れた接着性を有すると、燃料ガス生成室３の膨張に固体燃料４が追従することができ、燃料ガス生成室３と固体燃料４との密着を維持することができるため好ましい。
【００３１】
さらに、固体燃料４には保管時の重力による変形や、ハイブリッドロケット飛翔時の加速度による変形も起こり得ることなどから、固体燃料４の大きさに応じた機械的物性が求められる。本実施形態のテトラ−オールグリシジルアジドポリマーを含む固体燃料４は、上述のように架橋剤を含むことなく適度な硬度を有する。そのため、硬化剤の量をわずかに調整することで、固体燃料としての性能を落とすことなく、固体燃料の機械的物性を固体燃料の充填される装置の大きさに適した値に調節することが可能である。また本実施形態のテトラ−オールグリシジルアジドポリマーを含む固体燃料４は水酸基を有するため、ウレタン結合を用いて、燃料ガス生成室３の内壁との強力な接着を実現することができる。
【００３２】
なお、固体燃料の硬度は、以下の方法で測定することができる。固体燃料の測定サンプルのサイズを縦２ｃｍ、横１０ｃｍ、厚さ１ｃｍとし、タイプＡデュロメータ硬さ計を用いて測定を行う。まず、タイプＡデュロメータ硬さ計の圧子を、衝撃を伴うことなくできるだけ速やかに固体燃料表面に押し付け、加圧基準面と測定サンプル表面をよく密着させる。３秒以内に指示装置の指針の最大指示値を読み取り、測定サンプルの硬度値とする。測定は測定サンプルの任意の５箇所について行い、その平均値を固体燃料の硬度とする。
【００３３】
固体燃料４を燃料ガス生成室３に充填する方法としては、例えば、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーのプレポリマーを５０〜６０℃で加熱しながら脱泡し、硬化剤を添加することにより混合する。その後、触媒を滴下し更に５０〜６０℃で混合し、硬化する前に燃料ガス生成室３に充填し、燃料ガス生成室３内で硬化させる。このように固体燃料を燃料ガス生成室３に充填することで、燃料ガス生成室３の内壁の材料としてエチレンプロピレンジエンゴムを用いた場合、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの末端水酸基がエチレンプロピレンジエンゴム上に塗布されたプライマと結合することにより、固体燃料４と内壁とを十分に接着することができる。
【００３４】
酸化剤収容室５は、耐腐食性を有する材料により形成されており、例えばアルミニウムやステンレス等が挙げられる。
【００３５】
酸化剤収容室加圧装置１２は、バルブ８の開栓後、酸化剤収容室５内を加圧することにより、酸化剤６を酸化剤供給管７を介して燃料ガス生成領域兼燃焼領域９に供給し、燃料ガス生成領域兼燃焼領域９内を加圧する。酸化剤収容室加圧装置１２は、例えば可動式の隔壁を有するピストン、アキュムレータ等が挙げられる。
【００３６】
酸化剤収容室５に収容される酸化剤６は、液体酸化剤でも気体酸化剤でもよいが、収容体積が小さいことから液体酸化剤であることが好ましい。液体酸化剤としては、亜酸化窒素、液体酸素、過酸化水素、硝酸ヒドロキシルアミン水溶液等が挙げられる。気体酸化剤としては、酸素等が挙げられる。
【００３７】
酸化剤供給管７は、酸化剤収容室５と燃料ガス生成領域兼燃焼領域９とを接続している。酸化剤供給管７は酸化剤収容室５の材料として列挙されている耐腐食性を有する材料により形成されている。バルブ８は、燃料ガス生成室３の圧力調節手段であり、酸化剤供給管７を開閉し、酸化剤６の供給を制御する。
【００３８】
燃料ガス生成領域兼燃焼領域９は、上述のように燃料を収容する燃料ガス生成室３と一体に形成されている。燃料ガス生成領域兼燃焼領域９は、小径の孔２０を通じてノズル１０と接続している。
【００３９】
ノズル１０は、ラバール・ノズル等が挙げられるが、それ以外の形状であってもよい。ノズル１０は、燃料ガスと酸化剤６との燃焼により生じたガスが排出されるため、２０００℃以上となる。そのため、ノズル１０は、グラファイト、カーボン複合材等の耐熱材料により構成される。
【００４０】
点火装置１１は、燃料ガス生成領域兼燃焼領域９内の圧力及び温度を制御することにより、固体燃料４を着火する。本実施形態における固体燃料４に含まれるテトラ−オールグリシジルアジドポリマーは、２５０℃以上、圧力を７００ｋＰａ以上とすることにより着火する。よって、点火装置１１は、燃料ガス生成領域兼燃焼領域９内を２５０℃以上、圧力を７００ｋＰａ以上とする機構を有する。点火装置の構成については、特に限定されず、例えばアルミレスの固体推進薬を利用した点火装置等を使用することができる。
【００４１】
点火装置１１は、燃焼停止した固体燃料４を再着火できる機構を有する。具体的には、一度目の燃焼時には点火機構は作動せず、燃料ガス生成領域兼燃焼領域９内を、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの着火条件である２５０℃以上、７００ｋＰａ以上に加圧及び昇温する構成により、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーを着火する。燃焼停止した固体燃料４を再着火する場合には、点火機構を用いて点火する。なお、加圧及び昇温する構成は特に限定されないが、例えばガストーチ等を使用することができる。
【００４２】
次に、本実施形態におけるハイブリッドロケット１の推進システムについて説明する。ハイブリッドロケット１は、まず点火装置１１により燃料ガス生成領域兼燃焼領域９内の温度を２５０℃以上、圧力を７００ｋＰａ以上にすることにより、固体燃料４に点火する。着火した固体燃料４が燃焼し、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解により燃料ガスが燃料ガス生成領域兼燃焼領域９内に発生する。
【００４３】
その後、酸化剤収容室加圧装置１２により酸化剤収容室５内が加圧され、酸化剤収容室５から酸化剤供給管７を経て酸化剤６が燃料ガス生成領域兼燃焼領域９に供給される。酸化剤収容室５から酸化剤６が供給され続けることにより、燃料ガス生成領域兼燃焼領域９内の圧力は７００ｋＰａ以上に維持されるため、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解が継続する。燃料ガス生成領域兼燃焼領域９において燃料ガスと酸化剤６との混合及び燃焼が起こり、生じた高温及び高圧のガスをノズル１０から噴出することにより、ハイブリッドロケット１の推進力を得ることができる。
【００４４】
ハイブリッドロケット１の推進力を停止するには、酸化剤収容室加圧装置１２の動作を停止させ、バルブ８を閉じることにより、酸化剤６の燃料ガス生成領域兼燃焼領域９への供給を減ずる又は停止することで行うことができる。その結果、燃料ガス生成領域兼燃焼領域９内の圧力は７００ｋＰａ以下まで減圧され、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解が停止し、燃料ガスと酸化剤６との混合及び燃焼が停止する。
【００４５】
なお、酸化剤６として高い蒸気圧を有している液体酸化剤を用いる場合には、バルブ８を閉じることにより、酸化剤６の燃料ガス生成領域兼燃焼領域９への供給を減ずる又は停止することができる。
【００４６】
ハイブリッドロケット１の推進力を再度得る場合には、以下の操作を行う。まず、点火装置１１により、再度燃料ガス生成領域兼燃焼領域９内の温度を２５０℃以上、圧力を７００ｋＰａ以上とし、固体燃料４に再着火する。以降の工程は上述のハイブリッドロケット１の推進力を得るための操作と同じである。
【００４７】
本実施形態におけるハイブリッドロケット１は、固体燃料４の単位時間あたりの燃料ガスの発生量が多いため、固体燃料４の表面積、言い換えれば固体燃料４の燃焼表面積を増大させることなく、十分な量の燃料ガスを発生させることができる。つまり、燃料充填率を向上させることができる。これにより、従来のポリマーを用いた固体燃料と比較して、固体燃料４の体積を小さくすることが可能である。
【００４８】
固体燃料４の単位質量あたりの燃料ガスの発生量が多いため、本実施形態のように燃料ガス生成領域と燃焼領域とを一体に形成することができる。つまり、燃料ガス生成室３の固体燃料４に含まれるテトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解により燃料ガスが生じる空間と、酸化剤６と燃料ガスとが混合し燃焼する空間とが共通している。そのため、ハイブリッドロケット１の更なる小型化が可能である。
【００４９】
固体燃料４の単位質量あたりの燃料ガスの発生量が多いため、固体燃料４を端面燃焼させることにより、十分な量の燃料ガスを発生させることが可能である。端面燃焼とは、固体燃料４における燃料ガス生成領域兼燃焼領域９に曝された面のみを燃焼させることをいう。固体燃料４を端面燃焼させることにより、燃料ガスの経時的発生量を概略一定に保つことができる。すなわち、燃料ガスと酸化剤６との混合及び燃焼により生じる高温及び高圧のガスの出力が安定するため、ハイブリッドロケット１の推進力を一定に維持することができる。
【００５０】
固体燃料４は、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーを含む固体燃料４であることにより、架橋剤を含んでいなくても十分な硬度、すなわち構造的強度を有している。さらに、燃料ガス生成室３の内壁と固体燃料４との接着力が高い。これにより、固体燃料４を燃焼させている間及びハイブリッドロケット１がその推進力を受けている間に、固体燃料４が燃料ガス生成室３から分離せず、固体燃料４における燃料ガスが発生する表面積を一定に保つことができる。これにより、推力を一定に保つことができる。燃料ガス生成室の内壁と固体燃料４との接着力が弱いと、固体燃料を燃焼させている間及びハイブリッドロケットがその推進力を受けている間に、燃料収容部の内壁と固体燃料の界面に隙間が生じ、燃焼面積が増大することにより燃料ガス発生量が一気に増加することがある。
【００５１】
本実施形態のハイブリッドロケット１を宇宙探査機の推進装置や人工衛星用スラスタとして用いる利点は、以下のように説明することができる。例えば小型の人工衛星の場合、現状では主衛星である大型の衛星を打ち上げるロケットと共に打ち上げられることが多い。そのため、主衛星と同じ軌道を旋回することになるが、目的とする他の軌道に移るためにはスラスタとなるロケットを設ける必要がある。限られた空間にロケットを配するためには、ロケットは小型であることが求められる。固体ロケットを用いる場合、燃料が火薬であるため燃料の安定性が低く、その取扱いが煩雑であることから、主となる衛星に影響を及ぼす可能性があり、共に打ち上げられることが避けられる場合がある。液体ロケットを用いる場合、燃料及び酸化剤の漏洩が生じる場合があること、及び燃焼機構が複雑であることから小型化が困難である。
【００５２】
一方で、本実施形態のハイブリッドロケットは、固体燃料としてテトラ−オールグリシジルアジドポリマーを用いていることから取扱い易く、燃料充填密度が高いことから小型である。そのため、大型の衛星と共に打ち上げられる場合においても、小型の人工衛星にスラスタとして本実施形態のハイブリッドロケットを用いることが可能である。
【００５３】
また、宇宙輸送機や人工衛星の軌道を変更する等の目的で、ロケットの推進力を一旦停止させ、再度燃料及び酸化剤を燃焼させることにより推進力を得ることが求められている。
【００５４】
一般的な固体燃料を用いたロケットでは、一度着火した固体燃料は焼尽するまでその燃焼を停止することができない。ロケットの推進力を一旦停止させるためには独立した複数の固体燃料収容室を設ける必要がある。一方で、上述のようにロケットには小型化及び軽量化が求められており、複数の固体燃料収容室を設けることは望ましくない。
【００５５】
本実施形態のハイブリッドロケット１は、酸化剤収容室加圧装置１２の停止及びバルブ８の制御のみという比較的単純な構成により固体燃料４の燃焼停止が可能である。さらに、酸化剤６として高い蒸気圧を有している液体酸化剤を用いる場合には、バルブ８の制御のみという比較的単純な構成により固体燃料４の燃焼停止が可能である。燃焼停止及び再燃焼が可能であることにより、宇宙輸送機や人工衛星の軌道の変更を制御することができる。
【００５６】
さらに、本実施形態のハイブリッドロケットは、燃焼停止及び再燃焼が繰返し可能であることから、１つの燃料及び１つの燃料ガス生成室から燃料ガスを発生させ、酸化剤と燃料ガスとを燃焼させることにより、同程度の推力を同じ場所から繰返し噴出することができる。そのため、複数の場所に複数の燃料及び燃料ガス生成室を設ける場合と比較して、目的の軌道に到達するための進路制御が容易となる。
【００５７】
（第２実施形態）
以下に本実施形態のハイブリッドロケットについて図２を参照して説明する。なお、本実施形態において第１実施形態と共通の構成については、その説明を省略する。
【００５８】
図２は、第２の実施形態のハイブリッドロケットの模式図である。本実施形態のハイブリッドロケット１’は、機体２と、燃料ガス生成室３と、燃料であるテトラ−オールグリシジルアジドポリマーを含む固体燃料４、酸化剤供給管７と、ノズル１０と、点火装置１１と、燃料ガス生成領域１３と、燃焼室１４と、第１燃料ガス供給管１５と、第２燃料ガス供給管１６と、液体又は気体の酸化剤６が収容されている酸化剤収容室１７と、加圧部１８と、燃焼停止用バルブ１９とを有する。
【００５９】
機体２の内部には、燃料ガス生成室３及び燃焼室１４が形成されている。燃料ガス生成室３は、固体燃料４を収納し、燃料ガス生成領域１３を有している。固体燃料４の端面と、燃料ガス生成室３の内壁に囲まれた空間が燃料ガス生成領域１３である。固体燃料４が自己発熱分解することによって固体燃料４の体積が減少し、燃料ガス生成領域１３の容積は拡大する。燃料ガス生成室３は、燃料ガス生成室３内を減圧させるための圧力調節手段である燃焼停止用バルブ１９を有する。燃焼室１４は、第１燃料ガス供給管１５を介して燃料ガス生成領域１３と接続されている。燃焼室１４に燃料ガス及び酸化剤６が供給され、燃料ガスと酸化剤６との混合及び燃焼が生じる。
【００６０】
機体２には、固体燃料４を着火するための点火装置１１が備えられている。燃焼室１４は、ノズル１０と接続している。燃焼室１４において燃料ガス及び酸化剤６が混合及び燃焼することにより生じた高温及び高圧のガスをノズル１０から噴出することで、ハイブリッドロケット１’の推力を得ることができる。
【００６１】
酸化剤収容室１７は、酸化剤供給管７を介して燃焼室１４と接続している。酸化剤収容室１７は、酸化剤収容室１７内を加圧するための酸化剤収容室加圧装置が備えられている。酸化剤収容室加圧装置は、燃料ガス生成室３、第２燃料ガス供給管１６及び加圧部１８から構成されている。
【００６２】
次に、各構成について詳細に説明する。
機体２の構成は、第１実施形態に記載の機体と同じである。
燃料ガス生成室３は、燃料ガス生成領域１３と一体に形成されている点以外においては、第１実施形態に記載の燃料ガス生成室３と同じである。
固体燃料４は、第１実施形態に記載の固体燃料と同一である。
【００６３】
酸化剤収容室１７は、酸化剤収容室加圧装置が備えられている点以外においては、第１実施形態に記載の酸化剤収容室５と同一である。
【００６４】
酸化剤収容室加圧装置は、燃料ガス生成室３で発生した燃焼ガスの一部が第２燃料ガス供給管１６を通じることで加圧部１８を動作させることにより、酸化剤収容室１７内を加圧する機構を有する。加圧部１８により酸化剤収容室１７内を加圧することにより、酸化剤６を酸化剤供給管７を介して燃焼室１４に供給し、燃焼室１４内を加圧する。加圧部１８として、第１実施形態と同様に、例えば可動式の隔壁を有するピストン、アキュムレータ等が挙げられる。
【００６５】
本実施形態の酸化剤収容室加圧装置を設けることにより、別途酸化剤収容室加圧手段のための駆動手段を設ける必要がないため、ハイブリッドロケット１’を小型化することができる。
【００６６】
酸化剤６は、第１実施形態に記載の酸化剤と同じ物を用いることができる。
酸化剤供給管７は、バルブ８が設けられていない点以外は、第１の実施形態に記載の酸化剤供給管と同じである。
【００６７】
燃料ガス生成領域１３は、第１燃料ガス供給管１５を介して燃焼室１４と接続している。燃料ガス生成領域１３において、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解により生じた燃料ガスの一部は、第１燃料ガス供給管１５を通じて燃焼室１４に供給される。これと同時に、燃料ガスの他の一部は、第２燃料ガス供給管１６を通じて加圧部１８を動作させる。これにより、酸化剤６が燃焼室１４に供給される。つまり、燃料ガス生成領域１３においてテトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解が生じることをトリガーとして、燃焼室１４における燃料ガス及び酸化剤６の混合及び燃焼が開始する。
【００６８】
燃料ガス生成室３には、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解を停止させるための燃焼停止用バルブ１９が設けられている。燃焼停止用バルブ１９は、燃料ガス生成室３の圧力調節手段である。燃焼停止用バルブ１９を開放することによって燃料ガス生成室３内の燃料ガスを一気に排出し、燃料ガス生成室３内が減圧され、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解を停止させることができる。
【００６９】
燃焼室１４は、小径の孔２０を通じてノズル１０と接続している。ノズル１０は、第１実施形態と同じノズルを用いることができる。
点火装置１１は、第１実施形態と同じ点火装置を用いることができる。
【００７０】
次に、本実施形態におけるハイブリッドロケット１’の推進システムについて説明する。ハイブリッドロケット１’は、まず点火装置１１を用いて燃料ガス生成領域１３内の温度を２５０℃以上、圧力を７００ｋＰａ以上にすることにより、固体燃料４に点火する。着火した固体燃料４が燃焼し、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解により燃料ガスが燃料ガス生成領域１３内に発生する。
【００７１】
その結果、燃料ガスの一部は、第１燃料ガス供給管１５を通じて燃焼室１４に供給される。これと同時に、燃料ガスの他の一部は、第２燃料ガス供給管１６を通じて加圧部１８を動作させる。これにより、酸化剤６が燃焼室１４に供給される。つまり、燃料ガス生成領域１３においてテトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解が生じることをトリガーとして、燃焼室１４における燃料ガス及び酸化剤６の混合及び燃焼が開始する。燃焼室１４において燃料ガス及び酸化剤６が混合及び燃焼することにより生じた高温及び高圧のガスをノズル１０から噴出することで、ハイブリッドロケット１’の推進力を得ることができる。
【００７２】
ハイブリッドロケット１’の推進力を停止するには、燃焼停止用バルブ１９を開放し、燃料ガス生成室３内の燃料ガスを一気に排出することにより行うことができる。その結果、燃料ガス生成領域１３内の圧力は７００ｋＰａ以下となり、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解が停止し、燃料ガスの燃焼室１４への供給が停止する。これと共に、酸化剤収容室加圧装置の動作も停止するため、酸化剤６の燃焼室１４への供給も停止し、燃料ガス及び酸化剤６の混合及び燃焼が停止する。
【００７３】
ハイブリッドロケット１’の推進力を再度得る場合には、以下の操作を行う。まず、点火装置１１により、再度燃料ガス生成領域兼燃焼領域９内の温度を２５０℃以上、圧力を７００ｋＰａ以上とし、固体燃料４に再着火する。以降の工程は上述のハイブリッドロケット１’の推進力を得るための操作と同じである。
【００７４】
本実施形態のハイブリッドロケット１’において、テトラ−オールグリシジルアジドポリマーを含む固体燃料を用いることによる効果は、第１の実施形態に記載される効果と同じである。
【００７５】
本実施形態におけるハイブリッドロケット１’と、第１実施形態のハイブリッドロケット１との相違点の１つは、酸化剤収容室加圧装置の機構である。酸化剤収容室加圧装置により、燃料ガス生成領域１３においてテトラ−オールグリシジルアジドポリマーの自己発熱分解が生じることをトリガーとして、燃焼室１４における燃料ガス及び酸化剤６の混合及び燃焼を開始することができる。そのため、別途酸化剤収容室加圧手段の駆動手段を設ける必要がなく、ハイブリッドロケット１’の小型化を実現することができる。
【００７６】
本実施形態におけるハイブリッドロケット１’と、第１実施形態のハイブリッドロケット１との他の相違点は、燃料ガス生成室３に設けられている燃焼停止用バルブ１９である。燃焼停止用バルブ１９の制御のみという比較的単純な構成により固体燃料４の燃焼停止が可能である。燃焼停止及び再燃焼が可能であることにより、宇宙輸送機や人工衛星の軌道の変更を制御することができる。
【実施例】
【００７７】
以下、実施例を示して本発明を詳細に説明するが、本発明は以下の記載によって限定されるものではない。
【００７８】
（評価方法）
＜固体燃料の硬度測定＞
固体燃料の硬度は、タイプＡデュロメータ硬さ計（ＴＥＣＬＯＣＫ社製、ＧＳ−７０６Ｎ  Ｔｙｐｅ  Ａ）を用いてＪＩＳ  Ｋ  ６２５３−３に準じて測定した。固体燃料の測定サンプルのサイズは縦２ｃｍ、横１０ｃｍ、厚さ１ｃｍとした。タイプＡデュロメータ硬さ計の圧子を、衝撃を伴うことなくできるだけ速やかに測定サンプル表面に押し付け、加圧基準面と測定サンプル表面をよく密着させた。３秒以内に指示装置の指針の最大指示値を読み取り、測定サンプルの硬度値とした。測定は測定サンプルの任意の５箇所について行い、その平均値を算出し、固体燃料の硬度とした。
【００７９】
（実施例１）
＜テトラ−オールグリシジルアジドポリマーを含む固体燃料の作製＞
テトラ−オールグリシジルアジドポリマーのプレポリマー９０質量部を５０℃で加熱しながら脱泡し、その後硬化剤としてヘキサメチレンジイソシアナート９．１質量部と混合した。触媒として微量のジラウリン酸ジブチルスズを滴下し、混合物を硬化させ固体燃料を得た。
【００８０】
実施例１の固体燃料の硬度を上述の方法により測定した。固体燃料の測定サンプルの任意の５箇所について測定を行った結果、５箇所の硬度はそれぞれ、３８、３８、３６、３８及び３７であり、その平均値は３７．４であった。
【００８１】
以上より、実施例１の固体燃料は、架橋剤を含まずとも十分な硬度を有していた。その結果、固体燃料に占めるテトラ−オールグリシジルアジドポリマーの含有量を９０質量％に高めることができることが分かった。
【００８２】
（実施例２）
＜燃焼器における固体燃料の燃焼実験＞
直径６０ｍｍの燃焼器内に、実施例１と同じ方法により長さが１０ｍｍの固体燃料を作成及び充填した。燃焼器を封止し、アルミレスの固体推進薬を用いた点火装置を用い、点火装置の圧力を約１ＭＰａ、理論断熱火炎温度を２０００℃に設定して固体燃料を点火し、燃焼器内の燃料ガス生成室において、固体燃料を端面燃焼させた。燃焼時の燃料ガス生成室の設計圧力は、５ＭＰａとした。
【００８３】
（実施例３〜５）
直径６０ｍｍの燃焼器に、固体燃料の長さが３０ｍｍ、５０ｍｍ、及び８０ｍｍとなるよう充填した以外は、実施例２と同じ操作を行い、それぞれを実施例３〜５とした。
燃焼器内の圧力（以下燃焼圧力ともいう）と燃焼時間の関係を表すグラフを図３及び表１に示す。
【００８４】
【表１】
2020007960.tif 000004
【００８５】
図３に示すように、実施例３〜５のいずれにおいても、良好な点火特性と安定した燃焼時圧力曲線が得られた。実施例３〜５のいずれにおいても、固体燃料長の伸長に伴う燃焼時間の増加が見られた。また表１に示すように、実施例１〜４の平均燃焼圧力Ｐｃ, ａｖｅは、設計圧力である５ＭＰａを下回った。下記式（１）により得られた燃焼速度の温度係数は、０．０５Ｋ−１であった。πｋは、平衡圧における温度係数と定義される。
σｐ＝(１−ｎ)πｋ  ・・・（１）
【００８６】
（実施例６）
＜ハイブリッドロケットの燃焼試験＞
図１に示すハイブリッドロケットのうち、ノズルを除去した試験用ハイブリッドロケットを以下の方法により作製した。内径６０ｍｍ、長さ８０ｍｍのステンレス製の機体内に、実施例１と同じ方法により長さが８０ｍｍの固体燃料を作製及び充填した。機体内の燃料が充填されている部分を燃料収容部、燃料の端面と収容器内壁に囲まれる空間を燃料ガス生成室兼燃焼室とした。アルミレスの固体推進薬を用いた点火装置を用い、点火装置の圧力を約１ＭＰａ、理論断熱火炎温度を２０００℃に設定して固体燃料を着火した。固体燃料の自己発熱分解により燃料ガスが発生した後、気体酸素を燃料ガス生成室兼燃焼室に導入することにより、燃料ガス生成室兼燃焼室内の圧力が１ＭＰａとなるよう制御した。
【００８７】
固体燃料燃焼時の燃料ガス生成室兼燃焼室内の圧力と燃焼時間の結果を図４に示す。図４中、Ｐｃは燃料ガス生成室兼燃焼室内の圧力を、Ｐｏｘは酸化剤収容室の圧力を示す。図４に示すように良好な着火特性と安定した燃焼時圧力曲線が得られた。図５は、本実施例における燃焼効率Ｃ＊と燃料ガス生成室兼燃焼室内の圧力との関係を示すグラフである。図５中、○は固体燃料のみでの燃焼効率を示し、●は固体燃料及び気体酸素との混合状態での燃焼効率を示す。
【００８８】
燃焼効率Ｃ＊は、下記式（２）により算出される。
Ｃ＊（燃焼効率）＝Ｃ＊（実験値）/Ｃ＊（理論値）・・・（２）
【００８９】
Ｃ＊（理論値）はＮＡＳＡのＣＥＡプログラム（熱化学平衡計算プログラム）を用いることで得られる。Ｃ＊（実験値）は、下記式（３）により得られる。
Ｃ＊（実験値）＝Ａｔ（ノズル断面積）×Ｐｃ（燃焼圧力）／ｍ（ノズルから出ていく単位時間当たりの燃焼ガス質量）・・・（３）
【００９０】
式（３）中、Ｐｃは、燃焼開始から１秒後〜５秒後における燃焼圧力の平均値とする。ｍは、固体燃料の燃焼前後の質量差を燃焼時間で除算した値と、酸素の単位時間当たりの供給量との和である。
固体燃料及び気体酸素との混合状態での燃焼効率Ｃ＊は、９３％であった。
【符号の説明】
【００９１】
１，１’…ハイブリッドロケット、２…機体、３…燃料ガス生成室、４…固体燃料、５,１７…酸化剤収容室、６…酸化剤、７…酸化剤供給管、８…バルブ、９…燃料ガス生成領域兼燃焼領域、１０…ノズル、１１…点火装置、１２…酸化剤収容室加圧装置、１３…燃料ガス生成領域、１４…燃焼室、１５…第１燃料ガス供給管、１６…第２燃料ガス供給管、１８…加圧部、１９…燃焼停止用バルブ、２０…孔。
【図１】
2020007960.tif 000005
【図２】
2020007960.tif 000006
【図３】
2020007960.tif 000007
【図４】
2020007960.tif 000008
【図５】
2020007960.tif 000009