(57)【要約】【課題】燃焼室温度、圧力、空間電荷密度に制限されること無く高い比推力のロケットエンジンの実現並びに推力及び比推力の可変性を実現し、凧のような紐付きの方式でなく自由に飛行できるレーザー推進システムを提供する。【解決手段】半導体レーザーと、前記半導体レーザーに接続するビーム切替スイッチと、前記ビーム切替スイッチに接続するＱスイッチ固体パルスレーザーと、前記半導体レーザーに電力を供給する電源とを備え、前記ビーム切替スイッチにより、前記半導体レーザーにより水または水蒸気を連続照射する第１の動作モード及び前記半導体レーザー励起にもとづく前記Ｑスイッチ固体パルスレーザーにより水または水蒸気をパルス照射する第2の動作モードの切り替えを行う。【選択図】図６
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
任意の推進剤をレーザーにより加熱し、発生する高温・高圧の蒸気の運動エネルギーを利用して推力を発生することを特徴とするレーザー推進システム。
【請求項２】
前記高温・高圧の蒸気に直接レーザーエネルギーを吸収させ、ノズル壁面に加わる熱負荷を抑制しながら推力を発生することを特徴とする請求項1記載のレーザー推進システム。
【請求項３】
前記推進剤の加熱源としての前記レーザーは、連続発振とパルス発振を任意に切り替えて動作することを特徴とする請求項１又は請求項２記載のレーザー推進システム。
【請求項４】
前記レーザーは、固体レーザー、半導体レーザー、ファイバーレーザーの単独使用及び組み合わせ使用であることを特徴とする請求項３記載のレーザー推進システム。
【請求項５】
水を燃料としこの水にレーザー光を照射するレーザー源と、このレーザー源に電力を供給する電源とを備えたことを特徴とするレーザー推進システム。
【請求項６】
水を加熱した水蒸気と、この水蒸気にレーザー光を照射するレーザー源と、このレーザー源に電力を供給する電源とを備えたことを特徴とするレーザー推進システム。
【請求項７】
水及び水蒸気を有し、いずれか一方にレーザー光を照射するレーザー源と、このレーザー源に電力を供給する電源とを備えたことを特徴とするレーザー推進システム。
【請求項８】
前記レーザー源が半導体レーザーであることを特徴とする請求項５、６又は７記載のレーザー推進システム。
【請求項９】
前記レーザー源が半導体レーザー励起Ｑスイッチ固体パルスレーザーであることを特徴とする請求項５、６又は７記載のレーザー推進システム。
【請求項１０】
前記レーザー源が半導体レーザーと半導体レーザー励起Ｑスイッチ固体パルスレーザーとを有し、いずれか一方のレーザー源に切り替えることを特徴とする請求項５、６又は７記載のレーザー推進システム。
【請求項１１】
前記固体レーザーがＹＡＧレーザーであることを特徴とする請求項９又は請求項１０記載のレーザー推進システム。
【請求項１２】
前記電源が燃料電池であることを請求項５〜１１いずれか1項記載のレーザー推進システム。
【請求項１３】
前記電源が燃料電池と太陽電池とを備えたことを特徴とする請求項５〜１１いずれか1項記載のレーザー推進システム。
【請求項１４】
前記燃料電池が固体高分子形燃料電池であることを特徴とする請求項１２又は請求項１３記載のレーザー推進システム。
【請求項１５】
半導体レーザーと前記半導体レーザーに接続するビーム切替スイッチと前記ビーム切替スイッチに接続するＱスイッチ固体パルスレーザーと前記半導体レーザーに電力を供給する電源とを備え、前記ビーム切替スイッチにより、前記半導体レーザーにより推進剤を連続照射する第１の動作モード及び前記半導体レーザー励起にもとづく前記Ｑスイッチ固体パルスレーザーにより前記推進剤をパルス照射する第2の動作モードの切り替えを行うことを特徴とするレーザー推進システム。
【請求項１６】
前記推進剤が水蒸気、水又は氷であることを特徴とする請求項１５記載のレーザー推進システム。
【請求項１７】
前記固体レーザーがＹＡＧレーザーであることを特徴とする請求項１５又は請求項１６記載のレーザー推進システム。
【請求項１８】
前記電源が燃料電池と太陽電池のいずれか一方又は両方を備えたことを特徴とする請求項１５、１６又は１７記載のレーザー推進システム。
【請求項１９】
前記燃料電池が固体高分子形燃料電池であることを特徴とする請求項１８記載のレーザー推進システム。
【請求項２０】
請求項１〜１９記載のいずれか1項記載のレーザー推進システムを装備した宇宙機又は航空機。  
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はレーザー推進システムに関し、特に可燃性を問わない液体及び気体を推進剤として用い、これら推進剤に直接レーザーを照射することで発生する加熱噴出ガスを推進力として利用する推進器構造材料に制限を受けない高性能（高比推力）レーザー推進システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
現有の宇宙推進システム、すなわち化学ロケット推進、電気推進（イオンスラスタ、ＭＰＤスラスタ、ホールスラスタ、アークジェットスラスタ）、レーザー推進、原子力推進は、すべて質量体の後方への噴射による運動量推力（反動推力）を推進原理としている。
【０００３】
近年、化学ロケット以外に電気推進やレーザー推進が実用化とともに研究開発が行われている。電気推進ではすでにイオンスラスタが衛星の姿勢制御に使用されており、また、マイクロ波放電イオンスラスタが、日本のＪＡＸＡ  ＩＳＡＳによる小惑星サンプルリターン計画での「はやぶさ」探査機に搭載され、宇宙空間航行の実績がある。他の有望な推進システムの候補がレーザー推進である。
【０００４】
レーザー推進の実用化の研究開発は、１９９９年７月ミラボーとエドワーズ空軍研究所のフランクリン・ミード率いるプロジェクトによりＣＯ２レーザーによるエアーブリージング・パルス・デトネーション・レーザー方式で2.3Gの加速度で７１mの垂直飛行に成功している。
【０００５】
一般に、ロケット推進機は推進剤を高速の流体に加速して少ない推進剤質量で大きな推進力を得る。それを実現する方法として化学ロケット推進では、推進剤を燃焼室で高温に燃焼させて圧力を上げ、これをノズルから噴射することにより熱エネルギーを運動エネルギーに変換して推進力を得る。以下、「推進力」を通常使用される「推力」と記述する。
【０００６】
高速の噴射ガスを発生するために燃焼室は高温・高圧に耐えうる材料である必要があり、周辺装置もそれに準じた要求を満たす必要がある。この他に化学ロケットでは燃料質量当りの発生エネルギー量が原理的に決まっており比推力の上限が存在する。常温で気体の燃料（水素、酸素など）は貯蔵に膨大なエネルギーが必要で、発射タイミングが燃料注入に左右される。基本的に酸化剤と燃料が必要で貯蔵に複雑な技術が必要であり、また混合比も制御する必要がある。固体ロケットは比較的安定であるが、点火後の推力調整は困難で、再着火も難しい。
【０００７】
電気推進方式では、放電などにより発生した荷電粒子に電界などを印加して加速し、高速噴射ガスを発生させるので高温高圧燃焼室が不要となるが、空間に荷電粒子を運動させるため、その密度は空間電荷制限により限界があり、エンジン口径に対して発生できる推力に限界がある。宇宙機に搭載するエンジンは口径が限られるため大きな推進力を発生することができない。
【０００８】
また、現在研究開発されている大部分のレーザー推進は、機体にレーザー源、パワー用電源を積載しないで、地上設備のレーザー源とパワー用電源により推進させられる凧のような紐付きの方式を想定している。レーザー推進の利点として、エネルギー源の搭載が必要ないことが利点としてよく云われるが、これは自由に飛行する宇宙機にとってはむしろ致命的な欠点である。凧のような紐付きの戦闘機は全く用を成さないのと同様、レーザー推進による宇宙機はレーザー源とパワー用電源ともに搭載し、自由に飛行する自立したシステムが必要である。
【０００９】
従来のレーザー推進システムは、外部から(赤道上空上に配置された航空機)からのレーザーを地球周回軌道上の軌道間輸送機等の水または氷に照射することで、プラズマ噴射により推力を得ている（例えば、特許文献１参照）。
【００１０】
また、レーザーを光ファイバーなどの有線装置を通して推力発生装置に供給し、プラズマ噴射で推力を得ているものもある（例えば、特許文献２参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１１】
【特許文献１】特開２００１−１３２５４２号公報（第２−４頁、図１）
【特許文献２】特開２００3 −１４８２４７号公報（第２−５頁、図１）
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
上述した従来のレーザー推進システムは、いずれも機体にレーザー源、パワー用電源を搭載していない、つまり地上や赤道上の航空機等の外部からレーザー伝送されるレーザー光を集光して推進剤に照射し推進力を得るものなので、凧のような紐付きの方式で自由に飛行ができないという欠点を有している。
【００１３】
また、化学燃料を推進剤とする方式は燃焼室温度と圧力に制限されるので、高い比推力のロケットエンジンを実現できないという欠点を有している。
本発明の目的は、燃焼室温度と圧力に制限されること無く高い比推力のロケットエンジンの実現並びに推力及び比推力の可変性を実現し、凧のような紐付きの方式でなく自由に飛行できるレーザー推進システムを提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
本発明の第１のレーザー推進システムは、任意の推進剤をレーザーにより加熱し、発生する高温・高圧の蒸気の運動エネルギーを利用して推力を発生することを特徴としている。
【００１５】
本発明の第２のレーザー推進システムは、前記第１のレーザー推進システムにおいて、前記高温・高圧の蒸気に直接レーザーエネルギーを吸収させ、ノズル壁面に加わる熱負荷を抑制しながら推力を発生することを特徴としている。
【００１６】
本発明の第３のレーザー推進システムは、前記第１または第２のレーザー推進システムにおいて、前記推進剤の加熱源としての前記レーザーは、連続発振とパルス発振を任意に切り替えて動作することを特徴としている。
【００１７】
本発明の第４のレーザー推進システムは、前記第３のレーザー推進システムにおいて、前記レーザーは、固体レーザー、半導体レーザー、ファイバーレーザーの単独使用及び組み合わせ使用であることを特徴としている。
【００１８】
本発明の第５のレーザー推進システムは、水を燃料としこの水にレーザー光を照射するレーザー源と、このレーザー源に電力を供給する電源とを備えたことを特徴としている。
【００１９】
本発明の第６のレーザー推進システムは、水を加熱した水蒸気と、この水蒸気にレーザー光を照射するレーザー源と、このレーザー源に電力を供給する電源とを備えたことを特徴としている。
【００２０】
本発明の第７のレーザー推進システムは、水及び水蒸気を有し、いずれか一方にレーザー光を照射するレーザー源と、このレーザー源に電力を供給する電源とを備えたことを特徴としている。
【００２１】
本発明の第８のレーザー推進システムは、前記第５〜７のいずれかのレーザー推進システムにおいて、前記レーザー源が半導体レーザーであることを特徴としている。
【００２２】
本発明の第９のレーザー推進システムは、前記第５〜７のいずれかのレーザー推進システムにおいて、前記レーザー源が半導体レーザー励起Ｑスイッチ固体パルスレーザーであることを特徴としている。
【００２３】
本発明の第１０のレーザー推進システムは、前記第５〜７のいずれかのレーザー推進システムにおいて、前記レーザー源が半導体レーザーと半導体レーザー励起Ｑスイッチ固体パルスレーザーとを有し、いずれか一方のレーザー源に切り替えることを特徴としている。
【００２４】
本発明の第１１のレーザー推進システムは、前記第９または第１０のいずれかのレーザー推進システムにおいて、前記固体レーザーがＹＡＧレーザーであることを特徴としている。
【００２５】
本発明の第１２のレーザー推進システムは、前記第５〜１１のいずれかのレーザー推進システムにおいて、前記電源が燃料電池であることを特徴としている。
【００２６】
本発明の第１３のレーザー推進システムは、前記第５〜１１のいずれかのレーザー推進システムにおいて、前記電源が燃料電池と太陽電池とを備えたことを特徴としている。
【００２７】
本発明の第１４のレーザー推進システムは、前記第１２または第１３のいずれかのレーザー推進システムにおいて、前記燃料電池が固体高分子形燃料電池であることを特徴としている。
【００２８】
本発明の第１５のレーザー推進システムは、
半導体レーザーと；
前記半導体レーザーに接続するビーム切替スイッチと；
前記ビーム切替スイッチに接続するＱスイッチ固体パルスレーザーと；
前記半導体レーザーに電力を供給する電源と；
を備え、前記ビーム切替スイッチにより、前記半導体レーザーにより推進剤を連続照射する第１の動作モード及び前記半導体レーザー励起にもとづく前記Ｑスイッチ固体パルスレーザーにより前記推進剤をパルス照射する第2の動作モードの切り替えを行うことを特徴としている。
【００２９】
本発明の第１６のレーザー推進システムは、前記第１５のレーザー推進システムにおいて、前記推進剤が水蒸気、水又は氷であることを特徴としている。
【００３０】
本発明の第１７のレーザー推進システムは、前記第１５または第１６のいずれかのレーザー推進システムにおいて、前記固体レーザーがＹＡＧレーザーであることを特徴としている。
【００３１】
本発明の第１８のレーザー推進システムは、前記第１５〜１7のいずれかのレーザー推進システムにおいて、前記電源が燃料電池と太陽電池のいずれか一方又は両方を備えたことを特徴としている。
【００３２】
本発明の第１９のレーザー推進システムは、前記第１８のレーザー推進システムにおいて、前記燃料電池が固体高分子形燃料電池であることを特徴としている。
【００３３】
本発明の第２０のレーザー推進システムは、前記第１〜１９のいずれかのレーザー推進システムを装備した宇宙機又は航空機を特徴としている。
【発明の効果】
【００３４】
以上説明したように、本発明のレーザー推進システムは、水または水蒸気にレーザー照射するレーザー源とこれに電力を供給する電力源を搭載できるので、自立した自由な飛行が行えるという効果を有している。
【００３５】
また、燃焼室温度、圧力、空間電荷密度に制限されることが無いので、高い比推力のロケットエンジンの実現並びに推力及び比推力の可変性を実現するという効果を有している。
【図面の簡単な説明】
【００３６】
【図１】レーザー出力と推進力との関係を示す図である。
【図２】本発明のレーザー推進システムの一つの実施の形態を示すシステムブロック図である。
【図３】図２の半導体パワーレーザー励起ＱスイッチＹＡＧレーザーの一例を示すブロック図である。
【図４】加熱水蒸気へのレーザー照射を示す説明図である。
【図５】水へのレーザー照射を示す説明図である。
【図６】レーザー推進システムを搭載した宇宙機を示す概観図である。
【発明を実施するための形態】
【００３７】
レーザー推進の基本原理は、レーザー照射による高温ガスまたはイオン噴き出しの反動力を利用するものである。物質をレーザーで照射すると、物質は溶けて蒸発する。この蒸発はレーザー照射方向と反対に溶けた粒子が後方に飛散するので反動推力が発生する。これはロケットの噴射に相当し、ロケットと同じ運動量推力による推進原理である。
【００３８】
レーザー推進方式は大きく２種類に分類される。第１に、水素等分子量の小さい物質を推進剤に用い、大出力パルスレーザーにより高比推力を実現する推進方式、第２に、水等の比較的分子量の大きい物質を推進剤に用い、連続レーザーにより高推力を実現する推進方式である。
【００３９】
レーザー推進技術では、レーザー光と推進剤の組み合わせにより、推進剤に任意のエネルギー密度を与えることが可能となり、推進剤排気速度や流体の運動状態を制御できる。
レーザー推進での推力発生に関し、２つの重要な性能指標がある。レーザー推進特有の運動量結合係数Cm (Momentum coupling
coefficient ：N・s/J= N/W) と通常の推進で使用される比推力ＩＳＰである。運動量結合係数Cmは電気推進での推力電力比(N/kW)のことである。運動量推力を推進原理とする推進システムでは、推力F(N)と投入パワーP、この投入パワーPがどれだけ推進剤の運動エネルギーに変換されたかを示す推進効率ηとの次の関係式が重要である。レーザー推進なのでレーザーパワーPL(W)とする。ただし、ｇは重力加速度、m(kg/s)は推進剤流量、VE(m/s)はアブレートした物質の飛散速度（推進剤流速）を示す。
【数１】
2010275929.tif 000003
(1)
運動量結合係数Cmはターゲットへのレーザーエネルギーに対するターゲット表面で発生するアブレーションによる蒸発物質の運動量の比で定義され、1〜100 dyne・s/J(dyne/W  =  10N/MW)の範囲とされる。レーザーパワー単位W当たりの発生推力とも解釈できる。
【数２】
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(2)
比推力Ispは次式で定義される。
【数３】
2010275929.tif 000005
(3)
レーザー推進における単位時間当たりのエネルギー収支について下記が成立する。
【数４】
2010275929.tif 000006
(4)
ηは照射レーザーエネルギーPLが推進剤の運動エネルギー
2010275929.tif 000007
に変換された割合を示す。(2),(3),(4)式から(5)式が得られる。
【数５】
2010275929.tif 000008
(5)
(5)式のＣｍとＩＳＰの積は流体効率を示す。レーザー推進の性能は、レーザーエネルギーからプラズマ運動エネルギーへの変換効率（流体効率）を上限として制御できることになる。
【００４０】
一方、(3)式から比推力ＩＳＰは推進剤の速度VEのみで決まる。流体効率(2η/g)が決まれば、(5)式よりＣｍとＩＳＰは反比例するから、ＣｍとＩＳＰのトレードオフが可能となる。つまり、レーザーパワーと推進剤の利用効率がトレードオフできることになる。
【００４１】
例えば、レーザーパワーに対して大きな推力を出す推進システム（大量の推進剤をして大きなＣｍが得られる）と、大きな比推力（大きなＩＳＰ）を出す推進システム（少ない量の推進剤により推力を出す）推進システムが、現実の条件を反映させながらレーザー推進の設計が可能であることを示す。つまりは、推進剤排気速度の制御により推進剤消費を抑えた高ＩＳＰか、大きな推力を得る高Ｃｍの選択が可能となる。高ＩＳＰの推進剤節約モードは、周回軌道から静止軌道への遷移または惑星ミッションへの利用に最適である。
【００４２】
本発明のレーザー推進は、燃料（推進剤）として化学活性の高い酸化剤や還元剤を必要とせずに水のような安定で安価な物質を利用することができる。また排気ガスは地球環境にインパクトのない水蒸気であり、将来の航空宇宙機の推進システムとして開発する意義は非常に高い。レーザー推進はレーザーの高パワー密度（光強度）性を利用して推進剤に与えた熱エネルギーを運動エネルギーに変換して推力を発生する技術である。
【００４３】
化学燃焼に基づく従来の推進システムに比べて、レーザー推進では推進剤の熱エネルギー（温度）や運動エネルギーが自由に選択でき、推進システムの目的に応じてエンジンの性能を設計することが容易となる。ターゲットに大きなレーザーパワーまたは小さなレーザーパワーを任意に投入できる。また、燃料に取り扱いの容易な物質（水など）を利用することができるので、推進システムの信頼性と取り扱い安さを向上させ、コスト低減を図ることが可能であると考えられる。
【００４４】
これまでのレーザー推進研究では実験室において種々の推進剤にレーザー照射を行い、入射レーザーパワーに対して発生する推進力や噴出ガス速度などの基礎的データが測定されている。その結果、レーザーの照射パワー密度（集光の仕方）と推進剤の組み合わせによりガス噴出速度を100m/sから40
km/sまで変化させ得ることが確認でき、レーザー推進システムが様々な用途に応用可能であることを示すとともに、推進システムの設計に必要な基礎データが取得されている。
【００４５】
図１はレーザー出力と推進力との関係を示す実験データをまとめた図である。図１は（１）式の
2010275929.tif 000009
と一致をみている。
パラメータである効率ηと比推力Ispはそれぞれレーザーエネルギーが推進剤の運動エネルギーに変換される割合（運動エネルギー変換率）と比推力（推進剤噴出ガス速度÷重力加速度、単位＝秒）である。図1の青で示した線は水を推進剤とし、比推力600秒でHII-Aロケットなど液体酸素＋液体水素の燃焼により得られる性能に匹敵する条件である。赤で示した線は金属を推進剤とし、比推力3000秒で、はやぶさ（JAXA）などに採用されたイオンエンジンに匹敵する性能である。
【００４６】
与えられたレーザーパワーに対して比推力が低いモードで運転するシステムがより大きな推力を発生する（ただし、より多くの推進剤を消費する）。また、比推力3000秒程度では噴出ガスはプラズマとなっており、輻射損失がエネルギー変換率低下の原因となる。
【００４７】
エネルギー源として用いるレーザーは、小型ながら近年高出力化が進んでいる半導体レーザー（ＬＤ）が宇宙機搭載型として適している。半導体レーザーは基本的に連続発振であり、比較的低比推力の噴射ガスの発生に適している。一方、高い比推力を得るためには高いピークパルスを発生するパルス動作型のレーザー装置が適している。この条件を実現するためには、半導体レーザーを励起源とし、Ｑスイッチを付加した固体レーザー（Ｎｄ：ＹＡＧ等）が技術的に適している。
【００４８】
本発明では推進剤として水、氷または水蒸気等を用いる。水（液体）に比べて水蒸気にする利点は、エネルギー効率の高い高温（高圧力）を作り出せることである。少ない質量（分子）に大量のパワーを集中できるので温度が高くできる。つまり、水蒸気にすると密度が水の千分の一程度になるので同じ体積にレーザーパワーを打ち込むと水蒸気の方が高い温度になってIspが上がることになる。
【００４９】
さらに水蒸気とレーザーの組み合わせを利用する利点は、加熱領域を水蒸気の内部に生成することで燃焼室やノズルに熱負荷をかけないので材料の耐熱性を気にせずに高温（高圧力）が発生できることである。温度を上げることにより密度の薄い推進剤（少ない推進剤で）で大きな推力を出すことができる（つまりIspが上がる）。
【００５０】
なお、レーザーパワーと水蒸気の流量は独立に制御できるが、Ispを高くしようとして水蒸気の流量を下げ過ぎると水蒸気が薄くなり、レーザーの吸収効率が落ちてくるので制限がある。推進効率ηはレーザーエネルギーから流体運動エネルギーへの変換効率で、一般に低強度のレーザーで推進剤を加熱すると低温の噴射となりロスが少なく、変換効率の高いエネルギー変換が起こる。一方、Ispを高くしようとして温度を上げると、潜熱（蒸発熱やイオン化エネルギー）や輻射損失が増えてきて（温度の４乗に比例）運動エネルギーへの変換効率が低下する。
【００５１】
ちなみに、比熱比をk、推進剤の単位分子量あたりの気体定数をR、レーザーによる推進剤の加熱温度をTとすると、レーザーの加熱により得られる比推力Ispは式(6)で与えられる。式(6)から、加熱温度により比推力が制御できることが理解される。
【数６】
2010275929.tif 000010
【実施例１】
【００５２】
次に、本発明の実施の形態について図面を参照して説明する。
図２は本発明のレーザー推進システムの一つの実施の形態を示すシステムブロック図である。
【００５３】
図２に示す本実施の形態は、システムに電力を供給する電源１と、連続レーザーを出力する半導体パワーレーザーダイオード（ＬＤ）２と、パルスレーザーを出力する半導体パワーレーザー励起ＱスイッチＹＡＧレーザー３と、半導体パワーレーザー単独による連続レーザーと半導体パワーレーザー励起ＱスイッチＹＡＧレーザーによるパルスレーザーを切り替えるビームスイッチ４と、システムの発熱を冷却するラジエター５とから構成されている。
【００５４】
図２を用いて動作を説明する。半導体パワーレーザーダイオード（ＬＤ）２は基本的に連続発振であり、比較的低比推力の噴射ガスの発生に適している。一方、高い比推力を得るためには高いピークパルスを発生するパルス動作型のレーザー装置、例えば半導体パワーレーザー励起ＱスイッチＹＡＧレーザー３が適している。これは半導体レーザーで発生した光を励起源として用い、別の固体レーザーをパルス発振させる方式である。
【００５５】
図２のレーザーシステムを搭載した宇宙機のレーザー推進システムは、宇宙機が推力は比較的小さくても燃費の良い高比推力つまり宇宙機の推進速度を速くしたい動作モードの場合は、パルスレーザーを出力する半導体パワーレーザー励起ＱスイッチＹＡＧレーザー３に切り替えて推進させる。
【００５６】
一方、燃費は多少悪くても宇宙機を加速させるため大きな推力を必要とする場合は、半導体パワーレーザーダイオード（ＬＤ）２の単独動作モードに切り替える。ビームスイッチ４は高比推力・低推力モードと低比推力・高出力モードの切り替え制御を行う。半導体パワーレーザー単独による連続レーザーと半導体パワーレーザー励起ＱスイッチＹＡＧレーザーによるパルスレーザーをビームスイッチ４で切り替えて使用する。レーザーで発生する熱はラジエター５により冷却される。
【００５７】
上述の通り、例えば、噴出するガスの速度を大きくすれば、より少ない質量の推進剤で多くの運動量を発生することができる。一方、速度を小さくすれば、より小さなエネルギーで同じ運動量を得ることができる。前者は「ハヤブサ」など電気推進（推進ガス速度10km/s以上）の条件であり、より少ない推進剤で小惑星まで飛ぶことができた。後者はHII-Aロケットやジェットエンジン（噴出ガス速度5km/s以下）であり、化学燃料がふんだんに使える場合に採用される。本発明のレーザー推進システムではこの両者の性能を単一のエンジンシステムで切り替えながら実現できる。
【００５８】
はやぶさの探査機は４基のイオンスラスタを搭載しているが、１基8ｍＮのイオンスラスタ3基同時運用で24ｍＮの推力で宇宙空間を航行していた。イオンスラスタ３基への供給電力は約1ｋＷ（イオンスラスタ１基の消費電力３４９Ｗ）だが、ハイパワー半導体レーザー単独または半導体レーザー励起ＹＡＧレーザーのレーザーエンジンで、この探査機搭載電力を用いることで同等以上の推力を生成することが可能である。
【００５９】
この半導体レーザー励起パルスＹＡＧレーザーの方式は、比推力の高い燃料節約型には適しているが、その分高い推力は得られない。これはＹＡＧレーザーによるＱスイッチ方式がピークパワーの高いパルスレーザーにより水の表面のみが急速に加熱されるため、アブレーションされる質量が小さいためである。それだけ、推進剤としての水の消費量を抑えるので燃費がよくなる。
【００６０】
むしろ比推力は抑えても高い推力が必要な場合、半導体レーザーを直接推進剤に照射する方式が望ましい。半導体レーザーを直接水に当てた場合は加熱がゆっくり起こるため、パルスに比べて大きな体積の水が同時に加熱されるとともに温度は低く保たれるので、大きな質量の低温推進剤の噴射が発生する。したがって、大きなＣｍが実現され大きな推力が得られる。
【００６１】
したがって、図２のように直接的に水を照射する半導体パワーレーザーと、半導体パワーレーザー励起ＱスイッチＹＡＧレーザーの２系統を用意し、高推力低比推力モード（半導体パワーレーザー単独）と低推力高比推力モード（半導体パワーレーザー励起ＱスイッチＹＡＧレーザー）を任意に切り替えて、地球周回飛行、宇宙空間飛行用に運用することが望ましい。
【００６２】
次に、図３は図２の半導体パワーレーザー励起ＱスイッチＹＡＧレーザーの一例を示すブロック図である。
【００６３】
これは半導体レーザーで発生した光を励起源として用い、別の固体レーザーをパルス発振させる方式である。図3を参照すると、レーザーダイオードに電力を供給する電源１と、半導体パワーレーザーダイオード（ＬＤ）２と、レーザー光を集光する集光レンズ６と、レーザー媒質７と、Ｑスイッチ素子８と、出力用結合ミラー９とから構成されている。なお、図３において図２に示す構成要素に対応するものは同一の参照数字または符号を付し、その説明を省略する。
【００６４】
固体レーザーは大きなエネルギーを蓄積できるYAGなどの結晶をレーザー媒質として用い、光を蓄積して瞬間的に放出するQスイッチ素子との組み合わせにより、容易に光パルスを発生することができる。
【００６５】
図３には出力と効率の一例として電源容量１０００Ｗの場合のシステム要素の典型的なパワーの流れを示す。この装置により数ミリニュートンの推力を発生するシステムが可能である。半導体レーザーの変換効率を70%として電源１の出力1000Wからレーザーパワー700Wの出力が得られる。これを集光レンズ６で集光し、レーザー媒質７（ＹＡＧロッド）に照射する。レーザー媒質７の量子効率を考慮し、500Wのパワーがレーザー媒質７のＹＡＧロッドを励起する。
【００６６】
ＹＡＧレーザーの変換効率を50%として、250Wの半導体レーザー励起ＹＡＧレーザーのパワー出力が出力用結合ミラー９を通して得られる。なお、電源は３０ｃｍ角程度のラック形状の大きさである。
【００６７】
レーザーを水に吸収させるにはレーザーの波長がＣＯ２レーザーの１０．６μｍ帯が望ましい。ＹＡＧレーザーの波長は１．０６μｍ帯だが、ＹＡＧレーザーはエネルギー密度が高く小型装置でＱスイッチが使えジャイアントパルスが生成できるため使用する。しかし、高推力生成のための水アブレーションにはパルス出力でなく、連続出力（ＣＷ）が適していることは上述の通りである。
【００６８】
ＹＡＧロッドの励起はフラッシュランプにより行うのが一般的だが、高出力半導体レーザーを使用する。その他、太陽光励起が検討されている。太陽光の場合、スペクトルが広範囲であるので、Nd：ＹＡＧに増感剤Ｃｒを混入したロッドの使用により、広帯域（ワイドバンド）のスペクトルに対応させることができる。
【００６９】
ＬＤ半導体レーザーの波長は０．８〜１μ帯の狭帯域（ナローバンド）なので、水がレーザー光を吸収するのを補助するために、水に墨の色素を混ぜる（墨汁）ことが吸収性能アップに必要である。電源供給はＬＤと冷却用のみ必要であり、ＹＡＧロッドに電源供給は不要である。
【００７０】
図４は加熱水蒸気へのレーザー照射を示すブロック図である。
【００７１】
図４を参照すると、ノズル２０と、蒸気予熱室２１と、ノズル壁面２２と、レーザー窓２３と、レーザー光源２４と、推進剤タンク２５と、レーザー路２６とから構成されている。
【００７２】
推進剤として分子量が小さく貯蔵が簡単で比較的低い温度で蒸気圧の高い物質を選択する。ここでは左記条件に加えて化学的安定性も加味して水を選択する。蒸気予熱室２１において水蒸気３０を発生し、これをノズル２０に導く。水蒸気３０はノズル壁面２２から噴射させノズル２０の内部を満たす。ノズル２０の中心部に照射するレーザー光３１により水蒸気３０は加熱され高温水蒸気３２となりノズル２０の出口から噴出する。レーザー光３１はレーザー光源２４から、レーザー窓２３、レーザー路２６を通して水蒸気３０に照射される。
【００７３】
宇宙機の推進性能はこの噴出ガスである水蒸気３０の特性（速度、温度、密度）とノズル２０の口径により決まる（噴出ガスによる推進力＝密度×(速度)2、運動エネルギー流れ＝密度×(速度)3/2、いずれもノズル単位面積あたり）。噴出ガスである水蒸気３０が発生する推力はノズル２０内の水蒸気３０を通してノズル壁面２２に伝わり宇宙機への推力となる。このときノズル壁面２２の表面近傍は低温高密度状態、ノズル２０の中心（レーザー加熱）部は高温低密度状態となっており、流体全体としては圧力分布が一様な状態が保たれている。これは、流れが亜音速以下ならばレーザー加熱で発生した圧力波が流体全体に行き渡り圧力が一様になるからである。すなわちノズル２０内の気体の流れは音速以下となっており、高温ガスとしての水蒸気３０がノズル２０から噴出す反動力は効率よくノズル壁面２２に伝達され、宇宙機を駆動する推力となる。
【００７４】
従って、燃焼室温度と圧力に制限されること無く、高い比推力のロケットエンジンを実現することができる。
【００７５】
次に、高推力が必要な場合、図5の水または氷へのレーザー照射が必要である。
【００７６】
図５は水へのレーザー照射を示す説明図である。
【００７７】
図５を参照すると、ノズル４０と、水タンク４１と、ノズル４０内に貯蔵されている水４２または氷４３と、レーザーシステム４４および受光板４６とから構成されている。ほとんどのレーザー光は受光板で吸収され、ここで熱エネルギーに変換される。受光板の上は適量の水膜が覆っており、熱エネルギーはこの水膜を吹き飛ばして運動エネルギーに変換される。水膜厚を適当に設定することにより熱エネルギーのほとんどを運動エネルギーに変換することができエネルギー効率の高い（高Cm）推進力が得られる。
【００７８】
ノズル４０に氷４３がある場合、レーザーシステム４４からレーザー光４５が照射され氷のアブレーションが生じる。
【００７９】
図６は上述の図２、図３、図４、図５のレーザー推進システムを搭載した宇宙機を示す概観図である。
【００８０】
図６を参照すると、宇宙機１００は、太陽電池パドル１０１ａ、１０１ｂと、水タンク及びレーザーシステム１０２と、ノズル１０３、ジンバル１０４とから構成されている。
【００８１】
水タンク及びレーザーシステム１０２と、ノズル１０３は図２、図３、図４、図５の構成であり、ここでは説明を省略する。
【００８２】
宇宙機１００の電力は２枚の太陽電池パドル１０１ａ、１０１ｂから供給され、主に宇宙機１００のシステム用に１次電源として使用される。太陽電池の発生電力は一般には０．１３ｋＷ／ｍ２程度であり、一例として７ｍ×５ｍの太陽電池パドル２枚搭載することにより地球近傍宇宙空間で９ｋＷの電力が得られる。
【００８３】
レーザー供給パワー電力としては充分でないので、すでにジェミニ宇宙船、アポロ宇宙船、スペースシャトルに搭載され、宇宙使用実績をもつ燃料電池（図示せず）をレーザー供給パワー電力に適用する。特に、小型、軽量、低温、大電力発生が期待でき、現在燃料電池自動車に積載され実用化されている固体高分子形燃料電池を１次電源として使用する。固体高分子形燃料電池は２００７年において、１００ｋＷの性能のものが自動車に積載されている。今後、開発の早さから４００ｋＷ級の固体高分子形燃料電池出現が予測される。
【００８４】
また、宇宙機１００はリチウムイオン電池（図示せず）を２次電源として搭載し、太陽電池パドル及び燃料電池の剰余電力を充電し、必要なときに放電して使用する。
【００８５】
固体高分子形燃料電池からの出力あるいは２次電源のリチウムイオン電池からの出力いずれかを使用し、降圧して図３の半導体レーザー駆動電流源として、高推力・低比推力推進用の半導体パワーレーザーエンジンと、低推力・高比推力推進用の半導体パワーレーザー励起ＱスイッチＹＡＧレーザーQスイッチYAGレーザーエンジンに供給される。この電源は冷却用にも一部使用される。
【００８６】
いずれの推進モードのエンジンを使用するかは図４のビームスイッチ４の切り替え制御部により選択される。
【００８７】
なお、宇宙機１００の太陽電池パネル１０１はジンバル１０４に設置され、太陽方向を常時向くように姿勢制御される。また、燃料電池で生成される水は飲料水だけでなく、推進剤として再利用も可能である。
表1は宇宙機１００の仕様案の一例を示す。
【表１】
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【００８８】
なお、半導体パワーレーザーは年々ハイパワー化の開発状況にあり、現状スタックアレイ構造により数ｋＷのもの（数ｃｍ角）が開発されている。現有技術により１００ｋＷの半導体パワーレーザーが（１０ｃｍ角）開発可能である。ただし、半導体レーザーは固体レーザーなどに比べてビーム広がりが大きいので集光点のスポットサイズが大きくなりがちなので、集光レンズと推進剤の配置をレンズのコンタミネーションなどを考慮して設計することが必要である。
【００８９】
宇宙機を月面から打ち上げる場合の一例として、 計算上は、効率0.8、レーザー出力8000ｋＷ、Isp=350秒にすると、推進力 Ｆ＝2×0.8×8000000/(9.8×350)＝3.7×103Ｎとなる。宇宙機の質量を
ｍ＝1000ｋｇを仮定すると、加速度α＝3.7×103/1000＝3.7ｍ/ｓ2＝0.38Ｇとなり、月の重力1/6Ｇ＝0.16Ｇより大きく、月面から1ｔｏｎの宇宙機が打ち上げられることになる。
【００９０】
ちなみに、高度100kmでの周回速度1600 m/sが460秒間の加速時間で得られる。この比推力Ispは温度Ｔで制御されるが、レーザーアブレーションでIsp350秒というのはかなり低いほうで、実現は十分可能である。低温推進剤になるので変換効率も高く取れ推進剤の消費量は50％となる。
【００９１】
なお、推進剤は水、氷、水蒸気に限定されるものではなく、適正と判断される固体、液体等を推進剤とすることは言うまでもない。
【００９２】
また上述の通り、本発明のレーザー推進システムはシステムへの要求性能に応じて、推進剤の加熱源として、レーザーの連続発振とパルス発振を切り替えて動作させるものであるが、レーザー発生源として、固体レーザー（結晶媒質、セラミック媒質、ガラス媒質）、半導体レーザー、ファイバーレーザー等がシステムへの要求性能に応じて、多様に組み合わせられることは云うまでもないことである。
【産業上の利用可能性】
【００９３】
本発明で述べるレーザー推進は、レーザー光を水に照射することで発生する水蒸気爆発の反動推力を利用する。水であるためレーザーによるアブレーションに対して、航空機や化学ロケットのような膨大な大気汚染、宇宙環境汚染を発生しない。推進剤としてガソリン等の化石燃料の代替に水を利用するため、航空機のＣＯ２排出量が低減され、今後増加する航空輸送の環境負荷低減、環境問題や原油価格変動に起因する不安定さをも無くす利点がある。
【００９４】
水蒸気爆発によるレーザー推進は航空宇宙利用のみではない。現在のピストンエンジンのガソリンを水や海水に置き換え、レーザーで発火させる無排気ガスのレーザーピストンエンジンにも適用できるので、クルマや船舶への適用も可能となる。
【００９５】
今後、地球周回軌道上に国際宇宙ステーションＩＳＳが稼動し、また宇宙観光ビジネスとして宇宙ホテルが建造された場合、こうした宇宙ホテル、ＩＳＳ間の移動あるいは月への観光等の軌道間輸送機が必要となる。２０１５年からの本格的に各国共同による月面基地開発により、物資、乗員の輸送あるいは月面上を月面車でなく軌道間輸送機により飛行する月面ビークルが必要となる。そうした軌道間輸送機や月面ビークルとして、水や水蒸気を燃料とするレーザー推進機がバスやクルマのように宇宙空間で利用されることが期待される。
【符号の説明】
【００９６】
１    電源１
２    半導体パワーレーザーダイオード（ＬＤ）
３    半導体パワーレーザー励起ＱスイッチＹＡＧレーザー
４    ビームスイッチ
５    ラジエター
６    集光レンズ
７    レーザー媒質
８    Ｑスイッチ素子
９    出力用結合ミラー
２０    ノズル
２１    蒸気予熱室
２２    ノズル壁面
２３    レーザー窓
２４    レーザー光源
２５    推進剤タンク
２６    レーザー路
３０    水蒸気
３２    高温水蒸気
４０    ノズル
４１    水タンク
４２    水
４３    氷
４４    レーザーシステム
４５    レーザー光
１００    宇宙機
１０１ａ、１０１ｂ    太陽電池パドル
１０２    水タンク及びレーザーシステム
１０３    ノズル
１０４    ジンバル
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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