(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケットの推進器に推力を発生させるために用いられる還元剤と酸化剤とからなる耐低温性推進薬であって、
前記還元剤として、ヒドラジンとヒドロキシルアミン水溶液とを混合した燃料を用いることを特徴とする耐低温性推進薬。
【請求項２】
請求項１において、
前記ヒドロキシルアミン水溶液の濃度が５０質量％以下であることを特徴とする耐低温性推進薬。
【請求項３】
請求項１又は２において、
前記ヒドラジンと前記ヒドロキシルアミン水溶液との重量比が、７対３であることを特徴とする耐低温性推進薬。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、例えば人工衛星の姿勢制御用スラスタやロケット等の推進器に使用する耐低温性推進薬に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来、例えば人工衛星、ロケット等をはじめとする宇宙機器の姿勢制御、軌道変換に使用する推進器で、液体燃料と酸化剤の噴霧燃焼によって推力を発生する装置として二液式スラスタがある。二液式スラスタは、酸化剤と還元剤の二液による燃料が主流である。例えば、図３に示すように、二液式スラスタは、酸化剤貯蔵タンク１０１から供給される酸化剤１０２と還元剤貯蔵タンク１０３から供給される還元剤１０４とを噴霧して、酸化剤１０２と還元剤１０４との衝突と共に、自発的な着火が生じ、激しい燃焼反応を生じさせることにより、推力を発生させるようにしている。
【０００３】
また、酸化剤としては、例えば四酸化二窒素（Ｎ2Ｏ4：ＮＴＯ）、ＮＴＯに一酸化窒素を溶解させたもの（ＭＯＮ）、過酸化水素（Ｈ2Ｏ2）が用いられる。還元剤としては、例えばヒドラジン（Ｎ2Ｈ4）、モノメチルヒドラジン（Monomethylhydrazine：ＭＭＨ）、非対称性ジメチルヒドラジン（ＵＤＭＨ）が用いられる（特許文献１、２、参照）。この中でも特に酸化剤としてはＮＴＯを用い、還元剤としてはヒドラジンを用いるのが主流である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開平０６−１６８４号公報
【特許文献２】特開２００４−７５４９７号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ここで、ヒドラジンは融点が例えば１〜２℃と数度程度であり、例えば宇宙空間で太陽光が照射されない低温の場合に凝固するのを防ぐ必要がある。そのため、還元剤貯蔵タンク１０３や還元剤１０４を供給する燃料系統（図３中、Ａ部分）をヒータなどを使用して加熱する必要があり、人工衛星などの宇宙機器に搭載している二次電池等の電力源の電力を消費する、という問題がある。
【０００６】
また、還元剤としてモノメチルヒドラジンを用いた場合、融点は約−５１℃と低いが、独特の臭気を有し、取り扱いがヒドラジンより困難である上、炭素分を含むため煤が発生する、という問題がある。
【０００７】
このため、ヒータによる電力の消費が抑制することができれば二次電池等の容量を低減することができ、宇宙機器の打ち上げ時などにおいて宇宙機器の軽量化・減容化を見込むことができると期待されている。
【０００８】
本発明は、前記問題に鑑み、ヒータの電力消費を抑制すると共に、着火性が良好な耐低温性推進薬を提供することを課題とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
上述した課題を解決するための本発明の第１の発明は、ロケットの推進器に推力を発生させるために用いられる還元剤と酸化剤とからなる耐低温性推進薬であって、前記還元剤として、ヒドラジンとヒドロキシルアミン水溶液とを混合した燃料を用いることを特徴とする耐低温性推進薬にある。
【００１０】
第２の発明は、第１の発明において、前記ヒドロキシルアミン水溶液の濃度が５０質量％以下であることを特徴とする耐低温性推進薬にある。
【００１１】
第３の発明は、第１又は２の発明において、前記ヒドラジンと前記ヒドロキシルアミン水溶液との重量比が、７対３であることを特徴とする耐低温性推進薬にある。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、ロケット等の推進器に推力を発生させるために用いられる還元剤と酸化剤とからなる耐低温性推進薬の前記還元剤として、ヒドラジンとヒドロキシルアミン水溶液とを混合した燃料を用いているため、前記還元剤の凝固点をヒドラジン単体のものよりも低下させることができ、前記還元剤の凝固を防ぐために前記還元剤の加熱に用いる電力を軽減することができる。また、酸化剤と還元剤とを更に低温で反応させることができるため、反応に用いるヒータ用の電力を低減することができる。
また、ヒドラジン、ヒドロキシルアミンは炭素を含まない燃料であるため、燃焼時に煤が発生することはなく、燃焼器の閉塞などを防ぐことができる。
このため、推進力及び着火性が良好な宇宙機器の推進燃料とすることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】図１は、ヒドラジンとヒドロキシルアミン水溶液との混合比とそのときの凝固点との関係を示す図である。
【図２】図２は、推進薬の低温での反応性の確認に用いた装置の構成を示す図である。
【図３】図３は、二液式スラスタの構成を簡略に示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
以下、本発明の実施の形態を説明するが、本発明はこれに限定されるものではない。
【００１５】
［実施の形態］
本発明の実施の形態に係る耐低温性推進薬は、ロケット等の推進器に推力を発生させるために用いられる還元剤と酸化剤とからなる耐低温性推進薬であって、前記還元剤として、ヒドラジン（Ｎ2Ｈ4）とヒドロキシルアミン水溶液とを混合した燃料を用いるものである。
【００１６】
ヒドラジン（Ｎ2Ｈ4）に、水とヒドロキシルアミン（ＮＨ2ＯＨ）とからなるヒドロキシルアミン水溶液を混入したものを前記還元剤として用いることにより、前記還元剤の凝固点を下げることができる。前記還元剤の凝固点を下げることで、前記還元剤が凝固するのを防ぐために図３に示すような還元剤貯蔵タンクなど前記還元剤を供給するための燃料系統を加熱するために要するヒータ用の電力を低減することができる。また、前記還元剤の凝固点を更に下げ、前記還元剤が凝固するのを防ぐことができれば、還元剤貯蔵タンクなど前記還元剤を供給するための燃料系統の加熱が必要なくなるため、ヒータを不要とすることができる。
【００１７】
また、酸化剤と還元剤とを例えば−４０℃から常温の低温で反応させることができるため、反応に用いるヒータ用の電力を低減することができる。
【００１８】
また、ヒドラジン、ヒドロキシルアミンは炭素を含まない燃料であるため、燃焼時に煤が発生することはなく、例えば推進器に搭載される燃焼器の閉塞などを防ぐことができる。
【００１９】
また、ヒドロキシルアミン水溶液の濃度は、７０質量％以下であるのが好ましく、更には５０質量％以下であるのが好ましい。ヒドロキシルアミン水溶液の濃度が、７０質量％より大きくなると爆ごう性があるためである。また、ヒドロキシルアミン水溶液に少量の鉄などの金属が存在していると、ヒドロキシルアミン水溶液が鉄などの金属と接触して加熱することにより爆発の可能性があるため、ヒドロキシルアミン水溶液の濃度は、５０質量％以下であるのが好ましい。
【００２０】
また、ヒドラジンとヒドロキシルアミン水溶液との重量比は、７対３であるのが好ましい。これは、ヒドロキシルアミン水溶液の比重を上げていくと還元剤の酸化剤との反応性が低下するため、還元剤の酸化剤との反応性維持と還元剤の凝固点効果との観点から、酸化剤との還元剤の反応性を維持しつつ還元剤の凝固点を下げるのに許容できる重量比の範囲とするためである。
【００２１】
＜試験例１：凝固点の測定＞
また、ヒドラジンとヒドロキシルアミン水溶液の混合比を変えたときの凝固点を測定した試験結果を図１に示す。
本試験例では、試験管にヒドラジンと水とヒドロキシルアミンの混合比を変えた溶液を入れ、液体窒素で冷却してそれぞれの凝固点を測定した。
図１に示すように、ヒドラジン原液と５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比を９対１の割合で混合した溶液の凝固点は、−５℃程度であった。
また、ヒドラジン原液と５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比を８対２の割合で混合した溶液の凝固点は、−２０℃程度であった。
また、ヒドラジン原液と５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比を７対３の割合で混合した溶液の凝固点は、−５１℃程度であった。
また、ヒドラジン原液と５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比を６対４の割合で混合した溶液の凝固点は、−６１℃程度であった。
【００２２】
よって、５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液を用いた場合、ヒドラジンと５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比は、７対３以上、６対４以下であるのが好ましい。
この結果、ヒドラジンとヒドロキシルアミン水溶液とを混合したものを還元剤として用いる場合、ヒドラジンと５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比が、７対３以上、６対４以下の範囲では、溶液の凝固点は−５０℃以下に下げることができるため、前記還元剤を供給するための燃料系統を加熱するために要するヒータ用の電力を低減することができる。
【００２３】
＜試験例２：反応性の確認＞
また、ヒドラジンとヒドロキシルアミン水溶液とを混合させた推進薬の低温での反応性を確認した。
調整した燃料としては、ヒドラジン原液と５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比を７対３の割合で混合した溶液と、ヒドラジン原液と５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比を６対４の割合で混合した溶液を用いた。
【００２４】
ヒドラジンとヒドロキシルアミン水溶液とを混合させた推進薬の低温での反応性を確認するのに用いた装置を図２に示す。
装置本体１１内に液体窒素１２を供給し、装置本体１１内を液体窒素１２で冷却した。液体窒素１２で冷却した装置本体１１内に、酸化剤１３をマイクロピペット１４で分散網１５を置いたガラス皿１６の上に滴下した。低温になるほど着火性は低くなるが、分散網１５を用いることで、酸化剤１３と還元剤１７との混合を促進することができる。また、装置本体１１内のスタンド１８の支柱１８ａの上端側に設けたクランプ１８ｂで噴射冶具１９を固定し、マイクロピペット２０の先端は、噴射冶具１９に固定しているノズル取付冶具２１ａ及びノズル２１ｂに連結した。そして、調整した還元剤１７はマイクロピペット２０を用いて分散網１５を置いたガラス皿１６の上に滴下した。そして、ガラス皿１６の上に還元剤１７を滴下した時の酸化剤１３と還元剤１７との反応の様子を反応用窓２２を介して撮像装置２３を用いて撮影した。
また、装置本体１１内に設けている測温抵抗体２４は温度調節器２５と連結し、温度調節器２５により電磁弁２６の開閉を制御して装置本体１１内への液体窒素１２の供給量を調整した。また、装置本体１１内の温度は温度計２７により測定し、ガラス皿１６の下部温度は温度計２８により測定した。温度計２７、２８で測定された温度は情報処理装置２９に送信し、情報表示部３０に表示される。
【００２５】
試験の結果、燃料として用いたヒドラジン原液と５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比を７対３の割合で混合した溶液と、ヒドラジン原液と５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比を６対４の割合で混合した溶液のいずれも、−４０℃から常温の範囲で反応し、着火した。
【００２６】
よって、５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液を用いた場合、ヒドラジンと５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比は、７対３以上、６対４以下であるのが好ましい。
この結果、ヒドラジンとヒドロキシルアミン水溶液とを混合したものを還元剤として用いる場合、ヒドラジンと５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比が、７対３以上、６対４以下の範囲では、溶液が−４０℃から常温の範囲で反応させることができるため、反応に用いるヒータ用の電力を低減することができる。
【００２７】
また、５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液を用いた場合、ヒドラジンと５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比を６対４の割合で混合した溶液は、還元剤の凝固点降下度は優れているが、ヒドラジンと５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比を７対３の割合で混合した溶液に比べ、酸化剤との還元剤の反応性は低下する。このため、還元剤の酸化剤との反応性維持と還元剤の凝固点降下度との観点から、ヒドラジンと５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比は、７対３であるのが最も好ましい。
【００２８】
また、ヒドラジンと５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液とを混合した溶液を還元剤として用いる場合、許容できるヒドラジンと５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液との重量比の下限は、ヒドラジンと５０質量％ヒドロキシルアミン水溶液とを４７対５３である。これは、ヒドラジンの混合割合を更に小さくすると還元剤の凝固点降下の効果は期待できなくなると共に、酸化剤との反応性が低下するからである。
【００２９】
なお、本試験例では、分散網１５を用いて酸化剤１３と還元剤１７との混合を促進するようにしているが、二液式スラスタに適用する場合、酸化剤１３と還元剤１７との混合機構を改良することにより着火速度の改善を図ることができる。
【００３０】
従って、本実施の形態に係る耐低温性推進薬によれば、前記還元剤にヒドラジンとヒドロキシルアミン水溶液とを混合した燃料を用いているため、前記還元剤の凝固点をヒドラジン単体のものよりも低下させることができ、前記還元剤の凝固を防ぐために前記還元剤の加熱に用いる電力を軽減することができる。また、ヒドラジンとヒドロキシルアミン水溶液とを混合した燃料は、更に低温で反応させることができるため、反応に用いるヒータ用の電力を低減することができる。更に、ヒドラジン、ヒドロキシルアミンは炭素を含まない燃料であるため、燃焼時に煤が発生することはなく、例えば推進器に搭載される燃焼器の閉塞などを防ぐことができる。このため、推進力及び着火性が良好な宇宙機器の推進燃料として用いることができる。
【００３１】
このように、本発明の耐低温性推進薬は、人工衛星の姿勢制御用のスラスタやロケット等の推進器等の燃料として用いるのに好適であり、従来の燃料よりも還元剤の凝固点は低い上、更に低温で安全に燃焼させることができるので、ヒータによる電力消費が抑制され、宇宙機器の軽量化、減容化が図れる。
【産業上の利用可能性】
【００３２】
以上のように、本発明に係る耐低温性推進薬は、還元剤の凝固点が低く、低温で安全な反応が可能となり、ヒータによる電力消費を抑制できるため、人工衛星、ロケット等の推進器等の燃料として用いるのに適している。
【符号の説明】
【００３３】
１１  装置本体
１２  液体窒素
１３  酸化剤
１４、２０  マイクロピペット
１５  分散網
１６  ガラス皿
１７  還元剤
１８  スタンド
１８ａ  支柱
１８ｂ  クランプ
１９  噴射冶具
２１ａ  ノズル取付冶具
２１ｂ  ノズル
２２  反応用窓
２３  撮像装置
２４  測温抵抗体
２５  温度調節器
２６  電磁弁
２７、２８  温度計
２９  情報処理装置
３０  情報表示部
【図１】
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【図２】
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【図３】
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