(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
蒸気噴射システムに使用する、液体燃料貯蔵用容器であって、該蒸気噴射システムは、前記液体燃料貯蔵用容器の内部で気化した前記液体燃料を前記液体燃料貯蔵用容器の外部に噴射することによって推力を得るものであり、前記液体燃料貯蔵用容器は、
前記液体燃料を収容するための中空のタンクであって、前記液体燃料を前記液体燃料貯蔵用容器の外部に噴射するための噴射口を有する、前記タンクと、
前記タンクを加熱するための加熱装置と、
前記タンクの内部に設けられた、連続気泡を有する発泡金属部材であって、前記液体燃料の少なくとも一部が前記発泡金属部材の気泡中に保持され、前記加熱装置によって前記タンクに付与された熱エネルギーが前記発泡金属部材を介して前記液体燃料に伝導することにより、該液体燃料の少なくとも一部が気化する、前記発泡金属部材と、
を備え、
前記発泡金属部材は、板状の発泡金属の層を積層したものからなる、
前記液体燃料貯蔵用容器。
【請求項２】
前記発泡金属部材が、前記タンクの内部に充填されている、請求項１に記載の液体燃料貯蔵用容器。
【請求項３】
液体燃料貯蔵用容器の内部で気化した液体燃料を前記液体燃料貯蔵用容器の外部に噴射することによって推力を得る蒸気噴射システムであって、前記液体燃料貯蔵用容器は、請求項１又は２に記載の液体燃料貯蔵用容器である、前記蒸気噴射システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、液体燃料貯蔵用の容器に関する。特に、本発明は、小型宇宙機用推進システムに用いられる気液平衡スラスタのような蒸気噴射システムに好適に使用し得る、液体燃料貯蔵用容器、及び該容器を用いた蒸気噴射システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
従来の衛星等の宇宙機のための推進システムの代表的なものとして、コールドガススラスタ、ホットガススラスタ、及びイオンエンジンがある。
コールドガススラスタとしては、例えば、Space Mission Analysis and Design, Space Technology Library, 1999年, pp692-693の表17-4、 17-5に記載されているようなものがある。この推進システムは、高圧の窒素ガスを利用するものであるため、耐圧性能の高いタンクや配管、圧力調整器などが必要となる。したがって、この推進システムを宇宙機に搭載することは、宇宙機の重量増加につながる。また、このシステムは、気体状態で燃料を搭載するものであるため、エネルギー密度が低く、噴射を継続するにつれてシステム内での圧力降下が発生し、このため推進システムによって得られる推力も徐々に減少していく。
ホットガススラスタとしては、例えば、Advanced Space Propulsion Systems, Springer, 2003年, Liquid Propulsion Systems, pp24-26に記載されているようなものがある。この推進システムは、燃焼器を必要とするものであるため、システム構成が複雑となり、重量も大きくなってしまう。また、このシステムは、燃料として主に有毒なヒドラジンを使用するものであるため、小型衛星のハンドリングの良さに反する。
イオンエンジンとしては、例えば、Advanced Space Propulsion Systems, Springer, 2003年、Ion Thruster, pp80-84に記載されているようなものがある。この推進システムでは、キセノンなどの希ガスをイオン化する必要があるため、電力消費量が非常に大きい。また、比推力は高いものの、ごく軽量の電荷を帯びた原子を超高速で噴射するシステムであるため、得られる推力は小さい。さらに、このような噴射システムを構成するには、複雑で重い機構が必要となる。
したがって、これら従来の宇宙機用推進システムを小型衛星の姿勢制御や軌道マヌーバに適用する場合には、搭載スペースや重量、システムの複雑さなどの問題点がある。
【０００３】
推進システムについての新規技術として、MEMS（Micro Electro Mechanical Systemの略、「マイクロマシン」とも言う。）技術を利用したスラスタの研究開発も行われている。
MEMS技術を利用したスラスタとしては、例えば、Advanced Space Propulsion Systems, Springer, 2003年, Micropropulsion, pp99-105に記載されているようなものがある。このシステムは、半導体技術により作製された微小な部品から成る電気機械システムである。しかしながら、宇宙用スラスタに関しては研究開発段階であり、実際の衛星に応用されていないのが現状である。また、推力レベルが非常に小さいスラスタであるため、小型衛星に搭載する場合であっても、迅速な姿勢制御や軌道マヌーバに供することはできない。
【０００４】
以上のような問題点が存在する推進システムと対比すると、小型衛星用の推進システムとしては、気液平衡スラスタが有望である。気液平衡スラスタは、燃料として用いる液体の蒸気圧を利用して蒸気部分のみを噴射することで推力を得るものである。このため、気畜器や燃焼器などが不要となり、システムの軽量化、簡素化を実現することができる等の利点がある。気液平衡の原理を利用する推進システムとして、例えば、D. Gibbon, J. Ward, N. Kay, "The Design, Development and Testing of a Propulsion System for the SNAP-1 Nanosatellite," Proceedings of the 14th Annual AIAA/USU Conference on Small Satellites, Logan, UT, Aug. 21-24, 2000に記載されているような、小型衛星SNAP-1に使われた気液平衡スラスタがある。
従来の気液平衡スラスタは、上記のような利点があるものの、液体燃料の貯蔵や気化の点で、問題があった。すなわち、液体燃料を配管に搭載する方式を採用する場合には、燃料搭載性に制約がある。また、液体燃料が気化されずにそのまま噴射されてしまう液体噴射を防止するための温度制御機構が、通常は燃料噴射を行うノズル近傍にあるだけであるため、液体噴射を十分に防ぐことができず、安定した推力レベルを維持することが難しい。さらに、宇宙機の姿勢制御を行う場合などに配管内の搭載燃料が自由運動することで、振動によるスロッシングが発生しやすい。
【０００５】
【非特許文献１】Space Mission Analysis and Design, Space Technology Library, 1999年, pp692-693
【非特許文献２】Advanced Space Propulsion Systems, Springer, 2003年, Liquid Propulsion Systems, pp24-26
【非特許文献３】Advanced Space Propulsion Systems, Springer, 2003年、Ion Thruster, pp80-84
【非特許文献４】Advanced Space Propulsion Systems, Springer, 2003年, Micropropulsion, pp99-105
【非特許文献５】D. Gibbon, J. Ward, N. Kay, "The Design, Development and Testing of a Propulsion System for the SNAP-1 Nanosatellite," Proceedings of the 14th Annual AIAA/USU Conference on Small Satellites, Logan, UT, Aug. 21-24, 2000
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
従来の気液平衡スラスタが有する上記問題を解決する方法としては、液体燃料を配管に搭載する代わりに、液体燃料を中空のタンクに貯蔵して搭載する方式を採用することが考えられる。
しかしながら、本発明者等の知見によれば、中空のタンクを気液平衡スラスタの液体燃料の貯蔵に使用すると、タンクに貯蔵されている液体燃料が気化されないまま直接液体として噴射される現象が生じるため、比推力が大幅に低下し燃料効率が悪化する。
また、中空タンクの場合、噴射によりタンク内の圧力が下がると、液体燃料に占める表面積の割合が小さいため、局所的に突沸が発生し、推力レベルに不安定性が生じることとなる。
さらに、噴射によりタンク内の圧力が下がると、液体燃料が気化し、気化熱によってタンク内の温度は低下する。このため、タンク内の圧力は噴射前の値までは回復せず、推力レベルが低下する。これを補うためにヒータでタンクを加熱する必要があるが、タンクを外側からヒータで加熱するだけでは、ヒータの熱量がタンク内の燃料に均一に伝わりにくい。
また、中空タンクを、衛星等の宇宙機に搭載する気液平衡スラスタの液体燃料貯蔵用に使用すると、衛星等の姿勢制御を実施した際にタンク内で液体燃料が自由運動をすることが可能となり、衛星等の姿勢制御に影響を与えるスロッシング現象が生じる。
【０００７】
したがって、本発明は、衛星等の宇宙機に搭載する気液平衡スラスタなどの蒸気噴射システムにおいて、液体噴射を防止して安定した推力レベルを得るとともに、スロッシング現象の発生を抑制して衛星等の姿勢制御を確実にすることを可能にする、液体燃料貯蔵用容器、及び該容器を用いた蒸気噴射システムを提供することを目的とするものである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明者らは、連続気泡を有する発泡金属部材を液体燃料を収容するための中空のタンクの内部に設け、発泡金属部材の気泡中に液体燃料の少なくとも一部が保持されるようにすることにより、上記従来技術の課題を解決し得るとの知見に基づき、本発明に至ったものである。
【０００９】
すなわち、本発明は、蒸気噴射システムに使用する、液体燃料貯蔵用容器であって、蒸気噴射システムは、液体燃料貯蔵用容器の内部で気化した液体燃料を液体燃料貯蔵用容器の外部に噴射することによって推力を得るものであり、液体燃料貯蔵用容器は、液体燃料を収容するための中空のタンクであって、液体燃料を液体燃料貯蔵用容器の外部に噴射するための噴射口を有するタンクと、タンクを加熱するための加熱装置と、タンクの内部に設けられた、連続気泡を有する発泡金属部材であって、液体燃料の少なくとも一部が発泡金属部材の気泡中に保持され、加熱装置によってタンクに付与された熱エネルギーが発泡金属部材を介して液体燃料に伝導することにより、液体燃料の少なくとも一部が気化する発泡金属部材とを備える、液体燃料貯蔵用容器を提供する。
【００１０】
連続気泡を有する発泡金属を使用して液体燃料を微細な気泡に保持させることにより、連続気泡を通じて気化した燃料のみを液体燃料と分離して噴出口まで到達させることが可能となり、燃料の液体噴射を防止して気体のみを噴射させることができると考えられる。
また、発泡金属の気泡中に液体保持をすることで、タンク内での燃料の自由運動を制限することが可能となり、スロッシング現象を防ぐことができると考えられる。
なお、発泡金属が有する気泡の孔径や発泡金属の気孔率は、これらの点に鑑み、蒸気噴射システムに通常使用される液体燃料の粘性等を考慮して、適宜決定すればよい。例えば、孔径１００〜５００μｍ程度、気孔率７０〜９７％程度の発泡金属を使用することができる。
さらに、連続気泡を有する発泡金属を利用して液体燃料を微細な気泡に分散保持することにより、燃料の表面積を大きくすることが可能となり、燃料の気化がタンク内で全体的に行われて気体を取り出しやすくなるため、安定した推力を得ることができると考えられる。
使用する発泡金属の材質としては、特に制限はないが、液体燃料に対して化学的に安定なものであって、熱伝導性が高いものが望ましい。例えば、銅製、ステンレス製等の発泡金属を使用することができる。
本発明の液体燃料貯蔵用容器に貯蔵することのできる液体燃料として、具体的には、イソブタンや、ＨＦＣ−１３４ａ等の代替フロンなどが挙げられる。
【００１１】
本発明の液体燃料貯蔵用容器において、発泡金属部材を、発泡金属の層を積層したものからなるものとすることができる。例えば、厚さ１ｍｍあるいはそれ以下の薄い板状の発泡金属を積層して、発泡金属部材を形成することができる。
さらに、本発明の液体燃料貯蔵用容器において、発泡金属部材をタンクの内部に充填させるようにしてもよい。例えば、上記のような薄い板状の発泡金属を積層したものを、熱伝導率の良好な接着剤を用いてタンクの内壁に接合することができる。これにより、タンクに加えた熱量を効率的に液体燃料へ伝えることができ、燃料の温度制御が容易になると考えられる。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、従来は単なる空間であったタンク内に連続気泡の発泡金属体を設けることで、液体燃料の粘性により発泡金属の孔径内に液体燃料が保持される、燃料を噴射する際には連続気泡を通過して蒸気のみが確実に噴射されるようになり、燃料が直接液体状態で噴射されて燃料が浪費されるようなミスト噴射を防いで燃料効率を向上させることが可能となる。
また、発泡金属により液体燃料が分散、拡散して保持されるため、燃料の表面積が大きくなり、タンク内での液体燃料の突沸を防ぎ、突沸による蒸気噴射システムの推力レベルの変動を防止することができる。これは、燃料の気化を分散・拡散して生じさせることが可能となるため、局所で生じる沸騰を抑制できるからである。その結果、気体噴射により得られる推力レベルの変動が少なくなり、噴射中に安定した安定な推力を得ることができる。
【００１３】
また、タンク内の液体燃料の温度制御をする際、従来は燃料自体の熱伝導や対流のみに頼っていたのに対し、本発明では、液体燃料は発泡金属により保持されているため、ヒータ制御による熱が燃料に伝わりやすくなり、金属の熱伝導性の良さを利用してタンク内の液体燃料の温度がすみやかに均一になるように制御することが可能となる。その結果、噴射後にタンク内の温度・圧力をすばやく回復することができ、短い噴射間隔であっても、所定の推力を維持することができる。
【００１４】
さらに、液体燃料の自由運動により生じるタンク内でのスロッシング現象を低減するため、従来は燃料をタンク内の袋に詰め、気畜器などからの圧力で袋を押すことで燃料の自由運動を制限していたが、本発明によれば、タンク内に設けた発泡金属と燃料液体との間の摩擦により、液体燃料が分散保持されてその自由運動を制限でき、タンク内での液体燃料のスロッシングを防ぐことが可能となる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
図１に、本発明による液体燃料貯蔵用容器を用いた蒸気噴射システムのシステム・ダイアグラム例を示す。
液体燃料を収容するタンク１の外壁には、ヒータ２が全周に渡って巻かれており、タンク１に収容されている液体燃料の温度制御を行うことができる。タンク１の内部には発泡金属３が充填されており、発泡金属３は接着剤４によりタンク１の内壁に接着されている。タンク１に収容される液体燃料は、少なくとも部分的には、発泡金属３が有する連続気孔に保持されることになる。
液体燃料は、注排弁５から注液および排液される。液体燃料の温度制御の結果は、ヒータ付属の温度センサ（図示せず）および第１の圧力センサ６により、タンク１内の圧力を測定することで確認できる。ラッチング弁７および推薬弁８の開閉を制御することにより、フィルタ９を通った燃料がスラスタ１０から噴射され、推力を得ることができる。得られた推力は第２の圧力センサ１１により推算できる。
【００１６】
図２に、図１に示した蒸気噴射システムにおける液体燃料貯蔵用容器部分の断面模式図を示す。
タンク２１の外壁にヒータ２２が巻かれており、タンク２１の内部には発泡金属２３が接着剤２４により接着されている。タンク２１に設けられた燃料出入口２５は、液体燃料をタンク２１の外部に噴射するための噴射口を兼ねることができる。
【００１７】
図３に、従来型の液体燃料貯蔵用容器の断面模式図を示す。
タンク３１の内部は中空であって、燃料出入口３５を通してタンク３１に注入された液体燃料で満たされている。このような状態では、宇宙機の姿勢運動に応じてタンク３１内部の液体燃料が自由運動をすることが可能であるため、スロッシング現象が生じやすいことがわかる。
【００１８】
図４に、本発明の液体燃料貯蔵用容器における発泡金属部材の断面模式図を示す。
アルミ製、ＳＵＳ製などの金属タンク４１に、例えば空隙率９５％程度の銅製、ＳＵＳ製などの発泡金属４２を、熱伝導性の良い接着剤４３を用いて接着する。
発泡金属４２は、厚さ１ｍｍ程度の薄い板状のものを積層して、タンク４１内に充填することができる。
液体燃料は、スポンジに吸収させるように発泡金属４２に浸みこませることで、タンク４１内に充填することができる。満充填すると、ほぼ発泡金属４２の空隙率に相当する量の液体燃料を充填することができる。
【実施例】
【００１９】
本発明の一実施形態として、図５に示すような液体燃料貯蔵用容器を備える蒸気噴射システム５０を準備した。
図５には、液体燃料を収容するためのタンク５１、その上面中央に設けられた燃料の噴出口５２、液体燃料をタンク５１に注入し、あるいはタンク５１から排出するための注排弁５３、タンク５１内の圧力を測定するための圧力センサ５４、及び燃料を噴射するスラスタ５５が示されている。タンク５１は、直径76mm、高さ36mmの円筒形状のステンレス製のタンクを使用した。これらの要素を配管（図示せず）で接続することにより、制御の下、タンク５１から噴出した燃料がスラスタ５５から噴射されるようにする。さらに、図５には、このシステムにより得られる推力を測定するための圧力センサ５６及びロードセル５７が示されている。
液体燃料としては、約３０ｇのイソブタンを使用した。タンク５１を加熱するための加熱装置としては、タンク５１の側面に巻きつけたニクロム線を使用し、タンク内の温度を測定しながらフィードバック制御を行うことにより、タンク内の温度を一定に（例えば２０〜３０℃に）保ち、タンク内の圧力が蒸気圧となるようにした。
【００２０】
蒸気噴射システム５０の性能を評価するため、図６に示すような試験用装置を準備した。図６において、蒸気噴射システム５０は、４本の脚部６１を備えるステージ６１の上に設けられた治具６３により、回転可能に保持されている。そして、治具６３に取り付けられたハンドル６４を回転させることにより、蒸気噴射システム５０を回転させ、噴出口の向きを下向きから例えば９０度の方向（横向き）、１８０度の方向（上向き）にして、噴射試験を行うことができる。このようにして、例えば蒸気噴射システム５０を宇宙機に搭載した場合における宇宙機の姿勢制御の蒸気噴射システム５０の性能に対する影響を評価することができる。
蒸気噴射システムの性能を、次のような観点から評価した：
（１）圧力センサ５６の測定値から推定された推力、及びロードセル５７により測定された推力
（２）目視による確認された液体噴射の有無
（３）タンク内での液体燃料の突沸の有無
なお、上記（３）の観点については、タンク５１の底部にアクリル製の蓋を装着することにより、目視による突沸の有無の確認を行った。
【００２１】
［比較例１］
はじめに、比較のため、従来の液体燃料貯蔵用容器（タンク内に発泡金属が充填されていないもの）を用いて、噴射口を下向きにして、噴射試験を行った。結果を図７に示す。図中、線Ａは入力コマンドの電圧を示し、５［Ｖ］で電磁弁（図１中の推薬弁８に相当）が開き、燃料がスラスタから噴射される。線Ｂは圧力センサ５６の測定値から推定された推力を示し、線Ｃはロードセル５７により測定された推力を示す。
線Ｂ及び線Ｃの形状から、推力レベルが不安定であることは明らかである。また、液体状態で燃料が噴射される様子が確認された。これは、噴射口が下向きであることに起因すると考えられる。さらに、液体噴射の発生は、このシステムにおける燃料消費量が非常に大きいことを示している。
［比較例２］
次いで、上記比較例１で用いた従来の液体燃料貯蔵用容器を使用して、噴射口を上向き（下向きから１８０度の方向）にして、噴射試験を行った。結果を図８に示す。線Ａ、Ｂ及びＣは、図７の場合と同様のものである。
噴射初期の時点では安定した推力が得られているが、途中から推力レベルに変動が生じている。また、推力レベルが変動する際には、タンク内での液体燃料の突沸が確認された。
【００２２】
［実施例］
本発明の実施例として、タンクの内部に、気孔率約95%、孔径300μm、厚さ１ｍｍのステンレス製の発泡金属のシートを、タンクの内部が発泡金属のシートで充填されるように積層させたものを、接着剤で固定して、液体燃料貯蔵用容器とした。この液体燃料貯蔵用容器を使用して、噴射口を下向きにして、噴射試験を行った。結果を図９に示す。線Ａ、Ｂ及びＣは、図７の場合と同様のものである。
気体状態での燃料噴射が維持され、推力レベルが安定していることが分かる。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】本発明による液体燃料貯蔵用容器を用いた蒸気噴射システムのシステム・ダイアグラム例である。
【図２】図１に示した蒸気噴射システムにおける液体燃料貯蔵用容器部分の断面模式図である。
【図３】従来の液体燃料貯蔵用容器の断面模式図である。
【図４】本発明の液体燃料貯蔵用容器における発泡金属部材の断面模式図である。
【図５】本発明の一実施形態の概略図である。
【図６】本発明の一実施形態についての試験方法の概略図である。
【図７】比較例１により得られた噴射試験の結果を示す図である。
【図８】比較例２により得られた噴射試験の結果を示す図である。
【図９】実施例により得られた噴射試験の結果を示す図である。
【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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【図７】
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【図８】
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【図９】
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