(57)【要約】【課題】小型宇宙機において電気推進装置の適用を可能にしつつ姿勢制御や軌道修正に必要な推力が得られる宇宙用推進装置を提供する。【解決手段】宇宙機用推進装置１Ａは、酸化剤ガスを保有する酸化剤タンク２と、液体燃料を保有する燃料タンク２と、液体燃料を反応させて推力を発生させる１液式スラスタ４と、酸化剤ガスと、液体燃料を分解して生成された燃料分解ガスとを反応させて発電する燃料電池５と、燃料電池５で発生させた電力を電源として推力を発生させる電気推進装置６と、を備える。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
酸化剤ガスを保有する酸化剤タンクと、
液体燃料を保有する燃料タンクと、
液体燃料を反応させて推力を発生させる１液式スラスタと、
酸化剤ガスと、液体燃料を分解して生成された燃料分解ガスとを反応させて発電する燃料電池と、
前記燃料電池で発生させた電力を電源として推力を発生させる電気推進装置と、を備えることを特徴とする宇宙機用推進装置。
【請求項２】
酸化剤ガスを保有する酸化剤タンクと、
燃料ガスを保有する燃料ガスタンクと、
酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて推力を発生させるガス式スラスタと、
酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて発電する燃料電池と、
前記燃料電池で発生させた電力を電源とし、燃料ガスを推進剤として、推力を発生させる電気推進装置と、を備えることを特徴とする宇宙機用推進装置。
【請求項３】
前記電気推進装置は、ＤＣアークジェットスラスタ、ＭＰＤアークジェットスラスタ、イオンスラスタ又はホールスラスタである、請求項１又は２記載の宇宙機用推進装置。
【請求項４】
前記燃料ガスは純水素ガスである、請求項２に記載の宇宙機用推進装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、宇宙機の姿勢制御や軌道保持・修正に必要な推力を発生させるための宇宙機用推進装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
図３は、人工衛星などの比較的小型の宇宙機に搭載される宇宙機用推進装置３０の従来構成例を示す図である。図３に示すように、この宇宙機用推進装置３０は、推力を発生させるための複数のスラスタ３１と、液体燃料（例えばヒドラジン）を保有する燃料タンク３２と、燃料タンク３２の液体燃料を各スラスタ３１へ供給するための燃料配管３３とを備える。また燃料配管３３上において、各スラスタ３１の手前側にはそれぞれ推薬弁３５が設けられている。
【０００３】
スラスタ３１は、触媒が充填された燃焼室を内部に有しており、スラスタ内部において、燃焼室に液体燃料が噴出されて触媒と接触することで、触媒反応により高温高圧ガスを発生させ、この高温高圧ガスを外部に噴出することによって姿勢制御や軌道保持・変更に必要な推力を発生させるようになっている。このようなスラスタは、１種類の液体燃料を推進剤とするため、１液式スラスタと呼ばれている。なお、１液式スラスタを開示する文献としては、例えば下記特許文献１がある。
【０００４】
ところで、宇宙機用推進装置としては、上述した１液式スラスタのほかに、電気的エネルギーを用いて推力を得る電気推進装置がある。電気推進装置は、燃費の指標となる比推力が非常に高いという利点を有する。なお、電気推進装置のひとつであるＤＣアークジェットスラスタを開示する文献としては、例えば下記特許文献２がある。
【０００５】
【特許文献１】特開２００１−２０８０８号公報
【特許文献２】特開２０００−８７８４４号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかしながら、電気推進装置は、高消費電力（例えば１ｋＷ）のために、電力の低い小型衛星の推進系には適用できない。また、宇宙機（衛星など）の姿勢制御や、軌道修正はできるだけ短時間で行うことが好ましいが、電気推進装置は低推力であるために、これらのミッションを達成するには推力が不十分である。
一方、１液式スラスタは電気推進装置よりも高推力であるが、比推力が低い、すなわち燃料消費が多いために、電気推進装置を搭載せず１液式スラスタのみを搭載した宇宙機は、その寿命が短いという問題がある。
【０００７】
本発明は上記の問題に鑑みてなされたものであり、小型宇宙機において電気推進装置の適用を可能にしつつ姿勢制御や軌道修正に必要な推力を得ることができる宇宙機用推進装置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】
【０００８】
上記の課題を解決するため、本発明の宇宙機用推進装置は、以下の技術的手段を採用する。
【０００９】
（１）本発明の宇宙機用推進装置は、酸化剤ガスを保有する酸化剤タンクと、
液体燃料を保有する燃料タンクと、液体燃料を反応させて推力を発生させる１液式スラスタと、酸化剤ガスと、液体燃料を分解して生成された燃料分解ガスとを反応させて発電する燃料電池と、前記燃料電池で発生させた電力を電源として推力を発生させる電気推進装置と、を備えることを特徴とする。
【００１０】
上記の本発明の構成によれば、燃料電池によって発電し、その電力を電気推進装置の電源とする。これにより、電気推進装置に必要な電力を燃料電池の発電電力によって賄うので、小型宇宙機の電力（太陽電池による電力）が低くても、高電力の電気推進装置を適用することができる。そして、電気推進装置は比推力が高いので、電気推進装置の適用によって宇宙機の寿命を延ばすことができる。
また、電気推進装置は低推力であるが、高推力が得られる１液式スラスタを併用することで姿勢制御や軌道修正を短時間に行なうのに必要な推力を得ることができる。
さらに、液体燃料は、１液スラスタと燃料電池に共通の燃料として用いられるので、構造を簡素化できる。
【００１１】
（２）また、本発明の宇宙機用推進装置は、酸化剤ガスを保有する酸化剤タンクと、燃料ガスを保有する燃料ガスタンクと、酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて推力を発生させるガス式スラスタと、酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて発電する燃料電池と、前記燃料電池で発生させた電力を電源とし、燃料ガスを推進剤として、推力を発生させる電気推進装置と、を備えることを特徴とする。
【００１２】
上記の本発明の構成によれば、燃料電池によって発電し、その電力を電気推進装置の電源とする。これにより、電気推進装置に必要な電力を燃料電池の発電電力によって賄うので、小型宇宙機の電力（太陽電池による電力）が低くても、高電力の電気推進装置を適用することができる。そして、電気推進装置は比推力が高いので、電気推進装置の適用によって宇宙機の寿命を延ばすことができる。
また、電気推進装置は低推力であるが、高推力が得られるガス式スラスタを併用することで姿勢制御や軌道修正を短時間に行なうのに必要な推力を得ることができる。
さらに、燃料ガスは、ガス式スラスタ、電気推進装置および燃料電池に対して、共通の燃料として用いられるので、構造を簡素化できる。
【００１３】
（３）また上記（１）又は（２）の宇宙機用推進装置において、前記電気推進装置は、ＤＣアークジェットスラスタ、ＭＰＤアークジェットスラスタ、イオンスラスタ又はホールスラスタである（但し、イオンスラスタ、ホールスラスタなどは推進剤として上記で定義された推進剤以外の推進薬キセノンガス等が別途必要）。
【００１４】
このように、電気推進装置としては、各種のものを適用することができる。
【００１５】
（４）また上記（２）の宇宙機用推進装置において、前記燃料ガスは純水素ガスである
【００１６】
このように燃料ガスとして水素ガスを用いることにより、電気推進装置の比推力をさらに高めることができる。
【発明の効果】
【００１７】
本発明の宇宙機用推進装置によれば、小型宇宙機において電気推進装置の適用を可能にしつつ姿勢制御や軌道修正に必要な推力を得ることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００１９】
［第１実施形態］
図１は、本発明の第１実施形態にかかる宇宙機用推進装置１Ａの構成図である。この宇宙機用推進装置１Ａは、小型宇宙機（例えば衛星）に搭載されるものであり、図１に示すように、酸化剤タンク２と、燃料タンク３と、１液式スラスタ４と、燃料電池５と、電気推進装置６とを備える。
【００２０】
酸化剤タンク２は、内部に酸化剤ガスを保有する。酸化剤ガスは少なくとも酸素を含むガスであり、特に純酸素ガスであるのがよい。酸化剤タンク２には、燃料電池５のカソードへ酸化剤ガスを供給するための酸化剤ライン９が接続されている。またこの酸化剤ライン９上には元弁１５が設けられ、元弁１５により燃料電池５への酸化剤ガスの供給・停止が切り替えられる。
【００２１】
燃料タンク３は、内部に液体燃料を保有する。液体燃料は、ヒドラジン、アンモニアなどの、分解することによって水素含有ガスを生成するものである。燃料タンク３には、燃料ライン１０が接続されている。燃料ライン１０は、燃料電池５側に向かう第１燃料ライン１１と、１液式スラスタ４及び電気推進装置６の側に向かう第２燃料ライン１２とに分岐している。またこの燃料ライン１０において、分岐点より上流側の位置には元弁１６が設けられ、元弁１６により液体燃料の供給・停止が切り替えられる。
【００２２】
１液式スラスタ４は、液体燃料を反応させて推力を発生させるものである。１液式スラスタ４は、触媒が充填された燃焼室を内部に有しており、スラスタ４内部において、燃焼室に液体燃料が噴出されて触媒と接触することで、触媒反応により高温高圧ガスを発生させ、この高温高圧ガスを外部に噴出することによって姿勢制御や軌道保持・変更に必要な推力を発生させるようになっている。
【００２３】
なお、図１では、２基の１液式スラスタ４が示されているが、実施に際しては、必要とされる推進性能に応じて、１液式スラスタ４の搭載数と設置位置が設定される。各１液式スラスタ４の入側には、液体燃料の供給・停止を切り替える供給弁１７が設けられている。
【００２４】
燃料電池５は、酸化剤ガスと、液体燃料を分解して生成された燃料分解ガスとを反応させて発電する発電装置である。燃料電池５としては、イオン交換膜を電解質にして、１００℃以下の比較的低温で作動する固体高分子型（ＰＥＦＣ）を用いるのが良い。固体高分子型燃料電池５は、低コスト、コンパクトであり、小型宇宙機に搭載するのに好適である。ただし、適用可能である限りで、燃料電池５は、固体酸化物型（ＳＯＦＣ）やリン酸型（ＰＡＦＣ）などのその他の燃料電池であってもよい。
【００２５】
燃料電池５のアノードに燃料となる水素ガスを供給するために、第１燃料ライン１１上には、液体燃料を分解して水素含有ガスを発生させるガス発生器１３が設けられている。ガス発生器１３は内部に触媒を保有し、液体燃料を触媒反応により水素含有ガスに分解する。例えば液体燃料がヒドラジンの場合、触媒反応式は下記（１）式のようになる。
２Ｎ２Ｈ４→Ｎ２＋２ＮＨ３＋Ｈ２    ・・・（１）
【００２６】
電気推進装置６は、電気的エネルギーを用いて、供給された推進剤ガスを加速させることで推力を得る装置である。本発明において、電気推進装置６は、燃料電池５で発生させた電力を電源として推力を発生させる。この電気推進装置６としては、ＤＣアークジェットスラスタ、ＭＰＤアークジェットスラスタ、イオンスラスタ、ホールスラスタなどの各種のものを適用することができる（但し、イオンスラスタ、ホールスラスタなどは推進剤として上記で定義された推進剤以外の推進薬キセノンガス等が別途必要）。電気推進装置６への電力は、制御器８によって制御される。
【００２７】
電気推進装置６に供給される推進剤ガスはガス発生器７によって生成される。ガス発生器７は内部に触媒を保有し、液体燃料を触媒反応により分解して、推進剤ガスを生成する。例えば液体燃料がヒドラジンの場合、生成される推進剤ガスは、上記（１）式の反応によるガスであってもよい。この場合、このガス発生器７と、燃料電池５側のガス発生器１３とを統合して、電気推進装置６と燃料電池５について共通のガス発生器として構成してもよい。なおガス発生器７の入側には、液体燃料の供給・停止を切り替える供給弁１８が設けられている。
【００２８】
上述した本実施形態の構成によれば、燃料電池５によって発電し、その電力を電気推進装置６の電源とする。これにより、電気推進装置６に必要な電力を燃料電池５の発電電力によって賄うので、小型宇宙機の電力（太陽電池による電力）が低くても、高電力の電気推進装置６を適用することができる。そして、電気推進装置６は比推力が高いので、電気推進装置６の適用によって宇宙機の寿命を延ばすことができる。
【００２９】
また、電気推進装置６は低推力であるが、高推力が得られる１液式スラスタ４を併用することで姿勢制御や軌道修正を短時間に行なうのに必要な推力を得ることができる。
さらに、液体燃料は、１液スラスタと燃料電池５に共通の燃料として用いられるので、構造を簡素化できる。
【００３０】
［第２実施形態］
図２は、本発明の第２実施形態にかかる宇宙機用推進装置１Ｂの構成図である。
この宇宙機用推進装置は、小型宇宙機（例えば衛星）に搭載されるものであり、図２に示すように、酸化剤タンク２と、燃料ガスタンクと、ガス式スラスタ２１と、燃料電池５と、電気推進装置６とを備える。酸化剤タンク２、燃料電池５、及び電気推進装置６の構成は、上述した第１実施形態と同じであるので、以下では第１実施形態と相違する点について説明する。
【００３１】
燃料ガスタンク２０は、内部に燃料ガスを保有する。燃料ガスは、水素を含有するガスであり、特に純水素ガスであるのがよい。第１実施形態と異なり、第１燃料ライン１１にはガス発生器が設けられておらず、燃料ガスタンク２０からの燃料ガスがそのままアノードガスとして燃料電池５に供給される。また、燃料ガスタンク２０からの燃料ガスがそのまま推進剤ガスとして電気推進装置６へ供給される。なお、燃料ガスとして純水素ガスを用いることにより、電気推進装置６の比推力をさらに高めることができる。
【００３２】
ガス式スラスタ２１は、酸化剤ガスと燃料ガスとを反応させて推力を発生させるものである。ガス式スラスタ２１は、スラスタ内部において、燃料ガスを酸化剤ガスで燃焼させて高温高圧ガスを発生させ、この高温高圧ガスを外部に噴出することによって姿勢制御や軌道保持・変更に必要な推力を発生させるようになっている。
【００３３】
なお、図２では、２基のガス式スラスタ２１が示されているが、実施に際しては、必要とされる推進性能に応じて、ガス式スラスタ２１の搭載数と設置位置が設定される。各２ガス式スラスタ２１の入側には、酸化剤ガスの供給・停止を切り替える供給弁１７ａと、燃料ガスの供給・停止を切り替える供給弁１７ｂとが設けられている。
【００３４】
上述した本実施形態の構成によれば、燃料電池５によって発電し、その電力を電気推進装置６の電源とする。これにより、電気推進装置６に必要な電力を燃料電池５の発電電力によって賄うので、小型宇宙機の電力（太陽電池による電力）が低くても、高電力の電気推進装置６を適用することができる。そして、電気推進装置６は比推力が高いので、電気推進装置６の適用によって宇宙機の寿命を延ばすことができる。
【００３５】
また、電気推進装置６は低推力であるが、高推力が得られるガス式スラスタ２１を併用することで姿勢制御や軌道修正を短時間に行なうのに必要な推力を得ることができる。
さらに、燃料ガスは、ガス式スラスタ、電気推進装置６および燃料電池５に対して、共通の燃料として用いられるので、構造を簡素化できる。
【００３６】
なお、上記において、本発明の実施形態について説明を行ったが、上記に開示された本発明の実施の形態は、あくまで例示であって、本発明の範囲はこれら発明の実施の形態に限定されない。本発明の範囲は、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。
【図面の簡単な説明】
【００３７】
【図１】本発明の第１実施形態にかかる宇宙機用推進装置の構成図である。
【図２】本発明の第２実施形態にかかる宇宙機用推進装置の構成図である。
【図３】従来の宇宙機用推進装置の構成図である。
【符号の説明】
【００３８】
１Ａ、１Ｂ  宇宙機用推進装置
２  酸化剤タンク
３  燃料タンク
４  １液式スラスタ
５  燃料電池
６  電気推進装置
７  ガス発生器
８  制御器
９  酸化剤ライン
１０  燃料ライン
１１  第１燃料ライン
１２  第２燃料ライン
１３  ガス発生器
１５、１６  元弁
１７、１８  供給弁
２０  燃料ガスタンク
２１  ガス式スラスタ
【図１】
2009262770.tif 000003
【図２】
2009262770.tif 000004
【図３】
2009262770.tif 000005