三菱重工技報 Vol.48 No.4 (2011) 航空宇宙特集

技 術 論 文49

宇宙機用姿勢制御装置のグリーン化
Greenization of RCS (Reaction Control System) for Spacecrafts

田 中 伸 彦 *1

松 尾 哲 也 *2

Nobuhiko Tanaka

Tetsuya Matsuo

古 川 克 己 *3

西 田 満 *4

Katsumi Furukawa

Mitsuru Nishida

末 森 重 徳 *4

安 武 昭 典 *5

Shigenori Suemori

Akinori Yasutake

ロケット，衛星及び探査機などの宇宙機の軌道や姿勢を制御するためのスラスタには，“高性能化(消費推薬量低減)”，“作業性/取扱性向上(推薬低毒化)”，“低コスト化”が望まれている．そのため，現行の有毒な推薬であるヒドラジンに変わって，“グリーンプロペラント”と呼ばれる低毒性推薬を使用する推進系が次世代推進系として着目されている．当社では，グリーンプロペラントの中でもヒドラジンの性能を上回る可能性がある HAN 系推薬(SHP)を用いた一液スラスタの研究開発を行ってきた．本報では，その研究開発の中で実施したシステムメリット検討，安全性評価(爆轟性試験)，寿命試験の結果について述べる．

|1. はじめにロケット，衛星及び探査機などの宇宙機には，ガスを噴射してその反動で推力を得るスラスタと呼ばれる小型のロケットエンジンが軌道や姿勢を制御するために取り付けられている．図１に示す
ように，スラスタに推薬を供給するためにはタンク，バルブ及び熱制御材などが必要であり，これらを組み上げたものを推進系(RCS（Reaction Control System）)と呼ぶ．宇宙機の推進系は，ヒドラジン系の燃料を使用する場合が多く ，軌道投入・惑星探査等で制御量が大きい時は，ヒドラジン系燃料と酸化剤(四酸化二窒素)を燃焼反応させる二液スラスタが，制御量が小さいときは触媒によってヒドラジンを分解して高温ガスを発生させる一液スラスタが使用されるのが一般的である．

図１ 推進系*1 航空宇宙事業本部特殊機械部 工博*2 航空宇宙事業本部特殊機械部*3 航空宇宙事業本部特殊機械部主席プロジェクト統括*4 技術統括本部長崎研究所*5 技術統括本部長崎研究所主席研究員

三菱重工技報 Vol.48 No.4 (2011)50

このようなスラスタには，“高比推力 注）1(消費推薬量低減)”，“作業性/取扱性向上(推薬低毒化)”，“低コスト化”が望まれている．そのため，有毒なヒドラジンに変わって，“グリーンプロペラント”と呼ばれる低毒性推薬を使用する推進系が着目されている．本報では，グリーンプロペラントとして HAN(Hydroxyl Ammonium Nitrate)系推薬を使用した一液スラスタの研究開発状況について報告する．
注）1 比推力：推力を質量流量で割った量で，ロケットエンジンにおける燃費を示す|2. グリーンプロペラントの比較（物性・性能比較，毒性評価）
表１に示すように，これまで開発されてきたグリーンプロペラントとして大別すると，HAN をベースとした HAN 系推薬，ADN(Ammonium DiNitramide)系推薬，HNF(Hydrazinium NitroFormate)系
推薬，過酸化水素がある．HAN 系推薬は溶媒の種類により，４種類に代表されるが，当社ではHAN に AN(Ammonium Nitrate)，水，メタノールを添加した推薬(SHP)を用いて研究開発を行っている．表１より，HAN 系推薬の中で SHP が，低凝固点，高密度，高比推力であり，後述のように，宇宙機適用の際にシステムメリットが大きい．
表１ グリーンプロペラントの性能比較
現行
ヒドラジン

グリーンプロペラント
HAN 系*1*4

LP1846

SHP*5

LTHG

ADN 系*2*6*7

HAN/HN 系

LMP-103S

HNF 系*3 過酸化水素

凝固点 (℃)

2-100-30 以下-35-35-7?

-6

密度 (g/cm3)

11.4

1.4

1.3

1.4

1.3

1.4

1.4

理論比推力*8 (s)239262276191210255260182密度比推力 (g/cm3s)

241376396254294332354256

断熱火炎温度 (K)

1 183

2 171

2 401

1 251

1 455

2 054

2 218

1 154

*1：NH3OHNO3 Hydroxyl Ammonium Nitrate*5：HAN，AN，水，メタノールで構成*2：N2H4(NO2)2 Ammonium DiNitramide*6：Low Temperature HAN/Glycine HAN，Glycine，水で構成*3：N2H5C(NO2)3 Hydrazinium NitroFormate*7：HAN，HN，TEAN，水で構成*4：HAN，TEAN，水で構成*8：燃焼室圧力：0.7MPa，ノズル開口比：50，凍結流で計算

ヒドラジンも含めた推薬の毒性評価を図２に示す．図２では，縦軸に IARC(International Agencyfor Research on Cancer)による発がん性，横軸に経口半数致死量：LD50( (50％致死量：ある一定の条件下で動物に試験物質を投与した場合に，動物の半数を死亡させる試験物質の量)をとっている．図２では，縦軸：大きいほど発がん性が高い，横軸：小さいほど急性毒性が高いため，左上ほど発がん性と急性毒性が高く，右下ほど発がん性と急性毒性が低いことになる．表１中のグリーンプロペラントは，図２中の右下に配置されるが，当社で採用した SHP は発がん性と急性毒性が低いことが分かる．

図２ グリーンプロペラントの毒性評価

三菱重工技報 Vol.48 No.4 (2011)51|3. 研究開発経緯，技術課題及び適用先
表１に示すように，グリーンプロペラントの中で，SHP は非常に有望な推薬である．２項で説明したように，SHP は現行の一液スラスタ推薬であるヒドラジンに対して，以下の特徴／システムメリットがある．
・ 低毒性→ 作業性(安全性)向上によるコスト低減

・ 高性能(高比推力・高密度比推力)→ 推薬量低減・タンクサイズ減少による軽量化・搭載可能機器の増加

・ 低凝固点→ 推薬凍結防止用ヒータの消費電力低減

一方，技術課題としては，以下が挙げられる．
・ 着火応答性の向上
・ 爆轟性の抑制(安定燃焼が難しい)
・ 燃焼ガス高温化に伴う触媒保持構造，触媒の耐熱性向上
・ 触媒層初期加熱が必要注）2注）2 ロケット用姿勢制御装置では，初期加熱無しが望まれている．

これまで，滴下試験などの基礎反応試験を通じて反応メカニズムの解明及び最適触媒の選定，霧化試験によるインジェクタ(噴射器)開発を行い，着火応答性はイリジウム系触媒適用で向上すること，燃焼試験で爆轟性がない燃焼の確認(図３，４)及び触媒層／燃焼室長の性能への影響の確認を行った． このように，基礎データは取得しつつあるため，本報では，システムメリットの定量的評価，安全性及び寿命の評価について，４～６項で述べることにする．
HAN 系推進系の適用先としては，低毒性というメリットを生かすことができるロケット，有人ミッシ
ョンや小型化・低コスト化のニーズが高い比較的短寿命の小型衛星などが考えられている．

図３ 燃焼試験供試体

図４ HAN 系推薬 SHP の燃焼室圧力波形

三菱重工技報 Vol.48 No.4 (2011)52|4. システムメリット検討
３項に示したとおり，SHP は，(1)低毒性，(2)高性能(高比推力・高密度比推力)，(3)低凝固点というメリットを有しており，また触媒着火が可能なため，スラスタに特別な着火機構が不要であり，従来のヒドラジン系一液式スラスタを用いた推進系と同等の構成も可能である．
本項では，小型の地球周回衛星を想定し，以下に示す諸元にてヒドラジン推進系と SHP 推進系の質量及び消費電力の比較を実施した(1)．
・ 推薬： ヒドラジン or SHP

・ 衛星初期質量 ： 300kg
・ 増速量： 100m/s

・ スラスタ： 3N 級×４基

・ ガス供給方式： ブローダウン式

・ 配管系統：図５に示す．

図５ 配管系統結果を表２に示す．SHP 推進系はヒドラジン推進系に対して次のメリットがあることが分かった．
(1) 高性能化

・ 推薬量低減 ： -2kg
・ 推薬量低減によるタンク軽量化 ： -0.5kg(2) 低凝固点・ 熱計装低減 ： -0.5kg
・ ヒータ発熱量低減 ： -16W

したがって，質量で約 11％，ヒータ発熱量(電力)で約 33％の低減となる．
表２ ヒドラジン/HAN 系推進系諸元比較
項目

推薬の特性

推進系質量

ヒータ発熱量（ピーク)

ヒドラジン

SHP

比推力 (s)推薬

215248

備考

密度 (g/cm3)

11.4

凝固点 (℃)

2-30

密度比推力 ((g/cm3)s)

217356推進系 dry 質量 (kg)

12.6

11.6

1kg 減（タンク 0.5kg，熱計装系 0.5kg)

推薬質量 (kg)

15.5

13.5

比推力向上による

押しガス (kg)

0.1

0.1

推進系 wet 質量 (kg)

28.2

25.2

約 3kg(11％)減

保温用 (W)3216

保温用ヒータ低減

触媒昇温用 (W)

1616両者ともスラスタ前に昇温が必要

合計 (W)

48

32

16W(33％)減

比推力効率を 90％とし，理論比推力から推定|5. 安全性評価(爆轟性試験)
安全性の確認をするため，鋼管を使用して，爆轟性試験を実施した(1)．試験では，図６の供試体イメージ及び試験時の写真にて示すように，推薬を充填した試験管を鋼管内（底には６号雷管＋RDX(Research Department eXplosive）に入れ，それを土中に埋め込んだ後，起爆させ，鋼管の破損状況を評価した．

三菱重工技報 Vol.48 No.4 (2011)53

破損状況は，図７にて示すように，以下の基準で評価した．
・ 完爆 ： 鋼管が破砕されている状態（高速爆轟を起こしていると予想される状態）
・ 半爆 ： 鋼管の破砕が途中で中断している状態，又は鋼管の一部が裂ける状態
・ 不爆 ： ブランク（水）と同程度の変形のみ．ただし，ねじ部の変形は考慮しない

図６ 爆轟性試験供試体及び試験風景

図７ 爆轟性 評価基準

試験結果を図８に示す．試験は，SHP の混合比，すなわち HAN/AN/メタノール/水の比率を変えた 19 種類の試料を準備し，それぞれについて爆轟性の評価を実施した．図８(a)の等高線である比推力はその混合比における理論比推力，図８(b)の等高線である密度は実測したものである．図８より，ヒドラジンよりも高比推力及び高密度の領域において爆轟性が低い(不爆)領域があることが確認できた．

(a)比推力図８ 爆轟性試験結果(b)密度三菱重工技報 Vol.48 No.4 (2011)54|6. 寿命試験
小型の地球周回衛星への適用を想定し，累積噴射時間 2 000s を目標にして SHP 推薬，イリジウム系触媒を用いた寿命評価試験を実施した．試験は，触媒層温度を上げ過ぎないように，かつ比推力はヒドラジンと同等を確保するようにしたため，空間速度(触媒量に対する流量)から耐熱温度を越えない条件で実施した．寿命試験結果を図９に示す．累積噴射時間は 2 002s であり，最大連続噴射時間は 200s を達成した．ただし，現設計の供試体に対しては耐熱温度を考慮すると空間速度は小さく設定する必要があり(空間速度を大きくすると，比推力は上がるが触媒温度も上がってしまう)，それに伴い推力は小さくなる．寿命試験後，供試体の分解点検をしたところ，触媒の減少と一部固着，触媒保持構造において凹み変形が確認されたが，2 000s 後の性能は低下していないため，数千秒オーダの作動時間の小型衛星には適用できる目処が得られた．高性能化のためには，空間速度を増加させる必要があるが，それに伴い燃焼ガスが高温になり，触媒の劣化が懸念される．今後は，SHP 系推進系の実用化に向け，耐熱性触媒の開発，燃焼ガス温度以上で触媒が保持可能な構造の検討が必要である．また，高推力化については，空間速度は変えずに，すなわち触媒・触媒保持構造は現設計の材料のままで，供試体をスケールアップする(触媒量を増やす)ことで対応可能である．

図９ 連続噴射定常性能履歴|7. 今後の計画
グリーンプロペラント推進系は，1990 年代の研究以降一時期停滞していたが，欧州（スウェーデン）のＡＤＮ系スラスタが 2010 年６月に PRISMA 衛星でフライト実証するなど，現在世界的に開発が加速している．SHP は ADN 系推薬よりも理論比推力が高いため，開発に成功すれば，グリーンプロペラント推進系のイニシアティブをとることは可能である．
図１０に示すように，現在の SHP 一液スラスタの研究開発状況は累積作動時間が比較的短い（数 1000s）の小型衛星に搭載可能な目処が得られたところであり，今後は研究開発を加速し，耐熱性触媒，耐熱性を有した保持構造などの技術課題を克服して，長寿命化・シリーズ化(数種類の推力レベル)を図っていくとともに，最終的には宇宙実証を行い，HAN 系スラスタの技術を確立していく．

三菱重工技報 Vol.48 No.4 (2011)55

図１０ 開発目標|8. まとめ
当社では，グリーンプロペラントの中で，現行のヒドラジンよりも高性能・低凝固点である SHP を用いた一液スラスタ／推進系の研究開発を行ってきた．本報では，SHP を用いたグリーンプロペラント RCS(推進系)の研究開発状況について報告した．
・ 小型の地球周回衛星を想定してシステムメリットの定量的な評価を行った結果，SHP 推進系ではヒドラジン推進系に対し，質量で約 14％，電力で約 33％の低減が見込まれることが分かった．
・ 安全性の確認のため，鋼管を用いた爆轟性試験を実施した結果，ヒドラジンよりも高比推力及び高密度の領域において爆轟性が低い領域があることが確認できた．
・ 累積噴射時間 2 000s を目標にして SHP 推薬，イリジウム系触媒を用いた寿命評価試験を実施した．その結果，累積噴射時間は 2002s，最大連続噴射時間は 200s を達成し，作動時間が数千秒オーダの小型衛星には適用できる目処が得られた．
今後は，高性能化・長寿命化・シリーズ化を視野に，耐熱性触媒の開発，触媒保持構造の耐熱性向上を図るとともに，早急に技術を確立すべく研究開発を加速する．

参考文献(1) Tetsuya Matsuo， Katsumi Furukawa， Takashi Nakamura， Keiichi Hori， Syujiro Sawai， Nobuyuki
Azuma and Hidefumi Shibamoto， Safety Evaluation of HAN-based Liquid Propellant and its Advantages
Applied to a Spacecraft， IAA 50th Anniversary Celebration Symposium in Nagoya – Climate Change /Green Systems (2010)