本発明は、ヒドラジン等の推進薬の分解反応で生じる分解ガスを噴出させて推力を得るスラスタ装置及び当該スラスタ装置を備えた宇宙機に関する。

人工衛星やロケット等の宇宙機には、宇宙空間においての姿勢を制御したり、軌道を変更するために、スラスタが搭載されている。スラスタのうち、ヒドラジン等の推進薬を収容したタンクから、推薬弁及びインジェクタを介して推進薬を触媒層に供給することで、当該触媒層にて分解反応を生じさせ、その分解ガスをノズルから噴出させて推力を得る一液触媒式スラスタがある。

宇宙機おいて姿勢制御及び軌道制御を行うためのスラスタの寿命は宇宙機自体の寿命を決定するほどのものであり、スラスタは宇宙空間という特殊環境においても長期間に亘って故障せず、且つ繰り返しの使用に耐えられることが要求される。 このようなスラスタにおいて、推進薬が推薬弁から極細チューブを通して触媒層に供給された時の分解反応時に生じる触媒の局所的な劣化を防止するとともに、推薬弁の応答性や安全性を向上させる技術が開発されている(特許文献1)。

特開2009−257155号公報

しかしながら、上記特許文献1に示す技術により、触媒層自体の耐久性を向上させることは可能であるが、一般にスラスタは、触媒層が分解反応により高温となり、当該触媒層を保持するチャンバからスラスタ全体及び当該スラスタを搭載する宇宙機の構造体にまで熱が伝達されるという問題がある。 例えば、推進薬としてヒドラジンを用い、触媒層としてアルミナ粒子に触媒であるイリジウムを担持させた触媒粒子を用いた一液スラスタにおいては、触媒層は900℃程度の高温に達するのに対し、推薬弁は120℃程度の温度に抑える必要がある。

このため、触媒層を保持するチャンバには耐熱性の高いコバルトNi合金を用い、当該チャンバと推薬弁との間を断熱構造としているが、コバルトNi合金は断熱特性に劣っており、推薬弁や宇宙機構造体への入熱を抑えるのが容易でない。また、触媒層の予熱のため及び推薬弁の保温のためにヒータが設けてられているが、チャンバと推薬弁との断熱特性が低いと、その分ヒータによる電力消費が大きくなるという問題がある。

本発明はこのような問題を解決するためになされたもので、その目的とするところは、触媒層を高温に保持しつつ推薬弁側への断熱性を高めることができ、ヒータの電力消費を節減し、許容温度を超過することによる故障を回避することのできるスラスタ装置及び宇宙機を提供することにある。

上記した目的を達成するために、請求項1のスラスタ装置では、推薬弁から推進薬導入部を介して推進薬を触媒層に導入することで、分解ガスによる推力を発生させるスラスタ装置であって、内部に前記触媒層を保持し、Ni合金からなるチャンバと、前記推薬弁から前記チャンバへと接続され、Ni合金からなる前記推進薬導入部と、前記推進薬導入部の一端と一体をなしているNi合金からなる導入管フランジと、前記チャンバと前記推薬弁との間にてTi合金からなる複数の柱部を介してチャンバを支持し、Ti合金からなる推薬弁フランジと、を備え、前記推薬弁フランジには、前記導入管フランジの形状に沿って凹部が形成され、組み付け時には当該凹部に前記導入管フランジが嵌合されることを特徴としている。

請求項2のスラスタ装置では、請求項1において、前記柱部は3本であることを特徴としている。 請求項3のスラスタ装置では、請求項1又は2において、前記柱部の先端に雌ネジが螺刻されており、雄ネジが螺刻されたNi合金からなるファスナを当該柱部の先端に締結することで、当該柱部と前記チャンバとを接続することを特徴としている。

請求項4の宇宙機では、請求項1から3のいずれかに記載のスラスタ装置が、前記推薬弁フランジを介して取り付けられていることを特徴としている。

上記手段を用いる本発明によれば、分解反応により高温となる触媒層を保持するチャンバと、推薬弁から触媒層へと推進薬を導入する推進薬導入部はNi合金とし、推薬弁とチャンバとの間に設けられる支持部材はTi合金とし且つ複数の柱部を介してチャンバを支持することとしている。 このように、高温化する触媒層側は耐熱性の高いNi合金で構成し、比較的低温に保つ必要のある推薬弁との間には熱伝導率が低く断熱性の高いTi合金で構成された支持部材を介在させることで、触媒層から推薬弁への断熱性を確保することができる。さらに当該支持部材は柱部でチャンバを支持する構成であることで、推薬弁側へ熱伝達する領域を最小限に抑えることができ、断熱性を向上させることができる。

こうして触媒層の高温化を許容しつつ推薬弁側への断熱性を高めることができることで、触媒層を予熱するため及び推薬弁を保温するためのヒータ電力を節減でき、支持部材を介して当該スラスタ装置が取り付けられる宇宙機への入熱量も抑制することができる。これらのことからスラスタ装置及び宇宙機の許容温度を超過することによる故障を回避することができる。

本発明の一実施形態に係るスラスタ装置の全体斜視図である。

本発明の一実施形態に係るスラスタ装置の拡大分解斜視図(a)、拡大分解側面図(b)である。

以下、本発明の実施の形態を図面に基づき説明する。 図1には本発明の一実施形態に係るスラスタ装置の全体斜視図が、図2(a)(b)にはスラスタ装置の拡大分解斜視図及び拡大分解側面図がそれぞれ示されており、以下これらの図に基づき説明する。 図1に示すスラスタ1は、姿勢制御及び軌道制御のために宇宙機に複数搭載されている一液触媒式スラスタである。

スラスタ1は、ヒドラジン(推進薬)を収容したタンク2から推薬弁4にヒドラジンが供給される。推薬弁4は電磁弁であり、出口部分には導入管6(推進薬導入部)の一端が接続されている。導入管6の他端はインジェクタを構成し、チャンバ8と接続されている。 チャンバ8は内部に触媒層を保持している。図示しないが、触媒層は例えばアルミナ粒子に触媒であるイリジウムを担持させた触媒粒子がメッシュ材により保持されている。円筒状をなしているチャンバ8の先端には、チャンバ8の軸方向に対して垂直方向に開口したノズル10が設けられている。また、チャンバ8はノズル10の一部を突出させた状態でカバー12により覆われている。

さらに、スラスタ1は推薬弁4とチャンバ8との間に支持部材20を備えている。当該支持部材20は、推薬弁4に取り付けられる推薬弁フランジ22、チャンバ8と一体をなしているチャンバフランジ24、導入管6の一端と一体をなしている導入管フランジ26とから構成されている。 以下、当該支持部材20について詳しく説明する。

図2、3に示す推薬弁フランジ22は、軽量化のため外縁が切り欠かれた略六芒星形状をなしており、推薬弁先端に取り付けられている。当該推薬弁フランジ22の3箇所の光芒先端部分には、図示しないボルト及びナットにより宇宙機に取り付けられるための機体取付孔28a、28b、28cが穿設されている。また、当該推薬弁フランジ22には、各機体取付孔28a、28b、28cの内側位置にて、チャンバ8側へと延びた柱部30a、30b、30cが形成されている。当該各柱部30a、30b、30cの一端と推薬弁フランジ22とは溶接により取り付けられている一方、柱部30a、30b、30cの他端には雌ネジ32a、32b、32cが螺刻されている。

チャンバフランジ24は、チャンバ8の一側端部において一体をなした円盤状をなしており、周縁に3箇所ヒータセンサ(図示しない)を配置するための円弧状の切欠部を有している。当該チャンバフランジ24には、推薬弁フランジ22の各柱部30a、30b、30cと対応して3箇所に貫通孔34a、34b、34cが穿設されている。当該貫通孔34a、34b、34cには、雄ネジの螺刻されたファスナ36a、36b、36cが挿入され、対応する柱部他端の雌ネジ32a、32b、32cと締結することで、チャンバフランジ24が当該柱部30a、30b、30cを介して推薬弁フランジ22に支持されるよう構成されている。

導入管フランジ26は、軽量化のため各辺が円弧状に切り欠かれた略正三角形状をなしている。上記推薬弁フランジ22には当該導入管フランジ26の形状に沿って凹部38が形成されており、組み付け時には当該凹部38に導入管フランジ26が嵌合する。当該導入管フランジ26及び推薬弁フランジ22の凹部38の各頂点部分には、両フランジを貫通する貫通孔40a、40b、42a、42b(1箇所図示せず)が穿設されている。組み付け時にはこれらの貫通孔40a、40b、42a、42bにボルト44a、44bを挿入し他方をナット46a、46bで締結することで導入管フランジ26を推薬弁フランジ22とともに推薬弁4に固定する。推薬弁フランジ22の凹部38には中央部に導入孔48が穿設されており、当該導入孔48から導入管6へと推進薬が流通する。また導入管フランジ26には、導入管6を支持する導入管支持板50が取り付けられている。当該導入管支持板50は側面視において波形状をなし、先端部において導入管6と接続されて当該導入管6を支持している。

このように構成された支持部材20における各部材の材質はNi(ニッケル)合金(例えばコバルトNi合金、)とTi(チタニウム)合金とに分かれている。高温となる触媒層を保持しているチャンバ8及びチャンバフランジ24、当該チャンバフランジ24を締結する各ファスナ36a、36b、36c、触媒層にヒドラジンを導入する導入管6及び導入管フランジ26、は耐熱性の高いNi合金により構成されている。一方、触媒層よりも比較的低温に保つ必要のある推薬弁4に取り付けられる推薬弁フランジ22及び柱部30a、30b、30cは熱伝導率が低く断熱性の高いTi合金により構成されている。なお、推薬弁フランジ22と導入管6とを締結するボルト44a、44b及びナット46a、46bは、例えばステンレスで構成されている。

以上のように構成されたスラスタ1は、推薬弁4が開弁することでタンク2からのヒドラジンが導入管6へと供給され、チャンバ8内の触媒層へとヒドラジンが噴射される。触媒層に推進薬が添加されると分解反応が生じ、分解ガスがノズル10から噴出されることで推力が生じる。 触媒層は分解反応により900℃程度の高温となり、その熱は触媒層を保持しているチャンバ8から導入管6及び導入管フランジ26、各ファスナ36a、36b、36c等に伝達されるが、これらの各部材はNi合金であることでこの熱を許容できる。

一方、チャンバ8と接続されている柱部30a、30b、30cは、Ti合金であり熱伝導性が低いことから推薬弁フランジ22や推薬弁4への熱の伝達を遮ることができる。また、柱部30a、30b、30cとチャンバフランジ24とは異種金属であることから溶接による接続は困難であるのに対し、本実施形態では、低温側となる柱部30a、30b、30c側に雌ネジ32a、32b、32cが形成され、高温側となるチャンバフランジ24側から雄ネジであるファスナ36a、36b、36cが締結されている。例えばファスナをTi合金とすると熱による伸縮により破損する可能性があるのに対し、耐熱性の高いNi合金からなるファスナ36a、36b、36cを雄ネジとして柱部30a、30b、30cに締結させることで、高温状態を許容しつつ強固に接続することができる。

また、チャンバ8は3本の柱部30a、30b、30cのみで支持していることから、チャンバ8を安定的に支持しつつ、推薬弁4へ熱伝達する領域を最小限に抑えて断熱性を向上させることができる。 このように、高温化する触媒層側は耐熱性の高いNi合金で構成し、比較的低温に保つ必要のある推薬弁4側にはTi合金の支持部材20を介在させ、3本の柱部30a、30b、30cによりチャンバ8を支持することで、触媒層から推薬弁4への断熱性を確保することができる。

こうして触媒層の高温化を許容しつつ推薬弁4側への断熱性を高めることができることで、触媒層を予熱するため及び推薬弁4を保温するためのヒータ電力を節減でき、支持部材20を介して当該スラスタ1が取り付けられる宇宙機への入熱量も抑制することができる。これらのことからスラスタ1及び宇宙機の許容温度を超過することによる故障を回避することができる。

以上で本発明に係るスラスタ装置及び宇宙機の実施形態についての説明を終えるが、実施形態は上記実施形態に限られるものではない。 上記実施形態では、支持部材20は3本の柱部30a、30b、30cによりチャンバ8を支持しているが、柱部の数はこれに限られるものではなく、4本以上の柱部としても構わない。

また、上記実施形態の推薬弁フランジ22、チャンバフランジ24、及び導入管フランジ26の形状はこれに限られるものではなく、他の形状をなしていてもよい。 また、上記実施形態のノズル10は、チャンバ8の軸方向に対して垂直方向に開口しているが、ノズル10の向きはこれに限られるものではなく、例えば軸方向に開口したものであっても構わない。

また、上記実施形態では、推進薬としてヒドラジン、触媒層としてアルミナ粒子にイリジウムを担持させたものを用いているが、推進薬及び触媒層はこれに限られるものではない。

1 スラスタ 2 タンク 4 推薬弁 6 導入管(推進薬導入部) 8 チャンバ 10 ノズル 20 支持部材 22 推薬弁フランジ 24 チャンバフランジ 26 導入管フランジ 30a、30b、30c 柱部 32a、32b、32c 雌ネジ 34a、34b、34c 貫通孔 36a、36b、36c ファスナ