レーザ加熱によりスロットリングを実現するマイクロ固体推進機

2024年07月02日

目的

固体推進機は，構造が簡単で信頼性が高いという長所がありますが，スロットリングや燃焼の中断が困難でした．そのため，人工衛星などの姿勢制御や軌道保持などスロットリングを繰り返し行う用途では液体推進機の独壇場でした．一方で，液体推進機は，タンクや配管のために広いスペースを必要とし，宇宙機への負担が大きいと言う欠点があります．

以上の理由により，従来の推進機の代替となるだけでなく，容積の制限が厳しい超小型衛星にも適用可能なマイクロ推進機が切望されています．そこで，小型の固体推進機にレーザを用いた非接触の加熱を適用することにより，タンクやバルブが不要という固体推進機の長所を継承しつつ，液体推進機の長所である燃焼の中断と再開を含めた柔軟なスロットリング性を兼ね備えた宇宙機用固体マイクロ推進機を創出することを目標としています．

提案する方式

成分や配合を調整することにより，外部から熱の供給がある場合にのみ燃焼が維持されるようにした固体推進剤と，加熱用レーザを用いることにより，小型軽量でスロットリング可能なロケット推進機の実現を行います．第1図は提案する推進機の模式図です．この推進機では，固体推進剤の表面をレーザ加熱することにより，燃焼を開始させ推力を得ます．燃焼を中断したいときには，レーザをオフにします．すると，固体推進剤は燃焼を維持できなくなり，急減圧装置などを用いなくとも自動的に消炎します．また，燃焼速度（火炎が固体推進剤に燃え広がる速度）は，レーザパワーが大きくなるにつれて速くなるため，レーザパワー，即ちレーザを駆動する電流により可変推力を実現することが可能です．

レーザ加熱によるOn/Off制御の実験（ストランドバーナ）

この動画は，燃焼室を模擬するストランドバーナに燃焼制御可能な固体推進剤を設置し，レーザ加熱のOn/Offにより燃焼が制御できるかを実証した実験の様子です．中は，窒素ガスにより換気されています．動画のように，レーザ光（紫色，赤外光なので目には見えないがカメラには写る）が照射されている間は，燃焼が維持し，レーザ加熱の中断とともに燃焼も停止しています．なお，このときの内部の窒素圧力は2気圧です．

試作機と作動中の様子

この動画は2014年度に製作した試作機の作動中の様子です．固体プロペラントは，アクリル製の燃焼室に封入されており，レーザ照射中はレーザ発射口が右にゆっくりと動きます．レーザ照射により推力が生成し，レーザ加熱中断により燃焼も中断できている様子が分かります．なお，真空容器内で実験しているため，推進機の外側の圧力は約3kPa（0.03気圧）になっています．

燃焼負触媒を利用した高推力化

試作機

推力と燃焼室圧力の時間変化

　これまでの研究は，推進薬の配合を燃料過多にすることにより燃焼制御を実現してきました．しかし，理論比推力は203秒程度であるため，性能に限界が見えてきました．そこで，性能が高くなるような配合比の推進薬にフッ化リチウムなどの燃焼負触媒を添加することにより高性能化を図ることにしました．これにより理論比推力は260秒にまで増加します．これまでに，フッ化リチウムを添加した固体推進薬を製造し，推力を評価して，サーモグラフィーにより燃焼時の熱流束（単位面積・単位時間あたりの熱の移動量）を明らかにするに至っています．
　左図は，試作機とその推力と燃焼室圧力の時間変化です．このように，フッ化リチウムを添加することにより，比推力が高い推進薬でも燃焼の制御がレーザのon/offにより実現できることを示すに至っています．しかし，燃焼制御が失敗する頻度が高くなり，点火遅れが見られるようになったことから今後更なる改良を続けていきます．

　なお，本研究は，競輪の補助を受けて実施したものです．

投稿論文ならびに発表

Shota Isakari, Takamasa Asakura, Daichi Haraguchi, Yasuyuki Yano, Akira Kakami, "Performance evaluation and thermography of solid-propellant microthrusters with laser-based throttling,” Aerospace Science and Technology, DOI: 10.1016/j.ast.2017.08.027, pp. 99-108, December 2017.
Shota Isakari, Shingo Onizuka, Yasuyuki Yano, and Akira Kakami, “Performance Evaluation of a Throttleable Solid Propellant Thruster using Laser Heating,” Transactions of The Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Aerospace Technology Japan, Vol. 14, ISTS30, pp. Pa_61-Pa_66.
Akira Kakami, Shota Terashita and Takeshi Tachibana, “A Laser Heating Method for Estimating Thermal Balance of Burning Solid Propellants,” Science and Technology of Energetic Materials, Vol. 70, No. 6 , pp.145-151, December 2009.
Akira Kakami, Ryoma Hiyamizu, Kiyotaka Shuzenji and Takeshi Tachibana, “Laser-Assisted Combustion of Solid Propellant at Low Pressures,”Journal of Propulsion and Power, Vol. 24, No. 6, pp. 1355-1360, November 2008.
Masayuki Shimoda, Taketoshi Hamada, Akira Kakami, and Takeshi Tachibana, "Prototype of 0.1 N-class Solid Propellant Thruster with Laser-Controlled Combustion," 29th International Symposium on Space Technology and Science, 2013-a-06, June 5 2013, Nagoya Japan.
Akira Kakami, Hamada Taketoshi, Shigeki Ishihara and Takeshi Tachibana, “Laser assisted combustion of solid propellant for a 100 mN class variable thrust rocket motor,” 48th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, AIAA-2012-4042, July 31 2012.
Shinichiro Masaki, Ryoma Hiyamizu, Akira Kakami, Hideyuki Horisawa and Takeshi Tachibana, “Preliminary Experiment on Solid Propellant Microthruster Using Laser-Controlled Combustion,” 2nd Asian Joint Conference of Propulsion and Power, Kitakyushu, Japan, January 28 2005.
Akira Kakami, Ryoma Hiyamizu, Kiyotaka Shuzenji and Takeshi Tachibana, “Laser-Assisted Combustion of Solid Propellant at Low Pressures,”Journal of Propulsion and Power, Vol. 24, No. 6, pp. 1355-1360, November 2008.
鬼塚信吾，上米良国知，矢野康之，各務聡，”レーザ加熱によりスロットリングを実現する固体ロケット推進機”，平成25年度宇宙輸送シンポジウム，STCP- 2013-008，2014年1月16日，神奈川県相模原市．

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