CAMUIハイブリッドロケット


 CAMUIとは縦列多段衝突噴流という意味のCascaded Multistage Impinging-jetの頭文字を用いたものです.これは,本研究において開発しているハイブリッドロケットの新しい燃焼方式を表しています.また,北海道に古くから伝わる神,神威(カムイ)に「北海道を日本の宇宙開発の拠点に」という私たちの望みを込めてかけています.
 ハイブリッドロケットとは,相の異なる燃料と酸化剤(一般には固体の燃料および液体の酸化剤)を推進剤とするロケットです.ハイブリッドは他の固体,液体ロケットに比べ,燃料にプラスチックを用いることから安全であります.また,推進剤に火薬を用いないことからその管理コストを削減でき,液体ロケットに比べて,機体を簡素にできることなどから,運用までのコストが安くなるといった特徴を持っています.さらに,排出する燃焼ガスの環境に与える影響が少ないことなど,これからの宇宙開発に欠くことのできない推進システムといえます.
  
図1. 従来型ハイブリッドロケット

 では,縦列多段衝突噴流とはどのような燃焼方式なのか気になる方もいるでしょう.それにはまず,従来の一般的なハイブリッドロケットについて説明しなくてはなりません.従来のハイブリッドロケットは図1のような燃料の形状をしています.プラスチックの燃料にポートと呼ばれる穴が開いており,このポートに燃焼ガス(酸化剤)が供給されることで燃焼がおこります.しかし,従来のハイブリッドロケットの燃焼は境界層燃焼であるため,固体燃料表面への入熱が小さく,燃料の後退速度が低くなり,固体ロケットのそれと比べて1/3程度しかありません.燃料の後退速度はそのまま推力の大きさに影響するといこともあ り,ハイブリッドロケットは低推力といった欠点を持っています.また,ポートの中を酸化剤が流れていることから,燃料と酸化剤とが十分に混合せず,燃焼効率が低いことも欠点となっています.ハイブリッドロケットの実利用を目指すためには,以上の欠点を解決する必要があります.そこで,上記2つのハイブリッドロケットの欠点を打開する策として,本研究で新しく導入した燃焼方式
    
(a)
(b)
図2. CAMUIハイブリッドロケット
がCAMUI(縦列多段衝突噴流)方式です.CAMUI方式における燃料の形状は図2(a)のようになっています.2つのポートのあいた軸長の短い燃料ブロックを一つとし,この燃料ブロックを燃焼室内に複数個,縦列に配置します.このとき,隣り合う燃料ブロックのポートが互いに90°ずれるように配置することで,ポートを通過してきた燃焼ガスの衝突面を形成します.衝突面の断面図を図2(b)に示します.燃焼室上流側から供給された燃焼ガスはポートを通過後,次段燃料ブロック表面に衝突します.このとき,衝突面において衝突噴流熱伝達を伴う燃焼が生じます.衝突噴流熱伝達とは,噴流を壁面に衝突させると,そのよどみ点近傍では高い熱伝達が得られるというものです.これを利用することで,従来のハイブリッドロケットの問題点であった固体燃料表面への入熱不足が改善され,固体燃料の気化が促進されることとなり,高い燃料後退速度を得ることができます.また,燃料ブロック表面に燃焼ガスが衝突すると,燃焼ガス中の未燃ガス成分が衝突噴流の乱流成分によって撹拌され,よどみ点近傍にて酸化剤成分と良好に反応することが報告されています.これにより,高い燃焼効率を得ることができます.つまり,CAMUI方式を用いることにより,従来のハイブリッドロケットの欠点であった,低推力,低燃焼効率といった欠点を克服できることができます.
 
  
図4. CAMUI方式燃焼モデル


 私たちは,CAMUI方式を用いたハイブリッドロケットの実機開発のための研究を行っています.過去の研究において私たちは,小型CAMUIロケットの開発を行ってきました.2004年度までに小型CAMUIロケットの燃焼特性および,打ち上げ実証試験を繰り返し,小型ロケットの打ち上げに関する基盤技術を確立しました.これを受けて,私たちはCAMUIハイブリッドロケットの実機開発段階へと移行しました.
現在本研究では,高層大気採集用推力400 kgf級CAMUIハイブリッドロケットの開発を行っています.目標高度10 kmを目指し,機体が轟音とともに空に吸い込まれていく様を想像しながら開発に取り組んでいます.
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二段燃焼式ハイブリッドロケット

 
 衛星放送,GPSを用いたカーナビゲーションシステムなど人工衛星はますます私たちの生活に身近なものとなっている.現在では人工衛星の基本的な技術が確立され,民間企業でも人工衛星の打上げを行うことが可能となった.民間企業が打ち上げる商業衛星の大半は100 kg以下の小型衛星であるが,100 kg以下の小型衛星の単独打上げに特化したロケットはないため,そのような小型衛星は大型衛星とともに打ち上げられるピギーバック方式が主流である.ピギーバック方式での打上げでは主衛星の発言権が大きく,小型衛星に軌道選択の自由はない.そこで小型衛星に軌道変換用スラスターを搭載し軌道選択の自由度を増やすことが,ミッションを達成する上で有用となる.私たちは小型衛星の軌道変換用スラスターとして二段燃焼式ハイブリッドロケットの開発を行っている.ハイブリッドロケットを使用する利点は第一に,安全性が高いことである.ハイブリッドロケットは推進剤に火薬や毒物を使用せず燃料と酸化剤を分離して貯蔵できるため,高い安全基準を設けているピギーバック方式での打上げの機会を得る上で有利である.第二にコストが安いことである.上述のように推進剤に火薬や毒物を使用しないためロケットの製作,管理,運搬等にかかるコストを小さく抑えることができる.
 ハイブリッドロケットは1960年代に盛んに研究が行われたが推力,比推力の面で液体ロケット,固体ロケットに大きく劣ることからごく最近まで実用化されることはなかった.私たちが研究を行っている二段燃焼式ハイブリッドロケットは従来とは異なる燃焼方式を採用することで,従来型ハイブリッドロケットの低推力,低比推力を改善できる.
 二段燃焼式ハイブリッドロケットの燃焼機構は,粒状の固体燃料が充填された一次燃焼室に酸化剤を供給し燃料過多の燃焼ガスを発生させ,2次燃焼室でその燃焼ガスにさらに酸化剤を供給し燃焼を完結させる,というものである.このような燃焼機構の利点は,粒状の燃料を使用することで燃料後退速度が増し推力が向上すること,また1次・2次酸化剤流量を調節することで常に最適なO/F(酸化剤・燃料質量流量比)を保ち,高い比推力を維持できることである.
 本研究ではこれまでに実験機を設計・製作し,燃焼実験を行い,燃焼室の非定常燃焼特性や熱収支等を明らかにしてきた.今後,新たな実験機を設計し燃焼実験を行うことで,フライトモデルの設計のためのデータを取得する予定である.また,触媒を用いた点火方式の検討も並行して行う予定である.
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パルスデトネーションエンジン


 次世代の再使用型宇宙往還機や超音速旅客機などに使用するためのエンジンとして,スクラムジェットエンジンなどの空気吸い込み式エンジン (air-breathing engine)の研究が盛んに行われていますが,近年まったく新しい発想の革新的な性能を秘めた次世代型推進機関の一つとしてパルスデトネーションエンジンPulse Detonation Engine:PDE)が注目されています.PDEはその名のとおり,デトネーション(爆轟)と呼ばれる燃焼波の伝播形態を利用したエンジンでです.デトネーションは衝撃波を伴った燃焼形態であり,一般的な燃焼形態であるデフラグレーション(爆燃)に比べて伝播速度が格段に速く,圧力も極めて高くなります. デトネーションは工場の爆発や炭鉱内の粉塵爆発,エンジンのノッキングなどの原因とされ,これまでは主に安全工学的な見地から研究が行われてきました.1950年代後半から,このデトネーションの特性を生かして推力を得ようとするPDEに関する提案が出され,基礎研究などが行われましたが,デトネーションそのものに対する理解がまだ十分ではなかったため研究はあまり進展しませんでした. その後,”すす膜模様法”による気体デトネーションの複雑な三次元セル構造の解明,コンピュータの発展による数値解析の隆盛により,さらにデトネーション現象が理論的に理解されるようになりました.その結果,ここ数年で再度PDEの基礎研究が盛んに行われるようになり,現在ではPDEは実用化に向けて,燃料の選定,点火方法,吸気過程,燃焼器形状,ノズル, 総合的なシステム構築に関するものまで,様々な角度から研究が行われています.本研究室では,数あるPDEの課題の中でデトネーションの開始に関する課題に注目し研究を行っています.PDEは燃焼室にいかにしてデトネーション波を伝播させるかがエンジンの効率を大きく左右します.今までに行われてきた研究により,プリデトネーターと 呼ばれる比較的小さな内径の管内に少量の反応性の高い混合気を充填しデトネーション波を発生させ,より大きな径の燃焼器に入射させる方法が有効であることが知られています.本研究室では,プリデトネーターを用いたシステムに独自の流路形状を有した燃焼室を用い,従来のシステムでは困難な水素-空気条件空気吸い込み式PDEを想定) でデトネーション波を伝播させることを目標に,この流路形状が燃焼器でのデトネーションの伝播限界にどのような影響を及ぼすかを実験的に検証しています.

燃焼室模式図とデトネーション波の遷移
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小型宇宙機の開発


現在、全国の中小企業と22の大学と共同で開発を進めているUNITEC-1プロジェクトに参加しています。 小型宇宙機UNITEC-1は、2010年5月頃打上げ予定で、 打上げ後、一度地球の公転軌道の外へ出た後、金星に向かいます。成功すると宇宙機関以外で初めて地球重力圏を突破する宇宙探査機になります。当研究室は、 熱制御系を担当しています。地球の公転軌道よりも外の位置では地球近傍での9割程度、金星付近では2倍弱の太陽光を受けます。太陽から受ける熱量の変動が多く、 熱制御系にとっては厳しい軌道です。
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SOTV(太陽熱推進軌道変換機)


 SOTVは推進方式として太陽熱推進を採用した上段の軌道変換機である.LEO(Low Earth Orbit,低周回軌道)〜GEO(Geostationary Earth Orbit,静止軌道)間のペイロード輸送,停波衛星のデオービットミッションなど軌道変換を必要とするミッションでの使用が期待されている.当研究室ではSOTVに搭載される太陽熱推進スラスタの伝熱特性についての研究を行っている.
 図1に太陽熱推進の概念図を示す.太陽光を集光鏡で集光しスラスタ内のキャビティに照射することで,スラスタを介して推進剤を加熱する.その結果プレナム室までに高温高圧となった推進剤をノズルから噴射することで推力を得る.太陽熱推進の特徴として,現在軌道変換に用いられている,高推力・低比推力の化学推進と低推力・高比推力の電気推進との中間的な性能を持つことが挙げられる(図2参照).また,太陽熱推進のシステムは軽量かつシンプルに構成することができるので,化学推進や電気推進に比べ,ペイロードの単位質量あたりにかかる打上げコストを削減することが可能となる.他の特徴として,推進剤の自由度が高いことが挙げられる.最も高い性能が発揮できると考えられている液体水素を始め,ヒドラジン,アンモニア,液体窒素,水などが推進剤の候補として挙げられる.本研究では,推進剤として水を選択して研究を行っている.その理由は,水を用いて行う伝熱特性の解明や熱モデルの構築を,水同様に相変化をする液体水素のような液体推進剤へ応用することが可能であること,また,水は低コストであり,取り扱いやすく安全であるため,学生実験に適していることである.
 本研究では加熱噴射実験に加え,伝熱解析を行っている.スラスタの温度分布と推進剤の挙動などの解析を行い,スラスタの性能評価を行っている.過去の研究から,スラスタのノズルから推進剤へ熱移動がスラスタの性能に影響を与えているのではないかということがわかった.一般的な化学推進では推進剤を燃焼させるためノズルに比べて推進剤の方が圧倒的に高温となる.一方,太陽熱推進の場合は,スラスタを介して推進剤を加熱するため推進剤よりもノズルの方が高温になり,ノズルから推進剤への熱移動が起こる.今後はノズル部における熱移動がスラスタの性能にどのような影響を与えるかについて解明することが課題である.

    
 図1. 太陽熱推進の概念図
図2. 性能比較
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液滴ラジエター


 
 宇宙空間では地上のような対流熱伝達等を利用した排熱を行えず,ふく射放熱が唯一の排熱手段となる.宇宙構造物の大型化が進むと従来の放熱板を用いた宇宙用ラジエータでは排熱性能,ラジエータ重量の増加,デブリスの衝突などの問題が発生すると予想される.そのため新しい宇宙用ラジエータの開発が必要である.
 液滴ラジエータは液滴を生成する機器,液滴を回収する機器,作動流体を循環させる機器,熱を交換するための機器から構成され,宇宙構造物からの廃熱を受け取った作動流体を液滴流として直接宇宙空間に射出し,ふく射により放熱を行う宇宙用ラジエータである.ふく射放熱面に部材を使用しないため単位重量当たりの放熱量を大きくでき,次世代型宇宙用ラジエータとして注目されている.
私達は微小重力環境における液滴ラジエータの要素研究を行っており,本年度は宇宙空間に射出された液滴流の回収に関する研究を行っている.液滴流は回収器内側壁面に衝突し回収される.液滴を回収する際、飛散が起こると作動流体が宇宙空間へロストすることになる.作動流体の損失は液滴ラジエータの機能不全につながるため,飛散と捕集の境界を知る必要がある.
私達は壁面に衝突した液滴が飛散・捕集される境界を特定し,作動流体の物性(主に粘性)による飛散・捕集の境界への影響を実験により検証している.下の画像は液滴流の捕集と飛散の様子である.また,今期から作動流体の循環を自動化する研究も進めていく予定である.


     
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固体燃料管内の燃え広がり

研究テーマ