衛星の軌道離脱に用いる超小型固体推進機の燃焼非一様性の解明及び横推力の抑制

阐明用于脱离轨道的超小型固体推进飞行器的燃烧不均匀性和横向推力抑制

• 批准号: 16J06899
• 负责人: 浅川 純
• 金额: $ 1.79万
• 依托单位: The University of Tokyo
• 依托单位国家: 日本
• 项目类别: Grant-in-Aid for JSPS Fellows
• 财政年份: 2016
• 资助国家: 日本
• 起止时间: 2016-04-22 至 2019-03-31
• 项目状态: 已结题
• 来源: https://kaken.nii.ac.jp/grant/KAKENHI-PROJECT-16J06899/
• 关键词: 小型スラスタ; 固体推進薬; 固体モータ; レーザ着火

本研究の目的は，小型衛星を用いた再突入ミッションや惑星探査ミッションを可能にする小型固体推進機の燃焼非一様性の解明及び横推力抑制手法の確立である．横推力が発生すると，小型衛星の軌道遷移や再突入に影響を及ぼすことが懸念される．大型推進機であれば，推力偏向機構を用いて横推力の影響を相殺することが可能であるため，横推力の抑制は行われてこなかった．しかし，電力や容積の厳しい制限を受ける小型衛星にはジンバル機構の搭載は難しく，横推力抑制手法の確立が必要不可欠である．また，主衛星に相乗りする形で打ち上げられることが多い小型衛星には厳格な安全基準が求められる．固体推進機には，誤着火が起きないようなインヒビットシステムが必要不可欠である．既存の固体推進薬ペレットを積層/クラスタ化することで，インパルス可変な小型固体推進機を提案し，ペレット数によらず安定作動が実現される積層/クラスタ手法を確立した．さらに，真空チェンバ内燃焼試験において，内壁で反射する高温燃焼ガスの影響を抑制した三軸推力測定系を構築した．構築した推力測定系を用いて，小型固体推進機の三軸推力測定を行い，軸方向推力及び横方向推力を評価した．さらに，予期せぬ誤着火を防ぐ安全装置として，レーザ着火システムを提案/構築し，小型固体推進系への導入に成功した．これにより，従来の電熱着火方式と比較して，低電力な着火システム，及び軽量なインインヒビットシステムが実現された．以上を踏まえ，モーターケース壁厚を薄くし軽量化を施したエンジニアリングモデルの小型固体推進機を設計した．推力測定を行い，想定通りの推進性能が得られることが示された．

The purpose of this study is to clarify the combustion heterogeneity of small solid propellant and establish a lateral thrust suppression method for small satellite applications. The lateral thrust is generated, and the orbital migration and re-intrusion of small satellites are affected. The thrust deflection mechanism of large propulsion engines can be used to suppress the lateral thrust. However, the power capacity of small satellites is limited, and it is necessary to establish lateral thrust suppression methods. The main satellite is in the shape of a small satellite. Solid propellant engine, misfire, misfire, misfire. Existing solid propulsion systems can be developed for small solid propulsion systems, such as multi-layer systems, and multi-layer systems. In addition, a three-axis thrust measurement system was constructed to suppress the influence of high temperature combustion caused by reflection from the inner wall of the vacuum chamber. Thrust measurement system for small solid propellant engines is constructed and used to evaluate axial thrust and lateral thrust. Today, it is expected that the introduction of a small solid propulsion system will be successful. In this regard, compared with the electric heating mode, the low power ignition mode and the high power ignition mode are realized. The above steps are taken to reduce the thickness of the wall and to design a small solid propellant. Thrust measurement is required to determine the thrust performance of the vehicle.

项目成果

Total Impulse Increase of a Micro-Solid Rocket Using a Stack of B/KNO₃ Pellets

使用一堆 B/KNO₃ 颗粒的微固体火箭的总冲量增加

• DOI: 10.2322/tastj.14.pa_53
• 发表时间: 2016
• 期刊: TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN
• 作者: Asakawa;J.;Koizumi;H.;Kojima;S.;Nakano;M.;Okada;N.;and Komurasaki;K.
• 通讯作者: K.

固体推進薬積層式マイクロスラスタの性能評価及びミッション検討

固体推进剂叠层微型推进器性能评估与任务研究

• 发表时间: 2016
• 作者: Asakawa;J.;Koizumi;H.;Kojima;S.;Nakano;M.;Okada;N.;and Komurasaki;K.;浅川純，小泉宏之，武田直己，西井啓太，室原昌也，船瀬龍，小紫公也;浅川純，小島隼一，小泉宏之，松隈俊大，中野正勝，瀬戸裕基，小紫公也
• 通讯作者: 浅川純，小島隼一，小泉宏之，松隈俊大，中野正勝，瀬戸裕基，小紫公也

EQUULEUS搭載超小型水レジストジェットAQUARIUSの提案と開発

搭载EQULEUS的超小型防水喷射AQUARIUS的提案及开发

• 发表时间: 2017
• 作者: Asakawa;J.;Koizumi;H.;Kojima;S.;Nakano;M.;Okada;N.;and Komurasaki;K.;浅川純，小泉宏之，武田直己，西井啓太，室原昌也，船瀬龍，小紫公也
• 通讯作者: 浅川純，小泉宏之，武田直己，西井啓太，室原昌也，船瀬龍，小紫公也

Stable Operation and Lateral Thrust Measurement of an Adjustably-designed Solid Micro-thruster for a Cubesat

立方星可调节固体微型推进器的稳定运行和横向推力测量

• 发表时间: 2016
• 作者: Asakawa;J.;Kojima;S.;Koizumi;H.;Nakano;M.m Okada;M.;and Komurasaki;K.
• 通讯作者: K.