| 研究概要 |
近年,コスト対策の観点から従来型の人工衛星においても推進系を含めた小型化が行われるようになった.また,これまでに超小型の人工衛星が地球軌道上に投入されるに至るも,適切な小型ロケット推進機が存在しないために弾道飛行に甘んじている.このような超小型人工衛星は並列分散化が容易であるため機動性を付与することにより高いフォールトトレランスや,フォーメーションフライトなどの高度なミッションが実現可能になる.このような背景から小型軽量で高い信頼性を有する宇宙用ロケット推進機が求められる.
研究代表者らは,固体推進薬とレーザ支援燃焼を用いて小型の宇宙用ロケット推進機を実現することを着想するに至った.一般に,固体ロケット推進機は推力が大きく構造が簡単であり高い信頼性を有しているものの,スロットリングや燃焼の中断・再開などの燃焼制御が非常に困難であった.そこで,これまで独自に研究を行ってきた非自燃性固体推進薬(熱エネルギー供給により燃焼制御可能な推進薬)を用い,その熱源として小型・軽量で変換効率に優れたレーザダイオードを用いることにより,燃焼制御可能な固体ロケット推進機を実現するのである.
これまでに,提案するロケット推進機の設計指針を得るため,レーザ用のストランドバーナを試作し基礎的な燃焼特性を得ている.HTPB/AP系の固体推進薬に、レーザ光を吸収する炭素粉などを0.5%程度含有させることによりレーザ照射後直ちに点火され,照射の中断と共に燃焼を中断できることを確認した.また,燃焼速度の燃焼雰囲気圧力への依存性に関しては,燃焼速度は圧力の0.5乗程度で増加することが確認され,本燃焼制御方式をロケット推進機に適用可能であることを示した.
さらに,燃焼速度はレーザパワーにも依存しており,レーザパワーの調整による可変推力の実現可能性を評価した.
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