| 研究概要 |
現在,大学や民間企業などによる小型衛星の研究開発および打ち上げが急速に進められている.そして,次世代フェーズとしてこれら小型衛星を実用レベルにまで引き上げるために,マイクロスラスタを用いた軌道・姿勢制御が必須となっている.申請者はこれまでの研究において,単一のスラスタにおいて数桁の広範囲にわたる推力を発生する高機能型の全く新しいマイクロスラスタを提案した研究を行ってきた.この結果,新しいマイクロスラスタの提案および原理・動作実証が達成され基本性能の取得がなされた.しかし,実用的なマイクロスラスタとして発展させるには,レーザー着火モードにおける推進性能則の解明による推進性能最適化が必須である.本研究では1kg級衛星に搭載可能なマイクロスラスタを実現させることを目的とする.
一般に,固体ロケットの燃焼推力に関しては,過去の研究により多くの指針が得られているが,1mm級の極小推進薬,燃焼室,およびノズル,そして樹脂性の壁面という特殊な条件に関しては,その適用の有無が確立されていない.平成20年度の研究では,推進性能の最適化のために,多くの形状・寸法における推力測定,内部圧力測定,および排気プルームの可視化を行い両者の関係を明らかとした.
平成21年度の研究では,前年度に明らかとなった推力特性に基づき,最適な性能を持つスラスタの開発を行った.この結果,これまでより大きなトータルインパルスを有するマイクロスラスタ実験室モデルの開発に成功した.さらに,前年度の研究結果への考察から,性能を最適化するためには内部燃焼方法の改善が必須である事が考えられた.このために圧力隔壁を用いて,燃焼開始時の圧力を高める方法を検討,実験を行った.初期実験の結果では比推力向上の可能性が確認できた.
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