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液体アポジエンジン( LAE ) またはアポジエンジンは、通常、宇宙船の主エンジンとして使用される化学ロケットエンジンの一種を指します。
アポジエンジンという名前は、このエンジンが通常使用される操作の種類、すなわち楕円軌道の遠地点で行われる空間内のデルタv の変更に由来しており、楕円軌道を円形にするために行われます。静止衛星の場合、このタイプの軌道操作は、静止トランスファー軌道から遷移し、円形の静止軌道に衛星を配置するために実行されます。名前にもかかわらず、アポジエンジンは、寿命末期の軌道離脱、[1]地球軌道脱出、惑星軌道投入[2] [3]および惑星降下/上昇など、他のさまざまな操作にも使用できます。[4]
宇宙産業の一部では、LAE は液体アポジモーター(LAM)、液体アポジスラスタ(LAT)、および推進剤によってはデュアルモード液体アポジスラスタ(DMLAT) とも呼ばれる。これらの名前でエンジンとモーターの使用に関して曖昧であるにもかかわらず、すべて液体推進剤を使用する。ただし、ワックスウィングなどのアポジキックモーター(AKM) またはアポジブーストモーター (ABM) は固体推進剤を使用する。 [5] [信頼できない情報源? ]これらの固体推進剤は新世代の衛星では使用されていない。[5] [6]
歴史
アポジーエンジンの起源は1960年代初頭に遡り、当時はエアロジェット、ロケットダイン、リアクション・モーターズ、ベル・エアロシステムズ、TRW社、マルクアート社などの企業が様々な衛星や宇宙船用のエンジンの開発に携わっていました。[7]
これらのオリジナルエンジンの派生型は現在でも使用されており、継続的に進化し[8] [9] [10]、新しい用途に適応しています。[11]
レイアウト
典型的な液体アポジエンジン方式は、次のようなエンジンとして 定義できます[12] 。
- 圧力制御式ハイパーゴリック液体二元推進剤供給、
- 熱的に絶縁されたソレノイドまたはトルクモーターバルブ、
- インジェクターアセンブリには、中央酸化剤ギャラリーと外側燃料ギャラリー（インジェクターによって異なります）が含まれます。
- 放射冷却およびフィルム冷却燃焼室、
- 燃焼室材料の熱容量によって制限される特性速度、
- 推力係数は膨張ノズルの超音速面積比によって制限されます。
宇宙船を燃焼室の放射熱から保護するために、これらのエンジンは通常、熱シールドと一緒に設置されます。[要出典]
推進剤
アポジーエンジンは通常、1種類の燃料と1種類の酸化剤を使用します。この推進剤は、通常、次のようなハイパーゴリックな組み合わせ ですが、これに限定されるわけではありません。 [7]
自燃性推進剤の組み合わせは、エンジンの燃焼室内で接触するとすぐに発火し、非常に高い点火信頼性と再点火能力を備えています。
多くの場合、MON-3 （N
2お
43重量％NOを含む）は、純粋なN
2お
4[13 ]
Nの使用
2H
4REACH規制により、欧州では脅威にさらされている。2011年にREACH枠組み法がNを追加した。
2H
4非常に懸念される物質の候補リストに追加されました。このステップにより、 Nの使用リスクが高まります。
2H
4近中期的には禁止または制限されるだろう。[14] [15]
Nを許可する例外が求められている
2H
4宇宙用途での使用は期待できないが、リスクを軽減するために、企業は代替燃料とエンジン設計を検討している。[16]これらの代替燃料への切り替えは簡単ではなく、性能、信頼性、互換性（衛星推進システムや発射場のインフラなど）などの問題の調査が必要である。[15]
パフォーマンス
アポジー エンジンの性能は、通常、真空比推力と真空推力で表されます。ただし、性能に影響を与える詳細は他にも多数あります。
- 特性速度は、推進剤の組み合わせ、推進剤供給圧力、推進剤温度、推進剤混合比などの設計の詳細によって影響を受けます。
- 推力係数は主にノズルの超音速面積比によって影響を受けます。
典型的な500Nクラスのハイパーゴリック液体アポジエンジンの真空比推力は約320秒であり[17] [18] [19] [20]、実用的な限界は335秒近くであると推定されている。[7]
これらのエンジンは、公称燃料供給条件で特定の公称推力と公称比推力を発揮するように販売されていますが、実際には飛行資格があると判断される前に、さまざまな動作条件で性能をマッピングする厳格なテストを受けています。つまり、飛行資格のある量産エンジンは、より高い推力などの特定のミッション要件を満たすように製造元によって（合理的な範囲内で）調整できるということです。[21]
手術
ほとんどのアポジーエンジンは、一定の推力レベルでオン・オフ方式で作動します。これは、使用されるバルブが開と閉の2つの位置しかないためです。[22]
エンジンがオンになっている時間（燃焼時間と呼ばれることもあります）は、操縦とエンジンの能力の両方に依存します。エンジンは、特定の最小および最大の単一燃焼時間に適合しています。
エンジンは、累積燃焼時間（累積推進剤スループットとも呼ばれる）を最大限に達成できるようにも認定されています。特定の性能レベルでのエンジンの耐用年数は、主に燃焼室に使用される材料の耐用年数によって決まります。[12]
アプリケーション
通信用と探査ミッション用に使用されるアポジエンジンは、簡単に次のように分類できます。
- 現在の通信宇宙船プラットフォームは、高推力よりも高比推力からより多くの利益を得る傾向がある。[23]軌道に乗るために消費される燃料が少ないほど、ステーション上でのステーション維持に利用できる燃料が多くなる。この残存燃料の増加は、衛星の耐用年数の延長に直接つながり、これらのミッションの経済的利益を増加させる。
- 惑星探査宇宙船、特に大型のものは、高比推力よりも高推力からより多くの恩恵を受ける傾向がある。[24]高デルタv操作をより速く実行できるほど、この操作の効率が高くなり、必要な推進剤が少なくなる。必要な推進剤のこの削減は、バスとペイロードの質量の増加（設計段階）に直接つながり、これらのミッションでより良い科学的成果をもたらすことができる。[12] [23]
ミッションに実際に選択されるエンジンは、ミッションの技術的な詳細によって異なります。コスト、リードタイム、輸出規制（ITARなど）などのより実際的な考慮事項も決定に影響します。
参照
参考文献
- ^ ab 「統合推進システム - 背景」。エアバス・ディフェンス・アンド・スペース。2014年9月25日時点のオリジナルよりアーカイブ。2015年1月29日閲覧。
- ^ Amos, Jonathan (2012-09-04). 「Juno Jupiter explorer gets British boost」BBCニュース。 2015年1月29日閲覧。
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- ^ Perigo, David (2012)。「探査用途に重点を置いた大型プラットフォーム衛星推進」。Space Propulsion 2012 カンファレンス、サンセバスティアン、スペイン。