羽生 宏人

Combustion characteristics of pelletized ammonium dinitramide (ADN) and ADN-based propellants have been studied. Micron-meter-sized particles of Al, Fe2O3, TiO2, NiO, Cu(OH)NO3, Cu and CuO, and nano-meter-sized Al (Alex) and CuO (nanoCuO) were employed as the additives for pelletized ADN. Only nanoCuO and Alex show the remarkable effects, so they are also added to ADN-based propellant. The binder of ADN-based propellant is thermoplastic elastomer (TP), and three kinds of mixtures (TP:ADN = 30:70, 20:80 and 10:90 mass%) were prepared .The burning rates of pelletized ADN and ADN-based propellants were measured under the pressure range from 0.6 to 6.2 MPa, and the surface temperature profiles were obtained about ADN-based propellants. Nano-sized CuO enhanced the burning rate of pelletized ADN. Alex-incorporated ADN burned with flames even at 0.55 MPa under which pure ADN does not form the flame. Burning rate of non-additive ADN-based propellants has extremely high pressure dependency. In the case of TP/ADN (30:70), burning rate jump are found from the critical pressure approximately 3.2MPa. The temperature profiles of TP/ADN (30:70) were measured, and the combustion structure was discussed. Both nanoCuO and Alex improved the burning rate characteristics, and the pressure exponents are 0.54 and 0.76 respectively.

硝酸アンモニウムは非常に安価な酸化剤であり ,ガス発生剤などへの工業的利用が期待される一方 ,高い吸湿性を有し凝集や固化するなど取扱い上の課題を有する .本研究では ,相安定化硝酸アンモニウム (AN/KN)の防湿化を目的とし ,AN/KNと防湿化剤 (ポリマー)が一体化した粒子を調製し ,吸湿性を評価した .粒子の調製では,AN/KNおよび 3種類のポリマーをそれぞれ含む水溶液(あるいは水分散液)に対してスプレードライ処理を施し,粒径約 20~40μmの白色の粒子を得た .SEM/EDX分析等の結果から ,同粒子は ,各組成物が均一に混合した粒子であることが確認された .また,何れのポリマーを含む試料でも粒子同士の凝集が少なく ,かつ,ポリマー未添加の試料と比較して吸湿量が低下し ,高湿度雰囲気下においても即座に潮解することなく粒子形状を留めることが確認された.

The cost reduction is currently important for the development of space launch systems. The solid motor side jet system is loaded the low temperature gas generator propellant (GGP) which includes a special purpose material. The combustion gas temperature of GGP should be controlled up to 1400 K because of the system requirement. The objective of this research is to find the substitution of the composition for GGP to reduce the cost. That is why ammonium nitrate (AN) is selected as an oxidizer for GGP. The composition and combustion characteristics of AN based GGP for the launch vehicle side jet system were investigated. The burning rate was measured by the strand burner.

アンモニウムジニトラミド(ADN)は固体ロケット推進薬の新規高エネルギー酸化剤として期待されている物質の一つである。固体ロケット推進薬での実用に向け重要な情報の一つに化学的安定性が挙げられる。ADNは長期間貯蔵すると硝酸アンモニウム(AN)に分解することが知られており,それによりロケットモーターの性能低下につながる可能性がある。本研究では,経時変化がADNの熱分解に与える影響を検討するため,ADN/硝酸塩混合物の定速昇温時の熱挙動および分解生成ガスの分析を行った。ADN/硝酸塩混合物では低温側での発熱およびガス生成が観測されなかった。その要因として,硝酸塩による系の酸強度の低下およびジニトラミド酸の酸解離の抑制が考えられた。

本研究では,ADN/AN 系推進薬に混合された金属粒子の着火特性を得るために,ADN/AN/Metal 混合試料を用いて熱分析実験及び着火実験を行った.熱分析実験より,Mg-Al粒子はADN/AN 分解生成物と反応し,Al 粒子はADN/AN 分解生成物とは反応していないと考えられる.着火実験より,AN 混合量が大きくなると,ADN/AN 分解ガス中でのMg-Al粒子の着火遅れ時間が長くなることがわかった.また,Mg-Al 粒子の着火遅れ時間はAN 混合量20〜60 mass%間で大きく変化することがわかった.

新規高エネルギー酸化剤アンモニウムジニトラミド(ADN)の熱安定性について知見を得るため,熱分析および熱分解生成ガス分析を行い,ADN の熱分解機構,熱分解速度,経時変化がADN の熱分解に与える影響について検討した.ADN の熱分解生成ガス分析の結果,ADN の熱分解機構は温度によって異なり,3 つのステージを有することが観測された.低温側ではADN の解離により生じたHN(NO_2)_2 の一部が分解することが示された.高温側では低温側とは異なる機構でのHN(NO_2)_2 の分解およびHN(NO_2)_2 の分解生成物の分解が進行することが考えられた.密封セル示差走査熱量測定(SC-DSC)昇温試験および高感度熱量計(TAM)による等温試験より,ADN 分解の速度論解析および寿命予測を行った.DSC 昇温試験と比較して,TAM等温試験より得られた活性化エネルギーが低く,実貯蔵試料の分解量と近い値をとった.ADN のように温度によって分解機構が変化する物質については昇温試験では正確な寿命予測ができない可能性があることが示された.ADN に経時変化生成物である硝酸アンモニウム(AN)を混合した試料のTG-DTA-MS の結果,ADN 単体では観測された低温側での発熱およびガス生成が観測されなかった.AN の解離により生じたHNO_3 が系の酸強度を低下させることにより,HN(NO_2)_2 の分解が抑制されることが考えられた.

本研究では,ADN 系推進薬の推進薬表面の燃焼を考察するために,ADN の一部をANに置き換えて着火実験を行った.AN 混合量が増加するに従い,着火遅れ時間及び化学的着火遅れ時間が長くなることがわかった.さらに,活性化エネルギーを算出した結果,AN 混合量20 [mass%]〜40 [mass%]間で着火特性が変化していることがわかった.

固体推進薬の低コスト化と低環境負荷が求められており,酸化剤に硝酸アンモニウム(AN)を用いることが考えられているが,ANの高い吸湿性が実用の妨げとなっている.そこで本研究では,大気圧グロープラズマを用いた薄膜堆積により,AN粉体へ防湿性を付与させることを目的とした.長さ1mのガラス管中にヘキサフルオロプロペン/ヘリウム混合ガスでプラズマを発生させ,そこにAN粉体を通過させることで重合物を堆積させた.吸湿性の評価は,恒温恒湿炉に粉体を設置し,質量の時間変化を測定することで行った.湿度70%RH(35℃)では吸湿性にほとんど変化はなかったが,50%RHではほぼ完全に吸湿を抑えることができた.

本研究会の研究対象である固体酸化剤粒子は,その特性上,電子顕微鏡観察環境下において強い電子線を照射すると分解しガス化するため,高倍率での表面観察は困難であった.また,本研究会の目的のひとつである薄膜コーティングを施した粒子の場合,表面帯電を逃がす目的で被観察物に施す金属蒸着も良好な観察を妨げる要因であった.今回,低い電子線加速電圧において良好な分解能を得られる極低加速電圧SEM を用いて対象物を観察したところ,良好な観察結果を得たためここに報告する.

イプシロンロケット二段階開発の最初のステップでは,本質的な低コスト化と即応性の向上を目指す革新的機体システム技術の開発に重きを置いている.推進系の開発においては,H-IIAやM-Vの開発で培われた技術を最大限活用することによって,期間,コスト,リスクを抑え,革新的機体システム技術の早期実証及び近い将来の小型衛星打上げの要求に応える.第1段モータには基幹ロケットのSRB-Aモータを共用し,第2段,第3段にはM-V-5号機の第3段モータ,キックモータをほぼそのまま流用してM-Vをしのぐ輸送効率を達成する.推進系の新しい開発課題は,多様なミッションへの対応能力を高めるPBSの小型液体推進系,そして第1段推力飛行中のロール制御と同コースティング中の3軸制御を担うSMSJ装置である.2013年度の初飛行を目指すイプシロンの推進系開発は,2011年度内に詳細設計を完了して初号機製造に進む見通しである.

LES は熱圏観測実験用のロケット搭載機器であり,2011 年度に計画しているNASA-ISAS の国際共同ミッションで使用する計画である.当該装置は2007 年に打ち上げられたS-520-23 号機で実用されており,リチウムガス噴射に成功している.国際共同ミッション向けには観測ロケット用から一部改良を加え,設計の見直しを行った.本報告は,機器設計と製作の結果についてまとめたものである.

無毒で常温貯蔵可能な液体推進剤として亜酸化窒素(N_2O)/エタノールの組合せに着目し,それによる扱い易い液体推進系の実証研究を進めている.当面の目標として大気吸い込み式極超音速推進系の飛行試験に用いる加速用ロケットエンジンへの適用を目指しているが,その低温環境順応性を活かす衛星・探査機搭載推進系への応用も視野に入れている.これまでに,推力700N級の要素試験供試体を用いた燃焼試験を2シリーズ行って,エンジン噴射器設計のための有用なデータと運用特性を取得してきた.併せて,水冷式燃焼器による燃焼器壁面熱流束分布の測定や厚肉のシリカ繊維強化プラスチックSFRP製燃焼器を用いた燃焼試験によって燃焼器への耐熱複合材料適用の可能性も探っている.

資料番号: SA0200131000