著者

國中 均 西山 和孝 清水 幸夫 都木 恭一郎 川口 淳一郎 上杉 邦憲

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.52, no.602, pp.129-134, 2004 (Released:2004-05-20)

参考文献数

11

被引用文献数

5 6

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The microwave discharge ion engine generates plasmas of the main ion source as well as the neutralizer using 4GHz microwave without discharge electrodes and hollow cathodes, so that long life and durability against oxygen and air are expected. MUSES-C “HAYABUSA” spacecraft installing four microwave discharge ion engines was launched into deep space by M-V rocket on May 9, 2003. After vacuum exposure and several runs of baking for reduction of residual gas the ion engine system established the continuous acceleration of the spacecraft toward an asteroid. The Doppler shift measurement of the communication microwave revealed the performance of ion engines, which is 8mN thrust force for a single unit with 3,200sec specific impulse at 23mN/kW thrust power ratio. At the beginning of December 2003 the accumulated operational time exceeded 7,000 hours and units.

著者

冠 昭夫 若松 義男 志村 隆 都木 恭一郎 鳥井 義弘 KANMURI Akio WAKAMATSU Yoshio SHIMURA Takashi TOKI Kyoichiro TORII Yoshihiro

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-868 (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.868, pp.33, 1985-07

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The first Japanese LOX/LH2 rocket engine (LE-5) employs a turbopump-fed gas generator cycle system. The LE-5 engine starts up in such an unique method that the power of the turbopump system is at first built up by a coolant bleed cycle followed by a gas generator cycle. A computer program for the start transient simulation has been developed and it has been utilized for analysing start-up characteristics of the LE-5 engine. The outline of the computer program and the analytical results are discussed here. The results of the analysis have been effectively used for the setting of the firing test condition and for the determination of the engine start sequence in each phases of the development. The results of the simulation are also compared with the experimental results.

著者

冠 昭夫 若松 義男 都木 恭一郎 KANMURI Akio WAKAMATSU Yoshio TOKI Kyoichiro

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所資料 = Technical Memorandum of National Aerospace Laboratory (ISSN:04522982)

巻号頁・発行日

vol.523, pp.78, 1983-11

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今日,わが国では,H-Iロケット以後の大型人工衛星打上げロケット用に,液体酸素・液体水素ブースターエンジンの開発が検討されており,そのトレード・オフにおいては,二段燃焼サイクルの高圧エンジン開発の方向が有力とされている。そこで,高圧の液体酸素・液体水素エンジン開発上の技術的問題点を明らかにするとともに,わが国の高圧液酸・液水エンジンに関する研究および開発における指針決定に資する事を目的として,この種のエンジンとしては,現在までのところ唯一の実用例である,スペースシャトル・メイン・エンジン(SSME)の開発過程で生じた不具合事例の調査・検討を行った。公表されている文献・記事を基に,主燃焼器・プリバーナ・低圧ターボポンプ・高圧ターボポンプ・配管弁類などのコンポーネント毎に不具合事例の収集を行い,事例毎に内容・原因・対策を明らかにし,主要なものを中心に検討・考察を加えた。二段燃焼サイクルの高圧エンジン開発過程で発生した技術的問題点が明らかになるとともに,開発に際しての基本的コンフィグレーションに対する技術的検討および材料やエンジン各要素の基礎的データ蓄積のためのラボ試験などの重要性が,改めて確認された。

著者

佐藤 歩 都木 恭一郎

出版者

日本マイクログラビティ応用学会

雑誌

JASMA : Journal of the Japan Society of Microgravity Application = 日本マイクログラビティ応用学会誌 (ISSN:09153616)

巻号頁・発行日

vol.24, no.4, pp.330-333, 2007-10-30

参考文献数

4

著者

都木 恭一郎

出版者

東京農工大学

雑誌

萌芽研究

巻号頁・発行日

2006

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本研究では光の圧力を用いるプロペラントレスのエネルギー直接変換型宇宙推進の研究を行っている。初歩的ではあるが,電源からエネルギーを準黒体輻射源に供給し、光束の形で運動量を放出させ、その推力を計測することから開始,準黒体輻射源としてタングステンフィラメントを用いた。エンジン内部のノズルで光を反射し平行光に近づけるいわゆる放物面ミラーを採用,その焦点位置にタングステンフィラメントを固定する。フィラメントは最高2,500Kまでとし,蒸発量を抑制した。推力計測は申請者等が独自に開発した微小推力測定用の「ねじり式推力スタンド」で行った。本実験では、ワイヤーでバランスしてアームの一方に金属箔を光圧力を受ける形で吊るし、ワイヤーのねじり復元力と釣り合う際のねじり回転変位をレーザー変位計によって計測できるように構成した。推力のキャリブレーションはこれも申請者等が独自に開発した帯電による金属箔の反発力を利用した方法で既知の微弱静電気の力を発生して行った。その結果、「ねじり式推力スタンド」は十分な分解能である0.1μNの測定精度を持つことが分かったが、タングステンフィラメントから発生する輻射熱の影響があってゼロ点ドリフトが問題となった。今年度は新たにシャッター開閉機購を有した計測系(熱の影響が出る前に短時間で推力測定を完了する)を構築することで問題の改善を図り,その結果得られた推力は300Wで0.2μN,パワー変換効率としては20%程度であることが判明した。一方、全く別の光源として、タングステンフィラメントの替わりに、最大出力100Wで波長0.9μmの半導体CWレーザーを製作した。その結果,半導体レーザーにて出力80Wまでを達成,今後はこれを用いてシャッター機構を有する改良型「ねじり式推力スタンド」にて推力を評価することになった。

著者

國中 均 西山 和孝 清水 幸夫 都木 恭一郎 川口 淳一郎 上杉 邦憲

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 = Journal of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.52, no.602, pp.129-134, 2004-03-05

被引用文献数

4 6

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The microwave discharge ion engine generates plasmas of the main ion source as well as the neutralizer using 4GHz microwave without discharge electrodes and hollow cathodes, so that long life and durability against oxygen and air are expected. MUSES-C "HAYABUSA" spacecraft installing four microwave discharge ion engines was launched into deep space by M-V rocket on May 9, 2003. After vacuum exposure and several runs of baking for reduction of residual gas the ion engine system established the continuous acceleration of the spacecraft toward an asteroid. The Doppler shift measurement of the communication microwave revealed the performance of ion engines, which is 8mN thrust force for a single unit with 3,200sec specific impulse at 23mN/kW thrust power ratio. At the beginning of December 2003 the accumulated operational time exceeded 7,000 hours and units.