JAXA Repository / AIREX 未来へ続く、宙(そら)への英知
titleADN 系高エネルギーイオン液体のキャピラリーチューブ内における消炎
Other TitleQuenching of ADN-Based Energetic Ionic Liquid in the Capillary Tube
Author(jpn)井出, 雄一郎; 高橋, 拓也; 岩井, 啓一郎; 野副, 克彦; 羽生, 宏人; 徳留, 真一郎
Author(eng)Ide, Yuichiro; Takahashi, Takuya; Iwai, Keiichiro; Nozoe, Katsuhiko; Habu, Hiroto; Tokudome, Shinichiro
Author Affiliation(jpn)宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS); カーリットホールディングス株式会社; カーリットホールディングス株式会社; カーリットホールディングス株式会社; 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS); 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS) : 総合研究大学院大学(SOKENDAI)
Author Affiliation(eng)Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS); Carlit Holdings Co., Ltd.; Carlit Holdings Co., Ltd.; Carlit Holdings Co., Ltd.; Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS); Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS) : The Graduate University for Advanced Studies (SOKENDAI)
Issue Date2018-01-10
Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)
Publication title宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会: 平成29年度研究成果報告書
JAXA Research and Development Report: Technical Report of The Research Activity for High Energy Materials (2017)
Start page35
End page44
Publication date2018-01-10
Abstractヒドラジンに替わる高性能な低毒性推進剤としてアンモニウムジニトラミド系高エネルギーイオン液体推進剤系が(AND系EILP)が研究されている. 本推進剤はADN, モノメチルアミン硝酸塩, 尿素の固体粉末を混合することで生成される液体であり, 配合比率ADN/MMAN/urea=40/40/20 wt. %において理論比推力と密度はそれぞれヒドラジンの1. 1と1. 5 倍である. ADN 系EILP は高粘性であることから, 供給圧力や推進剤タンク重量, 微粒化特性に対して影響することが考えられ, スラスタへの応用には多くの課題がある. 本研究では, 推進剤供給系において比較的高い圧力損失を生じるキャピラリーチューブに着目し, 逆火防止可能な現実的な設計解が存在することを検証することを目的とした. キャピラリーチューブを模したSUS 円筒を用いてストランド燃焼試験を実施した結果, 燃焼室圧力1MPa においてキャピラリーチューブ内径が3mm 以下であれば定常燃焼後にキャピラリーチューブで消炎可能であることが推定された. また, 燃焼室における圧力振動を考慮して, キャピラリーチューブとインジェクタを合わせた圧力損失が燃焼室圧力の10-30%とすることで, キャピラリーチューブ内径が1-2mm 程度であることを推定し, 現実的な設計解を示した.
Ammonium dinitramide-based energetic ionic liquid propellant (ADN-based EILP) is studied as low-toxic and high performance monopropellant instead of hydrazine. It is made by mixing three solid powders of ADN, monomethylamine nitrate, and urea. The theoretical specific impulse is 1.1 times higher than that of hydrazine and the density is 1.5 times higher at a composition of ADN/MMAN/urea=40/40/20 wt.%. In the viewpoints of the effect of the viscosity to the propellant feed pressure and weight of the tank and atomization in the chamber of a thruster, there are some problems for application to the thruster due to the high viscosity. We focus the capillary tube has relatively high pressure drop in the propellant feed system. The objective of this paper is to confirm the realistic design of the capillary which prevent a flashback to the propellant tank. According to results of strand burning tests with SUS cylinder imitating capillary tube, it is deduced that the flashback can be prevented in the capillary tube after steady combustion of the thruster in case of capillary tube diameter of no more than 3mm and combustion pressure of 1MPa. Realistic design of capillary tube is confirmed in range of the diameter, around 1 to 2 mm, in the consideration that a total pressure drop of capillary tube and injector is restricted to be 10-30% of combustion pressure for pressure oscillation of combustion chamber.
Description形態: カラー図版あり
Physical characteristics: Original contains color illustrations
KeywordsAmmonium dinitramide; capillary tube; flashback; EILPs
Document TypeTechnical Report
JAXA Category研究開発報告
NASA Subject CategoryPropellants and Fuels
Report NoJAXA-RR-17-008

Items in DSpace are protected by copyright, with all rights reserved, unless otherwise indicated.