CH718280A2 - Système de micropropulsion à eau et à poudre métallique pour petits satellites. - Google Patents

Abstract

La présente invention concerne un moteur de fusée (1), compatible avec les restrictions de sécurité et de masse/volume des petits satellites. Le système de micropropulsion inventé (1) génère une forte poussée par la combustion de vapeur d'eau et de poudre métallique comme agent propulseur présentant des caractéristiques de sécurité et de manipulation élevées. La micropropulsion (1) comprend au moins un réservoir d'eau (10) pour stocker de l'eau liquide (A), au moins un réservoir de poudre métallique (11) pour stocker la poudre métallique (C), au moins un vaporisateur (12) où la vapeur (B) est générée, au moins une chambre de combustion (13) constituée d'au moins un allumeur pour la combustion de la vapeur et de la poudre métallique (D), au moins une tuyère (14) pour évacuer le gaz de combustion (E), et au moins un propulseur résistojet (15).

Description

DOMAINE TECHNIQUE

[0001] systèmes de propulsion spatiale, propulsion chimique, propulsion électrique, propulseur à eau, ingénierie des satellites, petits satellites

ETAT DE LA TECHNIQUE

[0002] La „micropropulsion à eau et poudre métallique pour petits satellites“ inventée élargira le champ de mission des petits satellites. Les petits satellites, notamment les CubeSats, apparus au début des années 2000, ont montré leur utilité notamment sur les orbites terrestres basses, pour l'éducation, la démonstration technologique, la communication et l'observation [R1]. Puisqu'ils peuvent être développés en peu de temps et à moindre coût, leur cycle de développement est plus rapide que celui des grands satellites. Ainsi, on s'attend à ce qu'ils accélèrent largement le développement spatial. D'autre part, les petits satellites ont rencontré des difficultés pour adapter un système de propulsion en raison des limitations importantes de masse, de volume et de puissance. Il est également nécessaire de garantir une sécurité et une maniabilité élevées sans sacrifier les performances afin de ne pas compromettre l'avantage d'un développement à court terme et à faible coût. Pour ces raisons, des recherches sur la micropropulsion pour les petits satellites ont été menées. La plupart des propulseurs vérifiés sont des systèmes de propulsion électrique „alias electric propulsion system“ ou des propulseurs à gaz froid „alias cold-gas thruster“, et la recherche sur les systèmes de micropropulsion chimique à forte poussée, qui comportent des dangers tels que la combustion, a été retardée [R2]. Les propulsions électriques ont une grande affinité avec eux en raison de leur impulsion spécifique élevée, mais leur niveau de poussée est faible, de l'ordre de 1 mN au maximum. Les propulseurs à gaz froid nécessitent un réservoir de gaz à haute pression qui réduit l'efficacité de leur structure et leur niveau de sûreté, bien qu'ils aient un niveau de préparation technologique élevé. Par conséquent, les micropropulseurs existants ne sont pas en mesure d'atteindre une poussée élevée. Cela signifie que les petits satellites n'ont pas la capacité de mettre en oeuvre des manoeuvres ou des missions qui nécessitent de grandes augmentations de vitesse en peu de temps, comme l'insertion en orbite planétaire et le retour d'échantillons d'astéroïdes. Il est donc urgent de développer un petit système de propulsion chimique.

[0003] La recherche de propulsions chimiques, capables de générer une forte poussée, est indispensable pour étendre les missions des petits satellites. En général, les grands vaisseaux spatiaux utilisent une propulsion chimique telle qu'un propulseur solide ou un monopropulseur utilisant de l'hydrazine. Cependant, l'utilisation de combustibles solides comme source de micropropulsion est difficile car l'utilisation de la pyrotechnie dans les systèmes de micropropulsion est limitée pour des raisons de sûreté, et les combustibles liquides classiques sont extrêmement dangereux et difficiles à manipuler en raison de leur toxicité et de leur réactivité élevée. C'est pourquoi l'attention s'est portée sur l'utilisation de propulseurs verts tels que le HAN (nitrate d'hydroxylammonium), le AND (dinitramide d'ammonium) et l'eau, qui présentent des caractéristiques de sûreté élevées. Plus précisément, l'eau, en tant qu'agent propulsif, présente une sûreté et une facilité de manipulation exceptionnelles, ainsi qu'un potentiel élevé pour une utilisation future dans l'espace [R3,R4].

[0004] Des propulseurs à jet d'eau „alias water-resistojet thruster“ et des propulseurs ioniques à eau „alias water ion thruster“ ont été développés [R4, R5, R6]. Il est possible de développer à l'avenir un système de propulsion multifonctionnel utilisant l'eau comme propergol commun [R4]. Une difficulté de l'eau est que la puissance absorbée augmente en raison de la nécessité de compenser l'importante chaleur latente. Ce problème peut être résolu en utilisant la chaleur d'échappement d'autres équipements. Ce concept de co-génération a été démontré lors d'essais au sol [R5]. En ce qui concerne le combustible, l'aluminium a une bonne affinité avec les systèmes de micropropulsion, car il présente une sécurité et une maniabilité élevées, ainsi que la possibilité d'être disponible dans l'espace à l'avenir, comme l'eau. En outre, l'énergie par volume obtenue par la réaction de l'eau et de l'aluminium est de 11 kJ/cm3, soit près du double des 5,6 kJ/cm3 obtenus par la réaction de l'eau et de l'oxygène [R7].

[0005] Les performances d'un vaisseau spatial utilisant la combustion d'eau et de poudre d'aluminium ont été étudiées par Ingenito [R8]. Il a été démontré qu'une impulsion spécifique maximale d'environ 350 s a pu être atteinte en utilisant de l'aluminium en poudre avec une taille de particule de l'ordre de 100 nm. Cependant, il existe un problème de dégradation des performances de la tuyère en raison de l'écoulement diphasique gaz-liquide causé par l'oxyde d'aluminium en phase liquide contenu dans les produits de combustion. Cette dégradation des performances a également été confirmée expérimentalement par Miller [R9].

[0006] Les inventeurs ont développé un design conceptuel incluant l'effet de cette dégradation des performances. Le résultat a montré qu'une poussée de 100 mN et une impulsion spécifique d'environ 150-300 s ont pu être obtenues en utilisant de l'aluminium en poudre avec une taille de particule de l'ordre de 10-100 µm. Par conséquent, la faisabilité d'un système de propulsion utilisant la combustion d'aluminium pulvérisé dans l'eau est élevée. En outre, un système de propulsion utilisant l'hydrogène produit par la réaction de l'eau et de l'aluminium a été étudié [R10]. Dans ce système de propulsion, l'écoulement diphasique gaz-liquide ne pose pas de problème en raison de l'absence d'oxyde d'aluminium déchargé. Cependant, 96% de l'enthalpie générée par la réaction a été utilisée comme chaleur latente de l'eau, qui ne contribue qu'à hauteur de 4% à la poussée.

[0007] Le système de micropropulsion à eau et en aluminium poudré inventé par les inventeurs est capable de couvrir la chaleur latente de l'eau en utilisant la chaleur évacuée de la chambre de combustion et des composants du système. Ce système d'utilisation de la chaleur perdue a déjà été démontré lors de l'essai au sol d'un hydrojet AQUARIUS par les inventeurs [R5]. Ainsi, les performances du système de micropropulsion par combustion proposé par les inventeurs sont élevées, même si les pertes dues à l'écoulement diphasique gaz-liquide sont prises en compte.

PROBLÈME

[0008] Le développement du système de micropropulsion proposé, décrit dans l'état de l'art, pose trois problèmes techniques majeurs: i. le comportement de combustion de la poudre d'aluminium du classement µm dans un environnement de vapeur à basse pression, ii. la dégradation des performances de la tuyère due à l'écoulement diphasique gaz-liquide provoqué par le produit de combustion, iii. oxyde d'aluminium en phase liquide, et l'alimentation en poudre de la chambre de combustion.

[0009] Les sous-sections suivantes décrivent les dernières tendances de la recherche dans chacun de ces domaines techniques et expliquent comment l'invention résout ces problèmes.

- La combustion d'aluminium en poudre du classement µm sous vapeur à basse pression

[0010] En général, la combustion de l'aluminium en poudre a été étudiée à des pressions de combustion supérieures à 1 MPa avec des particules de taille nanométrique, quel que soit le type d'oxydant [R11, R12]. Une telle combustion à haute pression et avec des particules de petite taille augmente l'efficacité de la combustion mais aussi le danger. Elle est incompatible avec les petits systèmes de propulsion qui nécessitent une sécurité élevée. Dans cette invention, nous nous sommes concentrés sur la petite masse brute d'un micro-vaisseau spatial. Les performances propulsives sont suffisantes même avec un faible rendement de combustion. Afin d'augmenter la sécurité de la micropropulsion, la pression maximale d'allumage a été fixée à 100 kPa, et la taille des particules a été fixée à l'ordre de 10 µm. Cela permet de maintenir le rendement d'allumage de l'allumeur tout en empêchant une inflammation involontaire. Toutefois, le comportement de la combustion vapeur-aluminium doit être étudié plus avant par les inventeurs.

- La dégradation de la performance de tuyère par un écoulement biphasé gaz-liquide

[0011] La dégradation des performances de la tuyère due à l'écoulement diphasique gaz-liquide a été soulignée dans l'étude d'Ingenito [R8]. La fraction massique de la phase liquide dans les produits de combustion est plus grande lorsque le rapport de mélange est proche de 1 et plus petite lorsque le rapport de mélange est éloigné de 1. Par conséquent, Ingenito et al. [R8] ont proposé un rapport de mélange d'environ 8, mais cela entraînerait une diminution significative de la température de la flamme et de l'impulsion spécifique. En outre, l'augmentation de l'apport de vapeur entraîne une augmentation de la chaleur latente d'un facteur huit. L'effet de l'écoulement biphasé gaz-liquide a été déterminé théoriquement par Miller [R9]. En particulier, la perte maximale par l'écoulement diphasique a également été démontrée expérimentalement. Cependant, la condition de perte maximale supposait que tout l'oxyde liquide restait dans la chambre de combustion et n'était pas du tout évacué par la tuyère. Pour l'examen de cette invention, une chambre de combustion d'une longueur de 910 mm a été utilisée, et on pense que l'oxyde d'aluminium en phase liquide généré s'est aggloméré et a adhéré à la paroi interne de la chambre (c'est la raison pour laquelle l'impulsion spécifique a été réduite dans l'expérience). En ce qui concerne la micropropulsion proposée dans l'invention, la réduction de l'impulsion spécifique est faible car la longueur de la chambre de combustion et de la tuyère n'est que de 10 à 50 mm au maximum.

- L'alimentation en poudre de la chambre de combustion

[0012] Dans la présente invention, à savoir le système de micropropulsion à eau et en aluminium poudré, les deux propergols sont stockés séparément et alimentent la chambre de combustion selon les besoins pour assurer le contrôle de la poussée et le rallumage. Pour ce faire, il est nécessaire d'amener l'aluminium en poudre du réservoir à la chambre de combustion à un débit massique ciblé. Une méthode de fluidisation utilisant un gaz porteur a été étudiée pour le transport de la poudre. Dans la première moitié du 20ème siècle, il était connu que le rapport de débit massique entre la poudre et le gaz porteur était caractérisé par la différence de vitesse entre les deux, appelée vitesse de glissement „alias slip velocity“. Cette vitesse a été déterminée expérimentalement dans le passé, et les résultats ont été utilisés dans le design conceptuel par les inventeurs [R13,R14]. Aujourd'hui, les caractéristiques du champ d'écoulement sont obtenues par des calculs numériques, mais les résultats s'écartent de la valeur expérimentale de plus de 10 % [R15]. De plus, il est connu que le débit massique dans un environnement de microgravité est significativement différent de celui des essais au sol [R16]. La précision du contrôle du débit et de la vitesse d'alimentation en poudre affecte la précision des performances de propulsion, et il est donc nécessaire de les obtenir strictement dans les mêmes conditions que celles de ce système de propulsion innovant.

BREF EXPOSÉ DE L'INVENTION

[0013] Les petits satellites, qui peuvent être développés en peu de temps et à faible coût, sont plus adaptés aux missions difficiles que les gros satellites car les défaillances sont plus tolérables. Depuis que de petits satellites, tels que PROCYON et MarCO, ont réalisé des opérations dans l'espace lointain, les attentes concernant l'exploration de l'espace lointain par de petits satellites sont élevées et diverses missions ont été proposées [R17, R18, R19, R20]. Cependant, les performances de propulsion requises sont vastes pour l'exploration de l'espace lointain, et le besoin de systèmes de propulsion à forte poussée se fait particulièrement sentir. Un système de propulsion à forte poussée fournit de grandes augmentations de vitesse en peu de temps, ce qui permet le transfert d'orbite, le changement de plan orbital, l'insertion d'orbite planétaire, la désorbitation, la rentrée dans l'atmosphère et le retour d'échantillons d'astéroïdes. La propulsion à forte poussée est obtenue par la propulsion chimique, mais les petits satellites sont incompatibles avec la propulsion chimique en raison de son danger élevé [R21]. Les petits satellites doivent être plus sûrs que les gros satellites car ils sont principalement lancés par piggyback. Les plus gros satellites utilisent principalement des combustibles solides, de l'hydrazine, du tétroxyde de diazote, etc. Ces combustibles chimiques sont trop dangereux et difficiles à manipuler pour être utilisés dans les petits satellites. La présente invention concerne un système de micropropulsion chimique utilisant des propergols qui présentent à la fois une énergie de combustion élevée et une grande sécurité.

[0014] Ce système de micropropulsion, qui utilise de l'eau et des métaux en poudre comme agents propulsifs, est particulièrement destiné aux petits satellites. Les propergols verts tels que l'ADN (Ammonium DiNitramide) et le HAN (HydroxylAmmonium Nitrate) ont été étudiés comme des propergols sûrs et faciles à manipuler [R22]. Parmi ceux-ci, l'eau est la plus sûre et la plus facile à manipuler. D'autre part, la poudre d'aluminium ou de magnésium est utilisée comme combustible qui réagit avec l'eau. Ces métaux sont sûrs car leurs surfaces sont recouvertes d'un film d'oxyde, ce qui les rend moins réactifs à température ambiante. En chauffant la poudre, le film d'oxyde est éliminé et la poudre peut être mise en réaction avec un oxydant [R11]. Industriellement, des tailles de particules de l'ordre du nm ont été utilisées pour obtenir une efficacité de combustion élevée, mais le danger augmente rapidement. Dans la présente invention, des poudres dont la taille des particules est de l'ordre de 100 µm sont utilisées pour obtenir une énergie de combustion élevée tout en réduisant le danger. En outre, l'aluminium et le magnésium sont connus pour être abondants sur la surface lunaire et ont un potentiel futur élevé [R23]. Ainsi, l'utilisation de ces propergols permettra de développer des systèmes de propulsion pour petits satellites à forte poussée et haute sécurité.

LISTE DES DESSINS

[0015] Deux dessins techniques représentés sur la figure 1 et la figure 2 présentent l'invention.. Fig. 1 montre le schéma du système de micropropulsion à eau et à poudre métallique (l'invention). Fig. 2 montre le flux de propulsion de l'eau et de la poudre métallique dans le système de micropropulsion (l'invention).

ENUMÉRATION DES DESSINS

[0016] 1 Système de micropropulsion 10 Réservoir d'eau 100 Vessie en caoutchouc 101 Soupape 102 Régulateur 103 Soupape 11 Réservoir de poudre métallique 110 Filtre 12 Vaporisateur 120 Radiateur 13 Chambre de combustion 130 Allumeur 130' Étincelle d'allumage 131 Radiateur 132 Filtre 133 Soupape anti-retour 134 Soupape anti-retour 14 Tuyère 15 Propulseur résistojet 150 Radiateur 151 Soupape A Eau liquide A' Gouttelette d'eau B Vapeur C Poudre métallique D Vapeur + Poudre métallique E Gaz de combustion F Gaz inerte (gaz de poussée et gaz porteur)

DESCRIPTION DÉTAILLÉE DE L'INVENTION

[0017] Cette invention, la micropropulsion à eau et à poudre métallique pour petits satellites, utilise la combustion d'eau et de poudre d'aluminium ou de magnésium. L'eau présente une sécurité et une facilité de manipulation exceptionnelles, ainsi qu'un potentiel élevé pour une utilisation future dans l'espace. Une difficulté de l'eau est que la puissance absorbée augmente en raison de la nécessité de compenser l'importante chaleur latente. Ce problème peut être résolu en utilisant la chaleur d'échappement d'autres équipements. Quant au combustible, l'aluminium a une bonne affinité avec les systèmes de micropropulsion. D'autre part, l'aluminium ou le magnésium présentent une grande sécurité, une bonne maniabilité et la possibilité d'être disponibles dans l'espace à l'avenir, comme l'eau. En outre, l'énergie par volume obtenue par la réaction de l'eau et de l'aluminium est de 11 kJ/cm3, soit près du double des 5,6 kJ/cm3 obtenus par la réaction de l'eau et de l'oxygène. Ici, la taille de la poudre est considérée comme étant d'environ 100 µm, ce qui empêche la possibilité d'une inflammation involontaire et maintient la performance d'allumage.

[0018] Ce système de propulsion à eau et à poudre métallique (invention) est capable de couvrir la chaleur latente de l'eau en utilisant la chaleur évacuée de la chambre de combustion et des composants du système. Les performances du système de propulsion par combustion proposé par les inventeurs sont élevées même si l'on tient compte de la perte due à l'écoulement diphasique gaz-liquide.

[0019] La figure 1 montre le schéma du système de micropropulsion à eau et à poudre métallique. Le système de micropropulsion inventé (1) est composé d'un réservoir d'eau (10), d'un réservoir de poudre métallique (11), d'un vaporisateur (12), d'une chambre de combustion (13), d'une tuyère (14) et d'un propulseur à jet de résistance à l'eau - résistojet (15). L'eau liquide est stockée dans la vessie en caoutchouc (100) à l'intérieur du réservoir d'eau (10). Du gaz sous pression est introduit dans l'espace entre le réservoir d'eau (10) et la vessie en caoutchouc (100). Une partie du gaz fonctionne comme un gaz de poussée pour amener la gouttelette d'eau (A') au vaporisateur (12), et l'autre partie fonctionne comme un gaz porteur pour amener la poudre métallique (C) à la chambre de combustion (13). La gouttelette d'eau alimentée s'évapore dans le vaporisateur (12). La pression de vapeur suit l'équation de Tetens, et elle est contrôlée par la régulation de la température de la paroi du vaporisateur. Le vaporisateur (12) a besoin d'un apport de chaleur pour compenser la chaleur latente de l'eau. La puissance nécessaire est élevée par rapport à la puissance limitée des petits satellites. Par conséquent, l'utilisation de la chaleur évacuée par la combustion est essentielle dans ce système de propulsion (invention).

[0020] La vapeur (B) descend vers la chambre de combustion (13), qui est pressurisée à la pression d'allumage par la vapeur alimentée. La pression d'allumage est une valeur contrôlable, mais une pression d'allumage élevée nécessite un temps de pressurisation long. Pendant la pressurisation, la vapeur est évacuée par la tuyère (14), et le fonctionnement du propulseur est un propulseur résistojet (15) plutôt qu'un propulseur chimique. Par conséquent, une pression d'allumage élevée entraîne l'augmentation de la perte de comburant et la réduction de la capacité de propulsion moyenne. Juste avant que la pression de la chambre de combustion n'atteigne la pression d'allumage, l'alimentation en poudre métallique commence. Lorsque la pression d'allumage et le rapport de mélange des propergols atteignent les valeurs cibles, ils sont allumés. Les gaz de combustion sont évacués par la tuyère (14), et une poussée et une impulsion spécifique élevées sont obtenues. La pression de combustion est supérieure à la pression du vaporisateur. Par conséquent, le vaporisateur (12) n'est pas en mesure de fournir la vapeur à la chambre de combustion (13), et la propulsion fonctionne comme une opération pulsée. De plus, pour éviter le reflux des produits, une soupape anti-retour (133) et un filtre (132) sont placés entre le vaporisateur (12) et la chambre de combustion (13).

LISTE DES RÉFÉRENCES CITÉES DANS LE DOCUMENT

[0021] Cette liste de références (à l'exclusion des brevets) citées par le demandeur est uniquement destinée à faciliter la tâche du lecteur. [R1] T. Villela, C. Costa, et al., „Towards the Thousandth CubeSat: A Statistical Overview“, International Journal of Aerospace Engineering, Vol.2019, 2019. [R2] K. Lemmer, „Propulsion for CubeSats“, Acta Astronautica, 134 (2017), 231-243. [R3] Guerrieri, D., Silva, M., Cervone, A., and Gill, E., Selection and Characterization of green Propellants for Micro-Resistojets, Journal of Heat Transfer, 139 (2017), 1-9. [R4] Koizumi, H., Assessment of Micropropulsion System Unifying Water Ion Thrusters and Water Resistojet Thrusters, Journal of Spacecraft and Rockets, 56 (5) (2019), 1400-1408. [R5] Asakawa, J., Koizumi, H., Nishii, K., Takeda, N., Murohara, M., Funase, R., and Komurasaki, K., Fundamental Ground Experiment of a Water Resistojet Propulsion System: AQUARIUS Installed on a 20 6U CubeSat: EQUULEUS, Trans. JSASS Aerospace Tech. Japan, 16 (5) (2018), 427-431. [R6] Nakagawa, Y., Koizumi, H., Kawahara, H., and Komurasaki, K., Performance Characterization of a Miniature Microwave Discharge Ion Thruster Operated with Water, Acta Astronautica, 157 (2019), 294-299. [R7] Sundaram, D., Metal-Water Mixtures for Propulsion and Energy-Conversion Applications: Récent 30 Progress and Future Directions, Eurasian Chemico-Technological Journal, 20 (2018), 53-62. [R8] Ingenito, A., and Bruno, C., Using Aluminium for Space Propulsion, Journal of Propulsion and Power, 20 (6) (2004), 1056-1063. [R9] Miller, T., and Herr, J., Green Rocket Propulsion by Reaction of Al and Mg Powders and Water, 40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conférence and Exhibit, AIAA 2004-4037, Fort Lauderdale, Florida, 2004. [R10] David, A., and Knoll, A., Expérimental Démonstration of an Aluminium-Fueled Propulsion System for CubeSat Applications, Journal of Propulsion and Power, 33 (5) (2017), 1319-1323. Sundaram, D., Yang, V., and Zarko, V., Combustion of Nano Aluminium Particles (Review), Combustion, Explosion, and Shock Waves, 51 (2) (2015), 173-196. [R12] Beckstead, M., Correcting Aluminium Burning Times, Combustion, Explosion, and Shock Wave, 41 (5) (2005), 533-546. [R13] Wen, C., and Simons, H., Flow Characteristics in Horizontal Fluidized Solids Transport, AlChE 5 Journal, 5 (2) (1959), 263-267. [R14] Hariu, O., and Molstad, M., Pressure Drop in Vertical Tubes in Transport of Solids by Gases, Industrial and Engineering Chemistry, 41 (6) (1949), 1148-1160. [R15] Liu, W., Bi, X., Zhu, Q., and Li, H., Usefulness of multi-solids pneumatic transport bed data for evaluation and validation of binary solids computational simulation models, Powder Technology, 327 (2018), 70-78. [R16] Sullivan, T., Koenig, E., Knudsen, W., and Gibson, M., Pneumatic Conveying of Materials at Partial Gravity, Aerospace Engineering, 7 (2) (1994), 199-208. [R17] Koizumi, H., Kawahara, H., Yaginuma, K., Asakawa, J., Nakagawa, Y., Nakamura, Y., Kojima, S., Matsuguma, T., Funase, R., Nakatsuka, J., Komurasaki, K., „Initial Flight Opérations of the Miniature Propulsion System Installed on Small Space Probe: PROCYON,“ Transactions of the Japanese Society for Aeronautical and Space Sciences, Aerospace Technology Japan, Vol. 14, No. ists30, pp. Pb_13-Pb_22, 2016. [R18] A. Klesh, B.Clement, et al.,„MarCO: Early Opérations of the First CubeSats to Mars“, Space Satellite Conférence, SSC18-WKIX-04, 2018. [R19] K.R.Fisher, „Utilizing the Deep Space Gateway as a Platform for Deploying CubeSats into Lunar Orbit“, Deep Space Gateway Science Workshop, No.2063, 2018. [R20] P.Machuca, J.P.Sànchez, et al., „High-fidelity trajectory design to flyby near-Earth asteroids using CubeSats“, Acta Astronautica, Vol.167, pp. 146-163, 2020. [R21] Thyrso Villela, Cesar A. Costa, et al., „Towards the Thousandth CubeSat: A Statistical Overview“, International Journal of Aerospace Engineering, Vol.2019. [R22] K. Yaginuma, J.Asakawa, et al.,“ AQT-D: CubeSat Démonstration of a Water Propulsion System Deployed from ISS“, Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol.18, No.4, pp.141-148, 2020. [R23] James Papike, Lawrence Taylor, and Steven Simon, „Lunar Minerais“, Lunar source book, chapter 5, pp121-181.

Claims (9)

1. Moteur de fusée comprenant une chambre de combustion (13), un réservoir d'eau (10) stockant de l'eau liquide (A) et du gaz sous pression (F), un dispositif d'alimentation en poudre métallique (11) stockant de la poudre métallique (C) et alimentant la chambre de combustion (13) en poudre métallique, un vaporisateur (12) alimentant la chambre de combustion en vapeur d'eau (B), un allumeur (130) allumant la poudre métallique et la vapeur d'eau (D), une tuyère de fusée (14) communiquant avec la chambre de combustion, et plusieurs tuyères de fusée (15) communiquant avec le vaporisateur par l'intermédiaire de soupapes (151).

2. Moteur de fusée selon la revendication 1, qui a une capacité d'étranglement en régulant un débit massique de chacune de la poudre métallique et de la vapeur d'eau dans la chambre de combustion (13).

3. Moteur de fusée selon la revendication 1 ou 2, qui augmente une efficacité de combustion en générant une turbulence dans la chambre de combustion (13).

4. Moteur de fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, qui a une capacité de contrôle d'attitude indépendante en alimentant en vapeur d'eau les différentes tuyères de fusée (15).

5. Moteur de fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le dispositif d'alimentation en poudre métallique (11) utilise le gaz sous pression comme gaz porteur.

6. Moteur de fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel l'alimentateur de poudre métallique (11) comprend un régulateur pour le gaz sous pression et a la capacité de contrôler un débit massique de poudre métallique vers la chambre de combustion en contrôlant la pression du gaz porteur avec le régulateur.

7. Moteur de fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, qui utilise la poudre métallique ayant un diamètre supérieur à 10 um.

8. Moteur de fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, qui utilise une poudre métallique qui est du magnésium, un alliage de magnésium, de l'aluminium ou un alliage d'aluminium.

9. Moteur de fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel le vaporisateur génère la vapeur d'eau en utilisant une chaleur générée dans la chambre de combustion.