JP2002039013A - 太陽熱ロケット - Google Patents
太陽熱ロケットInfo
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- F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F24—HEATING; RANGES; VENTILATING
- F24S—SOLAR HEAT COLLECTORS; SOLAR HEAT SYSTEMS
- F24S20/00—Solar heat collectors specially adapted for particular uses or environments
- F24S20/20—Solar heat collectors for receiving concentrated solar energy, e.g. receivers for solar power plants
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
- Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
- Y02E10/40—Solar thermal energy, e.g. solar towers
-
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- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 太陽エネルギーを受け且つ吸収し、熱交換器
として作用して推力を提供する太陽熱ロケットモジュー
ルを提供することである。 【解決手段】 一次太陽熱集熱機４６からのフォーカス
された太陽光が二次太陽熱集熱機１４に入り更にフォー
カスされた後、熱エネルギー貯蔵モジュール１２の確定
する太陽熱キャビティ４８に入り、熱エネルギー貯蔵要
素２６に吸収されてこれら熱エネルギー貯蔵要素２６の
温度を上昇させる。燃料が配管５２及び制御弁５４を介
してプレヒータ３８に送られ中間温度に加熱される。ガ
スは各熱エネルギー貯蔵モジュール１２に一様に配分さ
れて入口ヘッド２０に入り、流れ分与器２４に衝突して
圧力容器１８内の各熱エネルギー貯蔵要素２６に分与さ
れ、同中心の入れ子態様の熱エネルギー貯蔵要素２６を
通して流動して極高温に加熱される。次いで出口プレナ
ムヘッド２２から共通の出口プレナム３２、燃料ノズル
１６に送られ、空間に放出されるに際して推力を発生す
る。
として作用して推力を提供する太陽熱ロケットモジュー
ルを提供することである。 【解決手段】 一次太陽熱集熱機４６からのフォーカス
された太陽光が二次太陽熱集熱機１４に入り更にフォー
カスされた後、熱エネルギー貯蔵モジュール１２の確定
する太陽熱キャビティ４８に入り、熱エネルギー貯蔵要
素２６に吸収されてこれら熱エネルギー貯蔵要素２６の
温度を上昇させる。燃料が配管５２及び制御弁５４を介
してプレヒータ３８に送られ中間温度に加熱される。ガ
スは各熱エネルギー貯蔵モジュール１２に一様に配分さ
れて入口ヘッド２０に入り、流れ分与器２４に衝突して
圧力容器１８内の各熱エネルギー貯蔵要素２６に分与さ
れ、同中心の入れ子態様の熱エネルギー貯蔵要素２６を
通して流動して極高温に加熱される。次いで出口プレナ
ムヘッド２２から共通の出口プレナム３２、燃料ノズル
１６に送られ、空間に放出されるに際して推力を発生す
る。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は一般に太陽熱ロケッ
トに関し、詳しくは、太陽熱ロケットにおける熱エネル
ギー貯蔵モジュールの使用に関する。
トに関し、詳しくは、太陽熱ロケットにおける熱エネル
ギー貯蔵モジュールの使用に関する。
【０００２】
【従来の技術】太陽熱ロケットは、化学ロケットよりも
大きな比推力を提供する手段として１９５４年に最初に
提案された。太陽熱ロケットは、太陽のエネルギーを使
用して燃料（代表的には水素）を極高温に加熱し、ノズ
ルからガスを放出させて推力を発生させる。燃料が高温
で且つ分子量が小さいことから、生み出される比推力は
化学ロケットのそれの２倍から４倍となる。一般に、太
陽熱ロケットは、燃焼推進中に入射する太陽光を集中し
て燃料を直接加熱する、“ダイレクトゲイン”設計とさ
れている。
大きな比推力を提供する手段として１９５４年に最初に
提案された。太陽熱ロケットは、太陽のエネルギーを使
用して燃料（代表的には水素）を極高温に加熱し、ノズ
ルからガスを放出させて推力を発生させる。燃料が高温
で且つ分子量が小さいことから、生み出される比推力は
化学ロケットのそれの２倍から４倍となる。一般に、太
陽熱ロケットは、燃焼推進中に入射する太陽光を集中し
て燃料を直接加熱する、“ダイレクトゲイン”設計とさ
れている。
【０００３】ダイレクトゲイン設計のエンジンは極高温
（理論的には３０００Ｋ以上）で作動して非常に高い比
推力（水素では理論的には９５０秒（理想値）以上）を
発生する能力を提供するが、実際の理想比推力は材料的
な制約から９００秒未満となる。ダイレクトゲイン設計
システムの欠点は、燃料温度を所望の作動水準に高めて
関心水準の推力を発生させるためのハイパワーを生み出
す、非常に大型で高効率の一次太陽熱集熱機が必要（単
独で、あるいは二次太陽熱集熱機と組み合わせて）なこ
とである。現在に至るまでこのような一次太陽熱集熱器
は存在していない。更には、ダイレクトゲイン設計シス
テムでは、推進中は太陽熱集熱機を太陽に正確に照準し
続けなければならない。この動作のためには、必要な方
向に確実に推進し続けるためのエンジンの推進ベクトル
制御のみならず、システム全体の照準及び追尾条件が非
常に重要なものとなる。
（理論的には３０００Ｋ以上）で作動して非常に高い比
推力（水素では理論的には９５０秒（理想値）以上）を
発生する能力を提供するが、実際の理想比推力は材料的
な制約から９００秒未満となる。ダイレクトゲイン設計
システムの欠点は、燃料温度を所望の作動水準に高めて
関心水準の推力を発生させるためのハイパワーを生み出
す、非常に大型で高効率の一次太陽熱集熱機が必要（単
独で、あるいは二次太陽熱集熱機と組み合わせて）なこ
とである。現在に至るまでこのような一次太陽熱集熱器
は存在していない。更には、ダイレクトゲイン設計シス
テムでは、推進中は太陽熱集熱機を太陽に正確に照準し
続けなければならない。この動作のためには、必要な方
向に確実に推進し続けるためのエンジンの推進ベクトル
制御のみならず、システム全体の照準及び追尾条件が非
常に重要なものとなる。
【０００４】熱エネルギー蓄積システムは収集した入射
太陽エネルギーを比較的長期間にわたり蓄積し、このエ
ネルギーを短時間の燃焼推進中に燃料に移行させる。熱
エネルギー蓄積設計では、既存のずっと小型の一次太陽
熱集熱機を使用して１回以上の軌道周期中に太陽エネル
ギーを収集及び蓄積し、蓄積した太陽エネルギーを使用
して短時間の燃焼推進中に燃料を加熱することで、一次
太陽熱集熱機の問題を解決する。そうした、加熱及び燃
焼サイクル（チャージ／ディスチャージサイクル）の幾
つかが、衛星を目的位置に移動させるために使用され
た。チャージ時間が長いほど一次太陽熱集熱機は小型に
なる。かくして、この方策によれば既存の一次太陽熱集
熱技術を使用して実用システムを開発すること、並び
に、推力を（一次太陽熱集熱機と切り離されることか
ら）ずっと高めることができるようになる。しかも、推
力操作は推進中に太陽照準を維持する必要性無しに実施
することができるため、照準及び追尾のためのハードゥ
エア及びソフトゥエアが簡略化される。
太陽エネルギーを比較的長期間にわたり蓄積し、このエ
ネルギーを短時間の燃焼推進中に燃料に移行させる。熱
エネルギー蓄積設計では、既存のずっと小型の一次太陽
熱集熱機を使用して１回以上の軌道周期中に太陽エネル
ギーを収集及び蓄積し、蓄積した太陽エネルギーを使用
して短時間の燃焼推進中に燃料を加熱することで、一次
太陽熱集熱機の問題を解決する。そうした、加熱及び燃
焼サイクル（チャージ／ディスチャージサイクル）の幾
つかが、衛星を目的位置に移動させるために使用され
た。チャージ時間が長いほど一次太陽熱集熱機は小型に
なる。かくして、この方策によれば既存の一次太陽熱集
熱技術を使用して実用システムを開発すること、並び
に、推力を（一次太陽熱集熱機と切り離されることか
ら）ずっと高めることができるようになる。しかも、推
力操作は推進中に太陽照準を維持する必要性無しに実施
することができるため、照準及び追尾のためのハードゥ
エア及びソフトゥエアが簡略化される。
【０００５】熱エネルギー蓄積システムでは、代表的に
は、相変化材料（エネルギーを固体から液体或いは液体
からガスへの変化に関連する潜熱形態で蓄積する）或い
は、固形の、軽量の、高熱容積材料（エネルギーを顕熱
形態で蓄積する）の何れかを使用する。代表的には、相
変化材料を使用するシステムはより低い温度下に作働
し、一方、高熱容積材料を使用するシステムは非常に高
い温度下に作動するが、この高熱容積材料を使用するシ
ステムには数々の欠点がある。最大の欠点は、エネルギ
ー蓄積材料（代表的にはレニウム封入グラファイト或い
はタングステン封入窒化ホウ素）の温度限界がダイレク
トゲイン設計のシステムにおけるそれよりも低いことで
ある。蓄熱媒体として使用する高比熱の材料は蒸気圧が
極めて高く、水素燃料と化学反応する傾向があることか
ら二重材料システムが必要である。
は、相変化材料（エネルギーを固体から液体或いは液体
からガスへの変化に関連する潜熱形態で蓄積する）或い
は、固形の、軽量の、高熱容積材料（エネルギーを顕熱
形態で蓄積する）の何れかを使用する。代表的には、相
変化材料を使用するシステムはより低い温度下に作働
し、一方、高熱容積材料を使用するシステムは非常に高
い温度下に作動するが、この高熱容積材料を使用するシ
ステムには数々の欠点がある。最大の欠点は、エネルギ
ー蓄積材料（代表的にはレニウム封入グラファイト或い
はタングステン封入窒化ホウ素）の温度限界がダイレク
トゲイン設計のシステムにおけるそれよりも低いことで
ある。蓄熱媒体として使用する高比熱の材料は蒸気圧が
極めて高く、水素燃料と化学反応する傾向があることか
ら二重材料システムが必要である。
【０００６】蓄熱媒体を耐熱金属或いは耐熱セラミック
スでコーティングして寿命を延ばす必要がある。ダイレ
クトゲイン設計のシステムが作働する温度での、高熱容
積材料使用のシステムの材料安定性が試された。高熱容
積材料を使用するシステムは、ダイレクトゲイン設計の
システムと同じ伝達推力を発生させるためには、その不
足分を補うべくもっと高い推力水準で作動させる必要が
ある。従来設計では、エネルギー蓄積材料に保護コーテ
ィングを薄く直接塗布し、それらのエネルギー蓄積材料
が構造部材として役立つようにしているが、一般に、保
護コーティングを一定ベースで塗布するのは非常に難し
い。コーティングは圧力境界として作用することから気
密性が要求され、コーティングのどこかに漏れがある
と、そうした漏れが無くなるまで更にコーティングを重
ねる必要がある。かくして、製造管理及び信頼性を達成
するのはほぼ不可能である。更には、コーティングの失
敗或いはコーティングプロセス中の問題により蓄熱媒体
が無駄になる恐れもある。また、エネルギー蓄積材料が
構造要素として作用することから、いかなる寸法変化
も、新たな全体設計、製造、デザイン認定プロセスを必
要とする。
スでコーティングして寿命を延ばす必要がある。ダイレ
クトゲイン設計のシステムが作働する温度での、高熱容
積材料使用のシステムの材料安定性が試された。高熱容
積材料を使用するシステムは、ダイレクトゲイン設計の
システムと同じ伝達推力を発生させるためには、その不
足分を補うべくもっと高い推力水準で作動させる必要が
ある。従来設計では、エネルギー蓄積材料に保護コーテ
ィングを薄く直接塗布し、それらのエネルギー蓄積材料
が構造部材として役立つようにしているが、一般に、保
護コーティングを一定ベースで塗布するのは非常に難し
い。コーティングは圧力境界として作用することから気
密性が要求され、コーティングのどこかに漏れがある
と、そうした漏れが無くなるまで更にコーティングを重
ねる必要がある。かくして、製造管理及び信頼性を達成
するのはほぼ不可能である。更には、コーティングの失
敗或いはコーティングプロセス中の問題により蓄熱媒体
が無駄になる恐れもある。また、エネルギー蓄積材料が
構造要素として作用することから、いかなる寸法変化
も、新たな全体設計、製造、デザイン認定プロセスを必
要とする。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】太陽エネルギーを受け
且つ吸収し、熱交換器として作用して推力を提供する太
陽熱ロケットモジュールを提供することである。
且つ吸収し、熱交換器として作用して推力を提供する太
陽熱ロケットモジュールを提供することである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、太陽エ
ネルギーを受け且つ吸収し、熱交換器として作用（以
下、ＲＡＸとも称する：ｒｅｃｅｉｖｅｒ／ａｂｓｏｒ
ｂｅｒ／ｅｘｃｈａｎｇｅｒ）して推力を提供する太陽
熱ロケットモジュールが提供される。ＲＡＸは、幾つか
の熱エネルギー貯蔵モジュール（以下、ＴＥＭとも称す
る）から成り立ち、各ＴＥＭは熱エネルギー貯蔵要素を
介して太陽熱エネルギーを受けそして貯蔵する。一次太
陽熱集熱機からの太陽エネルギーは二次太陽熱集熱機内
にフォーカスされ、この二次太陽熱集熱機が、熱エネル
ギー貯蔵モジュール列の形成するキャビティ内に太陽光
を更にフォーカスする。
ネルギーを受け且つ吸収し、熱交換器として作用（以
下、ＲＡＸとも称する：ｒｅｃｅｉｖｅｒ／ａｂｓｏｒ
ｂｅｒ／ｅｘｃｈａｎｇｅｒ）して推力を提供する太陽
熱ロケットモジュールが提供される。ＲＡＸは、幾つか
の熱エネルギー貯蔵モジュール（以下、ＴＥＭとも称す
る）から成り立ち、各ＴＥＭは熱エネルギー貯蔵要素を
介して太陽熱エネルギーを受けそして貯蔵する。一次太
陽熱集熱機からの太陽エネルギーは二次太陽熱集熱機内
にフォーカスされ、この二次太陽熱集熱機が、熱エネル
ギー貯蔵モジュール列の形成するキャビティ内に太陽光
を更にフォーカスする。
【０００９】二次太陽熱集熱機に隣り合ってプレヒータ
が位置決めされ且つ燃料源と流体連通され、共通ヘッダ
が各熱エネルギー貯蔵モジュールの一端に熱エネルギー
を送給する。推進ノズルが熱エネルギー貯蔵モジュール
の他端と流体連通される。貯蔵された燃料はプレヒータ
及び熱エネルギー貯蔵モジュールを通して送られ、その
間に高温に加熱される。次いで燃料は推進ノズルに送ら
れて空間に放出され、かくして推力を提供する。
が位置決めされ且つ燃料源と流体連通され、共通ヘッダ
が各熱エネルギー貯蔵モジュールの一端に熱エネルギー
を送給する。推進ノズルが熱エネルギー貯蔵モジュール
の他端と流体連通される。貯蔵された燃料はプレヒータ
及び熱エネルギー貯蔵モジュールを通して送られ、その
間に高温に加熱される。次いで燃料は推進ノズルに送ら
れて空間に放出され、かくして推力を提供する。
【００１０】
【発明の実施の形態】図面を参照するに、図１及び図２
には本発明の太陽熱ロケットが全体を番号１０で示され
ている。太陽熱ロケット１０は一般に１つ以上の熱エネ
ルギー貯蔵モジュール１２と、二次太陽熱集熱機１４
と、推進ノズル１６とから成り立つ。
には本発明の太陽熱ロケットが全体を番号１０で示され
ている。太陽熱ロケット１０は一般に１つ以上の熱エネ
ルギー貯蔵モジュール１２と、二次太陽熱集熱機１４
と、推進ノズル１６とから成り立つ。
【００１１】各熱エネルギー貯蔵モジュール１２は、圧
力容器１８と、入口プレナムヘッド２０と、出口プレナ
ムヘッド２２と、流れ分配器２４と、入れ子態様の熱エ
ネルギー貯蔵要素２６とから形成される。熱エネルギー
貯蔵要素２６は相互に同中心を有し、保護性金属（代表
的にはリチウム、タングステン或いは高温の金属カーバ
イド）でコーティングした蓄熱材（代表的にはグラファ
イト或いは窒化ホウ素）から形成される。
力容器１８と、入口プレナムヘッド２０と、出口プレナ
ムヘッド２２と、流れ分配器２４と、入れ子態様の熱エ
ネルギー貯蔵要素２６とから形成される。熱エネルギー
貯蔵要素２６は相互に同中心を有し、保護性金属（代表
的にはリチウム、タングステン或いは高温の金属カーバ
イド）でコーティングした蓄熱材（代表的にはグラファ
イト或いは窒化ホウ素）から形成される。
【００１２】各熱エネルギー貯蔵モジュール１２は共通
の入口プレナム３０及び共通の出口プレナム３２に連結
される。出口プレナム３２は、結局、配管３４を介して
推進ノズル１６に結合される。入口プレナム３０は配管
３６を介してプレヒータ３８に接続される。
の入口プレナム３０及び共通の出口プレナム３２に連結
される。出口プレナム３２は、結局、配管３４を介して
推進ノズル１６に結合される。入口プレナム３０は配管
３６を介してプレヒータ３８に接続される。
【００１３】プレヒータ３８は二次太陽熱集熱機１４に
隣り合って取り付けられ、プレヒータ３８のための熱源
を提供する。
隣り合って取り付けられ、プレヒータ３８のための熱源
を提供する。
【００１４】熱エネルギー貯蔵モジュール１２と、共通
の出口プレナム３２と、配管３４とは絶縁体４０によっ
て包囲される。太陽熱ロケット１０の各端部位置には、
図示しない衛星内でこのロケットのアセンブリを支持す
るための第１及び第２のフレーム構造４２及び４４が設
けられる。
の出口プレナム３２と、配管３４とは絶縁体４０によっ
て包囲される。太陽熱ロケット１０の各端部位置には、
図示しない衛星内でこのロケットのアセンブリを支持す
るための第１及び第２のフレーム構造４２及び４４が設
けられる。
【００１５】運転に際し、１つ以上の一次太陽熱集熱機
４６（図１参照）からのフォーカスされた太陽光が二次
太陽熱集熱機１４に入る。二次太陽熱集熱機１４に入っ
た太陽光は更にフォーカスされた後、熱エネルギー貯蔵
モジュール１２の確定する太陽熱キャビティ４８に入
る。集中された太陽エネルギーは熱エネルギー貯蔵要素
２６に吸収され、かくしてこれら熱エネルギー貯蔵要素
２６の温度が上昇する。燃料源タンク５０からの単相或
いは２相の燃料が配管５２及び制御弁５４を介してプレ
ヒータ３８に送られる。プレヒータ３８は燃料を単相ガ
ス（初期に２相の流体として供給されている場合）に変
換し及び又は燃料を中間温度に加熱する。
４６（図１参照）からのフォーカスされた太陽光が二次
太陽熱集熱機１４に入る。二次太陽熱集熱機１４に入っ
た太陽光は更にフォーカスされた後、熱エネルギー貯蔵
モジュール１２の確定する太陽熱キャビティ４８に入
る。集中された太陽エネルギーは熱エネルギー貯蔵要素
２６に吸収され、かくしてこれら熱エネルギー貯蔵要素
２６の温度が上昇する。燃料源タンク５０からの単相或
いは２相の燃料が配管５２及び制御弁５４を介してプレ
ヒータ３８に送られる。プレヒータ３８は燃料を単相ガ
ス（初期に２相の流体として供給されている場合）に変
換し及び又は燃料を中間温度に加熱する。
【００１６】プレヒータ３８は二次太陽熱集熱機１４か
らの廃熱としての放射エネルギーを受ける。次いで、前
加熱されたガスは配管３６及び共通の入口プレナム３０
を介して各熱エネルギー貯蔵モジュール１２に一様に配
分される。配分されたガスは入口ヘッド２０に入り、そ
こで流れ分与器２４に衝突する。流れ分与器２４は流れ
を圧力容器１８内の各熱エネルギー貯蔵要素２６に分与
する。
らの廃熱としての放射エネルギーを受ける。次いで、前
加熱されたガスは配管３６及び共通の入口プレナム３０
を介して各熱エネルギー貯蔵モジュール１２に一様に配
分される。配分されたガスは入口ヘッド２０に入り、そ
こで流れ分与器２４に衝突する。流れ分与器２４は流れ
を圧力容器１８内の各熱エネルギー貯蔵要素２６に分与
する。
【００１７】ガスは、同中心の入れ子態様下の熱エネル
ギー貯蔵要素２６の形成する環状体を通して流動し、そ
の間に極高温に加熱され、次いで出口プレナムヘッド２
２内に収集される。ガスは出口プレナムヘッド２２から
共通の出口プレナム３２に送られ、次いで、相互連結さ
れた配管３４を介して燃料ノズル１６に送られる。加熱
された燃料は燃料ノズル１６から空間に放出されるに際
して推力を発生する。
ギー貯蔵要素２６の形成する環状体を通して流動し、そ
の間に極高温に加熱され、次いで出口プレナムヘッド２
２内に収集される。ガスは出口プレナムヘッド２２から
共通の出口プレナム３２に送られ、次いで、相互連結さ
れた配管３４を介して燃料ノズル１６に送られる。加熱
された燃料は燃料ノズル１６から空間に放出されるに際
して推力を発生する。
【００１８】本発明には幾つかの利点がある。本発明の
太陽熱ロケットは、化学ロケットシステムのそれ（３５
０〜４００秒）を上回る著しく高い比推力（平均で７５
０秒以上）を生み出しつつも尚、妥当な高い推力水準
（二重エンジン／太陽熱集熱機設計に於いて３００Ｎま
での）を維持することができる。ＲＡＸは、全体の設計
形状が、完成システムへの組み立てが容易な僅かな基本
部材に基づくものであることから、製造上の複雑性の殆
どが解消される。固有の設計融通性に基づき、同一モジ
ュールを形成して順次組み立てることにより、任務条件
に合った要求推力水準を達成することが可能である。
太陽熱ロケットは、化学ロケットシステムのそれ（３５
０〜４００秒）を上回る著しく高い比推力（平均で７５
０秒以上）を生み出しつつも尚、妥当な高い推力水準
（二重エンジン／太陽熱集熱機設計に於いて３００Ｎま
での）を維持することができる。ＲＡＸは、全体の設計
形状が、完成システムへの組み立てが容易な僅かな基本
部材に基づくものであることから、製造上の複雑性の殆
どが解消される。固有の設計融通性に基づき、同一モジ
ュールを形成して順次組み立てることにより、任務条件
に合った要求推力水準を達成することが可能である。
【００１９】任務条件及びプラント設計のバランスに依
存して、本発明の太陽熱ロケットは必要に応じて数多く
の熱エネルギー貯蔵モジュールを使用して容易に組み立
てることができる。熱エネルギー貯蔵モジュールの設計
もモジュール方式に従うものである。熱エネルギー貯蔵
要素の形成する幾つかの環状体が、入れ子態様下に所望
の要求熱質量を実現する。入れ子態様下の熱エネルギー
貯蔵要素列がエネルギー貯蔵モジュールの圧力容器内に
装填され、然るべく固定される。この設計形状により、
圧力容器はグラファイトからなる熱エネルギー貯蔵要素
から切り離される。
存して、本発明の太陽熱ロケットは必要に応じて数多く
の熱エネルギー貯蔵モジュールを使用して容易に組み立
てることができる。熱エネルギー貯蔵モジュールの設計
もモジュール方式に従うものである。熱エネルギー貯蔵
要素の形成する幾つかの環状体が、入れ子態様下に所望
の要求熱質量を実現する。入れ子態様下の熱エネルギー
貯蔵要素列がエネルギー貯蔵モジュールの圧力容器内に
装填され、然るべく固定される。この設計形状により、
圧力容器はグラファイトからなる熱エネルギー貯蔵要素
から切り離される。
【００２０】かくして、内側の熱エネルギー貯蔵要素の
各々と、外側の、レニウム圧力容器とを並行製造するこ
とでコストが低下し、システムの組み立て時間が短縮さ
れる。この設計形状では、熱エネルギー貯蔵モジュール
のジオメトリを、全体の設計形状に大きな影響を与える
ことなく主に軸線方向に、しかし半径方向にもある程度
（２つ、３つ、４つ或いはそれ以上の、同中心の熱エネ
ルギー貯蔵要素の環状体を随意使用可能）変化させるこ
とも可能である。最後に、本設計形状により熱エネルギ
ー貯蔵要素の製造基準が緩和される。グラファイト上へ
のレニウムの化学蒸着は密封性を必要とせず、形状寸法
は加工及びコーティングのために極めてシンプルであ
る。これが、信頼性を大きく向上させる。
各々と、外側の、レニウム圧力容器とを並行製造するこ
とでコストが低下し、システムの組み立て時間が短縮さ
れる。この設計形状では、熱エネルギー貯蔵モジュール
のジオメトリを、全体の設計形状に大きな影響を与える
ことなく主に軸線方向に、しかし半径方向にもある程度
（２つ、３つ、４つ或いはそれ以上の、同中心の熱エネ
ルギー貯蔵要素の環状体を随意使用可能）変化させるこ
とも可能である。最後に、本設計形状により熱エネルギ
ー貯蔵要素の製造基準が緩和される。グラファイト上へ
のレニウムの化学蒸着は密封性を必要とせず、形状寸法
は加工及びコーティングのために極めてシンプルであ
る。これが、信頼性を大きく向上させる。
【００２１】高い推力水準、任務融通性そして合理的な
コストがモジュール方式を使用して実現可能となる。貯
蔵エネルギー推進システムは、発生する比推力が長時間
ほぼ一定である点がユニークである。関連する推力水準
における比推力が高いことで、現行の化学システムを遙
かに上回る、従来の太陽熱設計形状よりもずっと高い性
能が発揮され、一方、衛星オペレータのための任務融通
性が提供される。
コストがモジュール方式を使用して実現可能となる。貯
蔵エネルギー推進システムは、発生する比推力が長時間
ほぼ一定である点がユニークである。関連する推力水準
における比推力が高いことで、現行の化学システムを遙
かに上回る、従来の太陽熱設計形状よりもずっと高い性
能が発揮され、一方、衛星オペレータのための任務融通
性が提供される。
【００２２】本設計形状の高い性能及び信頼性は、現行
の化学ロケットシステムに関連する質量及び燃料非効率
性のために現在のところ実現し得ない多衛星オペレーシ
ョンをも可能とする。モジュール設計形状によれば各構
成部品を平行製造することが可能であることから、製造
時間及び製造コストは全体的に減少する。運転上の融通
性と設計及び製造上の融通性が相俟って、全体的な設計
思想は極めて多様なユーザーニーズに応え得るものとな
る。
の化学ロケットシステムに関連する質量及び燃料非効率
性のために現在のところ実現し得ない多衛星オペレーシ
ョンをも可能とする。モジュール設計形状によれば各構
成部品を平行製造することが可能であることから、製造
時間及び製造コストは全体的に減少する。運転上の融通
性と設計及び製造上の融通性が相俟って、全体的な設計
思想は極めて多様なユーザーニーズに応え得るものとな
る。
【００２３】例示及び説明された形態は変更可能であ
る。本発明は、１つか、或いは２つのＲＡＥ形態を有す
る幾つかの熱エネルギー貯蔵モジュールから成り立ち得
る。熱エネルギー貯蔵要素及びコーティング材料は、本
明細書では説明されない材料、例えば、カーバイド、窒
素或いはホウ素族内のセラミックスとすることができ
る。熱エネルギー貯蔵要素の環状体は、様々な多様な方
法で積み重ねたプレートで構成し、各プレート或いはプ
レート群間を本明細書で説明したと類似の様式下に燃料
を通過させ得るものとすることも可能である。任意の所
定の形態に二次太陽熱集熱機を１つ以上設け或いはそれ
らを全く設けないようにすることができる。アセンブリ
に１つ以上の推進ノズルを、また、様々な数のプレナム
設計形状及び製造モードを組み込むことができる。
る。本発明は、１つか、或いは２つのＲＡＥ形態を有す
る幾つかの熱エネルギー貯蔵モジュールから成り立ち得
る。熱エネルギー貯蔵要素及びコーティング材料は、本
明細書では説明されない材料、例えば、カーバイド、窒
素或いはホウ素族内のセラミックスとすることができ
る。熱エネルギー貯蔵要素の環状体は、様々な多様な方
法で積み重ねたプレートで構成し、各プレート或いはプ
レート群間を本明細書で説明したと類似の様式下に燃料
を通過させ得るものとすることも可能である。任意の所
定の形態に二次太陽熱集熱機を１つ以上設け或いはそれ
らを全く設けないようにすることができる。アセンブリ
に１つ以上の推進ノズルを、また、様々な数のプレナム
設計形状及び製造モードを組み込むことができる。
【００２４】以上、本発明を実施例を参照して説明した
が、本発明の内で種々の変更をなし得ることを理解され
たい。
が、本発明の内で種々の変更をなし得ることを理解され
たい。
【００２５】
【発明の効果】太陽エネルギーを受け且つ吸収し、熱交
換器として作用して推力を提供する太陽熱ロケットモジ
ュールが提供される。
換器として作用して推力を提供する太陽熱ロケットモジ
ュールが提供される。
【図１】本発明の概略図である。
【図２】本発明の拡大部分断面図である。
【図３】本発明の斜視図である。
１０ 太陽熱ロケット １２ 熱エネルギー貯蔵モジュール １４ 二次太陽熱集熱機 １６ 推進ノズル １８ 圧力容器 ２０ 入口プレナムヘッド ２２ 出口プレナムヘッド ２４ 流れ分配器 ２６ 熱エネルギー貯蔵要素 ３０ 入口プレナム ３２ 出口プレナム ３４、３６ 配管 ３８ プレヒータ ４０ 絶縁体 ４２ 第１のフレーム構造 ４４ 第２のフレーム構造 ４６ 一次太陽熱集熱機 ４８ 太陽熱キャビティ ５０ 燃料源タンク ５４ 制御弁
フロントページの続き (72)発明者 リチャード・ベイル・デマーズ アメリカ合衆国バージニア州リンチバー グ、ヒルトン・プレイス4201 (72)発明者 リチャード・リー・ジェトリー アメリカ合衆国バージニア州フォレスト、 シャドウ・リッジ・ドライブ1139
Claims (10)
- 【請求項１】 太陽熱ロケットであって、 ａ．第１の端部及び第２の端部を有し、太陽熱キャビテ
ィを確定するべく配列された複数の熱エネルギー貯蔵モ
ジュールと、 ｂ．熱エネルギー貯蔵モジュールに隣り合って位置決め
され、太陽エネルギーを前記太陽熱キャビティ内に差し
向け、熱エネルギー貯蔵モジュールが太陽熱エネルギー
を吸収するようにした太陽熱エネルギー集熱機と、 ｃ．熱エネルギー貯蔵モジュールの第１の端部と流体連
通する燃料貯蔵容器と、 ｄ．熱エネルギー貯蔵モジュールの第２の端部と流体連
通する推進ノズルと、を含む太陽熱ロケット。 - 【請求項２】 燃料貯蔵容器及び熱エネルギー貯蔵モジ
ュールの第１の端部と流体連通したプレヒータを更に含
む請求項１の太陽熱ロケット。 - 【請求項３】 熱エネルギー貯蔵モジュールは共通の出
口プレナムを介して推進ノズルと流体連通する請求項１
の太陽熱ロケット。 - 【請求項４】 熱エネルギー貯蔵モジュールの周囲に位
置決めした絶縁体を更に含む請求項１の太陽熱ロケッ
ト。 - 【請求項５】 熱エネルギー貯蔵モジュールが、 ａ．圧力容器と、 ｂ．該圧力容器の第１の端部位置の入口プレナムヘッド
と、 ｃ．圧力容器の第２の端部位置の出口プレナムヘッド
と、 ｄ．前記圧力容器内に受けられた複数の熱エネルギー貯
蔵要素と、を含んでいる請求項１の太陽熱ロケット。 - 【請求項６】 圧力容器の入口プレナムヘッド内の流れ
分配器を更に含んでいる請求項５の太陽熱ロケット。 - 【請求項７】 太陽熱ロケットであって、 ａ．第１の端部及び第２の端部を有し、太陽熱キャビテ
ィを確定するべく配列された複数の熱エネルギー貯蔵モ
ジュールと、 ｂ．熱エネルギー貯蔵モジュールの周囲に位置決めされ
た絶縁体と、 ｃ．熱エネルギー貯蔵モジュールに隣り合って位置決め
され、太陽エネルギーを前記太陽熱キャビティ内に差し
向け、熱エネルギー貯蔵モジュールが太陽熱エネルギー
を吸収するようにした太陽熱エネルギー集熱機と、 ｄ．熱エネルギー貯蔵モジュールの第１の端部と流体連
通する燃料貯蔵容器と、 ｅ．熱エネルギー貯蔵モジュールの第２の端部と流体連
通する推進ノズルと、 ｆ．該推進ノズル及び熱エネルギー貯蔵モジュールの第
１の端部と流体連通するプレヒータと、を含む太陽熱ロ
ケット。 - 【請求項８】 熱エネルギー貯蔵モジュールが、共通の
出口プレナムを介して推進ノズルと流体連通する請求項
７の太陽熱ロケット。 - 【請求項９】 熱エネルギー貯蔵モジュールが、 ａ．圧力容器と、 ｂ．該圧力容器の第１の端部位置の入口プレナムヘッド
と、 ｃ．圧力容器の第２の端部位置の出口プレナムヘッド
と、 ｄ．前記圧力容器内に受けられた複数の熱エネルギー貯
蔵要素と、を含んでいる請求項７の太陽熱ロケット。 - 【請求項１０】 圧力容器の入口プレナムヘッド内の流
れ分配器を更に含んでいる請求項９の太陽熱ロケット。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/586,057 US6412274B1 (en) | 2000-06-02 | 2000-06-02 | Solar thermal rocket |
| US09/586057 | 2000-06-02 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002039013A true JP2002039013A (ja) | 2002-02-06 |
Family
ID=24344123
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001150742A Withdrawn JP2002039013A (ja) | 2000-06-02 | 2001-05-21 | 太陽熱ロケット |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US6412274B1 (ja) |
| JP (1) | JP2002039013A (ja) |
| DE (1) | DE10126797A1 (ja) |
| FR (1) | FR2809775B1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107762622A (zh) * | 2016-08-22 | 2018-03-06 | 时扬 | 一种太阳能油水混合喷射发动机 |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6594984B1 (en) * | 2002-01-15 | 2003-07-22 | The Boeing Company | Combined thrust and power generator for a satellite |
| DE102006023883A1 (de) * | 2006-05-16 | 2007-11-22 | Valeo Schalter Und Sensoren Gmbh | Vorrichtung zum Bestimmen eines auf eine Welle ausgeübten Drehmoments |
| FR2935686B1 (fr) * | 2008-09-08 | 2010-09-24 | Snecma | Fagot comportant deux paires de reservoirs et lanceur aeroporte comportant un tel fagot |
| US20130074826A1 (en) * | 2011-09-26 | 2013-03-28 | The Cyprus Institute | Integrated solar receiver - thermal storage system |
| US8827209B2 (en) * | 2011-12-06 | 2014-09-09 | The Boeing Company | Methods and systems for propelling an externally powered vehicle |
| WO2016145381A2 (en) * | 2015-03-11 | 2016-09-15 | Craig FOULDS | Concentrated sunlight spacecraft architecture |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1455892A (fr) * | 1965-05-17 | 1966-05-20 | Centre Nat Rech Scient | Perfectionnements apportés aux installations pour la captation de l'énergie transmise par rayonnement |
| US3957030A (en) * | 1973-12-04 | 1976-05-18 | The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration | Solar energy power system |
| US4781018A (en) * | 1986-06-26 | 1988-11-01 | Rockwell International Corporation | Solar thermal propulsion unit |
| US4830092A (en) * | 1986-10-27 | 1989-05-16 | Rockwell International Corporation | Heat enhancers and salt purifiers for thermal energy storage canister |
| US5138832A (en) * | 1990-09-18 | 1992-08-18 | Hercules Incorporated | Solar thermal propulsion engine |
| US5421322A (en) * | 1992-01-23 | 1995-06-06 | Yeda Research And Development Company Limited | Central solar receiver |
| US5459996A (en) * | 1994-08-29 | 1995-10-24 | The Babcock & Wilcox Company | Hybrid solar rocket utilizing thermal storage for propulsion and electrical power |
| US6065284A (en) * | 1997-07-25 | 2000-05-23 | General Atomics | Refractory heat transfer module |
| US6290185B1 (en) * | 1999-10-26 | 2001-09-18 | Bwx Technologies, Inc. | Solar thermal rocket |
| US6343464B1 (en) * | 2000-05-01 | 2002-02-05 | Bwx Technologies, Inc. | Solar thermal rocket |
| US6311476B1 (en) * | 2000-06-08 | 2001-11-06 | The Boeing Company | Integral propulsion and power radiant cavity receiver |
-
2000
- 2000-06-02 US US09/586,057 patent/US6412274B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2001
- 2001-05-21 JP JP2001150742A patent/JP2002039013A/ja not_active Withdrawn
- 2001-05-29 FR FR0106976A patent/FR2809775B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 2001-06-01 DE DE10126797A patent/DE10126797A1/de not_active Withdrawn
-
2002
- 2002-05-28 US US10/158,045 patent/US6574951B2/en not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107762622A (zh) * | 2016-08-22 | 2018-03-06 | 时扬 | 一种太阳能油水混合喷射发动机 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2809775A1 (fr) | 2001-12-07 |
| US6574951B2 (en) | 2003-06-10 |
| FR2809775B1 (fr) | 2006-02-03 |
| US20020139107A1 (en) | 2002-10-03 |
| US6412274B1 (en) | 2002-07-02 |
| DE10126797A1 (de) | 2001-12-20 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20080805 |