JPH068893A - 有人宇宙船及びその制御方法 - Google Patents
有人宇宙船及びその制御方法Info
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- JPH068893A JPH068893A JP5050526A JP5052693A JPH068893A JP H068893 A JPH068893 A JP H068893A JP 5050526 A JP5050526 A JP 5050526A JP 5052693 A JP5052693 A JP 5052693A JP H068893 A JPH068893 A JP H068893A
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- Electrolytic Production Of Non-Metals, Compounds, Apparatuses Therefor (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 低レベルスラスタによる連続抗力補償によっ
て高度を制御する宇宙船において、廃棄すべき二酸化炭
素を推進剤として用いる。 【構成】 Ｏ2 及びＨ2 が、８：１の質量比で電解槽１
４でのＨ2 Ｏの電気分解により発生する。Ｏ2 の割合を
減らした状態で、Ｏ2 及びＨ2 をスラスタ２４，２６に
送る。生命維持システム２８は、スラスタに送らないＯ
2 をクルーに与え、船内の空気からＣＯ2 を抽出する。
スラスタでは、ＣＯ2 が分解したＯがＯ2及びＨ2 の燃
焼に関与し、ＣＯ2 は、燃焼温度を低減する希釈剤とし
て働く。 【効果】 スラスタの寿命が延びる。
て高度を制御する宇宙船において、廃棄すべき二酸化炭
素を推進剤として用いる。 【構成】 Ｏ2 及びＨ2 が、８：１の質量比で電解槽１
４でのＨ2 Ｏの電気分解により発生する。Ｏ2 の割合を
減らした状態で、Ｏ2 及びＨ2 をスラスタ２４，２６に
送る。生命維持システム２８は、スラスタに送らないＯ
2 をクルーに与え、船内の空気からＣＯ2 を抽出する。
スラスタでは、ＣＯ2 が分解したＯがＯ2及びＨ2 の燃
焼に関与し、ＣＯ2 は、燃焼温度を低減する希釈剤とし
て働く。 【効果】 スラスタの寿命が延びる。
Description
【０００１】
【発明の分野】本発明は、宇宙空間推進ユニットに関
し、特に推進剤として酸素、水素及び二酸化炭素を用い
る高度制御用の低スラスト推進ユニットに関する。
し、特に推進剤として酸素、水素及び二酸化炭素を用い
る高度制御用の低スラスト推進ユニットに関する。
【０００２】
【背景技術】宇宙ステーションなどの有人宇宙船の推進
システムは、多くの条件を満たさなければならない。こ
の推進システムは、大気抗力による高度の損失を補償す
るためのリブースト（reboost ）を備えなければならな
い。さらに、推進システムは、衝突回避用の速度変化操
縦を行うための能力を有すると共に、誘導のジャイロ制
御と宇宙ステーションに対して高度制御を行う制御シス
テムとのバックアップとして作動しなければならない。
これらの推進に対する条件を満たすために、先行技術に
おいて、多くの異なるシステムが提案されている。搭載
した水から水素と酸素とを推進剤として発生する高圧電
解槽を用いた水素・酸素推進システムが提案されてい
る。搭載した水を燃料として使用する能力を有するシス
テムにおいて予測される推進力によって、水素・酸素推
進システムは実行可能な選択肢の一つになっている。し
かしながら、有意義なシステム開発に対する危険性と、
宇宙ステーションに水素及び酸素の高圧ガスを多量に貯
蔵することに関連する安全性の問題とがある。特に、宇
宙仕様の高圧電解槽は、現在の技術レベルを上回るもの
であり、安全性に対する問題がある。
システムは、多くの条件を満たさなければならない。こ
の推進システムは、大気抗力による高度の損失を補償す
るためのリブースト（reboost ）を備えなければならな
い。さらに、推進システムは、衝突回避用の速度変化操
縦を行うための能力を有すると共に、誘導のジャイロ制
御と宇宙ステーションに対して高度制御を行う制御シス
テムとのバックアップとして作動しなければならない。
これらの推進に対する条件を満たすために、先行技術に
おいて、多くの異なるシステムが提案されている。搭載
した水から水素と酸素とを推進剤として発生する高圧電
解槽を用いた水素・酸素推進システムが提案されてい
る。搭載した水を燃料として使用する能力を有するシス
テムにおいて予測される推進力によって、水素・酸素推
進システムは実行可能な選択肢の一つになっている。し
かしながら、有意義なシステム開発に対する危険性と、
宇宙ステーションに水素及び酸素の高圧ガスを多量に貯
蔵することに関連する安全性の問題とがある。特に、宇
宙仕様の高圧電解槽は、現在の技術レベルを上回るもの
であり、安全性に対する問題がある。
【０００３】別の推進システムが先の宇宙ステーション
の条件を満たすように提案され、この推進システムで
は、ヒドラジンを単一の推進剤として用いてスラスタの
動力源としている。ヒドラジンシステムにおける電力
は、水素・酸素システムに比較すると、制御用及びヒド
ラジンの凍結防止用のヒータ用に使用されるだけなの
で、その消費量はかなり少ない。しかしながら、ヒドラ
ジンを利用したシステムの原理的な欠点は再供給の問題
である。すなわち、再供給されるヒドラジンの質量が大
きいために再供給のコストが高いことが問題になってい
る。
の条件を満たすように提案され、この推進システムで
は、ヒドラジンを単一の推進剤として用いてスラスタの
動力源としている。ヒドラジンシステムにおける電力
は、水素・酸素システムに比較すると、制御用及びヒド
ラジンの凍結防止用のヒータ用に使用されるだけなの
で、その消費量はかなり少ない。しかしながら、ヒドラ
ジンを利用したシステムの原理的な欠点は再供給の問題
である。すなわち、再供給されるヒドラジンの質量が大
きいために再供給のコストが高いことが問題になってい
る。
【０００４】宇宙ステーションでは、搭載した推進剤の
約９０％が高度維持に使用される。２つの高度制御法、
すなわちリブーストと連続抗力補償とが同時に用いられ
る。リブースト飛行プロファイルによって、宇宙船がよ
り高度の軌道へリブーストされるところで、宇宙船の軌
道を所定の高度へ速度を落とすことができる。このよう
なリブーストではかなり高いスラストが必要となり、ま
た、リブーストは最小の軌道高度及び軌道寿命を維持す
るために所定周期ごとに行われる。連続抗力補償は軌道
の速度低下を回避するために継続した高度補償を含んで
いる。このようなシステムでは、姿勢制御や衝突回避用
に用いられるべきパワーを十分に持たない低レベルスラ
スタが用いられる。
約９０％が高度維持に使用される。２つの高度制御法、
すなわちリブーストと連続抗力補償とが同時に用いられ
る。リブースト飛行プロファイルによって、宇宙船がよ
り高度の軌道へリブーストされるところで、宇宙船の軌
道を所定の高度へ速度を落とすことができる。このよう
なリブーストではかなり高いスラストが必要となり、ま
た、リブーストは最小の軌道高度及び軌道寿命を維持す
るために所定周期ごとに行われる。連続抗力補償は軌道
の速度低下を回避するために継続した高度補償を含んで
いる。このようなシステムでは、姿勢制御や衝突回避用
に用いられるべきパワーを十分に持たない低レベルスラ
スタが用いられる。
【０００５】従って、本発明の目的は、連続抗力補償用
に水素・酸素による低レベルスラスタを備えた宇宙ステ
ーションを提供することである。本発明の第２の目的
は、低レベル水素・酸素スラスタにおいて二酸化炭素を
推進剤として用いることである。本発明の第３の目的
は、電気分解プロセスから得られる酸素及び水素を低レ
ベルスラスタで用いることであり、余剰の酸素がクルー
の生命維持に用いられるとともに、スラスタに送られる
酸素と水素との割合がスラスタの長寿命を可能とする範
囲にあるものである。
に水素・酸素による低レベルスラスタを備えた宇宙ステ
ーションを提供することである。本発明の第２の目的
は、低レベル水素・酸素スラスタにおいて二酸化炭素を
推進剤として用いることである。本発明の第３の目的
は、電気分解プロセスから得られる酸素及び水素を低レ
ベルスラスタで用いることであり、余剰の酸素がクルー
の生命維持に用いられるとともに、スラスタに送られる
酸素と水素との割合がスラスタの長寿命を可能とする範
囲にあるものである。
【０００６】
【発明の概要】本発明には、高度制御が低レベルスラス
タの動作による連続抗力補償によって行われる有人宇宙
船が記載されている。宇宙船は、低圧電解槽を有し、こ
の低圧電解槽では水素１部に対して酸素８部の質量比で
水から水素と酸素とが発生せしめられる。電解槽からの
酸素及び水素は、酸素の割合がスラスタの劣化を抑制す
るように低減せしめられた状態で、低レベルスラスタに
送られる。生命維持システムでは、電解槽からの余剰酸
素が用いられ、船内の空気から二酸化炭素が抽出され
る。抽出された二酸化炭素は低レベルスラスタに送られ
る。この二酸化炭素は、酸素及び水素と共に燃焼プロセ
スに入り、二酸化炭素そのものが分解して生じた酸素が
燃焼プロセスに供給されると共に、燃焼温度を抑制する
希釈剤として作用する。
タの動作による連続抗力補償によって行われる有人宇宙
船が記載されている。宇宙船は、低圧電解槽を有し、こ
の低圧電解槽では水素１部に対して酸素８部の質量比で
水から水素と酸素とが発生せしめられる。電解槽からの
酸素及び水素は、酸素の割合がスラスタの劣化を抑制す
るように低減せしめられた状態で、低レベルスラスタに
送られる。生命維持システムでは、電解槽からの余剰酸
素が用いられ、船内の空気から二酸化炭素が抽出され
る。抽出された二酸化炭素は低レベルスラスタに送られ
る。この二酸化炭素は、酸素及び水素と共に燃焼プロセ
スに入り、二酸化炭素そのものが分解して生じた酸素が
燃焼プロセスに供給されると共に、燃焼温度を抑制する
希釈剤として作用する。
【０００７】
【実施例の記載】以下に説明するように、宇宙船には、
少なくとも２つに分類される推進システムが備えられて
いる。一方の推進システムは姿勢保持・衝突回避のため
にヒドラジンを用い、他方の推進システムは抗力連続補
償用に推進剤として水素、酸素及び二酸化炭素を用いて
いる。図１に示すように、ヒドラジン貯蔵タンク１０
は、図示せぬ姿勢保持・衝突回避用スラスタに必要に応
じて燃料を送るようになっている。ヒドラジン推進シス
テムは、後述する高度制御システムのバックアップとし
て用いられる。
少なくとも２つに分類される推進システムが備えられて
いる。一方の推進システムは姿勢保持・衝突回避のため
にヒドラジンを用い、他方の推進システムは抗力連続補
償用に推進剤として水素、酸素及び二酸化炭素を用いて
いる。図１に示すように、ヒドラジン貯蔵タンク１０
は、図示せぬ姿勢保持・衝突回避用スラスタに必要に応
じて燃料を送るようになっている。ヒドラジン推進シス
テムは、後述する高度制御システムのバックアップとし
て用いられる。
【０００８】宇宙船内において、水貯蔵タンク１２が低
圧電解槽１４に接続され、この低圧電解槽１４は、酸素
及び水素の各々を対応する酸素貯蔵タンク１６及び水素
貯蔵タンク１８に供給する。低圧電解槽１４は周知のタ
イプのもので、５００ psi（３．４５×１０6 Pa）以下
で動作し、水素とこの水素に対してマスフロー比で８：
１となる酸素とを発生する。このような割合の水素及び
酸素が直接低レベルスラスタに送られた場合、化学量論
的な酸素の容量によって燃焼温度が過度に上昇してスラ
スタの寿命が短くなる。しかしながら、５：１のマスフ
ロー比で酸素と水素とをそれぞれ燃焼することによっ
て、スラスタの寿命は酸素レベルが低いために十分に長
くなる。
圧電解槽１４に接続され、この低圧電解槽１４は、酸素
及び水素の各々を対応する酸素貯蔵タンク１６及び水素
貯蔵タンク１８に供給する。低圧電解槽１４は周知のタ
イプのもので、５００ psi（３．４５×１０6 Pa）以下
で動作し、水素とこの水素に対してマスフロー比で８：
１となる酸素とを発生する。このような割合の水素及び
酸素が直接低レベルスラスタに送られた場合、化学量論
的な酸素の容量によって燃焼温度が過度に上昇してスラ
スタの寿命が短くなる。しかしながら、５：１のマスフ
ロー比で酸素と水素とをそれぞれ燃焼することによっ
て、スラスタの寿命は酸素レベルが低いために十分に長
くなる。
【０００９】供給ライン２０，２２は、それぞれ低レベ
ルスラスタ２４，２６に酸素及び水素を供給する。供給
ライン２０は、マスフロー比で供給ライン２２の５倍の
流量を供給するので、所望のマスフロー比５：１が保証
される。当業者であればこの比を４：１や６：１などに
変えられることは周知であろうが、酸素レベルを水素の
マスフローに対し８：１以下に維持することが大切であ
る。
ルスラスタ２４，２６に酸素及び水素を供給する。供給
ライン２０は、マスフロー比で供給ライン２２の５倍の
流量を供給するので、所望のマスフロー比５：１が保証
される。当業者であればこの比を４：１や６：１などに
変えられることは周知であろうが、酸素レベルを水素の
マスフローに対し８：１以下に維持することが大切であ
る。
【００１０】電解槽１４にて生じた酸素の５／８のみが
スラスタ２４，２６へ送られるので、残りの３／８の酸
素が生命維持システム２８及びその内部に含まれるクル
ー酸素供給器３０とに供給される。生命維持システム２
８は二酸化炭素洗浄器３２を有する。この二酸化炭素洗
浄器３２は、船内の空気から二酸化炭素を除去し、除去
した二酸化炭素をライン３４を介して圧縮器３６に送
る。圧縮器３６による圧縮物は二酸化炭素貯蔵タンク３
８に送られる。この二酸化炭素貯蔵タンク３８におい
て、圧力が過剰になった場合は圧縮された二酸化炭素は
ライン４０を介して排出される。残りの二酸化炭素は、
各スラスタ２４，２６の推進剤マスフローのほぼ１／３
を占める流速で、ライン４２を介してスラスタ２４，２
６に送られる。
スラスタ２４，２６へ送られるので、残りの３／８の酸
素が生命維持システム２８及びその内部に含まれるクル
ー酸素供給器３０とに供給される。生命維持システム２
８は二酸化炭素洗浄器３２を有する。この二酸化炭素洗
浄器３２は、船内の空気から二酸化炭素を除去し、除去
した二酸化炭素をライン３４を介して圧縮器３６に送
る。圧縮器３６による圧縮物は二酸化炭素貯蔵タンク３
８に送られる。この二酸化炭素貯蔵タンク３８におい
て、圧力が過剰になった場合は圧縮された二酸化炭素は
ライン４０を介して排出される。残りの二酸化炭素は、
各スラスタ２４，２６の推進剤マスフローのほぼ１／３
を占める流速で、ライン４２を介してスラスタ２４，２
６に送られる。
【００１１】各スラスタ２４，２６への水素に対する酸
素の流量比をほぼ５：１にすることによって、燃焼温度
はおよそ華氏５５００度（３０３８℃）となるので、同
時にスラスタ２４，２６に送られる二酸化炭素は、その
温度（およそ華氏５５００度）で一酸化炭素と酸素とに
分解される。このようにして生じた酸素の燃焼は、スラ
スタ２４，２６によって生成されるスラストに貢献する
とともに、この酸素の燃焼によって廃棄物が宇宙船から
除去される。このように、二酸化炭素は燃焼プロセスに
寄与すると共に、同時に燃焼温度を低下させる希釈剤と
して作用する。燃焼温度が低下するのでスラスタの寿命
を延ばすことができる。
素の流量比をほぼ５：１にすることによって、燃焼温度
はおよそ華氏５５００度（３０３８℃）となるので、同
時にスラスタ２４，２６に送られる二酸化炭素は、その
温度（およそ華氏５５００度）で一酸化炭素と酸素とに
分解される。このようにして生じた酸素の燃焼は、スラ
スタ２４，２６によって生成されるスラストに貢献する
とともに、この酸素の燃焼によって廃棄物が宇宙船から
除去される。このように、二酸化炭素は燃焼プロセスに
寄与すると共に、同時に燃焼温度を低下させる希釈剤と
して作用する。燃焼温度が低下するのでスラスタの寿命
を延ばすことができる。
【００１２】図１に示す推進システムの寸法は、宇宙船
に課せられる抗力加速度に依存する。この抗力は０．３
マイクログラム秒（ｍｉｃｒｏ−ｇ’ｓ）は越えない。
さらに、宇宙船は、およそ９０日に亘る軌道の速度低下
により１５０海里（２．７８×１０2 ｋｍ）の最小制御
高度の突破を生じるような高度以下に低下すべきではな
い。予測される０．３マイクログラムの抗力を阻止する
には、およそ０．１８lbf （０．８０Ｎ）の力が必要
である。
に課せられる抗力加速度に依存する。この抗力は０．３
マイクログラム秒（ｍｉｃｒｏ−ｇ’ｓ）は越えない。
さらに、宇宙船は、およそ９０日に亘る軌道の速度低下
により１５０海里（２．７８×１０2 ｋｍ）の最小制御
高度の突破を生じるような高度以下に低下すべきではな
い。予測される０．３マイクログラムの抗力を阻止する
には、およそ０．１８lbf （０．８０Ｎ）の力が必要
である。
【００１３】低スラスト連続抗力補償スラスタシステム
では、必要な抗力阻止力を備えるために、２つの０．１
lbf（４．４５×１０-1Ｎ）のスラスタをほぼ連続して
運転できる。このシステムは、図１に示すように、推進
剤源として低圧電解槽と廃棄される二酸化炭素とを用い
ている。毎時３ポンド（１．３６kg）の水のマスフロー
を電解槽１４に供給するとした場合、酸素貯蔵タンク１
６は、１００乃至４００ psi（６．８９×１０5 〜２．
７６×１０6 Pa）でおよそ４ lbm（１．８kg）の酸素を
処理できる大きさでなければならず、水素貯蔵タンク１
８は、１００乃至４００ psi（６．８９×１０5 〜２．
７６×１０6 Pa）でおよそ１／２ lbm（２２７ｇ）の水
素を処理できる大きさでなければならない。
では、必要な抗力阻止力を備えるために、２つの０．１
lbf（４．４５×１０-1Ｎ）のスラスタをほぼ連続して
運転できる。このシステムは、図１に示すように、推進
剤源として低圧電解槽と廃棄される二酸化炭素とを用い
ている。毎時３ポンド（１．３６kg）の水のマスフロー
を電解槽１４に供給するとした場合、酸素貯蔵タンク１
６は、１００乃至４００ psi（６．８９×１０5 〜２．
７６×１０6 Pa）でおよそ４ lbm（１．８kg）の酸素を
処理できる大きさでなければならず、水素貯蔵タンク１
８は、１００乃至４００ psi（６．８９×１０5 〜２．
７６×１０6 Pa）でおよそ１／２ lbm（２２７ｇ）の水
素を処理できる大きさでなければならない。
【００１４】各スラスタ２４，２６のおよそ０．１４ポ
ンド秒（６．４×１０-2kg秒）のスラストの生成を保証
するために、毎時１．６５ lbm（７４８ｇ）の酸素がラ
イン２０を介して供給され、毎時０．３３ lbm（１５０
ｇ）の水素がライン２２を介して供給される。同時に、
毎時およそ１ lbm（４５４ｇ）の二酸化炭素が各スラス
タ２４，２６に供給されるので、適切な流量比（酸素：
水素：二酸化炭素＝５：１：３）が得られる。
ンド秒（６．４×１０-2kg秒）のスラストの生成を保証
するために、毎時１．６５ lbm（７４８ｇ）の酸素がラ
イン２０を介して供給され、毎時０．３３ lbm（１５０
ｇ）の水素がライン２２を介して供給される。同時に、
毎時およそ１ lbm（４５４ｇ）の二酸化炭素が各スラス
タ２４，２６に供給されるので、適切な流量比（酸素：
水素：二酸化炭素＝５：１：３）が得られる。
【００１５】空気力学的抗力補償のために低スラスト二
酸化炭素・水素・酸素スラスタを使うことによって、ヒ
ドラジンを抗力補償に使用しないために、１０以上の因
子によってヒドラジンの消費を減らすことができる。ス
ラスタへの酸素の供給量を水素に対して８：１以下のレ
ベルに維持することによって、スラスタの劣化が抑制さ
れる。さらに、余剰の酸素はクルーの供給に有効とな
る。また、推進剤のおよそ１／３のマスフロー比を二酸
化炭素で占めることによって、排出すべき二酸化炭素を
使って宇宙船の推進力を生成するとともにスラスタ内の
燃焼温度を低減でき、宇宙船から廃棄物を除去すること
ができる。
酸化炭素・水素・酸素スラスタを使うことによって、ヒ
ドラジンを抗力補償に使用しないために、１０以上の因
子によってヒドラジンの消費を減らすことができる。ス
ラスタへの酸素の供給量を水素に対して８：１以下のレ
ベルに維持することによって、スラスタの劣化が抑制さ
れる。さらに、余剰の酸素はクルーの供給に有効とな
る。また、推進剤のおよそ１／３のマスフロー比を二酸
化炭素で占めることによって、排出すべき二酸化炭素を
使って宇宙船の推進力を生成するとともにスラスタ内の
燃焼温度を低減でき、宇宙船から廃棄物を除去すること
ができる。
【００１６】上記実施例は本発明の一例にすぎない。当
業者であれば本発明から外れることなく様々な適用例及
び応用例を考え出すことができる。従って、本発明は、
クレームにて限定される範囲内であらゆる適用例及び応
用例を含むものである。
業者であれば本発明から外れることなく様々な適用例及
び応用例を考え出すことができる。従って、本発明は、
クレームにて限定される範囲内であらゆる適用例及び応
用例を含むものである。
【図１】本発明による宇宙船を示すブロック図である。
１２ 水貯蔵タンク １４ 電気分解手段としての低圧電解槽 １６ 酸素貯蔵タンク １８ 水素貯蔵タンク ２０，２２ 供給ライン ２４，２６ 低レベルスラスタ ２８ 生命維持手段としての生命維持システム ３０ クルー酸素供給部 ３２ 二酸化炭素洗浄器 ３６ 圧縮器 ３８ 二酸化炭素貯蔵タンク ４２ ライン
Claims (10)
- 【請求項１】 高度を低レベルスラスタの動作による連
続抗力補償によって制御する有人宇宙船であって、 水素１部に対して酸素約８部の質量比で水から水素と酸
素とを発生する電気分解手段と、 水素に対する酸素の比が８：１以下で前記電気分解手段
から前記水素と前記酸素とを前記スラスタに供給する第
１の供給手段と、 前記スラスタに供給しない前記電気分解手段からの余剰
の酸素を使用すると共に前記宇宙船内の空気から二酸化
炭素を抽出する生命維持手段と、 前記スラスタに推進剤として前記二酸化炭素を供給する
第２の供給手段と、を有し、前記スラスタは、前記二酸
化炭素中の酸素が前記スラスタによって生成されるスラ
ストに寄与する温度で、供給された前記酸素及び前記水
素を燃焼することを特徴とする有人宇宙船。 - 【請求項２】 前記電気分解手段は、５００ psi（３．
４５×１０6 Pa）以下で動作することを特徴とする請求
項１記載の有人宇宙船。 - 【請求項３】 前記酸素及び前記水素は、およそ５：１
のマスフロー比で前記スラスタに供給されることを特徴
とする請求項１記載の有人宇宙船。 - 【請求項４】 前記二酸化炭素は、前記スラスタへの推
進剤の全マスフローのおよそ１／３を占めるマスフロー
で前記スラスタに送られることを特徴とする請求項１記
載の有人宇宙船。 - 【請求項５】 前記二酸化炭素は、前記スラスタ内の燃
焼中は希釈剤として作用して、前記スラスタ内の燃焼温
度を低減せしめることを特徴とする請求項１記載の有人
宇宙船。 - 【請求項６】 宇宙船の高度を低レベルスラスタの動作
による連続抗力補償によって制御する制御方法であっ
て、 水素１部に対して酸素約８部の質量比で水素と酸素とが
発生するように水を電気分解する電気分解行程と、 水素に対して酸素がおよそ４：１から６：１となる比で
前記酸素及び前記水素を前記低レベルスラスタに供給す
る第１の供給行程と、 前記スラスタに供給しない前記電気分解行程からの余剰
の酸素を生命維持部に供給する第２の供給行程と、 前記宇宙船内の空気から二酸化炭素を抽出する抽出行程
と、 前記低レベルスラスタに推進剤として前記二酸化炭素を
供給する第３の供給行程と、を有し、前記スラスタは、
前記二酸化炭素中の酸素が前記スラスタによって生成さ
れるスラストに寄与する温度で、供給された前記酸素及
び前記水素を燃焼することを特徴とする制御方法。 - 【請求項７】 前記電気分解行程は、５００ psi（３．
４５×１０6 Pa）以下で行われることを特徴とする請求
項６記載の制御方法。 - 【請求項８】 水素に対して酸素が約５：１となる質量
比で前記酸素及び前記水素が前記低レベルスラスタに供
給されることを特徴とする請求項６記載の制御方法。 - 【請求項９】 前記二酸化炭素は、前記スラスタへの推
進剤の全マスフローのおよそ１／３を占めるマスフロー
で前記スラスタに供給されることを特徴とする請求項６
記載の制御方法。 - 【請求項１０】 前記二酸化炭素は、前記スラスタ内の
燃焼中は希釈剤として作用して前記スラスタ内部の燃焼
温度を低減せしめることを特徴とする請求項６記載の制
御方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/849,485 US5279484A (en) | 1992-03-11 | 1992-03-11 | Manned space vehicle with low-level hydrogen-oxygen-carbon dioxide propulsion unit |
| US07/849485 | 1992-03-11 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH068893A true JPH068893A (ja) | 1994-01-18 |
Family
ID=25305854
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5050526A Pending JPH068893A (ja) | 1992-03-11 | 1993-03-11 | 有人宇宙船及びその制御方法 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5279484A (ja) |
| JP (1) | JPH068893A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5864275A (en) * | 1995-08-28 | 1999-01-26 | Shin-Etsu Chemical Co., Ltd | Opposed magnet-type magnetic circuit assembly with permanent magnets |
| JP2020528519A (ja) * | 2017-07-28 | 2020-09-24 | アンジェロ・ミノッティ | 宇宙推進システム |
Families Citing this family (28)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5816539A (en) * | 1994-02-18 | 1998-10-06 | Lockheed Martin Corporation | Orbital assist module and interstage |
| DE4410914C2 (de) * | 1994-03-29 | 1996-03-28 | Daimler Benz Aerospace Ag | Vorrichtung zum Abführen von Wärme |
| JP3867315B2 (ja) * | 1996-04-22 | 2007-01-10 | 三菱電機株式会社 | 自動衝突回避装置 |
| US5924648A (en) * | 1997-10-03 | 1999-07-20 | Lockheed Martin Corporation | System for upending/reclining launch vehicles |
| FR2836450B1 (fr) * | 2002-02-25 | 2004-12-03 | Centre Nat Etd Spatiales | Vehicule spatial et procede de pilotage d'un tel vehicule |
| JP4899294B2 (ja) * | 2004-06-10 | 2012-03-21 | 株式会社日立製作所 | 水素燃料製造システム，水素燃料製造方法および水素燃料製造プログラム |
| US20060163434A1 (en) * | 2005-01-27 | 2006-07-27 | Honeywell International Inc., Law Dept. | Spacecraft for interplanetary/lunar travel |
| FR2916485B1 (fr) * | 2007-05-24 | 2011-03-18 | Centre Nat Etd Spatiales | "dispositif cryotechnique de propulsion dans l'espace et son procede de commande" |
| JP2009262770A (ja) * | 2008-04-25 | 2009-11-12 | Ihi Aerospace Co Ltd | 宇宙機用推進装置 |
| FR2942459B1 (fr) * | 2009-02-24 | 2011-03-25 | Thales Sa | Engin et procede de couplage d'un systeme de propulsion et d'un systeme de pile a combustible regeneratrice |
| RU2447313C1 (ru) * | 2011-01-18 | 2012-04-10 | Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Жидкостный ракетный двигатель многократного включения (варианты) |
| NL1038653C2 (nl) * | 2011-03-09 | 2012-09-11 | Brownsgas Com | Werkwijze voor het oxideren van waterstof, gasmengsel voor toepassing daarbij, werkwijze voor het bereiden van het gasmengsel en inrichting voor het oxideren van waterstof. |
| RU2492342C1 (ru) * | 2012-01-17 | 2013-09-10 | Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" (ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша") | Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель (варианты) |
| RU2525350C1 (ru) * | 2012-12-11 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Бортовая электролизная установка космического аппарата |
| RU2591131C1 (ru) * | 2015-04-20 | 2016-07-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ производства ракетного топлива в условиях космического полёта |
| RU2591129C1 (ru) * | 2015-04-20 | 2016-07-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ производства жидкого ракетного топлива в космосе |
| RU2605163C2 (ru) * | 2015-05-05 | 2016-12-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата |
| US11181076B2 (en) * | 2016-03-03 | 2021-11-23 | Kevin Michael Weldon | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer |
| DE102016208730A1 (de) * | 2016-05-20 | 2017-11-23 | Airbus Ds Gmbh | Raketenantriebssystem und Verfahren zum Betreiben eines Raketenantriebssystems |
| RU2673640C1 (ru) * | 2017-08-16 | 2018-11-28 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Электролизная ракетная двигательная установка и способ её эксплуатации |
| RU2673920C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-12-03 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ создания реактивной тяги пилотируемого космического аппарата |
| RU2673215C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-11-22 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ эксплуатации пилотируемой орбитальной станции |
| EP3549875B1 (de) * | 2018-04-06 | 2023-05-31 | Airbus Defence and Space GmbH | Regeneratives lufterneuerungssystem für einen bemannten raumkörper |
| CN111377066A (zh) * | 2018-12-28 | 2020-07-07 | 中国航天科工飞航技术研究院（中国航天海鹰机电技术研究院） | 用于真空环境下密封舱体循环供气的方法 |
| CN111005848A (zh) * | 2019-10-31 | 2020-04-14 | 西安空间无线电技术研究所 | 一种空间电化学复合推力器工质供给系统及方法 |
| EP4206076A1 (en) * | 2021-12-30 | 2023-07-05 | Airbus Defence and Space Limited | A propulsion system |
| US11898519B1 (en) | 2022-01-28 | 2024-02-13 | Lockheed Martin Corporation | Heating system for a spacecraft |
| US20240018951A1 (en) * | 2022-07-12 | 2024-01-18 | Momentus Space Llc | Chemical-Microwave-Electrothermal Thruster |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3286954A (en) * | 1964-10-26 | 1966-11-22 | Charles J Swet | Method and apparatus for supporting life in outer space |
| US3430602A (en) * | 1967-02-16 | 1969-03-04 | United Aircraft Corp | Underwater propulsion systems employing n2o |
| US3773574A (en) * | 1967-04-13 | 1973-11-20 | Rocket Research Corp | Rocket propellant composition including human body generated waste materials |
| US3490235A (en) * | 1967-09-12 | 1970-01-20 | Nasa | Passively regulated water electrolysis rocket engine |
| US3982878A (en) * | 1975-10-09 | 1976-09-28 | Nissan Motor Co., Ltd. | Burning rate control in hydrogen fuel combustor |
| US4345729A (en) * | 1979-08-16 | 1982-08-24 | The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland | Thrust units |
| US4698965A (en) * | 1981-04-17 | 1987-10-13 | Delchev Nedelko E | Hot gas source and fuel therefor |
-
1992
- 1992-03-11 US US07/849,485 patent/US5279484A/en not_active Expired - Lifetime
-
1993
- 1993-03-11 JP JP5050526A patent/JPH068893A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5864275A (en) * | 1995-08-28 | 1999-01-26 | Shin-Etsu Chemical Co., Ltd | Opposed magnet-type magnetic circuit assembly with permanent magnets |
| JP2020528519A (ja) * | 2017-07-28 | 2020-09-24 | アンジェロ・ミノッティ | 宇宙推進システム |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US5279484A (en) | 1994-01-18 |
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