レジスタジェットロケット

レジストジェットは、通常非反応性の流体を加熱することで推力を得る宇宙船の推進方法（電気推進）である。加熱は通常、熱い白熱フィラメントからなる抵抗器に電気を送り、膨張したガスを従来のノズルから排出することで行われる。 ^[1]

レジストジェットは1965年から軍事用VELA衛星に搭載されて宇宙を飛行してきた。しかし、商業用途で使用されるようになったのは1980年にINTELSAT-V計画の最初の衛星が打ち上げられてからである。多くのGEO宇宙船と95機のイリジウムはすべて、エアロジェットMR-501/MR-502シリーズのレジストジェットエンジンを使用していた。^{[1] [2]}現在、レジストジェット推進は軌道投入、姿勢制御、LEO衛星の軌道離脱に使用されており、エネルギーが質量よりもはるかに多く、推進効率が適度に高くなければならないが推力が低くても許容できる状況でうまく機能する。^[要出典]

レジストジェットは、特にヒドラジンと組み合わせてバイオ廃棄物を反応物質として使用する手段としても提案されています。研究では、バイオ廃棄物ストリームの主要成分である蒸気と二酸化炭素の特性に焦点を当てており、典型的には加熱要素としてキュービックジルコニアを使用しています。^[3]

多くの衛星ミッションでは、宇宙船が軌道に投入された後でも軌道をわずかに変更する能力が必要です。ほとんどの衛星は、そのような軌道調整にモノプロペラントロケットモーターまたはコールドガススラスタを使用します。ただし、どちらの方法にもいくつかの制限的な欠点があります。最も一般的に使用されるモノプロペラントであるヒドラジンは非常に高価であり、揮発性のため、二次貨物として宇宙に送られる小型衛星には適していません。コールドガススラスタは、窒素などの比較的安価で不活性な、したがって「安全な」ガスを使用しますが、モノプロペラントモーターと比較して比推力が低いという欠点があります。レジストジェットは、これら2つの推進方法のギャップを埋めるように設計されており、不活性推​​進剤の安全性とヒドラジンに近い比推力を組み合わせています。^[4]

よりシンプルなコールドガススラスタと比較したレジストジェット設計の主な欠点は、電源が必要であることです。電源はスペースを占有するため、マイクロサットミッションの妨げになることがあります。さらに、よりシンプルなソリューションに比べてレジストジェットの技術的複雑さが増すため、技術的な障害のリスクが高まります。

化学燃焼を利用しないため、レジストジェット（および類似の設計）の推力は、従来の固体燃料および液体推進剤ロケットに比べて桁違いに低くなります。その結果、短期間で高いデルタ V を必要とする軌道操作には適していません。

レジスタトジェットは、最もシンプルな形のロケットエンジンである従来のコールドガススラスタの進化形と見なすことができます。燃料タンクには推進剤が蓄えられており、ノズルに導かれて減圧され、機体を前進させます。レジスタトジェットでは、ノズルに入る前に抵抗器を使用して流体を加熱し、流体をより強力に膨張させて、比推力を高めます。

抵抗器は電気エネルギーを熱に変換する電気部品です。したがって、抵抗器を流れるワット数を変えるだけで、レジストジェット エンジンの推力を調節できます。

このように流体を 300 °C 加熱すると、比推力が 41% 増加します。900 °C 加熱すると、同じ推進剤を使用するコールドガススラスタと比較して比推力が 2 倍になる可能性があります。

• 太陽電気推進

• 超小型衛星用キセノン レジスタントジェット推進システム (サリー宇宙センター、サリー大学、ギルフォード、サリー) (購入可能な文書)
• 2つの新しいESA衛星が軌道に打ち上げられることに成功（欧州宇宙機関）
• 小型衛星用 Resistojet 推進システム (イタリア、アルタ)