太陽熱ロケット

太陽熱ロケットは、太陽エネルギーを利用して反応物質を直接加熱する理論上の宇宙船推進システムであり、他のほとんどの太陽エネルギー推進形式のように発電機を必要としません。ロケットは、集光器や鏡など、太陽エネルギーを捕捉する手段のみを搭載する必要があります。加熱された推進剤は、従来のロケットノズルから供給され、推力を生み出します。エンジンの推力は、太陽熱集熱器の表面積と太陽放射の局所的な強度に直接関係します。

短期的には、太陽熱推進は、寿命が長く、コストが低く、太陽をより効率的に利用し、より柔軟な極低温上段打ち上げロケットと、軌道上の燃料貯蔵庫の両方に提案されています。太陽熱推進は、比較的簡単に燃料補給できる高効率の低推力システムであるため、再利用可能な軌道間タグでの使用にも適しています。

太陽熱推進には2つのコンセプトがあり、主に太陽エネルギーを利用して推進剤を加熱する方法が異なります。^[要出典]

• 間接的な太陽熱加熱では、太陽放射によって加熱される熱交換器の通路を通して推進剤を送り込みます。窓のない熱交換器キャビティのコンセプトは、この放射吸収アプローチを採用した設計です。
• 直接太陽熱加熱では、推進剤を太陽放射に直接さらします。回転床コンセプトは、直接太陽放射吸収の好ましいコンセプトの 1 つです。保持されたシード (タンタル炭化物またはハフニウム炭化物) アプローチを使用することで、他の直接加熱設計よりも高い比推力が得られます。推進剤は回転するシリンダーの多孔質壁を流れ、回転によって壁に保持されたシードから熱を吸収します。炭化物は高温でも安定しており、優れた熱伝達特性を備えています。

熱交換器の材料が耐えられる温度の制限（約 2800 K）のため、間接吸収設計では 900 秒（9 kN·s/kg = 9 km/s）を超える比推力（または 1000 秒まで、下記参照）を達成できません。直接吸収設計では、より高い推進剤温度が可能になり、したがってより高い比推力（1200 秒に近づく）が可能になります。より低い比推力でも、従来の化学ロケットに比べて大幅に増加しますが、この増加により、移動時間の増加（10 時間に対して 14 日）を犠牲にして、大幅なペイロード増加（ LEOからGEO へのミッションで 45 パーセント）が得られます。^{[引用が必要]}

小規模ハードウェアは、地上試験評価のために空軍ロケット推進研究所（AFRPL）向けに設計・製造された。 ^[1] 10～100 Nの推力を持つシステムがSARTによって研究された。^[2]

太陽熱ロケットで推進される再利用可能な軌道移送機（OTV）は、軌道間宇宙タグとも呼ばれ、太陽熱タグの集光器は太陽電気OTVの太陽電池アレイよりもヴァン・アレン帯の放射線の影響を受けにくい。^[3]

最初の概念実証は2020年にジョンズ・ホプキンス大学応用物理学研究所の太陽光シミュレータでヘリウムを使って実証されました。^[4]

太陽熱ロケットの提案されている設計のほとんどは、低分子量の水素を推進剤として使用しており、レニウム製の熱交換器を使用することで最大1000秒（10kN·s/kg）の優れた比推力を発揮します。^[5]

従来、水素は比推力は優れているものの、宇宙に貯蔵することはできないと考えられてきました。2010年代初頭の設計作業では、水素の沸騰を大幅に削減し、わずかに残った沸騰生成物を宇宙での必要な作業に経済的に利用するアプローチが開発され、実用的な観点から実質的にゼロ沸騰（ZBO）が達成されました。^{[6] ：p. 3、4、7}

他の物質も使用できる。水は190秒（1.9 kN·s/kg）と非常に低い性能を示すが、精製と取り扱いには簡単な装置しか必要とせず、宇宙に貯蔵できるため、その場の資源を使って惑星間で使用することが真剣に提案されている。^[7]

アンモニアは推進剤として提案されている。^[8]アンモニアは水よりも高い比推力を持ち、凝固点が-77℃、沸点が-33.34℃と貯蔵が容易である。

太陽熱推進アーキテクチャは、電気分解と水からの水素の液化を伴うアーキテクチャよりも桁違いに優れています。電気分解には大型の発電機が必要ですが、蒸留にはシンプルでコンパクトな熱源（原子力または太陽光）のみが必要です。そのため、機器の初期質量に対して、推進剤の生産率はそれに応じてはるかに高くなります。ただし、その使用には、太陽系、特に月や小惑星の氷の位置に関する明確な考えが必要ですが、小惑星帯内の天体と太陽から遠い天体は氷に富んでいると予想されること以外、そのような情報はわかっていません。^{[9] [10]}

太陽熱ロケットは、小型の個人用宇宙船を軌道上に打ち上げるシステムとして提案されている^[11]。その設計は、外殻を使って太陽光をチューブに集中させる高高度飛行船をベースにしている。推進剤（おそらくアンモニア）を注入して推力を発生させる。考えられる設計上の欠陥としては、エンジンが抗力を克服するのに十分な推力を生成できるかどうか、飛行船の外皮が極超音速で破損しないかどうかなどがある。これは、JP Aerospaceが提案した軌道飛行船と多くの類似点がある。

2010 年現在^{[アップデート]}、宇宙での打ち上げ後の宇宙船システムに太陽熱推進を利用する提案が 2 つ行われています。

低軌道（LEO）に燃料貯蔵庫を設け、他の宇宙船がLEO外ミッションに向かう途中で停止して燃料補給するための中継地点として利用できるようにするという構想では、宇宙の放射熱環境での長期液体水素貯蔵の避けられない副産物である廃棄ガス状水素を太陽熱推進システムのモノプロペラントとして利用できると提案している。廃棄水素は軌道維持と姿勢制御の両方に生産的に利用されるだけでなく、貯蔵庫から燃料を受け取るために着陸する他の宇宙船とのランデブーを容易にするための軌道操作に使用するための限られた推進剤と推力も提供する。^[6]

太陽熱モノプロップ水素スラスタは、米国企業ユナイテッド・ローンチ・アライアンス（ULA）が提案する次世代極低温上段 ロケットの設計にも不可欠である。先進共通発展型ステージ（ACES）は、低コストで高性能かつ柔軟性の高い上段ロケットとして計画され、既存のULAセントールおよびULAデルタ極低温第2段（DCSS）上段ロケットを補完し、場合によっては置き換えるものとなる。ACES統合型ロケット流体オプションは、通常姿勢制御とステーションキーピングに使用されるヒドラジンモノプロペラントとヘリウム加圧剤を宇宙機からすべて排除し、代わりに廃水素を使用する太陽熱モノプロップスラスタに依存する。^{[6] : p. 5  [更新が必要]}

太陽熱推進を使用したさまざまな旅行の実現可能性は、2003年にゴードン・ウッドコックとデイブ・バイヤーズによって調査されました。^{[説明が必要] [12]}

2010年代に提案されたのは、軽量の鏡を使って太陽熱エンジンに太陽放射を集中させるソーラーモス宇宙船だった。^{[13] [14]}

• 太陽電気推進
• 核熱ロケット

• 小型宇宙船向け太陽熱推進 - エンジニアリング システムの開発と評価 (2005)
• プラット・アンド・ホイットニー・ロケットダイン、太陽熱推進ロケットエンジンの 220 万ドルの契約オプションを獲得 (プレスリリースを引用した Web ページ、
  2008 年 6 月 25 日、プラット・アンド・ホイットニー・ロケットダイン)