熱ロケット

熱ロケットは、化学ロケットのように酸化還元（燃焼）反応によって内部で加熱されるのではなく、ノズルを通過する前に外部で加熱された推進剤を使用して推力を生成するロケットエンジンです。

熱ロケットは、使用する燃料や設計仕様によって理論上は高い性能を発揮することができ、これまでさまざまなタイプのロケットが研究されてきました。しかし、単純なコールドガススラスタと蒸気ロケットを除いて、試験段階を越えたものはありません。

ロケットエンジンの場合、推進剤の使用効率（推進剤の質量あたりに生成される推力の量）は、有効排気速度に比例する比推力（ ）によって測定されます。熱ロケットシステムの場合、比推力は温度の平方根に比例して増加し、排気の分子量の平方根に反比例します。熱源が理想的な一原子ガス反応物質を加熱する単純なケースでは、理論上の最大比推力は加熱されたガスの 熱速度に正比例します。${\displaystyle I_{\text{sp}}}$

${\displaystyle I_{\text{sp}}=V_{e}/g_{0}={\frac {1}{g_{0}}}{\sqrt {\frac {3k_{\text{B}}T}{m}}}}$

ここで、は標準重力、はボルツマン定数、は温度（絶対値）、 m は排気ガスの質量（分子あたり）です。 反応物質が単原子ではない場合、熱エネルギーの一部は排気ガスの内部エネルギーとして保持される可能性があり、この式は排気ガスの解離度、凍結流損失、その他の内部損失に応じて変更されますが、全体的な平方根比例は維持されます。 熱ロケットの最大性能に関するより詳細な式は、de Laval ノズルまたは Chung の文献に記載されています。^[1]${\displaystyle g_{0}}$${\displaystyle k_{\text{B}}}$${\displaystyle T}$

したがって、熱エンジンの効率は、実現可能な最高温度（通常は材料特性によって制限されます）を使用し、反応物質として低分子量を選択することによって最大化されます。

熱ロケットの最も単純なケースは、圧縮されたガスがタンク内に保持され、ノズルから放出されるケースです。これはコールドガススラスタとして知られています。この場合の熱源は、単にガスの熱容量に含まれるエネルギーです。

蒸気ロケット（「熱水ロケット」とも呼ばれる）は、圧力容器に高温の水を入れ、その飽和蒸気圧が周囲圧力よりも大幅に高い状態に保つ熱ロケットである。水はロケットのノズルから蒸気として放出され、推力を生み出す。このタイプの熱ロケットはドラッグレースに使用されている。^[2]

核熱ロケットでは、作動流体（通常は液体水素）が原子炉で高温に加熱され、ロケットノズルを通って膨張して推力を生み出します。原子炉のエネルギーは、化学ロケットエンジンの反応性化学物質の化学エネルギーに取って代わります。核燃料のエネルギー密度は化学燃料に比べて約10 ⁷倍高いため、結果として得られるエンジンの比推力は化学エンジンの少なくとも2倍になります。核ロケットの全体的な離陸総質量は化学ロケットの約半分であるため、上段として使用すると、軌道に運ばれるペイロードが約2倍または3倍になります。

原子力エンジンは、サターン Vおよびサターン IロケットのS-IIおよびS-IVBステージで使用されているJ-2の代替として、しばらくの間検討されていました。当初は、より高いパフォーマンスを得るために「ドロップイン」代替品が検討されていましたが、後に、SN として知られる火星やその他の高負荷プロファイルへのミッション用に、S-IVB ステージのより大きな代替品が研究されました。核熱月間または惑星間スペース「シャトル」は、低地球軌道の推進剤貯蔵庫からペイロードを月やその他の惑星に運ぶための宇宙輸送システムの一部として計画されました。ロバート・ブサードは、推進に核熱ロケットを使用し、下層大気での中性子後方散乱に対する部分的な遮蔽に液体水素推進剤を使用する、単段軌道上「アスペン」車両を提案しました。^{[3]ソ連は、} N-1の上段ロケットに代表される自国の月ロケット用の原子力エンジンを研究したが、米国が1960年代を通じてネバダ核実験場で実施したような大規模な試験プログラムに参加することはなかった。多くの成功した発射にもかかわらず、アメリカの原子力ロケットは宇宙開発競争が終わる前には飛ばなかった。

現在までに、核熱ロケットは飛行していないが、NERVA NRX/ESTとNRX/XEは飛行設計部品を使用して製造され、テストされた。1955年から1972年まで稼働し、非常に成功した米国のプロジェクト・ローバーは、17時間以上の稼働時間を蓄積した。SNPOによって飛行プロトタイプに進む前に必要な最後の「技術開発」原子炉と判断されたNERVA NRX/XEは、フルパワーでの28分を含む2時間以上の稼働時間を蓄積した。^[4]ロシアの核熱ロケットRD-0410も、セミパラチンスク近郊の核実験場50°10′12″N 78°22′30″E / 50.170°N 78.375°E / 50.170; 78.375で一連のテストを経たとソ連は主張した。^{[5] [6]}

米国は1959年から1972年にかけてネバダ州ネバダテストサイトでローバー計画とNASAのNERVA計画中に20種類のサイズと設計のロケットをテストした。テストはキウイ、フィーバス、NRX/EST、NRX/XE、ピーウィー、ピーウィー2、核炉と名付けられ、次第に出力密度が高まり、最終的にピーウィー（1970年）とピーウィー2が開発された。 ^[4]改良されたピーウィー2の設計のテストは1970年に中止され、代わりに低コストの核炉（NF-1）が採用され、米国の原子力ロケット計画は1973年春に正式に終了した。NASAではそれ以来、原子力ロケットの研究がひっそりと続けられている。現在 (2010 年) の 25,000 ポンド推力の参照設計 (NERVA 派生ロケット、または NDR) は Pewee に基づいており、比推力は 925 秒です。

その変種として、原子炉の代わりに放射性 同位元素の熱源によって反応物質を加熱する放射性同位元素熱ロケットがある。

太陽熱推進は、太陽エネルギーを利用して反応物質を直接加熱する宇宙船推進の一種であり、他のほとんどの太陽エネルギー推進とは異なり、発電機を必要としません。太陽熱ロケットは、集光器や鏡など、太陽エネルギーを捕捉する手段を搭載するだけで済みます。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ています。^[要出典]

短期的には、太陽熱推進は、寿命が長く、低コストで柔軟性の高い極低温上段ロケットと軌道上の推進剤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。

レーザー熱ロケットは、ビーム駆動推進の一種であり、熱ロケットでもある。熱エネルギー源はレーザーであり、熱交換器内の作動流体を加熱する。作動流体はその後、ノズルを通して膨張し、推力を生み出す。レーザー出力に応じて、レーザー熱ロケットは化学ロケットと同様の推力対重量比を持ちながら、核熱ロケットと同様の比推力を達成することができる。 ^[7]地上から軌道への打ち上げの場合、そのようなロケットのレーザー源は高頻度の打ち上げが可能な恒久的な設備となり、ロケットには不活性な推進剤を含めることができる。

マイクロ波熱ロケットは、地上のフェーズドアレイなどのマイクロ波源によって駆動される点を除けば、レーザー熱ロケットに似ています。レーザーと比較した場合、マイクロ波を使用する主な利点は、現在、光源のコストがワット当たり 1 ～ 3 桁安いことです。主な欠点は、ビーム回折効果のため、マイクロ波ビームディレクターの直径がレーザービームディレクターよりもはるかに大きい必要があることです。

マイクロ波熱ロケットは2002年にケビン・LG・パーキン氏によって発明され、彼の博士論文のテーマでした。^[8] 2012年5月から2014年3月まで、DARPA/NASAミリ波熱発射システム（MTLS）プロジェクトはこの作業を継続し、2014年2月に最初のマイクロ波熱ロケットの打ち上げに至りました。数回の打ち上げが試みられましたが、ビームディレクターの問題が解決できず、2014年3月に資金が枯渇しました。