태양열 로켓

Solar thermal rocket

태양 열 로켓은 태양 에너지를 사용하여 반응 질량을 직접 가열하는 이론적인 우주선 추진 시스템입니다. 따라서 대부분의 다른 형태의 태양 에너지 추진처럼 전기 발전기를 필요로 하지 않습니다.로켓은 집광기와 거울과 같은 태양 에너지를 포착하는 수단만 운반하면 될 것이다.가열된 추진제는 추력을 내기 위해 기존의 로켓 노즐을 통해 공급될 것이다.엔진 추력은 태양 집열기의 표면적과 태양 방사선의 국소 강도와 직접적으로 관련이 있을 것이다.

단기적으로 태양 열 추진은 태양과 보다 유연성이 높은 상층부 저온 발사체 및 궤도 추진 장치 모두를 위해 제안되었다.태양 열 추진은 재사용 가능한 궤도 간 예인 장치로서 비교적 쉽게 연료를 주입할 수 있는 고효율 저연비 시스템이기 때문에 좋은 후보입니다.

태양열 설계 개념

두 가지 태양 열 추진 개념이 있으며, 주로 추진제를 [citation needed]가열하기 위해 태양 에너지를 사용하는 방법이 다릅니다.

  • 간접 태양열 가열은 태양 복사에 의해 가열되는 열 교환기의 통로를 통해 추진제를 펌핑하는 것을 포함한다.창문이 없는 열교환기 공동 개념은 이 방사선 흡수 접근법을 사용하는 설계이다.
  • 직접 태양열 가열은 추진제를 태양 방사선에 직접 노출시키는 것을 포함한다.회전층 개념은 직사광선 흡수를 위해 선호되는 개념 중 하나이며, 보존 종자(탄탈 카바이드 또는 하프늄 카바이드) 접근방식을 사용하여 다른 직접 가열 설계보다 높은 비적 임펄스를 제공한다.추진제는 회전하는 실린더의 다공질 벽을 통해 흐르며, 회전에 의해 벽에 유지되는 씨앗의 열을 흡수합니다.탄화물은 고온에서도 안정적이며 열전달 특성이 우수합니다.

열교환기 재료가 견딜 수 있는 온도(약 2800K)의 한계로 인해 간접 흡수 설계는 900초(9 kN/s/kg = 9 km/s) 이상의 특정 임펄스를 달성할 수 없습니다(또는 최대 1000초 이하 참조).직접 흡수 설계는 더 높은 추진제 온도와 더 높은 비적 임펄스를 허용하며, 1200초에 근접합니다.더 낮은 비충격도 기존 화학 로켓에 비해 상당한 증가를 나타내지만, 이동 시간 [citation needed]증가(10시간 대비 14일)를 희생하면서 상당한 페이로드 증가(LEO-GEO 임무의 경우 45%)를 제공할 수 있다.

소규모 하드웨어는 지상 시험 평가를 [1]위해 공군 로켓 추진 연구소(AFRPL)를 위해 설계 및 제작되었습니다.10~100N의 추력을 가진 시스템은 SART에 [2]의해 조사되었다.

태양 열 로켓에 의해 추진되는 (궤도 간) 우주 예인이라고 불리는 재사용 가능한 궤도 이동 차량 (OTV)이 제안되었다.태양 열 예인선의 집광기는 태양 전기 [3]OTV의 태양 어레이보다 반 앨런 벨트의 방사선에 덜 취약하다.

2020년 존스 홉킨스 대학 응용 물리학 연구소의 [4]태양 시뮬레이터에서 헬륨으로 최초 개념 증명을 시연했습니다.

추진제

태양광로켓은 레늄 [5]열교환기를 이용해 최대 1000초(10kN·s/kg)의 비임펄스를 내는 저분자량 때문에 대부분 추진체로 수소를 사용한다.

전통적인 생각은 수소가 뛰어난 특정한 자극을 주기는 하지만 우주 저장이 불가능하다는 것이었다.2010년대 초의 설계 작업은 수소 비오프를 상당히 줄이고, 공간 내 필수 작업에 소량의 남은 비오프 제품을 경제적으로 활용하는 접근방식을 개발하여 기본적으로 실질적인 [6]: p. 3, 4, 7 관점에서 제로 비오프(ZBO)를 달성하였다.

다른 물질도 사용할 수 있다.물은 190초(1.9kN/s/kg)의 매우 낮은 성능을 제공하지만, 정화 및 처리에 간단한 장비만 필요하며, 공간 저장성이 있으며, 이는 현장 자원을 사용하여 행성 간 사용을 위해 매우 진지하게 제안되었다.[7]

암모니아가 [8]추진제로 제안되었다.물보다 높은 비압력을 제공하지만, 어는점이 섭씨 -77도이고 끓는점이 -33.34°C로 저장하기 쉽습니다.배기가스는 수소와 질소로 분해되어 평균 분자량이 낮아지고 따라서 더 높은 Ip(수소의 [citation needed]65%)가 발생합니다.

태양 열 추진 구조는 전기 분해와 물로부터 수소의 액화를 포함한 건축물을 크기 이상으로 능가합니다. 전기 분해는 무거운 발전기를 필요로 하는 반면, 증류에는 단순하고 콤팩트한 열원(원자력 또는 태양력)만 필요하기 때문입니다. 따라서 추진제 생산 속도는 다음과 같습니다.따라서 장비의 초기 질량에 대해 훨씬 더 높습니다.그러나 이것의 사용은 태양계, 특히 달과 소행성의 물체에 대한 명확한 생각을 가지고 있어야 하며, 그러한 정보는 소행성대 내와 태양으로부터 멀리 떨어진 곳에 있는 물체에 [9][10]물 얼음이 풍부할 것으로 예상된다는 것 외에는 알려지지 않았다.

지상 발사를 위한 태양열

소형 개인 우주선을 궤도에 쏘아 올리기 위한 시스템으로 태양열 로켓이 제안되었다.디자인은 고공 비행선을 기반으로 하며, 이 비행선은 튜브에 햇빛을 집중시키기 위해 외피를 사용합니다.암모니아일 가능성이 있는 추진제는 추력을 내기 위해 공급된다.가능한 설계상의 결함으로는 엔진이 항력을 극복하기에 충분한 추진력을 낼 수 있는지, 그리고 극초음속에서도 비행선의 표면이 고장나지 않는지 등이 있습니다.이것은 JP 에어로스페이스가 제안한 궤도 비행선과 많은 유사점을 가지고 있다.

제안된 태양-열 우주 시스템

2010년 현재, 발사 후 우주 우주선 시스템에 태양열을 이용한 추진력을 이용하자는 두 가지 제안이 제시되었다.

다른 우주선이 LEO 임무를 수행하는 도중 정지하고 연료를 재급유하기 위한 경유지로 사용될 수 있는 LEO(Low Earth Orbit) 추진제 저장소를 제공하는 개념은 폐수소가스를 우주의 복사열 환경에서 장기간 액체 수소 저장의 불가피한 부산물로 사용할 수 있도록 제안했다.태양 에너지 추진 시스템입니다.폐수소는 궤도 정지 및 자세 제어에 생산적으로 사용될 뿐만 아니라,[6] 저장소에서 연료를 받기 위해 들어오는 다른 우주선과 더 잘 접선하기 위해 궤도 기동 시 사용할 수 있는 제한된 추진제와 추진력을 제공할 것이다.

미국 유나이티드 발사 얼라이언스(ULA)가 제안한 차세대 극저온 상단 로켓 설계에도 태양열 단로프 수소 추진기가 필수적이다.ACES(Advanced Common Evolutioned Stage)는 기존 ULA Centaur 및 ULA DCSS(Delta Cryogenic Second Stage) 상부 스테이지 차량을 보완하고 아마도 대체할 수 있는 저비용, 성능 및 유연성이 뛰어난 상부 스테이지로 제작되었습니다.ACES 통합 차량 유체 옵션은 일반적으로 자세 제어와 정거장 유지를 위해 사용되는 모든 히드라진 모노프로퍼제와 모든 헬륨 가압제를 우주선에서 제거하며, 대신 [6]: p. 5 [needs update]폐수소를 사용하는 태양 열 모노프로퍼 추진기에 의존한다.

2003년 [clarification needed][12]Gordon Woodcock과 Dave Byers는 태양열 추진장치를 이용한 다양한 주행의 실행가능성을 조사했다.

이후 2010년대에 제안되었던 것은 태양 열 [13][14]엔진에 태양 방사선을 집중시키기 위해 경량 거울을 사용하는 솔라 나방 우주선이었다.

「 」를 참조해 주세요.

레퍼런스

  1. ^ 소형 우주선을 위한 태양열 추진 - 엔지니어링 시스템 개발 및 평가 PSI-SR-1228 출판사 AIAA 2005년 7월
  2. ^ 웹 페이지 DLR Institut für Raumfahrtantriebe Abteilung Systemanalyse Raumtransport(SART) 날짜 = 2006년 11월 웨이백 머신에 2007-07-06년 아카이브 완료
  3. ^ John H. Schilling, Frank S. Gulczinski III. "Comparison of Orbit Transfer Vehicle Concepts Utilizing Mid-Term Power and Propulsion Options" (PDF). Retrieved May 23, 2018.
  4. ^ Oberhaus, Daniel (20 November 2020). "A Solar-Powered Rocket Might Be Our Ticket to Interstellar Space". Wired.
  5. ^ Ultramet. "Advanced Propulsion Concepts - Solar Thermal Propulsion". Ultramet. Retrieved June 20, 2012.
  6. ^ a b c Zegler, Frank; Bernard Kutter (2010-09-02). "Evolving to a Depot-Based Space Transportation Architecture" (PDF). AIAA SPACE 2010 Conference & Exposition. AIAA. p. 3. Retrieved March 31, 2017. the waste hydrogen that has boiled off happens to be the best known propellant (as a monopropellant in a basic solar-thermal propulsion system) for this task. A practical depot must evolve hydrogen at a minimum rate that matches the station keeping demands.
  7. ^ NASA. "Robotic Asteroid Prospector NIAC Phase 1 Final Report" (PDF). NASA. Retrieved March 11, 2021.
  8. ^ PSI. "Solar Thermal Propulsion for Small Spacecraft_Engineering System Development and Evaluation" (PDF). PSI. Retrieved August 12, 2017.
  9. ^ Zuppero, Anthony (2005). "Propulsion to Moons of Jupiter Using Heat and Water Without Electrolysis Or Cryogenics" (PDF). Space Exploration 2005. SESI Conference Series. 001. Retrieved June 20, 2012.
  10. ^ Zuppero, Anthony. "new fuel: Near Earth Object fuel (Neofuel, using abundant off-earth resources for interplanetary transport)". Retrieved June 20, 2012.
  11. ^ NewMars, 지상 발사용 태양열 기술?2012-02-20 Wayback Machine 아카이브 완료
  12. ^ Byers, Woodcock (2003). "Results of Evaluation of Solar Thermal Propulsion, AIAA 2003-5029". AIAA. {{cite journal}}:Cite 저널 요구 사항 journal=(도움말)
  13. ^ 2018년 1월 18일, Nick Stevens Graphics는 2019년 1월 20일에 접속했다.
  14. ^ 다양한 우주선 프로젝트 Rho의 배기 속도 및 질량 비율 함수로서의 로켓 엔진 성능은 2019년 1월 20일에 접근했다.

외부 링크