宇宙機の推進方法

宇宙機の推進方法(うちゅうきのすいしんほうほう)では宇宙機を加速させる方法を扱う。多数の異なる手段があり、それぞれに長所と短所がある。エンジンに関してはロケットエンジンを参照。

最近の宇宙機はすべて化学ロケットで打ち上げられる。大半の人工衛星は単純な化学ロケットによる反動で軌道に投入される。宇宙空間においては電気推進イオンエンジンも使用され、主に人工衛星の軌道制御や宇宙探査機の航行に用いられる。

エネルギーの使用

Due to energy carried away in the exhaust the energy efficiency of a reaction

反動で加速する為に、推進剤運動量を与えるエネルギーが必要である。化学ロケットでは燃焼の過程で熱、圧力、分子の再結合、解離などにエネルギーが分散され、推進剤を加速させる有効分は小さくなる。高効率を誇る電気推進においても、推進剤全てがプラズマとなるわけではないため、やはりエネルギーのロスが存在する。故に効率が100%というエンジンは現状存在しない。

推進方法

推進方法は反動質量によって決まる。

ロケットエンジン

Space X、ケストレルエンジンの試験(ファルコン1二段目)

大半のロケットエンジンは内燃式である。ノズルによって推進効率が変化する。

イオン推進ロケットプラズマ或いは帯電した気体を電磁気作用によって加速する事により、反動で推進力を得る。比推力は高いが、大推力を得る事が出来ないので軌道上で進路修正程度に使用される。

ロケットエンジンを参照すれば多種類のロケットエンジンとそれらの特徴がわかる。

電磁気による加速

静電場によるキセノンイオンの加速実験(ジェット推進研究所

電磁気による推進方法:

反動質量を持たない宇宙機のシステム

NASAが研究する太陽帆、500m幅の帆をもつ。

従来の方法では反動を得るため、何らかの質量を機内に蓄えていたが太陽光放射圧により推進する太陽帆などもある。省エネという長所があるが、太陽(恒星)から近い距離しか動力を得られず、出せる速度に限界があるうえ、機体の質量を軽くする必要もある。

  • 太陽帆(ソーラーセイル)
  • 磁気帆(マグネティックセイル)
  • テザー推進
    • エレクトロダイナミック・テザー (EDT)
    • モーメンタム・テザー
    • マグネティック・テザー
  • 宇宙塵推進

打ち上げの原理

月面基地のマスドライバー(NASAの想像図)

空気取り入れ型エンジンによる軌道投入

[1]

物理法則

「ワームホール航法」の想像イラスト

各推進方法の仕様一覧

以下に一般的に使用される推進方法の比較の為に示す。

方式名相対噴射速度
(m/s)
推力
(N)
燃焼時間
(オーダー[3])!! 最大速度・⊿V
(km/s)
最大速度・⊿V
(km/s)
最大速度・⊿V
(km/s)
現在使用されている推進方法
固体ロケット1,000 - 4,00010>3 - 10>71 E0 s - 1 E2 s~ 7
ハイブリッドロケット1,500 - 4,200<0.1 - 10>71 E0 s - 1 E2 s> 3
一液式ロケット1,000 - 3,0000.1 - 1001 E-3 s - 1 E2 s~ 3
二液式ロケット1,000 - 4,7000.1 - 10>71 E0 s - 1 E2 s~ 9
三液式ロケット2,500 - 4,5001 E0 s - 1 E2 s~ 9
レジストジェット2,000 - 6,00010>-2 - 101 E0 s - 1 E2 s
DCアークジェット4,000 - 12,00010>-2 - 101 E0 s - 1 E2 s
ホールスラスタ (HET)8,000 - 50,00010>-3 - 101 E6 s - 1 E7 s> 100
イオンエンジン15,000 - 80,00010>-3 - 101 E6 s - 1 E7 s> 100
電界放射式電気推進 (FEEP)100,000 - 130,00010>-6 - 10>-31 E5 s
MPDアークジェット (MPD)20,000 - 100,0001001 E5 s
パルスプラズマスラスタ (PPT)~ 20,000- 0.11 E6 s - 1 E7 s
パルス誘導推進器 (PIT)50,000201 E6 s
原子力電気推進 発電機として原子力を使用した電気推進
太陽帆N/A9 per km²
(at 1 AU)
不定> 40
実証可能な推進方法
テザー推進N/A1 - 10>121 E0 s - 1 E2 s~ 7
マスドライバー (推進装置としてのもの)30,000 - ?10>4 - 10>81 E6 s
オリオン計画 (長期核パルス推進)20,000 - 100,00010>9 - 10>121 E5 s~ 30 - 60
比推力可変型プラズマ推進機 (VASIMR)10,000 - 300,00040 - 1,2001 E6 s - 1 E7 s> 100
核熱ロケット9,00010>51 E0 s - 1 E2 s> ~ 20
太陽熱ロケット7,000 - 12,0001 - 1001 E5 s> ~ 20
放射性同位体推進7,000-8,0001 E6 s
空気増強ロケット5,000 - 6,0000.1 - 10>71 E-1 s - 1 E2 s> 7?
空気液化サイクルエンジン (LACE)4,5001000 - 10>71 E-1 s - 1 E2 s?
SABREエンジン30,000/4,5000.1 - 10>71 E0 s - 1 E2 s9.4
デュアルモード推進システム> 2,000?
研究が進められている推進方式
マグネティックセイルN/AIndefinite不定
ミニ磁気圏プラズマ推進 (M2P2)200,000~ 1 N/kW1 E6 s
核パルス推進 (ダイダロス計画のもの)20,000 - 1,000,00010>9 - 10>121 E6 s - 1 E7 s~ 15,000
気化炉心ロケット10,000 - 20,00010>3 - 10>6
NSWR100,00010>3 - 10>71 E3 s
ビーム推進 外部からの荷電粒子等のビームを用いる
核分裂帆 核分裂断片ロケットを利用した推進帆
核分裂断片ロケット1,000,000
核光子ロケット300,000,00010>-5 - 11 E6 s - 1 E8 s
核融合ロケット100,000 - 1,000,000
軌道エレベータN/AN/A不定> 12
反物質核パルスロケット200,000 - 4,000,0001 E4 s - 1 E5 s
反物質ロケット10,000,000 - 100,000,000
バサードラムジェット2,240,623 - 20,000,000不定~ 30,000
重力電磁気トロイダルランチャー<300,000

脚注

  1. Anonymous (2006年). The Sabre Engine”. Reaction Engines Ltd.. 2007年7月26日閲覧。
  2. Harada, K.; Tanatsugu, N.; Sato, T. (1997). “Development Study on ATREX Engine”. Acta Astronautica 41 (12): 851-862. https://doi.org/10.1016/S0094-5765(97)00176-8 2007年7月26日閲覧。.
  3. 本表のオーダーは原文(英語版 "Spacecraft propulsion" 04:25, 20 November 2007 (UTC))を以下の範囲で置換しているため、誤差がある可能性があります。
    ミリ秒(milliseconds)1 E-3 s - 1 E-1 s
    秒(seconds)1 E-1 s - 1 E1 s
    分(seconds)1 E0 s - 1 E2 s
    30分(half hour)1 E3 s
    時間(hours)1 E3 s - 1 E4 s
    日(days)1 E4 s - 1 E5 s
    週(seconds)1 E5 s
    数日(several days)1 E5 s
    月(months)1 E6 s
    年(years)1 E6 s - 1 E7 s
    数年(decades)1 E8 s

関連項目

外部リンク

This article is issued from Wikipedia. The text is licensed under Creative Commons - Attribution - Sharealike. Additional terms may apply for the media files.