(57)【要約】      （修正有）【課題】ロケットの燃料チャンバ内でガス状ロケット燃料を液化させることによりロケットへの燃料補給を可能にする、方法及びシステムを提供する。【解決手段】ロケット燃料補給システム１２６は、ロケットの少なくとも一部分に取り外し可能に連結し、かつ、断熱被覆１３０とロケットとの間に囲まれた空間を形成するよう構成された、断熱被覆を含む。ロケット燃料補給システムは、断熱被覆における冷寒剤注入口１３８も含む。冷寒剤注入口は、断熱被覆の内部チャンバ内に冷寒剤を受容する。ロケット燃料補給システムは、断熱被覆における冷寒剤排出口を更に含む。冷寒剤排出口は、断熱被覆内の内部チャンバから囲まれた空間内のロケットに冷寒剤を提供する。ロケット燃料補給システムは、また更に、囲まれた空間から冷寒剤を排気する、断熱被覆におけるガス排出口１７２と、ガス排出口で可燃性ガスを検出するよう構成された可燃性ガスセンサ１７４とを含む。【選択図】図２
2018034781.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケット（１００）の少なくとも一部分に取り外し可能に連結し、かつ、断熱被覆（１３０）と前記ロケット（１００）の前記少なくとも一部分との間に囲まれた空間（１５２）を形成するよう構成された、断熱被覆（１３０）と、
前記断熱被覆（１３０）における冷寒剤注入口（１３８）であって、前記断熱被覆（１３０）の内部チャンバ（１６０）内に、冷寒剤を受け入れるよう構成されている、冷寒剤注入口（１３８）と、
前記断熱被覆（１３０）における冷寒剤排出口（１６２）であって、前記断熱被覆（１３０）内の前記内部チャンバ（１６０）から前記囲まれた空間（１５２）内の前記ロケット（１００）の前記少なくとも一部分に前記冷寒剤を提供するよう構成されている、冷寒剤排出口（１６２）と、
前記囲まれた空間（１５２）から前記冷寒剤を排気するよう構成された、前記断熱被覆（１３０）におけるガス排出口（１７２）と、
前記ガス排出口（１７２）で可燃性ガスを検出するよう構成された、ガスセンサ（１７２）とを備える、ロケット燃料補給システム（１２６）。
【請求項２】
前記冷寒剤が、前記ロケット（１００）用のガス状燃料の液化温度を下回る温度まで、前記ロケット（１００）を冷却するよう構成される、請求項１に記載のロケット燃料補給システム（１２６）。
【請求項３】
前記冷寒剤排出口（１６２）が、前記ロケット（１００）の前記少なくとも一部分の長さに沿って前記冷寒剤を提供するために、前記断熱被覆（１３０）の長手方向軸に沿った複数の冷寒剤排出口（１６２）を含む、請求項２に記載のロケット燃料補給システム（１２６）。
【請求項４】
前記複数の冷寒剤排出口（１６２）が、前記ロケット（１００）の前記少なくとも一部分の円周に沿って前記冷寒剤を提供するために、前記断熱被覆（１３０）の円周軸（４）に沿っている、請求項３に記載のロケット燃料補給システム（１２６）。
【請求項５】
前記断熱被覆（１３０）が、前記冷寒剤注入口（１３８）から前記冷寒剤排出口（１６２）に前記冷寒剤を導くための導管を含む、請求項１から４のいずれか一項に記載のロケット燃料補給システム（１２６）。
【請求項６】
前記断熱被覆（１３０）に連結された温度センサ（１７０）を更に備え、前記温度センサ（１７０）が、前記ロケット（１００）の前記少なくとも一部分の外面（１２４）の温度を測定するよう構成される、請求項１から５のいずれか一項に記載のロケット燃料補給システム（１２６）。
【請求項７】
前記温度センサ（１７０）及び冷寒剤源（１３２）に通信可能に連結されたコントローラ（１６６）を更に備え、前記コントローラ（１６６）が、前記温度センサ（１７０）により測定された温度に基づいて、前記冷寒剤源（１３２）から前記ロケット（１００）の前記少なくとも一部分に提供される前記冷寒剤の流量を制御するよう構成される、請求項６に記載のロケット燃料補給システム（１２６）。
【請求項８】
前記断熱被覆（１３０）の内面（１５４）が、前記断熱被覆（１３０）の前記内面（１５４）と前記ロケット（１００）の前記少なくとも一部分の外面（１２４）との間に間隙を形成するよう構成された、複数のスペーサ（１５６）を備える、請求項１から７のいずれか一項に記載のロケット燃料補給システム（１２６）。
【請求項９】
混合ガスを生成するために複数のガス成分を混合するよう構成された、ガス混合システム（１４６）と、
前記ガス混合システム（１４６）から前記ロケット（１００）に前記混合ガスを提供するための、燃料供給導管（１４２）とを更に備える、請求項１から８のいずれか一項に記載のロケット燃料補給システム（１２６）。
【請求項１０】
前記断熱被覆（１３０）が可撓性材料を含み、前記断熱被覆（１３０）が、前記ロケット（１００）の前記少なくとも一部分の外面（１２４）の周囲に包み込むことによって、前記ロケット（１００）の前記少なくとも一部分に取り外し可能に連結するよう構成される、請求項１から９のいずれか一項に記載のロケット燃料補給システム（１２６）。
【請求項１１】
ロケット（１００）に燃料補給する方法であって、
断熱被覆（１３０）を前記ロケット（１００）の外面（１２４）に連結させることと、
冷寒剤源（１３２）から前記ロケット（１００）の前記外面（１２４）に、前記断熱被覆（１３０）を通って、冷寒剤を運ぶことによって、前記ロケット（１００）の前記外面を冷却することと、
外部燃料源から前記ロケット（１００）内の燃料チャンバ（１１６）に混合ガスを運ぶことと、
前記燃料チャンバ（１１６）内で液体ロケット燃料を生成するために、前記燃料チャンバ（１１６）内で前記混合ガスを液化させることとを含む、方法。
【請求項１２】
前記外面（１２４）を冷却することが、前記混合ガスの液化温度を下回る温度まで前記外面（１２４）を冷却することを含む、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記燃料チャンバ（１１６）に前記混合ガスを運ぶことが、
第１ガス源からガス混合システムの混合区画に第１ガス成分を運ぶことと、
第２ガス源から前記混合区画に第２ガス成分を運ぶことと、
前記混合ガスを生成するために、前記混合区画内で前記第１ガス成分と前記第２ガス成分とを混合することと、
前記混合区画から前記ロケット（１００）内の前記燃料チャンバ（１１６）に前記混合ガスを運ぶこととを含む、請求項１１又は１２に記載の方法。
【請求項１４】
保管場所から打ち上げ場所に前記ロケット（１００）を搬送することを更に含み、前記ロケット（１００）の前記外面（１２４）を冷却することが、前記ロケット（１００）の搬送の間に実施される、請求項１１から１３のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１５】
前記断熱被覆（１３０）におけるガスセンサ（１７４）によって、前記混合ガスの一部を検出することと、
前記混合ガスの前記一部を検出することに応じて、前記ロケット（１００）内の前記燃料チャンバ（１１６）への前記混合ガスの移動を終了させることとを更に含む、請求項１１から１４のいずれか一項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は概して、ロケットに燃料補給するシステムに関し、より詳細には、ロケットの燃料チャンバ内でガス状ロケット燃料を液化させることによりロケットへの燃料補給を可能にする、方法及びシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
本書で別途指示されない限り、この部分に記載されている材料は、特許請求の範囲に対する先行技術ではなく、この部分に包含されることにより先行技術であると認められるものではない。
【０００３】
ロケットは、概括的に、地表から所望の軌道又は飛翔経路に有用荷重（例えば衛星又は宇宙飛行士）を移動させるために使用される。一部の例では、ロケットが、宇宙空間内の軌道に有用荷重を打ち上げうる。他の例では、ロケットは、１つの場所から別の場所へと、軌道に乗らずに有用荷重を移動させうる。意図された目的地に有用荷重を運ぶために、ロケットはロケットエンジンを有し、このロケットエンジンは、大気及び／又は宇宙を通ってロケットを推進するためにロケット燃料を利用する。ロケット燃料は移動中ずっとロケットの中に内包され、ゆえに、ロケットは打ち上げに先立って燃料補給される必要がある。ロケットへの燃料補給は、時間も費用もかかるプロセスとなる可能性がありうる。
【０００４】
例えば、既存の技法を使用すると、液体ロケット燃料をロケットに燃料補給するには比較的長い時間がかかりうる。なぜなら、ロケットを打ち上げ地点に移動させた後、ロケットは、液体ロケット燃料を受容するのに適した（すなわち、ロケット燃料の沸点を下回る）温度まで、冷却される必要があるからである。加えて、例えば、液体ロケット燃料をロケットに燃料補給するための既存の技法は、概括的に、長時間にわたり、温度制御された環境において、比較的大量の燃焼性が高いロケット燃料を保管することを伴う。
【発明の概要】
【０００５】
ロケットに燃料補給するための方法及びシステムが開示される。一例では、ロケット燃料補給システムは、ロケットの少なくとも一部分に取り外し可能に連結し、かつ、断熱被覆とロケットのこの少なくとも一部分との間に囲まれた空間を形成するよう構成された、断熱被覆を含む。ロケット燃料補給システムは、断熱被覆における冷寒剤注入口も含む。冷寒剤注入口は、断熱被覆の内部チャンバ内に冷寒剤を受容するよう構成される。ロケット燃料補給システムは、断熱被覆における冷寒剤排出口を更に含む。冷寒剤排出口は、断熱被覆内の内部チャンバから囲まれた空間内のロケットの少なくとも一部分に、冷寒剤を提供するよう構成される。ロケット燃料補給システムは、また更に、囲まれた空間から冷寒剤を排気するよう構成された、断熱被覆におけるガス排出口と、ガス排出口で可燃性ガスを検出するよう構成されたガスセンサとを含む。
【０００６】
別の例では、ロケットに燃料補給する方法は、断熱被覆をロケットの外面に連結させることと、冷寒剤源からロケットの外面に、断熱被覆を通して冷寒剤を運ぶことによって、ロケットの外面を冷却することと、外部燃料源からロケット内の燃料チャンバに混合ガスを運ぶことと、燃料チャンバ内で液体ロケット燃料を生成するために、燃料チャンバ内で混合ガスを液化させることとを、含む。
【０００７】
必要に応じて添付図面を参照しつつ下記の詳細説明を読むことで、当業者には、上記の、並びにそれ以外の態様、利点、及び代替例が明らかになろう。更に、この発明の概要の部分及び本文書のそれ以外の部分に記載されている説明は、特許請求される主題を、限定としてではなく例として示すためのものであることを、理解すべきである。
【０００８】
例示的な実施形態の特性と考えられる新規な特徴は、付随する特許請求の範囲に明記される。しかし、例示的な実施形態並びに好ましい使用モード、更にはその目的及び利点は、添付図面と併せて本開示の例示的な実施形態の下記の詳細説明を読むことにより、最もよく理解されよう。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】例示的な一実施形態による、ロケットの斜視図を示す。
【図２】例示的な一実施形態による、ロケット燃料補給システムの斜視図を示す。
【図３】例示的な一実施形態による、ロケットとロケット燃料補給システムの断熱被覆との断面図を示す。
【図４】例示的な一実施形態による、ロケットとロケット燃料補給システムの断熱被覆との別の断面図を示す。
【図５】例示的な一実施形態による、輸送中のロケット及びロケット燃料補給システムの側面図を示す。
【図６】例示的な一実施形態による、ロケットに燃料補給するための例示的なプロセスのフロー図を示す。
【図７】例示的な一実施形態による、ロケットに燃料補給するための別の例示的なプロセスのフロー図を示す。
【図８】例示的な一実施形態による、ロケットに燃料補給するための別の例示的なプロセスのフロー図を示す。
【図９】例示的な一実施形態による、ロケットに燃料補給するための別の例示的なプロセスのフロー図を示す。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
開示されている方法及びシステムは、ロケットへの燃料補給を可能にする。図１は、一例によるロケット１００を示している。図１に示しているように、ロケット１００は、輸送体部分１１２に連結された有用荷重部分１１０を含む。有用荷重部分１１０は、例えば、他にも可能性がある中でも、一又は複数の衛星、宇宙探査機、宇宙ステーション構成要素、貨物、宇宙飛行士、及び／又は動物などの、有用荷重１１４を内包しうる。図示されているこの例では、ロケット１００の有用荷重部分１１０は、ロケット１００の空力的動作を促進するよう、ノーズコーンとして形成されている。しかし、有用荷重部分１１０は、他の例では異なる形状に形成されることも可能である。
【００１１】
輸送体部分１１２は、打ち上げ時及び／又は飛行中にロケット１００を推進するためのロケットエンジンを提供する。例えば、輸送体部分１１２は、ロケット燃料（すなわち推進剤）を内包するための一又は複数の内部燃料チャンバ１１６、燃焼チャンバ１１８、及び／又はロケットエンジンノズル１２０を含みうる。輸送体部分１１２は、外部燃料源から内部燃料チャンバ１１６へのロケット燃料の移動を促進するために、ロケット１００の外面１２４の燃料注入口１２２も含みうる。燃料チャンバ１１６は、内部燃料チャンバ１１６から燃焼チャンバ１１８にロケット燃料を運びうるように、燃焼チャンバ１１８に連結される。燃焼チャンバ１１８は、ロケット燃料を燃焼させて、高温で高圧のガスを発生させうる。燃焼チャンバ１１８はロケットエンジンノズル１２０に連結され、このロケットエンジンノズル１２０が、高温で高圧のガスを輸送体から外に排気する。ロケットエンジンノズル１２０は、燃焼チャンバ１１８から受容されたガスの加速を促進して、このガスの熱エネルギーの、ロケット１００の運動エネルギーへの転換を促進しうる。
【００１２】
図１に示しているフィーチャに加えて、ロケット１００は、例えば、一又は複数の航法システム及び／又はガイダンスシステム（例えば、衛星航法システム及び／又は慣性航法システム）、並びに／或いは、安定化デバイス（例えば、一又は複数のフィン、小型補助エンジン、ジンバル、及び／又はジャイロスコープ）などの、追加的又は代替的なフィーチャを含みうる。
【００１３】
図２は、本開示の一例による、ロケット燃料補給システム１２６を示している。ロケット燃料補給システム１２６は、燃料源システム１２８と、断熱被覆１３０と、冷寒剤源１３２とを含む。詳しくは後述するように、被覆１３０がロケット１００に連結し、冷寒剤源１３２が被覆１３０に冷寒剤を運び、被覆１３０は次いで、ロケット１００の少なくとも一部分の全体にわたって冷寒剤を分散させる。冷寒剤は、燃料源システム１２８によって提供されるロケット燃料の液化温度以下の温度まで、ロケット１００を冷却する。例えば、冷寒剤は、華氏およそ―２０度と華氏およそ―１００度との間のある温度まで、ロケットを冷却しうる。冷寒剤でロケット１００を冷却することによって、燃料源システム１２８は、ロケット燃料をガスの状態で燃料チャンバ１１６に運びうる。このガスは次いで、ロケット１００の燃料チャンバ１１６内で液化する。液化した燃料は、打ち上げ及び／又は飛行のための推進剤として、ロケット１００によって使用可能になる。
【００１４】
図２に示しているように、断熱被覆１３０は、ロケット１００の少なくとも一部分に取り外し可能に連結される。一例では、被覆１３０は、例えば（他にも可能性がある中でも）テフロン及び／又はマイラなどの、可撓性材料から作られる。この例では、ロケット１００の外面１２４の周囲に被覆１３０を巻き付け、次いで、被覆１３０の両端部１３４Ａ、１３４Ｂを互いに取り外し可能に連結させることによって、被覆１３０がロケット１００に取り外し可能に連結されうる。例としては、両端部１３４Ａ、１３４Ｂは、例えばスナップ嵌合保持フィーチャ、面（ｈｏｏｋ−ａｎｄ−ｌｏｏｐ）ファスナ（例えばＶＥＬＣＲＯ(R)）、ジッパー、ボタン、及び／又はベルト式ファスナ（ｓｔｒａｐｓ  ａｎｄ  ｂｕｃｋｌｅｓ）などの、ファスナ１３６によって互いに取り外し可能に連結されうる。
【００１５】
図２では、被覆１３０は、ロケット１００の輸送体部分１１２に連結されている。このことで、被覆１３０が、ロケット１００のロケット燃料が内包されている、又は内包されることになる部分を冷却することが、有利に可能になりうる。しかし、被覆１３０は、他の例では、ロケット１００の別の部分、及び／又はロケット１００全体に、連結されることも可能である。
【００１６】
被覆１３０は、被覆１３０を（例えば冷寒剤供給導管１４０を介して）冷寒剤源１３２に連結させるための、冷寒剤注入口１３８を含む。冷寒剤は、例えば液体窒素、液体ヘリウム、液体アルゴン、液体ネオン、及び／又は液体クリプトンを含みうる。一部の例では、冷寒剤は不活性物質でありうる。このことは、不活性冷寒剤が燃焼性ではないという点において有利であり、この点は、ロケット１００への安全な燃料補給を促進する上で役立ちうる。
【００１７】
燃料源システム１２８は、燃料源システム１２８からロケット１００内の燃料チャンバ１１６へのガス状ロケット燃料の移動を促進するために、燃料供給導管１４２によってロケット１００の燃料注入口１２２に連結される。燃料源システム１２８は、複数のガス保管容器１４４Ａ、１４４Ｂと、ガス混合システム１４６とを含む。ガス保管容器１４４Ａ、１４４Ｂは各々、ロケット燃料の異なるガス成分を保管する。例えば、第１容器１４４Ａは酸化剤ガス成分（例えば亜酸化窒素）を保管可能であり、第２容器１４４Ｂは炭化水素ガス成分（例えばプロパン、エタン、又はエセタリン（ｅｔｈｅｔａｌｙｎｅ））を保管しうる。ガス保管容器１４４Ａ、１４４Ｂは、例えば、従来型の運輸局（Ｄｅｐａｒｔｍｅｎｔ  ｏｆ  Ｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎ：ＤＯＴ）認可の保管容器でありうる。有利には、更に後述するように、従来型のＤＯＴ認可の保管容器内にガス成分を保管することで、ロケット燃料を公道で、その成分ごとに輸送することが可能になる。
【００１８】
ガス保管容器１４４Ａ、１４４Ｂは、例えばそれぞれのガス導管１４８Ａ、１４８Ｂによって、ガス混合システム１４６に連結されうる。このやり方では、ガス保管容器１４４Ａ、１４４Ｂは、各々、それぞれのガス成分をガス混合システム１４６に運ばれてよく、次いでガス混合システム１４６が、混合区画１５０内でガス成分を混合して、ロケット燃料の混合ガスを生成しうる。ガス混合システム１４６は、燃料チャンバ１１６への混合ガスの移動を促進するために、燃料供給導管１４２を介してロケット１００の燃料注入口１２２に連結される。燃料チャンバ１１６において、ロケット１００が動作するための推進剤としての液体ロケット燃料を生成するために、混合ガスが冷却及び液化される。
【００１９】
上記にしたがって、被覆１３０は、冷寒剤源１３２から冷寒剤を受容し、次いで、混合ガスの液化温度以下の温度までロケットを冷却するために、ロケット１００に冷寒剤を提供する。図３から図４は、被覆１３０の態様を更に示すために、ロケット１００及び被覆１３０の断面図を示している。詳細には、図３は、図２に示す長手方向軸３を通るロケット１００及び被覆１３０の断面図を示しており、図４は、図２に示す円周軸４を通るロケット１００及び被覆１３０の断面図を示している。
【００２０】
図３から図４に示しているように、ロケット１００に連結された被覆１３０は、被覆１３０とロケット１００との間に囲まれた空間１５２を形成する。詳細には、囲まれた空間１５２は、被覆１３０の内面１５４とロケット１００の外面１２４との間に形成される。被覆１３０の内面１５４とロケット１００の外面１２４との間の間隙の維持に役立てるために、被覆１３０は、内面１５４からロケット１００の外面１２４に向けて延在する一又は複数のスペーサ１５６を含みうる。被覆１３０の内面１５４とロケット１００の外面１２４との間に間隙を維持することは、有利には、ロケット１００のより広い表面積の全体に冷寒剤を分散させるのに役立ちうる。
【００２１】
被覆１３０は外表面１５８を更に含む。被覆１３０の内面１５４及び／又は外表面１５８は、例えばポリウレタン及び／又はマイラなどの、断熱材料から作られうる。被覆１３０を断熱材料から形成することで、ロケット１００の温度の制御が向上し、かつ、冷却効率が強化されうる。加えて、被覆１３０の断熱材料は、空気の大部分を囲まれた空間１５２の外に留めておくのに役立ち、それにより、ロケット１００への着氷が抑制され（又は防止され）うる。
【００２２】
図３から図４に更に示しているように、内面１５４及び外表面１５８は、被覆１３０内に内部チャンバ１６０を画定する。冷寒剤注入口１３８が、冷寒剤供給導管１４０を内部チャンバ１６０に連結させる。冷寒剤注入口１３８は、ゆえに、冷寒剤源１３２から被覆１３０の内部チャンバ１６０への冷寒剤の受容を促進する。内部チャンバ１６０は、被覆１３０の内面１５４の一又は複数の冷寒剤排出口１６２に冷寒剤を運ぶ。被覆１３０内の冷寒剤の流れを向上させるために、内部チャンバ１６０は、冷寒剤注入口１３８から冷寒剤排出口（複数可）１６２へと内部チャンバ１６０を通るように冷寒剤を導くための、一又は複数の被覆導管１６４を含みうる。
【００２３】
冷寒剤排出口（複数可）１６２が、被覆１３０内の内部チャンバ１６０から囲まれた空間１５２内のロケット１００に、冷寒剤を運ぶ。図３から図４に示しているように、被覆１３０は、ロケット１００の長さに沿って冷寒剤を提供するために被覆１３０の長手方向軸３に沿った、及び、ロケット１００の円周に沿って冷寒剤を提供するために被覆１３０の円周軸４に沿った、複数の冷寒剤排出口１６２を含む。複数の冷寒剤排出口１６２を提供することによって、被覆１３０は、ロケット１００をより良好に冷却するように、ロケット１００の外面１２４のより広い表面積の全体に冷寒剤を分散させうる。一例では、各冷寒剤排出口１６２は、ロケット１００の外面１２４に冷寒剤を噴射するノズルを含みうる。噴射ノズルは、外面のより大きな表面積の全体に冷寒剤を分散させるのに更に役立ちうる。別の例としては、各冷寒剤排出口１６２は、被覆１３０の内面１５４の開孔でありうる。
【００２４】
ロケット燃料補給システム１２６は、被覆１３０を通って冷寒剤源１３２からロケット１００に移る冷寒剤の流量を制御するための、制御システムを含みうる。一例では、制御システムは、図２に示しているように、冷寒剤源１３２に（例えば、有線接続及び／又は無線接続を介して）通信可能に連結された、コントローラ１６６を含みうる。冷寒剤源１３２は、冷寒剤の流量を増大させるために開き、減少させるために閉じうる、バルブ１６８を含みうる。コントローラ１６６は、冷寒剤源１３２に制御信号を送信して、冷寒剤源１３２に、この制御信号に基づいてバルブ１６８を開閉させるよう、動作可能でありうる。
【００２５】
制御システムは、ロケット１００の温度を測定するよう動作可能な一又は複数の温度センサを更に含みうる。例えば、図３では、被覆１３０は、ロケット１００の外面１２４における温度を測定しうる、被覆１３０の内面１５４に連結された温度センサ１７０を含む。温度センサ１７０は、（例えば有線接続及び／又は無線接続を介して、）コントローラ１６６に通信可能に連結されており、測定された温度を示す温度信号をコントローラ１６６に送信するよう動作可能である。受信した温度信号に基づいて、コントローラ１６６は、冷寒剤源１３２に制御信号を送信しうる。ゆえに、温度センサ１７０、コントローラ１６６、及び冷寒剤源１３２は、ロケット１００に提供される冷寒剤の流量を調整可能に制御するための、閉ループフィードバック制御システムを提供しうる。
【００２６】
一例では、コントローラ１６６は、測定された温度を一又は複数の閾値と比較することによって温度信号を処理し、この比較に基づいて、冷寒剤源１３２に制御信号を送信しうる。例えば、閾値はロケット燃料の液化温度でありうる。測定された温度が閾値を上回るとコントローラ１６６が判断した場合、コントローラ１６６は、冷寒剤源１３２に冷寒剤の流量を増大させうる。一方、測定された温度が閾値を下回るとコントローラ１６６が判断した場合、コントローラ１６６は、冷寒剤源１３２に冷寒剤の流量を減少させうる。
【００２７】
コントローラ１６６は、ハードウェア、ソフトウェア、及び／又はファームウェアを使用して実装されうる。例えば、コントローラ１６６は、一又は複数のプロセッサと、機械語指令又は他の実行可能指令を記憶する、非一過性のコンピュータ可読媒体（例えば揮発性及び／又は非揮発性のメモリ）とを含みうる。指令は、一又は複数のプロセッサによって実行されると、コントローラ１６６に、本書に記載のロケット燃料補給システム１２６の様々な動作を実施させうる。
【００２８】
冷寒剤が被覆１３０からロケット１００に運ばれたた後、冷寒剤は、囲まれた空間１５２の中にガスの形態で溜まりうる。例えば、液体冷寒剤は、ロケット１００の外面１２４との接触に応じて、沸騰し、冷寒剤ガスになりうる。被覆１３０は、囲まれた空間１５２から外部環境へと冷寒剤ガスを排気するための、ガス排出口１７２を含みうる。ゆえに、ガス排出口１７２は、囲まれた空間１５２の中で増大した圧力を低減又は消去するのに役立ちうる。
【００２９】
図２から図３に示しているように、被覆１３０は、囲まれた空間１５２内の燃料注入口１２２を取り囲みうる。そうするために、被覆１３０は、燃料供給導管１４２の燃料注入口１２２へのアクセスを提供するよう構成されうる。例えば、被覆１３０は、開孔（図示せず）であって、燃料供給導管１４２がそれを通過して燃料注入口１２２に到達しうる、開孔を有しうる。燃料供給導管１４２が燃料注入口１２２完全には連結されていないか、又は、燃料供給導管１４２に漏れがある場合、ガス状ロケット燃料の一部は、燃料チャンバ１１６に移動する代わりに、囲まれた空間１５２内に漏出しうる。ロケット燃料は可燃性ガスであることから、ロケット燃料の漏出は、迅速に軽減されなければ、安全上の重大問題を引き起こしうる。
【００３０】
一例では、ロケット燃料補給システム１２６は、ロケット燃料の漏出を検出し、漏出の軽減を支援しうる。例えば、ロケット燃料補給システム１２６は、ロケット１００への燃料補給に使用されるロケット燃料などの可燃性ガスの存在を検出しうる、ガスセンサ１７４を含みうる。図２から図３では、ガスセンサ１７４はガス排出口１７２にある。しかし、他の例では、ガスセンサ１７４は被覆１３０の他のフィーチャに連結されうる。ガスセンサ１７４がガス排出口１７２を通って排気される可燃性ガスを検出することに応じて、ガスセンサ１７４は、警報システム１７６（図２参照）に警報信号を提供しうる。警報システム１７６は、警報信号に応じて視覚警報又は音声警報の少なくとも一方を提供する、一又は複数の出力デバイス１７８を含みうる。例えば、出力デバイス（複数可）１７８は、ガスセンサ１７４によって可燃性ガスが検出されたことをオペレータに通知しうる、一又は複数のインジケータライト、表示デバイス、スピーカー、及び／又はサイレンを含みうる。可燃性ガスの検出が通知された場合には、オペレータは、燃料源システム１２８からロケット１００内の燃料チャンバ１１６への混合ガスの流れを終了させうる。
【００３１】
別の例では、ガスセンサ１７４は、警報システム１７６のコントローラ１８０に警報信号を送信しうる。この警報信号に応じて、コントローラ１８０は、燃料源システム１２８に制御信号を送信して、燃料源システム１２８に、ロケット１００内の燃料チャンバ１１６への移動を終了させうる。例えば、燃料源システム１２８は、コントローラ１８０からの制御信号に応じて、燃料源システム１２８からロケット１００への混合ガスの流れを増大させるために開き、減少させるために閉じうる、バルブ１８２を含みうる。そのため、警報システム１７６は、ロケット燃料の漏出による危険でありうる条件の軽減を支援するために、ロケット燃料の流れを自動的に終了させるよう、動作可能でありうる。
【００３２】
稼働中、被覆１３０はロケット１００の少なくとも一部分に連結可能であり、冷寒剤源１３２は被覆に連結されうる。冷寒剤源１３２は、例えば、冷寒剤供給導管１４０を被覆１３０の冷寒剤注入口１３８に連結することによって、被覆１３０に連結されうる。冷寒剤源１３２は次いで、被覆１３０の内部チャンバ１１６に冷寒剤を運びうる。被覆１３０の内部チャンバ１６０において、冷寒剤は、冷寒剤注入口１３８から冷寒剤排出口１６２へと流れる。冷寒剤排出口１６２は、被覆１３０の内部チャンバ１１６から囲まれた空間１５２内のロケット１００の外面１２４に、冷寒剤を運ぶ。冷寒剤は、例えば、燃料源システム１２８によって供給されるガス状ロケット燃料の液化温度以下の温度まで、ロケット１００を冷却する。ロケット１００の外面１２４に接触した後、冷寒剤は、被覆１３０のガス排出口１７２を介して、冷寒剤ガスの状態で、囲まれた空間１５２から外部環境へと排気される。
【００３３】
ロケット１００が冷寒剤によって所定の温度（例えば混合ガスの液化温度以下の温度）まで冷却された後、燃料源システム１２８は、ロケット１００内の燃料チャンバ１１６に混合ガスを運ぶ。一例では、燃料源システム１２８が燃料チャンバ１１６に混合ガスを運んでいる間に、被覆１３０及び冷寒剤源１３２は、ロケット１００の冷却を継続しうる。燃料チャンバ１１６内で、混合ガスは、ロケット１００が混合ガスの液化温度以下の温度まで冷却されることにより液化する。
【００３４】
本開示のロケットに燃料補給するシステム及び方法は、従来型のシステム及び方法に比べて、いくつかの利点を提供しうる。例えば、従来型のシステムでは、ロケット燃料は、大量に製造され、次いで、ロケットへの燃料補給が必要になるまで、温度制御された保管容器内に液体の状態で保管されうる。このことは、特別な（例えば熱交換器を含む）保管容器、及び／又は、液体ロケット燃料の保管容器のための大規模で温度制御された環境を必要とすることがあり、そのいずれもが高価でありうる。加えて、大量の燃焼性が高いロケット燃料を保管することは、安全上の問題も引き起こしうる。
【００３５】
対照的に、本開示のシステム及び方法は、ロケットへの燃料補給中の、必要に応じてのロケット燃料の生産及び液化を可能にする。ロケット燃料がロケットへの燃料補給中に必要に応じて生産されうることから、本開示のシステム及び方法は、オペレータがロケットへの燃料補給に必要なだけのロケット燃料を混合することを、より有効に可能にしうる。そのため、ロケットへの燃料補給に先立って大量の燃焼性が高いロケット燃料を保管することの必要性が、軽減されうる。代わりに、ロケットへの燃料補給に先立って、ロケット燃料のガス成分は別々の容器に保管されうる。ロケット燃料は、従来型のシステムによって求められる要件ほどには厳格でない取り扱い要件を有する容器及び環境内に、その成分ごとに保管されうる。例えば、ガス成分は、室温環境で、又は外気温環境で、保管されうる。加えて、例えば、ガス成分は、ＤＯＴ認可のガス保管容器内に保管されうる。
【００３６】
有利には、本開示のシステム及び方法は、従来型のシステム及び方法に比べて、ロケットのより迅速な燃料補給も可能にしうる。ロケットに燃料補給するために、ロケットは、ロケット燃料がロケットに移送される時に液体のままであるように、冷却される。これまで、ロケットは、ロケットが保管場所から打ち上げ場所又は打ち上げ地点に搬送された後（例えば、ロケットを打ち上げパッド上に位置付けた後）にのみ、冷却されていた。したがって、ロケットに燃料補給するのにこれまで必要とされた時間は、ロケットが打ち上げ場所に搬送され、そこに位置付けられた後にロケットを冷却するのにかかる時間量に依存していた。
【００３７】
本開示のシステム及び方法は、有利には、ロケットを保管場所から打ち上げ場所に搬送する前、及び／又は搬送している間に冷却プロセスを開始することによって、ロケットに燃料補給する時間を減少させうる。一部の例では、ロケットは、ロケットが打ち上げパッド上に位置付けられる時までに、所定の温度（例えばロケット燃料の液化温度以下の温度）に既に冷却されていることもある。このやり方では、本開示のシステム及び方法は、従来型のシステム及び方法よりも著しく迅速に、ロケットがロケット燃料を受容する準備を整えうる。
【００３８】
一例としては、図５は、輸送体１８４が保管場所から打ち上げ場所にロケット１００を搬送している間にロケット１００を冷却している、ロケット燃料補給システム１２６を示している。図５に示しているように、打ち上げ場所での燃料補給のためにロケット１００を準備するように、ロケット１００は搬送中に冷寒剤源１３２及び被覆１３０によって冷却されうる。搬送中にロケット１００を冷却することによって、ロケット１００への燃料補給に必要になる時間が減少しうる。例えば、ロケット１００が、打ち上げ場所に到着したすぐ後（又は直後）に燃料チャンバ１１６内にロケット燃料を受容する準備が整うように、ロケット１００は、搬送中にロケット燃料の液化温度以下の温度まで冷却されうる。
【００３９】
同じく図５に示しているように、輸送体１８４は、オプションで、ガス成分保管容器１４８Ａ、１４８Ｂ内のロケット燃料のガス成分を搬送しうる。上述のように、ロケット燃料が公道上を安全かつコスト効率良く（例えば保管場所から打ち上げ場所まで）搬送されうるように、ガス成分保管容器１４８Ａ、１４８ＢはＤＯＴ認可の保管容器でありうる。
【００４０】
また更に、本開示のロケット燃料補給のシステム及び方法により、従来型のシステム及び方法よりも安全に、ロケットが燃料補給されうる。例えば、一部の従来型のシステム及び方法では、ロケット燃料自体をロケットの外面に噴射することによって、打ち上げ地点でロケットが冷却される。対照的に、例においては、ロケットは、ロケット燃料として使用される物質とは異なる物質である冷寒剤を使用して、冷却されうる。例えば、ロケットは、本開示の例においては燃焼性ではない不活性冷寒剤物質によって、冷却されうる。ロケットを冷却するために不活性冷寒剤物質を使用することによって、第１の及び／又は爆発のリスクが低減されうる。
【００４１】
ここで図６を参照するに、一例によるロケットへの燃料補給のプロセス１９０について、フロー図が示されている。図６に示しているように、プロセスは、断熱被覆をロケットの外面に連結させることによって、ブロック１９２で始まる。ブロック１９４において、プロセスは、冷寒剤源からロケットの外面に、断熱被覆を通して冷寒剤を運ぶことによって、ロケットの外面を冷却することを含む。例えば、ロケットの外面は、ロケットに移る混合ガスの液化温度以下の温度まで冷却されうる。ブロック１９６において、プロセスは、外部燃料源からロケット内の燃料チャンバに混合ガスを運ぶことを含む。例えば、第１ガス成分及び第２ガス成分がガス混合システムの混合区画に運ばれてよく、第１ガス成分と第２ガス成分は、混合ガスを生成するために混合区画内で混合されうる。そして、混合ガスは、混合区画からロケット内の燃料チャンバに移りうる。一実行形態では、ガス成分を混合することと混合ガスを運ぶすこととが、同時に実施されうる。ブロック１９８において、プロセスは、燃料チャンバ内で液体ロケット燃料を生成するために、燃料チャンバ内で混合ガスを液化させることを含む。
【００４２】
図７から図９は、更なる例によるプロセス１９０の追加の態様を示している。図７に示しているように、ブロック２００において、プロセス１９０は、保管場所から打ち上げ場所にロケットを搬送し、かつ、ロケットの搬送中にロケットの外面を冷却することを、更に含む。図８に示しているように、ブロック２０２において、プロセス１９０は、ブロック２００における保管場所から打ち上げ場所へのロケットの搬送の間に、各々が混合ガスの異なるガス成分を内包する少なくとも２つのガス容器を、保管場所から打ち上げ場所へと搬送することも、含みうる。図９に示しているように、プロセス１９０は、ブロック２０４において、断熱被覆におけるガスセンサによって、混合ガスの一部を検出することを含みうる。ブロック２０６において、プロセス１９０は、混合ガスの一部を検出することに応じて、ロケット内の燃料チャンバへの混合ガスの移動を終了させることを含む。
【００４３】
更に、本開示は下記の条項による実施形態を含む。
【００４４】
条項１．
ロケットの少なくとも一部分に取り外し可能に連結し、かつ、断熱被覆とロケットのこの少なくとも一部分との間に囲まれた空間を形成するよう構成された、断熱被覆と、
断熱被覆における冷寒剤注入口であって、断熱被覆の内部チャンバ内に冷寒剤を受容するよう構成されている、冷寒剤注入口と、
断熱被覆における冷寒剤排出口であって、断熱被覆内の内部チャンバから、囲まれた空間内のロケットの少なくとも一部分に、冷寒剤を提供するよう構成されている、冷寒剤排出口と、
囲まれた空間から冷寒剤を排気するよう構成された、断熱被覆におけるガス排出口と、
ガス排出口で可燃性ガスを検出するよう構成された、ガスセンサとを備える、ロケット燃料補給システム。
【００４５】
条項２．冷寒剤が、ロケット用のガス状燃料の液化温度を下回る温度までロケットを冷却するよう構成される、条項１に記載のロケット燃料補給システム。
【００４６】
条項３．冷寒剤排出口が、ロケットの少なくとも一部分の長さに沿って冷寒剤を提供するために、断熱被覆の長手方向軸に沿った複数の冷寒剤排出口を含む、条項２に記載のロケット燃料補給システム。
【００４７】
条項４．複数の冷寒剤排出口が、ロケットの少なくとも一部分の円周に沿って冷寒剤を提供するために、断熱被覆の円周軸に沿っている、条項３に記載のロケット燃料補給システム。
【００４８】
条項５．断熱被覆が、冷寒剤注入口から冷寒剤排出口に冷寒剤を導くための導管を含む、条項１に記載のロケット燃料補給システム。
【００４９】
条項６．ガスセンサに連結された警報システムを更に備え、警報システムが、ガスセンサがガス排出口で可燃性ガスを検出することに応じて、視覚警報又は音声警報の少なくとも一方を生成するよう構成される、条項１に記載のロケット燃料補給システム。
【００５０】
条項７．断熱被覆に連結された温度センサを更に備え、温度センサが、ロケットの少なくとも一部分の外面の温度を測定するよう構成される、条項１に記載のロケット燃料補給システム。
【００５１】
条項８．温度センサ及び冷寒剤源に通信可能に連結されたコントローラを更に備え、コントローラが、温度センサにより測定された温度に基づいて、冷寒剤源からロケットの少なくとも一部分に提供される冷寒剤の流量を制御するよう構成される、条項７に記載のロケット燃料補給システム。
【００５２】
条項９．冷寒剤が不活性である、条項１に記載のロケット燃料補給システム。
【００５３】
条項１０．断熱被覆の内面が、断熱被覆の内面とロケットの少なくとも一部分の外面との間に間隙を形成するよう構成された複数のスペーサを備える、条項１に記載のロケット燃料補給システム。
【００５４】
条項１１．
混合ガスを生成するために複数のガス成分を混合するよう構成された、ガス混合システムと、
ガス混合システムからロケットに混合ガスを提供するための、燃料供給導管とを更に備える、条項１に記載のロケット燃料補給システム。
【００５５】
条項１２．断熱被覆が可撓性材料を含み、断熱被覆が、ロケットの少なくとも一部分の外面の周囲に巻き付けられることによって、ロケットの少なくとも一部分に取り外し可能に連結するよう構成される、条項１に記載のロケット燃料補給システム。
【００５６】
条項１３．ロケットに燃料補給する方法であって、
断熱被覆をロケットの外面に連結させることと、
冷寒剤源からロケットの外面に、断熱被覆を通して冷寒剤を運ぶことによって、ロケットの外面を冷却することと、
外部燃料源からロケット内の燃料チャンバに混合ガスを運ぶことと、
燃料チャンバ内で液体ロケット燃料を生成するために、燃料チャンバ内で混合ガスを液化させることとを含む、方法。
【００５７】
条項１４．外面を冷却することが、混合ガスの液化温度を下回る温度まで外面を冷却することを含む、条項１３に記載の方法。
【００５８】
条項１５．ロケットの外面を冷却することが、燃料チャンバに混合ガスを運ぶことに先だって、及び、かかる運ぶことの間に、ロケットの外面を冷却することを含む、条項１３に記載の方法。
【００５９】
条項１６．燃料チャンバに混合ガスを運ぶことが、
第１ガス源からガス混合システムの混合区画に第１ガス成分を運ぶことと、
第２ガス源から混合区画に第２ガス成分を運ぶことと、
混合ガスを生成するために、混合区画内で第１ガス成分と第２ガス成分とを混合することと、
混合区画からロケット内の燃料チャンバに混合ガスを運ぶこととを含む、条項１３に記載の方法。
【００６０】
条項１７．（ｉ）第１ガス成分と第２ガス成分とを混合することと、（ｉｉ）混合ガスを運ぶこととが、同時に実施される、条項１６に記載の方法。
【００６１】
条項１８．保管場所から打ち上げ場所にロケットを搬送することを更に含み、ロケットの外面を冷却することが、ロケットの搬送の間に実施される、条項１３に記載の方法。
【００６２】
条項１９．保管場所から打ち上げ場所にロケットを搬送する間に、各々が混合ガスの異なるガス成分を内包する少なくとも２つのガス容器を、保管場所から打ち上げ場所へと搬送することを更に含む、条項１８に記載の方法。
【００６３】
条項２０．
断熱被覆におけるガスセンサによって、混合ガスの一部を検出することと、
混合ガスの一部を検出することに応じて、ロケット内の燃料チャンバへの混合ガスの移動を終了させることとを更に含む、条項１３に記載の方法。
【００６４】
例示的な態様について上記で説明してきた。しかし、本書に記載の構成、例、及び配置を学べば、当業者は、本開示の真の範囲及び本質から逸脱することなく変更及び修正がなされうるという理解に至りうる。種々の有利な態様の説明は、例示及び説明を目的として提示されており、網羅的であること、または開示された形態に限定することを意図するものではない。この開示を見直すことで、当業者には、多くの修正例及び変形例が自明となろう。更に、種々の有利な態様は、他の有利な実施形態と比較して、異なる利点を提供しうる。選択された例示的な態様は、本開示の原理、実際の応用を説明するため、かつ、他の当業者が、様々な修正例を伴う本開示が想定される特定の使用に適したものであると理解することを可能にするために、選ばれ、説明されている。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【外国語明細書】
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