(57)【要約】  宇宙飛行体用の極低温流体タンクと、宇宙飛行体（１）の極低温流体タンク用の熱防護システム（２）とを備えるアセンブリにして、前記システム（１）が、  極低温流体タンクを取り囲むのに適応してるシェル（３）であり、シェル（３）とタンクとの間の内部空間（２１）を画定するように寸法決めされるシェル（３）と、  冷却流体の噴霧を前記内部空間（２１）に噴射するためのインジェクタ手段（３５、３６）と、を備える、アセンブリであって、  冷却流体が極低温流体タンクに達する熱流束を得て、それによって、前記冷却流体が蒸発することになり、気体状の冷却流体がシェル（３）を通して前記内部空間（２１）を離れることができるのに適応している複数のオリフィスをシェル（３）が有することを確実にするように適応される温度で、前記冷却流体が、液体状態で内部空間（２１）に噴射されることを特徴とする、アセンブリ。
2017504770.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙飛行体用の極低温流体タンク、および宇宙飛行体（１）の極低温流体タンク用の熱防護システム（２）を備えるアセンブリにして、前記システム（１）が、
極低温流体タンクを取り囲むのに適応してるシェル（３）であり、シェル（３）とタンクとの間の内部空間（２１）を画定するように寸法決めされるシェル（３）と、
冷却流体のタンク（３６）に接続され、冷却流体の噴霧を前記内部空間（２１）に噴射するように適応する噴射ダクト（３５）と、
を備える、アセンブリであって、
冷却流体が極低温流体タンクに達する熱流束を得て、それによって、前記冷却流体が蒸発することになり、気体状の冷却流体がシェル（３）を通して前記内部空間（２１）を離れることができるように適応する複数のオリフィス（３４）をシェル（３）が有することを確実にするように適応される温度で、前記冷却流体が、液体状態で内部空間（２１）に噴射されることを特徴とする、アセンブリ。
【請求項２】
前記システム（２）が、乾燥ガスを内部空間（２１）に噴射するためのインジェクタ手段（３７、３８）をさらに備える、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項３】
前記シェル（３）が、選択的に極低温流体タンクを取り囲むことができ、かつ宇宙飛行体（１）の発射より前にこれを放出することができるように適応する複数のヒンジ連結されたセグメントを備える、請求項１または請求項２に記載のアセンブリ。
【請求項４】
前記シェル（３）が、内壁（３１）および外壁（３２）を有し、断熱材（３３）が、それらの間に配置される、請求項１から３のいずれか一項に記載のアセンブリ。
【請求項５】
宇宙飛行体（１）の極低温流体タンクを熱的に保護する方法であって、
シェル（３）とタンクとの間に内部空間（２１）を形成するようにタンクをシェル（３）で取り囲むステップ（Ｅ１）と、
このように形成された内部空間（２１）に冷却流体の噴霧を噴射するステップ（Ｅ３）であり、冷却流体がタンクに達する熱流束と熱を交換する結果として蒸発されるように適応される温度で、冷却流体が液体状に噴射される、ステップ（Ｅ３）と、
シェル（３）の複数のオリフィスを通して熱交換によって形成される冷却流体蒸気を排出するステップ（Ｅ４）と、
を含む、方法。
【請求項６】
液体状態の冷却流体の噴霧を内部空間（２１）に噴射するステップ（Ｅ３）より前に、乾燥ガスが、前記内部空間（２１）から湿気を除去するように前記内部空間（２１）に噴射される（Ｅ２）、請求項５に記載の方法。
【請求項７】
宇宙飛行体（１）を発射するステップ（Ｅ７）より前に、かつ冷却流体を内部空間（２１）に噴射するステップ（Ｅ３）の後に、周囲温度の乾燥ガスが、前記内部空間（２１）から湿気を除去するように、内部空間（２１）に噴射される（Ｅ５）、請求項５または請求項６に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、宇宙飛行体の極低温タンクの分野に関し、より詳細には、この種のタンクを熱的に保護するための手段に関する。
【背景技術】
【０００２】
極低温推進剤を用いるスペースランチャーは、この種の推進剤の性質と関連する主要な問題を提起し、これは、発射を待つ段階において寿命が短い。
【０００３】
熱を外部環境と交換する結果として、極低温推進剤は、タンクの温度の増加を受け、それによって、推進剤が気相となることによって相を変化させることになり、それによって、タンクの内部の大きな圧力上昇がもたらされ、その圧力は、高過ぎるレベルに達する場合もある。
【０００４】
本解決策は、圧力上昇を制限するためにタンクからガスを排出することにある。それにもかかわらず、それは、推進剤の損失をもたらし、その結果、発射前にほんの数分間これは補償される必要があり、それは、準備の点で妨げている。
【０００５】
そのうえ、発射が延期される場合は、推進剤の損失が非常に大きい場合があり、それによりタンクの大きな補充が必要である。発射が延期される時間の長さによっては、完全に各タンクを空にし、次いで発射より前にもう一度それらを充填することが必要でさえあり得る。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
したがって、安定である極低温推進剤タンクを得る必要があり、それにより、極低温推進剤は一日よりも長いことがある作用時間にわたって熱的に維持することができるようになる。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
このために、本発明は、宇宙飛行体用の極低温流体タンクと、宇宙飛行体の極低温流体タンク用の熱防護システムとを備えるアセンブリにして、前記システムが、
極低温流体タンクを取り囲むのに適応してるシェルであり、シェルとタンクとの間の内部空間を画定するように寸法決めされるシェルと、
冷却流体のタンク（３６）に接続され、冷却流体の噴霧を前記内部空間に噴射するように適応する噴射ダクト（３５）と、
を備える、アセンブリであって、
冷却流体が極低温流体タンクに達する熱流束を得て、それによって、前記冷却流体が蒸発することになり、気体状の冷却流体がシェルを通して前記内部空間を離れることができるように適応する複数のオリフィスをシェルが有することを確実にするように適応される温度で、前記冷却流体が、液体状態で内部空間に噴射されることを特徴とする、アセンブリ。
【０００８】
アセンブリは、有利なことに、独立してまたは組合わせて得られる次の特徴のうちの１つまたは複数を提示し、すなわち、
システムが、乾燥ガスを内部空間に噴射するためのインジェクタ手段をさらに備え、
シェルが、選択的に極低温流体タンクを取り囲むことができ、かつ宇宙飛行体の発射より前にこれを放出することができるように適応する複数のヒンジ連結されたセグメントを備え、
シェルが内壁および外壁を有し、断熱材がそれらの間に配置される。
【０００９】
また、本発明は、宇宙飛行体の極低温流体タンクを熱的に保護する方法であり、
シェルとタンクとの間に内部空間を形成するようにタンクをシェルで取り囲むステップと、
このように形成された内部空間に冷却流体の噴霧を噴射するステップであり、冷却流体がタンクに達する熱流束と熱を交換する結果として蒸発されるように適応される温度で、冷却流体が液体状に噴射される、ステップと、
シェルに形成される複数のオリフィスを介してシェルを通してタンクとの熱交換によって形成される冷却流体蒸気を排出するステップと、
を含む、方法を提供する。
【００１０】
特定の実施においては、液体状態の冷却流体の噴霧を内部空間に噴射するステップより前に、乾燥ガスが、前記内部空間から湿気を除去するように、かつ水氷または二酸化炭素氷の形成を回避するように前記内部空間に噴射されるが、それは、冷却流体蒸気がシェルを通過できるようになっている通路を塞ぐかもしれない。
【００１１】
任意選択的に、宇宙飛行体を発射するステップより前に、かつ冷却流体を内部空間に噴射するステップの後に、周囲温度の乾燥ガスが、タンクの表面温度を上昇させ氷の形成を回避するように、内部空間に噴射される。
【００１２】
本発明の他の特徴、目的、および利点は、単に例示であり、非限定的であり、添付の図面を参照して読まれるべきである、次の説明から明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明の一態様のシステムを有する宇宙飛行体の図である。
【図２】本発明の一態様のシステムの詳細な断面図である。
【図３】本発明の一態様の方法を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
各図において、共通の要素は、同一の参照番号によって識別される。
【００１５】
図１は、本発明の一態様によるシステムを有する宇宙飛行体の図である。
【００１６】
この図は、宇宙飛行体１、具体的に言えば、ノーズコーン１１、推進段１２、およびスラスタ１３を有するランチャーを示す図である。
【００１７】
用語「推進段」１２は、機器および極低温タンクでできている宇宙飛行体の段を広く示すのに使用されている。
【００１８】
したがって、推進段１２は、熱防護システム２によって取り囲まれるように示されており、この熱防護システム２は、推進段に含まれる極低温流体タンクを取り囲むシェル３と、スラスタ１３のレベルにおいてシールを提供するベース４とを備える。
【００１９】
したがって、シェル３は、有利なことに、宇宙飛行体の極低温タンクすべてを覆う。
【００２０】
シェル３は、宇宙飛行体の極低温タンクを熱的に保護する機能と、より正確には、これらの極低温タンクが極低温流体を収容する間に宇宙飛行体の極低温タンク内の温度および圧力のいかなる上昇も回避する機能とを果たすのに適応している。
【００２１】
図２を参照して、本発明の一態様によるシェル３の構造の実施例の説明が続く。
【００２２】
図のようにシェル３は、それらの間に断熱材で作られる隔壁３３を含む内壁３１および外壁３２を備える。
【００２３】
例示として、内壁３１および外壁３２は、金属で作られるが、隔壁３３は、たとえば、ポリウレタンフォームで作られる。
【００２４】
シェル３は、通常、１０センチメートル（ｃｍ）から２０ｃｍ程度の厚さを有する。
【００２５】
したがって、シェルの重量は、これを所定の位置に据えこれを取り外すことを容易にするために、できるだけ小さな値に保たれることが有利である。
【００２６】
シェル３は、宇宙飛行体１を取り囲むために一緒に組み立てられることができるように、またシェル３を取り出すことができるようにするために分離され、それによって、たとえば宇宙飛行体１を発射できるようにするために該宇宙飛行体１を放出できるように、通常、複数のヒンジ連結されたセグメントによって形成される。
【００２７】
シェル３が宇宙飛行体１の周りに配置される場合は、これは、宇宙飛行体１の外側表面とシェル３との間の内部空間２１を画定する。
【００２８】
したがって、シェル３は、宇宙飛行体１と接触するように適応する支持体を有し、宇宙飛行体１とシェル３との間に予め決められた間隔を確保することができる。これらの支持体は、宇宙飛行体１の壁を損傷することを回避するために可撓性材料で作られることが有利である。
【００２９】
また、システム２は、たとえば液滴または微小液滴の形で、シェル３とタンクとの間に画定される内部空間２１に液体状に冷却流体の噴霧を噴射するためのインジェクタ手段を有する。
【００３０】
示された実施形態においては、インジェクタ手段は、冷却流体タンク３６に接続される噴射ダクト３５を備える。
【００３１】
複数のインジェクタ手段３５および３６が、内部空間２１に冷却流体噴霧の実質的に均一の分布を得るようにシェル３のさまざまな箇所に配置される。
【００３２】
例示として、冷却流体は、二窒素（Ｎ２）であるが、それは、宇宙船の極低温タンクに収容される推進剤の温度と両立でき、価格および入手可能性の点から見て有利である。
【００３３】
例示として、冷却流体は、宇宙飛行体の極低温流体タンクの壁が説明したようにアセンブリがない場合に有するであろう温度よりも低い温度で、液体状に噴射される。より一般的には、および以下に説明されるように、冷却流体は、これが極低温流体タンクに達する熱流束のすべてまたは少なくとも一部を得ることができるようになるのに十分低い温度で噴射される。
【００３４】
また、システム２は、乾燥ガスを内部空間２１に噴射するための手段を有する。
【００３５】
用語「乾燥ガス」は、本明細書においては、これが使用されている間に液化する気体状物質を含まないガスを意味するために使用される。
【００３６】
示された実施形態においては、これらの乾燥ガスインジェクタ手段は、乾燥ガスタンク３８によって供給される噴射ノズル３７を備える。複数の乾燥ガスインジェクタ手段３７、３８は、同様に乾燥ガスがシェル３とタンクとの間の内部空間２１に実質的に均一に拡散できるようになるように、シェル３のさまざまな箇所に配置され得る。
【００３７】
シェル３は、ガスがシェル３を通過することによって内部空間２１から外側に通過できるように適応する。この機能は、いくつかの異なる方法で実行されることができ、特に、シェル３のすべてまたは一部を作るために透過性材料を用いることについて言及が行われ得る。図２に示された実施形態においては、シェル３は、シェル３のさまざまな箇所に配置されるオリフィス３４を含み、それによって、内部空間２１に見出されることになるガスがこれらのオリフィス３４を介してシェル３を通過することによってシェル３の外側に漏出できるようになる。オリフィス３４のサイズは、通常、ミリメートルオーダーのものである。非常に多数のオリフィスを有すると、漏出するガス流がうまく調整できるようになり、それらのサイズのばらつきによるガスを排出することへの影響が制限される。
【００３８】
シェル３は、宇宙飛行体１の極低温タンクを少なくとも取り囲むように寸法決めされる。
【００３９】
極低温タンクが酸素またはメタンを収容する場合は、冷却流体は、たとえば、液体窒素であってもよい。
【００４０】
上述の図２を参照して、および本発明の一態様の方法を表す図である図３を参照して、上述のシステム２の動作の実施例の説明が続く。
【００４１】
システム２は、位置決めステップＥ１中に宇宙飛行体の極低温タンクの周りに位置決めされる。極低温タンクが予め充填されたかまたは充填される状態で、シェル３ならびにさまざまなインジェクタ手段３５、３６、３７、および３８は、タンクの周りの所定の位置に据えられる。
【００４２】
その後は、乾燥ガスインジェクタ手段３７および３８を介して乾燥ガスを内部空間２１に噴射する任意選択のステップＥ２が実行される。この任意選択のステップは、湿気を内部空間２１から排出する働きをし、宇宙飛行体１の外側壁に現れる氷のいかなる危険性も回避するかまたは少なくとも大きく低減する。噴射された乾燥ガスは、たとえば上述のオリフィス３４を介してシェル３を通して排出される。
【００４３】
次いで、噴射された乾燥ガスの温度は、その温度が液体状態のその温度と同じオーダーのものであるまで徐々に下げられ、それによって、以下に説明するようにステップＥ３中に空気を内部空間２１に入れるいかなる危険性も回避するかまたは少なくとも大きく制限することができる。
【００４４】
その後は、インジェクタ手段３５および３６を介して内部空間２１に液体状の冷却流体の噴霧を噴射するステップＥ３が実行される。液体状の冷却流体は、極低温タンクの温度、特に極低温タンクの中身の温度に応じて適応する温度で噴射される。このように、冷却流体は、極低温タンクに達するいかなる熱も遮り、それによって、これが加熱することを防止する。冷却流体によって得られた熱により、冷却流体が蒸発することになり、したがって、冷却流体は、気体状となり、参照符号Ｅ４で与えられるステップにおいて内部空間２１からシェル３を通して排出される。
【００４５】
ステップＥ３およびＥ４は異なるステップであるとして示されているが、これらは、熱防護システム２が動作中に同時に行われる。内部空間２１への冷却流体の噴射は、タンクが所与の温度に維持されることを確実にするように連続的に行われ、それによって、冷却流体の蒸気が連続的に発生され、シェル３を通して連続的に排出されることになる。
【００４６】
シェル３を通る冷却流体蒸気のこの排出は、有利なことに、周囲媒体の圧力よりも高い圧力を内部空間２１に加えることによってより容易にされ、それによってまた、内部容積２１に入り込む周囲温度の外気を回避することができる。例示として、この種のより高い圧力は、シェル３を通して形成されるオリフィス３４の寸法を調整することによって得られ得る。
【００４７】
そのうえ、冷却流体蒸気は、図２の矢印によって概略的に表されるように、シェル３の内壁３１に沿っておよび外壁３２に沿って流れ、それによって、外部媒体から内部空間２１への熱の交換を制限することも、また外壁３２にわたって冷却流体蒸気の連続流れを維持することによってシェル３の外壁３２上の氷の形成を制限することもできる。
【００４８】
宇宙飛行体の発射が差し迫っている場合は、冷却流体は、噴射されなくなりＥ５、通常、周囲温度の乾燥ガスが、もう一度内部空間２１に噴射され、ランチャーの外部温度を氷を形成する温度により近い温度に一瞬上昇させる。
【００４９】
次いで、シェル３、およびより一般的にはシステム２は、宇宙飛行体１が発射されるＥ７より前に、ステップＥ６中に宇宙飛行体１から取り除かれる。
【００５０】
したがって、提案されたシステム２は、いくつかの利点を提示する。
【００５１】
まず第一に、システム２は、アクティブ熱防護を提供し、宇宙飛行体の極低温タンクを所望の温度に維持し、それによって、万一発射が延期される場合にガス抜きと、おそらくは液抜きとこれに続く再充填までものいかなる必要性も回避する働きをする。
【００５２】
例示として、１６立方メートルの容積、すなわち高さが６メートル（ｍ）および直径が２ｍの寸法を有し、従来の構造断熱を提示する二水素極低温タンクの場合は、上述したような種類の熱防護システムがない場合に入る熱流束は、８キロワット（ｋＷ）と見積もられる。提案されたシステムにより、入ってくる熱流束を４００ワット（Ｗ）未満まで減少させることができ、それによって、二水素の損失を非常に低減することができ、タンク内の圧力が非常にゆっくり上昇することができるようになり、それによって、数日もの長い間であるかもしれない待ち時間を許容することができる。
【００５３】
比較として、１時間待った後、説明されているようにいかなる熱防護システムもない場合に、密封して閉じられた７立方メートルの二水素極低温タンクを考慮すると、タンク内の圧力は、単相状態の圧力に対応する約２．１バールである。
【００５４】
同じタンクに説明されているようなシステムを用いることによって、タンクの圧力は、１２時間待った後に１．６バールに達する。
【００５５】
また、冷却流体の消費は、比較的少なく、説明された実施例においては、二窒素の必要量は、毎秒２グラム（ｇ）である。
【００５６】
また、システム２は、極低温タンクを充填するための手段に連結されることができ、それによって、極低温タンクを充填する場合に課せられる時間制約を低減することができる。
【００５７】
そのうえ、提案されたシステムは、宇宙飛行体１の表面に形成する氷を防止し、これは、宇宙飛行体１外部の、およびしたがって、宇宙飛行体１にいかなる構造変更も必要としない構成要素のみによって構成される。
【図１】
2017504770.tif 000003
【図２】
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【図３】
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【国際調査報告】
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