宇宙船用の電気機械式アクチュエータシステム10であって、推進燃料源18と、この推進燃料源18に連通し、該推進燃料源からの推進燃料16の流れによって回転する少なくとも1つのタービン14と、この少なくとも1つのタービン14に機能的に接続され、該タービン14の回転を電気エネルギに変換するように構成された少なくとも1つの発電機20と、この少なくとも1つの発電機20に機能的に接続され、この発電機20からの電気エネルギによって駆動される少なくとも1つの電気機械式アクチュエータ12と、を備えてなる電気機械式アクチュエータシステム10。上記電気機械式アクチュエータ12として少なくとも2つの電気機械式アクチュエータ12を備えることを特徴とする請求項1に記載の電気機械式アクチュエータシステム10。個々の発電機20が電気機械式アクチュエータ12の各々に機能的に接続されていることを特徴とする請求項1に記載の電気機械式アクチュエータシステム10。上記の推進燃料16の流れは、液体推進燃料タンク18再加圧システムから排気された水素ガス、加圧されたヘリウムもしくは他のガス、固体推進燃料ガス発生剤、液体推進燃料、の中の1つからなることを特徴とする請求項1に記載の電気機械式アクチュエータシステム10。上記の少なくとも1つの発電機20に機能的に接続され、かつ上記の少なくとも1つの電気機械式アクチュエータ12への電気エネルギの流れを制御するように構成された少なくとも1つのシステムコントローラ28をさらに備えることを特徴とする請求項1に記載の電気機械式アクチュエータシステム10。上記の少なくとも1つのシステムコントローラ28が宇宙船フライトコンピュータ30に機能的に接続されていることを特徴とする請求項5に記載の電気機械式アクチュエータシステム10。回転制御のために上記の少なくとも1つのタービン14に機能的に接続された少なくとも1つのガバナ24を備えることを特徴とする請求項1に記載の電気機械式アクチュエータシステム10。上記の少なくとも1つのタービン14に供給される推進燃料16の流量を制御するように上記の少なくとも1つのガバナ24に機能的に接続された推進燃料制御バルブ26を備えることを特徴とする請求項7に記載の電気機械式アクチュエータシステム10。宇宙船用のタービン電力供給型電気機械式アクチュエータ12の作動方法であって、推進燃料16の流れを推進燃料源18から少なくとも1つのタービン14へ供給し、上記の少なくとも1つのタービン14を通る推進燃料16の流れによって該タービン14を回転させ、この少なくとも1つのタービン14の回転により、この少なくとも1つのタービン14に機能的に接続された少なくとも1つの発電機20において電気エネルギを生成し、この少なくとも1つの発電機20において生成された電気エネルギによって、電気機械式アクチュエータ12を作動させる、ことを特徴とする方法。上記の少なくとも1つの発電機20に機能的に接続された少なくとも1つのシステムコントローラ28を介して、上記の少なくとも1つの電気機械式アクチュエータ12への電気エネルギの流れを制御することをさらに含む請求項9に記載の方法。上記の少なくとも1つのシステムコントローラ28を介して電気エネルギの流れを導くための指令を宇宙船フライトコンピュータ30から受け取ることをさらに含む請求項10に記載の方法。上記の少なくとも1つのタービン14に機能的に接続された少なくとも1つの速度制御デバイス24を介して、上記の少なくとも1つのタービン14の回転を制御することをさらに含む請求項9に記載の方法。上記の少なくとも1つの速度制御デバイス24に機能的に接続された推進燃料制御バルブ26を介して、上記の少なくとも1つのタービン14への推進燃料16の流量を制御することをさらに含む請求項12に記載の方法。宇宙船メインエンジン34の推力ベクトル制御システムであって、1つあるいはいくつかの電気機械式アクチュエータ12が上記メインエンジン34を第1の方向36に動かすように構成され、かつ、1つあるいはいくつかの電気機械式アクチュエータ12が上記メインエンジンを第2の方向38に動かすように構成された、上記メインエンジン34に機能的に接続された少なくとも2つの電気機械式アクチュエータ12と、推進燃料源18と、上記推進燃料源18に機能的に接続され、該推進燃料源からの推進燃料16の流れによって回転する少なくとも1つのタービン14と、上記の少なくとも1つのタービン14および上記の少なくとも2つの電気機械式アクチュエータ12に機能的に接続され、上記タービン14の回転を、上記の少なくとも2つの電気機械式アクチュエータ12を駆動するための電気エネルギに変換する少なくとも1つの発電機20と、を備えてなる推力ベクトル制御システム。上記タービン14として少なくとも2つのタービン14を有することを特徴とする請求項14に記載の推力ベクトル制御システム。上記発電機20として少なくとも2つの発電機20を有し、その各々の発電機20は、上記の少なくとも2つのタービン14の中の1つあるいは複数のタービン14に機能的に接続されるとともに、上記の少なくとも2つの電気機械式アクチュエータ12の中の1つあるいは複数の電気機械式アクチュエータ12に機能的に接続されることを特徴とする請求項15に記載の推力ベクトル制御システム。上記の推進燃料16の流れは、液体推進燃料タンク18再加圧システムから排気された水素ガス、加圧されたヘリウムもしくは他のガス、固体推進燃料ガス発生剤、液体推進燃料、の中の1つからなることを特徴とする請求項14に記載の推力ベクトル制御システム。上記の少なくとも1つの発電機20に機能的に接続され、かつ上記の少なくとも2つの電気機械式アクチュエータ12への電気エネルギの流れを制御するように構成された少なくとも1つのシステムコントローラ28をさらに備えることを特徴とする請求項14に記載の推力ベクトル制御システム。回転制御のために上記の少なくとも1つのタービン14に機能的に接続された少なくとも1つの速度制御デバイス24を備えることを特徴とする請求項14に記載の推力ベクトル制御システム。上記の少なくとも1つのタービン14に供給される推進燃料16の流量を制御するように上記の少なくとも1つの速度制御デバイス24に機能的に接続された推進燃料制御バルブ26を備えることを特徴とする請求項19に記載の推力ベクトル制御システム。近年、推力ベクトル制御システムにおける油圧アクチュエータの代替として電気機械式アクチュエータが使用され始めている。電気機械式アクチュエータを用いる場合には、油圧流体システムのような複雑さが軽減するが、電気機械式アクチュエータに電力供給するために、バッテリの付加、あるいは、宇宙船に搭載した電気システムの使用が必要となる。宇宙船においては、物理的なスペースや宇宙船の重量は非常に貴重なものであり、従って、大きくかつ重いバッテリの付加は好ましくない。さらに、宇宙船に搭載される電気システムは、電気機械式アクチュエータに電力供給できるほどの大きさのものではなく、従って、電気機械式アクチュエータに対応するためには相当に大型化しなければならなくなる。本発明は、推力ベクトル制御や他の用途のための電気機械式アクチュエータに電力供給を行う代替システムを提供しようとするものである。本発明の1つの態様によれば、宇宙船用の電気機械式アクチュエータシステムは、推進燃料源と、この推進燃料源に連通し、該推進燃料源からの推進燃料の流れによって回転する少なくとも1つのタービンを含む。少なくとも1つの発電機が、上記の少なくとも1つのタービンに機能的に接続され、該タービンの回転を電気エネルギに変換するように構成されている。少なくとも1つの電気機械式アクチュエータが、上記の少なくとも1つの発電機に機能的に接続され、この発電機からの電気エネルギによって駆動される。本発明の他の態様によれば、宇宙船用の電気機械式アクチュエータの作動方法は、推進燃料の流れを推進燃料源から少なくとも1つのタービンへ供給し、上記の少なくとも1つのタービンを通る推進燃料の流れによって該タービンを回転させる。この少なくとも1つのタービンの回転により、この少なくとも1つのタービンに機能的に接続された少なくとも1つの発電機において電気エネルギを生成する。この少なくとも1つの発電機において生成された電気エネルギによって、電気機械式アクチュエータを作動させる。本発明のさらに他の態様によれば、宇宙船メインエンジンの推力ベクトル制御システムは、上記メインエンジンに機能的に接続された少なくとも2つの電気機械式アクチュエータを有し、1つあるいはいくつかの電気機械式アクチュエータが上記メインエンジンを第1の方向に動かすように構成され、かつ、1つあるいはいくつかの電気機械式アクチュエータが上記メインエンジンを第2の方向に動かすように構成されている。また、上記システムは、推進燃料源と、この推進燃料源に機能的に接続され、該推進燃料源からの推進燃料の流れによって回転する少なくとも1つのタービンと、を有する。少なくとも1つの発電機が上記の少なくとも1つのタービンおよび上記の少なくとも2つの電気機械式アクチュエータに機能的に接続され、上記タービンの回転を、上記の少なくとも2つの電気機械式アクチュエータを駆動するための電気エネルギに変換する。以下、この発明の一実施例を図面に基づいて詳細に説明する。図1は、タービン電力供給型の電気機械式アクチュエータシステム10の一実施例を示す構成説明図である。このシステムは、例えば、宇宙船における推力ベクトル制御のためにメインエンジンの操作に利用され、あるいは他のコンポーネントの操作に利用される。このシステムは、図示しない操作対象のコンポーネント例えば宇宙船のエンジンあるいは他のコンポーネントに接続された電気機械式アクチュエータEMA:electromechanicalactuator12を含んでいる。このEMA12としては、リニア型のものであってもロータリ型のものであってもよい。EMA12に電力供給するために、タービン14が設けられている。このタービン14は、推進燃料propellant16の流れによって回転する。いくつかの実施例においては、推進燃料16は水素ガスであり、機体搭載型の液体推進燃料タンク18再加圧システムから排気される。液体推進燃料は、メインエンジンの駆動に用いられるものである。他の実施例においては、推進燃料16として、加圧されたヘリウムなどのガス、固体推進燃料ガス発生剤、ヒドラジンなどの液体推進燃料、が用いられ得る。推進燃料16によってタービン14が回転し、このタービン14によって、該タービン14に接続された発電機20が回転する。この発電機20の回転速度は、例えばタービン14と発電機20との間に配置されたギアボックス22によって制御される。同様に、いくつかの実施例においては、例えば、タービン14に接続されて、推進燃料16の流量を制御する推進燃料制御バルブ26と通信するガバナ24や他のデバイスからなる速度制御デバイス24によって、タービン14の回転速度が制御される。発電機20の回転によって電力が生成され、システムコントローラ28に供給される。システムコントローラ28は、いくつかの機能を奏しうるものであり、EMA12に供給する前に電力の調整を行い、かつ宇宙船フライトコンピュータ30との通信を行う。さらに、システムコントローラ28は、EMA12に配置された複数のEMAセンサ32に接続されている。使用されるEMAセンサ32の数は、モータの形式およびシステムの位置フィードバックの要件によって異なる。EMAセンサ32は、モータのコミュテーション、位置フィードバック、状態監視healthmonitoring、などの用途のためのものである。複数のEMAセンサ32は、EMA12の位置をモニタし、かつEMA12の状態監視情報を、宇宙船フライトコンピュータ30へ供給する。宇宙船フライトコンピュータ30からの指令によって、システムコントローラ28は、EMA12に接続された1つあるいは複数のモータ40に電力を供給してEMA12を動作させ、付随するコンポーネントの位置を変更する。図2は、宇宙船のメインエンジン34の推力ベクトルを制御するために2つのEMA12を用いた実施例を示している。第1のEMA12aは、第1の軸36の方向に沿ったメインエンジン34の動きを制御するために用いられ、第2のEMA12bは、第2の軸38の方向に沿ったメインエンジン34の動きを制御するために用いられている。図3に示すように、いくつかの実施例においては、EMA12aおよびEMA12bが、別々のタービン14にそれぞれ接続された独立した各々のシステムコントローラ28によって制御される。しかし、他の実施例においては、EMA12aおよびEMA12bは、単一のシステムコントローラ28を介して単一の共通のタービン14によって電力供給される。また、機器の冗長性が要求される他の実施例においては、複数個、例えば2つのEMA12aおよびEMA12bがメインエンジン34に接続され、1つあるいは複数のEMA12が故障した場合でもアクチュエータシステム10の動作を確保するようになっている。さらに、複数のモータ40および複数の負荷経路を備えてなるEMA12を用いることで、EMA12の冗長性を得ることができる。特定のシステムの冗長性の要求にさらに適合するために、複数のシステムコントローラ28とタービン14とを組み合わせてアクチュエータシステム10を構成することができる。上記のように、アクチュエータシステム10は、1つあるいは複数のタービン14の使用を介して、1つあるいは複数のEMA12に電力を供給する。推進燃料16、例えば機体搭載型の推進燃料タンク18再加圧システムから得られる推進燃料16、によって駆動される1つあるいは複数のタービン14を用いることで、EMA12を駆動するバッテリの使用に代えて、軽量な構成が提供される。さらに、本システムでは、アクチュエータを駆動するために油圧流体を用いる必要がなく、従って、環境汚染や火災の問題がないとともに、打ち上げ前に作動流体を温度調整する必要がなくなり、さらに、油圧流体システムに関連した保守管理の要求が軽減する。以上、この発明の一実施例を説明したが、本発明は上記実施例に限定されるものではなく、種々の変更が可能である。