極低温ロケットエンジン
極低温ロケットエンジンは、極低温の燃料と酸化剤を使用するロケットエンジンです。つまり、燃料と酸化剤は両方とも液化されたガスであり、非常に低い温度で保存されます。[1]これらの非常に効率的なエンジンは、米国のアトラス・セントールで初めて飛行し、 NASAのサターンVロケットによる月面到達成功の主な要因の1つでした。[1]
極低温推進剤を燃料とするロケットエンジンは、高性能の上段およびブースターで現在も使用されています。上段は数多くあります。ブースターには、 ESAの アリアン6、JAXAのH-II、ISROのGSLV、LVM3、NASAのスペース・ローンチ・システム（SLS）などがあります。運用可能な極低温ロケットエンジンを保有しているのは、米国、ロシア、インド、日本、フランス、中国のみです。
極低温推進剤
ロケットエンジンは、有効な推力を発生させるために、酸化剤と燃料の両方を高流量で供給する必要がある。最も単純かつ一般的な酸化剤である酸素は、最も単純な燃料である水素と同様に、標準温度・圧力下で気相状態にある。推進剤を加圧ガスとして貯蔵することは可能であるが、大型で重いタンクが必要となり、軌道上の宇宙飛行の実現は不可能ではないにしても困難となる。一方、推進剤が十分に冷却されていれば、高密度・低圧の液相状態となり、タンクの収容が簡素化される。これらの極低温は推進剤によって異なり、液体酸素は−183℃（−297.4°F、90.1K）以下、液体水素は−253℃（−423.4°F、20.1K）以下で存在する。1つまたは複数の推進剤が液相状態にあるため、極低温ロケットエンジンはすべて、定義上、液体推進剤ロケットエンジンである。[2]
極低温燃料と酸化剤の様々な組み合わせが試されてきたが、液体水素（LH2）燃料と液体酸素（LOX）酸化剤の組み合わせが最も広く使用されている。[1] [3]両方のコンポーネントは容易かつ安価に入手でき、燃焼すると燃焼で 最も高いエンタルピー放出を示し、[4]有効排気速度4.4キロメートル/秒（2.7マイル/秒、マッハ13）で最大450秒の比推力を生み出す。
コンポーネントと燃焼サイクル
極低温ロケットエンジンの主要構成部品は、燃焼室、火工イニシエータ、燃料インジェクタ、燃料および酸化剤ターボポンプ、クライオバルブ、レギュレータ、燃料タンク、およびロケットエンジンノズルである。燃焼室への推進剤の供給に関しては、極低温ロケットエンジンはほぼ専らポンプ供給方式である。ポンプ供給エンジンは、ガス発生器サイクル、段燃焼サイクル、またはエキスパンダサイクルで作動する。ガス発生器エンジンは効率が低いためブースターエンジンで使用される傾向があり、段燃焼エンジンは複雑になるが両方の役割を果たすことができ、エキスパンダエンジンは推力が低いため上段でのみ使用される。[要出典]
国別LOX+LH2ロケットエンジン
現在、6 か国が極低温ロケットエンジンの開発と導入に成功しています。
| 国 | エンジン | サイクル | 使用 | 状態 |
|---|---|---|---|---|
 アメリカ合衆国 | RL-10 | エキスパンダー | 上段 | アクティブ |
| J-2 | ガス発生器 | 下段 | 引退 | |
| SSME（別名RS-25） | 段階燃焼 | ブースター | アクティブ | |
| RS-68 | ガス発生器 | ブースター | 引退 | |
| BE-3 | 燃焼タップオフ | ニューシェパード | アクティブ | |
| BE-7 | デュアルエクスパンダー | ブルームーン（宇宙船） | アクティブ | |
| J-2X | ガス発生器 | 上段 | 発達的 | |
 ロシア | RD-0120 | 段階燃焼 | ブースター | 引退 |
| KVD-1 | 段階燃焼 | 上段 | 引退 | |
| RD-0146 | エキスパンダー | 上段 | 発達的 | |
 フランス | ヴァルカン | ガス発生器 | ブースター | アクティブ |
| HM7B | ガス発生器 | 上段 | 引退 | |
| ヴィンチ | エキスパンダー | 上段 | アクティブ | |
 インド | CE-7.5 | 段階燃焼 | 上段 | アクティブ |
| CE-20 | ガス発生器 | 上段 | アクティブ | |
 中国 | YF-73 | ガス発生器 | 上段 | 引退 |
| YF-75 | ガス発生器 | 上段 | アクティブ | |
| YF-75D | エキスパンダーサイクル | 上段 | アクティブ | |
| YF-77 | ガス発生器 | ブースター | アクティブ | |
 日本 | LE-7 / 7A [5] | 段階燃焼 | ブースター | アクティブ |
| LE-5 / 5A / 5B [6] | ガスジェネレータ（LE-5） エキスパンダーブリード（5A/5B） | 上段 | アクティブ | |
| LE-9 [7] | エキスパンダーブリード | ブースター | アクティブ |
第一段極低温ロケットエンジンの比較
| モデル | SSME/RS-25 | LE-7A | RD-0120 | ヴァルカン2 | RS-68 | YF-77 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 原産国 | アメリカ合衆国 | 日本 |  ソビエト連邦 | フランス | アメリカ合衆国 | 中国 |
| サイクル | 段階燃焼 | 段階燃焼 | 段階燃焼 | ガス発生器 | ガス発生器 | ガス発生器 |
| 長さ | 4.24メートル | 3.7メートル | 4.55メートル | 3.00メートル | 5.20メートル | 2.6メートル |
| 直径 | 1.63メートル | 1.82メートル | 2.42メートル | 1.76メートル | 2.43メートル | 1.5メートル |
| 乾燥重量 | 3,177キログラム | 1,832キログラム | 3,449キログラム | 1,686キログラム | 6,696キログラム | 1,054キログラム |
| 推進剤 | 液体酸素/液体水素 | 液体酸素/液体水素 | 液体酸素/液体水素 | 液体酸素/液体水素 | 液体酸素/液体水素 | 液体酸素/液体水素 |
| チャンバー圧力 | 18.9 MPa | 12.0MPa | 21.8 MPa | 11.7 MPa | 9.7 MPa | 10.1 MPa |
| Isp（真空） | 453秒 | 440秒 | 454秒 | 433秒 | 409秒 | 428秒 |
| 推力（真空） | 2.278MN | 1.098MN | 1.961MN | 1.120MN | 3.37MN | 0.7MN |
| スラスト（SL） | 1.817MN | 0.87MN | 1.517MN | 0.800MN | 2.949MN | 0.518MN |
| 使用場所 | スペースシャトル スペース・ローンチ・システム | H-IIA H-IIB | エネルギア | アリアン5号 | デルタIV | 長征5 |
上段極低温ロケットエンジンの比較
| RL-10 | HM7B | ヴィンチ | KVD-1 | CE-7.5 | CE-20 | YF-73 | YF-75 | YF-75D | RD-0146 | ES-702 | ES-1001 | LE-5 | LE-5A | LE-5B | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 原産国 | アメリカ合衆国 | フランス | フランス | ソビエト連邦 | インド | インド | 中国 | 中国 | 中国 | ロシア | 日本 | 日本 | 日本 | 日本 | 日本 |
| サイクル | エキスパンダー | ガス発生器 | エキスパンダー | 段階燃焼 | 段階燃焼 | ガス発生器 | ガス発生器 | ガス発生器 | エキスパンダー | エキスパンダー | ガス発生器 | ガス発生器 | ガス発生器 | エキスパンダーブリードサイクル （ノズルエキスパンダー） | エキスパンダーブリードサイクル （チャンバーエキスパンダー） |
| 推力（真空） | 66.7 kN（15,000 lbf） | 62.7 kN | 180 kN | 69.6 kN | 73 kN | 186.36 kN | 44.15 kN | 83.585 kN | 88.36 kN | 98.1 kN（22,054 lbf） | 68.6 kN (7.0 tf) [8] | 98 kN（10.0 tf）[9] | 102.9 kN（10.5 tf） | r121.5 kN (12.4 tf) | 137.2 kN（14 tf） |
| 混合比 | 5.5:1または5.88:1 | 5.0 | 5.8 | 5.05 | 5.0 | 5.2 | 6.0 | 5.2 | 6.0 | 5.5 | 5 | 5 | |||
| ノズル比 | 40 | 83.1 | 100 | 40 | 80 | 80 | 40 | 40 | 140 | 130 | 110 | ||||
| 私はsp（vac.） | 433 | 444.2 | 465 | 462 | 454 | 442 | 420 | 438 | 442.6 | 463 | 425 [10] | 425 [11] | 450 | 452 | 447 |
| チャンバー圧力:MPa | 2.35 | 3.5 | 6.1 | 5.6 | 5.8 | 6.0 | 2.59 | 3.68 | 4.1 | 5.9 | 2.45 | 3.51 | 3.65 | 3.98 | 3.58 |
| LH 2 TP rpm | 9万 | 4万2000 | 6万5000 | 12万5000 | 41,000 | 46,310 | 5万 | 51,000 | 52,000 | ||||||
| LOX TP 回転数 | 18,000 | 16,680 | 21,080 | 16,000 | 17,000 | 18,000 | |||||||||
| 長さm | 1.73 | 1.8 | 2.2～4.2 | 2.14 | 2.14 | 1.44 | 2.8 | 2.2 | 2.68 | 2.69 | 2.79 | ||||
| 乾燥重量 kg | 135 | 165 | 550 | 282 | 435 | 558 | 236 | 245 | 265 | 242 | 255.8 | 259.4 | 255 | 248 | 285 |
参考文献
- ^ abc ビルシュタイン、ロジャー・E. (1995). 『サターンへの段階：アポロ/サターン打ち上げロケット（NASA SP-4206）の技術史』（NASA歴史シリーズ）NASA歴史局. pp. 89–91. ISBN 0-7881-8186-6。
- ^ ビブラーズ、オスカー;ジョージ・H・サットン (2009)。ロケット推進要素。ニューヨーク: ワイリー。 p. 597.ISBN 978-0-470-08024-5。
- ^ 酸素の液化温度は89ケルビンで、この温度での密度は1.14 kg/Lです。水素の場合は、絶対零度よりわずかに高い20 Kで、密度は0.07 kg/Lです。
- ^ ビスワス, S. (2000). 宇宙物理学における宇宙的視点. ブリュッセル: クルーワー. p. 23. ISBN 0-7923-5813-9。「... [LH2+LOX] はほぼ最高の比推力を持っています。」
- ^ “Le-7A｜エンジン｜H-Iiaロケット｜ロケット｜Jaxa 宇宙輸送技術部門”.
- ^ “Le-5B｜エンジン｜H-Iiaロケット｜ロケット｜Jaxa 宇宙輸送技術部門”.
- ^ “Le-9｜エンジン｜H3ロケット｜ロケット｜Jaxa 宇宙輸送技術部門”.
- ^ ノズルなし 48.52kN (4.9 tf)
- ^ ノズルなし 66.64kN (6.8 tf)
- ^ ノズルなし 286.8
- ^ ノズルなし 291.6
外部リンク
- 米国の極低温ロケットエンジンRL10B-2
- ロシアの極低温ロケットエンジン
- [1]
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