エキスパンダーサイクル

エキスパンダーロケットサイクル。エキスパンダーロケットエンジン（閉サイクル）。ノズルと燃焼室からの熱が燃料ポンプと酸化剤ポンプに動力を与えます。

エキスパンダーサイクルは、二液推進剤ロケット エンジンの動力サイクルです。このサイクルでは、燃料はエンジンの燃焼室を冷却するために使用され、熱を吸収して相変化します。加熱されて気体となった燃料はタービンを駆動し、タービンはエンジンの燃料ポンプと酸化剤ポンプを駆動した後、燃焼室に噴射されて燃焼します。

必要な位相変化のため、エキスパンダーサイクルは平方三乗の法則により推力が制限される。ベル型ノズルを拡大すると、燃料を加熱するノズル表面積は半径の平方に比例して増加するが、加熱される燃料の体積は半径の三乗に比例して増加する。したがって、推力が約 3000 kN (700,000 lbf) を超えると、タービンを駆動し、ひいては燃料ポンプを駆動するのに十分な燃料を加熱するのに十分なノズル面積がなくなる。[1]バイパスエキスパンダーサイクルを使用することで、より高い推力レベルを達成することができる。このサイクルでは、燃料の一部がタービンや推力室の冷却通路をバイパスし、直接メインチャンバーインジェクターに送られる。非トロイダルエアロスパイクエンジンは、エンジンの線形形状が等尺に拡大縮小しないため、平方三乗の法則による制限を受けない。燃料流量とノズル面積は、エンジンの幅に比例して拡大縮小する。すべてのエキスパンダーサイクルエンジンは、容易に沸点に達する液体水素、液体メタン、液体プロパンなどの極低温燃料を使用する必要があります。

一部のエキスパンダーサイクルエンジンでは、何らかのガス発生器を使用してタービンを始動し、推力室とノズルスカートからの熱入力がチャンバー圧力の上昇とともに増加するまでエンジンを稼働させます。

エキスパンダーサイクルエンジンの例としては、エアロジェット・ロケットダイン RL10やアリアネ6号のヴィンチエンジンなどがある。[2]

エキスパンダーブリードサイクル

エキスパンダーブリードサイクル。エキスパンダーオープンサイクル（クーラントタップオフとも呼ばれます）。

この動作サイクルは、従来のエキスパンダーサイクルの改良版である。ブリード（またはオープン）サイクルでは、加熱された推進剤のすべてをタービンに送り込み、再び燃焼させるのではなく、加熱された推進剤のごく一部だけをタービンの駆動に使用し、その後ブリードオフして燃焼室を通過せずに機外に排出する。残りの部分は燃焼室に噴射される。タービン排気ガスをブリードオフすることで、背圧を低下させ、タービンを通過する圧力損失を最大化することで、ターボポンプの効率を高めることができる。標準的なエキスパンダーサイクルと比較して、タービン排気ガスを排出することで効率を犠牲にして、エンジン推力を高めることができる。[3] [4]

三菱LE-5Aは世界初の実用化されたエキスパンダーブリードサイクルエンジンである。[5]三菱LE-9は世界初の第一段エキスパンダーブリードサイクルエンジンである。[6]

ブルーオリジンは、ニューグレン打ち上げロケットの上段に使用されているBE-3Uエンジンにエキスパンダーブリードサイクルを選択しました。[7]

デュアルエキスパンダー

フルフローサイクルで酸化剤と燃料に別々に段階燃焼を実装できるのと同様に、エキスパンダーサイクルはデュアルエキスパンダーサイクルとして2つの別々のパスで実装できます。ターボポンプのタービン側とポンプ側の液体と同じ化学的性質の高温ガスを使用すると、パージが不要になり、一部の故障モードが排除されます。さらに、H 2 / LOXの場合のように、燃料と酸化剤の密度が大きく異なる場合、最適なターボポンプ速度が大きく異なるため、燃料ポンプと酸化剤ポンプの間にギアボックスが必要になります。[8] [9]別々のタービンを備えたデュアルエキスパンダーサイクルを使用すると、この故障しやすい機器が不要になります。[9]

デュアルエキスパンダーサイクルは、再生冷却システムにおいて燃料と酸化剤を別々のセクションに分割して使用するか、冷却に単一の流体を使用し、熱交換器でもう一方の流体を沸騰させることで実現できます。例えば、前者の場合、燃料で燃焼室を冷却し、酸化剤でノズルを冷却することができます。後者の場合、燃料でエンジン全体を冷却し、熱交換器で酸化剤を沸騰させることができます。[9]

利点

エキスパンダーサイクルは他の設計に比べて多くの利点がある：[引用が必要]

低温
ガス化した推進剤は、通常は室温近くまで下がり、タービンへのダメージはほとんど、あるいは全くないため、エンジンは再利用可能です。一方、ガス発生器や二段燃焼エンジンでは、タービンは高温で作動します。
許容範囲
RL10の開発中、エンジニアたちはタンク内部に取り付けられた断熱フォームが破損してエンジンを損傷するのではないかと懸念していました。そこで、燃料タンク内に断熱フォームをばらばらに詰め、エンジン内で通すことでこの問題を検証しました。RL10は問題なくフォームを分解し、性能の顕著な低下も見られませんでした。従来のガスジェネレーターは、実質的には小型ロケットエンジンであり、それに伴うあらゆる複雑さを伴います。ガスジェネレーターのほんの小さな部品が詰まるだけでも高温部が発生し、エンジンが急激に停止する可能性があります。エンジンベルを「ガスジェネレーター」として使用することで、より広い燃料流路が確保され、燃料汚染に対する耐性も向上しました。
本質的な安全性
ベル型エキスパンダーサイクルエンジンは推力制限があるため、最大推力条件に耐えられるように設計することが容易です。他のエンジンタイプでは、燃料バルブの固着などの問題により、意図しないフィードバックシステムによってエンジン推力が制御不能に陥る可能性があります。また、このような事態を防ぐために、複雑な機械式または電子式制御装置が必要となる場合もあります。エキスパンダーサイクルは、設計上、そのような故障が発生しないように設計されています。
より高い真空性能
圧力供給エンジンと比較して、ポンプ供給エンジン、ひいてはエキスパンダーサイクルエンジンは、燃焼室圧力が高くなります。燃焼室圧力の上昇により、スロート面積A thを小さくすることができ、ノズル出口面積A eが同じ場合、膨張比e = A e /A thが大きくなり、最終的には真空性能が向上します。

使用法

エキスパンダーサイクルエンジンには以下のものがあります。

上段エキスパンダーサイクルエンジンの比較

仕様
　RL10 B-2BE-3UヴィンチYF-75DYF-79RD-0146 DLE-5BLE-9
原産国 アメリカ合衆国 アメリカ合衆国 フランス 中華人民共和国 中華人民共和国 ロシア 日本 日本
サイクルエキスパンダーエキスパンダーブリードサイクルエキスパンダーエキスパンダーエキスパンダー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		エキスパンダーブリードサイクル
推力、真空110 kN（25,000 lbf）769 kN (173,000 lbf) [11]180 kN（40,000 lbf）88.36 kN（19,860 lbf）250 kN（56,200 lbf）68.6 kN（15,400 lbf）137.2 kN（30,840 lbf）1471 kN (330,000 lbf) [12]
混合比5.885.86.06.055.9
ノズル比2802408016011037
I sp、真空（秒）462 [13]455 [14]457442.6455.2470447426
チャンバー圧力（MPa）4.4126.14.17.05.93.5810.0
LH 2 TP (rpm)6万500098,18052,000
LOX TP (rpm)18,000
長さ（m）4.144.23.3582.793.8
乾燥質量（kg）2772802652852400

参照

参考文献

  1. ^ Popp, Michael; Hulka, James; Yang, Vigor; Habiballah, Mohammed 編 (2004-01-01).液体ロケット推力室. バージニア州レストン: アメリカ航空宇宙学会. p. 636. doi :10.2514/4.866760. ISBN 978-1-56347-223-7。
  2. ^ 「アリアン6号」www.esa.int . 2017年2月21日閲覧。
  3. ^ Sippel, Martin; Imoto, Takayuki; Haeseler, Dietrich (2003年7月23日). Studies on Expander Bleed Cycle Engines for Launchers (PDF) . 39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. AIAA . 2016年3月3日時点のオリジナル(PDF)からアーカイブ。 2016年9月25日閲覧。
  4. ^ 渥美 正弘、吉川 公人、小河原 明、恩賀 忠興 (2011年12月). 「LE-Xエンジンの開発」(PDF) .三菱重工技報. 48 (4).三菱重工: 36–43 . 2015年12月24日時点のオリジナル(PDF)からアーカイブ。 2016年9月25日閲覧。
  5. ^ 今野明 (1993年10月). まさかの液体ロケットエンジンの現状と今後の展望。ターボ機械学会/ J- STAGE p. 10. 2021年5月28日のオリジナルよりアーカイブ。2022 年1 月 24 日に取得。
  6. ^ 松浦真也 (2021年2月2日). H3ロケットの主エンジン「LE-9」熱効率向上で世界初に挑戦。日経ビジネス。 2022年1月24日のオリジナルからアーカイブ。2022 年1 月 23 日に取得。
  7. ^ 「ニュー・グレン、第2段ホットファイアを完了」。ブルーオリジン。2024年9月23日。
  8. ^ サットン、ジョージ・P.、ビブラーズ、オスカー (2000). 「セクション6.6」. ロケット推進要素：ロケット工学入門(PDF) (第7版). John Wiley & Sons, Inc. pp.  221– 227. ISBN 0-471-32642-9. 2016年1月19日時点のオリジナル（PDF）からアーカイブ。2016年9月26日閲覧。
  9. ^ abc 米国特許 7,418,814 B1、Greene, William D.、「中間閉サイクル熱交換器を備えたデュアルエキスパンダーサイクルロケットエンジン」、2008年9月2日発行、米国航空宇宙局長官を代表としてアメリカ合衆国に譲渡 
  10. ^ 「プラット・アンド・ホイットニー宇宙推進 – RL60ファクトシート」。 2012年3月28日時点のオリジナル（PDF）からアーカイブ。 2008年12月28日閲覧。
  11. ^ 「New Glenn、第2段階のホットファイアを完了！」BlueOrigin . 2024年11月1日閲覧。
  12. ^ 渡辺大樹;マナコ、ヒロヤス;遠賀忠興。田村 隆;池田和史；磯野光則（2016年12月）。 「H3ロケットブースター段用LE-9エンジンの燃焼安定性向上」（PDF）。三菱重工技報。2024 年 3 月 13 日に取得。
  13. ^ “RL10エンジン | Aerojet Rocketdyne”. 2017年4月30日時点のオリジナルよりアーカイブ。2017年6月6日閲覧。
  14. ^ Limp, David (2024年11月12日). 「BE-3Uのノズルは、約10,000mphの速度で水素を豊富に含む蒸気を放出する」Twitter . 2024年11月29日閲覧。
  • ロケットのパワーサイクル
「https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Expander_cycle&oldid=1278020402」より取得