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、非常に低い温度で保存されたガスです。^{[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ロケットによる月への到達成功の主な要因の1つでした。^[1]

極低温推進剤を燃焼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。上段は多数あります。ブースターには、ESA の Ariane 5、JAXAのH-II、ISROのGSLV、LVM3、米国の Delta IV、およびSpace Launch Systemが含まれます。極低温ロケットエンジンを運用している国は、米国、ロシア、日本、インド、フランス、中国のみです。

ロケットエンジンは、有効な推力を生成するために、酸化剤と燃料の両方の高質量流量を必要とする。最も単純で最も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、標準温度および圧力で気相である。推進剤を加圧ガスとして貯蔵することは可能であるが、これには大きく重いタンクが必要となり、軌道上の宇宙飛行の達成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、高密度かつ低圧で液相となり、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 °C (-297.4 °F; 90.1 K) 未満、液体水素は-253 °C (-423.4 °F; 20.1 K) 未満で存在する。1 つ以上の推進剤が液相であるため、すべての極低温ロケットエンジンは定義上、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は最も広く使用されているものの1つである。^{[1] [3]両方の成分は容易かつ安価に入手でき、燃焼すると}燃焼において 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。

極低温ロケットエンジンの主な構成部品は、燃焼室、火工品イニシエーター、燃料インジェクター、燃料および酸化剤ターボポンプ、クライオバルブ、レギュレーター、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である。ポンプ供給エンジンは、ガス発生器サイクル、段階燃焼サイクル、またはエキスパンダーサイクルで動作する。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、段階燃焼エンジンは複雑さを犠牲にして両方の役割を果たすことができ、エキスパンダー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]

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。

• 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]