ファストラック（ロケットエンジン）

ファストラックMC-1
	マーシャル宇宙飛行センターのテストスタンド116でテスト中のFastracエンジン
原産国	アメリカ合衆国
メーカー	米航空宇宙局（NASA）
応用	低コストブースター技術、X-34
液体燃料エンジン
推進剤	LOX / RP-1（ロケット用灯油）
サイクル	ガス発生器
パフォーマンス
推力、真空	60,000 lbf (270 kN)
比推力、真空	314秒（3.0km/s）
寸法
長さ	2.13メートル（7フィート0インチ）
直径	1.22メートル（4フィート0インチ）
乾燥質量	910 kg (2,010 ポンド) 未満

ファストラックは ターボポンプで供給される液体ロケットエンジンです。このエンジンはNASAによって低コストのX-34再使用型打ち上げロケット（RLV）^{[4]と低コストブースターテクノロジー（LCBT、別名バンタム）プロジェクト}^[5]の一部として設計されました。このエンジンは後にX-34プロジェクトに統合され、MC-1エンジンとして知られるようになりました。

デザイン

ターボポンプエンジンは、LCBTプロジェクトの使い捨てブースターで使用するために設計されました。その結果、コストと生産速度が大幅に低い複合材料が使用されるようになりました。また、燃料がノズルの冷却に使用されなくなったため、エンジンの複雑さも軽減されました。スペースシャトルの再使用型固体ロケットモーター（RSRM）と固体推進インテグリティプログラム（SPIP）からの知識と経験に基づいて、^{[6]カーボン/エポキシ構造のオーバーラップを備えた}アブレーションライナーにはシリカ/フェノール材料が選択されました。

このエンジンは、酸化剤として液体酸素を、燃料として灯油（RP-1 ）を使用した。これらの推進剤は、サターンVのF-1ロケットエンジンで使用されている。灯油は、スペースシャトルで使用される水素と同じエネルギー放出量はないが、安価で取り扱いや保管が簡単である。推進剤は、単軸、デュアルインペラーLOX/RP-1ターボポンプを介して供給された。^[7]

エンジンはシンプルな設計を維持するためにTEA / TEB ハイパーゴリック点火装置で始動されました。 ^[8]灯油が注入され、エンジンが始動しました。その後、推進剤は混合のためにガス発生器に供給され、燃焼のために推力室に供給されました。

このエンジンは、ガスジェネレータサイクルを使用してターボポンプタービンを駆動し、少量の使用済み燃料を排出します。これは、サターンロケットで使用されているのと同じサイクルですが、スペースシャトルのエンジンシステムよりもはるかに単純です。

このエンジンは安価で使い捨て可能なアブレーション冷却式炭素繊維複合ノズルを使用し、60,000 lbf (285 kN) の推力を生み出した。使用後はエンジンの部品のほぼすべてが再利用可能である。^[9]

1999年の研究段階では、Fastracエンジン1台あたりのコストは約120万ドルと見積もられていました。^[10]生産コストはエンジン1台あたり35万ドルまで下がると予想されていました。

歴史

エンジンシステムレベルのテストは、1999年にステニス宇宙センターで開始されました。^[11]それ以前のテストは、マーシャル宇宙飛行センターで個々のコンポーネントに対して行われました。NASAは、1999年3月に完全なエンジンのホットファイアテストを開始し、完全なエンジンシステムを実証するために20秒間のテストを行いました。^[12]エンジンは、1999年7月1日に155秒間、全出力でテストされました。^[13] 1999年の残りの期間には、合計85回のテストが予定されていました。2000年現在、3つのテストスタンドを使用して3つのエンジンで48回のテストが実施されました。^[8]

最初のエンジンは、1999年4月30日にNASAのドライデン飛行研究センターで公開されたX-34 A1機に搭載されました。^[7]

ファストラック計画は2001年に中止された。^{[4]ファストラックの後、NASAはこの設計を}ロータリーロケットのロトンやオービタルのX-34プロジェクトなど他のロケットに使用するために救済しようとした。ロケットエンジンの名称はファストラック60Kからマーシャルセンター-1（MC-1）に変更された。MC-1プロジェクトは、X-34プロジェクトが2009年3月に終了した後、2009年7月までに終了した。^[14]

コンポーネント

NASA は、市販の既製部品を使用するという主な目的を達成するために、業界パートナーと協力しました。業界パートナーには、Summa Technology Inc.、Allied Signal Inc.、Marotta Scientific Controls Inc.、Barber-Nichols Inc.、およびThiokol Propulsionが含まれています。

遺産

エンジンのコストを削減する同様の技術的ソリューションは、同じ下請け業者のターボポンプを使用したSpaceXの Merlin 1Aエンジンにも実装されました。 ^[15] Merlin-1Aは、Fastracの60,000 lbf（270 kN）に対して77,000 lbf（340 kN）の推力でやや大きくなっていました。同じ基本設計で、ターボポンプをアップグレードした後は、はるかに高い推力レベルを実現できました。Merlin-1Dの派生型は、2018年5月時点で190,000 lbf（850 kN）の推力を達成していますが、^[16]燃焼室は現在再生冷却されています。^[17]

仕様

真空推力: 60,000 lbf (270 kN)
真空比推力: 314 s (3.0 kN·s/kg)
チャンバー圧力：633psi（4.36MPa; 43.6bar）^[18]
総質量流量: 91.90 kg/s
ガス発生器圧力: 39.64 bar (3.964 MPa; 574.9 psi)
ガス発生器温度: 888.89 K
喉径: 0.22 m
燃料: RP-1（ロケットグレード灯油）
酸化剤: 液体酸素

参照

マーリン（ロケットエンジン） SpaceXブースターエンジン
ケストレル（ロケットエンジン） SpaceXのファルコン1用小型上段エンジン
RS-88バンタムプロジェクト用に開発された別のエンジン
エグゼキューター（ロケットエンジン）

参考文献

この記事には、アメリカ航空宇宙局のウェブサイトまたは文書からのパブリックドメインの資料が組み込まれています。

^ 「ロケットエンジンターボポンプ」(PDF) . Barber Nicols . 2019年9月7日閲覧。
^ 高推力低コストロケットエンジンのシステム分析(PDF)、オリジナル(PDF)から2016-03-04 にアーカイブ、2012-03-31取得
^ ab "Fastrac". www.astronautix.com . 2016年3月3日時点のオリジナルよりアーカイブ。
^ ab 40K Fastrac II Bantam Test、2015年7月21日にオリジナルからアーカイブ、2015年1月11日に取得
^ 「Fastracエンジン用複合燃焼室/ノズルの製造」（PDF）。2000年1月。 2019年9月6日閲覧。
^ バトラー、バリー L. (1993 年 2 月)。検証可能な強化された固体ロケットモーターの信頼性のための固体推進完全性プログラム (レポート)。NASA。2019年9 月 6 日にインターネットアーカイブから取得。
^ ab 「ロケットエンジンターボポンプ」。Barber-Nichols 。 2019年9月6日閲覧。
^ ab Ballard, Richard O.; Olive, Tim; Turner, James E. (2000 年 1 月). NASA MC-1 (Fastrac) エンジンの開発状況。第 36 回 Joint Propulsion Conference。doi : 10.2514/6.2000-3898。hdl : 2060/20000097369。AIAA 2000-3898 – NASA Technical Reports Server ( NTRS) 経由。
^ 「Fastracエンジン - 低コストの宇宙打ち上げを後押し」nasa.gov。2010年3月2日時点のオリジナルよりアーカイブ。
^ ウェイド、マーク。「ファストラク」。astronautix.com 。2019 年9 月 6 日に取得。
^ Dennis, Henry J.; Sanders, T. (2000 年 1 月). NASA Fastrac エンジンガスジェネレーターコンポーネントテストプログラムと結果. 第 36 回 Joint Propulsion Conference. doi :10.2514/6.2000-3401. hdl : 2060/20000064017 . AIAA 2000-3401 – NASA Technical Reports Server (NTRS) 経由.
^ 「Fastrac フルエンジン、ホットファイアテスト成功」。ScienceDaily 。 2024年7月8日閲覧。
^ 「X-34 Fastracエンジンのテスト」SpaceDaily 。 2019年9月7日閲覧。
^ “マーシャルセンター1（MC-1）テストプログラム”。2020年8月13日時点のオリジナルよりアーカイブ。2019年9月7日閲覧。
^ 「ロケットエンジンターボポンプ | Barber Nichols」www.barber-nichols.com。
^ Berger, Eric [@SciGuySpace] (2018年5月10日). 「マスク氏：マーリンロケットエンジンの推力は8％増加し、190,000 lbfに」 (ツイート) – Twitter経由。
^ SpaceX CASSIOPE ミッションプレスキット (2013 年 9 月) 10 ページ(PDF) 、 2017 年 4 月 12 日のオリジナル(PDF)からアーカイブ、2015 年 1 月 11 日取得
^ Brown, Kendall K.; Sparks, Dave; Woodcock, Gordon. FASTRAC エンジン用の再生冷却式スラストチャンバー。第 36 回 Joint Propulsion Conference。doi :10.2514/6.2000-3286。hdl : 2060 / 20000091017。AIAA 2000-3286 – NASA Technical Reports Server (NTRS) 経由。

注記

「NASA FASTRAC エンジンプログラム」。 1999年。

Ballard, RO; Olive, T.: NASA MC-1 (Fastrac) エンジンの開発状況; AIAA/ASME/SAE/ASEE 共同推進会議および展示会、2000 アラバマ州ハンツビル、AIAA 2000-3898

外部リンク

NASA Fastrac 概要。1999

[1] 「ロケットエンジンターボポンプ」(PDF) . Barber Nicols . 2019年9月7日閲覧。

[ESA-2] 高推力低コストロケットエンジンのシステム分析(PDF)、オリジナル(PDF)から2016-03-04 にアーカイブ、2012-03-31取得

[astro-3] "Fastrac". www.astronautix.com . 2016年3月3日時点のオリジナルよりアーカイブ。

[MSFC-4] 40K Fastrac II Bantam Test、2015年7月21日にオリジナルからアーカイブ、2015年1月11日に取得

[5] 「Fastracエンジン用複合燃焼室/ノズルの製造」（PDF）。2000年1月。 2019年9月6日閲覧。

[6] バトラー、バリー L. (1993 年 2 月)。検証可能な強化された固体ロケットモーターの信頼性のための固体推進完全性プログラム (レポート)。NASA。2019年9 月 6 日にインターネットアーカイブから取得。

[Rocket_Engine_Turbopumps-7] 「ロケットエンジンターボポンプ」。Barber-Nichols 。 2019年9月6日閲覧。

[DevelStatus-8] Ballard, Richard O.; Olive, Tim; Turner, James E. (2000 年 1 月). NASA MC-1 (Fastrac) エンジンの開発状況。第 36 回 Joint Propulsion Conference。doi : 10.2514/6.2000-3898。hdl : 2060/20000097369。AIAA 2000-3898 – NASA Technical Reports Server ( NTRS) 経由。

[9] 「Fastracエンジン - 低コストの宇宙打ち上げを後押し」nasa.gov。2010年3月2日時点のオリジナルよりアーカイブ。

[10] ウェイド、マーク。「ファストラク」。astronautix.com 。2019 年9 月 6 日に取得。

[11] Dennis, Henry J.; Sanders, T. (2000 年 1 月). NASA Fastrac エンジンガスジェネレーターコンポーネントテストプログラムと結果. 第 36 回 Joint Propulsion Conference. doi :10.2514/6.2000-3401. hdl : 2060/20000064017 . AIAA 2000-3401 – NASA Technical Reports Server (NTRS) 経由.

[12] 「Fastrac フルエンジン、ホットファイアテスト成功」。ScienceDaily 。 2024年7月8日閲覧。

[13] 「X-34 Fastracエンジンのテスト」SpaceDaily 。 2019年9月7日閲覧。

[14] “マーシャルセンター1（MC-1）テストプログラム”。2020年8月13日時点のオリジナルよりアーカイブ。2019年9月7日閲覧。

[Barber-Nichols,_Inc_turbopumps-15] 「ロケットエンジンターボポンプ | Barber Nichols」www.barber-nichols.com。

[16] Berger, Eric [@SciGuySpace] (2018年5月10日). 「マスク氏：マーリンロケットエンジンの推力は8％増加し、190,000 lbfに」 (ツイート) – Twitter経由。

[SPX_PK-17] SpaceX CASSIOPE ミッションプレスキット (2013 年 9 月) 10 ページ(PDF) 、 2017 年 4 月 12 日のオリジナル(PDF)からアーカイブ、2015 年 1 月 11 日取得

[18] Brown, Kendall K.; Sparks, Dave; Woodcock, Gordon. FASTRAC エンジン用の再生冷却式スラストチャンバー。第 36 回 Joint Propulsion Conference。doi :10.2514/6.2000-3286。hdl : 2060 / 20000091017。AIAA 2000-3286 – NASA Technical Reports Server (NTRS) 経由。