Loading article…
 J-2 試験発射 | |
| 原産国 | アメリカ合衆国 |
|---|---|
| 初飛行 | 1966年2月26日( AS-201 ) |
| 最終便 | 1975年7月15日( ASTP ) |
| デザイナー | マーシャル宇宙飛行センター · ロケットダイン |
| メーカー | ロケットダイン |
| 応用 | 上段エンジン |
| 関連LV | サターンIB · サターンV |
| 後継 | HG-3 J-2X |
| 状態 | 引退 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進剤 | 液体酸素/液体水素 |
| 混合比 | 5.5:1 |
| サイクル | ガス発生器 |
| 構成 | |
| ノズル比 | 27.5:1 |
| パフォーマンス | |
| 推力、真空 | 1,033.1 kN (232,250 lb f ) |
| 推力、海面 | 486.2 kN (109,302 lb f ) |
| 推力重量比 | 73.18:1 |
| チャンバー圧力 | 5,260 kPa (763 psi) |
| 比推力、真空 | 421秒（4.13km/秒） |
| 比推力、海面 | 200秒（2.0km/秒） |
| 燃焼時間 | 500秒 |
| 寸法 | |
| 長さ | 3.4メートル（11.1フィート） |
| 直径 | 2.1メートル（6.8フィート） |
| 乾燥質量 | 1,788.1 kg (3,942 ポンド) |
| 使用される場所 | |
| S-IVB · S-II | |
| 参考文献 | |
| 参考文献 | [1] [2] [3] |
| 注記 | データはSA-208/SA-504バージョンのものです。 |
J -2は、一般に Rocketdyne J-2 として知られ、NASAのSaturn IBおよびSaturn V打ち上げロケットで使用された液体燃料 極低温ロケットエンジンでした。米国のRocketdyne 社によって製造されたJ-2 は、極低温液体水素(LH 2 ) および液体酸素(LOX) 推進剤を燃焼し、各エンジンは真空中で 1,033.1 kN (232,250 lb f ) の推力を生み出しました。エンジンの初期設計は、1959 年のSilverstein 委員会の勧告にまで遡ります。ロケットダインは1960年6月にJ-2の開発承認を取得し、初飛行AS-201は1966年2月26日に行われました。J-2は運用期間中にエンジンの性能向上のため数回の小規模なアップグレードを受けましたが、2つの主要なアップグレードプログラム、ド・ラバル・ノズルタイプのJ-2SとエアロスパイクタイプのJ-2Tはアポロ計画の終了後にキャンセルされました。
このエンジンは真空中で421秒(4.13 km/s)(海面で200秒(2.0 km/s))の比推力( I sp )を発生し、質量は約1,788 kg(3,942 lb)であった。サターンVの第二段S-IIには5基のJ-2が使用され、サターンIBとサターンVの両方で使用された上段S-IVBには1基のJ-2が使用された。さらに大型のロケット、計画中のノヴァの上段に様々な数のJ-2エンジンを使用する提案もあった。J-2は、 RS-25が登場する前は、米国で最大の量産型LH2燃料ロケットエンジンであった。エンジンの近代化バージョンであるJ-2Xは、NASAのスペースシャトルの後継機であるスペース・ローンチ・システムの地球離脱段で使用することが検討された。
当時使用されていたほとんどの液体燃料ロケットエンジンとは異なり、J-2はサターンVのS-IVB第3段に搭載された際に停止後1回再起動できるよう設計されていた。約2分間続いた最初の燃焼で、アポロ宇宙船は地球低軌道に投入された。乗組員が宇宙船が正常に動作していることを確認した後、J-2は月周回軌道への投入のために再点火され、6.5分間の燃焼で宇宙船は月に向かうコースへと加速された。
コンポーネント
スラストチャンバーとジンバルシステム
J-2の推力室アセンブリはすべてのエンジン部品のマウントとして機能し、推力室本体、インジェクターとドームアセンブリ、ジンバルベアリングアセンブリ、および増強スパーク点火装置で構成されていました。[2]
推力室は厚さ 0.30 ミリメートル (0.012 インチ) のステンレス鋼管で構成され、縦方向に積み重ねられ、炉でろう付けされて単一のユニットを形成しています。チャンバーは、高度で効率的な動作のために 27.5:1 の膨張面積比を持つベル型で、燃料によって再生冷却されます。燃料は、推力室のスロートと出口の中間にあるマニホールドから6,900 kPa (1,000 psi) を超える圧力で入ります。チャンバーを冷却する際、燃料は 180 本のチューブを半分下向きに通過し、360 本のチューブを通って完全に上向きに上昇して推力室インジェクターに戻ります。推進剤はインジェクターを通過すると、増強されたスパーク点火装置によって点火され、燃焼して排出された燃焼ガスに高速度を与え、推力を生み出します。[2]
スラスト チャンバー インジェクターは、ターボ ポンプから圧力を受けた推進剤を受け取り、最も効率的な燃焼を生み出す方法でそれらを混合します。614 個の中空の酸化剤ポストが機械加工されてインジェクターの不可欠な部分を形成し、燃料ノズル (それぞれがインジェクターの面にスエージ加工) が貫通して、同心円状の酸化剤ポスト上に取り付けられます。インジェクター面は多孔質で、ステンレス鋼の金網の層で形成され、その周囲がインジェクター本体に溶接されています。インジェクターはドーム マニホールドから液体酸素を受け取り、それを酸化剤ポストを通じてスラスト チャンバーの燃焼領域に噴射します。一方、燃料はスラスト チャンバーの上部燃料マニホールドから受け取り、酸化剤オリフィスと同心円状の燃料オリフィスを通じて噴射されます。推進剤は均一に噴射され、十分な燃焼が保証されます。インジェクターと酸化剤のドームアセンブリは、推力室の上部に配置されていました。ドームは、インジェクターへのLOXの分配のためのマニホールドを提供し、ジンバルベアリングと増強スパーク点火装置のマウントとして機能しました。[2]
拡張スパーク点火装置 (ASI) はインジェクター面に取り付けられ、燃焼室内の推進剤に点火するための炎を供給します。エンジン始動が開始されると、スパーク励起装置は燃焼室の側面に取り付けられた 2 つのスパークプラグに通電します。同時に、制御システムはスパーク点火装置への酸化剤と燃料の初期フローを開始します。酸化剤と燃料が ASI の燃焼室に入ると、それらは混合されて点火され、適切な点火は ASI に取り付けられた点火モニターによって監視されます。ASI はエンジンの点火中ずっと作動し続け、冷却されず、あらゆる環境条件下で複数回の再点火が可能でした。[2]
推力は、小型で高負荷（140,000 kPa）のユニバーサルジョイントで構成されたジンバル（インジェクターと酸化剤のドームアセンブリと機体の推力構造に取り付けられている）を介して伝達された。このユニバーサルジョイントは、球形のソケット型ベアリングで構成されていた。このユニバーサルジョイントは、乾燥した低摩擦のベアリング表面を提供するテフロン/グラスファイバーコーティングで覆われていた。ジンバルには、燃焼室を機体に合わせるための横方向の調整装置が含まれていたため、インジェクターアセンブリから機体の推力構造に推力を伝達することに加えて、ジンバルは推力ベクトルを偏向するためのピボットベアリングも提供し、機体の飛行姿勢制御を提供した。[2]
推進剤供給システム
推進剤供給システムは、燃料と酸化剤の別々のターボポンプ（エンジンの極端に低い動作温度により潤滑剤や他の液体を使用できなかったため、ポンプで送られる液体によってベアリングが潤滑された）、いくつかのバルブ（主燃料バルブ、主酸化剤バルブ、推進剤利用バルブ、燃料と酸化剤のブリードバルブを含む）、燃料と酸化剤の流量計、および相互接続ラインで構成されています。[2]
燃料ターボポンプ
燃料ターボポンプは、スラスト室に取り付けられたタービン駆動の軸流ポンプユニットで、インデューサ、7 段ローター、およびステータアセンブリで構成されています。これは 27,000 rpm で動作する高速ポンプで、高圧ダクトを通じて 5,800 kW (7,800 bhp) の流量で水素圧力を 210 kPa (30 ～ 1,225 psi) (絶対) に上げるように設計されています。ターボポンプを動作させる電力は、高速の 2 段タービンによって供給されます。ガス発生器からの高温ガスはタービン吸気マニホールドに送られ、そこから吸気ノズルに分配され、そこでガスは膨張して高速で第 1 段タービンホイールに送られます。第 1 段タービンホイールを通過した後、ガスはステータブレードのリングを通って方向を変えられ、第 2 段タービンホイールに入ります。ガスは排気ダクトを通ってタービンから排出される。直列に接続された3つのダイナミックシールがポンプ流体とタービンガスの混合を防いでいる。タービンからの動力は一体型シャフトによってポンプに伝達される。[2]
酸化剤ターボポンプ
酸化剤ターボポンプは、燃料ターボポンプの正反対のスラストチャンバーに取り付けられていました。これは、直接タービン駆動の単段遠心ポンプでした。酸化剤ターボポンプは液体酸素の圧力を高め、高圧ダクトを通してスラストチャンバーに送ります。ポンプは、7,400 kPa (1,080 psi) (絶対) の排出圧力で 8,600 rpm で動作し、1,600 kW (2,200 bhp) を発生しました。ポンプと 2 つのタービンホイールは、共通のシャフトに取り付けられています。酸化剤ターボポンプを動作させる電力は、ガスジェネレータからの排気ガスで駆動される高速 2 段タービンによって供給されました。酸化剤ターボポンプと燃料ターボポンプのタービンは排気ダクトによって直列に接続されており、排出された排気ガスを燃料ターボポンプタービンから酸化剤ターボポンプタービンマニホールドの入口に導いていた。直列に接続された1つの静的シールと2つの動的シールにより、ターボポンプの酸化剤流体とタービンガスが混合するのを防いでいた。[2]
ターボポンプの作動が始まると、高温のガスがノズルに入り、次に第 1 段タービンホイールに入ります。第 1 段タービンホイールを通過した後、ガスはステータブレードによって方向を変えられ、第 2 段タービンホイールに入ります。次に、ガスは排気ダクトを通ってタービンを出て、熱交換器を通過し、燃料入口マニホールドの真上にあるマニホールドから推力室に排出されます。タービンからの動力は、一体型シャフトによってポンプに伝達されます。LOX の速度は、インデューサとインペラによって増加します。LOX が出口ボリュートに入ると、速度が圧力に変換され、LOX は高圧で出口ダクトに排出されます。[2]
燃料および酸化剤流量計
燃料および酸化剤の流量計は、らせん状の羽根を持つローター型流量計で、燃料および酸化剤の高圧ダクト内に設置されていた。流量計は高圧推進剤ダクト内の推進剤の流量を測定した。水素システムの4枚羽根ローターは、1回転あたり4つの電気インパルスを生成し、公称流量で約3,700 rpmで回転した。LOXシステムの6枚羽根ローターは、1回転あたり6つの電気インパルスを生成し、公称流量で約2,600 rpmで回転した。[2]
バルブ
推進剤供給システムには、エンジンの各部品を通る推進剤の流れを変えることでエンジンの動作を制御するためのいくつかのバルブが必要であった。[2]
- 主燃料バルブはバタフライ型バルブで、閉位置ではスプリング式、開位置では空気圧作動式、閉位置では空気圧補助式となっている。燃料ターボポンプからの燃料高圧ダクトと推力室アセンブリの燃料入口マニホールドの間に取り付けられている。主燃料バルブは推力室への燃料の流れを制御した。エンジン始動時には空気圧制御パッケージの点火段制御バルブからの圧力でバルブが開き、ゲートが開き始めると燃料が燃料入口マニホールドに流れる。[2]
- 主酸化剤バルブ (MOV) はバタフライ型バルブで、閉位置ではスプリング式、開位置では空気圧操作、閉位置では空気圧補助式です。このバルブは、酸化剤ターボポンプからの酸化剤高圧ダクトとスラストチャンバーアセンブリの酸化剤入口の間に取り付けられました。メインステージ制御ソレノイドバルブの通常閉ポートからの空気圧は、主酸化剤バルブの第 1 ステージおよび第 2 ステージ開アクチュエータの両方に送られました。このように開圧を適用し、熱補償オリフィスを介して主酸化剤バルブ閉圧を制御放出することで、すべての温度範囲で主酸化剤バルブのランプ開度を制御できました。MOV アセンブリ内にあるシーケンスバルブは、ガスジェネレータ制御バルブの開度制御部に空気圧を供給し、オリフィスを介して酸化剤タービンバイパスバルブの閉度部に空気圧を供給しました。[2]
- 燃料利用（PU）バルブは、電動式、二相、モーター駆動式、酸化剤移送バルブであり、酸化剤ターボポンプ出口渦巻き部に配置されています。燃料利用バルブは、燃料タンクの内容物の同時排出を確実にします。エンジン作動中、車両の燃料タンク内の燃料レベル検知装置は、燃料と酸化剤の同時排出を確実にするために、酸化剤の流れを調整するためのバルブゲート位置を制御しました。[2]
- PU バルブのもう 1 つの機能は、積載量を最大化するために推力を変化させることです。たとえば、第 2 段では、PU バルブが燃焼時間の 70% 以上にわたって閉じた状態で動作しました。このバルブ位置では、5.5:1 の推進剤 (重量で酸化剤と燃料) 混合比で 1,000 kN (225,000 lbf) の推力が得られました (PU バルブが完全に開いているときは、混合比は 4.5:1、推力レベルは 780 kN (175,000 lbf))。ただし、排気ガス中の未燃焼水素が増えるため、比推力は高くなります。飛行の後半では、PU バルブ位置が変化し、推進剤タンクを同時に空にしました。第 3 段も、高推力の利点を実現するために、燃焼時間の大半で高推力レベルで動作しました。 PUバルブが閉じた状態でエンジンが作動する正確な時間は、個々のミッション要件と燃料タンクレベルによって異なります。[2]
- 燃料システムと酸化剤システムの両方で使用されている推進剤ブリードバルブはポペット型で、通常はスプリングで開位置にあり、圧力で閉位置に作動します。両方の推進剤ブリードバルブは、それぞれのターボポンプ排出フランジに隣接するブートストラップラインに取り付けられていました。バルブは、エンジン始動前に推進剤が推進剤供給システムライン内を循環して適切な動作温度に達するようにし、エンジンによって制御されていました。エンジン始動時に、空気圧制御パッケージのヘリウム制御ソレノイドバルブが通電され、空気圧によってブリードバルブが閉じられ、エンジン動作中は閉じたままになります。[2]
ガス発生器および排気システム
ガス発生器システムは、ガス発生器、ガス発生器制御弁、タービン排気システムと排気マニホールド、熱交換器、酸化剤タービンバイパス弁で構成されていました。[2]
ガス発生器
ガス発生器自体は燃料ポンプのタービンマニホールドに溶接されており、燃料ターボポンプアセンブリの不可欠な部分となっています。ガス発生器は燃料タービンと酸化剤タービンを駆動するための高温ガスを生成し、2つの点火プラグを含む燃焼器、燃料ポートと酸化剤ポートを含む制御弁、およびインジェクターアセンブリで構成されています。エンジンが始動すると、電気制御パッケージのスパークエキサイターが通電され、ガス発生器燃焼器の点火プラグにエネルギーが供給されます。推進剤は制御弁を通ってインジェクターアセンブリに流れ、燃焼器出口に入り、その後燃料タービン、次に酸化剤タービンに送られます。[2]
バルブ
- ガス発生器制御弁は、空気圧で作動するポペット型で、閉位置にバネ仕掛けで固定されていた。燃料ポペットと酸化剤ポペットはアクチュエーターによって機械的に連結されていた。この弁はガス発生器インジェクターを通る推進剤の流れを制御した。メインステージ信号を受信すると、ガス発生器制御弁アクチュエーターアセンブリーに空気圧が加えられ、ピストンが動いて燃料ポペットが開いた。燃料ポペットが開いている間、アクチュエーターがピストンに接触して酸化剤ポペットが開いた。開いた空気圧が減少すると、バネの荷重によってポペットが閉じた。[2]
- 酸化剤タービンバイパスバルブは、常時開のスプリング式ゲート型バルブであった。このバルブは酸化剤タービンバイパスダクトに取り付けられ、エンジンのキャリブレーション時にサイズが決定されたノズルが装備されていた。バルブが開いた状態では、始動時に酸素ポンプの速度が低下し、閉じた状態ではターボポンプの性能バランスのキャリブレーション装置として機能した。[2]
タービン排気システム
タービン排気ダクトとタービン排気フードは溶接された金属板でできていた。部品接続部には二重シールのフランジが使われていた。排気ダクトはタービン排気ガスを推力室排気マニホールドに導いた。排気マニホールドは燃焼室のスロートからノズル出口までのほぼ中間で燃焼室を取り囲んでいた。排気ガスは熱交換器を通過し、燃焼室の管の間にある180個の三角形の開口部から主燃焼室に排出された。[2]
熱交換器
熱交換器は、ダクト、ベローズ、フランジ、コイルからなるシェルアセンブリでした。これは、酸化剤タービン排出マニホールドと推力室の間のタービン排気ダクトに取り付けられていました。これは、第3段で使用するためにヘリウムガスを加熱して膨張させたり、車両の酸化剤タンクの加圧を維持するために、第2段でLOXをガス状酸素に変換したりしました。エンジンの動作中、LOXは酸化剤高圧ダクトから取り出されるか、ヘリウムは車両段から供給され、熱交換器コイルに送られました。[2]
タンク組立システムの開始
このシステムは、エンジンの始動と作動に必要な水素とヘリウムガスを収容する一体型のヘリウムおよび水素始動タンクで構成されていた。ガス状水素は、ガス発生器の燃焼前にタービンとポンプに初期回転を与え、ヘリウムはエンジンバルブのシーケンス制御に制御システムで使用された。球形ヘリウムタンクは、エンジンの複雑さを最小限に抑えるために水素タンク内に配置された。このタンクには 16,000 cm 3 (1,000 cu in) のヘリウムが収容されていた。より大きな球形水素ガスタンクの容量は 118,931 cm 3 (7,257.6 cu in) であった。両方のタンクは、打ち上げ前に地上から充填され、ガス状水素タンクは、エンジン作動中に推力室燃料入口マニホールドから再充填され、第 3 段アプリケーションでその後再始動するために使用された。[2]
制御システム
制御システムには、飛行計器システムに加えて、ガス発生器とスラストチャンバースパークプラグ用のスパークエキサイターと相互接続する電気ケーブルと空気圧ラインがパッケージ化された空気圧システムとソリッドステート電気シーケンスコントローラが含まれていました。空気圧システムは、高圧ヘリウムガス貯蔵タンク、圧力を使用可能なレベルまで下げるレギュレータ、中央ガスをさまざまな空気圧制御バルブに導く電気ソレノイド制御バルブで構成されていました。電気シーケンスコントローラは完全に自己完結型のソリッドステートシステムで、DC電源と始動および停止コマンド信号のみを必要としました。すべての重要なエンジン制御機能の始動前状態は、「エンジン準備完了」信号を提供するために監視されました。「エンジン準備完了」および「始動」信号を取得すると、ソレノイド制御バルブが正確なタイミングで通電され、エンジンを点火、移行、およびメインステージ操作に移行させました。シャットダウン後、システムは自動的にリセットされ、その後の再起動が行われます。[2]
飛行計器システム
飛行計器システムは、主計器パッケージと補助パッケージで構成されていました。主パッケージの計器は、すべてのエンジンの静的点火とそれに続く機体の打ち上げに重要なパラメータを測定します。これには、エンジン部品の圧力、温度、流量、速度、バルブ位置など約 70 のパラメータが含まれ、地上記録システムまたはテレメトリ システム、またはその両方に信号を送信する機能があります。計器システムは、最初の静的受入れ点火から最終的な機体飛行まで、エンジンの寿命全体にわたって使用できるように設計されました。補助パッケージは、初期の機体飛行中に使用できるように設計されました。研究開発機体の飛行中に推進システムが信頼性を確立した後、補助パッケージは基本エンジン計器システムから削除できます。補助パッケージには、追加のテストの結果として必要と見なされるパラメータの削除、置換、または追加に対応できる十分な柔軟性があります。補助パッケージを最終的に削除しても、主パッケージの測定機能には影響しません。[2]
エンジン操作
開始シーケンス
始動シーケンスは、ガス発生器の2つのスパークプラグと、推進剤の点火用に増強スパーク点火装置の2つのスパークプラグにエネルギーを供給することによって開始された。次に、2つのソレノイドバルブが作動した。1つはヘリウム制御用、もう1つは点火位相制御用である。ヘリウムは、推進剤ブリードバルブを閉じた状態に維持し、スラストチャンバーLOXドーム、LOXポンプ中間シール、およびガス発生器酸化剤通路をパージするために送られた。さらに、主燃料およびASI酸化剤バルブが開かれ、ASIチャンバー内に点火炎が生成され、スラストチャンバーインジェクターの中心を通過した。[2]
1、3、または8秒の遅延の後、その間に燃料が推力室を循環し、エンジンを始動できる状態にし、始動タンク排出バルブが開かれてタービンの回転が開始される。燃料リードの長さは、サターンVの第1段ブーストフェーズの長さによって決まる。エンジンがS-II段で使用される場合、1秒の燃料リードが必要であった。一方、S-IVBは、最初の始動に1秒の燃料リードを使用し、再始動に8秒の燃料リードを使用した。[2]
0.450秒の間隔の後、始動タンク排出バルブが閉じられ、メインステージ制御ソレノイドが作動して次の動作が行われた。[2]
- ガス発生器とスラストチャンバーのヘリウムパージをオフにします
- ガス発生器制御バルブを開きます（ガス発生器からの高温ガスがポンプタービンを駆動します）
- メイン酸化剤バルブを最初の位置（14度）まで開き、LOXがLOXドームに流れ、インジェクターを循環している燃料と燃焼できるようにします。
- 酸化剤タービンバイパスバルブを閉じる（酸化剤ターボポンプを駆動するためのガスの一部は点火段階でバイパスされます）
- メインステージへのスムーズな移行のために、このバルブのゆっくりとした開放を制御する酸化剤バルブ空気圧アクチュエータの閉鎖側から圧力を徐々に抜きます。
点火プラグのエネルギーは遮断され、エンジンは定格推力で作動していた。エンジン作動の初期段階では、再始動が必要なエンジンではガス状水素始動タンクが再充填される。水素タンクは、推力室燃料入口マニホールドからのLH2と、インジェクターに入る直前の推力室燃料噴射マニホールドからのより温かい水素の制御された混合物を取り出すことによって再加圧された。 [ 2]
フライトメインステージ操作
メインステージの動作中、推進剤利用バルブを作動させて酸化剤の流量を増減させることで、エンジン推力を780～1,000キロニュートン（175,000～225,000ポンド）の間で変化させることができた。これは飛行軌道に有益であり、より大きなペイロードを可能にするという全体的なミッションパフォーマンスにも役立った。[2]
カットオフシーケンス
エンジン停止信号が電気制御パッケージによって受信されると、主段および点火段階ソレノイドバルブの電源が切られ、ヘリウム制御ソレノイド電源切タイマーが通電された。これにより、主燃料、主酸化剤、ガス発生器制御、および増強スパーク点火器バルブへの圧力が閉じられた。酸化剤タービンバイパスバルブと推進剤ブリードバルブが開き、ガス発生器とLOXドームパージが開始された。[2]
エンジン再始動
サターン V の第 3 段を再始動できるようにするため、エンジンが定常運転状態に達した後の前回の点火中に、J-2 ガス状水素始動タンクが 60 秒で再充填されました (地上充填の供給量で 3 回の始動に十分であったため、ガス状ヘリウム タンクの再充填は不要でした)。エンジンの再始動前に、ステージのアレージロケットが点火され、ステージの推進剤タンク内の推進剤が沈殿し、ターボポンプの入口への液体ヘッドが確保されました。さらに、エンジン推進剤ブリード バルブが開かれ、ステージの再循環バルブが開かれ、ステージのプレバルブが閉じられ、エンジン ブリード システムを通じて LOX と LH 2 の循環が 5 分間行われ、エンジンが適切な温度に調整されて、エンジンが適切に作動するようになりました。ステージから「エンジン準備完了」信号を受信した後、エンジンの再始動が開始されました。これは、最初の「エンジン準備完了」と同様でした。打ち上げから再始動までの待機時間は、月周回軌道の月周回窓に到達するために必要な地球周回軌道の数に応じて、最短1.5時間から最長6時間であった。[2]
歴史
発達
J-2 の着想は、1950 年代後半に行われた NASA のさまざまな研究に遡ります。この研究では、アトラス・セントールのセントール上段で使用された67 kN (15,000 lb f )のRL-10の成功を受けて、最大 665 kN (149,000 lb f ) の推力を生み出す液化水素燃料エンジンが検討されました。さらに重い打ち上げロケットの検討が始まると、NASA は最大 890 kN (200,000 lb f ) の推力を生み出すエンジンを検討し始め、1959 年のサターン宇宙船評価委員会の報告書を受けて開発が正式に承認されました。 5つの入札会社から請負業者を指名するためのソース評価委員会が結成され、1960年6月1日にロケットダイン社が「液体酸素と水素を燃料とする高エネルギーロケットエンジン、J-2」の開発を開始することが承認された。1960年9月に締結された最終契約は、設計に「有人飛行の最大限の安全性を確保する」ことを明示的に要求した最初の契約であった。[4]
ロケットダインは、エンジンの動作をシミュレートし、設計構成の確立を支援する解析コンピュータモデルを使用して、J-2の開発を開始しました。このモデルは、エンジンのコンポーネントの配置を判断するために開発全体を通じて使用されたフルサイズのモックアップによってサポートされていました。最初の実験コンポーネントであるエンジンのインジェクターは、契約が締結されてから2か月以内に製造され、エンジンコンポーネントのテストは、1960年11月にロケットダインのサンタスザーナフィールド研究所で開始されました。真空チャンバーやフルサイズのエンジンテストスタンドなどの他のテスト施設も開発中に使用され、エンジンのターボポンプは1961年11月に、点火システムは1962年初頭に、最初のプロトタイプエンジンは1962年10月に250秒間の完全なテストランを実行しました。飛行ハードウェアに加えて、5つのエンジンシミュレーターも開発プロセス中に使用され、エンジンの電気および機械システムの設計に役立ちました。 1962年夏、NASAとロケットダイン社の間で契約が締結され、サターンロケットの最終設計をサポートするために55基のJ - 2エンジンを製造することが求められた。最終設計では、サターンVのS-II第2段に5基、サターンIBとサターンV第3段に1基のエンジンが必要であった。[4]
J-2 は 1963 年 5 月に生産に入り、製造期間中はロケットダイン社とMSFCで並行して試験プログラムが継続して実行されました。1964 年 4 月に納品された最初の量産エンジンは、カリフォルニア州サクラメント近郊のダグラス試験施設の S-IVB 試験ステージで静的試験にかけられ、1964 年 12 月に最初の全持続時間 (410 秒) の静的試験を受けました。試験は 1966 年 1 月まで続けられ、特に 1 つのエンジンは、5 回の 470 秒の全持続時間の試験を含む 30 回の連続点火で正常に点火しました。合計点火時間 3,774 秒は、飛行要件のほぼ 8 倍の累積運用時間レベルを表しています。成功した単発エンジン試験が完了に近づくにつれて、より多くの量産エンジンが利用可能になり、推進システムと S-IVB の統合試験が加速されました。最初の実用飛行であるAS-201は、1966年初頭に予定されており、サターンIBの第1段としてS-IB、第2段としてS-IVBが使用されました。[4]
1965年7月に行われた、J-2エンジン1基を含む完全なS-IVBの最初の全面試験は、燃料の装填と自動カウントダウンが成功した後、空気圧コンソールの1つで発生した部品の故障により試験が予定より早く終了したため、結論は出ませんでした。しかし、8月に同じ段階のS-IVB-201が452秒間のフル燃焼で完璧に機能し、完全にコンピュータ制御された最初のエンジン試験シーケンスとなったことで、設計に対する信頼が回復しました。J-2は飛行許可を受け、1966年2月26日、AS-201は完璧な打ち上げを成し遂げました。1966年7月、NASAは1968年までのJ-2生産契約を確認し、その時までにはロケットダインは155基のJ-2エンジンの納入を完了することに同意しました。各エンジンはNASAに納入される前にサンタスザーナ野外研究所で飛行認定燃焼を受けました。エンジンの信頼性と開発テストは継続され、2つのアップグレードバージョンがNASAのアポロ計画の後の飛行で使用されました。[4]
アップグレード
J-2S
J-2の性能を向上させる実験プログラムは、1964年にJ-2X（後に登場した同名の派生型と混同しないように）として開始されました。オリジナルのJ-2設計に対する主な変更点は、ガスジェネレータサイクルから、独立したバーナーではなく燃焼室のタップから高温ガスを供給するタップオフサイクルに変更されたことです。エンジンから部品を取り除くだけでなく、エンジンの始動やさまざまな燃焼器の適切なタイミングの難しさも軽減されました。[5]
追加の変更には、ミッションの柔軟性を高めるためのスロットル システムが含まれていましたが、これには、さまざまな動作圧力に合わせて燃料と酸素を適切に混合するための可変混合システムも必要でした。また、軌道上での操縦や、燃焼前に軌道上で燃料タンクを安定させるために、推力をほとんど生成しない新しい「アイドル モード」も含まれていました。
実験プログラム中、ロケットダインはテスト用に6機の試作モデルJ-2Sも少量生産した。これらは1965年から1972年にかけて何度もテスト発射され、合計30,858秒の燃焼時間を記録しました。1972年にサターンブースターの後続の注文がないことが明らかになり、プログラムは中止されました。NASAはJ-2Sをいくつかの異なるミッションに使用することを検討しましたが、その中には初期設計のスペースシャトルやコメットHLLVへの動力供給も含まれていました。[6] [7]
J-2T
J-2Sの開発が続く中、NASAはJ-2Sのターボ機械と配管を新しいエアロスパイクノズルを備えたトロイダル燃焼室に使用する設計にも資金を提供した。これにより性能がさらに向上する。2つのバージョンが製造され、890kN（200,000lbf）の推力を提供するJ-2T-200kは[8]、既存のS-IIおよびS-IVBステージに「ドロップイン」でき、1,100kN（250,000lbf）のJ-2T-250kである。 [9]
J-2Sと同様に、J-2Tの開発は長期にわたる一連の地上試験にまで進んでいたが、アポロ計画後の縮小によりさらなる開発は終了した。
J-2X
似たような名前を持つ別のエンジンであるJ -2X [10] [11]が、2007年にコンステレーション計画の有人月面着陸計画に選ばれた。1,310 kN (294,000 lbf) の推力を生み出す単一のJ-2Xエンジンが、地球離脱段階(EDS)の動力源として使用される予定だった。 [12]
NASAは2007年8月23日、ステニス宇宙センター（SSC）にJ-2Xエンジンの高度試験用の新しい試験台の建設を開始した。 [13] 2007年12月から2008年5月の間に、J-2Xエンジンの設計に備えて、SSCで従来のJ-2エンジン部品の9回の試験が実施された。[14]
新型J-2Xは、アポロJ-2の前身機よりも効率が良く、製造が簡単で、スペースシャトルの主エンジン（SSME）よりも安価になるよう設計されている。[15] 設計上の違いには、ベリリウムの除去、最新の電子機器、J-2の軸流ターボポンプではなく遠心ターボポンプ、異なるチャンバーとノズルの膨張比、J-2のチューブ溶接チャンバーではなくチャネル壁の燃焼室、すべての電子機器の再設計、超音速噴射、21世紀の接合技術の使用などがある。[10] [11]
2007年7月16日、NASAはプラット・アンド・ホイットニー・ロケットダイン社に、アレスIおよびアレスV打ち上げロケットの上段に動力を供給することを目的とした「J-2Xエンジンの設計、開発、試験および評価」のための12億ドルの契約を授与したことを公式に発表した。 [16] 2008年9月8日、プラット・アンド・ホイットニー・ロケットダインは、初期のJ-2Xガス発生器設計の試験に成功したと発表した。[17] 2010年9月21日、ガス発生器の試験の2回目の成功が発表された。[18]
コンステレーション計画は2010年10月11日にバラク・オバマ大統領によって中止されたが[19] 、新しい大型ロケット打ち上げシステムの第2段エンジンとしての可能性を秘めたJ-2Xの開発は継続されている。J-2Xの最初のホットファイアテストは2011年6月下旬に予定されていた。[20]
2011年11月9日、NASAはJ-2Xエンジンの499.97秒間の点火に成功した。[21]
2013年2月27日、NASAはNASAのステニス宇宙センターでJ-2Xエンジンの550秒間のテストを続けた。[22]
-
J-2Xエンジンのコンセプトイメージ。 -
J-2X エンジンの主力ガス発生器のテスト。 -
J2X プログラムのコールドフローノズルテスト。
仕様
参照
参考文献
ウィキメディア・コモンズには、 J-2 (ロケットエンジン)に関連するメディアがあります。
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。
- ^ マーシャル宇宙飛行センター。「J-2 エンジン」。NASA。2008年6月10日時点のオリジナルよりアーカイブ。2012年2月22日閲覧。
- ^ abcdefghijklmnopqrstu vwxyz aa ab ac ad ae af ag 「J-2エンジンファクトシート」（PDF）。サターンVニュースリファレンス。NASA。1968年12月。 2020年8月8日時点のオリジナル（PDF）からアーカイブ。 2012年2月22日閲覧。
- ^ ab "J-2". Astronautix. 2016年7月19日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ abcd Roger E. Bilstein (1996)。「非従来型極低温技術: RL-10 および J-2」。土星への段階: アポロ/サターン打ち上げロケットの技術的歴史。NASA 歴史シリーズ。NASA。ISBN 978-0-16-048909-9。
- ^ ab "J-2S". Astronautix. 2009年4月17日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ Heppenheimer, TA (1999).スペースシャトルの決定: NASA の再利用可能な宇宙船の探求。
- ^ “First Lunar Outpost”. www.astronautix.com . 2016年8月20日時点のオリジナルよりアーカイブ。2020年1月10日閲覧。
- ^ Mark Wade (2011年11月17日). 「J-2T-200K」. Encyclopedia Astronautica. 2002年8月25日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2012年2月26日閲覧。
- ^ Mark Wade (2011年11月17日). 「J-2T-250K」. Encyclopedia Astronautica. 2002年11月5日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2012年2月26日閲覧。
- ^ abc Mark Wade (2011年11月17日). 「J-2X」. Encyclopedia Astronautica. 2011年12月12日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ ab William D Greene (2012年6月4日). 「J-2X Extra: What's in a Name?」NASA. 2010年11月9日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ 「Pratt & Whitney Rocketdyne が J-2X Ares ロケットエンジンで NASA と 12 億ドルの契約を締結」(プレスリリース)。Pratt & Whitney Rocketdyne。2007年 7 月 18 日。2009 年 8 月 10 日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ 「NASAのステニス宇宙センターが宇宙探査の新たな章を開く」（プレスリリース）。NASA。2007年8月23日。2012年4月4日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2007年8月26日閲覧。
- ^ 「NASA、アレスエンジンテストの第1シリーズを成功裏に完了」（プレスリリース）。NASA。2008年5月8日。2012年4月6日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2008年7月11日閲覧。
- ^ 「J-2X 概要」。プラット・アンド・ホイットニー・ロケットダイン。2009年8月7日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ 「NASAがアレスロケットの上段エンジン契約を締結」（プレスリリース）。NASA。2007年7月16日。2020年8月1日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2007年7月17日閲覧。
- ^ 「Pratt & Whitney Rocketdyne が J-2X ガス発生器のテストに成功」 (プレスリリース)。Pratt & Whitney Rocketdyne。2008 年 9 月 8 日。2009 年 8 月 9 日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ 「プラット・アンド・ホイットニー・ロケットダイン、J-2Xガス発生装置の最新テストを完了」（プレスリリース）。プラット・アンド・ホイットニー・ロケットダイン。2010年9月21日。 2023年1月27日閲覧。
- ^ 「オバマ大統領、NASAと新たな未来に向けて契約」BBCニュース、2010年10月11日。
- ^ ヒルハウス、ジム（2006年6月15日）。「J-2Xの最初のホットファイアテストは来週開始される可能性があります」。AmericaSpace.com 。2023年1月28日閲覧。
- ^ 「NASA、巨大新型ロケットのエンジンを試験的に点火」
- ^ 「J-2Xエンジン、ステニスで長距離飛行に成功」
- マニュアル
- 技術マニュアル R-3825-1: エンジンデータ J-2 ロケットエンジン
- 技術マニュアル R-3825-1B: J-2 ロケットエンジンの操作手順
- 技術マニュアル R-3825-3 第 1 巻: J-2 ロケット エンジンのメンテナンスと修理
- 技術マニュアル R-3825-3 第 2 巻: J-2 ロケット エンジンの保守と修理
- 技術マニュアル R-3825-4: 図解部品分解図 J-2 ロケットエンジン
- 技術マニュアル R-3825-5 第 1 巻: 地上支援機器および修理 J-2 ロケット エンジン
- 技術マニュアル R-3825-5 第2巻: 地上支援機器の保守と修理 J-2 ロケットエンジン
- 技術マニュアル R-3825-8: 操作および保守コンポーネント ハンドラー装置 J-2 ロケット エンジン