LE-7

LE-7
	LE-7、名古屋市科学館、2006年
原産国	日本
デザイナー	宇宙航空研究開発機構
メーカー	三菱重工業
応用	ブースター
状態	LE-7Aアップグレードに成功
液体燃料エンジン
推進剤	LOX / LH 2
混合比	5.9:1
サイクル	段階的燃焼
構成
チャンバー	1
ノズル比	52:1
パフォーマンス
推力、真空	1,078 kN (242,000 lbf)
推力、海面	843.5 kN (189,600 lbf)
推力重量比	64.13
チャンバー圧力	12.7 MPa (1,840 psi)
比推力、真空	446秒（4.37 km/s）
比推力、海面	349秒（3.42 km/s）
寸法
長さ	3.4メートル
乾燥質量	1,714 kg (3,779 ポンド)
使用される場所
	H-II第一段

LE -7とその後継機種であるLE-7Aは、H-IIロケットシリーズ用に日本製の段階燃焼サイクル LH ₂ / LOX 液体ロケットエンジンである。設計と製造はすべて日本国内で行われ、宇宙開発事業団（NASDA）、航空宇宙技術研究所（NAL）、三菱重工業、石川島播磨の共同作業により、日本で初の主要な（主段/第1段）液体ロケットエンジンとされた。NASDAとNALはその後 JAXAに統合されたが、作業の大部分は三菱に委託され、石川島播磨がターボ機械を提供したため、このエンジンは三菱LE-7(A)と呼ばれることが多い。

オリジナルの LE-7 は、H-II で使用するのに十分な推力を備えた、使い捨ての高効率中型モーターでした。

H-IIフライト8、運用中のLE-7のみの故障

燃料ターボポンプは、当初設計されたインデューサ（キャビテーションを防止するためにメインターボポンプの前に推進剤の入口圧力を上げるために使用されるプロペラのような軸流ポンプ）を使用すると、インデューサ自体がキャビテーションを起こし始め、不均衡を引き起こし、結果として過度の振動を引き起こすという問題がありました。深海での残骸の回収を含む、失敗した8回目のH-II打ち上げの包括的な飛行後分析により、この振動による疲労がエンジンの早期故障の原因であることが判明しました。

LE-7A

LE-7A は、LE-7 ロケットエンジンのアップグレードモデルです。基本設計は元のモデルから変更されていません。7A では、コスト削減、信頼性、パフォーマンス開発にさらにエンジニアリングの努力が注がれました。この改修は、同様に改良されたH-IIAロケットと組み合わせるために行われ、共通の目標は、より信頼性が高く、より強力で、より柔軟で、よりコスト効率の高い打ち上げシステムを実現することです。

変更点 / 改善点

特に重点が置かれたのは、機械加工または鋳造部品を増やすことで必要な溶接の量を減らし、残りの溶接をできるだけ簡素化することです。その結果、パイプの配線が大幅にやり直されました (これにより、2 つのモデルの外観がかなり異なります)。上記の燃料インデューサーの複雑さに対処するため、7A では燃料インデューサーが再設計されました。酸化剤インデューサーも再設計されましたが、これは信頼性の問題ではなく、主に低入口圧力でのパフォーマンスの低下が原因でした。燃料ターボポンプ自体も、さまざまな耐久性強化の対象でした。さらに、機械加工の複雑さ (したがってコスト) を減らして信頼性を向上させるために、燃焼室/インジェクターアセンブリにインジェクター要素の数を減らすなど、いくつかの小さな変更が行われました。これらの変更により、最大比推力が 440 秒 (4.3 km/s) に低下しましたが (基本的にエンジンの燃料効率が低下しました)、コスト削減と信頼性向上のトレードオフは許容範囲内と見なされました。

新しいノズル設計（サイドローディング問題）

新しいエンジンモデルでは、性能向上が必要な場合に新しい標準「ショート」ノズルのベースに追加できるノズル延長部が設計されました。しかし、エンジンにノズル延長部を取り付けたところ、7A は、始動時にジンバルアクチュエータと再生冷却チューブを損傷するほど強い、前例のない横方向の負荷とノズルの不規則な加熱という新たな問題に遭遇しました。綿密な数値流体力学 (CFD)作業により、危険な過渡負荷を十分に再現して追跡することができ、問題を軽減するために、完全な再生冷却を備えた新しい一体型の「ロング」ノズル (元のショートノズルと独立したフィルム冷却延長部とは対照的) が設計されました。この新しいノズルが完成する前に、一部の H-IIA はショートノズルのみを使用して打ち上げられました。7A では、どのような構成でも独立したノズル延長部は使用されなくなりました。^[1]

H-IIBでの使用

新しいH-IIBロケットは、第一段に2基のLE-7Aエンジンを搭載しています。^[2]

LE-7A仕様

動作サイクル: 段階燃焼
燃料: 水素
酸化剤: 液体酸素
混合比（酸化剤と燃料）: 5.90
ショートノズル:
- 定格推力（海面）：843 kN（190,000 lbf）
- 定格推力（真空）：1,074 kN（241,000 lbf）
- 比推力（海面）:
- 比推力（真空）: 429秒（4.21 km/s）
ロングノズル:
- 定格推力（海面）：870 kN（200,000 lbf）
- 定格推力（真空）：1,098 kN（247,000 lbf）
- 比推力（海面）：338秒（3.31 km/s）
- 比推力（真空）: 440秒（4.3 km/s）
乾燥質量: 1,800 kg (4,000 ポンド)
長さ：
- ショートノズル: 3.2 m
- ロングノズル: 3.7 m
スロットル能力: 72～100%
推力対重量比: 65.9
ノズル面積比: 51.9:1
燃焼室圧力: 12.0 MPa (1,740 psi)
液体水素ターボポンプ: 41,900 rpm
液体酸素ターボポンプ: 18,300 rpm

参照

参考文献

^ 渡辺康秀、坂爪則夫、坪井正則 (2003 年 7 月)。「LE-7A エンジン分離現象の 2 つのノズル構成の違い」。第 39 回 AIAA/ASME/SAE/ASEE 共同推進会議および展示会。doi : 10.2514/ 6.2003-4763。ISBN 978-1-62410-098-7. 2023年5月13日閲覧。
^ 「H-IIBロケットの概要」JAXA . 2023年5月13日閲覧。

外部リンク

LE-7 に関する Encyclopedia Astronautica 情報ページ
LE-7A に関する Encyclopedia Astronautica 情報ページ
日本語版Wikipedia LE-7ページ（日本語）
日本語版Wikipedia LE-7Aページ（日本語）
H-IIAロケットエンジン開発
H-IIAロケットの概要 H-IIA-F6の故障解析を含む

[1] 渡辺康秀、坂爪則夫、坪井正則 (2003 年 7 月)。「LE-7A エンジン分離現象の 2 つのノズル構成の違い」。第 39 回 AIAA/ASME/SAE/ASEE 共同推進会議および展示会。doi : 10.2514/ 6.2003-4763。ISBN 978-1-62410-098-7. 2023年5月13日閲覧。

[2] 「H-IIBロケットの概要」JAXA . 2023年5月13日閲覧。