液体フライバックブースター

液体フライバックブースター（LFBB）は、ドイツ航空宇宙センター（DLR）のプロジェクトコンセプトであり、アリアン1で再利用できる液体ロケットブースターを開発し、宇宙輸送の高コストを大幅に削減し、環境への配慮を高めることを目指していた。^{[1] lrbは既存の}液体ロケットブースターに代わるもので、カウントダウン中に主な推力を提供する。分離すると、2つの翼付きブースターが大気圏に突入し、フランス領ギアナに自律的に戻り、飛行機のように空港に水平に着陸する。

さらに、規模の経済性を活かして打ち上げコストをさらに削減するために、派生型の打ち上げロケットのファミリーが提案されました。これらの派生型には次のものが含まれます。

• ベガやSLSのような小型、中型、大型ロケットの打ち上げ用ブースターの一種である再利用可能なブースター。^{[2] [3] : 15}
• 約70トン（150,000ポンド）の荷物を軌道まで打ち上げることができる超大型ロケット。[ 2 ^{] [3] : 15}
• 専用の再利用可能な軌道衛星を運用する2 段軌道投入システム。

ドイツ航空宇宙センターは、1999年から2004年にかけて、将来のロケット研究プログラムの一環として液体式フライバックブースターを研究した。^[4]プロジェクトが中止された後も、DLRでの出版は2009年まで続いた。^[要出典]

ドイツ航空宇宙センター（DLR）は、1999年から2005年まで、ASTRA（宇宙輸送アプリケーションのためのシステムと技術）プログラムの下で、欧州連合の将来の潜在的な打ち上げロケットを研究し、追加の研究は2009年まで続けられました。 ^{[1] [4]} LFBBの設計は、ASTRAプログラム内の2つのプロジェクトのうちの1つであり、もう1つはフェニックスRLVでした。^{[5] [6] [7]}開発中、DLRの超音速Trisonische Messstrecke Köln（TMK、ケルンのTrisonic測定セクション）とHyperschallwindkanal 2 Köln（H2K、ケルンの極超音速風洞）でさまざまな構成をテストするためのスケールモデルが構築されました。^{[8] [9]他の主要要素の予備的な機械設計は、} ESAとNASAによって行われました。^{[4] : 213}

再使用型ブースターの利点には、1種類の燃料のみを使用するシンプルさ、環境への配慮、および低い継続コストなどがある。研究の結果、再使用型フライバックブースターは、欧州の宇宙打ち上げシステムが再利用可能になるための最も手頃でリスクの少ない方法であると結論付けられた。これらのフライバックブースターは、打ち上げコストを削減する可能性があった。しかし、スペースシャトルやベンチャースターなどの他のプロジェクトがこの目的に着手したとき、彼らは目標を達成できなかった。LFBBの構築に必要な支援技術は10年以内に開発でき、フライバックブースターに基づいて追加の打ち上げ機を開発して、コストを最小限に抑え、複数のクラスの打ち上げ機間でメンテナンスの相乗効果を提供することができる。^[3]

最終的に、ハードウェアが大きくなりすぎたため、LFBB プロジェクトは中止されましたが、フランス宇宙機関 ( CNES ) のメンバーの 1 人は次のように述べています。

私に衝撃を与えたのは、当初、この再利用可能なフライバックブースターは、エンジンと小さな翼が付いた円筒形で、後ろにターボファンがあるだけだったことです。そして 3 年後には、それぞれに 4 つのエンジンが搭載され、サイズ的には完全なエアバスになりました。

—  Christophe Bonnal、CNESランチャー部門^[10]

LFBB プログラムの液体燃料ブースターの全体的なコンセプトは、アリアン 5 のコアと上段、およびペイロード フェアリングを保持し、固体ロケット ブースター(フランスのÉtages d'Accélération à Poudre製の EAP P241 ) を再使用可能な液体燃料ロケット ブースターに置き換えることでした。これらのブースターは、離陸時に主な推力を提供します。分離後、着陸のためにフランス領ギアナの宇宙港に戻ります。この垂直離陸、水平着陸 ( VTHL ) モードの動作により、液体燃料フライバック ブースターはギアナ宇宙センターから引き続き動作できるため、アリアン 5 の上昇プロファイルに大きな変更は発生しません。Cryogenic Evolution タイプ A (ECA) 型の打ち上げロケットのペイロード性能は、10,500 kg (23,100 lb) から 12,300 kg (27,100 lb) に増加します。^{[3] [4] : 214}

基準設計では、各 LFBB は機体後部に円形に配置された 3 基のエンジンで構成されています。各エンジンは、膨張比が低いヴァルカンエンジンです。機首セクションに取り付けられた追加の 3 基のターボファン空気吸入エンジンがフライバック用の動力を提供します。胴体は長さ 41 m (135 フィート)、外部タンク直径 5.45 m (17.9 フィート) で、既存のアリアン 5 コア ステージに一致し、製造コストを削減するように特別に設計されています。低翼V 字尾翼構成が選択され、^[4]翼幅は約 21 m (69 フィート)、面積は 115 m ² (1,240 平方フィート) です。^[2]翼型は、英国航空機協会(RAE 2822)の遷音速プロファイルに基づいています。各ブースターの総離陸質量（GLOW）は222.5トン（245.3ショートトン）で、分離時には54トン（60ショートトン）、乾燥質量は46.2トン（50.9ショートトン）である。比較すると、EAP P241のGLOWは273トン（301ショートトン）である。^{[4] : 209、210、214}

ブースターは4つの独立した推進システムを持つように設計されており、最初のメインロケット推進システムは、 168,500 kg（371,500 lb）の推進剤で燃料を供給される3つのジンバル式 バルカンエンジンをベースにしています。2番目のユーロジェットEJ200フライバックターボファンエンジンは、燃料質量を減らすために水素で推進されます。さらに、機体の両側に配置された10個の2 kN（450 lb _{f ）スラスタは}、反応制御システムによって使用されます。最後に、4番目の推進システムは、ブースターをコアステージから分離する固体ロケットモーターをベースにしています。既存のEAPブースターで使用されているモーターの拡大版が、アタッチメントリングと翼のメイン構造内に取り付けられます。^{[4] : 211、212}

典型的なミッションプロファイルは、主段と両方のブースターの点火から始まり、続いて2 km/s (1.2 mi/s) まで加速し、高度 50 km (31 mi) で分離します。主段が軌道への飛行を続けると、ブースターは弾道軌道を描き、高度 90～100 km (56～62 mi) に到達します。低エネルギーで大気圏に突入した後、ブースターは大気のより密度の高い層に到達し、そこで目標の飛行場に向かってバンク旋回を行います。滑空は、ターボファンエンジンを作動させて巡航飛行に入るのに最適な高度に達するまで続きます。この時点で、発射地点から約 550 km (340 mi) の地点で、ブースターは大西洋上を飛行していることになります。空港への帰還巡航には約 3,650 kg (8,050 lb) の水素燃料が必要で、完了するまでに 2 時間以上かかります。着陸装置が展開され、各ブースターは自律的に着陸する。分離後、ブースターは初期飛行軌道のわずかな違いにより、着陸するまで衝突の危険はない。^{[3] [4] : 215}

液体式フライバックブースターの開発は、生産量の増加と規模の経済の創出を目的として、さらに3つの宇宙輸送システムを可能にする可能性があります。DLRのLFBBプロジェクトの目的は、アリアン5の運用コストを削減し、小型から中型のロケットの再利用可能な第1段、67トン（74ショートトン） ^[2]を低軌道に打ち上げることができる超重量ロケット、再利用可能な2段軌道打ち上げロケット^{[11]を含む}将来の派生型を開発することでした。当初、LFBBはアリアン5でのみ使用されます。時間の経過とともに、代替構成により、アリアンスペースのソユーズとベガが段階的に廃止される可能性があります。^{[4] ：215}

LFBBは、再使用型第一段（RFS）構成を実現するために、3つの上段複合材を使用して研究されました。最初のものは、ゼフィーロ23第二段、ゼフィーロ9第三段、AVUM上段を備えたベガ派生型でした。LFBBがP80段に置き換わることで、太陽同期軌道（SSO）へのペイロードは、ベガの1,450 kg（3,200ポンド）と比較して、1,882 kg（4,149ポンド）に増加します。2番目は、 H-25と呼ばれるアリアン4派生型でした。これは、ヴィンチロケットエンジンと25トン（28ショートトン）の極低温燃料を備えたH10上段をベースにしていました。減速方法に応じて、SSOへのペイロードは1,481〜2,788 kg（3,265〜6,146ポンド）の間です。 3番目はH-185と呼ばれる大型の極低温上段ロケットで、まだ開発されていないアリアン5主段ロケットをベースにしており、185トン（204ショートトン）の極低温燃料を搭載している。SSOへの積載量は5,000kg（11,000ポンド）である。^{[4] : 216}

より軽量な構成のうちの 2 つ (Zefiro 23 と H-25) では、上段がブースターの上に取り付けられています。重量が軽いため、分離速度、飛行経路、再突入が設計限界を超えないようにするために、ブースター内の燃料の量を減らす必要があった可能性があります。H-25 の場合、上段が目的の軌道に到達できるように、フライバック ブースターを 2 km/s (1.2 mi/s) 以上に加速する必要がある場合があります。その結果、分離後にブースターを減速するための 2 つの解決策が提案されました。最初のオプションは、10 トン (11 ショート トン) の燃料を使用してブースターを積極的に減速し、速度を 300 m/s (980 ft/s) 下げることです。ただし、打ち上げ性能は Vega 派生型よりも低下します。もう 1 つのオプションは、空気力を使用して減速することです。ただし、極超音速パラシュートは高価で複雑すぎると判断されました。その結果、代替のバリュートが提案されました。飛行力学シミュレーションにより、断面積が45 m ² (480 平方フィート) のバリュートが、ブースターにかかる負荷と空気力による減速との間で最適な妥協点となることが明らかになりました。この構成では、分離速度が速いこともあり、最大 2,788 kg (6,146 ポンド) の打ち上げ性能を達成できました。^{[4] : 216}

最も重い構成では、H-185と呼ばれる、非対称に取り付けられた大型の使い捨て極低温段を備えた単一のブースターを使用します。これは、アリアン5コアステージ（H158）の将来の派生型として提案され、最終的にはLFBBを使用した標準打ち上げ構成でメインステージを段階的に廃止することを目的としていました。H-185は、真空推力が増加した新しいヴァルカン3メインエンジンを使用します。単一のブースターで打ち上げられると、両方のステージが並行して動作し、分離前に180 x 800 km（110 x 500マイル）の軌道に運ばれます。残りの上段複合材の重量は7,360 kg（16,230ポンド）で、SSOへのペイロード性能は5,000 kg（11,000ポンド）です。低地球軌道に打ち上げると、ペイロード質量を10,000 kg（22,000ポンド）以上に増やすことができます。^{[4] : 215–217}

超大型ロケット（SHLL）は、新しい極低温主段、5つの液体燃料式フライバックブースター、および再点火可能な噴射段で構成される。この構成は、月や火星への有人探査や大型太陽光発電衛星の打ち上げなど、複雑なミッションに対応する能力を高めるために設計された。^{[3] : 15}

新しいコアステージは高さ28.65メートル（94.0フィート）、直径10メートル（33フィート）で、600トン（660ショートトン）のLOX / LH ₂を3基のヴァルカン3エンジンに供給する。メインステージの円周が拡大されたことで、5つのLFBBを引き込み式または可変形状の翼に統合することが可能になった。上段はアリアン5 ESC-Bの派生型で、サイズが5.6メートル×8.98メートル（18.4フィート×29.5フィート）に拡大され、より高い負荷に耐えられるように強化される。ヴィンチエンジンは軌道投入に十分なパワーがあることが実証されている。ペイロードは8メートル×29.5メートル（26フィート×97フィート）のフェアリングに収められる。打ち上げロケットの全高は69メートル（226フィート）、質量は1,900トン（2,100ショートトン）となる。LEOへのペイロードは67,280キログラム（148,330ポンド）となる。^{[4] : 218}

200 km × 600 km (120 mi × 370 mi) の低軌道に打ち上げられた場合、LFBB は高度 51 km (32 mi) で 1.55 km/s (0.96 mi/s) の速度で分離します。すべてのブースターが同時に分離するのを避けるために、メインステージへのクロスフィードまたはスロットリングを使用できます。ブースターの帰還飛行には、30% の予備を含めて推定 3,250 kg (7,170 lb) の燃料が必要です。^{[4] : 218–219}

LFBBの再利用可能な2段式軌道投入（TSTO）ロケットの派生型は、アリアン5にLFBBが追加されてから約15年後に実装される予定でした。 ^{[4] : 216}しかし、TSTOの予備的な分析しか完了していませんでした。提案された構成は、外部燃料タンクに接続された格納式翼を備えた2つのブースターと、その上にペイロードを搭載した固定翼を備えた再利用可能なオービターで構成されていました。静止トランスファー軌道（GTO）ミッション中は、追加の拡張可能な上段ステージが使用されます。^{[4] : 219}

システムの核となる外部タンクは、直径 5.4 メートル (18 フィート)、高さ 30.5 メートル (100 フィート) で、167.5 トン (184.6 ショートトン) の推進剤を搭載します。取り付けられたオービターは、高さ 28.8 メートル (94 フィート)、直径 3.6 メートル (12 フィート) で、50 トン (55 ショートトン) の推進剤を搭載します。オービター上部のペイロード フェアリング マウントは、5.4 x 20.5 メートル (18 フィート x 67 フィート) です。LEO ミッションの場合、打ち上げ機は高さ 57.3 メートル (188 フィート)、総打ち上げ質量は 739.4 トン (815.0 ショートトン) になります。 LEOへのペイロードは12,800キログラム（28,200ポンド）で、拡張可能な上段を使用するとGTOへのペイロードは8,500キログラム（18,700ポンド）に増加する。^{[4] : 219}

• バイカル（ロケットブースター）  – アンガラロケット用に提案された再利用可能なロケットブースター
• ファルコン・ヘビー – SpaceXの大型打ち上げロケット
• リタルト
• 再使用型ブースターシステム – 2010-12年米国空軍宇宙推進プロジェクト

• ASTR LFBB の技術的詳細