エアロジェット M-1

M-1

M-1ロケットエンジン仕様
原産国	アメリカ合衆国
初飛行	試作前の段階で開発中止
メーカー	エアロジェット
状態	開発段階で放棄
液体燃料エンジン
推進剤	LOX /液体水素
サイクル	ガス発生サイクル
パフォーマンス
推力、真空	1,500,000 lbf (6.67 MN)
推力重量比	60
チャンバー圧力	1,000psia
比推力、真空	428秒（4.20 km/s）
寸法
長さ	7.72メートル
直径	4.28メートル
乾燥質量	9068キロ

エアロジェット M-1は、設計され部品テストされた液体水素燃料の液体燃料ロケット エンジンの中で最大かつ最も強力なものの 1 つでした。このエンジンは、もともと 1950 年代に米国空軍によって開発されました。M-1 は、6.67 M N (150 万lbf )のベースライン推力と、8 MN (180 万 lbf) への当面の拡張目標を提供しました 。M-1 が製造されていたら、月に向かう サターン Vロケットの第 1 段を駆動した有名なF-1よりも大きく、より効率的になっていたでしょう。

M-1 の歴史は、1960 年代の打ち上げニーズに対応するため、1950 年代後半から米国空軍が研究してきたことに遡ります。1961 年までに、この研究はスペース ランチャー システムの設計へと進化しました。SLS は、一連の固体燃料ブースターと液体水素を動力とする上段を中心に構築された 4 つのロケット設計シリーズで構成されていました。

ダイナソアの打ち上げを目的とした最小モデルは、100インチ (2,500 mm) の固体燃料ロケット 2 基と「A」液体燃料コア 1 基を使用していました。「A」ブースターの動力源として、エアロジェットはタイタン II ミサイルで使用されたLR-87 を液体水素で作動するように改造する契約を結びました。プロトタイプは 1958 年から 1960 年にかけてテストされ、成功を収めました。100 インチ (2,500 mm) 固体燃料ロケットの初期研究も 1959 年からエアロジェットに引き継がれました。

SLS は、空軍の有人月面着陸計画であるLunex 計画の打ち上げを目的とした、はるかに大型の設計もいくつか想定していました。Lunex は直接着陸ミッションであり、1 機の非常に大型の宇宙船が月まで飛行し、着陸して帰還します。このような設計を低地球軌道(LEO) に打ち上げるには、125,000 ポンド (57,000 kg) のペイロードを搭載した非常に大型のブースターが必要になります。これらの大型 SLS 設計は、小型の Dynasoar ブースターと同じ基本アウトラインに従っていましたが、はるかに強力な 180 インチ (4,600 mm) の固体燃料と「B」および「C」液体ステージを使用しました。必要な電力を供給するために、液体ステージには 12 基のJ-2のクラスターが搭載されました。この複雑さを軽減するために、空軍はエアロジェット社に、12 基の J-2 を 2 基のエンジンのみで置き換える、はるかに大型の水素燃料設計の研究を開始させました。これらの初期研究は最終的に、推力 120 万ポンドの M-1 として実現しました。

1958年にNASAが設立されると、NASAも月面着陸の計画を開始した。空軍と同様に、NASAのアポロ計画は当初、直接上昇プロファイルを支持しており、宇宙船を低軌道に打ち上げるために大型のブースターを必要とした。NASAがヴェルナー・フォン・ブラウンのサターン計画を米陸軍から引き継ぐまで、NASAは独自の大型ロケット設計を持っておらず、さまざまな選択肢を研究するためにノヴァと呼ばれる研究プログラムを開始した。当初、ペイロードの要件はかなり限定されており、好まれたノヴァ設計では第1段に4基のF-1エンジンを使用し、ペイロードは約50,000ポンド（23,000 kg）であった。これらの設計は1959年1月27日にドワイト・D・アイゼンハワー大統領に提出された。

しかし、アポロ宇宙船の要件は急速に拡大し、3人の乗組員を乗せた10,000ポンド（4,500kg）の宇宙船（CSM）に落ち着きました。このような宇宙船を月まで打ち上げるには、LEOに125,000ポンド（57,000kg）という巨大なペイロードが必要でした。この能力を持つノヴァの設計は、最大8基のF-1エンジンと、M-1エンジンを必要とするはるかに強力な上段を備えてすぐに提示されました。そのため、短期間ではありますが、M-1はNASAと空軍の両方の月面プログラムのベースライン設計に使用されました。

1961年、ジョン・F・ケネディ大統領は、10年以内に人類を月に着陸させるという目標を発表した。短い議論の後、NASAは空軍に勝利してこのミッションを勝ち取った。しかし、ノヴァ計画には当時存在しなかった大規模な製造能力が必要であり、1970年以前の着陸に間に合うようにブースターの建造を開始できるかどうかは明らかではなかった。1962年までに、彼らはフォン・ブラウンのサターンV設計を使用することを決定し、これは再設計のプロセスを経て、ルイジアナ州ミシューの既存の施設で製造できる使用可能なブースターを生産することになった。

月面ミッションに土星が選ばれたことで、ノヴァの作業はポストアポロ時代へと移った。設計は有人惑星探査、つまり火星への有人着陸に再ターゲットされた。アポロで選択されたような軽量ミッションプロファイルを使用したとしても、火星ミッションでは低地球軌道に約100万ポンドという非常に巨大なペイロードが必要だった。これが、以前の設計とは本質的には無関係であったものの、ノヴァとしても知られる2番目の設計研究シリーズにつながった。

^{新しい設計の多くは、より高いペイロードを必要とするものの、}第2段エンジンとしてM-1を使用しました。これらの目標を達成するために、M-1プロジェクトは120万ポンドの力から公称150万ポンドの力にアップグレードされ、設計者は意図的にターボポンプの能力を追加して、^{少なくとも180}万ポンド、潜在的には最大200万ポンドの力まで拡張できるようにしました。^[1]さらに、M-1は、F-1または180インチ（4,600 mm）の固体燃料の代わりに、いくつかの第1段設計でも検討されました。この役割のために比推力は大幅に削減され、これを解決するためにさまざまな拡張ノズルの設計が検討されたようです。

M-1の開発はこの期間中も続けられたが、アポロ計画が拡大するにつれ、NASAはまずサターン関連の開発を完了させるためにM-1プロジェクトへの資金提供を削減し始めた。1965年、NASAの別のプロジェクト^{[これは? ]}ではサターンの改良版を研究し、S-II第2段の5基のJ-2エンジンのクラスターを1基のM-1、5基のJ-2T(エアロスパイクノズルを備えたJ-2の改良版)、またはHG-3として知られる高圧エンジンに置き換えた。HG-3は後にスペースシャトルのSSMEの直接の前身となった。

1966 年までに、NASA の現在の資金レベルは、アポロ後の時代には維持できないことが明らかになりました。ノヴァの設計研究はその年に終了し、M-1 もそれとともに終了しました。最後の M-1 契約は 1965 年 8 月 24 日に期限切れになりましたが、テストは既存の資金で 1966 年 8 月まで継続されました。J-2T の研究も同時に終了しました。HG-3 は結局製造されませんでしたが、その設計はスペースシャトルのメイン エンジンの基礎となりました。

最終報告書（1966年）^[2]では、次のことが判明した。

1. 冷却チャンバーとガス冷却スカートを除くすべての主要な M-1 エンジン コンポーネントの実現可能性が実証されました。
2. インジェクター、燃料ターボポンプ、酸化剤ターボポンプ、ガス発生器アセンブリの性能データを取得し、機械的完全性を確立しました。また、これらのコンポーネントがデモエンジンでの使用に十分であることも確認されました。

プロジェクトの 3 年間の存続期間中に、合計 8 つの燃焼室 (うち 2 つは非冷却テスト ユニット)、11 個のガス発生器、4 個の酸素ポンプ、および完成途中の 4 個の水素ポンプが構築されました。

1963年までの設計・開発期間中は、ポンプの縮小モデルが使用されました。^[3]

M-1 はガス ジェネレータ サイクルを使用し、小型燃焼器で液体水素と酸素の一部を燃焼させて、燃料ポンプを作動させる高温ガスを供給しました。M-1 の場合、水素ターボポンプと酸素ターボポンプは完全に独立しており、共通の動力軸で両方を作動させるのではなく、それぞれ独自のタービンを使用していました。水素ポンプと酸素ポンプは当時製造された中で最も強力なポンプの 1 つであり、前者は 75,000馬力、後者は 27,000 hp (20,000 kW) を出力しました。

アメリカの設計のほとんどでは、ガス発生エンジンがタービンからの排気ガスを船外に排出する。M-1の場合、排気ガスは比較的低温であったため、エンジンスカート下部の冷却パイプに導かれた。つまり、液体水素はエンジンの高熱部分（燃焼室、ノズル、スカート上部）のみを冷却すればよく、配管の複雑さが大幅に軽減された。ガスはスカート部分に約700 °F（371 °C）で入り、約1,000 °F（538 °C）まで加熱されてから、スカートの端にある一連の小さなノズルから排出される。排気ガスによって28,000 lbf（120 kN）の推力が追加された。

エンジンは、別の高圧容器に貯蔵されたヘリウムガスを使用してポンプを運転速度まで回転させることによって始動しました。これにより、メインエンジンとガスジェネレーターへの燃料の流れが開始されました。メインエンジンは、花火装置から燃焼室に向けられた火花のスプレーによって点火されました。停止は、ガスジェネレーターへの燃料の流れを止めるだけで達成され、ポンプは自動的に減速しました。

個別のターボポンプとその他のコンポーネントを使用することで、M-1 のさまざまな部品を個別に構築してテストできるようになりました。

• 推力: 1.5 M lb (200,000フィート) ^[4]
• 推力室圧力: 1,000 psia、^{[1] : 表1} 1.8 M lbバージョンでは1,200 psia
• スラストチャンバー直径: 42インチ
• 推力室の材質：インコネル718ボルトオンジャケット内の347ステンレス鋼のチューブ200本。^[5]
• インジェクタータイプ: 同軸
• インジェクター本体材質：347ステンレス鋼^[5]
• インジェクターエレメント数：1,200～3,000個と予想される^[5]
• ノズルスロート径:

• 燃焼速度 110 ポンド/秒 (酸化剤:燃料、0.8)
• 排気圧力: 1100 psi
• 排気温度: 1,000 °F (538 °C)
• ガス発生器の排気は冷却のために下部ノズルに戻される。

• 軸流
• 回転数: 36,700 ^[6]
• 入力圧力: 30フィート^[6] (LOX)
• 圧力上昇: 3,400フィート^[6] (液体酸素)、すなわち1,700psi ^[7]
• 流量: 最大3,000ポンド/秒、公称2,921ポンド/秒^[4]
• ベアリングの軸方向スラスト荷重：30,000ポンドを超える^[3]
• ベアリング：酸素潤滑、440Cステンレス鋼ボール、「ガラス充填テフロンケージ」付き^[3]

• 10段軸流ポンプ付き2段タービン^[8]

• 軌道ロケットエンジンの比較

• Dankhoff, Walter F. (1963 年 10 月). M-1 ロケットエンジン プロジェクト(PDF)。ワシントン DC: NASA。2015 年 1 月 5 日のオリジナル(PDF)からアーカイブ。
• M-1軸流液体水素燃料ポンプの機械設計
• 1,500,000 ポンド推力 / 公称真空 / 液体水素 / 液体酸素エンジンの開発最終報告書、1962 年 4 月 30 日 - 1966 年 8 月 4 日 / M-1 プロジェクトの開始から完了までを網羅した NASA 文書。406 ページ

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