ピントルインジェクター

ピントルインジェクターは、二液推進剤ロケットエンジン用の推進剤インジェクターの一種です。他のインジェクターと同様に、その目的は、推進剤を高圧下で燃焼室に強制的に注入する際に、適切な流量と混合を確保し、効率的で制御された燃焼プロセスを実現することです。^[1]

ピントルベースのロケットエンジンは、通常のインジェクターをベースにしたものよりもスロットル範囲が広く、ピントルインジェクターは自己安定化フローパターンを作り出す傾向があるため、音響燃焼不安定性が発生することはほとんどありません。^{[2] [3]そのため、ピントルベースのエンジンは、}着陸船など、深く、速く、安全なスロットルを必要とする用途に特に適しています。^[4]

ピントルインジェクターは、1950年代半ばにカリフォルニア工科大学のジェット推進研究所で、ハイパーゴリック液体推進剤の混合と燃焼反応時間を研究するために使用された初期の実験装置として始まりました。ピントルインジェクターは、1960年に当時はラモ・ウッドリッジ社（後のTRW）の一部門であったスペーステクノロジー研究所（STL）によって実用化され、開発が始まりました。 ^[2]

ピントルベースのエンジンは、推力が数ニュートンから数百万ニュートンまでの範囲で製造されており、ピントルの設計は、ゲル化推進剤を含むすべての一般的な推進剤の組み合わせと多くの特殊な推進剤の組み合わせでテストされています。^[2] ピントルベースのエンジンは、アポロ計画中に有人宇宙船の月着陸船の降下推進システムに初めて使用されましたが、^{[4] [2] [5]}設計が公開されたのは1972年10月になってからでした。^{[2] [3]}そして、米国特許3,699,772は、発明者のジェラルド・W・エルベルム・ジュニアに付与されました。 ^[6]

ピントルインジェクターは同軸インジェクターの一種で、2本の同心円状のチューブと中央の突起から構成されています。推進剤A（通常は酸化剤、画像では青で表示）は外側のチューブを通り、円筒状のストリームとして排出されます。一方、推進剤B（通常は燃料、画像では赤で表示）は内側のチューブ内を流れ、中央のピントル状の突起（4ストロークエンジンに見られるポペットバルブに似た形状）に衝突し、推進剤Aの円筒状のストリームと交差する広い円錐または平らなシート状に噴射されます。^{[2] [3]}

典型的なピントルベースのエンジン設計では、複数の並列インジェクターポートを使用する「シャワーヘッド」インジェクタープレートとは異なり、単一の中央インジェクターのみが使用されます。^[2]

スロットル機能は、インジェクターの前にバルブを配置するか、内側のピントルまたは外側のスリーブを動かすか、またはその両方によって実現できます。^[2]

多くの人が、標準的な庭用ホース先端の噴霧器の形で、スロットル式ピントル噴霧器を経験したことがある。^[5]

スロットルを必要としないピントルエンジンでは、ピントルは固定されており、始動と停止のための推進剤バルブは別の場所に配置されます。^[2]

可動ピントルはスロットル機能を備えており、可動部分がスリーブの場合はピントル自体が推進剤バルブとして機能する。これはフェイスシャットオフピントルと呼ばれる。高速スリーブはエンジンをパルスで作動させることが可能で、これは通常ピントルベースのRCSスラスタやミサイルダイバートスラスタで行われる。^[2]

フェイスシャットオフピントルのバリエーションでは、ピントル自体はパイロットバルブを介して燃料によって油圧作動され、エンジンとタンクの間に追加のバルブは必要ありません。これはFSO（フェイスシャットオフのみ）ピントルと呼ばれます。^[2]

いくつかのバリエーションでは、ピントルに溝やオリフィスが刻まれており、推進剤Bの流れに放射状のジェットを発生させ、これにより余分な未燃焼燃料が燃焼室の壁に衝突し、燃料膜冷却が行われる。^{[2] [7]}ここに示されているピントルはこのタイプである。

一部のインジェクター設計と比較すると、ピントルインジェクターは二液推進剤の流量をより大きく絞り込むことができるが、ロケットエンジン全体の絞り込みは依然として非常に難しい。中央インジェクターを1つだけ使用する場合、燃焼室内の質量流には2つの主要な再循環ゾーンがあり、音響キャビティやバッフルを必要とせずに音響不安定性を低減する。^{[2] [3]}

ピントルインジェクターの設計は高い燃焼効率（通常96～99%）を実現します。^{[2] [3]}

燃料が内部の流れに選択された場合（ほとんどのピントルベースのエンジンの場合）、インジェクターを調整して、酸化剤の流れを通過したときにすぐに反応しない余分な燃料が燃焼室の壁に噴射され、蒸発によって冷却されるようにすることができます。これにより、専用の冷却サブシステムの質量ペナルティを被ることなく、燃焼室の壁に燃料膜冷却が提供されます。^{[2] [7]}

ピントルインジェクターはロケット推進用途向けに開発されましたが、比較的単純なため、高流量と徹底した混合を必要とする工業用流体処理プロセスにも簡単に適応できます。^[8]

特定のインジェクターの性能は、外側の推進剤の環状ギャップと中央の推進剤スロット（および/または連続ギャップ（使用する場合））の形状を変更することで簡単に最適化できます。これには2つの新しい部品を作成するだけで済むため、バリエーションを試すのは通常、通常のインジェクターよりも安価で時間がかかりません。^{[2] [3]}

燃焼は円錐台の表面で起こる傾向があるため、燃焼室全体に均一に分散された燃焼と均一な加熱ではなく、ピーク熱応力が燃焼室の壁に集中します。冷却システムを設計する際にはこれを考慮する必要があります。そうしないと、燃焼室の燃焼が溶け落ちてしまう可能性があります。^{[5] [7] [9]}

ピントルインジェクターは、初期のアブレーション冷却式マーリンエンジンにおいて、不均一な混合によって流れの中に熱い筋が生じ、スロート侵食の問題を引き起こしたことが知られているが、2021年現在、これがすべてのピントルベースのエンジンに当てはまる問題なのか、マーリンの設計上の問題なのかは明らかではない。^{[7] [10]}

ピントルインジェクターは液体推進剤で非常によく機能し、ゲル状推進剤でも機能するように作ることができますが、ガス-液体またはガス-ガスの用途では、従来のインジェクターの方が性能が優れています。^[9]

ピントルインジェクターは、繰り返しスロットル操作や再始動を行う必要があるエンジンには適していますが、特定のスロットル速度で燃料と酸化剤を混合するための最適な効率は得られません。^[9]

1957 年、ジェラルド・W・エルベラム・ジュニアはジェット推進研究所に雇用され、アート・グラントの監督下で、既知の流量で推進剤が供給される 2 本の同心円状のチューブと、反応速度を測定するための熱電対のセットで構成される装置を使用して、新しいロケット推進剤の反応速度の特性を調べる作業に取り組んだ。この装置は、推進剤が互いに平行に流れるため、あまり混合が起こらないという問題に遭遇した。そこでエルベラムは、最も内側のチューブの端に、内部サポートに取り付けられた先端を配置し、内側の推進剤を外側に流して外側の推進剤と混合するようにした。この装置は低エネルギー推進剤ではうまく機能したが、高エネルギーの組み合わせのテストが開始されると、混合点での反応時間がほぼ瞬時であるため、実用的ではないことが判明した。高エネルギーテスト中に装置が爆発しないように、外側のチューブは引き込まれ、原始的なピントルインジェクターが構成された。^[2]

ピーター・スタウドハマーは、プログラムマネージャーのエルベルムの監督の下、技術者に利用可能なインナーチューブの端に複数のスロットを切らせ、その後のこの新しい構成のテストで混合効率が大幅に向上したことが示されました。^{[2] [3]}

1960年までに、エルベルム、グラント、スタウドハマーは、新設のスペーステクノロジー研究所（後のTRW社）に移り、一液性および二液性ロケットエンジンの開発に取り組みました。1961年までに、ピントルインジェクターはロケットエンジンで使用できる設計に開発され、その後、ピントルインジェクターの設計は成熟し、TRWの従業員数名によって開発され、スロットリング、高速パルス機能、フェイスシャットオフなどの機能が追加されました。^[2]

スロットルは1961年のMIRA 500で25～ 500lbf（111～2,224N ）でテストされ、1962年の後継機であるMIRA 5000では250～5,000lbf（1,112～22,241N）でテストされました。^[2]

1963年、TRW社はサーベイヤー探査機で使用されるチオコールTD-339バーニアスラスタのバックアップとしてMIRA 150Aを導入し、アポロ月着陸船の降下推進システムの開発を開始しました。この頃、シードラゴンでは簡素化と低コスト化のためピントルインジェクタの採用が検討されました。^[2]

これらのプロジェクトと並行して、TRWは他のピントルエンジンの開発を続け、1966年にはURSA（宇宙用ユニバーサルロケット）シリーズも開発しました。これらは25、100、または200lbf（111、445、または890N）の固定推力で提供される二液推進剤エンジンで、アブレーションまたは放射冷却燃焼室のオプションがありました。これらのエンジンは35Hzでパルス幅が0.02秒と短く、設計定常燃焼寿命は10,000秒を超えていました（放射冷却室を使用）。^[2]

1967年にアポロ降下推進システムが飛行可能となった。^[2]

1968年から1970年にかけて、250,000lbf（1,112,055N）のエンジンがテストされました。^[2]

1972年にアポロ降下推進システムの生産は終了したが、1974年から1988年にかけて、アブレーション冷却と固定推力を特徴とする簡素化された低コストの派生型TR-201がデルタ2914と3914ロケットの第2段に使用された。^[2]

1972年10月、ピントルインジェクターの設計は特許を取得し、公開されました。^[2]

1980年代初頭、ピントルインジェクターに一連の設計改良が施され、コマンドに応じて非常に高速かつ繰り返し可能なパルスと直線的なスロットリング機能を実現しました。燃焼室への噴射ポイントで推進剤を遮断できるようにすることで、ピントルインジェクターはインジェクターの「滴下量」効果を排除し、優れたパルス応答を実現しました。^[2]

1981年から、この機能を採用した非常にコンパクトな8,200 lbf N ₂ O ₄ / MMHエンジンが、陸軍のSENTRYミサイル計画用のピッチおよびヨースラスタとして開発されました。このエンジンは、19:1の推力範囲でスロットルし、どの推力レベルでも8ミリ秒という小さな繰り返しの「オン」パルスを供給できました。^[2]

フェイスシャットオフインジェクターのさらなる改良版は、陸軍戦略防衛司令部の大気圏外再突入体迎撃サブシステム(ERIS) で使用されました。900 lbf 横方向転換エンジンでは、インジェクターシャットオフエレメントが推進剤の流れを制御する唯一の手段でした。このようなエンジンで通常必要とされる大型の二液推進剤バルブは、高圧燃料 ( MMH ) を使用して可動式インジェクタースリーブを油圧で作動させる小型のパイロットバルブに置き換えられました。FSO (フェイスシャットオフのみ) と呼ばれるこの機能により、全体的なスラスタ応答が大幅に改善され、エンジンのサイズと質量が大幅に削減されました。^[2]

1980 年代中盤から 1990 年代初頭にかけてのもう 1 つの設計上の課題は、ロケット エンジンの小型化でした。空軍のブリリアント ペブルズプログラムの一環として、TRW はピントル インジェクターを使用した非常に小型の 5 lbf (22 N) N ₂ O ₄ /ヒドラジンスラスターを開発しました。この放射冷却エンジンの重量は 0.3 lb (135 グラム) で、1993 年 8 月にテストに成功し、150:1 のノズル膨張比で 300 秒以上のI _{sp を}実現しました。ピントルの直径は (1.6764 mm) で、± (0.0762 mm ±0.00762 mm) の放射状計量オリフィスの寸法を確認するために走査型電子顕微鏡が必要でした。 ^[2]

これまでの技術革新により、1991年1月28日のERISの初飛行で、クェゼリン環礁沖で模擬再突入弾頭を初めて大気圏外で運動エネルギーにより破壊することが可能となった。^[2]

1990 年代後半、FSO ピントル インジェクターは、滑らかなピーナッツ バターのような通常の粘稠度を持つゲル化推進剤とともに使用されました。ゲル化推進剤は通常、アルミニウム粉末または炭素粉末を使用して液体燃料ベース (通常はMMH ) のエネルギー密度を高め、添加剤を使用して酸化剤 (通常はIRFNAベース) を燃料にレオロジー的に適合させます。ロケットで使用するゲル化推進剤の場合、パルス間のオフ時間中にベース液体が乾燥するのを防ぐためにフェイス シャットオフが必須です。そうしないと、ゲル内の固体がインジェクターの通路を塞いでしまいます。FSO ピントル インジェクターは、マクドネル ダグラスの先進的乗員脱出シート実験 (ACES-X) プログラムとその後継であるゲル脱出システム推進 (GESP) プログラムなど、さまざまなプログラムで使用されました。^[2]

この時期のもう一つの大きな設計変更は、極低温 液体水素燃料を使用したピントルインジェクターの使用でした。1991年からTRWはマクドネル・ダグラスおよびNASAルイス（現グレン）研究センターと提携し、TRWのピントルエンジンが液体水素の直接噴射を使用して高性能ブースターエンジンの設計を簡素化できることを実証しました。それまで、他のタイプのインジェクターで極低温水素の直接噴射を使用する試みは、一貫して燃焼不安定性の発生につながっていました。^[2]

1991年後半から1992年初めにかけて、16,000 lbf (71,172 N) LOX / LH2テストエンジンが、液体水素と液体酸素の推進剤を直接噴射して正常に動作しました。合計67回の点火が行われ、エンジンは優れた性能を示し、燃焼の不安定性がまったくありませんでした。その後、この同じテストエンジンが改造され、LOX / LH2で40,000 lbf (177,929 N)、LOX / RP-1で13,000および40,000 lbf (57,827および177,929 N)でテストされ、成功しました。^[2]

同時に、TR-306液体アポジエンジンは、アニクE-1/E-2およびインテルサットK宇宙船に使用されました。^[2]

1999年8月、デュアルモードTR-308はNASAのチャンドラ宇宙船を最終軌道に乗せるために使用されました。^[2]

1980年代後半から1990年代前半にかけての初期のFSOインジェクターとゲル推進剤の開発作業により、陸軍/AMCOMの将来ミサイル技術統合（FMTI）プログラムでゲル化酸化剤とゲル化燃料推進剤を使用した世界初のミサイル飛行が実現し、最初の飛行は1999年3月、2回目の飛行は2000年5月に行われました。^[2]

2000年代初頭、TRW社は大型LOX / LH2ピントルエンジンの開発を続け、NASAのジョン・C・ステニス宇宙センターでTR-106の試験噴射を行った。これは650,000 lbf（2,892,000 N）のエンジンで、それまで最大のLOX / LH2ピントルエンジンの16:1のスケールアップ、これまでテストされた最大のピントルエンジンの約3:1のスケールアップであった。このインジェクターのピントル直径は22インチ（56 cm）で、これまで製造された中では断然最大であった。^[5]

2002年に大型のTR-107が設計された。^[11]

TR-106とTR-107に携わっていたトム・ミューラーはスペースXに雇われ、マーリンエンジンとケストレルエンジンの開発を始めた。 ^{[12] [13]}

マーリンエンジンは稼働中の唯一のピントルインジェクターエンジンであり、スペースXのファルコン9とファルコンヘビーのすべての飛行に使用されました。^[14]

2020年代初頭、マーリンエンジンはファルコン9とファルコンヘビーで引き続き使用されました。ピントルインジェクターはファイアフライエアロスペースのリーバー1エンジンにも使用されました。^[15]

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。