圧力供給エンジン

圧力供給エンジンは、ロケットエンジン設計の一種です。通常はヘリウムなどの別のガス供給源によって推進剤タンクが加圧され、燃料と酸化剤が燃焼室に送り込まれます。十分な流量を維持するには、タンクの圧力が燃焼室の圧力を上回る必要があります。

圧力供給エンジンは配管が簡単で、複雑で信頼性の低いターボポンプを必要としません。一般的な始動手順は、多くの場合はワンショット花火装置であるバルブを開き、加圧ガスがチェックバルブを通って推進剤タンクに流れるようにすることから始まります。次に、エンジン自体の推進剤バルブが開きます。燃料と酸化剤が自着火性である場合、それらは接触すると燃焼します。非自着火性燃料には点火装置が必要です。必要に応じて推進剤バルブを開閉するだけで、複数回の燃焼を行うことができます。加圧システムに作動バルブもある場合は、電気的に、またはより小さな電動バルブで制御されるガス圧によって作動させることができます。

特に長時間燃焼中は、断熱膨張による加圧ガスの過度な冷却を避けるよう注意する必要がある。冷たいヘリウムは液化しないが、推進剤を凍結させたり、タンク圧力を低下させたり、低温用に設計されていない部品を損傷したりする可能性がある。アポロ月着陸船降下推進システムは、ヘリウムを超臨界かつ非常に低温の状態で保管するという珍しいシステムだった。ヘリウムは、熱交換器を通して常温の燃料から取り出される際に温められた。 ^[1]

宇宙船の姿勢制御および軌道操縦用スラスタは、ほぼ例外なく圧力供給設計である。^[2] 例としては、スペースシャトルの反応制御 (RCS) エンジンと軌道操縦 (OMS)エンジン、アポロ司令・機械船の RCS エンジンとサービス推進システム (SPS) エンジン、スペースX ドラゴン 2のスーパードラコ(飛行中脱出) エンジンとドラコ(RCS) エンジン、アポロ月着陸船の RCS 上昇エンジンと下降エンジンなどがある。^[1]

一部のロケット上段にも圧力供給エンジンが使用されている。これには、デルタIIロケットの第2段に使用されるエアロジェットAJ10とTRW TR-201 、およびスペースXのファルコン1のケストレルエンジンが含まれる。^[3]

1960 年代にロバート・トラックスが考案した大型ダムブースターのシードラゴン構想では、圧力供給エンジンが使用される予定でした。

圧力供給エンジンは、推進剤の圧力に実質的な限界があり、それが燃焼室の圧力を制限します。高圧推進剤タンクは厚い壁とより強い材料を必要とするため、機体のタンクが重くなり、性能と積載量が低下します。打ち上げロケットの下段では、代わりに固体燃料またはポンプ供給液体燃料エンジンが使用されることが多く、高圧比ノズルが望ましいと考えられています。^[2]

圧力供給エンジンを使用するその他の車両または企業:

参照

参考文献

^ ab 「LM降下推進開発日記」。Encyclopedia Astronautica。2012年6月6日時点のオリジナルよりアーカイブ。2012年6月5日閲覧。
^ ab JOHN R. LONDON III (1994年10月)。LEO on the Cheap (PDF)。Air University Press。pp. 68–69。ISBN 0-89499-134-5。
^ 「Falcon 1 ユーザーズガイド」(PDF) 。SpaceX。2008年9月28日。 2012年10月2日時点のオリジナル(PDF)よりアーカイブ。2012年6月5日閲覧。

外部リンク

ロケットのパワーサイクル

[LMDE-1] 「LM降下推進開発日記」。Encyclopedia Astronautica。2012年6月6日時点のオリジナルよりアーカイブ。2012年6月5日閲覧。

[London-2] JOHN R. LONDON III (1994年10月)。LEO on the Cheap (PDF)。Air University Press。pp. 68–69。ISBN 0-89499-134-5。

[spacex_fug-3] 「Falcon 1 ユーザーズガイド」(PDF) 。SpaceX。2008年9月28日。 2012年10月2日時点のオリジナル(PDF)よりアーカイブ。2012年6月5日閲覧。