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 カリフォルニア州ホーソーンのスペースX工場の外に、輸送準備が整ったラプター1ロケットエンジン | |
| 原産国 | アメリカ合衆国 |
|---|---|
| メーカー | スペースX |
| 関連LV | スペースXスターシップ |
| 状態 | 生産中 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進剤 | LOX / CH 4 |
| 混合比 | 3.6 (78% O 2、22% CH 4 ) [1] [2] |
| サイクル | 全流 段階燃焼 |
| パンプス | ターボポンプ2台 |
| 構成 | |
| チャンバー | 1 |
| ノズル比 |
|
| パフォーマンス | |
| 推力 | ラプター1: 185 t f (1.81 MN ; 408,000 lb f ) [5] ラプター2:
|
| スロットル範囲 | 40～100% [10] |
| 推力重量比 | ラプター1: 88.94
ラプター2: 141.1 ラプター3: 183.6 |
| チャンバー圧力 |
|
| 比推力、真空 | 380秒（3.7km/秒）[8] |
| 比推力、海面 | 327秒（3.21km/秒）[9] |
| 質量流量 |
|
| 燃焼時間 | 様々 |
| 寸法 | |
| 長さ | 3.1メートル（10フィート）[13] |
| 直径 | 1.3メートル（4フィート3インチ）[14] |
| 乾燥質量 | ラプター1: 2,080 kg (4,590 ポンド)
ラプター2: 1,630 kg (3,590 ポンド) ラプター3: 1,525 kg (3,362 ポンド) |
ラプターは、スペースX社が開発・製造したロケットエンジンのシリーズである。全流段燃焼（FFSC）燃料サイクルで設計された史上3番目のロケットエンジンであり、飛行中の車両に動力を与える初のエンジンである。[15]このエンジンは、メタロックスと呼ばれる極低温液体メタンと液体酸素の混合物で駆動される。
スペースXの超大型ロケット スターシップは、スーパーヘビーブースターとスターシップの第二段にラプターエンジンを使用している。[16]スターシップのミッションには、ペイロードを地球軌道に打ち上げることが含まれており、月と火星へのミッションも計画されている。[17]エンジンはほとんどメンテナンスなしで再利用できるように設計されている。[18]
デザイン
ラプターは、ポイントツーポイントの地球輸送市場で要求される航空会社レベルの安全性をサポートすることを目指して、極めて高い信頼性を実現するように設計されている。[19] グウィン・ショットウェルは、ラプターは「長寿命...そしてより安全なタービン環境」を提供できると主張した。[20] [21]
全流段階燃焼
ラプターは、フルフロー段階燃焼(FFSC) サイクルでサブクール 液体メタンとサブクール液体酸素によって駆動されます。FFSC は、酸化剤リッチおよび燃料リッチの両方のプレバーナーを使用するツインシャフト段階燃焼サイクルです。このサイクルにより、未燃焼の推進剤を船外に排出することなく、タービンを両方の推進剤が完全に流れるようになります。
FFSCは、その前身であるマーリンで使用されていた、より一般的な「オープンサイクル」ガス発生器システムとLOX/ケロシン推進剤からの脱却である。[22] 2014年以前には、FFSCが実際の飛行で使用されたことはなく、試験台に到達できるほど進歩したFFSC設計は2つだけであった。1960年代のソビエトRD-270プロジェクトと2000年代半ばのエアロジェットロケットダイン統合型パワーヘッドデモンストレーターである。 [15] [23] [21] [24] RS-25エンジン（スペースシャトルで初めて使用）は、より単純な形式の段階的燃焼サイクルを使用していた。[25] RD-180 [22]やRD-191を含むいくつかのロシアのロケットエンジンも同様であった。[21]
FFSC の利点は、プレバーナーによって生成され、推進剤ポンプの動力として使用されるエネルギーが燃料の流れ全体に分散されることです。つまり、推進剤ターボポンプを駆動するプレバーナー排気は可能な限り低温であり、1 種類の推進剤のみをプレバーニングする他のクローズド エンジン サイクルよりもさらに低温です。これにより、エンジン寿命が長くなります。対照的に、プレバーナー排気がメイン燃焼室をバイパスするオープン サイクル エンジンは、タービンを最大耐用温度で動作させることで、プレバーナーを通じて供給される推進剤の量を最小限に抑えようとします。
酸素に富むタービンは酸素ターボポンプを駆動し、燃料に富むタービンはメタンターボポンプを駆動する。酸化剤と燃料の両方の流れは、燃焼室に入る前に完全にガス相に変換される。[15]これにより、混合と燃焼が高速化され、必要な燃焼室のサイズと質量が削減される。トーチ点火装置はプレバーナーで使用される。ラプター2の主燃焼室は、非公開の点火方法を使用しているが、これはマーリンのものよりも複雑ではなく、軽量で、安価で、信頼性が高いと言われている。ラプターバキュームのエンジン点火は、二重冗長スパークプラグ点灯トーチ点火装置によって行われ、[26]マーリンの専用の消耗点火液は不要になる。[21]ラプター2は、マーリンのピントルインジェクターではなく、同軸スワールインジェクターを使用して推進剤を燃焼室に導入する。[27] [28]
推進剤
ラプターは極低温推進剤用に設計されている。 極低温推進剤は、極低温ロケットエンジンで一般的な沸点ではなく、凝固点近くまで冷却された液体である。 [29]サブクール推進剤は密度が高く、体積あたりの推進剤質量[30]が増加し、エンジン性能も向上する。比推力が増加し、単位発電量あたりの推進剤燃料質量流量が高いため、ターボポンプ入力部でのキャビテーションのリスクが低減する。 [21]キャビテーション（気泡）により燃料流量/圧力が低下し、エンジンが燃料不足になる可能性があり、タービンブレードが侵食される。[31]このエンジンの酸化剤と燃料の比率はおよそ 3.8 対 1 である。 [32]メタロックスは比較的きれいに燃焼し、エンジン内の炭素蓄積を低減する。
液体メタンと酸素の推進剤は、ブルーオリジンのBE-4エンジンや中国の新興企業スペースエポックの龍雲70など、多くの企業に採用されている。[33]
製造と材料
初期のラプタープロトタイプの多くの部品は、ターボポンプやインジェクターなど3Dプリントを使用して製造され、開発とテストのスピードが向上しました。 [29] [34] 2016年のサブスケール開発エンジンでは、部品の40％（質量比）が3Dプリントで製造されました。[21] 2019年、エンジンマニホールドはSpaceXの自社開発のSX300インコネル超合金から鋳造され、後にSX500に変更されました。[35]
歴史
概念
SpaceX のMerlinおよびKestrelロケット エンジンは、RP-1と液体酸素 (「ケロロックス」) の組み合わせを使用しています。Raptor の推力は、Falcon 9およびFalcon Heavy打ち上げロケットに 動力を供給する SpaceX のMerlin 1Dエンジンの約 3 倍です。
ラプターは2009年の時点で水素と酸素の推進剤を燃焼させるように構想されていた。[36]スペースXは2011年にラプター上段エンジンの開発に低優先度で数人のスタッフを投入していた。[37] [38]
2012年10月、スペースXは「マーリン1シリーズのエンジンよりも数倍強力で、マーリンのRP-1燃料を使用しない」エンジンのコンセプト作業を発表した。[39]
発達
2012年11月、マスクはスペースXがメタン燃料のロケットエンジンに取り組んでおり、ラプターはメタンベースになること、[40]そしてメタンが火星の植民地化の燃料になることを発表しました。[24]火星の大気中には地下水と二酸化炭素が存在するため、単純な炭化水素であるメタンはサバティエ反応を使用して火星で合成できます。[41] NASAは、火星での酸素、水、メタンの生産については、その場での資源生産が実行可能であることを発見しました。 [42]
2014年初頭、スペースXはラプターが次期ロケットの第1段と第2段の両方に使用されることを確認した。この計画は、火星コロニアルトランスポーター[24]から惑星間輸送システム[43]、ビッグファルコンロケット、そして最終的にはスターシップ[44]へと進化していった。
このコンセプトは、ラプター指定ロケットエンジンファミリー（2012年）[45]から、フルサイズのラプターエンジン（2014年）に焦点を当てたものへと進化しました。[46]
2016年1月、アメリカ空軍はスペースX社とファルコン9とファルコンヘビーの上段に使用するラプターの試作機を開発するため3,360万ドルの開発契約を締結した。[47] [48]
最初のバージョンは、チャンバー圧力250バール（25 MPa、3,600 psi）で動作するように設計されていました。[49] 2022年7月の時点で、チャンバー圧力はテストで300バールに達しました。[31] 2024年4月、マスクは、スペースXがラプター1エンジン（海面185 tf、Rvac 200 tf）とラプター2エンジン（海面230 tf、Rvac 258 tf）で達成したパフォーマンスと、次期ラプター3（海面280 tf、Rvac 306 tf）の目標仕様を共有しました[50] [51]そして、スペースXは最終的に海面ブースターエンジンで330トン以上の推力を達成することを目指すと述べました。[52]
ラプター1と2のエンジンは、高速大気圏再突入時の熱から配管や配線を保護するために熱シュラウドを必要としますが、[31]ラプター3は外部熱シールドを必要としないように設計されています。[53]
テスト
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ラプターのコンポーネントの初期開発 テスト[54]は、 2014年4月からNASAのステニス宇宙センター[17] [55]で行われました。テストは起動とシャットダウンの手順、ハードウェアの特性評価と検証に重点が置かれました。[21]
スペースXは2014年にインジェクターのテストを開始し、2015年には酸素プリバーナーのテストを行った。4月から8月にかけて、合計約400秒間のテスト時間にわたるプリバーナーの高温燃焼テストが76回実行された。[54]
2016年初頭までに、スペースXはテキサス州中部のマクレガー試験場にラプターの試験用のエンジン試験台を建設した。 [21] [17]最初のラプターはカリフォルニア州のスペースXホーソーン施設で製造された。2016年8月までに開発試験のためマクレガーに出荷された。[56]エンジンの推力は1MN（220,000 lb f）だった。[57]これは試験台に到達した初のFFSCメタロックスエンジンであった。[21]
設計検証には、小型開発エンジンが使用された。これは、飛行機用に想定されていたエンジン設計の3分の1のサイズであった。[21]このエンジンは、チャンバー圧力が200バール（20 MPa、2,900 psi）、推力1メガニュートン（220,000 lb f）で、SpaceX設計のSX500合金を使用しており、エンジン内に最大12,000ポンド/平方インチ（830 bar、83 MPa）の高温酸素ガスを封じ込めるように作られている。[35]このエンジンは、マクレガーの地上試験台で短時間の試験が行われた。[21]地球の大気圏での試験中の流れの分離の問題を排除するため、試験ノズルの膨張比は150に制限された。[21]
2017年9月までに、サブスケールエンジンは42回のテストで1200秒間の点火を完了しました。[58]
スペースXは、2023年2月9日の31基のエンジンテスト（当初は33基の予定）[59]や2023年8月25日の33基のエンジンテストなど、ラプター2を使用した車両の静的火災テストを多数完了しました。 [60]テスト中に、50以上のチャンバーが溶解し、20以上のエンジンが爆発しました。[31]
スペースXは2023年4月20日にスターシップの最初の統合飛行試験を完了した。ロケットには33基のラプター2エンジンが搭載されていたが、ロケットが打ち上げ台から打ち上げられる前にそのうち3基が停止された。飛行試験はメキシコ湾上空の高度約39kmまで上昇した後に終了した。飛行終了システム（FTS）がブースターと宇宙船を破壊する前に、複数のエンジンが停止していた。[61]
2回目の統合飛行試験では、ブーストバックバーンが起動するまで33基のブースターエンジンすべてが点灯したままであり、FTSが起動するまで6基のスターシップエンジンすべてが点灯したままであった。[62] [63]
3回目の統合飛行試験では、再び33基のブースターエンジンすべてがメインエンジンカットオフ（MECO）まで点灯したままとなり、その後ホットステージングに続いて13基が再点火し、ブーストバックを全期間にわたって実行した。[64]ブースターの着陸時の燃焼では、予定されていた13基のうち3基のみが点灯し、2基は急速に停止したが、残りの1基は海抜約462メートルで予定外の急速分解（RUD）が発生するまで点灯したままであった。 [ 64]宇宙船は問題なく第2段/セカンダリエンジンカットオフ（SECO）まで6基すべてのエンジンを点灯し続けることに成功したが、計画されていた宇宙でのラプターの再点火は惰性走行中の横揺れのためキャンセルされた。[64]
スターシップ
元の構成
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2016年11月、ラプターは2020年代初頭に提案されている惑星間輸送システム（ITS）に動力を供給すると予測された。 [21]マスク氏は2つのエンジンについて議論した。第1段/ブースター用の海面での推力3,050 kN（690,000 lbf）の海面型（膨張比40:1）と、宇宙での推力3,285 kN（738,000 lbf）の真空型（膨張比200:1）である。第1段の高レベル設計では42基の海面エンジンが想定されていた。[21]
3基のジンバル式海面ラプターエンジンは、第2段着陸に使用される。さらに6基のジンバルなし真空最適化ラプター（ラプターバキューム）が第2段の主な推力を提供し、合計9基のエンジンとなる。[65] [21]ラプターバキュームは、より大きなノズルを使用して、382秒（3,750 m / s）の比推力に貢献することが想定されていた。[66]
2017年9月、マスク氏は、従来の設計の半分強の推力を持つより小型のラプターエンジンが、ビッグファルコンロケット（BFR）と呼ばれ、後にスターシップと改名された直径9メートル（30フィート）の打ち上げロケットである次世代ロケットに使用されると述べた。 [ 67]この再設計は、地球周回軌道と地球近傍月周回ミッションを目的としたもので、新しいシステムは、地球近傍宇宙領域での経済的な宇宙飛行活動を通じて、部分的には費用を回収できる可能性がある。 [68]打ち上げロケットが大幅に小型化されるため、必要なラプターエンジンの数も少なくなる。BFRは、第1段に31基、第2段に6基のラプターを搭載する予定だった。[69] [21]
2018年半ばまでに、スペースXは、海面レベルのラプターは海面で1,700 kN（380,000 lbf）の推力、比推力330 s（3,200 m/s）、ノズル出口直径1.3 m（4.3フィート）になると公表していました。ラプターバキュームは真空中で比推力356 s（3,490 m/s）[58]を持ち、ノズル出口直径2.4 m（7.9フィート）を使用して、比推力375 s（3,680 m/s）で1,900 kN（430,000 lbf）の力を発揮すると予想されていました。[58]
2018年9月に発表されたBFRの最新情報 で、マスク氏はラプターエンジンの71秒間の点火試験のビデオを示し、「これはBFRに動力を供給するラプターであり、船とブースターの両方に動力を供給する。同じエンジンだ。[...] 約200（メートル）トンのエンジンで、およそ300バールのチャンバー圧力を目指す。[...] 高い膨張比にした場合、比推力は380になる可能性がある」と述べた。[9]スペースXは生涯1000回の飛行を目指した。[70]
ファルコン9の上段ロケットの提案
2016年1月、アメリカ空軍（USAF）は、ファルコン9とファルコンヘビーの上段に使用するラプターのプロトタイプを開発するため、SpaceXに3,360万ドルの開発契約を授与した。この契約には、SpaceXによる少なくとも6,730万ドルの2倍の資金提供が必要だった。[47] [71]エンジンのテストは、米国空軍の監督の下、ミシシッピ州にあるNASAのステニス宇宙センターで計画された。 [47] [48] USAFの契約では、単一のプロトタイプエンジンと地上テストが求められていた。[47]
2017年10月、米空軍は進化型使い捨てロケットプログラム用のラプタープロトタイプの改修契約を4,080万ドルで締結した。[72]このロケットは、液体メタンと液体酸素の推進剤を使用し、フルフロー段階燃焼サイクルを採用し、再利用が可能となる予定であった。 [48]
生産
2021年7月、スペースXは、既存のロケットエンジン試験施設の近くにあるテキサス州中部に、2番目のラプター生産施設を建設すると発表した。この施設はラプター2の量産に集中し、カリフォルニアの施設ではラプターバキュームと新しい実験的なラプターの設計を生産する。新しい施設では、最終的に毎年800〜1000基のロケットエンジンを生産する予定だった。[73] [74] 2019年には、エンジンの（限界）コストが100万ドル に近づいていると発表された。スペースXは、1基あたり25万ドル未満のラプターエンジンを年間最大500基量産する計画だった。[75]
バージョン
ラプターは公開されて以来、大きく進化しました。
ラプター掃除機
ラプターバキューム[78] (RVac)は、宇宙空間でより高い比推力を得るために、延長された再生冷却ノズルを備えたラプターの派生型である。真空に最適化されたラプターは、約380秒（3,700 m / s）の比推力を目標としている。 [8]ラプターバキュームのバージョン1の全期間テストは、2020年9月にマクレガーで完了した。[78]ラプターバキュームの最初の飛行中点火は、2回目の統合飛行テスト中のS25で行われた。[63]
ラプター2
ラプター2はラプター1エンジンの完全な再設計です。[79]ターボ機械、チャンバー、ノズル、電子機器はすべて再設計されました。多くのフランジが溶接に変更され、他の部品は削除されました。[80]生産開始後も簡素化は続きました。2022年2月10日、マスクはラプター2の機能と設計の改良を示しました。[80] [81]
2021年12月18日までに、ラプター2号の生産が開始された。[82] 2022年11月までに、スペースXは1日1機以上のラプターを生産し、将来の打ち上げのために備蓄を積み上げた。[83]ラプター2号はスペースXのマクレガーエンジン開発施設で生産されている。
ラプター2は2022年2月までに230tf（ 510,000lbf ）の推力を安定して達成していた。 マスク氏は、生産コストはラプター1の約半分であると述べた。[80]
ラプター3
ラプター3は、 ブースター/海面構成で最終的に330 tf（3.2 MN ）の推力を達成することを目指しています。 [51] 2024年8月時点で280 tfに達しています。重量は1525 kgです。チャンバー圧力は350 barに達しました。[84]
もう一つの目標は、エンジン保護シュラウドをなくすことです。[52]ラプター3は配管とセンサーの多くをハウジングの壁の中に移動させます。[50] 2024年8月2日、ラプター3 SN1が公開されました。[85]
ラプター3エンジンには熱シールドは必要ありません。一体型冷却回路と一体型二次流体回路がエンジンのさまざまなセクションの壁を貫通しています。ラプター2のボルト接合部の多くは廃止され、単一の部品に置き換えられました。一部の部品は溶接接合部の下にあるため、メンテナンスはより困難です。[86] : 42:19–45:50
リート
2021年10月、SpaceXは、推力1トンあたりのコストを1,000ドル以下に抑えることを目標に、新しいロケットエンジンの概念設計を開発する取り組みを開始しました。このプロジェクトは1337エンジンと呼ばれ、「LEET」（コーディングミームにちなんで）と発音されます。 [83]
当初の設計作業は2021年後半に中止されたが、このプロジェクトは理想的なエンジンの定義に役立ち、ラプター3に取り入れられたアイデアを生み出した可能性が高い。マスク氏は当時、「ラプターでは多惑星生命体を作ることはできない。あまりにも高価すぎるからだ。しかし、ラプターは1337が準備できるまでの間、我々をしのぐために必要だ」と述べた。[83]
2024年6月、LEETのコンセプトはラプター3の設計を完全に破棄したものであることが明らかになったが、マスク氏はスペースXが「おそらくいつかはそうするだろう。…[ラプター3]はLEETエンジンのように見えるが、例えばまだ印刷された部品が残っているため、はるかに高価だ」と述べた。 [86]
他のエンジンとの比較
参照
参考文献
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Raptorエンジンの公称動作条件は、インジェクター面のよどみ点圧力(Pc)が3669.5 psia、やや燃料が濃いエンジンO/F混合比(MR)が3.60である。現在の分析は、100%公称エンジン動作圧力(Pc=3669.5 psia)およびエンジンMRが3.60で実行された。
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スーパーヘビーには最大37基のラプターエンジンが搭載される予定で、スターシップには最大6基のラプターエンジンが採用される。ラプターエンジンは、液体酸素 (LOX) と液体メタン (LCH4) をそれぞれ3.6:1の質量比で動力源とする。
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そして、これはBFRの船とブースターの両方に動力を供給するラプターエンジンで、同じエンジンです。これは約200トンの推力エンジンで、およそ300バールまたは300気圧のチャンバー圧力を目指しています。そして、これを高膨張比にすると、比推力380になる可能性があります。
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[最初の飛行テストは]高度と横方向の距離が数百キロメートルの短距離飛行を行う実物大の宇宙船で行われます... 熱シールドが不要で、予備の推進剤を大量に持つことができ、高面積比の深宇宙用ラプターエンジンを必要としないため、機体への負担はかなり少ないです。... 「エンジンの推力は、最初のIACの話から機体の質量が減ったのとほぼ比例して低下しました」と、推力の減少について尋ねられたマスク氏は書いています。推力の減少により、複数のエンジンを使用することも可能になり、着陸時にエンジンを使わない機体が可能になります。... マスク氏は、ラプターエンジンを現在の開発モデルから実物大のものにスケールアップすることについて楽観的でした。 「推力のスケーリングは簡単な部分です。開発中のラプターを170トンにスケーリングするのは非常に簡単です」と彼は書いています。「飛行エンジンの設計ははるかに軽量で堅牢であり、信頼性に非常に重点が置かれています。」彼は、目標はエンジンで「旅客航空会社レベルの安全性」を達成することだと付け加えました。これは、車両がポイントツーポイントの輸送市場に役立つ場合に必要です。
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マスク氏は、火星へのミッションではSpaceXの推進剤としてはLoxとメタンが選ばれるだろうと述べた。これは同氏が長年公言してきた目標である。SpaceXの最初の仕事は、将来の上段ロケット（コード名Raptor）用のLox/メタンロケットを建造することである。このエンジンの設計は、現在のMerlin 1エンジンシリーズが使用している「オープンサイクル」ガス発生システムからの脱却となる。代わりに、新しいロケットエンジンは、多くのロシアのロケットエンジンが使用している、はるかに効率的な「段階的燃焼」サイクルを使用する。
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ラプターは、点火プラグを使用して点火源（フル稼働のトーチを形成）に点火します... —おそらくラプターと同じメタンと酸素の燃料を使用する小型ロケットエンジン—次に、エンジンのメタンと酸素のプレバーナーに点火し、最後に燃焼室内の混合高圧ガスに点火します。
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マスク：「
解決策の重要な要素は、ロケットの再利用性と低コストの推進剤（O/F比が約3.8のCH
4
とO
2 ）です。そしてもちろん、便利なCO
2
大気と土壌に凍結した
大量のH
2
Oがある火星で帰還用の推進剤を作ることです
。 」
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火星アーキテクチャの更新バージョン：前回の講演以来、かなり進化しているからです。...私が理解した重要な点は、どうやって費用を賄うかということです。火星探査機を小型化し、火星活動だけでなく地球周回軌道活動もできるようにすれば、地球周回軌道活動に使用することで費用を賄えるかもしれません。これが新しいアーキテクチャの重要な要素の1つです。IACで披露されたものと似ていますが、少し小さいです。まだ大きいですが、これは経済面で実現するチャンスがあります。
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外部リンク
ウィキメディア・コモンズには、ラプター (ロケットエンジン)に関連するメディアがあります。
- SpaceX ラプターエンジンテスト、2016 年 9 月 25 日、SciNews、ビデオ、2016 年 9 月。
- GPU による火星への進出: SpaceX の火星ロケット エンジンのフルスケール シミュレーション、Adam Lichtl および Steven Jones、GPU テクノロジー カンファレンス、2015 年春。
- 非公式ラプターエンジンログインフォグラフィック