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.jpg/500px-SABRE_engine_designed_for_Skylon_spaceplane,_1990s._(9660572897).jpg) 1990年代に設計されたSABREエンジンのバージョン | |
| 原産国 | イギリス |
|---|---|
| デザイナー | リアクションエンジンズリミテッド |
| 応用 | 単段式軌道投入 |
| 関連LV | スカイロン |
| 前任者 | RB545 |
| 状態 | 研究開発 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進剤 | 空気または液体酸素/液体水素[1] |
| サイクル | 複合サイクル予冷ジェットエンジンと密閉サイクルロケットエンジン |
| パフォーマンス | |
| 推力、真空 | 約2,940 kN (660,000 lb f ) [要出典] |
| 推力、海面 | 約1,960 kN (440,000 lb f ) [要出典] |
| 推力重量比 | 最大14（大気圧）[2] |
| 比推力、真空 | 460秒（4.5km/s）[3] |
| 比推力、海面 | 3,600秒（1.0lb/(lbf⋅h); 35km/s）[3] |
SABRE（シナジェティック・エア・ブリージング・ロケット・エンジン[4]）は、リアクション・エンジンズ・リミテッド社が開発中の極超音速 予冷ハイブリッド・エア・ブリージング・ロケット・ エンジンのコンセプトである。[5] [6]このエンジンは単段式軌道投入能力を実現し、提案されているスカイロン 宇宙機を低地球軌道まで推進する。SABREは、1980年代前半から中頃にHOTOLプロジェクトのために始まったアラン・ボンドのLACEのような一連の設計の進化形である。[7]
この設計は、2つの動作モードを備えた単一の複合サイクルロケットエンジンで構成されています。 [3]エアブリージングモードでは、ターボコンプレッサーと、吸気コーンのすぐ後ろに配置された軽量の空気予冷器を組み合わせています。高速では、この予冷器は、エンジンが耐えられない温度に達するラム圧縮された熱い空気を冷却し、[8]エンジン内の圧力比が非常に高くなります。圧縮された空気はその後、ロケットの燃焼室に送り込まれ、貯蔵されている液体水素とともに点火されます。高い圧力比により、エンジンは非常に高速かつ高度でも高い推力を発揮できます。空気の温度が低いため、軽合金構造を採用でき、軌道到達に不可欠な非常に軽量なエンジンを実現できます。さらに、LACEコンセプトとは異なり、SABREの予冷器は空気を液化しないため、より効率的に動作します。[2]
マッハ 5.14、高度28.5km（17.7マイル）で吸気コーンを遮断した後、 [3]システムは搭載燃料タンクからの液体酸素と液体水素を燃焼する密閉サイクルの高性能ロケットエンジンとして動作を継続し、スカイロンのようなハイブリッドスペースプレーンコンセプトが急上昇で大気圏を離れた後に軌道速度に到達できるようにする可能性があります。
SABREコンセプトから派生したシミターと呼ばれるエンジンは、欧州連合が資金提供するLAPCAT研究のための同社のA2 極超音速旅客機提案用に設計されている。[9]
歴史
プレクーラーのコンセプトは、1955年にロバート・P・カーマイケルが考案したアイデアから発展しました。[10]その後、液体空気サイクルエンジン（LACE）のアイデアが生まれましたが、これはもともと1960年代にジェネラル・ダイナミクスが米国空軍の航空宇宙機開発の一環として検討したものです。[2]
LACE システムは、超音速空気取り入れ口の後ろに設置され、ラム圧縮によって空気を圧縮し、熱交換器で機内に貯蔵されている液体水素燃料の一部を使用して急速に冷却する。得られた液体空気は、燃焼のために液体酸素を分離するために処理される。温められた水素の量は酸素と一緒に燃焼するには多すぎるため、大部分は排出され、有効な推力は得られるが、潜在的効率は大幅に低下する。[要出典]
代わりに、 HOTOLプロジェクトの一環として、より効率的なサイクルを備えた液体空気サイクルエンジン（LACE）ベースのRB545エンジンが開発された。このエンジンにはロールスロイスの名前「スワロー」が与えられた。[11] 1989年、HOTOLへの資金提供が終了した後、ボンドと他の数人は研究を継続するためにリアクションエンジンズリミテッドを設立した。RB545のプレクーラーは脆化と過剰な液体水素消費の問題があり、特許と英国の国家機密法の両方によって妨げられていたため、ボンドは代わりにSABREを開発した。[12]
2016年にこのプロジェクトは英国政府とESAからフルサイクルの実証機のために6000万ポンドの資金を受け取った。[13] 2021年7月、英国宇宙庁は継続的な開発のためにさらに390万ポンドを提供した。[14]
コンセプト
RB545と同様に、SABRE の設計は従来のロケット エンジンでも従来のジェット エンジンでもなく、低速/低高度では周囲の空気を使用し、高高度では貯蔵されている液体酸素を使用するハイブリッドです。SABRE エンジンは、「流入する空気を -150 °C (-238 °F) まで冷却できる熱交換器を使用して、大気圏飛行中に水素と混合する酸素を供給し、ジェット推進力を提供し、宇宙空間ではタンク内の液体酸素に切り替えます。」
エアブリージングモードでは、空気は吸気口からエンジンに入ります。バイパスシステムにより、一部の空気がプレクーラーからコンプレッサーに送られ、コンプレッサーはそれを燃焼室に噴射して燃料と燃焼させ、排気物はノズルから加速されて推力を生み出します。残りの吸入空気はバイパスシステムを通って炎保持リングに送られ、これがエアブリージング飛行モードの一部でラムジェットとして機能します。ヘリウムループは、プレクーラーから燃料に熱を伝達し、エンジンポンプとコンプレッサーを駆動するために使用されます。
入口
エンジンの前部では、コンセプト設計では、2 つの衝撃反射を使用して空気を圧縮し (エンジンに対して) 亜音速まで減速する、単純な平行移動軸対称ショック コーン インレットを提案しています。空気をエンジンの速度まで加速すると、ラム抵抗 が発生します。衝撃、圧縮、加速の結果、吸入空気は加熱され、マッハ5.5 で約 1,000 °C (1,830 °F) に達します。
バイエルン・ケミーはESAを通じて、吸気システムとバイパスシステムの改良と試験に取り組んでいる[15]
プレクーラー
超音速または極超音速で空気がエンジンに入ると、圧縮効果によりエンジンが耐えられる温度よりも高温になります。[8] ジェットエンジンも同様の問題を抱えていますが、程度は低く、重い銅またはニッケルベースの材料を使用し、エンジンの圧力比を下げ、高気速ではエンジンのスロットルを絞って溶融を防ぐことでこの問題を解決しています。しかし、単段式軌道投入（SSTO）スペースプレーンの場合、そのような重い材料は使用できず、重力による損失を最小限に抑えるためには、できるだけ早く軌道投入するために最大推力が必要です。代わりに、SABREはヘリウムガス冷却ループを使用して、対向流熱交換器で空気を1,000°C（1,830°F）から-150°C（-238°F）まで劇的に冷却し、空気の液化や凍結した水蒸気による閉塞を回避しています。逆流熱交換器により、ヘリウムは十分に高い温度でエンジンから排出され、液体水素燃料とヘリウム作動流体自体のポンプとコンプレッサーを駆動できるようになります。
HOTOL などの以前のバージョンのプレクーラーでは、水素燃料がプレクーラーに直接通されていました。SABRE は、プレクーラー内での水素脆化の問題を回避するために、空気と冷たい燃料の間にヘリウム冷却ループを挿入します。
空気の劇的な冷却は潜在的な問題を引き起こした。それは、凍結した水蒸気やその他の空気分画によって予冷器が詰まるのを防ぐ必要があるということである。2012年10月、凍結した空気を使用して6分間の冷却ソリューションが実証された。[16]冷却器は、16,800本の薄肉チューブを備えた細い配管熱交換器で構成されており、[17]流入する熱い大気の空気を0.01 秒で必要な-150°C（-238°F）まで冷却する。[18]氷結防止システムは厳重に守られた秘密であったが、RELはパートナー企業が必要であり、外部と密接に協力しながら秘密を守ることができなかったため、2015年に特許を通じてメタノールを注入する3Dプリント除氷装置を公開した。[19] [20] [21]
コンプレッサー
音速の5倍以下、高度25キロメートル以下（軌道到達に必要な速度と高度の20%）では、予冷器からの冷却された空気が改良型ターボコンプレッサーに送られる。このコンプレッサーは従来のジェットエンジンで使用されているものと設計は似ているが、吸入空気の低温により異常に高い圧力比で作動する。コンプレッサーは140気圧の圧縮空気をメインエンジンの燃焼室に送り込む。[22]
従来のジェットエンジンでは、ターボコンプレッサーは燃焼ガスを動力源とするガスタービンによって駆動されます。SABREは、予冷器と予燃焼器で捕捉された熱で駆動するヘリウムループでタービンを駆動します。[22]
ヘリウムループ
空気予冷器からの「熱い」ヘリウムは、熱交換器で冷却され、液体水素燃料とともにリサイクルされます。ループは自己始動型ブレイトンサイクルエンジンを形成し、エンジンの重要な部分を冷却し、タービンに動力を与えます。[要出典]熱は空気からヘリウムに伝わります。この熱エネルギーは、エンジンのさまざまな部分に動力を与え、水素を気化させてラムジェットで燃焼させるために使用されます。[3] [23]
燃焼室
SABREエンジンの燃焼室は液体水素ではなく酸化剤（空気/液体酸素）によって冷却され[24]、これによりストイキオメトリーシステムと比較してシステムの液体水素の使用量をさらに削減します。
ノズル
従来の推進ノズルが機能する最も効率的な大気圧は、ノズルベルの形状によって決まります。従来のベルの形状は一定ですが、大気圧は高度とともに変化するため、低層大気で高性能を発揮するように設計されたノズルは、高高度に達すると効率が低下します。従来のロケットでは、遭遇する大気圧に合わせて設計された複数のステージを使用することで、この問題を克服しています。
SABREエンジンは、低高度と高高度の両方のシナリオで作動する必要がある。すべての高度で効率を確保するために、一種の可動式の膨張ノズルが使用される。低高度の空気吸入飛行では、ベルは後方に配置され、ノズルの上部を囲むトロイダル燃焼室に接続され、膨張偏向ノズルを形成する。その後、SABREがロケットモードに移行すると、ベルは前方に移動し、内部ロケット燃焼室のベルの長さが延長され、より効率的な飛行のためのはるかに大きな高高度ノズルが形成される。[25]
バイパスバーナー
液化を避けると、エントロピーの生成が少なくなり、液体水素の蒸発が少なくなるため、エンジンの効率が向上します。ただし、空気を単に冷却するだけでは、エンジン コアで燃焼できる量よりも多くの液体水素が必要になります。余剰分は、中央コアの周囲にリング状に配置された「スピル ダクトラムジェットバーナー」と呼ばれる一連のバーナー[3] [23]から排出されます。これらのバーナーには、プレクーラーをバイパスする空気が供給されます。このバイパス ラムジェット システムは、推力を生成するのではなく、吸気口には入るもののメイン ロケット エンジンには供給されない空気によって生じる抗力の悪影響を軽減するように設計されています。低速では、吸気口に入る空気の量とコンプレッサーが燃焼室に供給できる量の比率が最大になるため、このような低速で効率を維持するには、バイパスされた空気を加速する必要があります。この点が、タービンサイクルの排気を利用してラムジェットの空気の流れを増加させ、ラムジェットが主推進力の役割を引き継ぐのに十分な効率を得るターボラムジェットシステムとの違いである。 [26]
発達
2008 年に Airborne Engineering Ltd 社は、非動的排気膨張の問題を克服するための正確なエンジニアリング モデルの開発に必要なデータを提供するために、STERN と呼ばれる膨張偏向ノズルのテストを実施しました。この研究は 2011 年に STRICT ノズルで継続されました。
2010年に 宇宙推進研究所のEADS-Astriumによって酸化剤（空気と酸素の両方）冷却燃焼室のテストが成功しました。
2011年には、「ハイブリッド空気・液体酸素呼吸型[SABRE]ロケットエンジンに不可欠な」熱交換器技術のハードウェアテストが完了し、この技術が実行可能であることが実証されました。[27 ] [ 28]テストでは、低高度での高性能動作をサポートするために、エンジンが大気から十分な酸素を得るために熱交換器が必要な機能を発揮できることが検証されました。[27] [28]
2012年11月、リアクションエンジンズは、プロジェクト完了に向けた主な障害の1つであるエンジンの冷却技術を証明する一連のテストに成功したと発表した。欧州宇宙機関（ESA）はSABREエンジンのプレクーラー熱交換器を評価し、エンジン開発を進めるために必要な技術が完全に実証されたという主張を受け入れた。[27] [29] [30]
2013年6月、英国政府はSABREエンジンの実物大プロトタイプの開発に対するさらなる支援を発表し、[31] 2014年から2016年の間に6000万ポンドの資金を提供し、 [32] [33] ESAがさらに700万ポンドを提供した。[34]テスト装置の開発にかかる総費用は2億ポンドと見積もられている。[32]
2015年6月までに、SABREの開発はウェストコットでの先進ノズルプロジェクトへと継続されました。エアボーンエンジニアリング社が運営するテストエンジンは、 3Dプリントの推進剤噴射システムなどの新しい製造技術に加えて、SABREエンジンが使用する先進ノズルの空力特性と性能を分析するために使用されています。[35]
2015年4月、SABREエンジンのコンセプトは、米国空軍研究所が実施した理論的実現可能性レビューに合格した。[36] [37] [38]同研究所は、単段式軌道投入のスカイロン宇宙機は「SABREエンジンの最初の応用としては技術的に非常にリスクが高い」と考えたため、その後まもなく二段式軌道投入のSABREコンセプトを発表する予定だった。[39]
2015年8月、欧州委員会の競争当局は、SABREプロジェクトのさらなる開発のために英国政府から5000万ポンドの資金提供を承認した。これは、プライベートエクイティから調達した資金がプロジェクトを完了させるのに不十分であったという理由で承認された。[40] 2015年10月、英国企業BAEシステムズは、 SABRE極超音速エンジンの開発を支援する契約の一環として、2060万ポンドで同社の株式20％を購入することに合意した。[ 41 ] [42] 2016年、リアクションのCEOマーク・トーマスは、資金の制限を考慮して、25セントサイズの地上試験エンジンを製造する計画を発表した。[43]
2016年9月、リアクション・エンジンズ社の代理人が英国ウェストコットの旧ロケット推進研究所の跡地にロケットエンジン試験施設を建設するための計画承認を申請し[44] 、 2017年4月に承認された[45]。そして2017年5月には、2020年に稼働開始予定のSABRE TF1エンジン試験施設の建設開始を発表する起工式が開催された。[ 46] [47]しかし、TF1施設の開発はその後ひっそりと中止され、現在では航空宇宙・防衛グループのナモ社がその敷地を引き継いでいる。[48]
2017年9月、米国防高等研究計画局（DARPA）がコロラド州ワトキンス近郊のフロントレンジ空港に高温気流試験施設を建設するため、リアクション・エンジンズ社と契約を結んだことが発表された。[49] DARPAの契約は、セイバーエンジンのプレクーラー熱交換器（HTX）を試験することである。試験施設と試験品の建設は2018年に始まり、2019年からはマッハ5で亜音速吸気口から流入する空気、 つまり約1,800°F（1,000°C）をシミュレートした温度でHTXを稼働させることに重点を置いた試験が開始された。[50] [51]
HTX試験ユニットは英国で完成し、2018年にコロラドに送られ、2019年3月25日にF-4 GE J79ターボジェットの排気ガスが周囲の空気と混合され、マッハ 3.3の吸気条件を再現し、420℃（788℉）のガス流を1/20秒未満で100℃（212℉）まで冷却することに成功した。マッハ 5をシミュレートするさらなる試験が計画されており、1,000℃（1,830℉）からの温度低下が期待されていた。[8] [17]これらのさらなる試験は2019年10月までに無事完了した。[52] [53] [54]
HTXテストの成功は、スケーラブルなSABREデモンストレーターが完成する前に開発できるスピンオフのプレクーラーアプリケーションにつながる可能性があり、提案されている用途は、先進的なターボファン、極超音速車両、産業用途でのガスタービン機能の拡張です。 [55] 2019年3月、UKSAとESAによるデモンストレーターエンジンコアの予備設計レビューで、テストバージョンが実装の準備ができていることが確認されました。[56]
2019年に、エアボーンエンジニアリングはSABREプリバーナー用の小規模空気/水素インジェクターのテストキャンペーンを実施しました。[57]
2020年にエアボーンエンジニアリングは「HX3モジュール」（プレバーナーからヘリウムループ熱交換器）のテストキャンペーンを実施した[58]
2022年、リアクション社のプレクーラー熱交換器の海外比較テストが実施されました。テストは、同社の米国子会社（リアクション・エンジンズ・インコーポレイテッド – REI）と米国空軍研究所（AFRL）によって無事完了しました。「FCTテストプログラムにより、当社のエンジンプレクーラー技術の実証された機能が大幅に拡張されました」と、REIのエンジニアリングディレクター、アンドリュー・ピオッティ氏は述べています。「これらの最近のテストでは、プレクーラーは高温の気流から10メガワットを超える熱エネルギーを転送するという目標を達成しました。これは、以前のテストプログラムの3倍です。」[59]
技術的な成功にもかかわらず、リアクション・エンジンズは財政難に直面している。2024年10月、同社は追加資金を確保できず経営破綻し、大規模な人員削減に至ったとの報道が浮上した。[60]
エンジン
ハイブリッドロケットエンジンの静的推力能力により、この機体は従来のターボジェットと同様に空気呼吸モードで離陸することができます。[3]機体が上昇して外気圧が下がると、ラム圧縮の効率が低下し、より多くの空気がコンプレッサーに送られます。このようにして、ジェットは通常可能な高度よりもはるかに高い高度まで作動することができます。
マッハ5.5では 空気呼吸システムの効率が悪くなり、電源がオフになり、代わりに機内に貯蔵された酸素が使用され、エンジンは軌道速度（マッハ 25程度）まで加速します。[22]
進化
RB545
HOTOL で使用するために設計されています。
このエンジンは空気吸入式の静的推力能力がなく、離陸にはロケットトロリーに依存していた。
サーベル
Skylon A4 で使用するために設計されています。
このエンジンは空気吸入式の静的推力能力がなく、RATO エンジンに依存していました。
セイバー2
Skylon C1 で使用するために設計されています。
このエンジンには静的推力能力がなく、空気吸入サイクルが引き継ぐまで液体酸素を使用していた。[要出典]
セイバー3
Skylon C2 で使用するために設計されています。
このエンジンには、ヘリウム ループを駆動するために使用される気流から回収された熱を増強し、エンジンに静的推力能力を与えるための燃料豊富なプリバーナーが含まれていました。
セイバー4
SABRE 4 はもはや単一のエンジン設計ではなく、エンジンのクラスです。たとえば、このエンジンの 0.8～2 MN (180,000～450,000 lbf、82～204 tf) インスタンスは、部分的に再利用可能な TSTO に関する USAF の研究のために、110,000～280,000 lbf (0.49～1.25 MN、50～127 tf) の SKYLON D1.5 とともに使用されます。
パフォーマンス
SABREの設計推力重量比は14で、従来のジェットエンジンの約5、スクラムジェットの2と比べて高い。[5]この高い性能は、より密度が高く冷却された空気により圧縮が少なくて済むことと、さらに重要なことに、空気温度が低いためエンジンの大部分で軽量合金を使用できることが相まって生まれた。全体的な性能は、 RB545エンジンやスクラムジェット よりもはるかに優れている。
燃料効率（ロケットエンジンでは 比推力として知られている）は、大気圏内で約3500秒でピークに達します。 [3]一般的なロケットシステムでは約450秒でピークに達し、「一般的な」核熱ロケットでも約900秒でピークに達します。
高い燃料効率と低質量エンジンの組み合わせにより、高度 28.5 km (94,000 フィート) でマッハ 5.14 以上まで空気吸入で到達する SSTO アプローチが可能になり、これまでに提案された非核 打ち上げロケットのほとんどよりも離陸質量あたりのペイロード質量が大きい状態でロケットが軌道に到達します。[引用が必要]
プレクーラーはシステムの質量と複雑さを増加させ、設計の中で最も攻撃的で難しい部分ですが、この熱交換器の質量はこれまで達成されたものよりも一桁低いものです。実験装置は、ほぼ 1 GW/m 3の熱交換を達成しました。閉サイクルモード中に停止するシステム (つまり、プレクーラーとターボコンプレッサー) の追加重量と Skylon の翼の追加重量を運ぶことによる損失は、全体的な効率と提案された飛行計画の向上によって相殺されます。スペースシャトルなどの従来の打ち上げ車両は、比較的低速でほぼ垂直に上昇するのに約 1 分かかります。これは非効率的ですが、純粋なロケット車両には最適です。対照的に、SABRE エンジンは、空気を吸い込み、翼を使用して車両を支えながら、はるかに低速で浅い上昇 (28.5 km の遷移高度に到達するのに 13 分) を可能にします。これにより、重力抵抗と機体重量の増加が、推進剤の質量の削減と空力揚力の獲得に引き換えられ、ペイロードの割合がSSTO が可能なレベルまで増加します。
SABREのようなハイブリッドジェットエンジンは、上昇中に速度を上げるためにクローズドサイクルモードに入る前に、下層大気圏内で低極超音速に達するだけでよい。ラムジェットエンジンやスクラムジェットエンジンとは異なり、この設計はゼロ速度からマッハ5.4まで高い推力を提供することができ、 [4]地上から非常に高い高度まで飛行全体にわたって優れた推力と高い効率性を提供することができる。さらに、この静的推力能力は、エンジンを地上で現実的にテストできることを意味し、テストコストを大幅に削減します。[5]
2012年、RELは2020年までに試験飛行、2030年までに運用飛行を予定していた。[61]
参照
- 高度補正ノズル
- アバター（宇宙船） – インドの空気呼吸型宇宙飛行機
- 液体燃料ロケット
- 予冷ジェットエンジン
参考文献
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- ^ Sampson, Ben (2023年1月4日). 「Reaction and US Air Force progress air ventilation engine technology testing」. Aerospace Testing International . Mark Allen Group Limited . 2023年1月6日閲覧。
- ^ https://www.the-sun.com/tech/12794026/hopes-brtains-hypersonic-plane-dashed-uk-firm-collapses/
- ^ 「注目：英国のエンジニアが再利用可能なスペースプレーンの秘密を解明」FlightGlobal.com 2012年11月29日2017年12月19日閲覧。
リソース
- 「スカイロン宇宙飛行機」(PDF)。Reaction Engines Limited。2011年6月15日時点のオリジナル(PDF)からアーカイブ。
- 「スカイロン スペースプレーン: 実現への進歩」(PDF)。Reaction Engines Limited。2011 年 6 月 15 日時点のオリジナル(PDF)からアーカイブ。
- 「SSTO 再利用可能ロケットの推進コンセプトの比較」(PDF)。Reaction Engines Limited 。2011 年 6 月 15 日時点のオリジナル(PDF)からアーカイブ。
外部リンク
ウィキメディア・コモンズには、 SABRE (ロケットエンジン)に関連するメディアがあります。
- 公式サイト
- Volpicelli, Gian M. (2015 年 10 月 12 日)。「このロケット エンジンは、まもなく飛行機を宇宙に送り出す可能性があります」。Wired UK。
- トニー・オズボーン (2017 年 5 月 4 日)。「反応エンジン、試験施設の建設を開始」。Aerospace Daily & Defense Report。Aviation Week。
- TF1 タイムラプス – 2018 年 8 月
- SABREサイクルの反応エンジンフロー図のアーカイブ