段階的燃焼サイクル

段階燃焼サイクル（トッピングサイクル、プレバーナーサイクル、クローズドサイクルとも呼ばれる）は、二元推進剤ロケットエンジンの動力サイクルです。段階燃焼サイクルでは、推進剤は複数の燃焼室を通過し、段階的に燃焼します。他のロケットエンジン動力サイクルと比較した主な利点は、比推力で測定される燃料効率が高いことですが、主な欠点はエンジニアリングの複雑さです。

通常、推進剤は 2 種類の燃焼室を通過します。1 つ目はプレバーナー、2 つ目は主燃焼室と呼ばれます。プレバーナーでは、推進剤の少量 (通常は燃料が豊富) が非化学量論条件下で部分的に燃焼し、エンジンに推進剤を供給するターボポンプを駆動する流量が増加します。次に、ガスが主燃焼室に注入され、他の推進剤と完全に燃焼して推力を生成します。

主な利点は、推進剤がすべて主燃焼室に流れるため燃料効率が高く、より高い推力も得られることです。段階的燃焼サイクルは、ガス発生器や、推進剤の一部が主燃焼室に到達しないオープンサイクルとは対照的に、クローズドサイクルと呼ばれることもあります。欠点は、エンジニアリングの複雑さです。これは、特に酸化剤が豊富な場合、高温高圧ガスをプレバーナーから排気することで、タービンや配管に非常に厳しい条件が生じるためです。

段燃焼（Замкнутая схема）は、 1949年にアレクセイ・イサエフによって初めて提案された。最初の段燃焼エンジンは、ソ連のモルニアロケットで使用されたS1.5400 （11D33）であり、イサエフの元助手であるメルニコフによって設計された。^[1] ほぼ同じ頃（1959年）、ニコライ・クズネツォフはコロリョフの軌道ICBM、 GR-1用のクローズドサイクルエンジンNK-9の開発を開始した。クズネツォフは後にその設計を、不成功に終わったルナN1ロケット用のNK-15およびNK-33エンジンに発展させた。段燃焼を使用する非極低温N ₂ O ₄ / UDMHエンジンRD-253は、1963年頃にプロトンロケット用にヴァレンティン・グルシコによって開発された。

N1の放棄後、クズネツォフはNK-33技術を破棄するよう命じられたが、彼はその代わりに数十台のエンジンを倉庫に保管した。1990年代にエアロジェット社に連絡が入り、最終的にクズネツォフの工場を訪れた。当初は高比推力やその他の仕様について懐疑的な見方もあったが、クズネツォフはテストのためにエンジンを米国に送った。米国の技術者らは酸化剤を多く含む段階的燃焼を検討していたが、設計を機能させるのに必要と思われる資源のせいで実現可能な方向とは考えられなかった。^[2] ロシアのRD-180エンジンも段階的燃焼ロケットエンジンサイクルを採用している。ロッキード・マーティンは2000年頃からアトラスIII、後にVロケット用にRD-180の購入を開始した。その後、購入契約は2006年以降ユナイテッド・ローンチ・アライアンス（ULA、ボーイングとロッキード・マーティンの合弁会社）に引き継がれ、ULAは2022年現在もRD-180エンジンを搭載したアトラスVの飛行を続けています。

西側諸国で最初の実験室用段階燃焼試験エンジンは、1963年にルートヴィヒ・ベルコウによってドイツで製造されました。^[3]

過酸化水素/灯油を動力源とするエンジンでは、燃焼室内で灯油と燃焼させる前に、過酸化水素を触媒分解してタービンを駆動する、閉サイクル プロセスを使用する場合があります。これにより、段階的燃焼の効率の利点が得られ、大きなエンジニアリングの問題を回避できます。

RS -25スペースシャトルの主エンジンは、別の段階燃焼エンジンの例であり、液体酸素と液体水素を使用した最初のエンジンです。^[4]ソビエトシャトル の対応するエンジンはRD-0120で、同様の比推力、推力、チャンバー圧力を備えていましたが、エンジンの重量が増加する代わりに複雑さとコストを削減するいくつかの違いがありました。

段階的燃焼サイクルにはいくつかのバリエーションがあります。少量の酸化剤を全流量の燃料で燃焼させるプレバーナーは燃料過多と呼ばれ、少量の燃料を全流量の酸化剤で燃焼させるプレバーナーは酸化剤過多と呼ばれます。RD-180 には酸化剤過多プレバーナーがあり、RS-25 には 2 つの燃料過多プレバーナーがあります。SpaceX Raptor には酸化剤過多プレバーナーと燃料過多プレバーナーの両方があり、この設計は全流量段階的燃焼と呼ばれます。

段階燃焼設計は、シングルシャフトまたはツインシャフトのいずれかになります。シングルシャフト設計では、1組のプレバーナーとタービンが両方の推進剤ターボポンプを駆動します。例としては、Energomash RD-180やBlue Origin BE-4などがあります。ツインシャフト設計では、2つの推進剤ターボポンプは別々のタービンによって駆動され、タービンは1つまたは複数の別々のプレバーナーの流出によって駆動されます。ツインシャフト設計の例には、Rocketdyne RS-25、JAXA LE-7、Raptorなどがあります。シングルシャフト設計と比較して、ツインシャフト設計では追加のタービン（および場合によっては別のプレバーナー）が必要になりますが、2つのターボポンプを個別に制御できます。Hydroloxエンジンは、推進剤密度が大きく異なるため、通常はツインシャフト設計です。

推進剤ターボポンプに加えて、段階燃焼エンジンでは、プレバーナーの逆流とターボポンプのキャビテーションの両方を防ぐために、小型のブーストポンプが必要になることがよくあります。たとえば、RD-180 と RS-25 では、タップオフサイクルとエキスパンダー サイクルで駆動されるブースト ポンプと加圧タンクを使用して、プレバーナーに入る前に推進剤の圧力を段階的に高めています。

全流段階燃焼（FFSC）は、酸化剤リッチと燃料リッチの両方のプリバーナーを使用し、両方の推進剤の全供給がタービンを通過するツインシャフト段階燃焼燃料サイクル設計です。^[5]燃料ターボポンプは燃料リッチプリバーナーによって駆動され、酸化剤ターボポンプは酸化剤リッチプリバーナーによって駆動されます。^{[6] [5]}

フルフロー段階燃焼サイクルの利点には、質量流量の増加によりタービンがより低温かつ低圧で動作し、エンジン寿命が長くなり信頼性が向上することが挙げられる。例えば、スペースライナープロジェクトの枠組みの中でDLR（ドイツ航空宇宙センター）が研究したエンジン設計では最大25回の飛行が見込まれており、 ^[5] SpaceXのラプターでは最大1000回の飛行が見込まれている。^[7]さらに、フルフローサイクルでは、通常、酸化剤を多く含むガスを燃料ターボポンプから、または燃料を多く含むガスを酸化剤ターボポンプから分離するために必要な中間推進剤タービンシールが不要になるため、^[8]信頼性が向上する。

燃料と酸化剤の両方のプレバーナーを使用すると、燃焼室に入る前に各推進剤が完全にガス化されるため、FFSCエンジンはガスガスエンジンと呼ばれるより広いクラスのロケットエンジンに属します。^[8]成分が完全にガス化されると、燃焼室内の化学反応が速くなり、燃焼室を小さくすることができます。これにより、燃焼室の圧力を高めることが可能になり、効率が向上します。

フルフロー段階燃焼サイクルの潜在的な欠点としては、単軸段階燃焼サイクルに比べて、より厳しい材料要件、および 2 つのプレバーナーによるエンジニアリングの複雑さと部品数の増加が挙げられます。

2024年現在、4つのフルフロー段燃焼ロケットエンジンがテストスタンドでテストされています。1960年代のエネルゴマッシュでのソ連の貯蔵可能推進剤RD-270プロジェクト、 2000年代半ばのエアロジェットロケットダインでの米国政府資金によるハイドロロックス統合パワーヘッドデモンストレータープロジェクト、 ^[8] SpaceXの飛行可能なメタロックスラプターエンジンは2019年2月に初めてテスト発射されました、^{[9]そして2024年に}ストークスペースノヴァ機の第1段用に開発されたメタロックスエンジンです。^[10]

フルフロー段燃焼エンジンの最初の飛行試験は、2019年7月25日にSpaceXが南テキサス発射場でスターホッパー試験ロケットにラプターメタロックスFFSCエンジンを搭載して飛行したときに行われました。^[11] 2024年現在、ラプターは打ち上げロケットで飛行した唯一のFFSCエンジンです。

• S1.5400 —ブロックL上段に使用された第1段燃焼ロケットエンジン。^[1]
• NK-33 — 飛行しなかったN-1ロケットのアップグレード版用に開発されたソビエトエンジン。後にエアロジェット ロケットダインに売却され、AJ-26として改修/再販売されました（ 2013～2014年にアンタレスブロック1ロケットで使用）。ソユーズ2-1vで使用されています。
• P111 - 1956年から1967年にかけてBolkow GmbH（後のAstrium）で開発された液体酸素/灯油実証エンジン。^[12]
• RD-170、RD-171、RD-180、RD-191 —エネルギア、ゼニット、アトラス V、アンガラ、および以前はアトラス III打ち上げロケットに使用されたソビエトおよびロシアのエンジンシリーズ。RD-171 (およびその後継機である RD-171M)、-180、-191 は RD-170 の派生型です。
• RD-0124 —ソユーズ 2.1bロケットの第 2 段、およびアンガラシリーズ ロケットの上段で使用される酸素/ケロシン エンジン シリーズ。
• YF-100 — 2000年代に開発された中国のエンジン。長征5号、長征6号、長征7号に搭載された。^[13]
• AR1 —RD-180ロシア製エンジンの代替としてアメリカ空軍が部分的に資金提供したエアロジェットロケットダイン社のプロジェクト。^[14]
• BE-4 —ブルーオリジンの LCH4 / LOXエンジン—酸素過剰段階燃焼（ORSC）サイクルを使用—ULAバルカンロケットに使用され、 アトラスVとデルタIVを置き換える予定で、 2024年に初打ち上げ予定^{[15] [16]。また、ブルーオリジンの}ニューグレンロケットにも使用される予定で、最初の飛行試験は2024年より前には行われない予定。^[17]
• RD-253 — 1960 年代に開発され、プロトンロケットの第 1 段に使用されたソビエトエンジン。その後の派生型には RD-275 と RD-275M があります。
• SCE-200 —開発中のインドの RP-1 / LOX主段エンジン。^[18]
• ハドリー-アーサ・メジャー・テクノロジーズ^{[19]開発中の} LOX /灯油ブースターエンジン^[20]コロラド州デンバー近郊^[21]
• アウクスブルクロケットファクトリーでは、ドイツのアウクスブルク近郊でRFA One ^{[22]に動力を供給する予定の}LOX /灯油エンジンを開発中です。
• ランチャーE-2 —ランチャーライト打ち上げロケットに動力を供給する開発中のLOX /ケロシンエンジン。 ^[23]

• RS-25 —米国が1970年代から1980年代にかけて開発したLH2 / LOXエンジン。2011年までスペースシャトルで飛行し（定期的なアップグレードを実施）、 2020年代にはスペース・ローンチ・システムでさらに使用される予定。
• RD-0120 — Energia ロケットで使用されるLH2 / LOXエンジン。
• LE-7 — H-II ロケット ファミリーで使用されるLH2 / LOXエンジン。
• KVD-1 (RD-56) - ソ連のLH2 / LOX上段エンジン。N -1ロケットの未飛行のアップグレード版用に開発。GSLV Mk1で使用。
• CE-7.5 —インドの LH2 / LOX上段エンジン、GSLV Mk2に使用^[24]

• RD-270 —ソ連のエンジンで、UR-700プロジェクト向けに1962年から1970年にかけて開発されていたが、飛行はしなかった。^[8]
• 統合パワーヘッドデモンストレーター- 燃焼室やその他のバックエンドサブシステムのないフルフローエンジンの前部を実証するプロジェクト。^{[8] 2000年代初頭に新しいロケットエンジン技術の一部を開発する} 米国のプロジェクト。完全なエンジンは製造されておらず、飛行もされていません。
• ラプター—SpaceXのLCH4 /LOXエンジンが開発中、2019年に初飛行^{[25] [26]}
• ゼニス -開発中のストークLCH4/LOXエンジン。2024年6月現在、飛行していない。^[27]
• ミョルニル — ニューフロンティアエアロスペースのLCH4/LOX ^[28]エンジンが開発中。^[29] 2024年7月現在、飛行していない。

• 7基のBE-4エンジンを搭載したニューグレン第一段^[30]
• 長征9
• 長征10
• ストーク・スペース・ノヴァ

• 空燃比
• エキスパンダーサイクル
• ガス発生サイクル
• 燃焼タップオフサイクル
• 圧力供給エンジン

• ドッド、ティム（2019年）。「SpaceXのラプターエンジンはロケットエンジンの王様か？」Everyday Astronaut 。 2021年4月5日閲覧。

• ロケットのパワーサイクル
• NASAの全フローステージ燃焼サイクル実証装置
• 液体ロケットエンジン熱力学解析のための設計ツール