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二段燃焼サイクル（トッピングサイクル、プレバーナーサイクル、またはクローズドサイクルとも呼ばれる）は、二液式ロケットエンジンの動力サイクルの一つです。二段燃焼サイクルでは、推進剤が複数の燃焼室を通過するため、段階的に燃焼されます。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の高さですが、主な欠点は設計の複雑さです。
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つ目はメイン燃焼室です。プレバーナーでは、推進剤のごく一部が非化学量論的条件下で部分的に燃焼され、推進剤をエンジンに供給するターボポンプを駆動する流量が増加します。その後、ガスはメイン燃焼室に噴射され、残りの推進剤と完全に燃焼して推力を発生させます。
主な利点は、推進剤がすべて主燃焼室に流れ込むため燃料効率が高く、推力も向上することです。二段燃焼サイクルは、推進剤の一部が主燃焼室に到達しないガス発生器（開放サイクル）とは対照的に、閉サイクルと呼ばれることもあります。欠点は、特に酸化剤が豊富な場合、高温高圧のプレバーナー排気によってタービンや配管に極めて過酷な条件が生じるため、エンジニアリングが複雑になることです。
段階燃焼（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ました。最初の段階燃焼エンジンは、イサエフの元助手であったメルニコフによって設計された、ソ連のモルニヤロケットで使用されたS1.5400 (11D33) でした。 [ 1 ] ほぼ同時期（1959 年）、ニコライ・クズネツォフは、コロリョフの軌道 ICBM GR-1用の閉サイクルエンジンNK-9の開発に着手しました。クズネツォフは後にその設計を発展させ、失敗に終わった月ロケット N1用のNK-15およびNK-33エンジンを開発しました。段階燃焼を使用する非極低温N 2 O 4 / UDMHエンジンRD-253は、1963 年頃にヴァレンティン・グルシュコによってプロトンロケット用に開発されました。
N1 が放棄された後、クズネツォフは NK-33 技術を破棄するよう命じられたが、代わりに数十基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が連絡を受け、最終的にクズネツォフの工場を訪れた。高い比推力やその他の仕様について当初懐疑的な見方を受けた後、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。酸化剤を多く含む二段燃焼はアメリカの技術者によって検討されていたが、設計を機能させるのに必要なリソースを考慮して実現可能な方向性とは考えられていなかった。[ 2 ] ロシアのRD-180エンジンも二段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、後にアトラスVロケット用に RD-180 を購入し始めた。その後、2006年以降、購入契約はユナイテッド・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2026年現在もRD-180エンジンを搭載した残りのアトラスVロケットの飛行を続けている。
西側諸国で最初の実験室用二段燃焼試験エンジンは、1963年にドイツでルートヴィヒ・ベルコウによって製作された。
過酸化水素／灯油を燃料とするエンジンでは、過酸化水素を触媒分解してタービンを駆動した後、燃焼室で灯油と燃焼させるという閉サイクル方式が用いられることがある。これにより、段階燃焼による効率上の利点が得られると同時に、大きな技術的問題を回避できる。
RS -25スペースシャトルのメインエンジンは、二段燃焼エンジンのもう一つの例であり、液体酸素と液体水素を使用した最初のエンジンです。[ 3 ]ソ連のシャトル では、これに対応するRD-0120が使用されていました。これは、比推力、推力、燃焼室圧力は似ていましたが、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。
段階燃焼サイクルにはいくつかのバリエーションが存在する。少量の酸化剤を燃料全流量で燃焼させるプレバーナーは燃料リッチ型と呼ばれ、少量の燃料を酸化剤全流量で燃焼させるプレバーナーは酸化剤リッチ型と呼ばれる。RD-180は酸化剤リッチ型プレバーナーを1基搭載している一方、RS-25は燃料リッチ型プレバーナーを2基搭載している。SpaceXのラプターは酸化剤リッチ型と燃料リッチ型の両方のプレバーナーを搭載しており、この設計はフルフロー段階燃焼型と呼ばれる。
二段燃焼設計は、単軸式または二軸式のいずれかになります。単軸式では、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があります。二軸式では、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、そのタービンは、1 つまたは複数のプレバーナーの吐出によって駆動されます。二軸式設計の例としては、Rocketdyne RS-25、JAXA LE-7、およびRaptorがあります。単軸式設計と比較すると、二軸式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) が必要ですが、2 つのターボポンプを個別に制御できます。ハイドロロックスエンジンは、推進剤の密度が大きく異なるため、通常は二軸式設計です。
推進剤ターボポンプに加えて、二段燃焼エンジンでは、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、より小型のブーストポンプが必要となる場合が多い。例えば、RD-180や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によって駆動されるブーストポンプと加圧タンクを用いて、プレバーナーに入る前に推進剤の圧力を段階的に上昇させる。
全流量二段燃焼（FFSC）は、酸化剤リッチおよび燃料リッチのプレバーナーの両方を使用するツインシャフト二段燃焼燃料サイクル設計であり、両方の推進剤の供給全体がタービンを通過します。[ 4 ]燃料ターボポンプは燃料リッチプレ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レバーナーによって駆動されます。[ 5 ] [ 4 ]
全流量二段燃焼サイクルの利点としては、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、エンジンの寿命が延び、信頼性が向上することが挙げられます。例えば、ドイツ航空宇宙センター（DLR）がスペースライナー計画の一環として研究したエンジン設計では最大25回の飛行が想定されており[ 4 ]、スペースXのラプターでは最大1000回の飛行が期待されています[ 6 ] 。さらに、全流量サイクルでは、通常、酸化剤リッチガスを燃料ターボポンプから、または燃料リッチガスを酸化剤ターボポンプから分離するために必要な推進剤間タービンシールが不要になるため[ 7 ] 、信頼性が向上します。
燃料と酸化剤の両方のプレバーナーを使用することで、各推進剤が燃焼室に入る前に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種類のロケットエンジンに属します。[ 7 ]コンポーネントの完全なガス化により、燃焼室内の化学反応が速くなり、より小さな燃焼室が可能になります。これにより、燃焼室圧力を上げることが可能になり、効率が向上します。
全流量式二段燃焼サイクルの潜在的な欠点としては、単軸式二段燃焼サイクルと比較して、より厳格な材料要件、および2つのプレバーナーのエンジニアリングの複雑さと部品点数の増加が挙げられる。
2026年現在、7つのフルフロー二段燃焼ロケットエンジンが試験台でテストされています。 1960年代のエネルゴマシュにおけるソ連の貯蔵可能な推進剤RD-270プロジェクト、 2000年代半ばのエアロジェット・ロケットダインにおける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実証機プロジェクト[ 7 ] 、 2019年2月に初めて試験燃焼されたスペースXの飛行可能なメタロックス・ラプターエンジン[ 8 ] 、 2023年5月の中国航天液体推進技術研究院のYF-215 [ 9 ] 、 2024年のストーク・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・ゼニスエンジン[ 10 ] 、 2025年5月のランドスペースのBF-20 [ 11 ]、2025年のニュー・フロンティア・エアロスペースのミョルニル[ 12 ]です。
全流量二段燃焼エンジンの最初の飛行試験は、2019年7月25日にSpaceXがサウス・テキサス・ローンチ・サイトでStarhopper試験ロケットにRaptorメサロックスFFSCエンジンを搭載して飛行した際に行われた。[ 13 ] 2026年4月現在、Raptorは打ち上げロケットに搭載されて飛行した唯一のFFSCエンジンである。
マスク氏は、長年目標としてきた火星へのミッションでは、SpaceX の推進剤として液体酸素とメタンが選ばれるだろうと述べた。 SpaceX の最初の作業は、コードネーム Raptor と呼ばれる将来の上段用の液体酸素/メタンロケットを製造することである。このエンジンの設計は、現在の Merlin 1 エンジンシリーズで使用されている「オープンサイクル」ガス発生器システムから脱却することになる。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で使用されているはるかに効率的な「段階燃焼」サイクルを使用する。