ターボポンプ

ターボポンプのポンプ側は、液体推進剤をポンプするために非常に高速（毎分数千回転）で回転するインペラで構成されています。 ^{[ 2 ]}インペラは中央のシャフトに取り付けられており、そのシャフトにはタービンも取り付けられています（場合によっては別のシャフトにギアで接続されています）。タービンはシャフト動力を供給し、その動力はインペラによって消費され、液体推進剤にエネルギーを与えます。インペラは主に液体を高速に加速することでこのエネルギーを与えます。しかし、最終的な目標は高速の液体ではなく、高圧の液体です。そのため、インペラの周囲には渦巻きケーシングまたはディフューザーが配置されています。これらは流れを減速させ、結果として圧力を劇的に上昇させる特殊な形状のハウジングです（ベルヌーイの原理による）。液体はその後、ロケットエンジンの残りの部分に排出されるか、場合によっては圧力をさらに上昇させる第2のインペラと渦巻きケーシング/ディフューザーのステージに排出されます。

液体ロケットエンジンのターボポンプには、ほぼ必ずインデューサーがインペラの上流側に備えられています。インデューサーは螺旋状のポンプ要素で、流入する流体の圧力を緩やかに上昇させ、インペラに到達した際にキャビテーションが発生しないようにする役割を果たします。多くの場合、インペラとインデューサーは一体構造で製造され、軸方向の螺旋状ブレードと放射状ブレードが徐々に移行する構造になっています。

ターボポンプのタービン側は、1 つ以上のステージで構成され、各ステージにはステータとローターがあります。^{[ 3 ]}タービン内の個々のローターディスクは、現代ではホイールと呼ばれることが多いです。これらのタービンは、液体ロケットエンジンに十分な軸動力を供給するために必要な非常に高いガス流量 (体積) のため、事実上常に軸流型です。これとは対照的に、ターボチャージャーは、ガス流量がはるかに低いため、通常はラジアルタービン設計を採用しています。

タービンの上流にはタービンマニホールドがあり、ロケットエンジンのサイクルの上流にある供給源からガスを集め、タービンのリムに沿って円周方向に分散させます。その後、ガスはマニホールドから軸方向に下方へ流れ、タービンの各段に送られます。ステータは通常ブレード状になっていますが、圧力損失が特に大きいガスタービンサイクルなどの場合は、ブレードを省略し、マニホールド自体から角度をつけたノズルを直接ドリルで開けてタービンホイールに噴射させる方法もよく用いられます。

タービンの下流はサイクルによって異なり、クローズドサイクルではエンジンのメインインジェクターにつながり、そこで（タービンが燃料過剰か酸素過剰かによって）推進剤の1つがガスとして主燃焼室に噴射され、推進剤の微粒化と混合を促進するのに非常に有利になることがあります。^{[ 4 ]}オープンサイクルでは大気中に放出されます。これは、エンジンの側面から直接船外に放出されるか、ロケットエンジンのノズルにあるマニホールドにつながり、そこから、周囲圧力が燃焼室よりもはるかに低いスロートのはるか下流の主流路に噴射されることを意味します。^{[ 5 ]}ここでの目的は、タービンから出る高温ガスは主燃焼室内のガスよりもはるかに低温であるため、ノズルに追加のフィルム冷却を提供することです。後者のオプションは、ノズルがはるかに大きい（したがって冷却が必要な面積も大きく、多くの場合、最外縁部には再生ジャケットがない）真空最適化オープンサイクルエンジンで一般的です。タービンから排出されるガスは、エンジンの推力のかなりの部分を占める可能性があることに注意が必要です。そのため、たとえ直接船外に排出される場合でも、通常はタービンの下流にハウジングと緩やかな収束・拡散ノズルが設けられ、余剰推力を最大限に活用します。また、この箇所では熱交換器を用いて流れから廃熱を回収することも可能です。これは、例えばタンク内の再加圧ガスを加熱する際に役立ちます。

液体ロケットエンジンのターボ機械／エンジンサイクル設計は、空気吸入式エンジン（ターボジェットエンジン）とは大きく異なります。その主な理由は、タービン材料が燃焼室の高温に耐えられないためです。ロケットエンジンのサイクルはすべて、この根本的な問題に対する様々な解決策なのです。

史上初のターボポンプ設計（ゴダードによる、1930年代初頭）では、タービンを部分的に主燃焼室の流れに組み込み、再生冷却を行っていた。^{[ 6 ] [ 7 ]} 1930年代後半に実際に製造される頃には、彼は基本的な膨張機サイクル、そして最終的にはガス発生器サイクルへと移行していた。

ターボポンプのタービンは常に高圧ガスによって駆動されます。このガスの正確な供給源が、さまざまなロケットエンジンサイクルの主な違いです。空気吸入式エンジン（ターボジェットなど）は、タービンをバーナーの下流に配置し、エンジンの全流量と圧力を直接利用します。ロケットエンジンは、混合比が化学量論比に非常に近いため（酸化剤は高価であり、ロケットに搭載する必要があるため）、燃焼室内の火炎温度が劇的に高くなるため、このようなことは決してできません。その温度は非常に高いため、ほとんどすべての材料が溶融し、溶融しないごく少数の材料でさえ、この温度では構造的な強度がほとんど残っていません。

このため、ロケットエンジンのサイクルはすべて、この問題を回避し、主燃焼室のガスよりもはるかに低温の高温ガスをタービンに供給するためのさまざまな方式です。ガス発生器と二段燃焼サイクルでは、エンジンに完全に独立した小型の燃焼室（ガス発生器（最終的にガスは機外に排出される）またはプレバーナー（プレバーナーで「予備燃焼」されたガスはタービンを通過した後、最終的に主燃焼室に到達する）と呼ばれる）を取り付けることでこれを実現します。これらの小型燃焼室は、燃料が多すぎるか酸化剤が多すぎるかのいずれかで、化学量論比から大きく外れて動作します。したがって、「燃料過剰」と「酸化剤過剰」のガス発生器と二段燃焼サイクルが存在します。また、燃料過剰と酸化剤過剰の2つのプレバーナーを持つことも可能で、これは「フルフロー二段燃焼」と呼ばれます。

これらに加えて、膨張機サイクルもあります。これは、主燃焼室の再生冷却ループで液体推進剤（通常は燃料）を沸騰するまで加熱し、ガスとしてタービンに供給するものです。最後の主要なサイクルはタップオフサイクルで、主燃焼ガスの一部を「タップオフ」してタービンに送ります。前述の温度の問題があるため、タップオフサイクルでは、再分配されたガスがタービンに到達する前に急速に冷却するための大型の専用熱交換器が必要です。

ターボポンプ内のすべての回転部品（インペラ、インデューサ、ホイール、シャフト、シールの一部、各種スペーサーなど）の集合体は、総称して「ローター」と呼ばれます。ローターは極めて高速な角速度で回転し、シャフトの回転速度は毎分数万回転にも達することが一般的です。名目上、ローターとターボポンプの残りの部分との間の唯一の機械的接続はベアリングを介して行われます。^{[ 8 ]}最も一般的なのはボールベアリングですが、最近の例外として流体動圧ベアリングが使用されることもあります。ベアリングの選択の目的は摩擦を最小限に抑えることです。摩擦が大きいとベアリングが摩耗するだけでなく、摩擦によるエネルギー損失は熱として放出され、ベアリングを損傷させないために迅速に除去する必要があるためです。ターボポンプの設計におけるもう一つの課題は、ポンプ内の局所環境が極低温であることが非常に多く、ベアリングの潤滑に通常使用されるグリースやオイルのほとんどすべてがこの温度には適さない（凍結する）ことです。したがって、ターボポンプのベアリングは、従来の意味での潤滑剤を一切使用しません。むしろ、ベアリングはむき出しの金属として取り付けられ、摩擦によって発生する熱を放散するために、一定量の冷たい推進剤が意図的にベアリング内部（つまり、ボールがある部分）を流れるようになっています。このベアリング冷却回路は二次的な流れであり、流体力学設計者は、インデューサ／インペラ／ボルテックスを通る推進剤の一次的な流れに加えて、この二次的な流れも設計する必要があります。

ターボポンプは、部品の正確な配置や、部品にかかる負荷／応力に非常に敏感です。流体力学的観点からは、インペラ／インデューサとポンプハウジングの間に非常に狭いクリアランスが求められるのが一般的であり、空力学的観点からは、タービンホイールとステータ／マニホールドの間に狭いクリアランスが求められます。さらに、回転力学の観点からは、特にタービンホイールにおいて、回転部品とシャフトとの間に高い剛性結合が求められます。

これらの考慮事項などから、高精度かつ高剛性の機械設計が求められます。ボルト接合は一般的に部品を接合する標準的な方法ですが、ターボポンプの中には溶接接合を用いるものもあります。しかし、溶接接合は一般的に剛性が低く、溶接工程中に部品が熱によって反る可能性があり、ターボポンプの寿命を通して疲労のリスクが高まるため、より慎重な検討と解析が必要です。ローターが構造的に一体の剛体として機能するためには、すべての部品をシャフトに沿って長いスタックアップ状に積み重ね、両端から予圧をかける必要があります。これにより、通常はアンギュラコンタクトタイプのボールベアリングに適度な負荷がかかり、剛性が向上します。通常、予圧は、インデューサの先端を締め付け、その下のシャフト端にねじ込むボルトによって一方の端から供給されます。ターボポンプの正確な構成によっては、もう一方の端は別のインデューサ（別の推進剤用）またはタービンホイールとなり、そのタービンホイールにもシャフト端に予圧ボルトが取り付けられます。

シャフト自体の設計は、高トルクを伝達する必要性によって左右されます。伝達できるトルクが大きいほど、タービンからポンプに伝達できる動力が大きくなります。^{[ 9 ]}シャフト動力は、シャフト速度とシャフトトルクの積です。この高トルク要件により、設計者はシャフトの極慣性モーメントを最大化するように設計します。シャフトが中空であることは珍しくありません。これは、材料の重量が一定の場合、この極慣性モーメントを最大化するためです。シャフトはまた、ロータースタックアップのコンポーネントにトルクを伝達する必要があります。これは、トルクは小さいが製造が容易なキー溝、一般的にトルクは大きいが製造が難しいスプライン、またはシャフトの円形面に取り付けられたコンポーネント（タービンホイールなど）によく使用されるせん断ピンによって実現できます。

ベアリングに軸方向の過負荷をかけないことが不可欠です。^{[ 8 ]}過負荷をかけると、ターボポンプ、ひいてはエンジンの壊滅的な故障につながる可能性があります。ローターは、静止ポンプケーシングからほぼ完全に分離された剛体として機能します。ローターの上下移動を妨げる唯一のコンポーネントは、両端のベアリングです。ローターの各コンポーネントには、軸方向にローターを押す大きな軸方向力（流体力と空力力の両方）が作用します。これらの軸方向力の合計は「ローター推力」として知られています（エンジン全体の推力と混同しないでください）。ローター推力の主なコンポーネントは次のとおりです。

• インデューサ：上向きの軸方向の力がかなり大きい。つまり、インデューサは「上流へ泳ごう」として、ローター上部に固定しているボルトを引っ張る。これは、下流の圧力が上流よりも高いためである（これがインデューサの目的であり、圧力差が大きいほど流体力学的役割をうまく果たしていることを意味する）。これはまた、ブレード荷重の主な原因であり、インデューサのコンポーネントレベルの設計における主要な設計上の制約となっている。^{[ 10 ]}
• インペラ：複数の力が作用します。1つ目は、インペラが流入する流れの軸方向下向きの線運動量を半径方向外向きの運動量に変換するため、運動量保存則によって不足している下向きの成分がインペラ自体に伝達される必要があることから、インペラを下向きに押し下げる力です。2つ目の力は、インペラのシュラウド領域とバックディスク領域の間の圧力不一致から生じます。この力の方向はあらかじめ決まっているわけではなく、流体力学設計者によって操作できます。これは通常、シュラウド領域とバックディスク領域を入口領域と排出領域から分離するラビリンスシールの設計、およびインペラ全体の流れと圧力分布を操作するためにハウジングまたはインペラ自体に追加できる湾曲した形状である、意図的に加工された「スワールブレーク」によって実現されます。これらの意図的な設計は、次の式で表される半径方向の圧力分布を操作します。

${\displaystyle P_{2}-P_{1}={\frac {\rho }{2}}K^{2}\omega ^{2}(r_{2}^{2}-r_{1}^{2})}$

どこ${\displaystyle K}$は旋回係数（CFDおよび／または試験から導出される）です。通常、領域2はインペラ吐出側、領域1は対象となるラジアルステーションです。

• タービン: 一般的に、タービンマニホールドから離れた下向きの軸方向の力が作用します。これは、タービンホイールが作動ガスからエネルギーを抽出し、ブレードを通過する際に圧力が低下するため、下流領域が上流のバックディスク領域よりも低圧になるためです。この効果は、反動型タービンで最も顕著であり、反動度とともに増加します。これは、これらのタービンホイールがガスの圧力からエネルギーを抽出するように設計されているためです。 ^{[ 11 ]}衝動型タービンは反動度がゼロであるため、理論的には圧力降下やローター推力は発生しません。これは、これらのタービンホイールがガスの圧力ではなく速度からエネルギーを抽出するように設計されているためです(圧力降下は上流のステータ全体で発生します)。現実の世界では、これらのタービンは効率が悪いため、完全な衝動型ではなく、依然としてわずかなdpが発生します。タービンホイールの大きな面全体に積分すると、これはかなりの正味の力に蓄積される可能性があります。

ターボポンプの中には、ローター推力を調整できる設計になっているものがあります。これは、インペラバックディスクやシュラウド領域から少量の流体を低圧領域（例えばポンプ入口や大気へのブリード）へ再循環させるリターンラインを介して実現されます。これにより、インペラ領域の圧力が低下します。これらのリターンラインには、ターボポンプのオペレーターがローター推力をベアリングの状態に合わせて調整するために操作するインラインオリフィスやバルブが設けられています。例えば、エンジンの受入試験では、エンジンを飛行に送り出す前に、燃焼試験の合間にこれらのリターンラインを再構成してローター推力を調整する場合があります。

チューニングとポンプ/ベアリングの認定はどちらも、試験エンジニアがエンジン燃焼中にどの程度のローター推力に達するかを（少なくともおおよそ）把握していることに依存します。これには複数の方法がありますが、最も直接的な（ただし技術的に複雑な）方法は、ベアリングとハウジング間の荷重経路にあるポンプにロードセルを組み込むことです。別の方法としては、高温燃焼試験後にベアリングを検査し、ボールの軸方向力によるレースの摩耗の兆候を探し、これをコンポーネントレベルの試験経験と関連付けて、観察された摩耗度に対応するローター推力の大きさを推定する方法があります。3つ目の一般的な方法は、ターボポンプのさまざまな重要なポイント（インデューサ、インペラ、タービンの上流/下流が主なポイント）に圧力変換器を組み込み、ソフトウェアでそれらの読み取り値をローター上のさまざまなコンポーネントの既知の形状と組み合わせて、これらの圧力をすべて力成分に統合し、それらを合計して全体のローター推力を算出することです。

ベアリングに負荷をかけすぎないことも重要です。ローターは全体として一つの剛体として作用するため、ターボポンプの一方の端にあるベアリングに負荷が増加すると、もう一方の端にあるベアリングの負荷は自然に減少します。このもう一方のベアリングの負荷が低くなりすぎると、ベアリングが収まっているハウジングとの接合部の剛性が急速に低下し、ハウジングに対するローターの拘束効果が大幅に低下します。ローターダイナミクス効果が支配的になり、最悪の場合、ローターとハウジングが衝突して壊滅的な結果を招く可能性があります。この問題を解決する設計方法の一つは、ベアリングをハウジングに対して十分な予圧をかけることで、どちらのベアリングの軸方向予圧が低くなりすぎても余裕を持たせることです。この方法はよりシンプルですが、ベアリングに高い予圧をかけると、反対方向の余裕が失われる、つまりどちらかのベアリングの負荷が高くなりすぎる可能性が高くなるという点で、やや無駄があります。負荷不足の問題を回避するもう一つの設計方法は、ベアリングの外輪とハウジングの間に柔軟な部品（例えば、波ばね）を組み込むことです。こうすることで、たとえローターがずれてベアリングの1つに負荷がかからなくなったとしても、その端にある波型スプリングが伸びてベアリングに一定の予圧をかけるため、物理的に負荷がゼロになることはありません。

アンギュラコンタクトベアリングのペアは、X パターンまたは O パターンで配置できます。^{[ 12 ]}ラジアル力よりもローター推力が優勢であるため、ターボポンプの設計では O 配置が強く推奨されます。この配置では、推力の方向は負荷のかかったベアリングからローターの重心に向かっています。これは、逆の配置よりも本質的に安定しています。ローターは基本的に、現在支えられているベアリングから振り子のようにぶら下がっています (重力は通常、ローター推力を発生させる圧力力に比べて無視できるため、ローターは逆さまに「ぶら下がっている」ことさえあります)。これにより、ローターダイナミクスが改善され、ローターとハウジング間のミスアライメントの可能性が低減され、タイトで一貫したクリアランスに依存する多くのコンポーネント (特にインデューサチップ、およびラビリンスシール) の流体力学的性能が向上します。

ターボポンプは燃料と酸化剤を互いに分離しておく必要があります。そうしないと、ターボポンプ内で発火する危険性が高く、ロケットエンジンの完全な故障につながる可能性があります。二次的に、推進剤がタービンキャビティに入らないようにする必要もあります。これは、無駄をなくし、タービンを通るガスの流れの状態が変わらないようにするためです。特に、燃料過剰運転中のタービンに酸化剤が入らないように、また、酸化剤過剰運転中のタービンに燃料が入らないようにする必要があります。これは、この場合、漏れがあると、作動ガスの酸化剤/燃料混合比（MR）が化学量論比に近づき、火炎温度が上昇し、タービン材料が耐えられないほどになる可能性があるためです。これらの理由から、ターボポンプのシャフトには常に動的シールが設けられており、シールの一方の部分はローターに取り付けられてローターと共に回転し、もう一方の部分はハウジングに静的に取り付けられています。^{[ 13 ]}

ターボポンプの動的シールは、一般的なシステムのシールと比べて非常に特殊な要件が求められます。直径の大きいシャフトで非常に高速な回転速度に耐える必要があり、つまり摩擦速度が非常に高くなります。また、極低温環境にも耐えられる必要があり、酸化剤側に接するシールは酸素にも耐えられる必要があります。そのため、脆化しやすい（そもそもこのような高速回転速度では耐えられない）エラストマー系シールは使用できません。スプリング式やその他の圧縮式シールも、このような高速回転速度では実用的ではありません。

実際には、ターボポンプは主にラビリンスシール、フェースシール、カーボンリングシールの3種類のシールを使用しています。^{[ 14 ]}

• ラビリンスシールは非接触型シールで、流体が迂回経路を通ることでシールの吐出係数が最小限に抑えられ、結果としてシールからの漏れも最小限に抑えられます。ラビリンスシールは3種類のシールの中で最も漏れやすいため、単独で使用されることはほとんどありません。
• フェースシールは、非常に滑らかな表面に研磨された2つの金属製シール面から構成され、組み立て時に圧着されます。これらのフェースシールには、接触型（運転中に摩擦するように設計されている）と非接触型の「リフトオフ」型があります。後者は、運転中にシール面間に薄いマイクロフィルム状の漏れ液層が形成されるように特別に加工／エッチングされた表面構造を持ち、静止面と回転面間の摩擦を最小限に抑えます。
• カーボンリングシールは、シャフトの周囲に複数のカーボン製固定セグメントを配置した接触シールです。シャフトにしっかりと押し付けられ、運転中に意図的に「摩耗」することで、漏れを最小限に抑えた精密なシール面を形成します。

ターボポンプの機械設計とシャフト速度の選択（ひいては流体力学的および空力学的設計にも影響する）の主な要因は、ローターダイナミクスです。高速では、ローターがベアリング内で歳差運動を開始し、大きな応力が発生して故障の原因となる可能性があります。 ^{[ 15 ]}この現象は旋回と呼ばれます。最も重要なことは、設計上の固有振動数を励起する速度として定義される臨界速度付近でシャフトを運転しないことです。

回転速度を調整する以外にも、大きな質量（例えばインペラやタービンホイール）がベアリングから離れて片持ち梁状にならないようにすることで、旋回を軽減できます。ローターダイナミクスの観点からは、理想的なターボポンプはシャフトの両端にベアリングがあり、その間にすべてのローター部品が配置されています（RD-180ターボポンプはこれにかなり近い構造になっています）。ほとんどのエンジンでは、このような設計は通常実用的ではありません。例えば、かなり複雑な流路が生まれます。代わりに、エンジニアの課題は、片持ち梁の長さを最小限に抑え、片持ち梁部品とベアリング間の荷重経路の剛性を高めることです。そのため、ローター部品をシャフトに予圧したいという要望が生じます。 ^{[ 1 ]}

ローターは組み立て直後は、通常、ある程度の不均衡があり、重心がシャフトの回転中心と正確に一致しません。そのため、ローターはターボポンプに取り付ける前にバランス調整する必要があります。一般的な方法は減算方式で、ローターをバランス調整機で回転させ、タービンホイールから少量の材料を徐々に除去します（研削など）。^{[ 16 ]}これは、ローターの慣性モーメントをある設定値以下に低減するために戦略的に行われます。

遠心インペラは 500 < の範囲で最適です${\displaystyle N_{s}}$< 2500（数値は概算であり、情報源によって異なる）。^{[ 17 ]}

ほとんどのターボポンプは遠心インペラを備えています。流体はポンプの回転軸に沿って流入し、インペラによって高速に加速されます。その後、流体は渦巻きケーシング（出口に向かって螺旋状に伸びている）またはディフューザー（複数の分岐チャネルを持つリング状の構造）を通過します。これにより、流体速度が低下するため、動圧が大きく上昇します。渦巻きケーシングまたはディフューザーは、高い運動エネルギーを高圧（数百バールに達することも珍しくありません）に変換し、出口背圧が高すぎなければ、高い流量を実現できます。

インペラブレードの形状、特にその入口および出口の角度の開発は、ターボポンプの全体的な流体力学的性能の主要な要因です。インペラブレードの形状開発は、オイラーのポンプ方程式から始まります。^{[ 19 ]}

${\displaystyle H=\eta (u_{out}v_{tang,out}-u_{in}v_{tang,in})=\eta \omega (r_{out}v_{tang,out}-r_{in}v_{tang,in})}$

• ${\displaystyle \eta }$＝ポンプ効率（無次元）。これは、あらゆる非効率性を一つの指標に集約したものです。
• ${\displaystyle u}$＝接線速度（m/s）
• ${\displaystyle v}$＝流速（m/s）。静止座標系における値。
• ${\displaystyle \omega }$＝角速度（ラジアン/秒）
• ${\displaystyle r}$= 半径方向の位置 (m)

軸流インペラは 8000 < の範囲で最適です${\displaystyle N_{s}}$20,000未満（数値は概算であり、情報源によって異なる）。^{[ 17 ]}

この場合、シャフトには基本的に（場合によっては複数の）ローターホイールとステーターがシャフトに沿って配置され、ポンプの主軸と平行な方向に流体を送り出します。^{[ 21 ]}遠心インペラと比較すると、軸流インペラは、推進剤の体積流量を増やすために、低い揚程を犠牲にします。このため、遠心ポンプ設計を使用する他のほとんどすべての推進剤よりも密度が著しく低い液体水素のポンプ輸送に魅力的です。

実際に運用された唯一の純粋な軸流ポンプは、サターンVロケットの上段のJ-2エンジンに搭載されていたものである。 ^{[ 22 ]}もちろん、これはインデューサーは含まない。インデューサーは至る所に存在し、まれなケースでは唯一のポンプ要素となっている（例：RS-25低圧燃料ターボポンプ）。^{[ 23 ]}

開放サイクルは、タービンを通過する質量流量を最小限に抑え、圧力損失を最大化することで効率を高めることを目的としています。これは、質量流量が排出されるため、性能が低下するからです。一方、圧力損失を最大化することは容易です。なぜなら、排出される圧力は周囲圧力であり、ガス発生器（GG）室の圧力よりも大幅に低くなるからです。これは、GG圧力が主室圧力と同じ値であっても当てはまります。ポンプは、いずれにしてもその圧力まで排出するために十分な負荷をかけなければなりません。これらの考慮事項から、設計者はタービンに衝動設計を採用するようになります。衝動設計では、ガス流は収束・発散ブレードまたはノズルによって超音速まで膨張され、タービンホイールに衝突します。

クローズドサイクルは、タービン全体の圧力損失を最小限に抑え、質量流量を最大化することで効率を高めることを目的としています。これは、下流側の圧力が主燃焼室の圧力よりも高くなければならないためです。インジェクターと再生ジャケットの圧力損失により、下流側の圧力はしばしば大幅に高くなります。したがって、圧力損失を増やす唯一の方法は、プレバーナーの燃焼室圧力を主燃焼室の圧力よりもはるかに高くすることです。これにより、プレバーナーに高圧吐出を行う必要があるポンプに、かなりの負荷がかかります。これに比べて、質量流量は船外に排出されないため、容易に達成できます。そのため、一方の推進剤の全質量流量をプレバーナーとタービンに通すのが一般的です。フルフロー二段燃焼サイクルは、これをさらに一歩進め、両方の推進剤の全質量流量（したがって「フルフロー」）をプレバーナーとタービンに通し、エンジンを通過する可能な質量流量のほぼ100%を利用してターボポンプの軸動力を生成します。これらの考慮事項から、設計者はタービンにおいて、ガス流が亜音速で排出され、羽根車に反作用する反応型設計へと向かう。

ロケットエンジンの始動は、いわば鶏と卵の問題です。タービンを駆動してポンプを回転させるには、どこかで燃焼が発生する必要があります（サイクルによってガス発生器、プレバーナー、推力室など）。しかし、持続的な燃焼に必要な加圧推進剤を供給するには、ポンプが既に回転している必要があります。この問題を解決する一般的な方法は、外部から蓄積されたエネルギー源を短時間供給することです。加圧された回転ガス（例えば窒素）をタービンマニホールドに送り込み、タービンを回転させ始めます。タービンが加速し始めると、ポンプは燃焼用の推進剤を少量供給し始め、点火システムが作動して燃焼が始まります。窒素の供給が減少すると、点火システムが燃焼ガスを供給し始め、ポンプをさらに回転させ、燃焼用の推進剤をさらに供給し、タービンをさらに回転させます。このプロセスはブートストラップと呼ばれ、エンジンが最大出力に達するまで数秒程度かかります。

大型ミサイル用の高圧ポンプは、1920年代にはすでにヘルマン・オーベルトなどのロケットの先駆者によって議論されていた。 ^{[ 25 ]}ターボポンプには、明確に議論の余地のない発明者はいない。むしろ、1930年代に米国とドイツでそれぞれ独立して開発され、両チームは互いについてほとんど、あるいは全く知らなかった。歴史記録によると、あらゆる種類のターボポンプの最も初期のプロトタイプは、1934年頃にアメリカ人のロバート・ゴダードとそのチームによって作られたようだ。 ^{[ 7 ]}これらの初期のターボポンプのテストは成功しなかった。ターボポンプの根本的な問題にすぐにぶつかったからだ。タービンは主燃焼室のガスで直接駆動され、すぐに溶けてしまった。この知識を基に、ゴダードはガス発生器サイクルを改良し、徐々に発明していった。そして最終的に、液体酸素とガソリンを用いて1940年に彼の「Pシリーズ」（ポンプシリーズ）ロケットを飛行させることに成功した、新しいターボポンプを開発した。

しかし、この飛行はドイツで既に成功した飛行によって先取りされていた（ただし、単一推進剤であった。ゴダードのターボポンプは、飛行した最初の二元推進剤のものとなるはずだった）。ヘルムート・ウォーカーは1937年にロケット動力航空機用のターボポンプの開発を開始し、1939年に過酸化水素単一推進剤を使用した航空機RII-203の初飛行に成功した。これに続いて同年、DFS 194とHe 176がすぐに飛行した。これらの推力値は期待外れであることが判明し、その原因は吸引性能の悪さによるインペラの著しいキャビテーションにあることが分かった。これがインデューサーの発明を促し、これはその後のすべてのウォーカー・ターボポンプに追加された。特に、実戦で使用された唯一のロケット動力航空機であるメッサーシュミットMe 163コメートには、その直後に追加された。 ^{[ 7 ]}

1935 年半ば、ヴェルナー・フォン・ブラウンは、大型消防ポンプの製造経験を持つドイツ南西部の企業クライン、シャンツリン＆ベッカー社で燃料ポンプのプロジェクトを開始した。 ^{[ 26 ] : 80}これは 1940 年頃までに V-2 ロケットの設計へと発展し、ウォルター蒸気発生器で分解された過酸化水素を使用してターボポンプ^{[ 26 ] : 81}を駆動し、エタノールと液体酸素を二液推進剤燃焼室に送り込んだ。これは Me-163 と比較してターボポンプの規模において大きな進歩であった。最初のエンジンは 1942 年に正常に点火し、1942 年 8 月 16 日には、試験ロケットがターボポンプの故障により空中で停止し墜落した。 ^{[ 26 ] [ 27 ]}最初の V-2 の打ち上げ成功は、その直後の 1942 年 10 月 3 日に行われた。^{[ 28 ]}

ソ連におけるターボポンプの開発は1943年に本格的に始まり、1947年には初飛行に成功した。その後、オソアヴィアヒム作戦を通じてMe-163とV-2計画から得られた知識によって開発は加速された。

同様に、米国におけるターボポンプの開発は、ゴダードの実験的な設計から、ペーパークリップ作戦を通じて得られた専門知識によって、はるかに大規模な産業的取り組みへと加速した。この頃、ジョージ・ボスコが率いるエアロジェットのターボポンプ開発プログラムによって、推進剤としての液体水素の開発に真剣に取り組まれた。1947年後半、ボスコとそのグループは、他のポンプの研究について学び、予備的な設計研究を行った。エアロジェットの代表者は、フロラントが水素ポンプの研究を行っていたオハイオ州立大学を訪れ、ライトフィールドのドイツ人ポンプ専門家ディートリッヒ・シンゲルマンに相談した。ボスコはその後、エアロジェットの最初の水素ポンプの設計にシンゲルマンのデータを使用した。^{[ 29 ]} 1948年半ばまでに、エアロジェットは液体水素と液体酸素の両方に遠心ポンプを選定した。彼らは海軍からドイツ製のラジアルベーンポンプをいくつか入手し、その年の後半にテストを行った。^{[ 29 ]} 1948年末までに、エアロジェット社は液体水素ポンプ（直径15cm）を設計、製造、試験した。当初は、極低温のため従来の潤滑が実用的でなかったため、ボールベアリングを清潔で乾燥した状態で 使用していた。

ポンプはまず低速で運転され、部品が極低温運転温度まで冷却されました。冷却後、シャフト速度を5000rpmから35000rpmまで加速する試みが行われました。ベアリングとインペラはすぐに破損しました。新たな試みでは、油と窒素の霧状の流れで潤滑される精密ベアリングが採用されました。次の運転では、ベアリングは満足に機能しましたが、ろう付けされたインペラが応力によって外れてしまいました。そこで、アルミニウムから新しいインペラが削り出されました。新しいポンプを使用した次の2回の運転では、ポンプは作動しましたが、流量や揚程はほとんど得られませんでした。これは、出口ディフューザーが小さく、冷却が不十分で流量が制限されていたためであることが判明しました。これは、ポンプハウジングに通気孔を追加することで修正されました。通気孔は冷却中に開けられ、空気が素早く排出されるようにしました。この修正により、1949年3月に2回の運転が成功し、流量0.25kg  /s、吐出圧力26barが予測とほぼ一致しました。^{[ 29 ]}

ゴダード宇宙飛行センター初期から1960年代にかけて、エンジンの設計はガス発生器サイクルが主流であった（V-2やその派生型など、初期のエンジンの中には触媒駆動サイクルを採用したものもあった）。1962年にはアメリカのRL10でエキスパンダーサイクルが採用され、1965年にはソ連のRD-253で二段燃焼サイクルが始まった。アメリカのJ-2S（GGサイクルJ-2の派生型）は1960年代後半の試験でタップオフサイクルを初めて採用したが、実際に飛行することはなかった。

RS -25は、二段燃焼サイクルを新たな高みへと引き上げた。これらはスペースシャトルのメインエンジン（SSME）として使用され、ターボポンプは30,000rpm以上で回転し、150lb  /s（ 68kg/s）の液体水素と896lbm/s（406kg  /s）の液体酸素をエンジンに供給した。^{[ 30 ]}技術的には4つの独立したターボポンプを備えており、酸素側と燃料側の両方に、メインポンプの前に小型のブーストポンプが備えられており、非常に高いヘッド/シャフト回転数を必要とする設計で吸引性能を向上させていた。^{[ 31 ]}

厳密にはターボポンプではない（タービンがないという意味で）が、エレクトロンロケットのラザフォードエンジンは、2018年に飛行中に電動ポンプを使用した最初のエンジンとなった。^{[ 32 ]}