二段燃焼サイクル

二段燃焼サイクル

二段燃焼サイクルは、液体ロケットエンジンにおいて推進剤を効率的に利用するための主要な動作方式の一つです。特に高い性能が求められるエンジンに採用されています。

仕組み

このサイクルでは、推進剤を一度の燃焼で終わらせず、二段階に分けて燃焼させます。まず、推進剤の一部を「プレバーナー（予燃焼室）」と呼ばれる小さな燃焼室で部分的に燃焼させ、高温・高圧のガスを生成します。このガスは、主燃焼室へ推進剤を送り込むためのターボポンプを駆動するために利用されます。タービンを回して仕事をした後のガスは、まだエネルギーを持っており、ポンプで加圧された残りの推進剤と共に主燃焼室へ供給されます。主燃焼室では、全ての推進剤が適切に混合され、完全に燃焼して推力を発生させます。

予燃焼室での混合比

予燃焼室での部分燃焼においては、推進剤の混合比に二つの主な方式があります。

1. 燃料リッチ：酸化剤に比べて燃料の比率が高い状態で予備燃焼を行います。この方式は比較的タービンが高温になりにくく、技術的な難易度は幾分低いとされます。アメリカのスペースシャトルに搭載されたSSME（主エンジン）などがこの方式（具体的には水素リッチ）を採用しています。
2. 酸化剤リッチ：燃料に比べて酸化剤の比率が高い状態で予備燃焼を行います。タービンが高温の酸化性ガスに晒されるため、材料選定や冷却に高度な技術が必要です。しかし、より大きなターボポンプ出力を得やすく、エンジンの高出力化に適しています。旧ソビエト連邦やロシア、中国はこの技術に長けており、エネルギアのブースターに使われたRD-170などが代表的です（酸素リッチ）。西側諸国では実用化された例が少ないとされてきました。

長所と短所

二段燃焼サイクルの大きな長所は、供給された全ての推進剤が最終的に主燃焼室での推力発生に利用されるため、エンジン全体の「比推力」（推進剤単位質量あたりの推力）が非常に高い点です。また、燃焼室圧力を高めやすいため、地上など大気圧環境でも効率の良い、長いノズルを使用できます。

一方で、短所としてはシステム構造の複雑さが挙げられます。予燃焼室、ターボポンプ、主燃焼室が密接に関連しており、部品点数が多くなりがちです。また、ターボポンプを効率良く駆動し、かつタービン通過後のガスが主燃焼室より高い圧力を保つ必要があるため、予燃焼室は極めて高圧で稼働しなければなりません。これにより、ターボポンプはさらに高い圧力で推進剤を送る必要が生じます。このように、システム全体で非常に高い圧力が要求されることが、二段燃焼サイクルエンジンの開発・製造を困難にする大きな要因です。

歴史

世界で初めて二段燃焼サイクルが実用化されたのは、1940年代後半の旧ソビエト連邦においてでした。ヴァレンティン・グルシュコの指導のもと、アレクセイ・イサエフらが先駆的な開発を行い、最初のエンジンS1.5400（11D33）が惑星探査機打ち上げロケットに採用されました。同時期にはニコライ・クズネツォフも閉サイクルエンジンの開発に着手し、後に失敗に終わった大型ロケットN-1用のNKシリーズエンジン（NK-15, NK-33など）を生み出しました。これらはケロシン/液体酸素を推進剤とする酸素リッチ方式でした。クズネツォフは計画中止後も密かにエンジンを保管しており、1990年代にその高性能が西側にも知られることとなりました。

グルシュコらはその後もUDMH/四酸化二窒素推進剤を用いたRD-253などを開発し、プロトンロケットに搭載しました。エネルギアロケット用ブースターのRD-170は、単室推力で世界最強とされる二段燃焼サイクルエンジンであり、これを改良・派生させたRD-171、RD-180、RD-191は、ゼニットやアトラス、アンガラなど現代のロケットに広く使用されています。

西側諸国では、1960年代にドイツで試験が行われた後、アメリカのSSME（液体水素/液体酸素）や日本のLE-7/LE-7A（H-II/H-IIA/H-IIBロケット用、液体水素/液体酸素）などが二段燃焼サイクルの代表例として開発・運用されました。SSMEは液体水素/液体酸素推進剤を用いた初の二段燃焼サイクルエンジンです。

※推進剤にケロシン/過酸化水素を用いるイギリスのガンマエンジンも閉サイクルの一種ですが、厳密には二段燃焼サイクルとは異なり、触媒分解でタービンを駆動後に燃焼室で混合・燃焼させる方式で、二段燃焼サイクルの効率優位性を得る工夫がされています。

フル・フロー・二段燃焼サイクル (FFSCC)

二段燃焼サイクルの一種に、フル・フロー・二段燃焼サイクル（Full Flow Staged Combustion Cycle: FFSCC）があります。通常の二段燃焼サイクルでは、予燃焼室で推進剤の一部を燃焼させてタービンを駆動しますが、FFSCCでは全ての燃料と全ての酸化剤がそれぞれ独立した予燃焼室で燃焼され、それぞれのターボポンプを駆動します。つまり、燃料リッチと酸化剤リッチ、二系統の予燃焼ガスが生成され、タービンを回した後、主燃焼室に供給されて混合・燃焼します。

FFSCCの利点は、タービンが比較的低温で作動するため信頼性や耐久性が向上する点、全ての推進剤がタービンを通過することでポンプ圧力をより高めやすい点、そして推進剤がそれぞれ予備燃焼されているため主燃焼室での燃焼効率を高めやすい点などがあります。また、従来の方式で課題となりやすかった燃料ポンプと酸化剤ポンプ間のシール構造が不要になるメリットもあります。旧ソ連でRD-270エンジンで試験されたほか、近年ではスペースX社のラプターエンジンで実用化されています。

代表的な二段燃焼サイクルエンジン

RD-8：ゼニットロケット上段
RD-253：プロトンロケット初段（UDMH/四酸化二窒素）
RD-270：UR-700/UR-900計画（UDMH/四酸化二窒素）
NK-33：N-1ロケット初段（ケロシン/液体酸素）
RD-120：ゼニットロケット二段目（ケロシン/液体酸素）
RD-170：エネルギアロケットブースター（ケロシン/液体酸素）
RD-180：アトラスVロケット初段（ケロシン/液体酸素）
RD-191：アンガラ・ロケット初段、KSLV-1初段（ケロシン/液体酸素）
RD-0120：エネルギアロケットコア段（液体水素/液体酸素）
RD-0124：アンガラ・ロケット（ケロシン/液体酸素）
RS-84：再使用型エンジン計画（開発中止、ケロシン/液体酸素）
SSME (RS-25)：スペースシャトル主エンジン（液体水素/液体酸素）
LE-7：H-IIロケット初段（液体水素/液体酸素）
LE-7A：H-IIA/H-IIBロケット初段（液体水素/液体酸素）
* ラプター：スターシップ/スーパー・ヘビー（液体メタン/液体酸素、フル・フロー方式）

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