Fastrac

Fastrac / MC-1 エンジン

Fastrac、あるいは後にMC-1と改称されたこのエンジンは、アメリカ航空宇宙局（NASA）が開発した液体燃料ロケットエンジンです。その主目的は、小型かつ低コストな使い捨て型ロケットに搭載されることでした。

エンジンの設計と特徴

このエンジンの最大の特徴は、開発コストと製造費用を低く抑えることに重点が置かれている点です。推進剤としては、ロケットエンジン用ケロシン（RP-1）と液体酸素（LOX）の組み合わせを使用します。

エンジンを始動させる際には、推進剤を供給する前に燃焼室内に特別な始動用点火剤を噴射し、点火を行います。推進剤の供給を担うのは、単軸構成で複式インペラを備えたターボポンプです。

構造面では、使い捨てを前提としたシンプルな設計が採用されています。特にノズル部分には、アブレーション冷却方式が用いられ、材料には炭素繊維強化炭素複合材料が使用されました。これにより、複雑な再生冷却機構などが不要となり、コスト削減に貢献しています。設計上の目標推力は、海面高度ではなく真空中において60,000 lbf（約267 kN）とされていました。

開発と試験の経緯

MC-1エンジンシステムの開発試験は、1998年10月24日から開始されました。計画が中止されるまでの間に、合計3基の試作エンジンが製造され、それぞれ異なる試験設備で合計48回の地上燃焼試験が実施されました。これらの広範な試験にもかかわらず、Fastrac/MC-1エンジンが実際にロケットに搭載されて打ち上げられることはありませんでした。

元々はFASTRAC計画の一部として開発が進められていましたが、この計画が中止された後も、NASAはこの設計の有用性に着目しました。ロータリー・ロケット計画やX-34計画など、他のロケットプロジェクトでの活用を試みるべく、Fastrac 60Kという当初の識別名称からMC-1へと変更されました。

技術的な遺産

Fastracエンジンの開発で培われた基本的な設計原理、特に燃料噴射器の形式として採用されたピントル式噴射装置や、燃焼室におけるアブレーション冷却方式、そして推進剤を供給するターボポンプ（これはFastrac開発に関わった協力会社が製造したものと共通しています）といった要素は、後のロケットエンジン開発に影響を与えました。

その技術的流れを受け継いだ代表例が、スペースX社が開発したマーリン1Aエンジンです。マーリン1Aは、Fastracと同様にRP-1と液体酸素を推進剤とし、ピントル式噴射装置やアブレーション冷却の燃焼室といった特徴を共有しています。

推力においては、Fastracの真空推力が約270 kN（60,000 lbf）であったのに対し、マーリン1Aはそれを幾分上回る約340 kN（77,000 lbf）を達成しました。これは、基本的な設計のポテンシャルと、特にターボポンプの改良によって、より高推力化が可能であることを示唆しています。スペースX社の最新型エンジンであるマーリン1Dに至っては、推力が約690 kN（155,000 lbf）に達していますが、こちらは冷却方式がアブレーション冷却ではなく再生冷却に変更されています。

エンジン仕様諸元（一部）

現存する情報に基づく、Fastrac/MC-1エンジンの主要な仕様の一部は以下の通りです。

真空での推力: 284.41 kN (60,000 lbf)
真空での比推力: 314秒 (3.0 kN·s/kg)
総推進剤流量: 91.90 kg/s
ガス発生器圧力: 39.64 bar
ガス発生器温度: 888.89 K
ノズル出口直径: 0.22 m
燃料: RP-1 (ロケットエンジン用ケロシン)
酸化剤: 液体酸素

海面高度での推力や比推力、燃焼器圧力など、一部の仕様については公開情報が限られています。

関連するエンジン

Fastrac/MC-1エンジンと同様に、RP-1と液体酸素を推進剤とするロケットエンジンは多数存在します。スペースX社のマーリンシリーズやケストレル、アトラスVに使用されるRD-180、かつてデルタロケットで使用されたRS-27A、ロシアのRD-191やNK-33、そしてアポロ計画でサターンV型ロケットに搭載されたF-1エンジンなどが挙げられます。

開発計画は中止されたものの、Fastrac/MC-1エンジンで追求された低コスト化技術や特定の設計要素は、その後の商業宇宙開発におけるエンジンの進化に間接的に貢献したと言えるでしょう。

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