H-1 (ロケットエンジン)

H-1ロケットエンジン

H-1エンジンは、液体酸素とRP-1（ロケット燃料用ケロシン）を推進剤とする、公称推力200,000 lbf（約890 kN）クラスの液体燃料ロケットエンジンです。当初、ソーやジュピターといった弾道ミサイルの改良型ロケットの第1段に採用されました。その後、アメリカの有人宇宙計画、特にアポロ計画を支えたサターンIおよびサターンIBロケットの第1段（S-IB）にも、より効率化された形で搭載されました。サターンIBの第1段には、このH-1エンジンが8基束ねて使用され、初期には合計推力約734 kN、後には約890 kN、最終的には約912 kNまで推力が増強されました。H-1の開発および運用で得られた知見は、後にアポロ計画の主要なロケットであるサターンVの第1段に搭載された、より強力なF-1エンジンの開発にも大きく貢献しました。

開発の経緯

ロケットの開発において、搭載されるエンジンの開発は数年先行して行われるのが一般的です。サターンロケットの開発も例外ではなく、その最初の仕様策定は1957年には始まっていました。当時、「スーパージュピター」とも呼ばれた初期の概念では、9000 kg級の打ち上げ能力を持つロケットが構想されており、そのためには約6.7 MN（150万ポンド）級の推力が必要と見積もられていました。1957年のスプートニク1号打ち上げを契機に、アメリカは大型ロケット開発を加速させ、非軍事の宇宙開発機関であるNASAを設立します。フォン・ブラウン率いる陸軍弾道ミサイル局（ABMA）のチームは、1960年にNASAのマーシャル宇宙飛行センターへと移管されました。

チームの移管を間近に控えたある時、国防高等研究計画局（ARPA）の関係者がABMAを訪問し、移管前に消化すべき1000万ドルの予算があることを伝えました。この予算の有効活用法を尋ねられたフォン・ブラウンは、当時開発中の大型ロケット、ジュノーV（後にサターンと改名）の模型を見せました。しかし、ジュノーVに搭載予定だったロケットダイン社のE-1エンジン（推力約1.8 MN）は、1960年までの実用化が難しい状況でした。そこで、ARPA側は、既存のロケットダイン製エンジン（S-3Dエンジンなど）を改良し、推力を200,000 lbf級に強化することを提案しました。そして、計画されていた4基のE-1エンジンの代わりに、改良型エンジン8基を搭載するという案が浮上しました。この案に基づき開発契約が締結され、ABMAが手掛けていたロケット計画は、1958年末に「ジュピターの先の惑星」という意味を込めてジュノーからサターンへと改称されました。

ロケットダイン社は当時、E-1エンジンの他にも、空軍向けにF-1、フッ素酸化剤を用いるG-1など、複数の新型エンジン開発を検討しており、H-1もそうした新設計の一つでした。サターンの計画立案者であったハインツ＝ヘルマン・ケレは、当初、推力400,000 lbf級のE-1エンジンを4基使用する案を選択していましたが、ARPAの提示したE-1エンジンの開発遅延の見込みから、既存のS-3Dエンジンを原型とする8基の低推力エンジン、すなわちH-1の開発・採用へと方針が転換されました。ロケットダイン社は長年のロケットエンジン開発経験があり、第二次世界大戦以降、アメリカ陸軍および空軍の主要なサプライヤーでした。

H-1エンジンの最初の試作機は1958年末には試験に成功し、翌1959年5月には初号機がABMAに納入されました。8基のエンジンを束ねた地上試験は、1960年春に行われました。サターンIの最初の打ち上げであるSA-1は1961年10月に行われ、搭載された全8基のH-1エンジンは正常に作動しました。4回目の打ち上げであるSA-4では、飛行中に意図的に1基のエンジンを停止させる試験が行われ、残りの7基で必要な軌道に投入できることが実証されました。6回目の打ち上げ（A-101）では、意図しないターボポンプの故障により1基のエンジンが停止しましたが、同様に残りのエンジンでミッションを遂行しました。

エンジンの詳細

H-1エンジンは、ロケットダインの初期のエンジン設計に共通する特徴を持っていました。液体燃料はターボポンプによって供給され、ウォーターフォール式の噴射機を介して燃焼室へ送り込まれます。燃焼室とノズルは、推進剤であるRP-1を循環させることで冷却する再生冷却方式を採用しています。

月着陸船の上昇用エンジンなどに用いられたJ-2エンジンとは異なり、H-1エンジンには飛行中の再着火機能はありませんでした。これは、エンジンの始動シーケンスに必要な一部の部品が使い捨てであったためです。特に、エンジンを点火するための固体燃料ガス発生器（SPGG）は、小型の固体ロケットのようなもので、一度作動すると再使用できません。始動時には、SPGGの固体燃料が点火されて高温高圧ガスを発生させます。このガスがタービンを駆動し、推進剤を燃焼室へ供給するターボポンプを回転させます。同時に、SPGGからの高温ガスが燃焼室内へ噴射された推進剤混合物に初期エネルギーを与え、点火します。一度燃焼が始まれば、エンジンは自律的に作動し、停止するまで燃焼を継続します。

エンジンの可動部分、特にターボポンプの軸受などの潤滑には、推進剤であるRP-1そのものが使用されました。RP-1は潤滑材として最適な性質を持つわけではないため、潤滑性を向上させるための添加剤が極少量加えられていました。潤滑の役目を終えたRP-1は、他の燃料と共に燃焼室へ送られて燃焼します。この方式は、一般的なグリースなどの高粘度潤滑材を使用するよりも摩擦が少なく、熱を除去しやすいという利点がありました。

サターンIおよびIBロケットの第1段にはH-1エンジンが計8基搭載されていました。内側の4基は機体に固定され、外側の4基は油圧アクチュエーターによってノズルを傾けることで姿勢制御に使用されました。初期の設計ではノズル外部の翼で推力方向を変える方式も検討されていましたが、最終的にはエンジン全体を傾けるジンバル方式が採用されました。また、エンジンユニット全体は、以前のように機体に直接取り付けられるのではなく、フローティングマウントと呼ばれる方式で支持されました。これにより、システム全体の効率が向上し、ポンプと燃焼室間の距離が短縮され、高圧配管を最小限に抑えることができました。

H-1エンジンは、1950年代の設計技術を代表するものでした。推進剤は比較的小型のターボポンプで供給され、ガス発生器サイクルで動作します。基本的な構造はS-3Dエンジンに由来しますが、サターン計画で要求される高い推力を実現するため、設計者たちは燃焼室の冷却、可動部品の潤滑、推進剤の供給と噴射、そしてエンジンの繰り返し使用や他のシステムとの連携といった様々な側面で新しい手法を開発しました。

特に燃焼室は新しい形状が採用され、より高温・高圧・高膨張比での燃焼が可能となり、燃焼効率と推力の向上に貢献しました。冷却システムも改良され、以前のS-3Dで用いられていた二重壁と隙間による再生冷却に代わり、薄い管をロウ付けした構造の燃焼室およびノズルが採用されました。この方法は製造コストはかかりますが、冷却材の循環を速め、熱交換効率を高めつつ軽量化を実現しました。ノズルの形状も、以前の円錐形から釣鐘状に変更されたことで、同じ推力であればノズルの全長を約20%短縮することができました。

推力の増強に伴い、供給すべき推進剤の量も増加したため、ターボポンプもより強力なものに改良されました。新しいターボポンプは高圧化されましたが、旧式と同程度の大きさ・重量に収められています。高速回転に対応するため、より強靭な材料、高精度な加工、滑らかな表面処理、そして改良された潤滑・冷却対策が必要とされました。

仕様

製造元: NAA/ロケットダイン
搭載ロケット・段: サターンI / S-IB 第1段 (8基)
* 搭載ロケット・段: サターンIB / S-IB 第1段 (8基)

これらの技術的進歩と、アポロ計画を通じての実績は、H-1エンジンをアメリカ宇宙開発史における重要なマイルストーンの一つとして位置づけています。
けるものです。

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