J-2ロケットエンジン

J-2は、アメリカ合衆国でロケットダイン社によって開発された液体燃料ロケットエンジンです。特に液体水素を燃料とするエンジンとしては、スペースシャトルのメインエンジン（SSME、後のRS-25）が登場するまで、国内で最大級の出力を誇りました。

概要

このエンジンは、NASAのアポロ計画を支えたサターンIBおよびサターンVロケットの中核をなすコンポーネントでした。サターンVロケットの第二段（S-II）には5基が搭載され、サターンIBロケットの第二段およびサターンVロケットの第三段（S-IVB）には各1基が使用されました。また、計画のみで実現しなかった大型ロケット「ノヴァ」の上段にも、多数のJ-2を使用する構想が存在しました。

エンジンの標準的な性能としては、真空中での推力はおよそ1033.1 kN（約105トン）、比推力は真空中421秒（約4.13 km/s）を記録しました。エンジン単体の乾燥重量は約1,579 kgでした。

画期的な再点火能力

J-2エンジンの最も重要な特徴の一つは、当時の多くの液体燃料エンジンが持たなかった、宇宙空間での再点火能力です。サターンVロケットの第三段であるS-IVBに搭載されたJ-2は、飛行中に一度停止し、再び着火できるよう設計されていました。これは、月ミッションにおいて極めて重要な役割を果たしました。まず、最初の短時間の燃焼（約2分間）でアポロ宇宙船を地球周回待機軌道に乗せます。軌道上で宇宙船のシステムチェックなどの準備が行われた後、再びJ-2を再点火（約6.5分間）して長時間燃焼させ、宇宙船を地球の重力圏から脱出させて月へ向かう軌道に乗せるという、地球周回軌道からの脱出（Trans-Lunar Injection, TLI）シーケンスを可能にしました。

エンジンの主要構造

J-2エンジンは、推力を生み出し、機体に伝えるための以下の主要な要素で構成されていました。

燃焼器とジンバルシステム: エンジンの中核となる燃焼器は、厚さ0.30ミリメートルのステンレス鋼の細い管を束ねてろう付けした構造を持ち、燃料である液体水素が管の中を流れることで燃焼器自体を冷却する再生冷却方式を採用していました。釣鐘状のノズルは、高い膨張面積比（27.5:1）を持ち、高高度での効率的な運転を可能にしていました。燃焼器の底部には、酸化剤と燃料を最適な比率で混合・噴射するインジェクターが配置されています。エンジンの推力方向を制御するためのジンバルシステムは、高負荷がかかる環境下でスムーズな動作を実現するため、テフロンとグラスファイバーで被覆された球面自在継ぎ手を使用しており、潤滑剤なしで低摩擦を実現しました。これにより、エンジンの向きを変えて機体の姿勢を制御することが可能でした。
推進剤供給装置: 燃料（液体水素）と酸化剤（液体酸素）をタンクから燃焼器へ送るためのシステムです。この装置は、強力なターボポンプ、流量を調整するバルブ、流量計、そしてそれらを繋ぐ配管などから構成されます。極低温環境で動作するターボポンプの軸受けは、特殊な潤滑材が使えないため、加圧された液体水素や液体酸素そのものが潤滑材として供給され、軸受けを潤滑・冷却しました。

派生型の開発

J-2エンジンを基に、いくつかの性能向上を目的とした派生型が計画・開発されました。

J-2S: 1964年に始まったこの実験計画は、燃料供給システムを一般的なガス発生器サイクルから、主燃焼室で発生した燃焼ガスの一部を利用するタップオフサイクルへ変更することを主眼としました。これにより、専用のガス発生器が不要になり、部品点数の削減やエンジンの始動・停止タイミングの正確化、点火性の向上といったメリットが期待されました。さらに、液体水素と液体酸素の混合比率を調整することで推力を変更できる推力調整機能や、無重力環境下で燃料をタンク底に押し付けるための微小推力を発生させるアイドリングモードも追加されました。ロケットダインは6基の試作品を製造し、1965年から1972年にかけて長時間の燃焼試験を行いましたが、アポロ計画の終了とサターンロケットの発注停止により開発は中止されました。スペースシャトルの初期構想に搭載案もありましたが、最終的に実現しませんでした。
J-2T: J-2Sの開発と並行して検討されたモデルで、J-2Sに特徴的なエアロスパイク・ノズルを組み合わせることで性能向上を目指しました。推力90トン級のJ-2T-200kと113トン級のJ-2T-250kの試作品が作られ、J-2Sと同様に燃焼試験が行われましたが、これもアポolo計画の中止と共に開発が打ち切られました。
* J-2X: 2000年代後半、NASAが推進したコンステレーション計画において、アレスIおよびアレスV ロケットの上段用エンジンとして改めてJ-2Xが注目されました。これはアポロ時代のJ-2を大幅に改良したエンジンで、特に宇宙空間での再点火能力やコスト、効率性を考慮して選ばれました。当初SSMEの採用も検討されましたが、地上点火設計のSSMEを宇宙点火可能に改設計するよりも、J-2を改良する方が効率的と判断されました。目標推力は133トン級でした。2007年にはロケットダイン（後にプラット・アンド・ホイットニー・ロケットダイン）と開発契約が結ばれ、ステニス宇宙センターに建設された高高度燃焼試験設備などで試験が進められました。新しいJ-2Xは、オリジナルのJ-2よりも高効率でシンプルな構造を目指し、SSMEよりも低コストで開発されるよう設計されました。燃料供給にはガス発生器サイクルが採用されています。しかし、コンステレーション計画そのものが2010年に中止となり、アレスロケットもキャンセルされたため、J-2Xは実用化の機会を失いました。開発試験終了後は倉庫に保管されることになり、後継のスペース・ローンチ・システム（SLS）では上段エンジンとして小型・省エネのRL-10が採用されたため、現在のところJ-2Xの使い道はありません。SLSの初期ミッションではRL-10複数基で十分であり、J-2Xはパワーがありすぎると判断されたのが不採用の理由の一つとされています。

まとめ

J-2エンジンは、アポロ計画における人類の月到達という偉業を支えた重要な技術であり、特に宇宙空間での再点火という先進的な能力は、その後の宇宙開発にも影響を与えました。その後の派生型は計画中止により実用化に至りませんでしたが、J-2とその技術はアメリカの液体燃料ロケットエンジンの発展において重要な足跡を残しました。

もう一度検索