LE-7A

LE-7Aエンジン

日本の宇宙開発を牽引する大型ロケット、H-IIAやH-IIBの心臓部として、第一段を推進するのがLE-7A液体燃料ロケットエンジンです。このエンジンは、日本の宇宙開発事業団（NASDA、現JAXAの一部）が三菱重工業や石川島播磨重工業（現IHI）と協力して開発しました。先行するH-IIロケットの第一段エンジン、LE-7を基に改良が加えられています。H-IIAロケットには1基、推力を強化したH-IIBロケットには2基搭載され、重要なペイロードを宇宙へ送り出してきました。

開発の背景と進化

LE-7Aは、日本で初めて国産化された第一段主エンジンであるLE-7の後継として、1994年から2000年にかけて開発が進められました。そして、2001年8月、H-IIAロケットの最初の試験機打ち上げでその実力を初めて示しました。2019年末までにH-IIAとH-IIBを合わせて48機が打ち上げられましたが、LE-7Aエンジン自体に起因する大きな問題による打ち上げ失敗は発生していません。これは、このエンジンが高い信頼性を確立している証と言えます。

原型であるLE-7エンジンは、H-IIロケット8号機の失敗要因の一つとなった、液体水素（LH2）ターボポンプのインデューサー羽根の疲労破壊という課題を抱えていました。LE-7Aではこの問題に対処するため、インデューサーの形状が見直され、より広範な作動領域に対応し、耐久性が向上、さらに有害な旋回キャビテーションが抑制されました。改良された液体水素ポンプはH-IIAロケット4号機以降の機体で使用されています。さらに、液体酸素（LOX）ターボポンプについても改良が加えられ、吸い込み性能を高めるとともに、キャビテーションによるインデューサー軸の振動を抑える改善が行われました。この改良型液体酸素ポンプはH-IIBロケットの試験機（1号機、2009年9月打ち上げ）から採用されています。

ノズル開発の道のり

エンジンの性能に大きく影響するノズルについても、開発段階で試行錯誤がありました。当初の計画では、ノズルスカートを二つの部分に分け、再生冷却構造の上部ノズルのみを使用する「短ノズル仕様」と、これにフィルム冷却方式の下部ノズルスカートを加える「長ノズル仕様」を、打ち上げる衛星の重量など要求される能力に応じて使い分ける構想でした。推力向上が必要な場合には長ノズルを選択する予定でした。

しかし、「長ノズル仕様」の開発試験において、エンジン始動・停止時に上下ノズルスカートの接合部付近で燃焼ガスの流れが乱れ（剥離）、これにより過度な横方向の振動が発生するという問題に直面しました。この振動は、エンジンの向きを制御するアクチュエータに大きな負荷をかけるものでした。このため、初期のH-IIAロケット（1号機から7号機、および10号機）は「短ノズル仕様」で打ち上げられました。

この課題を克服するために、一体型の完全再生冷却構造を持つ新しい「長ノズル」が開発されました。この新ノズルは、振動問題の解決に成功し、H-IIAロケットの8号機、9号機、そして11号機以降の打ち上げに使用されることとなりました。当初の短ノズルが上下にややつぶれたCTP (Compressed Truncated Perfect) 形状を採用していたのに対し、改良型長ノズルは長さを延長し、LE-7と同様のTP (Truncated Perfect) 形状に戻されています。これは、CTP形状による過膨張とフィルム冷却部のわずかな段差がガス剥離を引き起こしていた問題への対応でした。

設計思想と運用特性

LE-7Aのような使い捨てを前提としたロケットエンジンは、繰り返し使用するエンジンとは設計思想が異なります。数分間の燃焼で役割を終えるため、極限まで軽量化と高出力を追求し、そのために耐久性はある程度限定されています。LE-7Aは、設計上わずか10回の起動・停止に耐えること、そして累計燃焼時間が2000秒を超えないという条件で設計されています。

また、LE-7Aは開発当初から、複数のエンジンを束ねて使用するクラスター化を想定していました。当初はH-IIAにLE-7Aを2基搭載した液体ロケットブースタを追加する計画もありましたが中止され、代わりに第一段にLE-7Aを2基搭載する構造のH-IIBロケットが開発されました。H-IIBロケットは2009年秋に初号機が打ち上げられ、その実証に成功しています。LE-7Aエンジンは、厳しい各種試験をパスした後、打ち上げのおよそ1年半前には完成し、ロケット本体に組み込まれます。

エンジンの構造と動作原理

LE-7Aの燃焼サイクルは、LE-7から引き継いだ二段燃焼サイクルを採用しています。まず、液体水素（LH2）は液体水素ターボポンプによって高い圧力まで昇圧されます。この高圧の液体水素は、主燃焼器の壁面やノズルスカートを循環して冷却する過程で気体水素（GH2）となります。一方、液体酸素（LOX）も同様に液体酸素ターボポンプで昇圧されますが、その大部分（約91%）は直接主燃焼室へ送られます。残りの約9%の液体酸素は、同軸に配置されたプリバーナポンプによってさらに圧力を高められ、プリバーナへと送られます。

プリバーナでは、冷却に使われた気体水素の一部と、この高圧の液体酸素（9%分）が燃焼し、約750Kの高温・高圧のタービン駆動用ガスを生成します。この駆動ガスが液体酸素ターボポンプと液体水素ターボポンプを高速で回転させ、燃料と酸化剤をさらに高圧で主燃焼室へ送り込む動力を供給します。タービンを回し終えた駆動ガスは、主燃焼室へと合流し、そこで先に送り込まれていた液体酸素（91%分）と燃え残った水素が結合し、強力な燃焼反応によって大きな推力が生み出されます。

LE-7Aの基本的な構造はLE-7を踏襲していますが、コスト削減と信頼性向上を目指した改良が施されています。例えば、エンジンの艤装が見直され、配管の取り回しが改善されました。また、精密鋳造や機械加工を積極的に取り入れることで、主噴射機の溶接箇所をLE-7の260箇所から60箇所へと大幅に削減しました。これらの改善は製造効率を高め、不良発生のリスクを減らす効果をもたらしています。

ただし、製作コストの削減を優先し、燃焼器の噴射エレメントの数を減らすなどの変更もあったため、ロケットエンジンの性能指標である比推力は、LE-7の446秒（真空中）に対し、LE-7Aの長ノズル仕様で440秒と、わずかに低下しています。しかし、総合的な性能と信頼性のバランスは日本の宇宙輸送能力を着実に支えています。

まとめ

LE-7Aエンジンは、LE-7の開発・運用経験から得られた知見に基づき、ポンプやノズルといった主要構成要素に改良を重ねることで、高い信頼性と実用性を実現したエンジンです。日本の大型ロケットの進化と、それに搭載される人工衛星や国際宇宙ステーション補給機「こうのとり」などの重要なミッションの成功を、その強力な推力で支え続けています。

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