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設計の初期段階では推進剤として[[液体水素]]と[[液体酸素]]を使用する予定だった。しかし、スペースXは液化メタンと液体酸素を推進剤として使用する方針に転換した。スペースXの現在の主エンジン（[[マーリン (ロケットエンジン)|マーリン]]と[[ケストレル (ロケットエンジン)|ケストレル]]）ではケロシンの一種である[[RP-1]]と液体酸素を推進剤として使用する。スペースXのエンジン開発担当の副社長のTom Muellerは2014年2月19日にラプターエンジンは推力4,500 kNに設計される事を発表した。 現在のマーリン1Dは推力689kNである。比推力は海面高度で321秒で、真空中では363秒である。<ref name=nsf>{{cite web2|title=SpaceX advances drive for Mars rocket via Raptor power|periodical=|publisher=nasaspaceflight.com|url=http://www.nasaspaceflight.com/2014/03/spacex-advances-drive-mars-rocket-raptor-power/|url-status=|format=|access-date=2014-12-13|archive-url=|archive-date=|last=Alejandro G. Belluscio|date=2014-03-07|year=|language=en|pages=|quote=}}</ref> |
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== 仕様 == |
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2021年4月15日 (木) 22:25時点における版
 燃焼試験を行うラプターエンジン | |
| 原開発国 | アメリカ合衆国 |
|---|---|
| 開発企業 | スペースX |
| 目的 | ロケット打ち上げ、惑星間飛行 |
| 現況 | 開発中 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進薬 | LOX / 液体メタン |
| 混合比 | 3.8 |
| サイクル | フル･フロー･二段燃焼サイクル |
| ポンプ | 2 × マルチステージ |
| 構成 | |
| 燃焼室 | 1 |
| ノズル比 | 40[1] |
| 性能 | |
| 推力 (vac.) | ~3,285 kN (738,000 lbf)[1] |
| 推力 (SL) | 3,050 kN (690,000 lbf)[1] |
| 燃焼室圧力 | 30 MPa (4,400 psi)[1] |
| Isp (vac.) | 361 s[1] |
| Isp (SL) | 334 s[1] |
| 使用 | |
| スーパー・ヘビー | |
 燃焼試験を行うラプターエンジン | |
| 原開発国 | アメリカ合衆国 |
|---|---|
| 開発企業 | スペース |
| 目的 | ロケット打ち上げ、惑星間飛行 |
| 現況 | 開発中 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進薬 | LOX / 液体メタン |
| 混合比 | 3.8 |
| サイクル | フル･フロー･二段燃焼サイクル |
| ポンプ | 2 × マルチステージ |
| 構成 | |
| 燃焼室 | 1 |
| ノズル比 | 200 |
| 性能 | |
| 推力 | 3,500 kN (790,000 lbf)[1] |
| 燃焼室圧力 | 30 MPa (4,400 psi)[1] |
| 比推力 | 382 s[1] |
| 寸法 | |
| 直径 | ~4 m (13 ft) |
| 使用 | |
| スターシップ | |
ラプター (Raptor) は、アメリカ合衆国の宇宙企業スペースXが開発中の液体メタン/LOXの液体燃料ロケットエンジンである。同社が開発中の超大型ロケットであるスターシップ／スーパー・ヘビーに搭載する事を目指し開発されている。
概要
ラプターはスペースX社によって開発中の液化メタンを燃料とするロケットエンジンである。高性能の多段式打上げ機スターシップ／スーパー・ヘビーのエンジンとして開発されている。 これまでのファルコン9が使用するマーリンがRP-1ケロシンと液体酸素 (LOX) を使用するのに対して、開発中のこのエンジンは燃料として液化メタン、酸化剤としてLOXを使用する[2]。
ラプターエンジンは現用のファルコン9の2段目エンジンであるマーリン1Dバキュームの6倍以上の推力を出す予定である。
広義のラプターのコンセプトは「高度に再利用可能なメタン二段燃焼サイクルエンジンで火星探査や火星の植民のための次世代のスペースXの打上げ機の動力を担う」ものとされる[3]。
歴史
初期の構想
ラプターはスペースX社のマックス・ボゾフによって2009年にAIAA商業乗員/貨物シンポジウムで初めて議論された[4]。2011年4月の時点でスペースXは少人数のスタッフでラプター上段エンジンの作業を進めており、この時点では燃料もメタンではなく液体水素 (LH2) と液体酸素 (LOX) を使用する予定で、優先度も低かった[5]。2012年3月、ラプター上段エンジンの開発が進行中であるとの報道がされたが詳細は公表されなかった[6]。
2012年10月、スペースX社は公式に「マーリンで使用中のRP-1燃料を使用しないマーリン1シリーズのエンジンの数倍の強力なエンジン」というロケットエンジンの概念の作業を公表したが使用する燃料の仕様は不明だった[7]。今後「1年から3年」で詳細が固まる意向でこれらの大型のエンジンを複数使用するNASAのスペース・ローンチ・システムに匹敵する低軌道に150 - 200メトリックトン (150,000 - 200,000 kg) を投入する特筆すべき打ち上げ能力を持つ次世代のスペースX社のロケットに搭載予定であるとされた[7]。
メタンエンジンの発表と開発
2012年11月にCEOのイーロン・マスクはスペースX社の推進部門がメタン燃料ロケットエンジンを開発するという新たな方針を発表した[2]。 彼はエンジンの概念の識別名称がラプターであることとともに、エンジンはメタン燃料の設計になる見通しであり[2]、メタンはスペースX社の火星植民化計画の燃料として選ばれる予定であると述べた[8]。
2009年にスペースX社によって公表された当時、ラプターは上段エンジン専用の概念であり[4]、2012年の時点でも同様であった[9]しかし、2014年初頭、スペースX社はラプターは新型の2段目同様に大型の直径10mのマーズ・コロニアル・トランスポーターにも使用される見込みであると言及し、それぞれのブースターコアはファルコン9のブースターコアが9基のマーリン 1Dエンジンを備えるのに似たような9基のラプターエンジンを備えるとされた。[8]。
スペースX社が二段燃焼サイクルのメタンエンジンを検討中だったという兆しは、2011年5月にスペースX社がアメリカ空軍に対してケロシン燃料が主流の空軍の再利用型高推力メインエンジンソリューションと競合する選択肢としてメタンエンジンに関心があるかを尋ねた時にまで遡る[8]。
2012年11月に公表された情報によると、スペースX社はラプターをシリーズ化する意向であるとされる[10]。スペースX社はこのことを2013年10月に認めている[3]。
しかしながら、スペースX社のCOOであるグウィン・ショットウエルは2014年3月、新エンジンの開発計画はフルサイズのラプターエンジンのみで、小型のメタンエンジンは予定していないと述べた[11]。
2013年、10月、スペースX社はメタン燃料のラプターエンジンの試験をミシシッピ州ハンコック・カントリーのステニス宇宙センターで実施し[12][13]、既存の試験設備に液化メタンエンジンの試験を支援するための設備を追加する予定であると発表した[14]。 2014年4月、スペースX社はステニス宇宙センターの試験設備についてラプターの試験に必要な改修作業が完了し、2014年5月末から試験を開始する予定である[15]と発表した。
2013年10月にスペースX社はラプターエンジンの設計推力が2,940 kN (661,000 lbf) になると初めて公表したが[3]、2014年初頭にはラプターエンジンはさらに高推力となると発表した。
2014年2月、スペースX社のロケットエンジン開発の最高責任者であるトム・ミュラーは設計中のラプターは9基のエンジンで100トン以上の貨物を火星に送る予定で、ロケットはこれまで公表されていたよりも強力で推力は4,400 kN (1,000,000 lbf) 以上となる見通しを示した[16][8]。 2014年6月に、ミュラーが述べたエンジンの目標性能は海面高度で推力6,900 kN（705トン）、真空中では8,200 kN（840トン）で比推力380秒とされる[17]。初期の設計では真空中での比推力はわずか363秒と推定されていた[8]。
2015年1月、イーロン・マスクは現在の推力の目標値を以前の発言より大幅に低いおよそ2,300 kN（230トン）であるとした。これは9基のエンジンには彼が"多くのエンジンがあること"に起因すると言及したように多くの問題がある事によるものである。[18]
試験から初飛行へ
2016年9月には、ラプターの初の燃焼試験が実施された。試験はテキサス州マクレガーに建設した同社の試験施設で行われ、燃焼時間382秒、推力3 MN、燃焼室圧300気圧を達成した。[19] また、同月にはラプターを使用するロケットとして、ラプターを下段に42基、上段に9基も使用するインタープラネタリー・トランスポート・システム (ITS) の構想も発表された。ただし、ITSは翌年に発展型のBFR（後のスターシップ）に更新され、ラプターの数も下段に31基、上段に7基に変更されている。
設計
設計の初期段階では推進剤として液体水素と液体酸素を使用する予定だった。しかし、スペースXは液化メタンと液体酸素を推進剤として使用する方針に転換した。スペースXの現在の主エンジン（マーリンとケストレル）ではケロシンの一種であるRP-1と液体酸素を推進剤として使用する。スペースXのエンジン開発担当の副社長のTom Muellerは2014年2月19日にラプターエンジンは推力4,500 kNに設計される事を発表した。 現在のマーリン1Dは推力689kNである。比推力は海面高度で321秒で、真空中では363秒である。[20]
仕様
ラプターエンジンは現在のガス発生器サイクルで液体酸素/ケロシンを推進剤とするマーリンエンジン[9]より効率的な液化メタンと液体酸素を推進剤とする二段燃焼サイクルを採用する予定である。[9] スペースシャトルの主エンジン (SSME) や[21] ロシアの複数のロケットエンジンと同様に二段燃焼サイクルが使用される。[9]
より専門的にはラプターは100%の酸化剤と少ない燃料比で酸化剤用ターボポンプを駆動し、100%の燃料と少ない酸化剤比でメタン用ターボポンプを駆動する"フルフロー二段燃焼サイクル"を採用する予定である。燃焼室に入る前の酸化剤と燃料の両方の流れは完全に気相である。2014年以前に製造されたフルフロー二段燃焼サイクルのロケットエンジンは、1960年代のソビエト連邦のRD-270と2000年代半ばのエアロジェット ロケットダイン社のインテグレーテッド・パワーヘッド・デモンストレーターの2例のみで、いずれも地上試験までの実施である。[8]
ラプターは真空中での推力は8,200 kN (1,800,000 lbf) で離陸時の推力は6,900 kN (1,600,000 lbf) で[22]真空中での比推力は380秒[17]で海面高度では321秒を生み出すように設計中である。[16][8] 実際に製造されるエンジンの最終的な推力と比推力の仕様はスペースX社の数年間の開発行程を通して更新が予想される。[22]
さらにフルフロー設計の更なる性能や信頼性の向上を含む以下の特性が計画された。:[8]
- 従来のエンジンの設計において潜在的な故障の要因である燃料-酸化剤タービン間の絶縁が不要になる。
- ポンプシステムで必要とされる圧力が低圧化することにより、寿命が延び、破滅的な失敗の危険性を低減できる。
- 燃焼器の圧力を増やして全体的な性能を高めるか、もしくはより低温のガスを使用することで同程度の性能の二段燃焼サイクルエンジンよりも材料にかかる応力を大幅に減らし、材料に起因する故障を防ぎエンジンを大幅に軽量化できる。[8]
他のエンジンの設計との比較
| エンジン名 | 真空中推力 [kN (lbf)] |
真空中比推力 [秒] |
推力 重量比 |
エンジン型式 |
|---|---|---|---|---|
| スペースX ラプターバキューム | 3,500 (790,000)[1] | 382[1] | メタン/LOX フルフロー二段燃焼サイクル | |
| スペースX ラプター | 3,050 (690,000)[1] | 361[1] | ||
| ブルーオリジン BE-4 | 2,400 (550,000)[23] | メタン/LOX 酸素リッチ二段燃焼サイクル | ||
| スペースX マーリン 1D | 801 (180,000)[24] | 309[25] | 150 | RP-1/LOX ガス発生器サイクル |
| スペースX マーリン 1C | 610 (140,000) | 304[26] | 96 | RP-1/LOX ガス発生器サイクル |
| RD-170 | 7,904 (1,777,000) | 337 | 85 | RP-1/LOX 酸素リッチ二段燃焼サイクル |
| RD-180 | 4,150 (930,000) | 338 | 78[要出典] | RP-1/LOX 酸素リッチ二段燃焼サイクル |
| スペースシャトルメインエンジン | 2,280 (510,000) | 453[27] | 73[28] | LH/LOX 二段燃焼サイクル |
| LE-7A | 1,074（241,000） | 438 | 62.2 | LH/LOX 二段燃焼サイクル |
| RS-68 | 3,370 (758,000) | 409 | 45.3 | LH/LOX ガス発生器サイクル |
| ヴァルカン2 | 1340 (305,500) | 434 | 81 | LH/LOX ガス発生器サイクル |
| ロケットダイン F-1（サターンV） | 7,740 (1,740,000) | 304[29] | 83 | RP-1/LOX ガス発生器サイクル |
エンジン試験
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ラプターメタンエンジンの構成要素の初期の試験はミシシッピ州ハンコックのジョン・C・ステニス宇宙センターでスペースＸ社によって既存の試験設備に液体メタンエンジンの試験を支援する為の装置を追加して実施された。[3][14] ステニスでの初期の試験はステニスのE-2試験施設は推力440 kN (100,000 lbf) までしか対応できないので実物大のラプターの試験には不十分なのでラプターエンジンの構成要素の試験に限定された。 2013年10月のラプターエンジンの開発で真空中での推力が2,940 kN (661,000 lbf) 以上に設計された事に関連してステニスの試験実施が協議された。[3] 高推力、仕様は同社によって2014年2月に協議されたが、初期の開発エンジンで高推力に到達できるかは不明であった。[8] 2014年8月、スペースXはステニスで初期の構成要素である高容量ガス噴射装置の試験を実施した。[30]
スペースX社によって改良されたステニスの試験設備は今後はスペースXへの貸借完了後、他社も利用できる予定である。[3]
スペースXはより大推力の実機大のラプターエンジンを扱うために新しいエンジン試験設備の建設または既存の施設の改修が必要だと見られる。[3] ステニス宇宙センターのB-2試験設備は既にNASAの推力 7,440 kNのSLSコア・ステージの試験の為に改修済みである。[31]
出典
- ^ a b c d e f g h i j k l m “Making Humans a Multiplanetary Species”. SpaceX (2016年9月28日). 2016年9月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。2016年9月28日閲覧。
- ^ a b c Todd, David (2012年11月20日). “Musk goes for methane-burning reusable rockets as step to colonise Mars”. FlightGlobal Hyperbola 2012年11月22日閲覧. ""我々はメタンで進める" マスクは15年以内に宇宙飛行士を火星に送る事も含めて設計された将来の再利用型打上げ機の計画について言及した。続けて"メタンのエネルギー費用は最安でケロシンを上回る比推力を持つ"とマスクは加え、"そしてエンジン開発において水素特有の困難は伴わない"と述べた。"
- ^ a b c d e f g Leone, Dan (2013年10月25日). “SpaceX Could Begin Testing Methane-fueled Engine at Stennis Next Year”. Space News 2013年10月26日閲覧。
- ^ a b “Long term SpaceX vehicle plans”. HobbySpace.com. 2010年2月14日時点のオリジナルよりアーカイブ。2009年7月13日閲覧。
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- ^ Rosenberg, Zach (2012年3月16日). “SpaceX readies upgraded engines”. Flightglobal 2012年3月17日閲覧. "スペースXはマーリン1シリーズを大幅に改良したマーリン2や、ラプター上段エンジンを含む多様なエンジンの計画を進めている。両方の計画の詳細は厳格に保持されている。"
- ^ a b Rosenberg, Zach (2012年10月15日). “SpaceX aims big with massive new rocket”. Flightglobal 2012年10月17日閲覧。
- ^ a b c d e f g h i j Belluscio, Alejandro G. (2014年3月7日). “SpaceX advances drive for Mars rocket via Raptor power”. NASAspaceflight.com 2014年3月7日閲覧。
- ^ a b c d Todd, David (2012年11月22日). “SpaceX’s Mars rocket to be methane-fuelled”. Flightglobal 2012年12月5日閲覧. "Musk said Lox and methane would be SpaceX’s propellants of choice on a mission to Mars, which has long been his stated goal. SpaceX’s initial work will be to build a Lox/methane rocket for a future upper stage, codenamed Raptor. The design of this engine would be a departure from the “open cycle” gas generator system that the current Merlin 1 engine series uses. Instead, the new rocket engine would use a much more efficient “staged combustion” cycle that many Russian rocket engines use."
- ^ Todd, David (2012年11月20日). “Musk goes for methane-burning reusable rockets as step to colonise Mars”. FlightGlobal Hyperbola 2012年11月22日閲覧. "The new Raptor upper stage engine is likely to be only the first engine in a series of lox/methane engines."
- ^
Gwynne Shotwell (21 March 2014). Broadcast 2212: Special Edition, interview with Gwynne Shotwell (audio file). The Space Show. 該当時間: 21:25–22:10. 2212. 2014年3月22日時点のオリジナル (mp3)よりアーカイブ。2014年3月22日閲覧。
our focus is the full Raptor size
- ^ “NASA Stennis Space Center to Test SpaceX Next Generation Rocket Engines Systems”. Mississippi Development Authority (2013年10月23日). 2013年10月27日閲覧。
- ^ “Cochran: Space-X Decision Bodes Well for Job Growth in South Mississippi”. Senator Cochran (2013年10月23日). 2013年10月27日閲覧。
- ^ a b Messier, Doug (2013年10月23日). “SpaceX to Conduct Raptor Engine Testing in Mississippi”. Parabolic Arc 2013年10月23日閲覧。
- ^ Guess, Natalie (2014年4月21日). “NASA, SpaceX Cut Ribbon To Launch Testing Partnership”. MS EIGS 2014年4月22日閲覧。
- ^ a b “SpaceX propulsion chief elevates crowd in Santa Barbara”. Pacific Business Times. (2014年2月19日) 2014年2月22日閲覧。
- ^ a b Butler, Amy; Svitak, Amy. “AR1 vs. Raptor: New rocket program will likely pit kerosene against methane”. Aviation Week & Space Technology. "スペースX社は重量級火星用宇宙船のための再利用型エンジンとしてラプターを開発中で、スペースX社のエンジン開発担当副社長であるトム・ミュラーはドイツのケルンで先月開催された宇宙推進会議において「1段目の推力は705トンでアポロのF-1エンジンよりも強力である」と述べた。真空中での推力は850トンで比推力は380秒を目標とする。同社はミシシッピ州のステニス宇宙センターのE-2試験設備を使用して縮小された構成要素を試験しているとステニスの報道官のレベッカ・ストレッカーは述べた。ミュラーは多くの人からなぜ火星ロケットの燃料をメタンに変更したのか尋ねられると述べた。再利用を念頭においた費用調査の結果、メタンは火星上では水素よりも製造がしやすいと考えられ、「最も費用対効果に優れた推進剤はメタンである」と述べた。"
- ^ Musk, E. (January 6, 2015) "Thrust to weight is optimizing for a surprisingly low thrust level, even when accounting for the added mass of plumbing and structure for many engines. Looks like a little over 230 metric tons (~500 klbf) of thrust per engine, but we will have a lot of them :)" Reddit.com
- ^ “スペースX、火星輸送ロケットエンジン「ラプター」の燃焼試験に成功”. Sorae (2016年9月27日). 2018年10月6日閲覧。
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- ^ Rebecca Strecker (2014年5月15日). “NASA Moving Forward on Test Stand Upgrades for SLS Core Stage Testing”. 2014年5月15日閲覧。
関連項目
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