H-I ロケットについて:藤田敏彦

:
3
.
解
説
H-Iロケットについて
宇宙開発事業団藤田敏彦
1 はじめに
H -1 ロケットは,昭和 61年 8月 1~J 日初飛行試験に成功した全長 4 0m ,外径 2.5m.重量
140 トンの我国最大のロケットである O
H-I ロケットの開発は,大型衛星の打上げ要望への対応と,将来の技術基盤を確立することを
目的として,第 2段液体酸素。液体水素ロケット,慣性誘導装置及び第 3段固体モータを主要開発
項目としている O
水素エンジンの開発国としては,米国. E SA (欧州宇宙機関) ,中国に次いで 4番目,推力は
3番目,比推力は 2番目である。
飛行試験の結果は,再着火機能の確認を含めすべての性能確認ができ完全な成功であった。特に
エンジンの立ち上がり特性,定首値等は地上試験(高空燃焼試験)と非常に良い一致を見た。また,
1
地実験衛星(あじさい) .アマチュア衛星(ふじ)等を所定の軌道に乗せる
慣性誘導も完壁で,誤]
ことに成功した。この再着火を含めた成功により,第 2段推進系の開発は,すべて完了したことに
なる O
H - 1 ログット 3段式の飛行試験は,今年度夏期に行われる計画である O
2 世界のロケット
通用中の世界の主要なロケットは,米語i
のスペースシャトル,タイタン,アトラス,デルタ, E
SAのアリアン,ソ連の D-l,A-2,中国の長征,我国の M. N, H-I等である O このうち,
水素エンジンを使用するものは,スペースシャトルのメインエンジン (SSME) ,タイタン及び
アトラスの上段に使用するセントールのニc,C/ジン (RL-IO)" アリアンの第 3段 ( HM-7)
長征 3型の 3段用エンジン及び H-1の第 2段 (LE-5)である。この他の水素エンジンとして
は,アポロ計画に使用したサターンロケットの J-2エンジンがある O 主要ロクットの比較を図 1
と表 1に示す。
3
日本の口ケット
我国の主力ロケットは,宇宙科学研究所の科学衛星「さきがけ
J, Iすいせい J等を打ち上げた
M ( ミュー) ,実用衛星「ひまわ!?J
.1ゆ!?J, Iさくら」等を打ち上げた N -llロケットと H
2
1
図1
日本のロケットと世界の代表的ロケット
50m
40m
削パ書中間
(11IH6$)
M-3sn 巴 「 問
{ 宇 宙 科 学 研 究 所 , (宇宙開発事業団)'
ロケット名
総重量 (
t
)
6
1
低軌道への
打上げ能力 (
k
g
)
670
1
3
5
釦
∞
1
,
200
静止軌道への
打上げ能力 (
k
g
)
140
0
2,
350
130
表1
1
8
〈
5
K
g
K
m
〉軌道
∞
3,
0
550
{ソ速)
258
1
9
1
310
9,
000
5,
000
α)Q
2,
700
立論者
スペースシTト
ル
ZZ5
{アメリカ}
460
500
2,
0
4
1
8.000
000
1
5,
500
29,
∞
4,
000
2,
4
00
{上段口ケット使用)
2
2,
世界の打上げニケット性能
静止(円K
g
〉
以7
,
軌
道
2
5
5 I
スカウト
A-2
(中国}
-
太
(
極
陪
彩
向L
2
山
1
j〉
円
軌
(
K
g
〉
道 運用開始年
I
1
5
5 I
1
9
7
9
(
19
6
0〉
1デルタ
デ
│A
米国
3,
0
4
5I
l
3
Q
I
O
/
P
A
M
1
,
2
7
5I
2
.
1
3
5I
タ 叩2
川
1
9
8
2
(
19
削
並
6
2,
,
亙
O
1
9
0
J
0
-
アトラス
け
L
タ
71
下
イ
写
主
タ
ヌ
主
ンノセント
l
,
5
0
0
2
.
3
5
0I
ル
I
D<
3
q
)
DIト
ラ
ンA
T
-;
t
-I
スベースシャトル
1
9
8
4
(
]
9
6
2〉 セントールは沿一民主減水エンジン
1
4,
920陣
│
j
4認
2
C畑証凱盛
5
疋l
事
.
事
8
5
5
8
5
7
I
1
1
1
q
.920 I
1
.8
5
5I
2
8
0
K
m
血
〈
〈30
〉
8
J
1
U
I
S
1
9
7
2
(
1
9
6
7
)
1
9
田
1
9
8
4
2
9,
5 0 9 8 1 メインエンジンは液酸・液水エンジン
2
0
O
K
冊軌道
静止円以ヨァ軌一道
京(
8
陪O
!
O
可
K
〉
四
刈机道 │運用問総得
4,
8
5
0
J,
7
5
0
2,
6
∞
1
9
8
1
欧州アリアン
2
5,
0
0
0I
2
.
1
7
5I
8,
0
0
0I
1
9
8
4
アリアン
3
5,
8
0
0
1
3,
4
5
oI
1
9
8
4
アリアン
4 (
4
0
)
アリアン
l
アリアン
2X1,
1
9
5
1,
9
0
0
4 (
4
4
L
)
8,
0
0
0
プロトン
プロトン
(
S
L
1
2
)
(
S
L
1
3〉
or(D-l)1
も5
0
0
静止軌道
2
.
1
0
0I
1
9
6
;
7 I4段式(静止トランスファ軌道投入),静止軌道投入には 5段式
1
9
6
B i
l3段式
1
9,
5
0
0
2
0
0
K
m軌道
中 田 長 征 2号
長 iι3号
3段式 (3民は 1
雌境水エンジン〉
4
Lの中間に、 4
2
P、
4
4
P、4
2
L、4
4
L
Pの中問機組を用意
1
9
S
J I4
0と4
4,
2
O
B
低軌道
ソ述
ーザーは米空軍
静止円以》軌道
大間(
8
同
O
期
O
K
軌
D
1
)道
2
.
3
0
0
」
駒
!,
4
0
0
問。
1
9
下5 L2段式
1
捌
1 段式 (3段 (
1
i
附液水エンジン〉
3
- 1ロ ケ ッ ト で あ る O
M
ロ ケ ッ ト は , 全 段 固 体 燃 料 の 信 頼 性 の 高 い , 低 最 な ロ ケ ッ ト で あ るO
N -IIロ ケ ッ ト は , 米 国 の ソ ー デ ル タ ロ ケ ッ ト を ベ ー ス と し た ロ ケ ッ ト で , 第 1段 は ラ イ セ ン ス
国産,第
2段 は ノ ッ ク ダ ウ ン , 慣 性 誘 導 装 置 , フ ェ ア リ ン グ は 輸 入 品 で あ る 。
N -I/N-II/H-1 ロ ケ ッ ト の 同 発 の な が れ を 図 2に示す O
22
凶之
N-I ロケント
ロ ケ ッ ト 全 重 量 : 約 90 t
ト 全 長 : 約 33m
ツ
ノ
開発むなかれ
N-Hロケッ「
J.ク
約 135t
約 140t
ψメ、') L _
約 4 0m
約 2
.
5m (第 2段〉
約 550kg
ロケット直径最大:約 2
.4m (第 1段 )
コ
約 2
.4m (第 1段〉
静 止 衛 星 打 上 能 力 : 約 130k
g
約 350kg
ロケ
y
河t V J I
I
I
γ
(含アポジモ『タ・ケース重量)
i第 3段 大 型 国 体 ロ ク ッ ト
仁
〉
m
2段 液 酸 液 水 ロ ケ ッ ト
>
亡二ご百荘誘導装~
点
〉
大型フェアリング
自翌諒百ずさ〉
国 体 補 助 ロ ケ ッ ト ( 3本)-九
N
むJ
門
戸融;吟
慣性誘導装置 (NICE)本 5
¥
第 2段液体ロケ
y
ト
推進薬:
液化酸素/液化水素
第 1段液体ロケット
(延長型ロングタンク〉
延長型ロング・タンク
国 体 補 助 ロ ケ ッ ト (9
本)
ホ2
DIGS:Delta Inertial Guidance System デルタ慣性誘導システム
本3
SSPS:Second St
a
g
e Propulsion System 2段推進システム
本
「 ト 大 型 フ ア jンク
5 NICE:NASDA Inertial Guidance a
nd Co
ntr
o1 Eq
ui
pme
nt 宇宙開発事業団慣性誘導システム
固 体 補 助 ロ ク ッ ト ( 9本 )
4 なぜ水素か
作用,反作用によって推進するロケットエンジンの性能は,噴出ガスの速度によってほとんど決
まる。この速度を増加するためには,燃焼ガスの平均分子量が小さいほどよい。このため,分子量
が小さい水素は,高性能推進薬として重要なものとなっている。
燃焼反応において,最も基礎的な酸素と水素の組み合わせが,化学推進のロケットエンジンでは,
最高性能を発揮することになる o 厳密にいえば,弗素と水素の組み合わせが,若干良いが,取扱い
上等の問題のため,一般には使用しない。
なお,非化学ロケットにおいては,作動流体は,ほとんど水素である。
性能の良い水素であるが短所もある O その一つは,密度が小さいために 9 タングが大きくなるこ
とである O そのため,推進薬量が 1段よ b少ない上段用 (RL-l 0, J-2p H M - 7,長征用,
LE-5)に使用するのが普通である。しかしながら,この欠点をロケットの直径を大きくする,
混合比を上げる(酸素の割合を増やす) p 熱焼圧力を上げる等によって克服しようとしている O 現
在,開発中の H-llロケット用の LE-7,アリアンロケットの改良型 1段の H M -60がいずれ
も 1段に水素を使用するものである O なお,スペースシャトルは,巨大な外部タンクを持つことで
メインエンジンに水素を使用している。また
1段に水素を使用するスペースシャトル p H-II.
アリアン Vは,いずれも初期の推力を増強するために,大型の固体モータを装着している。もう一
つの欠点に上げられるのが,液体が低温であることである O それ故,ポンプの予冷,タンクへの入
熱対策等が必要とな!?,ロケット性能を下げる要素となっている。
水素の物性からくるいくつかの不利な点と技術の困難な点を克服して,世界の主力ロケットに水
素が使われかつ新規の開発がされている O ともかく,ロケットにおいて最も魅力のある推進薬が水
素である o
5 H-Iロ ケ ッ ト の 概 要
H-1 ロケットは, 2段式あるいは 3段式のロクットで,重量 550匂の静止衛星を打ち上げる
能力を持っている O
第 1段液体ロクヅトは. N-1, N
-llロケットでライセンス国産した第 1段をほぼそのまま採
用している o 推進薬は,液体酸素と石油系燃料 R J- 1で比推力は,約 250秒(面面上)である O
また,発射時に推力を増強する固体補助ロケットも N -1ロケットで国産化されたものを N -llロ
ケットと同じく 9本装着している O
第 2段液体ロケヅトは,推進薬に液体酸素と液体水素を用いて新規に国内開発した。第 2段につ
いては,後章で詳述する o
誘導装置も新規に園内開発した慣性誘導システムを採用しておわ機体に搭載された誘導装置か
ら制御装置に必要な信号を出力し,軌道を修正しつつ予定の軌道に投入される O また,搭載電子機
24
器 は N-llロ ケ ッ ト 用 の も の を 使 用 す る こ と を 原 則 と し , 必 要 な 改 修 を 加 え て い る o
第 3段 固 体 ロ ケ ッ ト は , 重 量 550K
.1級 の 静 止 衛 星 の 打 上 げ 用 に ほ ぼ 球 形 の 固 体 ロ ケ ッ ト を 新 規
に園内開発している。
H-1ロ ケ ッ ト ( 2段 式 ) 試 験 機 1号 機 の 形 状 を 図 3に示す o こ の 構 体 ベ イ ロ ー ド 部 を 3段 国 体
図3
H-1ロ ケ ッ ト C2段 式 〉 試 験 機 第 1号 機 の 形 状
調1地実験機能部
スピンテーフル
/構体ペイロード部(磁気軸受フライホイーノレ
実験装置)
アマチュア衛星
ガイダンスセクション
燃料(液化水素)タンク
第 2段
10.32m
酸化剤(液化酸素)タンク
←一一アダプタセクション
第 2段 エ ン グ ン
全長
40.30m
燃料
(RJ-l)タンク
センタホ・ 7~
-iセク
γ
ョン
第 1段
22.44m
酸化剤(液化酸素)タンク
国体補助ロクット
第 1段 エ ン ジ ン
2
5
モータに置き換えると 3段式ロケットとなる o H -1ロケット( 3段式)の主要諸元を表 2に示す O
2段式は. 3段固体モータを除いてほとんど向じである O
表 2 H-I ロケ
v トの主要請元
段
全
4O
.3
全 長 (m)
外 径 (
m)
2.4 9 (第 2段 ロ ケ y ト )
全 備 重 量 (t)
13 9.3 ( 人 工 衛 星 の 重 量 は 含 ま な い )
慣性誘導方式
誘 導 方 式
第
長 (
m)
全
各
段
l
段
第
国体補助ロケ v ト
2
第
段
3
段
衛星フェアリン〆
2.3 4
22
.4 4
7.2 5
1O
.3 2
国体モータ長
7.9 1
2.0 4
m)
径 (
外
(
t
)
推進薬重量 (
t
)
各段重量
2.4 4
8 5.7 $1
O
.1 9
2.4 9
1
.3 4
2
.4 4
4 0.3 (9本 分 )
1 0.5
2
.
2 "2
O
.6
B1
.4
3 3.8 (9本 分 )
B
.1
14.記(6本 分 }
1 1 (3:2ド分〉
10.5 .
.4
メインエンジン
平均錐力
(
t
)
11
・
3
バーニアエンジン
1
.8
8.
.
.
..3 .
.5
0.4 9 x 2 ..3
メインエンジン
燃 艶 時 間 (s)
約 270
バーニアエンジン
68
約 310
;
38
約 27 5
ボリプタジエン系
ポリプタジェン系
推進薬種類
離イヒ酷葉 /RJ-1
コンポジ 7 ト
疎化駿素/液化水素
コンポジヅト
国体推進薬
固体推進薬
推進薬供給方式
ターボポンプ
メインエンジン
比
推 力 (
5)
24 9
・
3
パーニアニL ン ジ ン
20 9 ..3
ジンバル
[email protected]
/
レ
バーニアエンジン
塔載電子装寵
(
1)テレメータ遺言装置
290MHz帯
PCM/PM
)1語令蔽壊受信装置
(
2
2
.
6GHz帯
日
司 句
トーン変調
3
44 9
.B
c<4
,"
4
ガスジェヲト
カ'λ ジ且")1ト
(
1
)テレメータ送信装民
290MHz帯
PA
蜘VFM
/pM
5GHz(2台}
。)レーダートランス
ホンダ
(
2
)テレメータ送信装壁
2
.
2GHz帯
PCM/PM
(
3
)
指令磁綴受信装置
2.6GHz帝 (2台}
トーン変調
12345
アダプタセタション
スピンテープルを含む。
海 面 上
真 空 中
打 上 げ 時 は 6本のみ燃焼,
2
6
2 91
.9
レ/ / ン/
噂
〈慣性飛行中)
制
リ
御
2 34
ジンバル(推力飛行中)
姿
勢
戸
-
ターボポンプ
6本 の 捻 焼 終 了 後 民 り 3本 を 燃 焼 さ せ る o
H - 1ロケットは,表 3, 4に示すように用途に応じいろいろな軌道に衛星を打ち上げることが
できる O この表に示した軌道は代表例で,これ以外の軌道傾斜角,軌道高度に投入することも可能
である O また,衛星の重量が小さい場合には,一回の打上げで複数の衛星を打ち上げることができ
るO
表3
円 軌 道 の 場 合 ( 2段 式 打 上 げ )
軌道高度例
(km)
代表的軌道
軌道傾斜角
0
30
人工衛星
用途例
900
2,
600
2,
400
各種観測
000
1,
2,
2 00
技術試験
500
1,
2,100
300
2,
70 0
600
2,
200
000
1,
000
2,
500
1,
1,
8 00
300
2,
200
600
1,
900
000
1,
7 00
1,
500
1,
600
1,
9
900
300
1,
10
l
,
100
200
1,
10
500
1,
9 00
0
50
Q
軌道傾斜角
人 工 衛 星 重 量
(衛星分離部を含む概略値)
(kg )
300
Q
一軌道傾斜角
注 1)
0
70
G
損J
I地
太 陽 同 期 軌 道 注 2)
o
軌道傾斜角
気象観測
地球観測
注 1) 2段式 H-I ロクットは第 3段国体じケットモータをと
bはずしたもので,スピンをかける必
要 が な <,人工衛星 V
てとって望ましい姿勢で分離でき,また軌道投入精度が高い在どの特長をも
っています。
注 2) 太陽同期軌道は軌道面と太陽方向の在す角が常 Kほぼ一定の特別左軌道で,気象観測 9 地球観
測等忙適しています。
27
表4
静止軌道,地球重力脱出軌道の場合(る段式打上げ)
代表的軌道
軌道高度例
(km)
人 工 衛 星 重 量
(衛星分離部を含む概略値)
(kg)
I人 工 衛 星
用途例
静止軌道
550
…[紅一
を装着する。
数値はアポジモータクース
(赤道面上周期 24時 間 円 軌 道 )
l各種通信
I各種観測
│を含吋加。
地球重力脱出
~
近地点高度
6
陽
太
周囲軌道
700
│惑星間探査
250畑
第 2段
第 2段は, 1基のエンジン (LE-5 )を装備した液体ロケットである O 推力飛行中は,ジンバ
リングにより機体の姿勢を制御することができる O また,ガスジェット装置が取 D付けられていて,
第 2段推力飛行中のロール制御と,慣性飛行中のピッチ,ヨー及びローノレ制御が可能である O
(
1
) 第 2段機体構造
第 2段機体構造は,ガイダンスセクション,推進薬タンク及びエンジンセクションよ D構成さ
れている。
ガイダンスセクションは,推進薬タンク前端部に結合され,第 2段の主要電子機器(誘導機器,
テレメータ送信装置,レーダトランスポンダ装置,指令破壊受信装置,制御電子機器,電源装置
等)の格納部となり,また,円筒面には第 2段推進系のベントポート,各種アンテナ,アンピリ
カルコネクタ,空調用ダクト取付孔等が設けられている o
推進薬タンクは,燃料タンク(液体水素)と酸化剤タンク(液体酸素)が共通隔壁で仕切られ
ているアルミニウム合金制 (2219 )の一体型タンクで,内面が特殊格子構造の円筒部,前・
後方ドーム,液酸・液水共通隔壁,及び前方延長部より構成されている。
また,断熱のため,タンク円筒外側には,ポリウレタンプオームを吹付け施工し,前方ドーム
外視iJには,ポリウレタンフオーム及びアルミ蒸着マイラ多層断熱材を,後方ドーム外側には,ア
ルミ蒸着マイラ多層断熱を装着している O 共通隔壁は, F R P コアをはさんだサンドイツチ構造
2
8
で,内部を真空にして断熱効果を持たせている o また,水素タング内には,極低温ヘリウム気蓄
器 2個を装着している O
エンジンセグションは,推進薬タンク後端部に結合され,また,アダフタセグションと 1 2
0
段分離ボルトによって結合 9 分離される O 円簡部には,第 2段推進系及び油圧系の各種分離継手
が取り付けられ,また配管頬・ワイヤノ、ーネスの貫通孔及び分離ボルト点検用孔 6ク所が設けら
れている O 円鍾形状のスラストコーンには,後端のスラストマウントに
LE-5
,エンジン,エン
ジン・ジンバリング用油圧アクチュエータが,円錘上には,推進系及び油圧系の機器及び配管,
ガスジェット装置が取 D付いている O
機体外側面には,
トンネルが推進薬タンクに沿って 2本装着されている O トンネル内部には,
燃料タンク加圧配管,燃料供給配管,共通隔壁真空引き配管,配線東及び爆破線が通っている。
図 4に第 2段機体構造,推進系概観を示す。
包) 第 2段推進系
第 2段推進系は
p
LE -5エンジン,第 2段推進薬供給系,及びガスジェット装置から構成さ
れている O
こううち. LE -5エンジンについては s 後章に詳述する。
第 2段推進薬供給糸は,推進薬タング
B
常温及び極低温ヘリウム気蓄器,タンク加圧システム,
推進薬供給用配管類及びレトロシステム等から構成されている O
常温ヘリウム気蓄器に蓄えられたヘリウムガスはヘリウムレギュレータで約 36匂/
c
n
i
Aに調
圧され,エンジン定常燃焼前の推進薬タンクの加圧,推進系各弁の閥閉コントロール,及びエン
ジンのパージ等に使用される O
また
2段式ロケットの場合,衛星との分離時における逆噴射(レトロ)推力発生にも使われ
るO 常温ヘリウム気蓄器は,再看火を行う場合は約 80Lの球形気蓄器
蓄器
3
1
固と i
約 40Lの球形気
1
1
闘を,再着火を行わない場合は航1
80Lの球形気蓄器 1
1
闘を搭載する O
極低温ヘリウム気蓄器は,約 40Lの球形気蓄器で液水タンク内に
2
1
固設置されている。液体
水素温度のヘリウムガスは,極低温ヘリウム調圧器で約 20匂/令n
i
Aに調圧後,エンジン部で加
熱され,酸化剤タンクの加圧に用いられる O 酸化剤タンクの圧力は,約 3
.
2匂 /
c
n
iAに保たれる O
なお,水素タンクは, 2
.
5匂/
c
n
iである O
タンク加圧システムは,第 2段エンジン始動前,定常燃焼中,及び第 2段燃焼終了後の慣性飛
行中において,タンク圧力を検出して必要な弁を開閉することによって推進薬タンクの圧力を所
定の範囲に保つシステムである O 慣性飛行中は,水素タンク庄は~
1
.6 氏~/cni に減圧している O
ガスジェット装置は,ヒドラジンを触媒で分解して推力を発生さすシステムで,二つのモジュ
ールに分れてお!J.それぞれ推進薬タンク
9
スラスタ
6
1
圃,配管,弁等を有している O エンジン
始動前及び停止後の一定期間推進薬をタンクの底部に保つため,スラスタ各 2個の作動によって
29
図4 第
2段 機 体 構 造 , 推 進 系 概 観
ト一一 1
.53mO
一寸
A
前方延長部
トンネノレ
燃料(液水)タンク
2.
49mゆ
酸化剤ミ液酸)タンク
被水倶給ライン
30
被水タンク
ホ。イントレ ミルセンサ
機 体 を わ ず か に 加 速 す る O 再 着 火 を 行 う 場 合 は 長 時 間 の 積 性 飛 行 中 に も ス ラ ス タ 1個 の 作 動 を 行
うO また,各 4個 の 横 方 向 ス ラ ス タ は , 第 2段 エ ン ジ ン 定 常 燃 焼 中 の ロ ー ル 制 御 , 慣 性 飛 行 中 の
三軸姿勢制御に使用される。
本 桶 で は , 誘 導 制 御 , 電 気 系 s 第 1段 及 び 第 3段 の 詳 細 に つ い て は , 割 愛 す る O
7
LE-5エ ン ジ ン
LE-5エ ン ジ ン は , 我 国 初 の 液 体 酸 素 @ 液 体 水 素 を 推 進 薬 と し た 推 力 103KN (10
.
5 トン)
の上段用液体ロケットエンジンである O
N-I
Iロケット第
能エンジンである。
2段 エ ン ジ ン に 比 べ て 比 推 力 ( 単 位 推 進 薬 流 量 あ た Uの推力)が1.4倍 の 高 性
N_
.I
Iロケット第 2段 の 推 進 薬 は , 貯 蔵 性 で か つ 自 然 性 の 四 二 酸 化 窒 素 と
Aー
50( 非 対 称 ジ メ チ ル ヒ ド ラ ジ ン と 無 水 ヒ ド ラ ジ ン の 混 合 物 ) の 組 合 せ で あ る o LE-5エンジン
の諸 7
亡を表 5に , 世 界 の 液 酸 ・ 液 水 エ ン ジ ン の 一 覧 を 表 6に示す。
表5
LE
5エ ン ジ ン 主 要 諸 元
一一一一一一一一一一一一一一寸
ジン
1
力(真空中川
推力(真空中)
混
合
重
比
藤珂
主主
2
5
5K
g
さ
2
.
7111
カ
員
1
4
0
6
.
.
1仇
!
l
産
自 回転数
出圧力
1
6,!
j
O
Orpm
5
.
2MPa
ガス発生器
圧力
2
.
6M
P
a
3
.
6門Pa
こ の エ ン ジ ン の 採 用 に よ D静 止 衛 星 打 上 げ 磁 力 は
トの
吐出圧力
ホふ
圧
焼
削
液鼓ターボポンフ
1
.
6
5r
ノ ズ jレ 膨 張 比
燃
5
.
5
1
3
:
:
J寸~
長
s
orpm
軸回転数
ふ
ム
大
最
邸
!
i
1
夜水ターボポンプ
N-llロケットの 350~'J から
H - 1ロケッ
550匂と大幅に向上した。
3
1
表 6 世界の液酸・液水エンジン一覧
エンジン
LE-5
推力 (KN)
RL-10
103
67
HM-7
62
J- 2
63
1044
SSME
2090
約 45
燃焼室は
4個
比推力(s)
450
444
442
445
425
455
混合比
5
.
5
5.0
4.
4
4
.
8
5
.
5
6
.
0
燃焼圧力
3
.
6
2
.
7
3.0
3
.
5
5.
4
20
.
7
(MPa)
ロケット名
H-I
セント
-/1-
ー
アリアン
アリアン
H• B
H • 10
サターン
スベース
S且
シャト
長 征 3号
/
1
〆
SNB
開 発 国
日本
米国
欧 州 (ESA)
米国
米国
中国
推進薬の供給方式は,ターボポンプ式でガス発生器サイクルを用いている O タンクよ b低圧で供
給された推進薬を液酸・液水両ターボポンプで昇圧し,噴射器を通して燃焼室内で燃焼させ推力を
発生させる。ターボポンプを駆動するガスは,ポンプ出口から導いた液酸。液水の一部をガス発生
器で、燃焼させてつくる O エンジンの外観を図 5?こ,エンジン系統図を図 6に , 構 成 部 品 を 表 7に示
すO
エンジンの中心をなすのは,低膨張部組立と称する剖渦で,推力室,ターボポンプ,ガス発生器
コントローノレボックス,ニューマチックパッケージ
s
各種弁類,配管,主油圧ポンプ駆動用タービ
ン等推力を発生させるために必要なものをすべて備えている O この低膨張部組立に推力を増大させ
るための高膨張ノズノレと計測機器類を装着してエンジンが完成する O
(
1
) エンジンの特徴
①
新始動方式の採用
.
5
水素ブリードスタート方式を世界で初めて採用した。エンジンの始動は,タング圧力( 2
K'
J
/c
T
f
tA )により燃焼室の冷却管を通った水素の一部(残りは噴射器)で,ターボポンプを駆
動して,エンジンの推力を
509
るまで立ち k
げた後に,ガス発生器サイクルヘ切 D換え,定常
サイクルヘ移行する O
水素プリードサイクルおよびガス発生器サイクルを図 7に示す O
②
再着火能力
一般的には,上段で再着火を行うことにより,ロケットの段数を減らし低価格化をはかった
32
図5
L E- 5エ ン ジ ン の 外 観 図
I入口
酸化斉J
燃料入口
主酸化斉Ij弁
ガス発生器
主燃料弁
3
3
ム
11
t
僻汚ふ
極へ
w
酸 化 斉J
I
タンク加底
酸 化 斉j
I
予冷戻り
?
?
燃料
入口
燃 料
予冷戻り
?
燃 料
タンク加圧
す
ガス発生器酸化剤弁
ガス発生器燃料弁
酸化剤予冷弁
燃料予冷弁
1
7
1<繁
勝績額縦l
酸
素
圃・圃圃燃焼ガス
関脇融制ヘリウム
図 6 エンジン系統図
表 7 LE-5エンジンの主要構成品リスト
! 日 -5
エンジン組立
-J
1 1悶
高膨張ノズル組立(
エンジン来日立小物部 IHl
1y
¥
:
計測機器類
1に
r
.
計担J
I系 配 管
1y
¥
:
エンジン低膨張部組立二二〕
ー推力室組立
(TC)寸
i
ージンパル上部組立
1個
ト ー 主 点 火 器 組 立 (MIG)
個
← 噴 射 器 組 立 (MINJ)
個
Lー 燃 焼 室 組 立 (MCC)
(含む,
個
ターピン排気ガスノズノレ
9
熱交換器)
一主弁組立 (MLV,MFV)
2個
由 主 点 火 器 弁 組 立 (MILV,
MIFV)
2個
ー始動弁組立 CESV)
個
ー予冷弁組立 (LOV,FOV)
2個
軸 受 予 冷 弁 組 立 (sLV,f
3FV)
2個
カス発生器組立 ( G G ) i
0) 個
ガ ス 発 生 器 点 火 器 組 立 (Gr
ガ ス 発 生 器 本 体 組 立 (GSA)
個
カ ス 発 生 器 弁 組 立 (OLV,OF¥')
2個
ー カ ス 発 生 器 点 火 器 弁 組 立 COftr,GIFV)
プ
j ス 発 生 器 水 素 ノ ミ ー ジ 弁 組 立 (OFPV)
21
間
1
1
i
回
一 被 酸 タ ー ボ ポ ン プ 組 立 (LTP)
1f
国
被 水 タ ー ボ ポ ン プ 組 立 (FTP)
1f
国
一戸屯気系組立
i
トコントロール
ポヌクス組合~
(川)
ト ニ ユ ー ザ ー パ パ 一 川
1個
崎
(P!¥P)
i
一一一一ワイヤ
L
1式
ハーネス組立
タービンj!f結管(1'0p)
11国
イ ン タ フ ェ イ ス 問 (1NT)
低膨張エンジン組立小物部品
2伺
主油圧ポンプ駆動用タービン組立
1に
ょ
(Al
JXT)
1個
3
5
図 7 LE-5の エ ン ジ ン ・ サ イ ク ル
LOX
4
LH2
ロ園田
0
)[email protected](低温水素ガス駆動)
LOX
LHz
4
4
亡二コ水
素
圏謹麺酸
素
-燃焼ガス
(ii)ガス発生器サイクル(燃焼ガス駆動)
36
り,軌道精度を向上させた!?p ミッションに対してフレキシピリテイを持たせたりすることが
できる O
液酸・液水エンジンにおける再着火は,困難な技術であるが, LE-5エンジンは,始動方
式,点火器設計,パージ機構,予冷万法,ポンプの高吸込能力等によって,再着火能力を備え
ている O
③
高性能
表 6に示したように,このクラスのエンジンでは,世界最高性能を有する O 特に,比推力は
混合比(酸化剤/燃料) 5
.
5で 450秒という高性能である O これは,燃焼性能の他に膨張比
面積)の大きいことが寄与している O 混合比を下げれば,
(ノズル出口面積/ノズルスロート l
更に比推力は向上する O
比推力を図 8 に示す o 57年度試作品よ!?, 5 8年度以降の製作品の方が,約 2秒向上して
いる O これは,燃焼室材料を A-286より Niに換えたためである。
凶8
L E-5の比推力
o5
7
0
2 実機型エンジン
ム
~
5
8
0
1
5
8
0
3認定エンジン
ロ5
8
0
4
o5
8
0
2
4
5
0
マ5
8
0
5
飛行用エンジン
一一一一 5
7
0
2
データ平均
4
4
5
4
4
0
5
エンジン混合比
MR
37
③
ターボポンプ式
N - 1および N 1
1ロケットの第 2段エンジンは,いずれもタンクを高圧に加圧して燃焼室
に推進薬を送 b込むガス加圧方式であるが,本エンジンは,ターボポンプ供給方式である O ガ
ス加圧方式は,システムが簡単で信頼性はあるが,性能が劣る O
(
2
) 構成要素の概要
①推力室
推力室は,ジンバル上部組立,主点火器,噴射器および燃焼室から構成されている O
何) 点火器
点火器は,各ターボポンプ出口よ
D分岐した液体酸素と水素をガス化して燃焼させる。こ
のために,高膨張ノズル部で熱交換している O また,点火器弁の装着場所等に工夫して再着
火を含めて安定な作動を得ている O 着火は,電気スパーク式である O
(ロ)噴射器
噴射型式は,同軸型噴射器で,以下の項目を考慮して設計している O 単 位 エ レ メ ン ト あ た
bの 推 力 ( エ レ メ ン ト 数 ).エレメントの形状および流量の均一度,エレメントの噴射流速
比,エレメントの疏速,噴射面冷却流量。
村燃焼室
スロート部の熱流束 3
.
3 (邸 /
C
n
l)という高熱負荷である O この軸方向ガス側熱流束デー
j
iの熱伝達率については Hess& Kuntz
タは,実機サイズの水冷却燃焼試験で取得した。冷却1t!
の式に安全率を見込んで使用し,冷却液流れ方向,チュープ最高温度,圧力損失,チューブ
厚さ,加工性等を考慮、している O
この燃焼室は,ダブルテーパチュープ 240本で構成されている O 素材 (A-286と Ni
最終設計は Ni )から引き荻きによってストレートチューブに,続いて冷間加庄によってダ
恥 チ ュ ー プ の 傷 は 30μm 以下で
ブルテーパチュープに加工される O チュープ肉厚 O.25m
ある。
②高膨張ノズル
高膨張ノズルは,ノズル膨張比を 140まで拡張するもので,薄肉テーパチューブをベル型
にろう付けした直径1.7m. 高さ 1
.8 mの大型ノズルスカートである O
薄肉テーパチュープは,燃焼室と同様に. A -2 86のストレートチュープを冷同絞り加工
でテーバ化したもので,素材からすべて国産している O ろう付けも燃焼室と同様,真空一雰囲
気制御炉中ろう付で行フている O 真空一雰囲気制御炉中ろう付は,真空炉中に高純度不佑性ガ
スを遵入し,ガス流量および炉内圧を適切に設定することによkJ,ろう付雰囲気の清浄度の向
上と易蒸発元素の蒸発抑制をはかるものである O
③
38
液水ターボポンプ
液水ターボポンプは,インデューサポr1段遠心ポンプと 1段 2動翼速度複式:衝動タービンを
主要要素として構成されている O タービン動翼,ディスク及びシャフトは一体構造で,材質は
1nco 718の鍛造品である C インデューサは,後退翼 3枚羽根ヘリカルインデューサである o
主羽根車(インベラ)は,機械加工のチタン合金( 5AQ2
.5Sn )
.
製 2次元羽根車で,前面シュ
ラウドは,羽根に拡散接合されている
C
軸推力は,主羽根車をノミランスピストンとして調整し
1
0万(伽1, rpm) を越える自己潤滑玉軸受で,保持器はアーマロ
ている o軸受は. DN値 15
ン(ガラスクロスとテアロン)製である O また,軸シールはメカニカル(ベローズ)シールで,
PV値は定格で 44MPa
.m,
/sである。
④液酸ターボポンプ
司操な構造であるが,軸方向推力の調節は
液酸ターボポンプの構造は,減水ターボポンプと l
パランスホール式で,金属と金属が接触しない構造や軸シールシステム,軸受の冷却方法,材
質等が異なっている。
⑤
ガス発生器
噴射器は,同軸型で,燃焼室は小型軽量である O 温度分布も均一でかつ着火性能も良好であ
.
85で燃焼温度は約 580'Cである O
るO 混合比は, 0
⑥弁類
ヘリウムガスによって弁の閥閉を行うニューマティック駆動弁である。このうち主弁と始動
弁は,弁の開閉速度を変えることができる O
⑦
電気系組立(コントロールボックス及びニューマティックパックージ)
t
イ
)
コントロールボックス
コントロールボックスは,機体力 らの始動及び停止信号によ
i
Dエンジンの総ての作動を制
御するマイクロコンビュータ式シーケンサである O
(
ロ
) ニューマティックパッケージ
ニューマティックパッケージは少
コントロールボックスからの操作信号を受けて,弁駆動
のためのヘリウムカ守スを供給する,バワーユニットである O
⑧
油圧ポンプ J駆動用ターピ、ン
油圧ポンプ駆動用タービンは,ジンバル装置の油圧ポンプを駆動するためのもので,燃焼再
生冷却管を通って噴射器に入る水素をタービンの動力源としている O
8
開発経旭の概要
昭 和 47年 5
1年度の調査。検討段階を経て
は,大きく 3段階に分けて実施した。それぞれ
s
.
l
l
s
和
52年度よ
D本絡的閥発に看手した。開発
原 型 ア エ ー ズ ( 設 計 適 合 性 試 験 ).実機型フェー
ズ ( 設 計 推 認試験) ,認定フェーズ(認定試験)である
O
39
(
1
) 原 型 フ ェ ー ズ ( 昭 和 52年度---56年 度 )
原型プエーズは,開発基礎試験段階として,コンポーネントおよびサプスクールモデ、ルの試験,
エンジンシステムの検討等,設計の適合性を把握するために,桶広い開発研究を実施し,最終的
には 9 第 1次 試 作 エ ン ジ ン で あ る 原 型 エ ン ジ ン を 完 成 し 種 々 の デ ー タ を 取 得 し た 。 な お , 液 体 水
素の大量購入が可能となったのは,昭和
53年 10月からである O
(
2
) 実 機 型 フ エ 」 ズ ( 昭 和 56年 度 '
"
'
'
5
8年 度 )
実機型フェーズは,原型フェーズのまとめである予備設計審査で設計を確定した実機型エンジ
ンを使用して,設計の確認を行ったものである O 本 フ ェ ー ズ で 初 め て , 高 膨 張 ノ ズ ル を 取 り 付 け
た高膨張エンジン(飛行用と同等のコンブィギュレーション)を使用した,高空燃焼試験を実施
した。また,厚肉タンクと組み合わせたステージ燃焼試験も実施した。この実機型エンジンの試
作試験(設計確認試験)で,飛行用エンジンの設計を確立した。
(
3
) 認定フェーズ(悩和 58年度
昭和 6 0年 度 )
認定フェーズは,飛行用と同じ設計のエンジンを用いて認定試験を行うものである O 認定試験
は,種々の飛行環境に耐えられるか,要求性能を満足しているか,等のエンジンの認定を行うと
ともに,飛行解析に必要な種々のエンジンデークを取得することである O 認 定 試 験 は , 昭 和
60
年 10月に完了した。
(
4
) 飛行による確認
昭 和 61年 8月 13日午前 5時 45分 に 打 ち 上 げ た H-1ロケットの初号機によって,すべて
の機能,性能が確認できた。
予冷が比較的順調に行われ,予測より若干早く予冷が完了したことを除けば,地上試験(高空
燃焼試験)の結果と非常に良い一致を見た。
9
水素に関連して工夫した技術事項
開発を通じて,工夫した事項で一般性のあることについて述べる O
(
1
) もれ対策
分子の小さい水素はもれやすく,また始動停止時等の急献な温度変化のため,部品の変形が起
b易 く も れ に 対 し て 厳 し い 。 開 発 半 ば ま で , も れ 対 策 に 工 夫 し 最 大 の 注 意 を 払 っ た が , 基 本 的 対
シール,ナフレッグスシールを使用する O
策は以下の通 bである O まず,信頼性の高いメタル 0'
プランジ設計は,プランジとボルトの熱的結合を高める O ボ ル ト は 可 能 な 眠 D短くし,最大長さ
はシールの特性により決定し,材質差による線膨張率を極力合わせる O
(2)予冷
予 冷 は , エ ン ジ ン を 予 冷 後 , 水 素 を 機 体 外 に 捨 て る ダ ン プ ク ー リ ン グ 方 式 で あ る O 初回着火時
の予冷には,問題なかったが,再着火条件(初回着火の後,ヒートソークパックのためポンプの
40
温度が上がる o )では,予冷必要量が,不確定であった。このため,再着火前に,予冷総量を少
なくして間欠的に予冷することにした。
時間で制御する予冷は,温度差の少ない方が,再現性
よく;かつ予冷総量が少なくて済む。いずれにしても,予冷は実機で種々の条件でデータを積み重
ねることが大事である o なお,飛行時に予冷完了が早かった理由としては,差庄の違いと考えら
れる o (大気圧と真空中)
(司氷結対策
燃焼ガスが,流れのない所で,低温部分に接している所は氷結しやすい O このため
9
できるだ
けデッドスペースは少なくする O ヘリウムガスパージ,加温水素ガス等を有効に使用する。特に
点火器に付着する氷については,徹底した対策が必要である o LE-5は,燃焼中熱交換した加
温水素ガスを水素の点火器ラインに入れている O また,チェックバルブは非常に氷結しやすいの
で,酸素側については,一部ヒータを使用している O
(
4
) 液水ターボポンプの振動対策
液水ターボポンプは, 2次と 3次の危険速度の間で連転している O 液体水素は,減衰効果の極
めて小さい流体のため,過大な軸振動が発生しやすい。 L E - 5 も,過大な軸振動を経験したが,
この原闘は,残留アンバランスと軸受のプリロードの減少であった。この振動対策としては,軸
系の依合部の見直し,動バランス修正方法の改善,逼転状態での軸受まわ Dの間際を精密にコン
トロールすることによって解決した。
また,初期段階にメカニカルシールの過大なもれが発生したことがある O これは,シールノー
ズ部のフラッターで,シールノーズにダンパを装着して解決した。この問題も,液体水素の特性
に起因している O
(
5
) その他
低温流体のため,自己 j
閏滑玉軸受を使用し,保持器は,荷重が大きいため,アーマロン製を使
用している O また,試験において,抗体の過大な圧力振動を経験した。これは,設備の冷却の仕
方,配管等を変更して解決した。水素の場合は,酸素と違って水撃は厳しくないが,脈動は起こ
Dやすい。
10 液 体 水 素 関 連 試 験 設 備
液体水素を使用した主要な開発試験は,宇宙開発事業団角田ロケット閥発センターを中心にして,
三菱重工業側団代試験場,石川島播磨重工業側相生ロケット試験センターで実施した。また,宇宙
科学研究所との共同研究として能代実験場で新ターボポンプを用いたエンジンシステム試験,航空
宇宙技術研究所との共同研究で小型燃焼器の燃焼試験等も行われた。なお,液体酸素ポンプの主要
な試験は,航空宇宙技術研究所角田支所で実施された。
宇宙開発事業団の主要な試験設備は
g
角田ロケット開発センターの高空燃焼試験設備,供給系(
4
1
ターボ ポンプ ,ガス発生器)繰合試験設備,タンク熱特性試験 設備(スペースチャンバ),田代試
験場設置の常圧(大気圧下)燃焼試験装置,ロケットタンクとエンジンを組み合わせて試験をする
ステージ燃焼試験設備,相生設備の短秒時試験のための供給系試験装置である。
角田および田代 の液体水素の貯槽および供給槽の大きいものは , .50k
,
fでロケット搭載量の 2
.
5
倍である O これらの供給槽( ランタンク )には,フロート式の液位計を取り付けて, フローメータ
(タービ、ン式 )の校正を行っている O
液体水素の購入は, 8
.
3k
,
f 入りの タンク ローリ, 7k
,
f入りのトレーラ車, 1
.9k
,f入りのコンテナ
で行われた。大部分はローリ車 で供給された。開発試験で使用した液体水素の総量は,約 1万 k
,
fで
ある O
高空燃焼試験設備の概要を 図 9,表 8,外観写真を図 10,低圧室の写真を図 11に示す。
図9
4
2
表8
1
. 試験秒時
連続試験
高空燃焼試験設備諸元
6
. 窒素ガス貯蔵供給設備
約 450秒
再 着 火 試 験 約 360秒 +1
0秒
2
. 推力測定装置
主推力最大測定値
15, 000~f
3
. 低圧室
LN2 貯 槽 内 容 積 回が
3
GN2 貯 気 槽 2
0m
x250~./cnf G x4基
7
. 高圧 GH2・GHe設 備
GH2設 備 10m3 x200~ /crdG カ ー ドル x 2基
3
GHe設 備 1
0m
x150~/crdG カ ードノレ x 2基
8
.
容量約 1
00m3
蒸気発生供給設備
到 達 真 空 度 約 5T
orr
(エンジン作動時)
4
. 計測点数
最大 303点
5
. 推進薬供給設備
LOX供 給 槽 内 容 積
LH2供給槽内容積
ボイラ設備
2胴水管式自然循環 ボ イ ラ
常用圧力
65~ /
crdG
蒸発量
33t
o
n/ h
r
蒸気アキュムレータ
1
5m
'
5
0m3
容量
106m'x 18基
常用圧力 59~/crdG
9
. 排水処理設備
処理能力
30m
'
/hr
図 10
43
図 11
11
Hロ ケ ッ ト 時 代 へ
Nl
lロケットは,本年 2月 の M OS- 1 (極洋観測衛星 1号)の打上げが,最終となる。今後
は. H - 1ロケットが. 6 2年 度 夏 矧 よ り , ほ ぼ 1年 で 2機 の 割 合 で 66年まで打ち 上げられるこ
とになっている o
H-1に引き続き
66年 度 冬 期 ( 6 7年 1
2月期)には,
H-llロケ ットの試
験 機 の 初 飛 行 が 計 画 さ れ て いる O
H-llロケ
ットは. H-1ロケ ットの 1段 を 水 素 化 し た 2段 式 の 大 型 ロケットである。
1段 の 直
径は, H - 1の 2.44mから 4mと大型化し,面積で 3倍弱となる O この 1段エンジンを LE-7
という o L Eー 7は
, SSM Eに次 ぐ高圧,高推力のエンジンで, 1秒 間 に 約 530Lの液体水素
を消費する O これ は
,
LE-5の 10倍である O また,燃焼圧力は, 150匂/
c
r
f
tで 4倍 になる O
参考として H
-llロケットの主要請元を表 9に,概要図を図 12に示す o
12 あ と が き
H-1ロケ
ットの概要と液酸・ 液水推進系について述べたが ,紙面の都合で省略し た 事 も 多い
。
推進系の教科書としては, Sutton & Ross の IRocket Propulsion ElementsJが参考
となる
O
園内の動向等に ついては,航空宇宙学会等主 催の 「宇宙科学技術連合講演会
4
4
J
.宇 宙 科学 研究所
表9
H-I[ロケットの主要縮元
全
長
48m
直
径
4m
発射
時 重 量
進
薬
258t
第一段
国体ロケット
第二段
液体酸素/液体水素
固体推進薬
司
,i
体酸素/液体水素
薬 重 量
f
量
力
1
免
燃
上t
全
t
量
;
桂
;
1
事
!
1
.
フ工アリン ク'
誘
時
当
震
重
85t
1
1
8
t
(2本分)
13t
93t
(;毎面上)
320t
(z本分・,毎面上)
1
0
.
5
t
(真空中)
問
315.8s
95s
日 5s(再着火機能)
カ
449s(真空中)
271s
(真空中)
449.7s(真空中)
量
97t
140.5t(2本分)
1
5
.
7t
4.1m(外径)x12m
直径×全長
i
l
i星収納 I
来
方
式
主催の「宇宙輸送シンポジウム
約 3.7m仏x10rnL
ストラ
y ブダウン↑貫性誘導システム
J,宇宙開発事業団の技術成果発表会等が参考となろう。
最後に,液酸・液水推進系の開発成功は,開発研究段階から,御援助下さった航空宇宙技術研究
所(特に,ターボポンプを分担開発) ,宇宙科学研究所等の国立研究所,三菱重工業側,石川島播
磨重工業械をはじめとした関連各社の方々の日夜の努力によっている O
特に液体水素の調達については,三菱商事捕 s 岩谷瓦斯 l
槻,帝国酸素側,大同酸素(棉,各社の支
援による所が大きい。
Hllロケットの開発についての御支援も重ねてお願いして,本稿を絞る
O
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凶1
2 H-nロ ケ ッ ト
衛星フェアリング
衛星分離部
機器搭載部
第二段液体水素タンク
第二段液体酸素タンク
段間部
第二段エンジン(し E5
)
第一段液体酸素タンク
第一段中央部
第一段液体水素タンク
第一段エンジン部
第一段補助エンジン
第一段主エンジン(しE-7
)
国体ロケット (SRB)
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