LE-9

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LE-9は、宇宙航空研究開発機構(JAXA)が三菱重工業IHIと共に開発中のH3ロケットの第1段用液体燃料ロケットエンジン。燃料に液体水素、酸化剤に液体酸素を使用し、H3ではペイロードの重量や投入軌道に合わせてLE-9を2基又は3基にクラスター化して用いる[1]。「キー技術関連事業者」として三菱重工業がエンジンシステムを、IHIがターボポンプの開発を担当している[2]

概要[編集]

現在の基幹ロケットH-IIA/Bの第1段用ロケットエンジンLE-7Aはエンジンサイクルに二段燃焼サイクルを採用している。二段燃焼サイクルは燃焼室で発生する燃焼圧を大きくすることが他のエンジンサイクルよりも容易であり比推力向上の点で優れているが、配管・タービン各所が高温高圧に晒されるため頑丈に製作する必要があり、プリバーナー室等の追加の造作も必要なため、製造コストが嵩む。

一方、現在の衛星打ち上げ市場において競争力を持つためには、ロケットの製造費用を下げて打ち上げ費用を下げることが重要である。このため、H3の1段目エンジンには従来の高価で複雑な二段燃焼サイクルにかわり、日本で最初に実用化された簡素で信頼性のあるエキスパンダーブリードサイクルを採用することにした。エキスパンダーブリードサイクルの開発と運用の前例として第2段用の推力 15 tf 未満のLE-5A/Bエンジンの実績はあるが、同サイクルはターボポンプの駆動エネルギーを燃焼室からの吸熱に頼るという原理上、大推力を発揮することが難しく、第1段用エンジンとしての実用化は初の事例であるため、150 tf という大推力が必要とされる第1段用のLE-9の開発は、H3における最も挑戦的な開発要素となる[3]

部品点数はLE-7Aより20%少ない[4]

研究・開発[編集]

LE-5AとLE-5Bの開発経験によりエキスパンダーブリードサイクルエンジン開発の第一人者であった三菱重工は、同サイクルエンジンの大型燃焼室製造技術に関する先行的研究のために、1999年からプラット・アンド・ホイットニー・ロケットダインと共同で、真空中推力 16–27 tf、真空中比推力 467  の上段用エンジンMB-XX(MB-35とMB-60)の研究を開始し、2005年に燃焼実験を行った[5][注 1]

この上段用エンジンMB-XXの研究と並行して、2002年からJAXAは将来ロケットの第1段に大推力エキスパンダーブリードサイクルエンジンを適用する検討と研究を開始し、2010年からはJAXAが主導し、上記2社に加えてIHI、物質・材料研究機構産業技術総合研究所も参画して、真空中推力 148 tf、真空中比推力 430 秒 の第1段用技術実証エンジンLE-X実証研究を開始して、コンピュータ・シミュレーション数値シミュレーション)を広範に取り入れながら要素技術の研究を行い、大推力エキスパンダーブリードサイクルエンジンの成立性の検証を行った[6][7]

そして2015年から、LE-Xの実証研究の成果を生かしてLE-9の開発が開始された[7][2][8][9]。大推力を発揮するためにはターボポンプの大幅な性能向上が必要となるが、そのためには三菱重工が担当する燃焼器を大型化して吸熱・製造技術を向上させてタービン駆動ガスを高温化することと、IHIが担当する液体水素ターボポンプのタービンを高性能化させることが鍵となる[8]。大型化したLE-Xの燃焼器では大きな圧力変動(燃焼振動)が問題となったが、LE-9では噴射器エレメント長さに変化をつけることで共振の発生を抑え、圧力変動を吸収するレゾネータを燃焼室に付けることで燃焼安定性を大幅に向上させた[10]。しかし実機型エンジンの燃焼試験において、共振により液体水素ターボポンプのタービン動翼に疲労破面を確認した。このため、従来通りの機械加工による噴射器を適用して発生しうる共振領域を避けて運転するタイプ1エンジンを先に認定し、その後に3D造型噴射器により共振領域そのものを排除する抜本対策を施したタイプ2エンジンを認定することとし、H3ロケット試験機1号機ではひとまずタイプ1エンジンを使用することになった[11]

諸元[編集]

LE-9主要諸元一覧(目標値)
  LE-9[12] 技術実証エンジンLE-X(参考) LE-7A長ノズル(参考)
燃焼サイクル エキスパンダブリードサイクル エキスパンダブリードサイクル 二段燃焼サイクル
真空中推力 150.0 tf (1,471 kN) 148 tf (1,450 kN) 112 tf (1,100 kN)
混合比 5.9 5.9 5.9
真空中比推力 425 s 430 s 440 s
燃焼圧力 10.0 MPa 12 MPa 12.3 MPa
LH2ターボポンプ回転数 42,000 rpm 40,000 rpm 41,900 rpm
LOXターボポンプ回転数 17,000 rpm 16,500 rpm 18,300 rpm

脚注[編集]

注釈[編集]

  1. ^ MB-XX実証エンジンの燃焼器と液体酸素ターボポンプは三菱重工、液体水素ターボポンプはプラット・アンド・ホイットニー・ロケットダインが担当した。ロケット用上段エンジンMB-XXの実証エンジン燃焼試験に成功” (2005年9月16日). 2016年5月29日閲覧。[リンク切れ]

出典[編集]

  1. ^ H3ロケットの開発状況について (PDF)”. 文部科学省 宇宙開発利用部会 (2016年2月2日). 2016年2月24日閲覧。
  2. ^ a b 2020年:H3ロケットの目指す姿 (PDF)”. JAXA (2015年7月8日). 2016年2月24日閲覧。
  3. ^ “魔物”のロケットエンジン、LE-9開発に挑む H3プロジェクトマネージャー、JAXAの岡田匡史氏に聞く(その2)”. 日系BP社 (2015年10月5日). 2016年2月24日閲覧。
  4. ^ JAXA's No.062”. JAXA (2015年10月). 2018年10月22日閲覧。
  5. ^ 三菱重工|MB-XX”. 2016年2月24日閲覧。
  6. ^ 姿を現した次世代の大型ロケットエンジン「LE-9」 第2回 2020年の打ち上げに向けたスケジュール”. マイナビニュース (2017年11月27日). 2019年12月25日閲覧。
  7. ^ a b 宇宙航空研究開発機構,宇宙輸送ミッション本部,LE-X(国立国会図書館アーカイブ)”. 2016年2月24日閲覧。
  8. ^ a b 三菱重工技報,第48巻第4号「LE-Xエンジン開発へ向けた取り組み」 (PDF)”. 2016年2月24日閲覧。
  9. ^ IHI技報,第49巻第3号「LE-Xエンジン用ターボポンプの研究」 (PDF)”. 2016年2月24日閲覧。
  10. ^ 三菱重工技報,第55巻第2号「H3 ロケット1段用LE-9 エンジンの燃焼安定性予測技術及び対策技術開発」 (PDF)”. 三菱重工 (2018年). 2019年11月30日閲覧。
  11. ^ H3ロケットの開発状況について JAXA 2019年12月10日
  12. ^ H3ロケット基本設計結果について (PDF)”. JAXA (2016年6月14日). 2016年6月21日閲覧。

関連項目[編集]