LNG推 進系プロジェクトに対する提言

資 料 2-1-4
LNG小 委員会用資料
LNG推 進系プロジェクトに対する提 言
平成 1 8 年1 0 月1 3 日
L N G 推 進 系飛行実証 プ ロジェクト評価 小委 員会
委 員 初l 次 亘 弘
G X ロケットの方向
LOX/LNG推
進剤 は、LOX/ケ ロシンには及 ばないもののLOX/LH2よ りも比重 が大
きいことから、打 上 回ケットの 初段 に適 しており、また、LNGは LH2に 比較すると宇宙での
貯蔵性 にも優れ ていることか ら軌道問輸送機 (OTV)に も適 している。更 に、LNGは LH2よ
りも安価であり、ケ ロシンより低公害であることか らLOX/LNG推
進 系 は将来有望である
と思われる。
LNG推 進 系ブ ロジェクトに対する考え方
(1)打 上 ビジネスとして捉 えた場合 、コス トが安く、信頼性 が 高 いことが優 先され 、性能 は
重要ではない。
既存 の ロケットの 打 上コスト(次ベー ジ参 照)に比較 して、GXロ ケットの 打 上コスト
が 十分 に低 けれ ば、性能 が 低くとも打上 ビジネスに供せる可能性 が ある。
開発 当初 は、このような方 向性を目指 していたのではないか 。
(2)将 来の価値を目指 した技術 開発として捉えた場合 、打 上 ロケットの 初段あるい は軌道
問輸送機 (Oい7)の推進 系 に活 か される基 盤技術 (ター ボポンブ、再 生冷却燃焼器
等 )の構 築 に資することが 重要である。
韓 国 のLNG/とOXエ ンジン (CHASE-10)は、このような方 向性 の素地 を有 している。
現状 のGXロ ケットのLNG推 進 系 には 、将来に発展す べ き基盤 技術 が乏 しい 。
現状のGXロ ケットの 開発では、その方向性 が暖味 になつてきたように思われる。
G X ロケットの方向
LOX/LNG推
進剤 は、LOX/ケ ロシンには及 ばないもののLOX/LH2よ りも比重 が大
きいことから、打 上 回ケットの 初段 に適 しており、また、LNGは LH2に 比較すると宇宙での
貯蔵性 にも優れ ていることか ら軌道問輸送機 (OTV)に も適 している。更 に、LNGは LH2よ
りも安価であり、ケ ロシンより低公害であることか らLOX/LNG推
進 系 は将来有望である
と思われる。
LNG推 進 系ブ ロジェクトに対する考え方
(1)打 上 ビジネスとして捉 えた場合 、コス トが安く、信頼性 が 高 いことが優 先され 、性能 は
重要ではない。
既存 の ロケットの 打 上コスト(次ベー ジ参 照)に比較 して、GXロ ケットの 打 上コスト
が 十分 に低 けれ ば、性能 が 低くとも打上 ビジネスに供せる可能性 が ある。
開発 当初 は、このような方 向性を目指 していたのではないか 。
(2)将 来の価値を目指 した技術 開発として捉えた場合 、打 上 ロケットの 初段あるい は軌道
問輸送機 (Oい7)の推進 系 に活 か される基 盤技術 (ター ボポンブ、再 生冷却燃焼器
等 )の構 築 に資することが 重要である。
韓 国 のLNG/とOXエ ンジン (CHASE-10)は、このような方 向性 の素地 を有 している。
現状 のGXロ ケットのLNG推 進 系 には 、将来に発展す べ き基盤 技術 が乏 しい 。
現状のGXロ ケットの 開発では、その方向性 が暖味 になつてきたように思われる。
低軌道 へ の打 上コスト
20
-
ベガ
●υ
トーラス
デルタ4
コス モ ス
０
唇や
［
ら 邑 里 ＝ ﹁焦
アテナ
レタ2
デツ
ア トラス5
ア リアン5 G
ロコット
H― IA
￨
5
ブロトンK
０
︱ ﹂ ０
10
低軌 道打 上 能 力 [ t o n ]
3
15
20
韓 国 の LNG/LOXエ ンジン (OHASE-10)に つ いて
(1)一軸構造 のターボポンブ、再生冷却燃焼三を有するガスジェネレーターサイクルを採用 しており、推力
は 10トン級 で、燃焼室圧力は約 7 MPaであり、エンジンの 目標重量 は 1 64kg(推重比 :約60)で あるこ
とから、侮 りがたいエシジンである。
(211998年 から、エンジンを構成する主要なコンポー ネントであるターボボンブ、ガスジェネレーター 、燃
焼器 の単体試験 を行 い、か なりの速度で開発を進め、2006年 にはこれらを組み合わせてエシジンシ
ステムにして、短秒時 (10秒程度)の試験 を実施している。公 開されたビデオから燃焼終 7時 の後燃
えなどシーケンスに改 善 の余地はあるが、エンジンやコンボーネントの緒元などをみるとエシジンシステ
ム としての最適化 が 図られており、長秒時試験も可能な状況である。
(3)現段階では、8BMレ ベルであり、フライトエンジン/推 進系にまとめるには少なくとも数年はかかると
思われる。
(4)エシジン試験の状況からは、燃焼終 了後もターボボンプは数秒間20 000RPM以
上で回転しており、
かつ後燃え状況はひどく、推進英弁 の 開上後に予冷弁を開いていないようで無 負荷運転ではない
か ? 燃 焼室とノズル 冷却液排出終 了までに時間を要していることからパ ージが不十 分である可能性
ある。従 つて、システムとしての 完成度は今 一 歩の感がある。
(5)比推力が低 い (321秒 )のにも疑問が残る。HATS試 験 が実施できるまでには、総合的 に仕上 げてい
く余地がある。
(6)ロシアの支援があるものと思われる。ターボポンブは ロシア(THE KEと
DYSH Research Center h
Moscow)、燃焼器 は韓国 の 合作 に思えるが、システムマッテングやハ ー ドの供給体制の確保 は未 知
である。
参 考 文 献 〔Kyoun,Ho Klm and Dao―
Sung」 u CSSPACE I内
10tf THRUST uSiNO tox&LNO(Methane)" AIAA2006-4907。
0 “ DEVELOPMENT OFlCHASE-10' LJQUlD ROCKET ENOINE HAVING
韓 国 に お ける L N G / L O X ( M e t h a n e / L O X ) エ
ンジン 開 発 に 関 す る文 献
(1/3)
H o K i m D a eS一u n g 」u ( C & S P A C E I n c ) h D E V E L O P M E N T O F C H A S E - 1 0 L [ Q U I D R O C K E T E N G ! N E
(1)Kyoung―
H A V i N G 1 0 t F T H R t J S T U NS G〕 L O X & L N G ( M e t h a n e ) I A l A A 2 0 0 6 - 4 9 0 7
概 要 ￨エンジン 緒 元 、概 観 お よび 主 な試 験 結 果 を参 考 資 料 に示 した 。1998年 か ら、エ ンジンを構 成 す る主 要 な
コンボー ネントであるターボボンブ、ガスジェネレーター 、燃焼器の単体試験を行 い、かなりの速度で開発
を進 め、2006年 にはこれらを組み合わせたエンジンシステムとして短 秒時 (10秒 程度)の試験を実施し
ている。公 開されたビデオからカットオフ時の後燃えなどシーケンスの改善 の 余地 が あるが、エンジン絡
元、コンボーネント結元などをみるとエンジンシステム としての最適化は図られており、長秒時試験も可能
な状況である。ロシアの支援 が あるものと思われる。(詳細は参考資料参照)
(2)H」 Kim、K J Lee、
日SCho andWSSe。 ,(Korea Aerospace Research instiute)Ⅲ
An Exper mental Study
on AcOustic Damping Enhancement by The Gap of Baf‖
ed lnjectorsi AIAA2005-44
46。
概 要 : スピーカーを使 用 した音 響試験 により、バ ルフル の効 果 につ いて解 析 と試 験 データーか ら、バ ル フル 高 さや
インジェクター間 とのギヤップを六 ラメータ にしてダンビング 効 果 の 大きい組 み 合 わ せを調 査 しているD
Seonghyeon Seo,Joo一Young Song Yeoung―Min Han Hwan―Seok ChOi and rrtoo一
(3)Kwang―」in Lee、
Seok Seol
(Korea Aerospace Rescarch inst tute)“
CombustOn Stab ty of Doub e Switt Coax a ldectors us ng
Simu ant PrOpe ants" AIAA2005-4440。
概 要 i フル スケール インジェクター( L O X I ケロシンあるい はメタン、プ ロバ ン) を用 い て同軸 エ レメント内で両 推進
実 ともス ワー ルをか け、モデル ( 5 エレメント) にて混合 のメカニ ズム が燃焼 安 定性 ( 特に l T ) に 及 ぼ す影
響 を調 査 している。酸嘉 ポス トの リセス距 離 についてもバ ラメータにして調 査 している。
(4)H」 NamkounglP G Hani K H Kim andChongam Kirr,(Rotem Company and Seou NatOna Un versty)
HAnalysis on nozzle plume and pclformance of the engine using Llqtref cd Natura1 0as as a FuelⅢ
AIAA
―
2004-4144。
概 要 i 液体 メタンの 成 分構 成 、内容 量 が 特 性 排 気速 度 や燃焼 温 度 に及 ばす 影 響 に つ いて、C F D 結 果 と実 際 の
温 度 測 定値 や 赤外 線 カメラの観 察結 果 と比 較 している。9 0 % 以 上 の メタン含有 畳 が必 要 である提 言 し
ている。
韓 国 に お けるL N G / L O X ( M e t h a n e / L O X ) エ
ン ジン 開 発 に 関 す る文 献
(2/3)
( 5 ) S u n T a k K w o n i C h a n t t n L e e a ea ―
nVdV」
oO Lee(KOnkukじ
n v e r s t yD)E“
V E L O P M E N T O F F u e l R にh G a s
Generator for 1 0 tonf L qu d Rocket Engnet AIAA2004-3363.
概 要 司 O t o n ケロシンエンジンの 燃 料 過剰 G G に 関 して、ィンビンジング 型 につ いて 、衝 突距 離 や 運 動量 比
などを
試 験 データ( ケロシンと水 を使 用 ) をもとに選 択 し、解析 ともよく一 致 したことを報 告 してい る。また、実燃 焼
試 験 にて撹 拌スリングが温 度 の 均 一 化 に効 果 が あ つ たことも報 告 している。
( 6 ) Y H― C h o a n d H S C h a n g ( R O t e r n C o m p aHnoyt) ｀
F r n g T e s t s qouf とd R O c k e t E n g n e u s n g NLGO"XAIIと
AA2
004-3528。
概 要 ! 燃焼 圧 および混 合 比を六 ラメータ こ して、2 1 0 t 級 の 水 冷 却 メタシエンジンの燃 焼 試験
を実 施 し、衝 突型
噴射 機器 に比 較 して、同軸 型 ではC * 効 率 およびI S P 効 率 は 、い ずれ も数 % 上 昇 することを示 している
。
(7)P G HanH」 NamkOung“K H Kin and Y B YoOn,(Rotcm Company and Seoul Nat Onal Un vers ty),“ A Study On
the Coohng Mechan sm n L qtld Rocket Eng ne"AIAA2004-36フ
23
モ
ロ
ー
L
O
X
/
ケ
概要
シンにつ いて 、1 0 t スラスト級 の再 生 冷却 、フィル ム ク リングに 関す る解析 を実 施 し、 に フイ
特 、
ル ム クーリングの効 果 についての 諸特 性 の 評 価 を詳 細 に述 べ てい る。
(8)P G HanS Wと eeK H Kim and B Y00n(Rotem Company and Seoul Nat onal Un verstty)“
Performance
Analysis Of the Thrust Chanlberin Liqtlid ROcket Engine using Liquef ed Natural Gas as a Fue tt AIAA20
04-3860。
概 要 12tf 9 5tfの2種 の推 力につ いて 、54回 のメタン/液 酸 エンジン燃 焼 試験 を実施 し、その結 か
果 ら、燃 料 温
度 、燃 焼圧 力 、膨 張 比 が 特 性 排 気速 度 や 比 権 力 におよば す影 響 を調査 してい る。また、メタン純 の
度 影
響 も詳 細 に調査 してい る。
(9)yong―Hoon Lee and 」 S ParkJ M Lec and S H Kang(Roterr Company and Seoul Nat onal Univcrs ty)Ⅲ
A
St」
d y o n C a v t a t o n l n t c r a c t O n b c t w e e n l n ed ru c ne r T ua rn bd O pl ur mnAppIⅢ
eA‖A 2 0 0 4 - 4 0 2 6 。
概 要 i 一軸 式 メタン1 液 酸 ターボポ ンブを対象 にして、水を用 いて インデ ュサ ーとィンベ ラの 流れ の
場 干渉 について
可視 化 を含む実験 的 および 解 析 的評 価 をしてい る。吸 い込み 性 能 は設 計 流 量 で最
良な ことやキャビテー
ションが 低 圧 、低 流 量 で発 生 した場 合 、ボンブヘ ッドが 直前 に上 昇することなど
を詳 細 に観 察 している。
韓 国 に お けるLNG/LOX(Methane/LOX)エ
ンジン 開 発 に 関 す る文 献
(3/3)
(10)Young Ho LEE(李
英治)、「
液体推進 国ケットエンジン用高圧ターボボンプの 開発」、ターボ機械 、第 3
3巻 、第 9号 、2005年 9月
韓国流体機械工業会発行の流体機械ジャーナル第7巻 第 3号 (2004年6月 )の特集記事 「
ターボボンブ
分野研究 動向」からLee Kyoung HoOn K m Kyung―Ho wooYu Cheo著 の 「
液体推進 国ケット用ターボ
ポンプの 開発」
を翻訳したものである。
概要 i 韓国の衛星打上げ用液体推進 国ケットに用 いる高圧ターボボンプの研究開発の状況が解説された論
文である。燃料には液体メタン、強化剤には液体酸宗を用 いており、1 9 9 9 年 から2 年 間の基礎研究お
よび3 年 間の開発研究を行い、ターボポンブシステムを製作し、試験を行つている。主たる研究 開発機
関は ( 株) ロテム で、韓国航空宇自研究院、韓国科学技術研究院、韓国位階研究院等の国の 研究機関
とハンドルポップ、B M 金 属、ビツロテク等の民間企 業およびソウル大学が共同参回している。核心の
基盤技 術 は ロシアのK e R C ( K t t d y s h R e s e a r c h C e nの国
t e r際協力で確保し
)と
ているが、国産化してい
ー
る。高圧タ ボホンブに必要な基盤技術 について系統的に詳細な研究がなされている。こ のターボポ
ンブんミ
C H A S E ■ 0 エンジンに用 いられている。
0考 と料
対人や 00中 907(g。 )
DEヽ ELO,卜 lEヽ■ ()“ ぐ HASE 10 L[QLJO R【
)(ヽ L,Eヽ Ciヽ E
Ⅲ ヽヽ■NC iO(f Tll Rrs「 〔￨、lN( ￨て,、こ し、C(ヽ 【でthコ】
●￨
ヽ、ouコ 、 :【oヽ n｀ 0ど ドヽⅢⅢ,1ロ
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bu“● lHド 適 ヽ苺 “」rl●
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