JAXAとIHI、GX第2段用LNGロケットエンジンと、試験設備を公開

　宇宙航空研究開発機構(JAXA)とIHIは8月24日、現在開発中のLNG(液化天然ガス)を燃料に使用するロケットエンジンと、その試験設備をIHI相生工場(兵庫県相生市)で公開した。LNGエンジンは、GXロケットの第2段のために開発中の新型エンジン。燃料にLNG、酸化剤に液体酸素を使用する。

　GXロケットはIHIが主体となって官民共同出資の枠組みで実施されているが、同エンジンの開発はJAXAが主体となり、エンジン開発と、実際の打ち上げによる技術実証までを担当することになっている。

公開されたLNG実機型エンジン。横に立っているのは、JAXAの長尾隆治・宇宙輸送ミッション本部LNGプロジェクトチーム・サブマネージャ	今回公開されたLNGエンジン実機型の概要。当日配布の資料より。現在、エンジンは単に「LNGエンジン」と呼ばれているが、完成時には「LE-○」の名称が付けられる予定。ちなみに日本のエンジンの名称であるLEは、Liquid Engine――液体エンジンの略

　今回公開されたエンジンは、打ち上げに使用する実際のエンジンと同様に、配管やターボポンプ、ガス発生器などの部品を汲み上げた実機型エンジン。燃焼ガスを噴射するノズル下半分が取り付けられていないことだけが実機エンジンと異なる。

　ロケットエンジンでは、高温の燃焼ガスがノズルの中を通過し、膨張する過程で推力が発生する。ノズルが大きいほどロケットエンジンの効率は向上する。しかし、ノズル内で膨張した燃焼ガスは圧力が下がる。このため地上の1気圧の環境で、あまり大きなノズルを装着すると、噴射ガスの圧力が大気圧に負けて、ノズルがつぶれてしまう。このため、地上燃焼試験は通常、ノズル下半分をはずして実施する。

　今年に入ってから、相生工場のテストスタンドで合計12回の予定で一連の燃焼試験を実施しており、9月1日までに燃焼総秒時2,400秒を達成する予定だ。

今回の一連の試験の概要(配布資料より)

　H-IIAロケットが使用しているLE-7(第1段エンジン)、LE-5B-2(第2段エンジン)は共に、液体酸素と液体水素を推進剤に使用している。この組み合わせは、比推力というロケットエンジンの性能を示す指標が非常に大きく、高性能を出すことが出来る。しかし、その一方で液体水素を使用することには以下のような問題点がある。

1. 液体水素の沸点はマイナス250℃と極低温であり、取り扱いが難しい。
2. 水素分子は非常に小さい(分子量2)ので、少しの隙間からでも燃料漏れを起こす可能性がある。
3. 噴射ガスの主成分である水蒸気の分子量が小さい(分子量18)ので、大推力を発生させるのが難しい。
4. 液体水素の比重は0.07と非常に小さく、十分な量の液体水素をロケットに搭載するためには大きく重い推進剤タンクが必要になる。
5. 液体水素はすぐに蒸発するので、軌道上での長期保存が困難。打ち上げ後数時間のうちに使い切るようにしなくてはならない。

　一方メタンが主成分のLNGは、液体水素ほどの高性能を出すことはできない半面、以下のような利点がある。

1. 沸点が-160℃前後で、液体酸素の-183℃と近く、ほぼ同じ断熱装備で取り扱うことができる。
2. 主成分であるメタンの分子量は16で、液体水素よりも大きく、漏れにくい。
3. 噴射ガス主成分は、水蒸気と二酸化炭素の混合となり(完全燃焼時の平均分子量は約27)、分子量が大きい分、大推力を発生させやすい。
4. LNGの比重は液体水素よりも大きく(主成分である液化メタンの比重は0.43)その分推進剤タンクを小さく軽くすることができる。
5. 液体酸素共々、軌道上で適当な熱遮蔽を行なうことで、長期保存が可能。

　つまりLNGと液体酸素の組み合わせは、1) 大推力を必要とするブースター用エンジン、2) 軌道上で何度も再着火して様々な軌道に衛星を送り込む上段用エンジン――という2つの用途に向いている。これまで、このような用途では、ケロシン(灯油)が燃料に使われてきた。ケロシンは常温で液体のため取り扱いしやすい。しかしその一方で、完全燃焼しにくいという問題点もある。LNGは比較的低い燃焼圧力でも完全燃焼するという利点がある。

　日本にとってLNGは、既存の液体水素と組み合わせて、より高性能の宇宙輸送システムを構築することが可能になる、是非とも実用化したい燃料なのだ。

エンジンとテストスタンド遠景(配布資料より)	テストスタンドを、推進剤を供給するタンクの側から見たところ。エンジンはこれらタンクの裏側に配置されている	エンジンテストスタンドの全景。赤く塗られた鉄骨製のフレームの中に、エンジンが装着されている。
エンジン全景。見える側にLNG用のターボポンプ。背後に液体酸素ターボポンプを装着している。この写真では見えないがエンジン上部左側にターボポンプを駆動するガスを発生するガス発生器が付いている。ポンプや配管などは実際に打ち上げに使用するエンジンと同じように取り付けられている。	燃焼室下部のノズルを装着する部分。下部のリング状の管は、ターボポンプを駆動した後のガスを、ノズル内部の壁面に吹き込むための配管。ノズルは耐熱合金を絞り加工して作成したものを使う予定。すでに試作品が上がってきており、来年度には角田宇宙センター(宮城県角田市)にある高空燃焼試験設備(HATS)を使って、宇宙空間を模擬した環境でノズルを装着しての燃焼試験を実施する予定だ。	装着されたLNGターボポンプ

　ターボポンプはLE-5系エンジンで使用しているものを、1MPa(約10気圧)と低い燃焼室圧力に合わせて若干デチューンしたものを使用している。ちなみにLE-5B-2は燃焼室圧力が、3.6MPa(約36気圧)である。後からの設計変更でターボポンプなどを装着したので、エンジン重量は約507kg(LE-5Bエンジンの重量は約270kg)と、このクラスのエンジンとしてはかなり重いものになってしまった。

　「エンジン軽量化は今後の大きな課題だ」(長尾サブマネージャ)。燃焼室は内壁にグラスファイバーで強化した樹脂の層を持つ。燃焼時に樹脂からガスが発生し、気化熱で壁面を冷却すると共に断熱層を形成して壁面の融解を防ぐ。アブレーション冷却方式という手法だ。壁面は600秒の燃焼に耐えるように設計されている。今回の一連の燃焼試験では、4基の燃焼室が用意され、総計2,400秒の燃焼試験を実施しつつあるところだ。

燃焼試験を監視し、データを取得するコントロールルームの入り口、コントロールルームから直接エンジンを見ることはできない。	コントロールルームの内部。計測機器の監視とデータ収集はすべてパソコンで行う。燃焼試験は、エンジンに少量の推進剤と液体酸素を流してエンジン全体を冷やす「予冷」という手順から始まる、予冷開始からエンジン着火までに約2時間かかる。
コントロールルーム正面には、エンジンの配管の状態を示すチャートが表示されていた。	燃焼試験の状態はすべてモニター経由で行なう。

諸外国におけるLNGエンジンの開発状況(配布資料より)。

　近年、LNGをロケット燃料に使うことの利点が世界的にも広く認識されるようになり、諸外国でも燃焼試験が実施されている。しかし、実際のロケットに搭載するエンジンの開発を進めているのは現状では日本のみ。世界的に見て、日本はLNGエンジンの開発で、とりあえずはトップを走っている。“とりあえず”、というのは、燃焼に関する知見の蓄積で大きなアドバンテージを持つロシアが、本気でエンジンを開発すれば、短期間で日本を追い抜くであろうと予想されているからである。

　日本のLNGエンジンの開発はこれまで難航し、エンジン本体もGXロケット第2段も、設計が二転三転を重ねてきた。

　当初このエンジンはターボポンプを持たない簡便な構造を採用する予定だった。推進剤タンクを高圧ヘリウムガスで加圧して、推進剤をエンジン燃焼室に送り込むガス押し方式を採用する予定だったのだ。

　ガス押し方式では、燃焼室圧力を高くすることができず、エンジンの性能は低下する。その一方でエンジンは軽くなる。エンジン性能の低下を、軽量化で補う設計だったわけだ。軽量化を徹底するため、エンジンを装着するGXロケット第2段は、炭素系複合材料製の推進剤タンクを使用する予定だった。

　ところがGXロケットの開発途中で、複合材のタンクの強度が不足することが判明した。第2段は、通常のアルミ合金製のタンクを使うよう設計が変更されたが、今度はガス押し方式に必要な内圧にタンクが堪えられないことことが判明した。

　その結果、エンジンは、軽量なガス押し方式を断念し、ターボポンプで推進剤を燃焼室に押し込むガス・ジェネレーター方式を採用することとなった。

　エンジンは重くなったが、燃焼室圧力はガス押し方式の時と同じままなので、性能は低いままだ。非常に中途半端なエンジンとなってしまった。

　また、実機型エンジンの一つ前の段階である原型エンジンの燃焼試験時に大きな燃焼室圧力のスパイク状の変動が発生するという問題が出た。問題解決に時間を要し、開発計画が遅れたという経緯がある。

　様々な事情に振りまわされ、中途半端な設計となってしまったLNGエンジンだが、世界中でまだ実用化した例のないLNGを使用するエンジンを、日本が世界に先駆けて実用化する意義は大きい。

　文部科学省・宇宙開発委員会は、現状のLNGエンジンに引き続き。最初からターボポンプの使用を前提とした次世代のLNGエンジンを開発する方針を示している。新しいLNGエンジンは、より高性能で、軌道上で何度も再着火が可能になる予定だ。ターボポンプの駆動は、ノズル壁面を冷却し、気化したLNGガスで駆動する、エキスパンダー・ブリード方式を採用する。現在、冷却流路にメタンが分解して生成した炭素が付着し、流路をふさぐコーキングという現象や、LNGに不純物として含まれる硫黄が冷却系に及ぼす影響といった、基礎的な物理現象を調べる試験が行なわれている。

　この報道公開の翌日となる8月25日、内閣官房・宇宙開発戦略本部は、GXロケット開発予算を来年度予算に計上しないこと、またエンジンの開発を引き続き続行するとする方針を打ち出した。GXロケットに関しては、文科省、経産省などが開発中止を主張する一方で、一部自由民主党議員が開発続行を主張。政治問題となっていた。今回の決定は、8月30日に迫った衆議院選挙の結果が、どうなっても対応可能なように結論を先延ばしにしたといえるだろう。政治がGXを中止にすると言えば、中止にできるし、継続を指示すれば来年度以降また開発予算を付けることが可能になるわけだ。

　いずれにせよ、LNGエンジンは日本の宇宙開発の未来のために是非とも入手しておかなければならない技術である。政治問題化して揉めるGXロケットとは別に、開発予算の継続支出が認められたことの意味は決して小さくはない。

　今後JAXAとしては、LNG推進系の飛行実証を、GX以外のロケットを利用して実施することも検討する必要があるだろう。