液体燃料フライバックブースター

ドイツ航空宇宙センター（DLR）の風洞試験で使用されるLFBBモデル
ドイツ航空宇宙センター（DLR）の風洞試験で使用されたLFBBモデル

液体燃料フライバックブースター（LFBB）は、ドイツ航空宇宙センター（DLR）がアリアン5号に再利用できる液体燃料ロケットブースターを開発するというプロジェクトコンセプトであり、宇宙輸送の高コストを大幅に削減し、環境への配慮を高めることを目指していた。[ 1 ] LFBBは、打ち上げから分離まで推力の大部分を担っていた既存の固体燃料ロケットブースターに代わるものである。分離後、2つの翼を持つブースターは大気圏突入を行い、フランス領ギアナへ自律的に帰還し、飛行機のように空港に水平着陸する。

さらに、規模の経済性を活用し、打ち上げコストをさらに削減するために、派生型ロケットファミリーが提案されました。これらの派生型ロケットには以下が含まれます。

ドイツ航空宇宙センターは、1999年から2004年まで、将来のロケット研究プログラムの一環として液体燃料フライバックブースターを研究した。[ 4 ]プロジェクトが中止された後も、DLRでの出版は2009年まで続いた。

発達

ドイツ航空宇宙センター（DLR）は、1999年から2005年まで宇宙輸送システムおよび技術（ASTRA 、英：宇宙輸送アプリケーションのためのシステムと技術）プログラムの下で、欧州連合の将来の打ち上げロケットの可能性について研究し、追加の研究は2009年まで続けられた。 [ 1 ] [ 4 ] LFBBの設計は、ASTRAプログラム内の2つのプロジェクトの1つであり、もう1つはフェニックスRLVであった。[ 5 ] [ 6 ] [ 7 ]開発中、DLRの超音速Trisonische Messstrecke Köln（TMK、英：Trisonic measurement section at Cologne）とHyperschallwindkanal 2 Köln（H2K、英：Hypersonic wind canal at Cologne）風洞でさまざまな構成をテストするためのスケールモデルが構築された。[ 8 ] [ 9 ]その他の主要要素の予備的な機械設計はESAとNASAによって行われた。[ 4 ] : 213

再使用型ブースターの利点としては、1種類の燃料のみを使用する簡便性、環境への配慮、そして継続的なコストの低減などが挙げられます。研究の結果、再使用型フライバックブースターは、欧州の宇宙打ち上げシステムが再利用化を進める上で、最も手頃な価格でリスクの少ない方法であると結論付けられました。これらのフライバックブースターは、打ち上げコストを削減する可能性を秘めていました。しかし、スペースシャトルやベンチャースターなどの他のプロジェクトがこの目標に取り組んだ際には、目標を達成できませんでした。LFBBの建造に必要な支援技術は10年以内に開発可能であり、フライバックブースターをベースにした追加の打ち上げ機を開発することで、コストを最小限に抑え、複数のクラスの打ち上げ機間でメンテナンスの相乗効果をもたらすことができます。[ 3 ]

最終的に、ハードウェアが大きくなりすぎたため、LFBB プロジェクトは中止されましたが、フランス宇宙機関 ( CNES ) の 1 人のメンバーは次のように述べています。

衝撃を受けたのは、当初、この再使用型フライバックブースターは、エンジンと小さな翼、そして後ろにターボファンが1つ付いただけの円筒形だったことです。それが3年後には、それぞれ4つのエンジンを搭載し、サイズ的には完全なエアバスに成長しました。

— Christophe Bonnal、CNESランチャー部門[ 10 ]

説明

DLRの液体燃料フライバックブースターの線画。上面、前面、側面図を示しています
DLRのLFBBの線画。上面、前面、側面図を示しています

LFBB プログラムの液体燃料ブースターの全体的な概念は、アリアネ 5 のコアと上段、およびペイロード フェアリングを保持し、固体ロケットブースター (フランスの Étages d'Accélération à Poudre 製の EAP P241) を再使用可能な液体燃料ロケット ブースターに置き換えることでした。これらのブースターは、離陸時に主な推力を提供します。分離後、着陸のためフランス領ギアナの宇宙港に戻ります。この垂直離陸、水平着陸 ( VTHL ) モードの運用により、液体燃料フライバック ブースターはギアナ宇宙センターから引き続き運用できるため、アリアネ 5 の上昇プロファイルに大きな変更は避けられます。極低温進化タイプ A (ECA) 型の打ち上げロケットのペイロード性能は、10,500 kg (23,100 lb) から 12,300 kg (27,100 lb) に増加します。[ 3 ] [ 4 ] : 214

基準設計では、各LFBBは機体後部に円形に配置された3基のエンジンで構成されている。各エンジンは膨張比が低いヴァルカンエンジンである。機首セクションに取り付けられた追加の3基のターボファン空気吸入エンジンがフライバック用の動力を供給する。胴体は長さ41メートル（135フィート）、外部タンク直径5.45メートル（17.9フィート）で、既存のアリアネ5コアステージに一致させ、製造コストを削減するように特別に設計されている。低翼V字尾翼カナード構成が選択され、[ 4 ]翼幅は約21メートル（69フィート）、面積は115平方メートル（ 1,240平方フィート）である。[ 2 ]翼型は英国航空機協会（RAE 2822）の遷音速プロファイルに基づいていた。各ブースターの総離陸質量（GLOW）は222.5トン（245.3ショートトン）、分離後は54トン（60ショートトン）、乾燥質量は46.2トン（50.9ショートトン）です。比較対象として、EAP P241のGLOWは273トン（301ショートトン）です。[ 4 ]：209、210、214

ブースターは4つの独立した推進システムを持つように設計されており、最初の主ロケット推進システムは、168,500 kg（371,500 lb）の推進剤を燃料とする3基のジンバル式ヴァルカンエンジンをベースにする。2番目は、ユーロジェットEJ200フライバックターボファンエンジンで、燃料質量を減らすため水素で推進する。さらに、機体の両側に配置された10個の2 kN（450 lb f ）スラスタは、反応制御システムによって使用される。最後に、4番目の推進システムは、ブースターをコアステージから分離する固体ロケットモーターをベースにする。既存のEAPブースターで使用されているモーターの大型版が、取り付けリングと主翼の主構造内に搭載される。[ 4 ]：211、212

典型的なミッションプロファイルは、メインステージと両方のブースターの点火で始まり、続いて2 km/s (1.2 mi/s) まで加速し、高度 50 km (31 mi) で分離します。メインステージが軌道への飛行を続けると、ブースターは弾道軌道を描き、高度 90～100 km (56～62 mi) に到達します。低エネルギーで大気圏に突入した後、ブースターは大気のより密度の高い層に到達し、そこで目標の飛行場に向かってバンク旋回を行います。滑空は、ターボファンエンジンを作動させて巡航飛行に入るのに最適な高度に達するまで継続されます。この時点で、発射地点から約 550 km (340 mi) の地点で、ブースターは大西洋上を飛行していることになります。空港への帰還巡航には約 3,650 kg (8,050 lb) の水素燃料が必要で、完了するまでに 2 時間以上かかります。着陸装置が展開され、各ブースターは自律的に着陸する。分離後、ブースターは初期飛行軌道のわずかな違いにより、着陸するまで衝突の危険にさらされることはない。[ 3 ] [ 4 ] : 215

デリバティブ

液体式フライバックブースターの開発は、生産量の増加と規模の経済の創出を目的とした、さらに3つの宇宙輸送システムを可能にする可能性を秘めている。DLRのLFBBプロジェクトの目的は、アリアネ5の運用コストを削減し、小型から中型の打ち上げロケットの再利用可能な第1段、67トン（74米トン）[ 2 ]を低地球軌道に打ち上げることができる超重量打ち上げロケット、再利用可能な2段軌道投入ロケット[ 11 ]を含む将来の派生型を開発することであった。当初、LFBBはアリアネ5でのみ使用される予定であった。時間の経過とともに、代替構成により、アリアネスペースのソユーズとベガが段階的に廃止される可能性がある。[ 4 ]：215

再使用型第一段

RFS構成の上面図：ベガおよびアリアネ5派生型（上）、大型極低温上段（下）、LFBB（青で表示）

LFBBは、再使用型第一段（RFS）構成を実現するために、3つの上段複合材を使用して研究されました。最初のものは、第二段ゼフィーロ23、第三段ゼフィーロ9、およびAVUM上段を備えたベガ派生型でした。LFBBがP80段を置き換えることで、太陽同期軌道（SSO）へのペイロードは、ベガの1,450 kg（3,200ポンド）と比較して、1,882 kg（4,149ポンド）に増加します。2番目は、 H-25と呼ばれるアリアネ4派生型でした。これは、ヴィンチロケットエンジンと25トン（28ショートトン）の極低温燃料を搭載したH10上段をベースとしていました。減速方法に応じて、SSOへのペイロードは1,481〜2,788 kg（3,265〜6,146ポンド）の間です。 3つ目はH-185と呼ばれる大型極低温上段ロケットで、未開発のアリアン5主段をベースとし、185トン（204ショートトン）の極低温燃料を搭載する。SSOへのペイロードは5,000kg（11,000ポンド）である。[ 4 ] : 216

より軽量な構成のうちの 2 つ (Zefiro 23 と H-25) では、上段がブースターの上に取り付けられています。重量が軽いため、分離速度、飛行経路、再突入が設計限界を超えないようにするために、ブースター内の燃料の量を減らす必要があった可能性があります。H-25 の場合、上段が目的の軌道に到達できるように、フライバック ブースターを 2 km/s (1.2 mi/s) 以上に加速する必要がある場合があります。その結果、分離後にブースターを減速するための 2 つの解決策が提案されました。最初のオプションは、10 トン (11 ショート トン) の燃料を使用してブースターを積極的に減速し、速度を 300 m/s (980 ft/s) 下げることです。ただし、打ち上げ性能は Vega 派生型よりも低下します。もう 1 つのオプションは、空気力を使用して減速することです。ただし、極超音速パラシュートは高価で複雑すぎると判断されました。その結果、代替のバリュートが提案されました。飛行力学シミュレーションの結果、断面積45m²（480平方フィート）のバリュートが、ブースターへの荷重と空力による減速のバランスが最も優れていることが明らかになりました。この構成では、分離速度の向上もあって、最大2,788kg（6,146ポンド）の打ち上げ性能を達成できました。[ 4 ]：216

最も重い構成では、H-185と呼ばれる、非対称に搭載された大型の使い捨て極低温段を備えた単一のブースターを使用します。これは、アリアネ5コアステージ（H158）の将来の派生型として提案され、最終的にはLFBBを使用した標準打ち上げ構成でメインステージを段階的に廃止することを目的としていました。H-185は、真空推力が強化された新しいヴァルカン3メインエンジンを使用します。単一のブースターで打ち上げられると、両方のステージが並行して動作し、分離前に180 x 800 km（110 x 500マイル）の軌道に運ばれます。残りの上段複合材の重量は7,360 kg（16,230ポンド）で、SSOへのペイロード性能は5,000 kg（11,000ポンド）です。低地球軌道に打ち上げると、ペイロード質量は10,000 kg（22,000ポンド）以上に増加できます。[ 4 ] : 215–217

超大型ロケット発射装置（SHLL）

LFBB が青で示されている SHLL 構成の上面図

超大型ロケット（SHLL）は、新型極低温主段、5基の液体燃料フライバックブースター、そして再点火可能な噴射段から構成される。この構成は、月や火星への有人探査、大型太陽光発電衛星の打ち上げなど、複雑なミッションに対応する能力を向上させることを目的として設計された。[ 3 ] : 15

新しいコアステージは高さ28.65メートル（94.0フィート）、直径10メートル（33フィート）で、600トン（660ショートトン）のLOX / LH 2を3基のヴァルカン3エンジンに供給する。メインステージの円周の増加により、5つのLFBBを引き込み式または可変形状の翼に統合することができる。上段はアリアネ5 ESC-Bの派生型で、サイズは5.6メートル×8.98メートル（18.4フィート×29.5フィート）に拡大され、より高い負荷に耐えられるように強化される。ヴィンチエンジンは軌道投入に十分なパワーがあることが実証されている。ペイロードは8メートル×29.5メートル（26フィート×97フィート）のフェアリングに収められる。打ち上げ機の全高は69メートル（226フィート）、質量は1,900トン（2,100ショートトン）となる。低軌道へのペイロードは67,280キログラム（148,330ポンド）となる。[ 4 ]：218

200 km × 600 km (120 mi × 370 mi)の低軌道に打ち上げられたLFBBは、高度51 km (32 mi)で1.55 km/s (0.96 mi/s)の速度で分離する。全てのブースターが同時に分離するのを避けるため、主段への燃料供給か、スロットリングが用いられる。ブースターの帰還飛行には、30%の予備燃料を含め、推定3,250 kg (7,170 lb)の燃料が必要となる。[ 4 ] : 218–219

二段式軌道投入

TSTO構成の上面図。LFBBは青で示されています

LFBBの再使用型2段式軌道投入（TSTO）ロケットは、アリアン5号にLFBBが搭載されてから約15年後に実用化される予定だった。[ 4 ]：216 しかし、TSTOの予備的な分析しか完了していなかった。提案された構成は、外部燃料タンクに接続された格納式翼を持つ2つのブースターと、その上にペイロードを搭載した固定翼を持つ再使用型オービターで構成されていた。静止トランスファ軌道（GTO）ミッションでは、追加の展開式上段が使用される予定だった。[ 4 ]：219

システムの核となる外部燃料タンクは、直径5.4メートル（18フィート）、高さ30.5メートル（100フィート）で、167.5トン（184.6ショートトン）の推進剤を搭載する。接続されるオービタは、高さ28.8メートル（94フィート）、直径3.6メートル（12フィート）で、50トン（55ショートトン）の推進剤を搭載する。オービタ上部のペイロードフェアリングマウントは、5.4メートル×20.5メートル（18フィート×67フィート）の大きさとなる。低軌道ミッションの場合、打ち上げ機は高さ57.3メートル（188フィート）、総打ち上げ質量は739.4トン（815ショートトン）となる。 LEOへのペイロードは12,800キログラム（28,200ポンド）で、拡張可能な上段を使用するとGTOへのペイロードは8,500キログラム（18,700ポンド）に増加する。[ 4 ]：219

参照

参考文献

  1. ^ a b "Sonnensegel und Satellitenkatapult" (ドイツ語)。アストロニュース.com。 2007 年 4 月 4 日。2015 年6 月 9 日に取得。
  2. ^ a b c d「ASTRA LFBB構成」。ドイツ航空宇宙センター。 2015年9月23日時点のオリジナルよりアーカイブ。2015年9月30日閲覧。
  3. ^ a b c d e f "Wiederverwendbare Boosterstufen für Ariane 5" [アリアン 5 用の再利用可能なブースター ステージ] (PDF) (ドイツ語)。ラウムファルト・コンクリート。 2009 年 1 月。2015 年6 月 9 日に取得。
  4. ^ a b c d e f g h i j k l m n o p q Sippel, Martin; Manfletti, Chiara; Burkhardt, Holger (2005年9月28日). 「再使用型ブースター段の長期的・戦略的シナリオ」 . Acta Astronautica . 58 (4). Elsevier (2006年出版): 209– 221. Bibcode : 2006AcAau..58..209S . doi : 10.1016/j.actaastro.2005.09.012 . ISSN 0094-5765 . 
  5. ^ 「Space Launcher Systems Analysis (SART)」 DLR。2014年3月30日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2014年9月9日閲覧。
  6. ^再使用型ロケット段の設計の進捗状況(PDF) (報告書). アメリカ航空宇宙学会 (American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. 2012). 2006年1月10日時点のオリジナル(PDF)からアーカイブ。 2014年9月9日閲覧–ドイツ航空宇宙センター(DLR)経由。
  7. ^ 「液体フライバックブースター（LFBB）」 DLR。2015年6月10日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2015年6月9日閲覧。
  8. ^ Gülhan, Ali (2008). RESPACE - 再利用可能宇宙システムの主要技術.ケルン: Springer-Verlag . p. 20,22,26. ISBN 978-3-540-77819-6。
  9. ^ 「風洞における液体フライバックブースター構成（LFBB）に関する実験的研究」（PDF）。アメリカ航空宇宙学会。2003年12月。p.4,5。2015年6月10日時点のオリジナル（PDF）からアーカイブ。2015年9月21日閲覧
  10. ^ 「フランスのデブリ軽減法はアリアンスペースに問題をもたらす可能性がある」 Aviation Week誌、2014年5月5日。 2015年6月9日閲覧。
  11. ^リンデマン、ザビーネ。「DLR - ラウムファールトシステム研究所 - ASTRA LFBB 構成」。www.dlr.de。2015 年 9 月 23 日のオリジナルからアーカイブ。2015 年9 月 30 日に取得。
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