SpaceXがラプターエンジンをどのように合理化したか

SpaceXがラプターエンジンをどのように合理化したか Brian Potter 2026年9月17日 1767 17 共有 SpaceX提供 もしあなたがこの記事を読んでいるなら、SpaceXのラプターロケットエンジンの3つの改良版の有名な画像を見たことがある可能性が非常に高いでしょう。ラプターエンジンはSpaceXのStarship宇宙船のために開発されました（Falcon 9とFalcon HeavyはMerlinエンジンを使用しています）。それは2016年に初めてテスト燃焼され、2019年にStarhopperで初飛行し、2020年にStarshipプロトタイプで、そして2023年にフルStarshipスタックで初飛行しました。それ以来、改良が続けられており、ラプター1で見られた配管や配線の絡まりから、今年5月に初飛行したラプター3の滑らかで流線型のデザインへと進化しました。 この進化は非常に劇的であったため、多くの人々は当初それが現実のものであると信じていませんでした。当時の宇宙打ち上げ会社United Launch AllianceのCEOであったTory Brunoは、「部分的に組み立てられたエンジンの画像を見せることで誇張する必要はない」とツイートしましたが、その後SpaceX社長のGwynne Shotwellがラプター3が正常に燃焼している写真とともにツイートしました。 この合理化は、性能の大幅な向上と並行して行われ、ラプター3はラプター1よりも約35%多くの推力を提供しています。 私はこの進化が実際にどのように起こったのかをよりよく理解したいと思いました。具体的にSpaceXは何を変更し、配管や配線の絡まりから右側の洗練された流線型のエンジンへと移行できたのでしょうか？ 残念ながら、ここに期待していたほどの詳細はありませんでした。SpaceXは公式なラプターの配線図を公開しておらず、誰かがラプターエンジンを分解したという報告もありません。しかし、イーロン・マスクの時折の発言や、多くのSpaceXファンの推測のおかげで、主要な変更点が何であったかについてのアイデアを得ることができます。 ラプターエンジンの仕組み ラプターエンジンは「フルフロー・ステージド・コンバッション（FFSC）」エンジンです。これは具体的に何を意味するのでしょうか？ ロケットエンジンは、推進剤（mass）をロケットノズルから噴射することによって機能します。ニュートンの第三法則（「すべての作用には、等しく反対の反作用がある」）により、これはロケットを反対方向に推進します。より多くの質量を噴射し、より速く噴射するほど、ロケットエンジンはより多くの推力を生み出します。 これを実現する最も簡単な方法は、単に加圧されたガスタンクを満たし、そのガスの一部を放出することです。放出されるガスは、風船から空気を抜くと風船が押し出されるのと同じように、ロケットを推進します。このようなロケットは「コールドガススラスター」と呼ばれ、宇宙船の位置や姿勢を微調整するためによく使用されます。コールドガススラスターは、NASAの有人機動ユニットやSpaceXのFalcon 9ロケットの制御スラスターなど、他の機器にも搭載されています。 [画像: コールドガススラスターの図、出典: Wikipedia] [画像: 有人機動ユニット、出典: Wikipedia] これらのエンジンはシンプルで信頼性がありますが、限界があります。コールドガススラスターから実用的に得られる推力には限りがあります。では、どのようにすればより多くの推力を得られるのでしょうか？明らかな方法の一つは、単一の推進剤ではなく、2つを使用することです。燃料（灯油など）と酸化剤（酸素など）を取り、それらを燃焼室で一緒に燃焼させ、熱いガスをロケットノズルの後部から噴出させます。これにより、単に加圧された推進剤に蓄えられたエネルギーを使用するだけでなく、化学結合に蓄えられたエネルギーも使用し、そのエネルギーを推力に変換します。推進剤タンクの圧力を使用して燃料と酸化剤を燃焼室に送り込むエンジンは、プレッシャーフィードエンジンと呼ばれます。アポロ月着陸船の打ち上げステージに使用されたエンジンはこのタイプのエンジンでした。それは酸化剤として四酸化二窒素（N2O4）と、アロジン50という燃料を使用しており、どちらも加圧されていました。 [画像: アポロ月着陸船の打ち上げエンジン、出典: Engine History] しかし、ここで問題が生じます。燃焼室で燃焼しているガスが燃料および酸化剤ラインに逆流するのを防ぐ（燃焼室への推進剤供給を妨げる）ためには、燃焼室内の圧力が燃料および酸化剤タンクおよびライン内の圧力よりも低くなければなりません。しかし、コンパクトで強力なロケットエンジンには、燃焼室内に非常に高い圧力をかけたいと考えます。これを解決するために、推進剤貯蔵圧力を上げることもできますが、これはすぐに非現実的になります。圧力が高いほど、破裂せずに維持するために、貯蔵タンクと推進剤ラインはより厚く、より重くする必要があります。より良い解決策は、推進剤を低圧で貯蔵し、燃焼室に到達する前に圧力を高めるポンプを通して供給することです。これは強力なロケットエンジンを構築するための標準的な方法であり、軌道投入に使用されるほぼすべてのエンジンは、推進剤を加圧するために何らかのポンプを使用しています。 [画像: Saturn Vロケットに使用されたF-1エンジン。燃料と酸化剤のポンプは右上にある。] ここで新たな問題が生じます。これらのポンプは、処理しなければならない流体の量と、加えなければならない圧力の量のために、動作に膨大な量の電力が必要です。例えば、Saturn Vに使用されたF-1エンジンのターボポンプは、約41メガワットの電力を必要としました。これは、オハイオ級潜水艦の推進軸に電力を供給するS8G原子力炉の電力よりもわずかに少ない量です。この電力を供給する一つの方法はバッテリーです。Rocket LabのElectronロケットには、バッテリー駆動の電動ポンプを備えたエンジンがあります。しかし、より一般的な戦略は、ほぼすべての大型ブースターロケットで採用されており、ロケット自身の推進剤を動力源として使用し、少量の燃料と酸化剤を燃焼させてタービンを駆動し、そのタービンがポンプを駆動するというものです。 このようなシステムは、さまざまな方法で構成できます。最も簡単な方法は、少量の燃料と酸化剤をタービンに送り込み、その結果生じた排気を放出することです。これはガスジェネレーターサイクルとして知られており、F-1エンジンやSpaceXのMerlinエンジンで使用されています。 別の選択肢は、燃料と酸化剤の一部を燃焼させてポンプを駆動し、その後、燃焼した推進剤を未燃焼の燃料/酸化剤とともに主燃焼室に送ることです。これは「ステージドコンバッション」として知られており、ポンプを駆動するために使用されるより小さな燃焼室は「プレバーナー」と呼ばれます。これはガスジェネレーターサイクルよりも複雑な構成ですが、ターボポンプを駆動する熱い排気は単に無駄に放出されるだけではないため、より効率的です。 ほとんどのステージドコンバッションエンジンでは、推進剤の一部のみがプレバーナーを通過します。残りは迂回され、直接燃焼室に送られます。しかし、SpaceXのラプターは、「フルフロー」として知られる特殊なタイプのステージドコンバッションを使用しています。フルフローエンジンでは、燃料ポンプを駆動するプレバーナーと酸素ポンプを駆動するプレバーナーの2つがあります。すべての推進剤がプレバーナーを通過します。一方のプレバーナーでは、少量の酸化剤が大量の燃料の存在下で燃焼され（ほとんどの燃料は未燃焼のまま）、もう一方では少量の燃料が大量の酸化剤の存在下で燃焼されます（ほとんどの酸化剤は未燃焼のまま）。その後、燃料リッチな排気流と酸化剤リッチな排気流が主燃焼室に入り、そこで一緒に燃焼されます。 [画像: フルフロー・ステージド・コンバッションの模式図、出典: Wikipedia] フルフロー・ステージド・コンバッションエンジンは非常に複雑であり、ラプター以前には2基しか製造されておらず、どちらもロケットでの飛行に成功していませんでした。ロシアは1960年代にRD-270というFFSCエンジンを開発しましたが、飛行することはありませんでした。米国は1990年代から2000年代にかけて統合パワーヘッドデモンストレーター（Integrated Powerhead Demonstrator）と呼ばれるFFSCエンジンの部品を製造しましたが、完全なエンジンに開発されることはありませんでした。（SpaceXが2012年にラプターの開発を開始した際、統合パワーヘッドデモンストレーターで使用された機器の一部を取得しました。）しかし、FFSCエンジンにはいくつかの利点があり、その一つは（理論的には）信頼性です。ポンプを駆動するタービンを通過する質量が非常に大きいため、タービンはより低温で低圧で動作でき、それらを（信頼性を高めるために）より低圧で動作させることができます。