ロケットエンジンの混合比、なぜ酸素を最大まで入れないのか

スターシップの打ち上げ映像を見るたびに気になっていたことがある。

スーパーヘビーブースターの下部にある33基のエンジンから噴き出す炎が、ひときわ明るく透明なオレンジ色をしていることだ。

以前見ていたファルコン9やサターンVのエンジン火炎は、これよりも白っぽく黄色に近い色だったような気がする。調べてみると、ラプターエンジンの話が出るたびに「混合比」という言葉と「フルフローエンジン」という聞き慣れない名前が常について回っていた。

最初は単純に「酸素をたくさん入れれば火力が強くなるのでは？」と思っていたが、掘り下げてみると、これは単なる燃料配合の問題ではなく、エンジン全体の構造を決定づける変数だった。

混合比（O/F比）がなぜエンジン設計を揺るがすのか

混合比とは、酸化剤の流量を燃料の流量で割った値である。

酸素を1として燃料をそれに見合う分だけ燃やせば混合比が1になるという仕組みだが、問題は、これが化学量論的にぴったり合う地点で性能が最大になるわけではないという点だ。

国内のある研究では、過酸化水素とケロシンを使用する小型二液推進剤エンジンの混合比を3.8から11.0まで変化させて燃焼試験を行ったところ、燃焼効率は混合比5〜6の区間で最も高く、それ以外の区間では低下する傾向が見られた。

メタン/液体酸素エンジンのインジェクターを扱った別の実験では少し異なる結果が出ており、試験した混合比の区間全体で平均90%以上の高い燃焼効率を維持したという。

推進剤の組み合わせによって、混合比が性能に及ぼす敏感度そのものが異なるということのようだ。

ここまでは「では実験して一番良い地点に合わせればいいのでは」と思うところだが、実際のエンジン設計に移ると話は複雑になる。

比推力の最高点と実際の設計点は異なる

ロケットエンジンの性能を示す比推力（Isp）は、特性速度とノズル推力係数の積で決まる。特性速度に最も大きな影響を与える因子は燃焼圧と混合比であり、混合比に対しては特定の値で最大値を持つ形状を示す。しかし、その最大値の地点をそのまま使用しないエンジンが存在する。

ヌリ号の1段目・2段目に搭載される75トン級エンジンがまさにその事例だ。

韓国航空宇宙研究院の資料を見ると、この燃焼器の混合比は比推力が最大になる地点が2.5〜2.6程度だが、燃焼室の冷却を考慮してそれより低い2.45に決定されたとある。液体酸素・ケロシンを使用するこのエンジンは、推進剤流量243.6kg/s、燃焼圧力6.0MPa、目標特性速度1730m/sで設計された。最適点を知りながら、あえて少しずらしたわけだ。理由は単純である。混合比を高めると燃焼ガス温度が上がって比推力には有利だが、その分、燃焼室壁面が耐えなければならない熱負荷も大きくなる。実際に他の国産75トン級燃焼器の解析資料でも、混合比が増加すると燃焼ガス温度も上昇して燃焼室冷却の面で不利になり、燃料流量の一部をフィルム冷却に使うため、最大比推力を出せる公称混合比は実際にはより低い値に設定されるという説明がある。

性能と生存性の間で常に妥協点を見つけなければならないわけで、これが単に数字を一つ調整する問題ではなく、エンジンが何度耐えて再使用できるかまでを左右する地点である点が、思った以上に興味深かった。

推力を調整する際も混合比が厄介者になる

設計点で混合比をうまく決めても終わりではない。

打ち上げ中に推力制御バルブを動かしてエンジンの出力を上げ下げすれば、ガス発生器内の混合比も一緒に揺れ動く。

韓国航空宇宙研究院の推進制御グループの研究によると、推力調整バルブが作動してエンジン推力レベルが変わると、ガス発生器の推進剤混合比も変化し、この変化がガス温度の変化につながってタービンブレードの損傷や比推力の低下を引き起こす可能性があるという。そのため、この揺れを抑えるための個別の「混合比安定器」という装置まで別途開発したとのことだ。推力を一つ調整しようとすると混合比が一緒に暴れ、それをまた抑えるために部品が一つ増えるという構造だ。この時点で、なぜフルフローエンジンの開発が特に難しいのか、なんとなく理解できた。

ガス発生器は混合比の揺れを抑える安定器が一つあれば済むが、フルフローエンジンは独立した二つの予燃焼器が推力を変えるたびに、互いに異なる混合比で同時に揺れるのをそれぞれ抑えなければならない。ターボポンプも二組、混合比制御ループも二組あるということなので、スロットリング一つにもはるかに精密なリアルタイム制御が必要だったのだろう。

混合比がエンジンサイクルそのものを分ける

ここで一歩踏み込むと、混合比の問題は燃焼室の中だけで終わらない。ターボポンプを回す方式そのものを決定づけるからだ。

最も単純な方式はガス発生器サイクルである。燃料と酸化剤の一部を別に取り出し、別の燃焼室（ガス発生器）で燃やし、そのガスでタービンを回してポンプを駆動した後、そのまま大気に排出してしまう。

ヌリ号の75トンエンジンとスペースXのマーリンエンジンがこの方式を採用している。構造が単純で開発が早い代わりに、タービンを回すために使った推進剤は主燃焼室に入れないため、比推力で損をする。

この損失を減らすために登場したのが段階燃焼サイクルである。タービンを回し終えた排気ガスを捨てずに主燃焼室へ戻し入れる方式だが、問題は一つの予燃焼器では燃料が余る「燃料リッチ」状態か、酸素が余る「酸化剤リッチ」状態のどちらか一方しか安定して作れないという点だ。

そして興味深いことに、冷戦時代の米国とソ連は、これらをそれぞれ別の方向に突き進めた。

米国はスペースシャトルのメインエンジン（SSME）のように燃料が余る方を、

ソ連はRD-263やRD-0233のような大陸間弾道ミサイル用エンジンで、酸化剤が余る酸化剤リッチ段階燃焼方式をすでに1970年代から実戦配備して使用していた。

酸化剤が余る高温・高圧環境でタービンブレードが燃え尽きないようにする材料技術をソ連側が先に確保していたわけで、米国はこの方向を長く避けてきたとされている。

フルフローエンジン — 両方をいっそのこと燃やし尽くすという発想

では、燃料リッチと酸化剤リッチを同時に使ったらどうなるだろうか。これが**フルフロー段階燃焼サイクル（full-flow staged combustion cycle, FFSC）**の出発点である。予燃焼器を二つ配置し、一つは酸化剤の大部分と燃料の一部を燃やして酸化剤リッチガスで酸化剤ターボポンプを回し、もう一つは燃料の大部分と酸化剤の一部を燃やして燃料リッチガスで燃料ターボポンプを回す。捨てられる流量はなく、推進剤の全量が何らかの形でタービンの仕事をしてから主燃焼室に入る。

これがなぜ良いかというと、同じタービン出力を出すために必要なガス温度を低く抑えられるからだ。

NASAのフルフローエンジン実証プログラムの資料を見ると、予燃焼器で推進剤全量が燃焼されるため、既存の段階燃焼サイクルよりもタービンを駆動できる質量流量が多くなり、この余裕出力のおかげでタービン温度を下げられるため、再使用エンジンの寿命において核心的なタービン寿命が延びると説明している。

さらに、酸化剤リッチガスは酸化剤タービンに、燃料リッチガスは燃料タービンにのみ触れるように作れば、ポンプとタービンの間の複雑な推進剤シーリング装置が全く不要になるという付随効果もある。互いに異なる相（phase）の流体が混ざるリスクが構造的に減るわけだ。

概念は60年前からあるのに、なぜ今になって飛んだのか

フルフローエンジンというアイデア自体は実は新しいものではない。

ソ連のロケット設計者ヴァレンティン・グルシュコ氏のチームが1962年から開発したRD-270が、すでにフルフロー段階燃焼サイクルエンジンだった。このエンジンは四酸化二窒素・UDMHを推進剤として使い、真空推力6,713kN、真空比推力322秒、燃焼圧26.1MPaに達したが、ソ連が計画していた大型ロケットUR-700用に開発されていた。ところが1969年に米国が先に月に到達したことでソ連の関連ロケット計画が取り消され、RD-270も開発が中断された。技術が不足していたのではなく、それを使うロケットそのものが消えたケースだ。

米国側では1990年代に入り、NASAと空軍研究所が合同で統合動力ヘッド実証機（IPD）プログラムを進行した。

液体水素・液体酸素を使い、酸素リッチと水素リッチの二重予燃焼器を備えたこの実証エンジンは、飛行中にエンジンを涼しく保ち、システム効率を高めるのが目標だった。約250,000ポンド級の推力を出すことができ、最大200回の再使用が可能になるよう設計された。2006年7月には全26回の予定試験のうち21回を終え、100%出力段階に到達する成果を上げた。しかしその後、完全なエンジンを開発するために必要な後続予算が政策決定者から配分されず、エンジン全体の設計は最後まで完成しなかった。技術も検証され、実験も成功したのに、金が尽きて止まったケースだ。

結局、実際に空を飛んだ最初のフルフローエンジンのタイトルは、スペースXのラプターエンジンに帰した。

スターシップの試験飛行を通じて世界で初めて実際の飛行に成功したフルフロー段階燃焼サイクルエンジンという記録が付いた。極低温の液体メタンと液体酸素を使い、ラプターV2基準で海面推力2.26MN・比推力327秒、真空推力2.53MN・比推力380秒を出す。概念が初めて実戦設計に至ったのが1962年なので、実際に飛ぶまで60年以上かかったことになる。

この遅延の核心は、結局のところ材料と精密制御にあったようだ。

酸化剤が溢れる超高温環境で金属が燃え尽きないようにすること、燃料が溢れる環境で煤（すす）なしに長く持ちこたえること、そしてこの二つの独立した予燃焼器・ターボポンプのループをミリ秒単位で流量を正確に合わせながら動かせるようにすること。ソ連は酸化剤リッチを半分、米国は燃料リッチを半分、それぞれ別々に解いていたものを一つに合わせるのに半世紀がかかったとも言えるだろう。

フルフロー段階燃焼・ガス発生器・酸化剤リッチ段階燃焼サイクルを実際のエンジンの数値でまとめると以下の通りだ。

ロケットエンジンサイクル別 代表スペック比較

| エンジン | サイクル | 混合比 | 真空比推力 | 開発状態 |

| — | — | — | — | — |

| ヌリ号75トンエンジン | ガス発生器 | 2.45 | - | 実戦運用中 |

| RD-263 (ソ連) | 酸化剤リッチ段階燃焼 | 2.67 | 318秒 | 実戦配備(退役) |

| IPD (米国) | フルフロー段階燃焼 | - | - | 実証成功後 開発中断 |

| RD-270 (ソ連) | フルフロー段階燃焼 | - | 322秒 | 開発取り消し |

| ラプターV2 (スペースX) | フルフロー段階燃焼 | - | 380秒 | 実戦飛行中 |

フルフローが常に正解ではないという考えも浮かぶ

ここまで整理してみると、フルフローエンジンが何か究極の回答のように見えるが、必ずしもそうではないようだ。

予燃焼器とターボポンプが二セットずつ必要で、両方を精密にかみ合わせて動かさなければならないため、開発難易度と部品点数がそれだけ増える。RD-270からラプターまで成功事例がたった一つしかないということ自体が、この複雑さを示しているようだ。

ヌリ号の開発過程を見ると、なぜすべてのロケットがフルフローを狙わないのかも理解できる。

韓国航空宇宙研究院は75トン級エンジンだけで17基を製作し、152回、合計1万5091秒に達する燃焼試験を行った。予算とスケジュールが決まっている中型ロケット開発では、検証されたガス発生器サイクルで信頼性を積み上げる方が合理的な選択だったはずだ。一方でスペースXはスターシップのように数十基のエンジンをクラスタリングして数百回再使用するという目標があったため、タービン寿命とシーリング問題を根本的に解消するフルフロー方式に60年分のリスクを負う誘因があったのだ。

今後、大型再使用エンジンがすべてフルフロー側に収束していくのか、あるいは目的によってサイクルが分かれ続けるのかはよくわからない。

ただ、混合比という数字一つが燃焼室の冷却からタービンの材質、エンジン全体のサイクル選択まで連鎖的に繋がっていることを知ったので、次に打ち上げ映像を見る時は、炎の色を見る目が少し変わるかもしれない。