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、ひときわ澄んだ透明感のある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のエンジンの炎は、これよりも白っぽく黄色に近いもの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題が出るたびに「混合比」という言葉と「全流量エンジン」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ないか」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左右するのか
混合比とは、酸化剤の流量を燃料の流量で割った値のことだ。
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高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の区間で最も良く、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、試験した混合比区間の全体で平均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、混合比が性能に与える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「それなら実験して一番良い地点に合わせればいいのではないか」と思えるが、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ある。
ヌリ号の1・2段目に使用される75トン級エンジンがまさにその例だ。
韓国航空宇宙研究院（KARI）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で設計されたが、最適点を知りながらも意図的に少しずらしたわけだ。理由は単純だ。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、燃焼室の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、エンジンが何回耐えて再使用できるかまでを左右する地点であるという点が、思ったよりも興味深かった。
推力を調整する際も混合比がトラブルの種になる
設計点で混合比をうまく設定しても終わりではない。
打ち上げ中に推力制御弁を動かしてエンジンの出力を上げ下げすると、ガス発生器内の混合比も一緒に揺れる。
韓国航空宇宙研究院の推進剤制御グループの研究によると、推力調整弁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共に変化し、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いうことだが、推力を一つ調整しようとして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、なぜ全流量エンジンの開発がとりわけ難しいのか、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、全流量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わけだから、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だ。燃料と酸化剤の一部を別に取り出して別の燃焼室（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が、構造が単純で開発が早い代わりに、タービンを回すのに使った推進剤分は主燃焼室に入れないため、比推力で損失が出る。
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だ。タービンを回した後の排気ガスを捨てずに主燃焼室へ押し戻す方式だが、問題は予燃焼器一つでは燃料が余る「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的に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へ推し進めた。
米国はスペースシャトルメインエンジン（SSME）のように燃料が余る側を、
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っていた。
酸化剤が余る高温・高圧環境下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。
全流量エンジン — 両方をいっそのこと燃やしてしまおうという発想
では、燃料リッチと酸化剤リッチを同時に使えばどうなるか。これが**全流量エンジン（full-flow staged combustion cycle, FFSC）**の出発点だ。予燃焼器を二つ置き、一方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、もう一方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のに必要なガス温度を下げられるからだ。
NASAの全流量エンジン実証プログラムの資料を見ると、予燃焼器で推進剤の全量が燃焼されるため、従来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すれば、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（相）の流体が混ざる危険性が構造的に減るわけだ。
概念は60年前のものだが、なぜ今になって飛んだのか
全流量エンジンというアイデア自体は実は新しくない。
ソ連のロケット設計者ヴァレンティン・グルシュコ率いるチームが1962年から開発したRD-270が、すでに全流量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打ち上げロケットUR-700用に開発された。ところが1969年に米国が先に月に到達し、ソ連の関連ロケット計画が取り消されたため、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自体が消滅したケースだ。
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）プログラムを進めた。
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維持し、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せ、最大200回の再使用が可能になるよう設計されたが、2006年7月、全26回予定の試験のうち21回を終えて100%出力段階に到達する成果を出した。しかしその後、完全なエンジンを開発するのに必要な後続予算が政策決定者から割り当てられず、全体のエンジン設計は結局完成しなかった。技術も検証され、実験も成功したが、資金が途絶えて止まったケースだ。
結局、実際に空を飛んだ最初の全流量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全流量段階燃焼サイクルエンジンという記録が付けられた。極低温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まで進んだのが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、材料と精密制御だったようだ。
酸化剤があふれる超高温環境で金属が燃え尽きないようにすること、燃料があふれる環境で煤（すす）なしに長く耐えること、そしてこの二つの独立した予燃焼器・ターボポンプ・ループをミリ秒単位で流量を正確に合わせながら回すこと。ソ連は酸化剤リッチの半分を、米国は燃料リッチの半分をそれぞれバラバラに解き明かしていたものを一つにまとめるのに半世紀がかかったと言えるだろう。
全流量段階燃焼・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数値で整理すると以下の通りだ。
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) | 全流量段階燃焼 | - | - | 実証成功後開発中断 |
| RD-270 (ソ連) | 全流量段階燃焼 | - | 322秒 | 開発取り消し |
| ラプターV2 (スペースX) | 全流量段階燃焼 | - | 380秒 | 実戦飛行中 |
全流量が常に正解ではないという気もする
ここまで整理してみると、全流量エンジンが何らかの究極の解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、両方を精密に噛み合わせて回さなければならないため、開発難易度と部品数がその分増える。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、この複雑さを物語っているようだ。
ヌリ号の開発過程を見ると、なぜすべての打ち上げロケットが全流量を狙わないのかも理解できる。
KARI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打ち上げロケット開発では、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、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決する全流量方式に60年分のリスクを甘受する誘因があったのだろう。
今後、大型再使用エンジンがすべて全流量側に収束するのか、それとも目的に応じてサイクルが分かれ続けるのかはよく分からない。
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絡み合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。