HM7B

HM7B
原開発国フランス
初飛行1979年12月24日
設計者スネクマ
開発企業スネクマ
目的上段エンジン
搭載ESA
前身HM4
後継Vinci
現況運用中
液体燃料
構成
ノズル比83.1
性能
推力 (vac.)64.8 kN (14,570 lbf)
燃焼室圧力37 bar
Isp (vac.)446 s (4.37 km/s)
寸法
全長2.10 m
直径0.99 m
乾燥重量165 kg
使用
リファレンス
出典[1] [2]

HM7BはESAのアリアンVロケットの上段であるアリアン 5 ECA 、 ESC-Aに搭載されている欧州宇宙機関初の液体水素と液体酸素を推進剤とするガス発生器サイクルのロケットエンジンである[2]。アリアン5用の上段エンジンであるVinciによって置き換えられる予定である[3]。現時点で既に300基近くが生産された[2]。

歴史

HM7エンジンは1979年、HM4を元にアリアン1の3段目に搭載する目的で開発が開始された。初飛行は1979年12月24日でCAT-1衛星の軌道投入に成功した。アリアン2、アリアン3の導入では上段エンジンの性能を高めなければならなかった。エンジンノズルを延長して燃焼室の圧力を30から35 barに高めることで比推力を高め、燃焼時間を 570から735秒間に延長した。認証試験は1983年に完了して改良型はHM7Bとして分類された。HM7Bはアリアン2、アリアン3と同様にアリアン4の3段目に燃焼時間を780秒に延長して搭載された。2002年、最初のECA版がアリアン5で初めて使用されたが1段目から分離する前に打ち上げは失敗した。2005年2月12日、HM7Bは初めてアリアン5ECAの上段として作動した[1]。 低温エンジンへの切り替えは応答性が良く、アリアン5 ECAは従来のアリアン5Gより積載量が増えた。HM7、HM7Bエンジンファミリーはアリアン1～4での使用で5回失敗している。現時点ではフライトV70はHM7Bの最後の失敗である[4]。

概要

HM7Bはガス発生器サイクルの液体水素と液体酸素を推進剤とするロケットエンジンである。再着火機能を持たない。アリアン5では連続950秒作動する（アリアン4では780秒である）。推力は62.7kNで比推力は444.2秒である。燃焼圧力は3.5MPaである[1]。

各国のエンジンの比較

主要諸元一覧
RL-10 HM7B Vinci KVD-1 CE-7.5 CE-20 YF-75 RD-0146 ES-702 ES-1001 LE-5 LE-5A LE-5B
燃焼サイクル エキスパンダーサイクル ガス発生器サイクル エキスパンダーサイクル 二段燃焼サイクル ガス発生器サイクル ガス発生器サイクル ガス発生器サイクル エキスパンダーサイクル ガス発生器サイクル ガス発生器サイクル ガス発生器サイクル エキスパンダブリードサイクル
（ノズルエキスパンダ） 		エキスパンダブリードサイクル
（チャンバエキスパンダ）
真空中推力 66.7 kN (15,000 lbf) 62.7 kN 180 kN 69.6 kN 73 kN 200 kN 78.45 kN 98.1 kN (22,054 lbf) 68.6kN (7.0 tf)[5] 98kN (10.0 tf)[6] 102.9kN (10.5 tf) r121.5kN (12.4 tf) 137.2kN (14 tf)
混合比 5.2 6.0 5.5 5 5
膨張比 40 100 40 40 140 130 110
真空中比推力 (秒) 433 444.2 465 462 454 443 437 463 425[7] 425[8] 450 452 447
燃焼圧力 MPa 2.35 3.5 6.1 5.6 5.8 6.0 3.68 7.74 2.45 3.51 3.65 3.98 3.58
LH2ターボポンプ回転数 min-1 125,000 41,000 46,310 50,000 51,000 52,000
LOXターボポンプ回転数 min-1 16,680 21,080 16,000 17,000 18,000
全長 m 1.73 1.8 2.2-4.2 2.14 2.14 1.5 2.2 2.68 2.69 2.79
質量 kg 135 165 280 282 435 558 550 242 255.8 259.4[9] 255 248 285

参考

類似のエンジン

出典

  • “HM7B - Summary”. SPACEandTECH. 2006年12月3日閲覧。
  • “HM7B - Specifications”. SPACEandTECH. 2006年12月3日閲覧。
  • “Snecma Moteurs: HM7B, a proven upper-spage engine”. Le Webmag - The SAFRAN Group online magazine (2005年2月14日). 2006年12月3日閲覧。
  • “SPACE PROPULSION” (PDF). Snecma. 2006年12月3日閲覧。
  1. ^ a b c Airbus Air and Defence. “HM-7 and HM-7B Rocket Engine - Thrust Chamber”. 2014年8月10日閲覧。
  2. ^ a b c Snecma S.A.. “HM7B - Snecma”. 2013年4月19日時点のオリジナルよりアーカイブ。2014年8月10日閲覧。
  3. ^ Safran Group (2012年12月). “Safran: Shooting for the StarS”. 2014年8月10日閲覧。
  4. ^ “Die Oberstufen H-8, H-10 und ESC-A” (German). Bernd Leitenbergers Web Site. 2007年2月17日閲覧。
  5. ^ 開口比40のノズルスカートを未装着時の推力は48.52kN (4.9 tf)
  6. ^ 開口比40のノズルスカートを未装着時の推力は66.64kN (6.8 tf)
  7. ^ 開口比40のノズルスカートを未装着時の比推力は286.8
  8. ^ 開口比40のノズルスカートを未装着時の比推力は291.6
  9. ^ 計算値

外部リンク

  • Cryotechnics - Laboratoire de Chimie industrielle - Université de Liège - Liège - Belgique
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  • アター
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  • LEAP (ターボファン)
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ユーロプロップ
ロールス・ロイス
チュルボメカ
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  • 話
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低温
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液体酸素
液体メタン/
液体酸素
準低温
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