ゼロから製作したロケットエンジンの開発
(blog.ablspacesystems.com)- ABLのE2エンジンはJet-Aと液体酸素を使うガスジェネレーターサイクルのロケットエンジンで、qualificationエンジンが28回の始動と1300秒の燃焼後も性能低下なく4倍の寿命を達成
- 2018年に始まった推進機関プログラムは、エンジンだけでなく試験インフラ、試験ソフトウェア、試験場まで自社で作るクリーンシート開発に近く、4年以内に飛行可能なエンジン10基をロケットに搭載
- 初期の選択は、単純性を重視した単軸ターボポンプ、3DプリントInconel燃焼室、pintleインジェクターだったが、試験結果に応じてインジェクター構造とターボポンプ設計が継続的に変更された
- インペラとタービンの外部製作にそれぞれ約1万8000ドルと4カ月のリードタイムが必要になったため、ABLは5軸ミルと加工人材を導入して内製化し、問題のあるインペラを10日で再設計・再試験
- 開発の中心は反復的な実燃焼（hotfire）試験で、ABLは50基のエンジン、3拠点、6基のテストスタンドで数百回の始動と数時間の燃焼データを蓄積し、改善を続けている
E2エンジンの現状と基本構成
- E2エンジンは、シンプルで堅牢かつレジリエントなABLのロケットエンジン
- 最近のqualification E2エンジンは、総燃焼時間と始動回数の基準で4倍の寿命を達成
- 同エンジンは28回の始動と1300秒のランタイム後も、性能低下の兆候がない
- 推進剤はJet-Aと液体酸素
- 2つの推進剤は、世界中で最も一般的に入手できる推進剤として扱われる
- エンジンはガスジェネレーターサイクルを使い、単軸ターボポンプで駆動される
- RS1ロケットはE2を3つの派生型で使用
- 2段目: E2 Vacuum
- 1段目: E2 Sea Level Radial
- 1段目中央: Radialの二重チャンバー型であるCenter
- 各エンジンは真空中で16,000 lbf以上の推力を出し、ABLが社内で設計・製造・試験している
クリーンシートから始まったエンジンプログラム
- ABLのエンジンプログラムは2018年、直接的なエンジン経験よりも機械的直観、好奇心、実用的な問題解決に頼って始まった
- 初期の学習は教科書、NASA monograph、研究論文を中心に進められた
- NASA monographには、1960年代のロケットエンジンと構成部品の設計問題、解決策、経験則、材料選定情報が含まれている
- ほとんどのロケットエンジン設計には既存エンジン、技術実証機、外部購入部品やIPのような出発点があるが、ABLは事実上クリーンシートから出発
- シール、ベアリング、センサーのような一部の小型部品はベンダーから購入
- エンジン本体、試験インフラ、試験ソフトウェア、試験場は自社で設計・構築
- 選択肢が多くなりすぎる状況を避けるため、初期に中核設計を素早く固定
- ガスジェネレーターサイクルは中程度の効率を提供し、各構成部品を比較的独立して試験・チューニングできるため選択された
- 主な作業領域はターボポンプ、主燃焼室、主燃焼室インジェクター、ガスジェネレーターに分けられた
- 初期のsizingは、Excelスプレッドシートに方程式をまとめて実施
- 望ましい推力、推進剤流量、燃焼室出口径、ターボポンプインペラのsizingなどを順次計算
- その後、業界ではこれをpower balanceまたは1D codeと呼ぶことを知った
ターボポンプ、インジェクター、燃焼室設計の試行錯誤
- ターボポンプは約50,000 RPMで回転し、推進剤を約50 psiから2000 psiまで昇圧し、毎秒数ガロンを燃焼室へ送る
- Formula 1レーシングカーの燃料ポンプも数千psiの圧力を扱うが、流量は毎分1ガロン未満
- ロケットのターボポンプは、インペラ、タービン、ベアリング、流体通路に加え、slinger、balance piston、labyrinth seal、recirculation channelのような複雑な補助構造を含み得る
- ABLのターボポンプ設計方針は、必要性が明確になるまで機能を追加しないことだった
- 1D codeは速度、入口・出口サイズ、ブレード角度、予想効率を算出
- 最終的なブレード形状には専門ソフトウェアと反復調整が必要
- インペラとタービン設計は、方程式、経験則、直観が混ざった作業として扱われた
- 初期の主燃焼室インジェクターはpintle構造を選択
- 従来のshowerheadまたはimpinging jetインジェクターは、数百個の小さな穴と複雑な内部流路、精密な穴径・角度・位置が必要
- 当時アクセスできた資料に基づき、3Dプリントは必要な精密寸法と表面仕上げを提供するには適していないと判断
- pintleは軸方向と半径方向の2枚の推進剤sheetが衝突して噴霧化を生み、バルブに近い方式で設計・製造できた
- 主燃焼室は3DプリントInconelをベースに設計
- 広く普及し理解が進んでいる装置と材料を使うことにし、先端的な装置や材料は避けた
- Inconelはジェットエンジン向けに開発されたニッケル超合金で、強度、耐熱性、溶接性に優れ、3Dプリンターで入手しやすかった
- 欠点は加工が難しく、熱伝導率が低いこと
- 燃焼室冷却設計は、6000°F水準の燃焼温度と金属限界の間のトレードオフ問題だった
- 金属は1200°Fでかなり弱くなり、2500°Fで溶ける可能性がある
- 推進剤の一部を燃焼室壁の内部に流して冷却する方式が使われた
- 内壁は冷却が伝わるほど薄くなければならないが、圧力で破裂しないほど厚くなければならない
- 冷却チャネルは流速を高めるほど狭くなければならないが、ターボポンプの負担を増やすほど過大な背圧を生んではならない
- 燃焼室エンジニアが、長さ方向に冷却パラメーターを連続最適化するコードを作り、その結果を3Dモデリングとプリントにつなげた
- 初期の冷却解法は5年後も変わっていない
- 現在まで、元の燃焼室冷却設計が維持されている
内製化と製造性の改善
- 初期の主要部品は、米国各地の航空宇宙製造企業がプリント・加工
- 小型燃焼室セクション、ガスジェネレーター、燃焼室セクション、インジェクター部品が順次製作された
- インペラとタービンは、特殊加工業者の見積もりでそれぞれ約1万8000ドルと4カ月のリードタイムが出た
- コストより4カ月のリードタイムの方が大きな問題だった
- 設計修正が何度も必要になると予想され、各反復に4カ月かかればスタートアップの開発速度に合わなかった
- ABLは最初の5軸ミルをリースし、加工人材を採用して加工を内製化
- 最初のセットでは、折れたエンドミルの費用が外注見積もりより高くついた可能性がある
- 時間とともに加工方法と設計の両方が改善された
- タービンブレードの間隔が狭すぎて加工プログラムにほぼ1カ月かかり、小さなエンドミルが頻繁に折れる問題が発生
- タービンブレード数を減らす研究を実施
- ブレードを減らしても性能への影響は小さかった
- より大きく壊れにくい工具を使えるようになり、加工時間は1日未満に短縮
- 内製化後、インペラとタービンは数日以内に、はるかに低いコストで生産可能になった
- 初期のポンプ試験で燃料インペラが流入流をうまく捕捉できず、エンジン性能が予測不能になる問題があった
- 飛行用に使えないと判断した後、再設計、加工、ポンプ組み立て、バランシング、再試験まで10日かかった
- 外注なら数カ月遅れるか、問題の影響を他のロケットシステムやロケット性能に押しつける必要があった
- その後、内製化の範囲はさらに広がった
- ABLは社内で複数台の3Dプリンター、複数台の5軸ミル、多軸旋盤を運用
- ターボポンプローターのバランシングも社内で実施
- 当初は難しく見えた工程や技術も、反復実施するうちに日常化した
小さなチームと試験中心の開発
- ABL propulsionチームは、可能な限り長く小規模に保つ方針で運営された
- 2018年は2人で開始
- 最初の完全統合エンジンを駆動するまでの最初の2年間は5人規模だった
- 現在のチームは15人
- 成功するエンジニアの特性は、シンプルなエンジンアーキテクチャとfirst principlesアプローチに合わせて整理された
- 机の前にいるだけでなく、ハードウェア、現場、試験を直接扱うエンジニアの方が効果的な場合が多い
- 経験のあるエンジニアは、経験を全体の答えではなくパズルの一部として使う必要がある
- 特定の部品を担当していても、その部品がロケットの製作、運用、性能、インターフェースチームに与える影響を理解しなければならない
- 正しいと思うことに長くしがみつくだけでなく、素早く実行するか、組織構造・年次に関係なく発言しなければならない
- 最も重要な指標は、強い機械および流体力学の直観
- 最初のE2試験キャンペーンは、2019年夏にNew MexicoのSpaceport Americaで始まった
- エンジン設計を始めてから1年もたっていない時点だった
- 平らなコンクリートパッド上に最初のテストスタンドを設置
- ターボポンプなしのpressure-fed方式でガスジェネレーターとthrust chamberを試験
- TEA-TEB点火、極低温流体の運用、austere locationへの展開を経験
- snap ringは燃焼室内部でうまく合わず、pintleは簡単に溶けて、期待したほど単純ではなかった
- 2020年にはEdwards Air Force Base近くのAFRL site 1-56へ移動
- pressure-fedテストスタンドとpump-fed試験のための開発ロケットタンクを設置
- 最初のターボポンプを駆動し、実際にポンピングに成功
- タービンが溶け、power instabilityがあったが、テストスタンド、タービン排気、ターボポンプをそれぞれ修正
- Spaceport AmericaとAFRL試験の間に、pintleを使わない新しいインジェクターを設計・製造
- チャンバーとガスジェネレーターが作動することを確認した後、別のインジェクター形式への懸念が減った
- 新しい製造方法は従来方式ほど大変ではなく、新しいインジェクターはすぐに作動
- 以後、そのインジェクターは変更されていない
- AFRLでの最大の成果の1つは、完全統合エンジンの駆動だった
- Stage 2開発タンクで、ポンプ、ガスジェネレーター、TCAがループを閉じ、自力で駆動
- この時点からABLは完全統合エンジン試験段階に入った
Mojave以降の飛行エンジンと反復開発
- 2021年はCalifornia Mojaveに新しい試験場を構築し、試験を開始することに集中
- ターボポンプのアップグレードが適用された
- ロケット周辺の設計も成熟
- 2021年末、Flight 1用エンジン試験キャンペーンが始まった
- Flight 1試験キャンペーンは以前とは大きく異なっていた
- 複数のテストスタンドを使用
- 多数のエンジンを試験
- full flight duration試験を実施
- 総エンジンランタイムが数十秒ではなく数千秒単位で測定され始めた
- 2022年にはエンジン推力をアップグレードし、より大きな出力を確保
- 生産試験専用の新しいエンジン試験場の構築も開始
- 開発試験と生産試験を完全に並列で実施できる能力を備えるようになった
- 2023年には同じエンジン構成部品を、よりモジュール式の構成に再パッケージング
- 製作と試験がより容易になった
- その後、TEA-TEBシステムのような中核機能を最適化し、信頼性と長期性能を高めた
- 現在までにABLは50基の個別エンジンを作り、3拠点の6基のテストスタンドで運用
- 数百回の始動と数時間のhotfire時間が蓄積された
- E2の反復開発は完了しておらず、今後も完全には終わらない可能性がある
- 製造、性能、質量、コストには小さな改善余地が引き続き残っている
- 開発中に経験した問題には、ポンプベアリング内のプリント粉末、性能の低いvoluteとインペラ、溶けるliner・turbine・manifold・tube、chugging pump、不安定なgas generator、漏れるseal、hard startが含まれる
- それぞれの解決が、エンジニア、エンジン、会社をより強くした
- 最大の過ちは、必ずしも必要ではないと判断して試験を継続せず、問題発見をより影響の大きい後の段階へ先送りした場合だった
- ABLはtalented generalist engineerとpropulsion engineerを組み合わせて、チームを引き続き拡大している
- 過去6年間に積み上げた仮定と組織知は活用されると同時に、挑戦も受けている
1件のコメント
Hacker News の意見
NASA の報告書サーバーは国宝級で、特に記事で引用されている50〜60年代の資料はそうだ。
技術文書の中でも非常に明快で簡潔な部類で、当時のプロジェクト運営のやり方もかなり推測できる。
機密解除された NRO の報告書も素晴らしく、Lockheed Skunk Works の原則が実際にどう機能していたのかを見ることができる。
例: https://www.nro.gov/Portals/135/documents/foia/declass/WS117...
Rad Lab の教科書をいくつか持っているが、今見ても役に立つし、電気がまだ比較的新しい概念だった世代向けに書かれているため、説明のペースが非常に慎重だ。
さらに惜しいのは、昔の本は革装丁や、厚いが滑らかな紙など、本当に手をかけて作られていた点だ。
タービンブレードの間隔が狭すぎて加工プログラムがほぼ1か月も走り、折れやすい極小のエンドミルが必要だったというくだりは、結局のところ短いフィードバックサイクルと、チーム内に蓄積された知識がどれほど重要かを苦労して学んだ事例だ。
ブレード数を減らして間隔を広げても性能への影響は小さく、より大きく頑丈な工具を使えるようになったことで加工時間が1日未満に短縮され、コストとスケジュールの両方が大きく改善した点が核心だ。
部品を設計する機械エンジニアが、余暇にも何かを自作するタイプだったなら、こうした加工性の問題にすぐ気づいた可能性が高い。
もちろんすべてを事前に予測できるわけではないので、可能な場合には密なフィードバックループが非常に有効だ。
苦労して学んだ教訓というより、そもそも会社をその方向に設計したということだ。
ゼロから極めて複雑なハードウェアを作る記事としては素晴らしいが、事業の観点では、このブログも ABL のサイトも最初の問いである「なぜ？」への答えが不足している。
SpaceX がすでに存在し、Falcon の上に Starship の実現可能性まで急速に近づいている状況で、このロケットシステムの主目的が何なのか気になる。
どう競争するのか、顧客は誰なのか、1トン級ペイロードをより速く、安く、簡単に軌道へ投入できるのか、ゼロから設計したエンジンは既存設計よりどの点で優れているのか、現在の比推力はいくらなのか、想定ミッション条件で Jet-A + LOX がより良い燃料選択なのか、といった点を扱う記事を読みたい。
1つの巨大独占ではなく小型ロケットメーカーのエコシステムを作れば、競争とイノベーションが促進される。
投資家の立場では SpaceX が失敗する可能性もあるし、Falcon が今はほぼ無敵でも Starship がどうなるかは分からない。
Falcon も何らかの欠陥が見つかれば数年間地上に足止めされる可能性を想像できるし、より現実的には SpaceX の値下げで市場が拡大し、顧客が十分に増えるかもしれない。
内部の人間にとっては、当然ながら面白い挑戦であり、文字どおりロケット科学だからだ。
一部は同じ道をたどって再利用可能ハードウェアを設計し、打ち上げコストを下げられるかもしれない。
SpaceX が安定して再利用可能なシステムに依存できるようになるまで20年かかったのだから、他社はより早く似た状態に到達できる可能性もある。
米国政府も単一の供給者に縛られないために、SpaceX 以外の打ち上げ契約を意図的に購入し、小型打ち上げ企業を存続させるだろう。
米国政府が所有・運用し、陸上、海上、遠征環境で打ち上げられ、理論上は地球上のどこへでも5分以内に貨物を投下できる。
軍事戦略家たちが夢見る、まさにそういう能力だ。
ロケットエンジンの温度と圧力に耐える金属部品を3Dプリントできるというのは本当に興味深い。
コストがどれくらいかかるのか気になる。
電子ビーム焼結プリンタの使用時間は通常1時間あたり100〜200ドルで、大きな造形物は数日かかりがちだ。
造形後には緩い粉末を取り除く必要があるが、燃焼室壁の小さな冷却チャネルのような場所では非常に難しく、時間もかかる。
その後、強度を最大化するには、高圧の不活性ガスで満たしたレトルト内で部品を加熱する熱間等方圧加圧のような後処理が必要になる場合がある。
ロケットエンジンでは、内部には通常、銅系合金のような熱伝導率の高い層が、外部にはより強い構造材料が望ましいため、多金属プリントや造形物上への金属蒸着のような特殊工程が必要になる。
見えない内部形状が正しく作られ、清掃されているかを確認するには、高解像度の産業用コンピュータ断層撮影のような品質管理も入る。
さらに、十分な精度で造形するのが難しい、または不可能な形状は追加加工が必要になるため、全体としてコストはかなり大きくなる。
上記工程の一部はこの動画で見られる: https://www.youtube.com/watch?v=7pXEf0wHU1Y
3Dプリントでは複雑さはほぼ無料に近く、ロケットエンジンの温度と圧力に耐える材料が何かは、エンジンのどの部品かによってまったく変わる。
例えば燃料噴射器と支持ストラットでは要求条件が大きく異なる。
3Dプリント用チタンは1kgあたり300〜400ドル程度で、鋼はほとんどのInconelグレードで1kgあたり約150ドルなので少し安い。
http://rocketmoonlighting.blogspot.com/2010/には、亜酸化窒素で冷却される小型エンジンをすべて自己資金で作った事例もある。
かなり時間は経っているが、これらの数字は今の価格を見積もるうえでもまだ参考になると思う。
Inconel粉末は健康にもあまり良くなく、ロケット会社が使うプリンタの粒径では、飛散する粉末を安全に扱うには全身保護具が必要だ。
装置自体も数百万ドル規模で、EOS、SLM、Velo3Dがこの市場の主要企業だ。
スペースもかなり必要で、きちんと使うには訓練も必要になる。
材料科学に明るく、頻繁に故障する扱いにくい機械に耐えられる機械エンジニアも必要になる可能性が高い。
金属粉末の在庫だけでも100万〜200万ドルになり得るし、高電圧電力、窒素・ヘリウム・アルゴンといったガスを月数千リットル、廃棄物処理、安全設備、湿度に敏感な粉末のための環境制御、無垢の鋼ブロックから加工したベースプレートのような治具まで必要になる。
最後に、熱処理、コーティング、分析、CNC加工といった造形後の作業も付く。
産業規模の金属3Dプリントは資本支出の大きな作業で、気の弱い人がやるものではない。
ただし、こうした装置の使用時間を貸してくれるところは多いので、ロケットを設計して見積もりを取ればよい。
価格は通常、体積基準で決まり、金属は安くないので、寸法検証はまずプラスチックでいくつか作ってみるのがよい。
経歴が商用航空機の内装、Web開発、半導体ファブの流体部品、SpaceX Falcon 9の油圧システムだったのなら、なぜABLがエンジンプログラムのリーダーとして採用したのか気になる。
今となっては素晴らしい選択だったのは明らかだが、その経歴だけを見てそう予想するのは難しい。
おそらく友人になり、一緒にこれをやる計画を立て、条件が整い次第合流したか、創業者が十分な勢いを得てSpaceXから連れてきたのだろう。
ABLのサプライヤーで働いているのだが、ちょうど今日、彼らの部品をいくつか熱チャンバーに入れてサイクル試験の準備をしているところなので不思議な感じだ。
複数のロケット企業と仕事をしているが、ABLが一番興味深い。システム全体をコンテナ化するアプローチは、既存の方法を賢く応用して高速な打ち上げシステムを作ろうとするものだ。
最初のエンジンをゼロから作る状況では、設計上の選択はかなり保守的に見えるし、それは十分に正当化できる。
後続の設計はもっと大胆で冒険的なものになりそうだ。
圧力容器技術も進歩したのだから、液体空気のような物質を圧力タンクにポンプで入れてロケットに載せればよいと思う。
混ぜたりポンプで送ったりする必要はなく、バルブを開いて圧力を解放するだけで、とても安く単純なロケットが可能だという考えだ。
噴射器設計は推力室設計で最も重要な要素であり、推進剤が適切に混ざらなければ深刻な燃焼不安定が起き、多くの場合爆発につながる。
初期の宇宙計画でも、推進剤の選択と噴射器設計をかなり多く試験していた。
John D. ClarkのIgnition!を読むとよい。
また、圧送式ロケットは常にかなり悪い設計だった。
圧送方式では重いタンクが必要になり、質量比、つまり乾燥質量/湿潤質量に大きなペナルティを与える。
まれな例外を除けば、主に地上試験でしか使われない。
3Dプリントされた構造なら、内蔵ポートを見る限りノズルの一部が空洞になっており、LOXの蒸発潜熱はずっと小さいので、Jet A冷却を使っているように見える。
ポートの1つは温度センサー用である可能性がある。
この宇宙企業が何で、SpaceXに対する強みは何なのか気になっていた。
サイトを見ると、オンデマンド打ち上げ、どこへでも行ける単純なシステム、戦術的打ち上げを掲げている。
これは核兵器か、それに近い用途のように見える。
そうした用途にはすでにサイロと潜水艦がある。
これは即応型打ち上げ向けで、懐疑的に見れば、国防総省に宇宙予算はたくさんあるが何をすべきかよく分かっていないことから生まれる需要だ。
Astraのビジネスモデルに似ているが、Astra式の失敗モデルはないことを願う、という形だ。
現実的には、ベンチャー投資やSPACで大型ロケット企業をいきなり育てることはできないので、小型衛星打ち上げ機が中大型ロケットのための概念実証の役割を果たしているのだ。