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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
HM7Bアリアン5 ECA アリアン4 アリアン3 アリアン2 HM7(A)アリアン1
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

• 宇宙機の推進方法

類似のエンジン

• HM4
• RL-10
• Vinci

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

表話編歴ロケットエンジン
液体燃料	低温推進剤液体水素/液体酸素 CE-7.5 CE-20 ES-702 ES-1001 HM7B J-2 LE-5 LE-5A LE-5B LE-7 LE-7A LE-9 RD-0120 RD-0146 RD-56M RL-10 RL-60 RS-68 SSME YF-73 YF-75 YF-77 ヴァルカン ヴィンチ HG-3 BE-3 液体メタン/液体酸素 RS-18 LE-8 ラプター BE-4 準低温推進剤ケロシン/液体酸素 F-1 H-1 NK-33 RD-0110 RD-0124 RD-107 RD-108 RD-117 RD-118 RD-120 RD-170 RD-171 RD-180 RD-191 RD-58 RD-8 RS-27 RS-27A RZ2 S1.5400A TRI-D XLR50 YF-100 ケストレル マーリン ラザフォード ハイパー ゴリック 推進剤ヒドラジン系/四酸化二窒素 11D49 AJ-10 L-2 L-2.5 LE-3 LR-87 LR-91 RD-0210 RD-0212 RD-0233 RD-0235 RD-0236 RD-0255 RD-216 RD-253 RD-264 RD-270 RD-275 RD-857 RD-861K RD-869 S5.92 S5.98M YF-1 YF-20 YF-23 YF-24 YF-25 YF-40 エスタス バイキング ヴィカース ケロシン/過酸化水素 ガンマ ステンター 非対称ジメチルヒドラジン/硝酸 Bell 8000 RD-216
固体燃料	ブースター EAP GEM PSOM PSOM XL SRB (RSRM) SRB-A アトラスV-SRB キャスターIVA-XL 下段・中段ロケット S-138 S-139 S-7 SR118 SR119 SR120 キャスター120 オライオン50 上段ロケット スター48 SRM オライオン38 IUS FG-15
原子力推進	NERVA RD-0410 11B97
小推力エンジン	ハイパー ゴリック推進剤 R-4D BT-4 BT-6 ドラコ スーパー・ドラコ 電気推進DCアークジェット MR-508 ホールスラスタ PPS-1350 SPT-100 イオンエンジン MIPS NSTAR RIT-10 UK-10 UK-T6 XIES μ1 μ10 μ10HIsp μ20
関連項目	宇宙機の推進方法 軌道投入用ロケットエンジンの比較 ロケットエンジンの推進剤
エンジンサイクル	圧送式サイクル ガス発生器サイクル 二段燃焼サイクル エキスパンダーサイクル タップオフサイクル 電動ポンプサイクル