2018年4月30日月曜日

SpaceX Falcon1 ファルコン1 ロケット システム設計 (第1回目), Falcon1 Rocket System Design(1)

SpaceX Falcon1 ファルコン1 ロケット システム設計 (第1回目)
SpaceX Falcon1 Rocket System Design (1)




Update:2020.09.12

English Version



Falcon 1 ロケットは、SpaceXが手がけた最初の軌道投入用ロケットである。このロケットは、後に続く全ての計画の先駆けであり、Falcon5（開発中止）、Falcon 9 ロケットの設計思想の元になった。このため、Falcon1ロケットのシステム設計を読み解くことで、彼らのロケット開発に対する技術的スタンスを解読できる。

最近の垂直離着陸するFalcon9等は別として、具体的に、SpaceX製ロケットのどの点が技術的に他と異なるのか、解説してる記事がほとんどないので、考えた事を含めてまとめる。第1回目は、Falcon1のシステム設計の概要について解説する。「高信頼性」を軸に、合理的に設計した結果がFalcon1ロケットである。




　　　　　　






1．Falcon 1の設計思想


  1. 単純性、信頼性、低コストの3要素を設計思想の柱としている。（SpaceX 企業思想）
  2. イーロンマスク自身が、最初の段階でロケットのシステム構成を設計し、コストを弾いている。これは、ロシアからICBMを宇宙ロケットとして購入するのを失敗した帰り際、小型衛星を打上げる自作ロケットを製造する場合、どの程度の値段になるか、自ら詳細にコストを弾いた逸話があり、これが後のFalcon 1になったと筆者は考える。
  3. イーロンマスクは、物理学を基に合理的に判断する傾向がある。（スタンフォード大学博士課程 高エネルギー物理学専攻中退）このため、Falcon1 ロケットのシステム設計も、合理的な手法を取っている。
  4. 全段再利用することを念頭に設計された。（実際は1段目のみ想定、実現化していない）
  5. 小型衛星打上げロケットとして開発されたが、Falcon 5、Falcon 9への布石であり、その意味で技術実証型ロケットでもある。
  6. 時間通りに打上げる信頼性を念頭に置き、設計されている。
  7. 設計マージンを取ることで、風や悪天候に対するロバスト性を確保。
  8. 18日間という、短い期間でのロケット打上げ作業に対応。（通常は、数週間～数ヶ月間）
  9. 悪天候に強い、短い準備期間により、限られた期限内の打上げに対応。
  10. ロケットエンジン、極低温タンク、アビオニクス、誘導制御ソフトウェア、地上支援装置等の大半を自社内製化。


References
[1] 新型ロケットで実現する世界初のモバイル管制
    http://www.jaxa.jp/article/interview/vol58/index_j.html
[2] How long does rocket launch preparation take?
    https://www.quora.com/How-long-does-rocket-launch-preparation-take
[3] 「次のジョブズ」はこの男だ！ 未来を創る男イーロン・マスク、ミサイルを買いにロシアへ飛ぶ,
      http://gendai.ismedia.jp/articles/-/45301








2．Falcon 1は、ミニ版デルタロケット？


Falcon1の次に、Falcon5の開発を目指しており（結局中止された）、Falcon5は元々DeltaIIに対抗するために開発予定であった。このため、Falcon1は、Falcon5のミニ版構成であり、それは即ちDelta系列ロケットのミニ版と考えると、色々共通点が見つかる。

固体ブースターを除くと、Delta系列のDelta 1000, Delta 2000のミニ版に近い。ピントルインジェクター型の第2段目ロケットエンジン：TR-201、ケロシン／LOX系のMB-3、RS-27ロケットエンジン等、推進系も似通っている。

References
[4] Delta 2000, http://www.astronautix.com/d/delta2000.html
[5] Falcon 1 Launch Vehicle Payload User’s Guide Rev.7, SpaceX









3．過去のロケット失敗事例を研究して設計されたFalcon1


Falcon1は、何よりも「高い信頼性」を重視して設計されている。このため、開発設計時に、過去の宇宙ロケットの失敗事例が徹底的に研究された。その結果、次のシステム仕様となった。これらは、Falcon9ロケットでも同じである。

  1. 2段式ロケット
  2. ピントルインジェクター型ロケットエンジン
  3. ロバスト性、冗長性を持ったアビオニクス（電子機器）


1980～2000年代まで、過去20年間の宇宙ロケット打ち上げ失敗の主な要因は、以下の3つである。Aerospace Corporationの分析によると、91%の失敗原因は、これら3つのサブシステムに起因しているとされる。

  1. ロケットの分離失敗
  2. ロケットエンジン
  3. アビオニクス








3-1．2段式ロケット


分離機構を増すほどロケットの失敗確率は上がり、信頼性は低下する。ロケットの分離機構と分離イベントを最小限にするため、2段式ロケットが採用された。これはSSTOが実現していない現在において、最小のシステム構成である。

固体ロケットブースターを装備していないFalcon1は、仮想的な3段式ロケットとも見なす事は出来ない。つまり、Falcon1は、「真の2段式ロケット」である。一方この選択は、2段目ロケットエンジンに対して、高い性能（比推力）が求められることになる。









3-2．ピントルインジェクター型ロケットエンジン


ロケットエンジンは、新規開発の物を第1段目、第2段目に1基ずつ配置している。クラスタリングを行わず、両方とも最低限のロケットエンジン（1基ずつ）の配置である。

これらは搭載数を信頼性の観点から1基ずつとしている。ロケットエンジンが失敗の主要因の1つのため、搭載する数も最小構成にするべきという考え方である。ただ一般的には、新規開発のロケットで、新規開発のロケットエンジンを搭載する場合、いきなり複数個搭載するクラスタリングは避ける。新規要素が多くなり、開発難易度が高まるためだ。

オペレータ制御を介さずにスタートさせるロケットエンジンは、第2段目のみであり、失敗確率を低減している。

搭載されているのは、ピントルインジェクター型のロケットエンジンであり、Merlin 1Aと、Kestrel を社内で新規開発している。ピントルインジェクター型ロケットエンジンの利点や特徴については、過去の記事で紹介しているので参考にして欲しい。（以下リンク参照）



SpaceXとロケットエンジンのピントルインジェクター (第1回), SpaceX and Rocket Engine Pintle Injector (1)
https://orbitseals.blogspot.jp/2018/04/spacex-1-spacex-and-rocket-engine.html


SpaceXとロケットエンジンのピントルインジェクター (第2回), SpaceX and Rocket Engine Pintle Injector (2)
https://orbitseals.blogspot.jp/2018/04/spacex-2-spacex-and-rocket-engine.html



これらのエンジンは、高いロバスト性、高い構造設計マージン、冗長性のある点火システムを持っている。ピントルインジェクターについては、過去の記事で紹介したが、SpaceXがロケットエンジンを開発製造する上でも、運用する上でも、キーテクノロジーであった。

ピントルインジェクターを使用したロケットエンジンとして、アポロ月面着陸船で有人使用が実証されたLMDEがある。また、Deltaロケット系で第2段目として開発されたTR-201は、2段目に起因する失敗は、77回中0回と、100%の信頼性を達成した。このことからも、信頼性が高いエンジンに仕上がることが分かる。

第1段目ロケットエンジンは、エンジンが点火・始動しても、発射台にある程度とどまり、直ちに打ちあがらない。エンジン始動後、ロケットエンジン推力等を監視し、健全性を確認した後に打上げるシステムとなっているからである。

健全性が確認できない場合は、打ち上げは自動的に中断される。これにより、エンジン性能に起因する打上げ失敗を防ぐ。

Reference
[6] TR-201, http://www.astronautix.com/t/tr-201.html
[7] 衛星打上げロケットの高機能・低コスト化に関する検討, USEF, 2009








3-3．アビオニクス


イーロンマスクが、ZIP２、Paypal（X.com）の創業者であり、シリコンバレー文化に基づいて、電子機器については、民生品を転用、最新の物を利用している。

ロバスト性と冗長性を確保し、最新の民間電子機器を搭載することで、低コスト化を図る。例えば、データ通信用には、Ethernetを利用し、ロケット搭載機器にFPGAを使用しているとみられる等、新たに民生規格の物を取り込んでいる。



◆次回に続きます

SpaceX Falcon1 ファルコン1 ロケット システム設計 第2回目, Falcon1 Rocket System Design(2)
https://orbitseals.blogspot.jp/2018/05/spacex-falcon1-1-falcon1-rocket-system.html






　　　　　　






The Falcon 1 rocket was the first orbital launcher worked on by SpaceX. It was the forerunner of all subsequent programs and was the basis of the design philosophy for the Falcon 5 (discontinued) and Falcon 9 rockets. Therefore, by reading the system design of the Falcon 1 rocket, we can decipher their technical stance on rocket development.

Aside from the recent Falcon 9 and others that take off and land vertically, there are few articles that specifically explain what makes SpaceX rockets technically different from others, so I will summarize them including my thoughts. In the first article, I will explain the outline of Falcon1 system design. Falcon1 rocket is the result of rational design based on "high reliability".







1．Design Concept of Falcon1 rocket


  1. The three pillars of SpaceX's design philosophy are simplicity, reliability and low cost. (Their corporate philosophy.)
  2. Elon Musk himself designed the system configuration of the rocket in the first place and played up the cost. When he was returning from a failed attempt to purchase an ICBM from Russia as a space launch vehicle, he played the cost of building his own rocket to launch a small satellite in detail, which, in this writer's opinion, became Falcon 1.
  3. Elon Musk tended to make rational decisions based on physics. For this reason, the system design of the Falcon 1 rocket also took a rational approach.
  4. The system design of Falcon1 rocket was designed with reuse of all stages in mind. (In reality, only the first stage was assumed and not realized.
  5. It was developed as a small satellite launch vehicle, but it is a stepping stone to Falcon 5 and Falcon 9, and in that sense, it is also a technology demonstration rocket.
  6. It was designed with on-time launch reliability in mind.
  7. Robustness to wind and bad weather is ensured by the design margin.
  8. The Falcon 1 is designed for rocket launch operations in as short a time as 18 days (typically several weeks to several months). (Typically several weeks to several months)
  9. Falcon 1 is resistant to adverse weather conditions and its short preparation time allows it to launch within a limited deadline.
  10. The majority of the equipment, including rocket engines, cryogenic tanks, avionics, guidance and control software, and ground support equipment, is manufactured in-house.


References
[1] 新型ロケットで実現する世界初のモバイル管制
    http://www.jaxa.jp/article/interview/vol58/index_j.html
[2] How long does rocket launch preparation take?
    https://www.quora.com/How-long-does-rocket-launch-preparation-take
[3] 「次のジョブズ」はこの男だ！ 未来を創る男イーロン・マスク、ミサイルを買いにロシアへ飛ぶ,
      http://gendai.ismedia.jp/articles/-/45301







2．Is the Falcon 1 a mini version of the Delta rocket?


After Falcon1, the next step was to develop Falcon5 (which was eventually cancelled), and Falcon5 was originally intended to be developed to compete with Delta II. Therefore, Falcon 1 is a mini-version of Falcon 5, which is a mini-version of Delta series rocket, we can find many common points.

If the solid booster is excluded, it is close to the mini version of Delta series Delta 1000 and Delta 2000. Second stage rocket engine of pintle injector type: TR-201, MB-3 of kerosene/LOX series, RS-27 rocket engine, etc. The propulsion system is also similar.


References
[4] Delta 2000, http://www.astronautix.com/d/delta2000.html
[5] Falcon 1 Launch Vehicle Payload User’s Guide Rev.7, SpaceX







3．Falcon1 designed after studying past rocket failures


The Falcon 1 was designed to be highly reliable above all else. For this reason, past failures were thoroughly studied during the development and design process. As a result, the following system specifications were developed. The same is true for the Falcon 9 rocket.
  1. Two-stage rocket
  2. Pintle-injector type rocket engine
  3. Robust and redundant avionics (electronics)


From the 1980s to the 2000s, the three main causes of rocket launch failures over the past two decades were these three subsystems, which Aerospace Corporation's analysis attributed to 91% of failures.

  1. Rocket separation failure
  2. Rocket engine
  3. Avionics






3-1．Two-stage rocket


As the separation mechanism is increased, the probability of failure increases and reliability decreases. In order to minimize the separation mechanism and separation events, a two-stage rocket was adopted. This is the smallest system configuration at the present time when SSTO has not been realized.

Without a solid rocket booster, the Falcon 1 cannot be considered a hypothetical three-stage rocket either. In other words, the Falcon 1 is a "REAL two-stage rocket". On the other hand, this choice will require higher performance (specific impulse) for the second stage rocket engine.






3-2．Pintle-injector type rocket engine


The rocket engines are newly developed ones, one in the first stage and one in the second stage. Clustering is not done, and both are the arrangement of a minimum number of rocket engines (one each).

The number of these is set to one rocket engine each for reliability reasons. Since rocket engines are one of the main causes of failure, the number of engines to be installed should be kept to a minimum.

Generally speaking, however, when a newly developed rocket is equipped with a newly developed rocket engine, clustering of multiple engines should be avoided. This is because the number of new elements increases and the difficulty of development increases.

The rocket engine to be started without operator control is the second stage only to reduce the probability of failure.

The rocket engine installed in the second stage is a pintle injector type rocket engine, with Merlin 1A and Kestrel newly developed in-house. As the advantages and features of the pintle injector type rocket engine are introduced in the past article, please refer to it. (See the following links)



SpaceX and Rocket Engine Pintle Injector (1)
https://orbitseals.blogspot.jp/2018/04/spacex-1-spacex-and-rocket-engine.html


SpaceX and Rocket Engine Pintle Injector (2)
https://orbitseals.blogspot.jp/2018/04/spacex-2-spacex-and-rocket-engine.html




These engines have high robustness, high structural design margins, and redundant ignition systems. The pintle injector has been a key technology in SpaceX's development and operation of rocket engines, as discussed in previous articles.

The LMDE, which was demonstrated for manned use on the Apollo moon landing vehicle, is a rocket engine with pintle injectors. In addition, the TR-201, the second stage of the Delta rocket system, achieved 100% reliability with zero failures in the second stage out of 77 failures. This shows that the engine will be highly reliable.

The first stage rocket engine stays on the launch pad to some extent after ignition and start-up and does not launch immediately. This is because the system is designed to monitor the rocket engine thrust and other parameters after engine start-up and launch only after confirming its soundness.

If the integrity of the engine cannot be confirmed, the launch is automatically aborted. This prevents launch failure due to engine performance.


Reference
[6] TR-201, http://www.astronautix.com/t/tr-201.html
[7] 衛星打上げロケットの高機能・低コスト化に関する検討, USEF, 2009







3-3．Avionics


Elon Musk is the founder of ZIP2 and Paypal (X.com), and based on the Silicon Valley culture, we are converting consumer products and using the latest in electronics.

Robustness and redundancy are ensured, and the latest civilian electronics are installed to keep costs low. For example, for data communication, Ethernet is used, and new consumer-electronics standards are used, such as FPGAs for rocket-mounted equipment.



◆To be continued next time.

Falcon1 Rocket System Design(2)
https://orbitseals.blogspot.jp/2018/05/spacex-falcon1-1-falcon1-rocket-system.html






　　　　　　

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2018年4月29日日曜日

SpaceXの企業思想, The company philosophy of SpaceX

SpaceXの企業思想, The company philosophy of SpaceX


イーロンマスクは、SpaceX設立に当たって、まず初めにロシアのICBMを宇宙ロケットに転用を考えた。このため、2001年と2002年に、反対する友人達と共に、大陸間弾道ミサイル（ICBM）3基を買い付けに出向いている。

しかし交渉は失敗に終わり、その後、自作の道を模索し始める。そういった背景を基に、2002年に設立されたのが、SpaceXである。


SpaceXは、以下の企業思想・特徴を基に、現在まで運営されている。


  1. ほとんどの工業製品が高性能化、高信頼化しつつ、同時にコストが下がっている。しかし、今日のロケットシステムは40年前とほとんど変わっていない。打上げ手段を開発・製造し、この状況にパラダイムシフトを起こすため、SpaceXは設立された。
  2. 目標として、最終的に宇宙へのアクセス信頼性を現在の10倍に高める。
  3. SpaeXは、単純性、信頼性、低コスト、この3要素は密接に関連していると考えている。
  4. 単純性に重点を置き、ロケット打上げサービスの全ての要素開発に取組む。これにより、信頼性を高め、コスト低減を図る。
  5. 企業体系はフラットであり、ビジネスプロセスには無駄がない。これにより、迅速な意思決定と打上げを実現する。
  6. SpaceXの製品は、製造と打上げにおいて、整備とインフラ設備に対する依存を低くする。
  7. 設計チームは、生産・品質保証チームと連携できるように、社内の近い場所に配置されている。このフィードバック体制によって、非常に生産性が高く、低コストかつ高品質な製品を実現可能である。
  8. ロケットエンジン、極低温タンク、アビオニクス、誘導ソフトウェア、地上支援装置等、ロケットシステムのほとんどを内製している。（コスト削減のため、必要に迫られたからか、最初からこれを目指していたかは不明）


References
[1] なぜロケットや電気自動車に取り組むのか 世界最高の起業家イーロン・マスクが人類の未来を語る,
　   http://logmi.jp/85339
[2] 「次のジョブズ」はこの男だ！ 未来を創る男イーロン・マスク、ミサイルを買いにロシアへ飛ぶ,
      http://gendai.ismedia.jp/articles/-/45301
[3] Falcon 1 Launch Vehicle Payload User’s Guide Rev.7, SpaceX
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2018年4月27日金曜日

北朝鮮の弾道ミサイル開発, North Korea Balistic missile development

北朝鮮の弾道ミサイル開発, North Korea Balistic missile development




Update:2020.09.02


【関連記事】



北朝鮮と弾道ミサイル開発の歴史について解説する。北朝鮮は、主にロシアと中国からの技術導入、改良を開発の軸としてきた。スカッドミサイルとして知られるR-17や、SLBMのR-27等のリバースエンジニアリングを行い、模倣・改良する事で開発実施してきた 歴史がある。




　　　　　　　　　






1．北朝鮮の弾道ミサイル開発の始まり


1970年代、北朝鮮が弾道ミサイルを保有する動機があった。それは、米軍との紛争が起きた際に、進行を阻止するための武器として有望視していたこと。また、米軍との紛争が発生した場合、当時のソ連や中国の支援が得られるか疑問だったことが弾道ミサイルの関心へと拍車をかけた。

このため当初、ソ連に対して1960年代前半の技術レベルである短距離弾道ミサイルの輸入を要求したが、少なくともソ連は最初の要求を拒否した。代わりに1969-1970年に無誘導地対地ロケット弾であるFROG-5、FROG-7Aを輸出している。

北朝鮮はこのロケット弾に化学兵器弾頭を搭載出来る様に改造して、弾道ミサイルの基本的な技術を習得した様である。従って、1970年代には、ロケット弾による化学兵器運用技術を既に保有していた。

ソ連が弾道ミサイル輸出の要求に応じなかったため、北朝鮮は弾道ミサイルの開発・製造・保有する助けを中国に求めた。この結果、1971年9月に弾道ミサイル等の兵器システムを開発製造するための協力を中国との間に締結した。

しかしこの協定は、1977年、DF-61（東風61号）への共同開発が打診されるまで、具体的な技術協力はその後6年刊に渡って行われていない。（その後、DF-61は開発中止となった）その理由は、開発に必要な人材の能力が不十分だったからである。このために、その後北朝鮮は高度なハードウェアとそれを扱う技術者については、技術移転に依存する道を歩み始める。





2．スカッドミサイルの取得、リバースエンジニアリング


数年後に勃発した第4次中東戦争において、北朝鮮はエジプトに対して軍事援助を実施した。戦後の1976年、エジプトは軍事援助の見返りとして、少なくとも2基のR-17（一般的に、スカッドミサイルと呼ばれる）を北朝鮮に輸出する。

これをコピーしたのが、北朝鮮の弾道ミサイル技術の歴史の始まりである。エジプトも自国で生産したかった様で、エジプトに対するR-17コピーを手伝う約束付きの輸出であった。

続く1970年代後半、北朝鮮はR-17のリバースエンジニアリングを開始する。これには、1971年に締結した枠組み等によって、中国の協力があり、特にロケットエンジンの設計、製造、冶金技術は中国のノウハウを取り入れた。イラク等の中東諸国とは異なり、北朝鮮がR-17をスムーズにコピーする事が出来た理由がここにある。

1983年にはR-17のコピー版であるHwasong-5が完成し、試射を実施した。一連の開発が終了後、約束に基づきエジプトに技術資料や図面を渡している。

リバースエンジニアリングから始まったのが北朝鮮の弾道ミサイルの歴史であるが、その後ソ連から正式にライセンス生産権を入手したとの情報もある。

事実、北朝鮮はリバースエンジニアリングによって、自国において弾道ミサイル製造技術を確立した後も、ロシアの正式ルートからR-17の輸入を行っており、1994年にはロシアの国営武器輸出企業；ロスヴァロジェニエ社を通じて1994年6月29日付の契約において、R-17を20基、発射機を3基購入・輸入している。

価格は、当時レートでR-17　1基あたり3570万円であった。米国との緊張関係が高まった時期の購入であり、ミサイルストックを増やす意味での購入であったが、これは正式な輸入である。このため、中国に加えてソ連・ロシアからの技術的なつながりがあった可能性もある。





3．イラン・イラク戦争での弾道ミサイル特需


1980年代前半は、財政と技術面から開発速度はゆるやかであったが、1985～1980年代後半にかけて、特需が訪れた。イラン・イラク戦争である。イランはソ連製R-17をリビアから輸入したが、すぐに撃ち尽して枯渇した。そのため、北朝鮮のHwasong-5を輸出することと引き換えに、技術支援や資金援助を実施し、ミサイル開発を支援することで合意した。

1985年、北朝鮮はイランとの協力を締結する。1985-1986年にかけて、Hwasong-5の量産工場を建設。1987年に量産を開始した。当時イラン・イラク戦争の真っただ中であり、1987-1988年には、特需で月産8-10基の生産をしていたと考えられている。

極めて素早く量産体制に移行しているが、これらは中国等の海外からの技術導入により、なし得た結果であろう。1988年からイランでは、Shahab 1という名で北朝鮮が製造したR-17をノックダウン生産（最終組み立てとテスト）を行っていた。

なお、イランにR-17を売却後、敵方のイラクへも売却したのではないかという情報もあり、本当であれば見境なしに輸出を行っていたことになる。

大量生産開始の1987年前後に、続いて独自改良したHwasong-6（Scud-C）の開発を開始している。Hwasong-6は、弾体重量を600kg程度に抑え、その分推進剤を搭載しう、機体を軽量鋼に変更して、射程を600kmに長射程化された。これは韓国全域を射程距離に収めるためである。





4．スカッドミサイルの改良版：ノドン開発


続く1988年、より長射程、射程約1000kmの準中距離弾道ミサイル（MRBM）；ノドンの設計作業に着手した。沖縄の米軍基地、そして日本を射程圏内に収めるためである。

ノドンは機体、エンジン共にR-17の拡大版である。そのため、全長と胴径の比率であるL/DがR-17と一致している。また、中東に輸出された技術から間接的にR-17の拡大版であることが判明している。

中国等の援助があったとはいえ、経験が無い中で何故短期間で開発できたかについては、性能が下がるとは言えどR-17のロケットエンジンが、拡大と拡張に向いているシンプルな構造であった事が一因として挙げられる。


北朝鮮のスカッドミサイル（R-17）亜種　進化図


一連の開発において、設計は第4機械工業局、製造工場は第26汎用工場にて行われた。発射機であるMAZ 543 TELも第125汎用工場でコピーされた。

1990年5月の最初の発射飛行は、失敗したと米国の偵察衛星で確認されている。驚くことに、発射試験に成功していないにも関わらず、北朝鮮は1990年からリビア、イラン、シリア、パキスタン等の各国に対し、先行してノドンの営業受注活動を既に開始している。

また、1991年当時、Hwasong-6も量産体制に入っていたが、一方で中東諸国にスカッドミサイル工場の建設も開始した。これは、中東諸国への技術移転であり、中東でR-17を製造出来る工場を建設するものであった。弾道ミサイルを外貨獲得手段として、積極的に輸出している姿が伺える。

1993年5月29日、北朝鮮は日本海に向けて3発のノドン発射に成功した。2発は約100km、1発は550km飛んで、能登半島北方350kmに着弾した。これにより、実戦配備が開始された。実は、開発時における北朝鮮のノドン発射成功は、本試験と1991年8月の2階きりであり、周辺国も考慮したのか、あるいは観測を行うための試験的なレンジでわざとそうしたのか、飛距離は約500kmと、実際見積もられる能力の半分であった。

このため、発射試験に関する不足データを補うため、中東諸国との開発データ共有・協力があったのではないかと推測されている。この直後から、実戦配備が始まったと見られている。

また、同年1993年には、145基のノドンを5億ドルでイランへ輸出する売却契約を結んでいる。1994年中頃には最初のロットがイランに出荷された。イランへの輸出は、2基のジャンボジェット機を通じて行われたという記録もあり、ジャンボジェット機1基あたり最大50基を積み込み可能であったとの考え方もある。（容積的に疑問ではあるが）






5．ノドン開発から各種弾道ミサイルへの技術的波及


ノドン開発後、北朝鮮は弾道ミサイルの長距離化・大型化を進めて行く事となる。1998年には、より大型かつ3段式のテポドンの発射試験を実施した。第1段をノドン、第2段にR-17、そして第3段にSS-21ロケットモータが搭載されていると考えられており、この様に段階的に、弾道ミサイルを拡大・組み合わせる開発を2000年代まで推進している。





テポドンにおける各段構成要素


この様な歴史的経緯を踏まえると、中東での弾道ミサイル開発と北朝鮮での開発というのは、根本的に経緯が違う事が分かる。

北朝鮮の開発速度が速い事は事実であるが、だからと言って非常に少ない予算で短期間に実現している事が全て独自開発とは限らないため、その技術は一体どこから来たのか考える必要がある。






　　　　　　　　　




Reference





This article explains the history of North Korea and its ballistic missile development. North Korea's development has centered on introducing and improving technology, primarily from Russia and China. It has a history of developing the R-17, known as the Scud missile, the R-27 SLBM, and other missiles by reverse engineering, imitating and improving them.



1．The Beginning of North Korea's Ballistic Missile Development


In the 1970s, North Korea had an incentive to possess ballistic missiles. This was because it was seen as a promising weapon to stop progress in the event of a conflict with the U.S. military. Also, the interest in ballistic missiles was spurred by doubts about the availability of support from the Soviet Union and China at the time in the event of a conflict with the U.S. military.

It initially demanded that the Soviet Union import short-range ballistic missiles at the technology level of the early 1960s, but at least the Soviet Union rejected the initial demand. Instead, they exported unguided surface-to-surface rockets, the FROG-5 and FROG-7A, from 1969-1970.

North Korea seems to have mastered the basic technology of ballistic missiles by modifying these rockets to be able to carry chemical weapons warheads. Thus, in the 1970s North Korea already possessed the technology to operate chemical weapons with rockets.

When the Soviet Union did not respond to North Korea's request to export ballistic missiles, North Korea asked China for help in developing, manufacturing and possessing ballistic missiles. As a result, it signed a cooperation agreement with China in September 1971 to develop and manufacture ballistic missiles and other weapons systems.

However, this agreement was not followed by concrete technical cooperation for the next six years until 1977, when the two sides were approached to jointly develop the DF-61 (Dongfeng 61). (The development of the DF-61 was later cancelled.) The reason for this was that the human resources required for development were insufficient. For this reason, North Korea then began to rely on technology transfer for advanced hardware and the engineers who would work with it.






2．Acquisition and reverse engineering of Scud missiles


In the Fourth Middle East War that broke out a few years later, North Korea provided military aid to Egypt. In 1976, after the war, Egypt exported at least two R-17s (commonly referred to as Scud missiles) to North Korea in return for military aid.

This was copied, and this was the beginning of the history of North Korean ballistic missile technology. Egypt also wanted to produce these missiles in its own country, and the exports came with the promise of helping to copy the R-17 to Egypt.

Following this, in the late 1970s, North Korea began reverse engineering the R-17. This involved Chinese cooperation, due to the framework signed in 1971 and other factors, especially in the design, manufacture and metallurgical technology of the rocket engine, which incorporated Chinese know-how. This is the reason why North Korea was able to copy the R-17 so smoothly, unlike Iraq and other Middle Eastern countries.

In 1983, a copy of the R-17, the Hwasong-5, was completed and test-fired. After a series of developments were completed, the technical documents and drawings were handed over to Egypt in accordance with a promise.

North Korea's ballistic missile history began with reverse engineering, but there are reports that it has since obtained formal license production rights from the Soviet Union.

In fact, even after North Korea established ballistic missile production technology in its own country through reverse engineering, it continued to import R-17s through official Russian channels, and in 1994 it purchased and imported 20 R-17s and three launchers under a contract dated June 29, 1994, through Russia's state-owned arms exporter; Rosvalozhenie.

The price was 35.7 million yen per R-17 at the rate of the time. The purchase came at a time of heightened tensions with the United States and was meant to increase the missile stock, but this was an official import. As such, there may have been technical links from the Soviet Union and Russia in addition to China.






3．Ballistic Missile Special Demand in the Iran-Iraq War


In the early 1980s, the rate of development was slow due to financial and technological considerations, but from 1985 to the late 1980s, a special demand arrived. This was the Iran-Iraq War. Iran imported Soviet-made R-17s from Libya, but they were quickly shot out and depleted. So, in exchange for exporting North Korean Hwasong-5s, the two sides agreed to provide technical and financial assistance and support for missile development.

In 1985, North Korea signed a cooperation agreement with Iran, building a mass production plant for the Hwasong-5 during 1985-1986, with mass production beginning in 1987. At the time, the Iran-Iraq war was in full swing, and it is believed that North Korea was producing 8-10 units per month by 1987-1988 due to special demand.

Since 1988, Iran has been running knockdown production (final assembly and testing) of the North Korean-built R-17 under the name Shahab 1.

Incidentally, there are reports that after selling the R-17s to Iran, the North Koreans may have sold them to their adversaries in Iraq, and if this is true, they would have been exporting them indiscriminately.

Around 1987, when mass production began, development of the Scud-C (Huwasong-6), an improved version of the Hwasong-6, was begun, with a bullet weight of only 600kg and propellant, and a lighter steel fuselage to extend its range to 600km. This was done in order to keep the whole of Korea within its range.







4．An improved version of the Scud missile: Nodong development


Then, in 1988, work began on the design of the longer-range Nodong, a sub-intermediate range ballistic missile (MRBM) with a range of about 1,000 kilometers. The purpose of the Nodong was to keep the U.S. military base in Okinawa and Japan within range.

The Nodong is a larger version of the R-17, both in fuselage and engine. The Nodong was an enlarged version of the R-17, so its length to fuselage diameter ratio, or L/D, matched that of the R-17. It has also been indirectly identified as an enlarged version of the R-17, based on technology exported to the Middle East.

One of the reasons why they were able to develop it in such a short period of time with the assistance of China and other countries but without experience is that the R-17 rocket engine was a simple structure suitable for expansion and expansion, even though its performance was lowered.


North Korea's Scud Missile (R-17) Variant Evolution



In the series of developments, the design was carried out at the 4th Mechanical Industry Department and the manufacturing plant at the 26th General Purpose Plant. The launcher, MAZ 543 TEL, was also copied at the 125th General Purpose Plant.

The first launch flight in May 1990 was confirmed by U.S. reconnaissance satellites to have failed. Surprisingly, despite the lack of a successful launch test, North Korea has already begun operating orders for the Nodong ahead of time to countries such as Libya, Iran, Syria, and Pakistan, beginning in 1990.

At that time in 1991, the Hwasong-6 was also in mass production, while it also began building Scud missile factories in Middle Eastern countries. This was a transfer of technology to Middle Eastern countries to build a plant capable of manufacturing the R-17 in the Middle East. We can see that the country is actively exporting ballistic missiles as a means of acquiring foreign currency.

On May 29, 1993, North Korea successfully launched three Nodong missiles into the Sea of Japan: two flew about 100 km and one flew 550 km to land 350 km north of the Noto Peninsula. This marked the start of the actual deployment of the Nodong. In fact, North Korea's successful launch of Nodong at the time of development was only two stories, the main test and the August 1991 launch, and the range was only about 500 km, half of the actual estimated capacity, perhaps because they took neighboring countries into account, or perhaps because they deliberately did so at a test range for observation.

It has been speculated that this may have led to development data sharing and cooperation with Middle Eastern countries to make up for the lack of data on launch tests. It is believed that field deployment began immediately after this.

In the same year, 1993, a sale agreement was signed to export 145 Nodong units to Iran for $500 million; the first lot was shipped to Iran in mid-1994. Some records show that exports to Iran were made through two jumbo jets, and some believe that each jumbo jet was capable of carrying up to 50 units. (Volume-wise, it is questionable.)







5．Technological ripple effect from the development of Nodong to various ballistic missiles


After the development of Nodong, the North Koreans began to develop longer-range and larger ballistic missiles, and in 1998 they conducted a test launch of a larger, three-stage Taepodong missile. It is believed that the first stage is equipped with the Nodong, the second stage with the R-17, and the third stage with the SS-21 rocket motor, and the development of ballistic missiles that are gradually expanded and combined in this way is being promoted until the 2000s.





Each stage component in the tepodon



The historical background of ballistic missile development in the Middle East is fundamentally different from that of North Korea.

It is true that North Korea's development speed is fast, but that doesn't mean that everything they have achieved in a short period of time on a very small budget is their own development, so it is important to consider where the technology came from.




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SpaceXとロケットエンジンのピントルインジェクター (第2回), SpaceX and Rocket Engine Pintle Injector (2)

SpaceXとロケットエンジンのピントルインジェクター (第2回),
SpaceX and Rocket Engine Pintle Injector (2)






Update : 2020.08.23

English Version


第1回目では、ピントルインジェクターとは何かについて解説した。第2回目では、SpaceXが具体的にどの部分でこの技術を使用しているのか、Merlin 1AとMerlin 1Dに適応されたピントルインジェクター技術、SpaceXの特許技術である、アクティブ冷却式ピントルインジェクターについて解説する。


【関連記事】



　　　　　　




1．Merlin1A ロケットエンジンのピントルインジェクター

　  Merlin 1A rocket engine pintle injector


2003年12月にワシントンD.C.のスミソニアン博物館本館前で、イーロンマスク氏が講演を行った。その時に、Falcon1ロケットの実機が展示されたのである。これは貴重な機会であり、恐らく一般人がFalcon1のMerlin1Aロケットエンジン内部を覗ける唯一の機会であった。




イーロンマスクとFalcon1ロケット（2003年12月，ワシントンD.C.）




Merlin1A ノズルスロート側からの撮影画像と拡大図



画素数的に不鮮明だが、上記に示すのは、ロケット後方からのフラッシュを焚いた撮影画像である。TR-201に比べて、Falcon9のMerlin1D同様、ノズルスロートに対してピントル径が大きい印象を受ける。

中心には銅合金系の金属色が確認でき、固定具等ではないか、ではないかと推測される。
あるいは周囲がユニットになっており、この部分自体がピントルインジェクターの可能性もある。

アクティブ冷却機能の特許申請は2005年にあり、その２年前かつ人目に晒すMerlin1Aには、その機能が搭載されたかどうかは判断できない。（次章で、解説）


References
[1] Topic: SpaceX Falcon 1 rocket and launches
     http://www.collectspace.com/ubb/Forum35/HTML/000340.html
[2] The Falcon and the showman
　  http://www.thespacereview.com/article/70/1




2．SpaceXの特許技術：アクティブ冷却式ピントルインジェクター

　  SpaceX's patented technology: Active cooling pintle injector


SpaceXは、TRWの頃のピントルインジェクターから何か改良を施しているのだろうか？

実はSpaceXは、特許戦略として、あえて特許を取得を行っていない。実際、SpaceXが取得している特許は、ほとんどない。しかしながら、2004年年9月8日に、TRW元社員で、現SpaceX副社長のTom Muller(Thomas J. Mueller)の名前でSpaceXから特許が出願されている。


　　


SpaceXの特許技術：アクティブ冷却式ピントルインジェクタ



Reference
[3] Pintle injector tip with active cooling, US7503511B2
      https://patents.google.com/patent/US7503511


これは、「アクティブ冷却式ピントルインジェクター」と解説されており、その技術内容は、ピントル先端からも推進剤を噴出させることで、先端を冷却し一種の熱障壁として機能させようとするものである。先端の半径方向から噴射して、推進剤を混合させるのが、通常のやり方だが、これに加えて先端からも、燃料か酸化剤、どちらかを推進剤リッチに噴射することで、ある種のフィルム冷却を行う。


ピントル内部を流れる推進剤に対して、距離が遠い先端部が、燃焼室内の加熱に晒され、熱的に厳しい箇所になる。従来のピントルインジェクタは、先端に材料が蒸発して熱を奪うアブレータや、耐熱材を施工、あるいは金属材料越しに内部の推進剤が熱を奪う事で、それを達成してきた。


先端に対して、フィルム冷却を行う様に穴を開ければ、シンプルな改良で耐久性を高めることが出来る。それによりメンテナンスや部品交換の手間が省ければ、再使用ロケット開発を掲げるSpaceXの利益と低コスト化に大きく寄与する。


ここからは、筆者の推論であるが、元々TRWが開発し、特許が切れたピントルインジェクターをSpaceXも使用しており、競合他社もそれを採用する可能性を想定したのではないか。すると、シンプルな改良でピントルインジェクターの耐久性を上げる事が出来る本特許技術を他者が考案する可能性を考慮し、特許を取らないよりも先に取得する方がリスクが少ないと踏んだの可能性がある。




TR-201のピントルインジェクタの拡大図

上記は、LM DESCENTエンジンから派生したTR-201ロケットエンジンである。Delta系の上段に使用された、ピントルインジェクターを持つ代表的なエンジンである。再使用を考えられておらず、ピントル先端は耐熱材（黒色の部分）が施工されていると見られる。

Reference
[5] Pintle Injector Rocket Engines
     https://nssphoenix.wordpress.com/2010/06/08/pintle-injector-rocket-engines/
    (本リンク先で、NK-33にピントルインジェクタが使われているという話があるが、これはデマ)

特許を取得しない方針を掲げるSpaceXが、あえて特許を取るという事は、ノリで申請したとは考えづらい。重要な技術と位置付けたか、相応の理由があるように考える。




3．Merlin1D ロケットエンジンのピントルインジェクター

　  Merlin 1D rocket engine pintle injector


では、この取得特許はSpaceXのロケットエンジンにおいて実際に使用されているのだろうか？SpaceXは民間企業であり、ロケットエンジンに関する具体的な図面や詳細な技術情報も開示されていないが、写真から推測する事は可能である。どうやら、実際にMerlin 1Dロケットエンジンに使用されている様である。

下記の写真は、Falcon9ロケットの1段目の写真を後ろから撮影した写真である。Merlin 1Dロケットエンジンが中央に1基、同心円状に8基搭載されている。





　　

Falcon9のMerlin1Dロケットエンジンと内部に見えるピントルインジェクター





Falcon9初期のエンジン配置（右）と、現在のエンジン配置（左）


References
[6] SpaceX flawlessly completes first launch to geostationary transfer orbit
　  https://www.extremetech.com/extreme/172054-spacex-flawlessly-completes-first-launch-to-geostationary-transfer-orbit

[7] Falcon 9 boost as Merlin 1D engine achieves major milestone
   https://www.nasaspaceflight.com/2013/03/falcon-9-boost-merlin-1d-engine-achieves-milestone/


当初は3×3の正方形状だったが、後に変更された。この同心円状配置は、着陸時に推力配分調節を行いやすいため変更であると言われている。また、ターボポンプを駆動するためのガスジェネレータ(GG)の排気を中心のエンジンを囲むように同心円状に配置する事で、GG排気の比較的低温ガスで周りの8基のエンジンから熱障壁を作り防護していると考えられる。

因みにFalcon1から同系列のMerlin1シリーズが使用されているが、第1段のロール制御システムは、当初はGG排気口にモータを仕込んで回転させることで、バーニアとして機能を持たせ、システムを単純化を図っていた。Aerojetがタイタンのロケットエンジンや原子力ロケットエンジンNERVAでも使った手法である。

上記の写真に書き込みを示すが、先端のアクティブ冷却口は、合計5箇所あるいは4箇所である事が分かる。中心の物を含めれば5箇所だが、先端部の部品固定具と考えれば、4箇所となる。また、写真の金属色から、熱伝導率が良好な、銅合金をMerlin1Dのピントルインジェクターに使用されている事も判断出来る。

SpaceXは、取得したピントルインジェクタの冷却に関する特許技術を実際にFalcon9で使用している模様だ。




4．Merlin 1Dは、更に進んだスロットリング機能を使用

　  Merlin 1D has advanced throttle function with pintle injector



第1回目で、アポロ月着陸船のエンジンで使用されたLMDEは、スロットリング機能を持っていたという話をした。

その後、TRWでは、ピントルインジェクタによるスロットリング手法を更に改良が実施された。推進剤流量制御バルブを排除し、インジェクタ孔の断面積変化のみでスロットリングが可能となった。即ち、ピントルインジェクタをそのままバルブとして機能させ、インジェクタ孔の断面積変化をバルブの開度とするのである。

実際に、TRWではこの仕組みのピントルインジェクタを実装し、フェイスシャットオフ（Face shut off）が可能であるロケットエンジンを開発した。インジェクタ孔の開度は、唯一のバルブとして機能する。これにより、ピントルインジェクタのみで、少なくとも最大供給圧力3000psi（20.69MPa, 約200気圧）の推進剤をせき止める事が可能となった。


これは、SpaceXのFalcon9ロケットに搭載されているMerlin1Dロケットエンジンも同様である。SpaceXでは、TRWと同様、主酸化剤バルブ（MOV）と主燃料バルブ（MFV）を排除し、ピントルインジェクタの動作のみで、これらのバルブ機能を実現した。

Merlinエンジンは、長らく一番であった旧ソ連のNK-33ロケットエンジンを抜き、世界最高の推力重量比を達成しているが、MOVとMFVを削減した分は、その重量低減に寄与している。

そして、これらの技術を用いる事で、Falcon 9の第1段目を打上げ後、回収するという偉業を達成したのである。




　　　　　　







The first article explained what a pintle injector is. In the second article, I will explain where exactly SpaceX is using this technology, the pintle injector technology adapted for the Merlin 1A and Merlin 1D, and SpaceX's patented active cooled pintle injector technology.


1．Merlin 1A rocket engine pintle injector


In December 2003, Mr. Elon Musk gave a speech in front of the Smithsonian Institution's main building in Washington, D.C. At that time, the actual aircraft of the Falcon 1 rocket was displayed. This was a rare opportunity, and perhaps the only time the public could see the inside of the Falcon 1 Merlin 1A rocket engine.




Elon Musk and a Falcon 1 rocket, Washington, D.C., December 2003.






Merlin1A Photo and enlarged view from the nozzle throat side


Compared with TR-201, it seems to have a larger diameter of the focal point for the nozzle throat as well as Merlin 1D of Falcon 9. The center of the nozzle throat has a metallic color of copper alloy, which may be a fixture. Alternatively, the periphery of the unit may be a pintle injector itself.

The patent application for active cooling was filed in 2005, and it is impossible to determine whether Merlin 1A, which is two years earlier and more visible to the public, had the active cooling function or not. (Explained in the next section.)


References
[1] Topic: SpaceX Falcon 1 rocket and launches
     http://www.collectspace.com/ubb/Forum35/HTML/000340.html
[2] The Falcon and the showman
　  http://www.thespacereview.com/article/70/1





2．SpaceX's patented technology: Active cooling pintle injector


Has SpaceX made any improvements from the pintle injectors of the TRW days?

In fact, SpaceX does not dare to obtain patents as part of its patent strategy. In fact, SpaceX has acquired very few patents. However, on September 8, 2004, a patent application was filed by SpaceX in the name of Tom Muller (Thomas J. Mueller), a former TRW employee and current SpaceX vice president.

　　


SpaceX's patented technology: Active cooled pintle injector



Reference
[3] Pintle injector tip with active cooling, US7503511B2
      https://patents.google.com/patent/US7503511



This is described as an "actively cooled pintle injector," and the technology is designed to act as a kind of thermal barrier by cooling the tip by injecting propellant also from the tip of the pintle. In addition to the usual propellant mixing in the radial direction of the tip, the propellant is blended with the propellant in the radial direction of the tip, and the propellant rich propellant, either fuel or oxidizer, is injected from the tip as well, providing a kind of film cooling.

The tip, which is farther away from the propellant flowing inside the pintle, is exposed to the heat in the combustion chamber and becomes a thermally demanding point. Conventional pintle injectors have achieved this by installing an ablator at the tip that absorbs heat from the material, heat resistant materials, or by absorbing heat from the propellant inside through the metal material.

By drilling a hole in the tip to perform film cooling, a simple improvement can increase durability. If it saves maintenance and parts replacement, it will contribute greatly to the profit and cost reduction of SpaceX, which is committed to the development of reusable rockets.

My theory is that SpaceX is using the pintle injector originally developed by TRW and for which the patent has expired, and that SpaceX assumed that its competitors might use it as well. Then, considering the possibility that other companies might come up with this patented technology, which can increase the durability of the pintle injector with a simple improvement, they may have thought that it would be less risky to obtain the patent first, rather than not obtaining it.




Enlarged view of the TR-201 pintle injector



The above is TR-201 rocket engine derived from LM DESCENT engine; it is a typical engine with pintle injector used for upper stage of Delta series. It is not considered to be reused. It seems that heat resistant material (black part) was applied to the tip of pintle.



Reference
[5] Pintle Injector Rocket Engines
     https://nssphoenix.wordpress.com/2010/06/08/pintle-injector-rocket-engines/
    (There is a story in this link about a pintle injector being used in the NK-33, but this is false.)



It is hard to think that SpaceX, which has a policy of not acquiring patents, dared to apply for a patent on the spur of the moment. I think there is a good reason to regard it as an important technology.





3．Merlin 1D rocket engine pintle injector


As SpaceX is a private company, there are no specific drawings or detailed technical information about the engine, but it can be assumed from the photos that this is the case. It seems that this engine is actually being used in a Merlin 1D rocket engine.

The following photograph is a back view of the first stage of the Falcon 9 rocket, with one Merlin 1D rocket engine in the center and eight in concentric circles.





　　

The Falcon9's Merlin 1D rocket engine and the pintle injectors seen inside





Early Falcon 9 engine layout (right) and current engine layout (left)


References
[6] SpaceX flawlessly completes first launch to geostationary transfer orbit
　  https://www.extremetech.com/extreme/172054-spacex-flawlessly-completes-first-launch-to-geostationary-transfer-orbit

[7] Falcon 9 boost as Merlin 1D engine achieves major milestone
   https://www.nasaspaceflight.com/2013/03/falcon-9-boost-merlin-1d-engine-achieves-milestone/


Initially, it was a 3 x 3 square shape, but this was later changed. It is said that this concentric circle arrangement was changed to make it easier to adjust thrust distribution during landing. In addition, by arranging the gas generator (GG) exhaust for driving the turbopump in concentric circles around the central engine, it is thought that the relatively low temperature gas from the GG exhaust creates a thermal barrier against the surrounding eight engines.

The roll control system of the first stage was originally designed to simplify the system by rotating a motor in the GG exhaust port to function as a vernier engine. It is a technique used in the engine and nuclear rocket engine NERVA.

In the photo above, you can see that there are 5 or 4 active cooling ports at the tip. But if you consider it as a fixture of the tip, there are 4 places. From the metal color of the photo, it can be judged that the copper alloy is used for the Merlin1D pintle injector, which has good thermal conductivity.

SpaceX seems to be using their patented technology for cooling the pintle injector in Falcon9.






4．Merlin 1D has advanced throttle function with pintle injector


In the first article, I mentioned that the LMDE used in the engines of the Apollo lunar module had a throttling function.

Since then, TRW has made further improvements to the throttling method of the pintle injector. The propellant flow control valve has been eliminated and the throttling is now possible only by changing the cross-sectional area of the injector holes. In other words, the pintle injector works as a valve as it is, and the change in the cross-sectional area of the injector holes is used as the valve's opening degree.

TRW has developed a rocket engine with a pintle injector and a face shutoff function. The opening of the injector hole acts as the only valve. This enables the pintle injector to shut off the propellant with a maximum feed pressure of at least 3000 psi (20.69 MPa, about 200 bar).

The Merlin 1D rocket engine on SpaceX's Falcon 9 rocket is similarly equipped with a pintle injector, eliminating the main oxidizer valve (MOV) and the main fuel valve (MFV) as on the TRW. The Merlin engine achieves the world's highest thrust-to-weight ratio, surpassing the former Soviet Union's NK-33 rocket engine, which has long been the best, but the reduction in MOV and MFVs contributes to its weight reduction.

And by using these technologies, the first stage of Falcon 9 was recovered after launch, a feat that was accomplished.




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2018年4月26日木曜日

SpaceXとロケットエンジンのピントルインジェクター (第1回), SpaceX and Rocket Engine Pintle Injector (1)

SpaceXとロケットエンジンのピントルインジェクター (第1回),
SpaceX and Rocket Engine Pintle Injector (1)





ピントルインジェクターとロケットエンジン燃焼室
Pintle injector and rocket engine combustion chamber


Update : 2020.08.22

English Version


この記事では、SpaceXの成功と、キーテクノロジーであった、ピントルインジェクターについて解説する。アポロ計画で開発されたピントルインジェクターは、ロケットエンジン内に推進剤（燃料・酸化剤）を噴射・噴霧する噴射器の一種である。ロケットエンジン開発において、利点が多く革新的な技術であった。





　　　　　　





1．ピントルインジェクターの利点, Advantages of Pintle Injector


ピントルインジェクターの代表的な利点を、下記に示す。

  1. アポロ月着陸船用に開発された技術であり、エンジン推力の出力変更（スロットリング）が容易。このため、月面着陸の推力制御動作、SpaceXのFalcon9 1段目の様な地上垂直着陸が可能となる。
  2. 従来のインジェクタに比べてシンプルであり、ロケットエンジンの製造が格段に簡素化出来る。
  3. 大型エンジンの開発では、ピントル部を幾何学的に大型化する事で対応可能であり、設計労力が軽減される。
  4. ピントル噴射による燃焼室内の音響場、流れ場が物理的理由となり、基本的に振動燃焼が発生しない。
  5. 以上の理由により、ロケットエンジンの低コスト化が可能。
  6. 最適化された性能が発揮されるとは限らないが、そこそこの性能を実現可能。





2．SpaceXの成功とTRW、ピントルインジェクター

　  SpaceX success and TRW, pintle injector


今日のSpaceXの宇宙ビジネスの成功は、全くのゼロから立ち上がった物ではない。一番の成功要因は、Tom Mueller等のTRWの技術者達を引き抜いた事にあると考える。

TRWはコングロマリット企業であり、その中の宇宙開発部門は、アポロ月着陸船用下降エンジン（LMDE:Lunar Module Descent Engine）等、宇宙開発において極めて優秀なロケットエンジンを製造している企業部門であった。(現ノースロップ・グラマン社)

2002年にノースロップ・グラマンがTRWの敵対的買収を行った時期に、Tom Mullerらは技術者を連れて、イーロンマスクが企業したばかりのSpaceX渡った。このため、SpaceXのロケットに搭載されるロケットエンジンは、TRW社の元技術者達がTRWの技術を元にして開発されている。

TRWが月着陸船用に開発したエンジンの推進剤インジェクターは、「ピントルインジェクター」と呼ばれる。燃焼室前方中心に1個配置するだけのものであり、従来の多数噴射孔を持つインジェクターと比べて、製造しやすく、スロットリングが容易であり、加えて重要なのは燃焼室に独特の流れ場と音響場を形成するため、原理的に振動燃焼を一切起こさない安定したエンジンを開発出来る特徴がある。

これにより、SpaceXはロケットエンジン開発において度々問題となる振動燃焼の問題に悩まされず、開発期間を短縮出来、製造コストを削減しつつ、一定水準の性能のエンジンを獲得した。

また近年、Falcon 9ロケットの1段目を、垂直着陸させているが、これは推力制御範囲が広く、スロットリング性能が良好なロケットエンジンでなければ実現出来ない。ピントルインジェクターは、これらが容易であり、それは元々月着陸用に開発された技術からも自明である。

SpaceXは前面に出して主張しないが、月面に垂直着陸したアポロ月着陸船のエンジン技術と、地球に垂直着陸したSpaceX Falcon9の第1段目は、同じエンジン技術方式によって実現されている事に我々は気付くべきだ。結局の所、アポロ月着陸船のエンジン開発元のTRW社 元社員らが開発したものがFalcon 9のMerlin1 ロケットエンジンだからである。

ピントル型インジェクタは、SpaceXにとって、成功のキーテクノロジーであったと言えよう。

余談だが、アポロ11号の月面着陸船Eagleは、着陸時に「Eagle has landed.」と言った。SpaceXのFalcon 9では「Falcon has launded.」である。アポロ計画からようやく次の時代を作り、担うのは我々だと暗示した言い方である。

Falconロケットシリーズは、スターウォーズのミレニアムファルコンから名付けられているが、偶然にも、アルファベット頭文字の「E」の次に来るものとして「F」。米軍戦闘機のF-15の愛称はEagle、F-16はFalconとなっている。




SpaceXが出演したシーメンスのCM





SpaceX 2002年創業時メンバー（上）と現在（下2枚）の比較
女性社員も大勢在籍している






3．ピントルインジェクターとは何か？  特許が切れた革新的技術

　  What is a pintle injector? Innovative technology with patent expired



SpaceX成功のキーテクノロジーは、TRWが開発したピントルインジェクターであることを上記で述べた。では、ピントルインジェクターとは何か？

TRWがピントルインジェクターの特許を取得したのは、アポロ計画時代に遡る。出願は、1968年1月8日であり、1972年10月24日に特許が認められた。（下記リンク参照）




TRW社が出願した、ピントルインジェクターの特許図




現在の譲受人が、ノースロップ・グラマン社になっているが、これは先の記事で述べた様に、現在のTRWの宇宙開発部門が2002年に敵対的買収が行われ、合併したからである。

米国特許有効期間の基本的に20年間であり、SpaceXの創業時2002年には既にTRWの特許権利は切れていた。SpaceXのロケットエンジン開発担当に当たったのは、TRWを退職した元社員達であり、そのノウハウを利用して合法的に、SpaceXではピントルインジェクターをロケットエンジン開発において積極的に使用する事となる。


なお、ピントルインジェクタの特許が切れていたが、エンジンのターボポンプ関連で、ノースロップ・グラマン社からTRWの元技術者らは訴えられている。


余談だが、ノースロップ・グラマンとTRWはアポロ計画からつながりがあった。グラマン社は、アポロ月着陸船の製造会社であり、その下段エンジンを提供したのがTRWであったからだ。映画：アポロ13で、軌道維持のために月着陸船のエンジンを噴射するシーンがある。グラマン社の担当者がロケットエンジン噴射について想定外の使用で実施前懐疑的に振る舞い、成功後に主席管制官のジーンクランツに叫ぶシーンがあるので見て欲しい。

「やったぞ！うちの製品は凄いでしょ？」と。クランツは「首がつながったな」と言っている。アポロ13号において、クルーを帰還させるために噴射した月着陸船エンジンは、TRW社製のピントル型インジェクタ式エンジンであった。



アポロ月着陸船に搭載されたTRW社のピントルインジェクター型ロケットエンジン
LM DESCENT エンジン


References
[1] Combustion apparatus having a coaxial-pintle reactant injector
     https://patents.google.com/patent/US4206594A/
[2] MECHANICAL DESIGN OF THE LUNAR MODULE DESCENT ENGINE
     http://heroicrelics.org/info/lm/mech-design-lmde.html
[3] https://dodlithr.blogspot.jp/2014/08/lm-descent-to-moon-part-2-hardware.html






4．ピントルインジェクターの仕組み, How the pintle injector works


これまで、文章にてピントルインジェクターについて説明してきた。このインジェクターの仕組みについては、白黒写真や古い資料が多く、日本語で分かりやすく解説されているサイトは無い。今一構造が理解されていないピントルインジェクターについて、ここでは最近のカラー化された図面に基づいて、簡単に分かりやすく解説を行う。

特許を取得したTRWの独自技術だったためか、教科書で詳しく書かれている物を見たことがない。概要については、George P. Suttonのロケット推進工学（Rocket Propulsion Elements）に書かれている。

また、具体的な断面図（1枚のみ）は、Liquid Rocket Thrust Chambers: Aspects of Modeling, Analysis, and Design （Progress in Astronautics & Aeronautics）等で掲載されているが、記述内容は僅かである。そのため、NASAやDoD等のレポートを辿る他ない。

以下に、具体的なピントルインジェクターの図面を記載する。これは、Bullet Projectにおいて、RV1というロケット自動車が搭載するロケットエンジンの物である。

オーストラリア版Sonic Wind Projectといった感じのプロジェクトだ。（砂漠をロケットエンジン搭載した車で音速以上で駆け抜けるプロジェクト）






Bullet Projectのピントルインジェクタ概要


この図から、ピントルインジェクターをカラーで極めて分かりやすく理解出来る。軸方向の根本からピントルに沿って噴射されるケロシンと、ピントル内部に通して半径方向から噴射された液体酸素が垂直に90°で交わり、衝突混合する。その後、推進剤は燃焼室の中で燃焼し、発生ガスはスロートから排出されて推力を得る。

通常のロケットエンジンのインジェクターは、エンジン前方部全体がインジェクター（噴射口）になっているが、このピントルインジェクタは中央のみである。

そのため、エンジン前方部の壁面を放っておいても冷却できないので、ケロシンをこの図では、壁に伝わせて再生冷却している。一般的なのは、ピントル内部から半径方向に噴射されるのは酸化剤であり、ピントル根本から噴射されるのは燃料であることが多い。

その理由は、一般的に燃料の方が比熱容量が酸化剤より大きく再生冷却に適している事が多いためで、再生冷却に回してピントル根本からの噴射するのが合理的なことと、酸化剤を再生冷却するとエンジン壁面金属と反応する可能性があるので避けるためだ。ただし中には、この逆の配置も存在する。


ピントル内部の尖っている部品は、内部流を90°曲げて噴射するためのもので、中心軸と垂直の開口面に向かって円滑に偏向させる事を目的としている。これはダイバータと呼ばれる。ダイバータの典型的な形状は、緩やかにカーブの付いた円錐形状であるが、この図では単純な円錐形状である。

このインジェクタにおいて、ピントルの円周方向は常に流れる燃料によってフィルム冷却され、内部の酸化剤の流れによっても冷却される。しかしながら、先端部分には酸化剤の壁面を伝う冷却のみである。

ピントル先端は、推進剤が混合・燃焼する面に隣接しており、加熱が一番厳しいポイントである。

第2回目で解説するが、SpaceXではこの加熱を防護するために、アクティブ冷却を採用し、特許も取得している。ピントル先端は、一般的に銅合金やニッケル合金で製造されるが、そのままで熱から耐えれない物については、アブレーション材を配置して冷却するか、耐熱材を配置する。

ロケットエンジンの長時間作動、あるいは再使用を考えると、燃焼後のエロ―ジョンと、アブレーション材の炭化のために、定期的にピントル先端を交換する必要がある。SpaceXのアクティブ冷却特許技術は、このメンテナンスを軽減出来る。






5．ピントルインジェクターによるロケットエンジン推力のスロットリング（出力変更）

　 Throttling of rocket engine thrust by pintle injector



最初に、「ピントルインジェクターは、アポロ月着陸船用に開発された技術であり、エンジン推力の出力変更（スロットリング）が容易。このため、月面着陸の推力制御動作、SpaceXのFalcon 9 1段目の様な地上垂直着陸が可能となる。」と記載した。スロットリング型はちょっと特殊なので、その概要を最後に記述する。

スロットリングを行うためには、欲しい推力に応じて推進剤（燃料及び酸化剤）の供給圧力を変化させる必要がある。この条件下では、従来のインジェクターはスロットリング中、広範囲において最適な燃料酸化剤混合比を維持する事は実質的に不可能であった。また、適切な混合比を維持出来ないため燃焼効率も悪くなる。

スロットリングに応じてインジェクター孔の断面積が可変するインジェクターが存在するなら話は別だが、従来の無数に開いたインジェクタ孔に対して手当する必要があり、考えただけで悪夢である。仮にそれが可能だとしても、機構の複雑化、それに伴う重量増加は避けられない。

しかし、ピントルインジェクターは、スロットリングにおける従来のロケットエンジンの欠点を克服した。２つの推進剤制御バルブ（燃料バルブ、酸化剤バルブ）と、2種類のインジェクター孔（燃料及び酸化剤）の断面積を可変可能なインジェクター孔をピントルインジェクタに組み込むことで、問題を解決したのだ。（スロットリングを考慮したピントルインジェクターはちょっと特殊である）

推進剤流量制御をバルブで行い、噴射機能としてインジェクター孔の断面積変化をアクチュエーター等で稼働させる事でスロットリングを実現する。局所的には、エンジンの出力可変に伴い、インジェクター孔であるスリット幅の断面積が連動して可変する様に見えるだろう。

従来のロケットエンジンのインジェクターは、多数のインジェクター孔が分散して広範囲に配置されていたので、その断面積可変は難しかった。噴射機能がエンジン中央1ヶ所に集中し、なおかつ同心円状に配置された噴射口を持つピントルインジェクタであれば、断面積可変が比較的容易である。

推進剤バルブと断面積可変インジェクター孔は、お互いに影響を及ばさず、独立して最適化が可能である。つまり、推進剤流量制御と噴射機能は、個々に最適化出来、推進剤の温度変化、推進剤利用状況に応じて混合比を変化させる事も可能だ。ただし、スロットリングにおいては、同時に連動して動くのが一般的である。

アポロ月着陸船エンジンのLMDEでは、バルブの開度とインジェクター孔の断面積を連動して変化させることで、スロットリングを実施した。なお現在、SpaceXのFalcon9に搭載されている物は、LMDEよりも進んだ機能を持っている。これは第2回目で説明しよう。







LMDEのピントルインジェクタと推進剤流量制御バルブ


Reference
[4] MECHANICAL DESIGN OF THE LUNAR MODULE DESCENT ENGINE
     http://heroicrelics.org/info/lm/mech-design-lmde.html



◆次回へ続きます

SpaceXとロケットエンジンのピントルインジェクター (第2回), SpaceX and Rocket Engine Pintle Injector (2)
http://orbitseals.blogspot.jp/2018/04/spacex-2-spacex-and-rocket-engine.html






　　　　　　







English Version



This article describes the success of SpaceX and its key technology, the pintle injector. The pintle injector, developed for the Apollo program, is a type of injector that injects and sprays propellant (fuel and oxidizer) into the rocket engine. The pintle injector is an innovative technology with many advantages in rocket engine development.




1．Advantages of Pintle Injector


Typical advantages of the pintle injector are listed below.

  1. The pintle injector technology has been developed for the Apollo lunar module, and it is easy to change the engine thrust output (throttling). This makes it possible to perform thrust control operations for the lunar landing and vertical landing on the ground like the first stage of a SpaceX Falcon 9 rocket.
  2. The pintle injector is simpler than the conventional injector, which greatly simplifies the manufacturing of rocket engines.
  3. In the development of a large engine, the pintle section can be made geometrically larger to reduce the design effort.
  4. The pintle injector does not produce oscillatory combustion. The reason for this is the physical reason for the acoustic and flow fields in the combustion chamber due to pintle injection.
  5. For these reasons, it is possible to reduce the cost of rocket engines.
  6. Rocket engines with pintle injectors may not always provide optimized performance, but they can achieve a modest amount of performance.




2．SpaceX success and TRW, pintle injector


SpaceX's success in the space business today is not something that was built from scratch. I think the biggest reason for its success is that it has recruited engineers such as Tom Mueller and others from TRW, a conglomerate whose space development division is a conglomerate.

TRW was a conglomerate company, and its space development division was a corporate division that produced excellent rocket engines such as the Lunar Module Descent Engine (LMDE: Lunar Module Descent Engine) for the Apollo lunar module. (now Northrop Grumman Corporation)

At the same time as Northrop Grumman's hostile takeover of TRW in 2002, Tom Muller and others took their engineers to SpaceX, which had just been incorporated by Elon Musk. As a result, the rocket engines on SpaceX's rockets were developed by former TRW engineers based on TRW's technology.

The propellant injectors in the engine developed by TRW for the lunar lander are called "pintle injectors". The new propellant injector is easy to manufacture and easy to throttle compared to conventional injectors which have many holes in the front center of the combustion chamber.

As a result, SpaceX was not bothered by the problem of oscillatory combustion which is often a problem in rocket engine development, and was able to shorten the development period, reduce the manufacturing cost, and obtain the engine of a certain level of performance.

In recent years, the first stage of Falcon 9 rocket has been landed vertically, but this can only be achieved by a rocket engine with a wide range of thrust control and good throttling performance. The pintle injector is easy to achieve, which is obvious from the technology originally developed for the moon landing.

Although SpaceX doesn't claim it up front, we should be aware that the same engine technology was used to power the Apollo lunar module that landed vertically on the Moon and the first stage of SpaceX Falcon 9 that landed vertically on Earth. After all, the Falcon 9's Merlin 1 rocket engine was developed by former employees of TRW, the same company that developed the Apollo lander's engine.


The pintle injector was a key to SpaceX's success.

As an aside, the Apollo 11 lunar lander Eagle said "Eagle has landed." upon landing; SpaceX's Falcon 9 says "Falcon has launded. It's a way of implying that we are the ones who will finally create and carry the next era from the Apollo program.

The Falcon rocket series is named after the Millennium Falcon in Star Wars, coincidentally, the "F" as what comes after the initial letter "E" in the alphabet. The U.S. fighter jet F-15 is nicknamed Eagle and the F-16 is called Falcon.




A Siemens commercial featuring SpaceX





Comparison between the founding members of SpaceX in 2002 (top) and the present (bottom two pictures)





3．What is a pintle injector? Innovative technology with patent expired



I mentioned above that the key technology for SpaceX's success is the pintle injector developed by TRW. So what is the pintle injector?

TRW's patent for the pintle injector dates back to the Apollo program days. The application was filed on January 8, 1968, and the patent was granted on October 24, 1972. (See link below)





Diagram of a patent for a pintle injector by TRW



The current patent assignee is Northrop Grumman because, as I mentioned in the previous article, the current TRW space division was merged in 2002 in a hostile takeover of the company.

SpaceX's patent rights had already expired in 2002 when SpaceX was founded, when the US patent is basically valid for 20 years. The pintle injector will be actively used in rocket engine development.

The patent on the pintle injector had expired, however the former TRW engineers were sued by Northrop Grumman for the engine's turbopumps.


As an aside, Northrop Grumman and TRW were linked from the Apollo program. Grumman was the manufacturer of the Apollo lunar lander and TRW provided the lower stage engines for it. Movie: Apollo 13, there is a scene where the engines of the lunar module are fired to maintain orbit. See the scene where the Grumman representative acts skeptical about the unexpected use of rocket engine firing before it takes place, and after it's successful, he shouts to Gene Krantz, the chief controller, 'We did it! Isn't our product awesome?".

In Apollo 13, the lunar lander engine that was injected to bring the crew home was a TRW pintle-injector type engine.





TRW's pintle-injector rocket engine on the Apollo lunar module
LM DESCENT Engine


References
[1] Combustion apparatus having a coaxial-pintle reactant injector
     https://patents.google.com/patent/US4206594A/
[2] MECHANICAL DESIGN OF THE LUNAR MODULE DESCENT ENGINE
     http://heroicrelics.org/info/lm/mech-design-lmde.html
[3] https://dodlithr.blogspot.jp/2014/08/lm-descent-to-moon-part-2-hardware.html






4．How the pintle injector works


So far, I have explained about the pintle injector in the article. There are many black and white photos and old documents, and there is no website that explains the structure of the injector in Japanese. Here is a simple explanation of the injector based on the recent colorized drawings of the injector.

Perhaps because it was TRW's patented proprietary technology, I've never seen it described in detail in a textbook. The outline is written in Rocket Propulsion Elements by George P. Sutton.

Moreover, the concrete cross sectional drawing (only one sheet) is published in Liquid Rocket Thrust Chambers: Aspects of Modeling, Analysis, and Design (Progress in Astronautics & Aeronautics) etc., but the description The content is slight. Therefore, we have no choice but to follow the reports from NASA, DoD, etc.

The drawing of the pintle injector is described below. This is the one of the rocket engine that RV1 rocket car carries in Bullet Project.

It is a project like the Australian version of "Sonic Wind Project". It is a project to run through the desert at more than the speed of sound by the car with the rocket engine.






Bullet Project Pintle Injector Overview



This diagram shows the pintle injector in very clear color. Kerosene injected along the pintle from the axial root and liquid oxygen injected radially through the interior of the pintle intersect at 90° perpendicularly and mix in collision. The propellant then burns in the combustion chamber and the generated gases are expelled from the throat to obtain thrust. In a normal rocket engine, the injector is the entire front part of the engine, but this pintle injector is only in the center.

Therefore, the front wall of the engine cannot be cooled even if it is left unattended, so kerosene is transferred to the wall in this figure for cooling. Typically, it is the oxidizer that is injected radially from the inside of the pintle and the fuel that is often injected from the root of the pintle.

The reason for this is that fuel is generally more suitable for regeneration and cooling than the oxidizer, and it is more rational to inject the fuel from the root of the pintle for regeneration and cooling. However, the opposite arrangement exists in some cases.


The pointed parts inside the pintle are designed to deflect the internal flow at a 90 degree angle to the aperture plane perpendicular to the central axis, which is intended to deflect it smoothly. This is called the divertor. The typical shape of the divertor is a gently curved conical shape, but in this figure, it is a simple conical shape.

In this injector, the circumferential direction of the pintle is constantly cooled by the flowing fuel, which is also cooled by the internal oxidizer flow. However, the only cooling at the tip is through the wall of the oxidizer.

The tip of the pintle is adjacent to the surface where the propellant is mixed and burned, and is the most severe point of heating.

As will be explained in the second article, SpaceX uses active cooling to protect this heating, and it is also patented. Generally, the tip of the pintle is made of copper or nickel alloys.

SpaceX's patented active cooling technology reduces this maintenance.






5．Throttling of rocket engine thrust by pintle injector



First, "The pintle injector technology was developed for the Apollo lunar lander and allows for easy change of engine thrust output (throttling). This allows for thrust-controlled actions for the lunar landing and vertical ground-based landings such as SpaceX's Falcon 9 first stage. He stated. The throttling type is a bit special, so I'll describe the overview at the end of this article.

In order to perform throttling, the propellant supply pressure (fuel and oxidizer) must be varied according to the desired thrust. Under these conditions, it is virtually impossible for conventional injectors to maintain the optimum fuel oxidizer mixture ratio over a wide range during throttling. In addition, the combustion efficiency is poor because of the inability to maintain the proper fuel mixture ratio.

Unless there are injectors with variable cross-sectional area of injector holes depending on throttling, this would be a nightmare to think about, since the injector holes would have to be adjusted against the numerous holes in conventional injectors. Even if it is possible, the mechanism is complicated and the weight increase is inevitable.

However, the pintle injector overcomes the shortcomings of conventional rocket engines in throttling: two propellant control valves (fuel valve and oxidizer valve) and two types of injector holes with variable cross-sectional area (fuel and oxidizer) are incorporated in the pintle injector. I solved the problem by doing so. (A pintle injector with throttling considerations is a bit special.)

Propellant flow control is performed by a valve, and throttling is achieved by using an actuator to change the cross-sectional area of the injector holes as an injection function. Locally, it appears that the slit width of the injector holes is linked to the engine's variable power output.

In conventional rocket engines, many injectors are distributed over a wide area, and it has been difficult to adjust the cross-sectional area of the injector holes. A pintle injector, in which the injection function is concentrated in the center of the engine and the injectors are arranged in concentric circles, makes it relatively easy to adjust the cross-sectional area of the injector.

The propellant valve and the injector holes can be optimized independently of each other. The propellant flow control and injection functions can be optimized independently, and the propellant mixing ratio can be changed according to temperature changes and propellant utilization. However, in the throttling process, they usually work in conjunction with each other at the same time.

In the LMDE of the Apollo lunar lander engine, throttling was performed by changing the valve opening and the cross sectional area of the injector holes in conjunction with each other. SpaceX's Falcon 9 has more advanced functions than LMDE. I will explain this in the second article.









LMDE pintle injectors and propellant flow control valves



Reference
[4] MECHANICAL DESIGN OF THE LUNAR MODULE DESCENT ENGINE
     http://heroicrelics.org/info/lm/mech-design-lmde.html



◆To be continued next time

SpaceXとロケットエンジンのピントルインジェクター (第2回), SpaceX and Rocket Engine Pintle Injector (2)
http://orbitseals.blogspot.jp/2018/04/spacex-2-spacex-and-rocket-engine.html





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