HM7B

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]。

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]

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. Airbus Air and Defence. “HM-7 and HM-7B Rocket Engine - Thrust Chamber”. 10 August 2014閲覧。
2. 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。10 August 2014閲覧。
3. Safran Group (December 2012). “Safran: Shooting for the StarS”. 10 August 2014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