ターボポンプ

**ターボポンプ**（）は、2つの主要部品、すなわちと駆動用ガスタービンから構成される流体ポンプで、通常、同一軸上に搭載されるが、ギアで連結される場合もある。ターボポンプは1940年代初頭にドイツで開発された。ターボポンプの最も一般的な用途は、燃焼室に供給する高圧流体を生成することである。他の用途も存在するが、最も一般的に見られるのは液体ロケットエンジンにおいてである。
ターボポンプに使用される一般的なポンプには 2 つのタイプがある。1 つは流体を高速で外側に噴出させることでポンピングを行う渦巻きポンプ、もう1 つは回転ブレードと静止ブレードを交互に配置して流体の圧力を徐々に上げるである。

は直径が小さいものの、圧力上昇は比較的緩やかで、複数の圧縮段が必要になるが、低密度流体に適している。渦巻きポンプは高密度流体に対してはるかに強力であるが、低密度流体では大きな直径が必要となる。

## 開発史
### 初期の開発

大型ミサイル用の高圧ポンプについては、ヘルマン・オーベルトなどのロケットの先駆者たちも議論していた。 1935年半ば、ヴェルナー・フォン・ブラウンは、大型消火ポンプの製造で経験があったドイツ南西部の会社*、*で燃料ポンププロジェクトを開始した。  V-2ロケットの設計では、ワルター蒸気発生器で分解した過酸化水素を使用して、のハインケル工場で製造された非制御ターボポンプに動力を与えて、V-2ターボポンプと燃焼室がテストされ、ポンプが燃焼室を過剰に加圧するのを防ぐために最適化された。最初のエンジンは9月に正常に点火し、1942年8月16日、試験ロケットがターボポンプの故障のために空中で停止して墜落した（trial rocket stopped in mid-air and crashed）。  V-2ロケットの最初の打ち上げ成功は1942年10月3日だった。
1938 年から 1940 年にかけて、ロバート H. ゴダードのチームも独自に小型ターボポンプを開発した。

### 1947年から1949年までの開発
エアロジェット社におけるターボポンプ開発の主任エンジニアはであった。1947年後半、ボスコと彼のグループは他社のポンプ研究について学び、予備的な設計検討を行った。エアロジェット社の代表者は、フローラントが水素ポンプの研究を行っていたオハイオ州立大学を訪れ、ライトフィールドのドイツ人ポンプ専門家であるディートリッヒ・シンゲルマン（Dietrich Singelmann）に相談した。その後、ボスコはシンゲルマンのデータを活用し、エアロジェット社初の水素ポンプを設計した。

1948年半ばまでに、エアロジェット社は液体水素と液体酸素の両方に渦巻きポンプを選択した。同社は海軍からドイツ製のラジアルヴェインポンプを入手し、その年の後半に試験を行った。

1948年末までに、エアロジェットは液体水素ポンプ（直径15cm）の設計、製作、テストを終えていた。当初は、低温のため従来の潤滑が不可能だったため、クリーンでドライなボールベアリングを使用していた。ポンプは最初、部品が動作温度まで冷却されるように低速で動作させた。温度計が液体水素がポンプに達したことを示したので、毎分5000回転から35000回転に加速する試みがなされた。ポンプは故障し、部品の検査によりベアリングとインペラーの故障が判明した。いくつかのテストの後、窒素ガス流によって霧化され導かれるオイルで潤滑される超精密ベアリングが使用された。次の実行では、ベアリングは満足に動作したが、ろう付けされたインペラに対する応力が大きすぎたため、インペラが壊れてしまった。アルミニウムの塊からフライス加工で新しいインペラが作られた。新しいポンプによる次の2回の実行は非常に残念な結果に終わった。計測機器は顕著な流量や圧力上昇を示さなかった。問題はポンプの出口ディフューザーに起因していた。ディフューザーが小さすぎて冷却サイクル中に十分に冷却されなかったため、流量が制限されていた。これはポンプハウジングに通気孔を追加することで修正された。通気孔は冷却中に開かれ、ポンプが冷えているときには閉じられる。この修正により、1949年3月にさらに2回の運転が行われ、両方とも成功した。流量と圧力は理論予測とほぼ一致することがわかった。最大圧力は26気圧（26 atm (2.6 MPa; 380 psi)）、流量は毎秒0.25キログラムであった。

### 1949年以降
スペースシャトルのメインエンジンのターボポンプは毎分30,000回転以上で回転し、毎秒150ポンド（68 kg）の液体水素と896ポンド（406 kg）の液体酸素をエンジンに送り込んだ。 技術的にはターボポンプではないが（タービンがないため）、エレクトロンロケットの ラザフォードは2018年に飛行中に電動ポンプを使用した最初のエンジンとなった。
## 遠心ターボポンプ

ほとんどのターボポンプは遠心式であり、流体はポンプの回転軸に沿って流入し、インペラによって高速に加速される。その後、流体は（出口に向かって外側に螺旋状に広がる）または複数の分岐流路を持つリング状のディフューザーを通過する。これにより、流体の速度が失われ、動圧が大幅に増加する。渦巻き状またはディフューザーは、高い運動エネルギーを高圧（数百バールも珍しくない）に変換し、出口の背圧がそれほど高くなければ、高流量を実現できる。

ターボポンプでは、インペラの上流にインデューサが備えられているのが一般的である。インデューサは軸方向に螺旋状に配置されており、流体がインペラの入口に到達した際にキャビテーションを防止するのに十分な圧力まで流体圧力を高める。インデューサの全長にわたって流体が上昇する水頭圧力は、有効吸込みヘッド（、NPSH）と呼ばれる。多くのポンプでは、流体がインデューサに到達する前に一定のNPSH（NPSH *R）*が必要である。これは、推進剤タンクをある程度加圧することで実現される。

## 軸流ターボポンプ

軸流ターボポンプも存在する。この場合、軸には基本的にシャフトに取り付けられたプロペラがあり、流体はこれらのプロペラによってポンプの主軸と平行に押し出される。一般的に、軸流ポンプは遠心ポンプよりもはるかに低い圧力を発生する傾向があり、数バールになることも珍しくない。その利点は、体積流量がはるかに高いことである。このため、軸流ポンプはロケットエンジンの液体水素のポンプによく使用される。液体水素は、通常遠心ポンプ設計で使用される他の推進剤よりも密度がはるかに低いためである。軸流ポンプは、遠心ポンプの入口圧力を十分に高めることで、過度のキャビテーションの発生を防ぐ。

## 遠心ターボポンプの複雑さ
ターボポンプは、最適な性能を発揮するように設計するのが難しいと評される。適切に設計され、欠陥が取り除かれたポンプは70～90%の効率を達成でるが、その半分以下の数値になることも珍しくない。低い効率は一部の用途では許容できるかもしれないが、ロケット工学においては深刻な問題となる。ロケットにおけるターボポンプは重要かつ非常に問題が多いため、ターボポンプを搭載したロケットは「ロケットが取り付けられたターボポンプ」と痛烈に表現されることもあり、総コストの最大55%がこの部分に起因しているとされている。

よくある問題は以下の通り：

# ポンプのケーシングとローターの間の隙間に沿って高圧リムから低圧入口に戻る過剰な流れ
# 入口での流体の過剰な循環
# ポンプのケーシングから出る流体の過度の渦流
# 低圧領域におけるインペラブレード表面に損傷を与えるキャビテーション。

さらに、ローター自体の正確な形状も重要である。

## ターボポンプの駆動
蒸気タービン駆動ターボポンプは、のボイラーなど、蒸気源がある場合に使用される。ガスタービンは通常、電気や蒸気が利用できず、場所や重量の制約により、より効率的な機械エネルギー源を使用できる場合に使用される。

一例として、ロケットエンジンが挙げられる。ロケットエンジンは、燃料と酸化剤を燃焼室に送り込む必要がある。大型の液体燃料ロケットでは、タンクを単純に加圧するだけでは液体やガスを強制的に流すことができないため、この技術が不可欠である。必要な流量に必要な高圧を得るには、強固で重いタンクが必要になる。

ラムジェットエンジンには通常ターボポンプも搭載されており、タービンは外部の自由流ラムエアによって直接駆動されるか、燃焼器入口から迂回した気流によって内部で駆動される。どちらの場合も、タービンの排気流は機外に排出される。

## 関連項目

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* 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
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## 出典