二段燃焼サイクル（にだんねんしょうサイクル）とは2液推進系ロケットエンジンの動作サイクルの1つである。推進剤の一部をプレバーナー（予燃焼室）であらかじめ燃焼させ、その燃焼ガスでターボポンプを駆動させる。その時の燃焼ガスはターボポンプで加圧された推進剤とともに主燃焼室に送られ燃焼する。酸化剤と酸化される燃料という構成の場合、予燃における混合比について燃料リッチと酸化剤リッチの2つの場合がある。スペースシャトルのエンジンSSMEなどは燃料の比率が高い燃料リッチ（SSMEの場合は水素リッチ）であり、エネルギアのブースターに用いられたエンジンRD-170などは酸化剤の比率が高い酸化剤リッチ（この場合は酸素リッチ）である。酸素リッチの方が高出力を得られるが、高温の酸化性ガスにエンジン内面が晒されるという難しさがあり、旧ソビエト連邦～ロシア以外では実用化された例がない。二段燃焼サイクルの優位な点は、すべての推進剤が主燃焼室での燃焼に利用されエンジン全体としての比推力が高いこと、また高圧で燃焼できるため大気圧下においても効率の良い高膨張比のノズルを用いることが出来ることである。一方、部品点数が多くなり開発や製造はより困難になる。プレバーナーで発生させるガスはターボポンプを駆動した後においてもなお主燃焼室よりも高い圧力を保っていなくてはならないから、プレバーナーは極めて高圧で動作しなくてはならない。したがってプレバーナーに供給される推進剤を加圧するターボポンプはさらなる高圧で動作する必要が生じる。このようにシステム全体できわめて高い圧力での動作を要求することが二段燃焼サイクルエンジンの開発が困難な大きな理由である。世界初の二段燃焼サイクルのエンジンは1949年、ソ連のヴァレンティン・グルシュコの下で働いていた技術者であるアレクスキー・ミハイロビッチ・イザレフによって開発された。最初の二段燃焼サイクルエンジンであるS1.5400 (11D33) はIsaevの助手のMelnikovが設計したソビエトの惑星ロケットに使用された。同時期（1959年）、ニコライ・クズネツォフはコロリョフの軌道周回ICBMであるGR-1用に閉サイクルのNK-9の開発を始めた。クズネツォフは後に失敗したN-1ロケット用のNK-15とNK-33エンジンに設計を取り入れた。ケロシン/液体酸素を推進剤として使用した。酸素リッチの燃焼ガスでターボポンプを駆動した。失敗したN1ロケットの1段目には30基のNK-15が搭載されていた。N-1計画が頓挫・中止された後、クズネツォフは改良型であるN-1Fロケットに搭載させるつもりで開発に漕ぎ着け、大量に製造・管理していたNK-33を破壊する様に命じられたが、その後もクズネツォフは密かにエンジンを保管し続けていた。1990年代にエアロジェット社がクズネツォフの工場を訪れた。彼らは高比推力と他の仕様に懐疑的でクズネツォフはエンジンをアメリカへ運んで試験した。酸素リッチ技術はアメリカの技術者によっても考えられていたが不可能だった。推進剤に四酸化二窒素/非対称ジメチルヒドラジン (UDMH) を使用したRD-253は1963年頃にヴァレンタイン・グルシコによって開発され1965年プロトンに搭載された。エネルギアのブースターに用いられた世界最強の二段燃焼サイクルエンジンRD-170は、小改良が加えられたRD-171となりゼニットで用いられているほか、RD-170/171で4個あった燃焼室を2個とし推力もおよそ半分としたRD-180エンジンはNASAのアトラスIIIとアトラスVに搭載された。さらに燃焼室を1個として推力をRD-170の約1/4としたRD-191はロシアの新ロケットファミリーアンガラ向けに開発が続けられている。西側では西ドイツのベルコウ社で1963年に初めて二段燃焼サイクルエンジンの試験が行われた。スペースシャトルに搭載されたSSME、H-II/H-IIA/H-IIBに搭載されたLE-7/LE-7Aは二段燃焼エンジンの典型である1950年代のイギリスのガンマエンジンのような過酸化水素/ケロシンを推進剤とするエンジンに閉サイクル（間違いなく二段燃焼サイクルではないが）が使用された。触媒によって過酸化水素が分解されタービンを駆動する"前"にケロシンと燃焼室内で燃焼する。これにより主要な技術的な課題を回避しつつ二段燃焼の効率の優位が得られる。スペースシャトルの主エンジンは二段燃焼サイクルのエンジンで初めて液体酸素と液体水素を使用した。対するソビエト連邦のシャトルのRD-0120はSSMEと似た仕様だが技術的に複数の改善がある。フル･フロー･二段燃焼サイクル (Full Flow Staged Combustion Cycle: FFSCC) は二段燃焼サイクルの一種である。例えば上記のような二段燃焼サイクルでは、プレバーナーで燃料リッチのガスが生成され、酸化剤の大半はターボポンプの駆動に使われること無くメインバーナーへ供給される。FFSCCでは供給される燃料と酸化剤のすべてが、ターボポンプの駆動に用いられる。つまり、燃料リッチ、酸化剤リッチの両方のガスが生成され、それぞれが独立したターボポンプの駆動に使われる。駆動に使われたガスはメインバーナーへ供給され、適切な燃焼比率で混合される。FFSCCではタービンがより低い温度で、より多くの推進剤を供給することが可能であり、エンジンの長寿命化と高信頼性を達成することが出来る。また燃焼室の圧力を高めることが出来るので効率の向上にも寄与する。加えて、上記のような連結型のターボポンプで問題となる燃料と酸化剤のシーリングを考慮する必要が無い。燃料、酸化剤のいずれもが不完全燃焼の状態にあるということは、メインバーナー内における燃焼反応を促進するという意味で重要である。このことから、従来の二段燃焼サイクルに比べて比推力を10-20秒程度改善することが可能である（例 "RD-270" & "RD-0244"）。FFSCCは米空軍のロケットエンジン開発プロジェクトであるインテグレーテッド・パワーヘッド・デモンストレーター (Integrated Powerhead Demonstrator) で研究されている。この計画では旧ソヴィエトが1960年代に開発した月ロケット用エンジンRD-270の技術が採用されている。

出典:wikipedia