Loading article…
ロケットエンジン（ロケットモーターとも呼ばれる）は、ニュートンの第三法則に従って推力を発生させる反動エンジンであり、通常はロケット内部に貯蔵されたロケット推進剤の燃焼によって生成された高温ガスの高速ジェットである反動質量を後方に噴射する。ただし、コールドガススラスタ、核熱ロケット、イオンエンジンなどの非燃焼型も存在する。ロケット車両は、パルスエンジンやジェットエンジンなどのほとんどの燃焼エンジンとは異なり、独自の酸化剤を搭載しているため、ロケットエンジンは真空中で使用でき、十分なデルタVが供給されれば脱出速度を超える高速を達成できる。ロケットエンジンで推進される一般的な乗り物には、ミサイル、砲弾、弾道ミサイル、宇宙船などがある。
他のタイプのジェットエンジンと比較すると、ロケットエンジンは一般的に推力が最も高いものの、推進剤効率は最も低い（比推力が最も低い）。熱ロケットの場合、全元素の中で最も軽い純粋な水素が最高の排気速度をもたらすが、実用的な化学ロケットはより重い元素の混合物を生成するため、排気速度は低下する。
ここで「ロケット」は「ロケットエンジン」の略語として使われています。
熱ロケットは、電気（電気熱推進）または原子炉（原子力熱ロケット）によって加熱される不活性推進剤を使用する。
化学ロケットは、推進剤の発熱性酸化還元化学反応によって推進される。
ロケットエンジンは、ノズルを通して高速に加速されたガスを噴射することで推力を発生させます。この流体は通常、燃焼室内で燃料と酸化剤からなる固体または液体の推進剤を高圧（ 1平方インチあたり150～4,350ポンド（10～300バール））で燃焼させることによって生成されるガスです。ガスがノズルを通して膨張すると、非常に高速（超音速）に加速され、その反作用によって機体（ロケット）が反対方向に推進されます。熱力学の法則（より具体的にはカルノーの定理）によれば、最高の熱効率を得るには高温高圧が望ましいため、燃焼は実用的なロケットに最も頻繁に用いられます。核熱ロケットは効率が高いものの、使用する推進剤の質量が小さいため推力が低く、また地球の大気圏や月周回軌道での日常的な使用を妨げる環境問題も抱えている。
模型ロケットにおいては、燃焼に代わる選択肢として、圧縮空気、二酸化炭素、窒素、あるいはその他の容易に入手可能な不活性ガスで加圧された水ロケットが利用できる。
ロケット推進剤とは、推力を発生させるために流体ジェットの形でロケットエンジンから噴射される前に、通常はタンクなどの容器、あるいは燃焼室内に貯蔵される物質のことである。
ロケット推進剤としては、化学燃料が最も一般的に用いられています。これらは発熱化学反応を起こし、推進力となる高温のガスジェットを生成します。あるいは、燃焼室の代わりに、化学的に不活性な反応物質を熱交換器を通して高エネルギー源で加熱することも可能です。
固体ロケット推進剤は、燃料と酸化剤の混合物であるグレインとして調製され、推進剤貯蔵ケーシングが事実上燃焼室となる。
液体燃料ロケットは、燃料と酸化剤を別々に燃焼室に送り込み、そこで混合・燃焼させる。ハイブリッドロケットエンジンは、固体と液体または気体の推進剤を組み合わせて使用する。液体ロケットとハイブリッドロケットはどちらも、推進剤を燃焼室に注入するためにインジェクターを使用する。これらは多くの場合、推進剤が加圧されて噴出する単純なジェット（穴）の配列であるが、より複雑な噴霧ノズルの場合もある。2種類以上の推進剤を注入する場合、ジェットは通常、推進剤同士を意図的に衝突させる。これは、推進剤の流れをより小さな液滴に分割し、燃焼しやすくするためである。
化学ロケットの場合、燃焼室は通常円筒形であり、燃焼室の比較的流れの遅い部分に燃焼物の一部を保持するための火炎保持器は不要です。円筒形の寸法は、推進剤が完全に燃焼できるように設計されています。ただし、ロケット推進剤の種類によって、必要な燃焼室のサイズは異なります。
これにより、次のような数値が得られます。特性長さ：
どこ：
L* は通常64～152 センチメートル (25～60インチ)の範囲です。
ロケット燃焼室で実用的な熱効率を達成するために通常到達する温度と圧力は、アフターバーナーを使用しない空気吸入式ジェットエンジンと比較して極めて高い。燃焼を希釈・冷却する大気中の窒素が存在しないため、推進剤混合物は真の化学量論比に達することができる。このことと高圧が相まって、壁面を通る熱伝導率が非常に高くなる。
燃料と酸化剤が燃焼室に流れ込むためには、燃焼室に入る推進剤の圧力が燃焼室内の圧力を上回る必要があります。これは、ターボポンプなどのさまざまな設計アプローチ、またはより単純なエンジンでは、流体の流れを促進するのに十分なタンク圧力によって実現できます。タンク圧力は、多くの大型ロケットエンジンに共通する高圧ヘリウム加圧システム、または一部の新しいロケットシステムでは、エンジンサイクルから高圧ガスを抜き出して推進剤タンクを自己加圧するなど、いくつかの方法で維持できます[ 1 ] [ 2 ]。たとえば、SpaceX Starshipの自己加圧ガスシステムは、SpaceXの戦略の重要な部分であり、従来のFalcon 9ロケットファミリーの5種類の燃料からStarshipではわずか2種類の燃料に削減し、ヘリウムタンク加圧剤だけでなく、すべての自己着火性推進剤と冷ガス反応制御スラスタ用の窒素も排除しています。[ 3 ]
燃焼室で生成された高温ガスは、スロートと呼ばれる狭い空間を通って排出され、速度がマッハ 1 に達するまで増加し、その後、拡大部を通って加速し続けます。ノズルに十分な圧力 (周囲圧力の約 2.5 ～ 3 倍) が加わると、ノズルがチョーク状態になり、超音速ジェットが形成され、ガスが劇的に加速され、熱エネルギーの大部分が運動エネルギーに変換されます。排気速度は、ノズルの設計膨張比によって異なりますが、海面高度での空気中の音速の 10 倍にも達する排気速度は珍しくありません。ロケットエンジンの推力の約半分は燃焼室内の不均衡な圧力から生じ、残りはノズルの内側にかかる圧力から生じます (図を参照)。ガスが (断熱的に) 膨張すると、ノズルの壁にかかる圧力によってロケットエンジンが一方向に押し出され、ガスが反対方向に加速されます。
最も一般的に使用されているノズルは、膨張比の高い固定形状のド・ラバルノズルです。スロート部から突き出た大きなベル型または円錐型のノズル延長部が、ロケットエンジンの特徴的な形状を生み出しています。
排気ジェットの出口静圧は、燃焼室圧力とノズルの出口面積とスロート面積の比率に依存します。出口圧力が周囲（大気圧）圧力から変化すると、チョークノズルは
実際には、完全な膨張は可変出口面積ノズルでのみ達成可能であり（高度が上がるにつれて周囲圧力が低下するため）、周囲圧力がゼロに近づくため、ある高度以上では不可能です。ノズルが完全に膨張しない場合、効率が低下します。著しく過膨張したノズルは効率の低下は少ないですが、ノズルに機械的な問題を引き起こす可能性があります。固定面積ノズルは、高度が上がるにつれて徐々に膨張不足になります。ほとんどすべてのド・ラバルノズルは、大気中での起動時に一時的に著しく過膨張します。[ 4 ]
ノズルの効率は、大気中での動作によって影響を受けます。なぜなら、大気圧は高度によって変化するからです。しかし、ロケットエンジンから噴出されるガスの超音速のため、ジェットの圧力は周囲の圧力より低い場合も高い場合もあり、両者の平衡はすべての高度で達成されるわけではありません（図を参照）。
最適な性能を発揮するためには、ノズル先端のガス圧が周囲圧力とちょうど等しくなければなりません。排気圧が周囲圧力よりも低い場合、エンジン上部と排気口の圧力差によって車両は減速します。一方、排気圧が高い場合は、推力に変換できたはずの排気圧が変換されず、エネルギーが無駄になります。
排気口圧力と周囲圧力の等しさという理想を維持するためには、ノズルの直径を高度とともに大きくする必要があり、圧力が作用するノズルの長さが長くなり（そして排気口圧力と温度が低下する）、この増加を軽量化しながら実現するのは困難である。しかし、他のジェットエンジンでは日常的に行われている。ロケットでは一般的に軽量な妥協型ノズルが使用され、「設計高度」以外で使用した場合やスロットルを絞った場合には、大気性能が若干低下する。これを改善するために、プラグノズル、ステップノズル、膨張ノズル、エアロスパイクなど、さまざまな斬新なノズル設計が提案されている。これらはそれぞれ、変化する周囲気圧に適応する方法を提供し、ガスがノズルに対してさらに膨張することで、高高度でより大きな推力を得ることを可能にする。
十分に低い周囲圧力（真空）に排気する場合、いくつかの問題が生じます。1つ目はノズル自体の重量です。ある一定の重量を超えると、特定の車両においては、ノズルの重量増加が性能向上を上回ってしまいます。2つ目は、排気ガスがノズル内で断熱膨張する際に冷却され、最終的には一部の化学物質が凍結してジェット内に「雪」が発生する可能性があることです。これはジェットの不安定性を引き起こすため、避ける必要があります。
ド・ラバルノズルでは、過度に膨張したノズル内で排気ガス流の剥離が発生します。剥離点はエンジン軸の周囲で均一ではないため、エンジンに横方向の力が加わる可能性があります。この横方向の力は時間とともに変化し、ロケットの制御に問題を引き起こす可能性があります。
エアロスパイクノズルやプラグノズルなどの高度な高度補正設計は、高度の変化によって生じる膨張率の変化に合わせて調整することで、性能低下を最小限に抑えようとするものである。
ロケットエンジンの推進剤効率を高めるには、一定量の推進剤によって燃焼室とノズルの壁に可能な限り最大の圧力を発生させることが重要です。これが推力の源となるからです。これは以下のすべてによって達成できます。
これらの要素はすべて使用する推進剤の質量を最小限に抑えるため、また圧力はエンジンに作用して加速される推進剤の質量に比例し、さらにニュートンの第三法則によればエンジンに作用する圧力は推進剤にも反比例して作用するため、どのエンジンにおいても、推進剤が燃焼室から出る速度は燃焼室圧力の影響を受けないことがわかります（推力は比例しますが）。しかし、速度は上記の3つの要素すべてに大きく影響され、排気速度はエンジンの推進剤効率の優れた指標となります。これは排気速度と呼ばれ、排気速度を低下させる要因を考慮に入れた後、有効排気速度はロケットエンジンの最も重要なパラメータの1つとなります（ただし、重量、コスト、製造の容易さなども通常は非常に重要です）。
空気力学的理由から、ノズルの最も狭い部分である「スロート」では流れが音速（「チョーク」）になります。気体の音速は温度の平方根に比例して増加するため、高温の排気ガスを使用することで性能が大幅に向上します。比較すると、室温での空気中の音速は約340m /sですが、ロケットエンジンの高温ガス中の音速は1700m /sを超えることがあります。この性能向上の大部分は高温によるものですが、ロケット推進剤は低分子量のものが選択されており、これも空気中よりも高い速度をもたらします。
ロケットノズル内での膨張により、速度はさらに増幅され、通常1.5～2倍になり、高度にコリメートされた極超音速排気ジェットが得られます。ロケットノズルの速度増加は、主に面積膨張比（出口面積とスロート面積の比）によって決まりますが、ガスの詳細な特性も重要です。膨張比が大きいノズルは質量が大きくなりますが、燃焼ガスからより多くの熱を抽出できるため、排気速度が増加します。
一般的に、航空機は燃焼時間全体にわたって推力の方向を変える必要がある。これを実現するために、これまで様々な方法が試されてきた。
ロケット技術は、非常に高い推力（メガニュートン）、非常に高い排気速度（海面高度における空気中の音速の約10倍）、そして非常に高い推力重量比（100以上）を同時に実現できるだけでなく、大気圏外での運用も可能であり、低圧で軽量なタンクや構造物の使用も可能にする。
ロケットは、これらの軸のうち1つまたは複数に沿って、他の軸を犠牲にして、さらに極限的な性能へと最適化することができる。
ロケットエンジンの効率を測る上で最も重要な指標は、推進剤単位当たりの推力であり、これは比推力（通常は と表記される）と呼ばれます。これは速度（実効排気速度）として測定される。推力は、メートル/秒またはフィート/秒）または時間（秒）で表されます。例えば、100ポンドの推力を発生するエンジンが320秒間作動し、100ポンドの推進剤を消費した場合、比推力は320秒となります。比推力が高いほど、必要な推力を得るために必要な推進剤の量は少なくなります。
達成可能な比推力は主に推進剤の混合比によって決まり（そして最終的には比推力を制限する要因となる）、しかし燃焼室圧力やノズル膨張比の実際的な制限によって、達成可能な性能は低下する。
ロケットエンジンの正味推力を計算するための近似式を以下に示します。[ 6 ]
ジェットエンジンとは異なり、従来のロケットモーターには空気取り入れ口がないため、総推力から差し引くべき「ラム抵抗」は存在しない。したがって、ロケットモーターの正味推力は（静的背圧を除いて）総推力と等しくなる。
の項は運動量推力を表し、これは特定のスロットル設定では一定のままですが、この項は圧力推力項を表します。全開時、ロケットエンジンの正味推力は高度の上昇とともにわずかに向上します。これは、高度の上昇に伴い大気圧が低下するため、圧力推力項が増加するからです。地表付近では、エンジンの設計によっては圧力推力が最大30%減少する可能性があります。この減少率は、高度の上昇とともにほぼ指数関数的にゼロまで低下します。
ロケットエンジンの最大効率は、排気の過膨張によるペナルティを受けることなく、方程式の運動量寄与を最大化することによって達成されます。これは、高度によって周囲の気圧が変化するため、ほとんどのロケットエンジンは最高の効率で稼働する時間が非常に短い。
比推力は力を質量流量で割った値であるため、この式は比推力が高度によって変化することを意味する。
比推力は圧力によって変化するため、比較や計算が容易な量が有用である。ロケットは噴射口で圧力が絞られ、超音速の排気によって外部圧力の影響が上流に伝わらないことから、出口での圧力は理想的には推進剤の流量に正確に比例することがわかる。ただし、混合比と燃焼効率が維持されることが前提です。したがって、上記の式を少し変形することはごく一般的です。[ 7 ]
したがって、真空Ispを次のように定義する。
どこ：
したがって：
ロケットは、推進剤の燃焼速度を制御することで推力を調整できる。（通常はkg/sまたはlb/sで測定されます）。液体ロケットやハイブリッドロケットでは、燃焼室に入る推進剤の流れはバルブを使用して制御されますが、固体ロケットでは、燃焼する推進剤の面積を変更することによって制御され、これは推進剤の粒に設計されているため（したがって、リアルタイムで制御することはできません）。
ロケットは通常、周囲圧力の約3分の1の出口圧力まで絞ることができ[ 8 ]（ノズル内の流れの剥離によって制限されることが多い）、エンジンの機械的強度によってのみ決定される最大限界まで上げることができます。
実際には、ロケットのスロットル調整の程度は大きく異なりますが、ほとんどのロケットは大きな困難なく2倍までスロットル調整できます。[ 8 ]一般的な制限は燃焼安定性です。たとえば、インジェクターは、有害な振動（チャギングや燃焼不安定）を引き起こさないように、最低限の圧力が必要です。しかし、インジェクターはより広い範囲で最適化およびテストできます。
例えば、スロットル制御能力を高めるために最適化された最近の液体燃料エンジン設計（BE-3、ラプター）の中には、定格推力の18～20パーセントまでスロットル制御できるものがある。[ 9 ] [ 2 ]
固体ロケットは、燃焼中に表面積が変化する形状の粒子を使用することで、推力を調整することができる。[ 8 ]
ロケットエンジンのノズルは、高い燃焼温度と高い圧縮比のおかげで、高速ジェットを生成するための驚くほど効率的な熱機関です。ロケットノズルは、可逆過程である断熱膨張を非常に良く近似するため、カルノーサイクルに非常に近い効率を実現します。到達する温度を考慮すると、化学ロケットでは60%を超える効率を達成できます。
ロケットエンジンを使用する乗り物の場合、機体速度が（発射速度に対して）排気速度に近づくか、あるいはそれをわずかに上回ると、エネルギー効率は非常に高くなります。しかし、低速では、エネルギー効率はゼロ速度で0%になります（すべてのジェット推進と同様）。詳細については、「ロケットのエネルギー効率」を参照してください。
ロケットエンジンは、あらゆるジェットエンジンの中でも、いや、事実上あらゆるエンジンの中でも、推力重量比が最も高い。これは特に液体燃料ロケットエンジンに顕著である。
この高い性能は、エンジンを構成する圧力容器（ポンプ、パイプ、燃焼室など）の容積が小さいことに起因しています。吸気ダクトが不要で、高密度の液体燃料を使用することで、加圧システムを小型軽量化できます。一方、ダクト式エンジンは、密度が約3桁低い空気を扱わなければなりません。
使用される液体燃料の中で、液体水素の密度が最も低い。水素/酸素燃焼は、現在使用されている化学ロケットの中で最も高い比推力を持つが、水素の密度が非常に低い（水の約14分の1）ため、より大きく重いターボポンプと配管が必要となり、水素を使用しないエンジン（NK-33）と比較して、エンジンの推力重量比が低下する（例えばRS-25）。
ロケットの燃焼室は通常、かなり高い圧力、典型的には10～200 バール（1～20MPa 、150～3,000psi ）で運転されます。大気圧に近い圧力で運転する場合、燃焼室の圧力が高いほど、ノズルが過度に膨張することなく、より大きく効率的なノズルを取り付けることができるため、性能が向上します。
しかし、これらの高圧により、チャンバーの最外部分には非常に大きな周方向応力がかかります。ロケットエンジンは圧力容器です。
さらに悪いことに、ロケットエンジン内部で発生する高温のため、使用される材料は引張強度が著しく低下する傾向がある。
さらに、チャンバーとノズルの壁には大きな温度勾配が生じ、これにより内側ライナーの膨張差が生じ、内部応力が発生します。
ハードスタートとは、ロケットエンジンの点火時に発生する過圧状態を指します。最悪の場合、これは爆発を引き起こし、エンジンの損傷または破壊につながります。
ロケット燃料は、自己着火性か否かにかかわらず、高温ガスの生成速度を制御するために、適切な速度で燃焼室に導入されなければならない。[ 22 ]「ハードスタート」は、点火前に燃焼室に入った可燃性推進剤の量が多すぎたことを示す。その結果、圧力が急激に上昇し、構造的破壊や爆発につながる可能性がある。
始動不良を回避するには、バルブタイミングに対する点火タイミングを慎重に調整するか、発生する可能性のある最大圧力を制限するように混合比を調整するか、あるいは推進剤が燃焼室に入るずっと前に適切な点火源が存在することを確認する必要がある。
純粋な気体推進剤の場合、ハードスタートによる爆発は通常起こり得ない。なぜなら、燃焼室内に存在するガスの量は、噴射口面積に対する噴射ノズル面積の比率によって制限され、実用的な設計では、推進剤の質量は問題となるほど速やかに放出されないからである。
始動不良の有名な例として、 1932年12月21日にヴェルナー・フォン・ブラウンの「1W」エンジンがヴァルター・ドルンベルガー将軍へのデモンストレーション中に爆発した事故が挙げられる。点火が遅れたため、燃焼室内にアルコールと液体酸素が充満し、激しく爆発した。破片が壁に突き刺さったものの、幸いにも負傷者は出なかった。
ロケットモーター内部の極端な振動と音響環境は、特にオルガンパイプのような共鳴やガス乱流が存在する場合、平均値をはるかに超えるピーク応力を引き起こすことが一般的である。[ 23 ]
燃焼は、突然または周期的な性質の望ましくない不安定性を示す可能性があります。噴射室内の圧力は、噴射板を通る推進剤の流れが減少するまで上昇する可能性があります。しばらくすると圧力が低下して流量が増加し、燃焼室にさらに多くの推進剤が噴射され、しばらくすると燃焼し、再び燃焼室圧力が上昇し、サイクルが繰り返されます。これにより、多くの場合超音波領域で、モーターを損傷する可能性のある高振幅の圧力振動が発生する可能性があります。25 kHz で ±200 psiの振動は、初期のタイタン II ミサイル第 2 段エンジンの故障の原因でした。もう 1 つの故障モードは、爆燃から爆轟への遷移です。燃焼室で形成された超音速圧力波がエンジンを破壊する可能性があります。[ 24 ]
アトラスの開発中、燃焼不安定性も問題となった。アトラスシリーズで使用されたロケットダイン社製エンジンは、いくつかの静止燃焼試験でこの影響を受けることが判明し、ブースターエンジンの不規則な燃焼が原因で、3回のミサイル発射が発射台で爆発した。ほとんどの場合、これは推進剤噴射前に点火装置を作動させる「ドライスタート」方式でエンジンを始動しようとした際に発生した。マーキュリー計画でアトラスを有人化する際、燃焼不安定性の解決は最優先事項であり、最後の2回のマーキュリー飛行では、バッフル付きインジェクターと自己着火性点火装置を備えた改良型推進システムが搭載された。
アトラスロケットに発生していた主な問題は、いわゆる「レーストラック現象」と呼ばれるもので、燃焼中の推進剤が円を描くように高速で渦を巻き、最終的にはエンジンを破損させるほどの強い振動を引き起こし、ロケットの完全破壊につながるというものだった。この問題は、噴射口の周囲に複数のバッフルを追加して、渦を巻く推進剤を分散させることで最終的に解決された。
さらに重要なことに、サターンF-1エンジンでは燃焼不安定性が問題となっていた。初期にテストされたユニットの中には、静止燃焼中に爆発するものもあり、それがインジェクターバッフルの追加につながった。
ソ連の宇宙開発計画においても、燃焼不安定性はR-7シリーズで使用されたRD-107エンジンやR-14シリーズで使用されたRD-216エンジンなど、一部のロケットエンジンで問題となり、問題が解決されるまでにこれらのロケットで何度か失敗が発生した。ソ連の技術と製造プロセスでは、より大型のRP-1/LOXエンジンにおける燃焼不安定性を十分に解決することはできなかったため、ゼニットシリーズに使用されたRD-171エンジンは、共通のエンジン機構によって燃料が供給される4つの小型推力室を依然として使用していた。
燃焼不安定性は、エンジン内部に残留する洗浄溶剤（例えば、1962年のタイタンIIロケット初打ち上げ時）、反射衝撃波、点火後の初期不安定性、ノズル付近での爆発による燃焼室への反射など、多くの要因によって引き起こされる可能性があります。安定したエンジン設計では振動は速やかに抑制されますが、不安定な設計では振動が長期間持続します。振動抑制装置は一般的に使用されています。
燃焼不安定性には3つの異なるタイプがあります。
200ヘルツ以下の低周波チャンバー圧力振動。通常、ロケットエンジンが推力を増大させているとき、停止しているとき、またはスロットル調整されているときに、機体の加速度の変化による供給ラインの圧力変動によって引き起こされる。[ 25 ]： 261 [ 4 ]： 146
チャギングはフィードバックループを悪化させる可能性がある。推力の周期的な変動によりロケット内部に縦方向の振動が伝わり、燃料ラインが振動し、その結果、エンジンへの推進剤の供給がスムーズに行われなくなる。この現象は「ポゴ振動」または「ポゴ」と呼ばれ、ポゴスティックにちなんで名付けられている。[ 25 ]： 258
最悪の場合、ペイロードや車両に損傷を与える可能性があります。チャギングは、供給ラインにエネルギー吸収装置を取り付けるなど、いくつかの方法を用いることで最小限に抑えることができます。[ 25 ]： 259チャギングはスクリーチングを引き起こす可能性があります。[ 4 ]： 146
200～1000ヘルツの中間周波数のチャンバー圧力の振動。通常、インジェクター全体の圧力降下が不十分なために発生します。[ 25 ]： 261一般的には、損傷を与えるというよりは、迷惑なだけです。
エンジンの振動音は、主に材料疲労を引き起こすため、エンジンの性能と信頼性に悪影響を及ぼすことが知られています。[ 4 ]： 147極端な場合、燃焼がインジェクターを通して逆流する可能性があり、単一推進剤では爆発を引き起こす可能性があります。振動音は、スクリーチングを引き起こす可能性があります。[ 25 ]： 261
燃焼室内の圧力の高周波振動で、1000ヘルツを超えるもの。叫び声やキーキー音と呼ばれることもある。最も直接的に損傷を与え、制御が最も難しい。これは、燃焼室内の音響が原因で、エネルギー放出の主な駆動力である化学燃焼プロセスと結合することが多く、断熱熱境界層の薄化により壊滅的な故障につながる不安定な共鳴「キーキー音」を引き起こす可能性がある。音響振動は、パイプを通る熱風の流れや燃焼室内の燃焼などの熱プロセスによって励起されることがある。具体的には、燃焼室内の定常音波は、音波の圧力が最大となる領域で燃焼がより激しく発生すると強まることがある。[ 26 ] [ 27 ] [ 28 ] [ 25 ]
こうした影響は設計段階で解析的に予測することが非常に難しく、通常は費用と時間を要する大規模な試験と、試行錯誤による是正措置を組み合わせることで対処されてきた。
スクリーチング（エンジンの甲高い音）は、インジェクターの細かな変更、推進剤の化学組成の変更、噴射前に推進剤を気化させる、または燃焼室内にヘルムホルツダンパーを使用して燃焼室の共振モードを変更することによって対処されることが多い。
スクリーチングが発生する可能性をテストするには、燃焼室の外側で小型の爆薬を爆発させ、インジェクター付近の燃焼室に接線方向に設置したチューブでエンジンのインパルス応答を測定し、その後、燃焼室圧力の時間応答を評価する方法があります。圧力の回復が速い場合は、システムが安定していることを示します。
ごく小型のロケットを除けば、ロケットの排気は他のエンジンに比べて一般的に非常に騒々しい。極超音速の排気が周囲の空気と混ざると、衝撃波が発生する。スペースシャトルは、その基部周辺で200 dB(A)を超える騒音を発生させた。これを低減し、ペイロードの損傷やスタック上部の乗組員の負傷のリスクを軽減するために、移動式発射台には、発射時に41秒間でロケット基部周辺に110万リットル（29万米ガロン）の水を噴射する消音システムが装備された。このシステムを使用することで、ペイロードベイ内の騒音レベルは142 dBに抑えられた。[ 29 ]
発生する衝撃波の音の強さは、ロケットの大きさと排気速度によって決まります。このような衝撃波は、大型ロケットエンジンの生音で聞こえる特徴的なパチパチという音や破裂音の原因となっているようです。これらのノイズのピークは通常、マイクロフォンやオーディオ機器を過負荷にするため、録音や放送の音声再生では一般的に弱められるか、完全に消えてしまいます。近距離にある大型ロケットの場合、音響効果によって実際に死に至る可能性があります。[ 30 ]
宇宙機関にとってさらに懸念されるのは、このような音量が発射構造物を損傷したり、さらに悪いことに、比較的繊細なロケットに反射して当たってしまう可能性があることだ。そのため、打ち上げ時には通常、大量の水が使用される。水の噴霧は空気の音響特性を変化させ、音のエネルギーをロケットから遠ざけたり、減衰させたりする。
一般的に、ロケットが地上に近いほど騒音は激しくなります。エンジンからの騒音はジェット機から上方に放射されるだけでなく、地面で反射するからです。また、機体が低速で移動しているときは、エンジンに入力される化学エネルギーのほとんどがロケットの運動エネルギーの増加に利用されません（機体に伝達される有効動力Pは推力Fと速度Vの場合）。この場合、エネルギーの大部分は排気と周囲の空気との相互作用で散逸し、騒音が発生します。この騒音は、屋根付きの火炎溝、ジェットの周囲への水の噴射、ジェットをある角度で偏向させることによって、ある程度低減できます。
米国のロケットエンジン産業の発展は、政府機関、民間企業、研究機関、その他の利害関係者間の複雑な関係性によって形作られてきた。
1941年に最初の液体燃料ロケットエンジン会社（リアクション・モーターズ社）が設立され、この分野に特化した最初の政府研究所（GALCIT）が設立されて以来、米国の液体燃料ロケットエンジン（LPRE）産業は大きな変化を遂げてきました。1940年から2000年の間に、少なくとも14社の米国企業が、さまざまなタイプのロケットエンジンの設計、開発、製造、試験、および飛行支援業務に携わってきました。ロシア、中国、インドなどのように、政府または準政府機関のみがこの事業に関与している他の国とは対照的に、米国政府は民間産業に大きく依存しています。これらの民間企業は、政府、軍、民間部門のニーズを満たす最先端のロケットエンジンを提供するために互いに競争しており、米国とその統治形態の存続にとって不可欠です。米国では、LPREを開発した企業が通常、生産契約を獲得します。
一般的に、新型ロケットエンジンの必要性や需要は、NASAや国防総省といった政府機関から生じます。必要性が特定されると、政府機関は民間企業や研究機関から提案を募るための提案依頼書（RFP）を発行することがあります。民間企業や研究機関は、RFPに記載されたニーズと仕様を満たす新型ロケットエンジン技術を開発するために、研究開発（R&D）活動に投資することがあります。
民間企業に加え、大学、独立系研究機関、政府系研究所もロケットエンジンの研究開発において重要な役割を果たしている。
大学は、有資格の技術者を育成するために大学院および学部教育を提供しており、その研究プログラムはロケットエンジン技術の進歩に貢献することが多い。米国の25以上の大学が液体推進ロケットエンジン（LPRE）に関連するコースを過去にまたは現在も提供しており、その大学院および学部教育プログラムは、最も重要な貢献の1つと考えられている。プリンストン大学、コーネル大学、パデュー大学、ペンシルベニア州立大学、アラバマ大学、海軍大学院、カリフォルニア工科大学などの大学は、ロケットエンジン産業に関連するトピックで優れた研究開発を行ってきた。[ 31 ]大学がロケットエンジン産業に貢献した最も初期の例の1つは、1941年のGALCITの活動である。彼らは陸軍に最初のジェット補助離陸（JATO）ロケットを実証し、ジェット推進研究所の設立につながった。
しかし、研究教授やそのプロジェクトからロケットエンジン産業への知識移転は、一概には言えない経験だった。著名な教授や関連する研究プロジェクトの中には、産業慣行やLPREの理解にプラスの影響を与えたものもあったが、大学の研究と商業企業とのつながりは一貫性がなく、弱かった。[ 31 ]大学は必ずしも産業の具体的なニーズを認識していたわけではなく、産業のエンジニアや設計者は大学の研究について限られた知識しか持っていなかった。その結果、多くの大学の研究プログラムは、産業の意思決定者にとって比較的知られていないままだった。さらに、ここ数十年の間に、教授にとっては興味深いものの、コミュニケーション不足や産業ニーズとの関連性の欠如のために、産業にとって役に立たなかった大学の研究プロジェクトもあった。[ 31 ]
ロケット推進研究所（現在は空軍研究所の一部）、アーノルド工学試験センター、NASAマーシャル宇宙飛行センター、ジェット推進研究所、ステニス宇宙センター、ホワイトサンズ試験場、NASAジョン・H・グレン研究センターなどの政府研究所は、液体ロケット推進エンジン（LPRE）の開発において重要な役割を果たしてきた。[ 31 ]これらの研究所は、公平な試験を実施し、米国および一部の非米国の請負業者の作業を指導し、研究開発を行い、ホバリング試験施設や模擬高度試験施設およびリソースなどの重要な試験施設を提供してきた。当初は、民間企業や財団が小規模な試験施設に資金を提供していたが、1950年代以降、米国政府は政府研究所のより大規模な試験施設に資金を提供してきた。このアプローチは、請負業者の工場に同様の施設を建設しないことで政府のコストを削減したが、請負業者にとっては複雑さと費用が増加した。それでも、政府研究所はその重要性を確固たるものにし、LPREの進歩に貢献してきた。
LPRE（低圧ロケットエンジン）の開発プログラムは、開発に数百万ドルもの費用が投じられたにもかかわらず、米国では幾度となく中止に追い込まれてきた。例えば、Ml LOX/LH2 LPRE、タイタンI、RS-2200エアロスパイク、そして複数のJATOユニットや大型非冷却推力室などが中止された。これらのプログラムの中止は、特定のLPREの性能や不具合とは関係なく、エンジンが搭載される予定だった航空機開発計画の中止、あるいは政府による予算削減が原因だった。
ロシアと旧ソ連は、ロケットエンジンの開発と製造において、かつても今も世界一の地位を占めている。1950年から1998年にかけて、両国の組織は、他のどの国よりも多くの種類と数の液体燃料ロケットエンジン（LPRE）を開発、製造、運用してきた。2003年までに開発されたLPREは約500種類に上る。比較のために挙げると、米国は（2003年までに）300種類強を開発している。ソ連はまた、ロケット推進式の飛行体も最も多く保有していた。液体燃料弾道ミサイルと、これらの退役弾道ミサイルから派生または改造された宇宙ロケットの数も、他のどの国よりも多かった。 1998年末までに、ロシア（またはそれ以前のソビエト連邦）はLPREを搭載した衛星を2573基打ち上げ、これは世界全体の3973基の約65%に相当する。これらの衛星打ち上げはすべて、適切な高性能で信頼性の高いLPREのタイムリーな開発によって可能になった。[ 31 ]
ロケットエンジンの開発と生産が単一の組織に集約されていた他の多くの国とは異なり、ソビエト連邦は異なるアプローチを取り、開発契約をめぐって競争する多数の専門設計局（DB）を設立した。これらの設計局、ロシア語で「コンストルクトルスコエ・ビューロ」（KB）は、ターボジェットエンジン、航空機部品、ミサイル、宇宙ロケットなど、通常は軍事用ハードウェアに関連する先端技術の研究、開発、試作を主に担当する国営組織であった。
ロケットエンジンを専門とする設計局は、実験用ロケットエンジンの実験室試験、流量試験、地上試験を実施するために必要な人員、施設、設備を備えていることが多かった。中には、超大型エンジンの試験、機体段に搭載されたエンジンの静止燃焼試験、エンジン試験中の高度条件のシミュレーションを行うための専用施設を持つものもあった。場合によっては、エンジンの試験、認証、品質管理は、より適切な試験設備を備えた他の組織や場所に委託されることもあった。多くの設計局は、従業員とその家族のニーズをサポートするために、住宅団地、体育館、医療施設も備えていた。
ソ連の低出力ロケットエンジン（LPRE）開発は1960年代に著しい成長を遂げ、1970年代にピークを迎えた。この時代は、ソ連とアメリカ合衆国の間で宇宙飛行における激しい競争が繰り広げられた冷戦期と重なる。この期間、14から17の設計局と研究機関がLPREの開発に積極的に携わった。これらの組織は、軍事と宇宙飛行における高い優先順位のおかげで比較的安定した支援と資金提供を受け、新しいエンジンコンセプトと製造方法の継続的な開発が可能となった。
新型機（ミサイルまたは宇宙船）を用いたミッションが決定されると、そのミッションは設計局に引き継がれ、設計局はロケット全体の開発を監督する役割を担った。それまでに開発されたロケットエンジンがミッションのニーズを満たさない場合、特定の要件を満たす新型ロケットエンジンの開発は、LPRE（低出力ロケットエンジン）の開発を専門とする別の設計局に委託された（多くの場合、各設計局は用途、推進剤、エンジンサイズが異なる特定のタイプのLPREに関する専門知識を有していた）。つまり、ロケットエンジンの開発または設計研究は常に特定の用途を対象としており、それには一定の要件が伴うということである。
新型ロケットエンジンの開発契約をどの設計局に授与するかという点では、単一の設計局が選ばれるか、複数の設計局に同じ契約が与えられるかのどちらかであり、後者の場合は設計局間の激しい競争が生じることもあった。
開発のために1つの設計局のみが選定された場合、それは多くの場合、車両またはシステムの主任設計者とロケットエンジン専門の設計局の主任設計者との関係によるものであった。車両の主任設計者が特定の設計局による過去の作業に満足していた場合、そのクラスのエンジンについても引き続きその設計局に頼ることは珍しくなかった。例えば、潜水艦発射ミサイル用のLPREは、1つを除いてすべて同じ設計局が、同じ車両開発の主契約者のために開発した。
しかし、特定の用途に最適なエンジンを選択するために2つの並行したエンジン開発プログラムが支援された場合、いくつかの有望なロケットエンジンモデルが結局使用されなかった。このような選択の自由は、他国では一般的ではなかった。しかし、設計局の利用は、プログラムの中止や重複といった問題も引き起こした。いくつかの主要なプログラムは中止され、その結果、既に開発されたエンジンは廃棄または保管されることになった。
重複開発と中止の顕著な例の一つは、R-9A弾道ミサイル用エンジンの開発である。2種類のエンジンが開発されたが、最終的に採用されたのは1種類のみで、完全に機能するエンジンが多数未使用のまま残された。同様に、月探査や惑星探査を目的とした野心的な大型ロケットN1についても、ソ連は6段それぞれに少なくとも2種類のエンジンを開発し、生産を開始した。さらに、より高度なN1ロケット用の代替エンジンも開発した。しかし、この計画は度重なる飛行失敗に見舞われ、アメリカの月面着陸成功に伴い、最終的に中止された。その結果、ソ連は新たに認証されたエンジンを余剰に抱え、明確な用途を見出せずにいることになった。
これらの事例は、ソビエト連邦が設計局を通じてロケットエンジンの開発と生産を管理する際に直面した複雑な力学と課題を示している。
ソ連におけるロケットエンジンの開発は、数々の大きな成果をもたらした一方で、多くの事故や死者を出したことから倫理的な問題も伴った。科学技術研究の観点から見ると、これらの事故の倫理的意味合いは、技術、人的要因、そして安全性よりも科学的進歩を優先することの間の複雑な関係性を浮き彫りにする。
ソビエト連邦は、ロケットエンジンの開発と運用において、一連の悲惨な事故や不運に見舞われた。特に、ソ連は液体燃料ロケットエンジン（LPRE）の事故による負傷者と死者数が、他のどの国よりも多かったという不名誉な記録を持っている。これらの事故は、ロケットエンジンの開発、試験、運用をめぐる倫理的考察に疑問を投げかけた。
最も注目すべき惨事の一つは、1960年にチュラタム発射施設の発射台でR-16弾道ミサイルが壊滅的な事故を起こした際に発生した。この事故により、元国防副大臣のM.I.ネデリン元帥を含む124人の技術者と軍人が死亡した。爆発は、第2段ロケットエンジンが突然点火し、満載されたミサイルが分解した後に発生した。爆発は、硝酸と添加剤、UDMH（非対称ジメチルヒドラジン）からなる混合自己着火性推進剤の点火と爆発によって引き起こされた。
1960年の事故の直接の原因はミサイル制御装置の保護回路の不足とされたが、ソ連におけるLPRE事故をめぐる倫理的問題は、単なる技術的な欠陥にとどまらない。約30年間も公表されなかったこれらの事故をめぐる秘密主義は、透明性、説明責任、そして人命の保護に関する懸念を引き起こしている。
LPRE（低圧プレス機）の死亡事故を公に隠蔽するという決定は、より広範な倫理的ジレンマを反映している。冷戦期において科学技術の優位性を追求するソ連政府は、無敵のイメージを維持し、技術進歩に伴う失敗を隠蔽しようとした。労働者の福祉と安全よりも国家の威信を優先するこの姿勢は、国家および関係組織の倫理的責任について疑問を投げかけるものである。
ロケットエンジンは通常、量産前に試験施設で静的試験が行われます。高高度用エンジンの場合、ノズルを短くするか、ロケットを大型真空チャンバー内で試験する必要があります。
ロケットは信頼性が低く危険であるというイメージが強く、特に壊滅的な故障を起こしやすいというイメージがあります。しかし、こうしたイメージとは裏腹に、綿密に設計されたロケットは、極めて高い信頼性を実現できます。軍事用途においては、ロケットは信頼性が低いということはありません。しかし、ロケットの主な非軍事用途の一つは軌道投入です。この用途では、一般的に軽量化が最優先されるため、高い信頼性と軽量化を同時に達成することは困難です。さらに、打ち上げ回数が少ない場合、設計、運用、製造上のミスによって機体が破壊される可能性が非常に高くなります。
サターンIおよびサターンIBロケットの第1段で8基のクラスターとして使用されたロケットダインH-1エンジンは、152回のエンジン飛行で壊滅的な故障は発生しなかった。サターンIの第2段で6基のクラスターとして使用されたプラット・アンド・ホイットニーRL10エンジンは、36回のエンジン飛行で壊滅的な故障は発生しなかった。 [注1 ]サターンVの第1段で5基のクラスターとして使用されたロケットダインF-1エンジンは、65回のエンジン飛行で故障は発生しなかった。サターンVの第2段で5基のクラスターとして、またサターンIBの第2段とサターンVの第3段で単独で使用されたロケットダインJ-2エンジンは、86回のエンジン飛行で壊滅的な故障は発生しなかった。[注2 ]
スペースシャトルの固体ロケットブースターは、2基1組で使用され、270回のエンジン飛行のうち、1回だけ重大な故障を引き起こした。
3基のクラスターで使用されたRS-25は、46基の改修済みエンジンユニットで飛行した。これらは合計405回のエンジン飛行を行い、飛行中に壊滅的な故障は発生しなかった。スペースシャトル・チャレンジャーのSTS-51-Fミッション中に、RS-25エンジンの飛行中の故障が1件発生した。[ 32 ]この故障はミッションの目的や期間に影響を与えなかった。[ 33 ]
効率上の理由から、高温が望ましいが、温度が高くなりすぎると材料の強度が低下する。ロケットは、6,000 °F（3,300 °C、3,600K ）に達する燃焼温度で稼働する。[ 4 ]： 98
他のほとんどのジェットエンジンは、高温の排気口にガスタービンを備えています。ガスタービンは表面積が大きいため冷却が難しく、そのため燃焼プロセスをはるかに低い温度で実行する必要があり、効率が低下します。さらに、ダクトエンジンは酸化剤として空気を使用しますが、空気には反応性の低い窒素が78%含まれているため、反応が希釈され、温度が低下します。[ 8 ]ロケットには、このような固有の燃焼温度制限はありません。
ロケットエンジンの燃焼によって到達する温度は、ノズルや燃焼室の材料の融点（銅の場合は約1,200 K ）を大幅に超えることが多い。また、ほとんどの構造材料は高温の酸化剤にさらされると燃焼するため、設計上の課題が数多く生じる。ノズルや燃焼室の壁面は、燃焼、溶融、または蒸発（冗談めかして「エンジンの燃料過多排気」と呼ばれることもある）を起こさないようにしなければならない。
アルミニウム、鋼鉄、ニッケル合金、銅合金などの一般的な構造材料を使用するロケットは、エンジン構造が受ける温度を制限するために冷却システムを採用する必要があります。燃焼室やノズルの周囲のチューブを通して推進剤を循環させる再生冷却や、フィルム冷却などの他の技術が、ノズルや燃焼室の寿命を延ばすために用いられます。これらの技術により、材料に接する気体状の熱境界層の温度が、材料が致命的な損傷を受ける温度以下に保たれます。
ロケット燃焼温度をある程度維持できる材料の例外としては、炭素-炭素材料とレニウムがあるが、どちらも特定の条件下では酸化される。アルミナ、モリブデン、タンタル、タングステンなどの他の耐火合金も試されたが、さまざまな問題のために断念された。[ 34 ]
化学ロケットにおいては、材料技術とエンジン設計が制約要因となる。
ロケットでは、壁を通過できる熱流束は工学分野で最も高い部類に入ります。熱流束は一般的に 0.8～80 MW/m 2 (0.5～50 BTU /in 2秒) の範囲です。[ 4 ] : 98最も強い熱流束はスロート部にあり、関連する燃焼室やノズル部の2倍になることがよくあります。これは、高速（非常に薄い境界層を生じさせる）と、燃焼室よりは低いものの高温であることの組み合わせによるものです。（ノズル部の温度については、上記の§ ノズルを参照してください）。
ロケットにおける冷却方法には以下が含まれる：[ 4 ]： 98-99
ロケットエンジンには、いくつかの冷却方法が用いられる場合もある。例：
いずれの場合も、ロケットエンジンの燃焼室壁を冷却するのに役立つもう一つの効果は、燃焼温度よりも著しく低い薄い燃焼ガス層（境界層）の存在である。冷却不良や燃焼不安定時には境界層が破壊される可能性があり、その直後に壁の破損が発生するのが一般的である。
再生冷却では、チャンバー周囲の冷却液流路内に第2の境界層が形成される。この境界層は壁面と冷却液の間の断熱材として機能するため、境界層の厚さはできるだけ小さくする必要がある。これは、流路内の冷却液流速をできるだけ高くすることで実現できる。 [ 4 ]： 105-106
液体燃料エンジンは、燃焼温度を下げるために燃料を過剰に混合して運転されることが多い。これによりエンジンへの熱負荷が軽減され、より低コストの材料の使用や冷却システムの簡素化が可能になる。また、排気ガスの平均分子量を低下させ、燃焼熱を運動エネルギーに変換する効率を高めることで、性能向上にもつながる。
ロケット推進剤には単位質量あたりのエネルギー（比エネルギー）が高いことが求められますが、これは高エネルギー推進剤が自然爆発する傾向とのバランスを取る必要があります。推進剤の化学ポテンシャルエネルギーを安全に蓄えることができると仮定すると、燃焼プロセスによって大量の熱が放出されます。この熱のかなりの部分はエンジンノズル内で運動エネルギーに変換され、放出された燃焼生成物の質量と相まってロケットを前進させます。
理想的には、反応エネルギーのすべてが排気ガスの運動エネルギーとして現れるはずです。なぜなら、排気速度はエンジンの性能において最も重要なパラメータだからです。しかし、実際の排気ガスは分子であり、分子は通常、エネルギーを散逸させるための並進運動、振動運動、回転運動のモードを持っています。これらのうち、車両に有効な仕事を与えることができるのは並進運動のみであり、モード間でエネルギーが伝達されるとしても、このプロセスは排気ガスがノズルから出るのに必要な時間よりもはるかに長い時間スケールで起こります。
排気分子が持つ化学結合の数が多いほど、回転モードや振動モードの数も多くなります。したがって、排気分子はできるだけ単純な構造であることが望ましいと一般的に考えられ、H₂のような軽くて豊富な原子からなる二原子分子が実用上理想的です。しかし、化学ロケットの場合、水素は生成物ではなく、反応物および還元剤です。燃焼プロセスには、酸化剤（最も一般的には酸素または酸素を豊富に含む物質）を導入する必要があり、これにより排気分子に質量と化学結合が加わります。
軽い分子のもう一つの利点は、現在入手可能な材料で制御可能な温度で高速まで加速できる点である。ロケットエンジン内の高温ガスは、耐久性の高いエンジンの設計において深刻な問題となっている。
液体水素（LH2）と液体酸素（LOX、またはLO2）は、排気速度の観点から最も効果的な推進剤であり、今日まで広く使用されてきましたが、ホウ素や液体オゾンを含むいくつかの特殊な組み合わせは、さまざまな実際的な問題が解決できれば、理論的にはいくらか優れている可能性があります。[ 39 ]
特定の推進剤の組み合わせの比反応エネルギーを計算する際には、推進剤（燃料と酸化剤の両方）の全質量を含める必要があります。ただし、空気吸入式エンジンは例外で、大気中の酸素を使用するため、一定のエネルギー出力に対して搭載する推進剤の質量が少なくて済みます。自動車用エンジンやターボジェットエンジン用の燃料は、搭載する推進剤の単位質量あたりの有効エネルギー出力がはるかに優れていますが、燃料の単位質量あたりのエネルギー出力はほぼ同じです。
ロケットエンジンの推進剤の性能を予測するコンピュータプログラムが利用可能である。[ 40 ] [ 41 ] [ 42 ]
液体燃料ロケットやハイブリッドロケットでは、推進剤が燃焼室に入った瞬間に点火することが不可欠である。
液体推進剤（気体推進剤ではない）の場合、数ミリ秒以内に点火しないと、通常はチャンバー内に液体推進剤が過剰になり、点火した場合、発生する高温ガスの量がチャンバーの最大設計圧力を超え、圧力容器の壊滅的な破損を引き起こす可能性があります。これはハードスタートと呼ばれることもあります。[ 22 ]
点火はさまざまな方法で実現できます。火工品を使用したり、プラズマトーチを使用したり、電気火花点火[ 3 ]を使用したりすることができます。燃料と酸化剤の組み合わせの中には、接触するとすぐに着火するもの（自己着火性）があり、非自己着火性燃料は、燃料ラインに自己着火性推進剤を充填することで「化学的に着火」することができます（ロシアのエンジンでよく使われています）。
気体推進剤は一般的にハードスタートを引き起こしません。ロケットの場合、噴射口の総面積は噴射口の面積よりも小さいため、点火前に燃焼室の圧力は周囲圧力に近くなり、点火時に燃焼室全体が可燃性ガスで満たされていても高圧は発生しません。
固体推進剤は通常、一発式の火工品で点火され、燃焼は通常、推進剤が完全に消費されるまで進行する。[ 8 ]
一度点火すると、ロケット燃焼室は自己維持型となり、点火装置は不要で、燃焼は通常、推進剤が完全に消費されるまで続きます。実際、燃焼室は数秒間停止した後、再点火すると自然に再点火することがよくあります。再点火用に設計されていない限り、冷却されたロケットの多くは、火工品点火装置の交換や推進剤の補充などの軽微なメンテナンスを行わないと再点火できません。[ 8 ]
ロケットの噴射速度は、ロケットエンジン、設計高度、高度、推力、その他の要因によって変化する。
RP-1などの灯油系燃料から発生する炭素を多く含む排気ガスは、未燃焼粒子の黒体放射と青い白鳥帯によって、しばしばオレンジ色を呈します。過酸化物酸化剤を使用するロケットや水素ロケットの噴射ガスは、主に水蒸気で構成されており、肉眼ではほとんど見えませんが、紫外線や赤外線領域で明るく輝きます。固体燃料ロケットの噴射ガスは、推進剤に元素アルミニウムなどの金属が含まれていることが多く、それがオレンジがかった白い炎で燃焼し、燃焼プロセスにエネルギーを加えるため、非常に目立つことがあります。液体水素と酸素を燃焼させるロケットエンジンの排気ガスは、ほとんどが過熱水蒸気（水蒸気）と少量の未燃焼水素で構成されているため、ほぼ透明になります。
ノズルは通常、海面高度で過度に膨張しており、排気ガスの白熱によって引き起こされるシュリーレン効果により、排気ガス中に目に見える衝撃波状のダイヤモンドが現れることがある。
固定面積ノズルの場合、膨張率が高度によって変化するため、ジェットの形状も変化する。高高度では、すべてのロケットは著しく膨張不足となり、実際に前方に膨張する排気ガスはごくわずかである。
太陽熱ロケットは、反応物質を直接加熱するために太陽光を利用するため、他のほとんどの太陽光発電推進方式のように発電機を必要としません。太陽熱ロケットは、集光器や鏡など、太陽エネルギーを捕捉する手段を搭載するだけで済みます。加熱された推進剤は、従来のロケットノズルを通して噴射され、推力を発生させます。エンジンの推力は、太陽集光器の表面積と局所的な太陽放射強度に直接関係し、I spに反比例します。
原子力推進とは、何らかの核反応を主要な動力源として利用する、多種多様な推進方式を指します。宇宙船用途向けに、様々なタイプの原子力推進が提案され、その一部は試験されています。
ローマのアウルス・ゲリウスの著作によると、ジェット推進の最も古い例は紀元前400 年頃で、ギリシャのピタゴラス派のアルキタスが蒸気を使って木製の鳥をワイヤーに沿って推進させたという。[ 45 ] [ 46 ]しかし、それは自力で離陸するほど強力ではなかった。
紀元前1世紀に記述されたアイオロピル（ヘロンのエンジンとも呼ばれる）は、軸受に取り付けられた一対の蒸気ロケットノズルで構成されていた。産業革命の約2000年前に発明されたものの、その原理は十分に理解されておらず、実用的な動力源として開発されることはなかった。
発射体を推進するための黒色火薬の入手可能性は、最初の固体ロケットの開発の先駆けとなった。9世紀の中国の道教の錬金術師たちは、不老不死の霊薬を探求する中で黒色火薬を発見した。この偶然の発見が、地上を飛び立つ最初のロケットエンジンとなる火矢の開発につながったのである。
「13世紀以前には、焼夷弾の反作用力が投射物の推進に利用されることはなかっただろう」と述べられている。ロケット技術の転換点は、『Liber Ignium ad Comburendos Hostes』（略称『火の書』）という短い写本によってもたらされた。この写本は、8世紀半ばから13世紀末にかけての焼夷兵器の製造方法のレシピで構成されており、そのうち2つはロケットである。最初のレシピでは、コロホニウムと硫黄1部を月桂樹油に溶かした硝石（硝酸カリウム）6部に加え、中空の木材に挿入して点火し、「好きな場所に突然飛び立ち、すべてを焼き尽くす」ように指示している。2番目のレシピでは、硫黄1ポンド、木炭2ポンド、硝石6ポンドをすべて大理石の板の上で細かく粉末にしたものを組み合わせている。この粉末混合物を細長いケースにしっかりと詰める。硝石を火薬混合物に導入したことで、投げつけるギリシャ火薬から自走式ロケットへの移行が実現した。 [ 47 ]
ロケット工学に関する記事や書籍は、15世紀から17世紀にかけてますます多く出版されるようになった。16世紀には、ドイツの軍事技術者コンラート・ハース（1509年～1576年）が多段式ロケットの構造を紹介する手稿を執筆した。[ 48 ]
ロケットエンジンは、マイソール王国の王ティップー・スルタンによっても使用されました。これらは通常、長さ約8 インチ (20 cm)、直径 1 + 1/2 ～ 3インチ( 3.8 ～7.6 cm )の柔らかい鍛造鉄の筒で構成され、片端が閉じられ、黒色火薬の推進剤が詰められ、長さ約4フィート (120 cm)の竹の軸に縛り付けられていました。約 1 ポンドの火薬を搭載したロケットは、ほぼ1,000 ヤード (910 m)まで飛ぶことができました。剣を取り付けたこれらの「ロケット」は、数メートル空中を飛んでから、剣の刃を敵に向けて落下しました。これらは、大英帝国に対して非常に効果的に使用されました。
この技術の緩やかな発展は19世紀後半まで続き、ロシアのコンスタンチン・ツィオルコフスキーが初めて液体燃料ロケットエンジンについて記述した。彼はツィオルコフスキーのロケット方程式を初めて開発した人物だが、その方程式が広く公表されるまでには数年を要した。
現代の固体燃料および液体燃料ロケットエンジンは、アメリカの物理学者ロバート・ゴダードのおかげで20世紀初頭に実現した。ゴダードは、固体燃料（火薬）ロケットエンジンにド・ラバルノズルを初めて使用し、推力を2倍にし、効率を約25倍に向上させた。これが現代ロケットエンジンの誕生である。彼は独自に導き出したロケット方程式から、適度な大きさのロケットが固体燃料を使用すれば、1ポンドのペイロードを月に運ぶことができると計算した。
ゴダードは1921年に液体燃料の使用を開始し、1926年には液体燃料ロケットの打ち上げに初めて成功した。ゴダードは、ド・ラバルノズル、軽量推進剤タンク、小型軽量ターボポンプ、推力偏向、スムーズなスロットル制御が可能な液体燃料エンジン、再生冷却、カーテン冷却などの技術を先駆的に導入した。[ 8 ]： 247-266
1930年代後半、ヴェルナー・フォン・ブラウンやヘルムート・ヴァルターなどのドイツの科学者たちは、軍用機（ハインケル He 112、He 111、He 176、メッサーシュミット Me 163 ）に液体燃料ロケットを搭載する研究を行った。[ 49 ]
ターボポンプは第二次世界大戦中にドイツの科学者によって採用された。それまでノズルの冷却は困難であったが、A4弾道ミサイルは燃料に希釈アルコールを使用することで燃焼温度を十分に下げることができた。
二段燃焼（Замкнутая схема ）は、1949年にアレクセイ・イサエフによって初めて提案されました。最初の二段燃焼エンジンは、イサエフの元助手であったメルニコフが設計したソ連の惑星ロケットで使用されたS1.5400でした。[ 8 ]ほぼ同時期（1959年）、ニコライ・クズネツォフは、コロリョフの軌道ICBMであるGR-1用の閉サイクルエンジンNK-9の開発に着手しました。クズネツォフは後にその設計を発展させ、失敗に終わった月ロケットN1用のNK-15およびNK-33エンジンを開発しました。
西側諸国では、最初の実験室用二段燃焼試験エンジンは、1963年にドイツでルートヴィヒ・ベルコウによって製作された。
液体水素エンジンはアメリカで初めて開発に成功し、RL10エンジンは1962年に初飛行を果たした。その後継機であるロケットダインJ-2は、アポロ計画のサターンVロケットに搭載され、人類を月へ送り届けた。液体水素の高い比推力と低い密度により、上段ロケットの質量が削減され、ロケット全体のサイズとコストも低減された。
1回のロケット飛行で使用されたエンジンの最多記録は、2016年にNASAがブラックブラントで樹立した44基である。[ 50 ]
アフターバーナー、リバーサー、ノズル付き... 3,175 kg ... アフターバーナー... 169.2 kN
追加の冷却ラインにより、アルコールが内室壁の微細な穴に送られます。アルコールは壁に沿って流れ、薄い蒸発膜を形成して冷却効果を高めます。
{{cite book}}: CS1 maint: bot: 元の URL の状態が不明です (リンク)