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ロケットエンジンのノズルとは、ロケットエンジンにおいて燃焼生成物を膨張させ、超音速まで加速させるために使用される推進ノズル（通常はド・ラバル型）のことである。
簡単に言うと、ポンプまたは高圧の空隙ガスによって2気圧から数百気圧まで加圧された推進剤が燃焼室に噴射されて燃焼し、燃焼室はノズルにつながっており、ノズルは高圧・高温の燃焼生成物に含まれるエネルギーを、ガスを高速かつほぼ常圧まで加速することによって運動エネルギーに変換する。
ノズル設計における一般的な高レベル目標は、推力係数を最大化することである。これは、燃焼室単体に固有の排気速度（その特性速度）を強力に増幅する働きをする。これはノズル設計とは無関係である）。
シンプルなベル型のノズルは1500年代に開発されました。ド・ラバルノズルは、もともと19世紀にグスタフ・ド・ラバルによって蒸気タービン用に開発されました。これは、近代ロケット工学の父の一人であるロバート・ゴダードが開発した初期のロケットエンジンに初めて使用されました。その後、ドイツのV-2ロケットを可能にしたウォルター・ティールの実装を含め、ほぼすべてのロケットエンジンに使用されています。
ロケットエンジンのノズルの最適なサイズは、出口圧力が周囲（大気圧）と等しくなるときに実現されます。周囲圧力は高度の上昇とともに低下します。その理由は次のとおりです。流れを準一次元近似すると、周囲圧力が出口圧力よりも高い場合、ロケットの正味推力は低下します。これは力のバランス解析で確認できます。周囲圧力が低い場合、力のバランスでは推力が増加すると予測されますが、等エントロピーマッハ関係から、ノズルの面積比を大きくする必要があり、その結果、推進剤の出口速度が上昇し、推力が増加します。地球から軌道へ向かうロケットの場合、単純なノズル設計は特定の高度でのみ最適であり、他の高度では効率が低下し、燃料を無駄にすることになります。
喉部を過ぎた直後、ガスの圧力は周囲圧力よりも高いため、喉部からノズル出口までの間に膨張によって圧力を下げる必要があります。ノズル出口から出る排気の圧力が周囲圧力よりも高い場合、ノズルは過膨張していると言われ、排気が周囲圧力よりも低い場合は過膨張していると言われます。[ 1 ]
わずかな過膨張は効率をわずかに低下させるものの、それ以外に大きな害はありません。しかし、排気圧力が周囲圧力の約40%未満になると、流れの剥離が発生します。これにより排気が不安定になり、ノズルの損傷、車両やエンジンの制御困難、そして最悪の場合はエンジンの破壊につながる可能性があります。
信頼性と安全性の観点から、軌道投入まで使用するロケットエンジンを地上で点火することが望ましい場合もあります。最適な離陸性能を得るには、ロケットが海面付近（離陸時）にあるとき、ノズルから噴出するガスの圧力が海面気圧と同じである必要があります。しかし、海面運用用に設計されたノズルは、高高度では効率が急速に低下します。多段式ロケットの場合、第2段エンジンは主に高高度での使用を想定して設計されており、第1段エンジンが最初の離陸を行った後にのみ追加の推力を提供します。この場合、設計者は通常、第2段に（海面で）過膨張ノズル設計を選択し、周囲気圧が低い高高度での効率を高めます。これは、スペースシャトルの過膨張（海面高度）メインエンジン（SSME）に採用された技術で、SSMEは推進軌道の大部分をほぼ真空状態で過ごし、シャトルの2基の海面高度で効率的な固体ロケットブースターが初期の離陸推力の大部分を提供しました。宇宙の真空中では、ほぼすべてのノズルが過膨張状態になります。これは、ガスを完全に膨張させるにはノズルを無限に長くする必要があるためです。そのため、エンジニアは、余分な膨張（推力と効率）を活用しつつ、過剰な重量増加や機体の性能低下を招かない設計を選択する必要があります。
真空中や高高度で使用されるノズルでは、周囲の圧力に合わせることは不可能です。そのため、面積比の大きいノズルの方が一般的に効率が高くなります。しかし、非常に長いノズルは質量が大きく、それ自体が欠点となります。そのため、車両全体の性能を最適化する長さを見つける必要があります。さらに、ノズル内のガスの温度が低下すると、排気ガスの一部の成分（燃焼プロセスで発生する水蒸気など）が凝縮したり、凍結したりする可能性があります。これは非常に好ましくないため、回避する必要があります。
磁気ノズルは、プラズマやイオンの流れを固体材料の壁ではなく磁場によって制御する推進方式（例えば、可変比推力磁気プラズマロケット（VASIMR））に提案されている。磁場自体は溶融しないため、プラズマ温度が数百万ケルビンに達することもあり、これは有利である。しかし、特にスロート部や膨張磁場を形成するために超伝導コイルを使用する場合、コイル自体が熱設計上の課題となることが多い。
ド・ラバルノズルを通過するガス流の解析には、いくつかの概念と簡略化のための仮定が含まれる。
燃焼ガスがロケットノズルに入ると、亜音速で流れます。ノズルの喉部が狭くなるにつれてガスは加速され、断面積が最小となる喉部で線速度が音速に達します。喉部から先は断面積が増加するためガスが膨張し、線速度は次第に超音速に近づいていきます。
排気ガスの線速度は、次の式を使用して計算できます[ 2 ] [ 3 ] [ 4 ]
どこ：
様々な推進剤を使用するロケットエンジンの排気ガス速度v <sub>e</sub>の代表的な値をいくつか挙げると以下のようになる。
補足として、v eは、排気ガスが理想気体として振る舞うという仮定に基づいているため、理想排気ガス速度と呼ばれることもあります。
上記の式を用いた計算例として、推進剤燃焼ガスが、ノズルに入る絶対圧力がp = 7.0 MPa、ロケット排気口から出る絶対圧力がp e = 0.1 MPa、絶対温度がT = 3500 K、等エントロピー膨張係数が γ = 1.22、モル質量がM = 22 kg/kmol であると仮定します。これらの値を上記の式に代入すると、排気速度v e = 2802 m/s または 2.80 km/s となり、上記の典型的な値と一致します。
技術文献は非常に分かりにくい場合が多い。なぜなら、多くの著者が、あらゆる理想気体に適用される普遍的な気体定数Rを使用しているのか、それとも特定の気体にのみ適用される気体定数Rsを使用しているのかを明確に説明していないからである。この2つの定数の関係はRs = R / Mであり、ここでRは普遍的な気体定数、Mは気体のモル質量である。
推力とは、ロケットを空気中または宇宙空間で移動させる力のことです。推力は、ロケットの推進システムがニュートンの第三法則「すべての作用には、それと等しく反対向きの反作用がある」を適用することによって発生します。ガスまたは作動流体がロケットエンジンのノズルの後部から加速され、ロケットは反対方向に加速されます。ロケットエンジンのノズルの推力は次のように定義できます。[ 2 ] [ 3 ] [ 5 ] [ 6 ]
括弧内の用語は等価速度として知られています。
特定の衝動は、発生する推力と推進剤の重量流量の比です。これは、ロケットエンジンの燃料効率の尺度です。英語の工学単位では、 [ 7 ]のように求められます。
どこ：
完全に膨張したノズルケースの場合、式は次のようになる
ロケットノズルの場合、そうでない場合もある。に比例する真空という定数を定義することは可能である任意のエンジンについて、以下のように定義されます。
したがって：
これは単純に、真空推力から出口面に作用する周囲の大気圧の力を差し引いたものである。
つまり、ロケットノズルにおいては、エンジンに作用する周囲の圧力は、ロケットエンジンの出口面の後方方向を除いて相殺され、排気ジェットが前方推力を発生させる。
比推力は、特性速度の積として表されることが多い。および推力係数（標準重力で割った値）。ノズルの性能は推力係数で要約されます。特性速度は燃焼室の性能を示す指標であり、ノズルの設計とはほとんど関係がありません。
ガスがノズルの膨張部を下っていくにつれて、圧力と温度は低下し、ガスの速度は増加する。
排気ジェットが超音速であるということは、排気圧力が周囲の圧力と大きく異なる可能性があることを意味します。ジェットの速度が非常に速いため、外部の空気は上流側の圧力を均一にすることができないのです。したがって、超音速ノズルでは、ノズルから噴出するガスの圧力が周囲の圧力よりもかなり低い場合もあれば、非常に高い場合もあります。
出口圧力が低すぎると、ジェットがノズルから分離する可能性があります。これは不安定な状態になりやすく、ジェットは一般的に大きな軸外推力を発生させ、ノズルを機械的に損傷させる可能性があります。
この分離は一般的に、出口圧力が周囲の圧力の約 30〜45% を下回ると発生しますが、スペースシャトルのメインエンジン(SSME) のように、ノズルがリムの圧力を上昇させるように設計されている場合は、分離ははるかに低い圧力まで遅れる可能性があります (周囲圧力 15 psi で 1〜2 psi)。[ 8 ]
さらに、ロケットエンジンが始動したり、スロットルを絞ったりすると、燃焼室内の圧力が変化し、それによって効率も変化します。燃焼室内の圧力が低い場合、エンジンはほぼ必然的に過膨張を起こします。
ノズルの最も狭い部分の面積と出口面の面積の比率は、排気ガスの膨張がどれだけ効率的に線速度、すなわち排気速度、ひいてはロケットエンジンの推力に変換されるかを決定する主な要因である。ガスの特性も影響を与える。
ノズルの形状も、排気ガスの膨張を直線運動に変換する効率にわずかながら影響を与える。最も単純なノズル形状は円錐の半角が約15°で、効率は約98%である。角度が小さいほど効率はわずかに向上し、角度が大きいほど効率は低下する。
回転体の形状は、ベル型ノズルや放物線型など、より複雑な形状のものがよく用いられます。これらは円錐型ノズルよりも効率が約1%高く、より短く軽量にすることができます。重量が重要な要素となる打ち上げロケットやその他のロケットで広く使用されています。もちろん、製造が難しいため、一般的にコストが高くなります。
理論的には、最大排気速度を得るための最適なノズル形状も存在する。しかし、一般的にはより短いベル形状が用いられる。これは、重量が大幅に軽く、長さが短く、抗力損失が少なく、排気速度もごくわずかにしか低下しないため、全体的な性能が向上するからである。[ 9 ]
ロケットノズルの効率には、他にも様々な設計上の要素が影響します。ノズルの喉部は滑らかな曲率半径を持つべきです。喉部に向かって狭くなる内角も全体の効率に影響を与えますが、その影響は小さいです。ノズルの出口角は、低い出口圧力での分離問題の発生を最小限に抑えるため、できるだけ小さく（約12°）する必要があります。
高度補正やその他の用途向けに、より高度な設計が数多く提案されている。
大気境界を持つノズルには、以下のようなものがある。
これらのノズルはそれぞれ、超音速流が周囲圧力に合わせて膨張または収縮することで、出口比を変化させ、対応する高度における最適な出口圧力（またはその近辺）になるようにします。プラグノズルとエアロスパイクノズルは、どちらもラジアル流入設計であるという点で非常に似ていますが、プラグノズルは（切り詰められた場合もある）固体の中央部を備え、エアロスパイクノズルは固体の中央部をシミュレートするために「ベースブリード」ガスを備えています。EDノズルは、流れが中央のピントルによって偏向されるラジアル流出ノズルです。
制御された流れ分離ノズルには以下が含まれます。
これらは一般的にベルノズルと非常によく似ているが、周囲圧力が低下するにつれて出口面積比を増加させるためのインサートまたは機構を備えている。
デュアルモードノズルには以下が含まれます。
これらは、2 つのスロートまたは 2 つの推力室 (対応するスロート付き) のいずれかを備えています。中央のスロートは標準設計で、環状のスロートに囲まれており、同じ (デュアルスロート) または別の (デュアルエキスパンダー) 推力室からのガスを排出します。どちらの場合も、両方のスロートはベルノズルに排出されます。周囲圧力が低い高高度では、中央のノズルが閉じられ、スロート面積が減少し、それによってノズル面積比が増加します。これらの設計には追加の複雑さが必要ですが、2 つの推力室を持つことの利点は、異なる推進剤または異なる燃料混合比を燃焼するように構成できることです。同様に、エアロジェットは、「推力増強ノズル」[ 13 ] [ 14 ]と呼ばれるノズルも設計しており、これは推進剤と酸化剤を燃焼のためにノズルセクションに直接噴射し、流れの剥離の影響により増強がない場合よりも、より大きな面積比のノズルを大気のより深い場所で使用できるようにします。それによって、複数の推進剤（例えばRP-1）の使用が再び可能になり、推力がさらに向上するだろう。
液体噴射推力偏向ノズルは、ジンバル機構のないノズルからピッチとヨーを制御できる先進的な設計の一つです。インドのPSLVは、この設計を「二次噴射推力偏向制御システム」と呼んでいます。ストロンチウム過塩素酸塩をノズル内の様々な流路に噴射することで、所望の制御を実現します。タイタンIIICやミニットマンIIなど、一部のICBMやブースターも同様の設計を採用しています。
![{\displaystyle v_{\text{e}}={\sqrt {{\frac {TR}{M}}\,{\frac {2\gamma }{\gamma -1}}\left[1-\left({\frac {p_{\text{e}}}{p}}\right)^{\frac {\gamma -1}{\gamma }}\right]}}}](https://wikimedia.org/api/rest_v1/media/math/render/svg/a60f06c2ec23ee96e8fdb5c9ed0b68218c394308)
![{\displaystyle {\begin{aligned}F&={\dot {m}}v_{\text{e}}+\left(p_{\text{e}}-p_{\text{o}}\right)A_{\text{e}}\\[2pt]&={\dot {m}}\left[v_{\text{e}}+\left({\frac {p_{\text{e}}-p_{\text{o}}}{\dot {m}}}\right)A_{\text{e}}\right],\end{aligned}}}](https://wikimedia.org/api/rest_v1/media/math/render/svg/58f29f77a6742541d693f42e7e552bf911e5c463)
