ロケット推進剤

ロケットの推進剤は、ロケットエンジンから噴射される反応物質として使用され、推力を生み出します。必要なエネルギーは、化学ロケットの場合のように推進剤自体から得られる場合もあれば、イオンエンジンの場合のように外部から得られる場合もあります。

ロケットは、質量を高速で後方に排出することで推力を生み出します。生成される推力は、推進剤の質量流量とロケットに対する排気速度 (比推力) を掛け合わせることで計算できます。ロケットは、後ろや下の空気を「押す」のではなく、燃焼室とノズルに対する燃焼ガスの圧力によって加速されるものと考えることができます。ロケット エンジンは、エンジンの外側に空気圧がないため、宇宙空間で最もよく機能します。宇宙空間では、流れの分離を起こさずに、より長いノズルを取り付けることもできます。

ほとんどの化学推進剤は、酸化還元化学反応、より具体的には燃焼によってエネルギーを放出します。そのため、混合物には酸化剤と還元剤（燃料）の両方が存在する必要があります。一元推進剤ロケットにおける非常に不安定な過酸化物結合の分解など、分解もエネルギー源になり得ます。

二液推進ロケットの場合、還元燃料と酸化剤の混合物が燃焼室に導入され、通常は圧力を克服するためにターボポンプが使用されます。燃焼が起こると、液体推進剤の塊が高温高圧の大量のガスに変換されます。この排気流はエンジンのノズルから高速で噴出され、ニュートンの運動法則に従ってロケットを前進させる反対の力を生み出します。

化学ロケットは、段階によって分類できます。固体ロケットは固体相の推進剤を使用し、液体燃料ロケットは液相の推進剤を使用し、ガス燃料ロケットは気相の推進剤を使用し、ハイブリッドロケットは固体と液体または気体の推進剤の組み合わせを使用します。

固体ロケット モーターの場合、燃料と酸化剤はモーター鋳造時に混合されます。推進剤の燃焼はモーター ケース内で発生し、発生した圧力を封じ込める必要があります。固体ロケットは一般に、液体ロケットよりも推力が高く、比推力が低く、燃焼時間が短く、質量が大きく、さらに点火すると停止できません。

宇宙では、ロケットの各段がペイロードに与えることができる速度の最大変化は、主にその質量比と排気速度の関数です。この関係は、ロケット方程式によって説明されます。排気速度は、使用される推進剤とエンジンに依存し、消費される推進剤の単位質量あたりにロケット車両に供給される総エネルギーである比推力と密接に関連しています。質量比は、特定の推進剤の選択によっても影響を受ける可能性があります。

大気圏を飛行するロケットの段では、通常、小型で軽量のタンクが必要なため、性能が低く、分子量が高く、密度の高い推進剤を使用します。主に、または宇宙の真空内でのみ動作する上段では、高エネルギー、高性能、低密度の液体水素燃料 を使用する傾向があります。

固体推進剤には主に 2 つの種類があります。「複合材」は、主にポリマー結合剤中の硝酸アンモニウム、二硝酸アンモニウム、過塩素酸アンモニウム、硝酸カリウムなどの固体酸化剤の顆粒と、エネルギー燃料化合物の薄片または粉末 (例: RDX、HMX 、アルミニウム、ベリリウム)の混合物で構成されています。可塑剤、安定剤、および/または燃焼速度調整剤 (酸化鉄、酸化銅) を追加することもできます。

シングル、ダブル、トリプルベース（主成分の数によります）は、1～3 種類の主成分の均質な混合物です。これらの主成分には、燃料と酸化剤が含まれている必要があり、結合剤と可塑剤も含まれることがよくあります。すべての成分は肉眼では区別がつかず、液体として混合され、1 回のバッチで硬化されることがよくあります。成分は、多くの場合、複数の役割を持つことができます。たとえば、RDX は燃料と酸化剤の両方であり、ニトロセルロースは燃料、酸化剤、構造ポリマーです。

さらに分類を複雑にしているのは、ダブルベース推進剤と複合推進剤の要素を含む推進剤が多く、これらの推進剤には、バインダーに均一に混合された一定量のエネルギー添加剤が含まれることが多いことです。火薬（ポリマーバインダーのない圧縮複合材）の場合、燃料は木炭、酸化剤は硝酸カリウム、硫黄は反応触媒として機能し、消費されて硫化カリウムなどのさまざまな反応生成物を形成します。

CL-20 (HNIW)をベースにした最新のニトラミン固体推進剤は、NTO / UDMH貯蔵可能液体推進剤と同等の性能を発揮しますが、スロットル調整や再起動はできません。

固体燃料ロケットは、液体燃料ロケットよりも保管や取り扱いがはるかに簡単です。燃料の密度が高いため、サイズもコンパクトです。これらの特徴に加え、シンプルさと低コストにより、固体燃料ロケットは軍事や宇宙用途に最適です。

固体ロケットはシンプルなため、大きな推力が必要でコストが問題となる場合には、固体ロケットが適しています。スペース シャトルや他の多くの軌道打ち上げ機では、この理由から、ブースト ステージ (固体ロケット ブースター) に固体燃料ロケットを使用しています。

固体燃料ロケットは、液体燃料ロケットよりも、推進剤効率の指標である比推力が低い。その結果、固体上段の全体的な性能は、固体質量比が通常 .91 ～ .93 の範囲にあり、ほとんどの液体推進剤上段と同等かそれ以上であるにもかかわらず、液体段よりも劣る。これらのセグメント化されていない固体上段で高い質量比が実現できるのは、推進剤密度が高く、フィラメント巻きモーターケースの強度対重量比が非常に高いためである。^[要出典]

固体ロケットの欠点は、リアルタイムでスロットルを制御できないことですが、内部の推進剤の形状を調整することで、プログラムされた推力スケジュールを作成できます。固体ロケットは、燃焼を消すために排気したり、範囲を制御したり、ステージの分離に対応したりする手段として逆推力にしたりすることができます。大量の推進剤を注入するには、完成したモーターに亀裂や空洞ができないように、一貫性と再現性が必要です。混合と注入は、真空中でコンピューター制御によって行われ、推進剤の混合物は薄く広げられ、大きなガスの泡がモーターに入らないようにスキャンされます。

固体燃料ロケットは亀裂や空隙を許容しないため、欠陥を特定するには X 線スキャンなどの後処理が必要です。燃焼プロセスは燃料の表面積に依存します。空隙や亀裂は燃焼表面積の局所的な増加を意味し、局所的な温度が上昇し、局所的な燃焼速度が上昇します。この正のフィードバック ループは、ケースまたはノズルの壊滅的な故障に簡単につながる可能性があります。

固体ロケット燃料は、13世紀に中国の宋王朝時代に初めて開発されました。宋人は1232年に開封の軍事包囲戦で初めて火薬を使用しました。^{[1] [2] [3] [4] [5]}

1950 年代から 60 年代にかけて、米国の研究者らは過塩素酸アンモニウム複合推進剤(APCP) を開発しました。この混合物は、通常、細かく粉砕した過塩素酸アンモニウム(酸化剤) 69～70% と微細アルミニウム粉末(燃料) 16～20% を、11～14% のポリブタジエンアクリロニトリル(PBAN) またはヒドロキシル末端ポリブタジエン(ポリブタジエンゴム燃料)のベースでまとめたものです。この混合物は、濃厚な液体として形成され、適切な形状に成形され、硬化されて、堅固でありながら柔軟な耐荷重性固体になります。歴史的に、 APCP 固体推進剤の総数は比較的少ないです。しかし、軍隊は多種多様な固体推進剤を使用しており、その一部は APCP の性能を超えています。現在の打ち上げロケットで使用されているさまざまな固体および液体推進剤の組み合わせで達成される最高の比推力の比較は、固体燃料ロケットに関する記事に記載されています。^[6]

1970年代から1980年代にかけて、米国はLGM-30ミニットマンとLG-118Aピースキーパー（MX）という固体燃料のICBMに完全に切り替えました。1980年代から1990年代にかけて、ソ連/ロシアも固体燃料のICBM（RT-23、RT-2PM、RT-2UTTH）を配備しましたが、2つの液体燃料のICBM（R-36とUR-100N）を保持しています。双方の固体燃料ICBMはすべて、最初の3段の固体ステージを備えており、複数の独立した標的弾頭を備えたものには、再突入体の軌道を微調整するための精密操作可能なバスが搭載されていました。

液体燃料ロケットは固体ロケットよりも比推力が高く、スロットル調整、停止、再起動が可能です。液体燃料ロケットの燃焼室のみ、高い燃焼圧力と燃焼温度に耐える必要があります。冷却は液体推進剤で再生的に行うことができます。ターボポンプを採用したロケットでは、推進剤タンクの圧力が燃焼室よりも低いため、タンクの質量が減少します。これらの理由から、ほとんどの軌道打ち上げロケットは液体推進剤を使用しています。

液体推進剤の比推力に関する主な利点は、高性能酸化剤が利用できることにあります。適切な燃料と組み合わせると、ほとんどの固体ロケットで使用される過 塩素酸アンモニウムよりも優れた比推力を持つ実用的な液体酸化剤 (液体酸素、四酸化二窒素、過酸化水素) がいくつか利用可能です。

一部のガス、特に酸素と窒素は、上層大気から収集され、大幅に低コストで推進剤貯蔵庫で使用するために低軌道まで輸送できる可能性がある。 ^[7]

液体推進剤の主な問題は、酸化剤にも関係しています。硝酸や四酸化窒素などの貯蔵可能な酸化剤は、毒性が極めて高く、反応性も高い傾向があります。一方、極低温推進剤は定義上、低温で貯蔵する必要があり、反応性/毒性の問題もあります。液体酸素(LOX) は、飛行可能な唯一の極低温酸化剤です。フッ素/LOX 混合物である FLOX などの他の物質は、不安定性、毒性、爆発性のため、飛行したことはありません。^{[8]不安定でエネルギーが高く、毒性のある酸化剤として、液体}オゾン(O ₃ )、ClF ₃、ClF ₅などが提案されています。

液体燃料ロケットには、潜在的に問題のあるバルブ、シール、ターボポンプが必要であり、これにより打ち上げロケットのコストが増加します。ターボポンプは、高い性能要件のために特に問題があります。

• 液体酸素(LOX) と高度に精製されたケロシン( RP-1 )。アトラス V、ファルコン 9、ファルコン ヘビー、ソユーズ、ゼニット、アンガラ、長征 6などの第 1 段に使用されています。この組み合わせは、地上から打ち上げられ、大気圧で作動する必要があるブースターにとって最も実用的であると広く考えられています。
• LOXと液体水素。セントール上段、デルタIVロケット、H-IIAロケット、欧州のアリアン5のほとんどの段、およびスペース・ローンチ・システムのコア段と上段で使用されます。
• LOXと液体メタン（液化天然ガスから）。朱雀2号、バルカン号で使用されているほか、ニューグレン、ソユーズ7号、スペースXスターシップ、ロケットラボニュートロンなど、開発中のいくつかのロケットでも使用される予定。

• 四酸化二窒素(N ₂ O ₄ ) とヒドラジン(N ₂ H ₄ )、MMHまたはUDMH。両方の液体が適度な温度と圧力で長期間保存できるため、軍事、軌道、および深宇宙ロケットで使用されます。N ₂ O _{4 /UDMH は、}プロトン ロケット、旧型の長征ロケット(LM 1-4)、PSLV、フレガート、およびブリズ M上段の主燃料です。この組み合わせは自己燃焼性であり、魅力的なほど単純な点火シーケンスを実現します。主な不便な点は、これらの推進剤が非常に有毒であり、慎重な取り扱いが必要なことです。
• 過酸化水素、ヒドラジン、亜酸化窒素などの一元推進剤は、主に姿勢制御や宇宙船の軌道維持に使用され、二元推進剤に比べて比推力が低いという欠点を補って、長期保存性、使用の簡便性、必要な微量の推進力を提供できるという利点があります。過酸化水素は、ソユーズロケットの第 1 段のターボポンプの駆動にも使用されます。^[要出典]

特定の推進剤化学組成における理論的な排気速度は、推進剤質量当たりに放出されるエネルギー（比エネルギー）に比例する。化学ロケットでは、未燃焼燃料または酸化剤は化学ポテンシャルエネルギーの損失を表し、比エネルギーを減少させる。しかし、ほとんどのロケットは燃料を多く含む混合物で作動するため、理論的な排気速度は低くなる。^[9]

しかし、燃料が豊富な混合物は、分子量の低い排気物質も含んでいる。ロケットのノズルは、推進剤の熱エネルギーを方向性のある運動エネルギーに変換する。この変換は、推進剤が燃焼室からエンジンスロートを通ってノズルから流れ出るまでの時間、通常は 1 ミリ秒程度で起こる。分子は、回転、振動、並進運動で熱エネルギーを蓄えるが、後者だけがロケット段にエネルギーを加えるために簡単に使用できる。原子数の少ない分子 (CO や H ₂など) は、原子数の多い分子 (CO ₂や H ₂ O など)よりも、利用可能な振動モードと回転モードが少ない。その結果、小さな分子は、与えられた熱入力に対して蓄える振動エネルギーと回転エネルギーが少なくなり、運動エネルギーに変換できる並進エネルギーが増える。結果として、ノズル効率は十分に向上し、実際のロケットエンジンは、理論上の排気速度がいくらか低い燃料が豊富な混合物を運転することで、実際の排気速度を向上させることができる。^[9]

排気ガスの分子量がノズルの効率に与える影響は、海面近くで作動するノズルにとって最も重要です。真空中で作動する高膨張ロケットでは影響がはるかに小さいため、燃料濃度は低くなります。

LOX/炭化水素ロケットは、混合比が化学量論から外れると単位質量あたりのエネルギー放出が急速に低下するため、わずかに濃い（O/F質量比は化学量論の3.4～4ではなく3）状態で運転されます。LOX/LH 2_ロケットは非常に濃い（O/F質量比は化学量論の8ではなく4）状態で運転されます。これは、水素が非常に軽いため、余分な水素を加えると推進剤の単位質量あたりのエネルギー放出が非常にゆっくりと低下するためです。実際、LOX/LH ₂ロケットは、基礎となる化学ではなく、余分な水素タンクの質量による性能の低下によって、濃い状態で運転できるかどうかが一般的に制限されます。^[9]

燃料を多く含んだ状態で運転するもう 1 つの理由は、非化学量論的混合気は化学量論的混合気よりも低温で燃焼するため、エンジンの冷却が容易になるからです。燃料を多く含んだ燃焼生成物は酸化剤を多く含んだ燃焼生成物よりも化学反応性 (腐食性) が低いため、ロケット エンジンの大部分は燃料を多く含んだ状態で運転するように設計されています。例外が少なくとも 1 つあります。ロシアのRD-180プレバーナーは、LOX と RP-1 を 2.72 の比率で燃焼します。

さらに、混合比は打ち上げ中に動的に変化します。これは、飛行中に酸化剤と燃料の比率 (および全体の推力) を調整する設計で利用でき、システム全体のパフォーマンスを最大化できます。たとえば、離陸中は推力が比推力よりも重要であり、O/F 比を慎重に調整すると、より高い推力レベルを実現できます。ロケットが発射台から離れると、エンジンの O/F 比を調整して効率を高めることができます。

液体水素は高い I _{sp を}もたらしますが、その低密度は欠点です。水素は、灯油などの高密度燃料に比べて 1 キログラムあたり約 7 倍の体積を占めます。燃料タンク、配管、ポンプはそれに応じて大きくする必要があります。これにより、車両の乾燥質量が増加し、パフォーマンスが低下します。液体水素は、製造と保管に比較的費用がかかり、車両の設計、製造、および操作に問題を引き起こします。ただし、液体水素は、I _spが重要で推力対重量比があまり重要でない上段での使用に非常に適しています。

高密度燃料ロケットは I _spが低いため離陸質量は高くなりますが、エンジン部品の容積が小さいため、離陸時の推力をより容易に高めることができます。つまり、高密度燃料ブースター段を備えたロケットは軌道に早く到達し、重力抵抗による損失を最小限に抑え、有効なデルタ v要件を減らします。

提案されている三液推進剤ロケットは、低高度では主に高密度燃料を使用し、高高度では水素に切り替えます。1960年代の研究では、この技術を使用した単段式軌道投入型車両が提案されました。 ^[10]スペースシャトルは、最初の120秒間の推力の大部分に高密度固体ロケットブースターを使用することでこれに近づきました。メインエンジンは燃料を豊富に含む水素と酸素の混合物を燃焼し、打ち上げ中は継続的に作動しますが、SRBの燃焼終了後の高高度では推力の大部分を供給します。

ハイブリッド推進剤: 液体 (高 ISP) と固体 (シンプルさ) の両方の利点をほとんど備えた、固体燃料とともに使用される貯蔵可能な酸化剤。

ハイブリッド推進剤ロケットには通常、固体燃料と液体または NEMA 酸化剤が使用されています。^{[説明が必要]} 液体酸化剤を使用すると、液体燃料ロケットと同様に、エンジンのスロットル操作と再起動が可能になります。ハイブリッド ロケットは、ハイブリッドでよく使用されるより無害な液体酸素や亜酸化窒素とは異なり、一部の高性能固相酸化剤に塩素 (具体的には過塩素酸アンモニウムとの複合体) が含まれているため、固体ロケットよりも環境的に安全です。これは特定のハイブリッド システムにのみ当てはまります。塩素またはフッ素化合物を酸化剤として使用し、ベリリウム化合物などの危険物を固体燃料粒子に混ぜたハイブリッドもありました。構成要素が 1 つだけ液体であるため、液体を燃焼室に輸送するために使用される動力によっては、ハイブリッドは液体ロケットよりもシンプルになります。液体が少ないということは、通常、配管システム、バルブ、ポンプ (使用される場合) の数が少なく、小型であることを意味します。

ハイブリッド モーターには 2 つの大きな欠点があります。1 つ目は、固体ロケット モーターと共通で、燃料粒子の周りのケーシングを完全な燃焼圧力と極端な温度にも耐えられるように作らなければならないことです。ただし、現代の複合構造はこの問題にうまく対処しており、亜酸化窒素と固体ゴム推進剤 (HTPB) を使用する場合、いずれにしても比較的少量の燃料しか必要としないため、燃焼室はそれほど大きくありません。^[要出典]

ハイブリッドで残る主な難しさは、燃焼プロセス中の推進剤の混合です。固体推進剤では、酸化剤と燃料は工場で注意深く管理された状態で混合されます。液体推進剤は、通常、燃焼室の上部にあるインジェクターによって混合されます。インジェクターは、燃料と酸化剤の多数の小さな高速の流れを互いに導きます。液体燃料ロケットインジェクターの設計は、長い間研究されてきましたが、信頼性の高いパフォーマンス予測はまだ困難です。ハイブリッドモーターでは、混合は燃料の溶融または蒸発表面で発生します。混合は十分に制御されたプロセスではなく、通常、かなりの量の推進剤が燃焼せずに残り、^[11]モーターの効率を制限します。燃料の燃焼率は、主に酸化剤フラックスと露出した燃料表面積によって決まります。この燃焼率は、表面積または酸化剤フラックスが高くない限り、ブーストステージなどの高出力操作には通常十分ではありません。酸化剤の流量が高すぎると、燃焼が局所的に消えてしまうような炎の保持力の低下や浸水につながる可能性があります。表面積は、通常、粒子を長くしたり、ポートを複数にしたりすることで増やすことができますが、燃焼室のサイズが大きくなり、粒子の強度が低下したり、容積負荷が減少する可能性があります。さらに、燃焼が続くと、粒子の中央の穴 (「ポート」) が広がり、混合比が酸化剤に富む傾向にあります。

ハイブリッド モーターの開発は、固体および液体モーターに比べてはるかに少ないです。軍事用途では、取り扱いとメンテナンスの容易さから固体ロケットが使用されています。軌道上での作業では、液体燃料の方がハイブリッドよりも効率的であるため、ほとんどの開発が液体燃料に集中しています。最近、非軍事の弾道飛行作業用のハイブリッド モーターの開発が増加しています。

• 最近、いくつかの大学がハイブリッドロケットの実験を行っている。ブリガムヤング大学、ユタ大学、ユタ州立大学は、 1995年に学生が設計したユニティIVと呼ばれるロケットを打ち上げた。このロケットは固体燃料のヒドロキシ末端ポリブタジエン（HTPB）を酸化剤の酸素ガスで燃焼させ、2003年にはHTPBを亜酸化窒素で燃焼させる大型バージョンを打ち上げた。 スタンフォード大学は亜酸化窒素/パラフィンワックスハイブリッドモーターを研究している。UCLAは2009年から学部生グループを通じてHTPBを使用したハイブリッドロケットを打ち上げている。^[12]
• ロチェスター工科大学は、宇宙や地球近傍天体に小型ペイロードを打ち上げるための HTPB ハイブリッド ロケットを製造していました。最初の打ち上げは 2007 年の夏でした。
• スケールド・コンポジッツ社のスペースシップワンは、初の民間有人宇宙船で、HTPB と亜酸化窒素を燃焼するハイブリッドロケットRocketMotorOneを搭載していました。ハイブリッドロケットエンジンは、SpaceDev社が製造しました。SpaceDev 社は、NASA のステニス宇宙センターの E1 テストスタンドで AMROC (American Rocket Company) 社のモーターをテストして収集した実験データに基づいて、部分的にモーターを開発しました。

GOX（気体酸素）は、ブラン計画の軌道操作システム の酸化剤として使用されました。

ロケットの設計によっては、外部エネルギー源を使用して推進剤にエネルギーを与えるものもあります。たとえば、水ロケットは圧縮ガス（通常は空気）を使用して、水の反応物質をロケットから押し出します。

イオンスラスタは中性ガスをイオン化し、電場や磁場によってイオン（またはプラズマ）を加速して推進力を生み出します。

熱ロケットは、高温での加熱機構と化学的に適合する低分子量の不活性推進剤を使用する。太陽熱ロケットと核熱ロケットは、通常、比推力約 600～900 秒の液体水素を使用するか、場合によっては比推力約 190 秒で蒸気として排出される水を使用することを提案している。核熱ロケットは、核分裂の熱を使用して推進剤にエネルギーを追加します。一部の設計では、核燃料と作動流体を分離して放射能汚染の可能性を最小限に抑えていますが、実際のテスト プログラムでは核燃料の損失が常に問題となっていました。太陽熱ロケットは、原子炉を使用するのではなく、集中した太陽光を使用して推進剤を加熱します。

姿勢制御ジェット機などの低性能用途では、窒素などの圧縮ガスが使用されています。^[13]エネルギーは不活性ガスの圧力に蓄えられます。しかし、実用的なガスの密度が低く、それを封じ込める圧力容器の質量が大きいため、圧縮ガスは現在ほとんど使用されていません。

オリオン計画やその他の核パルス推進提案では、推進剤は一連の核爆発から生じるプラズマ破片となる。^[14]

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• ロケット推進剤（Rocket & Space Technologyより）