固体燃料ロケット

固体推進ロケットまたは固体ロケットとは、固体推進剤（燃料／酸化剤）を使用するロケットエンジンを備えたロケットのことです。最も初期のロケットは、火薬を動力源とする固体燃料ロケットでした。火薬ロケットが戦争で使われるようになったのは中世の中国に遡り、13世紀にはモンゴル人がその西方への普及に重要な役割を果たしました。^{[ 1 ]}

20世紀に入るまで、すべてのロケットは固体または粉末状の推進剤を使用していたが、その後、液体燃料ロケットが登場し、より効率的で制御しやすい代替手段が提供されるようになった。固体ロケットは、そのシンプルさと信頼性の高さから、現在でも世界中の軍事兵器、模型ロケット、固体ロケットブースター、そしてより大規模な用途で使用されている。

固体燃料ロケットは、推進剤の劣化がほとんどなく長期間保管でき、ほぼ常に確実に打ち上げられるため、ミサイルなどの軍事用途で頻繁に使用されています。固体推進剤の性能は（液体と比較して）低いため、商用衛星や大型宇宙探査機に通常使用される現代の中型から大型の打ち上げロケットの主推進剤としては適していません。しかし、固体は、ペイロード容量を増やすためのストラップオンブースターとして、または通常よりも高い速度が必要な場合のスピン安定式の追加上段として頻繁に使用されています。固体ロケットは、 2トン未満の低地球軌道（LEO）ペイロードまたは最大500キログラム（1,100ポンド）の脱出ペイロード用の軽量打ち上げロケットとして使用されます。^{[ 2 ] [ 3 ]} 

シンプルな固体ロケットモーターは、ケーシング、ノズル、グレイン（推進剤）、および点火装置で構成されています。

固体粒子塊は予測可能な燃焼挙動を示し、排気ガスを生成する。この排気ガスの流れはテイラー・カリック流によって記述される。ノズル寸法は、排気ガスから推力を発生させつつ、設計上の燃焼室圧力を維持するように計算される。

単純な固体ロケットモーターは、一度点火すると、燃焼に必要なすべての成分が燃焼室内に存在するため、停止させることはできません。より高度な固体ロケットモーターは、ノズル形状の制御や通気口の使用によって、スロットル制御、消火^{[ 4 ]} 、再点火が可能です。さらに、セグメントごとに燃焼し、指令に応じて点火できるパルス式ロケットモーターも利用可能です。

現代の設計には、誘導用の操縦可能なノズル、アビオニクス、回収装置（パラシュート）、自爆機構、APU、制御可能な戦術モーター、制御可能な方向転換および姿勢制御モーター、熱管理材料なども含まれる場合がある。

中世の宋王朝の中国人は固体推進ロケットを発明した。^{[ 5 ]}明王朝の軍事作家で哲学者の焦瑜による14世紀の中国の軍事書『火龍経』の挿絵と記述は、 1232年に開封の包囲戦（1232年）でモンゴル軍を撃退するために、当時「火矢」として知られていた固体推進ロケットを使用したことを裏付けている。^{[ 6 ] [ 7 ]}それぞれの矢は、火薬を詰めた単純な固体推進ロケットの筒の形をしていた。片方の開口部からガスが逃げ、飛行方向制御のための誘導システムとして機能する長い棒に取り付けられていた。^{[ 7 ] [ 6 ]}

鋳鉄製の筒を用いた最初のロケットは、 1750年代にハイダル・アリとティプー・スルタンの治世下のマイソール王国で使用されました。これらのロケットは、最大1.5マイル離れた目標まで到達できました。これらは、イギリス東インド会社に屈辱的な敗北をもたらした第二次マイソール戦争で非常に効果的でした。マイソールのロケットがイギリスに対して成功したという知らせは、イギリス、フランス、アイルランドなどで研究を促しました。イギリスが1799年にシュリーランガパタナの砦を最終的に征服したとき、数百のロケットがロンドン近郊の王立兵器廠に送られ、リバースエンジニアリングされました。これが、1804年のコングリーブ・ロケットによる最初の工業的な軍用ロケット製造につながりました。^{[ 8 ]}

1921年、ソ連の研究開発研究所であるガス力学研究所は固体推進ロケットの開発を開始し、その結果、1928年に最初の打ち上げが行われ、約1,300メートル飛行した。^{[ 9 ]}これらのロケットは、1931年に航空機の離陸を補助するロケットの世界での最初の成功例に使用された。^{[ 10 ]} 1933年からは、反応科学研究所（RNII） によって研究が続けられ、 RS-82およびRS-132ロケットが開発され、地対空、地対地、空対地、空対空戦闘用のいくつかのバリエーションが設計された。^{[ 11 ]}ソ連空軍による航空機発射無誘導対空ロケットの、より重い航空機との戦闘での使用が知られている最初の例は、1939年8月のハルハ河の戦いである。^{[ 11 ]} 1938 年 6 月、RNII は RS-132 ロケットをベースにした多連装ロケットランチャーの開発を開始した。^{[ 12 ]} 1939 年 8 月、完成した製品はBM-13 / カチューシャ ロケットランチャーであった。 1938 年末にかけて、ロケットランチャーの最初の重要な大規模テストが行​​われ、さまざまなタイプの 233 発のロケットが使用された。ロケットの一斉射撃は、5,500 メートル (3.4マイル)の射程で目標を完全に跨ぐことができた。第二次世界大戦の終結までに、ロケットランチャーの総生産数は約 10,000 台に達した。^{[ 13 ]}ソ連軍向けに 1,200 万発の RS 型ロケットが生産された。^{[ 14 ]} 

米国では、現代の鋳造可能な複合固体ロケットモーターは、1942年にカリフォルニア工科大学の航空宇宙エンジニア、ジャック・パーソンズによって発明されました。彼は、二重基剤推進剤を屋根用アスファルトと過塩素酸カリウムに置き換えました。これにより、ジェット補助離陸用途に適したサイズで十分な保存期間を持つ低速燃焼ロケットモーターが可能になりました。JPL （カリフォルニア工科大学）に勤務していたチャールズ・バートリーは、粘着性のあるアスファルトの代わりに硬化可能な合成ゴムを使用し、モーターケーシングにしっかりと接着する、柔軟でありながら幾何学的に安定した耐荷重推進剤粒子を作成しました。これにより、はるかに大型の固体ロケットモーターが可能になりました。アトランティック・リサーチ・コーポレーションは、1954年に推進剤中の粉末アルミニウムの量を最大20%まで増やすことで、複合推進剤のI _spを大幅に向上させました。^{[ 15 ]}

固体燃料ロケット技術は、20世紀半ばに各国政府がより高性能な軍事ミサイルを開発するために行った様々な取り組みによって、技術革新、規模、能力の面で最大の飛躍を遂げた。1940年代と1950年代に液体燃料ロケットを用いた弾道ミサイル軍事技術の初期設計が行われた後、ソ連と米国はともに、空中または海上から発射可能な固体燃料ミサイルを含む、局地弾道ミサイル、地域弾道ミサイル、大陸間弾道ミサイルの開発に向けた大規模な取り組みに着手した。その後50年間、他の多くの政府もこれらの軍事技術の開発を進めた。

1980年代後半から2020年にかけて、政府が開発した高性能固体ロケット技術は、多くの政府主導プログラムによって軌道宇宙飛行に適用されてきました。その多くは、主に液体ロケットを燃料とする打ち上げロケットの初期上昇時に推力を追加するためのブースターロケットとして使用されています。一部の設計では、上段にも固体ロケットが採用されています。2010年代に飛行した例としては、欧州のアリアン5、米国のアトラスVとスペースシャトル、日本のH-IIなどがあります。

これまでに製造された最大の固体ロケットモーターは、エアロジェット社がフロリダで鋳造した3基の6.60メートル（260インチ）のモノリシック固体モーターでした。 ^{[ 16 ]}モーター260 SL-1とSL-2は、直径6.63メートル（261インチ） 、長さ24.59メートル（80フィート8インチ） 、重量842,900キログラム（1,858,300ポンド）、最大推力16 MN（3,500,000ポンド）でした。燃焼時間は2分でした。ノズル喉は立ったまま歩けるほど大きかった。このモーターは、8基のエンジンを搭載したサターンI液体燃料ロケットの第1段と1対1で交換可能でしたが、そのように使用されることはありませんでした。モーター260 SL-3は、長さと重量はほぼ同じでしたが、最大推力は24 MN（5,400,000 lbf）で、作動期間も短かった。         

設計はまず必要な総推力から始まり、それによって燃料と酸化剤の質量が決定されます。次に、必要なモーター特性を満たすように、粒子の形状と化学組成が選択されます。

以下の項目は同時に選択または解決されます。結果として得られるのは、粒子、ノズル、およびケース形状の正確な寸法です。

• 穀物は、その表面積と燃焼室の圧力に応じて、予測可能な速度で燃焼する。^{[ 17 ]}
• 燃焼室の圧力は、ノズルの喉部の直径と穀物の燃焼速度によって決まる。
• 許容チャンバー圧力は、ケーシングの設計によって決まります。
• 燃焼時間は、穀物の「ウェブの厚さ」によって決まります。

粒子はケーシングに接着されている場合と接着されていない場合がある。ケーシングに接着されたモーターは、飛行中のケーシングと粒子の変形が互いに適合する必要があるため、設計がより困難である。

固体ロケットモーターの一般的な故障モードとしては、燃料粒子の破断、ケーシングの接着不良、燃料粒子内の気泡の発生などが挙げられる。これらのいずれも、燃焼表面積の瞬間的な増加と、それに伴う排気ガス発生量および圧力の増加を引き起こし、ケーシングの破裂につながる可能性がある。

もう一つの故障モードは、ケーシングシールの破損です。穀物を積み込むために開ける必要があるケーシングには、シールが不可欠です。シールが破損すると、高温のガスが排出経路を侵食し、最終的に破損につながります。スペースシャトル・チャレンジャー号の事故は、まさにこのシール破損が原因でした。

固体ロケット燃料は、燃焼室内の露出した推進剤表面から爆燃する。このように、ロケットモーター内部の推進剤の形状は、モーター全体の性能に重要な役割を果たす。推進剤の表面が燃焼するにつれて、形状は変化し（内部弾道学の研究対象）、多くの場合、燃焼ガスにさらされる推進剤の表面積が変化する。推進剤の体積は断面積に等しいので、${\displaystyle A_{s}}$燃料の長さの倍数である体積推進剤消費率は、断面積に線燃焼率を掛けた値である。${\displaystyle {\dot {b}}}$、発生する燃焼ガスの瞬間質量流量は、体積流量に燃料密度を乗じたものに等しい。${\displaystyle \rho }$:

${\displaystyle {\dot {m}}=\rho \cdot A_{s}\cdot {\dot {b}}}$

用途や望ましい推力曲線に応じて、いくつかの幾何学的構成がよく用いられる。

• 
  円形穴のシミュレーション
• 
  Cスロットシミュレーション
• 
  月燃焼シミュレーション
• 
  5点フィノシルシミュレーション

• 円形ボア：BATES構成の場合、漸進的・漸退的な推力曲線を生成する。
• エンドバーナー：推進剤は軸方向の一方の端からもう一方の端まで燃焼し、安定した長時間燃焼を実現するが、熱的な問題や重心（CG）の移動が生じる。
• Cスロット：側面（軸方向）に大きな楔形の切り欠きがある推進剤で、比較的長い後退推力を発生させるが、熱的な問題や非対称な重心特性がある。
• 月燃焼器：中心からずれた円形ボアにより、漸進的・漸進的な長時間燃焼を実現するが、わずかに非対称な重心特性を持つ。
• フィノシリンダー：通常は5本または6本の脚を持つ星形をしており、表面積が増加するため、円形ボアよりも燃焼速度が若干速く、非常に安定した推力を生み出すことができる。

ケーシングは様々な素材で製造される。小型の黒色火薬式模型モーターには段ボールが、大型の複合燃料式ホビーモーターにはアルミニウムが使用される。スペースシャトルのブースターには鋼鉄が使用された。高性能モーターには、フィラメント巻きグラファイトエポキシ製のケーシングが用いられる。

ケーシングは、ロケットモーターの圧力とそれに伴う応力、場合によっては高温に耐えられるように設計されなければならない。設計上、ケーシングは圧力容器とみなされる。

腐食性の高温ガスからケーシングを保護するため、ケーシングの内側に犠牲熱ライナーが設けられることが多く、このライナーが溶融することでモーターケーシングの寿命を延ばす。

収束・発散型設計では、ノズルから噴出される排気ガスを加速させて推力を発生させます。ノズルは、燃焼ガス流の熱に耐えられる材料で製造する必要があります。多くの場合、非晶質グラファイトや強化炭素繊維複合材などの耐熱性炭素系材料が使用されます。

設計によっては、排気方向の制御が可能なものもあります。これは、スペースシャトルの固体燃料ロケットブースター（SRB）のようにノズルをジンバル式にしたり、 V-2ロケットのように排気口にジェットベーンを使用したり、液体噴射推力偏向（LITV）によって実現できます。

LITVは、ノズル喉部より後の排気流に液体を注入することによって行われます。液体は気化し、ほとんどの場合化学反応を起こして排気流の片側に質量流量を加え、それによって制御モーメントを生み出します。例えば、タイタンIII C固体ブースターはLITVのために四酸化二窒素を注入しました。タンクはロケットのメインセンターステージとブースターの間の側面に見ることができます。^{[ 18 ]}

初期のミニットマンロケットの第1段は、単一のモーターと4つのジンバル式ノズルを用いて、ピッチ、ヨー、ロールの制御を行っていた。

典型的な、適切に設計された過塩素酸アンモニウム複合推進剤（APCP）第1段モーターは、真空比推力（I _sp）が最大285.6秒（2.801 km/s）（Titan IVB SRMU）に達する可能性がある。^{[ 19 ]}これは、RP1/LOX（RD-180）^{[ 20 ]}の339.3秒（3.327 km/s）および_LH2 /LOX（Block II RS-25）^{[ 21 ]}の二液推進剤エンジンの452.3秒（4.436 km/s）と比較される。上段特有のインパルスはやや大きく、 APCP (Orbus 6E) では最大303.8秒 (2.979 km/s) 、 ^{[ 22 ]} RP1/LOX (RD-0124) では359秒 (3.52 km/s) ^{[ 23 ]} _{、LH 2} /LOX (RL10B-2)では465.5秒 (4.565 km/s) ^{[ 24 ]}にも達する。           

（分割されていない）固体燃料ロケットの第1段では、推進剤の割合は通常、上段よりもやや高くなる。重量53,000キログラム（117,000ポンド）のCastor 120第1段は、推進剤質量分率が92.23%である一方、 Orbital Science社のTaurus II COTS（市販品）（国際宇宙ステーション補給）ロケット用に開発された重量14,000キログラム（31,000ポンド）のCastor 30上段は、推進剤分率が91.3%で、グラファイトエポキシモーターケーシングが2.9%、ノズル、点火装置、推力ベクトルアクチュエータが2.4%、ペイロードマウント、ステージ間アダプタ、ケーブル配線、計器類などの非モーターハードウェアが3.4%となっている。Castor 120とCastor 30の直径はそれぞれ2.36メートル（93インチ）と2.34メートル（92インチ）で、Athena ICおよびIIC商用ロケットのステージとして使用されている。第1段と第2段にキャスター120エンジンを使用した4段式ロケット「アテナII」は、1998年に商業的に開発されたロケットとして初めて月探査機（ルナ・プロスペクター）を打ち上げた。   

固体ロケットは比較的低コストで高い推力を得ることができます。このため、固体はロケットの初期段階（例えばスペースシャトル）に使用され、比推力の高いエンジン、特に質量の小さい水素燃料エンジンは上位段階に確保されています。さらに、固体ロケットは、そのシンプルさ、信頼性、コンパクトさ、そして適度に高い質量分率のため、衛星の最終ブースト段階として長い歴史を持っています。^{[ 25 ]}彗星や太陽系外縁部へのミッションなど、追加の速度が必要な場合、スピン安定型固体ロケットモーターが追加されることがあります。これは、スピナーが（新しく追加された段階に）誘導システムを必要としないためです。チオコールの、主にチタン製のケースに入ったスター宇宙モーターの幅広いファミリーは、特にデルタロケットや、スペースシャトルの貨物室から衛星を打ち上げるためのスピン安定型上段として広く使用されています。スターモーターの推進剤含有率は94.6%にも達するが、追加構造物や機器によって作動質量含有率は2%以上低下する。

高性能の固体ロケット推進剤は、大型戦略ミサイル（商用ロケットとは対照的に）で使用されています。過塩素酸アンモニウムよりもエネルギーの高いニトラミンであるHMX、C ₄ H ₈ N ₄ (NO ₂ ) _{4 は}、ピースキーパー ICBM の推進剤に使用され、トライデント II D-5 艦隊弾道ミサイルで使用される NEPE-75 推進剤の主成分です。^{[ 26 ]} HMX を含む高エネルギーの軍用固体推進剤は、すでに HMX 推進剤を含む弾道ミサイルを改造したロケット（退役したピースキーパー ICBM をベースにしたミノタウロス IV および V）を除き、商用ロケットでは爆発の危険性があるため使用されていません。^{[ 27 ]}カリフォルニア州チャイナレイクの海軍航空兵器ステーションは、単にCL-20（チャイナレイク化合物^# 20）と呼ばれる新しい化合物 C ₆ H ₆ N ₆ (NO ₂ ) ₆を開発しました。 HMXと比較すると、CL-20は質量あたりのエネルギーが14%高く、体積あたりのエネルギーが20%高く、酸素対燃料比も高い。^{[ 28 ]}これらの非常にエネルギー密度の高い軍用固体推進剤の開発動機の1つは、既存の艦船搭載型デッキ下垂直発射管や空中移動式トラック搭載型発射管に収まるほど小型のミサイルから、中間段階の大気圏外ABM能力を実現することである。2004年の議会の不感性弾薬（IM）法に準拠したCL-20推進剤は実証されており、コストが下がれば、現在好まれているAPCP固体推進剤と比較して性能が大幅に向上し、商用発射機での使用に適している可能性がある。 HMX推進剤を使用したピースキーパーの第2段ですでに309秒の比推力が実証されていることから、CL-20推進剤のより高いエネルギーにより、HMXの爆発の危険性なしに、同様のICBMやロケット上段用途で比推力を約320秒まで高めることが期待できる。^{[ 29 ]}

軍事用途において魅力的な特性の一つは、固体ロケット推進剤をロケット内部に長時間充填したままにしておくことができ、かつ、いざという時に確実に発射できる点である。

固体燃料ロケットモーターは模型ロケット用に市販されています。通常は黒色火薬燃料の小型シリンダーで、一体型のノズルと、オプションで少量の爆薬が内蔵されています。この爆薬は、一定時間後に燃料がなくなると作動し、カメラのシャッターを切ったり、パラシュートを展開したりするのに使用できます。爆薬と遅延機構がない場合、モーターは第2段（黒色火薬のみ）に点火する可能性があります。

アマチュアロケットの世界では、「キャンディ」推進剤がよく使われる。なぜなら、比較的安全で製造が容易であり、材料が一般に容易に入手でき、黒色火薬モーターよりも比推力が高いからである。

中出力および高出力ロケットでは、市販のAPCPモーターが広く使用されています。これらは使い捨て型または再装填型として設計できます。これらのモーターは、複数のメーカーから「A」（1.26  Ns～2.50  Ns）から「O」（20.48  kNs～40.96  kNs）までの推力範囲で入手可能です。必要な推力に応じて、標準化された直径とさまざまな長さで製造されています。標準的なモーター直径は、13、18、24、29、38、54、75、98、および150ミリメートルです。さまざまな推力プロファイルを生成するために、さまざまな推進剤配合が利用可能であり、色付きの炎、煙の軌跡、大量の火花（混合物にチタンスポンジを添加することによって生成）などの特殊効果も生成できます。

• ALICE推進剤などの環境に配慮した燃料配合
• 固体燃料ラムジェット
• 可変ノズル形状に基づく可変推力設計
• 固体燃料と、噴射量を調整可能な液体または気体の酸化剤を使用するハイブリッドロケット

• A. ダベナス編 (1992).固体ロケット推進技術. パーガモン. ISBN 978-0080409993。

• ロバート・A・ブラウニグのロケット推進に関するページ
• アストロノーティクス複合固体推進剤
• アリアン5 SRB
• アマチュア高出力ロケット協会
• ナッカロケット工学（設計計算と推進剤配合）
• 5セントのシュガーロケット
• Practical Rocketry （2006年6月18日アーカイブ）
• NASAの実践ロケット工学