固体燃料ロケット

固体燃料ロケットまたは固体ロケットは、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です。最も初期のロケットは、火薬で動く固体燃料ロケットでした。戦争における火薬ロケットの始まりは古代中国に遡り、13世紀にはモンゴル人が西方への導入を促進する上で重要な役割を果たしました。^[1]

20 世紀まで、すべてのロケットは何らかの形の固体または粉末の推進剤を使用していましたが、液体推進剤ロケットがより効率的で制御可能な代替手段を提供しました。固体ロケットはシンプルで信頼性が高いため、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、およびより大規模な用途で使用されています。

固体燃料ロケットは、燃料の劣化がほとんどなく長期間保管でき、打ち上げもほぼ確実に行えるため、ミサイルなどの軍事用途に頻繁に使用されている。固体燃料は液体燃料に比べて性能が低いため、商業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の使用には不向きである。しかし、固体燃料は、積載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にスピン安定化された追加上段として頻繁に使用されている。固体ロケットは、 2トン未満の低軌道（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ている。^{[2] [3]}

単純な固体ロケットモーターは、ケース、ノズル、グレイン（推進剤）、点火装置で構成されています。

固体粒子の塊は予測通りに燃焼して排気ガスを生成し、その流れはテイラー・キューリック流で説明されます。ノズルの寸法は、排気ガスから 推力を発生させながら、設計チャンバー圧力を維持するように計算されます。

単純な固体ロケットモーターは、燃焼室内に燃焼に必要なすべての成分が含まれているため、一度点火すると停止することができません。より高度な固体ロケットモーターは、ノズル形状の制御または通気口の使用により、スロットルを絞ったり、消火したり^[4] 、再点火したりできます。さらに、セグメントで燃焼し、コマンドで点火できる パルスロケットモーターも利用できます。

最新の設計には、誘導用の操縦可能なノズル、航空電子機器、回収ハードウェア（パラシュート）、自爆機構、APU、制御可能な戦術モーター、制御可能な転換および姿勢制御モーター、熱管理材料も含まれる場合があります。

中世の宋代中国人は、非常に原始的な固体燃料ロケットを発明した。^[5]明代の軍事作家で哲学者の焦虞による14世紀の中国の軍事論文『火龍経』の図解と説明は、1232年に中国人が開封のモンゴル軍包囲戦中にモンゴル軍を追い払うために、当時「火矢」として知られていた原始的な固体燃料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、火薬が詰められた単純な固体燃料ロケット管の原始的な形をしていた。一方の開口端からガスが逃げ、飛行方向を制御する誘導システムとして機能する長い棒が取り付けられていた。^{[7] [6]}

鋳鉄製の管を備えた最初のロケットは、 1750年代にハイダル・アリーとティプー・スルタンの治世下のマイソール王国で使用された。これらのロケットは、最大1.5マイル離れた標的を攻撃することができた。これらは、イギリス東インド会社の屈辱的な敗北に終わった第二次マイソール戦争で非常に効果的であった。マイソールロケットがイギリスに対して成功したという噂は、イギリス、フランス、アイルランドなど他の国々で研究を促した。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すると、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た。これが1804年のコングリーブロケットによる軍用ロケットの最初の工業生産につながった。^[8]

1921年、ソ連の研究開発機関である気体力学研究所は固体燃料ロケットの開発を開始し、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}航空機の離陸を支援するためのロケットの使用に世界で初めて成功した。^[10] 1933年からは反応科学研究所（RNII）によって研究が継続され、 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、空対空の戦闘用のいくつかのバリエーションが設計されました。^[11]ソ連空軍が航空機発射型の無誘導対空ロケットを空気より重い航空機との戦闘に使用した最も古い例は、1939年8月のノモンハン事件で確認されている。^[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ました。^{[12] 1939年8月、} BM-13 / カチューシャロケットランチャーが完成しました。1938年末にロケットランチャーの最初の大規模なテストが行​​われ、233発の様々なタイプのロケットが使用されました。ロケットの一斉射撃は、5,500メートル（3.4マイル）の距離にあるターゲットを完全にまたぐことができました。第二次世界大戦の終わりまでに、ロケットランチャーの総生産は約10,000に達しました。^[13]ソ連軍向けに1,200万発のRSタイプのロケットが生産されました。^[14]

米国では、1942年にカリフォルニア工科大学のアメリカ人航空宇宙技術者ジャック・パーソンズが、ダブルベース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て、現代の鋳造可能な複合固体ロケットモーターを発明した。これにより、ジェット補助離陸用途に十分なサイズと十分な保存寿命を備えた、燃焼が遅いロケットモーターが可能になった。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、ベタベタしたアスファルトの代わりに硬化性合成ゴムを使用し、柔軟でありながら幾何学的に安定した耐荷重性推進剤粒子を作製し、モーターケースにしっかりと接着した。これにより、はるかに大きな固体ロケットモーターが可能になった。アトランティック・リサーチ社は、1954年に推進剤中の粉末アルミニウムの量を20％まで増やすことで、複合推進剤I _{spを大幅に向上させた。} ^[15]

固体燃料ロケット技術は、20世紀半ばに政府が軍用ミサイルの高性能化に向けたさまざまな取り組みを進めたことにより、技術革新、規模、能力の面で最大の飛躍を遂げた。1940年代から1950年代にかけて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、ソ連と米国の両国は、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、固体燃料による局地的、地域的、大陸間弾道ミサイルの開発に向けた主要な取り組みに乗り出した。その後50年間で、他の多くの政府もこれらの軍事技術を開発した。

1980年代後半から2020年にかけて、政府が開発した高性能な固体ロケット技術は、多くの政府主導のプログラムによって軌道上の宇宙飛行に適用されてきた。その多くは、主に液体ロケットによる打ち上げロケットの初期の上昇中に追加の推力を加えるためのブースターロケットとしてである。一部の設計では固体ロケットの上段も採用されている。2010年代に飛行した例としては、欧州のアリアネ5、米国のアトラスVとスペースシャトル、日本のH-IIなどがある。

これまでに製造された最大の固体ロケットモーターは、フロリダで鋳造されたエアロジェットの6.60メートル（260インチ）のモノリシック固体モーター3基でした。^[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16MN（3,500,000ポンドフィート）でした。燃焼時間は2分でした。ノズルのスロートは、立ったまま歩けるほどの大きさでした。このモーターは、8基のエンジンを搭載したサターンI液体燃料第一段の1対1の代替品として使用できましたが、実際に使用されることはありませんでした。モーター 260 SL-3 は長さと重量は同様でしたが、最大推力は 24 MN (5,400,000 lbf) で持続時間は短くなりました。

設計は、必要な総インパルスから始まり、これによって燃料と酸化剤の質量が決まります。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。

以下は同時に選択または解決されます。結果は、粒子、ノズル、およびケース形状の正確な寸法です。

• 粒子は、その表面積とチャンバー圧力を考慮すると、予測可能な速度で燃焼します。^{[要出典] [17]}
• チャンバー圧力は、ノズルのスロート直径と粒子の燃焼速度によって決まります。
• 許容チャンバー圧力はケーシング設計に依存します。
• 燃焼時間の長さは、木目の「ウェブの厚さ」によって決まります。^{[説明が必要]}

粒子はケースに接着されている場合とされていない場合があります。ケース接着モーターは、飛行中のケースの変形と粒子が適合する必要があるため、設計がより困難です。

固体ロケット モーターの一般的な故障モードには、粒子の破損、ケースの結合の破損、粒子内のエア ポケットなどがあります。これらはすべて、燃焼表面積の瞬間的な増加と、それに伴う排気ガス生成速度と圧力の増加を引き起こし、ケースが破裂する可能性があります。

もう一つの故障モードは、ケーシングシールの故障です。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必要です。シールが故障すると、高温のガスが脱出経路を侵食し、故障につながります。これがスペースシャトルチャレンジャー号の事故の原因でした。

固体ロケット燃料は、燃焼室内の露出した推進剤の表面から爆燃します。このように、ロケット モーター内部の推進剤の形状は、モーターの全体的な性能に重要な役割を果たします。推進剤の表面が燃焼するにつれて、形状が変化し (内部弾道学の研究対象)、燃焼ガスにさらされる推進剤の表面積が最も頻繁に変化します。推進剤の体積は断面積 と燃料の長さの積に等しいため、体積推進剤消費率は断面積と線燃焼速度の積に等しく、生成される燃焼ガスの瞬間質量流量は体積流量と燃料密度の積に等しくなります。 ${\displaystyle A_{s}}$${\displaystyle {\dot {b}}}$ ${\displaystyle \rho}$

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

アプリケーションと必要な推力曲線に応じて、いくつかの幾何学的構成がよく使用されます。

• 
  円形ボアシミュレーション
• 
  Cスロットシミュレーション
• 
  ムーンバーナーシミュレーション
• 
  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-退行的推力曲線を生成します。
• エンドバーナー: 推進剤は軸方向の端から端まで燃焼し、安定した長時間燃焼を実現しますが、熱の問題や重心 (CG) のシフトが発生します。
• C スロット: 側面 (軸方向に沿って) に大きなくさび形の切り込みがある推進剤で、かなり長い後退推力を生成しますが、熱の問題と非対称の CG 特性があります。
• ムーンバーナー：中心から外れた円形のボアは漸進的・退行的な長時間燃焼を生み出すが、わずかに非対称な重心特性を持つ。
• フィノシル: 通常は 5 本または 6 本の脚を持つ星型で、非常に水平な推力を生成でき、表面積が大きくなるため円形の穴よりも燃焼が少し速くなります。

ケースはさまざまな材料から作られます。段ボールは小型の黒色火薬模型用モーターに使用され、アルミニウムは大型の複合燃料趣味用モーターに使用されます。スペース シャトルのブースターには鋼鉄が使用されました。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 ケースが使用されます。

ケーシングは、ロケット モーターの圧力と、高温になる可能性のある応力に耐えられるように設計する必要があります。設計上、ケーシングは圧力容器と見なされます。

腐食性の高温ガスからケーシングを保護するために、ケーシングの内側に犠牲熱ライナーが実装されることが多く、これが除去されてモーター ケーシングの寿命が延びます。

収束発散型設計により、ノズルから排出される排気ガスが加速され、推力が発生します。ノズルは、燃焼ガス流の熱に耐えられる材料で作られている必要があります。多くの場合、非晶質グラファイトや強化炭素炭素などの耐熱性炭素系材料が使用されます。

一部の設計では、排気の方向制御が組み込まれています。これは、スペース シャトルの SRB のようにノズルをジンバルで動かしたり、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、ノズルのスロート後の排気流に液体を注入する。液体はその後気化し、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を追加し、制御モーメントを提供する。例えば、タイタンIII C固体燃料補助ロケットはLITV用に四酸化窒素を注入した。タンクはロケットの中央主ステージと補助ロケットの間の側面に見られる。^[18]

初期のミニットマンの第 1 段ロケットでは、ピッチ、ヨー、ロールの制御を行うために 4 つのジンバルノズルを備えた単一のモーターが使用されていました。

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）の第1段モーターは、真空比推力（I _sp）が285.6秒（2.801 km/s）（Titan IVB SRMU）にも達することがあります。^{[19]これは、RP1 / LOX（RD-180） [20]}の339.3秒（3.327 km/s）およびLH ₂ /LOX（ブロックII RS-25）^[21]の452.3秒（4.436 km/s）と比較されます。上段の比推力はいくらか大きく、APCP（オーバス6E）では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]となっています。}

推進剤の割合は、通常、上段よりも（セグメント化されていない）固体推進剤の第 1 段の方がいくらか高くなります。 53,000キログラム（117,000ポンド）のCastor 120第1段の推進剤質量分率は92.23%であるのに対し、Orbital ScienceのTaurus II COTS（Commercial Off The Shelf）（国際宇宙ステーション補給）打ち上げロケット用に開発された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、そのうち2.9%がグラファイトエポキシモーターケース、2.4%がノズル、点火装置、推力ベクトルアクチュエータ、3.4%がペイロードマウント、段間アダプタ、ケーブルレースウェイ、計器などの非モーターハードウェアである。Castor 120とCastor 30の直径はそれぞれ2.36メートルと2.34メートル（93インチと92インチ）で、Athena ICとIICの商用打ち上げロケットの段として使用されている。第一段と第二段の両方にカストル120を使用した4段式のアテナIIは、1998年に月探査機（ルナ・プロスペクター）を打ち上げた最初の商業的に開発された打ち上げロケットとなりました。

固体ロケットは、比較的低コストで高い推力を発揮できる。このため、固体はロケットの初期段階（スペースシャトルなど）で使用されており、高比推力エンジン、特に軽量の水素燃料エンジンは、より高段目に留保されている。さらに、固体ロケットは、その単純さ、信頼性、コンパクトさ、およびかなり高い質量分率のため、衛星の最終ブースト段階としての長い歴史がある。^[25]彗星や太陽系外へのミッションなど、余分な速度が必要な場合、スピン安定化固体ロケットモーターが追加されることがある。これは、スピナーには（新しく追加された段階の）誘導システムが必要ないためである。主にチタンケースのThiokolのStar宇宙用モーターの広範な製品群は、特にデルタロケットで広く使用され、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化上段として使用されている。スターモーターの推進剤分率は 94.6% にも達しますが、追加の構造物や装置により動作質量分率は 2% 以上減少します。

高性能の固体ロケット推進剤は、（商用打ち上げロケットではなく）大型戦略ミサイルで使用されている。HMX 、 C ₄ H ₈ N ₄ (NO ₂ ) _{4 は}、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、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艦隊弾道ミサイルに使用されているNEPE-75推進剤の主成分である。^[26]爆発の危険性があるため、HMXを含む高エネルギー軍用固体推進剤は、LVがすでにHMX推進剤を含む改造された弾道ミサイルである場合（退役したピースキーパーICBMに基づくミノタウロスIVおよびV）を除いて、商用打ち上げロケットには使用されていない。^[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、新しい化合物C ₆ H ₆ N ₆ (NO ₂ ) ₆を開発し、単にCL-20（チャイナレイク化合物^＃ 20）と呼ばれている。 HMXと比較すると、CL-20は質量当たりのエネルギーが14%、体積当たりのエネルギーが20%高く、酸素燃料比も高い。^{[28]これらの非常に}エネルギー密度の高い軍用固体燃料開発の動機の1つは、既存の艦船搭載型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、中間段階で大気圏外ABM能力を達成することである。議会の2004年非感応性弾薬（IM）法に準拠したCL-20燃料が実証されており、コストが下がれば、現在好まれているAPCP固体燃料と比較して性能が大幅に向上し、商用打ち上げロケットでの使用に適する可能性がある。 HMX推進剤を使用したピースキーパーの第2段ロケットではすでに比推力309秒が実証されており、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または打ち上げロケットの上段ロケットの用途で比推力を約320秒まで増加させることが期待されます。^[29]

軍事用途にとって魅力的な特性は、固体ロケット推進剤をロケット内に長時間充填したままにしておき、いつでも確実に打ち上げることができる能力です。

黒色火薬は木炭（燃料）、硝酸カリウム（酸化剤）、硫黄（燃料と触媒）からできている。これはロケットに応用された最も古い花火の材料の一つである。現代では、黒色火薬は安価で製造が比較的容易であるため、低出力の模型ロケット（エステスロケットやクエストロケットなど）に使用されている^{[30] [31]}。燃料粒子は通常、圧縮された微粉末（固体の硬いスラグ）の混合物であり、燃焼速度は正確な組成と動作条件に大きく依存する。黒色火薬の比推力は低く、約80秒（0.78 km/秒）である。粒子は破損しやすく、そのため壊滅的な故障を引き起こす。黒色火薬は通常、推力40ニュートン（9.0ポンド力）を超えるモーターには使用されない。

粉末状の亜鉛金属と粉末状の硫黄 (酸化剤)から構成されるZS または「マイクログレイン」は、別の圧縮推進剤です。その性能は低く (ほとんどの ZS は燃焼室の外で燃焼するため)、線形燃焼速度は 2 m/s 程度と速いため、専門的なアマチュア ロケット界以外では実用化されていません。ZS は、ロケットが非常に速く加速して、その後ろに壮観な大きなオレンジ色の火の玉を残すため、新奇な推進剤として最もよく使用されます。

一般的に、ロケットキャンディの推進剤は、酸化剤（通常は硝酸カリウム）と糖燃料（通常はデキストロース、ソルビトール、またはスクロース）であり、推進剤成分をゆっくりと溶かし、非晶質 コロイドを鋳型に注ぐか詰めることで成形されます。キャンディ推進剤は、約 130 s（1.3 km/s）の低中比推力を生成するため、主にアマチュアおよび実験的なロケット愛好家によって使用されます。

DB 推進剤は 2 つの一元推進剤燃料成分で構成され、一方は通常、高エネルギー (ただし不安定) の一元推進剤として機能し、もう一方は低エネルギーの安定化 (およびゲル化) の一元推進剤として機能します。通常、ニトログリセリンはニトロセルロースゲルに溶解され、添加剤で固められます。DB 推進剤は、煙は最小限で済み、約 235 s (2.30 km/s) の中高 I _{spが求められる用途で使用されます。金属燃料 (}アルミニウムなど) を追加すると、性能を約 250 s (2.5 km/s) まで向上できますが、排気中の金属酸化物の 核生成により煙が不透明になることがあります。

粉末酸化剤と粉末金属燃料は、ゴム状結合剤（燃料としても機能する）で緊密に混合され、固定化される。複合推進剤は、多くの場合、硝酸アンモニウムベース（ANCP）または過塩素酸アンモニウムベース（APCP）のいずれかである。硝酸アンモニウム複合推進剤は、マグネシウムやアルミニウムを燃料として使用することが多く、中程度の性能（I _sp約210 s（2.1 km/s））を発揮するのに対し、過塩素酸アンモニウム複合推進剤は、アルミニウム燃料を使用することが多く、高性能（真空I _{sp は}、一体型ノズルで最大296 s（2.90 km/s）、高面積比伸縮ノズルで304 s（2.98 km/s））を発揮する。 ^[22]アルミニウムは、比エネルギー密度が適度で、体積エネルギー密度が高く、偶発的に発火しにくいため、燃料として使用される。複合推進剤は鋳造され、ヒドロキシル末端ポリブタジエン(HTPB)などのゴムバインダーが硬化添加剤の助けを借りて架橋(固化) した後も形状を維持します。高性能、適度な製造の容易さ、適度なコストのため、APCP は宇宙、軍事、アマチュアのロケットで広く使用されています。一方、より安価で効率の低い ANCP は、アマチュアのロケットやガス発生器で使用されています。アンモニウムジニトラミド(NH ₄ N(NO ₂ ) ₂ ) は、複合推進剤の過塩素酸アンモニウムの 1 対 1 の塩素を含まない代替品として検討されています。硝酸アンモニウムとは異なり、ADN はモーター性能を損なうことなく AP の代わりに使用できます。

ポリウレタン結合アルミニウム-APCP固体燃料は、潜水艦発射型ポラリスミサイルに使用されました。^[32]スペースシャトル固体ロケットブースターで使用されたAPCPは、過塩素酸アンモニウム（酸化剤、重量比69.6%）、アルミニウム（燃料、16%）、酸化鉄（触媒、0.4%）、ポリブタジエンアクリロニトリル（PBAN）ポリマー（混合物をまとめ、二次燃料として機能する非ウレタンゴムバインダー、12.04%）、エポキシ硬化剤（1.96%）で構成されていました。^{[33] [34]}これは、海面で242秒（2.37 km / s）、真空中で268秒（2.63 km / s）の比推力を発生しました。2005-2009年のコンステレーションプログラムでは、同様のPBAN結合APCPを使用することになっていました。^[35]

2009年、あるグループが水とナノアルミニウムの推進剤（ALICE）の作成に成功しました。

一般的な HEC 推進剤は、標準的な複合推進剤混合物 (APCP など) から始まり、その混合物に高エネルギー爆薬が追加されます。この追加成分は通常、RDXまたはHMXの小さな結晶の形をしており、どちらも過塩素酸アンモニウムよりも高いエネルギーを持っています。比推力がわずかに増加するにもかかわらず、高爆発性添加物の危険性が増すため、実装は制限されています。

複合改質ダブルベース推進剤は、結合剤としてニトロセルロース/ニトログリセリンダブルベース推進剤から始まり、複合推進剤で通常使用される固体（通常は過塩素酸アンモニウム（AP）と粉末アルミニウム）を追加します。過塩素酸アンモニウムは、ニトロセルロースの使用によってもたらされる酸素不足を補い、全体的な比推力を向上させます。アルミニウムは比推力と燃焼安定性を向上させます。トライデントII D-5 SLBMの燃料として使用されるNEPE-75などの高性能推進剤は、APの大部分をポリエチレングリコール結合HMXに置き換え、比推力をさらに高めます。複合推進剤とダブルベース推進剤の成分の混合は非常に一般的になり、ダブルベース推進剤の機能的定義があいまいになっています。

固体燃料の研究で最も活発な分野の一つは、C ₆ H ₆ N ₆ (NO ₂ ) ₆ CL-20 ニトロアミン(チャイナレイク化合物 #20) を使用した高エネルギーで最小シグネチャの燃料の開発です。これは HMX よりも質量あたりのエネルギーが 14% 高く、エネルギー密度が 20% 高くなっています。この新しい燃料は開発に成功し、戦術ロケット モーターでテストされました。この燃料は非汚染性で、酸、固体微粒子、鉛を含みません。また、無煙で、透明な排気ガスの中でかすかな衝撃ダイヤモンド パターンが見えるだけです。アルミニウム化燃料の燃焼によって生成される明るい炎と濃い煙の跡がないため、これらの無煙燃料ではミサイルの発射位置が明らかになるリスクがほとんどありません。新しいCL-20推進剤は、衝撃に鈍感（危険度クラス1.3）であり、現在のHMX無煙推進剤は爆発性が高い（危険度クラス1.1）のとは対照的である。CL-20は固体ロケット推進剤技術における大きな進歩と考えられているが、コストが依然として高いため、まだ広く普及していない。^[28]

電気固体推進剤（ESP）は、電流を流すことで点火・噴射できる高性能プラスチゾル固体推進剤の一種です。制御や消火が難しい従来のロケットエンジン推進剤とは異なり、ESPは正確な間隔と持続時間で確実に点火できます。可動部品を必要とせず、推進剤は炎や電気火花の影響を受けません。^[36]

固体燃料ロケット モーターは、模型ロケット用に購入できます。通常、黒色火薬燃料の小さなシリンダーにノズルが一体化しており、オプションで、時間遅延後に燃料がなくなると点火する少量の爆薬が入っています。この爆薬は、カメラを起動したり、パラシュートを展開したりするために使用できます。この爆薬と遅延がなければ、モーターは第 2段階(黒色火薬のみ) に点火する可能性があります。

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、使い捨てまたは再装填可能として設計できます。これらのモーターは、いくつかのメーカーから、インパルス範囲が「A」(1.26 Ns - 2.50 Ns) から「O」(20.48 kNs - 40.96 kNs) まで用意されています。これらは、必要なインパルスに応じて、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。標準のモーター直径は、13、18、24、29、38、54、75、98、および 150 ミリメートルです。異なる推進剤配合物が用意されており、異なる推力プロファイル、および色のついた炎、煙の跡、または大量の火花 (混合物に チタンスポンジを追加することで生成) などの特殊効果を生み出すことができます。

ほぼすべての観測ロケットは固体モーターを使用しています。

• アストロビー
• ブラックブラント
• S-310、S-520
• スカイラーク（ロケット）
• テリア・オリオン、テリア・マレミュート
• VSB-30

固体ロケットは信頼性、保管および取り扱いの容易さから、ミサイルやICBMに使用されています。

• 空対空ミサイル: AIM-9 サイドワインダー、AIM-54 フェニックス、ファクール-90、メテオ、R-33、PL-15
• 弾道ミサイル:ジェリコ、セイジル、9K720 イスカンデル、ファテフ-110、ATACMS、DF-21
• ICBM: LGM-30 ミニッツマン、UGM-133 トライデント II、LGM-118 ピースキーパー、RT-2PM トーポリ、DF-41、M51 SLBM

固体ロケットは、特に3段以上の段が使用される場合、小型のペイロードを軌道速度まで打ち上げるのに適しています。これらの多くは、再利用されたICBMに基づいています。

大型の液体燃料軌道ロケットでは、燃料を満載したロケットを打ち上げるのに十分な初期推力を得るために、固体ロケットブースターがよく使用されます。

固体燃料は、一部の上段ロケット、特にスター 37 (「バーナー」上段ロケットとも呼ばれる) とスター 48 (「ペイロード アシスト モジュール」または PAMとも呼ばれる) にも使用されます。どちらも当初はThiokol社が製造し、現在はNorthrop Grumman社が製造しています。これらは、大型ペイロードを目的の軌道 ( GPS 衛星など) に打ち上げたり、小型ペイロードを惑星間軌道、さらには恒星間軌道に打ち上げたりするために使用されます。スペース シャトルとTitan IVで使用されたもう 1 つの固体燃料上段ロケットは、ボーイング社製の慣性上段ロケット(IUS) です。

• パイオニア10号とパイオニア11号はともに、アトラス・セントールロケットのスター37E上段ロケットによって太陽系外に送り出された。
• ボイジャー1号とボイジャー2号は、どちらもタイタンIIIEロケットのスター37E上段ロケットによって太陽系外に送り出されました。
• マゼランは、 STS-30でスペースシャトル・アトランティスから放出された後、IUSで金星に送られました。
• ガリレオは、 STS-34でスペースシャトルアトランティスから放出された後、IUSで木星に送られました。
• ユリシーズは、STS-41でスペースシャトルディスカバリー号から放出された後、IUSとスター48 PAMで木星に送られました。その後、木星の周りの重力アシストを受けて太陽の周りの極軌道に配置されました。
• ニューホライズンズは、アトラスVロケットのスター48PAMで太陽系外に送り出されました。

アンタレス（ノースロップ・グラマン社製）などの一部のロケットでは、固体燃料の上段が必須となっています。アンタレス ロケットは、上段として ノースロップ・グラマン社製のカストル 30 を使用しています。

• ALICE推進剤などの環境に配慮した燃料配合
• 固体燃料を搭載したラムジェット
• 可変ノズル形状に基づく可変推力設計
• 固体燃料とスロットル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. Davenas 編 (1992)。固体ロケット推進技術。ペルガモン。ISBN 978-0080409993。

• ロバート A. ブラウニグのロケット推進ページ
• アストロノート複合固体推進剤
• アリアン5SRB
• アマチュア高出力ロケット協会
• ナッカロケット（設計計算と推進剤配合）
• 5セントのシュガーロケット
• 実用ロケット工学 2006-06-18ウェイバックマシンにアーカイブ
• NASA 実用ロケット工学