ロケットエンジン

ロケットエンジンは反動エンジンであり、ニュートンの第3法則に従って、反応物質を後方に噴射することで推力を発生させます。反応物質は通常、ロケット内部に格納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す。ただし、冷ガススラスタや核熱ロケットなどの非燃焼形式も存在します。ロケット車両は、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も使用でき、脱出速度を超える高速を達成できます。ロケットエンジンによって一般的に推進される車両には、ミサイル、砲弾、弾道ミサイル、およびあらゆるサイズのロケット（小さな花火から人間サイズの武器、巨大な宇宙船まで）があります。

他の種類のジェットエンジンと比較すると、ロケットエンジンは最も軽量で推力は最も高いが、推進剤効率は最も低い（比推力は最も低い）。理想的な排気ガスはすべての元素の中で最も軽い水素であるが、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」の略語として使用されています。

熱ロケットは、電気（電熱推進）または原子炉（核熱ロケット）によって加熱された不活性推進剤を使用します。

化学ロケットは、推進剤の 発熱還元 酸化化学反応によって駆動されます。

• 固体燃料ロケット（または固体推進剤ロケットまたはモーター）は、固体状態の推進剤を使用する化学ロケットです。
• 液体燃料ロケットは、タンクから供給される液体状態の 1 つ以上の燃料を使用します。
• ハイブリッドロケットは燃焼室内で固体推進剤を使用し、これに第2の液体またはガスの酸化剤または推進剤を追加して燃焼を可能にします。
• 一元推進剤ロケットは、触媒によって分解された単一の推進剤を使用します。最も一般的な一元推進剤は、ヒドラジンと過酸化水素です。

ロケットエンジンは、推進ノズルを通して高速に加速された排気流体を排出することによって推力を生み出す。この流体は通常、燃焼室内で燃料と酸化剤成分からなる固体または液体の推進剤を高圧（150～4,350ポンド/平方インチ（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ある。ガスがノズルを通って膨張すると、非常に高速（超音速）に加速され、その反動でエンジンが反対方向に押される。実用ロケットでは燃焼が最も頻繁に使用される。これは、熱力学の法則（特にカルノーの定理）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である。核熱ロケットはより高い効率が可能であるが、現在のところ環境上の問題があり、地球の大気圏や月近傍空間での日常的な使用は不可能である。

模型ロケットの場合、燃焼の代替手段として、圧縮空気、二酸化炭素、窒素、またはその他の容易に入手できる不活性ガス で加圧された水ロケットが利用できます。

ロケット推進剤は、推力を生成す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、通常は何らかの形のタンクに、または燃焼室自体の中に貯蔵される質量です。

最も一般的に使用されているのは化学ロケット推進剤です。これらは発熱化学反応を起こし、推進用の高温ガスジェットを生成します。あるいは、化学的に不活性な反応物質を、燃焼室の代わりに熱交換器を介して高エネルギー電源で加熱することもできます。

固体ロケット推進剤は、燃料とグレインと呼ばれる酸化成分の混合物で製造され、推進剤貯蔵ケースが実質的に燃焼室になります。

液体燃料ロケットは、燃料と酸化剤の成分を別々に燃焼室に送り込み、混合して燃焼させます。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​​します。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します。これらは多くの場合、単純なジェット(圧力がかかった推進剤が排出される穴)の配列ですが、より複雑なスプレー ノズルである場合もあります。2 種類以上の推進剤を注入する場合、通常、ジェットは推進剤を意図的に衝突させます。これにより、流れがより小さな液滴に分割され、燃焼しやすくなります。

化学ロケットの場合、燃焼室は通常円筒形であり、燃焼室のより低速の流れの部分で燃焼の一部を保持するために使用される火炎保持器は必要ありません。シリンダーの寸法は、推進剤が完全に燃焼できるような寸法です。これを実現するには、ロケットの推進剤ごとに異なる燃焼室のサイズが必要です。

これにより、特性長さと呼ばれる数値が得られます。 ${\displaystyle L^{*}}$

${\displaystyle L^{*}={\frac {V_{c}}{A_{t}}}}$

どこ：

• ${\displaystyle V_{c}}$チャンバーの容積
• ${\displaystyle A_{t}}$ノズルの喉部の面積です。

L* は通常 64～152 センチメートル (25～60 インチ) の範囲です。

実用的な熱効率を達成するためにロケットの燃焼室内で通常達する温度と圧力は、アフターバーナーのない 空気吸入式ジェットエンジンと比較すると極端です。燃焼を希釈して冷却する大気中の窒素が存在しないため、推進剤の混合物は真の化学量論比に達することができます。これは高圧と相まって、壁を通る熱伝導率が非常に高いことを意味します。

燃料と酸化剤が燃焼室に流入するには、燃焼室に入る推進剤の圧力が燃焼室自体の内部圧力を超えている必要がある。これは、ターボポンプなどのさまざまな設計手法によって実現できる。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る。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や、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排出して推進剤タンクを自生的に加圧するなど、いくつかの方法で維持できる^{[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機ファミリーの5種類のロケット流体をStarshipでは2種類に減らし、ヘリウムタンク加圧剤だけでなく、すべてのハイパーゴリック推進剤と冷ガス反応制御スラスタ用の窒素を排除する。^[3]

燃焼室で発生した高温ガスは、開口部 (「スロート」) から排出され、その後、拡大膨張部を通過します。ノズルに十分な圧力 (周囲圧力の約 2.5 ～ 3 倍) が加わると、ノズルがチョークして超音速ジェットが形成され、ガスが劇的に加速され、熱エネルギーのほとんど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、海面の空気中の音速の10 倍にも達する排気速度も珍しくありません。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、残りはノズル内部に作用する圧力から生じます (図を参照)。ガスが膨張 (断熱) 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、ガスが他の方向に加速されます。

最も一般的に使用されるノズルは、高い膨張率を持つ固定形状ノズルであるラバルノズルです。ノズルのスロート部を超える大きなベル型または円錐型の延長部により、ロケットエンジンに特徴的な形状が与えられます。

排気ジェットの出口静圧は、チャンバー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。出口圧力は周囲（大気圧）圧力から変化するため、チョークノズルは

• 膨張不足（出口圧力が周囲圧力より高い）、
• 完全に膨張（出口圧力が周囲圧力に等しい）、
• 過剰膨張（出口圧力が周囲圧力より低い、ノズルの外側に衝撃ダイヤモンドが形成される）、または
• 大幅に過剰に膨張します（ノズル延長部内に衝撃波が発生します）。

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（高度が上昇するにつれて周囲圧力が減少するため）、周囲圧力がゼロに近づく特定の高度を超えると不可能になります。ノズルが完全に膨張しないと、効率が低下します。過度に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、高度が上昇するにつれて徐々に膨張不足になります。ほぼすべてのラバルノズルは、大気中での起動時に瞬間的に著しく膨張しすぎます。^[4]

大気圧は高度によって変化するため、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。しかし、ロケット エンジンから排出されるガスは超音速であるため、ジェットの圧力は周囲圧力より低くなるか高くなる可能性があり、この 2 つの圧力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)。

最適なパフォーマンスを得るには、ノズルの先端のガスの圧力がちょうど周囲の圧力と等しくなければなりません。排気圧力が周囲の圧力より低い場合、エンジンの上部と出口の間の圧力差によって車両は減速します。一方、排気圧力がより高い場合、推力に変換されるはずの排気圧力が変換されず、エネルギーが無駄になります。

排気口の圧力と周囲圧力が等しい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し、圧力が作用するノズルを長くする必要がある（そして出口の圧力と温度を下げる）。この増加は軽量な方法で調整するのが難しいが、他の形式のジェットエンジンでは日常的に行われている。ロケット工学では軽量の妥協ノズルが一般的に使用され、設計高度以外で使用したりスロットルを絞ったりすると、大気性能がいくらか低下する。これを改善するために、プラグノズル、段付きノズル、膨張ノズル、エアロスパイクなどのさまざまな特殊なノズル設計が提案されており、それぞれが変化する周囲気圧に適応する方法を提供し、それぞれがノズルに対してガスをさらに膨張させ、高高度で余分な推力を与え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、いくつかの問題が発生します。1 つはノズルの重量です。特定の車両の場合、ある一定の重量を超えると、ノズルの余分な重量がパフォーマンスの向上を上回ります。2 つ目は、排気ガスがノズル内で断熱膨張すると冷却され、最終的に化学物質の一部が凍結して、ジェット内に「雪」が発生することです。これによりジェットが不安定になるため、回避する必要があります。

ラバルノズルでは、ノズルが過度に膨張すると、排気ガス流の剥離が発生します。剥離点はエンジンの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の経過とともに変化し、打ち上げロケットの制御に問題が生じる可能性があります。

エアロスパイク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適応することで、性能の低下を最小限に抑えようとします。

ロケット エンジンの推進剤効率を高めるには、推進剤の特定量によってチャンバーとノズルの壁に可能な限り最大の圧力をかけることが重要です。推進剤が推力の源となるためです。これは、次のすべてによって実現できます。

• 推進剤を可能な限り高温に加熱する（水素と炭素、場合によってはアルミニウムなどの金属を含む高エネルギー燃料を使用するか、原子力エネルギーを使用する）
• 低比重ガス（できるだけ水素を多く含む）を使用する
• 移動速度を最大化するために、自由度の少ない単純な分子である、または単純な分子に分解する推進剤を使用する

これらすべての要素により、使用される推進剤の質量が最小限に抑えられ、圧力はエンジンを押す際に加速される推進剤の質量に比例し、ニュートンの第 3 法則によりエンジンに作用する圧力は推進剤にも逆効果となるため、どのエンジンでも、推進剤がチャンバーから出る速度はチャンバー圧力の影響を受けないことがわかります (ただし、推力は比例します)。ただし、速度は上記の 3 つの要素すべてによって大きく影響されるため、排気速度はエンジンの推進剤効率を測る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素を考慮に入れると、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ーの 1 つになります (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)。

空気力学上の理由により、流れはノズルの最も狭い部分である「スロート」で音速（「チョーク」）になります。ガス中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と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 340 m/s ですが、ロケット エンジンの高温ガス中の音速は 1700 m/s を超えることがあります。この性能の大部分は温度が高いことによるものですが、さらにロケットの推進剤は低分子量のものが選択されているため、これも空気に比べて速度が高くなります。

ロケット ノズルの膨張により、速度がさらに増大し、通常は 1.5 ～ 2 倍になり、高度にコリメートされた極超音速の排気ジェットが生まれます。ロケット ノズルの速度増大は、主に面積膨張率 (出口面積とスロート面積の比率) によって決まりますが、ガスの詳細な特性も重要です。比率が大きいノズルは重量が大きくなりますが、燃焼ガスからより多くの熱を取り出すことができるため、排気速度が上がります。

通常、車両は燃焼の長さにわたって全体的な推力の方向を変える必要があります。これを実現するために、さまざまな方法が飛行してきました。

• エンジン全体はヒンジまたはジンバルに取り付けられており、推進剤は低圧フレキシブル パイプまたは回転カップリングを介してエンジンに到達します。
• 燃焼室とノズルだけがジンバル化され、ポンプは固定され、高圧供給がエンジンに接続されます。
• 複数のエンジン（多くの場合、わずかに傾斜している）が配備されますが、必要な全体的なベクトルを与えるためにスロットルが調整され、ペナルティはごくわずかしか発生しません。
• 高温のベーンが排気口に突き出ており、傾けてジェットを逸らすことができます。

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 (海面での空気中の音速の約 10 倍)、非常に高い推力/重量比 (> 100) を同時に組み合わせることができるほか、大気圏外での動作が可能で、低圧の使用が可能で、タンクと構造が軽量化されます。

ロケットは、他の軸を犠牲にして、これらの軸の 1 つまたは複数に沿ってさらに極端なパフォーマンスに最適化することができます。

ロケット エンジンの効率を測る最も重要な指標は、推進剤の単位当たりの推力で、これは比推力(通常は と表記) と呼ばれます。これは、速度 (有効排気速度、メートル/秒またはフィート/秒) または時間 (秒) として測定されます。たとえば、100 ポンドの推力を生み出すエンジンが 320 秒間動作し、100 ポンドの推進剤を燃焼する場合、比推力は 320 秒です。比推力が高いほど、必要な推力を提供するのに必要な推進剤は少なくなります。 ${\displaystyle I_{sp}}$ ${\displaystyle v_{e}}$

達成できる比推力は主に推進剤の混合によって決まります (そして最終的には比推力が制限されます) が、チャンバー圧力とノズルの膨張率に対する実際的な制限により、達成できる性能が低下します。

以下はロケットエンジンの純推力を計算するための近似式である：^[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「ラム抵抗」はありません。その結果、ロケット モーターの正味推力は総推力に等しくなります (静的背圧は別として)。

項は運動量推力を表し、特定のスロットル設定では一定ですが、項は圧力推力項を表します。フルスロットルでは、高度が上昇するにつれて大気圧が下がるため、圧力推力項が増加するため、ロケット モーターの正味推力は高度の上昇とともにわずかに向上します。地球の表面では、エンジンの設計に応じて圧力推力が最大 30% 減少する場合があります。この減少は高度の上昇とともにほぼ指数関数的にゼロになります。 ${\displaystyle {\dot {m}}\;v_{e-opt}\,}$${\displaystyle A_{e}(p_{e}-p_{amb})\,}$

ロケット エンジンの最大効率は、排気の過剰膨張によるペナルティを被ることなく、方程式の運動量の寄与を最大化することで達成されます。これは、次の場合に発生します。周囲の圧力は高度によって変化するため、ほとんどのロケット エンジンは、ピーク効率で動作する時間がごくわずかです。 ${\displaystyle p_{e}=p_{amb}}$

比推力は力を質量流量で割ったものなので、この式は比推力が高度によって変化することを意味します。

比推力は圧力によって変化するため、比較や計算が簡単な量が有用である。ロケットは喉部で窒息し、超音速排気は外部圧力の影響が上流に伝わるのを防ぐため、混合比と燃焼効率が維持されている限り、出口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。したがって、上記の式を少し変形することは非常に一般的である。^[7]${\displaystyle {\dot {m}}}$

真空Ispを次のように定義します。

どこ：

したがって:

ロケットは、推進剤の燃焼速度(通常は kg/s または lb/s で測定) を制御することでスロットルを制御できます。液体ロケットとハイブリッド ロケットでは、チャンバー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領域を変更することで制御され、これは推進剤粒子に設計できます (したがって、リアルタイムで制御することはできません)。 ${\displaystyle {\dot {m}}}$

ロケットは通常、出口圧力を周囲圧力の約3分の1まで絞り込むことができます^[8]（多くの場合、ノズル内の流れの分離によって制限されます）そして、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絞り込むことができます。

実際には、ロケットをどの程度絞り込めるか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しに2倍絞り込めます。^[8]典型的な制限は燃焼の安定性であり、例えば、インジェクターは有害な振動（チャグリングまたは燃焼不安定性）を誘発しないようにするために最小限の圧力を必要としますが、インジェクターはより広い範囲で最適化およびテストすることができます。

例えば、より大きなスロットル能力が得られるように最適化された最近の液体燃料エンジンの設計（BE-3、ラプター）では、定格推力の18～20％までスロットルを絞ることができる。^{[9] [2]}

固体ロケットは、燃焼中に表面積が変化する成形粒子を使用することでスロットル制御が可能です。^[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により、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、可逆プロセスである断熱膨張に非常によく近似しており、そのためカルノーサイクルに非常に近い効率をもたらします。到達温度を考慮すると、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 エンジンを採用した車両の場合、車両の速度が排気速度に近づくか、または排気速度をいくらか上回ると、エネルギー効率は非常に良好になります (発射時を基準として)。ただし、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。

ロケットは、すべてのジェット エンジン、実際は基本的にすべてのエンジンの中で、推力対重量比が最も高いエンジンです。これは、液体燃料ロケット エンジンの場合に特に当てはまります。

この高性能は、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。吸気ダクトがなく、高密度の液体推進剤を使用しているため、加圧システムは小型で軽量です。一方、ダクト エンジンは、密度が 3 桁ほど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うち、密度が最も低いのは液体水素です。水素/酸素燃焼は、使用中の化学ロケットの中で最も高い比推力を持ちますが、水素の密度が非常に低いため (水の約 14 分の 1)、より大きく重いターボポンプと配管が必要になり、エンジンの推力対重量比 (たとえば RS-25) は、水素を使用しないエンジン (NK-33) と比較して低下します。

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  bar (1～20  MPa、150～3,000  psi) で作動します。大気圧内で作動する場合、燃焼室の圧力が高くなると、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、パフォーマンスが向上します。

しかし、これらの高圧により、チャンバーの最も外側の部分に非常に大きなフープ応力がかかります。ロケットエンジンは圧力容器なのです。

さらに悪いことに、ロケットエンジン内で発生する高温により、使用される材料の引張強度が大幅に低下する傾向があります。

さらに、チャンバーとノズルの壁に大きな温度勾配が生じ、内側のライナーの膨張差によって内部応力が生じます。

ハードスタートとは、ロケットエンジンの点火始動時に発生する過圧状態を指します。最悪の場合、これは非閉じ込め爆発の形をとり、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、自燃性であろうとなかろうと、高温ガスの生成速度を制御するために、正しい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」とは、点火前に燃焼室に入った可燃性推進剤の量が多すぎることを意味する。その結果、圧力が急上昇し、構造的破損や爆発につながる可能性がある。

ハードスタートを回避するには、バルブタイミングに対する点火の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変更するか、推進剤がチャンバーに入る前に十分な点火源が存在することを確認する必要があります。

ハードスタートによる爆発は、通常、純粋にガス状の推進剤では発生しません。これは、チャンバー内に存在するガスの量が、スロート領域に対するインジェクター領域によって制限されるためであり、実用的な設計では、推進剤の質量が問題にならないほど速く逃げるためです。

ハードスタートの有名な例としては、 1932 年 12 月 21 日、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ヴェルナー・フォン・ブラウンの「1W」エンジンが爆発した事件が挙げられます。点火が遅れたため、燃焼室にアルコールと液体酸素が充満し、激しく爆発しました。壁には破片が埋め込まれましたが、誰も負傷しませんでした。

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とガスの乱流が存在する場合、平均値をはるかに上回るピーク応力をもたらすのが一般的です。^[23]

燃焼は突然または周期的に、望ましくない不安定性を示すことがある。噴射室内の圧力が上昇し、噴射板を通る推進剤の流量が減少する。しばらくすると圧力が低下して流量が増加し、燃焼室内に推進剤がさらに噴射され、しばらくすると燃焼し、再び燃焼室の圧力が上昇するというサイクルが繰り返される。これにより、超音波域の高振幅圧力振動が発生する場合が多く、モーターが損傷する可能性がある。25 kHz で ±200 psi の振動は、タイタン IIミサイルの第 2 段エンジンの初期バージョンで発生した故障の原因であった。その他の故障モードは、爆燃からデトネーションへの遷移である。燃焼室内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る。 ^[24]

燃焼不安定性もアトラス開発中に問題となった。アトラス ファミリーで使用されたロケットダイン エンジンは、いくつかの静的点火テストでこの影響を受けることが判明し、3 回のミサイル発射はブースター エンジンの不規則な燃焼が原因で発射台で爆発した。ほとんどの場合、これは、点火装置が推進剤注入前に作動する「ドライ スタート」方式でエンジンを始動しようとしたときに発生した。アトラスの有人化プロセスでは、燃焼不安定性の解決が最優先事項となり、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ハイパーゴリック点火装置を備えたアップグレードされた推進システムが採用された。

アトラス機に影響を及ぼしていた問題は主に、いわゆる「レーストラック」現象でした。これは、燃焼中の推進剤がどんどん高速で円を描いて渦を巻き、最終的にはエンジンを破裂させるほどの振動を生じ、ロケットが完全に破壊されるというものでした。最終的には、噴射装置の表面の周りに複数のバッフルを追加して、渦巻く推進剤を分散させることで解決されました。

さらに重要なのは、サターンF-1 エンジンでは燃焼が不安定になるという問題があったことです。テストされた初期のユニットのいくつかは静的燃焼中に爆発したため、インジェクター バッフルが追加されました。

ソビエトの宇宙計画では、R-7 ファミリーで使用された RD-107 エンジンや R-14 ファミリーで使用された RD-216 エンジンなど、一部のロケット エンジンでも燃焼不安定性が問題となり、問題が解決されるまでにこれらの車両で数回の故障が発生しました。ソビエトのエンジニアリングと製造プロセスでは、大型の RP-1/LOX エンジンの燃焼不安定性が十分に解決されなかったため、ゼニット ファミリーの動力源として使用された RD-171 エンジンでは、共通のエンジン機構によって供給される 4 つの小型推力室が依然として使用されていました。

燃焼の不安定性は、エンジン内の洗浄溶剤の残留 (例: 1962 年の Titan II の最初の打ち上げの試み)、反射衝撃波、点火後の初期不安定性、燃焼室に反射するノズル付近の爆発、その他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すぐに抑制されますが、不安定な設計では振動が長期間持続します。振動抑制装置が一般的に使用されます。

3 つの異なるタイプの燃焼不安定性が発生します。

200ヘルツ未満の低周波振動。通常、ロケットエンジンが推力を増強しているとき、停止しているとき、またはスロットルされているときに、車両の加速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ます。^{[25] : 261  [4] : 146}

チャグリングはフィードバックループを悪化させる原因となる。推力の周期的な変化により縦方向の振動がロケットに伝わり、燃料ラインが振動して、エンジンに推進剤がスムーズに供給されなくなるからである。この現象は「ポゴ振動」または「ポゴ」と呼ばれ、ホッピング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、積載物や車両に損傷を与える可能性があります。チャギングは、給電線にエネルギー吸収装置を設置するなど、いくつかの方法を使用す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音を引き起こす可能性があります。^{[4] : 146}

200～1000ヘルツのチャンバー圧力における中周波振動。通常はインジェクター間の圧力降下が不十分なために発生します。^{[25] : 261}一般的に、損傷を与えるというよりはむしろ迷惑なものです。

バズ音は、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}極端な場合には、燃焼がインジェクターを通じて逆方向に押し出され、モノプロペラントで爆発を引き起こす可能性があります。^[要出典]バズ音は、金切り音を引き起こす可能性があります。^{[25] : 261}

1000ヘルツを超えるチャンバー圧力の高周波振動。スクリーミングまたはキーキー音とも呼ばれる。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によるもので、エネルギー放出の主な要因である化学燃焼プロセスと結合することが多く、不安定な共鳴「キーキー音」を引き起こし、断熱熱境界層の薄化による壊滅的な故障につながることが多い。音響振動は、パイプを通る熱い空気の流れやチャンバー内の燃焼などの熱プロセスによって励起される可能性がある。具体的には、音響波の圧力が最大になる領域で燃焼がより激しく発生すると、チャンバー内の定在音波が強まる可能性がある。^{[26] [27] [28] [25]}

このような影響は、設計プロセス中に分析的に予測することが非常に困難であり、通常は、試行錯誤による修正措置と組み合わせた、費用と時間のかかる大規模なテストによって対処されてきました。

金切り音は、インジェクターの詳細な変更、推進剤の化学組成の変更、噴射前の推進剤の気化、燃焼室内のヘルムホルツダンパーの使用による燃焼室の共鳴モードの変更などによって対処されることが多い。^[要出典]

きしみ音の可能性をテストするには、インジェクター付近の燃焼室に接線方向にチューブを設置し、燃焼室の外で小さな爆薬を爆発させてエンジンのインパルス応答を判定し、次に燃焼室圧力の時間応答を評価する方法があります。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。

ごく小さなサイズのものを除き、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音が大きい。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)を超える騒音を発していた。この騒音を低減し、ペイロードの損傷やスタック上の乗組員の負傷のリスクを軽減するために、移動式発射プラットフォームには、発射時に 41 秒間でロケットの基部周辺に 110 万リットル (290,000 US ガロン) の水を噴霧する消音システムが装備されていた。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]

衝撃波によって発生する音の強さは、ロケットの大きさと排気速度によって決まる。このような衝撃波は、大型ロケットエンジンが実際に発するパチパチという音やポップという音に似ている。これらのノイズピークは、通常、マイクやオーディオ機器に過負荷をかけるため、録音や放送によるオーディオ再生では弱められるか、まったく聞こえない。近距離の大型ロケットの場合、音響効果によって実際に死に至ることもある。[ 30 ^]

宇宙機関にとってさらに心配なのは、このようなレベルの騒音は発射構造物に損傷を与えたり、さらに悪いことに、比較的繊細な上空のロケットに反射して戻ってくる可能性があることです。このため、通常、発射時に大量の水が使用されます。水しぶきは空気の音響特性を変え、ロケットから音エネルギーを減少させたり、逸らしたりします。

一般的に、騒音が最も激しくなるのはロケットが地面に近いときです。エンジンからの騒音がジェットから上方に放射され、地面に反射するからです。また、機体が低速で移動しているとき、エンジンに入力される化学エネルギーのほとんどはロケットの運動エネルギーの増加に使われません (機体に伝達される有効電力P は推力Fと速度V用であるため)。そして、エネルギーの大部分は排気ガスと周囲の空気との相互作用で消散し、騒音を生み出します。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、ジェットの角度を変えることでいくらか軽減できます。 ${\displaystyle P=F*V}$

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網によって形作られてきました。

1941年に最初の液体燃料ロケットエンジン会社（Reaction Motors, Inc.）と、この分野を専門とする最初の政府研究所（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）業界は大きな変化を遂げてきました。1940年から2000年にかけて、少なくとも14の米国企業が、さまざまな種類のロケットエンジンの設計、開発、製造、テスト、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、政府または疑似政府組織のみがこのビジネスに従事している他の国とは対照的に、米国政府は民間企業に大きく依存しています。これらの民間企業は、政府、軍隊、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、米国の継続的な存続とその統治形態にとって不可欠です。米国では、LPREを開発する企業が通常、製造契約を獲得します。

一般的に、新しいロケット エンジンの必要性や需要は、 NASAや国防総省などの政府機関から生じます。必要性が認識されると、政府機関は提案依頼(RFP) を発行して、民間企業や研究機関から提案を募ります。民間企業や研究機関は、RFP で概説されたニーズと仕様を満たす新しいロケット エンジン技術を開発するために、研究開発 (R&D) 活動に投資する場合があります。

民間企業と並んで、大学、独立研究機関、政府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ます。

大学は、有能な技術者を養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。米国では25以上の大学が液体燃料ロケットエンジン（LPRE）に関連するコースを教えたことがあるか現在教えており、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作業を行ってきた。^[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の仕事である。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、研究教授とそのプロジェクトからロケットエンジン業界への知識移転は、良い面と悪い面が混在している。著名な教授や関連研究プロジェクトが業界の慣行やLPREの理解に良い影響を与えている一方で、大学の研究と民間企業のつながりは一貫性がなく、弱いものであった。^[31]大学は必ずしも業界の具体的なニーズを認識しているわけではなく、業界のエンジニアや設計者は大学の研究についてあまり知識がなかった。その結果、多くの大学の研究プログラムは業界の意思決定者にはあまり知られていないままであった。さらに、過去数十年間、特定の大学の研究プロジェクトは教授にとっては興味深いものであったが、コミュニケーション不足や業界のニーズとの関連性の欠如のために業界には役立たなかった。^[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、ホワイトサンズ性能試験場、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、米国および一部の米国外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いる。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。

LPRE プログラムは、その開発に何百万ドルも費やしたにもかかわらず、米国では何度も中止されています。たとえば、Ml LOX/LH2 LPRE、Titan I、RS-2200 エアロスパイク、およびいくつかの JATO ユニットと大型非冷却スラスト チャンバーは中止されました。これらのプログラムの中止は、特定の LPRE の性能やそれに伴う問題とは関係ありません。むしろ、エンジンが対象としていた車両プログラムの中止、または政府による予算削減が原因でした。

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、過去も現在も世界最先端の国です。1950 年から 1998 年にかけて、これらの国は、他のどの国よりも多くの種類の液体燃料ロケット エンジン (LPRE) 設計を開発、製造、運用しました。2003 年までに約 500 種類の LPRE が開発されました。比較すると、米国は 300 種類強 (2003 年以前) を開発しました。ソ連は、ロケット推進飛行機も最も多く所有していました。他のどの国よりも多くの液体燃料弾道ミサイルと、これらの退役した弾道ミサイルから派生または改造された宇宙打ち上げ機を 所有していました。 1998年末までに、ロシア（旧ソ連）はLPREを搭載した衛星2573機の打ち上げに成功しており、これは世界全体の3973機の約65％に相当します。これらすべてのロケットの打ち上げは、高性能で信頼性の高いLPREがタイムリーに開発されたことで可能になりました。^[31]

ロケットエンジンの開発と生産が単一の組織に統合されている他の多くの国とは異なり、ソ連は異なるアプローチを採用し、開発契約を競い合う専門の設計局(DB) を多数設立しました。これらの設計局 (ロシア語で「コンストラクタースコエ・ビューロ (KB)」) は国営組織であり、ターボジェットエンジン、航空機部品、ミサイル、宇宙打ち上げ機など、通常は軍事ハードウェアに関連する高度な技術の研究、開発、試作を主に担当していました。

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、フロー試験、地上試験を行うために必要な人員、施設、機器を備えていることが多かった。中には、非常に大型のエンジンを試験したり、機体に搭載されたエンジンの静的点火を実施したり、エンジン試験中に高度条件をシミュレートしたりするための専門施設を備えているところもあった。場合によっては、エンジン試験、認証、品質管理は、より適切な試験施設を備えた他の組織や場所に外注されていた。多くの設計局には、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、医療施設もあった。

ソ連のLPRE開発努力は1960年代に著しい成長を遂げ、1970年代にピークを迎えた。この時代はソ連と米国の冷戦と重なり、宇宙飛行の成果をめぐる熾烈な競争が特徴であった。この期間中、14から17の設計局と研究機関がLPREの開発に積極的に関与していた。これらの組織は、軍事と宇宙飛行の優先度が高かったため、比較的安定した支援と資金提供を受けており、新しいエンジンのコンセプトと製造方法の継続的な開発が促進された。

新しい乗り物 (ミサイルまたは宇宙船) を使ったミッションが確立されると、それはロケット全体の開発を監督する役割を担う設計局に引き継がれます。これまでに開発されたロケット エンジンのいずれもミッションのニーズを満たさない場合、特定の要件を持つ新しいロケット エンジンは、LPRE 開発を専門とする別の DB に委託されます (多くの場合、各 DB は、異なる用途、推進剤、またはエンジン サイズを持つ特定の種類の LPRE に関する専門知識を持っています)。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、一定の要件を伴うものでした。

新しいロケットエンジンの開発契約をどの設計局が受注するかについては、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、時には設計局間で激しい競争が起こりました。

開発に 1 つの DB のみが選ばれた場合、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 DB の主任設計者との関係の結果でした。車両の主任設計者が特定の設計局による以前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その LPRE 局に引き続き依存することは珍しくありませんでした。たとえば、潜水艦発射ミサイル用の LPRE のうち 1 つを除くすべては、同じ車両開発元請け業者のために同じ設計局によって開発されました。

しかし、特定の用途に最も適したエンジンを選択するために 2 つの並行エンジン開発プログラムがサポートされていたため、いくつかの適格なロケット エンジン モデルは使用されませんでした。このような贅沢な選択は、他の国では一般的には利用できませんでした。ただし、設計局の使用により、プログラムのキャンセルや重複などの特定の問題も発生しました。いくつかの主要なプログラムがキャンセルされ、以前に開発されたエンジンが廃棄または保管されました。

重複と中止の顕著な例としては、R-9A弾道ミサイル用エンジンの開発が挙げられます。2セットのエンジンが提案されましたが、最終的に選ばれたのは1セットのみで、完全に機能するエンジンがいくつか使われずに残りました。同様に、月や惑星へのミッションを目的とした野心的な大型Nl宇宙打ち上げロケットのために、ソ連は6段階のそれぞれに少なくとも2つのエンジンを開発し、生産しました。さらに、より高度なNlロケット用の代替エンジンも開発しました。しかし、このプログラムは何度も飛行に失敗し、米国の月面着陸の成功により、最終的にプログラムは中止され、ソ連には明確な用途のない新たに認定されたエンジンが余剰のまま残されました。

これらの例は、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動向と課題を示しています。

ソ連におけるロケットエンジンの開発は大きな成果をあげましたが、多数の事故や死亡事故が発生したため倫理的な問題も生じました。科学技術研究の観点から見ると、これらの事故の倫理的影響は、技術、人的要因、そして安全性よりも科学の進歩を優先することの複雑な関係を明らかにしています。

ソ連は、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災難に見舞われました。特に、ソ連は、他のどの国よりも液体燃料ロケット エンジン (LPRE) の事故による負傷者や死亡者が多いという不運な記録を持っています。これらの事故により、ロケット エンジンの開発、テスト、運用上の使用に関する倫理的配慮が疑問視されるようになりました。

最も有名な災害の1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に見舞われたときでした。この事故により、元国防副大臣のMI・ネデリン元帥を含む124人の技術者と軍人が死亡しました。爆発は、第2段ロケットエンジンが突然点火した後に発生し、満載のミサイルが分解しました。爆発は、添加物入り硝酸とUDMH（非対称ジメチルヒドラジン） からなる混合ハイパーゴリック推進剤の発火と爆発によって起こりました。

1960 年の事故の直接的な原因はミサイル制御ユニットの保護回路の欠如に起因していたが、ソ連における LPRE 事故をめぐる倫理的考慮は、特定の技術的欠陥にとどまらない。約 30 年間公表されなかったこれらの事故をめぐる秘密は、透明性、説明責任、人命保護に関する懸念を引き起こしている。

LPRE の致命的な事故を世間の目から隠すという決定は、より広範な倫理的ジレンマを反映している。冷戦中、科学技術の優位性を追求したソ連政府は、無敵のイメージを維持し、進歩に伴う失敗を隠そうとした。労働者の幸福と安全よりも国家の威信を優先するこの姿勢は、国家と関係組織の倫理的責任について疑問を投げかける。

ロケット エンジンは通常、生産に入る前に テスト施設で静的にテストされます。高高度エンジンの場合は、より短いノズルを使用するか、ロケットを大きな真空チャンバーでテストする必要があります。

ロケットは信頼性が低く危険で、特に壊滅的な故障が多いという評判がある。この評判とは裏腹に、慎重に設計されたロケットは、信頼性をいくらか高めることができる。^[要出典]軍事用途では、ロケットは信頼性が低いわけではない。しかし、ロケットの主な非軍事用途の 1 つは、軌道打ち上げである。この用途では、通常、最小重量が重視されており、高い信頼性と軽量を同時に実現することは困難である。さらに、打ち上げ回数が少ない場合、設計、運用、または製造エラーによってロケットが破壊される可能性が非常に高くなる。^[要出典]

ロケットダイン H-1エンジンは、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ましたが、152 回のエンジン飛行で重大な故障は発生しませんでした。プラット アンド ホイットニー RL10エンジンは、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ましたが、36 回のエンジン飛行で重大な故障は発生しませんでした。^{[注 1]}ロケットダイン F-1エンジンは、サターン Vの第 1 段で 5 基のクラスターで使用されましたが、65 回のエンジン飛行で重大な故障は発生しませんでした。ロケットダイン J-2エンジンは、サターン V の第 2 段で 5 基のクラスターで使用され、サターン IB の第 2 段とサターン V の第 3 段では単独で使用されましたが、86 回のエンジン飛行で重大な故障は発生しませんでした。^{[注 2]}

スペースシャトルの固体ロケットブースターはペアで使用され、270回のエンジン飛行で 1回の重大な壊滅的な故障を引き起こしました。

RS -25は3機のクラスターで使用され、46機の改修されたエンジンユニットで飛行した。これにより合計405回のエンジン飛行が行われ、飛行中の重大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、飛行中のRS-25エンジンの故障が1回発生した。^[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]

効率の面から、高温が望ましいが、温度が高すぎると材料の強度が失われる。ロケットは燃焼温度が6,000°F（3,300°C、3,600K）に達することもある。^{[4] : 98}

他のジェットエンジンのほとんどは、高温の排気ガスの中にガスタービンを備えています。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、これにはほとんど反応しない窒素が78％含まれており、反応を希釈して温度を下げます。^[8]ロケットには、これらの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達する温度は、ノズルと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よくあります。ほとんどの構成材料も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ます。ノズルと燃焼室の壁は、燃焼、溶融、または蒸発（冗談めかして「エンジンリッチ排気」と呼ばれることもあります）してはいけません。

アルミニウム、鋼、ニッケル、銅合金などの一般的な構造材料を使用するロケットでは、エンジン構造の温度を制限するために冷却システムを使用する必要があります。ノズルと燃焼室の寿命を延ばすために、推進剤を燃焼室またはノズルの周囲のチューブに通す再生冷却や、フィルム冷却などの他の技術が採用されています。これらの技術により、材料に接触するガス熱境界層が、材料が壊滅的に破損する温度より低く保たれます。

ロケットの燃焼温度をある程度まで維持できる例外的な材料は炭素炭素材料とレニウムですが、どちらも特定の条件下では酸化されます。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ましたが、さまざまな問題のために断念されました。^[34]

材料技術とエンジン設計の組み合わせが化学ロケットの制限要因となります。

ロケットでは、壁を通過できる熱流束は工学上最も高い部類に入ります。一般に、熱流束は 0.8～80 MW/m ² (0.5～50 BTU /in ² -sec) の範囲です。^{[4] : 98}最も強い熱流束はスロートで見られ、関連するチャンバーとノズルの 2 倍になることがよくあります。これは、高速 (非常に薄い境界層になる) と、チャンバーよりは低いものの高温が見られることによるものです。(ノズルの温度については、上記の § ノズルを参照)。

ロケットの冷却方法には以下のものがある: ^{[4] : 98–99}

1. アブレイティブ: 燃焼室の内壁は、熱を閉じ込めて排気ガスが蒸発するときに熱を排出する材料で覆われています。
2. 放射冷却: エンジンは 1 つまたは複数の耐火材料で作られており、熱流を吸収して外側の推力室の壁が赤または白熱し、熱を放射します。
3. ダンプ冷却: 極低温の推進剤 (通常は水素) をノズルの周りを通過させて排出します。この冷却方法には、推進剤の無駄遣いなど、さまざまな問題があります。めったに使用されません。
4. 再生冷却:液体ロケットエンジンの燃料 (および場合によっては酸化剤) は、燃焼室またはプレバーナーに噴射される前にノズルの周りを回されます。これは、ロケットエンジンの冷却に最も広く適用されている方法です。
5. フィルム冷却: エンジンは、内壁に多数のオリフィスが並んだ状態で設計されており、そこから追加の推進剤が噴射され、蒸発するにつれて燃焼室の壁が冷却されます。この方法は、熱流束が特に高い場合によく使用され、再生冷却と組み合わせて使用​​される可能性があります。フィルム冷却のより効率的なサブタイプは蒸散冷却で、推進剤が多孔質の燃焼室の壁を通過して蒸散します。これまでのところ、この方法は、この概念に関するさまざまな問題のため使用されていません。

ロケットエンジンでは、いくつかの冷却方法が使用されることもあります。例:

• 再生冷却式およびフィルム冷却式燃焼室とノズル：V-2ロケットエンジン^[35]
• フィルム冷却ノズル延長部を備えた再生冷却燃焼室：ロケットダインF-1エンジン^[36]
• 再生冷却式燃焼室とアブレーション冷却式ノズル延長部：LR-91ロケットエンジン^[37]
• 放射冷却ノズル延長部を備えたアブレーションおよびフィルム冷却燃焼室：月着陸船降下エンジン（LMDE）、サービス推進システムエンジン（SPS）^[38]
• 放射冷却式フィルム冷却燃焼室と放射冷却ノズル延長部：R-4D貯蔵式推進剤スラスタ^[34]

いずれの場合も、ロケットエンジン室の壁の冷却を助けるもう 1 つの効果は、燃焼温度よりも著しく低い燃焼ガスの薄い層 (境界層) です。境界層の破壊は、冷却の失敗または燃焼の不安定性の間に発生する可能性があり、壁の破損は通常、その直後に発生します。

再生冷却では、チャンバー周囲の冷却剤チャネルに第2の境界層が見られます。境界層は壁と冷却剤の間の絶縁体として機能するため、この境界層の厚さは可能な限り小さくする必要があります。これは、チャネル内の冷却剤の速度を可能な限り高くすることで達成できます。 ^{[4] : 105–106}

液体燃料エンジンは、多くの場合、燃料を多く含んだ状態で稼働し、燃焼温度を下げます。これにより、エンジンの熱負荷が軽減され、材料コストの削減と冷却システムの簡素化が可能になります。また、排気ガスの平均分子量が低下し、燃焼熱が運動排気エネルギーに変換される効率が上がるため、性能も向上します 。

ロケットの推進剤は単位質量当たりのエネルギー (比エネルギー) が高く、高エネルギー推進剤が自然爆発する傾向とバランスをとる必要があります。推進剤の化学位置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。この熱の大部分はエンジン ノズルの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、排気速度がエンジンの最も重要な性能パラメータであるため、すべての反応エネルギーは排気ガスの運動エネルギーとして現れます。しかし、実際の排気物質は分子であり、通常、並進、振動、回転の各モードでエネルギーを消散させます。これらのうち、並進のみが車両に有用な働きをします。モード間でエネルギーが移動しますが、このプロセスは排気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発生します。

排気分子の化学結合が多いほど、回転モードと振動モードが多くなります。したがって、排気種はできる限り単純であることが一般的に望ましく、H ₂などの軽くて豊富な原子で構成された二原子分子が実用的には理想的です。ただし、化学ロケットの場合、水素は反応物および還元剤であり、生成物ではありません。燃焼プロセスに酸化剤、最も一般的には酸素または酸素を豊富に含む種を導入して、排気種に質量と化学結合を追加する必要があります。

軽い分子のもう 1 つの利点は、現在入手可能な材料で抑えられる温度で高速に加速できることです。ロケット エンジン内の高ガス温度は、耐久性のあるモーターの設計に深刻な問題を引き起こします。

液体水素（LH2）と酸素（LOX、またはLO2）は、排気速度の点で最も効果的な推進剤であり、現在まで広く使用されていますが、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、さまざまな実用的な問題を解決できれば、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特定の反応エネルギーを計算する場合、推進剤の全質量 (燃料と酸化剤の両方) を含める必要があります。例外は、空気呼吸エンジンの場合です。空気呼吸エンジンは大気中の酸素を使用するため、特定のエネルギー出力に対して運ぶ質量が少なくて済みます。自動車やターボジェット エンジンの燃料は、運ぶ必要があ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有効エネルギー出力は同様です。

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]}

液体ロケットやハイブリッドロケットでは、推進剤が最初に燃焼室に入ったときにすぐに点火することが重要です。

液体推進剤（気体ではない）の場合、数ミリ秒以内に点火しないと、通常、チャンバー内の液体推進剤が多すぎることになり、点火が起こったときに生成された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、ハードスタートまたは急速な予定外の分解（RUD）と呼ばれることもあります。^[43]

点火はさまざまな方法で行うことができます。花火やプラズマトーチを使用したり、^[要出典]、電気火花点火^[3]を使用したりすることができます。一部の燃料/酸化剤の組み合わせは接触すると発火しますが (自着火性)、非自着火性燃料は燃料ラインに自着火性推進剤を注入することで「化学的に点火」することができます (ロシアのエンジンで一般的)。

ガス状の推進剤は一般に始動不良を引き起こすことはありません。ロケットの場合、噴射器の総面積はスロートよりも小さいため、点火前に燃焼室の圧力は周囲圧力と同じになり、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形成されません。

固体燃料は通常、一発火工品で点火され、燃焼は通常燃料が完全に消費されるまで進行します。^[8]

一度点火すると、ロケットの燃焼室は自己持続性があり、点火装置は必要なく、燃焼は通常、推進剤が完全に消費されるまで進行します。実際、数秒間停止した後に再起動すると、燃焼室は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、冷却されると、多くのロケットは、少なくとも火工点火装置の交換や推進剤の補給などの軽微なメンテナンスを行わずには再始動できません。^[8]

ロケットジェットは、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異なります。

RP-1などの灯油ベースの燃料からの炭素を多く含む排気ガスは、青いスワンバンドに加えて、未燃焼粒子の黒体放射によりオレンジ色になることが多い。過酸化酸化剤ベースのロケットと水素ロケットのジェットは主に蒸気を含み、肉眼ではほとんど見えないが、紫外線と赤外線の範囲で明るく輝く。固体燃料ロケットのジェットは、推進剤にオレンジがかった白い炎で燃え、燃焼プロセスにエネルギーを追加する元素アルミニウムなどの金属が含まれることが多いため、非常に目立つことがある。液体水素と酸素を燃焼するロケットエンジンは、ほとんどが過熱蒸気（水蒸気）で、未燃焼の水素が少し含まれているため、ほぼ透明な排気ガスを呈する。

通常、ノズルは海面で過剰に膨張し、排気ガスの 白熱によって生じるシュリーレン効果により、目に見える衝撃ダイヤモンドが排気口に現れることがあります。

固定面積ノズルの場合、高度によって膨張率が変化するため、ジェットの形状も変化します。高高度ではすべてのロケットが大幅に膨張不足になり、実際に前方に膨張する排気ガスの割合はごくわずかになります。

太陽熱ロケットは、太陽エネルギーを利用して反応物質を直接加熱するため、他のほとんどの太陽エネルギー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から供給され、推力を生み出します。エンジンの推力は、ソーラーコレクターの表面積と太陽放射の局所的な強度に直接関係しており、I _spに反比例します。

核推進には、何らかの形の核反応を主な動力源とするさまざまな推進方法が含まれます。宇宙船への応用に向けて、さまざまな種類の核推進が提案され、そのいくつかはテストされています。

ローマのアウルス・ゲッ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、ギリシャの ピタゴラス学者アルキタスが蒸気を使ってワイヤーに沿って木製の鳥を推進させたときのものである。^{[46] [47]}しかし、その鳥は自身の推力で離陸でき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スの球は、ヘロンのエンジンとも呼ばれ、ベアリング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ました。これは産業革命のほぼ2千年前に作成されましたが、その背後にある原理は十分に理解されておらず、実用的な動力源としては開発されませんでした。

発射体を推進するための黒色火薬が利用可能になったことは、最初の固体ロケット開発の前兆でした。9 世紀、中国の 道教の錬金術 師は不老不死の薬を求めて黒色火薬を発見しました。この偶然の発見により、地上を離れた最初のロケット エンジンである 火矢が誕生しました。

「焼夷弾の反作用の力は、13世紀以前には発射体の推進にはおそらく適用されていなかった」と述べられている^{[誰によって？ ] 。 [要出典]}ロケット技術の転換点は、Liber Ignium ad Comburendos Hostes（略してThe Book of Fires）と題された短い写本で現れた。この写本は、18世紀半ばから13世紀末までの焼夷兵器の作り方を記したもので、そのうち2つはロケットである。最初のレシピでは、月桂樹油に溶かした硝石（硝酸カリウム）6部に奥書体と硫黄を1部加え、中空の木に挿入して点火すると、「突然、望む場所へ飛んでいき、すべてを燃やし尽くす」とされている。2番目のレシピでは、硫黄1ポンド、木炭2ポンド、硝石6ポンドを大理石の板の上で細かく粉末にしている。この粉末混合物は、細長いケースにしっかりと詰められています。硝石が花火の混合物に導入されたことで、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起こりました。^[48]

ロケット工学に関する記事や書籍は15世紀から17世紀にかけて増加した。16世紀にはドイツの軍事技術者コンラート・ハース（1509-1576）が多段式ロケットの構造を紹介する原稿を書いた。^[49]

ロケットエンジンは、マイソール王ティプー・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（20cm）の柔らかい打ち出し鉄の管と1+直径1 ⁄ 2 ～ 3インチ (3.8 ～ 7.6 cm) で、片方の端が閉じられており、黒色火薬の推進剤が詰められ、長さ約 4 フィート (120 cm) の竹の柄に縛り付けられています。約 1 ポンドの火薬を積んだロケットは、ほぼ 1,000 ヤード (910 m) を飛行できます。剣が取り付けられたこれらの「ロケット」は、空中を数メートル飛行した後、剣の刃を敵に向けて落下します。これらはイギリス帝国に対して非常に効果的に使用されました。

この技術のゆっくりとした発展は、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書いた19世紀後半まで続きました。彼はツィオルコフスキーロケット方程式を初めて開発しましたが、この方程式は数年間広く公開されませんでした。

現代の固体燃料および液体燃料エンジンは、20 世紀初頭にアメリカの物理学者ロバート ゴダードのおかげで現実のものとなりました。ゴダードは、固体燃料 (火薬) ロケット エンジンにデ 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 倍に高めました。これが現代のロケット エンジンの誕生でした。ゴダードは独自に導き出したロケット方程式から、固体燃料を使用する適度な大きさのロケットで 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ました。

ゴダードは1921年に液体燃料の使用を開始し、1926年に液体燃料ロケットの打ち上げに成功した。ゴダードは、ラバルノズル、軽量燃料タンク、小型軽量ターボポンプ、推力偏向、スムーズスロットル液体燃料エンジン、再生冷却、カーテン冷却などの使用を開拓した。^{[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は、軍用機（ハインケルHe112、He111、He176、メッサーシュミットMe163 ）に液体燃料ロケットを搭載することを研究した。^[50]

ターボポンプは第二次世界大戦でドイツの科学者によって使用されました。それまではノズルの冷却が問題であり、A4弾道ミサイルは燃料に希アルコールを使用していたため、燃焼温度が十分に低下しました。

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。最初の段燃焼エンジンは、ソ連の惑星ロケットに使用されたS1.5400であり、イサエフの元助手であるメルニコフによって設計されました。^[8]ほぼ同じ頃（1959年）、ニコライ・クズネツォフはコロリョフの軌道ICBM、GR-1用のクローズドサイクルエンジンNK-9の開発を開始しました。クズネツォフは後にその設計を、不成功に終わったルナN1ロケット用のNK-15およびNK-33エンジンに発展させました。

西洋では、最初の実験室用段階燃焼試験エンジンは、1963年にルートヴィヒ・ベルコウによってドイツで製造されました。

液体水素エンジンはアメリカで初めて開発に成功し、RL-10エンジンは 1962 年に初飛行しました。その後継機であるRocketdyne J-2 は、人類を月に送るアポロ計画のサターン Vロケットに使用されました。液体水素の比推力が高く密度が低いため、上段の質量が減り、機体全体のサイズとコストが削減されました。

1回のロケット飛行で最多のエンジンを搭載した記録は、2016年にNASAがブラックブラントで記録した44基である。^[51]

• 軌道ロケットエンジンの比較
• 回転デトネーションエンジン
• ジェット減衰、ロケットの排気ジェットの効果で機体の回転速度が遅くなる傾向がある。
• モデルロケットモーター分類文字付きエンジン
• NERVA（ロケット車両応用のための原子力エネルギー）、米国の核熱ロケットプログラム
• 光子ロケット
• プロメテウス計画は、2003年に開始されたNASAの長期宇宙飛行用原子力推進の開発である。
• ロケット推進技術（曖昧さ回避）

• ロケットエンジンの寿命を考慮した設計
• プルーム分光法によるロケットエンジン性能分析
• ロケットエンジン推力室技術記事
• ロケットエンジンの純推力計算機
• 液体ロケットエンジン熱力学解析のための設計ツール
• ロケットと宇宙技術 - ロケット推進
• テストパイロットのエーリッヒ・ヴァルジッツ（世界初のジェット機パイロット）の公式ウェブサイト。フォン・ブラウンとヘルムート・ヴァルターのロケットエンジンを搭載したハインケル He 112（および ATO ユニットを搭載した He 111）のビデオが掲載されています。