三元推進剤ロケット

トリプロペラントロケットとは、より一般的な二元推進剤ロケットや単推進剤ロケット（それぞれ二元または一元推進剤を使用）とは異なり、3種類の推進剤を使用するロケットのことである。トリプロペラントシステムは高い比推力を持つように設計することができ、単段式軌道投入ロケットとして研究されてきた。トリプロペラントエンジンはRocketdyne社とNPO Energomash社によって試験されているが、トリプロペラントロケットの飛行実績はない。

3種類の推進剤を使用するロケットには2種類あります。1つは、 3種類の推進剤を混合し、同時に燃焼させるロケットエンジンです。もう1つは、1種類の酸化剤と2種類の燃料を使用し、飛行中に2種類の燃料を順番に燃焼させるタイプのロケットです。

同時三元推進剤システムでは、既存の二元推進剤システムに、ベリリウムやリチウムなどの高エネルギー密度金属添加剤を使用することが多い。これらのモーターでは、燃料と酸化剤の燃焼により、酸化剤と金属間のよりエネルギーの高い反応に必要な活性化エネルギーが得られる。これらのシステムの理論的モデルは二元推進剤モーターよりも優れていることを示唆しているが、推力室への固体金属の注入の難しさ、相間の熱、質量、運動量の輸送制限、金属の燃焼の達成と維持の難しさなど、いくつかの要因により実用化が制限されている。 ^{[ 1 ]}

1960年代、ロケットダイン社は液体リチウム、気体水素、液体フッ素の混合物を使用したエンジンの試験燃焼を行い、比推力542秒を達成した。これは化学ロケットモーターとしてはおそらく最高値である。^{[ 2 ]}比推力は高かったものの、この組み合わせの技術的な難しさと推進剤の危険性から、それ以上の開発は進まなかった。^{[ 3 ]}

逐次式三元燃料ロケットでは、飛行中に燃料が切り替えられるため、飛行初期には灯油のような高密度燃料の高い推力、飛行後期には液体水素（LH2）のような低密度燃料の高い比推力を組み合わせることができる。その結果、単一のエンジンで多段式ロケットの利点の一部を実現できる。

例えば、灯油燃焼エンジンに少量の液体水素を注入すると、推進剤密度を損なうことなく、比推力を大幅に向上させることができる。これは、RD-701で実証されたものであり、理論的には真空中で 415 秒の比推力（純粋な LH2/LOX RS-68よりも高い）を達成できるが、同様の膨張比を持つ純粋な灯油エンジンでは 330～340 秒となる。^{[ 4 ]}

液体水素は、ロケット燃料として考えられるものの中で最大の比推力を発揮するものの、密度が低いため、それを保持するには巨大な構造物が必要となる。これらの構造物は重量が重く、燃料自体の軽さをある程度相殺してしまうだけでなく、大気圏内での抗力も増大させる。一方、灯油は比推力は低いものの、密度が高いため構造物を小型化でき、段の質量が軽減されるだけでなく、大気抵抗による損失も低減される。さらに、灯油を燃料とするエンジンは一般的に推力が高く、離陸時に重力抵抗を低減する上で重要である。つまり、高度には、ある燃料が別の燃料よりも実用的になる「最適な高度」が存在すると言える。

従来のロケット設計では、この最適な点を多段式ロケットによって最大限に活用しています。例えば、サターンVロケットは、下段にRP-1（灯油）を、上段に液体水素（LH2）を使用していました。初期のスペースシャトル設計でも同様の方式が採用され、下段で灯油を燃焼させて上層大気に到達し、そこで液体水素を燃料とする上段に点火して飛行を継続するというものでした。後のスペースシャトル設計も、下段に固体燃料ロケットを使用している点を除けば、これとやや似ています。

SSTOロケットは単純に2組のエンジンを搭載することもできるが、そうなると宇宙船は飛行時間の大半においてどちらか一方のエンジンを「停止」した状態で飛行することになる。エンジンが十分に軽量であればこれは妥当かもしれないが、SSTO設計では非常に高い質量比が求められるため、余分な重量に対する許容範囲は極めて狭い。

離陸時、エンジンは通常両方の燃料を燃焼させ、高度に応じて混合比を徐々に変化させることで排気プルームを「調整」します（これはプラグノズルと概念的には似ていますが、通常のベル型ノズルを使用します）。灯油が燃焼し尽くされると、最終的には完全に液体水素（LH2）に切り替わります。その時点では、エンジンはほぼ純粋なLH2/液体酸素（LOX）エンジンとなり、追加の燃料ポンプが取り付けられている状態になります。

この概念は、米国でロバート・サルケルドによって初めて研究され、1971年8月に発行された『Astronautics & Aeronautics』誌に掲載された「Mixed-Mode Propulsion for the Space Shuttle」という論文で、この概念に関する最初の研究を発表しました。彼は、地上設置型と大型ジェット機から空中発射されるものを含め、このようなエンジンを使用した多数の設計を研究しました。彼は、三元燃料エンジンはペイロード比率を100%以上（実質的に2倍以上）増加させ、推進剤量を65%以上削減し、乾燥重量を20%以上削減できると結論付けました。2番目の設計シリーズでは、シャトルの固体燃料ロケットブースターを三元燃料ブースターに置き換えることを研究し、この場合、エンジンによって設計全体の重量がほぼ半分になりました。彼の最後の本格的な研究は、三元推進剤と（一部のバージョンでは）プラグノズルを使用した軌道ロケット飛行機に関するもので、その結果、ロッキードSR-71よりわずかに大きいだけの宇宙船が、従来の滑走路から運用できるようになった。^{[ 5 ]}

ロシアでは三元推進剤エンジンが製造された。コスバーグとグルシュコは1988年にMAKSと呼ばれるSSTO宇宙機用の実験エンジンをいくつか開発したが、資金不足のため、エンジンとMAKSの両方が1991年に中止された。しかし、グルシュコのRD-701は製造されず、開発中は小型の試験台バージョンのみがテストされた。^{[ 6 ]}しかし、エネルゴマシュは、問題は完全に解決可能であり、この設計は打ち上げコストを約10分の1に削減する1つの方法であると考えている。^{[ 4 ]}