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多段ロケットまたはステップロケット[ 1 ]は、それぞれ独自のエンジンと推進剤を備えた2つ以上のロケット段を使用する打ち上げロケットです。タンデム段または直列段は別の段の上に取り付けられ、並列段は別の段の横に取り付けられます。結果として、2つ以上のロケットが積み重ねられたり、互いに横に取り付けられたりします。2段ロケットは非常に一般的ですが、最大5つの独立した段を持つロケットの打ち上げに成功した例もあります。
推進剤が尽きた段を切り離すことで、残りのロケットの質量を減らすことができます。また、各段は、高高度での気圧低下など、それぞれの運用条件に合わせて最適化することも可能です。この段分け方式により、残りの段の推力はニュートンの第一法則に従って、ロケットを最終速度と高度までより容易に加速させることができます。
直列またはタンデム段式ロケットでは、第1段が最下部にあり、通常は最も大きく、第2段以降はそれより上にあり、通常はサイズが小さくなります。並列段式ロケットでは、固体または液体のロケットブースターを使用して打ち上げを補助します。これらは「ステージ0」と呼ばれることもあります。典型的なケースでは、第1段とブースターのエンジンが点火してロケット全体を上方に推進します。ブースターの燃料がなくなると、ブースターはロケットの残りの部分から切り離され（通常は何らかの小型爆薬または爆発ボルトで）、落下します。次に、第1段が燃焼を完了して落下します。これにより、下部に第2段がある小型のロケットが残り、次に第2段が点火します。ロケット工学の世界では「段式」として知られるこのプロセスは、目的の最終速度に達するまで繰り返されます。直列式ロケットの場合、分離前に上段が点火することがある。そのため、段間リングはこの点を考慮して設計されており、その推力を利用して2つのロケットを確実に分離する。
軌道速度に到達したのは多段式ロケットのみである。単段式で軌道投入可能な設計が求められているが、地球上での実証はまだ行われていない。
多段式ロケットは、ロケットの各段で達成可能な速度変化に関して物理法則によって課せられる制限を克服する。この制限は、燃料質量と乾燥質量の比、およびエンジンの有効排気速度に依存する。この関係は、古典的なロケット方程式によって表される。
どこ：
低地球軌道に到達するために必要なデルタv （または十分な重量の準軌道ペイロードに必要な速度）は、単一のロケット段で達成されたよりも大きな湿質量対乾燥質量比を必要とします。多段ロケットは、デルタvを分割することでこの限界を克服します。各下段が分離し、次の段が点火すると、ロケットの残りの部分はまだ燃焼終了速度に近い速度で移動しています。各下段の乾燥質量には上段の推進剤が含まれており、後続の上段は使用済みの下段の不要な乾燥質量を捨てることで乾燥質量を減らしています。[ 2 ]
さらに、各段で異なるタイプのロケットエンジンを使用でき、それぞれの動作条件に合わせて調整できるという利点もあります。つまり、下段のエンジンは大気圧下での使用を想定して設計されているのに対し、上段ではほぼ真空状態に適したエンジンを使用できます。下段は、自身の重量に加えて上段の重量も支える必要があるため、上段よりも構造が複雑になる傾向があります。各段の構造を最適化することで、機体全体の重量が軽減され、さらなる利点が得られます。
多段式ロケットの利点は、下段の打ち上げエンジンがまだ使用されていないこと、そしてロケット全体が単段式よりも複雑で製造が困難になることという欠点がある。さらに、分離不良、点火不良、段間衝突などにより、各段の分離工程は打ち上げ失敗の可能性のあるポイントとなる。しかしながら、そのコスト削減効果は非常に大きいため、これまでペイロードを軌道に投入するために使用されたすべてのロケットは、何らかの形で多段式を採用している。
ロケット効率の最も一般的な指標の 1 つは比推力であり、これは推進剤消費量の流量 (1 秒あたり) あたりの推力として定義されます。[ 3 ]
推力が他の要因の結果として計算されるように方程式を整理すると、次のようになります。
これらの式は、比推力が高いほどロケットエンジンの効率が高まり、より長時間燃焼できることを示しています。ロケットの段数構成に関して言えば、初期段は通常、比推力が低く設定されており、効率よりも推力を重視してロケットを速やかに高高度へと押し上げます。後段のロケットは、大気圏外に位置するため排気ガスが大気圧に逆らって膨張する必要が少なくなり、比推力が高くなります。
打ち上げロケットの初期段階として使用する理想的なロケットエンジンを選択する際に検討すべき有用な性能指標は推力重量比であり、これは次の式で計算されます。
一般的なロケットの推力重量比は1.3～2.0の範囲内です。[ 3 ] ミッションにおける各ロケット段の設計時に考慮すべきもう1つの性能指標は燃焼時間です。これは、ロケットエンジンが推進剤をすべて使い果たすまでの時間です。ほとんどの非最終段では、推力と比推力は一定とみなせるため、燃焼時間の式は次のように表すことができます。
どこそしてはそれぞれロケット段の初期質量と最終質量です。燃焼終了時間と併せて、同じ値を用いて燃焼終了高度と速度が求められ、次の2つの式で算出されます。
ロケットシステム全体の総燃焼速度または時間を計算する問題に対処する場合、その一般的な手順は次のとおりです。[ 3 ]
燃焼終了時間はロケット段の運動の終点を示すものではありません。ロケットは燃焼終了後も一定の速度を保ち、惑星の重力による加速によって徐々に下向きに転じるまで、しばらくの間は上昇を続けるからです。燃焼終了後のロケットの速度と高度は、基本的な物理法則を用いて容易にモデル化できます。
ロケット同士を比較する場合、個々の特性は互いに独立していないことが多いため、あるロケットの特定の特性を別のロケットの同じ特性と直接比較することは現実的ではありません。そのため、ロケット間のより有意義な比較を可能にするために、無次元比が考案されました。その一つが初期質量対最終質量比です。これは、ロケットの各段の初期質量と、燃料がすべて消費された後の最終質量の比です。この比の式は次のとおりです。
どこ舞台の空虚な塊は、は推進剤の質量であり、はペイロードの質量です。[ 4 ] 2番目の無次元性能量は構造比であり、これは次の式に示すように、ステージの空質量と空質量と推進剤質量の合計との比です。[ 4 ]
最後に挙げる主要な無次元性能量はペイロード比であり、これはペイロード質量と、空のロケット段と推進剤の合計質量との比である。
無次元量の 3 つの式を比較すると、それらが互いに独立していないことが容易にわかり、実際、初期質量と最終質量の比は、構造比とペイロード比で書き直すことができます。[ 4 ]
これらの性能比率は、最適化を行う際や、ミッションにおける様々な構成を比較する際に、ロケットシステムの効率性を判断するための参考値としても使用できます。
初期設計においては、ロケット方程式を用いて、エンジンの比推力と必要な総推力（N・s）に基づいて、ロケットに必要な推進剤の量を算出できる。その方程式は以下のとおりである。
ここで、g は地球の重力定数です。[ 3 ] これにより、燃料の密度がわかっている場合、燃料の貯蔵に必要な体積を計算することもできます。これは、ロケットの段を設計する場合、ほとんどの場合当てはまります。体積は、推進剤の質量をその密度で割ることによって得られます。必要な燃料の他に、ロケット構造自体の質量も決定する必要があります。これには、必要なスラスタ、電子機器、計器、電力機器などの質量を考慮する必要があります。[ 3 ]これらは、設計の中期から後期段階で考慮すべき一般的な市販のハードウェアの既知の量ですが、予備設計および概念設計では、より単純なアプローチを採用できます。ロケットの段の 1 つのエンジンがその特定のセグメントの全推力を提供すると仮定すると、質量分率を使用してシステムの質量を決定できます。イニシエータや安全アーム装置などの段移送ハードウェアの質量は、それに比べて非常に小さいため、無視できると考えられます。
現代の固体ロケットモーターの場合、総質量の91～94パーセントが燃料であると考えるのは安全かつ妥当な仮定です。[ 3 ]タンク内には、使用できない「残留」推進剤が少量残るため、ロケットの燃料量を決定する際には、この残留推進剤も考慮する必要があります。この残留推進剤の一般的な初期推定値は5パーセントです。この比率と計算された推進剤の質量を用いて、空のロケットの重量を決定できます。液体二成分推進剤を使用するロケットのサイズを決定するには、燃料用と酸化剤用の2つの別々のタンクが必要となるため、やや複雑なアプローチが必要です。これら2つの量の比率は混合比として知られており、次の式で定義されます。
どこは酸化剤の質量であり、は燃料の質量です。この混合比は、各タンクのサイズだけでなく、ロケットの比推力も決定します。理想的な混合比を決定することは、設計中のロケットのさまざまな側面間の妥協のバランスを取ることであり、使用する燃料と酸化剤の組み合わせの種類によって異なる場合があります。たとえば、二成分推進剤の混合比は、最適な比推力にならないかもしれませんが、燃料タンクのサイズが同じになるように調整できます。これにより、燃料システムの製造、梱包、構成、およびロケットの他の部分との統合がより簡単で安価になり、[ 3 ]効率の低い比推力定格の欠点を上回る利点になる可能性があります。しかし、打ち上げシステムの決定的な制約が体積であり、水素などの低密度燃料が必要であるとします。この例は、酸化剤リッチな混合比を使用することで解決され、効率と比推力定格は低下しますが、より小さなタンク体積の要件を満たすことができます。
最適なステージングの究極の目標は、ペイロード比（パフォーマンスの項の比率を参照）を最大化することです。つまり、ペイロード以外のすべての質量を最小限に抑えながら、必要な燃焼終了速度まで最大のペイロードを運ぶということです。この目標は、ロケット打ち上げのコストがロケットの総離陸質量に比例するという前提に基づいています。これはロケット工学における経験則です。最適なステージングを実現するために従うべきいくつかの簡単なルールとガイドラインを以下に示します。[ 3 ]
ペイロード比は各ステージごとに計算でき、それらを順番に掛け合わせることでシステム全体のペイロード比が得られます。各ステージのペイロード比を計算する際には、現在のステージ以降のすべてのステージの質量が含まれることに注意することが重要です。全体のペイロード比は次のとおりです。
ここで n はロケット システムを構成するステージの数です。同じペイロード比をもたらす同様のステージは、この方程式を単純化しますが、これはペイロード比を最大化するための理想的な解決策であることはまれであり、上記のガイドラインのヒント 1 と 2 で示唆されているように、ΔV 要件を不均等に分割する必要がある場合があります。ステージ間のこの完璧な ΔV 分割を決定する 2 つの一般的な方法は、プログラムで実装できる解析解を生成する技術的アルゴリズム、または単純な試行錯誤です。[ 3 ] 試行錯誤アプローチの場合、最終ステージから始めて、前のステージのペイロードとなる初期質量を計算するのが最善です。そこから、同じ方法で最初のステージまで簡単に進み、ロケット システムのすべてのステージのサイズを決定します。
制限付きロケット段構成は、ロケットシステムの各段が同じ比推力、構造比、ペイロード比を持ち、唯一の違いは各段の総質量が前の段の総質量よりも少ないという簡略化された仮定に基づいています。この仮定は効率的または最適なシステムを実現するための理想的なアプローチではないかもしれませんが、各段の燃焼速度、燃焼時間、燃焼高度、質量を決定する方程式を大幅に簡略化します。これは、詳細で正確な設計よりもシステムの挙動の基本的な理解が優先される状況において、概念設計へのより良いアプローチとなります。制限付きロケット段構成を行う際に理解しておくべき重要な概念の1つは、ロケットシステムを分割する段数によって燃焼速度がどのように影響を受けるかということです。比推力、ペイロード比、構造比を一定に保ちながらロケットの段数を増やすと、段数が少ない同じシステムよりも常に高い燃焼速度が得られます。しかし、収穫逓減の法則は明らかで、ステージ数の増加ごとに燃焼速度の改善は、前の増加よりも小さくなります。ステージ数が非常に多くなるほど、燃焼速度は徐々に漸近値に収束します。[ 4 ] 燃焼速度の改善における収穫逓減に加えて、実際のロケットが3段を超えるステージをほとんど使用しない主な理由は、ステージを追加するごとにシステムの重量と複雑さが増し、最終的に展開コストが高くなるためです。
ホットステージングは、ロケットのステージングの一種で、次のステージが分離後ではなく分離前にエンジンを噴射します。[ 5 ]ホットステージング中は、前のステージがエンジンのスロットルを下げます。[ 5 ]ホットステージングはステージ分離の複雑さを軽減し、ブースターにわずかな追加のペイロード容量を与えます。[ 5 ]また、ほぼ使用済みのステージからの加速により推進剤がタンクの底に留まるため、ウラージモーターの必要性もなくなります。ホットステージングは、ソユーズ[ 6 ] [ 7 ]やプロトンM [ 8 ]などのソ連時代のロシアのロケットで使用されています。N1ロケットはホットステージングを使用するように設計されていましたが、テスト飛行はどれも、これが起こるほど長く続きませんでした。タイタンII以降、タイタンファミリーのロケットはホットステージングを使用しました。 SpaceXは、スターシップロケットの初飛行後にホットステージングを使用するように改造し、ホットステージングを使用した史上最大のロケット、そしてホットステージングを使用した初の再利用可能な機体となった。[ 9 ]
タンデムステージングを採用するロケットシステムでは、各ステージが順番に1つずつ実行されます。ロケットは前のステージから分離し、次のステージを連続して燃焼し始めます。一方、パラレルステージングを採用するロケットでは、2つ以上の異なるステージが同時に動作します。たとえば、スペースシャトルには、同時に燃焼する2つの固体ロケットブースターがあります。打ち上げ時にブースターが点火し、ステージの終わりに2つのブースターは切り離され、外部燃料タンクは次のステージのために保持されます。[ 3 ] ロケットシステムの性能設計に対する定量的アプローチのほとんどはタンデムステージングに焦点を当てていますが、アプローチはパラレルステージングを含めるように簡単に変更できます。まず、ロケットの異なるステージを明確に定義する必要があります。前の例を続けると、「ステージ0」と呼ばれることもある第1ステージの終了は、サイドブースターがメインロケットから分離したときと定義できます。そこから、第1段の最終質量は、第1段の空質量、第2段（メインロケットと残りの未燃焼燃料）の質量、およびペイロードの質量の合計と考えることができる。
高高度および宇宙空間向けの上段は、大気圧がほとんどまたは全くない状態で動作するように設計されています。これにより、低圧燃焼室と最適な真空膨張比を持つエンジンノズルを使用できます。一部の上段、特にデルタKやアリアン5 ES第2段のような自己着火性推進剤を使用するものは、加圧供給式であるため、複雑なターボポンプは不要です。セントールやDCSSなどの他の上段は、液体水素膨張サイクルエンジン、またはアリアン5 ECAのHM7BやS-IVBのJ-2のようなガス発生器サイクルエンジンを使用します。これらのステージは通常、軌道投入を完了し、ペイロードをGTOなどの高エネルギー軌道または脱出速度まで加速する役割を担います。低地球軌道からGTOまたはそれ以上の軌道にペイロードを運ぶために主に使用されるフレガートなどの上段は、宇宙タグと呼ばれることもあります。[ 10 ]
各ステージは通常、製造現場で組み立てられ、打ち上げ現場に輸送されます。[ 11 ]車両アセンブリという用語は、すべてのロケットステージと宇宙船ペイロードを結合して、宇宙船として知られる単一のアセンブリにすることを指します。単段式車両（準軌道）および小型の多段式車両は、通常、クレーンを使用してステージと宇宙船を垂直に持ち上げて所定の位置に配置することにより、打ち上げ台で直接組み立てることができます。
これは一般的に、発射台から離れた場所で組み立てられ、さまざまな方法で発射場に移動される大型宇宙船には実用的ではありません。NASAのアポロ/サターンV有人月着陸船やスペースシャトルは、車両組立棟で発射用アンビリカルタワーが取り付けられた移動式発射台に垂直に組み立てられ、その後、特殊なクローラー輸送機によって車両全体が直立した状態で発射台に移動されました。これに対し、ロシアのソユーズロケットやSpaceXのファルコン9のような宇宙船は、処理格納庫で水平に組み立てられ、水平に輸送された後、発射台で直立した状態で運ばれます。
使用済みのロケット上段は、使用後何年も非稼働状態で軌道上に残る宇宙ゴミ の大きな発生源であり、時には軌道上で単一の上段が分解して大きなデブリフィールドが発生することもある。[ 12 ]
1990年代以降、使用済みの上段ロケットは、軌道上で放置されている間のリスクを最小限に抑えるため、打ち上げロケットとしての使用が完了した後に一般的に不活性化される。[ 13 ] 不活性化とは、燃料を投棄したりバッテリーを放電したりすることによって、ロケットに残っている蓄積エネルギー源をすべて除去することを意味する。
ソ連と米国の宇宙開発計画における初期の上段ロケットの多くは、ミッション完了後に不活性化処理がされていなかった。宇宙デブリ問題の特性を明らかにするための初期の試みの中で、すべてのデブリのかなりの割合がロケット上段ロケット、特に不活性化処理されていない上段ロケット推進装置の破壊によるものであることが明らかになった。 [ 12 ]
14世紀の中国の焦玉と劉伯文による『火龍経』の挿絵と説明には、現存する最古の多段式ロケットが描かれている。これは「火龍出水」（huǒ lóng chū shuǐ）と呼ばれ、主に中国海軍で使用されていた。[ 14 ] [ 15 ]これは2段式のロケットで、ブースターロケットは最終的に燃え尽きるが、燃え尽きる前に、口を開けた龍の頭のような形をしたミサイルの先端から発射される多数の小型ロケット矢に自動的に点火する仕組みになっていた。[ 15 ]イギリスの科学者で歴史家のジョセフ・ニーダムは、このロケットの記述と図解は『火龍経』の最古の層から出土しており、おおよそ西暦1300～1350年頃のものと推定されると指摘している（同書の第1部、第3章、23ページ）。[ 15 ]
初期の多段式ロケットのもう1つの例は、韓国で開発された走火（Juhwa）です。これは、中世の韓国の技術者、科学者、発明家である崔武善（ Ch'oe Mu-sŏn ）によって提案され、14世紀に火道監（Fire 㷁 道監）によって開発されました。[ 16 ] [ 17 ]ロケットの長さは15cm と13cm 、直径は2.2cmでした 。110cmの長さの矢に取り付けられ 、実験記録によると、最初の結果は射程が約200mでした。[ 18 ]韓国はこの技術の開発を続け、16世紀に「魔法の機械矢」である神技（ Singijeon ）を製造するに至ったという記録があります。ヨーロッパにおける多段式ロケットの初期の実験は、1551年にオーストリア人のコンラート・ハース（1509年～1576年）によって行われた。彼はトランシルヴァニア地方のヘルマンシュタット（現在のルーマニア、シビウ／ヘルマンシュタット）の兵器廠長であった。この概念は、少なくとも5人の人物によって独自に開発された。
1944年、ドイツ軍はラインメタル・ボルジッヒ社が開発した4段式固体燃料無誘導弾道ロケット砲「ラインボーテ」の試験を行った。高度78kmで約1,600m /s（5,800km /h、3,600mph 、マッハ4.7）の速度に達した。[ 24 ]
最初の高速多段式ロケットは、 1948年から1950年にかけてホワイトサンズ試験場、後にケープカナベラルで試験されたRTV-G-4バンパーロケットでした。これらはV-2ロケットとWACコーポラル観測ロケットで構成されていました。到達した最高高度は393kmで、1949年2月24日にホワイトサンズで達成されました。
1947年、ソ連のロケット技術者で科学者のミハイル・ティホンラヴォフは、並列段ロケットの理論を考案し、「パケットロケット」と名付けた。彼の方式では、3つの並列段が打ち上げ時に点火されるが、3つのエンジンすべては外側の2つの段から燃料が供給され、燃料がなくなると切り離される。これは、第2段エンジンが単なる無駄な重量にならないため、逐次段ロケットよりも効率的である。1951年、ソ連の技術者で科学者のドミトリー・オホツィムスキーは、段間の燃料ポンプの有無にかかわらず、一般的な逐次段ロケットと並列段ロケットの先駆的な工学的研究を行った。R -7セミョールカの設計はこの研究から生まれた。アメリカのアトラスIおよびアトラスIIロケットの第1段で使用される3基のロケットエンジンは、一列に配置され、同様の方法で並列段式を採用していた。外側の2基のブースターエンジンは切り離し可能なペアとして存在し、停止後、最下部の外側スカート構造とともに分離され、中央のサステナーエンジンが第1段のエンジン燃焼を完了して遠地点または軌道に到達する。
多段式ロケットの各部分が分離すると、打ち上げミッションの成功にさらなるリスクが生じます。分離イベントの数を減らすと、複雑さが軽減されます。[ 25 ] 分離イベントは、ステージまたはストラップオンブースターが使用後に分離する場合、軌道投入前にペイロードフェアリングが分離する場合、または使用されている場合、打ち上げの初期段階後に分離する打ち上げ脱出システムがある場合に発生します。ロケットのステージを分離するために、通常は火工品ファスナー、またはファルコン9フルスラストのような空気圧システムが使用されます。
2段式軌道投入ロケット（TSTO）とは、軌道速度を達成するために2つの異なる段が連続して推進力を提供する宇宙船のことである。これは、3段式軌道投入ロケットと仮想的な1段式軌道投入ロケット（SSTO）の中間に位置する。
3段式軌道投入システムは、地球周回軌道に到達するために一般的に使用されるロケットシステムです。この宇宙船は、軌道速度を達成するために、3つの異なるステージを順次使用して推進力を得ます。これは、4段式軌道投入ロケットと2段式軌道投入ロケットの中間的な位置づけです。
他の設計（実際には、現代の中型から大型ロケットの設計のほとんど）では、メインスタックに3段すべてが一直線に並んでいるのではなく、 2段のコアステージに加えて「ステージ0」用の補助ブースターが取り付けられています。これらの設計では、ブースターと第1段は連続して噴射するのではなく同時に噴射され、ロケット全体の重量を持ち上げ、重力による損失と大気抵抗を克服するための追加の初期推力が得られます。ブースターは重量を軽減するために、飛行開始から数分後に切り離されます。
4段式軌道投入システムは、地球周回軌道に到達するために使用されるロケットシステムです。この宇宙船は、軌道速度を達成するために、4つの異なるステージを順次使用して推進力を得ます。5段式軌道投入ロケットと3段式軌道投入ロケットの中間に位置し、固体燃料ロケットシステムで最もよく使用されます。
他の設計では、メインスタックに4段すべてが一直線に並んでいるのではなく、 3段のコアステージに加えて「ステージ0」用の補助ブースターが取り付けられています。これらの設計では、ブースターと第1段は連続して噴射するのではなく同時に噴射され、ロケット全体の重量を持ち上げ、重力による損失や大気抵抗を克服するための追加の初期推力が得られます。ブースターは重量を軽減するために、飛行開始から数分後に切り離されます。
多段式模型ロケットにはいくつかの種類が存在する。通常、下段には遅延のないエンジンが使用され、次の段のエンジンに直接点火する。原理的には上段にボトルロケットを使用することも可能だが、ブーストボトルロケットと呼ばれるこのような組み合わせは、多くの国で違法となっている。
遅延点火装置を備えたエンジンは、遅延負荷が通常次の段を点火しないため、下段には適していません。原理的には、模型ロケットの次の段を遠隔操作またはタイマーによって電気的に打ち上げることは可能ですが、この方法では機体搭載装置が必要となり、ロケット模型の重量と複雑さが増すため、大型の模型ロケットにのみ適しています。
1.5段式ロケットシステムは、地球周回軌道に到達するためにあまり使用されないロケットシステムである。半段式ロケットはブースターエンジンのみを切り離すのに対し、全段式ロケットは燃料タンクとエンジンの両方を切り離す。[ 32 ]
このコンセプトは、アトラスロケットファミリーの一部のロケットに見られ、地上で3基すべてのエンジンに点火し、飛行中に3基のうち2基を切り離します。これは、1950年代のエンジン点火の信頼性の問題が原因でした。地上で3基すべてのエンジンに点火することで、離陸前にエンジンの機能を確認することができました。[ 33 ]
