ハイブリッドロケット

ハイブリッドロケット  は、相の異なる2種類の推進剤からなるロケットエンジンシステムである。最も一般的なものは、固体燃料がおかれた燃焼室へ液体か気体の酸化剤を供給する事によって燃焼を起こし、生成したガスを噴射してその反動で進む。

1. 概要
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最も単純なハイブリッドロケットの形式は、高圧で充填された液体または気体の酸化剤をバルブで制御することで燃焼室に導き、燃焼室内に成形済みの固体燃料と反応することで燃焼する。燃焼ガスはポートと呼ばれる燃焼室内の燃料間に形成された通路を通り、ノズルから噴出して反動で推力を生み出す。酸化剤には通常、気体か液体酸素もしくは酸化窒素等を使用する。燃料にはABS樹脂やアクリル樹脂や合成ゴム、あるいは氷で固めたアルミニウム粉末などが用いられる。固体燃料ロケットの推進剤に含まれる酸化剤は過塩素酸アンモニウムを含まないので、燃焼ガスに有毒で発癌性があり酸性雨や地球温暖化やオゾン層の破壊をもたらす塩素化合物を排出せず環境に優しい、燃焼によって生成される生成物の分子量も小さいので従来の固体燃料ロケットよりも比推力が高いという特徴を有する。

ハイブリッドロケットの比推力は固体燃料ロケットよりも高く、炭化水素系推進剤とほぼ同等である。金属化された燃料を使用したハイブリッドロケットでは、400秒という高い比推力が測定されている。また、ハイブリッドシステムは固体燃料ロケットよりも複雑ではあるが、固体燃料の製造や運搬、取り扱いにおける危険性が少ないことで相殺することができる。世界初の民間有人宇宙船であるスペースシップワンに採用されたのもそのような特徴を買われたからである。

全体的にハイブリッドロケットの開発は液体燃料ロケットや固体燃料ロケットと比較して遅れている。開発が進まない一因としてハイブリッドロケットで解決すべき課題は既に液体推進剤と固体推進剤では解決済みで、それらはそれぞれの特性に適した用途への開発が進んでおり、それらに対して優位性の乏しいハイブリッドロケットの開発は克服すべき課題の困難さに対して利点が少ないからであるとの指摘もある。

2. 歴史
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ハイブリッドロケットの開発は1937年に既にドイツのヘルマン・オーベルトが開発に着手していた。その後、1960年代まで各国で断続的に細々と研究が続けられてきた。1961年頃までは燃焼効率が低く、推力はおよそ100程度でハイブリッドロケットの境界層燃焼は1961年から1962年頃まで燃焼機構が不明確だった。1963年にはインドで推力500のハイブリッドロケットエンジンが開発され、この頃からフランスやスウェーデン等、各国が開発に取り組むようになり、1964年頃にはフランスがLEX観測ロケット、1965年頃にはスウェーデンがSR-1観測ロケットをそれぞれ開発した。アメリカ合衆国ではユナイテッド・テクノロジーズ、チオコール社のリアクション・モーターズ部門とエアロジェットゼネラルが開発した。 スウェーデンでは水素化ホウ素リチウムと水素化アルミニウムリチウムのような添加剤を赤煙硝酸の点火の遅れを減らすために少量添加されたアミンを主成分とするTagaformと称される燃料が使用された。このようなシステムの点火の遅れは2から3ミリ秒だったとされる。この推進剤は粉末を型に入れて加圧して成型され、脆く、衝撃に対して敏感だったので望ましいものではなかった。フランスでは赤煙硝酸と自己着火性の n-メタトルエン ジアミンとphosphoraux が使用された。アメリカでは酸化剤として硝酸と液体フッ素と酸素の混合物と燃料としてPMMA, ポリエチレンとポリブタジエンが使用され、イスラエルではポリエステルにおよそ10-20%の過塩素酸アンモニウムを混ぜて使用された。この燃料は単独では燃焼しないが、赤煙硝酸を酸化剤として使用した場合、およそ2倍の速度で燃焼した。

3. 構造
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ハイブリッドロケットは液体推進剤が納められた圧力容器と固体燃料が充填された燃焼室から構成され、弁によってこれらの二つは分けられている。推力が必要な時には弁を開けることで燃焼室内に液体推進剤を供給し、点火装置を用いて点火する。燃焼中は液体が燃焼室内に流れ、蒸発して固体推進剤と反応する。燃焼の発生によって隣接する固体燃料の表面の境界層に火炎が広がる。1960年代初頭の研究で比推力と低周波不安定燃焼という2つの重要な問題が解決された。初期の文献の記述では燃焼行程は燃料の表面近傍で起きると記述されていたが、実際には気化した燃料が燃焼室内で酸化剤と混合して燃焼する。前端部から噴射された酸化剤は気化した燃料と必ずしも激しく混合されるわけではない。

不安定燃焼の原因は酸化剤の気化が少なく噴射してからしばらくしてから気化するので燃焼室内に酸化剤の密度差が生じ、これが不安定燃焼の一因になる。これを解決する一手段として噴射装置に酸化剤の加熱装置を装備したところ、酸化剤の粘性が下がり、流動性が高まり、赤煙硝酸を酸化剤とする燃焼効率は 60から98%に改善された。

燃焼速度は燃焼室の圧力に依存し、高圧燃焼の方が燃焼速度が速まる。

4. 推進剤
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過塩素酸アンモニウムのような固体の酸化剤は安全面に問題を抱えているだけでなく、液体の酸化剤よりも性能が低いため、通常液体推進剤を酸化剤とし、固体推進剤を燃料とするのが一般的である。また、HTPBやパラフィンにアルミニウムやリチウムや水素吸蔵合金を添加する事により高エネルギーの固体燃料として使用する。

ハイブリッドロケットで一般的な液体酸化剤としては、液体酸素や亜酸化窒素が用いられる。酸化剤として塩素やフッ素も提案されているが毒性、腐食性等の理由により実現性は低いと考えられる。他に酸化剤として常温での貯蔵が可能な過酸化水素や四酸化二窒素もあるが実用には至っていない。

5. ハイブリッドロケットの利点
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5.1. 液体燃料ロケットと比較した場合の利点
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機械的に単純である - 液体は一種類のため、配管が短く簡単に済む。
燃料の密度が高い - 燃料は固体であり、液体燃料よりも密度が高い。
比推力向上が容易である - アルミニウムやマグネシウム、リチウム、ベリリウムのような反応性の高い金属を添加したり、さらにそれらの金属に水素を吸蔵させる事により、比較的容易に比推力を高めることができる。
制御性がよい - 複雑なシーケンスを伴わないため、始動/停止/再始動が容易なうえ、酸化剤の供給量を変えるだけで出力の調整を行うことが可能である。

5.2. 固体燃料ロケットと比較した場合の利点
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比推力が高い - 燃焼生成物の分子量が固体燃料ロケットの燃焼生成物よりも小さく、理論的に高い比推力が得られる。
爆発の危険性が低い - 推進剤が製造時の亀裂のような不具合をある程度許容するため、爆発の危険性が低い。
制御性がよい - 始動/停止/再始動が容易なうえ、酸化剤の供給量を変えるだけで出力の調整を行うことが可能である。
低毒性である - 液体酸素や亜酸化窒素のような毒性のない酸化剤を使用できる。
取り扱いが容易である - 現地で打ち上げ前に遠隔操作によって酸化剤を充填すればよいため、射場まで安全な状態で輸送できる。
推進剤が廉価 - 製造に危険性、有毒性のある特殊な原材料を用いる固体推進剤と比較して比較的廉価な原材料を燃料、酸化剤として使用できる。

6. ハイブリッドロケットの短所
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ハイブリッドロケットでは、燃焼の進行に伴って燃焼室内のポートが広くなってしまうため、完全に反応せずにポートを通過してしまう酸化剤が増加する傾向にある。したがって、多くのハイブリッドロケットシステムでは燃焼が進行するにつれて酸化剤リッチになり、平均比推力が低下してしまう。また燃焼速度は固体燃料ロケットの約1/3と遅い。

燃焼速度の低い燃料の場合には複数の穴があけられたマルチポート燃料を使用する。ただ。マルチポート燃料は体積効率が低く、構造が複雑になり難易度が高い。1990年代末に開発された燃焼速度が高く液化しやすい燃料を利用することでこの問題を解決できる可能性がある。

適切に設計されたハイブリッドロケットはO/Fシフトの影響が非常に小さく、比推力がO/F比のピークによらず概ね一定となる。

仮に大きさを2倍にすると二乗三乗の法則により、体積、重量は8倍になるものの、燃焼断面の表面積は4倍にしかならず、単位重量毎の燃焼ガスの生成量が1/2になり、相対的に推力が不足する。固体燃料ロケットの推進剤の場合には燃焼速度を速めた組成の固体推進剤を使用する事でこの問題を克服しているが、ハイブリッドロケットエンジンでは燃焼速度を速める手段が限られており、これが大型化、大推力化の妨げになっている。

7. ハイブリッドロケットの安全性
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設計が適切で、かつ製造上の問題がない限り、ハイブリッドロケットの安全性は一般的に高い。しかしながら、圧力容器が破損するなどした場合には破裂することもありうる。

圧力容器の破損 - 燃焼室と圧力容器間の熱絶縁に問題が生じた場合、燃焼器の壁面付近の高温燃焼ガスが侵入して圧力容器を破裂させることがある。
逆流 - 亜酸化窒素や過酸化水素の発熱分解によって、燃焼室からの火炎や高温のガスが噴射器を通じて伝播し、酸化剤に点火してタンクの爆発を引き起こす。燃焼が不安定になると圧力降下により噴射器からガスが逆流する。
燃料は単体では不活性であり、爆発することはない。また固体燃料ロケットと違い、燃料に亀裂があってもノズルが詰まらない限りは安全である。一度着火すると燃え尽きるまで燃焼が継続する固体燃料ロケットとは異なり、出力調整が可能で酸化剤の供給を停止すれば燃焼も止まる。
ハード スタート - 特に亜酸化窒素のような一液系推進剤を使用するシステムにおいて、点火時に燃焼室内の酸化剤が過剰になる事によって一時的に過圧が発生したり、急激な圧力上昇が生じる場合がある。推進剤の組み合わせには "explosive equivalence" と呼ばれる危険性の指標が与えられることがある。これに推進剤の重量をかけたものは、同じ重量のTNT爆薬が機体を破壊する能力に相当する。固体燃料ロケットで100, 液体燃料ロケットで10から20であるのに対して、ハイブリッドロケットでは多くの場合0とされるが、爆発する危険が全くないわけではない。

ハイブリッドロケットの燃料は酸化剤を含まないため、単独で爆発的に燃焼することはありえない。このためハイブリッドロケットの燃料はTNT換算では値を持たない。対照的に固体燃料ロケットでは推進剤重量とTNT換算が近い値となる。液体燃料の場合は一般的には実際に燃焼する燃料と酸化剤の重量に基づいてTNT換算値が計算される。これは総推進剤重量の10-20%である。ハイブリッドロケットの場合、燃焼室内に酸化剤を満たした状態で点火しても固体燃料が全部爆発する事はないので、爆発換算値は多くの場合、0%とされる。

固体推進剤の開発の初期には5-6kHzの高周波の不安定燃焼は無かったが、燃焼速度が上がり、この問題が散見されるようになり、ハイブリッドロケットでも類似の現象が散見される。

8. ハイブリッドロケットをめぐる状況
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1998年にSpaceDevは、200基以上のハイブリッドロケットの試射データを含む8年以上にわたって蓄積されたアメリカンロケット社の全ての知的財産を取得した。SpaceDevは4.5kNから1.1MNまでに渡る各種の推力のハイブリッドロケットエンジンを試験した。SpaceDevが世界最初の民間宇宙船であるスペースシップワン向けに製造したモデルは、それまでに作られた中で最も大きなハイブリッドロケットであり、末端水酸基ポリブタジエンと液体亜酸化窒素を使用した。SpaceDev社は、小型の衛星打ち上げロケットであるStreakerと弾道飛行と周回飛行の両方の能力を備える有人宇宙船のドリームチェイサーを開発中である。Streakerとドリームチェイサーは両方とも亜酸化窒素と末端水酸基ポリブタジエン