ロケットエンジン
ロケットダインによって開発されたデルタ2とデルタ3の第一段エンジン。推進剤はケロシン/液体酸素
ロケットエンジンの燃焼温度は燃料、燃焼圧力などによるが最大で3000°C以上に達する。ロケットエンジンの燃焼温度は燃焼室の素材の融点よりも高く、グラファイトやタングステンの融点よりは低いがそれらの材料は酸化されるので適さない。再生冷却やアブレーション冷却、フィルム冷却等により既存の材料を強度を損なわない温度下で使用する。セラミックや傾斜機能材料等、耐熱性に優れた素材の開発も進められている。化学推進ロケットの性能は事実上推進剤の組成によって決まる。
ロケットの冷却方法:
非冷却(一般的には試験運転の短時間に使用)
アブレーション冷却
放射冷却
ダンプ冷却
再生冷却(液体燃料ロケットでは燃料または酸化剤を冷却材として燃焼室やターボポンプの軸受けを循環させる。ターボポンプの軸受けを循環する場合は潤滑材も兼ねる)
カーテン冷却(推進剤を噴射してガスの温度を調整して壁面を冷却する)
フィルム冷却(液体推進剤を噴射して表面に保護層を形成する事によって冷却する)
再生冷却では従来は管をろう付けする事によって燃焼室やノズルを形成していたが、この製造方法は熟練を要し、品質を維持する事は困難だった。近年は旧ソビエト連邦で開発された、重量は多少増すが頑丈で信頼性が高く、品質管理が比較的容易なチャンネルウォール構造が増えつつある。
H-IIAロケット,H-IIBロケットの液体水素/液体酸素を推進剤として使用する第2段エンジン
いずれも旧ソヴィエトが開発した代表的ホールスラスタで、生産数、軌道上の実績は世界でもトップ。欧米にも技術展開がなされている。
アメリカ陸軍弾道ミサイル局で開発されたが途中で中止されその成果はF-1へ引き継がれた。
多くの1-2kW級アークジェットが衛星システムに搭載された実績を持つ。
少量の推進剤を燃焼させてターボポンプを駆動する方式。
NASAで試験された50kW級大推力スラスタ
H-IIロケットの1段目のエンジン 燃料は液体水素/液体酸素
Miniature Ion Propulsion System (小型イオン推進システム)は東京大学先端科学技術研究センターと次世代宇宙システム技術研究組合によって開発された民生品を活用したイオンエンジン。