多段式ロケット

ブラック ブラント 12観測ロケットの各段には、独自の尾翼が付いています。

ミニットマンIIIロケットの第2段

多段式ロケットまたはステップロケット^{[ 1 ]}は、 2段以上のロケット段を使用し、各段に独自のエンジンと推進剤を搭載した打ち上げロケットです。タンデム段またはシリアル段は別の段の上に搭載され、パラレル段は別の段の横に取り付けられます。その結果、実質的に2段以上のロケットが積み重ねられたり、隣り合って取り付けられたりします。2段式ロケットは非常に一般的ですが、5段もの独立した段を持つロケットの打ち上げにも成功しています。

燃料切れ時に各段を投棄することで、残りのロケットの質量が減少します。また、各段は、高高度における気圧の低下など、それぞれの運用条件に合わせて最適化されます。この段分けにより、残りの段の推力によってロケットをより容易に最終速度と高度まで加速することができます。

直列またはタンデム段積み方式では、第1段は最下部に位置し、通常は最も大きく、第2段以降の上段は第1段の上に位置しており、通常はサイズが小さくなります。並列段積み方式では、固体または液体ロケットブースターが打ち上げ補助に使用されます。これらは「第0段」と呼ばれることもあります。典型的なケースでは、第1段とブースターエンジンが点火し、ロケット全体を上昇させます。ブースターの燃料が尽きると、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薬ボルトによって）、落下します。その後、第1段は燃焼を完了し、落下します。こうして小型ロケットが残り、その下には第2段が点火します。ロケット業界では「ステージング」と呼ばれるこのプロセスは、所望の最終速度に達するまで繰り返されます。直列ステージングの場合には、分離前に上段が点火されることがあります。段間リングはこれを念頭に置いて設計されており、推力は 2 つの機体を確実に分離するために使用されます。

軌道速度に到達したのは多段式ロケットのみである。単段式軌道投入の設計が求められているが、地球上ではまだ実証されていない。

パフォーマンス

3つの多段式ロケットを示す断面図

アポロ11号サターンV型第一段分離

サターンVロケットの第2段が第1段の上に降ろされている

第2段の図とそれがロケット全体にどのように収まるか

多段式ロケットは、物理法則によってロケットの各段で達成可能な速度変化に課せられる制限を克服します。この制限は、燃料質量と乾燥質量の比とエンジンの有効排気速度に依存します。この関係は、古典ロケット方程式によって与えられます。

${\displaystyle \Delta v=v_{\text{e}}\ln \left({\frac {m_{0}}{m_{f}}}\right)}$

どこ：

${\displaystyle \デルタ v\ }$ 車両のデルタv（速度の変化と重力および大気抵抗による損失の合計）です。

${\displaystyle m_{0}}$ 初期の総質量（湿潤質量）は、最終質量（乾燥質量）に推進剤を加えた質量に等しい。

${\displaystyle m_{f}}$ 推進剤が消費された後の最終的な（乾燥）質量です。

${\displaystyle v_{\text{e}}}$ 有効排気速度（推進剤、エンジン設計、スロットル状態によって決まる）

${\displaystyle \ln}$ 自然対数関数です。

低地球軌道に到達するために必要なデルタv （あるいは十分に重い弾道ペイロードに必要な速度）は、単段ロケットで達成できるよりも大きな湿質量対乾燥質量比を必要とする。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する。各下段が分離し、後続段が点火する間も、ロケットの残りの部分は燃焼限界速度付近で飛行している。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削減している。^{[ 2 ]}

さらなる利点は、各段で異なるタイプのロケットエンジンを使用でき、それぞれが特定の動作条件に合わせて調整されていることです。したがって、下段エンジンは大気圧での使用向けに設計され、上段エンジンは近似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を支える必要があるため、上段よりも多くの構造が必要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。

段階的導入の利点は、下段の揚力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代償を伴います。さらに、各段階の工程は、分離失敗、点火失敗、あるいは段衝突などにより、打ち上げ失敗につながる可能性があります。しかしながら、段階的導入による節約効果は非常に大きいため、これまでペイロードを軌道に乗せるために使用されたすべてのロケットには、何らかの段階的導入が採用されてきました。

ロケットの効率を測る最も一般的な指標の一つは比推力であり、これは推進剤消費量あたりの推力（流量/秒）として定義される。^{[ 3 ]}

${\displaystyle I_{\mathrm {sp} }}$ ＝${\displaystyle \ {\frac {T}{{\frac {dm}{dt}}g_{\mathrm {0} }}}}$

推力が他の要因の結果として計算されるように式を並べ替えると、次のようになります。

${\displaystyle T=I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }{\frac {dm}{dt}}}$

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く、燃焼時間が長くなることを示しています。段階的に見ると、ロケットの初期段は通常、比推力が低くなります。これは、ロケットを速やかに高高度に押し上げるために、効率を犠牲にして推力を高めるためです。ロケットの後期段では、機体が大気圏外に位置するため、排気ガスがそれほど大きな大気圧に逆らって膨張する必要がないため、比推力が高くなる傾向があります。

打ち上げ機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る有用な性能指標は推力対重量比であり、これは次の式で計算されます。

${\displaystyle TWR={\frac {T}{mg_{\mathrm {0} }}}}$

打ち上げロケットの一般的な推力重量比は1.3～2.0の範囲です。^{[ 3 ]} ミッションの各ロケット段を設計する際に考慮すべきもう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使い果たすまでの持続時間です。最終段以外のほとんどの段では、推力と比推力は一定と仮定できるため、燃焼時間の式は次のように表されます。

${\displaystyle \Delta {t}={\frac {I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }}{T}}\times (m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} })}$

ここで、 とはそれぞれロケット段の初期質量と最終質量です。バーンアウト時間と合わせて、バーンアウト高度と速度も同じ値を用いて求められ、以下の2つの式で求められます。 ${\displaystyle m_{\mathrm {0} }}$ ${\displaystyle m_{\mathrm {f} }}$

${\displaystyle h_{\mathrm {bo} }={\frac {I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }}{m_{\mathrm {e} }}}\times (m_{\mathrm {f} }~\mathrm {ln} (m_{\mathrm {f} }/m_{\mathrm {0} })+m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} })}$

${\displaystyle v_{\mathrm {bo} }=I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }\ln({\frac {m_{\mathrm {0} }}{m_{\mathrm {f} }}})-g_{\mathrm {0} }{\frac {m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} }}{\frac {\operatorname {d} \!m}{\operatorname {d} \!t}}}+v_{\mathrm {0} }}$

ロケットシステム全体の総燃焼速度または燃焼時間を計算する問題を扱う場合、一般的な手順は次のとおりです。^{[ 3 ]}

1. 問題の計算を、ロケット システムが構成されている段階の数に分割します。
2. 各段階の初期質量と最終質量を計算します。
3. バーンアウト速度を計算し、各段階の初期速度と合計します。各段階が前の段階の直後に発生すると仮定すると、バーンアウト速度は次の段階の初期速度になります。
4. 最終段階のバーンアウト時間および/または速度が計算されるまで、前の 2 つの手順を繰り返します。

バーンアウト時間はロケット段の運動の終点を定義するものではありません。ロケットは、惑星の重力加速によって徐々に下向きに変化するまで、短時間は上昇を続けることができる速度を維持します。バーンアウト後のロケットの速度と高度は、基本的な物理運動方程式を用いて簡単にモデル化できます。

あるロケットを別のロケットと比較する場合、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。なぜなら、それらの個々の特性は互いに独立していないことが多いからです。このため、ロケット間のより有意義な比較を可能にするために、無次元比が設計されました。まず、初期質量対最終質量比は、ロケット段の初期質量と、すべての燃料を消費した後の最終質量の比です。この比の式は次のとおりです。

${\displaystyle \eta ={\frac {m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {p} }+m_{\mathrm {PL} }}{m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {PL} }}}}$

ここで、はステージの空質量、は推進剤の質量、はペイロードの質量である。^{[ 4 ]} 2番目の無次元性能量は構造比であり、これは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あり、次の式で表される。 ^{[ 4 ]}${\displaystyle m_{\mathrm {E} }}$ ${\displaystyle m_{\mathrm {p} }}$ ${\displaystyle m_{\mathrm {PL} }}$

${\displaystyle \epsilon ={\frac {m_{\mathrm {E} }}{m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {P} }}}}$

最後の主要な無次元性能量はペイロード比です。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す。

${\displaystyle \lambda ={\frac {m_{\mathrm {PL} }}{m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {P} }}}}$

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、初期質量比と最終質量比は構造比とペイロード比で書き直すことができる。^{[ 4 ]}

${\displaystyle \eta ={\frac {1+\lambda }{\epsilon +\lambda }}}$

これらのパフォーマンス比は、最適化を実行し、ミッションのさまざまな構成を比較するときに、ロケット システムがどれだけ効率的であるかの基準としても使用できます。

コンポーネントの選択とサイズ

アポロ宇宙船を搭載したサターン多段式ロケット

初期サイズ設定では、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ロケット方程式を用いて算出することができます。方程式は以下のとおりです。

${\displaystyle m_{\text{p}}=I_{\text{tot}}/gI_{\text{sp}}}$

ここで、g は地球の重力定数である。^{[ 3 ]} これにより、燃料の密度がわかっている場合は、燃料に必要な貯蔵容積を計算することも可能になり、ロケット段の設計ではほとんどの場合に当てはまる。容積は、推進剤の質量を密度で割ることで得られる。必要な燃料とは別に、ロケット構造自体の質量も決定する必要があり、そのためには、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る。^{[ 3 ]}これらは、一般的な市販のハードウェアについては既知の量であり、設計の中期から後期に検討する必要があるが、予備設計や概念設計では、より単純なアプローチを採用できる。ロケット段の 1 つのエンジンがその特定のセグメントの全推力を供給すると仮定すると、質量分率を使用してシステムの質量を決定できる。イニシエータやセーフ・アンド・アーム装置などの段転送ハードウェアの質量は、それに比べて非常に小さく、無視できるとみなせる。

現代の固体ロケットモーターの場合、全質量の91～94%が燃料であると仮定するのが安全かつ妥当です。^{[ 3 ]} また、タンク内に残留して使用できない「残留」推進剤が少量存在することも重要です。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に入れる必要があります。この残留推進剤の一般的な初期推定値は5%です。この比率と算出された推進剤の質量から、ロケットの空重量の質量を決定できます。液体二液推進剤を使用するロケットのサイズ決定には、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呼ばれ、以下の式で定義されます。

${\displaystyle O/F=m_{\mathrm {牛} }/m_{\mathrm {燃料} }}$

ここで、 は酸化剤の質量、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左右します。理想的な混合比を決定するには、設計対象のロケットの様々な側面を妥協してバランスを取る必要があり、使用され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。例えば、二元推進剤の混合比は、最適な比推力には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、そしてロケットの他の部分との統合がより簡素化され、コストも削減されます。^{[ 3 ]}そして、比推力定格の効率低下による欠点を上回るメリットが得られ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容積であり、水素などの低密度燃料が必要であると仮定します。この例は、酸化剤を多く含む混合比を使用することで解決されます。効率と比推力定格は低下しますが、タンク容積の要件は小さくなります。 ${\displaystyle m_{\mathrm {ox} }}$ ${\displaystyle m_{\mathrm {燃料} }}$

最適なステージングと制限されたステージング

最適

最適なステージングの究極の目標は、ペイロード比（性能の項を参照）を最大化することです。つまり、ペイロード以外の質量（ペイロード以外の質量）を最小限に抑えながら、最大のペイロードを必要なバーンアウト速度まで運ぶことです。この目標は、ロケット打ち上げコストがロケットの総離陸質量に比例することを前提としており、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の簡単なルールとガイドラインをいくつか示します。^{[ 3 ]}

1. 初期段階では を低くし、後期/最終段階では を高くする必要があります。${\displaystyle I_{sp}}$ ${\displaystyle I_{sp}}$
2. より低いステージでは、ΔV の寄与は少なくなるはずです。${\displaystyle I_{sp}}$
3. 次のステージは常に前のステージよりも小さくなります。
4. 同様のステージでは同様の ΔV が提供されるはずです。

ペイロード比は各ステージごとに計算でき、それらを順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、ペイロード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以下のとおりです。

${\displaystyle \lambda =\prod _{i=1}^{n}\lambda _{i}}$

ここで、n はロケット システムが構成される段の数です。同じペイロード比をもたらす類似の段はこの式を簡略化しますが、ペイロード比を最大化するための理想的なソリューションになることはめったになく、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。段間のこの完璧な ΔV 分割を決定する一般的な 2 つの方法は、プログラムで実装できる解析ソリューションを生成する技術的なアルゴリズムを使用するか、単純な試行錯誤です。^{[ 3 ]} 試行錯誤によるアプローチでは、最終段から始めて、前の段のペイロードとなる初期質量を計算するのが最適です。そこから同じ方法で初期段まで進み、ロケット システムのすべての段のサイズを決定するのは簡単です。

制限付き

制限付きロケット段分けは、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よりも小さいという単純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、各段のバーンアウト速度、バーンアウト時間、バーンアウト高度、および質量を決定するための式を大幅に簡素化します。これは、システムの動作に関する基本的な理解が詳細かつ正確な設計よりも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分けを行う際に理解すべき重要な概念の1つは、ロケットシステムを分割する段数によってバーンアウト速度がどのように影響を受けるかです。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、同じシステムで段数が少ない場合よりも常に高いバーンアウト速度が得られます。しかし、段数の増加に伴う燃焼速度の改善は、段数の増加ごとに減少するという、収穫逓減の法則が明確に存在します。段数が非常に高い段数に近づくにつれて、燃焼速度は徐々に漸近値へと収束します。^{[ 4 ]} 燃焼速度の改善における収穫逓減に加えて、現実世界のロケットが3段以上をほとんど使用しない主な理由は、段数が増えるごとにシステムの重量と複雑さが増加し、最終的に展開コストが上昇するためです。

ホットステージング中のスターシップ

ホットステージング

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、次段のエンジンを分離後ではなく分離前に点火する。^{[ 5 ]}ホットステージング中、前の段はエンジンを減速する。^{[ 5 ]}ホットステージングにより、段分離の複雑さが軽減され、ブースターのペイロード容量がわずかに増加する。^{[ 5 ]}また、ほぼ使用済みの段からの加速により推進剤がタンクの底に沈殿するため、アレージモーターが不要になる。ホットステージングは​​、ソユーズ^{[ 6 ] [ 7 ]}やプロトンM ^{[ 8 ]}などのソビエト時代のロシアのロケットで使用されている。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たが、テスト飛行はどれもこれを実現するほど長く続かなかった。タイタンIIから、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ていた。スペースXは、スターシップロケットを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た。これにより、スターシップはホットステージングを採用した史上最大のロケットとなり、また、ホットステージングを採用した最初の再利用可能な宇宙船となった。^{[ 9 ]}

タンデムステージング設計とパラレルステージング設計

タンデムステージングを実装したロケットシステムとは、各ステージが順番に作動することを意味します。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実装したロケットは、2つ以上の異なるステージが同時に作動します。例えば、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搭載されています。打ち上げ時にブースターが点火し、ステージの終了時に2つのブースターは廃棄され、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ほとんどの定量的アプローチはタンデムステージングに焦点を当てていますが、この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されたときと定義できます。そこから、第 1 段階の最終的な質量は、第 1 段階の空の質量、第 2 段階の質量 (メインロケットと残りの未燃焼燃料)、およびペイロードの質量の合計と考えることができます。

上段

高高度および宇宙で飛行する上段ロケットは、大気圧がほとんどまたは全くない状態で作動するように設計されている。これにより、低圧の燃焼室とエンジンノズルを最適な真空膨張比で使用できる。一部の上段ロケット、特にデルタKやアリアネ5 ES第2段ロケットのようなハイパーゴリック推進剤を使用する上段ロケットは圧力供給式であり、複雑なターボポンプが不要である。セントールやDCSSなどの他の上段ロケットは、液体水素エキスパンダーサイクルエンジン、またはアリアネ5 ECAのHM7BやS-IVBのJ-2のようなガスジェネレータサイクルエンジンを使用する。これらの段は通常、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ことを任務とする。フレガートなどの上段ロケットは、主にペイロードを低地球軌道からGTOまたはそれ以上の軌道に運ぶために使用され、スペースタグと呼ばれることもある。^{[ 10 ]}

組み立て

各段は通常、製造現場で組み立てられ、発射場へ輸送されます。^{[ 11 ]}ビークルアセンブリとは、すべてのロケット段と宇宙船のペイロードを宇宙船と呼ばれる単一のアセンブリに結合することを指します。単段式ビークル（弾道弾）や、サイズ範囲の小さい方の多段式ビークルは、通常、クレーンを使ってステージと宇宙船を垂直に持ち上げることで、発射台で直接組み立てることができます。

これは、発射台外で組み立てられ、様々な方法で発射場の所定の位置に運ばれる大型宇宙船の場合、一般的には現実的ではありません。NASAのアポロ/サターンV型有人月着陸船、そしてスペースシャトルは、ロケット組立棟で、発射管タワーを取り付けた移動式発射台プラットフォーム上に垂直に組み立てられ、その後、特殊なクローラー式輸送機によってロケットスタック全体が直立した状態で発射台まで運ばれました。一方、ロシアのソユーズロケットやスペースXのファルコン9などの宇宙船は、処理格納庫で水平に組み立てられ、水平に輸送された後、発射台で直立させられます。

不動態化と宇宙ゴミ

使用済みの打ち上げロケットの上段は、使用後何年も非運用状態で軌道上に残るため、大きな宇宙ゴミ の発生源となる。また、軌道上で上段が1つ分解して大規模なゴミの塊が形成されることもある。^{[ 12 ]}

1990年代以降、使用済みの上段ロケットは、打ち上げロケットとしての使用が終了した後、軌道上に放置されたままのリスクを最小限に抑えるために、一般的に不活性化処理される。^{[ 13 ]} 不活性化とは、燃料を廃棄したり、バッテリーを放電したりして、ロケットに残っている蓄積エネルギー源を除去することを意味する。

ソ連と米国の宇宙計画の初期の上段ロケットの多くは、ミッション完了後もパッシベーション処理がされていなかった。スペースデブリ問題の特徴を明らかにしようとする初期の試みにおいて、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、特にパッシベーション処理されていない上段推進ユニットの破損によるものであることが明らかになった。 ^{[ 12 ]}

歴史と発展

14世紀中国の焦宇と劉伯文による『火龍経』の図解と説明には、世界最古の多段式ロケットが描かれている。これは「水から出る火の龍」（火龍出水、huǒ lóng chū shuǐ）と呼ばれ、主に中国海軍で使用された。^{[ 14 ] [ 15 ]}これは2段式ロケットで、最終的には燃え尽きるブースターロケットが搭載されていたが、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さなロケットの矢が自動的に点火された。^{[ 15 ]}イギリスの科学者で歴史家のジョセフ・ニーダムは、このロケットの文献とイラストは火龍井最古の地層から出土したもので、おおよそ西暦1300年から1350年頃のものと推定されると指摘している（同書第1部第3章23ページより）。^{[ 15 ]}

初期の多段式ロケットのもう一つの例は、朝鮮で開発された走火である。これは中世の朝鮮の技術者、科学者、発明家である崔武善によって提案され、14世紀に火道監によって開発された。^{[ 16 ] [ 17 ]}このロケットの長さは15cmと13cm、直径は2.2cmであった。長さ110cmの矢が取り付けられ、実験記録によると、最初の射程は約200mであった。^{[ 18 ]}記録によると、朝鮮はこの技術を開発し続け、16世紀に「魔法の機械矢」である神機矢が製造された。ヨーロッパにおける多段式ロケットの最古の実験は、1551年にオーストリア人のコンラート・ハース（1509～1576年）によって行われました。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）の兵器長でした。この構想は、少なくとも5人の人物によって独立して開発されました。

• ポーランド系リトアニア人のカジミェシュ・シェミエノヴィチ(1600–1651) ^{[ 19 ] [ 20 ] [ 21 ] [ 22 ] [ 23 ]}
• ロシアのコンスタンチン・ツィオルコフスキー（1857–1935）
• アメリカ人ロバート・ゴダード（1882–1945）
• ドイツのヘルマン・オーベルト（1894–1989）
• フランスのルイ・ダンブラン（1889–1969）

最初の高速多段ロケットは、 1948年から1950年にかけてホワイトサンズ試験場で、後にケープカナベラルでも試験されたRTV-G-4バンパーロケットでした。これはV-2ロケットとWACコーポラル探測ロケットで構成されていました。最高高度は1949年2月24日にホワイトサンズで達成された393kmでした。

1947年、ソ連のロケット技術者で科学者のミハイル・ティコンラヴォフは、並列段の理論を考案し、これを「パケットロケット」と名付けました。彼の計画では、打ち上げ直後から3段の並列段に点火しますが、3つのエンジンすべてに外側の2段から燃料が供給され、空になってから射出可能になります。これは、第2段エンジンが単なる重荷にならないため、シーケンシャルステージングよりも効率的です。1951年、ソ連の技術者で科学者のドミトリー・オホーチムスキーは、段間の燃料供給の有無にかかわらず、一般的なシーケンシャルステージングと並列ステージングに関する先駆的な工学研究を行いました。この研究から、R-7セミョルカの設計が生まれました。アメリカのアトラス Iおよびアトラス II打ち上げロケットの第 1 段で使用された 3 つのロケット エンジンは一列に並べられ、同様の方法で並列ステージングを使用しました。つまり、外側の 1 組のブースター エンジンは切り離し可能なペアとして存在し、停止後に最下部の外側スカート構造とともに切り離され、中央の持続エンジンが第 1 段のエンジン燃焼を遠地点または軌道に向けて完了させます。

分離イベント

多段式ロケットの各部分の分離は、打ち上げミッションの成功に新たなリスクをもたらします。分離イベントの回数を減らすことは、複雑さの軽減につながります。^{[ 24 ]} 分離イベントは、使用後に段またはストラップオンブースターが分離する場合、軌道投入前にペイロードフェアリングが分離する場合、または使用後に打ち上げ脱出システムが打ち上げ初期段階で分離する場合に発生します。ロケット段の分離には、通常、火工品ファスナー、または場合によってはファルコン9フルスラストのような空気圧システムが用いられます。

2段式軌道投入

二段式軌道投入ロケット（TSTO）または二段式ロケット打ち上げ機は、軌道速度を達成するために2つの異なる段が連続的に推進力を提供する宇宙船です。三段式軌道投入機と、仮想的な一段式軌道投入機（SSTO）の中間に位置します。

3段軌道投入

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用いられるロケットシステムです。宇宙船は、3つの異なる段を用いて連続的に推進力を提供し、軌道速度を達成します。これは、4段式軌道投入システムと2段式軌道投入システムの中間的なシステムです。

3段式軌道投入システムの例

• サターンV ^{[ 25 ]}
• ヴァンガード^{[ 26 ]}
• アリアン4（オプションのブースター）
• アリアン2号
• アリアン1（4段）
• GSLV（3段式およびブースター）
• プロトン（オプションの第4段）
• 長征5号（オプションのブースターとオプションの第3段）
• 長征1、長征1D
• ゼニット3SL
• 雲波3号
• KSLV-2「ヌリ」^{[ 27 ]}

ブースター付き2段式の例

他の設計（実際、現代の中型から大型ロケットのほとんどの設計）では、3段すべてがメインスタックに直列に配置されておらず、代わりに2段のコアステージを備えた「ステージ0」用のストラップオンブースターが採用されています。これらの設計では、ブースターと第1段は順番に点火するのではなく同時に点火するため、ロケットの全重量を持ち上げ、重力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、飛行開始から数分で切り離されます。

• 米国のスペースシャトル- 第 1 段は SRB、第 2 段は外部燃料タンク + SSME、第 3 段は内部燃料タンクの OMS。
• アンガラA5
• アリアン5号
• アトラスV551 ^{[ 28 ]}
• デルタII 第3段）
• デルタIII
• デルタIV -中+および-重
• ファルコン・ヘビー^{[ 29 ]}
• 静止衛星打ち上げロケット Mk III (ただし、タイタン IIICと同様に、GSLV MkIII はサイド ブースターのみで打ち上げられます。メイン コアは飛行開始から数分後、ブースターが切り離される直前にのみ点火します。)
• H-IIA、H-IIB
• ソユーズ
• スペース・ローンチ・システム
• タイタンIV
• 長征2E、長征2F、長征3B

4段軌道投入

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のロケットシステムです。宇宙船は4つの異なる段を用いて連続的に推進力を提供し、軌道速度を達成します。これは、5段式軌道投入システムと3段式軌道投入システムの中間に位置し、固体燃料ロケットシステムで最もよく使用されます。

4段軌道投入システムの例

• アリアン1号
• PSLV
• ミノタウロスIV
• プロトン（オプションの第4段）
• ベガ
• ミノタウロスV（5ステージ）
• ASLV（5段階）
• ユノ1世^{[ 30 ]}
• ジュノ2世^{[ 30 ]}

ブースター付き3段階の例

他の設計では、4段すべてがメインスタックに直列に配置されておらず、代わりに3段のコアステージを備えた「ステージ0」にストラップオン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段は順番に点火するのではなく同時に点火するため、ロケットの全重量を持ち上げ、重力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で切り離されます。

• 長征5号（オプションのブースターとオプションの第3段）

地球外ロケット

• NASA-ESA火星上昇機(MAV) (2段式ロケット、2028年に火星から打ち上げ予定)

ステージ1.5

半段ロケットシステムは、地球周回軌道に到達するためにめったに使用されないロケットシステムです。半段ロケットではブースターエンジンのみが切り離されますが、全段ロケットでは燃料タンクとエンジンの両方が切り離されます。^{[ 31 ]}

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採用されており、地上で3基のエンジンすべてを点火し、飛行中に3基のうち2基を切り離すというものです。これは、1950年代にエンジン点火の信頼性に問題があったことを受けて実施されました。地上で3基のエンジンすべてを点火することで、打ち上げ前にエンジンの機能を確認することができました。^{[ 32 ]}

1.5段ロケットの例

• SM-65 アトラス
• アトラス LV-3B

参照

• アダプタ
• アポジーキックモーター
• コンラッド・ハース
• 火龍水水
• モジュラーロケット
• 多段式ロケット
  • 3段軌道投入
  • 2段式軌道投入
  • 単段式軌道投入
• 再利用可能な打ち上げシステム
• 宇宙タグ

参考文献

1. 「ロケットの簡潔な歴史」。2019年12月20日時点のオリジナルよりアーカイブ。2021年5月4日閲覧。
2. Blanco, Philip (2022). 「ロケットについて段階的に学ぶ」 .物理教育. 57 (4): 045035. Bibcode : 2022PhyEd..57d5035B . doi : 10.1088/1361-6552/ac6928 . S2CID 249535749. 2022年6月17日閲覧。 
3. カーティス、ハワード. 「ロケット動力学」.工学部学生のための軌道力学. 第2版. デイトナビーチ：エルゼビア、2010年. 印刷
4. [Nakhjiri, Navid, Ph.D, 2014. Calpoly Astronautics Lecture で発表]
5. スキッバ、ラミン. 「SpaceXのスターシップの今後は？」 Wired . ISSN 1059-1028 . 2023年11月25日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2023年11月25日閲覧。 
6. Sesnic, Trevor (2020年2月4日). 「One Web 2 | Soyuz 2.1b/Fregat-M」 . Everyday Astronaut . 2023年12月1日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2023年11月27日閲覧。
7. 「SpaceX、2回目のスターシップ飛行で新たなマイルストーンを達成」 Supercluster . 2023年11月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。2023年11月27日閲覧。
8. “Proton-M flyout continues with launch of Angosat-2 - NASASpaceFlight.com” . 2023年6月5日.オリジナルより2023年6月5日時点のアーカイブ。 2023年11月25日閲覧。
9. “SpaceX Starship Never Stops Thrusting With Hot Staging | NextBigFuture.com” . 2023年6月24日. 2023年6月25日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2023年11月22日閲覧。
10. "Fregat" . RussianSpaceWeb.com . 2014年6月19日時点のオリジナルよりアーカイブ。2014年7月25日閲覧。
11. Wessels, Wessel (2022年2月17日). 「ロケットの作り方 - 軌道打ち上げ機の作り方と製造場所」 Headed For Space . 2026年1月11日閲覧。
12. ロフタス、ジョセフ・P. (1989).上段破片による軌道上のデブリ. AIAA. p. 227. ISBN 9781600863769. 2024年2月24日時点のオリジナルよりアーカイブ。2020年5月10日閲覧。
13. ジョンソン、ニコラス (2011年12月5日). 「宇宙デブリ問題」 .音声ファイル, 1:03:05-1:06:20 . The Space Show.オリジナルより2012年1月27日アーカイブ. 2011年12月8日閲覧。
14. “火龙出水（明）简介” . 星辰在線。 2003 年 12 月 26 日。2009 年 3 月 3 日のオリジナルからアーカイブ。2008 年7 月 17 日に取得。
15. ニーダム、第5巻、第7部、510。
16. コ:주화 (무기)
17. コ:화통도감
18. “주화 (走火)” . 한국민족문화대백과。 1999年9月25日。2024-02-24 のオリジナルからアーカイブされました。2013 年 4 月 18 日に取得。
19. カジミエシュ・シェミエノヴィッチ: Wielkiej sztuki artylerii część pierwsza、Wydawnictwo MON、ワルシャワ 1963
20. タデウシュ・ノワク: カジミエシュ・シェミエノヴィッチ、わかりました。 1600 – わかりました。 1651 年、ウィドウニクトゥ MON、ワルシャワ 1969
21. ウルリッヒ・ウォルター (2008).宇宙航行学. Wiley-VCH . p. 44. ISBN 978-3-527-40685-2。
22. バルチウニエネ、イルマ。「ヴィエノ・エクスポナート・パローダ：クニガ「ディディシス・アルティレリホス・メナス」！」。www.etnokosmomuziejus.lt (リトアニア語)。リトアニア民族宇宙学博物館。2018 年 2 月 5 日のオリジナルからアーカイブ。2018 年2 月 5 日に取得。
23. シモナイティス、リチャルダス。「Lietuvos kariuomenei - 95」。アイダス.lt。2018-02-05 のオリジナルからアーカイブ。2018 年2 月 5 日に取得。
24. 「Falcon 1 – Stage Separation Reliability」 SpaceX 。 2013年4月30日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2011年1月8日閲覧。
25. Sharp, Tim (2018年10月). 「Saturn V Rockets & Apollo Spacecraft」 . Space.com . 2022年2月11日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2021年2月7日閲覧。
26. “Vanguard” . www.astronautix.com . 2016年8月20日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2021年2月7日閲覧。
27. Lee, Daehan (2022年7月). 「KSLV-IIヌリロケット：ICBM能力へのゲートウェイか？」
28. 「アトラスV打ち上げサービスユーザーズガイド」(PDF)。2020年12月14日時点のオリジナルよりアーカイブ(PDF) 。 2021年9月20日閲覧。
29. 「Falcon ユーザーズガイド」(PDF)。2021年8月22日時点のオリジナルよりアーカイブ(PDF) 。 2021年9月20日閲覧。
30. Boehm、Fichtner、Hoberg、Otto. 「ジュノー1号とジュノー2号が打ち上げた探査衛星」（PDF） . アメリカ航空宇宙局. 2025年7月19日閲覧。
31. 「ロケット推進の進化：5 - アトラスミサイル」www.enginehistory.org . 2025年8月6日閲覧。
32. 「アトラス」www.astronautix.com . 2025年8月6日閲覧。