固体燃料ロケット
固体燃料を使用するモーターを搭載したロケット

スペースシャトルは、 SRBと呼ばれる2基の固体燃料ブースターによって打ち上げられました。

固体ロケットまたは固体ロケットは、固体推進剤（燃料/酸化剤）を使用するロケットエンジンを備えたロケットです。最も初期のロケットは、火薬を燃料とする固体燃料ロケットでした。戦争における火薬ロケットの始まりは古代中国にまで遡り、13世紀にはモンゴル人が西方への導入を促進する上で重要な役割を果たしました。[1]

20世紀まで、すべてのロケットは何らかの固体または粉末状の推進剤を使用していましたが、液体燃料ロケットがより効率的で制御可能な代替手段となりました。固体ロケットは、そのシンプルさと信頼性の高さから、今日でも世界中の軍事兵器、模型ロケット、固体ロケットブースター、そしてより大規模な用途で使用されています。

固体燃料ロケットは、推進剤の劣化がほとんどなく長期間保管でき、ほぼ常に確実に打ち上げられるため、ミサイルなどの軍事用途で頻繁に使用されています。固体推進剤は液体に比べて性能が低いため、商用衛星や主要な宇宙探査機に通常使用される現代の中型から大型の打ち上げ機の主推進剤としての使用には不向きです。しかし、固体燃料は、ペイロード容量を増やすためのストラップオンブースターとして、または通常よりも高い速度が必要な場合のスピン安定化された追加上段として頻繁に使用されます。固体ロケットは、 2トン未満の低軌道（LEO）ペイロードまたは最大500キログラム（1,100ポンド）の脱出ペイロード用の軽量打ち上げ機として使用されます。[2] [3]

基本概念

固体燃料ロケットの簡略図
  1. 固体燃料と酸化剤の混合物（推進剤）がロケットに詰められ、中央に円筒形の穴が開いています。
  2. 点火装置が推進剤の表面を燃焼させます。
  3. 推進剤の円筒形の穴は燃焼室として機能します。
  4. 高温の排気はスロートで絞られ、これが推力の量を左右します。
  5. 排気はロケットから排出されます。

単純な固体ロケットモーターは、ケーシング、ノズル、グレイン（推進剤）、点火装置で構成されています。

固体のグレイン塊は予測可能な方法で燃焼して排気ガスを生成します。その流れはテイラー・キューリック流によって記述されます。ノズルの寸法は、排気ガスから 推力を生み出しながら、設計圧力を維持するように計算されます

単純な固体ロケットモーターは、一度点火すると、燃焼室の中に燃焼に必要なすべての成分が含まれているため、停止することはできません。より高度な固体ロケットモーターは、ノズルの形状を制御するか、ベントポートを使用することで、スロットル制御、つまり消火[4]と再点火が可能です。さらに、セグメントごとに燃焼し、コマンドで点火できる パルスロケットモーターも利用可能です

現代の設計には、誘導用の操縦可能なノズル、航空電子機器、回収ハードウェア（パラシュート）、自爆機構、補助動力装置（APU ） 、制御可能な戦術モーター、制御可能な転換および姿勢制御モーター、熱管理材料も含まれる場合があります。

歴史

1942年10月6日、スターリングラード攻防戦中、カチューシャロケットランチャーの砲台がドイツ軍に向けて発砲
エアロジェット260モーターテスト、1965年9月25日

中世の宋代中国人は、非常に原始的な固体燃料ロケットを発明しました。[5]明代の軍事著述家で哲学者の焦虞による14世紀の中国の軍事論文『火龍経』の図解と記述は、 1232年の開封の包囲戦（1232年）で、中国人が当時「火矢」として知られていた固体燃料ロケットの原型を使用してモンゴル軍を撃退したことを裏付けています。[6] [7]それぞれの矢は、火薬で満たされた単純な固体燃料ロケット管の原始的な形をしていました。一方の開口部からガスが排出され、飛行方向制御のための誘導システムとして機能する長い棒が取り付けられていました。[7] [6]

鋳鉄製の管を持つ最初のロケットは、 1750年代にハイダル・アリーとティプー・スルタン率いるマイソール王国で使用されました。これらのロケットは最大1.5マイル（約1.4キロメートル）離れた標的を射程に収めました。これらは、イギリス東インド会社の屈辱的な敗北に終わった第二次マイソール戦争で非常に効果的でした。イギリスに対するマイソールロケットの成功の噂は、イギリス、フランス、アイルランドなど、他の国々で研究を促しました。1799年、イギリスがついにシュリーランガパタナの砦を征服すると、数百発のロケットがロンドン近郊の王立兵器廠に送られ、リバースエンジニアリングが行われました。これがきっかけとなり、1804年にコングリーブロケットによって軍用ロケットが初めて工業的に製造されました。 [8]

1921年、ソ連の研究開発機関である気体力学研究所は固体燃料ロケットの開発を開始し、1928年に最初の打ち上げが行われ、約1,300メートルを飛行した。[9]これらのロケットは1931年に、航空機の離陸を支援するためのロケットとして世界で初めて使用された。[10] 1933年からは反応科学研究所（RNII） によって研究が継続され、 RS-82およびRS-132ロケットが開発され、地対空、地対地、空対地、空対空戦闘用のいくつかのバリエーションが設計された。[11]ソ連空軍が航空機発射式の無誘導対空ロケットを空気より重い航空機との戦闘に使用した最も古い例は、1939年8月のノモンハン事件で確認されている。[11] 1938年6月、RNIIはRS-132ロケットをベースとした多連装ロケットランチャーの開発を開始しました。[12] 1939年8月、 BM-13/カチューシャロケットランチャーが完成しました。1938年末には、ロケットランチャーの最初の大規模な試験が行われ、様々なタイプのロケット233発が使用されました。ロケットの一斉射撃は、5,500メートル（3.4マイル）の距離にある目標を完全にまたぐことができました。第二次世界大戦の終わりまでに、ロケットランチャーの総生産数は約1万基に達しました。[13]ソ連軍向けに1,200万基のRS型ロケットが製造されました。[14]

アメリカ合衆国では、 1942年にカリフォルニア工科大学のアメリカ人航空宇宙技術者ジャック・パーソンズが、ダブルベース推進剤をルーフィングアスファルトと過塩素酸カリウムに置き換え、現代の鋳造可能な複合固体ロケットモーターを発明しました。これにより、ジェット補助離陸用途に十分なサイズと十分な保存寿命を持つ、低速燃焼のロケットモーターが可能になりました。JPL （カリフォルニア工科大学）に勤務していたチャールズ・バートリーは、粘り気のあるアスファルトの代わりに硬化性合成ゴムを使用し、柔軟でありながら幾何学的に安定した耐荷重性推進剤粒子を作り出し、モーターケースにしっかりと接着しました。これにより、はるかに大型の固体ロケットモーターが可能になりました。アトランティック・リサーチ社は、1954年に推進剤中の粉末アルミニウムの量を最大20%に増やすことで、複合推進剤の性能を大幅に向上させました。[15]

固体燃料ロケット技術は、20世紀半ばの様々な政府による高性能軍用ミサイル開発の取り組みによって、技術革新、規模、能力の面で最大の飛躍を遂げました。1940年代と1950年代に液体燃料ロケットを用いた弾道ミサイル軍事技術の初期設計が行われた後、ソ連とアメリカ合衆国は、空中または海上から発射可能な固体燃料ミサイルを含む、固体燃料の局地弾道ミサイル、地域弾道ミサイル、大陸間弾道ミサイルの開発に向けた主要な取り組みに着手しました。その後50年間で、他の多くの政府もこれらの軍事技術を開発しました

1980年代後半から2020年にかけて、政府開発の高性能固体ロケット技術は、多くの政府主導のプログラムによって軌道上宇宙飛行に適用されてきました。その多くは、主に液体ロケットによる打ち上げロケットの初期の上昇中に追加の推力を加えるためのブースターロケットとして使用されています。一部の設計では、固体ロケットの上段も使用されています。2010年代に飛行した例としては、欧州のアリアネ5、米国のアトラスVとスペースシャトル、日本のH-IIなど があります

これまでに製造された最大の固体ロケットモーターは、フロリダで鋳造されたエアロジェット社の3基の6.60メートル（260インチ）のモノリシック固体ロケットモーターです[16]モーター260 SL-1とSL-2は、直径6.63メートル（261インチ）、長さ24.59メートル（80フィート8インチ）、重量842,900キログラム（1,858,300ポンド）、最大推力16MN（3,500,000lbf）でした。燃焼時間は2分でした。ノズルスロートは、立ったまま歩けるほどの大きさでした。このモーターは、8基のエンジンを搭載したサターンI液体燃料第一段の1対1の代替品として使用できましたが、実際に使用されることはありませんでした。モーター260 SL-3は同様の長さと重量でしたが、最大推力は24MN（5,400,000lbf）で、燃焼時間は短かったです。

設計

設計は必要な総インパルスから始まり、燃料と酸化剤の質量を決定します。次に、必要なモーター特性を満たすように、粒子の形状と化学組成が選択されます。

以下は同時に選択または解決されます。結果は、粒子、ノズル、およびケースの形状の正確な寸法です。

  • 粒子は、その表面積と燃焼室圧力が与えられた場合、予測可能な速度で燃焼します。[要出典] [17]
  • チャンバー圧力は、ノズルのスロート径と粒子の燃焼速度によって決まります。
  • 許容チャンバー圧力は、ケーシングの設計に依存します。
  • 燃焼時間の長さは、粒子の「ウェブ厚さ」によって決まります。[要説明]

粒子はケーシングに結合している場合と結合していない場合があります。ケース結合型モーターは、飛行中のケースと粒子の変形が適合する必要があるため、設計がより困難です

固体ロケットモーターの一般的な故障モードには、粒子の破損、ケースの接合不良、粒子内の気泡などがあります。これらはすべて、燃焼面積の瞬間的な増加とそれに伴う排気ガス生成速度と圧力の増加を引き起こし、ケーシングが破裂する可能性があります。

もう1つの故障モードは、ケーシングシールの故障です。粒子を装填するために開ける必要があるケーシングにはシールが必要です。シールが破損すると、高温のガスが脱出経路を侵食し、故障につながります。これがスペースシャトル・チャレンジャー号の事故の原因でした。

粒子形状

固体ロケット燃料は、燃焼室内の露出した推進剤の表面から爆燃します。このように、ロケットモーター内部の推進剤の形状は、モーター全体の性能に重要な役割を果たします。推進剤の表面が燃焼するにつれて、形状が変化し（内部弾道学の研究対象）、燃焼ガスにさらされる推進剤の表面積が最も頻繁に変化します。推進剤の体積は断 面積と燃料の長さの積に等しいため、体積推進剤消費率は断面積と線燃焼速度の積に等しく、生成される燃焼ガスの瞬間質量流量は体積速度と燃料密度の積に等しくなります。 A s {\displaystyle A_{s}} b ˙ {\displaystyle {\dot {b}}} ρ {\displaystyle \rho }

m ˙ ＝ ρ ⋅ A s ⋅ b ˙ {\displaystyle {\dot {m}}=\rho \cdot A_{s}\cdot {\dot {b}}}

用途と望ましい推力曲線に応じて、いくつかの幾何学的構成がよく使用されます。

  • 円形ボアシミュレーション
    円形ボアシミュレーション
  • Cスロットシミュレーション
    Cスロットシミュレーション
  • ムーンバーナーシミュレーション
    ムーンバーナーシミュレーション
  • 5点フィノシルシミュレーション
    5点フィノシルシミュレーション
  • 円形ボア：BATES構成の場合、漸進的-退行的な推力曲線を生成します
  • エンドバーナー：推進剤は軸方向の端から端へと燃焼し、安定した長時間燃焼を生み出しますが、熱的な問題や重心（CG）のシフトがあります。
  • Cスロット：側面（軸方向に沿って）に大きなくさび形の切り欠きがある推進剤で、かなり長い後退推力を生み出しますが、熱的な問題と非対称のCG特性があります。
  • ムーンバーナー：中心からずれた円形の穴が漸進的後退的な長時間燃焼を生み出しますが、わずかに非対称のCG特性があります。
  • フィノシル：通常、5本または6本の脚を持つ星型で、非常に均一な推力を生み出し、表面積が広いため円形の穴よりも少し速く燃焼します。

ケーシング

ケーシングはさまざまな材料で作られます。段ボールは小型の黒色火薬模型モーターに使用され、アルミニウムは大型の複合燃料ホビーモーターに使用されます。スペースシャトルのブースターには鋼鉄が使用されました。高性能モーターには、 フィラメント巻きグラファイトエポキシケーシングが使用されます

ケーシングは、ロケットモーターの圧力と、場合によっては高温下で発生する応力に耐えられるように設計する必要があります。設計上、ケーシングは圧力容器とみなされます。

腐食性の高温ガスからケーシングを保護するために、ケーシングの内側に犠牲熱ライナーが実装されることが多く、これがアブレーションすることでモーターケーシングの寿命が延びます。

ノズル

収束拡大型設計は、ノズルからの排気ガスを加速して推力を生成します。ノズルは、燃焼ガス流の熱に耐えられる材料で作られていなければなりません。多くの場合、アモルファスグラファイトや強化炭素繊維などの耐熱性炭素系材料が使用されます。

一部の設計では、排気の方向制御が組み込まれています。これは、スペースシャトルSRBのようにノズルをジンバル制御するか、V-2ロケットのように排気にジェットベーンを使用するか、液体噴射推力偏向（LITV）によって実現できます。

LITVは、ノズルスロート後の排気流に液体を注入することで構成されます。その後、液体は気化し、ほとんどの場合化学反応を起こして排気流の片側に質量流量を追加し、制御モーメントを提供します。例えば、タイタンIII C固体燃料補助ロケットはLITVのために四酸化窒素を注入しました。タンクは、メインセンターステージと補助ロケットの間のロケット側面に見られます。[18]

初期のミニットマン第1段エンジンは、ピッチング、ヨーイング、ロールの制御のために、 4つのジンバルノズルを備えた単一のモーターを使用していました。

性能

スペースシャトル・エンデバー号が打ち上げられると、NASAケネディ宇宙センターの39A発射台は排気雲に飲み込まれます。

典型的な、適切に設計された過塩素酸アンモニウム複合推進剤（APCP）第一段モーターは、真空比推力（I sp）が最大285.6秒（2.801 km/s）（Titan IVB SRMU）に達することがあります。[19]これは、RP1/LOX（RD-180） [20]の339.3秒（3.327 km/s）およびLH 2 /LOX（Block II RS-25）[21]の452.3秒（4.436 km/s）と比較されます。上段の比推力はやや大きく、APCP（オーバス6E）では最大303.8秒（2.979 km/s）[22] 、 RP1/LOX（RD-0124）では359秒（3.52 km/s）[23] 、 LH2 /LOX（RL10B-2）では465.5秒（4.565 km/s）[24]です。

通常、固体燃料を使用する第一段（非セグメント型）の推進剤の割合は、上段よりもいくらか高くなります。 53,000キログラム（117,000ポンド）のカストール120第1段の推進剤質量分率は92.23％ですが、オービタルサイエンス社のタウラスII COTS（Commercial Off The Shelf）（国際宇宙ステーション補給）打ち上げ機用に開発された14,000キログラム（31,000ポンド）のカストール30上段は、推進剤分率が91.3％で、そのうち2.9％がグラファイトエポキシモーターケーシング、2.4％がノズル、イグナイター、スラストベクターアクチュエーター、3.4％がペイロードマウント、段間アダプター、ケーブルレースウェイ、計器などの非モーターハードウェアです。カストール120とカストール30は、直径がそれぞれ2.36メートルと2.34メートル（93インチと92インチ）で、アテナICとIICの商用打ち上げ機の段として使用されます。1998年、 カストル120を第1段と第2段の両方に使用した4段式のアテナIIは、月探査機（ルナ・プロスペクター）を打ち上げた最初の商業的に開発された打ち上げロケットとなりました。

固体ロケットは、比較的低コストで高い推力を発揮できる。このため、固体はロケットの初期段階（スペースシャトルなど）で使用されており、高比推力エンジン、特に低質量の水素燃料エンジンは、より高段目に残されている。さらに、固体ロケットは、その単純さ、信頼性、小型さ、およびかなり高い質量分率のため、衛星の最終ブースト段階としての長い歴史がある。 [25]スピン安定固体ロケットモーターは、彗星や太陽系外へのミッションなど、余分な速度が必要な場合に追加されることがある。これは、スピナーでは（新しく追加された段階の）誘導システムが必要ないためである。主にチタンケースの Thiokol のStar宇宙用モーターの広範な製品ファミリーは、特に Delta 打ち上げロケットや、スペースシャトルの貨物室から衛星を打ち上げるためのスピン安定上段として、広く使用されている。スターモーターの推進剤分率は 94.6% にも達しますが、追加の構造物や装置により動作質量分率は 2% 以上減少します。

高性能の固体ロケット推進剤は、（商用打ち上げロケットではなく）大型戦略ミサイルで使用されている。HMX 、 C 4 H 8 N 4 (NO 2 ) 4 は、過塩素酸アンモニウムよりもエネルギーの高いニトラミンであり、ピースキーパーICBMの推進剤に使用され、トライデントII D-5艦隊弾道ミサイルに使用されているNEPE-75推進剤の主成分である。[26]爆発の危険性があるため、HMXを含む高エネルギー軍用固体推進剤は、LVがすでにHMX推進剤を含む改造された弾道ミサイルである場合（退役したピースキーパーICBMをベースにしたミノタウロスIVとV）を除いて、商用打ち上げロケットには使用されない。[27]カリフォルニア州チャイナレイクの海軍航空兵器ステーションは、単にCL-20（チャイナレイク化合物＃ 20）と呼ばれる新しい化合物C 6 H 6 N 6 (NO 2 ) 6を開発した。 HMXと比較して、CL-20は質量あたりのエネルギーが14％、体積あたりのエネルギーが20％高く、酸素燃料比も高い。[28]これらの非常に高エネルギー密度の軍用固体推進剤の開発動機の1つは、既存の艦艇搭載型デッキ下垂直発射管や空中移動式トラック搭載型発射管に収まるほど小型のミサイルから、中間段階の大気圏外ABM能力を達成することである。議会の2004年非感応性弾薬（IM）法に準拠したCL-20推進剤は実証されており、コストが下がれば、現在好まれているAPCP固体推進剤と比較して性能が大幅に向上し、商用打ち上げロケットでの使用に適する可能性がある。 HMX推進剤を使用したピースキーパーの第2段ロケットではすでに比推力309秒が実証されており、CL-20推進剤の高エネルギー化により、同様のICBMまたは打ち上げロケットの上段ロケット用途において、HMXの爆発の危険性なしに比推力を約320秒まで増加させることが期待されます。[29]

軍事用途における魅力的な特性は、固体ロケット推進剤をロケット内に長時間装填したままにし、いつでも確実に打ち上げることができることです。

推進剤ファミリー

黒色火薬（火薬）推進剤

黒色火薬（火薬）は、木炭（燃料）、硝酸カリウム（酸化剤）、硫黄（燃料兼触媒）で構成されています。ロケットに応用された最も古い花火用組成物の1つです。現代では、黒色火薬は安価で製造が比較的容易であるため、低出力の模型ロケット（エステスロケットやクエストロケットなど）に使用されています[30] [31]。燃料粒子は通常、圧縮された微粉末（固体の硬いスラグ状）の混合物であり、燃焼速度は正確な組成と動作条件に大きく依存します。黒色火薬の比推力は低く、約80秒（0.78km/s）です。粒子は破損しやすく、そのため壊滅的な破損を引き起こします。黒色火薬は通常、推力40ニュートン（9.0ポンド力）を超えるモーターには使用されません。

亜鉛硫黄（ZS）推進剤

粉末状の亜鉛金属と粉末状の硫黄（酸化剤）からなるZSまたは「マイクログレイン」は、性能が低く（ほとんどのZSは燃焼室の外で燃焼するため）、線形燃焼速度が2m/s程度と速いため、専門的なアマチュアロケット界以外では実用化されていない圧縮推進剤です。ZSは、ロケットが非常に速く加速し、その後ろに壮観な大きなオレンジ色の火の玉を残すため、斬新な推進剤として最もよく使用されます。

ダブルベース（DB）推進剤

DB推進剤は2つのモノプロペラント燃料成分で構成されており、1つは通常、高エネルギー（ただし不安定）なモノプロペラントとして機能し、もう1つは低エネルギーの安定化（およびゲル化）モノプロペラントとして機能します。通常、ニトログリセリンはニトロセルロースゲルに溶解され、添加剤で固化されます。DB推進剤は、煙を最小限に抑えながら、約235秒（2.30 km/s）の中高I spが必要な用途で使用されます。金属燃料（アルミニウムなど）を追加すると、性能を約250秒（2.5 km/s）まで向上させることができますが、排気中の金属酸化物の 核生成により煙が不透明になる可能性があります。

複合推進剤

粉末酸化剤と粉末金属燃料はゴム状結合剤（燃料としても機能）で緊密に混合され、固定化される。複合推進剤は、多くの場合、硝酸アンモニウムベース（ANCP）または過塩素酸アンモニウムベース（APCP）のいずれかである。硝酸アンモニウム複合推進剤は、多くの場合、マグネシウムやアルミニウムを燃料として使用し、中程度の性能（I sp約 210 s（2.1 km/s））を発揮する。一方、過塩素酸アンモニウム複合推進剤は、多くの場合、アルミニウム燃料を使用し、高性能（真空I sp は、一体型ノズルで最大 296 s（2.90 km/s）、高面積比伸縮ノズルで 304 s（2.98 km/s））を発揮する。[22]アルミニウムが燃料として使用されるのは、比エネルギー密度が適度で体積エネルギー密度が高く、偶発的に発火しにくいためである。複合推進剤は鋳造され、ヒドロキシル末端ポリブタジエン（HTPB）などのゴムバインダーが硬化添加剤の助けを借りて架橋（固化）した後も形状を維持します。高性能、適度な製造容易性、そして適度なコストのため、APCPは宇宙、軍事、アマチュアロケットで広く使用されています。一方、安価で効率の低いANCPは、アマチュアロケットやガス発生器で使用されています。アンモニウムジニトラミド（NH 4 N(NO 2 ) 2 ）は、複合推進剤における過塩素酸アンモニウムの1対1の塩素を含まない代替品として検討されています。硝酸アンモニウムとは異なり、ADNはモーター性能を損なうことなくAPの代替として使用できます。

ポリウレタン結合アルミニウム-APCP固体燃料は、潜水艦発射型ポラリスミサイルに使用されました。[32]スペースシャトル固体ロケットブースターに使用されたAPCPは、過塩素酸アンモニウム（酸化剤、重量比69.6%）、アルミニウム（燃料、16%）、酸化鉄（触媒、0.4%）、ポリブタジエンアクリロニトリル（PBAN）ポリマー（混合物を結合し、二次燃料として機能する非ウレタンゴムバインダー、12.04%）、エポキシ硬化剤（1.96%）で構成されていました。[33] [34]海面で242秒（2.37 km/s）、真空中で268秒（2.63 km/s）の比推力を発生しました。2005年から2009年のコンステレーション計画では、同様のPBAN結合APCPが使用されることになっていました。[35]

2009年、ある研究グループが水とナノアルミニウムの推進剤（ALICE）の開発に成功しました。

「キャンディー」推進剤

一般的に、ロケットキャンディ推進剤は、酸化剤（通常は硝酸カリウム）と糖燃料（通常はブドウ糖、ソルビトール、またはスクロース）で構成され、推進剤成分をゆっくりと溶かし、非晶質 コロイドを型に流し込むか詰め込むことで成形されます。キャンディ推進剤は、約130秒（1.3km/s）の低中比推力を生成するため、主にアマチュアおよび実験ロケット愛好家によって使用されます。

高エネルギー複合（HEC）推進剤

典型的なHEC推進剤は、標準的な複合推進剤混合物（APCPなど）をベースに、高エネルギー爆薬を混合物に加えます。この追加成分は通常、RDXまたはHMXの小さな結晶の形をしており、どちらも過塩素酸アンモニウムよりも高いエネルギーを持っています。比推力はわずかに増加しますが、高爆発性添加剤の危険性が増大するため、実装は制限されています。

複合改質ダブルベース推進剤

複合改質ダブルベース推進剤は、結合剤としてニトロセルロース/ニトログリセリンダブルベース推進剤を使用し、通常複合推進剤で使用される固体（通常は過塩素酸アンモニウム（AP）と粉末アルミニウム）を添加します。過塩素酸アンモニウムは、ニトロセルロースの使用によって生じる酸素不足を補い、全体的な比推力を向上させます。アルミニウムは比推力と燃焼安定性を向上させます。トライデントII D-5 SLBMの燃料として使用されるNEPE-75などの高性能推進剤は、 APの大部分をポリエチレングリコール結合HMXに置き換え、比推力をさらに高めています。複合推進剤とダブルベース推進剤の成分の混合は非常に一般的になり、ダブルベース推進剤の機能的定義が曖昧になっています。

最小署名（無煙）推進剤

固体燃料の研究で最も活発な分野の一つは、C 6 H 6 N 6 (NO 2 ) 6 CL-20 ニトロアミン(チャイナレイク化合物 #20) を使った高エネルギーで最小署名の燃料の開発です。この燃料は HMX より質量あたりのエネルギーが 14% 高く、エネルギー密度が 20% 高いです。この新しい燃料は開発に成功し、戦術ロケット モーターでテストされています。この燃料は非汚染性で、酸、固体微粒子、鉛を含みません。また無煙で、透明な排気ガスの中でかすかな衝撃ダイヤモンド パターンが見えるだけです。アルミニウム化燃料の燃焼で生成される明るい炎と濃い煙の跡がないため、これらの無煙燃料ではミサイルの発射位置が明らかになるリスクがほぼなくなります。新しいCL-20推進剤は、高い爆発性（危険度1.1）を持つ現在のHMX無煙推進剤とは対照的に、衝撃に対して鈍感（危険度1.3）です。CL-20は固体ロケット推進剤技術における大きな進歩と考えられていますが、コストが依然として高いため、まだ広く普及していません。[28]

電気固体推進剤

電気固体推進剤（ESP）は、電流を流すことで点火および噴射量を調整できる高性能プラスチゾル固体推進剤の一種です。制御と消火が難しい従来のロケットモーター推進剤とは異なり、ESPは正確な間隔と持続時間で確実に点火できます。可動部品を必要とせず、推進剤は炎や電気火花の影響を受けません。[36]

趣味およびアマチュア/模型ロケット

固体燃料ロケットモーターは、模型ロケット用に購入できます。通常、黒色火薬燃料の小さなシリンダーに一体型のノズルが付いており、オプションで少量の炸薬が充填されています。この炸薬は、時間差で燃料がなくなると点火します。この炸薬は、カメラを起動したり、パラシュートを展開したりするために使用できます。この炸薬と遅延がないと、モーターは第2段（黒色火薬のみ）に点火する可能性があります。

アマチュアロケットでは、「キャンディ」燃料が一般的です。これは、比較的安全で製造が容易であり、材料が一般に容易に入手可能であり、黒色火薬モーターよりも比推力が高いためです

中出力および高出力ロケットでは、市販のAPCPモーターが広く使用されています。これらは、使い捨てまたは再装填可能な設計が可能です。これらのモーターは、複数のメーカーから「A」（1.26Ns～2.50Ns）から「O」（20.48kNs～40.96kNs）までの推力範囲で提供されています。必要な推力に応じて、標準化された直径とさまざまな長さで製造されています。標準的なモーターの直径は、13、18、24、29、38、54、75、98、150ミリメートルです。異なる推力プロファイル、色のついた炎、煙の軌跡、大量の火花（混合物に チタンスポンジを加えることで生成）などの特殊効果を生み出すために、異なる推進剤配合が用意されています。

用途

観測ロケット

ほとんどすべての観測ロケットは固体モーターを使用しています。

ミサイル

信頼性、保管、取り扱いの容易さから、固体ロケットはミサイルとICBMに使用されています。

軌道ロケット

固体ロケットは、特に3段以上の場合、小型ペイロードを軌道速度まで打ち上げるのに適しています。これらの多くは、再利用されたICBMに基づいています。

グラビティ1は、固体ロケットモーターのみで軌道に投入された最大のペイロード容量を持つロケットです。

大型の液体燃料軌道ロケットは、燃料を満載したロケットを打ち上げるのに十分な初期推力を得るために、固体ロケットブースターを使用することがよくあります。

固体燃料は、一部の上段、特にスター37（「バーナー」上段と呼ばれることもある）とスター48 （「ペイロード・アシスト・モジュール」、またはPAMと呼ばれることもある）にも使用されています。どちらも元々はチオコール社によって製造され、現在はノースロップ・グラマン社によって製造されています。これらは、大型ペイロードを目的の軌道（全地球測位システム衛星など）に打ち上げたり、小型ペイロードを惑星間軌道、さらには恒星間軌道に打ち上げたりするために使用されます。スペースシャトルとタイタンIVで使用されたもう1つの固体燃料上段は、ボーイング社製の慣性上段（IUS）でした。

アンタレス（ノースロップ・グラマン社製）のような一部のロケットは、固体燃料の上段が必須です。アンタレスロケットは、ノースロップ・グラマン社製のカストル30を上段として使用しています。

高度な研究

参照

参考文献

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参考文献

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  • ナッカ・ロケットリー（設計計算と推進剤配合）
  • 砂糖5セントロケット
  • 実用ロケット学ウェイバックマシンに2006年6月18日にアーカイブ
  • NASA実用ロケットリー
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