ロケット
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ソユーズ-FGロケットがバイコヌール宇宙基地の「ガガーリンのスタート」(サイト1/5)から打ち上げられる

ロケット（イタリア語：rocchetto 、直訳すると「糸巻き」、その形からこの名がついた）[注 1 ] [ 1 ]は、周囲の空気を一切使わずにロケットエンジンの力で加速する細長い飛行体である。ロケットエンジンは、高速で排出される排気ガスの反作用で推力を生み出す。 [ 2 ]ジェットエンジンとは異なり、ロケットは搭載している推進剤のみで燃料を供給され、空気中の酸素は必要としない。その結果、ロケットは真空の宇宙空間でも飛行することができ、実際、ロケットエンジンは大気圏外の方が効率的に作動する。

多段式ロケットは地球からの脱出速度に達することができ、そのため高度は無制限に上昇することができます。空気吸入式エンジンと比較して、ロケットは軽量かつ強力で、大きな加速を生み出すことができます。飛行を制御するために、ロケットは運動量、翼型、補助反動エンジン、ジンバル推力、モーメンタムホイール、排気流の偏向、推進剤の流れ、スピンなどを利用します。あるいは、重力の影響下で弾道軌道を飛行することもあります。

軍事および娯楽用途のロケットの歴史は、少なくとも13世紀の中国にまで遡ります。[ 3 ]科学、惑星間、産業への本格的な利用は、月面着陸を含む宇宙時代を支える技術としてロケット工学が確立された20世紀になって初めて実現しました。現在、ロケットは花火、ミサイルなどの兵器、射出座席、人工衛星の打ち上げ機、有人宇宙飛行、そして宇宙探査に使用されています。

化学ロケットは最も一般的なタイプの高出力ロケットで、通常、燃料と酸化剤を燃焼させて高速排気ガスを発生させます。貯蔵される推進剤は、単純な加圧ガスまたは触媒の存在下で解離する単一の液体燃料（一元推進剤）、接触すると自然に反応する 2 種類の液体（自発的推進剤）、反応するために点火する必要がある 2 種類の液体（ほとんどの液体推進剤ロケットで使用される灯油 (RP1) と液体酸素など）、燃料と酸化剤の固体の組み合わせ（固体燃料）、または固体燃料と液体または気体の酸化剤（ハイブリッド推進剤システム）です。化学ロケットは大量のエネルギーを容易に放出される形で貯蔵するため、事故の結果は深刻なものになる可能性があります。

「ロケット」という用語は、小型の花火にも使用され、記事「ロケット（花火）」の主題となっています。

歴史

火龍景に描かれたロケット矢：「火矢」、「龍形の矢枠」、「完全な火矢」

火薬を燃料とするロケットは、13世紀までに宋朝の中世中国で発展しました。この時期には、初期の多連装ロケット砲も開発されました。モンゴル人は中国のロケット技術を採用し、その発明は13世紀半ばのモンゴル侵攻を通じて中東やヨーロッパへと広まりました。[ 4 ]ジョセフ・ニーダムによると、宋海軍は1245年の軍事演習でロケットを使用しました。内燃ロケット推進は1264年の文献にも記載されており、恭聖皇后の息子である礼宗皇帝が皇后のために催した祝宴で、花火の一種である「地鼠」が皇后を驚かせたと記録されています。[ 5 ]その後、ロケットは14世紀半ばに中国の砲兵将校である焦禹によって執筆された軍事論文『火竜経』（火竜経とも呼ばれる）にも記載されています。この文献には、中国海軍が使用したと考えられる最初の多段式ロケット「火龍出水」 （火龍出水）について記載されている。 [ 6 ]

中世および近世のロケットは、包囲戦において焼夷兵器として軍事的に使用された。1270年から1280年にかけて、ハサン・アル・ラムマは『軍馬術と巧妙な戦争装置の書』を著した。これには107種の火薬の配合が記載されており、そのうち22種はロケット用だった。[ 7 ] [ 8 ]ヨーロッパでは、ロジャー・ベーコンが1267年の『オプス・マジュス』の中で世界各地で作られた爆竹について言及している。 1280年から1300年にかけて、『リベル・イグニウム』 (火の書)には、伝聞に基づいて爆竹に似た装置の製造方法が記されている。[ 9 ]コンラート・キーザーは1405年頃に軍事論文『ベリフォルティス』の中でロケットについて記述している。 [ 10 ]パドヴァの技術者ジョヴァンニ・フォンターナは1420年にロケットで推進する動物の像を製作した。[ 11 ] [ 12 ]

「ロケット」という名称は、イタリア語の「ロッケッタ」に由来し、「ボビン」または「小さな紡錘」を意味します。これは、糸を紡ぐ際に糸を巻き取るために使用されるボビンまたはスプールの形状に類似していることに由来します。レオンハルト・フロンスペルガーとコンラート・ハースは、16世紀半ばにこのイタリア語をドイツ語に取り入れました。「ロケット」は17世紀初頭までに英語にも登場します。[ 1 ]カジミール・シェミエノヴィチによるロケット砲に関する近代初期の重要な著作『Artis Magnae Artilleriae pars prima』は、1650年にアムステルダムで初版が出版されました。

グントゥールの戦いで東インド会社の大隊を打ち破るために使用されたマイソールロケットとロケット砲

マイソールロケットは、18世紀後半にマイソール王国（現在のインドの一部）のハイダル・アリの統治下で開発された、初めて成功した鉄製のケースを持つロケットであった。[ 13 ]

ナポレオン戦争中のコペンハーゲン砲撃（1807年）時のウィリアム・コングリーブ

コングリーブロケットは、1804年にウィリアム・コングリーブ卿によって設計・開発されたイギリスの兵器です。このロケットはマイソールロケットを直接ベースとし、圧縮火薬を使用し、ナポレオン戦争で実戦投入されました。1814年、マクヘンリー砦を包囲していたイギリス船に捕らえられていたフランシス・スコット・キーが「ロケットの赤い光」について書いたのは、まさにコングリーブロケットのことでした。 [ 14 ]マイソールロケットとイギリスの技術革新により、軍用ロケットの有効射程距離は100ヤードから2,000ヤード（91メートルから1,829メートル）に延長されました。

ロケット推進力の力学に関する最初の数学的考察は、ウィリアム・ムーア（1813年）によるものです。1814年、コングリーヴは多連装ロケット発射装置の使用について論じた書籍を出版しました。[ 15 ] [ 16 ] 1815年、アレクサンダー・ドミトリエヴィチ・ザシヤドコは、ロケットを一斉発射（一度に6発）できるロケット発射台と砲座装置を開発しました。 1844年、ウィリアム・ヘイルはロケット砲の精度を大幅に向上させました。 1865年、エドワード・ムニエ・ボクサーはコングリーヴのロケットをさらに改良しました。

ウィリアム・リーチは1861年、ロケットを用いた有人宇宙飛行の概念を初めて提唱した。リーチによるロケット宇宙飛行の記述は、1861年のエッセイ「宇宙への旅」の中で初めて行われた。このエッセイは同年エディンバラの雑誌に掲載され、その後、1862年に出版された著書『天における神の栄光』に収録された。[ 17 ] [ 18 ]その後、コンスタンチン・ツィオルコフスキーも（1903年）このアイデアを考案し、その後の宇宙飛行開発の基礎となる理論体系を広範囲に展開した。

第一次世界大戦中、英国王立航空隊は誘導ロケットを設計した。アーチボルド・ローは「…1917年に実験工場は電動操縦ロケットを設計した…ロケット実験は、ブロック中佐の協力を得て、私自身の特許に基づいて行われた」と述べている。[ 19 ]「ロケットの改良」特許は1918年7月に申請されたが、安全上の理由から1923年2月まで公開されなかった。発射および誘導制御は有線または無線で行われ、推進および誘導ロケットの噴流は機首の偏向カウルから排出された。

ロバート・ゴダードと液体酸素ガソリンロケット（1926年）

1920年、クラーク大学のロバート・ゴダード教授は「極限高度到達法」でロケット技術の改良案を発表した。[ 20 ] 1923年にはヘルマン・オーベルト（1894–1989）が「惑星空間へのロケット」を出版した。現代のロケットは、ゴダードが超音速（ド・ラバル）ノズルを高圧燃焼室に取り付けた1926年に始まった。これらのノズルは燃焼室からの高温のガスをより低温で極超音速の方向性のあるガスジェットに変え、推力を2倍以上にし、エンジン効率を2％から64％に上げた。[ 20 ]彼が火薬の代わりに液体推進剤を使用したことで、ロケットの重量が大幅に減り、効率が向上した。

1942年10月6日、スターリングラードの戦いで、ソ連のカチューシャロケットランチャー砲台がドイツ軍に向けて発砲した。

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メートル飛行しました。[ 21 ]これらのロケットは1931年に世界で初めてジェット支援による航空機の離陸に ロケットを使用することに成功し、 [ 22 ]第二次世界大戦中に使用されたカチューシャロケットランチャーの原型となりました。[ 23 ]

1929年、フリッツ・ラング監督のドイツSF映画『月世界』が公開された。この映画は多段式ロケットの使用を披露し、ロケット発射台（打ち上げ前に高層ビルにロケットを垂直に立て、ゆっくりと所定の位置に転がして設置する）とロケット打ち上げカウントダウン時計の概念の先駆者となった。[ 24 ] [ 25 ]ガーディアン紙の映画評論家スティーブン・アームストロングは、ラングが「ロケット産業を創った」と評している。[ 24 ]ラングは、ヘルマン・オーベルトの1923年の著書『惑星間宇宙へのロケット』に触発された。オーベルトはこの映画の科学顧問となり、後にV-2ロケット開発チームの重要人物となった。[ 26 ]この映画は非常にリアルな描写であったため、ナチスが政権を握った際に、V-2ロケットの秘密が漏洩することを恐れて上映を禁止された。[ 27 ]

1943年夏、テストスタンドVIIから打ち上げられたV-2ロケット

1943年、ドイツでV-2ロケットの生産が開始されました。ペーネミュンデ陸軍研究所で設計され、技術責任者はヴェルナー・フォン・ブラウンでした。 [ 28 ] V-2は、1944年6月20日にMW18014を垂直に打ち上げ、カーマンラインを越えて宇宙へ旅立った最初の人工物となりました。 [ 29 ]ロンドン科学博物館（メイン展示ホールにV-2が展示されている）の宇宙史家で宇宙技術学芸員のダグ・ミラードは次のように述べています。「V-2は技術革新の飛躍的進歩でした。私たちはV-2の技術を使って月に到達しましたが、これは莫大な資源、特に悲惨なものも含めて開発された技術でした。V-2計画は人命の面で莫大な費用がかかり、ナチスはこれらのロケットの製造に奴隷労働を使用しました。」[ 30 ]ドイツの誘導ミサイル計画と並行して、ロケットは航空機にも搭載され、水平離陸（RATO）、垂直離陸（Bachem Ba 349「ナッター」）、または航空機の動力源（Me 163 、第二次世界大戦でドイツが使用した誘導ミサイルの一覧を参照）として利用された。連合国のロケット計画は技術的な要素が薄く、主にソ連のカチューシャロケットのような砲兵任務やアメリカの対戦車バズーカ弾のような無誘導ミサイルに依存していた。これらは固体化学燃料を使用していた。

1945年、アメリカはヴェルナー・フォン・ブラウンを含む多数のドイツ人ロケット科学者を捕らえ、ペーパークリップ作戦の一環としてアメリカに連行した。第二次世界大戦後、科学者たちはロケットを用いて高高度の状況を研究した。大気の温度と圧力の無線テレメトリー、宇宙線の検出など、様々な技術が用いられた。有人宇宙船として初めて音速の壁を破ったベルX-1 （1947年）もその一つである。ソ連では、主任設計者のセルゲイ・コロリョフ（1907年～1966年） の指導の下、独自に 宇宙計画の研究が続けられた。

冷戦時代、近代的な大陸間弾道ミサイル（ICBM）の開発により、ロケットは軍事的に極めて重要になりました。1960年代には、特にソ連（ボストーク、ソユーズ、プロトン）とアメリカ合衆国（X-15など）において、ロケット技術が急速に発展しました。ロケットは宇宙探査にも使用されるようになりました。アメリカの有人宇宙船計画（マーキュリー計画、ジェミニ計画、そして後にアポロ計画）は、1969年にサターンVロケットで打ち上げられた装置を用いて、人類初の 月面着陸に成功し、最高潮に達しました。

種類

車両構成
アポロ15号サターンVロケットの打ち上げ: T - 30秒からT + 40秒

ロケットは、垂直に離陸する典型的な細長い「ロケット」の形状で作られることが多いが、実際には次のようなさまざまなタイプのロケットがある。[ 31 ]

デザイン

ロケットの設計は、黒色火薬を詰めた段ボールの筒のように単純なものになることもありますが、効率的で正確なロケットやミサイルを作るには、多くの困難な問題を克服する必要があります。主な難題としては、燃焼室の冷却、燃料のポンプ輸送（液体燃料の場合）、そして運動方向の制御と修正などが挙げられます。[ 36 ]

コンポーネント

ロケットは、推進剤、推進剤を入れる場所（推進剤タンクなど）、ノズルから構成される。また、1基以上のロケットエンジン、方向安定装置（フィン、バーニアエンジン、推力偏向用のエンジンジンバル、ジャイロスコープなど） 、そしてこれらの部品を固定する構造（通常はモノコック）を備える場合もある。大気圏内での高速飛行を目的としたロケットには、ノーズコーンなどの空力フェアリングも備えられており、通常はペイロードが固定される。[ 37 ]

これらの部品に加えて、ロケットには翼（ロケットプレーン）、パラシュート、車輪（ロケットカー）、さらにはいわば人（ロケットベルト）など、様々な部品が搭載されています。ロケットには多くの場合、衛星航法システムや慣性航法システムを用いた航法システムや誘導システムが搭載されています。

エンジン

バイキング5Cロケットエンジン

ロケットエンジンはジェット推進の原理を採用している。[ 2 ]ロケットを動かすロケットエンジンには多種多様な種類があり、包括的なリストはメイン記事「ロケットエンジン」に掲載されている。現在のロケットのほとんどは化学的に駆動するロケット（通常は内燃機関だが[ 38 ]、分解する一元推進剤を使用するものもある）で、高温の排気ガスを排出する。ロケットエンジンはガス推進剤、固体推進剤、液体推進剤、または固体と液体のハイブリッド混合物を使用できる。蒸気ロケット、太陽熱ロケット、核熱ロケットエンジン、水ロケットやコールドガススラスタなどの単純な加圧ロケットなど、一部のロケットは推進剤の化学反応以外の発生源から供給される熱や圧力を使用する。燃焼性推進剤を用いると、燃焼室内の燃料と酸化剤の間で化学反応が起こり、その結果生じた高温ガスがロケット後方端のロケットエンジンノズル（複数可）から加速して噴出します。エンジン内でのこれらのガスの加速は、燃焼室とノズルに力（「推力」）を及ぼし、機体を推進させます（ニュートンの第三法則による）。これは、燃焼室壁にかかる力（圧力×面積）がノズル開口部によって不均衡になるために発生します。これは他の方向では発生しません。ノズルの形状も、排気ガスをロケットの軸に沿って導くことで力を生み出します。[ 2 ]

推進剤

ガスコア電球

ロケット推進剤は、通常、何らかの形の推進剤タンクまたはケースに貯蔵され、推進剤として使用される前に、ロケットエンジンから流体ジェットとして噴射され、推力を生み出す。[ 2 ]化学ロケットの場合、推進剤は液体水素や灯油などの燃料と液体酸素や硝酸などの酸化剤を燃焼させて大量の高温ガスを生成することが多い。酸化剤は、固体ロケットのようにあらかじめ混合されて燃焼室内で混合されるか、あるいは予め混合されている。

場合によっては、推進剤は燃焼せずに化学反応を起こし、ヒドラジン、亜酸化窒素、過酸化水素などの「モノ推進剤」となり、触媒的に高温のガスに分解される ことがあります。

あるいは、蒸気ロケット、太陽熱ロケット、核熱ロケットのように、外部加熱が可能な不活性推進剤を使用することもできる。[ 2 ]

姿勢制御スラスタなど、高性能がそれほど必要のない小型で低性能のロケットでは、加圧された流体が推進剤として使用され、推進ノズルから宇宙船から排出されます。[ 2 ]

振り子ロケットの誤謬

振り子ロケットの誤謬を示す図。モーターが機体の下部（左）に搭載されているか上部（右）に搭載されているかにかかわらず、推力ベクトル（T）は機体に固定された軸（上部）に沿って向きます。機体の姿勢とは無関係に垂直方向（下部）を向くと、機体は回転します。

ロバート・H・ゴダードが開発した最初の液体燃料ロケットは、現代のロケットとは大きく異なっていました。ロケットエンジンはロケットの上部に、燃料タンクは下部に配置されていました。[ 39 ]これは、ロケットが飛行中に振り子のようにエンジンから「ぶら下がる」ことで安定性が得られるというゴダードの考えに基づいていました。 [ 40 ]しかし、ロケットはコースを外れ、発射地点から184フィート（56メートル）離れた場所に墜落しました。[ 41 ]これは、ロケットエンジンが下部に搭載されたロケットと同等の安定性しか持たなかったことを示しています。[ 42 ]

用途

ロケットや類似の反応装置は、推進剤として利用できる他の物質（陸地、水、空気）や力（重力、磁力、光）が存在しない宇宙空間など、独自の推進剤を搭載して飛行する必要がある。このような状況では、使用する 推進剤をすべて搭載する必要がある。

ただし、他の状況でも役立ちます。

軍隊

海から発射されたトライデントIIミサイル

一部の軍事兵器では、弾頭を目標まで推進するためにロケットが使用される。ロケットとそのペイロードは、兵器が誘導システムを有する場合は一般的にミサイル（すべてのミサイルがロケットエンジンを使用するわけではなく、ジェットなどの他のエンジンを使用するものもある）と呼ばれ、誘導されていない場合はロケットと呼ばれる。対戦車ミサイルと対空ミサイルはロケットエンジンを使用して数マイルの距離から高速で標的と交戦する一方、大陸間弾道ミサイルは数千マイル離れた場所から複数の核弾頭を運搬するために使用され、対弾道ミサイルはそれらを阻止しようとする。ロケットは、敵の目標を監視するために発射されたピンポンロケットなどの偵察用にもテストされているが、偵察ロケットが軍隊で広く使用されることはなかった。

科学と研究

バンパー探査ロケット

観測ロケットは、地表から50キロメートル（31マイル）から1,500キロメートル（930マイル）上空で測定を行う機器を搭載するためによく使用されます。[ 43 ]宇宙から地球を撮影した最初の画像は、 1946年にV-2ロケット（飛行番号13）によって取得されました。 [ 44 ]

ロケットエンジンは、ロケットそりをレールに沿って超高速で推進するためにも使用されます。この世界記録はマッハ8.5です。[ 45 ]

宇宙飛行

大型ロケットは通常、点火後数秒まで安定した支持を提供する発射台から打ち上げられる。ロケットは排気速度が2,500～4,500 m/s（9,000～16,200 km/h、5,600～10,100 mph）と高いため、軌道速度約7,800 m/s（28,000 km/h、17,000 mph）など、非常に高い速度が必要な場合に特に有用である。軌道に乗せられた宇宙船は人工衛星となり、多くの商業目的で利用される。実際、ロケットは宇宙船を軌道上およびそれ以上に打ち上げる唯一の方法であり続けている。 [ 46 ]また、宇宙船が軌道を変更するときや着陸のために軌道から離脱するときに急速に加速するためにも使用される。また、ロケットは着陸直前に硬いパラシュート着陸を和らげるためにも使用されることがある（逆噴射ロケットを参照）。

レスキュー

アポロ LES発射台脱出テストと定型乗員モジュール

ロケットは、難破船までロープを引いて航行し、ブリーチーズブイを使って乗組員を救助するために使用されました。また、緊急照明弾の発射にもロケットが使用されています。

一部の有人ロケット、特にサターンV [ 47 ]やソユーズ[ 48 ]には、打ち上げ脱出システムが搭載されています。これは小型で、通常は固体燃料のロケットで、有人カプセルを本体から安全な場所へ瞬時に引き離すことができます。この種のシステムは、試験段階と飛行段階の両方で複数回運用されており、毎回正常に動作しています。

これは、ソ連の月ロケットN1ロケット3L、5L、7Lの4回の打ち上げ失敗のうち3回において、安全保証システム（ソ連の名称）がL3カプセルの分離に成功した事例である。3回とも、無人であったにもかかわらず、カプセルは破壊を免れた。前述の3機のN1ロケットのみが機能的な安全保証システムを備えていた。特に優れた6Lロケットはダミーの上段を備えていたため、脱出システムを備えていなかったため、打ち上げ失敗時のN1ブースター脱出率は100%であった。[ 49 ] [ 50 ] [ 51 ] [ 52 ]

有人カプセルの脱出成功は、サリュート7号宇宙ステーションに向かう途中のソユーズT-10が発射台で爆発したときに起こった。[ 53 ]

固体ロケット推進射出座席は、飛行制御が失われた場合に乗組員を機体から安全な場所へ脱出させるために多くの軍用機で使用されている。[ 54 ]

趣味、スポーツ、娯楽

モデルロケットは、低高度（例えば、30 g（1.1 オンス）のモデルでは 100 ～ 500 m（330 ～ 1,640 フィート））に到達し、さまざまな手段で 回収できるように設計された小型ロケットです。

米国ロケット協会（nar）の安全規定[ 55 ]によれば、模型ロケットは紙、木、プラスチックなどの軽量材料で作られています。この規定では、モーターの使用、発射場所の選択、発射方法、ランチャーの配置、回収システムの設計と展開などについてもガイドラインが提供されています。1960年代初頭以降、ほとんどの模型ロケットキットとモーターには模型ロケット安全規定のコピーが付属しています。模型ロケットは、極めて可燃性の物質や先端の尖った物体が高速で飛行するという性質上、非常に安全な趣味であることが歴史的に証明されており[ 56 ] [ 57 ] 、将来科学者やエンジニアになる子供たちにとって大きなインスピレーションの源となっているとされています[ 58 ]。

趣味の人々は、様々な種類の模型ロケットを製作し、飛ばしています。多くの企業が模型ロケットのキットや部品を製造していますが、そのシンプルな構造ゆえに、ほとんど何でもロケットを作る愛好家もいます。また、ロケットは一般向けや業務用の花火にも使用されています。水ロケットは、水を反応物質として用いる模型ロケットの一種です。圧力容器（ロケットのエンジン）は通常、使用済みのペットボトルです。水は加圧されたガス（通常は圧縮空気）によって押し出されます。これはニュートンの運動の第三法則の一例です。

アマチュアロケットの規模は、自宅の裏庭で打ち上げる小さなロケットから宇宙に到達したロケットまで多岐にわたります。[ 59 ]アマチュアロケットは、エンジンの総推力に応じて、低出力、中出力、高出力の3つのカテゴリに分けられます。

過酸化水素ロケットはジェットパックの動力源として使われており[ 60 ]、車の動力源としても使われており、ロケットカーはドラッグレースの史上最高記録（ただし非公式）を保持している。[ 61 ]

コーピュレント・スタンプは、英国でエアロテックエンジンで打ち上げられた非商用ロケットの中で最も強力なロケットである。[ 62 ] [ 63 ] [ 64 ]

フライト

STS-134におけるスペースシャトル・エンデバーの打ち上げのビデオ

軌道上の宇宙飛行や惑星間空間への打ち上げは、通常、地上の固定された場所から行われますが、航空機や船舶からも可能です。

ロケット打ち上げ技術には、ロケット本体だけでなく、発射管制システム、ミッションコントロールセンター、発射台、地上局、そして打ち上げや回収、あるいはその両方を成功させるために必要な追跡局など、ロケットの打ち上げに必要なシステム全体が含まれます。これらは総称して「地上セグメント」と呼ばれることがよくあります。

軌道打ち上げ機は、一般的に垂直に離陸し、その後、通常は重力ターンの軌道に沿って徐々に傾き始めます。

大気圏の大部分を越えると、機体はロケットの噴射角度を調整し、ほぼ水平方向を向きつつもやや下向きにすることで、水平速度を上げながら高度を維持し、その後は水平方向の速度を維持します。速度が上昇するにつれて、機体は次第に水平方向へと傾き、軌道速度に達するとエンジンが停止します。

現在のロケットはすべて段階的に、つまり軌道上への途中でハードウェアを投棄します。段階的に投棄することなく軌道に到達できるロケットも提案されていますが、実際に建造された例はありません。また、ロケットのみで駆動する場合、燃料消費量が指数関数的に増加するため、有効なペイロードはごくわずか、あるいは全く搭載されない可能性があります。現在および過去のほとんどの打ち上げロケットは、投棄したハードウェアを「消費」します。通常は海に墜落させることですが、パラシュートや推進着陸によって投棄したハードウェアを回収し、再利用したロケットもあります。

スリランカの陸地を避けて極地傾斜地へ向かうPSLV打ち上げの曲がりくねった飛行経路

宇宙船を軌道に打ち上げる際には、「ドッグレッグとは、上昇段階における誘導旋回であり、ロケットの飛行経路を「直線」経路から外す。ドッグレッグは、所望の軌道傾斜角に到達するための打ち上げ方位角が陸地（または人口密集地上空、例えばロシアは通常陸地上空から打ち上げるが、人口密集地上空は無人地帯）上の地上軌道を経由する場合、あるいはロケットが打ち上げ地点の緯度に達しない軌道面に到達しようとする場合に必要となる。ドッグレッグは、搭載燃料の追加が必要となるため、搭載重量が増加し、機体性能が低下するため望ましくない。 [ 65 ] [ 66 ]

ノイズ

作業員と報道陣が39A発射台での消音水システムのテストを目撃

ロケットの排気は、かなりの音響エネルギーを発生させます。超音速の排気が周囲の空気と衝突すると、衝撃波が発生します。これらの衝撃波の音の強さは、ロケットの大きさと排気速度に依存します。大型で高性能なロケットの音の強さは、近距離で人を死に至らしめる可能性があります。[ 67 ]

スペースシャトルは、その基部周辺で180dBの騒音を発生していました。[ 68 ]これに対抗するため、NASAは発射台に毎分最大90万ガロン（57 m 3 /s）の水を流すことができる消音システムを開発しました。この水は、騒音レベルを180dBから142dB（設計要件は145dB）まで低減します。[ 69 ]消音システムがなければ、音波は発射台でロケットに向かって反射し、敏感なペイロードと乗組員を振動させてしまいます。これらの音波は非常に激しく、ロケットを損傷または破壊する恐れがあります。

騒音は、ロケットが地面に近いときに最も強くなります。これは、エンジンからの騒音がジェットから上方に放射され、地面にも反射するためです。この騒音は、屋根付きの火炎溝、ジェット周囲への注水、ジェットの角度変更などによってある程度軽減できます。[ 67 ]

有人ロケットでは、乗客の騒音レベルを低減するために様々な方法が用いられており、宇宙飛行士をロケットエンジンから遠ざけることが特に効果的です。乗客と乗組員にとって、ロケットが超音速になると、音波がロケットの速度に追いつかなくなるため、騒音は途切れてしまいます。[ 67 ]

物理

手術

先細りのノズルを備えたバルーン。バルーンは、ノズル内部よりも上部の圧力が高く、その圧力によって押し出されます。

ロケットエンジンにおける推進剤の燃焼の効果は、燃料に蓄積された化学エネルギーを利用して、生成されたガスの内部エネルギーを増加させることです。内部エネルギーが増加すると圧力が上昇し、ノズルを使用してこのエネルギーを方向性のある運動エネルギーに変換します。これにより、これらのガスが放出される周囲環境に対する推力が生成されます。排気の理想的な運動方向は、推力を生成する方向です。燃焼室の上端では、高温でエネルギーの高いガス流体は前方に移動できないため、ロケットエンジンの燃焼室の上部を押し上げます。燃焼ガスが燃焼室の出口に近づくにつれて、速度が増加します。ロケットエンジンのノズルの収束部分が高圧の燃焼ガス流体に及ぼす効果は、ガスを高速に加速することです。ガスの速度が速いほど、燃焼室のその部分に作用するガスの圧力は低くなります（ベルヌーイの定理またはエネルギー保存の法則）。適切に設計されたエンジンでは、ノズルのスロート部で流れはマッハ1に達します。この時点で流れの速度は増加します。ノズルのスロート部を超えると、エンジンのベル型の膨張部が膨張し、ガスがロケットエンジンのその部分を押します。このように、ノズルのベル部は追加の推力を生み出します。簡単に言えば、ニュートンの第三法則によれば、あらゆる作用には等しく反対方向の反作用があり、その結果、排出されるガスはロケットに力の反作用を生み出し、ロケットを加速させます。[ 70 ] [注2 ]

ロケットの推力は燃焼室とノズルの両方に作用する圧力によって発生する。

密閉されたチャンバー内では、圧力は両方向とも等しく、加速は発生しません。チャンバーの底部に開口部を設けると、欠損部には圧力が作用しなくなります。この開口部から排気が排出されます。残った圧力は開口部の反対側に推力を与え、この圧力がロケットを押し進めます。

ノズルの形状は重要です。先細りのノズルから噴き出す空気によって推進される風船を考えてみましょう。このような場合、空気圧と粘性摩擦の組み合わせにより、ノズルは風船を押すのではなく、風船に引っ張られます。[ 72 ]収束/発散ノズルを使用すると、排気も風船を外側に押し出すため、より大きな力が得られ、総力が約2倍になります。推進ガスが燃焼室に継続的に供給される場合、これらの圧力は推進剤が残っている限り維持されます。液体推進剤エンジンの場合、推進剤を燃焼室に送り込むポンプは、燃焼室よりも高い圧力（通常は100気圧程度）を維持する必要があることに注意してください。[ 2 ]

副作用として、ロケットにかかるこれらの圧力は、排気にも反対方向に作用し、この排気を非常に高速に加速します（ニュートンの第3法則による）。[ 2 ]運動量保存の原理から、ロケットの排気速度は、所定の量の推進剤に対してどれだけの運動量の増加が生じるかを決定します。これは、ロケットの比推力と呼ばれます。[ 2 ]外部からの摂動がない場合、飛行中のロケット、推進剤、排気は閉鎖系と見なすことができるため、全体の運動量は常に一定です。したがって、一方向の排気の正味速度が速いほど、ロケットが反対方向に達成できる速度は速くなります。これは、ロケット本体の質量が通常は最終的な総排気質量よりはるかに小さい場合に特に当てはまります。

飛行中のロケットにかかる力

飛行中のロケットにかかる力

ロケットにかかる力の一般的な研究は弾道学の分野の一部です。宇宙船は天体力学というサブフィールドでさらに研究されています。

飛行中のロケットは主に以下の影響を受けます。[ 73 ]

さらに、ロケットが天体の中心を回る経路により、慣性と遠心力の擬似力が大きくなる可能性があります。正しい方向と高度で十分に高い速度が達成されると、安定した軌道または脱出速度が得られます。

これらの力は、安定させる尾部（尾翼）が存在する場合、意図的な制御努力が行われない限り、機体は重力ターンと呼ばれるほぼ放物線状の軌道を描くことになり、この軌道は少なくとも打ち上げの初期段階ではよく使用されます。（これはロケットエンジンが機首に搭載されている場合でも同様です。）そのため、機体は低い迎え角、あるいは迎え角をゼロに維持することができ、打ち上げ機にかかる横方向の応力を最小限に抑え、より弱く、したがってより軽量な打ち上げ機を実現できます。[ 74 ] [ 75 ]

ドラッグ

抗力とは、ロケットが通過する空気に対して、ロケットの運動方向とは反対方向に働く力です。この力はロケットの速度を低下させ、構造的な負荷を生み出します。高速で移動するロケットの減速力は、抗力方程式を用いて計算されます。

抗力は、空気力学的なノーズコーンと、弾道係数の高い形状（「古典的な」ロケットの形状、つまり細長い形状）を使用すること、およびロケットの迎え角を可能な限り低く 保つことによって最小限に抑えることができます。

打ち上げ中、機体の速度が上昇し、大気が薄くなると、最大Qと呼ばれる最大空気抵抗点が発生します。この値は、ロケットがこれらの力によって座屈しないように機体の最小空気力学的強度を決定します。[ 76 ]

ネット推力

ロケットの噴射口の形状は、外気圧によって変化します。上から下へ：
  • 拡張不足
  • 理想的に拡張
  • 過剰拡大
  • 極端に拡大しすぎた

典型的なロケットエンジンは、毎秒数キロメートルの速度でノズルから噴射される推進剤の質量のかなりの割合を、推進剤として扱うことができます。これは、ロケットエンジン、そして多くの場合機体全体の推力重量比が非常に高くなることを意味します。極端な場合には100を超えることもあります。これは、他のジェット推進エンジンと比較しても遜色ありません。これらのエンジンでは、より高性能なエンジンでは推力重量比が5を超えることもあります[ 77 ]。[ 78 ]

ロケットの正味推力は

Fn＝メートル˙ve、{\displaystyle F_{n}={\dot {m}}\;v_{e},}[ 2 ] : 2～14

どこ

メートル˙＝{\displaystyle {\dot {m}}=\,}推進剤流量（kg/sまたはlb/s）
ve＝{\displaystyle v_{e}=\,}有効排気速度（m/s または ft/s）。

有効排気速度は、排気ガスが機体から排出される速度とほぼ等しく、宇宙空間の真空中では、有効排気速度は推力軸に沿った実際の平均排気速度と等しくなることが多い。しかし、有効排気速度には様々な損失が考慮されており、特に大気圏内で運用される場合は低下する。 ve{\displaystyle v_{e}}

ロケットエンジンを通過する推進剤の流量は、飛行中に意図的に変化させられることが多く、推力、ひいては機体の対気速度を制御する手段を提供します。これにより、例えば空力損失を最小限に抑えることができ[ 76 ] 、推進剤負荷の減少による 重力加速度の増加を抑えることができます。

総衝動

推力とは、物体に時間的に作用する力であり、反対力（重力と空気抵抗）がない場合に、物体の運動量（質量と速度の積分）を変化させる力と定義されます。したがって、推力はロケットの性能クラス（ペイロード質量と終端速度能力）を示す指標であり、離陸推力、質量、または「出力」とは異なります。推進剤を燃焼しているロケット（段）の総推力は、以下の通りです。[ 2 ] : 27

私＝∫Fdt{\displaystyle I=\int Fdt}

固定推力がある場合、これは単純に次のようになります。

私＝Ft{\displaystyle I=Ft\;}

多段ロケットの総推力は、個々の段の推力の合計です。

比推力

様々なロケットの真空中で の飛行
ロケット 推進剤 I sp、真空（秒）
スペースシャトルの液体エンジンLOX / LH 2453 [ 79 ]
スペースシャトルの固体エンジンAPCP268 [ 79 ]
スペースシャトルOMSNTO / MMH313 [ 79 ]
サターンVステージ1LOX / RP-1304 [ 79 ]

推力方程式からわかるように、排気の有効速度は、1 秒あたりに燃焼される特定の量の燃料から生成される推力の量を制御します。

同等の指標である、排出される推進剤の重量単位あたりの正味推力は比推力と呼ばれ、ロケットの性能を表す最も重要な数値の一つです。比推力は、有効排気速度と以下の関係で定義されます。 私sp{\displaystyle I_{sp}}

ve＝私sp⋅グラム0{\displaystyle v_{e}=I_{sp}\cdot g_{0}}[ 2 ] : 29

どこ：

私sp{\displaystyle I_{sp}}単位は秒です
グラム0{\displaystyle g_{0}}地球表面の加速度である

したがって、比推力が大きいほど、エンジンの正味推力と性能は向上します。これは、エンジン試験時の測定によって決定されます。実際には、ロケットの有効排気速度は様々ですが、非常に高く、約4500 m/s（海面空気中の音速の約15倍）になることもあります。 私sp{\displaystyle I_{sp}}

デルタv（ロケット方程式）

地球と火星間の太陽系周辺のデルタvのおおよその地図[ 80 ] [ 81 ]

ロケットのデルタ V 容量とは、ロケットが外部からの干渉なし (空気抵抗や重力などの力なし) で達成できる理論上の総速度変化 です。

が定数のとき、ロケットが提供できるデルタvはツィオルコフスキーロケット方程式から計算できる。[ 82 ]ve{\displaystyle v_{e}}

Δv ＝veln⁡メートル0メートル1{\displaystyle \Delta v\ =v_{e}\ln {\frac {m_{0}}{m_{1}}}}

どこ：

メートル0{\displaystyle m_{0}}推進剤を含む初期の総質量（kg（またはlb））
メートル1{\displaystyle m_{1}}最終的な総質量（kgまたはlb）
ve{\displaystyle v_{e}}有効排気速度（m/sまたはft/s）
Δv {\displaystyle \デルタ v\ }デルタvはm/s（またはft/s）単位です。

地球から打ち上げられたペイロードを搭載したロケット1基の実際のデルタVは数km/sです。理論的な設計では、デルタVが9km/sを超えるロケットも存在します。

必要なデルタVは、特定の操作に対して計算することもできます。例えば、地表から低軌道への打ち上げに必要なデルタVは約9.7 km/sで、高度約200 kmにおいて機体の横方向速度は約7.8 km/sとなります。この操作では、空気抵抗、重力抵抗、そして高度上昇によって約1.9 km/sの速度が失われます。

この比率は質量比と呼ばれることもあります。 メートル0メートル1{\displaystyle {\frac {m_{0}}{m_{1}}}}

質量比

ツィオルコフスキーロケット方程式は、質量比と排気速度の倍数で表した最終速度との関係を示す。

打ち上げロケットの質量のほぼ全ては推進剤で構成されています。[ 83 ]質量比とは、あらゆる「燃焼」において、ロケットの初期質量と最終質量の比です。[ 84 ]他の条件が同じであれば、高い質量比は優れた性能を得るために望ましいです。なぜなら、それはロケットが軽量であり、したがって性能が良いことを示しているからです。これは基本的に、スポーツカーで軽量であることが望ましいのと同じ理由です。

ロケットは、あらゆるタイプのエンジンの中で最も高い推力対重量比を有しており、これにより機体は高い質量比を実現し、飛行性能を向上させることができます。この比が高いほど、搭載するエンジン質量が少なくて済みます。これにより、より多くの推進剤を搭載できるようになり、デルタvが大幅に向上します。一方、救助やレースなどに使用されるロケットは、比較的少量の推進剤とペイロードを搭載するため、軽量な構造で高い加速を実現できます。例えば、ソユーズ宇宙船は20gの推力対重量比を実現でき ます。[ 48 ]

達成可能な質量比は、推進剤の種類、車両が使用するエンジンの設計、構造上の安全マージン、建設技術など、多くの要因に大きく依存します。

最も高い質量比は一般的に液体ロケットで達成され、これらのタイプは通常、高いデルタvが求められる軌道打ち上げ機に使用されます。液体推進剤は一般的に水と同程度の密度を持ち（液体水素と液体メタンという顕著な例外を除く）、これらのタイプは軽量で低圧のタンクを使用でき、通常は高性能ターボポンプを稼働させて推進剤を燃焼室に送り込みます。

いくつかの注目すべき質量分率は次の表のとおりです (比較のために一部の航空機が含まれています)。

車両 離陸質量 最終質量 質量比質量分率
アリアン5（機体＋ペイロード） 746,000 kg [ 85 ] (~1,645,000 ポンド) 2,700 kg + 16,000 kg [ 85 ] (約6,000ポンド + 約35,300ポンド) 39.9 0.975
タイタン23G第一段 117,020 kg (258,000 ポンド) 4,760 kg (10,500 ポンド) 24.6 0.959
サターンV3,038,500 kg [ 86 ] (~6,700,000ポンド) 13,300 kg + 118,000 kg [ 86 ] (約29,320ポンド + 約260,150ポンド) 23.1 0.957
スペースシャトル（機体＋ペイロード） 2,040,000 kg (約4,500,000ポンド) 104,000 kg + 28,800 kg (約230,000ポンド + 約63,500ポンド) 15.4 0.935
サターン1B（ステージのみ） 448,648 kg [ 87 ] (989,100 ポンド) 41,594 kg [ 87 ] (91,700 ポンド) 10.7 0.907
ヴァージン アトランティック グローバルフライヤー10,024.39 kg (22,100 ポンド) 1,678.3 kg (3,700 ポンド) 6.0 0.83
V-213,000 kg (約28,660ポンド) (12.8トン) 3.85 0.74 [ 88 ]
X-1515,420 kg (34,000 ポンド) 6,620 kg (14,600 ポンド) 2.3 0.57 [ 89 ]
コンコルド約181,000 kg (400,000ポンド[ 89 ] ) 2 0.5 [ 89 ]
ボーイング747約363,000 kg (800,000ポンド[ 89 ] ) 2 0.5 [ 89 ]

ステージング

宇宙船のステージングでは、ロケットの不要な部分を落として質量を減らすことが含まれる。
アポロ6号、中間リングを投下中

これまで、軌道到達に必要な速度（デルタV）は、どのロケットでも達成できていません。これは、推進剤、タンク、構造、誘導装置、バルブ、エンジンなどが、離陸質量の特定の最小割合を占めるためです。この割合は、搭載する推進剤では十分なペイロードを搭載しながらそのデルタVを達成するには大きすぎます。単段式軌道到達はこれまで達成できていないため、軌道ロケットは常に複数段で構成されています。

例えば、上段の重量を担うサターンV型ロケットの第1段は、質量比約10を達成し、比推力263秒を達成しました。これによりデルタVは約5.9km/sとなりますが、すべての損失を考慮して軌道に到達するには、約9.4km/sのデルタVが必要です。

この問題は、多くの場合、段階的導入によって解決されます。段階的導入とは、ロケットが打ち上げ時に余分な重量（通常は空の燃料タンクと関連エンジン）を落とすことです。段階的導入には、前の段が落下した後に次の段のロケットに点火する直列型と、複数のロケットが同時に燃焼し、燃え尽きると分離する並列型があります。[ 90 ]

多段化によって達成できる最高速度は、理論上は光速によってのみ制限されます。しかし、搭載可能なペイロードは必要な段数が増えるごとに幾何級数的に減少し、段数の増加に伴うデルタVは単純に加算されます。

加速と推力重量比

ニュートンの第2法則によれば、車両の 加速度は単純に次のようになります。1つの{\displaystyle a}

1つの＝Fnメートル{\displaystyle a={\frac {F_{n}}{m}}}

ここで、mは車両の瞬間質量であり、はロケットに作用する正味の力です (主に推力ですが、空気抵抗やその他の力も影響します)。 Fn{\displaystyle F_{n}}

残りの推進剤が減少するにつれて、ロケットは軽量化し、推進剤が尽きるまで加速度が増加する傾向があります。つまり、速度変化の多くは、燃焼末期に機体がはるかに軽量になる時期に発生します。[ 2 ]しかし、必要に応じて推力を調整することで、この変化を相殺または変化させることができます。加速の不連続性は、段が燃焼切れになったときにも発生し、多くの場合、新しい段の点火ごとに低い加速度から開始されます。

ピーク加速度は、機体の質量を低減した設計によって増加させることができます。これは通常、燃料搭載量、タンク容量、および関連構造物の削減によって達成されますが、当然ながら航続距離、デルタV、燃焼時間は減少します。それでも、ロケットが使用される一部の用途では、短時間で高いピーク加速度を適用することが非常に望ましい場合があります。

最小質量の機体は、最小限の燃料とそれを搭載する構造物を搭載したロケットエンジンで構成されます。この場合、ロケットエンジンの推力重量比[注3 ]が、設計可能な最大加速度を制限します。ロケットエンジンは一般的に非常に優れた推力重量比を有しており（NK-33エンジンでは137、 [ 91 ] 、一部の固体ロケットでは1000を超える[ 2 ]：442 ）、ほぼすべての高重力機体はロケットを使用しているか、使用していました。

ロケットが本来持つ高い加速度は、ロケット機が垂直離陸（多くの場合）を可能にし、場合によってはエンジンの適切な誘導と制御によって垂直着陸（場合によっては）も可能になることを意味します。これらの操作を実行するには、機体のエンジンが局所的な重力加速度を超える加速度を生み出す必要があります。

エネルギー

エネルギー効率

打ち上げ段階のスペースシャトルアトランティス

典型的なロケット推進剤のエネルギー密度は、従来の炭化水素燃料の約3分の1程度であることが多く、その大部分は（多くの場合比較的安価な）酸化剤です。しかしながら、離陸時には、ロケットは機体内に貯蔵された燃料と酸化剤に多大なエネルギーを蓄えています。当然のことながら、推進剤のエネルギーを可能な限りロケット本体の 運動エネルギーまたは位置エネルギーとして利用することが望まれます。

燃料からのエネルギーは空気抵抗と重力抵抗によって失われ、ロケットが高度と速度を上げるために使われます。しかし、失われたエネルギーの多くは排気ガスとして排出されます。[ 2 ] : 37–38

化学推進装置では、エンジン効率は単純に排気ガスの運動エネルギーと化学反応から得られるエネルギーの比である：[ 2 ]：37–38

ηc＝12メートル˙ve2ηcoメートルbあなたst私onPcheメートル{\displaystyle \eta _{c}={\frac {{\frac {1}{2}}{\dot {m}}v_{e}^{2}}{\eta _{燃焼}P_{化学}}}

エンジン内の効率が 100% であれば、燃焼生成 物の熱エネルギーがすべてジェットの運動エネルギーに変換されることになります。これは不可能ですが、ロケットで使用できる断熱に近い高膨張比のノズルは驚くほどそれに近いものになります。ノズルがガスを膨張させると、ガスは冷却されて加速され、最大 70% のエネルギー効率が達成されます。残りの大部分は回収されない排気中の熱エネルギーです。[ 2 ] : 37–38 この高効率は、ロケットの燃焼が非常に高温で行われ、ガスが最終的にはるかに低い温度で放出されるため、良好なカルノー効率が得られるという事実によるものです。 ηc＝100%{\displaystyle \eta _{c}=100\%}

しかし、エンジン効率だけではすべてを説明できません。他のジェットエンジンと同様に、特にロケットにおいては、排気速度が高く、かつ通常は一定であるため、エンジン効率に関わらず、ロケット機は低速時には極めて非効率です。問題は、低速時には排気によって大量の運動エネルギーが後方に持ち去られてしまうことです。この現象は推進効率と呼ばれます（）。[ 2 ] : 37–38 ηp{\displaystyle \eta_{p}}

しかし、速度が上昇するにつれて排気速度は低下し、車両全体のエネルギー効率は上昇します。そして、排気ガスの排出速度と車両が正確に同じ速度で走行しているとき、エンジン効率の約100%に達します。この場合、排気ガスは理想的には走行車両の後方の空間で停止し、エネルギーを全く消費しません。エネルギー保存則により、すべてのエネルギーは車両に蓄積されます。その後、さらに速度が上昇すると、排気ガスが車両の後方を流れながら前方へ移動するため、効率は再び低下します。

瞬間的な推進効率（青）と、静止状態から加速するロケットの全体効率（赤）をエンジン効率のパーセンテージで示したグラフ

これらの原理から、排気速度で移動するロケットの推進効率は次のようになることがわかります。 ηp{\displaystyle \eta_{p}}あなた{\displaystyle u}c{\displaystyle c}

ηp=2uc1+(uc)2{\displaystyle \eta _{p}={\frac {2{\frac {u}{c}}}{1+({\frac {u}{c}})^{2}}}}[ 2 ] : 37–38

全体的な（瞬間的な）エネルギー効率は次のとおりです。 η{\displaystyle \eta }

η=ηpηc{\displaystyle \eta =\eta _{p}\eta _{c}}

例えば、式からαが0.7の場合、マッハ0.85（ほとんどの航空機の巡航速度）で飛行し、排気速度がマッハ10のロケットの総合エネルギー効率は5.9%と予測されます。一方、従来の最新の空気吸入式ジェットエンジンの効率は35%近くになります。つまり、ロケットは約6倍のエネルギーを必要とします。また、ロケット推進剤の比エネルギーが従来の空気燃料の約3分の1であることを考慮すると、同じ距離を飛行するには約18倍の質量の推進剤を運ぶ必要があります。これが、ロケットが一般航空にほとんど使用されない理由です。 ηc{\displaystyle \eta _{c}}

エネルギーは最終的には燃料から得られるため、これらの考慮事項は、ロケットが主にICBMや軌道打ち上げなどの非常に高い速度が必要な場合に役立つことを意味します。たとえば、NASAのスペース シャトルは、エンジンを約 8.5 分間噴射し、1,000 トンの固体推進剤 (アルミニウムを 16% 含む) と追加の 2,000,000 リットルの液体推進剤 (液体水素燃料 106,261 kg) を消費して、100,000 kg の機体 (25,000 kg のペイロードを含む) を高度 111 km、軌道速度30,000 km/h まで打ち上げました。この高度と速度では、機体の運動エネルギーは約 3 TJ、位置エネルギーは約 200 GJ でした。初期エネルギーが20TJであることを考えると、[注4 ]スペースシャトルはオービタの打ち上げ時に約16%のエネルギー効率でした。

そのため、速度と排気速度の整合性が良いジェットエンジン（ターボファンエンジンなど、性能は劣るものの）が亜音速および超音速大気圏内での使用に主流となっている一方、ロケットは極超音速で最大の性能を発揮する。一方、ロケットは多くの短距離、比較的低速の軍事用途で使用されており、低速時の効率の悪さは、極めて高い推力とそれに伴う高い加速度によって相殺されている。 ηc{\displaystyle \eta _{c}}

オーベルト効果

ロケットの微妙な特徴の一つはエネルギーに関係しています。ロケットの各段は、所定の荷重を運ぶ際に、特定のデルタv （回転角）を生じます。このデルタvとは、初速度とは無関係に、速度が特定の量だけ増加（または減少）することを意味します。しかし、運動エネルギーは速度の二乗則に従うため、燃焼前のロケットの速度が速いほど、軌道エネルギーの増減が大きくなります。

この事実は惑星間旅行に利用されています。つまり、ロケットが地球や他の惑星の表面近くを高速で飛行している時にデルタVを適用すれば、他の惑星に到達するために必要なデルタVの量は、脱出速度に達するために必要な量に加えて、はるかに少なくなります。一方、ロケットが高度で減速するまで待つと、目的の軌道に到達するために必要な労力は倍増します。

安全性、信頼性、事故

スペースシャトルチャレンジャー号は、 SRBから高温の​​ガスが噴出してシャトルのスタックが崩壊してからT+73秒後に分解した。

すべての物理システムと同様に、ロケットの信頼性は、エンジニアリング設計と構築の品質に依存します。

ロケット推進剤の化学エネルギーは非常に大きいため（重量当たりのエネルギーは爆薬より大きいがガソリンよりは低い）、事故の結果は深刻なものとなる可能性がある。ほとんどの宇宙ミッションには何らかの問題があり、[ 92 ]例えば、1967 年のアポロ 1 号宇宙船の打ち上げリハーサル中に客室火災が発生し、乗組員 3 名全員が死亡した。[ 93 ] 1986 年のスペースシャトルチャレンジャー号の事故の後、ロジャース委員会に勤務していたアメリカの物理学者リチャード ファインマンは、シャトルの打ち上げ時に危険な状態になる確率はおおよそ 1% であると推定した。[ 94 ]さらに最近では、軌道上の宇宙飛行における 1 人あたりの飛行リスクの歴史的計算は約 2% [ 95 ]または 4% である。[ 96 ] 2003年5月、宇宙飛行士事務所は、将来のNASA有人ミッションにおける乗組員の安全性向上の必要性と実現可能性に関する立場を明確にし、「スペースシャトルと比較して上昇中の人命リスクを1桁削減することは、現在の技術で達成可能であり、NASAがロケットの信頼性を着実に向上させることに重点を置いていることと一致している」と表明した。[ 97 ]

コストと経済性

ロケットのコストは、大まかに言えば、推進剤のコスト、ロケットの乾燥質量の入手および生産のコスト、そして必要な支援機器や施設のコストに分けられます。[ 98 ]

ロケットの離陸質量の大半は通常、推進剤である。しかし、推進剤は1キログラム当たりのガソリンより数倍以上高価なことはめったになく（2009年時点でガソリンは1キログラム当たり約1ドル（1ポンド当たり0.45ドル）以下であった）、相当な量が必要であるにもかかわらず、非常に安価なロケットを除いて、推進剤のコストは通常​​比較的小さいが、完全に無視できるほどではないことが判明している。[ 98 ]液体酸素が1キログラム当たり0.15ドル（1ポンド当たり0.068ドル）、液体水素が1キログラム当たり2.20ドル（1ポンド当たり1.00ドル）であるため、 2009年のスペースシャトルの液体推進剤の費用は1回の打ち上げにつき約140万ドルで、その他の費用に4億5000万ドルがかかった（スペースシャトルが使用した推進剤の質量の40％は外部燃料タンクで液体、60％はSRBで固体であった）。[ 99 ] [ 100 ] [ 101 ]

ロケットの非推進剤乾燥質量は総質量の5～20%に過ぎないことが多いにもかかわらず[ 102 ] 、このコストが大きな割合を占めています。軌道打ち上げ機に搭載されるような性能を持つハードウェアの場合、乾燥重量1kgあたり2,000～10,000ドル以上の費用がかかるのが一般的で、これは主にエンジニアリング、製造、試験にかかっています。原材料費は通常、総費用の約2%を占めています。[ 103 ] [ 104 ]再使用型ロケット（シャトルエンジン）を除くほとんどのロケットでは、エンジンは数分以上作動する必要がないため、設計が簡素化されます。

軌道に到達するためのロケットに対する極めて厳しい性能要件は、重量上の理由から許容される安全係数が限られているにもかかわらず信頼性を確保するための徹底的な品質管理を含む高コストと相関している。 [ 104 ]部品が個別に機械加工されていない場合、少量生産されると、より平凡な製造で見られる程度まで、大量生産に比べて研究開発費と設備費の償却が妨げられる可能性がある。[ 104 ]液体燃料ロケットの中で、複雑さは軽量化しなければならないハードウェアの量によって影響を受ける可能性がある。例えば、圧力供給エンジンはポンプ供給エンジンよりも部品数が2桁少ないが、タンク圧力が高くなるため重量が増加する。結果として、小型の操縦用スラスタでのみ使用されることが最も多い。[ 104 ]

軌道打ち上げ機に関する前述の要因を変更するために提案された方法には、単純なロケットを大量または大規模に量産すること、[ 98 ]、または初期費用を多くのペイロードで償却するために非常に頻繁に飛行することを目的とした再利用可能なロケットを開発すること、または軌道への速度の一部（またはすべて、ただしほとんどの方法はロケットの使用を伴う）に対して ロケット以外の宇宙打ち上げシステムを構築することによりロケットの性能要件を軽減することが含まれていました。

支援機器、射場費用、発射台の費用は、一般的にロケットの大きさに応じて増加しますが、打ち上げ速度による変化は少なく、ほぼ固定費であると考えられます。[ 98 ]

軌道への打ち上げ以外の用途（軍用ロケットやロケット支援離陸など）に使用されるロケットは、通常、同等の性能を必要とせず、大量生産されることもあるため、比較的安価であることが多い。

2010年代の民間競争の台頭

2010年代初頭以降、宇宙飛行サービスを取得するための新たな民間選択肢が登場し、既存の市場に大きな価格圧力をもたらしました。 [ 105 ] [ 106 ] [ 107 ] [ 108 ]

参照

リスト

一般的なロケット工学

ロケット推進

レクリエーションロケット

武器

研究用ロケット

  • ロケットそり – ロケットによってトラックに沿って押される試験プラットフォーム
  • 観測ロケット – 飛行中に測定を行うために設計されたロケット

その他

注記

  1. ^英語の「ロケット」は1566年に初めて確認された（OED）。これはイタリア語から転用されたもので、糸巻き機で糸を巻き取るボビンまたはスプールに形状が似ていることに由来する。現代イタリア語では「razzo」である。
  2. ^「大きな消防ホースから水が噴射されているのを見たことがある人は、ホースを握るのにかなりの力が必要だと気づいたかもしれません（2人か3人の消防士がホースを握っているのを見かけることもあります）。ホースはロケットエンジンのように機能します。ホースは水を一方向に噴射し、消防士たちはその反動に体力と体重をかけて抵抗します。もし彼らがホースから手を離せば、ホースはものすごい力で激しく跳ね回るでしょう。もし消防士たちが全員スケートボードに乗っていたら、ホースは彼らを猛スピードで後ろに押しやるでしょう！」 [ 71 ]
  3. ^「推力対重量比F / W gは、無次元パラメータであり、無重力真空におけるロケット推進システムの加速度（ g 0の倍数で表される）と同一である」 [ 2 ] : 442
  4. ^エネルギー密度はアルミニウムの場合は1kgあたり31MJ、液体水素の場合は1kgあたり143MJです。つまり、車両は約5TJの固体推進剤と15TJの水素燃料を消費したことになります。
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  2. ^ a b c d e f g h i j k l m n o p q r s tサットン、ジョージ・P.; ビブラーズ、オスカー (2001).ロケット推進要素. ジョン・ワイリー・アンド・サンズ. ISBN 978-0-471-32642-7. 2014年1月12日時点のオリジナルよりアーカイブ。2016年5月28日閲覧。
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