ハイブリッドロケット

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スペースシップワンが使用したハイブリッドロケットエンジンの模式図。中央の燃焼室には固体燃料(黄色)がおかれている。右の圧力タンクから酸化剤(水色)が流れ込み、点火装置(赤)により点火される。生成した燃焼ガスは左のノズルから噴出される。

ハイブリッドロケット (: hybrid rocket) は、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。

概要[編集]

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樹脂アクリル樹脂合成ゴム、あるいはで固めたアルミニウム粉末などが用いられる。

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。[1] 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。

構造[編集]

ハイブリッド推進システムの模式図

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(タンク)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(または気体)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。

推進剤[編集]

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パラフィンアルミニウムリチウム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、液体酸素や酸化窒素が用いられる。

ハイブリッド式の利点[編集]

液体燃料ロケットと比較した場合の利点[編集]

  • 機械的に単純 - 単一の推進剤のみを移送するだけですむため、結果として配管が短く、運用が単純。
  • 密度の高い燃料 - 燃料は固体であるため、液体の燃料よりも密度が高い。
  • 金属の添加 - アルミニウム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、容易に比推力を高めることができる。

固体燃料ロケットと比較した場合の利点[編集]

  • 理論的に高い比推力が得られる。
  • 爆発の危険性が低い - 推進剤は亀裂のような製造時におけるエラーに対して許容度がある。
  • (相対的に)容易に始動/停止/再始動することが可能なだけでなく、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。
  • 酸化剤として液体酸素亜酸化窒素のような毒性のない酸化剤を使用できる。
  • 射場まで安全な状態で輸送でき、現地で打ち上げ前に遠隔操作によって酸化剤を充填するため、安全性が高まる。

ハイブリッド式の短所[編集]

  • 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(通路)が広くなってしまうため、完全に反応することなくポートを通過してしまう酸化剤が増加する傾向にある("O/F シフト")。したがって多くのハイブリッドロケットシステムで燃焼の進行につれて酸化剤リッチになり、平均比推力を押し下げてしまう要因となっている。また固体ロケットの燃焼後退速度と比較すると約1/3と遅い。これを防止する為に輪切りにした蓮根状に推進剤を配置する案もある。
  • 低燃焼進行度の燃料の場合には燃料に複数の穴があけられたマルチポート燃料を使用する。マルチポート燃料の場合、体積効率が低く、構造の難易度が高い。1990年代末に開発された高燃焼進行度の液化しやすい燃料はこの問題を潜在的に解決し得る。[2]

よく設計されたハイブリッドロケットは比推力がO/Fの頂点付近の影響を受けないのでO/Fシフトの影響が非常に小さい。

全体的にハイブリッド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。

ハイブリッド式の安全性[編集]

設計が適切で、かつ製造の問題がない限り、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が発生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耐熱に問題が生じた場合、燃焼器の壁面付近の高温の燃焼ガスが侵入し、圧力容器の破裂をもたらす。
  • 逆流 - 亜酸化窒素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。逆流は不安定な燃焼による圧力降下によって噴射器を通じてガスが逆流するためにガスを必要とする。
  • 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を詰まらせ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な過圧が発生したり、点火による"急激な圧力上昇"をもたらす場合がある。

推薬(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。これに推薬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(後述)。

ハイブリッドの燃料は酸化剤を含まないことにより単独での爆発的な燃焼はありえない。このためハイブリッドロケットエンジンの燃料はTNT換算値として分類されない。対照的に固体燃料ロケットでは推進剤重量の規模がTNT換算に似ている。液体燃料の場合には一般的に現実に爆発的点火される前に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。これは総推進材重量の10-20%である。ハイブリッドの場合、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無いので爆発換算値には多くの場合、0%として引用される。

ハイブリッドをめぐる状況[編集]

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(HTPB)と液体亜酸化窒素(N2O)を使用した。

SpaceDevは現在、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(HTPB)を使用する。

Space Propulsion Groupは1999年にスタンフォード大学のArif Karabeyoglu博士、Brian Cantwell教授他によって液化進行率の高いハイブリッドロケット燃料を開発する為に設立された。直径12.5インチ、推力13,000 lbfのエンジンの燃焼試験に成功した。現在はその技術を使用して2010年に最初の燃焼試験を行う為に直径24インチ、推力25,000 lbfのエンジンを開発中である。

オービタルテクノロジーズ社(Orbitec)はアメリカ政府から"Vortex Hybrid"の概念を含むハイブリッドロケットの研究の為に出資を受けた。

エンバイロメンタル・エアロスペース(eAc)はハイブリッド推進システムを開発する為に1994年に設立された。スペースシップワンのエンジン設計競技に参加したがSpaceDevに敗れた。

反応研究学会 (RRS) は液体燃料ロケット推進についての仕事で知られているが、一方、ハイブリッドロケットによる推進に関する研究、及び、開発においても長い歴史を有する。

デンマークのロケットのグループであるコペンハーゲン・サブオービタルズは当初N2Oを使用していて現在は液体酸素を使用する複数のハイブリッドエンジンを設計して燃焼試験を行った。彼らの燃料はエポキシパラフィンポリエチレンである。[3]

いくつかの大学でも近年ハイブリッドロケットの実験がされた。ブリガムヤング大学ユタ大学ユタ州立大学は学生が設計した燃料として末端水酸基ポリブタジエン(HTPB)、酸化剤として気体酸素を使用するUnity IVと呼ばれるロケットを1995年に打ち上げ、2003年にはHTPBと亜酸化窒素を燃焼するより大型のロケットを打ち上げた。

スタンフォード大学はハイブリッドロケットの開発に液層燃焼理論を取り入れた。スタンフォードのグループは高度100 kmに到達しうるPeregrine 観測ロケットを開発中である。 [4]

ミュンヘン工科大学WARR学生チームは1970年代から酸素亜酸化窒素ポリエチレンHTPBと燃焼するハイブリッドロケットエンジンとロケットの開発を始めた。開発には地上試験用エンジンと同様にドイツ初のハイブリッドロケットであるBarbarella (rocket)のような飛行用もある。

ブラジル大学のハイブリッドのチームはパラフィン/亜酸化窒素のハイブリッドロケットの研究を行っておりすでに50回以上燃焼試験を行った。現在は液化推進剤、数値最適化とロケットの設計に取り組んでいる。

ミシガン大学アルカンザス大学ヘンドリクス大学イリノイ大学アーバナ・シャンペーン校ポートランド州立大学テキサスA&M大学のような他の多くの大学でも同様に学生によるハイブリッドロケットの研究の為にハイブリッドエンジンの試験設備を持つ。ボストン大学の学生による"ロケットチーム"は以前は固体燃料ロケットのみを打ち上げていたがパラフィンとHTPB固体燃料と酸化剤として亜酸化窒素を使用した複数回の地上試験を完了した。

フロリダ工科大学はパンサー計画で試験に成功してハイブリッド技術が発展した。

イギリスを拠点とする(笑気ガス)チームはドラッグレースカーに4機のN2Oハイブリッドロケットを使用する。それぞれのロケットは外径が150mmで全長が1.4mである。それらは燃料に食用油を滲み込ませて高密度に巻かれた紙を使用する。N2Oは窒素で加圧されたピストン式蓄圧器からN2Oがガスが供給され、同様に逆方向の衝撃を緩和する。

複数のロケットエンジンシステムはアマチュアや愛好家が高出力モデルロケットの為に入手可能である。これらには人気のあるHyperTekシステムや複数のRATTWorks, Skyripper Systems, West Coast Hybrids, Contrail Rockets, や Propulsion Polymersのような'Urbanski-Colburn Valved' (U/C)システムが含まれる。

これらの全てのシステムは亜酸化窒素を酸化剤として使用し、燃料として(PVCやポリエチレン)のようなプラスチックやHTPBのような樹脂を基にした燃料が使用される。これにより1回あたりの費用を固体燃料ロケットよりも低減できるが、全体的には'GSE'(地上支援機材)がハイブリッドには必要である。

2006年6月17日、カナダ宇宙学会 (CSS) での会合では気体酸素とアクリル燃料の組み合わせたハイブリッドロケットモーターの実演が行われた。 モーターはトロント宇宙博物館のCSSの展示を担当するRobert Gissing, Daniel FaberとLuke Strasによって作られた。 光学規格のアクリルのパイプは燃料と燃焼器としての役割があり、透明なアクリルのパイプを透して内部で燃焼する様子を見ることが出来るようになっている。燃焼の様子は公開されている[5]

2007年7月27日午前(日本時間)、スペースシップワンを開発したスケールドコンポジッツ社がアメリカ・カリフォルニア州のモハーベ空港で宇宙船用のハイブリッドロケットエンジンの試験をしていたところ、爆発事故が発生し、3人が死亡、3人が重傷を負った。

粉末状のアルミニウムと微細な氷の粒子を混合したALICE(en:ALICE (propellant))はテルミット反応により推進力を供給する。2009年にNASA、米空軍、パデュー大とペンシルベニア大が実験をおこなっている。

日本では、北海道大学などの産学協同グループがCAMUIロケットを開発している。CAMUIは燃料ブロックを複数の段(ステージ)に分け、段ごとにポートの位置をずらすことによって反応効率を上げ、小型ながら高推力を実現している。2002年から2010年3月まで数回の打ち上げ実験が行われ、うち1回を除いて成功した。

脚注[編集]

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  1. ^ A Brief History of Hybrid Rocket Technology”. Space Propulsion Group, Inc.. 2010年10月15日閲覧。
  2. ^ Wax Hybrids”. Science@NASA. 2009年6月1日閲覧。
  3. ^ Copenhagen Suborbitals HEAT booster development and tests, with photos and video. Accessed 2010-06-03
  4. ^ Peregrine rocket poster
  5. ^ hybrid rocket motor - YouTube

関連項目[編集]

外部リンク[編集]