ロケットの液体燃料の成分を教えて
液体燃料ロケットは、液体の燃料と酸化剤をタンクに貯蔵し、それをエンジンの燃焼室で適宜混合して燃焼させ推力を発生させるロケットです。燃料である液体水素、 エタノール水溶液、ケロシン、ヒドラジン、モノメチルヒドラジン 、非対称ジメチルヒドラジン、エアロジン-50と酸化剤である液体酸素、過酸化水素、硝酸、発煙硝酸、四酸化二窒素、赤煙硝酸、これらの燃料と酸化剤とを適宜組み合わせて使用します。
ロケットエンジン ロケットの効率を示す指標として比推力がある。これはガスの噴出速度を重力加速度で除算したもので、質量1kgの推進剤で1Nの推力をどれだけの時間持続できるかという意味を持つ。燃費と異なり、数値が大きいほど効率が良い。電気推進では比推力を重視しているため、推力が極端に小さい代わりに比推力が化学ロケットよりもはるかに大きい。
化学ロケットには固体燃料ロケット、液体燃料ロケット、ハイブリッドロケット等がある。固体燃料ロケットは構造が単純で小型化しやすく保存も容易だが、一度燃焼を始めると制御が難しいため、従来は小型のミサイルなどに用いられて来たが、近年は技術開発により大型のロケット/ミサイルでの使用例も多くなっている。液体燃料ロケットは制御は固体燃料ロケットに比べて容易いが、燃料の保存、打ち上げプロセスが複雑である。ハイブリッドロケットは両者の利点を併せ持つものとして研究されている。
H-Iロケット 3段式の液体+固体ロケット
赤煙硝酸 赤煙硝酸(せきえんしょうさん、Red Fuming Nitric Acid、RFNA)は、ロケットの酸化剤として用いられる、硝酸に四酸化二窒素を溶かした物質である。
1分子の四酸化二窒素(無色)と2分子の二酸化窒素(赤褐色)とは化学平衡で相互に変換するため、赤煙硝酸とロケット燃料でいうところの発煙硝酸(はつえんしょうさん、White Fuming Nitric Acid, WFNA)とは製造原料に由来する二酸化窒素の溶解量が異なるだけで同じ化学物質である。
RD-253 RD-253 (ロシア語: Раке́тный дви́гатель 253, ロケットエンジン253)はソビエト連邦が開発して現在はロシアのNPOエネゴマシュが生産する液体燃料ロケットエンジンでプロトンロケットの第1段に使用される。RD-253は世界初の非低温燃料による酸化剤リッチの高温のタービン駆動後のガスを再燃焼する二段燃焼サイクルエンジンである。この二液推進系のエンジンは毒性のある非対称ジメチルヒドラジン/四酸化二窒素を推進剤とするように設計され、利用には環境と経済的な問題がある。しかし、高沸点の自己着火性推進剤のおかげでRD-253はより単純で安全で廉価でその設計は負の側面を上回る。
モジュラーロケット デルタIVは複数の仕様の1段目として液体推進剤のコモン・ブースター・コアを使用する。1本または3本の液体燃料モジュールが1段目として使用される。大半のCBCでは周囲にSRBを備えたり、備えない場合がある。ヘビー仕様では3本のCBCを使用する。CBCは推力2.9メガニュートン (650,000 lbf) の液体水素と液体酸素を推進剤として使用するロケットダイン製のRS-68エンジンが使用される。
ユニバーサル・ロケット・モジュール (URM) はアンガラロケットのモジュラー式の液体燃料ロケットの1段目である。仕様に応じて1段目は1,3,5または7本のURMで構成される。それぞれのURMはRP-1と液体酸素を推進剤とするロシア製の推力1.92メガニュートン (430,000 lbf) のRD-191エンジンを使用する。
ファルコンヘビー打ち上げ機は標準的なファルコン9の中央コアの両側に2本の延伸されたコアステージを液体燃料補助ロケットとして備えた仕様である。それぞれのコアはRP-1と液体酸素を推進剤とするそれぞれの推力が5.6メガニュートン (1,300,000 lbf) の9基のマーリン1Dエンジンを備える。3本すべてのブースターコアは再使用する予定である。
固体燃料ロケット 燃焼圧力に耐えるため、多くのモーターケースは円筒形であり、充填される固体燃料の形状もまた円筒形となることが多い。燃焼途中に燃焼そのものの制御を行うことは難しいが、燃料充填の際に充填する形状を調整し、燃焼する表面積を制御することで燃焼持続時間や推力を調整することができる。例えば、円筒状に充填した推進薬の端面からのみ燃焼させれば比較的小さな一定推力を長時間発生させ、内部に円形の穴を開けてマカロニ状の形状にした推進薬の内部から燃焼させると、燃焼にしたがって燃焼表面積が増加し時間経過に伴って推力を増大させることができ、穴の形状を星型とすれば端面燃焼に比べて面積変化が抑えられ、一定の大きな推力を短時間で発揮させることができる推進薬となる。たとえば、ミサイルなど、一定の推力で長時間燃焼する必要がある場合は端面燃焼が用いられ、衛星打ち上げロケットの第1段やブースターのように短時間に大推力が必要な場合は星形断面の内面燃焼が用いられるのである。
このほかにも円筒形、星型、三角形の溝を掘った円筒形などの形状の燃料外面に点火する外面燃焼、内孔のある多数の円筒形燃料をまとめて点火し全面燃焼とするマルチ・グレイン、または円筒形燃料に多数の内孔を開けて同時に点火し、より大きな燃料表面積と推力を得るマルチ・パーホレーションなどが用いられ、これらを適宜組み合わせて燃料の充填形状を調整することによって要求に見合う推力パターンのロケットモーターを製作できる。
推進薬の製造工程で気泡の混入や、運搬時の衝撃や震動、保管時の急激な温度変化で燃料にひびや「す(気孔)」が入った状態で燃焼が始まると、燃焼面積の増加から燃焼ガスの圧力が急上昇し、ロケット本体が破壊されることがある。
J-2ロケットエンジン J-2ロケットエンジンは、アメリカ合衆国で開発された液体燃料ロケットエンジン。ロケットダイン社が製造し、スペースシャトルのメインエンジン(Space Shuttle Main Engine, SSME)が誕生するまでは、アメリカ合衆国で最大出力の液体水素を燃料とするロケットエンジンであった。またNASAの中止されたコンステレーション計画において、アレスI およびアレスV の二段目ロケットとして運用することが予定されていた。
KSR-3 1997年から開発が開始された液体酸素とケロシンを推進剤とするガス押し式サイクルの12.5トン級エンジンを使用する液体燃料ロケットで、旧KSLV-1計画のためのテストベッドの役割も担った。液体燃料ロケットエンジンは現代宇宙航空により製造された。
開発にあたっては、ロシアのケルディッシュ研究所を訪れて設計技術に関する諮問を受けたほか、ロシアのNiichimmash研究所で13トン級エンジンの燃焼実験を行った。ロシア側が韓国にロケットという国家の核心技術の点で協力した理由は、当時のロシアは経済的に困窮しており技術を売ってでも資金が必要だったからであるという。
2002年11月28日にただ一度だけ打ち上げられ高度42.7kmまで飛行し、発射から231秒後に海岸から85kmの日本海に落下した。当初のKSR-3事業は1段式の基本型を高度250kmまで到達させ、3段式の応用型を高度900kmまで到達させることが目標だったがこれを果たすことができず、結局この一度の打ち上げで終了した。費やした予算は780億ウォンである。