ハイブリッドロケット (英: hybrid rocket) は、相の異なる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

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樹脂やアクリル樹脂や合成ゴム、あるいは氷で固めたアルミニウム粉末などが用いられる。固体燃料ロケットの推進剤に含まれる酸化剤は過塩素酸アンモニウムを含まないので、燃焼ガスに有毒で発癌性があり酸性雨や地球温暖化やオゾン層の破壊をもたらす塩素化合物を排出せず環境に優しい、燃焼によって生成される生成物の分子量も小さいので従来の固体燃料ロケットよりも比推力が高いという特徴を有する。

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。

全体的にハイブリッドロケット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。開発が進まない一因として(低燃焼速度に起因する単位重量毎の推力が低いというような)ハイブリッドロケットで解決すべき課題は既に液体推進剤と固体推進剤では解決済みで、それらはそれぞれの特性に適した用途への開発が進んでおり、それらに対して優位性の乏しいハイブリッドロケットの開発は克服すべき課題の困難さに対して利点が少ないからであるとの指摘もある[2][3]。
歴史

ハイブリッドロケットの開発は1937年に既にドイツのヘルマン・オーベルトが開発に着手していた[3]。その後、1960年代まで各国で断続的に細々と研究が続けられてきた。1961年頃までは燃焼効率が低く、推力はおよそ100重量キログラム (1 kN)程度[4]でハイブリッドロケットの境界層燃焼は1961年から1962年頃まで燃焼機構が不明確だった。1963年にはインドで推力500重量キログラム (5 kN)のハイブリッドロケットエンジンが開発され、この頃からフランスやスウェーデン等、各国が開発に取り組むようになり、1964年頃にはフランスがLEX観測ロケット、1965年頃にはスウェーデンがSR-1観測ロケットをそれぞれ開発した。アメリカ合衆国ではユナイテッド・テクノロジーズ、チオコール社のリアクション・モーターズ部門とエアロジェットゼネラルが開発した[3]。1994年にステニス宇宙センターでアメリカンロケットカンパニーが44kNのハイブリッドロケットモーター燃焼実験を行った。

スウェーデンでは水素化ホウ素リチウム（英語版）と水素化アルミニウムリチウムのような添加剤を赤煙硝酸の点火の遅れを減らすために少量添加されたアミンを主成分とするTagaformと称される燃料が使用された。このようなシステムの点火の遅れは2から3ミリ秒だったとされる[5]。この推進剤は粉末を型に入れて加圧して成型され、脆く、衝撃に対して敏感だったので望ましいものではなかった。フランスでは赤煙硝酸と自己着火性の n-メタトルエン ジアミン(NMTD)とphosphoraux (リン酸トリ n-メチルイミド)が使用された。アメリカでは酸化剤として硝酸と液体フッ素と酸素の混合物と燃料としてPMMA, ポリエチレンとポリブタジエンが使用され、イスラエルではポリエステルにおよそ10-20%の過塩素酸アンモニウムを混ぜて使用された。この燃料は単独では燃焼しないが、赤煙硝酸を酸化剤として使用した場合、およそ2倍の速度で燃焼した[3]。
構造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。

1960年代初頭の研究で比推力と低周波不安定燃焼という2つの重要な問題が解決された。初期の文献の記述では燃焼行程は燃料の表面近傍で起きると記述されていたが、実際には気化した燃料が燃焼室内で酸化剤と混合して燃焼する。前端部から噴射された酸化剤は気化した燃料と必ずしも激しく混合されるわけではない[3]。

不安定燃焼の原因は酸化剤の気化が少なく噴射してからしばらくしてから気化するので燃焼室内に酸化剤の密度差が生じ、これが不安定燃焼の一因になる。これを解決する一手段として噴射装置に酸化剤の加熱装置を装備したところ、酸化剤の粘性が下がり、流動性が高まり、赤煙硝酸を酸化剤とする燃焼効率は 60から98%に改善された[3]。

燃焼速度は燃焼室の圧力に依存し、高圧燃焼の方が燃焼速度が速まる。
推進剤

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やパラフィンにアルミニウムやリチウムや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、液体酸素や亜酸化窒素が用いられる。酸化剤として塩素やフッ素も提案されているが毒性、腐食性等の理由により実現性は低いと考えられる。他に酸化剤として常温での貯蔵が可能な過酸化水素や四酸化二窒素もあるが実用には至っていない。
ハイブリッドロケットの利点
液体燃料ロケットと比較した場合の利点

機械的に単純である - 液体は一種類のため、配管が短く簡単に済む。

燃料の密度が高い - 燃料は固体であり、液体燃料よりも密度が高い（ただし、これは比重が高いという意味であってエネルギー密度が高いという意味ではない）。

比推力向上が容易である - アルミニウムやマグネシウム、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、比較的容易に比推力を高めることができる。

制御性がよい - 複雑なシーケンスを伴わないため、始動/停止/再始動が容易なうえ、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。

固体燃料ロケットと比較した場合の利点

比推力が高い - 燃焼生成物の分子量が固体燃料ロケットの燃焼生成物よりも小さく、理論的に高い比推力が得られる。

爆発の危険性が低い - 推進剤が製造時の亀裂のような不具合をある程度許容するため、爆発の危険性が低い。

制御性がよい - 始動/停止/再始動が容易なうえ、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。

低毒性である - 液体酸素や亜酸化窒素のような毒性のない酸化剤を使用できる。

取り扱いが容易である - 現地で打ち上げ前に遠隔操作によって酸化剤を充填すればよいため、射場まで安全な状態で輸送できる。

推進剤が廉価 - 製造に危険性、有毒性のある特殊な原材料を用いる固体推進剤と比較して比較的廉価な原材料を燃料、酸化剤として使用できる。