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。 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]。 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
概要
歴史
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]。