ロケットの構造と設計とは?

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ロケットの構造と設計(1)

ロケットの性能は打ち上げる重量と軌道の高さで決まる

ロケット性能は、ペイロード(打ち上げる宇宙船人工衛星など)の重さ軌道により決まります。打ち上げるペイロードが重ければ重いほど、そしてペイロード到達させる軌道の高度が高ければ高いほど、性能良いロケット設計なければなりません。性能良いロケット、つまり効率のよいロケット設計するには、ロケット本体重量をなるべく軽くしたうえで、推力(ロケット推進させる力の大きさ)を大きくする必要があります

高い比推力と機体の軽量化が設計のポイント

優れたロケット設計するうえでは、単位時間あたりに単位重量推進剤(ここでいう推進剤」には、「燃料」と「酸化剤」の両方が含まれます)が生み出す推力をあらわす「比推力」に、より高い値を採用なければなりません。また、ロケットどれだけ重さペイロード搭載することができるのかは、発射時点ロケット搭載している推進剤重さが、ロケットの全重量(機体そのもの重量推進剤重量足し合わせたもの)に占め割合(推進剤重量比)が大きく左右します。機体そのもの構造軽量化することで、推進剤重量比を高くすることができます

効率を追求した多段式ロケットの構造

少しでも重いペイロード運び上げることができるように、ロケット設計する際には機体各部について徹底した軽量化が図られます。空になって不要になった推進薬タンクなどを切り離していく「多段式ロケット」は、この考え方推し進めたものです。ペイロードをより効率良く目標の高度に到達させるためには、不要部分を執に捨て去ることで推進剤重量比を上げたほうが良いのです。システムを複雑にし過ぎて信頼性損ねないよう、2~3段式とするのが一般的となっています。


ロケットの構造と設計(2)

比推力はロケットの推進剤で決まる

比推力の値は、推進剤種類混合比燃焼圧力ノズル構造などによって決まります。たとえば、ある推進剤推力が500tで、1秒間に消費される量が2トンとすると、「比推力」は500(t)÷2(t/秒)=250(秒)となります。この比推力の値が大き推進剤ほど、ロケット性能優れていることになります比推力は、固体ロケット250280秒、液体ロケット通常300秒であり、とくに推進剤液体酸素液体水素使用する場合は、450秒ぐらいになります

速度損失を想定して打上げに必要な速度を設定

高い比推力推進剤重量比からロケット設計しても、実際に目的軌道へとペイロード打ち上げることはできません。ロケット上昇中に受ける空気抵抗や、地球からの重力に逆らって飛行することに伴う速度損失等を見込なければならないからです。これらの速度損失は、ロケット最終到達速度のおよそ20%をも占めます。

ロケットに利用される材料

ロケット利用される材料として、H-IIAロケットを例に紹介しますと、ペイロード収めるフェアリング推進剤タンクにはアルミニウム合金が、段間部には炭素複合材料利用されています。ほかにも場所によって炭素繊維強化プラスチックチタン合金グラファイトケブラーなどが使用されています。エンジン部の材料には、とりわけ高温(約3,000)や極低温(液体水素は-250)、激し振動同時に対応し、さらに精密な加工が容易なことが求められますが、やはりアルミニウム合金などが使用されています。材料選定においては個々材料特性はもちろん、費用とのバランスも重要な要素です。


ロケットの構造と設計(3)

液体ロケットの構造

液体ロケットは、推進剤燃料酸化剤(ともに液体)をそれぞれのタンクから燃焼室へと送りこみ、そこで燃焼させて発生した高温ガスを、ノズルから噴射することで推力を得るロケットです。その設計の際に重要な要素となるのが、推進剤タンクエンジンです。推進剤タンクそのまま燃焼室役割を果たす固体ロケットよりも、液体ロケットでは、タンク構造にかかる圧力一般的に低く軽量化が容易のため、構造効率は高くなります。

液体ロケットエンジンのLE-7Aエンジン(左)とLE-7エンジン(右)
液体ロケットエンジンLE-7Aエンジン(左)とLE-7エンジン(右)

「タンク加圧方式」と「ポンプ方式」

液体ロケットエンジンは、推進剤燃焼室送りこむ方法により「タンク加圧方式」と「ポンプ方式」とに分けられます。タンク加圧方式は、推進剤タンク高圧ガス送り込むことで推進剤押し出し燃焼室に送る方式で、構造は単純です。しかしこの方式では、ポンプ推進剤吸い出し燃焼室送りこむポンプ方式よりも高い圧力推進剤タンクにかかるため、より丈夫なタンク設計が必要になりますそのため小型ロケットにはタンク加圧方式の、大型ロケットにはポンプ方式設計が適しています。


V-2ロケットからH-IIAロケットまで広く採用される液体ロケット

近代ロケットの父」と呼ばれたロバート・ゴダードが、人類初の液体ロケット実験成功したのが1926年その後1940年代ポンプ方式採用した初の液体ロケットであるV-2ロケットフォン・ブラウンらにより開発され、近代ロケット技術確立されました。以後スペースシャトル日本H-IIAロケットに至るまで、液体ロケット広く採用されています。固体ロケットよりも構造は複雑になりますが、比推力の高い推進剤利用でき、ひいては大きな推力を得られることがその理由です。

V-2ロケット
V-2ロケット

H-IIAロケット
H-IIAロケット


ロケットの構造と設計(4)

単純な構造ゆえに長い歴史を持つ固体ロケット

20世紀になってはじめ実験成功した液体ロケット比べて、固体ロケット歴史古く世界最初ロケットは、火薬発明国でもある中国発明されたといわれています。それは火薬を燃やして飛ばす「火箭(かせん)」と呼ばれる兵器一種で、今日固体ロケット原型考えられています。固体ロケットは、燃料酸化剤均一混ぜ合わせ固め推進剤空洞をつくり、その表面点火して燃焼させ、発生した高温高圧燃焼ガスノズルから噴出させるだけの、きわめて単純な構造ロケットです。

中国で発明されたロケット兵器「火箭(かせん)」
中国発明されたロケット兵器火箭(かせん)」

小型ロケットに適した固体ロケットの構造

構造が複雑で部品点数も多い液体ロケット比べて、構造が単純な固体ロケットは、大きさ小型ロケットほど構造効率が高くなり、また開発も容易であることから、費用それほどかかりません。しかし、固体ロケットでは、推進剤タンク燃焼室役割兼ねており、タンク全体にかかる高い圧力耐えうるように設計なければならず、ロケット大型になればなるほど、固体ロケットでは構造効率が悪くなってしまいます。

固体ロケットは一度着火したら止められない

固体ロケットは、1度点火すると推進剤燃え尽きるまで燃焼続け途中で燃焼止めることはできません。スペースシャトル日本H-IIAロケットで、メインエンジンである液体ロケットエンジンを必ず先に点火し、正常な燃焼確認したうえで次に固体ロケットブースター点火して打ち上げるのは、固体ロケットそのような特徴があるためです。また、固体ロケットでは燃焼中に推力向きは変えられてもその大きさを自由に制御することは難しく、あらかじめ推進剤断面形状を適切に選択することで推力制御します。

H-IIロケットとH-IIAロケットに取りつけられていた固体ロケットブースタ
H-IIロケットH-IIAロケット取りつけられていた固体ロケットブースタ



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