液体ロケットエンジン開発における前提条件の整理

(2026-06-21 更新：世界動向と試験地の制約を踏まえて何度か書き直しています。最新版が以下)

本プロジェクトの目的

最終的な目標は、数kgの物資を打ち上げられる小型ロケットを自作することです。

本ロードマップ（STEP0〜10）が扱う範囲は、その手前の液体ロケットエンジン単体の開発と、地上・水平・固定状態での燃焼試験までです。
機体への統合、飛翔系の設計、実際の打ち上げは、このロードマップの外で別フェーズとして扱います。

エンジン単体に持たせる機能：

エンジン単体の挙動と制御を理解することがこのフェーズの主眼で、現段階では飛行、鉛直噴射、高効率・高推力化は扱いません。

「まず燃やす」よりも「制御された推進系を理解すること」を優先し、1基目から推力調整機構とジンバル機構を載せます。
（世界動向を踏まえてこの方針に至った経緯は第2回を参照）

ハードウェアは1基目から全部載せますが、燃焼試験では機能を一つずつ有効化していきます。
固定推力で点火確認 → 推力調整を有効化 → ジンバル有効化、の順で進めます。

最優先は安全に点火・燃焼・停止できること。
そのうえで、推力増減とジンバル動作が確認でき、試験後に主要部品が再使用可能であること。

性能や燃焼時間よりも、「制御できている」「止められる」ことを重視します。

試験地として確保できているのは約 10m × 10m の私有地で、液体ロケットエンジンの燃焼試験を行うには狭すぎます。

そこで本プロジェクトの第一フェーズを、以下のように定義しています：

コールドフローテストまでを完璧にやり切る。
ホットファイア用の試験地はその間に確保する。

機構・配管・バルブシーケンス・緊急停止・計測系のほぼ全てを、実際の推進剤の代わりに水（燃料側）と窒素（酸化剤側）で検証できます。
エンジンの制御系と機構を、ホットファイアに入る前に完成させる。

「コールドフロー優先」は二重の方針を含みます。
ひとつは試験地確保の時間を稼ぐこと。ホットファイア地の確保が済むまで、燃やさない工程を進めておく。
もうひとつは燃やさなくてもできる検証を全部先に潰すこと。実燃焼段階に既知の問題を持ち込まないためです。

ホットファイアに必要な試験地は、別タスクとして並行調査中です。

性能を追求するよりも、シンプルで挙動が分かりやすい構成を選択します。
酸化剤に LOX（液体酸素）ではなく GOX（気体酸素）を選んだのは、入手性と極低温取扱の回避の2点が決定的です。

100N という小推力は、加工性・推進剤消費量・事故時の被害規模のいずれの観点でも研究用として適切です。

「ゼロから自己流」ではなく、以下の蓄積の上に立って判断します。

法規：火薬類取締法・消防法・高圧ガス保安法
モデルロケット併用時：日本モデルロケット協会（JAR）自主消費基準
技術文献：Sutton & Biblarz Rocket Propulsion Elements、NASA Technical Reports Server、Cantera（化学平衡計算）
先行する素人・学生プロジェクト：BPS.space、UAH Tartarus、ASU Sun Devil Rocketry、Copenhagen Suborbitals（特に初期の失敗レポート）