จรวดไตรโพรเพลแลนท์คือจรวดที่ใช้เชื้อเพลิง สามชนิด ต่างจากจรวดไบโพรเพลแลนท์หรือจรวดโมโนโพรเพลแลนท์ซึ่งใช้เชื้อเพลิงสองชนิดหรือหนึ่งชนิดตามลำดับ ระบบไตรโพรเพลแลนท์สามารถออกแบบให้มีแรงขับจำเพาะ สูง และได้รับการศึกษาเพื่อใช้ใน การออกแบบ จรวดขึ้นสู่วงโคจรในขั้นตอนเดียวแม้ว่าเครื่องยนต์ไตรโพรเพลแลนท์จะได้รับการทดสอบโดยRocketdyneและNPO Energomash แล้ว แต่ยังไม่มีจรวดไตรโพรเพลแลนท์ลำใดที่เคยถูกใช้งานจริง

จรวดไตรโพรเพลแลนท์มีสองประเภทที่แตกต่างกัน ประเภทแรกคือเครื่องยนต์จรวดที่ผสมเชื้อเพลิงสามชนิดแยกกัน แล้วเผาไหม้เชื้อเพลิงทั้งสามชนิดพร้อมกัน ประเภทที่สองคือจรวดที่ใช้ตัวออกซิ ไดเซอร์หนึ่งชนิด แต่ ใช้ เชื้อเพลิง สองชนิด โดยเผาไหม้เชื้อเพลิงทั้งสองชนิดตามลำดับในระหว่างการบิน

ระบบเชื้อเพลิงสามชนิดพร้อมกันมักเกี่ยวข้องกับการใช้สารเติมแต่งโลหะที่มีความหนาแน่นพลังงานสูง เช่นเบริลเลียมหรือลิเธียม ร่วมกับระบบเชื้อเพลิงสองชนิดที่มีอยู่ ในมอเตอร์เหล่านี้ การเผาไหม้เชื้อเพลิงกับสารออกซิไดเซอร์จะให้พลังงานกระตุ้นที่จำเป็นสำหรับปฏิกิริยาที่มีพลังงานสูงกว่าระหว่างสารออกซิไดเซอร์กับโลหะ แม้ว่าการสร้างแบบจำลองทางทฤษฎีของระบบเหล่านี้จะชี้ให้เห็นถึงข้อได้เปรียบเหนือมอเตอร์เชื้อเพลิงสองชนิด แต่ปัจจัยหลายประการจำกัดการนำไปใช้งานจริง รวมถึงความยากลำบากในการฉีดโลหะแข็งเข้าไปในห้องขับดัน ข้อจำกัดในการถ่ายเทความร้อน มวล และโมเมนตัมระหว่างเฟสและความยากลำบาก ในการทำให้เกิดและรักษาการเผาไหม้ของโลหะ^{[ 1 ]}

ในช่วงทศวรรษ 1960 Rocketdyne ได้ทดสอบยิงเครื่องยนต์โดยใช้ส่วนผสมของลิเธียมเหลวไฮโดรเจน ก๊าซ และฟลูออรีน เหลว เพื่อให้ได้แรงขับจำเพาะ 542 วินาที ซึ่งน่าจะเป็นค่าที่วัดได้สูงสุดสำหรับมอเตอร์จรวดเคมี^{[ 2 ]}แม้จะมีแรงขับจำเพาะสูง แต่ความยากลำบากทางเทคนิคของการผสมผสานและลักษณะที่เป็นอันตรายของเชื้อเพลิงทำให้ไม่สามารถพัฒนาต่อไปได้^{[ 3 ]}

ในจรวดสามเชื้อเพลิงแบบเรียงลำดับ เชื้อเพลิงจะถูกเปลี่ยนระหว่างการบิน ทำให้เครื่องยนต์สามารถผสมผสานแรงขับสูงของเชื้อเพลิงที่มีความหนาแน่นสูง เช่นน้ำมันก๊าดในช่วงต้นของการบิน กับแรงดลจำเพาะสูงของเชื้อเพลิงที่มีความหนาแน่นต่ำกว่า เช่นไฮโดรเจนเหลว (LH2) ในช่วงหลังของการบิน ผลลัพธ์ที่ได้คือเครื่องยนต์เพียงเครื่องเดียวที่ให้ประโยชน์บางอย่างของการแยกส่วนการบิน

ตัวอย่างเช่น การฉีดไฮโดรเจนเหลวปริมาณเล็กน้อยเข้าไปในเครื่องยนต์เผาไหม้เคโรซีนสามารถให้แรงขับจำเพาะที่ดีขึ้นอย่างมีนัยสำคัญโดยไม่กระทบต่อความหนาแน่นของเชื้อเพลิง สิ่งนี้ได้รับการพิสูจน์แล้วโดยRD-701ซึ่งในทางทฤษฎีสามารถทำแรงขับจำเพาะได้ 415 วินาทีในสุญญากาศ (สูงกว่าRS-68 ที่ใช้ LH2/LOX บริสุทธิ์ ) ในขณะที่เครื่องยนต์เคโรซีนบริสุทธิ์ที่มีอัตราส่วนการขยายตัวที่คล้ายกันจะทำได้ 330–340 วินาที^{[ 4 ]}

แม้ว่าไฮโดรเจนเหลวจะให้แรงขับจำเพาะสูงสุดในบรรดาเชื้อเพลิงจรวดที่เป็นไปได้ แต่ก็ต้องการโครงสร้างขนาดใหญ่เพื่อกักเก็บมันไว้เนื่องจากความหนาแน่นต่ำ โครงสร้างเหล่านี้อาจมีน้ำหนักมาก ซึ่งชดเชยน้ำหนักที่เบาของเชื้อเพลิงเองในระดับหนึ่ง และยังส่งผลให้เกิดแรงต้านอากาศสูงขึ้นในชั้นบรรยากาศ ในขณะที่น้ำมันก๊าดมีแรงขับจำเพาะต่ำกว่า แต่ความหนาแน่นที่สูงกว่าทำให้โครงสร้างมีขนาดเล็กกว่า ซึ่งช่วยลดมวลของตัวจรวด และลดการสูญเสียจากแรงต้านอากาศนอกจากนี้ เครื่องยนต์ที่ใช้น้ำมันก๊าดโดยทั่วไปให้แรงขับ ที่สูงกว่า ซึ่งมีความสำคัญต่อการขึ้นบิน ลดแรงต้านจากแรงโน้มถ่วงดังนั้นโดยทั่วไปแล้วจะมี "จุดที่เหมาะสมที่สุด" ในระดับความสูงที่เชื้อเพลิงประเภทหนึ่งจะเหมาะสมกว่าอีกประเภทหนึ่ง

การออกแบบจรวดแบบดั้งเดิมใช้ประโยชน์จากจุดที่เหมาะสมนี้โดยการแบ่งช่วงการปล่อย ตัวอย่างเช่น จรวดแซทเทิร์น 5ใช้ช่วงล่างที่ขับเคลื่อนด้วยRP-1 (น้ำมันก๊าด) และช่วงบนที่ขับเคลื่อนด้วย LH2 ความพยายามในการออกแบบ กระสวยอวกาศ ในช่วงแรกๆ ก็ใช้การออกแบบที่คล้ายกัน โดยมีช่วงหนึ่งใช้น้ำมันก๊าดในการส่งขึ้นสู่ชั้นบรรยากาศเบื้องบน จากนั้นช่วงบนที่ขับเคลื่อนด้วย LH2 ก็จะจุดชนวนและปล่อยจรวดต่อไป การออกแบบกระสวยอวกาศในภายหลังก็คล้ายกัน แต่ใช้จรวดเชื้อเพลิงแข็งสำหรับช่วงล่าง

จรวด SSTOอาจติดตั้งเครื่องยนต์สองชุดได้ แต่หมายความว่ายานอวกาศจะต้อง "ปิด" เครื่องยนต์ชุดใดชุดหนึ่งเป็นส่วนใหญ่ในระหว่างการบิน ซึ่งหากเครื่องยนต์มีน้ำหนักเบาเพียงพอ ก็อาจทำได้ แต่การออกแบบ SSTO ต้องการสัดส่วนมวลที่ สูงมาก ดังนั้นจึงมีพื้นที่เหลือสำหรับน้ำหนักส่วนเกินน้อยมาก

โดยปกติแล้ว ในช่วงขึ้นบิน เครื่องยนต์จะเผาไหม้เชื้อเพลิงทั้งสองชนิด โดยค่อยๆ เปลี่ยนส่วนผสมตามระดับความสูง เพื่อรักษารูปทรงของไอเสียให้ "เหมาะสม" (กลยุทธ์ที่คล้ายกับหัวฉีดแบบปลั๊กแต่ใช้ท่อทรงระฆัง แบบปกติ ) และในที่สุดก็จะเปลี่ยนไปใช้ LH2 อย่างสมบูรณ์เมื่อน้ำมันก๊าดถูกเผาไหม้หมด ในจุดนั้น เครื่องยนต์ส่วนใหญ่จะเป็น เครื่องยนต์ LH2/LOX ที่มี ปั๊มเชื้อเพลิงเสริมติดอยู่ด้วย

แนวคิดนี้ได้รับการสำรวจครั้งแรกในสหรัฐอเมริกาโดยโรเบิร์ต ซัลเคลด์ ซึ่งตีพิมพ์งานวิจัยชิ้นแรกเกี่ยวกับแนวคิดนี้ในบทความเรื่อง " Mixed-Mode Propulsion for the Space Shuttle" ใน วารสาร Astronautics & Aeronautics ซึ่งตีพิมพ์ในเดือนสิงหาคม ปี 1971 เขาได้ศึกษาการออกแบบหลายแบบที่ใช้เครื่องยนต์ดังกล่าว ทั้งแบบที่ติดตั้งบนพื้นดินและแบบที่ปล่อยจากเครื่องบินเจ็ท ขนาดใหญ่ เขาได้สรุปว่าเครื่องยนต์แบบไตรโพรเพลแลนต์จะให้ผลลัพธ์ที่ดีขึ้นกว่า 100% (โดยพื้นฐานแล้วมากกว่าสองเท่า) ในด้านสัดส่วนน้ำหนักบรรทุกลดปริมาตรเชื้อเพลิงลงกว่า 65% และลดน้ำหนักแห้งได้มากกว่า 20% ชุดการออกแบบที่สองศึกษาการแทนที่จรวดขับดันเสริม ( SRB) ของกระสวยอวกาศ ด้วยจรวด ขับดันเสริมแบบไตรโพรเพลแลนต์ ซึ่งในกรณีนี้เครื่องยนต์จะช่วยลดน้ำหนักโดยรวมของการออกแบบลงเกือบครึ่งหนึ่ง งานวิจัยชิ้นสุดท้ายของเขาคือเรื่อง เครื่องบินจรวด โคจร (Orbital Rocket Airplane ) ซึ่งใช้ทั้งไตรโพรเพลแลนต์และ (ในบางรุ่น) หัวฉีดแบบปลั๊ก ส่งผลให้ยานอวกาศมีขนาดใหญ่กว่าเครื่องบิน ล็อคฮีด SR-71เพียงเล็กน้อยและสามารถปฏิบัติการได้จากรันเวย์แบบดั้งเดิม^{[ 5 ]}

เครื่องยนต์ไตรโพรเพลแลนต์ถูกสร้างขึ้นในรัสเซีย Kosberg และ Glushko ได้พัฒนาเครื่องยนต์ทดลองจำนวนหนึ่งในปี 1988 สำหรับเครื่องบินอวกาศSSTO ที่เรียกว่าMAKSแต่ทั้งเครื่องยนต์และ MAKS ถูกยกเลิกในปี 1991 เนื่องจากขาดเงินทุน อย่างไรก็ตามRD-701 ของ Glushko ไม่เคยถูกสร้างขึ้น และมีเพียงรุ่นทดสอบขนาดเล็กเท่านั้นที่ได้รับการทดสอบในระหว่างการพัฒนา^{[ 6 ]}อย่างไรก็ตามEnergomashรู้สึกว่าปัญหาสามารถแก้ไขได้อย่างสมบูรณ์ และการออกแบบนี้แสดงถึงวิธีหนึ่งในการลดต้นทุนการปล่อยจรวดลงประมาณ 10 เท่า^{[ 4 ]}