ローンチ・ヴィークル
ローンチ・ヴィークル（launch vehicle）またはキャリア・ロケット（carrier rocket）とは地球から宇宙空間にペイロードを輸送するのに使用されるロケット。日本語では打上げ機と呼ばれることもある。ローンチ・システム（launch system）と言った場合はローンチ・ヴィークル、発射台、その他打上げに関する施設を含む[1]。
通常、ペイロードは何らかの軌道に乗せられることが多いが、弾道飛行で終わる場合もある。このような場合、ローンチ・ヴィークルは観測ロケットと呼ばれることが多い。
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種別・特徴 [編集]
使い捨て型ローンチ・ヴィークル（expendable launch vehicle）は一度きりの使用を目的に設計される。これらは通常ペイロードと切り離された後、大気圏再突入時に崩壊する。一方、再使用型ローンチ・ヴィークル（reusable launch vehicle）はそのままの状態で回収され、再び打上げに使用される。スペースシャトルはコンポーネントが複数回の飛行に使用される唯一のローンチ・ヴィークルだった。ロケットを使用しないローンチ・システムは今のところ概念的なものに過ぎない。
ローンチ・ヴィークルはしばしば軌道への輸送可能な質量の量で特徴付けられる。例えば、プロトンロケットは低軌道に22000kgのペイロード能力を有する。またロケットの段数で特徴付けられることもあり、ほとんどは2から4の多段ロケットである。多段式でないローンチ・ヴィークルとして単段式宇宙輸送機という概念が存在するが、開発が成功した事例はない。
特定のローンチ・ヴィークルについて語られる際、必ず述べられるその他の事項として、所属する国家、打上げに関して責任を負う宇宙機関、およびヴィークルの製造、打上げを行う会社やコンソーシアム、がある。
打上げプラットフォーム [編集]
サイズ [編集]
- 観測ロケット: 軌道に到達する能力がなく、弾道飛行を行うのみ。
- スモールリフト・ローンチヴィークル: 低軌道に2,000kgまでのペイロード能力を有する[4]。
- ミディアムリフト・ローンチヴィークル：低軌道に2,000kgから20,000kgまでのペイロード能力を有する[4]。
- ヘヴィーリフト・ローンチヴィークル：低軌道に20,000kgから50,000kgまでのペイロード能力を有する[4]。
- スーパーヘヴィーリフト・ローンチヴィークル：低軌道に50,000kg以上のペイロード能力を有する[4][5]。
参考文献 [編集]
- ^ See for example: NASA Kills 'Wounded' Launch System Upgrade at KSC Florida Today
- ^ 例としてはICBMからの転用ロケットであるストレラなど。
- ^ 例としてはSLBMからの転用ロケットであるShtil'やヴォルナなど。
- ^ a b c d NASA Space Technology Roadmaps - Launch Propulsion Systems, p.11: "Small: 0-2t payloads, Medium: 2-20t payloads, Heavy: 20-50t payloads, Super Heavy: >50t payloads"
- ^ HSF Final Report: Seeking a Human Spaceflight Program Worthy of a Great Nation, October 2009, Review of U.S. Human Spaceflight Plans Committee, p. 64-66: "5.2.1 The Need for Heavy Lift ... require a “super heavy-lift” launch vehicle ... range of 25 to 40 mt, setting a notional lower limit on the size of the super heavy-lift launch vehicle if refueling is available ... this strongly favors a minimum heavy-lift capacity of roughly 50 mt ..."
関連項目 [編集]
外部リンク [編集]
- S. A. Kamal, A. Mirza: The Multi-Stage-Q System and the Inverse-Q System for Possible application in SLV, Proc. IBCAST 2005, Volume 3, Control and Simulation, Edited by Hussain SI, Munir A, Kiyani J, Samar R, Khan MA, National Center for Physics, Bhurban, KP, Pakistan, 2006, pp 27–33 Free Full Text
- S. A. Kamal: Incorporating Cross-Range Error in the Lambert Scheme, Proc. 10th National Aeronautical Conf., Edited by Sheikh SR, Khan AM, Pakistan Air Force Academy, Risalpur, KP, Pakistan, 2006, pp 255–263 Free Full Text
- S. A. Kamal: The Multi-Stage-Lambert Scheme for Steering a Satellite-Launch Vehicle, Proc. 12th IEEE INMIC, Edited by Anis MK, Khan MK, Zaidi SJH, Bahria Univ., Karachi, Pakistan, 2008, pp 294–300 (invited paper) Free Full Text
- S. A. Kamal: Incompleteness of Cross-Product Steering and a Mathematical Formulation of Extended-Cross-Product Steering, Proc. IBCAST 2002, Volume 1, Advanced Materials, Computational Fluid Dynamics and Control Engineering, Edited by Hoorani HR, Munir A, Samar R, Zahir S, National Center for Physics, Bhurban, KP, Pakistan, 2003, pp 167–177 Free Full Text
- S. A. Kamal: Dot-Product Steering: A New Control Law for Satellites and Spacecrafts, Proc. IBCAST 2002, Volume 1, Advanced Materials, Computational Fluid Dynamics and Control Engineering, Edited by Hoorani HR, Munir A, Samar R, Zahir S, National Center for Physics, Bhurban, KP, Pakistan, 2003, pp 178–184 Free Full Text
- S. A. Kamal: Ellipse-Orientation Steering: A Control Law for Spacecrafts and Satellite-Launch Vehicles, Space Science and the Challenges of the twenty-First Century, ISPA-SUPARCO Collaborative Seminar, Univ. of Karachi, 2005 (invited paper)
- Christmas turns bad for ISRO, GSLV mission fails.
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