ヴェガロケット

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Vega
Vega.svg
ヴェガロケット
基本データ
開発者 ESA/ASI
運用機関 アリアンスペース
使用期間 2012年 - 現役
射場 ギアナ宇宙センター ZLV (ELA-1)
打ち上げ数 2回(成功2回)
開発費用 710Mユーロ(2012年から2014年までの5機の打ち上げ支援金400Mユーロ含む)[1]
打ち上げ費用 約20M$(支援金により低減された価格)
原型 ゼフィーロ(計画中止)
姉妹型 Mini Vega
発展型 ESL, ESLM, LYRA
公式ページ ESA - Launch Vehicles - Vega
物理的特徴
段数 4段
総質量 137 t
全長 30 m
直径 3.0 m
軌道投入能力
低軌道 2,300 kg
300 km / 5.2 度
太陽同期軌道 1,500 kg
700 km / 90 度
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ヴェガイタリア語: Vettore Europeo di Generazione Avanzata, VEGA)ロケットは、欧州宇宙機関(ESA)が開発した低軌道人工衛星打ち上げロケットである。

概要[編集]

ESAの主力ロケットのアリアン5静止軌道に6トンものペイロードを投入できるが、300kgから2,000kg程度の小型の科学衛星地球観測衛星低軌道(LEO)へ経済的に打ち上げたいという需要に応えるため、高度700kmの太陽同期軌道(SSO)に1.5トンの衛星を打ち上げられるヴェガを開発することになった。

イタリア宇宙機関(ASI)が開発プログラムを主導しており、ロケット機体および推進システムはフィアットアヴィオ社などが担当するほか、フランス国立宇宙センター(CNES)なども開発に参加し、打上げはCNESのギアナ宇宙センターのELA1から行う。参加各国の分担比率はイタリア65%、フランス12.43%、ベルギー5.63%、スペイン5%、オランダ3.5%、スイス1.35%、スウェーデン0.8%となっている。

開発及び製造はヴェガロケットの開発及び製造を目的として2000年12月に設立されたELV S.p.Aによってなされ、最低年4機の打ち上げを確保する予定である。

当初は2006年中の初飛行を目指していたが計画は大幅に遅れ、2012年2月13日に初打上げに成功した[2]。メインペイロードはLARES

歴史[編集]

初期の構想は1990年代初頭になされ、アリアン固体ロケットブースター(SRB)の技術を用いて小型衛星を打ち上げるロケットを補完するというものである。これは1988年にASIによって提案されたサン・マルコ・スカウト計画を引き継ぐものであった。サン・マルコ・スカウト計画は、引退したアメリカスカウトを置き換える目的でZefiro モーターを用いた新たなロケットを開発するという計画であり、スカウト2として知られている試験機が1992年に1機が失敗し、制式型として予定されていたゼフィーロも含めて凍結されていた。

1995年の段階では3段構成で高度700kmのLEOに700kgの打ち上げ能力をもつロケットであり、直径1.9mのZefiro 16 固体ロケットモーターを1,2段目として用い、3段目としてIRIS (Italian Research Interim Stage) を用いるというものであった。

1997年には2つの型式がフィアット・アヴィオ社とウクライナユージュノエ設計局の共同で提案された。

  • ヴェガ K0
    前述の構想と同様に1、2段にZefiro 16 固体ロケットモーターを用い、第3段、第4段に非対称ジメチルヒドラジン(UDMH)と四酸化二窒素(NTO)を用いる液体ロケットエンジンであるRD-861RD-869を用いる。高度700kmの極軌道に300kgの打ち上げ能力をもつ。
  • ヴェガ K
    ヴェガ K0の第1段をアリアン5のブースターであるEAPを短縮したP85 固体ロケットモーターで置き換えたもの。高度700kmの極軌道に1,600kgの打ち上げ能力をもつ。

1998年においてASIによってアリアンのブースター技術を用いた固体ロケットとして再び提案された。同年4月にアリアン5のSRBであるEAPのノウハウを用いたものとしてESAのプリプロジェクトとして採用された。これはヴェガ Kの下段に第3段としてZefiro 7 固体ロケットモーターを使用する3段構成のロケットであり、最上段に液体ロケットエンジンを用いた軌道精度向上モジュールの採用を検討していた。打ち上げ能力は700km円軌道に2,000kgとなる予定であった。

2000年11月27日から28日にアリアンプログラムとして承認され、同年12月15日に7ヶ国による共同開発計画として正式に開始される。

最終的には2004年に現在の構成に定まった。

構成[編集]

主要諸元一覧
全長 30 m
外径 3 m
質量 137 t
ペイロード 2,300 kg / 300km LEO
1,500 kg / 700km SSO
段数(Stage) 第1段 第2段 第3段 第4段 (AVUM)
使用エンジン P80 FW Zefiro 23 FW Zefiro 9 FW RD-869
各段全長 10.5 m 7.5 m 3.85 m 1.74 m
各段全径 3.0 m 1.91 m 1.91 m 2.18 m
各段質量 95,796 kg 25,751 kg 10,948 kg 968 kg
推進剤 HTPB 1912 HTPB 1912 HTPB 1912 UDMH/NTO
推進剤質量 88,380 kg 23,906 kg 10,115 kg 183 kg / 367 kg
最大推力 3,040 kN 1,200 kN 213 kN 2.45 kN
真空比推力 280 s 289 s 295 s 315.5 s
ノズル膨張比 16 25 56 -
有効燃焼時間 107 秒 71.6 秒 117 秒 667 秒
(最大)

第1段~第3段の各エンジンは、それぞれ2度の地上燃焼試験にパスすることが義務づけられている。

第1段:P80 固体ロケットモーター
2006年11月30日2007年12月4日の地上燃焼試験に成功[3][4]。このP80 固体ロケットモーターの技術は将来アリアン5のブースターにも採用される予定である。開発費用は123Mユーロ[5]
第2段:Zefiro 23 固体ロケットモーター
2006年6月23日、2008年3月27日の地上燃焼試験に成功[6][7]
第3段:Zefiro 9 固体ロケットモーター
2008年10月23日2009年4月30日の地上燃焼試験に成功[8][9]
第4段:AVUM(Attitude and Vernier Upper Module) RD-869 液体ロケットエンジン
燃料にUDMH、酸化剤にNTOを使用するウクライナのユージュノエ設計局製液体ロケットエンジン。これによって軌道投入精度99.7%を達成する予定である。

打ち上げ実績[編集]

回数 打ち上げ日時(UTC) フライト ペイロード 結果
1 2012年
2月13日10:00
VV01 LARES, ALMASat-1, 7機のCubeSat(Xatcobeo, Robusta, e-st@r, ゴリアテ, PW-Sat, MaSat-1, UniCubeSat GG) 成功
2 2013年
5月7日02:06
VV02 PROBA-V, VNREDSat-1A, CubeSat1機(ESTCube-1) 成功

将来構想[編集]

アップグレード構想として、第2段をP80に換装するESL、第1段をより大型なP230に換装し第3段を液体エンジンエスタスに換装するESLMなどがある[10]。3,4段目をLOX/LCH4を推進剤とするMyraエンジンを採用したC10に置き換える構想のライラ(Lyra)では、太陽同期軌道(SSO)への投入能力が2,000 kgに増大することが見込まれている[11]。また、ライラの上段エンジンMyraをVinciに換装するロケットや、ヴェガの第2段を省きSSOに300-400kgの投入能力を持つミニヴェガも計画されている[12]

脚注・出典[編集]

関連項目[編集]

外部リンク[編集]