H-Iロケット

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H-I
H-Iロケット
基本データ
運用国 日本
開発者 NASDA
運用機関 NASDA
使用期間 1986年 - 1992年
射場 種子島宇宙センター大崎射点
打ち上げ数 9回（成功9回）
開発費用 約1600億円[1]
打ち上げ費用 150億円
原型 N-IIロケット
発展型 H-IIロケット
公式ページ JAXA - H-Iロケット
物理的特徴
段数 2段または3段
ブースター 6基または9基
総質量 139.9 トン
全長 40.3 m
直径 2.44 m（第1段コア）
軌道投入能力
低軌道 2,200 kg
300km
静止軌道 550 kg
（燃焼後アポジモータ質量含）
 表・話・編・歴 


H-Iロケット（えいちわん-・えいちいち-）は、宇宙開発事業団 (NASDA) がN-IロケットとN-IIロケットに続いて人工衛星打上げ用に開発・実用化したロケットである。

目次

[編集] 概要

Nロケットに引き続き米国のデルタロケットの技術を導入して作られた。第2段,第3段ロケットや慣性誘導装置を国産化しており、デルタロケットの技術導入を行った3種類のロケットの中では国産比率が最も高く、国産化率はN-IIの54〜61%に対しH-Iでは78〜98%まで向上した。次世代のH-IIロケットへの重要なステップとなったが、第1段が自主技術で開発したものではないために、N-IやN-IIと同様にデルタロケットの亜種として分類される。名称のためにH-IIとの類似点がN-IIよりも多いと勘違いされることが多いが、N-IIと共通の第1段を用いている等、技術的な類似点はN-IIの方が多い。その為N-IIIと命名した方が良かったとする意見もある[要出典]。

第2段用液体酸素・液体水素燃料のLE-5型エンジンを自主技術で開発できたことは、次世代のH-IIロケットの1段目用LE-7型エンジンの実現に道筋をつけた点で意義が大きい。LE-7の実用化にはそれにもかかわらず大変な努力を要したわけであるが、LE-5の経験が無ければさらに難易度が高くなったといえる。

H-I試験機（第1号機）は1986年（昭和61年）8月13日の打ち上げに成功、1992年（平成4年）まで合計9機を打ち上げ、すべて成功した。これにより「さくら」「ひまわり」「ゆり」など実用静止衛星の打上げを順調にこなし、さらに複数衛星の同時打上げの技術習得も行った。

関係機関の一部ではH-IAとも呼称されていたこともあり、後継として静止軌道に800kgの打上げ能力をもつH-IBロケット（後述）を開発する予定であった。しかし、2t級静止衛星の需要増加や国内技術の進歩のために計画を発展的に解消し、H-IIロケットの開発へと移行することになった[2]。

[編集] 背景

Nロケットの打ち上げ能力不足を背景として1975年から以下のような基本的な枠組みの元に調査研究が開始された。

  1. 昭和60年代初頭から10年以上主力機として使用することが可能であること。
  2. 静止軌道上に500から800kgの人工衛星を打ち上げることが可能であること。
  3. 昭和60年代後半の宇宙輸送系の技術基盤を蓄積できるものであること。
  4. 原則として自主技術を用いること。

この研究において上段の構成要素はほぼ決定されていたが、第1段をどういったものにするかが争点となった。第1段を新規開発するのであれば開発計画に間に合わず、N-IIの流用とすると新規開発要素が少ないために開発計画には間に合うが打ち上げ能力が計画値の下限にとなる等、それぞれ問題があった。最終的にはN-IIの第1段を流用した500kg級のロケットH-IAをまず開発し、その後800kgまで能力を増強したH-IBを開発するという計画に落ち着いた[3]。

[編集] 諸元と構成

LE-5エンジン展示モデル

[編集] 主要諸元

主要諸元一覧[3]
諸元＼各段 第1段 補助ロケット 第2段 第3段 フェアリング
寸
法		 長さ(m) 22.44 7.25 10.32 2.34 7.91
全長(m) 40.3
外径(m) 2.44 0.79 2.49 1.34 2.44
重
量		 各段全備重量(t) 85.8
（段間部含む）		 40.3
（9本）		 10.6 2.2 0.6
全段重量(t) 139.9
（衛星除く）
エ
ン
ジ
ン		 名称 MB-3-3 Castor II LE-5 UM-129A N/A
型式 液体ロケット 固体ロケット 液体ロケット 固体ロケット
推進薬種類
（酸化剤/燃料）		 LOX/RP-1 HTPB LOX/LH2 HTPB
推進薬重量(t) 81.4 33.6
(9本)		 8.8 1.8
比推力(s) 249
（海面上）		 238
（海面上）		 442
（真空中）		 288
（真空中）
平均推力(tf) 78.0
（海面上）		 22.5
（海面上）（1本分）		 10.5
（真空中）		 7.9
（真空中）
燃焼時間(s) 273 38 364 66
推進薬供給方式 ターボポンプ N/A ターボポンプ N/A
制御
シス
テム		 ピッチ
ヨー		 ジンバル N/A ジンバル（推力飛行中）
ガスジェット（慣性飛行中）		 スピン安定 N/A
ロール バーニアエンジン ガスジェット

[編集] 構成

3段式の液体＋固体ロケット

  • 第1段: MB-3-3型エンジン
    推進剤はケロシンと液体酸素を使用したN-IIとほぼ同じライセンス生産品。7号機以降は塗装が省かれ緑色の防錆塗料が露出している。
  • 第1段補助ブースタ(SOB): CastorII
    N-IIロケット同様に日産自動車がライセンス生産したもの。9基もしくは6基を搭載。
  • 第2段: LE-5型液体ロケットエンジン
    NASDAと三菱重工業、石川島播磨重工業、航空宇宙技術研究所が開発したもので、推進剤は液体酸素・液体水素を搭載し、軌道上再着火が可能。
  • 第3段: UM-129A
    日産自動車が生産した国産球形固体ロケットモータ。GSO投入時にアポジキックモータとして用いられLEOへの打ち上げでは用いられない。
  • ペイロード・フェアリング
    N-IIと同型の米国製デルタ用CFRPフェアリングを完成品で輸入。
  • 誘導装置: 慣性誘導装置
    国産化したものを第2段に搭載。

[編集] 打ち上げ実績

機体 打上げ年月日 構成 衛星 命名前 目的 軌道 備考
試験機1号機 1986年8月13日 SOB9基, 2段式 あじさい EGS 測地実験衛星 LEO
じんだい MABES 磁気軸受フライホイール実験装置 LEO
ふじ JAS-1 アマチュア衛星1号 LEO Fuji-Oscar-12, FO-12
日本初のピギーバック衛星
試験機2号機 1987年8月27日 SOB9基, 3段式 きく5号 ETS-V 技術試験衛星V型 GSO
3号機 1988年2月19日 SOB9基, 3段式 さくら3号a CS-3a 通信衛星3号-a GSO
4号機 1988年9月16日 SOB9基, 3段式 さくら3号b CS-3b 通信衛星3号-b GSO
5号機 1989年9月6日 SOB6基, 3段式 ひまわり4号 GMS-4 静止気象衛星 GSO
6号機 1990年2月7日 SOB9基, 2段式 もも1号b MOS-1b 海洋観測衛星1号-b LEO
おりづる DEBUT 進展展開機能実験ペイロード LEO
ふじ2号 JAS-1b アマチュア衛星1号-b LEO Fuji-Oscar-20, FO-20
7号機 1990年8月28日 SOB9基, 3段式 ゆり3号a BS-3a 放送衛星3号-a GSO
8号機 1991年8月25日 SOB9基, 3段式 ゆり3号b BS-3b 放送衛星3号-b GSO
9号機 1992年2月11日 SOB9基, 2段式 ふよう1号 JERS-1 地球資源衛星1号 LEO

注：LEO:低軌道、GSO:静止軌道

[編集] H-IBロケット

Hロケットの開発計画において800kgの静止衛星打上げ能力をもつロケットとして計画されていたのがH-IBロケットである。固体補助ロケットをCastor IV同等までの大型化、MB-3-3エンジンのクラスタ化、新大型第1段エンジンの開発、推力偏向機能付大型固体補助ロケットを採用する等、幅広く検討が行われ、第3段をLOX/LH2エンジンに置き換える案が有力となった[3]。第3段を置き換える案は詳細な設計検討まで行われ、1989年の試験1号機打ち上げを目指していた。しかし1982年頃には2t級衛星の需要増加により計画はH-IIロケットへ発展的に解消する方向性が示され、最終的には1984年2月の宇宙開発政策大綱改訂によって書類上からも計画は消滅した。

[編集] 主要諸元

  • 全長：41.5m
  • 最大径：3.0m
  • 全備重量：140.9t

[編集] 第3段LOX/LH2エンジン

A案（ペリジ・アポジキックステージ）
  • 全長：3.1m
  • 直径：2.45m
  • 重量：2.3t
  • 推進薬重量：2.0t
  • 燃焼方式：エキスパンダーサイクル
  • 真空推力：1tf
  • 真空比推力：462s
  • 燃焼時間：840〜900s
B案（ペリジキックステージ）
  • 全長：2.76m
  • 直径：2.45m
  • 重量：2.3t
  • 推進薬重量：2.0t
  • 燃焼方式：エキスパンダブリードサイクル
  • 真空推力：1tf（0.5tf × 2）
  • 真空比推力：462s
  • 燃焼時間：840〜900s

[編集] その他の変更点

フェアリング
第3段の直径増大に伴って直径3mのフェアリングを使用する予定であった。
第1段制御部
3mフェアリングの採用によって最悪の場合には外乱が第1段飛翔時の制御能力を上回ることが指摘された。これによって第1段制御能力の向上が検討され、メインエンジンジンバル舵角限界の改善及びロードリリーフ制御系の採用が決定された。

[編集] 出典

  1. ^ 研究・技術計画学会 第2回年次学術大会講演要旨集 2A6 H-Iロケットの開発 - 十亀英司
  2. ^ 第101回国会 科学技術特別委員会 第5号
  3. ^ a b c 日本航空宇宙学会誌 第36巻 第418号 「H-Iロケット」 - 十亀英司 1988年11月

[編集] 関連項目

表・話・編・歴
日本の衛星打ち上げロケット
先代: N-IIロケット - 当代: H-Iロケット - 次代: H-IIロケット
NASDA・JAXA
（基幹ロケット）
デルタ系列
N-I - N-II - H-I
H-II系列
ISAS
（固体ロケット）
ラムダ系列
ミュー系列
H-II SRB系列
アトラス系列
* 運用中 / 斜字体は計画中
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