H-IIロケット
出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』
| H-II | |
|---|---|
H-II GTV
|
|
| 基本データ | |
| 運用国 |  日本 |
| 開発者 | NASDA |
| 運用機関 | RSC |
| 使用期間 | 1994年 - 1999年 |
| 射場 | 種子島宇宙センター 吉信射点 |
| 打ち上げ数 | 7回（成功5回） |
| 開発費用 | 2,750億円 |
| 打ち上げ費用 | 190億円 |
| 原型 | H-Iロケット |
| 発展型 | H-IIAロケット |
| 公式ページ | JAXA - H-IIケット |
| 物理的特徴 | |
| 段数 | 2段 |
| ブースター | 2基 |
| 総質量 | 264 トン |
| 全長 | 49.9 m |
| 直径 | 4.0 m（本体部分） |
| 軌道投入能力 | |
| 低軌道 | 10,000 kg[1] 300km / 30.4度 |
| 中軌道 | 5,000 kg 1,000km / 30.4度 |
| 太陽同期軌道 | 4,000 kg 800km / 99度 |
| 静止移行軌道 | 3,800 kg[1] 250km x 36,226km / 28.5度 |
| 地球脱出軌道 | 2,000 kg |
H-IIロケットは、宇宙開発事業団 (NASDA) が開発した人工衛星打上げ用ロケットである。主要な技術すべてを国内開発した最初の実用ロケットである。
世界的にも少ない高性能な液体酸素/液体水素によるロケットエンジンを2段式ロケットの両段に備え、1段目には推力増強の為の大型固体ロケットブースターが2本取り付けられている[1]。1990年以降の人工衛星の大型化に対応して高い信頼性と低コストで打上げを可能にすることを目標に開発された。現在のH-IIAロケットの基となった。
目次 |
[編集] 概要
科学衛星打ち上げを目的とした宇宙科学研究所の一連の固体燃料ロケットでは日本が世界4番目となる人工衛星打ち上げ国となるなど開発が進んでいたが、通信、放送、気象など科学衛星に比べ大型の実用衛星を打ち上げる液体燃料ロケットの開発を担当することになった宇宙開発事業団では3世代目のH-Iロケットまで主要部をアメリカのデルタロケットの技術を導入して、ライセンス生産していた。H-IIロケットはH-Iロケットで国内開発が実現した第2段用ロケットエンジンLE-5型や慣性誘導装置に引き続き、1段目のLE-7型液酸・液水ロケットエンジンや固体補助ロケットなどの国産化に成功したものである[2]。このLE-7型エンジンの開発は難航し、開発試験中一人の死亡事故を含む爆発・火災事故などの困難を克服する必要があった。1984年に開始されたプロジェクトは予定より2年遅れの1994年に第1号機を成功させることができた。また、H-IIを使用した衛星打ち上げを請け負う民間ロケット会社『ロケットシステム（RSC）』を1990年に設立し、試験3号機からの打ち上げ営業を行った。
1994年2月4日午前7時20分、第1号機の打ち上げに成功した。この打ち上げでは搭載した性能確認用衛星（VEP、のちに「みょうじょう」と命名）を地球周回軌道投入と起動再突入実験機（OREX、のちに「りゅうせい」と命名）の大気圏再突入にそれぞれ成功した。その後1997年まで合計5機の連続打ち上げに成功した。しかし、打上げコストは1機あたり190億円と、アリアンなど諸外国より高く、100億円以下が標準とされる国際市場での競争力は無かった。これはH-IIの検討が始まった1982年当時の1ドル240円のレートであれば妥当であったが、開発者達の想像以上に円高が急激に進んだためである。なお1号機が打ち上がった1994年には、1ドル100円台前半であった。打上げコストを半減するため次世代のH-IIAロケットを開発することが決まった。
1998年の第5号機、翌年の第8号機と連続で打上げに失敗したため、原因究明とH-IIA開発にリソースを集中するため、7号機（打上げ順序を変更して第8回目になる予定だった）の打上げをキャンセルし運用を終了することになった。[2]
[編集] 構成と諸元
.PNG)
[編集] 主要諸元一覧
| 段数(Stage) | 第1段 | 固体ロケット ブースタ |
第2段 | フェアリング |
|---|---|---|---|---|
| 全長 | 35 m | 23 m | 11 m | 12 m |
| 外径 | 4.0 m | 1.8 m | 4.0 m | 4.1 m |
| 各段質量 | 98 t | 70.5 t | 20 t | 1.4 t |
| 使用エンジン | LE-7 | SRB | LE-5A | N/A |
| 推進薬 | 液体酸素 液体水素 (LOX/LH2) |
ポリブタジエン系 コンポジット推進薬 |
液体酸素 液体水素 (LOX/LH2) |
|
| 推進薬供給方式 | ターボポンプ | N/A | ターボポンプ | |
| 推進薬質量 | 86 t | 59 t | 17 t | |
| 真空中推力 | 1,079 kN | 1,765kN | 122 kN | |
| 真空中比推力 | 445 s | 273 s | 452 s | |
| 燃焼時間 | 345 s | 93 s | 598 s | |
| 姿勢制御 | エンジンジンバル 補助エンジン |
ジンバル | ジンバル ガスジェット |
|
| 搭載電子機器類 | ・横加速度計測装置 ・制御電子パッケージ ・PCMテレメータパッケージ |
・PCMテレメータパッケージ | ・慣性誘導計算機 ・慣性センサユニット ・データ・インタフェース・ユニット ・制御電子パッケージ ・計測制御装置 ・PCMテレメータパッケージ ・テレメータ送信装置 ・レーダトランスポンダ ・指令破壊受信機（2台） |
[編集] 構成
2段式ロケットの左右にブースターが2本付いた全体構成について、以下に下から順に示す。
- 第1段
- 1段目のエンジンには、NASDAと航空宇宙技術研究所、三菱重工、石川島播磨重工が共同開発したLE-7型ロケットエンジン（推進剤に液体酸素と液体水素）を使用する。
- 技術テレメータ送信機をオプションで備えることが出来る。
- 第2段
- 2段目のエンジンには、H-IのLE-5を改良したLE-5A型ロケットエンジンを使用している。これは推進剤に液体酸素と液体水素を使い、再着火が可能である。ただし8号機は2段目をH-IIAロケットのLE-5Bへ変更した中間型であった。
- テレメータ送信機、レーダートランスポンダ2基、指令破壊受信機2基を備える。
- 固体ロケットブースタ（SRB）
- 日産自動車（現・IHIエアロスペース）が開発した大型のもの2本。分離方式確認のためにTR-Iロケット(その後TR-IAロケットに発展)が開発された。[3]1基70.5tの内、59tを占めるポリブタジエン系コンポジット固体燃料により、1,560kN（海面上）×2基の推力を生み出し、94秒間程燃焼した後は数秒後に分離投棄される。比推力は273秒（真空中）であり、可動式ノズルによって姿勢制御を行なう。[1]。
- 固体補助ロケット（SSB）
- 日産自動車（現・IHIエアロスペース）が開発した小型のもの2本。TR-Iロケットのコアモータとほぼ同一のものであり、試験3号機のみに使用された。離床後10秒で空中点火される。
- ペイロード・フェアリング
- 川崎重工が開発したフェアリングは外径4.1mから5.1mまで、ペイロードである衛星の大きさに合わせていくつかが用意されている。
- 誘導装置
- ストラップダウン式慣性誘導装置[2]（NEC・日本航空電子が開発）とリング・レーザー・ジャイロを搭載している[1]。
[編集] 開発史
- 1984年
- 開発スタート。
- 1987年
- フェアリング分離試験。
- 1988年
- 詳細設計終了。
- 1988年～1989年
- H-IIロケットの4分の1モデルであるTR-Iロケットによる（同じく4分の1のダミーSRBを使用した）固体ロケット分離試験および飛行特性などの空力特性確認が行われる。[4]
- 1990年
- 固体ロケット開発完了。
- 1991年
- LE-7エンジン主噴射器の気密試験で暴発。1人が死亡。
- 1992年
- GTVによる地上試験。
- 1994年
- 初打ち上げ。
[編集] 打上げ実績
| 打上げ年月日 | 機体 | 衛星 | 命名前 | 軌道 | 目的 | |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 試験機1号機 | 1994年2月4日 | りゅうせい | OREX | 軌道再突入実験機 | LEO | 大気圏再突入実験成功 |
| みょうじょう | VEP | 性能確認用ペイロード | GTO | |||
| 試験機2号機 | 1994年8月28日 | きく6号 | ETS-VI | 技術試験衛星VI型 | GSO | 二液式アポジエンジンの不調でGSO投入を断念。楕円軌道で通信実験を実施。 |
| 試験機3号機 | 1995年3月18日 | ひまわり5号 | GMS-5 | 静止気象衛星5号 | GSO | RSCが請け負った最初の打ち上げ |
| SFU | SFU | 宇宙実験・観測フリーフライヤ | LEO | |||
| 4号機 | 1996年8月17日 | みどり | ADEOS | 地球観測プラットフォーム技術衛星 | LEO | |
| ふじ3号 | JAS-2 | アマチュア衛星3号 | LEO | Fuji-Oscar-29, FO-29 | ||
| 6号機 | 1997年11月28日 | TRMM | TRMM | 熱帯降雨観測衛星 | LEO | |
| きく7号（おりひめ・ひこぼし） | ETS-VII | 技術試験衛星VII型 | LEO | おりひめ・ひこぼし無人ドッキング試験に成功 | ||
| 5号機 | 1998年2月21日 | かけはし | COMETS | 通信放送技術衛星 | GSO | 2段目エンジンの燃焼が予定より早く（192sに対し47s）停止し、GTO投入に失敗。衛星の軌道修正により準回帰軌道へ投入される。 |
| 8号機 | 1999年11月15日 | MTSAT-1 | 運輸多目的衛星1号 | 失敗 | 1段目エンジンが破損し推力を失ったため指令爆破。父島の北西約380kmの海上に落下した。 |
注1：LEO:低軌道、GSO:静止軌道、GTO:静止トランスファ軌道
注2：7号機は打ち上げキャンセル。
[編集] H-IIロケット7号機
H-IIロケット7号機は打上げキャンセル後、第一段および第二段機体がJAXA種子島宇宙センターに保管されたままとなっており、現在、施設案内ツアーで見ることができる。2008年10月9日、国立科学博物館の重要科学技術史資料（通称：未来技術遺産）第00023号として登録された[5]。
[編集] H-II 展示機
H-II 開発時の試験機体の第一段が種子島宇宙センターに、第二段が三菱重工飛島工場（愛知県）に保管されていた。保管にかかる費用などが負担になり一時は廃棄する事も検討されたが、2007年4月21日よりJAXA筑波宇宙センターにて屋外常設展示されている[6]。なお、展示されているのは本体（第一段、第二段、フェアリング、LE-7型エンジン）およびSRB 1機（これは7号機のもの）である。設置当初は、LE-7は装着されない状態であったが、2007年10月20日の筑波宇宙センター一般公開に間に合わせる形で、後からLE-7が装着された。LE-7装着部のカバーは部分的に透明の板になっており、配管の様子を見ることができる。また、試験時に接続するケーブルなどもビニール袋などで簡易な防水処理だけが行われている。
なお、現在展示に供されている機体とは別に、実機と同じ構造で製作されたH-II地上試験機（GTV）は、試験後フライトモデルへと改修のうえ4号機として打ち上げられている[7]。
[編集] 名称
NASDAではH-IIの読みを「えいちつー」で統一しているが規定ではない。「えいちに」という読みや「H-2」という表記も認めており、これらを使っても誤りとはいえない。NHKでは「えいちに」で統一している。文化放送の梶原しげるの本気でDONDONでH-IIを特集した日に、番組開始当初は「えいちつー」と呼んでいたが、番組の途中で「えいちに」が正しいとした。以後、文化放送では「えいちに」で統一されている。
[編集] 出典
- ^ a b c d e 鈴木弘一著 『はじめての宇宙工学』 森北出版 2007年4月25日第1版第1刷発行 ISBN 9784627690714
- ^ a b c H-IIロケット、宇宙航空研究開発機構。
- ^ 松尾弘毅・監修 「ロケット工学」 コロナ社、2001年、191頁、ISBN 978-4-339-01222-4。
- ^ 大澤弘之・監修 「新版 日本ロケット物語」 誠文堂新光社、2003年、206頁、ISBN 978-4-416-20305-7。
- ^ 重要科学技術史資料（愛称：未来技術遺産）の登録制度と第1回の登録証授与式について 、国立科学博物館、2008.10.3
- ^ 森山和道、JAXA、H-IIロケットを一般公開、ロボットWatch、2007年4月24日。
- ^ 笹本祐一著「宇宙へのパスポート」朝日ソノラマ、2002年、46項、ISBN 4-257-03649-4
[編集] 関連項目
|
||||||||||||||||||||||||||||||
