H-IIAロケット
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| H-IIA | |
|---|---|
H-IIAのファミリー
|
|
| 基本データ | |
| 運用国 |  日本 |
| 開発者 | JAXA |
| 運用機関 | 三菱重工 |
| 使用期間 | 2001年 - 現役 |
| 射場 | 種子島宇宙センター内吉信射点 |
| 打ち上げ数 | 15回（成功14回） |
| 開発費用 | 1,200億円 |
| 打ち上げ費用 | 85 - 120億円 |
| 原型 | H-IIロケット |
| 発展型 | H-IIBロケット |
| 公式ページ | JAXA - H-IIAロケット |
| 物理的特徴 | |
| 軌道投入能力 | |
H-IIA ロケット（エイチツーエー-）は、宇宙航空研究開発機構 (JAXA)（開発当時は宇宙開発事業団(NASDA)）が開発し、三菱重工(MHI)が製造および打ち上げを行う、人工衛星打ち上げ用ロケットである。
JAXA内での表記は「H-IIAロケット」で、発音は「エイチツーエーロケット」であるが、新聞やテレビなどの報道では、「H2Aロケット」と表記され、「エイチにエーロケット」と発音される場合が多い。[1]
目次 |
[編集] 概要
H-IIAロケットは、急激な円高により失われた日本のロケットの国際競争力を回復させるため、先代のH-IIロケットを全体にわたって再設計し、海外の安価な製品を利用、構造の簡素化などにより打ち上げ費用の削減と信頼性の向上を図ったものである。
開発費は約1,200億円であり、元になったH-IIロケットの開発費の2,700億円とあわせると約3,900億円である。この額は、欧州宇宙機関(ESA)の主力ロケット、アリアン5シリーズの開発費である約1兆500億円の37%となる。 打ち上げ費用は、構成によって異なるが、約85億円～120億円であり、H-IIロケットの140億円～190億円に比べると大幅に低減されている。 静止トランスファ軌道への打ち上げ能力は3.8～5.8tであり、H-IIロケットと同等～約1.5倍の能力である。
2001年夏に試験機1号機が打ち上げられて以来、15回中14回の打ち上げに成功しており、成功率は約93.3%である。
[編集] 特徴
コア機体は、液体水素と液体酸素を推進剤とする1段目・2段目を組み合わせた、2段式ロケットとなっている。打ち上げ時に十分な推力を得るために左右2基の固体ロケットブースタ(SRB-A)を有し、搭載する衛星・探査機等の質量に応じてさらにSRB-Aや固体補助ロケット(SSB)を追加して柔軟に対応する事ができる。複数の衛星を同時に打ち上げて、個別の軌道に投入する事もできる。
基本的には H-II の設計コンセプトを踏襲するが、全体にわたり調達・組立・打上げ費用を下げるための見直しが行われている。また、部品技術の国産化にこだわらず、有利であれば輸入品も用いた。これは H-II で国産化にこだわったことから後退しているように見えるが、技術を習得したからこそ有利に購入できるという面もあり、自主技術を持つこと自体は依然有意義であるとされる。また、部品点数・作業工程の低減は信頼性の向上にも貢献する。これらの費用改善を行った結果、H-IIロケットで最高約190億円であった打ち上げ費用を、世界市場の相場である100億円未満まで下げることができた。
H-IIからの主な変更点を以下に記す。
- 第1段エンジンLE-7Aの液体燃料配管系の簡素化による部品点数・溶接箇所など作業工程削減。
- 第1段推進剤タンクドーム（両端の半球形状の部分）を、H-IIでの溶接組立から、輸入品の一体成型品に変更。
- 第2段エンジンLE-5Bも推進力の向上とともに部品点数・作業工程の低減。H-IIロケット5号機の事故で問題となったろう付けの施工箇所なども大幅削減されている。
- 第2段推進剤タンクを一体型から独立型に変更。一体型だと隔壁を通して保存温度の異なる液体水素と液体酸素が接するため温度管理が複雑になっていた。また第2段推進剤タンクはデルタIIIロケットの第2段や、デルタIVロケットの4m型第2段と共通で、いずれも液体水素タンクを三菱重工業が、液体酸素タンクをボーイングが製造している。
- 固体ロケットブースタを4分割構造から一体型に変更したうえ、ストラットを追加して推力を第1段の最下部に伝達する構造に変更し、第1段の簡素化も図った。
- 1/2段分離部をアルミ合金から炭素繊維複合材に変更し軽量化
- 搭載電子機器の小型・軽量化と配線のデータバス化による配線数の削減
- アンビリカル（地上設備とロケットを接続する管や配線）を、H-IIでは射座点検塔（射点脇の構造物）と接続していたが、H-IIAでは移動発射台と接続するように変更した。
- 人工衛星の取り付けを、H-IIでは射点で行っていたが、H-IIAでは整備棟で行うこととした。
- 前述のアンビリカルおよび衛星搭載場所の変更により、H-IIAは整備棟でアンビリカル接続と衛星搭載の双方を終えて、打ち上げ半日前に整備棟から射点へ移動すれば良いことになった。また、H-IIは衛星を外さなければ整備棟に戻ることができなかったが、H-IIAは打ち上げが中止されても短時間で整備棟に戻ることが可能になった。
- 同様に、射点設備が大幅に簡素化された。H-II用に建設された第一射点には、アンビリカル接続や衛星取付を行い、観音開き式にロケット全体を格納することもできる射座点検塔と呼ばれる構造物が建設されたが、H-IIA用に増設された第二射点は、気象観測用の簡素な塔を設置するだけで済んだ。第一射点の射座点検塔はH-IIAでは使用しないため、一部撤去されている。
[編集] 構成と諸元
[編集] 主要諸元一覧
| 段数(Stage) | 第1段 | 固体ロケット ブースタ |
固体補助 ロケット |
第2段 | 衛星フェアリング （4S型） |
|---|---|---|---|---|---|
| 全長 | 37.2m | 15.2m | 14.9m | 9.2m | 12.0m |
| 外径 | 4.0m | 2.5m | 1.0m | 4.0m | 4.07m |
| 質量 | 114t | 77t | 15.5t | 20.0t | 1.4t |
| 使用エンジン | LE-7A | SRB-A3 | キャスターIVA-XL | LE-5B | － |
| 推進薬重量 | 101.1t | 66.0t | 13.1t | 16.9t | － |
| 推進薬 | 液体酸素 液体水素 (LOX/LH2) |
ポリブタンジエン系 コンポジット固体推進薬 |
ポリブタンジエン系 コンポジット固体推進薬 |
液体酸素 液体水素 (LOX/LH2) |
－ |
| 推力 | 1,098kN （長ノズル） 1,074kN （短ノズル） （真空中） |
2,262.5kN （最大推力） |
745kN （最大推力） |
137kN （真空中） |
－ |
| 比推力 | 440sec （長ノズル） 429sec （短ノズル） （真空中） |
283.6sec | 282sec | 448sec （真空中） |
－ |
| 有効燃焼時間 | 390sec | 120sec | 60sec | 530sec | － |
| 姿勢制御方式 | エンジンジンバル 補助エンジン |
ノズルジンバル | 無し | エンジンジンバル ガスジェット装置 |
－ |
| 主要搭載電子装置 | ・誘導制御計算機 ・横加速度計測装置 ・レートジャイロ パッケージ ・制御電子パッケージ ・データ収集装置 ・テレメータ送信機 |
・電動アクチュエータ コントローラ ・駆動用電源分配器 |
－ | ・誘導制御計算機 ・慣性センサユニット ・電動アクチュエータ コントローラ ・データ収集装置 ・テレメータ送信機 ・レーダトランスポンダ2台 ・指令破壊受信機2台 |
－ |
- 第1段機体 LE-7Aエンジン
- H-IIAロケットの第1段エンジン。推進薬に液体水素と液体酸素を用いた、国産の大型液体燃料エンジンである。旧H-IIロケットの第1段エンジンとして開発されたLE-7エンジンを元に、性能を維持しつつ費用縮減が図られている。
- リフトオフの約5秒前に点火され、第2段との切り離しまでの約390秒間燃焼する。リフトオフ前に点火する理由は、エンジンに何らかの異常があった際に、燃焼を停止して打ち上げの中止を行えるためである。SRB-AやSSB等の固体燃料を用いたロケットの場合は、一度点火すると燃焼の停止が出来ない。
- 開発当初、下部ノズルスカートを装着した長ノズル構成では、エンジン起動時に過大な横方向推力が発生する問題があり、短ノズルのみを使用して回避していた。そのため、静止トランスファ軌道(GTO)投入能力に換算して約400kgの性能低下が起きていた。8号機、9号機および11号機では、新たに開発された完全再生冷却型の長ノズルが使用され、本来の性能が発揮できるようになっている。
- 9号機以降では、SRB-Aを4基使用した打ち上げ時の推力に耐えられるように、機体構造の強化が行われている。
- 第2段機体 LE-5Bエンジン・LE-5B-2エンジン
- H-IIAロケットの第2段エンジン。第1段と同様に、液体水素と液体酸素を推進薬とした国産の液体燃料エンジンである。旧H-Iロケットの第2段エンジンとして開発されたLE-5エンジンを元に、旧H-IIロケット第2段用のLE-5Aエンジン、そしてこのLE-5Bエンジンと、徐々に性能向上が図られてきている。先代のLE-5Aエンジンと比べると、大幅な費用縮減も図られている。なお、LE-5Bは旧H-IIロケット8号機の第2段でも使用されたが、第1段の異常で必要な高度が得られず、第2段燃焼途中でロケットに指令破壊コマンドが送られた。
- 再々着火が可能で、衛星を静止軌道(GSO)へ直接投入したり、複数の衛星を個別の軌道に投入したりすることが可能である。2009年5月時点では、まだ実際の軌道投入で再々着火が使用された事はないが、衛星分離後に第2段単体での再々着火試験は試験機2号機で行われた。
- 燃焼圧の変動を抑えた改良型LE-5BエンジンであるLE-5B-2の開発が進められ、14号機から使用されている。
- 固体ロケットブースタ SRB-A・SRB-A改良型・SRB-A3
- H-IIAロケットのブースタ。H-IIロケット用のSRBでは高張力鋼4分割構造をボルト接合していたが、これを炭素繊維強化プラスチック(CFRP)製の一体成型に変更し、大幅な費用縮減が図られている。
- H-IIAロケットにおいては、第1段の両脇にSRB-Aを2基装着する構成を基本とし、衛星質量に応じて4基構成をとることも出来る。カウントダウンX-0と同時に点火され、H-IIAロケットを離床させるためのもっとも大きな推力を発生する。約120秒間燃焼した後に2基ずつ分離される。11号機では、初めてSRB-A改良型を4基構成での打ち上げが行われた。
- 6号機ではSRB-Aのノズル部分の破損が打ち上げ失敗の原因となったため、7号機からは信頼性向上のために最大推力を落として燃焼時間を延長したSRB-A改良型を使用していた。そのため重力損失が大きくなり、ロケット全体の性能が低下したままとなっていたが、14号機からは本来の能力を回復した改良型のSRB-A3が使用されている。
- 固体補助ロケット(SSB) キャスターIVA-XL
- アメリカにある世界最大の固体燃料ロケットメーカー、ATKランチ・システムズ・グループのキャスターIV-XLを元に、H-IIAロケットに取り付けるためのモータケースの改造や、信頼性向上のためにノズルスロート部の材料変更などを行ったものである。H-IIAロケットでは、搭載する衛星の質量にあわせて、SSB無し、2基、あるいは4基構成を取ることができる。2007年度にH-IIAロケットの打ち上げ業務が移管された三菱重工は、H-IIAのラインアップ整理のため、SSBの使用の廃止を予定している。
- SSBは、リフトオフと同時ではなく、約10秒後に空中で点火される。これは、射点を燃焼ガスから守るための措置である。
- SSB4基構成の場合は、リフトオフ後の約10秒で最初の2基が点火され、最初の2基の燃焼終了後に、残りの2基が点火される。最初の2基は、燃焼終了後すぐには分離せずに、空気が十分に薄くなる高度に達した後に、SRB-Aとともに分離される。損失が大きいこの手順を取る理由は、機体に掛かる動圧の低減と、空気抵抗による分離シーケンスでのリスクを最小限に抑えるためであった。しかし、質量約4.65tのそれまでに打ち上げた衛星の中で最も重いひまわり7号を打ち上げた9号機、およびその後の12号機では、打ち上げ能力を最大限確保するため、4基のSSBを同時に燃焼させる手順に変更されている。リフトオフ約10秒後に最初の2基が、20秒後に次の2基が点火され、4基が同時に燃焼する。
- 液体ロケットブースタ LRB
- 初期の構想では、さらに打ち上げ能力を増強するため、上記のSRB-Aを2基に加え、LE-7A 型ロケットエンジンを2基使用する LRB を1基、あるいは2基を装着する増強型の構想があったが、この構想はH-IIBロケットの開発に置き換えられることとなった。
- 衛星フェアリング
- 打ち上げ時の振動や大気圏を抜けるまでの空気抵抗から衛星を保護するためのカバーである。ロケットの先端部分に取り付けられている。大気圏を通過した後の高度約150km付近で、ロケットの重量を出来るだけ軽くするために分離される。
- ロケット本体と同じ直径 4m の4S型のほか、大型衛星用で直径 5m の5S型や、2個の衛星を同時に軌道投入できる4/4D-LS型、4/4D-LC型、5/4D型、以上合計5種類のフェアリングから選択する事が可能である。増強型の構想ではHTV用に5S-H型フェアリングの使用も考慮されていたが、H-IIBロケットの開発が決定したためH-IIAロケットでは用いられない。
- サブペイロード
- 打ち上げ能力に余裕がある場合は、サブペイロードとして1辺50～70cmのピギーバック衛星を最大4個まで搭載可能である。さらに、1辺10～30cmの超小型衛星に関しては50～70cmの衛星1機分のスペースに3～4機搭載可能である。
- これを利用して、15号機では主衛星のいぶきの他に1辺50～70cmの衛星3機と15～30cmの衛星4機の合計8基を同時に打ち上げている。
[編集] 打上げ能力
現在、H2A202型・H2A2022型・H2A2024型・H2A204型の4つのモデルが運用中である。H2A212型・H2A222型は開発が中止されている。2007年度にH-IIAが移管された三菱重工では、ラインナップ整理のため、SSBを用いる2022型と2024型の廃止している。詳細はラインナップの変遷参照のこと。
[編集] ラインナップの変遷
H-IIAロケットには、当初の計画では現在とは若干異なる4つのラインナップ（H2A202型/H2A2022型/H2A2024型/H2A212型）と、将来発展型としてH2A222型が存在した。標準型のH2A202/2022/2024は人工衛星打ち上げ用として、増強型のH2A212型はHTV打ち上げ用に使用される予定であった。しかし、このうちH2A212型は開発途中でキャンセルされ、将来発展型とされていたH2A222型においては机上プランのみに終わった。
H2A212型の開発中止の理由は、世界でも稀な左右非対称型ロケットであり、その制御に困難が予想されるためであった。
H2A222型においては、メインエンジンのLE-7Aを5基も使用する大規模なクラスタロケットであり、各エンジンの出力などの精密な制御が困難であるということ、高価で実績のないLE-7Aエンジンを多数使用する事になり、製造費用と信頼性確保において難があったため、実際の開発が行われる事はなかった。
これらの問題点に加え、最も大きかったのはH-IIロケットの相次ぐ失敗に伴う、開発リソースの「選択と集中」であった。安価で信頼性向上を目指したH-IIAロケットの早期立ち上げのため、製造済みであったH-IIロケット7号機の打ち上げはキャンセルされ、H-IIAロケットの標準型である20xx型の開発のみに注力した。
当初、静止トランスファ軌道に7.5tの打ち上げ能力を持つH2A212型を前提として開発が進められていた5.8tの衛星ETS-VIII（きく8号）は、そのままでは打ち上げられるロケットが無いため、SRB-Aを4本配し静止トランスファ軌道6t級の能力を持つH2A204型が新たに開発された。
HTV打ち上げ用には、H2A212型に代わって、技術的・コスト的な課題を出来るだけ抑えるため、標準型からの変更箇所がより少ないH-IIA+ロケットの構想が提案された。[2] 1段目機体の直径を4mから5.2mに拡張してメインエンジンのLE-7Aを2台配し、その周りにSRB-Aを4基装着されている。H2A212型と比べ、静止トランスファ軌道投入能力が7.5tから8tへ、HTV打ち上げ能力が15tから16.5tへと向上するとされる。これにより、HTVによる国際宇宙ステーション(ISS)への物資輸送回数を減らして打ち上げコストを削減する事ができるとされる。この構想は、H-IIBロケットへと名前を変えて、2005年秋に開発フェーズへと移行した。
H-IIAロケットは2007年度から民間企業である三菱重工へ移管された。三菱重工では生産ラインをシンプルにするため、SSBを使用するH2A2022型・H2A2024型の廃止を予定している。これにより、H-IIAロケットのラインアップはH2A202型とH2A204型の2つに集約される事になる。
| 型式名※4 | H2A202型 | H2A2022型 （廃止予定） |
H2A2024型 （廃止予定） |
H2A204型 | H2A212型 （開発中止） |
H2A222型 （開発せず） |
H-IIBロケット （参考） |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| ロケット質量 | 289t | 321t | 351t | 445t | 410t | 520t | 551t |
| 第1段 | LE-7A | LE-7A | LE-7A 2基 | ||||
| 第2段 | LE-5B | LE-5B | LE-5B | ||||
| LRB | N/A | 1基 LE-7A 2基 |
2基 LE-7A 4基 |
N/A | |||
| SRB | 2基 | 4基 | 2基 | 4基 | |||
| SSB | 0 | 2 | 4 | N/A | N/A | N/A | |
| 地球重力脱出 月･惑星探査等 |
2,500kg | － | － | － | － | － | － |
| スーパーシンクロナス トランスファ軌道[3] 遠地点高度80,000km 近地点高度500km 軌道傾斜角約20度 |
2,500kg | － | － | 4,400kg | － | － | － |
| 静止トランスファ軌道 (GTO)※1[4] 遠地点高度36,226km 近地点高度250km 軌道傾斜角28.5度 |
4,100kg (3,800kg)※3 |
4,500kg (4,200kg)※3 |
5,000kg (4,700kg)※3 |
6,000kg (5,800kg)※3 |
7,500kg | 9,500kg | 8,000kg |
| 太陽同期軌道(SSO) 高度800km 軌道傾斜角98.6度 |
3,600kg（夏季） 4,400kg（冬季） |
－ | － | － | － | － | － |
| 低軌道(LEO) 高度300km 軌道傾斜角30.4度 |
10,000kg | － | － | 15,000kg | 17,000kg | 20,000kg | 19,000kg |
| HTV軌道※2 平均高度約250km 軌道傾斜角51.6度 |
－ | － | － | 12,000kg | 15,000kg | － | 16,500kg |
※1：静止衛星打ち上げの際は、GTOからGSO（静止軌道）へ軌道遷移は衛星側に搭載するアポジエンジンの動力で行う。
※2：HTV軌道とは、宇宙ステーション補給機(HTV)が自力で国際宇宙ステーション軌道へ移行する前に投入される、低高度の楕円軌道。
※3：7号機から13号機までは、燃焼パターンを調整し安定性を高めたSRB-A改良型を装着したため、GTOへの投入能力がおよそ200～300Kg少なくなっている。
※4：H2Aabcd形式 a=段数（2固定） b=LRB数（現在は0固定） c=SRB数 d=SSB数（0は省略）
[編集] 打ち上げ実績
全て種子島宇宙センター内吉信射点から打上げ。
[編集] 衛星打ち上げ実績
| 機体番号 （型式） |
打上げ日時 （日本時間） |
衛星 | 軌道 | 備考 |
|---|---|---|---|---|
| 試験機 1号機 H2A202型 |
2001年8月29日 16時00分 |
VEP-2 | GTO | ロケット性能確認用ペイロード2型 |
| LRE | レーザ測距装置 | |||
| 試験機 2号機 H2A2024型 |
2002年2月4日 11時45分 |
つばさ (MDS-1) |
GTO | 民生部品・コンポーネント実証衛星 民生部品の放射線被曝特性試験のため、ヴァン・アレン帯を通過するGTO（軌道傾斜角約 28.5 度）に投入。 |
| DASH | 高速再突入実験機 ISAS委託。ロケット側は分離コマンドを発行したが、衛星の製作ミスで分離機構が不動作、2段目からの分離に失敗。 |
|||
| VEP-3 | ロケット性能確認用ペイロード3型 | |||
| 3号機 H2A2024型 |
2002年9月10日 17時20分 |
こだま (DRTS) |
GTO →GSO |
データ中継技術衛星 |
| USERS | LEO | 次世代型無人宇宙実験システム 財団法人無人宇宙実験システム研究開発機構から委託。 |
||
| 4号機 H2A202型 |
2002年12月14日 10時31分 |
みどり2号 (ADEOS-II) |
SSO | 環境観測技術衛星II型 |
| FedSat | オーストラリア小型衛星 | |||
| 観太くん (WEOS) |
鯨生態観測衛星 | |||
| マイクロラブサット1号機 (μ-LabSat) |
小型衛星技術の研究開発のため旧NASDA技術研究本部の開発した小型衛星 | |||
| 5号機 H2A2024型 |
2003年3月28日 10時27分 |
IGS-1A | LEO | 情報収集衛星1号A レーダー衛星 |
| IGS-1B | 情報収集衛星1号B 光学衛星 | |||
| 6号機 H2A2024型 |
2003年11月29日 13時33分 |
IGS-2A | 失敗 | 情報収集衛星2号A レーダー衛星 情報収集衛星2号B 光学衛星 MTSAT-1Rを搭載する予定だったが、衛星製作の遅延で延期され、代替で情報収集衛星2号を搭載。 SRB-A1本が燃焼後分離されず予定速度が得られなかった為、衛星軌道投入が不可能と判断、空中で指令破壊。 |
| IGS-2B | ||||
| 7号機 H2A2022型 |
2005年2月26日 18時25分 |
ひまわり6号 (MTSAT-1R) |
GTO →GSO |
運輸多目的衛星新1号 RSC打ち上げサービス 打ち上げ約40分後に衛星分離に成功。 |
| 8号機 H2A2022型 |
2006年1月24日 10時33分 |
だいち (ALOS) |
SSO | 陸域観測技術衛星 打ち上げ16分30秒後に衛星分離に成功。 |
| 9号機 H2A2024型 |
2006年2月18日 15時27分 |
ひまわり7号 (MTSAT-2) |
GTO →GSO |
運輸多目的衛星新2号 RSC打ち上げサービス 打ち上げ28分11秒後に衛星分離に成功。 1か月間に2回の大型ロケット打ち上げに成功したのは日本の宇宙開発史上初。 |
| 10号機 H2A202型 |
2006年9月11日 13時35分 |
K2 | LEO | 情報収集衛星光学2号機 打ち上げ約16分後に衛星分離に成功。 6号機で打ち上げに失敗したIGS-2Bの代替機。 安全保障上の理由で、詳しい軌道要素は公開されていない。 |
| 11号機 H2A204型 |
2006年12月18日 15時32分 |
きく8号 (ETS-VIII) |
GTO →GSO |
技術試験衛星 打ち上げ約28分後に衛星分離に成功。 |
| 12号機 H2A2024型 |
2007年2月24日 13時41分 |
R2 | LEO | 情報収集衛星レーダー2号機 および 情報収集衛星光学3号実証機 打ち上げ23分後までに予定通り衛星を分離。 |
| K3 | ||||
| 13号機 H2A2022型 |
2007年9月14日 10時31分01秒 |
かぐや (SELENE) |
月遷移 →月周回 |
月周回衛星 打ち上げ約45分後に衛星分離に成功。 |
| 14号機 H2A2024型 |
2008年2月23日 17時55分 |
きずな (WINDS) |
GTO →GSO |
超高速インターネット衛星 打ち上げ後約28分に衛星分離に成功。 |
| 15号機 H2A202型 |
2009年1月23日 12時54分 |
いぶき (GOSAT) |
SSO | 温室効果ガス観測技術衛星 打ち上げ後16分に衛星分離に成功。衛星8基の同時打ち上げは過去最多。 |
| かがやき (SORUNSAT-1) |
ソラン株式会社、オーロラ撮像・アウトリーチ衛星 | |||
| 空海 (STARS) |
香川大学、テザー宇宙ロボット技術実験衛星 | |||
| 輝汐 (KKS-1) |
東京都立産業技術高等専門学校、マイクロスラスタ3軸姿勢制御実証衛星 | |||
| ひとみ (PRISM) |
東京大学、地球観測衛星 | |||
| まいど1号 (SOHLA-1) |
東大阪宇宙開発協同組合、雷観測衛星 | |||
| 雷神 (SPRITE-SAT) |
東北大学、スプライト観測衛星 | |||
| 小型実証衛星1型 (SDS-1) |
JAXA、コンポーネント技術実証衛星 |
[編集] ロケット打ち上げ費用実績
金額には、ロケット製造費用の他に、輸送・点検・保安費用等の打ち上げに関わる費用全般が含まれている。ただし、搭載する人工衛星・探査機等の費用は含まない。
| 機体 | モデル | 衛星質量 | 軌道 | 打上費用 | 備考 |
|---|---|---|---|---|---|
| 1 | H2A202 | 3.3t(VEP-2) 90kg(LRE) |
GTO | 96億円 | |
| 2 | H2A2024 | 480kg（つばさ） 90+33kg（サブペイロード） |
GTO | 106億円 | SRB-A点検費用4億円を含む |
| 3 | H2A2024 | 2.8t（こだま） 1.7t（USERS宇宙機） |
GTO LEO |
102億円 | |
| 4 | H2A202 | 3.68t（みどり2） 58+50+53kg（サブペイロード） |
SSO | 93億円 | |
| 5 | H2A2024 | 非公開（情報収集衛星IGS-1A） 非公開（情報収集衛星IGS-1B） |
LEO | 98億円 | |
| 6 | H2A2024 | 非公開（情報収集衛星IGS-2A） 非公開（情報収集衛星IGS-2B） |
LEO | 108億円 | 63日間の打ち上げ延期費用10億を含む 打ち上げ失敗 |
| 7 | H2A2022 | 3.3t（ひまわり6号） | GTO | 120億円 | 6号機失敗を受けての機体改修費用を含む |
| 8 | H2A2022 | 4.0t（だいち） | SSO | 101億円 | |
| 9 | H2A2024 | 4.65t（ひまわり7号） | GTO | 104億円 | |
| 10 | H2A202 | 非公開（情報収集衛星K2） | LEO | 96億円 | |
| 11 | H2A204 | 5.8t（きく8号） | GTO | 119億円 | |
| 12 | H2A2024 | 非公開（情報収集衛星R2） 非公開（情報収集衛星K3） |
LEO | 112億円 | 9日間の打ち上げ延期費用約4.4億円を含む |
| 13 | H2A2022 | 3.02t（かぐや） | 月遷移軌道 | 110億円 | 質量は子衛星2基を含む。 |
| 14 | H2A2024 | 4.85t（きずな） | GTO | 109億円 | |
| 15 | H2A202 | 1.75t（いぶき） 100+50+45+20+8+7+3kg（サブペイロード） |
SSO | 85億円 | 2日間の延期費用は含まれていない |
| 16? | - | 不明（情報収集衛星光学3号機） | LEO | ||
| - | H2A202 | 500kg (PLANET-C) 315kg (IKAROS) 15kg (UNITEC-1) 2+1.5+1kg（他サブペイロード） |
惑星間軌道 惑星間軌道 惑星間軌道 地球周回軌道 |
||
| - | H2A202 | 4.1t (QZS-1) | 準天頂遷移 | ||
| - | - | 不明（情報収集衛星レーダー3号機） | LEO | ||
| - | - | 不明（情報収集衛星光学4号機） | LEO | ||
| - | - | 1.9t (GCOM-W1) 800kg（アリラン3号） |
SSO | ||
| - | - | 1.2t (ASTRO-G) | 長楕円軌道 | ||
| - | - | 不明（情報収集衛星レーダー4号機） 不明（情報収集衛星光学5号実証機） |
LEO | ||
| - | H2A202 | 3.5t (GPM) | 傾斜軌道 | ||
| - | - | 2t (ALOS-2) | SSO | ||
| - | - | 2.4t (ASTRO-H) | LEO |
( ?,- は打上予定の計画・推定を含む)
[編集] 今後の予定
- 2009年（平成21年）度
- 2010年（平成22年）度
- 金星探査機PLANET-C(ISAS/JAXA)
- 小型ソーラー電力セイル実証機IKAROS(JSPEC/JAXA)
- UNITEC-1（大学宇宙工学コンソーシアム）
- WASEDA-SAT2（早稲田大学）
- 大気水蒸気観測衛星（鹿児島大学）
- Negai☆"（創価大学）
- 準天頂衛星（QZSS）
- 2011年（平成23年）度
- 情報収集衛星レーダー3号機
- 情報収集衛星光学4号機
- 水循環変動観測衛星(GCOM-W1)
- 2012年（平成24年）度
- 電波天文衛星ASTRO-G
- 情報収集衛星レーダー4号機
- 情報収集衛星光学5号実証機
- 2013年（平成25年）度
- 全球降水観測計画主衛星(GPM)
- 災害監視衛星システムSAR衛星(ALOS-2)
- X線天文衛星ASTRO-H
[編集] 技術的課題
H-IIAロケットの運用開始後に発生・解決された、主な技術的課題を挙げる。
[編集] 解決済みのもの
- 第1段エンジン(LE-7A)の液体水素ターボポンプ用インデューサの改良
H-IIロケット8号機の失敗の原因となった、液体水素ターボポンプ用インデューサの改良。1号機の物では低速動作時に不安定だったため、形状を変更し、作動領域の拡大・耐久性の向上・旋回キャビテーションの抑制を行った。2号機以降で適用済み。
- 第1段エンジン(LE-7A)のノズルスカートの長ノズル化
元々H-IIAロケットでは、搭載する衛星･探査機に応じて長ノズル・短ノズルを使い分けての運用を想定していた。より打ち上げ能力が要求される場合には、再生冷却型の上部ノズルにフィルム冷却方式の下部ノズルスカートを追加してエンジンの能力を上げる予定だったが、エンジン始動および停止時に上部と下部との境目で起きる燃焼ガスの流れの乱れ（剥離）のため、過大な横方向の振動がおき、エンジンの向きを変えるためのアクチュエータに大きな負荷が掛かる問題が発生した。 このため、1号機以降のしばらくの間は短ノズルのみで運用を行っていた。8号機以降は、これらの問題を解決するために開発された新たな一体型の完全再生冷却型長ノズルの適用が開始されている。
- 第2段エンジン(LE-5B)の振動問題
LE-5Bは燃焼時の機軸方向（ロケットの長手方向）の振動が当初の想定より過大であった。原因は、第2段機体の固有振動に起因するLE-5Bエンジンの燃焼圧の変動であるとされている。10号機以降は、第2段推進薬タンクの加圧を若干増加させることで振動を軽減している。より抜本的な対策として、燃焼圧の変動を抑えた改良型LE-5BエンジンLE-5B-2の開発が進められ、14号機から適用されている。
- SRB-Aのノズル形状変更と能力回復
元々SRB-Aにおけるノズルの局所エロージョン（侵食）問題は深刻であり、当初からノズルの外周を補強するなどの対策を取っていたが、とうとう6号機でノズルに穴が開き、ロケット打ち上げ失敗の原因となった。 7号機から13号機まではノズル形状をそれまでのコーン型（円錐型）から局所エロージョンの起きにくいベル型（釣鐘型）に変更し、さらに燃焼パターンを変更して燃焼圧を抑える事によって安全を確保していた。 この対策により低下したSRB-Aの能力を回復させるためSRB-A3の開発が行われ、2007年10月に認定型モータの燃焼試験を終えた。14号機に適用されたものは、安全性に余裕を持たせるため、7号機～13号機と同様の厚肉型のノズルになっている。15号機からノズル部も含めて本来のSRB-A3が適用されている。
[編集] 対策中のもの
- 第1段エンジン(LE-7A)の液体酸素用ターボポンプの改良
吸い込み性能の向上と、旋回キャビテーションによるインデューサの軸振動抑制のための改良が進められている。改良型ポンプはH-IIBロケット試験機1号機から使用される予定である。
[編集] 状況
H-Iロケット以前はアメリカからの技術導入によって打ち上げていた。しかし、純国産技術で作られた H-II、その技術を用いて発展した H-IIA が打ち上げられるまでになった。
H-IIAロケットは、第1段・第2段に液体酸素・液体水素ロケットエンジンを用いている。これは酸素と水素を反応させ、燃焼後に水だけを生成する。このエンジン技術については、アメリカの企業からもデルタIIIの上段用としてLE-5Bの引き合いが来たが、GPS衛星等の軍事衛星打ち上げに利用される可能性があるとの理由から日本政府は輸出許可を出さなかった。
6号機の失敗の原因は、ロケットの両脇にある固体ロケットブースタ(SRB-A)の片方のノズルが局所エロージョンによって破孔し、漏洩した燃焼ガスが導爆線を焼損したことである。この失敗から、以降のSRB-Aのノズルはベル型に変更された。しかし、元はロケット開発に十分な開発資金が与えられなかった事がその原因であり、「技術を知らない人間が金を出す」というような役人主導の科学技術政策の弱さが出た結果だとの批判もある（JAXAの予算規模および関連文献1参照）。
宇宙航空研究開発機構(JAXA)は、H-IIA 6号機の失敗を受け、SRB-A の改良に着手した。燃焼試験を繰り返して信頼性を確認し、失敗から約1年3ヶ月ぶりの2005年2月26日に7号機を打ち上げた。
打ち上げは無事成功したが、H-IIAロケットへの信頼を取り戻すにためには、今後継続して打ち上げを成功させて実績を積む必要がある。打ち上げ後の記者会見で、井口宇宙開発委員会委員長は「今後13回連続で成功すると成功率95%に達するが、安定したといえるためにはこれくらいの成功率が必要であり、それを目指したい」という考えを示した。
[編集] 民間への移管
[編集] これまでの経緯
H-IIAロケットの前身であるH-IIロケットは日本で初めての純国産大型液体燃料ロケットであり、H-IIロケットの登場により、それまで米国との契約によって制約されてきた数々の独自事業を行うことができるようになった。当時すでに民間衛星ロケット打ち上げ企業としてヨーロッパのアリアンスペース社がシェアを伸ばしつつあった。日本でもH-IIロケットの開発により同事業への参入が目指され、ロケットシステム(RSC)が設立された。
[編集] ロケットシステム(RSC)
RSCは衛星打ち上げサービスの受注から打ち上げロケットの製造管理・輸送・射場の安全確保等の打ち上げサービス全般を実施することとして設立された。RSCは試験的にH-IIロケット試験3号機の受注を行うものの、NASDA（当時）によるH-IIロケットの打ち上げが安定したら正式に移管実施される予定であった。1996年にRSCは、衛星メーカーであるヒューズ（現ボーイング）と20機、スペースシステムズロラールと10機の商業衛星打ち上げ仮契約を行ったが、H-IIロケットの打ち上げは8機で終了するため、これらの衛星はH-IIAロケットで打ち上げることになる。こうして、ようやく日本のロケットが商業市場参入を果たしたかに思われた。
しかしH-IIロケット5号機および8号機の連続打ち上げ失敗により、H-IIロケットを即座に廃止し、円高の進展により既に開発中であった低コストなH-IIAに開発リソースを集中する事となった。このためRSCへの正式移管はH-IIAロケットの打ち上げが安定するまでさらに見送られた。信頼を失ったRSCは、2000年にはヒューズから契約解除を通告され、ロラールもH-IIAの開発遅れで打ち上げが間に合わなくなった2機を解約した。2003年にはロラールが倒産し、ついにRSCは全ての商業打ち上げ契約を失った。
RSCによるH-IIAロケットの打ち上げは7号機から行われたが、法律上の制約により打ち上げ作業そのものはJAXAに業務委託した。しかしながら、この頃には国際的な衛星打ち上げ需要が減少しつつあり、また、アリアンスペースだけでなく、中国、ロシアなどがより低価格でのビジネスを展開するようになったため、今後RSCが安定的にビジネスを継続できる見込みがなくなり、RSCはH-IIロケット試験3号機、H-IIAロケット7号機および9号機の打ち上げを履行した後、解散した。
[編集] 三菱重工
三菱重工(MHI)は以前よりH-IIAの製造を行っているが、2007年の13号機から、打ち上げ作業を含めてH-IIAロケット打ち上げ関連業務のほとんどが民間企業である三菱重工に移管された。また、かつてRSCが行っていたような商業打ち上げの受注活動も、三菱重工が行うことになった。
ロケットの開発も含めて移管されるため、H-IIAで使用される機器や構成についてもある程度三菱重工自身の判断で変更できるようになる。このため三菱重工は今後打ち上げるH-IIAロケットの構成をH2A202とH2A204の二つの形式に絞ると発表している。
また、打ち上げ費用を70～80億円に抑えて商用衛星の打ち上げ市場で受注を獲得するため、従来は打ち上げ費用に含まれていた射場の点検費や修繕費、ロケットの飛行データの提供費などとして、1回当たり20～30億円程の公的負担を、JAXAを通じて国に求めている。
移管後の初めての打ち上げとなる13号機では、以下の点が変更された。
- ロケット打ち上げ前の極低温点検の省略
これまでのH-IIAロケットの打ち上げでは、必ず極低温試験が実施されていた。これにより、数億円単位での費用が節約できる。 - 第1段上部に、三菱重工のスリーダイヤのマークが入る。
これまでは、RSCが打ち上げサービスを行った7号機および9号機はRSCのロゴが、それ以外の機体にはNASDAまたはJAXAのロゴが、SRB-Aの側面に入っていた。13号機のSRB-Aには何もかかれていない。 - 天候判断を含む打ち上げ作業そのものが、三菱重工によって行われる。
ただし、最終的な打ち上げ実行・中止の判断や、安全管理業務は、JAXAによって行われる。これは、国際法[2]により、ロケット打ち上げに関する責任は国家が負うと定められており、万一他国に損害を与えた場合は、JAXA法[3]により、国の機関であるJAXAが全責任を負うこととなっているためである。
[編集] 商業打ち上げ
2008年1月12日、三菱重工は韓国の人工衛星KOMPSAT3（アリラン3号）の打ち上げを受注したと、正式に発表した。入札には三菱重工のほかユーロコット社のロコットも参加していたが、H-IIAの方が低価格だったとされる。ロコットはKOMPSAT2の打ち上げにも使われていた。三菱重工の入札額は非公開だが、ロコットの打ち上げ費用は40億円程度であるため、それより安いと思われる。
85億円以上するH-IIAで40億円のロコットに対抗できたのは、KOMPSAT3をGCOM-W1と相乗りで打ち上げるためである。GCOM-W1は1,900kg、KOMPSAT3は800kg、合計しても2,700kgであるためH-IIA202型のペイロード（太陽同期軌道、夏期）3,600kgを下回る。すなわち、GCOM-W1打ち上げ用H-IIAの余剰能力を販売したということであり、KOMPSAT3のためにH-IIAを新規に製造するわけではない。
静止衛星や大型衛星など、H-IIAの増産に繋がるような本格的な商業打ち上げは未受注である。さらなる連続打ち上げ成功や、相乗りによる商業契約により実績を積むことで、本格的な商業打ち上げへの参入が期待されている。
[編集] 脚注
[編集] 関連文献
- 『国産ロケットはなぜ墜ちるのか』 松浦晋也著（日経BP社 ISBN 4822243834）
[編集] 関連項目
[編集] 外部リンク
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