H3ロケット
 |  |
| H3ロケット[1] | |
|---|---|
 | |
| 基本データ | |
| 運用国 |
 日本 |
| 開発者 | JAXA、三菱重工業[2] |
| 使用期間 | 2020年度以降[3] |
| 打ち上げ数 | 開発中 |
| 打ち上げ費用 |
約50億円[3] （H3-30S/L） |
| 物理的特徴 | |
| 段数 | 2段[3] |
| ブースター | 0, 2, 4本から選択[3] |
| 総質量 | 574t（H3-24L） |
| 全長 | 約63 m[3] |
| 直径 | 約5.2 m[3] |
| 軌道投入能力 | |
| 太陽同期軌道 |
4,000 kg 以上 （H3-30S/L）[3] 500km円軌道 |
| ロングコースト 静止移行軌道 |
6,500 kg 以上 （H3-24S/L）[4][注 1] 近地点高度2,700 km / 20度 / ⊿Ｖ=1500m/s |
| 脚注 | |
| 開発中のため、値は全て計画値。 | |
H3ロケット（エイチ・スリー・ロケット、短縮形：H3）[1]は、宇宙航空研究開発機構 (JAXA) と三菱重工業が次期基幹ロケットとして開発中の液体燃料ロケットで使い捨て型のローンチ・ヴィークル。試験1号機は2020年（令和2年）度の打ち上げ予定[3]。
概要[編集]
H3ロケットは、H-IIA/Bロケットと比較して、打ち上げ費用の削減、静止軌道打ち上げ能力の増強、打ち上げ時の安全性の向上、年間打ち上げ可能回数の増加を同時に達成して、宇宙開発における日本の自立性確保と同時に、商業受注で国際競争力のあるロケットを実現させるために開発される。また、年間打ち上げ可能回数の増加による産業力の維持、新規ロケット開発機会の提供による技術力の維持、老朽システムの更新も開発の目的である。2014年（平成26年）度から開発が開始され、総開発費は約1,900億円。H-IIロケットを原型とした改良開発であったH-IIA/Bと違い、H3ロケットは新しい設計概念に基づいた、大型液体燃料ロケットとしてはH-II以来の新規開発ロケットとなる[3][5][6]。
抜本的な打ち上げ費用の削減のため、日本では初めて、機体の設計・開発段階から民間企業（三菱重工）が主体的役割を果たす。また、三菱重工が開発段階から絶えず受注活動も行い将来の打ち上げ機会を確保し続けることで、従来のようにロケットを受注してから生産に取り掛かるのではなく、ライン生産方式で絶えず生産が行われるようにして費用削減に繋げる。ロケットシステム全体を極力モジュール化し、第1段に新規開発エンジンを採用することも含めて全体にわたって新規技術の開発をすることで部品点数の削減に努め、民生部品の利用等も行ってさらに費用削減を進める。これらにより最小構成時の打ち上げ費用をH-IIAの半額の約50億円とする。また、射場整備作業期間をH-IIAから半減させ、年間打ち上げ可能回数を6回に増加させる[3][6]。
プロジェクトマネージャーのJAXAの岡田匡史は、このように開発段階から運用後の商業受注による事業継続を強く意識してロケットシステムを開発することを、「技術開発」ではなく「事業開発」であるとしている[6]。
「H3ロケット」の正式名称は、大型液酸/液水ロケットの系譜であることや信用度を確保するため“H”（水素の元素記号[7]）を継承すること、設計概念をH-IIA/Bから根本的に見直したロケットであるためH-IICとはしないこと、IIと混同しない明確さと報道などでの実質的な認知度から”3”とすることを理由に決定された[3]。JAXAは正式な名称が決まるまで「新型基幹ロケット」という名称を用いており[2]、マスコミでは「次期基幹ロケット」[8]「次期主力ロケット」[9]とも呼ばれていた。
構成と諸元[編集]
主要諸元一覧[編集]
| 段数(Stage) | 第1段 | 固体ロケットブースター | 第2段 | 衛星フェアリング （S型/L型） |
|---|---|---|---|---|
| 全長 | TBA | 14.6 m | TBA | 10.4 m/16.4 m[11] |
| 外径 | 5.2 m | 2.5 m | 5.2 m | 5.2 m |
| 質量 | TBA | TBA | TBA | TBA |
| 使用エンジン | LE-9 | SRB-3 | LE-5B-3 | － |
| 推進薬重量 | 225 t | 133.6 t（2本） 267.2 t（4本） |
23 t | － |
| 推進薬 | 液体酸素 液体水素 (LOX/LH2) |
コンポジット固体推進薬 | 液体酸素 液体水素 (LOX/LH2) |
－ |
| 推力[注 2] | 2,942 kN（300 tf）（エンジン2基） 4,413 kN（450 tf）（エンジン3基） |
約4,395 kN（約440 tf）（2本） 約8,630 kN（約880 tf）（4本） |
約137 kN（約14 tf） | － |
| 比推力 | 425 sec | 283.6 sec | 448 sec | － |
| 有効燃焼時間 | TBA | 105 sec | 740 sec | － |
| 姿勢制御方式 | TBA | TBA | TBA | － |
| 主要搭載 電子装置 |
TBA | TBA | TBA | － |
構成と機体識別名称[編集]
H3ロケットの構成はペイロードの重量や投入軌道により第1段エンジンの基数と固体ロケットブースターの本数が異なり、第1段エンジン3基でブースター0本、第1段エンジン2基でブースター2本、第1段エンジン2基でブースター4本の3種類の組み合わせが設定される[12]。第2段は3種類とも共通で、フェアリングはそれぞれ大小2種類が用意される。機体識別名称は「H3」にハイフンをつけた後ろの1つ目の数字が第1段エンジンの基数、2つ目の数字がブースターの本数、3つ目のアルファベットがフェアリングのサイズ（大小でSとL）となる。例えば「H3-24L」だと第1段エンジン2基、ブースター4本、フェアリングLサイズの構成となる。よって「H3-30S」と「H3-30L」、「H3-22S」と「H3-22L」、「H3-24S」と「H3-24L」の6種類となる[12]。
なお、H3ロケットの機体識別名称の仕組みを策定した当初の2016年時点では「H3-32」の構成も設定する予定であったが[3][13]、H3-22形態の性能が所期より高く投入軌道の調整等によりH3-32の需要をカバーできると判断されたことから取り消された[12]。また、第2段ではLE-5Bの倍の28tfの推力を持つ新開発のエキスパンダーブリードサイクルエンジンであるLE-11エンジンを使用する構想もあったが[14]、挑戦的な第1段用LE-9の新規開発に専念するため見送られた[15]ほか、LE-5Bエンジンを2機にすることも検討されていた[16]。第1段に液体水素を選定した2013年頃には[17]、第1段エンジン2基でブースターなしの最小形態や、イプシロンロケットの2段目と共有化できるH-IIA/BのSRB-Aより小さいブースターを6本から8本使用する最大形態も検討されていたが[18]、これまで培ってきた技術、経験、設備を活用するため等の理由で採用に至らなかった。
第1段エンジン3基でブースター0本の最小構成ではH-IIAの1/2の50億円で太陽同期軌道へ4トンの打ち上げが可能となる[19]。一方、第1段エンジン2基でブースター4本の最大構成ではロングコースト静止移行軌道へ6.5トンの打ち上げが可能となり、近年大型化する静止衛星の打ち上げにも対応可能となる[19]。2020年度に予定されている試験機1号機は、H-IIBでの運用実績のあるエンジン2基クラスタ形態での段階的検証を重視して、H3-22Sの構成で打ち上げられる予定[19]。
第1段機体 LE-9エンジン[編集]
アルミニウム合金製の第1段と第2段機体の材質、液体酸素と液体水素を使用する液体燃料エンジンという基本的な構造はH-IIA/Bと共通となる[14]。第1段には新開発のエキスパンダーブリードサイクルのLE-9エンジンを2基または3基使用することで、二段燃焼サイクルのLE-7Aエンジンを使用していたH-IIA/Bと比べて打ち上げ時の安全性を抜本的に向上させると同時にエンジン1基当たりの費用を低減させる。エキスパンダーブリードサイクルのエンジンは、構造が単純なため安価で安全性が高いが、原理的に大推力を発揮することが難しいため、150tfという大推力が必要とされる第1段用のLE-9の開発は、H3ロケットにおける最も挑戦的な開発要素となる[20]。LE-9の部品点数はLE-7Aより20%少ない[21]。また、H-IIAでは輸入だった第1段推進剤タンクドーム（両端の半球形状の部分）をH-IIBと同じく国産化して費用を削減する[14]。(UACJにて製造・提供予定)
2018年11月以降に行われた燃焼試験の結果、3D造形製造法で製造した噴射機エレメントに従来の機械加工とは異なる特性が見られたこと、および液体水素ターボポンプ (FTP) のタービン動翼が共振による疲労破断を起こし、異常な振動を起こしたことから、LE-9エンジンの開発認定は2段階での認定とすることとなった。試験機1号機では、機械加工の噴射機エレメントを使用し、タービンの共振領域以外で運転する第1段階の認定を受けたタイプ1エンジンを使用する[19]。3D造形製造による噴射機エレメント、および共振領域を排除した液体水素ターボポンプを使用する第2段階の認定を受けたタイプ2エンジンは試験機2号機から使用される見込み[19]。
第2段機体 LE-5B-3エンジン[編集]
第2段エンジンにはH-IIA/Bで使用されていたLE-5B-2エンジンの改良型のLE-5B-3エンジンを1基使用する[13]。LE-5B-3には、H-IIAの29号機から適用された基幹ロケット高度化開発の成果を反映させて、静止軌道打ち上げ能力を向上させる。H-IIAと比べ2段目が大型化されるにあたって、エンジンの稼働時間が534秒から740秒に伸びるので、液体水素ターボポンプの改良によりエンジンの耐久性を上げると同時に、液体水素と高温の水素ガスを混ぜるミキサーの改良によりエンジンの燃費を改善させる[21]。
固体ロケットブースター SRB-3[編集]
固体ロケットブースターはIHIエアロスペースが製造し、H-IIA/Bで使用されていたSRB-Aと同規模のSRB-3を0本、2本または4本使用する[13]。全長は14.6mでSRB-Aの15.1mより少し短いのは、ノーズコーンなどが変わっているためである[22]。モーターケースの寸法はSRB-Aとほぼ同じだが、燃焼パターン（推力の時刻暦のことで、始めは速度を出すため一気に高い推力が出るように燃焼させ、速度が増し高度が高くなってくると重量と空力との関係で負荷がかかるため少し推力を落とし、大気が薄くなったら再び推力を上げるようになっている。）を変えたため推進薬量は約1トン増え、打ち上げ能力が増している。SRB-Aでの燃焼パターンは、2本形態と、4本形態の2種類あったが、SRB-3では2本使用時、4本使用時、イプシロンでの使用時、どの打ち上げでも最適な燃焼パターンに一本化されている[23][24]。
推力偏向をLE-9エンジンに任せてSRB-3ではノズルの可動機構をなくす。また、H-IIA/BではCFRP製のSRB-Aの強度の問題から、SRB-Aは第1段機体とヨー・ブレスとスラスト・ストラットと呼ばれる横と斜め向きの棒状の接続部品を介して接続され分離モータで切り離しが行われていたが、H3のSRB-3ではスラストピンでの直接接続方式になり火薬による分離スラスタ（ガスアクチュエータ）で切り離しが行われ、この結果結合箇所が半減しかつ分離用火工品が8個から3個に減る[22][23][24]。これにより、今までは2本のストラットがブースターの推力をロケット本体に伝えていたが、SRB-3ではスラストピン1本でブースターの推力を伝えることになる[21]。この分離方式は、アメリカのアトラスVのブースターや、H-IIAで廃止された固体補助ブースター（SSB）といった小さなブースターでの採用例はあるが、SRB-Aのような大型ブースターでは初めてである[22]。
さらにSRB-Aではモーターケースの成形にオービタルATK社のライセンスと外国製の製造装置を使用していたが、SRB-3では国産技術に切り替えられ、この結果ライセンス料が不要になり、かつ設計や使用材料の自由度が高まった[22]。また推力パターンを変更して振動を低減させ、SRB-Aの推進薬のバインダー（ゴム）が生産終了することに伴う代替品の開発が行われる[22]。これらの変更や設計、製造工程の見直しによる製造、検査の自動化などにより、ブースターの費用低減と軽量化が図られる[3][15][23][25]。
またSRB-3には強化型イプシロンロケットの第2段モータのM-35に適用された新規技術のモーターケース内面断熱材の積層構造の簡素化技術やノズルスロート材料の製造方法の効率化技術を適用させる[26]。さらにM-35の技術を適用されたSRB-3の仕様をイプシロンロケットの第1段モータにフィードバックすることで、SRB-3と将来のイプシロンロケットの第1段モータの大部分を共有化させる[26][27]。2019年8月28日と2020年2月29日に認定型モータ地上燃焼試験が実施された[28][29]。2回目の地上燃焼試験ではイプシロンロケット用の可動ノズルの試験も併せて実施されている[29]。
フェアリング[編集]
フェアリングはロケットが上昇中に人工衛星などのペイロードを空気力や空力加熱から保護するために使用されるロケット先端につけられた覆いであり、川崎重工が製造する。H3ではペイロードの大きさに合わせてS型とL型の2種類からの選択となり[13]、L型の容積はH-IIAの4S型の2.3倍、5S型の1.5倍、H-IIBの5S-H型の1.1倍となり大型化されているが、厚さは約40mmで従来品と同等である。H-IIA/Bではいずれのフェアリングも先端が直線的なコーン形状だったのに対して、H3ではより優れた空力形状とするため滑らかな曲線のオジャイブ（ダブルコンター）形状にする。またH-IIA/Bではアルミスキン/アルミハニカムサンドイッチパネル構造であったがH3ではCFRPプリプレグ自動積層スキン/アルミハニカムサンドイッチパネル構造とし、H-IIBの5S-H型では20枚の分割構造だったのに対してH3のL型では8枚の分割構造に簡略化した上でボルトではなく接着接合にすることで、コスト削減と軽量化を同時に達成する。さらに溝と穴を施してハニカム構造に海水を流入させるようにする事で投棄フェアリングを海没させるようにして、従来行っていた船舶との衝突事故を避けるためのフェアリング回収作業をなくす[11][30]。
射場[編集]
H3ロケットの射場はH-IIA/Bの打上げに使われている種子島宇宙センターの吉信射点を改修して使用される予定。ロケットの整備組立棟は現在のものを改修する。横置きのまま部品を組み付けた後に、起立させて組み立てられるようにすることで、起立後の整備・点検作業を大幅に削減させる。ロケットが立てられる射座は現在H-IIBが使用するものを改修する。ロケットの推進剤を貯蔵供給する設備は現在のものを流用する。ロケットを整備組立棟から射点まで輸送するとともにそのまま発射台となる運搬車輌は新造される。打上げ管制を行う「発射管制棟」は、約3km離れた竹崎地区に移設される。点検の自動化により、打上げ当日の運用者は、H-IIAの100名から150名に対して1/3ないしは1/4以下に削減される予定[3]。
打ち上げ[編集]
打ち上げ予定[編集]
- 次期技術試験衛星[32]
- Xバンド防衛通信衛星3号機（きらめき3号）[31]
- HTV-X 2号機[31][32]
- Inmarsat - イギリスのインマルサット社より受注の商業打ち上げ（2022年度以降）[33]
開発略年表[編集]
2011年度より、第4期中期計画（2018 - 22年度）中の試験機打ち上げを目標として研究が進められた。
- 2012年
- 5月10日 JAXAの理事長立川敬二は、新型基幹ロケットを2018年から2022年までに打ち上げたいと語り、実用化に向け開発への強い意欲を示した[8]。
- 12月13日、文部科学省科学技術・学術審議会の研究計画・評価分科会宇宙開発利用部会が本機を開発する方針を決定した。開発に当たっては、管制施設の簡略化などにより新型基幹ロケットの打ち上げコストをH-IIAロケットと比べて半減させることを目指すとした[34]。この方策の取りまとめでは、ロケット開発の技術基盤・産業基盤の継承が困難となりつつある状況と、その結果として将来的にロケットの新規開発や既存ロケットの円滑な運用が困難になる恐れについても触れられている[34]。
- 2013年
- 5月28日、内閣府宇宙政策委員会の宇宙輸送システム部会の第6回会合で、2014年度に新型基幹ロケットの開発を始めることを決定した[9][35]。
- 5月30日、宇宙政策委員会第15回会合で、この宇宙輸送システム部会の決定が了承され、新型基幹ロケットの開発の方針が決定した[36]。
- 6月4日、平成26年度宇宙開発利用に関する戦略的予算配分方針（経費の見積り方針）（平成25年6月4日 内閣府特命担当大臣（宇宙政策）から関係閣僚に対して通知）において、新型基幹ロケットの開発着手を決定した[2]。
- 9月4日、第12回宇宙開発利用部会において液体水素（LH2）、ケロシン、メタン、固体の中からコアロケットの燃料に液体水素を選定したことを報告した[17]。
- 2014年
- 2015年
- 4月9日、文部科学省科学技術・学術審議会の 研究計画・評価分科会宇宙開発利用部会でシステム定義審査（SDR）の結果を報告し了承された[3]。
- 4月23日、内閣府宇宙政策委員会の宇宙産業・科学技術基盤部会で概念設計フェーズから基本設計フェーズ（開発フェーズ）への移行が了承された[3]。
- 7月2日、文部科学省科学技術・学術審議会の 研究計画・評価分科会宇宙開発利用部会で「H3ロケット」という正式名称と第2段エンジン1基の形態が了承された[13]。
- 2016年
- 4月、JAXAでロケット総合システム基本設計審査（PDR）を実施し、詳細設計フェーズへの移行は可能と判断した[10]。
- 2017年
- 12月、JAXAでロケット総合システム詳細設計審査（CDR）を実施し、製作・試験フェーズへの移行は可能と判断した[37]。
- 2019年
- MHI田代試験場にてLE-9エンジン2基クラスタ構成による第1段厚肉タンクステージ燃焼試験（BFT）を1月18日から4月12日までに4回実施[38][39]。
- MHI田代試験場にてLE-9エンジン3基クラスタ構成による第1段厚肉タンクステージ燃焼試験（BFT）を10月17日から翌年2月13日までに4回実施[40][39]。
将来構想[編集]
日本がアメリカ主導の月軌道プラットフォームゲートウェイへ参加することを受け、従来の国際宇宙ステーションよりも遠くに物資を運搬する必要が生じた。補給船には月へ向かうだけの推進剤を余分に積む必要があるため、従来のH3とHTV-Xの運搬能力では2回に分けて打ち上げる必要があり、軌道上で合体させて月へ向かう形になる。これらをまとめて1度に打ち上げほうが効率的という観点から、三菱重工は2019年11月にH3ロケット増強型の構想を明らかにした[41]。第1段を3本束ねたような形状で打ち上げ能力を約2倍にすることが構想されている。しかし開発費だけでなく射場の改修費用なども必要になるため、従来の運搬能力のまま打ち上げ回数を2回に増やしたほうが安価に済むことから、増強型の実現には月軌道プラットフォームゲートウェイ以外においても大型ロケットの需要を増やす必要があると考えられた。
脚注[編集]
注釈[編集]
出典[編集]
- ^ a b “新型基幹ロケットの機体名称決定について” (プレスリリース), JAXA, (2015年7月2日) 2015年7月2日閲覧。
- ^ a b c d e “新型基幹ロケットの開発及び打上げ輸送サービス事業の実施事業者の選定結果について” (プレスリリース), JAXA, (2014年3月25日) 2015年7月2日閲覧。
- ^ a b c d e f g h i j k l m n o p “新型基幹ロケットの開発状況について” (PDF) (プレスリリース), JAXA, (2015年7月2日) 2015年7月2日閲覧。
- ^ “宇宙政策委員会 第45回会合 議事次第 参考資料 平成27年度補正及び平成平成28年度予算案の宇宙関係予算について（省庁別事業概要）p9, 通算p28 (PDF)”. 内閣府 (2016年2月3日). 2016年2月22日閲覧。
- ^ ファン！ファン！JAXA！ FAQ ロケットの名前はどのようにして決まるのですか？ JAXA公式サイト
- ^ a b “次期基幹ロケットＨ3、22年度までに打ち上げ－ＪＡＸＡ理事長”. 日刊工業新聞. (2012年5月11日). オリジナルの2015年7月2日時点におけるアーカイブ。
- ^ a b “次期主力ロケット「H3」、民間中心で開発を決定”. 日本経済新聞. (2013年5月29日) 2013年5月29日閲覧。
- ^ a b “H3ロケット基本設計結果について” (PDF) (プレスリリース), JAXA, (2016年6月14日) 2016年6月21日閲覧。
- ^ a b No.2314 :Ｈ３ロケット用新型フェアリングの分離放てき試験の報道公開 宇宙作家クラブ 2020年1月1日
- ^ a b c “H3ロケットの開発状況について” (プレスリリース), JAXA, (2018年11月29日) 2018年12月6日閲覧。
- ^ a b c d e “H3ロケットの開発状況について (PDF)”. 文部科学省 宇宙開発利用部会 (2016年2月2日). 2016年2月18日閲覧。
- ^ a b c “詳説H3ロケット開発スタート －（3）ロケット機体の技術－”. 宇宙エレベーター協会 (2015年7月18日). 2015年7月19日時点のオリジナルよりアーカイブ。2017年2月20日閲覧。
- ^ “新型基幹ロケットの開発状況について” (PDF) (プレスリリース), JAXA, (2015年4月9日) 2019年1月14日閲覧。
- ^ a b “新型基幹ロケットに関する検討状況について” (PDF) (プレスリリース), JAXA, (2013年9月4日) 2019年1月14日閲覧。
- ^ “新型基幹ロケットの開発状況について (PDF)”. 宇宙開発利用部会 (2014年6月16日). 2019年1月14日閲覧。
- ^ a b c d e “H3ロケットの開発状況について”. 宇宙開発利用部会. 文部科学省 (2019年12月10日). 2020年3月7日閲覧。
- ^ ““魔物”のロケットエンジン、LE-9開発に挑む H3プロジェクトマネージャー、JAXAの岡田匡史氏に聞く（その2）”. 日経BP社 (2015年10月5日). 2016年2月20日閲覧。
- ^ a b c “H3ロケット”. 宇宙航空の最新情報マガジン JAXA's (JAXA) 62: 4-7. (2015-10-01) 2018年10月22日閲覧。.
- ^ a b c “H3プロジェクト前進へ”. 宇宙航空の最新情報マガジン JAXA's (JAXA) 74: 10. (2018-10-01) 2018年10月14日閲覧。.
- ^ a b “JAXA 第一宇宙技術部門 ロケットナビゲーター SRB-3 概要”. JAXA. 2018年10月14日閲覧。
- ^ “JAXA、新型基幹ロケットの概要の最新版を発表 エンジン、射場などに変化”. sorae.jp (2015年4月19日). 2015年7月2日閲覧。
- ^ a b “イプシロンロケット H3ロケットとのシナジー対応開発の検討状況” (PDF) (プレスリリース), JAXA, (2016年6月14日) 2016年6月24日閲覧。
- ^ “新しく生まれ変わったイプシロン…「強化型」では何が変わったのか”. 株式会社マイナビ. (2015年12月22日) 2016年2月20日閲覧。
- ^ “H3ロケット用固体ロケットブースタ（SRB-3）認定型モータ地上燃焼試験（その1）の結果について” (プレスリリース), JAXA, (2019年8月28日) 2020年3月1日閲覧。
- ^ a b “H3ロケット用固体ロケットブースタ（SRB-3）認定型モータ地上燃焼試験（その2）の結果について” (プレスリリース), JAXA, (2020年2月29日) 2020年3月1日閲覧。
- ^ ロケット用フェアリングの開発 川崎重工技報・179号 2018年5月
- ^ a b c d e f g h i j k l m n “宇宙基本計画工程表（令和元度改訂案） (PDF)”. 宇宙開発戦略本部 (2019年12月13日). 2019年12月13日閲覧。
- ^ a b c d e f “宇宙基本計画工程表（令和元度改訂案）その2 (PDF)”. 宇宙開発戦略本部 (2019年12月13日). 2019年12月13日閲覧。
- ^ “英インマルサット社と三菱重工、新型基幹ロケットH3での打上げで民間企業と初の合意 打上げは2022年以降を予定” (プレスリリース), 三菱重工業, (2018年12月6日) 2018年12月6日閲覧。
- ^ a b “文部科学省における宇宙分野の推進方策について (PDF)”. 文部科学省 (2012年12月). 2015年7月2日閲覧。
- ^ “第６回宇宙輸送システム部会 議事録”. 内閣府 (2013年5月28日). 2018年12月8日閲覧。
- ^ “第１５回宇宙政策委員会 議事録”. 内閣府 (2013年5月28日). 2016年2月20日閲覧。
- ^ “H3ロケット詳細設計結果について” (プレスリリース), JAXA, (2018年1月24日) 2018年12月6日閲覧。
- ^ a b “H3｜ロケット｜JAXA 第一宇宙技術部門 ロケットナビゲーター”. 2020年3月13日閲覧。
- ^ “三菱重工がＨ３ロケット“増強型”構想 米・月周回基地参加で必要に”. SankeiBiz (2019年11月13日). 2020年3月31日閲覧。
外部リンク[編集]
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||
| ||||||||||
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
