J-Iロケット

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J-Iロケット
J-I rocket..svg
基本データ
運用国 日本の旗 日本
開発者 NASDAISAS
石川島播磨重工業
日産自動車宇宙航空事業部
使用期間 1996年
射場 種子島宇宙センター大崎射点
打ち上げ数 1(成功1)
打ち上げ費用 試験機:43億円[1]
原型 SRB, M-3SIIロケット
公式ページ JAXAのホームページ内での紹介
物理的特徴
段数 3段
ブースター なし
総質量 88.5 t
全長 33.1 m
直径 1.8 m
軌道投入能力
低軌道 870kg(想定値)
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J-Iロケット(じぇいわん、じぇいいち)とは、宇宙開発事業団(NASDA)と宇宙科学研究所(ISAS)が石川島播磨重工業日産自動車宇宙航空事業部と共同開発した全段固体燃料のロケットである。

開発経緯[編集]

J-Iは今後需要が増すと考えられた軽量衛星打ち上げに参入するために計画された。第1段にH-IIロケット固体ロケットブースター(SRB)、第2段にM-23、第3段にM-3Bといった宇宙科学研究所開発のM-3SIIロケット(M-3SII)を使用するなど、既存のロケットを組み合わせることで研究開発費を抑えるのが当初の意図であった(J-IのJはジョイントの意味からである)。また固体燃料であるため、発射前の点検整備が簡単に済むことも有利であると予想された。

しかし、J-I打ち上げの時点でM-3SIIは既に生産終了しており、高額を投じて製造ラインを再開せねばならなかった。そしてM-3SIIは研究開発用のロケットであるので、そこから流用した2段目のM-23は固体ロケットであるにも関わらず、事前に入念な整備を要した。また第1段に流用したSRBは本来補助ブースタであるためロール制御機能がなく、新規に開発した外部バーニアエンジン(EVE)によるロール制御機能の付加が必要であった。あわせてランチャーによる斜め打ち上げ-電波誘導による重力ターン方式のM-3SII、垂直打ち上げ-慣性誘導による通常の軌道投入方式のH-IIという、誘導方式および飛行マニューバーが全く異なるロケットを継ぎ接ぎしたため、各段の誘導制御装置には大幅な改造を施さねばならず、結果的に高額なロケットとなってしまった。(LEOに770kgを投入可能で36億円のM-3SIIに対し、J-IはLEO880kgで43億円である)[1]

運用[編集]

1996年平成8年)2月21日に試験1号機の打ち上げに成功した。なお、この1号機の積荷は日本版スペースシャトルであるHOPE計画の高速再突入実験機「HYFLEX(HYpersonic FLight EXperiment)」で、大気圏再突入時のデータを無線で送信することに成功。機体は着水後に回収する計画だったが、小笠原諸島沖に水没し、回収は断念された。

2002年(平成14年)にH-IIAロケットのロケットブースターSRB-Aを第1段に使用した2号機を打ち上げる予定で準備を進めていたが、2001年(平成13年)の宇宙開発委員会による宇宙開発計画見直しによって中止され、J-Iロケット計画は凍結された。現在2号機は種子島宇宙センターの倉庫に保管されている。なお、2号機に搭載される予定だった工学実験衛星OICETSは、2005年(平成17年)8月24日ウクライナドニエプルロケットで打ち上げられ、「きらり」と名づけられた。

構成・諸元[編集]

1号機[編集]

主要諸元一覧
全段
全長 33.1 m
外径 1.8 m
全備重量 88.5 t
誘導方式 電波誘導方式
各段
段数(Stage) 第1段 第2段 フェアリング
名称 SRB M-23 -
全長 21.0 m 6.7 m 6.9 m
外径 1.8 m 1.4 m 1.65 m
重量 70.8 t 17.2 t 0.6 t
推進薬重量 59.1 t 10.3 t N/A
平均推力 159.0 tf 53.5 tf
燃焼時間 94 s 73 s
真空中比推力 273 s 282 s
姿勢
制御
方式
ピッチ
ヨー
推力飛行中 MNTVC LITVC
慣性飛行中 EVE SJ
ロール EVE SJ

EVE[編集]

正式名称は「J-Iロケット外部バーニアエンジン」。一見すると補助ロケットのように見えるが、姿勢制御のために機能する。SRBが持っていないロール制御能力を付加する為に石川島播磨重工業(現IHI)が2年間という短い期間で新規開発したものである。飛翔中に推力偏向を行うジンバルや空力加熱への対処が主な新規開発項目であった。空力加熱への対処は当時のIHIとしては全く未知の課題であり、日産自動車宇宙航空事業部(現IHIエアロスペース)の協力を仰ぎ克服した。

仕様
  • 推進剤:NTO/N2H4
  • 方式:ブローダウン方式
  • 初期推力:3.5kN
  • ジンバル:油圧アクチュエータ

2号機(中止)[編集]

主要諸元一覧
全段
全長 26.2 m
外径 2.5 m
全備重量 91.5 t
打ち上げ能力 870 kg
(250km LEO)
誘導方式 電波誘導方式
各段
段数(Stage) 第1段 第2段 第3段 フェアリング
名称 SRB-A M-23 M-3B -
全長 13.3 m 6.7 m 2.7 m 6.9 m
外径 2.5 m 1.4 m 1.5 m 1.65 m
重量 74.2 t 13.1 t 3.6 t 0.6 t
推進薬重量 65.0 t 10.3 t 3.3 t N/A
平均推力 182 tf 53.5 tf 13.5 tf
燃焼時間 94 s 73 s 87 s
真空中比推力 280 s 282 s 294 s
姿勢
制御
方式
ピッチ
ヨー
推力飛行中 MNTVC LITVC スピン
安定
慣性飛行中 - IRIS
ロール IRIS

IRIS[編集]

統合型リアクションコントロールシステム(RCS)。第2段下部に配置され、ロール制御能力を持たないSRB-Aのロール制御と第2段のロール制御を共に受け持つ。

第2段・第3段[編集]

M-3SIIのものと基本的に同一だが、M-Vロケット4号機の失敗の水平展開としてノズルスロートインサートの素材が3D-C/C複合材へ変更された。

打ち上げ実績[編集]

  • 試験1号機(F1):1996年2月21日 - 高速再突入実験機(HYFLEX):打ち上げ成功
  • 2号機(F2):2002年(2001年度)予定 - 光衛星間通信衛星(OICETS):計画凍結
※OICETS(きらり)は2005年(平成17年)8月24日ウクライナドニエプルロケットで打ち上げ

比較[編集]

型式 M-3SII M-V J-I 1号機 J-I 2号機 イプシロン
全高 27.8 m 30.8 m 33.1 m 26.2 m 26.0 m
直径 1.41 m 2.5 m 1.8 m 2.5 m 2.6 m
重量 61.0 t 140.4 t 88.5 t 91.5 t 95.1 t
誘導方式 電波誘導 慣性誘導 電波誘導 電波誘導 慣性誘導
低軌道への軌道投入能力 770kg 1,850kg 870kg 1,200 kg
ペイロード比 1.26 % 1.32 % 0.98 % 1.33 %
打ち上げ費用 36億円 75億円 43億円 53億円
kg毎の打ち上げ費用 468万円/kg 405万円/kg 489万円/kg - 442万円/kg

関連項目[編集]

脚注[編集]

外部リンク[編集]