小型・中型ロケットの試案
野村 清英
九州大学物理学科

knomura@stat.phys.kyushu-u.ac.jp
平成 18 年 12 月 22 日
概要
日本の基幹ロケット H-IIA/B はようやく成熟し、今後一段とコストダウンもはかられる予定であり、国際競争力もでてきつつある。
しかし、小型、中型ロケットに関しては、M-V 廃止の議論と、GX プロジェクトの難航で、当面日本には適切な運搬手段がない。
そこで経済性にも配慮して、小型、中型のロケットの提案をする。

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基本構想
1. さまざまな打ち上げニーズに対して柔軟に対応。
2. 部品の共通化をはかり、量産によるコストダウンを考慮する。
3. 固体燃料ロケットは法律上火薬類に準じ、かつ重量でも輸送上の制約がある。これに配慮する。
4. 発射場の自由度のため、SRB-A のような発射場での燃料充填方式はとらない。
太陽同期軌道打ち上げには、種子島からの発射は損失が大きい。
将来的に北海道、大東島、小笠原諸島なども考慮したい。

5. 新規開発要因を少なくする。
6. 固体ロケットの比推力の制約から 3 段以上の構成。

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7. 各段の構成で加速度が過大にならないようにする。
8. 上段には液体水素／液体酸素エンジンの使用も考慮する。
安全／輸送上の問題を考慮すると、固体ロケットは燃料 40 トン以下に制約される。これ以上になると複数のセグメントに分割する必要があり、製造、輸送、現地での組み立てなどでコスト上昇要因になる。
これを解決するため、 M-25 のような 燃料 40 トン以下の固体ロケットを使い、必要に応じクラスター化する。

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試算

以下の試算では低軌道（LEO) の打ち上げ能力に対応する速度増分 ∆V =9.5 − 9.7[km/sec] でペイロードを計算した。データは付録の値を使った。

1. 1 段目 M-25, 2 段目 M-34b, 3 段目 KM-V2
LEO 0.75 - 0.85 トン。
2. ブースター M-25 2 本、1 段目 M-25, 2 段目 M-34b,
2 機のブースターを最初に点火、燃焼終了後して切り離した後に 真中の M-25 に点火する。実質 3 段構成。
LEO 1.4 - 1.6 トン。
3. ブースター M-25 2 本、 1 段目 M-25 , 2 段目 M-25, 3 段目 M-34b,やはり 2 機の M-25 はブースターとして用いる。実質 4 段構成。

LEO 2.1 - 2.4 トン。
4. ブースター M-25 4 本、1 段目 M-25 、2 段目 M-25 3 段目 M-34b
LEO 3.5 - 3.9 トン。
5. ブースター M-25 6 本、1 段目 M-25 、2 段目 M-34b
ブースターのうち 4 本を最初に点火して燃焼後分離、残りの 2 本のブースターに点火。

LEO 4.3 - 4.7 トン。

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6. ブースター M-25 2 本、1 段目 M-25 、 2 段目 LE-5B
全段固体にこだわらず、上段に液体ロケットを用いる。

LEO 3.4 - 3.8 トン。
このような構成にすると、M-25 の量産効果によりコストダウンが出来るだろう。

3考慮すべき点• 一般
1. 構造、空力、制御には問題がないか？
2. M-25 のブースターへの改造。支持構造、分離機構。
3. M-25 ブースター 6 本では、本体への装着と分離に工夫が必要、難しいかも？
4. 地上設備に対応が必要である。
5. M-25 6, 7 本構成の場合、保安距離の問題。
6. LE-5B を使う場合、段間部の開発が必要。
• とくにブースターとコア 1 段目に関する問題点
1. ブースターとコア 1 段目の配置
コア 1 段目に対しブースターは下にずらして配置してはどうか。

(a) このような配置をとると、ブースターのノズルからのガスによる加熱が避けられる。
(b) モーメント長の増加で、ブースターの燃焼終了のバラツキによるモーメントのアンバランスに対処しやすくなる。
(c) 欠点はブースター分離前のコア 1 段目着火が難しくなる。
2. ブースターとコア 1 段目の点火のタイミング。
ブースター燃焼終了前にコア 1 段目に点火してはどうか。

(a) ブースターの燃焼終了のバラツキによるモーメントのアンバランスに対処しやすくなる。
(b) 重力損失の面では有利。
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4可能な改善
1. 上段補助ステージ
太陽同期軌道、遠地点でのキックモータの役割、GTO への投入など。H-IIA/B のデュアルローンチでも有効だろう。
ヒドラジン 2 液式 (例: Vega の 4 段目) など、日本にも 500N 衛星
スラスタ [1] があるので、これを組み合わせて実現できる。

2. 振動ダンパー
衛星との接合部分にマグネシウム合金を使うと振動・衝撃吸収性の高さで振動ダンパーの役割も兼ねられるかも知れない。

3. M-25 の推薬量をやや増加した方がバランスが良くなる。
4. LE-5B と燃料タンクの改良(a) LE-5B の燃焼振動の改善、2007 年度にはメドがつく？
(b) LE-5B の比推力（447 秒）の改善
i. 展開ノズルを使って比推力の改善
アメリカの RL-10B-2 [2](比推力 462 秒) などの例。
日本でも M-34b で展開ノズルを使っている。
ii. 炭素複合材をノズルに使う。
iii. ハイブリッドセラミックベアリング (120,000 rpm) [3] を使ってターボポンプの高速化、高圧化、軽量化。
なお、これはアメリカで開発中のエンジン P&W の RL-60エンジンにも使われている [4]。
(c) 構造質量比の改善。
i. アルミニウムーリチウム合金を使う。摩擦撹拌接合 (FSW)で可能になった。
ii. 複合材タンク。チタンライナーを使うと、熱膨張率の差が小さく、アルミライナーより問題軽減できるかも知れない。
以上は H-IIA/B の改良にもつながる。

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GX プロジェクトとの関連

日本で中型ロケット構想としては GX プロジェクトがある。しかし、当初見込みでは 2003 年開発スタート（基礎研究は 1999 年より）、2006年打ち上げ予定が 2010 年打ち上げ予定 (2006 年現在) にまでずれ込んでいる。
そもそもプロジェクト目標に矛盾がある（商用ロケットを目指したのに、世界初の新規開発の LNG エンジン、複合材燃料タンクなど盛り込んだ）ことが一つの原因であろう。他に、開発体制が JAXA、経済産業省、民間（ギャラクシーエクスプレス社、ロッキードマーティン社）にまたがっているため、開発が難航した場合の再調整が難しい。
技術的には、LNG エンジンは比推力は比較的良いものの、液体水素／液体酸素系列ほどではない。LNG の密度が液体水素に比べ高いこと、貯蔵性が液体水素よりは良いこと、原料コストの安さなど考慮すると、LNGエンジンはブースターや第 1 段に適しており、2 段目以降は液体水素／液体酸素系列のほうが有利である。この意味で GX プロジェクトは打ち上げ手段として最適化されたものではない。将来の転用考えても当初のガス押し式／アブレーション冷却案では、大型化への発展性に乏しい。
GX プロジェクトは将来に向けての LNG ブースター／第 1 段エンジンへの実証プロジェクトと位置付け、商用ロケットの路線は棚上げしてはどうか。これにより、研究開発にふりむけるべき時間の余裕が出来る。
当面小型・中型ロケットを固体ロケットの系列で推進することで、新規開発要因を減らし、コストダウンと運用性の向上に集中できる。

5A

既存のデータ:M-V

1. M-25(a) 構造質量
燃料 33.0 トンモーターケースの空虚質量 (TVC 含む) 3.4 トン(b) 比推力 292 秒
2. M34-b(a) 構造質量
燃料 10.6 トン、モーターケースの空虚質量 0.8 トン、TVC、アビオニクス、サイドジェット 小計 0.6 トン(b) 比推力 302 秒
3. KM-V2(a) 構造質量
燃料 2.5 トンモーターケースの空虚質量 0.3 トン(b) 比推力 298 秒
4. フェアリング 0.7 トン
5. 段間部 (M-34b - M-25) 0.9 トン
6. 段間部 (M-25 - M-14) 1.8 トン

B

既存のデータ:LE-5B
1. LE-5B(a) 構造質量
燃料 17.0 トンモーターケースの空虚質量 (TVC 含む) 3.0 トン(b) 比推力 447 秒2. フェアリング 1.4 トン

6C

仮定のデータ
1. M-25 ブースター支持構造 1 トン
2. LE-5B - M-25 段間部 1.5 トン

参考文献[1] http://www.ihi.co.jp/ihi/ihitopics/topics/2006/0309-1.html
http://www.mhi.co.jp/tech/pdf/425/425250.pdf[2] http://www.astronautix.com/engines/rl10b2.htm
http://www.spaceandtech.com/spacedata/engines/rl10 specs.shtml[3] http://www.jaxa.jp/press/archives/nal/20020327 bearing j.html[4] http://www.ihi.co.jp/ihi/products/space/le-5b.html

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