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空・宇宙への輸送〜航空機とロケット〜

三菱重工の昨日・今日・あしたAircraft and Rocket
前

H-IIA 4号機

1．は

じ

め

沢

淳

一

小

林

実

NASDA提供

リーンエネルギの確保といった社会のニーズにこたえられるにシステムのインテグレーションも目指していく必要がある．
今後の航空宇宙事業の発展のためには，このように航空・宇宙分野の需要には，下記２種類がある．

シス>輸送・物流ニーズに基づく輸送システムとしての需要

テム化>国家安全保障上のニーズに基づく防衛システム需要っていくことが必要である．本報告においては，航空・宇宙とインテグレーションによって顧客価値最大化を図

前者は，世界経済のグローバル化を支える輸送インフラと製品の過去・現在・未来を俯瞰しつつ，当社航空宇宙事業のしての需要であり，後者は，グローバル経済発展の前提とな主要製品である航空機とロケット等宇宙機の製品･技術動向る安全保障インフラとしての需要であり，今後とも相互に整について紹介する．なお，一部の製品，技術については，紙備が必須のものである．一昨年９月 11 日以降の世界情勢を面の都合上許す範囲でやや詳細に記載する．

みても，これからの世界には， グローバル化・効率化
セキュリティ

との両立が求められる．この観点から，これらインフラの主要構成要素となる航空・宇宙製品は，ますま
こうした

輸送

ニーズや

安全保障

レーション

日本の航空機事業は，戦後米軍機のメンテナンス等で再開され，防衛庁機を中心にライセンス生産で設計，製造の基本

すその重要性を増してくるものである．
指す方向は，製品・サービスの2．航空技術の展開

ニーズに対し，目

システム化

と

インテグ

技術を取得し，これらをベースに機体や部品の設計や製造技術を開発してきた．その後，民間機開発を通じ低コスト設計･製造技術を確立し，現在は国際共同開発で主翼，胴体等である．

防衛分野でいえば，従来のような機体単体のインテグレーの大型構造部分を製造分担できるところまで事業を拡大，伸ションだけでなく，情報連接により，個々の製品が有機的なシ張させている．また，F-2 のように第１線の主力戦闘機を国ステムとして機能する統合運用防空システムとしてのインテ際共同開発するところまで技術力を発展させている．しかし，グレーションを目指していく必要がある．このためにも国

一方では，大型民間機は欧米の２大企業の市場占有状態が進といった究極のニーズを最も効率的

み，また各国が市場を背景に民間機システムサプライヤ事業に実現するための技術開発を進めていかなければならない．

に進出してきており，今後製造分担競争が激化していくと考また，民間機分野でいえば，今まではボーイング，ボンバ

える．このため設計･製造技術力の付加価値向上を図ってい家の防衛と国民の安心

ルディアといった海外メーカが顧客でありこの重要性は今後く必要がある．

も変わらないが，その先の顧客である航空機ユーザにも目を2．1 製品動向（表 1）

向けて事業遂行能力を高めていく必要がある．MH2000 によ

当社の本格的航空機事業は，F-86F 戦闘機のライセンス国ってヘリコプタ分野でこの端緒を開いたが，固定翼航空機に産化から始まり，1960 年代の F-104J 超音速戦闘機のライセ

おいてもチャンスを逃さず，全機取りまとめに向けた技術力

ンス生産を通じて超音速機を経験し，1970 年代に国産の T-の強化に着実に取り組んでいく必要がある．

2/F-1 超音速練習機／戦闘機を開発して，超音速機の設計技

宇宙分野でも同様であり，H-IIA の民営化といった大きな術を取得した．その後 T-2CCV 機の開発，F-4EJ，F-15J 戦闘

流れも見据え，ロケットのインテグレーションに向けた技術

機のライセンス生産を行い，超音速戦闘機メーカとしての地力の向上を図っていく必要がある．また， 輸送

手段であ位を確立した．F-2 支援戦闘機（図１）は，米国 GD 社（現についても，

ロッキード・マーチン社）の F-16C をベースに複合材主翼，

例えば，宇宙太陽発電システムのような分野にも進出し，ク

フェーズド・アレイ・レーダ，デジタル・フライ・バイ・ワ

るロケットの根源のニーズとなる

宇宙利用

三菱重工技報 Vol.40 No.1（2003_1）

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表１
製品

年代

60 年

70 年

65 年

航空宇宙主要製品と技術動向

80 年

75 年

85 年

90 年

2000 年

95 年

05 年

10 年

15 年

A-330/340 カーゴドア
A-320 シュラウドボックス

＜航空機＞
民間機
（国際共同開発機）（国産機）（当社開発機）胴体，コクピット
YS-11
MU-2

エアバスプロジェクト

MD-11
747 フラップ後，
尾胴，
ドア 高効率次期機体-300
B767-200-300
B-777-200
ソニッククルーザ
後胴，
ドア
内舷フラ
ッ
プ
B737-6,7,800

還音速航空機，複合材設計

テールコーン

DC-10
YS-11量産

ボーイングプロジェクト

MU-300小型機自主／共同開発
GX

主翼，中胴
ボンバルディア
プロジェクト

胴体，尾翼
DASH8CRJ-700
後胴BO-100 主翼

防衛庁固定翼機（ライセンス機）

F-4EJ

F-104J

F-86F

製造技術取得F-15 J,DJ
F-4 後継機

（開発機）

T-2

超音速機技術
F-1
デジタルフライバイワイヤ，
複合材

F-2 支援戦闘機

T-2 CCV

技術実証機
F-15 近代化改修

F-4EJ改システムインテグレーション

無人機（高高度滞空型／戦術型等） 自律飛行，ネットワーク技術

（無人機）

ヘリコプタ

ヘリ基礎技術構築，製品競争力向上

将来民間ヘリ

MH-2000（民間機）
S-92
HSS-2/2B（防衛庁機）

SH-60K 哨戒機

SH/UH-60J(A)哨戒，救難，多用途ヘリ
MH-53E

S-55/H-19＜宇宙機器＞
ロケット

N -Ⅰ
７機

N -Ⅱ
８機

H -Ⅰ
９機

国際共同開発

次期哨戒ヘリ

H-Ⅱ
7機

H-ⅡA
H-ⅡA増 強型
CAM

宇宙ステーション

JEM

宇宙往還機
HOPE-X開発：ライセンス

：共同開発（含部分下請）

：改造開発

JEM運用

高性能ロータ，
着艦誘導支援装置，
戦術情報処理装置

民営化，信頼性向上，低コスト化，大型タンク製造技術
ステーション利用ニーズ

HTV
SSPS 宇宙太陽光発電システム SSPS 等太陽エネルギー利用
軽量，運用性，再突入技術
RLV実験機開発：国産開発

運用効果向上を目指したアビオニクス統合化技術等の研究開F-2発により，技術的なエッジの確保を図る必要がある．

F-16C

特に，統合運用を実現する将来の総合防衛システムについては，そのビジョンを設定し，その運用効果をシミュレーシ
ョンによって検証していく必要がある．また，これからの防衛システムにおいては，情報システム技術抜きには語れない．
このような状況から，東京に新たに

IT ラボラトリを設置した．ここでは，将来の総合防衛システムについて，そのビジョンと運用効果をシミュレーションによって提示する．
そして，お客様の御意見を頂きながら，将来機種の提案をさ
図１ F-2 支援戦闘機

F-2 支援戦闘機と F-16の形状比較を示す．

らにブラッシュアップしていく，といった顧客志向の提案活動を行っている．名古屋航空宇宙システム製作所のみならず，
空・海・陸・宇宙といった分野を総合化できるポジションにイヤ等我が国独自技術を採用し，当社が全機取まとめを行いある当社の強みをいかして，より大規模なインテグレーショ

完成させ，現在，航空自衛隊で技術的追認飛行試験を行ってンを目指していく一歩を歩み始めたところである．

いる．今後防衛分野で重点おくべきものは，情報 RMA

民間機は，1950 年代後半に戦後初の旅客機である YS-11 を（Revolution in Military Affairs）に対応した将来製品群の提案開発した．これと並行して当社は独自の双発ターボプロップと，戦闘機技術の維持・発展である．具体的には，戦闘機，多用途機 MU-2 を開発した．短距離離着陸性能と高翼面荷重

無人機，地上システムなども含めた防空システム全体を俯瞰による競合機に勝る高速性能を合わせて実現し，約 765 機をしたアプローチから，製品提案に取り組んでいく．また，戦生産した．15 年後，小型ビジネスジェット機 MU-300 を開発，闘機の技術の維持・発展といった観点からも，今後の戦闘機

高いマッハ数まで所要の揚力を保ちかつ抵抗急増とならないに必須のステルス技術や機動性向上のための飛行制御技術，

実用翼型を開発して，高速性・低燃費を実現し，約 103 機を
三菱重工技報 Vol.40 No.1（2003_1）

38生産した．その後民間機開発については，いくつか計画が立る燃焼器モジュールを担当，GE 社 CF34-10 燃焼器ケースの案されたが業界規模，国内需要予測等から実現せず，海外メ受注など，対等パートナを目指した地位作りや客先の拡大にーカが開発する機体の特定部位を設計・製造分担する国際共努めている．また，修理分野での事業拡大にも取り組んでお同開発が続いてきている．しかし，これまで蓄積した特定部

り，2002 年に PW4000 94 インチ型の FAA（Federal Aviation

位技術を結集し全機取りまとめを目指し，現在，小型機自主

Administration）Full repair Station 資格を獲得し，PW4000 等開発計画が官／民協力のもと立ち上がろうとしているところのエアラインエンジンの修理事業進出を進めている．

である．大型民間機分野では，２通路機（B767，B777）を

2．2 技 術 動 向中心にボーイング社との協業で構造部位の設計・製造分担拡

航空機のシステムとしての機能・性能向上に当たっては，大を図り，ボンバルディア社との協業ではリージョナル機の機体そのものの機能・性能向上

艤装を含めた設計・製造を通じて，コンカレントエンジニア

能・性能向上リングによる短期低コスト設計・製造能力向上，構造解析・と搭載システムの機の２種類のニーズがある．

まず，機体そのものの機能・性能向上のためには

機体輸

強度試験・艤装信頼性解析による型式証明取得能力強化を図

送効率った．また，エアバス社機種についても部品の下請け製造をで，機体輸送効率向上には，高速化，軽量化が必須である．

担当している．今後の民間機全機取りまとめに向け，事業性

高 速 化 の キ ー の 一 つ は ， CFD（ Computational Fluidを担保する競争力の源泉となる技術開発を進めていく必要がDynamics）を活用した最適空力形状設計技術である．また，ある．

軽量化のキーは，複合材設計・解析技術である．一方， 機

ヘリコプタ事業は，1953 年海上保安庁用にシコルスキー

の向上と

体運用性

機体運用性

の向上が必要である．ここを向上させるためには，自動化・省人化・無人化

社製 S-55 のノックダウン生産から始まり，以降同社とのラによる安全性・信頼性向上や飛行領域拡大及び革新的機動実

イセンス契約により，防衛庁向けの生産を行った．特に，米現が必要である．これらを実現する技術は，コンピュータを

海軍 SH-60B に独自開発の自動操縦システム等を搭載した

活用した制御技術である．これらは，今後のシステムの高機

SH-60J を開発した．この成功と派生型機である UH-60J(A)の能化や自律化，また IT 等情報連接のプラットフォームとし

陸海空各自衛隊での採用で事業基盤を拡大した．さらに SH-て必須となる技術であり，これを評価する技術がフライトシ

60J をベースに，優れたホバリング性能を有する全複合材ブ

ミュレーション技術である．

レード，着艦誘導支援装置，戦術情報処理装置等を搭載した

次に，搭載システムの機能・性能向上へのニーズには，ミ艦載哨戒ヘリコプタ SH-60K（図２）を開発し，昨年試作機

ッション遂行支援機能向上がある．したがって，情報表示，を防衛庁に納入した．今後，防衛庁向け将来ヘリの開発を目

意思決定支援，操縦・操作入力といった機外・機内の情報処

標に，運用性，整備性，低振動化等向上に努める．一方，民理・統合の集積部位であるコックピット関連システムの技術間向けとして，低騒音で安全性に優れた多目的民間ヘリ開発に重点を置く必要があり，これを実現するためにもアビ

MH2000 を開発し，客先納入を開始している．また大型ヘリ

オニクスの統合化，高機能化が必要となる．

S-92 の６ケ国共同開発にも参画して，ヘリ開発でも三次元

一方，航空機事業を事業として成立させるためには，顧客

CAD（CATIA）による設計手法を全面的に取り入れている．

のニーズを的確に把握した上で，早く安く良い機体を開発･

航空機用エンジン事業は，戦後米軍ガスタービンエンジン

製造・販売していくこと等が必須である．このためにも，ラの修理から始まったが，陸自観測ヘリ用エンジン TS-1 を自イフサイクルコスト低減を目指した生産・製造技術面での新主開発した．さらに，TS-1 開発に適用した当社蓄積技術を技術導入や改良を進めている．

いかし MH2000 用エンジン MG5 を開発，この MG5 ではエンこれら設計・製造といった生産システムの効率化に必要なジン制御装置 FADEC（Full-Authority Digital Electric Control）のが，デジタルエンジニアリングの活用である．その適用のも自主開発した．現在，遠心圧縮機技術の発展として中型エ実際として，最近の航空機開発で活用しているコンカレント

ンジンの小型化に適した斜流圧縮機技術の蓄積を進めていエンジニアリング等について以下に紹介する．

る．民間中・大型エンジン分野では P&W 社 PW6000 のリス（1）設計

クシェアパートナ（参画シェア 7.5 ％）として中核部位であ) コンカレントエンジニアリング
エンジニアリング力を高めるための手法として，フロントローディングやコンカレントエンジニアリング

高性能ロータの整備（C/E）がある．C/E は，設計・製造データを一元化し，着艦誘導支援装置の装備

キャビンの拡大

初期設計段階から設計・工作・資材部門を横通しして作業を同時進行することで多くの戻り作業を減らし開発コストと期間を低減する（図３，図４）．この大きな推進力となるのが CATIA に代表される三次元設計ソフ

戦術情報処理表示装置の装備トである．この機能は三次元の製図のみならず応力解
高性能ソーナーの装備

図２ SH-60K 艦載哨戒ヘリコプタ
タの概要を示す．

対潜ヘリコプ析，部品設計，組立て設計，三次元配管設計，電気配線，さらに製品組付け上の干渉やクリアランスも確認できる．ドア製造では，自動打鋲化率を向上させるた
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39：MHI の担当部位

しっかり設計／迅速生産 マネジメント
・ 最初が肝心・設計・工作・資材の協調と牽制

・初期検討に優秀な技術者を投入
・チーム活動により計画図を作成（下流工程情報盛り込み，事前検証徹底）■ 超短期開発

設計

0
基本設計審査会
・設計／工作／資材部
でコストを設定

３次元CATIA
及び
デジタル
工作

G/A〜初号納入 （月）10 20 30 40

・担当部位：主翼，中胴，
中央翼

777
GX
DASH8
CRJ
BD100

Global Express

・航空機器の三次元数値化による事前組立シミュレーシ
ョン・部品リストの各部門共通化

資材

設計品質向上／開発期間短縮／コスト

B777

MHI担当部位

DBT活動
計画図

・担当部位：後胴，尾胴，
乗客扉

迅速生産

・担当部位：前胴，中胴，
後胴，尾翼
Dash8 - Q 400

図４ 民間機担当部位と開発期間

民間機各機種でコンカレントエン
ジニアリング確立により開発期間が短縮されたことを示す．

図３ コンカレントエンジニアリング

設計，工作，資材の連携によるコンカレントエンジニアリング内容を示す．

性能要求
NO

め，剛性を高めて位置精度向上を図る等工作要求が設：従来

空力形状設計：現在NO

計段階で反映できている．今後のドアの製造では完全自動化によるコスト低減も計画している．
* シミュレーション

CFD

Yes

風胴試験

設計フェーズでの解析・評価においては CFD（Computational Fluid Dynamics），構造解析，フライト
シミュレーションといったシミュレーション技術が活Yes

用されている．現在ではさらに IT ラボのように製品提案フェーズでもシミュレーションを活用している．今後
は デジタルエンジニアリングの基幹技術として，製品のライフサイクルのすべてにわたりシミュレーション

Yes

最適空力形状

図５

空力設計の流れCFDによる航空機周りの圧力解析例

空力設計− CFD 解析

最適空力形状を求めるための流れと CFD 解析例を示す．

技術を適用・発展させていく計画である．
〈空力設計− CFD〉

界のあることが，種々の製品開発を通じて明らかとな

従来，航空機の設計は机上検討から図面をおこし，ってきた．複合材料は，金属材料に比べ設計変数が格模型を製作して，風洞試験を行うことにより高性能化段に多く，要素試験のみから設計チャートを得ることを図っていた．しかし，風洞試験模型は時間と費用がは得策ではないため，複合材構造特有の強度解析技術

掛かり，多数の形状を試験で評価することは困難であの確立が必要となる．複合材の破壊は，層間剥離といった．近年，コンピュータの発達とともに数値計算でった内部損傷に起因することが多く，破壊メカニズム

流れ場を解析し風洞試験と同様な結果を得ることがでは正確には解明されていないが，各層単位の差異を表きるようになった．CFD の活用で風洞試験を行う模現できるミクロなモデル化を行い FEM 解析すれば，型数や，試験ケースを減少させることが可能となり，ある程度解析的に破壊過程が追えることが分かってき

低コスト，短期間の設計を実現している．また，設計た．

ツールとして単に与えられた形状に対して流れを解析

一般的な構造要素に対しては，あらかじめ検証されするだけではなく，与えられた要求に対して最適な形

たミクロな FEM モデルを用いて，設計変数をパラメ状を作り出す最適化プログラムが開発されており，設トリックに振った強度評価を行うことで，従来の設計計のローディングを大幅に削減することが可能であるチャートに相当する結果を得ることが可能となる．試（図５）．

作段階であるが，設計変数や材料特性を入力するだけ〈複合材料−構造解析〉
従来の金属材料を主体とした航空機構造の強度解析
は，構造全体の FEM モデル（有限要素法： Finite
Element Method）により部材荷重を算出し，経験にで，自動的に強度評価できるツールが実用化できれば，複合材構造の強度設計における強力な支援となる（図６）．
〈フライトシミュレーション〉

より裏付けされた計算式とそれを用いた設計チャート

最近ではモデル＆シミュレーションと呼ばれる概念

より各部材の強度を評価している．しかし，近年一次に基づき，研究・開発全般にシミュレーションを幅広構造部材にも多く適用されるようになった複合材構造

く活用し，システムの仕様設定にも活用されつつある．

には，従来の金属構造に対する設計手法の延長では限

通常の航空機用シミュレータは，コックピットマンマ
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構造要素（例）

全機 FEM モデル

将来（複合材構造）強度

従来（金属チャート）

図７ フライトシミュレーション

飛行シ

図８ FSW による一体化パネル

ミュレーションの内容を示す．
設計変数
設計チャート摩擦接合による一体化パネルを示す．

ミクロな FEM モデル

図６ 複合材構造解析

ミクロモデルを使った有限要素法による複合材構造解析．

る．
) 金属加工機体製造コストのうち組立てコストの割合は比較的

シンインタフェース，計算機，模擬視界装置等から構高く，これを低減するには，部品点数を減らすことが成される．これらを使い，新規開発する航空機の設計最も有効であり，部品の一体化を推進している．一体

データ等を計算機に設定し，操縦シミュレーションで化技術は，厚板材からの削り出し，鋳造，超塑性成得た飛行性能，特性に関するデータを解析したり，操形／拡散接合，溶接等がある．機械加工の削り出しは，縦装置等の負荷やパイロットインタフェースの人間工

最近の超高速切削による効率向上・低コスト化を図っ

学的な評価を行う．近年のコンピュータグラフィックている．鋳物では，材料の高強度化とともに大型化・ス技術の進歩により，リアルな映像を提供することで，精密化が進み，強度要求が大きい部位にまでその適用パイロットは高い臨場感の下で，各種機動や飛行特性を拡大しつつある．一方，超塑性成形技術は，ボーイを評価可能となり，航空機開発には必須のものとなっング機種の点検ドアに適用している．リベット組立てている（図７）．

方式に比較し部品点数を格段に減らしている．溶接は，+ アビオニクス（航空機搭載電子機器）の統合化，高機能化
アビオニクスは当初は独立した機器の集合体であっ英国で開発された FSW（摩擦攪拌接合）の適用化研究を進めており，図８に押出し材の FSW によるスキン･
ストリンガ一体構造部品試作材を示す．

たが，サブシステム毎に統合され多重データバスで連その他の有効な低コスト化技術として治具レス化が携されるようになり，1980 年代後半以降はデータ処理あり，ビジネスジェット機種の主翼外板は，治具を必用コンピュータ及びマンマシンインターフェイスが統要としないショットピーニングで成形している．最近

合化されて，現在は統合化部分の総モジュラー化及びでは，フレキシブル治具による成形技術開発にも積極

仕様横通しの概念が出現しつつある．将来的にはアナ的に取り組んでいる．

ログ信号処理ハード，センサまで統合化されるものと* 複合材料の成形加工予想される．搭載アビオニクスの高機能化／高性能化

航空機用複合材料構造は，一体成形することで，部に伴いコクピット等は，ディスプレイの多機能化，大品点数を大きく削減できるため，軽量化とともに低コ型化，多色化が図られ，近年はタッチセンサ付ディススト化の手段として用いられるようになってきた．一プレイ，HMD（Helmet Mounted Display），音声情報

体成形は個々の積層体の構造部品を型上で僅かに加熱システム等の新たなインターフェースの追加や，エキ

して，予備成形し，次にこの構造部品を成形治具に組スパートシステム等による判断に対する助言等の自動み付けてオートクレーブで一体硬化する（図９）．大型化機能が出現している．今後，情報ネットワーク機能

複雑な F-2 主翼に一体成形を適用するため，内部欠陥防の向上，総合的な運用環境下でのアビオニクス／情報止，複雑部位への加圧力評価法の開発や誘電特性モニシステム構築を進める．

タによるオートクレーブ成形条件の最適化を行い，外（2）製造
機体開発期間・費用や製造コストの低減には，CATIA

板／リブ・フレーム／キャップの主翼下部ボックス構造を開発できた．

を共通のデータメディアとする本機設計，治工具設計・製

直径４ m 長さ７ m の H-IIA ロケット段間部も，部品

作，部品加工，組立てが必須である．また，ピーンフォー

点数を 90 ％削減し，オートクレーブ成形で製作，実用

ミングのような型無し成形による低コスト化，穴基準組立化している．また，脱オートクレーブとしてオーブンてへの省人化・無人化システム適用による低コスト化や部を用いて低温真空成形し，15 m の主翼・胴体一体構造

品一体化等による組立てコスト削減を一層進める必要があの HOPE-X 原型構造を試作開発した（図 10）．将来技術
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レイアップ
／デバルク

オーブン／オートクレーブ
予備成形（形状保持のため半硬化）

バキュームバッグ
樹脂流通媒体ドライプリフォーム

オートクレーブ硬化

CF/樹脂
スキン
プリプレグ

バッギング
プリプレグ

成形型
予備成形

樹脂

一体成形組付け補強材

一体成形プロセス工程概念

オーブン加熱図 11 VaRTM 成形

真空含浸法による複合材の成形法を示す．

（反転）

図９

真空

脱型／仕上げ複合材の一体成形プロセスの工程．

低温キュアCFRP一体成形＋機械結合

テーションが原因で異常となり打上げ失敗となった．原因究
明と対策の 3 年間に，世界の衛星打上げ市場がロケット過剰傾向に変化し商業化推進は厳しくなったものの，設計，製造，品質保証の各技術の総ざらいを行い，2001 年夏 H-IIA 試験初号機成功に結びつけている．今後，ロケット民営化に向け打上げ成功に全力を尽くしていく．また，ロケット以外の宇宙機器開発も当社は積極的に取り組んでおり，国際宇宙ステー
低温キュア耐熱
CFRP一体成形ション関係の JEM，CAM，HTV，宇宙太陽発電，再使用型
宇宙往還機と 21 世紀の将来社会に向けた開発を進めている．
3．1 製 品 開 発（1）ロケット
１〜４号機の打上げに成功した H-IIA ロケット（標準型）

低温キュアCFRP一体成形＋2次接着

図 10 HOPE-X 原型構造試作

2次接着

オートクレーブを使わない複合材構造

試作法を示す．

は，静止軌道に約２トン級の人工衛星を打ち上げる国産ロケットであり，今後の商業ビジネス参入を目標に様々な新技術を採用しコストダウンと信頼性向上を実現した．HIIA ロケットは H-II で蓄積された技術を基本に，構造や打上げ作業を簡素化するため，１段／２段エンジンの改良，として立体形状織物のプリフォーム材を RTM（Resin

機体構造のほか地上設備に至るまで様々な変更がなされてTransfer Molding）法などで複合化する三次元複合材料

おり，改良部分はほとんどすべてのコンポーネントに及ん

技術が，性能向上策として期待されている．また，強でいるといっても過言ではない．コスト的にも H-II に比べ化繊維織物プリフォーム材に，真空圧力下で樹脂含浸て約半分を達成し，能力的にも世界の商業ロケットと十二する VaRTM（Vacuum Assisted Resin Transfer Molding）

分に対抗し得るレベルに達している（表２）．今後，打上法（図 11）で複合化する技術や，ファイバプレースメ

げ能力増大のための能力向上及び増強型開発も世界のロケ

ント自動積層に紫外線／電子線硬化を組み合わせた技

ット市場参入には必要であり，民営化と併せて推進してい術等，大型複合材構造物を低コスト化する開発研究をきたい.

行っている．

〈H-IIA ロケット概要（図 12）〉

3．宇宙技術の展開

H-IIA には，LE-7A（１段）と LE-5B（２段）エンジンが搭載されている．推進系では，極低温ヘリウムによる1969 年宇宙開発事業団（NASDA）発足とともに N ロケッ

１段酸素タンク加圧を液体酸素が一部気化した酸素で行ト計画が立ち上がり，当社は N-I ロケット開発，打上げを担うなど，コンポーネントの削減等，簡素化を行っている．

当した．米国ロケットダイン社から技術指導を受け，第２段

ジンバル系は，１段油圧供給系の簡素化，及び２段油圧用 LE-3 国産開発では貴金属ろう付け管構造燃焼室，電子ビ系を電動へ置き換え，機能試験作業等の簡素化を図った．

ーム溶接や放電加工を多用した噴射器による管構造に取り組

機体構造の変更点は，H-II 第２段では真空断熱された共み，これが今日の液体ロケットエンジンの技術基盤となった．

通隔壁を持つ一体タンク構造だったが，H-IIA では別々

その後，液体酸素，液体水素エンジンに取り組み，苦心の末のタンクをトラス構造で接続する形式に変更し，組立てに第２段エンジン LE-5 を完成し，1986 年に H-I ロケットが打の容易化，極低温推進薬充てん時の温度／圧力（タンク上げられた．さらに，国産技術による高性能化の取組みが続間差圧）管理の簡素化を図った．第１段と第２段を接合

き，H-II の第１段エンジン LE-7 では二段燃焼サイクルに取する段間部は，アルミ合金から炭素繊維複合材料

り組み，世界トップレベルに到達した．その後，商業化に向（CFRP）へ変更し軽量化している．機体を制御する電け大胆な構造簡素化や部品点数の大幅削減に取り組んだが，子制御系アビオニクス（航法装置）は，データバス化形

H-II 最終号機に搭載した LE-7 が水素ターボポンプのキャビ式とし，打上げ作業時の内部機器と地上設備の接続が簡
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42
表２

国産ロケットと世界のロケット

60 m

40 m

20 m

ロケット名

アリアンⅣ アリアンⅤ

国

名

欧州

機

関

ESA

デルタⅢ

アトラス

プロトン

米国

H -ⅡA

H -Ⅱ

長征３号

ロシア

日本

中国

NASDA

CNSA

MDC

USAF

IPPI

（t）

480.0

725

321.8

187

770.0

260

288.0

240.0

低軌道打上 （ t ）

9.6

18

8.3

8.6

21

10.0

10.0

8.5

静止軌道打上（ t ）

4.5

6.8

3.8

3.8

4.9

4.0

4.1

2.6

180〜21690〜108108〜126

108〜118170〜190

75〜85

54〜66

総重量

打上コスト（億円） 120〜150
H-ⅡからH-ⅡAへの主な改良の比較

フェアリング●パネル分割数・接着方法の変更●製造工程の簡素化
アビオニクス●ボックスの統合・高集積部品の活用●データバス方式の導入●点検の自動化と自己診断機能の充実
第2段●セパレートタンク化●LE-5Bエンジンの採用（LE-5Aの改良）●推進系システムの簡素化●電動アクチュエータ（推力制御系）の採用●電子機器搭載位置の変更
第1段●構造系加工工程の簡素化●コア／固体ロケットブースタ／射座結合方式の変更●推進系システムの簡素化●LE-7Aエンジンの採用（LE-7の改良）●艤装変更・システムの簡素化●鋳物・機械加工の適用範囲拡大
固体ロケットブースタ●一体型CFRPモータケースの採用●ノズルの小型化●電動アクチュエータ（推力制御系）の採用

H-Ⅱ

図 12

H-IIA ロケットの主な改良

H-ⅡA
NASDA提供

ロケットの改良点を示す．

単になるとともに，機器チェックが容易になり，ロケッ

LE-7A の完全再生長ノズルスカート開発による性能向上

ト搭載機器に自己診断させることで，信頼性を高めていなど，更なる改良と H-IIA 商業化への取組みを推進してる．一方，N-I から H-IIA の開発で最も困難を極めたのがエンジン開発で，H-IIA の第１段エンジン LE-7A にはいる．
（2）日本実験モジュール（JEM）開発試験

二段燃焼サイクル方式が採用されている．プリバーナと国際宇宙ステーションの日本実験モジュール開発（図いう前段燃焼器に液体水素の全量と液体酸素の一部を送

13）は，日本での最終試験となるペイロード，地上シスり込み，発生する高圧燃焼ガスは液体酸素と液体水素ポ

テムとの組合せ試験を筑波宇宙センタで終了し，NASA ケ

ンプを駆動させ，次に主燃焼室に送られ再度燃焼して推ネディ宇宙センタへ本年移送する．輸送後 NASA で射場準力を得る方法で，燃焼が２段階で行われ，効率の高いエ

備作業を進め，打上げを待つ予定である．その他，重力環

ンジンである．毎分４万回転するターボポンプからの境が生物に与える影響を研究する生命科学実験施設

270 気圧で− 253 ℃の液体水素と 130 気圧で約 3300 ℃の（CAM ： Centrifuge Accommodations Module）や宇宙ステ

主燃焼室が接しており，かつ燃焼時にすさまじい機体振ーションの補給機（HTV ： H-II Transfer Vehicle）の開発

動，音響振動が加わる過酷なエンジンで開発は苦難の連も進めている．

続であったが，その都度改善を図り完成させた．現在，（3）再使用型ロケット
三菱重工技報 Vol.40 No.1（2003_1）

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NASDA提供
NASDA提供

日本実験モジュール（JEM）

国際宇宙ステーション

図 13

国際宇宙ステーションの開発

きぼう
宇宙研提供

宇宙ステーションの全体写真．

図 14

再使用型ロケット概念

表３ 再使用宇宙輸送機の概要

太陽電池パネル

システム運用要求
フェーズドアレイ型送電
アンテナ

RLV の外観を示す．

機体主要諸元

ペイロード能力：LEO 3 ton

全長

機体喪失確率：１/ 400

全備質量：98.0 ton
推進薬

フライト間作業期間：７日

マイクロ波：29.0 m
：液体酸素／水素

フライト間運用人員：100 人日
LEO：Low Earth Orbit, 低高度地球周回軌道
地上の受電設備
宇宙太陽発電システム

図 15

宇宙太陽発電システム

軌道上システム

宇宙太陽発電システムの原理を示す．

クリーンエネルギ−で，地球温暖化にも対処できる．宇宙の電力を日本に常時送電する場合は，日本近傍の静止軌道

次世代の宇宙輸送システムとして，再使用型宇宙輸送機（軌道高度 36 000 km）上に宇宙発電所を設置する必要がの研究に取り組んでいる．この研究では，現在の使い切りある．宇宙の大規模な発電･送電施設の建設，マイクロ波型ロケットに替えて再使用型の宇宙輸送機を実現し，宇宙を使った送電制御，地上での受電，地上から宇宙への低コ輸送システムの大幅なコストダウンと航空機並の高い安全

スト資材輸送等は広範な技術が必要で，当社は，現在これ性・信頼性を実現することで，将来の宇宙活動を飛躍的にらの研究開発を進めている．図 15 に軌道上大規模システ

発展させることをねらったものである．

ムを示す．静止軌道上の宇宙発電所の電力規模は数十万〜

再使用型宇宙輸送機の機体コンセプトは、スペースシャ

百万 KW で，送電アンテナの直径は数百〜 1 000 m，地上

トルのような垂直打上／水平着陸式，一般航空機のようなのマイクロ波受電の設備は直径数 km である．今後，実証

水平離着陸式，さらには垂直離着陸式など複数の案が検討

研究として，技術実証機（衛星），パイロットプラントにされている．図 14 は水平着陸式の一例で，将来の有人宇

よる実証，その後宇宙発電所実用プラント実現を目指して

宙機や完全再使用型宇宙機開発への第１段階となる．ここいる．本格的なシステム成立のためには，低コストでの地

では，表 3 に示す運用をねらうとともに，高信頼性設計手

上から宇宙への輸送系も必須であり，このためには，当社法の確立と，ロバストなエンジン／軽量構造等の基盤技術の得意とする宇宙輸送系技術の活躍が期待されるところでの取得を目的としている．

ある．

当社は，宇宙往還機の開発で培った複合材構造，熱防護材，誘導制御等の技術，及び H シリーズロケット等の開

4．お

わ

り

に

航空宇宙事業は当社の今後の重点分野である， 交通・物

発で得たロケット推進技術，極低温推進薬マネージメント
技術，打上げ運用技術等の基礎技術をベースに，更なるコ

流

や， 防衛

分野を支える重要な事業分野である．航空

ストダウンと信頼性の向上を実現すべく，この再使用型ロ機やロケット技術がこれらを支えることができるように技術

ケットの研究に取り組んでいる．現在のロケットに続く，の進歩，発展に努めていきたいと考えている．皆様のご指導

将来の宇宙輸送系システムの基幹となるプログラムとしてとご鞭撻をお願い致したい．

とらえている．
（4）宇宙太陽発電システム（SSPS）
宇宙太陽発電システムは，宇宙空間で太陽光発電した電力をマイクロ波で地上に送り，地上の受電設備で受け，電力に変換し利用するシステムである（図 15）．宇宙での太陽光発電は，昼夜や天候の影響を受けないため，地上の

前沢淳一

小林実

常務取締役
航空宇宙事業本部長

航空宇宙事業本部
名古屋航空宇宙シス
テム製作所
研究部長

10 倍以上の発電効率が得られ，化石燃料等を消費しない
三菱重工技報 Vol.40 No.1（2003_1）