資料1-2-3
科学技術・学術審議会
研究計画・評価分科会
宇宙開発利用部会
将来宇宙輸送システム
調査検討小委員会（第1回）R2.1.15

JAXAにおける宇宙輸送に関わる取り組み
令和2(2020)年1月15日
国立研究開発法人 宇宙航空研究開発機構
研究開発部門 第四研究ユニット
ユニット長 沖田 耕一

目次
1. 我が国の基幹ロケットにかかわる動向
1.1 液体燃料ロケット開発経緯
1.2 固体燃料ロケット開発経緯

2. JAXAにおける宇宙輸送系研究開発の動向
2.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(1) 有翼往還機HOPE-X(2) 再使用ロケット実験機RVT(3) 観測ロケット・ 再使用観測ロケット(4) 一段再使用飛行実験
2.2 推進系技術に関する研究開発(1) LNG推進系の研究(2) エアーブリージングエンジンの研究

3．JAXAによる民間事業者との共創型プログラム（J-SPARC）
1

1. 我が国の基幹ロケットにかかわる動向◼

我が国では、これまで蓄積してきた国産技術によりロケットを開発・製造・運用することにより、宇宙開発利用の根幹である我が国の自立的持続可能な宇宙輸送システムを確保しており、安全保障を中心とする政府衛星や海外の商業衛星、探査機等を打ち上げてきている。

◼

この宇宙輸送の自立性を維持・拡大するため、液体燃料のH-ⅡA／B ロケット及びそれらの後継のH3ロケット並びに固体燃料のイプシロンロケットを我が国の基幹ロケットとして位置づけ、双方の産業基盤を確実に維持することとし、政府衛星の打上げに当たっては基幹ロケットを優先的に使用して打ち上げる政策とされている（宇宙基本計画）。
100%
国産化
N-II

N-I

H-I
H-II

液体燃料
ロケット

H-IIA202

H-IIB

2001

2005

2010

米国から
技術導入

日本独自に
技術発展

固体燃料
ロケット

H3
H-IIA204

1975

1981

1986

1994

相乗効果
ペンシル
ロケット

M-4S～M-3H

M-3S~M-3SⅡ

M-V（シナジー）
イプシロン(シナジー対応)

L-4S
イプシロン

1955

1970

1980

2013

1997

1980s

1970s

1990

2000

2010

2020

2

1.1 液体ロケット開発経緯～我が国の液体ロケット開発経緯～◼ これまで種子島宇宙センターより、約170機のロケット※を打ち上げている。これまでの液体ロケット開発の経緯を以下に示す。

※弾道ロケット等の打上げを含む◼ 【N-I～N-II】米国からの技術導入⚫ 米国からの技術導入によりN-Iロケットを開発⚫ 実用衛星の大型化に伴い、引き続き米国からの技術導入によりN-IIロケットを開発◼ 【H-I】自主技術の蓄積⚫ ロケットの重要基幹技術を自主技術として蓄積することを目的として、H-Iロケット（静止軌

道500kg級（GTO1トン級））を開発⚫ 2段液体水素／酸素エンジンや慣性誘導装置等を国内技術で開発し、自主技術を蓄積◼ 【H-II】全段自主技術による自律性の確保⚫ 全段国産化を目的として、 1986年に全段自主技術によるH-IIロケットの開発に着手⚫ 1994年に初号機の打上げに成功し、計5回の打上げに成功。

3

1.1 液体ロケット開発経緯～我が国の液体ロケット開発経緯～◼ 【H-IIA】宇宙輸送コストの低減と信頼性向上⚫ H-IIシステムをベースとして、大幅なコスト低減と信頼性の向上、将来の能力増強に対応可能な発展性を目的として,1996年にH-IIAロケットの開発に着手。2001年に初号機の打上げに成功⚫ 総合科学技術会議においてH-IIAロケットの民間移管が決定し、2007年以降はMHIによる打上げ輸送サービスを実施中。
⚫ 2019年末までに、計40回の打上げを実施し、うち39回の打上げに成功。
◼ 【H-IIB】官民共同によるロケット開発⚫ 官民双方のニーズに基づく大型ロケットの実現を目指して、 2005年にH-IIBロケットの開発に着手し、2009年に初号機の打上げに成功⚫ 4号機以降はMHIによる打上げ輸送サービスを実施中。
⚫ 2019年末までに、計8回の打上げを実施し、全ての打上げに成功。
◼ H-IIAロケットおよびH-IIBロケットは我が国の基幹ロケットとして位置づけられており、安全保障を中心とする政府のミッションを確実に達成してきている。

4

1.1 液体ロケット開発経緯～我が国の液体ロケット開発経緯～
打上げ成功率の推移H-II

米国から技術導入

100%
国産化

N-I
1970 1975

H-IIA

7機

N-II
8機

1976 1981

H-I
1981

1986

9機

運用中
運用中

H-II
1986

1994

7機

H-IIA
40機

1996

2001

H-IIB
2005

1970

1980

1990

2000

2009

2010

8機

点線：開発期間
実線：運用期間
機数：打上げ数

5

1.1 液体ロケット開発経緯～H-IIA/Bロケットの概要～
60m
202形態

204形態

40m

20m

（参考）

8/8

4/4

100 %

（*1）静止化増速量：1,830m/sの場合、 （*2）静止化増速量：1,500m/sの場合（*3）高度800kmの場合（*4） 高度500kmの場合

6

1.1 液体ロケット開発経緯～H-ⅡA/Bロケットの概要～【確実な打上げ実績】◼ H-IIA/Bロケットは、世界最高水準の打上げ成功率97.9％と過去５年間のオンタイム打上げ率81.3％（世界最高）により、政府の安全保障衛星を含む多くの衛星を確実に打上げており、安全保障を中心とする政府のミッションの達成に貢献している。
◼ H3ロケットに円滑に移行するまでの間、H-IIAロケットの部分的な改良開発等により、国際競争力を強化しつつ、世界最高水準の打上げ成功率とオンタイム打上げ率を維持してきている。また、政府衛星を始めとした国内外の衛星打上げ計画に確実に対応していくため、継続的な信頼性向上の取組及び射場設備への老朽化対応を含め、効率的かつ効果的に基盤技術を維持している。
H-ⅡA/Bロケットの各年度打上げ数と通算成功率
98.5%
98.0%

打ち上げ数

6

各国ロケット

打上げ成功率

オンタイム率5

H-IIA/B (日)97.9% (47/48)

81.3%(13/16)

4

デルタ４ (米)97.5% (39/40)

54.5%(6/11)

アトラス5 (米)

98.8% (80/81)

71.4%(20/28)

ファルコン９ (米)97.4% (75/77)

54.1%(33/61)

アリアン５ (欧)96.2% (102/106)

75.9%(22/29)

成功率

97.5%

打
ち
3 上
げ
2 数

成 97.0%
功率 96.5%96.0%

各国ロケット打上げベンチマーク（2019年12月末現在）

95.5%

1

プロトンM (露)89.9% (98/109)

95.0%

0

ゼニット３ (露)91.3% (42/46)

長征3 (中)95.0% (115/121)

23 24 25 26 27 28 29 30 31
年度

7

1.1 液体ロケット開発経緯～H-ⅡA/Bロケットで輸送した宇宙機の例～
第3期中期（平成25～29年度）では、第2期中期（平成20～24年度）と比較し、ほぼ倍増かつ多様な衛星を打ち上げた。
（凡例）

第2期中期

第3・4期中期

４機：政府衛星（安全保障）：政府衛星（非・安全保障） １機
２機：地球観測衛星：ISS補給ミッション
３機：科学・探査衛星
１機：商業ミッション
１機：技術実証衛星
０機

５機+１機

１２機

２２機+６機

合計

６機
３機+１機
３機+２機
４機
１機+１機
０機+１機

1.1 液体ロケット開発経緯～H-ⅡA/Bロケットで輸送した宇宙機の例～（C）三菱電機

陸域観測技術衛星 だいち2号
高度：628km 質量：約2ton

準天頂衛星初号機 みちびき
高度：~約40000km 質量：約4ton

静止気象衛星 ひまわり8号
高度：約36000km 質量：3.5ton（C）Telesat（C）池下章裕

宇宙ステーション補給機 こうのとり
高度：約300km 質量：16.5ton◼

小惑星探査機 はやぶさ2
地球脱出軌道 質量：600kg

通信放送衛星Telstar 12 VANTAGE
高度：約36000km 質量：約4.9ton

上記の他、情報収集衛星等、安全保障等に係る衛星も多数打上げてきている。

9

1.1 液体ロケット開発経緯～H-ⅡA/Bロケットの概要～【継続的な国際競争力の確保】◼

H-IIAロケットの運用後約10年が経過した時点で、海外の競合ロケットの台頭や打上げ需要の変化などの新しい流れや、設備の老朽化などの課題に対応するため、H-IIAロ
ケットの部分的な改良開発「基幹ロケット高度化」に着手。

◼

宇宙空間の飛行性能の向上等により高緯度に位置する種子島射場の打上能力のハンディキャップを克服し、商業衛
星打上げ市場における打上能力需要の対応範囲を約7%から約50%に大幅に拡大（次ページ）。また、低衝撃分離部
による世界一衛星に優しい搭載環境を提供可能とした。

◼

◼

宇宙空間を飛行中のH-IIAロケット（イメージ）。高度化開発により約5時間、地上から
36,000kmの距離でも飛行できるようになった。

これらにより、H-IIAロケットの本格的な国際的な商業衛星①しきさい分離打上げ市場への参入を可能とし、H-IIA_F29商業衛星（約800km円軌道）
Telstar(カナダ)打上げ、UAE火星探査機の打上げ、インマ
ルサット6号(英)の打上げを受注に繋がった。

⑤2段再々着火（ｱｲﾄﾞﾙﾓｰﾄﾞ燃焼：微小推力）

更に、この高度化開発の成果を最大限活用し、小規模か ②コースト（約2600s）
つ低コスト開発による相乗り打上げ能力の向上機能を付④コースト③2段再着火（約
加し、H-IIAロケット37号機において異なる2軌道への投入 （ｽﾛｯﾄﾘﾝｸﾞ燃焼
2900s）
ミッションを成功させ、衛星相乗り打上げに対して打上げコ ：推力60%）
スト低減と打上げ機会の有効利用(早期の打上げ機会確 複数衛星を異なる2軌道への投入し、打上げコストの低減・打上機会の有効利用を実現 10保)の両面に貢献した。

1.1 液体ロケット開発経緯～H-ⅡA/Bロケットの概要～

縦軸は打ち上げる衛星の質量、横軸は軌道到達のための衛星側燃料負担を表し、過去に打ち上げられた衛星をプロット

世界標準DV≦1、500m/s

Δ

今後、H3で打上げ可能になる領域

現行H-IIA※で高度化H-IIA※で打上げ打上げ可能な領域

可能になった領域（追加分）

衛星が静止軌道に到達するために必要な増速量（m/s）
現行のH-IIAロケットでは、商業静止衛星の７％程度しか打ち上げられなかった。
（過去に打ち上げられた商業静止衛星の機数での換算）

高度化※：H2A204型

基幹ロケット高度化対応により、約５０％の静止衛星を打上げ可能とした。

基幹ロケット高度化による商業衛星打上げ市場における打上能力需要の対応範囲の拡大

11

1.1 液体ロケット開発経緯～H-ⅡA/Bロケットの概要～【衛星打上げ需要の増加への対応】◼

ロケット開発完了後も、打上げ運用等の改善・効率化を継続的に実施。

◼

ロケット追尾局などの地上設備の準備・運用訓練を統合的に効率化することで、倍増した衛星打上げ需要に対応し、2017年度には過去最多となる基幹ロケット年間6機の打上げ計画を成立させ実行した。

2017年度における多数機打上げの例
4月
種子島射場からの
打上げ

5月

6月

7月

8月

9月

10月

11月

12月

1月

3月

H-IIAロケット34号機

H-IIAロケット35号機

H-IIAロケット36号機

H-IIAロケット37号機

H-IIAロケット38号機（6/1打上げ）（8/19打上げ）（10/10打上げ）（12/23打上げ）（2/27打上げ）

52日

76日

74日

26日

内之浦射場からの打上げ

イプシロンロケット３号機（打上げ1/18）

LE-9燃焼試験

2月

40日

SS-520-5【別事業】（打上げ2/3）

実機型＃２燃焼試験シリーズ

実機型＃１－１燃焼試験シリーズ
供試体取付け

供試体取付け

設備保全

設備保全

保全

設備保全

設備改修

設備改修

改修

改修

12

1.1 液体ロケット開発経緯～H-IIA/Bロケット開発体制と官民役割分担～
H-ⅡAロケット開発はH-Ⅱロケット同様、JAXAがインテグレートする体制。
◼ H-ⅡBロケットの開発は、 H-ⅡAロケット6号機の打上げ失敗の原因究明および対策を取りまとめた「宇宙開発委員会特別会合報告書」(2004年3月～10月)や「我が国の宇宙開発基本戦略」(総合科学技術会議、2004年9月)を受けて、民間の主体性・責任を重視した官民共同体制で取り組み。
◼ H-ⅡAロケット13号機以降、 H-ⅡBロケット4号機以降、民間事業者による打上げ輸送サービス体制に移行。
◼

【開発実施体制の変遷】

H-ⅡA

H-ⅡB
文部科学省

文部科学省
宇宙開発委員会

宇宙開発委員会
官民共同
JAXA

JAXA

MHI

メーカ各社

基本協定

• ロケット機体仕様設定（～基本設計）• リスクの高い開発試験✓ステージ燃焼試験✓試験機打上げ• 射場関連設備整備

MHI• システムインテグレーション• ロケット機体仕様設定（詳細設計～）

メーカ各社

13

1.1 液体ロケット開発経緯～H-IIA/Bロケットの課題～
H-IIの開発以来、 25年以上にわたって着実に運用を継続してきたが、 長期間運用してきたがゆえに以下のような課題が顕在化。
⚫ 継続的に運用してきたことによる設備の老朽化およびインフラ維持費の増大⚫ 大型化した衛星と打上げ能力の乖離⚫ 国際的な価格競争の激化し、国際競争力が低下⚫ 開発機会の不足による、技術者の離散・技術力の低下⚫ 打上げ機数の不足による企業の撤退・産業力の低下◼ 上記の課題等を踏まえ、新たな基幹ロケットとしてH3の開発を進めている。
◼

GTO打上げ能力（1500m/s to GEO）

0t

5t
1t

GTO6～7ton級
増加

H-IIA高度化

日本

Ariane 5

欧州

Proton & Angara

ロシア

Zenit 3 (SL &SLB)

ウクライナ

LM-3B/E &C, LM-5

中国

Falcon 9

米国

Atlas V米国

Delta IV米国

GSLV Mk2, Mk3

インド

2t

3t

H2A2026t

商業静止軌道衛星のサイズ動向

7t

8t

H2A204 H-IIB

9t

11t

H-IIA/Bでは衛星質量の大型化に対応していない

Ariane 5 ECA

Proton M

Land Launch

VulcanNew Glenn

Sea Launch

LM-3

F9 CCAFS

Ariane6
Atlas 551

D4 M+5.4

Falcon9v1.1

D4 Heavy

MkII

運用中のロケット： 運用中のロケット

10t

4t

： 開発中のロケット

6～7t

国際的競争の激化

開発中のロケット14

1.1 液体ロケット開発経緯～H3ロケットの狙い～◼

抜本的なコスト低減：⚫ システムをモジュール化し、ライン生産（コア機体の共通化）⚫ 電子部品をはじめ民生品を活用◼

高い信頼性：⚫ 新規開発の第1段エンジンに高信頼性開発手法を適用⚫ 耐故障性を追求したアビオニクスのシステム構成◼

柔軟なサービス：⚫ 衛星等の打上げニーズに合わせた打上能力設定⚫ 受注から打上げまでの期間短縮によるサービスの迅速化⚫ 打上げ間隔の半減による打上げ機会の拡大⚫ 射場における衛星のロケット搭載作業期間の短縮

15

1.1 液体ロケット開発経緯～H3ロケットの概要～
H3-30S

H3-22L

H3-24L◼ 全長：
約 63m◼ コアロケット直径：
約 5.2m◼ 固体ロケットブースタ直径： 約 2.5m
◼ 顧客へのサービス⚫ 搭載環境条件：
世界標準以上⚫ 受注から打上げまでの所要期間：
世界標準以上大型衛星フェアリング
改良型2段エンジン（LE-5B-3）
推力 14トン X 1基

改良型
固体ロケットブースタ（SRB-3）
平均推力 220トン X 0,2,4本
簡素な結合分離機構新型1段エンジン（LE-9）
推力 150トン X 2基/3基切替

202

204

H-IIA

H-IIB

太陽同期軌道【注1】 4トン以上を目指す
約50億円【注2】を目指す（H2Aの約半額）

静止トランスファ軌道
6.5ton以上を目指す（衛星需要の大半をシングルロンチでカバー）【注1】 500km円軌道【注2】 定常運用段階かつ一定の条件下での機体価格

16

1.1 液体ロケット開発経緯～H3ロケット開発計画～◼ 2020年度に試験機1号機を打上げ予定。試験機2号機打上げ評価後、開発完了予定。
2012

2013

2014

△MDR

マイルストーン

概念検討

2015

△SDR

概念設計

2016

2017

△PDR

基本設計

2018

2019

2021

2022

△PQR
▲
▲
試験機 試験機
1号機 2号機

△CDR

詳細設計

システム設計・試験

2020

維持設計
電気系
システム試験

▽地上総合試験

BFT

CFT

実機製作1

実機製作

実機製作2

エンジン・推進系開発
1段／2段エンジン

LE-X技術実証

要素試験・設計

製造

実機型～認定型試験
フライト用製造・AT試験

試験設備改修構造系／電気系開発

固体ブースタ開発

設備設計

設備工事

要素試験・設計

製造

要素試験・設計・サブサイズ試験

MDR：ミッション定義審査
SDR： システム定義審査
PDR： 基本設計審査
CDR： 詳細設計審査
PQR： 開発完了審査
AT： 受け入れ試験
BFT： 厚肉タンクステージ燃焼試験

認定試験

実機大燃焼試験製造（模擬タンクとエンジンの組合せ試験）

CFT： 実機型タンクステージ燃焼試験（実フライト相当のタンクとエンジンの組合せ
試験）

地上設備開発構想・調査・基本設計

詳細設計

製作・現地工事・調整試験

17

1.1 液体ロケット開発経緯～H3ロケット開発試験の実施状況～◼ 1段エンジン（LE-9）◼ 新・追尾局(C) MHI(C) MHI

BFT（2019年2月）◼ 移動発射台（ML）◼ 衛星フェアリング(C) MHI

認定試験用供試体（2019年7月）

ML走行試験（2019年5月）

18

1.1 液体ロケット開発経緯～H3ロケット開発・製造体制と官民役割分担～◼

H3ロケットの開発は、 これまで以上に民間事業者の力を活用するべく、開発当初から、民間事業者がロケット機体の開発から製造及び完成後の打上げサービスまでの全体を一元的にとりまとめるプライムコントラクタ制を採用。
H3
官民共同

JAXA

基本協定

• キー技術• リスクの高い開発試験✓ステージ燃焼試験✓試験機打上げ• 射場関連設備整備

MHI• システムインテグレーション• ロケット機体仕様設定（予備設計～）• 打上げサービス

政策文書（※）にそれぞれの役割が定められている。
(※宇宙政策委員会宇宙輸送システム部会資料「新型基幹ロケット開発の進め方」(平成26年4月3日))◆民間事業者の役割• 国際競争力のあるロケットを開発するためには、より民間事業者の力を活用した開発体制、即ち民間事業者がロケット機体の開発から製造までの全体を一元的にとりまとめるプライムコントラクタ制とする。
• プライムコントラクタは、契約の範囲内で機体開発に係る責任を負担することになる。しかしながら、ロケット開発は、民間事業者にはコントロール
し得ないリスクも存在することから、今後、項目ごとに個別に議論し、JAXAとプライムコントラクタの責任分担及び費用負担の割合を確定していく必要がある。
◆JAXAの役割• プロジェクト全体の管理、総合システムの構築、射場等地上設備の整備、自律性確保のためのロケット技術基盤の維持・向上（キー技術の開発）

19

1.2 固体ロケット開発経緯～我が国の固体ロケット開発経緯～◼

これまで内之浦宇宙空間観測所より、約410機の固体ロケット※を打ち上げている。これまでの固体ロケット開発の経緯を以下に示す。
※弾道ロケット等の打上げを含む◼

【ペンシルロケット～ K(カッパ）ロケット】我が国独自の固体ロケット研究・開発⚫ 1954年

東京大学生産技術研所にて糸川らが固体ロケット研究開始⚫ 1955年
ペンシルロケット・ベビーロケット発射試験，基礎技術を蓄積⚫ 1956年～ K(カッパ)ロケット打上げ．IGY(国際地球観測年)用の高度60km上層大気観測を達成(観測ロケットをlGY期間中に自力で打ち上げたのは、米ソ英日のみ)◼

【L（ラムダ）ロケット】我が国独自の軌道投入能力を確保⚫ 1970年 ラムダロケットL4SC−5により日本初の人工衛星おおすみの軌道投入に成功◼

【M（ミュー）ロケット～M-Vロケット】軌道投入性能の向上
M(ミュー)-4S、M-3シリーズロケット打上げ⚫ 1985年～ M-3SIIロケット打上げ、ハレーすい星探査試験機を地球脱出軌道に投入(世界初の固体燃料ロケットによる地球脱出軌道投入）⚫ 1996年
J-Iロケット打上げ、HYFLEX飛行実験を実施⚫ 1997年～2006年 M-Vロケット初号機～7号機打上げ⚫ 1970年～◼

【ε（イプシロン）ロケット】⚫ 2010年～ 即応性が要求される固体ロケットシステム技術をM-Vから継承してイプシロン開発着手⚫ 2013年～ イプシロン初号機～4号機打上げ20

1.2 固体ロケット開発経緯～我が国の固体ロケット開発経緯～
Pencil Rocket

我が国独自の技術として、1950年台から
固体ロケットシステム技術を発展・蓄積。
即応性が高い戦略的技術をイプシロンロ
ケットとして継承。

19541955
3機
Baby Rocket
1955-56(S,T,R計13機)
Q/N Rocket 計画

K-Series
1956

・点線は開発期間
・実線は運用期間
・機数は打上げ数

81機（K-9M型）

1961 1966 5機
L-4S

M-3SII

M-4S～M-3S

M-Series
1963

1970

15機
1981

M-V
8機

1985
1990

1970

1980

1990

7機

1997

2000

運用中

Epsilon
2010

2013

4機

2010

21

1.2 固体ロケット開発経緯～イプシロンロケット開発の政策的位置づけ～◼

M-Vロケットまでの固体ロケット開発で、世界で唯一固体ロケットとして惑星探査にも活用できる等、性
能面では世界最高水準の技術を獲得した。しかし、性能最適化を追求した結果、機体及び打上げ費用が割高となり、運用性・整備性・耐候性に対して最適化がなされていないという課題があった。

◼

宇宙開発委員会（平成22年8月11日）⚫ 今後恒常的に一定の需要が見込まれる状況において、我が国として自律的に対応し、機動的かつ効率的な小型衛星の打上げ手段を確保するとともに、我が国が培った戦略的技術である固体ロケットシ
ステム技術を継承・発展させ、自律点検等先進的技術により世界一の運用性を有する小型固体ロ
ケット（イプシロンロケット）を開発する。
⚫ 開発は2段階で進める。1段階目では、運用改善に眼目を絞り、M-Vロケット及びH-IIAロケットで培った技術を最大限に活用し、リスク低減と初期開発コストの低減を図ったうえで開発を進める。2段階目
では、価格水準でも世界に比肩することを実現する。

◼

宇宙基本計画（平成28年4月1日 閣議決定）⚫ 即応性が高く、戦略的技術として重要な固体燃料ロケットのイプシロンロケット⚫ 安全保障、地球観測、宇宙科学・探査等の様々な衛星の打上げニーズに対応すること。
⚫ H-IIA/BロケットからH3ロケットへの移行完了時期までにシナジー効果を適用したイプシロンロケットを切れ目なく運用開始できるように進めること。
⚫ 小型・超小型の人工衛星を活用した基幹的部品や新規要素技術の軌道上実証を適時かつ安価に実施する環境を整備し、イプシロンロケットを用いた軌道上実証実験を実施すること。
22

1.2 固体ロケット開発経緯～イプシロンロケットの開発計画～◼ 小型衛星打上げ手段早期獲得、固体ロケット空白期間極小化のため2段階開発を計画

第1段階（完了）： M-V及びH-IIAで培った技術を最大限活用し、4号機までの打上げに成功
第2段階（開発中）： H3ロケットとのシナジー効果を発揮して国際競争力を強化する開発を実施中◼ 今後、JAXAは長年培った固体燃料ロケット技術を民間企業に移管し、民間企業の自立的な打上げ

輸送サービス事業展開を支え、日本の宇宙産業の規模拡大に貢献していく
FY2013

FY2014FY2015FY2016

第1段階（完了）
試験機
開発

FY20174号機（成功）革新的衛星
技術実証1号機

試験機（成功）惑星分光観測衛星「ひさき」
3号機（成功）高性能小型レーダ衛星「ASNARO-2」
2号機（成功）ジオスペース探査衛星
「あらせ」

複数衛星
搭載構造
等付加
ミッション
対応開発

強化型開発
・打上げ能力向上450kg⇒590kg（SSO）
・衛星包絡域拡大 等

FY2019 ～FY2018＜宇宙基本計画＞＜第1段階の主な成果＞① コンパクトな打上げ運用（発射管制、点検）“即応性”に寄与② 世界トップレベルの衛星搭載環境（音響、振動、衝撃）③ 打上げ需要の高い太陽同期軌道への投入
及び高い軌道投入精度（3号機で実証）④ 複数衛星同時打上げ（4号機で実証）“様々な打上げニーズ”に寄与第1段階の成果を第2段階に最大限活用
自立的な打上げ輸送サービス事業

第2段階（開発中）

H3ロケットとのシナジー対応開発（仮称）H3ロケットとのシナジー効果を発揮し、国際競争力を強化する（更なる低コスト化、運用性向上等）

民間企業に移管
我が国の科学衛星・探査機・小型実証衛星、政府の新規
ニーズのほか、新興国、国内外の民間企業・大学等の小型衛星打上げ需要に対応すべく民間主体で顧客獲得を図る。

23

1.2 固体ロケット開発経緯～イプシロンロケット概要～
30m◼ 小型衛星の打上げに我が国として自立的に対応するための、
機動性・運用性に優れる固体ロケットで、我が国の基幹ロケッ
トのひとつ。

20m◼ イプシロンロケットの開発にあたってはM-V及びH-IIAで培った技術を最大限に活用。

10m◼ 打上げ射場は内之浦（前身のM-Vと同様）。
◼ 2013年9月14日に試験機の打上げ成功。その後、打上げ能力の向上等の性能向上を目指した強化型開発を行い、２・３号機で飛行実証を実施。
◼ 3号機では初の非科学衛星である
ASNARO-2を搭載し、主要な需要が見込まれる太陽同期準回帰軌道への投入に高い精度で成功。
◼ 4号機では複数衛星搭載構造等を付加し、合計7機の複数衛星の同時打上げ成功。
イプシロンロケット3号機の打上げ（内之浦宇宙空間観測所より）

M-V

イプシロン

全 長

30.8 m

26.0 m直 径（代表径）

2.5 m

2.6 m

推進薬

３段部

固体

固体

２段部

固体

固体

１段部

固体

固体

450kg

590kg

42日

9日

9時間

3時間

軌道投入能力・太陽同期軌道

射場作業期間（１段射座据付けから打上げ翌日まで）

衛星最終アクセスから
打上げまで

24

1.2 固体ロケット開発経緯～イプシロンロケット概要～【イプシロンロケットの打上げ実績】
2号機（強化型）

3号機（強化型）

基本形態（ＰＢＳ無）打上げ：2016年12月20日
20:00:00（JST）

オプション形態（PBS有）打上げ：2018年1月18日
06:06:11（JST）

科学衛星

科学衛星

政府衛星（非・安全保障）

衛星：ひさき（SPRINT-A）
投入軌道
高度：約950×1150km
傾斜角：約31度

衛星：あらせ（ERG）
投入軌道
高度：約220×33200km
傾斜角：約32度

試験機
オプション形態（PBS有）打上げ：2013年9月14日
14:00:00（JST)

衛星：ASNARO-2
投入軌道
高度：約505km
傾斜角：97.4度＜受託衛星＞＜太陽同期軌道＞

4号機（強化型）
オプション形態（PBS有）打上げ：2019年1月18日
09:50:20（JST）

技術実証衛星衛星：RAPIS-1他、計７基
投入軌道
高度：約500km
傾斜角：97.2度＜複数衛星打上げ＞25

1.2 固体ロケット開発経緯～イプシロンロケットの開発実績～【第1段階開発の概要】◼

M-Vロケットの技術を継承し、H-IIAロケットの技術の活用・共通化により、高い信頼性を維持しつつ短期間での開発に成功◼

1号機（試験機）で喫緊のミッションに対応しつつ、2号機以降（強化型）で性能向上開発（打上能力の向上、打上げ可能衛星サイズ（衛星包絡域）の拡大）などを実施し、4機の打上げに成功（4/4：100%）◼

打上げ需要を取り込みつつ、我が国の固体ロケットシステム技術の維持・向上と産業基盤の維持。

1号機（試験機）

2～4号機（強化型）

性能

性能

太陽同期軌道500km

太陽同期軌道500km

450kg

590kg

試験機

強化型

イプシロンロケット2号機では強化型基本形態として実証。3号機では、低衝撃分離機構及び軌道投入精度を高める、ポスト・ブースト・ステージ（PBS:Post Boost
Stage）と呼ばれる小型液体推進系を取り付けたオプション形態を実証。
26

1.2 固体ロケット開発経緯～イプシロンロケットの開発計画（今後の予定）～【第2段階開発の計画】◼

世界の競合ロケットや衛星市場の動向を踏まえながら、
国際競争力を強化。
⚫ 打上げコスト低減、及び基幹ロケットとしての高い信
頼性の両立

H3ロケット イプシロンロケット
SRB-3
1段モータ

✓ H3ロケットとのシナジー効果の発揮に努めながら、1機あたり30億円以下の打上げコスト*、打上げ需要が見込
まれる太陽同期軌道への打上げ能力600kg以上等を達成目標とする。
*) 消費税、打上げ安全監理等に係る費用含まず

推力方向制御機能（TVC）付加⚫ 衛星ペイロードの運用性向上✓ 固体燃料ロケットの即応性を最大限に発揮し、打上げ
輸送サービス期間を12か月以内、衛星搭載から打上げまでを10日以内とする等、を実現する。
✓ 強化型イプシロンで確立した搭載環境を維持しつつ衛星とのI/F条件の改善を行い、安全保障、地球観測、宇宙科学・探査等の様々な打上げに対応する。
◼

戦略的技術として重要な固体燃料ロケット技術を更に維持・発展させるため、本開発と並行し、相乗り打上げの拡張性や宇宙環境への対応等を検討中。

シナジー効果（H3ロケットからイプシロンロ
ケットへの適用）

SRB-3地上燃焼試験（2019年8月）

27

1.2 固体ロケット開発経緯～イプシロンロケット開発／製造・運用体制と官民役割分担～
第1段階では、イプシロンロケットの開発はJAXAがインテグレートする体制◼ 第2段階では、ロケットシステム開発を民間事業者（IA）が請負で実施する体制で進める◼ 第2段階の実証機（1機目）はJAXAが実施主体として打上げ運用を実施するが、2機目の製造・運用
から、民間事業者による打上げ輸送サービス体制に移行。
◼

【開発実施体制の変遷】

第1段階

第2段階
JAXA
⚫
⚫

JAXA
機体システム・サブシステムの要求仕様設定各コンポーネントの納入を受け、機体システム開発メーカであるIAに支給＜請負契約＞⚫
⚫

総合システムインテグレーション
射場施設設備システム開発

IA
IA

メーカ各社

⚫
⚫
⚫

ロケットシステム開発
実証機の製造・打上げ
運用号機打上げ輸送サービス

メーカ各社

28

2. JAXAにおける宇宙輸送系研究開発の動向
宇宙開発の自在性確保の観点から、下記の輸送技術の維持・発展に取り組んできた。
◆ 再使用型輸送システム研究
有翼往還機HOPE-X
実機開発
OREX

ALFLEX HYFLEX

製作凍結

HSFD 小型実験機
CALLISTO

再使用ロケットCALLISTO

飛行実験Phase2
飛行実験Phase1

再使用・観測ロケット

RV-X

再使用・観測ロケット技術実証

再使用ロケット実験

地上燃焼試験

RVT◆ LNG推進系の研究

LNGエンジン高性能化研究
LNG推進系（ガス押し式エンジン）◆ エアーブリージングエンジン研究
ラム・スクラムジェット作動実証

1995

ロケットエンジンと組み合わせた複合サイクル成立性検証

2000

2005

2010

エンジン飛行実証

2015

2020

2025
29

2.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(1) 有翼往還機HOPE-X
プロジェクト目的
従来のロケット技術による輸送コストと比べ、大幅なコスト低減が可能な再使用型輸送系の技術基盤の一環として、HOPE-Xの開発を進め、飛行実験を実施する。これにより、無人有翼往還機の主要技術の確立を図るとともに、将来の再使用型輸送機の研究に必要な技術蓄積を図る。
（「宇宙開発政策大網」、宇宙開発委員会、1996年1月24日改訂）

プロジェクト概要
打上げから再突入、着陸に至る各フェーズのシステム技術・要素技術を一度で実証するために、種子島から打上げ、軌道を約一周後再突入し、クリスマス島に帰還する飛行計画を設定した。

30

2.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(1) 有翼往還機HOPE-X
プロジェクト実績⚫ HOPE-Xを一気に開発することは難しいため、HOPE-Xの帰還軌道を分割するように、各小型実験機の飛行範囲を設定し、各フェーズ・速度域での主要な要素技術の確立を図った。
⚫ 1994〜2003年、軌道再突入実験（OREX）、極超音速飛行実験（HYFLEX）、小型自動着陸実験（ALFLEX）、高速飛行実証（HSFDフェーズI＆フェーズII）を実施⚫ 1997年度HOPE-Xの開発着手。実機製作凍結時点までに、基本設計及びエンジニアリングモデル開発試験を実施し、開発仕様を確定。
⚫ 2000年8月、将来の再使用型輸送系の研究開発の姿の十分な検討を実施するため、当面、実機製作を凍結し以降は、再使用型輸送系に共通的な基盤技術や要素技術に係る研究開発を実施

HOPE-X開発におけるステッ
プバイステップのアプローチ
は、各実験機において開発要素（リスク）を絞ること、確実にかつ短期間で成果を得ることができ、技術開発において極めて有効な手法であった。

31

2.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(1) 有翼往還機HOPE-X
プロジェクト全体の成果
本プロジェクトで下記の要素技術を確立及び向上させた．
小型実験機で確立した主な技術

システム技術

空力

構造

熱防護
要
素
技
術
飛行制御
アビオニクス

推進・動力
機械装備

HOPE-Xで見通しを得た主な技術

技術活用

各速度域に限定したシステムを設計する技 打上げから再突入、着陸までの一貫した飛行を可術能とするシステムを設計する技術
各速度域の空力特性推定技術
空力加熱推定技術

全速度域を統合した空力設計技術

耐熱構造設計技術（カーボン/カーボン材耐 実機レベルでの構造設計技術
熱構造）
複合材主構造設計技術（カーボン/ポリイミド材主構
造等）
耐熱材料開発技術（カーボン/カーボン材、セ 実機レベルでの熱防護設計技術
ラミックタイル、可とう断熱材）
システム熱設計技術
航法技術
軌道離脱誘導技術
極超音速誘導制御技術
遷音速誘導制御技術
進入着陸誘導制御技術
地上走行誘導制御技術

打上げ制御技術
冗長管理技術耐熱アンテナ技術
エアデータ計測技術
通信ブラックアウト終了後の再捕捉技術（既存技術の適用）

推進系設計技術（軌道変換エンジン、姿勢制御スラ
スタ）
油圧アクチュエータ系技術
高速タイヤ技術

HTV小型回収カプセル，CALLISTO，RV-X，
D-SEND#2
CALLISTO（検討中）
HTV小型回収カプセル，CALLISTO，
航空機のタービン部品

HTV小型回収カプセル，CALLISTO，RV-X

32

2.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(2) 再使用ロケット実験機RVT
目的
将来の再使用型宇宙輸送システムの構築に向けた普遍的な技術課題への取り組みとして効率的な繰り返し飛行運用を行うロケットや宇宙飛翔体のシステム構築とこれに必要となる要素技術の研究を広範囲に行い、要素技術研究の成果を実験機に搭載して以下を主目的とした繰り返し飛行実証を実施した。
繰り返し飛行のシステム構築手法と基礎的要素技術の研究①繰り返し飛行の設計／運用経験の蓄積 ②耐久性／寿命管理設計を施した推進系の実証③離着陸飛行の技術習得 ④要素技術の実証機会提供の実践

繰り返し飛行実証等の実績

1998年から2007年までに3シリーズ計8回の離着陸実験、多数回のシステム地上燃焼実験を実施した。
また、極低温複合材タンク、水素／酸素RCS、極低温推進剤スロッシング、垂直着陸空力特性など、将来の宇宙輸送システムの構築に普遍的に必要となる要素技術の研究に取り組み、得られた成果を実験機に取り組んで飛行実証した。

繰り返し飛行
運用の実証と設計経験の蓄積

RVT離着陸実験

繰り返し飛行運用の実践

要素技術研究への取り組み

33

2.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(3) 観測ロケット・ 再使用観測ロケット
観測ロケット（現在運用中）の概要◼

約10分間の弾道飛行により、観測ロケット特有の飛翔領域を活用した高層大気・宇宙科学観測や工学技術実証実
験を実施。
⚫ 実験内容に応じ、固体燃料をベースの３種類の小型ロケット（使い切り型）を使い分け。
⚫ 人工衛星では実現が難しい高度100km～300kmに渡る超高層

大気の垂直構造を直接観測◼

観測ロケット実験を通じた国内研究者・技術者育成プラットフォームを構築し、宇宙工学・先行技術等飛行実証基盤を強化。
（例） SS-520 5号機(2018年2月)において、民生品を適用したロケット・衛星の技術開発を行い、3kg程度の超小型衛星の軌
道投入、搭載品の軌道上実証に成功。

全長
直径

打上げ時重量◼

観測ロケットの運用技術を洗練化することで、即応型運用基盤技術等を蓄積。

到達高度

SS-520 5号機
打上げ

飛行時間

S-310
7.1m
0.31m
0.7ton
150km
約7分

S-520
8.0m
0.52m
2.1ton300km
約10分

SS-5209.7m
0.52m
2.6ton
800km
約15分

34

2.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(3) 観測ロケット・ 再使用観測ロケット
再使用観測ロケットの目的① 観測ロケット運用コストの大幅削減
打上コストの大幅削減と実験環境の革新を図り，宇宙実験参加の敷居を飛躍的に下げる
性能目標：高度100km以上に100kgのペイロードを打上げ、発射点に帰還
運用方法：最短1日2回打上げ、100回再使用
運用コスト目標：現行観測ロケットS-310の1/10② 観測ロケット飛行機会の利用活性化
質的に異なる実験機会を提供し、利用の活性化を図る。（ペイロード再使用、高頻度繰り返し等）
ユーザが関心のある利用用途： 大気物理（超高層大気・磁気圏プラズマ）微小重力科学③ 再使用ロケットシステム構築技術の習得および高頻度繰り返し運用の実証
宇宙輸送コストを飛躍的に削減する宇宙往還システムの実現を目指し、この実現に必要な繰返し
飛行運用や故障許容システム，寿命管理設計や信頼性設計技術，軽量の構造・材料および推進シ
ステム等の基礎技術の開発・実証を行う。

35

2.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(3) 観測ロケット・ 再使用観測ロケット
技術実証の実績⚫ 2008年、実証計画が宇宙工学委員会での審査を通過しプリプロジェクト化⚫ 2010年、再使用・観測ロケットの実現に向けて８つの技術課題を抽出。技術実証試験によって技

術課題を解消することを目的とした再使用・観測ロケット技術実証プロジェクトを宇宙科学研究所
内プロジェクトとして立ち上げ⚫ 2016年、再使用・観測ロケット技術実証プロジェクト終了。各種技術課題の解決を実施

成果適用
技術実証試験にて確立された要素技術（再使用ロケットエンジン・推進薬管理技術・寿命管理設計など）は再使用型宇宙輸送システムの小型実験機（RV-X、CALLISTO）に適用されている。

36

2.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(4) 一段再使用飛行実験概要⚫ 再使用型ロケットで先行する米SpaceX社などの打上げ急増を受け、宇宙基本計画の「再使用型宇宙輸送システムの研究開発」において工程表に明記されている「一段再使用飛行の実現に向けた取組」に基づき、飛行実験を計画している。
⚫ HOPE-Xプロジェクトを踏襲し、2段階の小型実験機でリスクを抑えつつ飛行領域を拡大を計画しており、着陸段階での基礎データ取得などを国内体制で行うRV-Xの成果を反映する形で、
CALLISTOを実施して技術実証を達成する
100km※ CALLISTO： Cooperative Action Leading to Launcher Innovation for Stage Toss-back Operation

CALLISTOの飛行範囲

10km

音速を超える能力があり、大気密度や空力特性が大きく変化する。また、飛行経路の頂点では、ほぼ加速度がゼロと
なる。

高度

1km

実運用機に近い飛行環境で誘導制御技術、推進薬マネジ
メント技術を検証できる。

100m

ヘルスマネジメﾝﾄ技術
CALLISTOでは、実運用機に近い負荷を経たエンジンに適用するとともに、RV-Xに適用する故障検知技術に加えて、故障診断技術（故障原因の推定）を適用し、知見を蓄積する。

RV-Xの飛行範囲
日本単独の研究として、能代ロケット実験場で実施

10m
再使用エンジン技術（液体酸素/液体水素）の熟成や着陸段階での誘導制御技術に関する基礎データの取得できる。

1m

0.0

0.5

1.0

1.5

マッハ数(飛行速度)

37

2.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(4) 一段再使用飛行実験
1段再使用飛行実験の意義（1/2）⚫ 宇宙輸送システム長期ビジョンに示された中心課題（下表）のうち、システムレベルによる飛行実
験で技術成熟度の向上が図れるものへの取り組みとなる（下線部）。
⚫ 中でも1段再使用に必須のキー技術である、①誘導制御技術、②推進薬マネジメント技術、③ヘ
ルスマネジメント技術、を獲得することができる（次ページに各技術を補足）⚫ CALLISTOで獲得する要素技術及びシステム技術については、適用できるものから順次適用し、多様な輸送要求への対応強化等を目指す。
Ａ．システム技術①高頻度繰り返し運航のシステム技術（機体を帰還させるための誘導制御、推進薬管理技術含む）②故障許容安全設計技術③超軽量化，推進系の高性能化によるシステム構築④耐空性，有人化など安全基準の確立

Ｂ．超軽量化・熱構造技術①ナノマテリアル技術②複合材構造設計の高度化技術③再生冷却構造等の冷・熱構造の一体設計技術④高温強度の高い複合材技術⑤耐熱素材技術を用いた熱構造の革新技術

Ｃ．推進系技術①ロケットエンジン＃寿命管理設計，フェールセーフなシステム技術＃性能向上，軽量化，高度補償ノズルなどの新技術②エアブリージングエンジン＃超音速燃焼、熱交換器，インテーク技術＃機体統合サーマルマネジメント

Ｄ．ヘルスマネジメント技術①エンジンヘルスモニタリング技術②構造・統合機体ヘルスマネジメント技術③自律的飛行管制・飛行運用技術④飛行間点検・整備・運航におけるヘルスマネジメント
技術(再打上げまでの効率的な地上整備運用）

上図は「再使用型ロケットの研究開発について」（宇宙政策委員会 宇宙産業・科学
技術基盤部会 第40回会合資料、平成30年9月5日）より引用

38

2.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(4) 一段再使用飛行実験
1段再使用飛行実験の意義（2/2）⚫ 補足：キー技術の獲得
キー技術①誘導制御技術概要• 大姿勢展開、フィンによる空力誘導や着陸などを含んだ帰還フェーズの誘導制御技術• Falcon9とは異なる形態のシステム（有翼形態等）にも適用できる機能を検討
中

RV-X

CALLISTO△
着陸フェーズ〇
全フェーズをカバー

NA〇
低重力環境で推進薬マネジメントを実証△
エンジン燃焼室とターボポンプの一部に試行〇
エンジンシステムに拡張し、機体
再整備プロセス
全体を評価

CALLISTOで実証するPTO（Powered Tilt-Over）飛行②推進薬
マネジメント技術• 帰還のための大姿勢変更の際に生じる推進薬の激しい揺動に対する重心、
圧力や推進薬の制御技術• JAXAが開発したメッシュを用いる液面保持デバイスは大幅な軽量化が可能

メッシュを用いた液面保持デバイス

この下に推進薬の吸い込み口があり、ガスを吸いこまないように、内部に液体が保つ

実機スケールの液体酸素タンクを用いた内部デバ
イスの評価例。メッシュの表面張力により、推進薬がタンク底面に保持される。

③ヘルス
マネジメント技術• 再打上げまでの効率的な地上整備運用を目的とした技術• 故障モードごとに適切な非破壊検査、
故障予知・診断（モデルベースおよび
データ駆動）を適用し、 より一層の確実
JAXAのモデルベース故障診断技術の試行結果性を向上させるとともに従来行われて模擬故障を正しく診断でき、エンジン再整備での意思決定やトラブルシュート時きたエンジン取外し/分解を行わないこ 間の短縮に役立つ目途を得た（JAXAで特許申請済み）。
とで点検整備期間を短縮

39

2.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(4) 一段再使用飛行実験
国際協力によるCALLISTO実施の枠組みについて⚫ CNESの広大な実験場による広い飛行領域や効率的な技術獲得、費用効率化の側面から、大きなメリットがあり、CNES/DLRとの国際協力の枠組みは効率的である（下表）。
実施方法

CNES/DLRと3機関共同

JAXA単独

メリット

デメリット

• 費用の効率化– 地上設備（バージ船含む）を担当する
CNESの負担が大きくなっており、JAXAの割合は全体の約4分の1と、費用対•効果は高い。
• 実験機の開発や運用に必要な人的リソースを確保可能• CNESが管理する広大なギアナ宇宙セン
ターで意義の高い飛行実験が可能• 共同で行うシステム設計を通して、他国が得意とする技術（例えば、DLRの脚の設計技術など）を学べる。

日本側が持つ優位技術が流出する可能性がある。
 知財化で対応可能。また、サブシステ
ムの設計に関わる詳細な情報・デー
タは共有しない方針で合意している。

• 日本側が持つ優位技術を他国に供与することで利益を得られる可能性がある。

• 150億円以上の資金が必要• 単独では人的リソースが不足• 安全に飛行実験ができる実験場を早期に確保することが困難• 上記課題で時間を要すると、米国だけでなく欧州からも後れを取る可能性
402.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(4) 一段再使用飛行実験
RV-X(高度100m飛行実験）の概要⚫ 2016年より実験機構築を開始⚫ 2018年10月、第１回地上燃焼試験を実施し、エンジン基本性能・推進系機能特性・システム運用
特性・各種環境特性データを取得した⚫ 2020年3月、第２回地上燃焼試験を実施し、エンジン高度機能特性・推進系高度機能特性・構造
系機能・地上設備運用機能・航法誘導制御機能特性・高頻度繰り返し運用の実現性を確認する
予定⚫ 2020年、飛行試験を実施し、誘導制御・再使用運用を実証する予定
実験機構築

FY2016後期～FY2017

地上燃焼試験 FY2018～FY2019

飛行試験 FY2020
100m

コンポーネント調達
ステージ
燃焼試験
機体構築
インテグレーション

Enginelanding gear

飛行
試験

gas tank propellant tankfeed line

Avionics

41

誘導制御・再使用運用の実証

2.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(4) 一段再使用飛行実験
CALLISTO（高度30km飛行実験）の概要⚫ 2017年6月に、プロジェクト計画検討のための3機関協定を締結し、概念設計を実施中⚫ 2018年3月に、前半作業であるミッション・システム要求の検討や主な分担（左下図）の調整等を完了⚫ その後、2019年度末に向けて、システム仕様（主要諸元、機能・性能など）、各機関で分担する
サブシステムに対する要求、開発スケジュール等を確定させる作業を進めている。
機首部構造

空力舵面

機器搭載部

誘導制御ソフトウェア

液体酸素タンク

誘導制御ソフトウェア

液体水素タンク
降着装置
後部胴体構造エンジンおよび推進系
地上設備

艤装検討用に作成したデジタルモックアップ（機体直径1.1m、全長13.5m）と各機関の主な分担

海上（台船）に着陸する飛行プロファイルの検討例（最高
高度約36km、最高マッハ数1.6）

422.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(4) 一段再使用飛行実験
CALLISTO（高度30km飛行実験）の今後の計画⚫ 2019年度末：プロジェクト終了までを対象とした3機関協定締結を予定⚫ 2020年度：実験機の開発に着手⚫ 2022年度：飛行実験（ギアナ宇宙センター）を実施
欧州では、CALLISTOに続く実機スケールの実証機の成果を用いて、2025年頃に1段再使用化の有効性を見極める予定である。そのため、CALLISTOについては、2022年の飛行試験実施が必達目標であるとCNESが表明している。
2017年度

2018年度

2019年度

3機関協定締結（対象：概念設計）

3機関
活動

概念設計

2020年度

2021年度

2022年度

3機関協定（対象：プロジェクト終了まで）

基本設計／詳細設計／製作

組立・地上試験

飛行試験

実験機開発着手の判断

CNES担当サブシステムの開発

CNES

地上設備の開発
実験機開発着手の判断

DLR担当サブシステムの開発

DLR
予算措置の確認

JAXA

概念設計/計画決定

JAXA担当サブシステムの開発

43

2.1 再使用型輸送システムに関する研究開発(4) 一段再使用飛行実験◼

CALLISTO後の展望⚫ CALLISTOで得たデータにより、1段再使用化の技術的・経済的な有効性等の評価を行い、日本もFalcon9

等と同様に、大型ロケットの1段再使用化に進むかどうかを検討する。
⚫ CALLISTOは、宇宙輸送システム長期ビジョンに示された将来輸送系の中心課題への対応として、誘導制御技術やエンジン技術等、日本に強みのある技術領域を高度化しシステムレベルで実証するものであり、基盤技術の強化に資する有効な取り組み。
⚫ CALLISTO成果の見極めと並行して、基幹ロケットへの適用可能性について検討を進めると共に、サブオービタル事業等、民間輸送事業への活用にも取り組む。

JAXAが強みを有するキー技術
誘導制御技術推進薬マネジメント
技術
ヘルスマネジメント
技術

次世代の多様なシステムに広く応用できるよう技術レベルを高め、システムレベルで実証成果を評価し大型ロケットの1段再使用化に進むかどうかを検討
RV-X
CALLISTO

基幹ロケットの部分再使用化に向けた研究開発
使い切りでのさらなる低コスト化
や、抜本的にコスト低減できるシステムに向けた研究開発

民間輸送系事業（サブオービタル事業）への適用

44

2.2 推進系技術に関する研究開発(1) LNG推進系の研究
研究目的
水素推進系に加えて、LNG推進系技術を確保することにより、次世代の輸送系研究開発における多様性を確保する。

LNG推進系の特徴①高い推進剤密度 ②低コスト ③比較的高い比推力 ④液体水素より高い貯蔵性 ⑤高い安全性⚫ 大推力のエンジンが実現し易い⚫ 機体質量は液体推進系と比べて重い⚫ 冷凍機の搭載により質量の軽い長期ミッション用機体が実現し易い
項目

LNG推進系

水素推進系

423

71

313～375446～466

蒸発率[%/day]

0.66以下

2.5以下

冷凍機性能

効率5[%]
質量25[kg/台]

効率1[%]
質量280[kg/台]

漏れ難く，
爆発し難い

漏れやすく，
拡散しやすい推進剤密度[kg/m3]
比推力[s]

貯蔵性

安全性

推進種による火星ミッション用軌道間輸送機サイズ比較例

45

2.2 推進系技術に関する研究開発(1) LNG推進系の研究進捗状況（LNGエンジン開発）⚫ 2012年度までに獲得した基盤技術（システム設計、解析、アブレータ

冷却方式燃焼室、等）を踏まえ、2013年度からは世界トップレベルの燃費性能を目指して再生冷却方式燃焼室の研究開発に取り組んだ。
⚫ 高性能化の主要素である燃焼室と噴射器が設計通りの特性で作動する事を燃焼試験で確認し、比推力約370秒を実現する燃焼効率97％を試作試験で実証した。
⚫ これにより、LNGエンジンの主要コンポーネントのうち、ターボポンプ、
燃焼室、噴射器、主バルブ、点火器についてTRL(技術成熟度レベル)４の技術を獲得した。

試作試験の様子46

2.2 推進系技術に関する研究開発(1) LNG推進系の研究
世界のLNGエンジン研究との比較
日本は、再生冷却燃焼室の研究により、世界トップレベルの性能（比推力）を実証。
米国

欧州

日本

名称

BE-4

Raptor

HD4-LTPROMETEUS

ACE-42R

MIRA

LE-8

30kN級

30 kN級

開発元

Blue Origin

Space X

NASA

CNES

Airbus
SafranASI/AVIO

JAXA

JAXA

JAXA

搭載機体

Vulcan
1st EG

BFR

Morpheus

実証用
エンジン

Space
Plane

Vega-E
3rd EG

GX
上段

研究(火星往還機)

小型有翼ロケット

推力（真空）[kN]

2400

1900

19

1000

420

98

107

30

30

比推力(真空)[sec]

330～

375

320～

326～

340～

364

313

335

370

EGサイクル

Oリッチ
二段燃焼

ﾌﾙﾌﾛ二段燃焼タンク
加圧式

ｶﾞｽｼﾞｪﾈﾚｰﾀ

ｶﾞｽｼﾞｪﾈﾚｰﾀ

ﾌﾙｴｷｽﾊﾟﾝﾀﾞ

ｶﾞｽｼﾞｪﾈﾚｰﾀ

タンク
加圧式

ﾌﾙｴｷｽﾊﾟﾝﾀﾞ

推薬供給方式

ポンプ式

ポンプ式

ポンプ式

ポンプ式

ポンプ式

ポンプ式

燃焼室形態

再生冷却

再生冷却

ﾌｨﾙﾑ冷却

再生冷却

再生冷却

再生冷却

アブレータ

アブレータ

再生冷却

実証燃焼試験年

2017～2018年

2016～2018
年

2012年

2020年
(予定)

2019年以降(予定)

2014年(露と共同)

2009年

2012年

2018年度

フライト

2020年
(予定)

2019年
(予定)

2014年
(地上試験)

2030年まで
に実用化

－

2025年
(計画中)

－

－

2021年
(予定)

現状

開発中

開発中

研究開発
終了

研究中

研究中

研究中

研究開発
終了

研究開発
終了

研究中

ポンプ式

47

2.2 推進系技術に関する研究開発(1) LNG推進系の研究
今後の取り組みLNG推進系は、液体水素と比して宇宙空間での貯蔵性に優れる他、漏洩や爆発の危険性が低いことから安全性などの面で優れており、軌道間輸送機等での利用が見込まれる。
◼ 軌道間輸送機等として今後様々なミッションと宇宙機が考えらえるが、様々なニーズ（推力等）に素
早く低コストで対応し、コンポーネントの組み合わせで様々な仕様を実現するモジュール化（ Integrated Modular Rocket Engine; IMRE）のコンセプトについて研究中である。
◼

最小単位エンジンをそのまま利用

クラスタ化による推力増（～10トン程度）

惑星探査機

軌道間輸送機

有人月着陸船

大型貨物船

最小単位のエンジン
高度補償ノズルと組み合わせて高性能化と推力増（～推力50トン程度）

予め確立

要求に応じて組合わせて対応

ロケットの上段等

適用先の例

48

2.2 推進系技術に関する研究開発(2)エアーブリージングエンジンの研究
エアーブリージングエンジン概要⚫ 現在、極超音速（マッハ5以上）の飛行には、主に、水素や炭素系燃料と液体酸素等の酸化剤を推進薬とするロケットエンジンが使用されている。しかし、この場合、重い酸化剤を搭載するため、ロケットエンジ
ンの推進効率を示す比推力は、最大でも460秒程度。
⚫ これに対し、大気中の酸素（酸化剤）を吸い込み燃料を燃やすエアーブリージングエンジンは、推進効率を数千秒台まで飛躍的に向上することが可能（下図）。
実証済み

推進効率（比推力[s]）ターボジェット開発中
研究開発中
塗潰し：航空燃料
ハッチング：水素燃料

ラムジェットスクラムジェット

ロケット

マッハ数

超音速で作動させるエ
アーブリージングエンジ
ンである「スクラムジェット」は、極超音速域で最も推進効率の良いエンジン
極超音速巡航機や宇宙機へ応用が期待される
49

2.2 推進系技術に関する研究開発(2)エアーブリージングエンジンの研究
研究概要
宇宙基本計画工程表（平成30年12月11日宇宙開発戦略本部決定）に記された「エアブリージングエ
ンジン搭載システムについて、関係機関との連携も含め、主要技術の効率的な獲得」に基づき、ロケットとスクラムジェットエンジン技術を有するＪＡＸＡのHeritageを生かし、エアブリーザ搭載型の有翼完全再使用機の実現を目指している。

実績⚫ 水素ベースの高効率エアブリーザエンジン実現を目指して80年代から基礎試験を開始⚫ 1990～2000年、ラム・スクラムジェット作動実証の活動➢ 国内唯一の極超音速エンジン風洞（ラムジェットエンジン試験設備）を整備➢ M4、M6、M8飛行条件において、エンジン抗力に打ち勝つ推力発生を確認⚫ 2000～2014年、ロケットエンジンと組み合わせた複合サイクル成立性検証の活動➢ 亜音速から極超音速の領域まで、複合サイクルエンジンの作動と設計手法検証を完了➢ 単一エンジンにより、各サイクルモードを実現したのは世界初⚫ 2015年より，エンジン飛行実証に向けた活動➢ エンジン成立、さらにはエアブリーザエンジン機成立性を実証するための飛行実証を検討中
極超音速

スクラムジェット作動の様子

50

2.2 推進系技術に関する研究開発(2)エアーブリージングエンジンの研究
今後の計画：米国Robust scramjet計画と同様の、段階的技術向上・実証によるアプローチをとる計画。
約30 年後
約20 年後約10年後第1段を再使用する実証機を開発上段を含め完全再使用する運用機を開発

システム実証機⚫ 40m級、炭化水素系もしくは水素燃料を用いた複合サイクルエンジンで一段をマッハ12まで増速。2段含め、完全再使用。
⚫ 15m級、炭化水素系燃料を用いた複合サイクルエンジンで一段をマッ
ハ6まで増速。2段は使い切り。

4m級、炭化水素
系燃料ロケットで加速後自立飛行⚫ 地上2地点間を高速で移動するシス
テム（P2P）への適用も想定• エンジンおよび機体のシステム設計技術と、両者を連成した制御技術の実証を目標とした飛翔体飛行実証を行う。
• 同規模の機体の社会実装を目指す防衛装備庁と共同で研究開発を実施中。

51

3．JAXAによる民間事業者との共創型プログラム（J-SPARC）

J-SPARC：JAXA Space innovation throughPARtnership and Co-creation

J-SPARCの概要⚫ 異分野融合等によるオープンイノベーションの取組により、宇宙分野に閉じることのない技術革新の実現を目指し、民間事業者等を主体とする事業を出口としつつ、民間事業者等とJAXAがそれぞれの強み・リソース持ち寄り技術開発・技術実証等を伴うパートナーシップ型の共創型プ
ログラムである(2018年5月より始動)。
J-SPARCにおける宇宙輸送事業の取組方針⚫ 宇宙産業の規模拡大には、そのボトルネックと言われる宇宙輸送系の更なる充実（低コスト化、多様化等）が不可欠である。
⚫ 日本の宇宙輸送ベンチャー等のエコシステム構築・国際競争力向上を図るべく、JAXA自らR&Dに取り組み、個別ベンチャー企業との連携を図りつつ、オールジャパン視点も考慮し、全ての宇宙輸送ン
チャー等の事業化の成功を後押しすることで(次頁参照)、我が国の宇宙輸送サービスの更なる充実を
実現する。

52

3．JAXAによる民間事業者との共創型プログラム（J-SPARC）

J-SPARC：JAXA Space innovation throughPARtnership and Co-creation

具体的な進め方⚫ 下記２階層（共通、個別）の取組みにより、共創活動を推進。
[①共通的/汎用的技術等の提供、発展] 共通的技術の発展・獲得

ベンチャーの共通課題やハードルの高い技術・サブシステムと、JAXAの技術シーズや研究テーマ等とをマッチングさせ、民間適用を前提に技術発展・獲得
 成果利活用

JAXAが保有する共通技術等を提供⇒JAXA発ベンチャーによる成果利用事業も一案• 安全・信頼性評価、飛行・射場安全、数値シミュレーション等の支援[②個別ニーズに応じた技術提供・支援]⇒各社ニーズ、事業モデルに応じて。
 事業コンセプト、システムデザインの共創 施設・設備等の利用機会（施設供用等）、

取得データの解析
 実証機会等の提供、実証結果の検証
 共同技術検討等による人的支援（クロアポ等）

53

3．JAXAによる民間事業者との共創型プログラム（J-SPARC）
J-SPARCの共創プロジェクト①有翼サブオービタル機
有翼サブオービタル事業<2018.12.25発表>

有翼サブオービタル事業<2018.8.1発表>

PDエアロスペース㈱㈱スペースウォーカー©PDｴｱﾛｽﾍﾟｰｽ©SPACE WALKER©スペースウォーカー

九州工業大学(今年4月から東京理科大学)で研究中の再使用型の有翼ロケット実験機（WIRES）
機体をベースに、 IHI、IHIエアロスペース及び川崎重工とも連携しつつ、将来的には宇宙旅行サー
ビスに挑戦。
[JAXAの主な役割]（～2020.3：事業コンセプト共創）✓JAXAのLNG推進系エンジン研究・再使用型宇宙輸
送研究成果を活かし、有翼サブオービタル事業を共創✓同事業の技術成立性検討の支援

LNG推進系エンジン研究

HOPE-XのCG図

1つのエンジン内でジェット燃焼とロケット燃焼を切り替えを行うエンジン「パルスデトネーションエンジン」をベースに、H.I.S.、ANA HD及び東北大学とも連携し、将来的には宇宙旅行サービスに挑戦。
[JAXAの主な役割] （～2020.3：事業コンセプト共創）✓高揚力機体設計等のキー技術の共同研究を通じて、有翼サブオービタル事業を共創✓風洞試験設備等の供用、同事業の技術成立性検討の支援

調布の風洞試験設備

スペースプレーンのCG図

54

3．JAXAによる民間事業者との共創型プログラム（J-SPARC）
J-SPARCの共創プロジェクト②小型ロケット
小型ロケットによる宇宙輸送サービス事業<2019.3.19発表>

小型ロケットによる宇宙輸送サービス事業

スペースワン㈱インターステラテクノロジズ㈱©IST©SPACE ONEﾞ©ｲﾝﾀｰｽﾃﾗﾃｸﾉﾛｼﾞｽﾞ

安定した性能かつ低コストなロケットエンジン技術の獲得により、超小型衛星打上げ用ロケット(ZERO)による輸送サービス事業に挑戦。

固体燃料3段式による小型ロケットにて、2021
年度の事業化を目指す。射場建設予定地として、
和歌山県串本町を選定。

[JAXAの主な役割][JAXAの主な役割]（～2021年頃：技術支援）✓ JAXA共通技術文書等、JAXA保有技術基盤の活用等による技術支援（～2020.3：事業コンセプト共創）✓低コストロケットエンジン検討等に関する共創✓角田宇宙センターの試験設備を活用した共同研
究、ISTエンジニアの受入れ✓「みんなのロケットパートナーズ」としてオールジャパ
ンによる宇宙輸送事業の実現を支援。

角田の試験設備

記者発表会の様子

55Appendix（図表集）

H-IIAロケット概要
全長53m

アビオニクス
機器
日本電気（府中）
日本航空電子工業（昭島）
三菱プレシジョン（鎌倉）ｼﾝﾌｫﾆｱﾃｸﾉﾛｼﾞｰ（伊勢）他

衛星フェアリング川崎重工業（岐阜・播磨）

2段機体／２段エンジン（推力14トン×1基）
三菱重工業（名古屋）

固体ロケットブースター
推力230トン×2基(A)/4基(A,B)
ＩＨＩエアロスペース（富岡）

1段機体・１段エンジン
推力112トン×1基（A)/2基(B)三菱重工業（名古屋）◼ ブースター： 飛行初期フェーズ（大重量）の推力アシスト。より早く重力圏を離脱。
◼ 多段式： 段階的に機体を軽くし、より加速しやすく。
◼ 衛星フェアリング： 大気圏でのペイロード保護。宇宙空間到達時に即時開放。

57

H-IIAロケットの製造から打上げまでの流れ
3日

3年

1.5年

30分

3ヶ月

30日

飛行
カウントダウン
射場

機能点検
工場
材料、部品発注～加工～組立

重量

ｴﾝｼﾞﾝ燃焼試験
設計検討用飛行経路

ＬＥ５Ｂ ： 角田ＨＡＴＳ
ＬＥ７Ａ ： 種子島
ＳＲＢ－Ａ ： ｻﾝﾌﾟﾙ燃焼

最終飛行経路計画飛行経路

最新特性
風解析用
飛行経路
飛行経路

-ﾌﾟﾛｸﾞﾗﾑﾚｰﾄ再設定解析-風の影響解析

ﾌﾗｲﾄ用ｿﾌﾄｳｪｱ

58

H-IIAロケットの開発・製造の主要拠点

三菱重工業株式会社
田代試験場
角田宇宙センター

IHIエアロスペース株式会社
富岡工場

筑波宇宙センター
三菱重工業株式会社飛島工場

川崎重工業株式会社
播磨工場

種子島宇宙センター

59

H-IIAロケットの製造フロー
大江工場
部品加工

飛島工場
構造組立

結合・艤装

種子島宇宙ｾﾝﾀｰ
機能試験

出荷

発射整備/打上

シリンダースキン
1段LOXタンク

ドーム
中央部

リング

パネル

エンジン部

1段LH2タンク

フレーム
複合材段間部
ストリンガー
2段LH2タンク
フィッティング
タンク間トラス

2段LOXﾀﾝｸフェアリング

SRB-A

60

H-IIAロケットの製造フロー <部品加工/組立/結合・艤装>
機体組立
部品の加工

1段LH2タンク(溶接後) 断熱材吹付後のタンク
炭素繊維複合材（CFRP）
による段間部

結合・艤装

シリンダースキンのアイソグリッド加工

61

種子島宇宙センター
概要
1969（昭和44）年、旧宇宙開発事業団の発足とともに設立された種子島宇宙センターは、総面積約970万平方
メートルにもおよぶ日本最大の宇宙開発施設である。
H-II開発時に整備された設備が多く、多くの設備が老朽化しており、メンテナンスや更新のコスト増加の課題を抱えている。基幹ロケットの事業コストを低減するため、簡素なシステムへの刷新など抜本的な対策が必要。
1.大型ロケット発射場

種子島宇宙センターには、H－ⅡAを打ち上げる第1射点と、H－ⅡBを打ち上げる第2射点の２つの大型ロケット発射塔が整備されている。
1.大型ロケット発射場
4.衛星フェアリング組立棟
2.中型ロケット発射場
3.液体エンジン試験場
4.衛星フェアリング組立棟
5.X線検査棟
6.第1衛星組立棟
7.第2衛星組立棟
8.広田光学観測所
9.大崎発電所
大型ロケットで打上げられる大型人工衛星の組立・整備・各種試験を行う施設

第二射点（LP2）（設備老朽化の例）

62

大型ロケット発射場設備
発射管制棟 (B/H)

ロケット組立棟 (VAB)

液化酸素貯蔵所（LOS）

第2射点(LP2)

液化水素貯蔵所（LHS）

第１射点(LP1)63

VAB内での組み立てから打上げまで

大型ロケット組立棟から射点への機体移動

第1段・第2段起立

SRB-A結合機能点検

衛星フェアリング搭載

発射整備作業64

Y-0作業スケジュール（F40の例）

65

H3ロケットの政策的位置づけ① 自立性の確保• 政府衛星の打上げ能力の確保• 固体燃料ロケット技術の確保② 国際競争力のあるロケット及び打上げサービス• 利用ニーズを踏まえた高い信頼性及び競争力のある打上げ価格の実現• 柔軟な顧客対応等を可能とするような国際競争力のあるシステム
 官需をベースロード、民需獲得によって打上げ機数確保、効果的に産業基盤を維持・向上
 競争力のあるシステムとするため、プロジェクトに民間事業者が主体的に参画
米国の宇宙輸送戦略

欧州の宇宙輸送戦略

輸送自律性を政府主導で確保し、低コスト化と産業振興を並行実施。
(1) 安全保障（National Security）：DoDによる自律性確保・DoDがEELV維持プログラム （最近National Security Space Launch(NSSL)と改称）に全額拠出• デルタ4、アトラス5の2機種を維持・改良し、打上げ空白期間を回避• 低コスト化としてFalcon9と打上げ契約(2) 民生用開発(Civil)：NASAによる探査・科学と民間産業振興• 有人宇宙探査用大型ロケットSLSの開発を実施、世界を主導• 補助金プログラム（COTS、CRS)等)により、低軌道輸送手段の民間開発を促進(1) 「宇宙への自在なアクセス手段の確保」を国の明確な政策として設定• 米国による干渉の教訓から、「自律性確保」が欧州宇宙政策の基本(2) 持続可能な欧州の打上げロケットプログラムに対する安定した政策的支援を規定• 民間の成長促進のための施策（LEAP）を政府としてコミット66

H3ロケットの特長◼ 利用者の声(Voice of Cusotmer)を実現することを第一に考えたロケット◼ 信頼性と価格の両面で世界トップクラスであることはもちろん、柔軟性などのサービス面に力点◼ このようなシステムを実現するため、ロケット技術を集大成しつつ日本の得意分野の技術を融合◼ 柔軟性（High flexibility）⚫ 受注から打上げまでの期間短縮によるサービスの迅速化⚫ 打上げ間隔の半減による打上げ機会の拡大⚫ 射場における衛星のロケット搭載作業期間の短縮◼ 高信頼性（High reliability）⚫ 新規開発の第1段エンジンに高信頼性開発手法を適用⚫ 耐故障性を追求したアビオニクスのシステム構成⚫ H-IIAロケットの打上げ成功率、オンタイム打上げ率を継承◼ 低価格（High cost performance）⚫ システムをモジュール化し、ライン生産（コア機体の共通化）⚫ 電子部品をはじめ民生品を活用

67

H3ロケットの特徴

63m

大型衛星フェアリング

53m

改良型2段エンジン（LE-5B-3）
推力 14トン X 1基
改良型固体ロケットブースタ（SRB-3）平均推力 220トン X 0,2,4本

簡素な結合分離機構
新型1段エンジン（LE-9）
推力 150トン X 2基/3基切替

部品
共通化

H-IIA

イプシロン

H3

68

機体諸元

16m
衛星搭載

63m

1段
（直径5.2m）

2段（直径5.2m）

固体ロケットブースタ（直径2.5m）
全段【注】本図はH3-24L

フェアリングショート（S） or ロング（L）

PAF

Φ937mm or 1194mm or 1666mm

エンジン

LE-9×2 or 3基

真空中推力150tonf/基（100%）、94.5tonf/基（63%）

海面上推力124.5tonf/基（100%）、68.2tonf/基（63%）

比推力

425s

エンジン

LE-5B-3×1基

真空中推力

14tonf

比推力

448s

モータ

SRB-3×0 or 2 or 4本

平均推力約220tonf

比推力283.6s

全備質量574ton (H3-24L)

69

コスト半減への取り組み◼ H-IIAロケットの経験に基づき、設計・製造・運用のあらゆる面を見直し◼ 主なポイント① システム構成の簡素化② 低コストの製造・運用コンセプトを設計段階で作り込み③ 民生技術の活用⚫民生部品（自動車用の電子部品等）の積極的な使用

70

システム構成の簡素化の例(1) 機体構成：

固体モータの削除（H3-30形態）(2) エンジンサイクル：二段燃焼からエクスパンダブリードへ（構成コンポーネントを20%削減）

LE-7Aエンジン

LE-9エンジン(3) 駆動エネルギ：油圧から電動（1段推力方向制御）、空圧から電動（1段エンジンバルブ）

71

低コストの製造・運用コンセプトの作り込み例(1) 機器・部品の共通化： バルブ、センサ等(2) 作業工程の平準化： 部品取付、組立、点検/出荷の時間を均等化し、ライン生産
1機目

部品取付

2機目
3機目

組立

点検/出荷

部品取付

組立

点検/出荷

部品取付

組立

点検/出荷

4機目
：

(3) モジュール化：

機体形態に影響を受ける部分は限定的

エンジン装着位置を変えて供給配管を取り外す【例】1段エンジンの基数変更イメージ72

低コストの製造・運用コンセプトの作り込み例

点検専用装置(4) 共通仕様化： 第2段、固体ロケットブースタ等はミッションに依存せず同一仕様(5) 射場整備工程の短縮： 固体ロケットブースタの結合、自動点検（専用装置接続不要）

発射管制設備

結合簡素化： 機体組立期間短縮

H-IIA

H3

機体組立

機能点検

自動点検： 機能点検期間短縮
衛星
搭載

カウント
ダウン

打上げ後補修・点検

73

設計・製造・運用 全ての面から低コスト化©MHI◼ プライムコントラクタの投資により工場を拡張し、受注生産からライン生産へ◼ 自動車、航空機同様の自動機を導入
工場内レイアウトの整流化

構造組立

工場増設

結合艤装

機能点検

出
荷

現在の飛島組立工場（受注一品生産型）

エンジン部自動打鋲機

段間部自動打鋲機74

H3ロケットにおける射点系施設設備構想
赤枠：新製
青枠：改修/流用

整備組立棟

発射管制棟

• 既存VAB2を改修• 竹崎地区に新設

移動発射台(ML)• 新製

移動発射台運搬車• 新製

VAB1：休止

貯蔵供給系設備（LH2）

貯蔵供給系設備（LOX）• 既存流用• 既存流用

水素ガス処理場

貯蔵供給系設備（ガス系）• 既存流用• HGS既存流用

排水処理設備• 能力増強

多目的避雷塔• 既存流用第2射座（LP2）• 既存LP2を改修

冷却水供給設備• MLからLP2に一部移設

支援機械棟空調設備• 空調能力一部増強

LP1：休止75

イプシロンロケット第1段階の成果（試験機開発と強化型）① コンパクトな打上げ運用(発射管制、点検)

電源

M-Vロケット打上げ時
約60人

点検作業や発射管制
作業の効率化

自動点検：手順実行、閾値判定、記録等を自動で行う

イプシロンロケット打上げ時
発射管制オペレータ6人

電力分配器

点検後接続

：着火火工品：伝爆用火工品：作動火工品

小型火工品回路
点検装置*1

即応運用支援装置（ROSE-S）

即応運用支援装置（ROSE-M）

自動点検に係わる装置*1)小型火工品回路点検装置は打上げ前に取り外し、繰り返し使用

発射管制設備(地上設備)② 世界トップレベルの衛星搭載環境
低振動（正弦波）

低音響
イプシロン
ユーザズマニュアル（規定値）

140

130

1.4
1.2

125

120
115

フライト実績

Falcon 9

Ariane5

Vega

PSLV

Dnepr

1
0.8
0.6

イプシロンユーザズ
マニュアル（規定値）

0.4

110

H-IIA

EpsilonAmplitude[G]1/1 octaveband SPL [dB]135

H-IIA(O.A.137.5dB)
H-IIB(O.A.142.7dB)
Falcon9(O.A.131.4dB)
Ariane 5(O.A.139.5dB)
VEGA(O.A.140.3dB)
PSLV(O.A.143.0dB)
Dnepr(O.A.140.2dB)
Epsilon User's Manual(O.A. 135.0dB)
Epsilon F2(O.A. 130.7dB)
Epsilon F3(O.A. 129.4dB)
Epsilon F4(O.A. 130.8dB)

0.2

フライト実績

105
0
0

100
10

100

1000
Frequency [Hz]

10000

20

40
60
Frequeccy [Hz]

80

100

76

イプシロンロケット第1段階の成果（試験機開発と強化型）② 世界トップレベルの衛星搭載環境(続き）
低衝撃（衛星分離）イプシロン③ 太陽同期軌道投入、高い軌道投入精度

7衛星搭載

イプシロンユーザーズマニュアル（規定値）

0.5
0.4

軌道傾斜角の投入精度 [deg]④ 複数衛星同時打上げ

４号機

200kg級×1

PSLV

0.3
0.2

60kg級 ×3

0.1

Cubesat×3(1U/2U/3U)

0.0

３号機
-0.1

-0.2
Vega

-0.3
-0.4
-0.5
-50

-40

-30

-20

-10

0

10

20

軌道長半径の投入精度 [km]

30

40

50

強化型
イプシロンロケット77

内之浦宇宙空間観測所
概要
1962（昭和37）年、東京大学生産技術研究所（当時）の付属施設、鹿児島宇宙空間
観測所として設置された内之浦宇宙空間観測所は、 科学観測ロケット及び科学衛星の打上げ並びに、それらの追跡及びデータ取得等の業務を行ってきている施設である。
これまで大小400機を越すロケット打上げ、1970年（昭和45年）のわが国初の人工衛星「おおすみ」以来30機あまりの衛星・探査機の打上げが行われている。
６．
７．

５．

3.Ｍセンター

４．

３．

１．

1.管理センター
2.宇宙科学資料センター
3.Mセンター
4.KSセンター
5.コントロールセンター
6.テレメータセンサー
７.34mアンテナ

２．

Mセンターは、イプシロンロケット発射台地であり、ここにはロケット発射装置、ロケット組立室、衛星整備センター等がある。

4.KSセンター
KSセンターからは、1970年にL-4S-5号機で、日本初の人工衛星「おおすみ」はここから打ち上げられた。現在はS-520、S-310型観測ロケットの発射台地である。

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再使用観測ロケットに関する技術実証プロジェクト 成果の概要①液体水素・液体酸素エンジンの繰り返し運用・寿命評価の技術実証１４２回燃焼試験，ディー
プスロットル実証。寿命評価手法の確認
142回の繰り返し着火⑤推進剤挙動把握とタンク圧制御に関する技術実証

スロッシング時の推進剤挙動

点検・寿命評価②極低温推進剤タンク断熱材の多数回使用に関する技術実証
断熱材劣化特性の把握（30回以上再使用の見通し）
繰り返し試験供試体

機体設計、空力評価⑥循環ポンプによる極低温推進剤マネージメントに関する技術実証リサーキュレーションシステムの有用
リサーキュレーション
性を確認
液体水素の戻り確認システム実証断熱材表面③帰還・着陸飛行に関する技術実証

アビオニクス検討

空力設計進展。フ
ライト実証の検討を実施④推進剤供給系デバイスに関する技術実証⑦着陸挙動及び着陸脚の衝撃吸収に関する技術実証

脚システム試験

ショックアブソーバー試験

タンク底部デバイス

ノミナル、アボート着
陸時の衝撃吸収特性の把握⑧水素漏洩検知システムに関する技術実証

気泡発生を抑制するデバイスを開発
スロッシング試験

スロッシング時のタ
ンク圧低下メカニズ
ムの解明

推進系故障検知の実証

水素センサを開発し、故障エンジンの同定
法を確立
水素拡散挙動の研究

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