M-Vロケット

概要

M-Vロケットはミューロケットシリーズの第2期計画であるABSOLUTE計画の第2段階であり、第1段階のM-3SIIロケットで打ち上げられたさきがけやすいせいによる彗星探査以降、惑星探査の機運が高まったことに伴い提案されたものである。政策としては1989年6月改訂の宇宙開発政策大綱において宇宙科学研究の一層の推進と全段固体ロケット技術の最適な維持発展、内之浦宇宙空間観測所の有効利用を目的として位置付けられ、1990年から開発がはじまった。開発開始以前からM-Vと呼ばれており、第1段に尾翼をもつ点が異なるが、それ以外の設計は完成型とほぼ同じであった。
1995年に内之浦宇宙空間観測所から最初の打ち上げを予定していたが、モーターケースの素材として採用された高張力鋼HT-230の水素脆性に関する問題が1992年5月に発見され、材料の選定からやり直す必要があったために完成が2年遅れることとなった。先任のM-3SIIロケットは1995年に運用終了となっていた為、打ち上げ予定が大幅にずれ、火星探査機のぞみはこの影響を最も受けてしまった。
1号機の成功以降、4号機の失敗（後述）以外の打ち上げ実験は全て成功裡に行われ、7機打ち上げ6機成功という結果を残したが、2006年7月26日、M-Vロケットの廃止の決定が下された。2006年9月23日のSOLAR-Bの打ち上げを最後に現役を退き、糸川英夫博士のペンシルロケットに起源を持つ、完全国産固体燃料ロケットであるミューシリーズの最終機種となった。
ミューシリーズで培われた様々な固体燃料系技術は、H-IIA/H-IIBの固体ロケットブースターSRB-Aや、小型科学衛星シリーズの打ち上げで宇宙科学研究所が中心的に利用する予定のイプシロンロケットなどに活用され、その他の技術は多くの国産ロケットに継承される事になる。

各段の構造と制御

一段目のM-14は内面燃焼の固体燃料ロケットを高張力鋼 (HT-230M) のモーターケース（液体ロケットのエンジンに相当）に納めており、姿勢制御は可動ノズルによる推力偏向制御 (Movable Nozzle Thrust Vector Control、MNTVC) によって行われる。一般にMNTVCはジンバルに接続された燃焼室の向きを変えることで行われるが、M-Vでは柔軟な素材で製作されたノズルの形を変形させることで行われる。二段目のM-24も高張力鋼のモーターケースを持つが、姿勢制御はノズル内部への液体噴射による推力方向制御 (Liquid Injection Thrust Vector Control、LITVC) が採用されている。三段目のM-34ではモーターケースの素材として炭素繊維強化プラスチック (CFRP) が採用されている。オプションで4段目にキックモーターを搭載することも可能であり、その場合には月遷移軌道や太陽周回軌道に500kgの探査機を打ち上げることが可能となる。キックモーターKM-V1のモーターケースの素材も炭素繊維強化プラスチック (CFRP) である。
またM-34とKM-V1では全長を短縮するために、ロケット収納時には折り畳まれ分離後に全長が伸びる伸展ノズルが採用された。この伸展ノズルはM-3SIIロケット4号機のキックモーターではじめて実用化されたものである。M-34の姿勢制御にはMNTVC、KM-V1にはスピン安定が採用されている。

斜め打ち上げ

近年開発された大型ロケットには珍しく、海側に傾けたレールランチャーにより斜めに発射される。M-3SIIまでは重力ターン方式による飛行マニューバのため、斜め打ち上げは必須であったが、誘導機能が強化されたM-Vの場合は垂直に打ち上げても衛星軌道投入は可能である。しかし、M-Vが従来通り斜め打ち上げであるのは、ロケットの打ち上げに失敗した場合、いち早く海側に投げ落とすことで発射台の被害を最小限に抑えるためである。

世界最大級と弊害

全備重量139トンというM-Vロケットの大きさは、同じ三段式固体燃料ロケットを採用したアメリカ空軍のICBMであるLGM-118ピースキーパー（88.5トン）や同型モーターを採用したロッキード・マーティン社のアテナ II ロケット（120.7トン）、ロシアのSLBMであるR-39（90トン）をしのぎ、世界最大級の固体燃料ロケットとなっている。ただしブースターも含めればスペースシャトル固体燃料補助ロケットと、その派生型のアレスIの一段目が世界最大の固体燃料ロケットである。
しかし、M-Vは大量に作られるこれらのミサイルや多くの商業ロケットとは異なり、1機1機が衛星・探査機に合わせて組み立てられた特注品であり、積荷にあわせた仕様に調整することができるが、その分高価であることが弱点である。また、そのランチャーは発射時の噴進反射波がロケット側に直接跳ね返る構造であるため、発射時に大きな震動が加わり、衛星に損傷を与えかねない危険もはらんでいた。

3号機以降の仕様変更

1号機の打ち上げ後、そのままの性能では月・惑星探査を行う2, 3号機の要求を満たせないことが明かになった。これによって、2, 3号機以降では第3段モーターを120mm伸長し、推薬を約700kg増量する改良が行われた。他に、推薬に添加される球形Alの生産が終了したためにKM-V1に使用されているものと同じものに変更されている。1号機の第3段はM-34a、増強が行われた2号機以降の第3段はM-34bと呼ばれる。

5号機以降の仕様変更

第2段モーターがM-24からM-25に変更されている。構造においては、モーターケース材の高張力鋼からCFRPへの変更が行われ、構造重量を2割削減した上、M-34のケース材より強度の高い材質を使用している。これによってM-24の約2倍の燃焼内圧を実現し、推力が向上された。また、燃焼内圧の向上に伴いノズルは小型化され、第1段前部鏡板はFITH時の座屈防止のために板厚が4.3mmから5.5mmまで増厚されている。姿勢制御においてはLITVCからノズル自体を可動とし熱電池を用いて電動アクチュエータで駆動するMNTVCへの変更がなされている。また、第1段SMRCの4方向3機ずつ計12機削減とそれによる後部筒の軽量化、第1段と第2段をつなぐ1/2段接手の単純化、第2段と第3段をつなぐ2/3段接手の短縮化が施された。これらは主にコストダウンおよび高性能化を目的として以前より研究が進められていたものであり、4号機の打ち上げ失敗をきっかけとする変更ではない。4号機の失敗に起因する仕様変更は、第1段及び第3段ノズル材のグラファイトから3D-C/C複合材への変更のみである。
なお、オプションのキックモーターKM-V2を使用した場合は、3段目を地球周回軌道に投入することができず、その代わり、正規状態（3段式）のカタログスペックである地球周回軌道投入能力1.85トンを上回る能力の発揮が可能である。
5号機以降での仕様変更は大幅なものであったために、欧米のWebサイトでは5号機以降のM-VロケットをM-V-IIやM-5(2)等と表記している場合がある。

7,8号機の仕様変更

7,8号機においてはH-IIAロケット6号機の打ち上げ失敗原因解析結果の水平展開として第1段に2機搭載されている指令破壊装置点火系計装の位置冗長化が図られた他、新たに耐熱保護カバーが設置された。

不採用技術

当初はM-24モーターのノズルとして外装伸展・展開スラット型高開口比ノズルを採用することも考えられていた。これは、M-34の伸展ノズルと同様に4機の自己投棄式ダブル・リバース・ヘリカルスプリング伸展機構によってモーター点火後にノズルを伸展させ、さらにノズル内圧によって8枚のスラットを花弁状に展開、エクジット・コーンを形成するというものであり、展開後のノズル出口径はM-Vの機体直径である2.5mを大幅に越えるものとなる構想であった。また、ノズルスロート材としては2D-C/C複合材を用いる予定もあった。
上記の伸展機構に関して1991年7月24日に能代ロケット実験場で真空燃焼試験が行われた。1/8スケールモデルが装備されたTM-250E/EECモーターが用いられ、点火4秒後にノズルが伸展、さらにその1秒後にスラットが展開され、燃焼は正常に終了した。しかし、伸展力の設定値が過小であったため伸展動作は万全ではなかった。この真空燃焼試験によって外装伸展・展開スラット型高開口比ノズルシステムの成立性は実証されたが、実機には採用されなかった。

実機展示

2008年10月11日以降、ISAS相模原キャンパスにおいてM-3SIIロケット実物大模型の向かい側にM-Vロケット2号機の実機展示が行われている。第2段には2008年3月に行われた燃焼試験に用いられた2号機の第2段が用いられている。しかし、第1段は6号機に流用された為に残っておらず、廃止決定前に生産が始まっていた9号機のものが流用されている。また、ノーズフェアリングには実物大模型を用いている。これは、実物のノーズフェアリングには耐熱・断熱材としてコルクが使われており、雨に弱く、野外展示に向かないことによる。

その他補足事項

M-Vの信頼性確保という観点で、衛星打ち上げ時のフェアリング内部と外部の気圧差による動作不良などが発生しない事を事前に検証するため、2004年2月まで富士通のVPP-800/12が、3月からNEC製のスーパーコンピュータ (HPC) SX-6の複数ノード構成によるシミュレータが稼動していた。これらのシミュレータを利用する事によりコスト低減が図られるものと予想されていたが、結果的にM-Vの運用は終了となってしまった。
M-Vは全段固体燃料のロケットとして見た場合には、「搭載衛星に合わせた微調整がなされる半カスタムメイド品」的な側面はあるものの、概して「高精度な打ち上げが可能な固体燃料ロケット」として認識されている。そのためにアメリカから「固体燃料ロケットの技術開発のために」という名目で、伸張ノズル、ロケットモーター本体、誘導装置などのM-Vロケットに特徴的な設計や技術の提供を打診されたことがあるが、日本政府およびISASは「技術開発と学術研究を目的として開発しているロケットが軍事転用される可能性が非常に高い」という理由のため断っている。なお、H-IIやH-IIAロケットのLE-7シリーズエンジンや慣性誘導装置でも同様の事例がある。
さらに大型固体燃料ロケットの開発中止（凍結という話もある）の決定的な理由としては、行政改革に伴う予算削減の中において、新規ロケット開発の開発予算を計上することは非常に難しいことが財務当局及び国会において指摘されたこと、加えて、ロケット開発予算を減らしてその分を衛星開発費に振り向けることによって、高度な惑星探査や科学探査に必要な機材を開発することが、宇宙計画審議会及び宇宙航空研究開発機構理事会で決定されたためである。