モジュラーロケット

モジュラーロケットは多段ただん式しきロケットの形態けいたいの一ひとつであらかじめ規格きかく化かされた複数ふくすうの構成こうせいする部材ぶざいの組くみ合あわせを変かえる事ことで多様たような打うち上あげ用途ようとに応おうじる事ことが出来できる。このようなロケットのいくつかは製造せいぞう単価たんかや輸送ゆそう費用ひようや打うち上あげ支援しえん設備せつびの経費けいひを最小さいしょう化かする為ために規格きかく化かされたモジュールを使用しようする事ことにより類似るいじ点てんがある。

特徴とくちょう

規格きかく化かされたモジュールを様々さまざまな打うち上あげ需要じゅように応おうじて組くみ合あわせる事ことにより、規模きぼの経済けいざいにより、量産りょうさん効果こうかによる生産せいさん性せいの向上こうじょう、価格かかく低減ていげんが期待きたいできるため製造せいぞう費用ひよう、輸送ゆそう費用ひよう、打うち上あげ準備じゅんびの支援しえん費用ひよう、準備じゅんび期間きかんを抑おさえることができる。概念がいねんそのものは目新めあたらしいものではなく、宇宙うちゅう開発かいはつ黎明れいめい期きのソビエトでも既すでに導入どうにゅうされていた。

モジュラーロケットの例れい

ユニバーサル・ロケット

詳細しょうさいは「ユニバーサル・ロケット」を参照さんしょう

URシリーズとしてUR-100、UR-200、UR-500、UR-700、UR-900が計画けいかくされ、UR-100は大陸たいりく間あいだ弾道だんどうミサイルを経へて人工じんこう衛星えいせい打うち上あげ用ようのストレラやロコットに転用てんようされ、UR-500は後のちにプロトンロケットになった。

アトラス V

「コモン・コア・ブースター」および「アトラス V」も参照さんしょう

アトラス V 発展はってん型がた使つかい捨すてロケットは液体えきたい燃料ねんりょうロケットによるコモン・コア・ブースターを1段だん目めとして使用しようする。大半たいはんの仕様しようにおいては1本ほんのCCBを固体こたい燃料ねんりょう補助ほじょロケットと共ともに使用しようする。より重おもいペイロードの輸送ゆそうには3本ほんのCCBを1段だん目めに束たばねて使用しようする。CCBはRP-1と液体えきたい酸素さんそを推進すいしん剤ざいとするロシア製せいの推力すいりょく3.8メガニュートン (850,000 lb_f) のRD-180エンジンを使用しようする。液体えきたい推進すいしん剤ざいタンクは従来じゅうらいの加圧かあつによって形状けいじょうを維持いじするタンクではなくアイソグリッド構造こうぞうによる強度きょうど設計せっけいに置おき換かえられた^[1]。

コモン・コア・ブースターの全長ぜんちょうは89フィート (27 m) で直径ちょっけいは12.5フィート (3.8 m) である^[2]。

デルタ IV

「コモン・ブースター・コア」および「デルタ IV」も参照さんしょう

デルタIVは複数ふくすうの仕様しようの1段だん目めとして液体えきたい推進すいしん剤ざいのコモン・ブースター・コアを使用しようする。1本ほんまたは3本ほんの液体えきたい燃料ねんりょうモジュールが1段だん目めとして使用しようされる。大半たいはんのCBCでは周囲しゅういにSRBを備そなえたり、備そなえない場合ばあいがある。ヘビー仕様しようでは3本ほんのCBCを使用しようする。CBCは推力すいりょく2.9メガニュートン (650,000 lb_f) の液体えきたい水素すいそと液体えきたい酸素さんそを推進すいしん剤ざいとして使用しようするロケットダイン製せいのRS-68エンジンが使用しようされる。

アンガラ

「アンガラ・ロケット」も参照さんしょう

ユニバーサル・ロケット・モジュール (URM) はアンガラロケットのモジュラー式しきの液体えきたい燃料ねんりょうロケットの1段だん目めである。仕様しように応おうじて1段だん目めは1,3,5または7本ほんのURMで構成こうせいされる。それぞれのURMはRP-1と液体えきたい酸素さんそを推進すいしん剤ざいとするロシア製せいの推力すいりょく1.92メガニュートン (430,000 lb_f) のRD-191エンジンを使用しようする^[3]。

ファルコンヘビー

「ファルコンヘビー」も参照さんしょう

ファルコンヘビー打うち上あげ機きは標準ひょうじゅん的てきなファルコン9の中央ちゅうおうコアの両側りょうがわに2本ほんの延伸えんしんされたコアステージを液体えきたい燃料ねんりょう補助ほじょロケットとして備そなえた仕様しようである。それぞれのコアはRP-1と液体えきたい酸素さんそを推進すいしん剤ざいとするそれぞれの推力すいりょくが5.6メガニュートン (1,300,000 lb_f) の9基きのマーリン1Dエンジンを備そなえる。3本ほんすべてのブースターコアは再さい使用しようする予定よていである。^[4]

分離ぶんり後ご、両側りょうがわのコアの中央ちゅうおう部ぶのエンジンは軌道きどうを制御せいぎょするために数すう秒間びょうかん、燃焼ねんしょうを継続けいぞくする。^[5]

推進すいしん剤ざいクロスフィード

ファルコンヘビーでは独特どくとくの推進すいしん剤ざいクロスフィード能力のうりょくを備そなえ、両側りょうがわのコアの推進すいしん剤ざいが消費しょうひされて空そらになって分離ぶんりされる準備じゅんびが行おこなわれるまで中央ちゅうおうのコアの大半たいはんの出力しゅつりょくのための燃料ねんりょうと酸化さんか剤ざいが両側りょうがわのコアから供給きょうきゅうされる事ことが計画けいかくされている。^[6] 推進すいしん剤ざいクロスフィードは重量じゅうりょうを2/3に低減ていげんすると共ともに中央ちゅうおうコアの推進すいしん剤ざいを2/3に節約せつやくする事ことを企図きとする（両側りょうがわのブースターは中央ちゅうおうのブースターの9基きのエンジンの3基きのみに供給きょうきゅうする）。これはもはやロケットが余分よぶんな重量じゅうりょうを運はこばない事ことを意味いみする。これは同様どうように通常つうじょうの3段式だんしきロケットのように空中くうちゅうで点火てんかせず、発射はっしゃ時じに中央ちゅうおうコアの始動しどうが可能かのうである事ことを企図きとする。これにより空中くうちゅうでの始動しどうの失敗しっぱいを憂慮ゆうりょしなくてもよい。従来じゅうらいの3段式だんしきの構成こうせいであればファルコンヘビーと同等どうとうの打うち上あげ能力のうりょくを備そなえる場合ばあいには1段だん目めに27基き、2段だん目めに9基きのエンジンを備そなえることで、ファルコンヘビーは合計ごうけい27基きなので9基き分ぶんの費用ひようを節約せつやくする事ことが可能かのうである。推進すいしん剤ざいの供給きょうきゅう系統けいとうを簡略かんりゃく化かできる。

この段だんシステムは普及ふきゅうしたシミュレーションゲームのKerbal Space Program内うちで"アスパラガス段だん"と称しょうされる。この語彙ごいはゲームのコミュニティの外そとでも有名ゆうめいだが、Tom Logsdonの軌道きどう力学りきがくの本ほんの中なかで提案ていあんされたブースターの設計せっけいに由来ゆらいする。技術ぎじゅつ者しゃのEd Keithは創作そうさく者しゃとして帰属きぞくする設計せっけいを"アスパラガス-stalk ブースター"と呼よんだ。(Logsdon, Tom (1998), Orbital Mechanics - Theory and Applications ).^[7]

しかし、推進すいしん剤ざいクロスフィードには大幅おおはばな設計せっけい変更へんこうが伴ともなうなど技術ぎじゅつ的てき難なん度ども高たかく、ファルコンヘビー初号しょごう機きでの採用さいようは見送みおくられた。

OTRAG

詳細しょうさいは「OTRAG」を参照さんしょう

規格きかく化かされた"Common Rocket Propulsion Units" (CRPU) と称しょうする小型こがたロケットを束たばねる事ことによって需要じゅように応おうじた打うち上あげを行おこなう。 1970年代ねんだいにドイツで考案こうあんされ、アフリカで試験しけん機きの打うち上あげに成功せいこうしたが技術ぎじゅつ的てき、政治せいじ的てき理由りゆうにより実用じつよう化かには至いたらなかった。

Neptune

詳細しょうさいは「ネプチューン」を参照さんしょう

アメリカのInterorbital Systemsが検討けんとう中ちゅうのNeptuneは1970年代ねんだいのOTRAGの概念がいねんを踏襲とうしゅうするもので規格きかく化かされた"Common Propulsion Modules" (CPM) という名称めいしょうの小型こがたロケットを束たばねる事ことによって需要じゅように応おうじた打うち上あげを行おこなう^[8]。Neptune 7 (N7) では 1段だん目めには4基き、2段だん目めには2基き、3段だん目めには1基きのCPMがそれぞれ使用しようされる。CPMは1基きの発煙はつえん硝酸しょうさんとテレピン油ゆを推進すいしん剤ざいとする加圧かあつ供給きょうきゅう式しきアブレーション冷却れいきゃくのGPRE-7.5KNTAエンジンを備そなえる^[8]。N7の操舵そうだは対角線たいかくせん上じょうにある各かくエンジンの出力しゅつりょくを加減かげんすることで実施じっしする。35kgの軌道きどう投入とうにゅう能力のうりょくを有ゆうするNeptune 5 (N5) では4基きのCPMを1段だん目め、1基きのCPMを2段だん目め、固体こたい燃料ねんりょうロケットを3段だん目めに使用しようする^[8]。最初さいしょのN7の打うち上あげでは総そう重量じゅうりょう50kgの24機きまでの超ちょう小型こがた人工じんこう衛星えいせいの軌道きどう投入とうにゅうを予定よていする^[8]。

ギャラリー

SDOを打うち上あげる為ために準備じゅんび中ちゅうのアトラス V RD-180エンジンを備そなえる。
気象きしょう衛星えいせいGOES 14を打うち上あげるデルタIV。RS-68エンジンを備そなえる。
ファルコン9と3本ほんの液体えきたい燃料ねんりょうコアで構成こうせいされるファルコン9ヘビー
MAKS-2009で展示てんじされたアンガラ・ロケットの模型もけい

脚注きゃくちゅう

^ Launch Vehicles Archived 2011年ねん11月11日にち, at the Wayback Machine., Lockheed Martin
^ Lockheed Martin Names New Rocket Atlas V, Lockheed Martin
^ Rocket family «Angara», クルニチェフ国家こっか研究けんきゅう生産せいさん宇宙うちゅうセンター
^ Simberg, Rand (2012年ねん2月がつ8日にち). “Elon Musk on SpaceX’s Reusable Rocket Plans”. Popular Mechanics 2012年ねん2月がつ7日にち閲覧えつらん。
^ Nield, George C. (April 2014). Draft Environmental Impact Statement: SpaceX Texas Launch Site (PDF) (Report). Vol. 1. Federal Aviation Administration, Office of Commercial Space Transportation ". p. 2-3. 2013年ねん12月7日にち時点じてんのオリジナルよりアーカイブ。中央ちゅうおうコアのエンジンは離陸りりく後ご、出力しゅつりょくを下さげて、機体きたいの加速度かそくどが最大さいだいに近ちかづくと2基きまでのエンジンを停止ていしする可能かのう性せいがある。両側りょうがわのブースターを分離ぶんり後ご、中央ちゅうおうのコアのエンジンは最大さいだい推力すいりょくに戻もどす。両側りょうがわのコアの中央ちゅうおう部ぶのエンジンは分離ぶんり後ごもブースターの軌道きどうを制御せいぎょするために数すう秒間びょうかん燃焼ねんしょうする。 {{cite report}}: 不明ふめいな引数ひきすう|deadurldate=は無視むしされます。 (説明せつめい)
^ Strickland, John K., Jr. (September 2011). “The SpaceX Falcon Heavy Booster”. National Space Society. 2012年ねん11月24日にち閲覧えつらん。
^ Tom Logsdon (1998). Orbital Mechanics. Wiley-Interscience, New York. ISBN 978-0-471-14636-0
^ ^a ^b ^c ^d Small and sweet: NASA wants a dedicated launch vehicle for cubesats

外部がいぶリンク

EELV: The Next Stage of Space Launch - ウェイバックマシン（2012年ねん2月がつ4日にちアーカイブ分ぶん）
Angara page by Khrunichev Space Center（ロシア語ご）
Angara page on RussianSpaceWeb

[1] Launch Vehicles Archived 2011年ねん11月11日にち, at the Wayback Machine., Lockheed Martin

[2] Lockheed Martin Names New Rocket Atlas V, Lockheed Martin

[3] Rocket family «Angara», クルニチェフ国家こっか研究けんきゅう生産せいさん宇宙うちゅうセンター

[pm20120207-4] Simberg, Rand (2012年ねん2月がつ8日にち). “Elon Musk on SpaceX’s Reusable Rocket Plans”. Popular Mechanics 2012年ねん2月がつ7日にち閲覧えつらん。

[faa201304v1-5] Nield, George C. (April 2014). Draft Environmental Impact Statement: SpaceX Texas Launch Site (PDF) (Report). Vol. 1. Federal Aviation Administration, Office of Commercial Space Transportation ". p. 2-3. 2013年ねん12月7日にち時点じてんのオリジナルよりアーカイブ。中央ちゅうおうコアのエンジンは離陸りりく後ご、出力しゅつりょくを下さげて、機体きたいの加速度かそくどが最大さいだいに近ちかづくと2基きまでのエンジンを停止ていしする可能かのう性せいがある。両側りょうがわのブースターを分離ぶんり後ご、中央ちゅうおうのコアのエンジンは最大さいだい推力すいりょくに戻もどす。両側りょうがわのコアの中央ちゅうおう部ぶのエンジンは分離ぶんり後ごもブースターの軌道きどうを制御せいぎょするために数すう秒間びょうかん燃焼ねんしょうする。 {{cite report}}: 不明ふめいな引数ひきすう|deadurldate=は無視むしされます。 (説明せつめい)

[nss201111-6] Strickland, John K., Jr. (September 2011). “The SpaceX Falcon Heavy Booster”. National Space Society. 2012年ねん11月24日にち閲覧えつらん。

[7] Tom Logsdon (1998). Orbital Mechanics. Wiley-Interscience, New York. ISBN 978-0-471-14636-0

[seradata-8] Small and sweet: NASA wants a dedicated launch vehicle for cubesats

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