H-IIBロケット
H-IIB | |
---|---|
![]() H-IIB 8 | |
![]() | |
JAXA、 | |
JAXA(3 | |
2009 | |
| |
9 | |
271 | |
147 118 | |
H-IIAロケット | |
H3ロケット | |
JAXA - H-IIBロケット | |
2 | |
ブースター |
4 |
531 t[4] | |
56.6 m[4] | |
5.2 m( | |
19,000 kg[5] 300 km / 30.4 | |
250 km x 36,226 km / 28.5 | |
ロングコースト |
5,500 kg[6] ⊿V=1500m/s |
HTV |
16,500 kg[4]( 200 km x 300 km / 51.7 |
![](https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/0/04/H-II_series.png/270px-H-II_series.png)
H-IIBロケット(エイチツービーロケット 、エイチにビーロケット、H2Bロケット)は、
開発 の経緯
[開発 計画 の変遷
[H-IIA
諸 外国 でも数 例 しかない非対称 な(回転 対称 にならない)ロケットとなり、その制御 に若干 の困難 が予想 される。当時 台頭 が予想 された外国 の新型 ロケットは、複数 衛星 打上 げにより衛星 1機 あたりの打上 げ費用 を大幅 に低減 する方向 であり、H-IIAロケット民営 化 後 の重要 な課題 となり得 たこと[12]。- H-IIロケット8
号機 打 ち上 げ失敗 の原因 となったLE-7を改良 したLE-7Aを3基 も使用 することで、その信頼 性 確保 に難点 がある。
この
- H-IIAの
第 1段 機体 を直径 4 mから5 m級 に拡張 して主 エンジンLE-7Aを2基 装備 する。 固体 ロケットブースタ(SRB-A)を4本 装着 する。
こうしてH-IIAロケット
その
H-IIBロケットではH-IIAロケットと
開発 費用
[開発 担当 企業
[JAXAと
- JAXA - システム
仕様 の設定 、高 リスクの開発 試験 (エンジン2基 同時 燃焼 試験 、試験 機 打 ち上 げ)、打 ち上 げ関連 設備 等 の基盤 整備 を担当 。 三菱重工業 -詳細 設計 以降 の開発 の取 りまとめ、製造 設備 等 の整備 を担当 。- IHI - LE-7Aターボポンプ、LE-5Bターボポンプを
担当 。 - IHIエアロスペース -
固体 ロケットブースター、火 工 品 、ガスジェット装置 を担当 。 川崎重工業 - フェアリングを担当 。- NEC -
誘導 制御 計算 機 、テレメーター送信 機 、レーダートランスポンダー、指令 破壊 受信 機 を担当 。 日本航空電子工業 -慣性 センサーユニットを担当 。三菱 プレシジョン -制御 電子 パッケージ、レートジャイロパッケージを担当 。三菱 スペース・ソフトウエア -誘導 プログラムを担当 。
構成 と諸 元
[38.2 m | 15.1 m[20] | 10.7 m | 15.0 m (5S-H) 16.0 m (4/4D-LC) | |
5.2 m | 2.5 m | 4.0 m | 5.1 m (5S-H) 4.0 m (4/4D-LC) | |
202 t ( |
306 t (4 |
20 t | 3.2 t (5S-H) (アダプタ、 | |
エンジン(モータ) | LE-7A ( |
SRB-A3 | LE-5B-2 | N/A |
177.8 t | 263.8 t (4 |
16.6 t | ||
LOX/LH2 | ポリブタジエン HTPBコンポジット |
LOX/LH2 | ||
2,196 kN(224 tf) (エンジン2 |
9,220 kN(940.8 tf) ( |
137 kN(14 tf) | ||
440.0 sec | 283.6 sec | 448.0 sec | ||
352 sec | 114 sec ( |
499 sec | ||
ジンバル | ジンバル ガスジェット | |||
レートジャイロパッケージ VHFテレメトリ |
レーダトランスポンダ(Cバンドトラッキング) テレメータ ( |
H-IIBロケットの
- 7
号機 では、SRB-Aの固体 推進 薬 は265.5t(4本 合計 の最大 値 、試験 機 では263.8t)、1段 目 の液化 酸素 は152.7t(最大 値 、試験 機 では150.7t)、1段 目 の液化 水素 は27.2t(最大 値 、試験 機 では27.0t)、2段 目 の液化 酸素 は14.1t(最大 値 、試験 機 では13.9t)、2段 目 の液化 水素 は3.1t(最大 値 、試験 機 では3.0t)となっている。この他 に、1段 目 気 蓄器の常温 ヘリウムは84リットルが5個 (最大 予想 作動 圧力 (MEOP)は30.8MPaG、試験 機 では83.5リットルが5個 )、2段 目 気 蓄器の常温 ヘリウムは84リットルが2個 (30.8MPaG、試験 機 では83.5リットルが1個 )、2段 目 気 蓄器の極 低温 ヘリウムは85.5リットルが3個 (13.0MPaG、試験 機 では11.0MPaG)で、また、SRB-Aの分離 モーター(最大 値 )とイグナイターの固体 推進 薬 は合 わせて206.3kg(試験 機 では203.9kg)、ロケット各 段 ・SRB-A・ペイロード分離 部 ・フェアリングの火 工 品 は合 わせて18.5kg(試験 機 では18.3kg)、2段 ガスジェットのヒドラジンは108kg(最大 値 、試験 機 では72kg)、1段 目 エンジン部 の作動 油 は84リットルが2個 (試験 機 では83.5リットルが2個 )となっている(以上 試験 機 の数値 は標準 値 )。[25][26]
- LE-7A(
再生 冷却 長 ノズル)型 ロケットエンジン(推進 剤 :液体 酸素 /液体 水素 )をクラスター化 し2基 搭載 、キャビテーション対策 にインデューサの改良 をした液体 酸素 ターボポンプを適用 している[10]。開発 段階 において一部 メディアで、実質 新規 開発 エンジン「LE-7B」を第 1段 に使用 するとの誤報 があった。LE-7Aは当初 からクラスター搭載 に対応 して設計 されており、H-IIBに使用 されるLE-7AはH-IIA用 とほぼ同 一 設計 である。クラスター化 に伴 い、2基 1組 でないと作動 しないということはなく、領収 燃焼 試験 は1基 ずつ行 っている。クラスター化 の開発 には新規 性 があまりなく、次世代 へのエンジン設計 技術 の継承 にあまり役 にたなくて困 ったという[27]。 - H-IIAからタンク
直径 を4mから5.2mに拡大 、全長 を1m伸長 することにより推進 薬 量 を約 1.7倍 に増大 させている[28]。従来 よりタンクの溶接 はTIG溶接 (Tungsten Inert Gas(Welding Method))で行 われてきたが[10]、MHI名古屋 航空 宇宙 システム製作所 によりロケットタンクの溶接 では世界 で初 めて円周 方向 にもFSW(摩擦 攪拌接合 )が導入 された[29][2]。タンクドームにはMHI広島 製作所 にて開発 された大型 スピニング成型 ドーム(これまでボーイングのみ実用 化 [18])が採用 され国産 化 されている[15][2][29]。 推進 系 では、エンジン2基 に対 しタンク底部 から2系統 独立 した推進 薬 供給 配管 を適用 し開発 リスクを低減 、バルブやアクチュエータ等 のコンポーネントは極力 H-IIAと共用 とした。エンジンカバーはアルミ合金 製 セミモノコック構造 で、楕円 形 に2機 をまとめて覆 っている[10]。段 間 部 はH-IIAロケットと同 じ炭素 繊維 複 合 材 ハニカム構造 で、長 さが短縮 され(円錐 台形 状 のアルミ合金 製 セミモノコック構造 の段 間 部 アダプタがあるため)補強 も行 われている。試験 機 では白色 塗料 の耐 熱 コーティングがされていたが、2号機 以降 は削除 し黒色 にすることで、軽量 化 による打 ち上 げ能力 の向上 を図 っている[30]。
- LE-5B-2
型 ロケットエンジン(推進 剤 :液体 酸素 /液体 水素 )を1基 搭載 。基本 仕様 は14号機 以降 のH-IIAロケット第 2段 と共通 であるが、フェアリングの大型 化 に伴 う応力 の増加 に対応 して外 板 部 の一部 が補強 された。2号機 では第 2段 機体 の制御 落下 実験 を実施 致 するため、機体 の改修 (タンク加圧 用 ヘリウム気 蓄器追加 、2段 エンジン再 着火 信号 回路 遮断 機能 追加 、搭載 機器 等 の熱 対策 、制御 落下 シーケンスの追加 等 )を行 った[30]。 制御 落下 は、主 ミッション終了 したのちに第 2段 機体 をより安全 に[注 2]処置 することを目的 とし、地球 1周回 後 に種子島 から確認 できる約 300秒間 にLE-5Bエンジンのアイドルモード燃焼 (推力 3%)で第 2回 燃焼 を60秒間 行 い、機体 を南太平洋 へ落下 させる[31]。制御 落下 は日本 のロケットとしては初 めてで、試験 機 では確実 な打 ち上 げを優先 したため、その成果 を踏 まえ2,3号機 で技術 開発 のための落下 実験 が行 われた[32][31]。南太平洋 が落下 地域 に選 ばれたのは、陸地 から離 れており、波 が高 く船舶 がいないためで、また2段 機体 は地球 2周 目 以降 は電池 が持 たないので制御 落下 は地球 1周回 後 の1度 きりであり、GO/NOGO判断 は機械 が自動的 に判断 する[31]。その後 のHTVミッションの打上 げでは、第 2段 制御 落下 を定常 的 に実施 している[33]。7号機 と8号機 [34]には第 2段 機体 の気 蓄器の搭載 箇所 に円錐 形 をした「ロケット再 突入 データ取得 システム」が取 り付 けてあり、第 2段 の破壊 の様子 や、再 突入 時 やのデータを分離 、再 突入 後 に海面 から送信 する[35]。
- IHIエアロスペースが
製造 する固体 ロケットブースタでH-IIAロケットと共通 。SRB-A3を4本 装着 する。H2A204と同 じく長 秒 時 型 モータを使用 し最大 動 圧 を低減 する推力 パターンをもつ。2号機 の打上 げにおいて、片方 のストラットが抜 けにくくなり分離 のタイミングに差 が見 られた。このためストラットのホルダ部分 の設計 変更 を行 った[36]。
川崎重工 が開発 ・製造 するフェアリングで[37]、打 ち上 げ時 の振動 や大気圏 を抜 けるまでの空気 抵抗 、空 力 加熱 から衛星 を保護 するためのカバーである。アルミ合金 製 で、ハニカム構造 の部材 を両側 から挟 み込 む形 となっており、表面 には白色 の断熱 塗料 が塗布 されている[22]。チタン製 のノッチボルト550本 で固定 されていて、分離 の際 に誘導 線 の爆発 によりノッチボルトを切断 して切 り離 す[18]。HTVミッションには、H-IIAロケットで用 いているフェアリング(5S型 、12m)を3m伸 ばしたHTV用 フェアリング(5S-H型 、15m)を用 いる[2]。1,300mmの大型 のアクセスドアを設 け、打上 げ前 にフェアリング内 のHTVにアクセスできる構造 とした[2]。GTOミッションには、4/4D-LC型 フェアリングによる衛星 2機 同時 打 上 げを想定 し、ロケット全体 の設計 を実施 している。- H-IIBの
開発 で苦労 したのがこの5S-H型 フェアリングであった。5S型 に比 べて大型 化 したことによりかかる力 が変 わったため、フェアリングと第 2段 を接合 するボルト部分 が打 ち上 げ時 に想定 される荷重 の1.25倍 の負荷 をかける荷重 試験 に耐 えられなくなり、1回 目 と2回 目 の試験 で破断 が相次 ぎ、3回 目 は第 2段 とフェアリングの直径 が違 うことにより接続 部分 で横 に力 がかかったため挙動 が不安定 になり試験 が中止 されている[18]。H-IIBは安価 な開発 を目標 としていたため、特注 品 のボルトと接合 部分 の大幅 な設計 変更 は不可能 であり、軽量 かつ強固 なフェアリングを実現 するのに苦労 し、4回 目 の試験 で合格 したのが打 ち上 げ1ヶ月 前 の2009年 8月 11日 、フェアリングが完成 したのは打 ち上 げの1週間 前 になってからであった[27][18]。この問題 の対策 として、1号機 では破損 部 および周辺 部 の補強 と荷重 をかけた時 の分離 面 の滑 りを抑制 するピンの設置 等 を実施 し、2号機 には更 なる分離 機構 の強度 余裕 を向上 させることを目的 として、分離 機構 の設計 変更 (分離 ボルトの形状 変更 と分離 機構 部 の構造 の最適 化 )を実施 した[2]。
アビオニクス
- 2
号機 までは、H-IIAと同 じく、RX616リアルタイムOSと32ビットMPUのV70を採用 したNECが開発 した誘導 制御 計算 機 を搭載 していた。3号機 からはJAXA情報 ・計算 工学 センターが開発 した新型 のTOPPERS/HRPリアルタイムOSと、NECが開発 したV70より10倍 高性能 の64ビットMPUのHR5000を採用 した新型 誘導 制御 計算 機 と新型 慣性 センサユニットが搭載 される。新型 誘導 制御 計算 機 は高速 ・小型 ・軽量 ・モジュール化 が図 られており、新型 MPUボードはイプシロンロケットも含 んだ今後 のJAXAロケットの共通 基盤 となる。この新 しいアビオニクスはH-IIAの22号機 以降 にも適用 される[38]。
移動 発射 台 (ML)は、旧 増強 型 対応 で設計 されコア位置 の変更 等 が容易 な第 3移動 発射 台 (Yoshinobu Movable Launcher 3:ML3)を改修 して用 い、射 点 は種子島宇宙 センター吉信 第 2射 点 (LP2)を使用 する。VABは、H2A204にも対応 可能 な第 1整備 組立 棟 (VAB1)を避 け、第 2整備 組立 棟 (VAB2)を改修 して用 いる。- 8
号機 では移動 発射 台 開口 部 からの火災 発生 により打 ち上 げが中止 になった。火災 原因 はエンジンから滴 り落 ちた液体 酸素 が開口 部 の耐 熱 材 にかかり静電気 が発生 、着火 源 となり断熱 材 が燃焼 したこと。この日 の天候 は風 が弱 く酸素 の拡散 が少 なかったことなど。[39](詳細 はH-IIBロケット8号機 #火災 事故 を参照 )。静電気 防止 対策 や耐 熱 材 の破損 対策 はH-IIAやH3の移動 発射 台 にも反映 される。
打 ち上 げ実績
[( |
||||||
---|---|---|---|---|---|---|
(1 |
![]() |
2009 2 |
HTV |
HTV |
HTV | |
2 |
![]() |
2011 14 |
「こうのとり」2 |
HTV |
1 ミッション | |
3 |
![]() |
2012 11 |
「こうのとり」3 |
HTV |
3 ミッション こうのとり3 | |
4 |
![]() |
2013 4 |
「こうのとり」4 |
HTV |
4 こうのとり4 | |
5 |
![]() |
2015 20 |
「こうのとり」5 |
HTV |
8 こうのとり5 また、 | |
6 |
![]() |
2016 22 |
「こうのとり」6 |
HTV |
こうのとり6 | |
7 |
2018 2 |
「こうのとり」7 |
HTV |
9月11 | ||
8 |
2019 1 |
「こうのとり」8 |
HTV |
9月11 | ||
9 |
2020 2 |
「こうのとり」9 |
HTV |
想定 されていた商業 打 ち上 げ
[H-IIBはHTVだけでなく
H-IIA202
履歴
[- 1996
年 (平成 8年 )8月 -宇宙 ステーション補給 システム(HTV)及 び3トン級 静止 衛星 の打 ち上 げ能力 を持 つH-IIA増強 型 (LRB案 )試験 機 の「開発 研究 」に着手 [10]。 - 1999
年 (平成 11年 ) -宇宙 開発 委員 会 にて、平成 14年度 の打 ち上 げを目標 に、平成 12年度 からのH-IIA増強 型 試験 機 の「開発 」フェーズへの移行 についての妥当 性 に関 する評価 ・審査 が行 われ、移行 が妥当 であると承認 された。 - 1999
年 (平成 11年 )12月 -宇宙 開発 委員 会 にて、H-IIロケット8号機 の失敗 を教訓 にH-IIA標準 型 の開発 を優先 することを了承 。H-IIA増強 型 の開発 は段階 的 に着実 に実施 する事 としながらも「開発 」着手 を見送 る事 とし、打 ち上 げ目標 年度 の平成 15年度 への延期 を了承 [69]。 - 2001
年 (平成 13年 )8月 -宇宙 開発 委員 会 にて、打 ち上 げ目標 年度 の平成 17年度 へのさらなる延期 を了承 [70][71]。 - 2002
年 (平成 14年 )5月 10日 -宇宙開発事業団 のプレスリリースに、新 たなH-IIA能力 向上 案 (H-IIA+)の記事 が載 る[72]。 - 2002
年 (平成 14年 )6月 -宇宙 開発 委員 会 にて、H-IIA標準 型 以上 の能力 を持 つロケット(H-IIA増強 型 )を開発 する場合 には、H-IIA標準 型 を開発 基盤 に民間 に主体性 を持 たせた官民 共同 開発 を行 う方針 を了承 。また、官民 の関係 者 からなるH-IIA民営 化 作業 チームを文部 科学 省 に設置 することを了承 した[73]。 - 2003
年 (平成 15年 )4月 -上記 作業 チームにおいて続 けられてきた、従来 のH-IIA増強 型 の開発 の進 め方 についての見直 しの検討 がとりまとめられ、H-IIA増強 型 の開発 の見直 し、官民 役割 分担 の考 え方 、民間 を主体 とした開発 の進 め方 等 についての考 え方 が示 された。 - 2003
年 (平成 15年 )8月 -宇宙 開発 委員 会 にて、H-IIA増強 型 の開発 の見直 し内容 と根拠 についての妥当 性 に関 する評価 ・審査 が行 われ、平成 19年度 に試験 機 を打 ち上 げることを目標 に、新 たな能力 向上 案 (H-IIA+)を基 に「開発 研究 」フェーズに移行 することが妥当 であると判断 され承認 された[74][75][76]。 - 2005
年 (平成 17年 )7月 27日 -宇宙 開発 委員 会 にて、開発 移行 前 審査 を行 い、「開発 」フェーズ(基本 設計 フェーズ)への移行 が妥当 であると判断 され承認 された[77][注 4]。 - 2005
年 (平成 17年 )8月 - H-IIA能力 向上 型 の名称 をH-IIBロケットに変更 。 - 2005
年 (平成 17年 )9月21日 -民間 を主体 とした官民 共同 開発 の枠組 みに関 して、JAXAとMHIの間 で基本 協定 を締結 した[29]。JAXAが基本 設計 や各種 試験 、打 ち上 げを担当 し、詳細 設計 から製造 までをMHIが担当 する。 - 2005
年 (平成 17年 ) -基本 設計 、詳細 設計 、開発 基礎 試験 等 を実施 。 - 2006
年 (平成 18年 ) - 17年度 作業 を継続 し、システム設計 および開発 試験 等 を実施 。 - 2008
年 (平成 20年 ) - MHI田代 試験場 にて厚 肉 タンクステージ燃焼 試験 (BFT)を3月12日 から8月 11日 までに8回 実施 。 - 2009
年 (平成 21年 )4月 - H-IIB試験 機 (翌 年度 飛行 する実機 )を種子島宇宙 センターの射 点 に据 え付 け、実機 型 タンクステージ燃焼 試験 (CFT)を4月 2日 と4月 22日 に実施 。 - 2009
年 (平成 21年 )7月 11日 -種子島宇宙 センターにおいて地上 総合 試験 (GTV)を実施 。 - 2009
年 (平成 21年 )9月11日 -午前 2時 1分 、H-IIB試験 機 (1号機 )の打 ち上 げに成功 した。ミッションはHTV技術 実証 機 の軌道 投入 。 - 2012
年 (平成 24年 )9月26日 - 3号機 の打上 げ成功 を踏 まえ、4号機 以後 の打上 げは宇宙 航空 研究 開発 機構 から三菱重工業 に打 ち上 げ業務 が移管 することに合意 [1]。 - 2020
年 (令 和 2年 )5月21日 -午前 2時 31分 、HTV9号機 を搭載 したH-IIB9号機 の打 ち上 げに成功 し、運用 を終了 した。
実物 大 展示 モデル
[![](https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/a/a1/HIIB_F_NAGOYA_S_M.jpg/290px-HIIB_F_NAGOYA_S_M.jpg)
H-IIBの
受賞
[2010
後継 機
[H-IIBロケットは2020
脚注
[注釈
[- ^
宇宙 開発 における計画 管理 は進捗 によって「研究 (研究 →概念 設計 )」→「開発 研究 (予備 設計 )」→「開発 (基本 設計 →詳細 設計 →維持 設計 )」→「運用 」の4つの段階 (フェーズ)に分 かれている。要求 に基 づき仕様 や計画 を決 めるのが「研究 」、使用 や計画 を詳細 に文書 化 し、新 技術 の試作 をし実現 性 の目処 を付 け、開発 体制 を構築 するのが「開発 研究 」、設計 についての各種 解析 をし、全体 の試作 品 から実機 を作 り、各種 試験 を行 うまでが「開発 」である。「開発 研究 」までが企画 立案 フェーズ、「開発 」以降 が実施 フェーズである。宇宙 開発 委員 会 は各 フェーズアップに対 する審査 を行 う。この一連 の開発 手法 をNASAではPPP(Phased Project Planning)と呼 び、NASDAが取 り入 れたものである。5.評価 実施 のための原則 (文部 科学 省 公式 サイト)、設計 品質 確保 の思想 航空 宇宙 エレクトロニクスに学 ぶ「信頼 性 設計 」(Tech Village 2006年 3月 28日 )、図 1宇宙 開発 委員 会 における宇宙 開発 プロジェクトの評価 システム(宇宙 開発 委員 会 公式 サイト)を参照 。 - ^
高度 200×300km傾斜 角 51.7度 のHTV軌道 に乗 った第 2段 機体 は、空気 抵抗 により通常 打 ち上 げ後 3日 程度 で落 ちてくるが、落下 地域 が不 確定 のため極 めて低 い確 率 であっても死傷 率 はゼロにはならない。 - ^ RAIKO・WE WISH・FITSAT-1(
日本 )、TechEdSat(米 )、F-1(米 越 瑞 共同 )の5機 [49]。 - ^ H-IIA
能力 向上 案 については1週 前 の宇宙 開発 委員 会 (第 26回 )の議題 (2)で一言 話題 に上 ったのみで、決定 自体 は第 27回 に行 われた。
出典
[- ^ a b c 『H-IIBロケットの
打上 げ輸送 サービスへの移行 について』(プレスリリース)JAXA、2012年 9月 26日 。2015年 8月 19日 閲覧 。 - ^ a b c d e f g h i j k l m n o p “H-IIBロケット
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平成 14年 第 18回 宇宙 開発 委員 会 資料 平成 14年 第 18回 宇宙 開発 委員 会 議事 録 - ウェイバックマシン(2002年 10月 18日 アーカイブ分 )我 が国 の宇宙 開発 利用 の目標 と方向 性 - ウェイバックマシン(2002年 12月22日 アーカイブ分 )- H-IIAロケット
輸送 能力 向上 に係 る評価 結果 - ウェイバックマシン(2003年 10月 16日 アーカイブ分 ) - 18
年度 予算 概算 要求 に向 けたJAXAの研究 開発 プロジェクトの概要 (PDF) - JAXAにおける
信頼 性 確保 に向 けた取 り組 みの実施 状 況 について (PDF) - H-IIBロケットの
開発 状 況 について (PDF) - H-IIBロケット
試験 機 プロジェクトに係 る事後 評価 について (PDF)
その