宇宙輸送システムの現状と将来

工学部航空宇宙工学科

中須賀真一

シナリオ

• 宇宙システムあれこれ– ロケット

– 人工衛星 （超小型衛星など含む）

– 深宇宙探査機

– 有人宇宙船

– 宇宙ステーション

• 宇宙空間の「ハイウェイ」：軌道

• 宇宙の輸送系をシステム化する– OTVネットワーク

– 惑星への輸送システムのインフラ化

ロケットによる打上げ

フェアリング分離

モーター分離

１段切り離し

衛星切り離し太陽電池展開

打上げから人工衛星切り離しまで

衛星の業務(ﾐｯｼｮﾝ)・通信・放送・GPS（ｶｰﾅﾋﾞ）・ﾘﾓｰﾄｾﾝｼﾝｸﾞ（地球の写真を撮る）など

地球を回る

H‐IIA,‐IIB (41/42) 開発者NASDA → JAXA →三菱重工

運用機関

NASDA（1 ‐ 5号機）JAXA（6、8、10 ‐ 12号機）RSC（7、9号機）三菱重工（13号機以降）

使用期間 2001年‐現役

打ち上げ数 22回（成功21回）

開発費用 1,532億円

打ち上げ費用 85 ‐ 120億円

物理的特徴

段数 2段総質量 289 t / 445 t（4基）

全長 53 m直径 4 m

軌道投入能力

低軌道10,000 kg /15,000 kg（4基）300 km / 30.4度

太陽同期軌道3,600 kg（夏）/4,400 kg（夏以外）800 km / 98.6度

静止移行軌道4,000 kg/6,000 kg（4基）250 km x 36 226 km / 28 5度

開発費用 205億円（目標）

打ち上げ費用E‐X：53億円（1号機）E‐X：38億円（4号機以降）E‐I：30億円以下（目標）

原型 SRB‐A, M‐Vロケット

公式ページ JAXA イプシロンロケット

物理的特徴

段数3段（基本型）4段（オプション）

ブースター なし

総質量 90.8t全長 24.4 m直径 2.6 m

軌道投入能力

低軌道1,200 kg250 km × 500 km

太陽同期軌道450 kg500 km × 500 km内之浦から打ち上げた場合

EPSIRON (2/2) 液体ロケットと固体ロケット

ロケットエンジン推力＞自重

• ロケット全体の重さよりも大きな力が出ないとロケットは上に飛んで行かない

• 人工衛星の重さが重くなったらどうしますか？

– 大きなロケットエンジンにする

– ブースターを外につける

– 他にどんな方法がありますか？

エンジンの力

重力

人工衛星が乗っている

エンジンをたばねる

ロケットはなぜ飛ぶんだろう？

燃料を高速で噴出する

その反動で前に進む

より早く進むためには、①重い石を ②できるだけ早く投げた方がいい

①燃料の量をできるだけ多くする②エンジンの排気速度をできるだけ早くする（性能を上げる）

石を投げた反動で、船は前に進む。

ロケット推進の数学

• Conservation of Momentum

Rocket velocity: before V→a er V+dVRocket mass： before M→a er M+dM (dM<0)

Exhaustive gas mass: ‐dM, relative velocity: Vx

(M+dM)(V+dV) + (‐dM) (V‐Vx) = MVdV = ‐Vx dM／M

Integrating by M yields; V＝V0(initial velocity)＋Vx ln (M0/M)

Veolocity increment（ΔV）＝Exhausitive velocity×ln （Initial rocket mass／rocket burnout mass）

多段化の意義は？

1st stage  ΔV1=Vx1×ln(1st stage initial mass／end mass）

Vx1

Vx2

2nd stage ΔV2=Vx2×ln(2nd stage initial mass／end mass）

2nd stage mass should exclude as much weight as possible (such as tank, engine mass)e.g.)10/2 → （10+5）/(2+5)  (if mass 5 remains)

Throw away the used structure and engines !!

H‐IIA   (41/42) 開発者NASDA → JAXA →三菱重工

運用機関

NASDA（1 ‐ 5号機）JAXA（6、8、10 ‐ 12号機）RSC（7、9号機）三菱重工（13号機以降）

使用期間 2001年‐現役

打ち上げ数 22回（成功21回）

開発費用 1,532億円

打ち上げ費用 85 ‐ 120億円

物理的特徴

段数 2段総質量 289 t / 445 t（4基）

全長 53 m直径 4 m

軌道投入能力

低軌道10,000 kg /15,000 kg（4基）300 km / 30.4度

太陽同期軌道3,600 kg（夏）/4,400 kg（夏以外）800 km / 98.6度

静止移行軌道4,000 kg/6,000 kg（4基）250 km x 36 226 km / 28 5度

問題２：２８９トンの重さのH‐IIA２０２のうち、燃料は何トンでしょう？

A）１００トン B)１45トン C)２５０トン

ARIANE 571 flights (1996‐2013) 2 failures  2 partial failures

Manufacturer Astrium forESA and Arianespace

Country of origin EuropeSize

Height 46–52 metres (151–171 ft)Diameter 5.4 metres (18 ft)

Mass 777,000 kilograms (1,710,000 lb)

Stages 2Capacity

Payload to LEO G: 16,000 kgES: 21,000 kg

Payload toGTO

G: 6,200 kgG+: 6,950 kgGS: 6,100 kgECA: 10,500 kg

Height 53 metres (174 ft)

Diameter 7.4 metres (24 ft)

Mass 693.81 metric tons (1,529,600 lb) (3 stage)

Stages 3 or 4

Capacity

Payload to LEO 20.7 metric tons (46,000 lb)

Payload toGTO 6 metric tons (13,000 lb)

PROTON388 flights (1965‐2013) 43 failures failures

Height 63 ‐ 72 m (206 ‐ 235 ft)

Diameter 5 m (16.4 ft)

Weight 249,500 ‐ 733,400 kg (550,000 ‐ 1,616,800lb)

LEO Payload 8,600 ‐ 22,560 kg (18,900 ‐ 49,740 lb)

GTO Payload 3,900 ‐ 12,980 kg (8,500 ‐ 28,620 lb)

DELTA IV23 flights (2002‐2013) 1 failures

No. stages Length Diamet Weight Thrust To LEO To GTO1号 3 29.86 m 2.25 m 81.6 t 1,020 kN 300 kg N/A1号D 3 28.22 m 2.25 m 81.1 t 1,101 kN 930 kg N/A2号A 2 31.17 m 3.35 m 190 t 2,786 kN 1,800 kg N/A2号C 2 35.15 m 3.35 m 192 t 2,786 kN 2,400 kg N/A2号E[2] 2(booster×4) 49.686 m 7.85 m 462 t 5,923 kN 9,500 kg 3,500 kg3号 3 43.8 m 3.35 m 202 t 2,962 kN 5,000 kg 1,500 kg3号A 3 52.3 m 3.35 m 241 t 2,962 kN 8,500 kg 2,600 kg3号B 3(booster×4) 54.84 m 7.85 m 425.5 t 5,924 kN 12 ton 5,200 kg

4号B 3 44.1 m 3.35 m 254 t 2,971 kN 4,200 kg (SSO)2,200 kg

4号C 3 45.8m 3.35 m 254 t 2,971 kN 4,200 kg (SSO)2,800 kg

5号 3 25,000 14,000 kg

LONG MARCH75 consecutive success  (1996‐2009)

Manufacturer Yuzhny Machine‐Building PlantCountry of origin Soviet Union (Ukraine)

Height 34.3 metres (113 ft)Diameter 3 metres (9.8 ft)

Mass 211,000 kilograms (470,000 lb)

Stages 3 (4 or 5 with SpaceTug upper stages)

Payload to LEO 4,500 kilograms (9,900 lb)

Payload to ISS 3,200 kilograms (7,100 lb)

Payload to SSO 1600 kilograms

1 stage 2 stage 3 stage 4 stage 5 stage

engine RD‐264 RD‐0255 RD‐869 (ST‐1) (ST‐3)

Thrurst 4,520 kN 755 kN 18.6 kN TBC

Ist 318 秒 340 秒 317 秒

DNEPR(Russia/Ukraine) 18/19

将来のロケットは？

使い捨て→再利用

棒状のロケット→羽のある飛行機形状

人工衛星の基礎

人工衛星の飛ぶ原理－１

遠心力

張力（ひもの引っ張る力） 地球の重心

遠心力

重力

ひも（重力）がないと飛んで行ってしまう

4

速度レベル 5 4 3 2 1

12

3

5

速度を増やすと、落ちるまでの距離が伸びる

あるところから落ちないで地球を回るようになる（４，５）

人工衛星の飛ぶ原理－２

問題３：地球にぶつからないで回る４の速度はどのくらい？A) 時速160kmB) 時速1000kmC) 時速28000km

飛んでいるのではなく落ちている。でも地球が丸いからぶつからない。

人工衛星：宇宙の特徴を利用する

①３次元的な広い視野

通信・放送・GPS・気象・観測

②広い範囲を短時間でカバー(同じ地点上を繰り返し）

観測・災害監視

③大気より上にあること

・宇宙望遠鏡、宇宙観測、太陽発電

④長時間の微小重力環境

・材料・薬品製造実験、ライフサイエンス実験

⑤調べたいものがあること

・粒子、磁気等の観測、惑星

⑥宇宙に行くこと自体が目的

・宇宙旅行、宇宙ホテル

航法衛星（GPS, 準天頂衛星）

←GPS精度：３～5m24機体制(現役）

準天頂衛星→精度：5cm

80cm4機体制(2018）

みちびき

26

世界初の1kg衛星成功 XI-IV(2003）

8kgで30m分解能PRISM(2009）

最先端の宇宙科学Nano-JASMINE

(打上げ待ち）

世界初の超小型

深宇宙探査機PROCYON(2014)

新規技術の宇宙実証XI-V(2005）

60kg級の6m分解能リモセン衛星（3億円、2年で開発）ほどよし1号 ほどよし3号および4号（2014年打上げ）

6m分解能画像 広域画像（千葉） （スリランカ）

超低コスト・短期開発の超小型衛星・宇宙工学・プロジェクトマネジメント教育題材・従来にない新しい宇宙利用・ユーザの開拓- 地球観測・宇宙科学 - 教育・エンタメ- 多数の衛星の連携運用 - 実験・実証

・宇宙科学探査の低コスト実現・外国の最初の衛星の教育支援・企業・県・個人等の「マイ衛星」・安全・安心への貢献（インフラ）

東京大学の超小型衛星プログラム(8機開発、7機打ち上げ）

ロシアのロケット（ROCKOT)での打上げ

2003/06/30 18:15:26 (現地時間)世界初の1ｋｇ衛星XI-IV 宇宙へ！

完成したほどよし３号(左）および4号のフライトモデル（FM)

Space Head Moduleへの搭載作業 6/10 SHMへの搭載状況（左がほどよし4号） 6/10

SHMの封印 6/12

Chiba（６ｍ GSD)

Dubai (6.7mGSD)

AXELSPACE提供 アカロア（ニュージーランド） AXELSPACE提供

ノーベル賞を取ったCOBE衛星

• COsmic Background Explorer（宇宙背景放射探査機）

• 1989年打ち上げ 2.27トン• 宇宙マイクロ波背景放射の

ゆらぎが、背景放射の平均温度である 2.73 K の 1/100,000であることを観測– 等方性⇒ビッグバンの証拠

– 異方性⇒不均質の証拠• 銀河団やボイドの原因

• 2006年ノーベル賞– ジョン・マザー氏（NASA)– ジョージ・スムート氏（UC）

深宇宙探査機：地球の重力を抜ける

月への旅

アポロ１１号

1969年７月16日打ち上げ （８歳５ヶ月）

7月20日 月着陸 (日本時間21日5:17am) 

ちなみに私が生まれた1961年は何が起こった年？

初めて人間が宇宙に行った年（4/12 ソ連のユーリ・ガガーリン）ボストーク１号

初めて衛星が打ち上げられたのが1957年（スプートニク）。それからわずか４年で人間を打ち上げた！

1970年大阪万博 アメリカ館 4時間並んだ月の石

International Space Stations Skylab 1973‐74 Mir 1986‐2001

ホテル王ビゲロウが宇宙ホテルを開発中 宇宙のハイウェイ＝「軌道」

• 重力場での衛星の運動（弾道飛行）– ほぼ「中心天体との２体問題」の解の動きをする

– 他の天体などの重力の影響（外乱）⇒摂動

– 大気抵抗、太陽輻射圧、地球の非対称重力ポテンシャルなどの影響で摂動

• 推力を与えないときの動きは完璧に予測可能

• （ロケットなどで）推力を与えて（軌道移行=インターチェンジ）、次の軌道に移る。その後はまた弾道飛行（ハイウェイ）

• 弾道飛行と軌道移行を組み合わせて、望みの目標地点に行く軌道を設計し、打ち上げた後はそれを「なぞる」ように、軌道修正しながら進む

円軌道のつりあいの速度

答え答え１

答え２

軌道が高いほど遅い

軌道が高いほど早い

円軌道のつりあいの速度の計算

を解くと力　　のつりあいの式　　　　　遠心力＝重

／　　　　　　　　　　　＝

地球の質量　＝　万有引力定数μ　地心重力定数

軌道半径

地心重力定数質量　　重力　＝　

軌道半径

速度質量遠心力＝　

2314

2

2

sm10986.3)(

)()(

r軌道半径

μ地心重力定数速度＝

地表0.46 km/s

高度400km（宇宙ステーション）

7.67 km/s

高度約20000km（GPS衛星）

3.87 km/s

高度約36000ｋｍ（通信放送衛星）

3.07 km/s

静止軌道

つりあいの速度と高度の関係

地球周回のいろんな「軌道計画」

• ミッションにあわせて、様々な軌道を設計する

• ロケットはその軌道まで衛星を運ぶ交通機関

モルニヤ軌道（長楕円軌道）

衛星の真下の点（SSP)の地球上への投影ミッション（衛星の目的）に適応した軌道を

多数衛星のコンステレーション設計

GPS衛星

地上から常に４機以上が見えるように配置

イリジウム

地上から最低１機見え、衛星間通信で全ての地域を連絡できる

低軌道から高い軌道へ輸送する

ロケットは衛星を「静止トランスファ軌道」まで輸送する。衛星が、GTOの遠地点でアポジモーターを吹かして静止軌道に入る

パーキング軌道

アポロ計画：月への軌道計画

- 地球帰還時の大気突入角度が5.7～7.2度の間しか生還できない。軌道設計・誘導制御の精度が必要。

局所水平

高温にさらされる大気突入：進入角度・速度重要

太陽系の探査:目標の星に向かう軌道計画 深宇宙探査軌道の設計

• イオン推進で超微小推力を長時間吹かす

• 地球スイングバイで加速

最初は地球とはやぶさが並進し、途中で軌道修正したあと、1年後にスイングバイ

打ち上げからいとかわ到着まで

• 2003年5月打ち上げ（M‐Vロケット）• 2005年7月リアクションホイール一基故障• 2005年9月いとかわから20kmに到着

– 通信時間は往復で32分– 降下の練習開始（上空7kmまで降下）

• 2005年10月ホイール２基目故障– スラスターとの連携での自動制御プログラム送る

• 11月4日午前4時 1回目の降下リハーサル– 700mで異常検知し、自動的に7kmまでリターン

• 11月9日午前10時 2回目の降下練習（非公開）– 70mまで接近

• 11月12日 3回目の降下練習 ミネルバ放出

提供：JAXA

着陸に向けて

• 2005年11月19日 本番の降下１回目

– 20m、19m、－－－7m でも、着地の信号来ない

– 緊急命令で推進系をふかし100kmかなたへ

– 後解析で、実は30分間着陸していたことが判明

– 問題点を改修してプログラム書き換え

• 2005年11月25日 本番の降下2回目

– 弾丸の発射命令が出されたことが確認。成功！

– しかし、後で、発射されていなかった事が判明

• 知らぬ間に、弾丸を出せという命令を無視するようにプログラムされていたことが判明

帰還時の障害と克服

• 2005年11月26日：ヒドラジン燃料の漏れで姿勢制御不能に– イオンエンジンの中和器を使って制御

• 2005年12月9日 行方不明に

• 2006年1月23日 はやぶさからの信号受信– バッテリ空、燃料なし、の最悪状態

• 2010年帰還の計画が策定される（当初2007年）– 太陽の光の力も利用

– 2007年4月 いとかわの軌道を離れる

• 2009年11月 ４基目のイオンエンジン壊れる– 2基のイオンエンジンを組み合わせて１基分に

修正後のはやぶさの軌道

最終突入時の軌道１時間前 １０分前

５分前 ３分前

カプセルだけが燃えないで、地上にもどってきた

はやぶさ本体は燃え尽きた大気圏突入

着陸地点は数ｋｍ精度で予測可能だった

インパクターの投下・爆発により人工クレーターを作り、中からサンプル回収

・微少重力の元での軌道計画・自律的な軌道移行・状況は数分後に地球で判明

ボイジャー１,２号 スイングバイによる太陽系グランドツアー軌道（1977打上げ、1979木星）

（PRoximate Object Close flYby with Optical Navigation)2014.1２打上げ（H‐IIA、はやぶさ２と相乗り）

1. 50kg級超⼩型深宇宙探査機バス技術実証 （ノミナルミッション）a.深宇宙での発電・熱制御・姿勢制御・通信・軌道決定

b.超⼩型電気推進系による深宇宙での軌道操作

2. 深宇宙探査技術の実証（アドバンストなミッション：加点対象ミッション）c.窒化ガリウムを⽤いた⾼効率X帯パワーアンプによる通信d.深宇宙での超⻑基線電波⼲渉法による航法e.⼩惑星に対する電波・光学複合フライバイ航法f.視線追尾制御による⼩惑星の超近接・⾼速フライバイ観測3. サイエンス観測g.ジオコロナ（地球コロナ）撮像

ミッションシーケンス2014年11⽉： 打上げ

各種技術実証ミッションの実施2015年12⽉： 地球スイングバイ2016年1⽉以降：⼩惑星フライバイミッションの実施

フライバイ相対速度>数km/s

最接近距離数10km

視線制御

視線制御

超近接距離でフライバイし，駆動鏡を⽤いた機上の画像フィードバック視線追尾制御により⾼分解能画像を取得する。

＜⼩惑星に対する超近接・⾼速フライバイ観測の概要＞

太陽

打ち上げ(2014/11/30)

地球スイングバイ(2015/12)

フェーズI

フェーズII⼩惑星フライバイ(2016/01~)

世界初の超小型深宇宙探査機「PROCYON」(58kg)

深宇宙での各種の技術取得に成功- 航法（今いる場所を知る。精度は100km程度）- 非常に長距離の通信（60,000,000kmから窒化ガリウムを使ったアンプにより)- 姿勢制御（磁気を使えない深宇宙での制御：安定度0.01度以上）

67P/Churyumov–Gerasimenko（チュルモフ・ゲラシメンコ彗星）からの⽔素放出の撮影に成功（2015年9⽉13⽇）

１年後、地球にもどってきたときに、近づきながら撮った地球の写真

EQUULEUSEQUilibriUm Lunar-Earth point 6U Spacecraft (6kg nano-satellite)

Mission to Earth Moon Lagrange PointIntelligent Space Systems Laboratory, 2016/08/01

One of 13 EM-1 CubeSatsonboad NASA’s SLS-rocket

SunDV1

DV2

DV3

Lunar flyby sequences

Insertion to EML2 libration orbit using Sun-Earth week stability reagions

Earth-Moon L2 libration orbit

LGA1LGA2

LGA3

Earth

30cm20cm

10cm

Solar Array Paddleswith gimbal

Attitude control unit

Battery

Ultra-stable Oscillator

Transponder

Water resistojet thrusters

X-Band LGA

CDH & EPS

DELPHINUS (lunar impact flashes observation)

PHOENIX (plasma-sphere observation)

Propellant (water) Tank

X-Band LGA

X-Band MGA

20cm

30cm

Inside of EQUULEUS

火星への定期輸送便の検討～卒業設計より～

• 2035年以降、火星に有人基地が設置された状況を想定

• 食料、水、酸素等の物資を基地へと補給

• 今回の補給船はSEL2から火星周回軌道までを担当する

ミッション前提

• 今回設計する輸送船は太陽‐地球L2点から、火星周回軌道への輸送までを担当

• 太陽‐地球L2点には深宇宙港が存在し、輸送船の燃料であるアルゴンを補給

• 水素は冷却して液体の状態で輸送することが適しており、今回の輸送船では輸送物資の対象としない

Solar Sailの輸送機が駐機する「宇宙港」

宇宙輸送インフラの提案－OTVネットワーク

従来システムとのライフサイクルコスト比較 月面基地建設時の輸送システム3通り

３通りのシステムとのライフサイクルコスト比較（センシティビティアナリシスも）

Question 1 :Merit of Multi‐stage Rocket

• Exhaustive velocity = g x Isp– e.g.：LOX/LH2 4400m/s

LOX/RP50 3500m/s

• Required increment to orbit：ΔV=12km/s 

• （Q1）If the rocket initial mass is 100t, then what will be the burnout mass to achieve the required ΔV?

• （Q2）If the rocket initial mass is 100t including 1st stage mass of 70t (fuel is 60t) which is separated after 1st stage burnout, then what will be the burnout mass of 2nd stage to achieve the required ΔV ? 

Question2：Calculation of the velocity of satellite

• What is the circulating velocity?– Space station（height=400km）

– GPS star segment（r=26600km）

– GEO satellite（height=35786km）• （note）Earth radius is 6378km

• What will be the orbital period of each satellite above?  First derive the formula to calculate the period of a satellite with radius r, and calculate the exact number.

• What is the meaning of GEO ?

Question 3: Transportation Infrastructure

• What will be the merits and demerits of establishing an infrastructure of space transportation using fuel stations, as compared with direct launch of rocket ? Discuss qualitatively.– Technological view– Cost view– Flexibility view– Other views

• All the three questions should be answered within 3 pages of A4 size. Japanese language is acceptable.