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ようたくだら
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1 第 13 回衛星設計コンテスト参加者情報 ( 本ページは開示制限とします ) 1. 応募区分 : 設計の部アイデアの部 2. 作品情報応募者情報 * 作品名 ( 漢字かな英数字合計 20 文字以内 ): 2010 年宇宙の旅 * 作品名副題 :( これは公式文書では省略する場合があります ) 民間による宇宙旅行ビジネスモデルの提案 * 代表者 ( 正 ): 臼田武史氏名 ( フリガナ ): ウスダタケシ所属( 所属学校 < 大学 > 等学部学科研究室学年 : 東京工業大学大学院機械物理工学専攻遠藤高原研究室修士 1 年電話: FAX: 可能なら携帯電話 : usuda@vib.mes.titech.ac.jp 郵便物郵送先学校 < 大学 > 自宅 ( あてはまるものにをして下さい大学宛の場合は学科まで記入のこと) : 東京都目黒区大岡山石川台 1 号館 3 階 357 号室審査結果の通知を上記以外で受信したい場合の通知先/ 手段 / メールアドレス等 * 代表者 ( 副 ): 正の方に連絡が取れない場合は代表者 ( 副 ) の方に行います氏名 ( フリガナ ): 所属( 所属学校 < 大学 > 等学部学科研究室学年 : 電話: FAX: 可能なら携帯電話 : 郵便物郵送先学校 < 大学 > 自宅 ( あてはまるものにをして下さい大学宛の場合は学科まで記入のこと) : 審査結果の通知を上記以外で受信したい場合の通知先 / 手段 / メールアドレス等氏名 ( フリガナ ) 所属学校 < 大学 > 等学部学科 ( 研究室 ) 学年代表者 ( 正 ) 臼田武史 ( ウスタタケシ ) 東京工業大学大学院機械物理工学専攻修士 1 年代表者 ( 副 ) 津留太良 ( ツルタロウ ) 東京工業大学大学院創造エネルギー専攻メンバ1 大越直博 ( オオコシナオヒロ ) 東京工業大学機械宇宙学科学部 4 年メンバ2 増成伸一 ( マスナリシンイチ ) 東京工業大学大学院機械宇宙システム専攻修士 1 年メンバ3 藤原謙 ( フシワラケン ) メンバ4 前佛信也 ( センフツシンヤ ) メンバ5 何文奇 () メンバ6 桝本晋嗣 ( マスモトシンシ ) メンバ7 南那由多 ( ミナミナユタ ) 東京工業大学大学院機械制御システム専攻メンバ8 Thomas Iljic() 東京工業大学大学院機械宇宙システム専攻 ( 注 : 所属学校 < 大学 > 等は代表者と同じ場合は省略可とします )

2 第 13 回衛星設計コンテスト事務局使用欄受付番号 2005 年月日ミッション概要説明書 1. 応募区分設計の部アイデアの部 2. 作品情報応募者情報作品名 ( 漢字かな英数字合計 20 文字以内 ) 2010 年宇宙の旅作品名副題 ( これは公式文書では省略する場合があります ) 民間による宇宙旅行ビジネスモデルの提案氏名 ( フリガナ ) 所属学校 < 大学 > 等学部学科 ( 研究室 ) 学年代表者 ( 正 ) 臼田武史 ( ウスタタケシ ) 東京工業大学大学院機械物理工学専攻修士 1 年代表者 ( 副 ) 津留太良 ( ツルタロウ ) 東京工業大学大学院創造エネルギー専攻メンバ1 大越直博 ( オオコシナオヒロ ) 東京工業大学機械宇宙学科学部 4 年メンバ2 増成伸一 ( マスナリシンイチ ) 東京工業大学大学院機械宇宙システム専攻修士 1 年メンバ3 藤原謙 ( フシワラケン ) メンバ4 前佛信也 ( センフツシンヤ ) メンバ5 何文奇 () メンバ6 桝本晋嗣 ( マスモトシンシ ) メンバ7 南那由多 ( ミナミナユタ ) 東京工業大学大学院機械制御システム専攻メンバ 8 Thomas Iljic() 東京工業大学大学院機械宇宙システム専攻 3. ミッションの概要 ( プレスリリース等で使用するので 200 字程度でわかり易く表現して下さい ) 2010 年宇宙の旅は 2010 年の営業開始を目標として, 飛行機により高空でロケットを打ち出すという低コストな打上げシステムを実現し, 民間による宇宙旅行ビジネスモデルを提案する. まずは, 搭乗員 5 名 ( 乗員 2 名, 乗客 3 名 ) を乗せたカプセルを ISS と同じ高度 400km の周回軌道に到達させることからスタートし, 今後拡大していくであろう宇宙旅行産業の先駆けとなるものである. 4. 目的と意義 ( 目的重要性技術的意義等 ) (a) 目的民間による最初の有人弾道飛行を成功した SpaceShipOne に代表される様に, 近年, ビジネスとしての宇宙旅行の実現が近づきつつある. しかしながら, 実際には, 打上ロケットに求められる高信頼性やロケット自体の規模の大きさから, 必要コストは国家レベルの大きさになり, 採算が採れないのが現状である. そこで, 本ミッションでは, 飛行機によって高空でロケットを打ち出す方式を採用し, 高コストのロケット部を小型化, また, 可能な限り再利用することによって, 従来よりも低コストで軌道への人員輸送システムを確立し, ビジネスとしての宇宙旅行を提案する. (b) 重要性技術的意義等 1957 年に世界初の人工衛星スプートニクが打ち上げられてから現在まで, 宇宙への輸送物資はますます増加し, 輸送手段としてのロケットの需要も高まる一方である. しかしながら, 政府予算の限界や相次ぐ事故などにより, 輸送手段が慢性的に足りていない状況にある. このなかで, 民間による人員輸送システムが実現されることは, この状況の打開につながるものであるし, さらに宇宙旅行ビジネスとして成立させることは, 技術だけでなく, 経済的にも大きな役目を果たすと考えられる. 5. ミッションの方法

3 (a) 本ミッションで提案する宇宙旅行搭乗員 5 名 ( 乗員 2 名, 乗客 3 名 ) を乗せたカプセルを高度 400km の周回軌道にのせ, 軌道を数周する間, 無重力の体感や地球の観察など, 宇宙を体験してもらう. (b) ミッションシーケンス (1) 飛行機内にロケットを格納し, 高度 13km まで上昇 (2) ロケットを放出し, ロケット燃焼開始 (3) 高度 400km の周回軌道に投入 (4) 軌道を数周し, 離脱, 大気圏へ突入 (5) 出発地点に着陸 (c) システム構成 (1) 飛行機エアバス社製ジャンボジェット機 A380( 全長 73m, 最大搭載量 150ton) を, ロケットの格納, 放出ができる様に改造し使用する. (2) ロケット 2 段式とする. 燃料を LOX/LH2 とし,1 段目のエンジンは LE-7A,2 段目のエンジンは LE-5B を使用する. 全長は約 40m, 質量は 77ton (3) 帰還カプセル搭乗員を安全に帰還させる役目を果たす. 軌道離脱後, 大気圏に突入し, 空気抵抗により減速する. その後, パラシュートを 2 段階に分けて展開し, 十分減速させ, 着地の瞬間に逆噴射ロケットを噴射することで, 軟着陸する. 質量は 6ton (4) 機体回収システム機体を再利用するために,1 段目と 2 段目を回収する. 両方とも, 地表付近でパラグライダーにより滑空状態にし, ヘリコプターを用いて空中で捕獲する. その後静かに輸送船へ下し損傷や腐食を避ける. (d) 旅行プラン (1) 基本プラン ~ 地球 7 周の旅 ~ 料金 (1 人 ):\500,000,000 地球を 7 周 ( 約半日 ) 周回することで, 出発地点に上空に戻る. スケジュール L-30day L-7day L-1day L-30min L+0 L+20min 旅行申込み送迎出発前ガイダンス搭乗開始離陸高度 400km 到着必要書類提出基礎的訓練開始ベルト解除代金振込 L+20min ~ 0.5 day ~ R-10min R-10min R +0 R+10min R+1hr L+1day 地球を観察ベルト装着軌道離脱大気圏突入出発地付近に着地健康診断無重力を体感送迎宇宙食を味わう写真, ビデオ撮影地上の人と電話 etc. (2) 結婚式プラン料金 :\2000,000,000 新郎, 新婦, 牧師の 3 人を乗客とし, 軌道上で結婚式を行う. その模様は地上へリアルタイムに送信される. 6. 社会的効果 (1) 宇宙旅行産業への寄与世界初の民間宇宙旅行企業として, 宇宙旅行の実現性を実証し, 産業の拡大に貢献 (2) 経済面数千億円規模の巨大事業であることによる新たな雇用の産出と関連産業の活性化日本の独自産業として, 世界各国に提供 (3) 技術面有人宇宙飛行技術の研究開発によって, 高信頼性技術の発展 JAXA と技術協力関係を結び, 日本の航空宇宙技術をより一層活発化 (4) 日本国民への影響

4 より手軽な宇宙旅行の可能性を示すことで, 将来の宇宙旅行に対する希望を与える. 若い世代の宇宙への興味, 夢を喚起し, 日本の未来を明るくする. 7. 主張したい独創性この宇宙旅行システムの特徴は, 飛行機によりロケットを高空で打ち出すという打上方式にある. この方式自体は, 以前から実行されてきた (SpaceShipOne など ) 方式であるが, 宇宙旅行というビジネスに採用したことで, ロケットを大幅に軽量, 小型にできるのに加えて, 気象条件に影響されない安定した打ち上げを実現できるというメリットがある. さらにもう一つの特徴は, 乗員を含まない機体の回収にヘリコプターを用いたことである. 従来のパラシュートによる洋上回収では着水時の衝撃で変形し, さらに海水に触れることで腐食が起きてしまう. 今回提案するシステムでは空中で打ち出すので既存のロケットより大幅に軽量で, ヘリコプターにより空中でソフトに捕獲することができるようになった. それにより問題点を一挙に解決し, より複雑, 高価なエンジンの回収も可能とした. 8. 具体的な実現方法 ( システムを打上げ, 実験を行うことを想定 ), 製作する範囲並びに費用ロケットの開発費は全備質量が増す程高く, また使い切りのものよりも再利用型の方が高くなる傾向にある. 今回設計したロケットは, 全備質量が H-II の約 1/3, エンジンは既存のものをそのまま利用するということを考慮すると,H-II ロケットの開発費 ( 約 2700 億円 ) を参考にして, 約 900 億円と見積もることができる. 他には, ロケットを上空へ運ぶ飛行機の購入費用, 管制局の整備費用が運用前に必要になると考えられる. 運用時には燃料, 機体回収, 整備などの費用が打ち上げの度に必要なる.1 回に 3 人, 年間 50 回の打ち上げを想定すると,1 人当たり 5 億円の料金を取れば 2 年で回収できる金額である. 必要経費見積もりロケット開燃料 / 機体回収 / 整備 / 飛行機購入管制局整備計発回回回コスト ( 億円 ) 9. 開発製造打上スケジュール開発製造打上スケジュール 2010 年の営業開始を目標とする. 以上

1. 緒言 ~ 宇宙旅行の歴史 ~ 2001 年 4 月 28 日, アメリカの大富豪デニスチトー氏がロシアの宇宙船ソユーズに搭乗し, 国際宇宙ステーション (ISS) に2 週間滞在した. 民間人の全額負担 ( この時は 2000 万トル ) による世界初の宇宙旅行である.

長期間の連続運用が可能な飛行機を 0 段目に用いることで, ロケットを小型化し, 同時に高信頼性部品の使用量も減少させることにより, 低コスト化を実現したロケットといえる. Fig.

1000 万トルを獲得した. (ANSARI X Prize とは, 民間による最初の有人弾道宇宙飛行を競うコンテストで, 賞金を獲得するには 3 人乗りの状態で,2 週間以内に 2 回の飛行を成功させなければならない.) 民間による商業宇宙旅行の実現に大きく前進した瞬間であった. Fig.

アメリカ民間企業のオービタルサイエンシズ社は, 衛星打ち上げ用ロケットとして Pegasus Rocket を開発し,1990 年の初打ち上げ以来, 数十機の衛星を打ち上げている.

5 1. 緒言 ~ 宇宙旅行の歴史 ~ 2001 年 4 月 28 日, アメリカの大富豪デニスチトー氏がロシアの宇宙船ソユーズに搭乗し, 国際宇宙ステーション (ISS) に2 週間滞在した. 民間人の全額負担 ( この時は 2000 万トル ) による世界初の宇宙旅行である. 翌年には, 南アフリカの実業家であるマイクシャトルワール氏も同じ宇宙旅行を体験した. た所で, 分離発射される. 高度 12km という高空からの発射により, 大気の影響が小さく, ロケットが比較的小型になるというメリットがある. また, 巨大な発射塔が不要であることや地上設備の規模を小さくできるというのも利点である. 長期間の連続運用が可能な飛行機を 0 段目に用いることで, ロケットを小型化し, 同時に高信頼性部品の使用量も減少させることにより, 低コスト化を実現したロケットといえる. Fig.1-1 地上からのインタビューに応えるチトー氏これらはいずれも,3 人乗りのソユーズに 1 人便乗するという形であったが,2004 年 10 月 4 日, アメリカの民間企業 Scaled Composites 社が開発した SpaceShipOne が 2 度目の有人弾道宇宙飛行を成功し,ANSARI X Prize の賞金 1000 万トルを獲得した. (ANSARI X Prize とは, 民間による最初の有人弾道宇宙飛行を競うコンテストで, 賞金を獲得するには 3 人乗りの状態で,2 週間以内に 2 回の飛行を成功させなければならない.) 民間による商業宇宙旅行の実現に大きく前進した瞬間であった. Fig.1-3 Pegasus Rocket Fig.1-4 飛行機に搭載される Pegasus Rocket Fig.1-2 SpaceShipOne ~ 飛行機によるロケットの空中発射 ~ ロケットのコストを高くしている要因としては, 生産数の少なさ使い捨て高いリスクに対応して高信頼性部品の多用ロケットの大きさが挙げられる. アメリカ民間企業のオービタルサイエンシズ社は, 衛星打ち上げ用ロケットとして Pegasus Rocket を開発し,1990 年の初打ち上げ以来, 数十機の衛星を打ち上げている. このロケットは, 飛行機の翼下に搭載され, 高度 12km 前後まで上昇し ~ 本ミッションの目的重要性 ~ 本ミッションでは, 有人ロケットを飛行機によって高空で打ち出すことにより, 人員輸送システムの低コスト化を実現し, 民間による商業宇宙旅行のビジネスモデルを提案することを目的とする. 民間による商業宇宙旅行の実現は, 広い分野に渡って, 新しいニーズと可能性をもたらすと予想される. 年間数百億という巨大事業の誕生は, 新たな雇用を生み, 関連産業を活性化させ, 大きな経済効果を与えるだろう. また, 宇宙産業への民間の参入は JAXA との協力のもと, 宇宙研究開発を活発化させると期待される. また, これら技術面経済面の利益とは別に, 宇宙旅行はそもそも, 人々の宇宙への夢希望を湧き立たせるものであり, その実現は社会を明るくするであろう.

6 2. ミッション概要搭乗員を 5 名 ( 乗員 2 名, 乗客 3 名 ) とし,5 名を乗せたカプセルを国際宇宙ステーションの高度と同じ 400km の周回軌道に投入し, 軌道を数周した後, 安全に出発地点に帰還させることを目的とする. (c) 軌道離脱, 大気圏突入 2 段目エンジンを逆噴射し, 軌道を離脱カプセルと 2 段目を分離大気圏へ突入, 減速 2.1 ミッションシーケンス (a) 飛行機で離陸, ロケット放出,1 段エンジン燃焼ロケットを飛行機の機体内に格納し, 離陸上昇する. 高度 13km 地点まで到達して, 巡航速度 M( マッハ )0.8 で飛行しながら, 後部ハッチよりロケット放出. ロケットの 1 段エンジン燃焼開始. Fig.2-3 軌道離脱, 大気圏突入 (d) 帰還,2 段目回収 ~ 帰還カプセル ~ 高度 10km において減速用パラシュートを開傘し, 減速高度 5km において 1000(m 2 ) の大パラシュートを開傘し, さらに減速着地直前に小型ロケットで逆噴射し, 軟着陸 Fig.2-1 飛行機で離陸, ロケット放出 (b) 軌道投入,1 段目回収高度 200km において 1 2 段目分離. 2 段エンジン燃焼し, 高度 400km に到達 1 段目は空気抵抗により減速し降下. 高度 10km において減速用パラシュートでさらに減速高度 5km においてパラグライダー開傘, 滑空状態へヘリコプターにより捕獲, そのまま輸送船へ Fig.2-4 帰還,2 段目回収 ~2 段目回収 ~ 高度 10km において減速用パラシュートを開傘し, 減速高度 5km においてパラグライダー開傘, 滑空状態へヘリコプターにより捕獲, そのまま輸送船へ Fig.2-2 軌道投入,1 段目回収 2.2 ロケットの設計エンジンの選定エンジンの決定には, 既存のエンジンの中から選定を行った. そのエンジンの選定は, ロケットのサイジング, 全備質量, 必要増速量など, さまざまな

要素を用いて決定することができる. その中でも今回は, 商業有人宇宙旅行をすることが目的であるため低コストに抑える必要がある. そのため, 燃費のバロメータである比推力が大きなものを用いることにした. その結果, 使用燃料を 1 段目,2 段目とも液体水素 / 液体酸素を用いた.

1[m/s] 質量 1.8[ton] 直径長さ 2.5[m] 3.4[m] 使用ロケット H-ⅡA 1 段目 Table.2-2 抗や重力による速度損失および初速度を考慮してもとめる. 速度増分を計算する上で, 高空で飛行機によりロケットを打ち出すことの利点は二つある. 一つ目は, 大気密度が地上の 16 % と大幅に薄く, 空気抵抗による速度損失を大幅に減らすことができること.

7 要素を用いて決定することができる. その中でも今回は, 商業有人宇宙旅行をすることが目的であるため低コストに抑える必要がある. そのため, 燃費のバロメータである比推力が大きなものを用いることにした. その結果, 使用燃料を 1 段目,2 段目とも液体水素 / 液体酸素を用いた. この燃料は液体であるため, タンクの中での蒸発量を考慮しなければならないが, それも計算した結果, 燃焼時間に生じる蒸発量は全燃料に対してほとんど無視できる程度であった. 計算結果については推進剤の蒸発量で述べることにする. Table 段目エンジン名 LE-7A 使用燃料 LOX/LH2 推力 (VAC) [kN] 比推力 422[s] 排気速度 [m/s] 質量 1.8[ton] 直径長さ 2.5[m] 3.4[m] 使用ロケット H-ⅡA 1 段目 Table.2-2 抗や重力による速度損失および初速度を考慮してもとめる. 速度増分を計算する上で, 高空で飛行機によりロケットを打ち出すことの利点は二つある. 一つ目は, 大気密度が地上の 16 % と大幅に薄く, 空気抵抗による速度損失を大幅に減らすことができること. 二つ目は,M0.85 という大きな初速度を得られること. 地上から打ち上げた場合, 9.6 km/s 程度必要であるが上記の利点 1 項目につきおよそ 1 km/s, 利点 2 項目で合計 2 km/s 程削減できるという計算になる. そのため飛行機により打ち出す時に必要な増速量は 7.57 km/s となったロケットのサイジング構成は 2 段式ロケットとし, 必要増速量 7.57 km/s が得られるようにサイジングを行った. まず,1 段目,2 段目の構造比と質量比の関係から, 全体質量が一番小さくなる組み合わせを計算で求めた. ただし, このときに実現可能な構造比であるか, 最大加速度が有人ミッションにおける許容加速度 3 G 以下である組み合わせかという 2 点を考慮した. その結果, ロケットの質量構成は Fig.2-9 に示すとおりになり, その全体質量は 77 ton となった. 2 段目エンジン名使用燃料推力 (VAC) 比推力排気速度質量直径長さ使用ロケット Fig.2-5 LE-7A LE-5B LOX/LH [kN] 447[s] [m/s] 0.291[ton] 1.6[m] 2.6[m] H-ⅡA 2 段目 Fig.2-6 LE-5B 必要増速量の見積もり必要な増速量はホーマン型軌道移行を仮定して求めた速度増分に, 地球の自転による周速度, 空気抵まとめ既存のロケットに用いられている地上打ち上げ方式では, 衛星を軌道に投入するためには 9.6 km/s 程度の速度が必要である. そのために H-ⅡA ロケットでは 117 ton もの液体推進剤 (+16 ton の機体質量 ) が必要となっている上, その巨体を持ち上げるために,1 本 76 ton もの重い固体ロケットブースターを 2 本 (152 ton) も用いなければならない. 他の多くのロケットも同様におおよそ 300 ton 弱 ~500 ton 程度の規模である. 今回提案する飛行機により打ち出す方式では次項で述べるとおり 7.57 km/s 程度の増速量で軌道に投入できるこのわずか 2 km/s の削減により必要な液体推進剤は 117 ton から 60 ton 弱まで削減できたそのため, ブースターを使う必要もなく, 全備質量が 77 ton( ペイロードも含む ) と既存のロケット質量に比べ約 1/3 まで大幅に減らすことができた. さらに, 大幅な小型化により回収や補修も容易になり, コストも削減でき繰り返し使用が十分可能である推進剤タンク推進剤タンクの構造設計はロケットの加速度最大のときを圧縮加重最大として, 強度検討を行った. すなわち各段エンジンの燃焼終了直前時点の圧縮荷

重を制限加重にして, それに安全率 1.50 をかけたものを許容応力としてタンクのサイズ, 構造を決定した.1,2 段共タンク材質は軽量で, タンクの材質として一般的な Al-Cu 合金の 2219 を使用, 構造はワッフル構造にして軽量かつ強度を持たせた.( 補強材も 2219 を使用 ) なお, タンク外観は半球ドーム, 円筒タンクを組み合わせた ( 共に半径 1.5 m) 薄肉タンクである.

8 重を制限加重にして, それに安全率 1.50 をかけたものを許容応力としてタンクのサイズ, 構造を決定した.1,2 段共タンク材質は軽量で, タンクの材質として一般的な Al-Cu 合金の 2219 を使用, 構造はワッフル構造にして軽量かつ強度を持たせた.( 補強材も 2219 を使用 ) なお, タンク外観は半球ドーム, 円筒タンクを組み合わせた ( 共に半径 1.5 m) 薄肉タンクである.Fig.2-7,Table.2-3 にタンクの構造, サイズ等を示す. Fig.2-8 フェアリング概観以上の結果から, ロケットのサイズと質量構成が Fig.2-9 の様にまとめられる. Fig.2-7 推進剤タンク Table.2-3 推進剤タンク (1 段目 ) 直径板厚補強材間隔 b 円筒長さ質量座屈応力推進剤タンク (2 段目 ) 直径板厚補強材間隔 b 円筒長さ質量座屈応力 3 m 3 mm 300 mm 15.7 m 1.22 ton 49.3 MPa 3 m 0.7 mm 300 mm 7.75 m 0.30 ton 41.6 MPa フェアリングの設計大気中上昇時に空気流や空力加熱からペイロードを保護するために, フェアリングを装着させる. このフェアリングは大気層を通り抜けた後, 廃棄するための分割分離装置を有している. 軽量を主として考え, 材質は Al-Cu 合金 2219( 厚さ 3mm) である. 構造は左右 2 つの部分に分割してつくられ, クラムシェル開頭方式を採用. また, 空力加熱を考慮してフェアリング表面全体には, 使用温度域 649 ~1260 の高温用シリカタイル HRSI(8.02kg/m2) をコーティングし熱対策を行う.( フェアリング総質量 kg(2219: kg,hrsi:1.28 kg)) Fig.2-8 にフェアリング概観を示す. Fig.2-9 ロケットサイズ ( メートル )& 質量 (ton) 2.3 飛行機の設計飛行機からロケットを打ち出すことを考えた場合, その飛行機に要求されることは, まず積載能力である. 現在, 世界最大のジェット機は 2006 年就航予定のエアバス社 ( 仏 ) の A380 である.A380 は全長 73 m 直径 7.14 m, 最大ペイロード 150 ton であり, 今回設計したロケットのサイズおよび総質量が m 直径 3 m,77.01 tons を打ち出すのに適当な機体であると考えられる.

9 具体的に, ロケットを A380 で打ち上げる場合, 離陸時にロケットをその機内に格納し, 高度 13 km で A380 機体後部のハッチを開きロケットを打ち出す. したがって,A380 の機体に対して内部にロケット格納スペースを設け, 打ち出しをスムーズに行える機構を加える必要がある. 飛行機の離陸地点は, ロケットの打ち上げ, 製造, メンテナンス, 輸送等のコストを考えた場合, 赤道付近かつ宇宙基地に近い場所が適当であるので, ブラジルのアルカンタラもしくはパプアニューギニアのバイアク島付近から離陸するのが有利である. また, 打ち出し後のロケットのテレメトリーデーターの中継を打ち出した飛行機が担うこともできる飛行機に関するデータを Table.2-4 にまとめる. ロケットに使用するエンジンは 1,2 段共に LOX/LH 2 であるので, ロケット打ち上げまでの燃料の蒸発も考慮した. Table.2-4 離陸地点 : 赤道上 ( アルカンタラ, バイアク島付近 ) 経路角 7 度迎角 3 度離陸時推力 : [kn]( エンジン GP7277(4 機 )) 上昇定常飛行推力 [kn] 高度 13100m 到達時間 557 [s] (M=0.85) 飛行機燃料 9.05 ton(sfc [lb/lb/hr]) ロケット燃料蒸発量 0.17 [ton](556 s) 2.4 カプセルの地上着陸カプセルの帰還着陸方法はパラシュートと滑空によるものが主であるが, 帰還機体を有翼にすると打ち上げ飛行時に抵抗となり翼の強度等の問題があり不利である. したがって, カプセルの着陸方法は比較的単純なパラシュートを用い以下の手順で行う. なお, 着地ポイントは輸送等のコストを考え離陸した時と同じ飛行場を想定している. 高度 10 km で, パラシュートの展開が始まる.2 つのパイロットパラシュートが展開. 降下速度が ~80 m/s 程度に減速続いてドラッグシュートが切り離される. そして, メインシュートが (1000 m 2 ) が展開. パラシュートの終端速度の計算より, 速度が更に 7.4 m/s へ減速. 地上 2m 程度で逆噴射ロケットにより軟着陸を行う. カプセルの動き, 場所は常にモニターされ着陸後速やかに回収される. 以下にメインパラシュートの終端速度の計算を示す. v = 2Mg CρA 3 M = 7000[ kg], C[ ] ρ = 2.48[ kg/ m ] 2 3 A = 1000[ m ]* C , ρ [ kg / m ] 2.4 帰還カプセルの設計カプセルの設計にあたって再突入時の空力加熱の問題を考慮した上, 軽量かつ耐熱性に優れ再使用可能なカプセルの構造を検討した. カプセルの大気圏突入速度はおよそ, マッハ数 M~25 に相当するので超音速流下で空力加熱を受ける. 帰還カプセルはソユーズ ( ロシア製 ) 型カプセルを参考にし, 日本で開発中の HOPE-X の大気圏再突入軌道に沿った曲率半径 1 m 換算の壁面の放射平衡温度 T we を参考に T w ( 曲率半径 ) -1/8 の関係からカプセルの許容温度を求めた. なお,HOPE-X の最高放射平衡温度 T we は高度 km の 1500 K であるので, それを採用した. r0 1/ 8 Tw = 1500 ( ) = 1380 [ K ] r0 HOPE r = 3[ m], r = 1[ m] 0 0 HOPE 以上の計算から, 帰還カプセルのサイズと耐熱剤等の検討を行った. カプセルの主構造剤は Al-Cu 合金の 2219 を使用し, カプセル底部のキャップ部分には再使用可能な耐熱断熱材で使用温度域 1260~ 1593 の RCC(C/C 複合材 ) を, それ以外の胴部等は使用温度域 1260~1593 の HRSI( 高温用シリカタイル ) を使い分け,Al 合金材の温度が強度上の許容温度約 150 以下になるように熱絶縁する. カプセルのサイジングの概要を Fig.2-10 に示す. Fig.2-10 カプセルのサイジング段目の回収 1 段目を回収し, 再使用すれば高価なエンジン等を新たに購入または製造する必要がなく経済的である. しかし, パラシュートのみの回収では着地時の衝撃が無視できず再使用することが厳しくなる. そこで, 着地時の衝撃をなくすために 1 段目を空中にて回収することを考えた.1 段目の回収方法として軽量でコンパクトなパラグライダーを用い, 適度

10 な速度での滑空時に 1 段目を追跡するヘリにて回収する. 具体的に,1 段目切り離し後, 高度 10 km で 1 段目に搭載した補助パラシュート展開. 速度減速. 高度 5 km でパラグライダー展開. 回収時の 1 段目の飛行速度を以下の計算より求める. w min 4 = 3πAR 2W ρc L, Wmin 3 ρ = 0.8[ kg / m ], W = [ N] 2 CL, W = 1.0, S = 30[ m ], AR = 6.0[ ], L / D = 10 min w = 6.36[ m / s], U = 8.38[ m / s] min 0.76U S ( L/D) max ( L/D) max 上記の, 沈下速度 w, 水平飛行速度 U の飛翔体をヘリにて回収. 2.6 緊急脱出方法旅行者の安全確保のために緊急脱出方法は重要であるが, 現在, 宇宙飛行において緊急時の脱出は成功しているとは言えない. 今回, 脱出方法として RRSS 社ドイツの IRDT(innovative inflatable Re-entry and Descent Technology) を参考に新しい脱出方法を検討した. 緊急時に窒素等タンクのガスを使用し, カプセルと 2 段目を切り離す. 高度 10 km でもしパラシュートが開かない場合, 帰還用カプセル搭載の膨張式の機体モジュール (IRDT 参考 ) でカプセルより脱出. この緊急時用のモジュールはタフで柔軟なポリマー製で軽量化 (130 kg 程度 ) をはかり, エアバック式にパウダーから窒素ガスを精製し膨張する. また, 機体表面に耐熱コーティングを施せば, 再突入も可能である. したがって, このモジュールを用いれば, 周回軌道航行時の緊急脱出等への応用もはかれ有用な緊急脱出手段であると考えられる. 3.1 コストロケットの開発費は全備質量が増す程高く, また使い切りのものよりも再利用型の方が高くなる傾向にある. 今回設計したロケットは, 全備質量が H-II の約 1/3, エンジンは既存のものをそのまま利用するということを考慮すると,H-II ロケットの開発費 ( 約 2700 億円 ) を参考にして, 約 900 億円と見積もることができる. 他には, ロケットを上空へ運ぶ飛行機の購入費用, 管制局の整備費用が運用前に必要になると考えられる. 運用時には燃料, 機体回収, 整備などの費用が打ち上げの度に必要なる.1 回に3 人, 年間 50 回の打ち上げを想定すると,1 人当たり 5 億円の料金を取れば 2 年で回収できる金額である. Table.3-1 必要経費見積もりコスト ( 億円 ) ロケット開発 900 飛行機購入 100 管制局整備 5 燃料 / 回 0.5 機体回収 / 回 2 整備 / 回 1 計提供サービス我々の提供できるサービスについてまとめる. 基本的には生命維持装置, 放射線対策, デブリ対策の簡略化のため長時間滞在はしない. 基本プランのスケジュールを Table.3-2 に示す. Table.3-2 L(Launch)-30day 旅行申込み必要書類提出代金振込 L-7day 送迎基礎的訓練開始 L-1day 出発前ガイダンス L-30min 搭乗開始 L+0 離陸 L+20min 高度 400km 到着ベルト解除地球を観察無重力を体感 L+20min ~ 0.5 day ~ R(Reentry)-10min 宇宙食を味わう写真, ビデオ撮影地上の人と電話 etc. R-10min ベルト装着 R +0 軌道離脱 R+10min 大気圏突入 R+1hr 出発地付近に着地 L+1day 健康診断送迎 Fig.2-11 緊急脱出用モジュールその他にも以下のサービスも提供可能である. 宇宙結婚式新郎と新婦と神父の 3 人で宇宙空間での結婚式. 素材提供素材としての宇宙画像や映像などの提供や, 映

画の撮影等々. 衛星の軌道投入低軌道への衛星投入. 3.3 開発製造打上運用スケジュール 2010 年, 第一号機打ち上げ, 営業開始を目標とすると, 開発製造スケジュールは Table.3-3 の様になる. Table.3-3 開発製造スケジュールまた, 将来的には 1 機について 1 週間に 1 回の打ち上げ頻度で運用を行う.

11 画の撮影等々. 衛星の軌道投入低軌道への衛星投入. 3.3 開発製造打上運用スケジュール 2010 年, 第一号機打ち上げ, 営業開始を目標とすると, 開発製造スケジュールは Table.3-3 の様になる. Table.3-3 開発製造スケジュールまた, 将来的には 1 機について 1 週間に 1 回の打ち上げ頻度で運用を行う. また,2012 年には,2 号機ロケットを製造し,2 機あわせて 3 日に 1 回の打ち上げ頻度で運用を行う. さらに,2015 年末までに, 高度 400km に宇宙ホテルを建設し, 宇宙での長期滞在, 旅行サービスの向上を目指す. Table.3-4 打ち上げ運用スケジュール開発計画 4. 結言本稿では, 民間による商業有人宇宙旅行のビジネスモデルを提案した. ロケットを打ち上げるのに, 飛行機を用いて高空で打ち出す方式を採用することで, 低コスト化が可能であることを確認し, 実際に 5 名の搭乗員で商業宇宙旅行を行うことは, 技術的にもコスト的にも実現し得ることを示した. このミッションが実現すれば, 将来巨大な市場になると予想される有人宇宙旅行産業の先駆けとなり, 技術的にも経済的にも大きな効果を与えると考えられる. 参考文献 [1]A380 : [2]GP7277: [3]Soyuz: [4]RRSS 社 : [5] ロケット工学松尾弘毅監修 ( コロナ社 ) [6] 宇宙工学概論小林繁夫著 ( 丸善株式会社 ) [7] 応用空気力学相原康彦著東京大学出版会 ) [8] ロケット工学基礎講義富田信之 ( コロナ社 ) [9] 航空工学 Ⅲ 東昭著 ( 裳華房 )

資料9-5 イプシロンロケットの開発及び打上げ準備状況（その１）

資料9-5 イプシロンロケットの開発及び打上げ準備状況（その１）資料 9-5 宇宙開発利用部会説明資料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 ( 第 9 回 )H25.4.4 イプシロンロケットの開発及び打上げ準備状況 1. 経緯 2. イプシロンロケットの概要 3. 開発状況 4. 打上げ準備状況 5. まとめ宇宙航空研究開発機構宇宙輸送ミッション本部イプシロンロケットプロジェクトチームプロジェクトマネージャ森田泰弘 1. 経緯 (1) 開発移行前