1

東京工業大学平成17年度宇宙工学基礎

ロケットの実際 冨田信之

1. 航法・誘導・姿勢制御1.1　航法1.2　誘導

2.　液体ロケット推進システム2.1　ガス押し式とターボポンプ式2.2　比推力の変遷とと混合比2.3　サイクル2.4　LE-5とLE-7

3. 　打ち上げロケット3.1　ロケットシステムの基本構成3.2　世界の打ち上げロケット

1　航法・誘導・姿勢制御

• 航法（navigation）– ロケットの位置・速度・姿勢を決定する機能

• 誘導(guidance)– 種々の外乱により生ずる飛行経路誤差を修正し，目

標軌道に所定の精度で投入する機能

• 姿勢制御(attitude control)– ロケットの姿勢を所定の方向に向ける機能

2

航法・誘導・姿勢制御

1.1　航法

• 電波航法(radio navigation)• 慣性航法(inertial navigation)• 天測航法(celestial navigation)• GPS航法(GPS Navigation)

3

慣性航法の方式比較　ストラップダウン(Strap-Down) 方式　　ステイブルプラットフォーム(Stable Platform) 方式

ストラップダウン方式計算機能

4

ステーブルプラットフォーム方式

ステーブルプラットフォーム方式計算機能

5

1.2　誘導

• 開ループ誘導（プログラム誘導）• 閉ループ誘導（電波誘導，慣性誘導）

– 打ち上げ後，大気圏を出るまではGravity turnを行なわせ，積極的に誘導を行なわない（開ループ誘導）

– 大気圏を出てからの誘導方式には，間接誘導方式と直接誘導方式とがある

• 誘導の手段– エンジン推力軸の傾き制御– エンジンのshut down

間接誘導法(Implicit方式）

• デルタ誘導法（Delta guidance）– 速度ベクトルを制御

• 軌道適応制御法– 推進薬消費最小となるよう操舵量を制御– SaturnⅠBロケットに用いられた

6

直接誘導法(Explicit方式)

• ロケットの現時点を初期位置とし，目標状態を終端点とする２点境界値問題の解をon-boardで求め，その結果で誘導を行なう

• 準最適誘導方式– 双線形タンジェント則(Atlas, Titan,Centaur,Arianne)– 線形タンジェント則

– 線形則

• 最適誘導方式

電波誘導

7

慣性誘導システム

Ring Laser Gyro (サニャック効果を利用したジャイロ）

8

2　液体ロケット推進システム

2.2　ガス押し式とターボポンプ式

9

2.3　比推力の変遷と混合比

混合比

10

ガス発生器サイクル

2.3　エンジンのサイクル

タップオフサイクル

11

エキスパンダブリードサイクル

エキスパンダサイクル

12

LE-5 エンジン

LE-7 エンジン

13

3.1　ロケットシステムの基本構成

ロケットシステム•　ロケット本体（専用）•　打ち上げシステム（専用）

•　地上点検設備（AGE）•　打ち上げ設備

•　追跡管制システム（汎用）•　レーダ・ステーション•　テレメータ・ステーション•　保安用コマンド送信装置

3.2　世界の打ち上げロケット打ち上げロケットの評価

•　打ち上げ能力（GTO,LEO）•　信頼性（信頼度と成功率は異なる）•　コスト

14

Ariane 4

Booster: solid, liquid First Stage: Viking VC(N2O4/UH25)Secind Stage: Viking VI B (N2O4/UH25)Third Stage: HM7B (LOX/LH2)

AR4-4LPM0:420 tonMGTO: 4290 kgMLEO: 9100 kg$90～110M86機打ち上げ83機成功（3機失敗）（1999まで）

Ariane 5

Booster: solidFirst Stage: Vulcan LOX/LH2Second Stage: Aestus MMH/N2H4

M0: 737 tonMLEO: 16000 kgMGTO: 6800 kg$150～180M

2004年までに8機打ち上げ7機成功（1機失敗）

15

DELTA II

Booster: solidFirst Stage: RS-27A (LOX/RP-1)Second Stage: AJ10-118K(N24/A50)

DELTA 7925M0: 231.87 tonMLEO: 5140 kgMGTO: 1870 kg$50～60M

120機打ち上げ118機成功（失敗2機）(1989～2005)

DELTA IV

Booster: GEM60First stage: RS-68 (LOX/LH2)Second stage: RL108-2 8LOX/LH2)

DELTA IV HM0: 733.4 tonMLEO: 25800 kgMGTO: 10843 kg#149M～170M4機打ち上げ4機成功(2002～2005)

16

H-IIA

Booster: LRB(liquid LE-7A)　SRB-A(solid) 　　SSB(solid, CASTERIVAXL)

First stage: LE-7A(LOX/LH2)Second stage: LE-5B(LOX/LH2)

H-IIA 2024M0: 289 tonMLEO: 11730 kgMGTO: 5000 kg$75～90M8機打ち上げ7機成功

長征（LONG MARCH）

LM-2EBooster: YF-20(N2O4/UDMH)First stage: YF-21 (N2O4/UDMH)Second stage:YF-22 (N2O4/UDMH)

M0: 460 tonMLEO: 9500 kgMGTO: 3500 kg$45～55M88機打ち上げ80機成功（長征全シリーズ：最近は46機連続成功）

17

PROTON

First Stage: RD-253(NTO/UDMH)Second Stage: RD-0210(NTO/UDMH)Third Stage: RD-0210(NTO/UDMH)4th Stage: RD-58MLOX/kerosene)

PROTON KM0: 691.50 tonMLEO: 19760 kgMGTO: 4350 kg$90～98M292機打ち上げ259機成功（33機失敗）

SOYUZ

S5.92(NTO/UDMH)

17D61(NTO/UDMH)

11D33(LOX/kerosene

3rd stage

RD-118(LOX/kerosene)

RD-108(LOX/kerosene)

RD-108(LOX/kerosene)

2nd stage

RD-117(LOX/kerosene)

RD-107(LOX/kerosene)

RD-107(LOX/kerosene)

1st stage

Soyuz STSoyuz UMolniya

SOYUZ UM0: 305 tonMLEO：4100 kgMGTO: ー$30～40M1982年～70機打ち上げ70機成功

18

Soyuz発射装置

ROCKOTFirst stage: RD-0233(NTO/UDMH)Second stage: RD-0235(NTO/UDMH)Third stage: S5.98M(NTO/UDMH)

SS-19 ICBMの転用$13～15M

DneprFirst stage: RD-0264(NTO/UDMH)Second stage: RD-0229(NTO/UDMH)

SS-18 ICBMの転用$10～20M