構成・諸元

ウィキペディア小見出し辞書

構成・諸元

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/04/25 13:59 UTC 版)

「RPS-420」の記事における「構成・諸元」の解説

全長9.5mの2基の補助ブースタを使用した4段式全段固体燃料ロケットで、推進剤にはHTPB系コンポジット推進薬を使用する。第1段コア及びブースタ、第2段、第3段はRX-420と同様直径420mmの固体ロケットモータを使用し、第4段にはRX-320と同様の直径320mmの固体ロケットモータを使用する。L-4Sロケットに似ており、1段目には誘導装置を備えず、重力ターン方式で打ち上げられる。 ＼主要諸元一覧全長9.5m ペイロード50kg / 300 km LEO 段数(Stages)第1段ブースタ第2段第3段第4段使用モータRX-420 RX-420 RX-420 RX-420 RX-320 各段全長4.39 m 4.1 m 2.52 m 0.75 m 0.53 m 各段直径0.42 m 0.42 m 0.42 m 0.42 m 0.32 m

構成・諸元

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/04/08 16:37 UTC 版)

「LS-Cロケット」の記事における「構成・諸元」の解説

第1段に固体ロケット、第2段に液体ロケットを使用した2段式の構成をもつ。第1段、第2段ともに三菱重工業が製造した。第1段は566mmで固体推進剤は旭化成が担当した。第2段の構成は号番によって異なり、LS-C-Dではダミー、1号機では硝酸と非対称ジメチルヒドラジンを推進剤とする二重壁構造のLE-1エンジン、2号機から6号機では硝酸とエアロジン-50を推進剤とする管構造のLE-2エンジン、7号機では四酸化二窒素とエアロジン-50を推進剤とする管構造のLE-3エンジンが用いられた。 主要諸元一覧（1号機）諸元全長10.3m 全備質量2,338kg 段数第1段第2段各段全長7.1m 3.2m 直径566mm 600mm 平均推力15.5tf 3.5tf 比推力210s 178s 燃焼時間10.16s 38.9s

構成・諸元

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/04/08 16:36 UTC 版)

「LS-Aロケット」の記事における「構成・諸元」の解説

第1段に固体ロケット、第2段には酸化剤として硝酸を用い、燃料としてケロシンを用いる液体ロケットを使用した2段式の構成をもつ。第1段は東京大学生産技術研究所SR班の固体燃料ロケットで実績のあるプリンス自動車、第2段は秋水や防衛庁の液体ロケット研究で実績のある三菱造船が製造を担当した。 当初第1段は東大で開発済みのロケットモータを使用する計画であったが、その交渉に手間取ったため1機目の飛翔実験に間に合わず、推進剤を減らした上段（サステーナ）のみを単段式ロケットとして実験を行った。 主要諸元一覧諸元全長7.553m 全備質量765kg ペイロード40kg 段数第1段第2段各段全長3.008m 4.545m 直径350mm 300mm 各段点火時質量765kg 290kg 推進薬過安系コンポジット 硝酸/ケロシン 推進薬質量300kg 140kg 平均推力6tf 1tf 比推力217s 195s 燃焼時間10s 25s 燃焼圧45kg/cm2 20kg/cm2 質量比1.65 1.93

構成・諸元

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/03/09 20:11 UTC 版)

「ディアマンロケット」の記事における「構成・諸元」の解説

部分別の改良が継続して行われ、初期型の「ディアマンA」と後期型の「ディアマンB P4」では大きく異なるものとなっているが、共通して液体燃料の第1段と固体燃料の2,3段という構成をもつ3段式ロケットである。

構成・諸元

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/04/11 09:28 UTC 版)

「アンタレス (ロケット)」の記事における「構成・諸元」の解説

アンタレスは第1段に液体燃料を用いる2段または3段式ロケットであり、前身のトーラスロケットとは大きく異なるものとなっている。 第1段エンジンは旧ソ連が有人月飛行を目的として開発していたN-1ロケット用の第1段エンジンNK-33をエアロジェット社が購入して電装系等の改修を行ったAJ26-62エンジンを2基使用し、第1段タンクはウクライナのユージュノエ (Yuzhnoye) 及びユージュマシュ (Yuzhmash) が製造するゼニット第1段タンクの全長を短縮したものが用いられる。 第2段はキャスター120を短縮することでATKが新規開発したキャスター30を採用した。また、拡張型第2段としてプラット・アンド・ホイットニー・ロケットダインが開発したメタンを燃料とするPWR35Mエンジンを使用する構成も計画されていたが、2011年4月に、キャスター30の性能向上型であるキャスター30XLを採用する方針に変更された。最初の2機の試験フライトでは第2段にキャスター30Aを使用し、次の2機ではキャスター30Bを使用。4号機からキャスター30XLに切り替えて打上げ能力を強化した。 シグナスの軌道投入は2段式のアンタレスによって行われる予定であるが、人工衛星や宇宙探査機の打ち上げにおいてはオプションとして2種類の第3段が用意されている。標準型第2段を用いた通常の人工衛星の打ち上げの場合には、軌道投入精度の向上と軌道高度の上昇を目的として、OSCがSTAR Busの推進系を流用して開発した2液式推進系Bi-Propellant Third Stage (BTS) を使用する。惑星探査機等の打ち上げにおいてはATKが開発したスター48BVをキックモータとして使用する。 アビオニクスとしてはOSCが開発し、同社のロケットで使用して飛行実績があるMACH (Modular Avionics Control Hardware) コンポーネントを採用した。 ＼主要諸元一覧全長40.5 m 代表径3.9 m 全備質量290 t 段数(Stage)第1段第2段第3段（オプション）フェアリング標準型拡張型BTSキックモータ各段全長27 m 3.5 m 6.0 m 2.9 m 2.07 m 9.9 m 各段代表径3.9 m 2.36 m 2.36 m 2.4 m 1.24 m 3.9 m 各段質量269 t 14 t 26.3 t 1.5 t 2.2 t 0.972 t 使用エンジンAJ26-62（2基） キャスター30 キャスター30XL BT-4（3基） スター48BV N/A 推進剤LOX/RP-1 TP-H8299 TP-H8299 MON-3/N2H4 TP-H3340 推進剤質量256 t 12.8 t 24.2 t 2 t 乾燥質量18,715 kg 1,185 kg 2,100 kg 180 kg 155 kg 真空平均推力3,803 kN 258.9 kN 474 kN 1.33 kN 68.6 kN 真空比推力331 s 294.7 s 329 s 292.1 s ノズル膨張比27 50 56 54.8 有効燃焼時間213 s 143 s 156 s 3,100 s 88 s

構成・諸元

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/08/05 22:33 UTC 版)

「ペンシルロケット」の記事における「構成・諸元」の解説

日本油脂の固体推進剤製造設備の関係から、即座に供給可能な推進薬の例として朝鮮戦争時にバズーカ用に生産された全長123mm、直径9.5mm、内径2mm、1本5,000円のダブルベース火薬が提示され、このサイズに合わせて機体の設計が行われた。推進薬としては前述のダブルベース火薬をベースに、過塩素酸カリウムを減量してグラファイトを増量するなど、組成を変更し安全性を高めたものを村田勉が新たに開発した。推進剤の点火薬としては黒色火薬が用いられた。機体の材料には太平洋戦争中航空機用として製造され富士精密工業の材料倉庫に眠っていたジュラルミン チ-201 を使用し、熱環境が厳しい先端部には真鍮やステンレスを用いている。機体の設計は垣見恒男、ノーズコーンや尾翼の設計は玉木章夫が行った。

構成・諸元

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/06/04 03:01 UTC 版)

「シャヴィト」の記事における「構成・諸元」の解説

いずれも最上段に球形固体ロケットモータを用いる3段式の全段固体燃料ロケットである。

構成・諸元

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/08/04 21:56 UTC 版)

「シグナス (宇宙船)」の記事における「構成・諸元」の解説

シグナスは既存の技術を最大限活用し再構築することでリスクを抑え、低コストで信頼性の高いシステムを実現する。サービスモジュール (SM) と与圧貨物モジュールの2つの部分で構成される。

構成・諸元

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/03/08 22:39 UTC 版)

「トーラスロケット」の記事における「構成・諸元」の解説

通常の場合ロケットの初段は第1段と表記するが、OSCではトーラスの初段を第0段と表記している。これはトーラスがペガサスの地上発射バリエーションとして開発されたという経緯によるもので、これを踏まえ本項では初段を第0段と表記する。 トーラスは第0段から第3段または第4段までで構成される4段または5段の全段固体燃料のロケットであり、モータは全てATKランチ・システムズ・グループ（旧チオコール）が製造する。第0段ブースタとしてピースキーパーICBMの第1段であるTU-903や、キャスター120を採用し、その上段としてペガサスとほぼ同じモータを用いる構成をもつ。上段モータのペガサスとの主な差異は翼や可動ノズル推力偏向制御(MNTVC)能力の有無による姿勢及び誘導制御方式の違いのみであるが、一部モータでは推進剤量にも差異が認められる。第4段はオプションであるが2008年までに使われたことはない。 トーラスの構成は4桁の数字によって表記され、おおまかに1000番台のSSLVトーラス、2000番台の標準型トーラス、3000番台のトーラスXLの3種に区分される。他にフェアリングや第3段の種類、第4段の有無によってさらに細かく区分されている。構成と番号の対応を以下に示す。 トーラスabcd型式番号abcd構成フェアリング径第3段第4段0N/A N/A N/A 無 1SSLVトーラス 63インチ オライオン38 N/A 2トーラス 92インチ N/A N/A 3トーラスXL N/A スター37FM スター37FM SSLVトーラス 数字による区分で1000番台にあたる軍事用トーラスである。ARPA(現DARPA)が使用する場合はARPAトーラス、空軍が使用する場合はエアフォース・トーラスと呼ばれるが、構成は同一のものであり、共に第0段ブースタとしてピースキーパーの初段TU-903を採用しているのが特徴である。3機が打ち上げられ全て成功している。 トーラス 数字による区分で2000番台にあたる商業打ち上げ用の標準型トーラスである。SSLVトーラスとの差異は第0段ブースタにキャスター120モータを採用している点にある。このモータはATKがTU-903をもとにして商業打ち上げを行うアテナ用に開発したものである。第0段の最大加速度や構造質量が改善されており、軌道投入能力は向上している。3機が打ち上げられ、1機が失敗した。 トーラスXL 数字による区分で3000番台にあたる商業打ち上げ用の増強型トーラスである。標準型と異なり1,2段にペガサスXLと同様の拡張型モータを用い、軌道投入能力の向上が図られている。3機が打ち上げられ、2機が失敗した。 ＼SSLVトーラストーラストーラスXL全長26 m 27 m 32 m 代表径2.35 m 全備質量69 t 69 t 77 t ペイロード28.5° 400km LEO98° 400km SSO1,180 kg / LEO750 kg / SSO 2110 1,259 kg / LEO889 kg / SSO 3110 1,458 kg / LEO1,054 kg / SSO 2210 1,047 kg / LEO695 kg / SSO 3210 1,276 kg / LEO882 kg / SSO 段数(Stage)第0段使用モータTU-903 キャスター120 各段全長10.70 m 12.77 m 各段代表径2.35 m 2.35 m 各段質量53,400 kg 53,077 kg 推進剤- TP-H1246 推進剤質量49,000 kg 49,005 kg 真空平均推力1,711 kN 1,685 kN 真空比推力275 s 279 s ノズル膨張比- 16.3 有効燃焼時間78.8 s 79.5 s 段数(Stage)第1段使用モータオライオン50ST オライオン50S XLT 各段全長8.46 m 9.88 m 各段代表径1.27 m 各段質量13,405 kg 16,181 kg 推進剤QDL-1 推進剤質量12,157 kg 15,023 kg 真空平均推力454.1 kN 614.5 kN 真空比推力286 s 286 s ノズル膨張比26.7 24.8 有効燃焼時間75.0 s 68.4 s 段数(Stage)第2段使用モータオライオン50T オライオン50 XLT 各段全長2.67 m 3.10 m 各段代表径1.27 m 各段質量3,379 kg 4,518 kg 推進剤QDL-1 推進剤質量3,025 kg 3,924 kg 真空平均推力114.5 kN 160.4 kN 真空比推力292 s 291 s ノズル膨張比52.1 43.5 有効燃焼時間75.6 s 69.7 s 段数(Stage)第3段使用モータオライオン38 各段全長1.34 m 各段代表径0.97 m 各段質量896 kg 推進剤QDL-1 推進剤質量770 kg 真空平均推力32.2 kN 真空比推力287 s ノズル膨張比49.3 有効燃焼時間68.5 s 段数(Stage)第3段または第4段（オプション）使用モータスター37FM 各段全長1.69 m 各段代表径0.93 m 各段質量1,148 kg 推進剤TP-H3340 推進剤質量1,066 kg 真空平均推力47.2 kN 真空比推力290 s ノズル膨張比48.2 有効燃焼時間62.7 s

構成・諸元

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/08/13 04:45 UTC 版)

「シムルグ (ロケット)」の記事における「構成・諸元」の解説

第1段に4基の主エンジンをクラスター化した全長27m全備質量77tの多段式ロケットである。この第1段主エンジンは、サフィールの第1段エンジンと同じものであり、北朝鮮のノドンのエンジンを改良したものであると見られており、銀河2号や銀河3号と同様の構成になると推測されている。第1段には主エンジンの他にバーニアが備えられており、これにより誘導制御が行われる。 公式には高度500kmの低軌道に100kgの打ち上げ能力をもつとされているが、打ち上げ能力は約60kgであるという報道もある。 また、将来的には同様の第1段エンジンを用いて高度1,000kmの軌道に700kgの衛星を投入することも可能であるとされている。

構成・諸元

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/10/20 09:33 UTC 版)

「アテナ (ロケット)」の記事における「構成・諸元」の解説

3段構成のLLV Iとアテナ I、4段構成のアテナ IIがあり、計画のみではあるがアテナ IIに補助ブースタをつけたアテナ IIIというものも存在する。最下段には当初ピースキーパーの初段が用いられていたが、後に変更され、同モータの商用版改良型であるキャスター120が採用されている。上段にはタイタンロケットのIUS等で実績のあるオーバス21Dモータが用いられ、最上段には「Orbit Adjust Module(OAM)」と呼ばれる1液式ヒドラジンモータを使用することで、固体燃料のみの場合よりも正確な軌道投入を行うことを可能とした。また、オプションとしてキックモータを搭載することが可能であり、ルナ・プロスペクターの打ち上げでは用いられた。 LEO打ち上げ能力は高度185kmのもの。

構成・諸元

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/04/14 08:18 UTC 版)

「ペガサス (ロケット)」の記事における「構成・諸元」の解説

3段のOrion固体ロケットモータで構成され、軌道投入精度を向上させるためにオプションとして液体上段 (HAPS : Hydrazine Auxiliary Propulsion System) を搭載することも可能である。姿勢制御は初段がデルタ翼と3枚の尾翼によって、上段はMNTVCによって制御される。 ペガサス 最初期の構成。6機が打ち上げられ4機が成功した。 ペガサス・ハイブリッド 母機がNB-52Bからスターゲイザー（ロッキード L-1011 トライスター改造機）へ変更された。4機が打ち上げられ全て成功している。2009年現在ペガサス・ハイブリッドにおいて第4段HAPSが用いられたことは無い。 ペガサスXL 最も一般的な構成。30機が打ち上げられ3機が失敗している。 ＼ペガサスペガサス・ハイブリッドペガサスXL全長15.43 m 17.41 m 翼幅6.71 m 代表径1.27 m 全備質量19.27 t 22.69 t ペイロード350 kg / 28.5° 200km LEO 440 kg / 28.5° 200km LEO 母機NB-52B L-1011改スターゲイザー 懸架場所翼下パイロン 胴体下 段数（Stage）第1段使用エンジンOrion50S Orion50SXL 全長8.86 m 10.27 m 代表径1.27 m 質量14,020 kg 15,383 kg 推進剤QDL-1 推進剤質量12,163 kg 15,014 kg 真空平均推力464.8 kN 625.9 kN 真空比推力294 s 295 s ノズル膨張比35.3 34.3 有効燃焼時間75.3 s 68.6 s 段数（Stage）第2段使用エンジンOrion50 Orion50XL 全長2.67 m 3.11 m 代表径1.27 m 質量3,379 kg 4,341 kg 推進剤QDL-1 推進剤質量3,025 kg 3,925 kg 真空平均推力114.5 kN 160.5 kN 真空比推力292 s 289 s ノズル膨張比52.1 43.5 有効燃焼時間75.6 s 69.4 s 段数（Stage）第3段使用エンジンOrion38 全長1.34 m 代表径0.97 m 質量896 kg 推進剤QDL-1 推進剤質量770 kg 真空平均推力32.2 kN 真空比推力287 s ノズル膨張比49.3 有効燃焼時間68.5 s 段数（Stage）第4段（オプション）使用エンジンHAPS (MR-107K) 全長0.8 m 代表径0.4 m 質量100 kg 推進剤ヒドラジン 推進剤質量41 kg 真空平均推力0.67 kN 真空比推力235 s ノズル膨張比- 有効燃焼時間142 s

構成・諸元

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/06/02 16:31 UTC 版)

「JCRロケット」の記事における「構成・諸元」の解説

2段の固体ロケットモータとそれぞれの上部に搭載されたガスジェットによる制御装置、先端部に搭載された通信用電子機器で構成される。固体ロケットモータはポリブタジエン系固体推進薬を用いた内面燃焼型のモータである。姿勢は搭載されたレートジャイロやフリージャイロによって検出される。ガスジェットは過酸化水素を燃料とする1液式スラスタであり、第1段ではロール制御、第2段ではピッチ・ヨー制御とロール制御をともに受け持つ仕様である。1,2号機はNAL-25・31ロケットと同様、第1段が310mm、第2段が250mmのモータを用いたが、ペイロードが不十分で開発目的を十分に果たせなかったため、3号機以降は第1段が500mm、第2段が420mmのモータに変更された。 主要諸元一覧（7号機）諸元全長10.38 m 全備質量2.22 t 段数第1段第2段各段全長5.463 m 4.917 m モータ長3.965 m 1.7 m 直径500 mm 420 mm 各段質量1.458 t 0.764 t 推進薬種BP-31B BP-31B 推進薬質量0.938 t 0.322 t 総推力214 tf・s 73.2 tf・s 平均推力13.5 tf 5.5 tf 海面上比推力229 s 228 s 燃焼時間21 s 18 s