アトラス (ロケット)

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Atlas launch vehicle evolution. (USAF)

アトラスロケット（英: Atlas）はアメリカの大型使い捨て打ち上げロケットの一つである。アトラスシリーズには大きく分けて、タイタンICBMの配備に伴って余剰となったアトラスICBMを流用・改良したアトラスI、チャレンジャー事故の影響でアメリカの衛星打ち上げ能力が一時的に喪失したことを受けて開発されたアトラスII、さらにメインエンジンをロシア製液酸ケロシンエンジンであるRD-180に、上段を液酸液水エンジンであるセントールエンジンに換装したアトラスIII、及び第一段をコモン・コア・ブースターと呼ばれる大型のもの（Common Core Booster メインエンジンとしてRD-180を用いる）へ変更したアトラスVの5種類のシリーズがある。なお、本稿ではそれら全てについて扱う。

[編集] アトラス

詳細は「アトラス (ミサイル)」を参照

一段目はステンレス製の内圧で保持する機体で打ち上げ時は3基のメインエンジンを噴射して後に外側の2基を切り離す"1.5段式"という独特のシステムだった。イギリスが技術導入しようとしたが技術的困難の為に頓挫した。

[編集] アトラスII

Atlas II
アトラスIIASロケットの打ち上げ（2000年12月6日）
段数	4
第0段
エンジン	RS-56-OBA ×2
推力	2094 kN
燃焼時間	172 s
燃料	LOx/ケロシン
第1段
エンジン	RS-56-OSA ×1
推力	386 kN
燃焼時間	283 s
燃料	LOx/ケロシン
第2段
エンジン	RL-10A-3A ×2
推力	147 kN
燃焼時間	488 s
燃料	Lox/LH2
第3段
エンジン	R-4D
推力	980 N
燃焼時間	60 s
燃料	N2O4/モノメチルヒドラジン
打ち上げ	1991年 12月07日 最初の打ち上げ
ペイロード (低軌道)	6580 kg
ペイロード (GEO)	2810 kg

アトラスIIは、アトラスICBMから改良されたアトラスシリーズの最終モデルで、低軌道・GTO・及び静止軌道への投入を目的として設計された。アトラスII（IIA、IIASを含む）は1988年からデルタロケットに取って代わられる2004年にかけて63機が打ち上げられた。より大きなアトラスロケットはアトラスIII及びアトラスV（後述）として開発された。

[編集] 特徴

アトラスIIでは、各段でアトラスIよりも強力なエンジンと拡張された燃料タンクを利用することによってより大きなペイロード打ち上げ能力を持つ。アトラスIIは2200 kN (490000 lbf) もの総推力によって2767 kg (6100 lb) 以上のペイロードを静止軌道 (35000 km) に投入することが可能である。また、このシリーズではペイロードをさらに増加させるために上段として液水液酸ロケットエンジンを利用するセントールロケットを用いる。さらにアトラスIIは低コスト化された電子機器、優れた飛行制御コンピュータと前身のアトラスIよりも延長された燃料タンクを持っている。

アトラスIIシリーズ最大の派生型がアトラスIIASで、GEOに3.445〜3.7 tのペイロードを投入可能である。

[編集] 背景

アトラスIIはケープカナベラル空軍基地の45番発射台から打ち上げられる。最も直近の西海岸からのアトラスIIの打ち上げは2003年12月にヴァンデンバーグ空軍基地30番発射台からである。

1988年5月、1980年代後半のアトラスIの失敗を受け、アメリカ空軍はDSCS (Defence Satellite Communication System) および商業衛星の打ち上げのために、アトラスIIの開発担当としてジェネラル・ダイナミクス（現在のロッキード・マーティン）を選定した。

[編集] 各種情報

• 主機能: 打ち上げロケット
• 主契約企業: ロッキード・マーティン（機体・組み立て・アヴィオニクス・試験・システムインテグレーション）
• 主要な他契約企業: ロケットダイン（エンジン, MA-5）; プラット&ホイットニー（セントールエンジン, RL-10）; ハニーウェルテレダイン（アヴィオニクス）
• エンジン: MA-5A（ロケットダイン）×3, RL10A-4（プラット&ホイットニー）セントールエンジン×2
• 第0段推力: 2200 kN (414000 lbf)
• 全長/全幅: 47.54 m (156 ft); 4.87 m (16 ft) クラスター部
• コア直径: 3.04 m (10 ft)
• 離床重量: 204.3 t (414000 lb)
• 初打ち上げ: 1992年2月10日
• モデル: II, IIA, IIAS, IIAR
• 打ち上げ場: ケープカナベラル空軍基地

[編集] アトラスIII〜IV

ロッキード・マーティン　アトラスIIIは2000〜2005年に使われたアメリカの軌道の打ち上げ用ロケット。(情報元: [1])

アトラスIIIA（別称 アトラスIIR；アトラスIIAR）打ち上げ回数 2回；打ち上げ日：2000年5月24日、2004年3月13日　アトラスIIAまでのロケットダイン MA-5 ブースターの代わりにロシアの RD-180 エンジンを使用したアトラスの発展型。ロッキード・マーティンの商用打ち上げサービスの戦略的存在だったが、打ち上げは2002〜2004年に行われた2度のみである。第1段目はそれまでのアトラスに特徴的なバルーンタンクと高性能 Glushko エンジンを組み合わせたものである。打ち上げ時には RD-180 の2つの燃焼室は離陸の直前に着火され、ブースター上昇の間、高い動圧力領域での音速に近いピーク時に負荷を最小限にする様にエンジン推力を絞るプログラムが設定されて輸送能力を最大限にしている。発射後約2分で軸方向加速度が4Gに達するとエンジン推力を落とし始め、最終的に5.5Gの加速を維持する様にスロットルが調整される。発射後約3分でブースターエンジンが切り離され、セントールロケットを分離する。1回目のセントールロケット燃焼は9分間続き、その後セントールロケットとそのペイロードがは惰性で待機軌道に移行する。1回目のセントールロケット燃焼中（点火約10秒後）ペイロードフェアリングが放棄される。約23分の飛行後に2回目のセントールロケット点火が起こって約3分間続き、その後数分後にセントールロケットから宇宙船が分離される。

主要諸元

主契約企業：NPO Energomash/プラット & ホイットニー社（エンジン, RD-180）；プラット & ホイットニー社（セントールロケットエンジン）；Honeywell（慣性航法装置）；BF Goodrich（デジタル補足システム）；SAAB（ペイロード分離システム）

LEO Payload: 8,640 kg (19,040 lb). Payload: 4,055 kg (8,939 lb). to a: Geosynchronous transfer trajectory. Apogee: 40,000 km (24,000 mi). Associated Spacecraft: FS-1300, Spacebus 3000. Liftoff Thrust: 2,600.000 kN (584,500 lbf). Total Mass: 214,338 kg (472,534 lb). Core Diameter: 3.05 m (10.00 ft). Total Length: 52.80 m (173.20 ft). Development Cost $: 300.000 million. in: 1995 average dollars. Launch Price $: 105.000 million. in: 1999 price dollars.

Stage1: 1 x Atlas IIIA. Gross Mass: 195,628 kg (431,285 lb). Empty Mass: 13,725 kg (30,258 lb). Motor: 1 x RD-180. Thrust (vac): 4,148.722 kN (932,670 lbf). Isp: 337 sec. Burn time: 132 sec. Length: 29.00 m (95.00 ft). Diameter: 3.05 m (10.00 ft). Propellants: Lox/Kerosene. Stage2: 1 x Centaur IIIA. Gross Mass: 18,710 kg (41,240 lb). Empty Mass: 1,905 kg (4,199 lb). Motor: 1 x RL-10A-4-1. Thrust (vac): 99.155 kN (22,291 lbf). Isp: 451 sec. Burn time: 738 sec. Length: 10.00 m (32.00 ft). Diameter: 3.05 m (10.00 ft). Propellants: Lox/LH2.

アトラスIIIB（別称 アトラスIIRC；アトラスIIARC）ロシアの RD-180 エンジンとアトラスのオリジナルなバルーンタンクを組み合わせた最後のバージョン。アトラスIIIAの第2段目を延長して2エンジンに換装したもので、アトラスVに取って代わられるまで 2002〜2005 年の短い期間運用された。第1段目ブースターはアトラスIIIAと同じものが使われ、ロッキード・マーティン製の第2段目セントールロケットはターボポンプ加給の2個のプラット & ホイットニー社 RL10A-4-2 液体酸素-液体水素エンジンを動力源とした。アトラスIIIBではセントールロケットはタンクが延長（1.68m）され、2個目のエンジンが追加された。アトラスとセントールの双方における誘導、タンク加圧と推進剤使用制御は、前方の器材モジュールに設置された慣性航法装置（INU）で行う。1回目のセントールロケット燃焼は5分間続き、その後セントールロケットとそのペイロードがは惰性で待機軌道に移行する。1回目のセントールロケット燃焼中（点火約8秒後）ペイロードフェアリングが放棄される。約27分の飛行後に2回目のセントールロケット点火が起こって約3分間続き、その後数分後にセントールロケットから宇宙船が分離される。

主要諸元

主契約企業：NPO Energomash/プラット & ホイットニー社（エンジン, RD-180）；プラット & ホイットニー社（セントールロケットエンジン）；Honeywell（慣性航法装置）；BF Goodrich（デジタル補足システム）；SAAB（ペイロード分離システム）

LEO Payload: 10,718 kg (23,629 lb). Payload: 4,500 kg (9,900 lb). to a: Geosynchronous transfer trajectory. Apogee: 40,000 km (24,000 mi). Associated Spacecraft: HS 601, LM 700. Liftoff Thrust: 2,600.000 kN (584,500 lbf). Total Mass: 218,588 kg (481,904 lb). Core Diameter: 3.05 m (10.00 ft). Total Length: 52.80 m (173.20 ft). Launch Price $: 105.000 million. in: 2000 price dollars.

Stage1: 1 x Atlas IIIA. Gross Mass: 195,628 kg (431,285 lb). Empty Mass: 13,725 kg (30,258 lb). Motor: 1 x RD-180. Thrust (vac): 4,148.722 kN (932,670 lbf). Isp: 337 sec. Burn time: 132 sec. Length: 29.00 m (95.00 ft). Diameter: 3.05 m (10.00 ft). Propellants: Lox/Kerosene. Stage2: 1 x Centaur IIIB. Gross Mass: 22,960 kg (50,610 lb). Empty Mass: 2,130 kg (4,690 lb). Motor: 2 x RL-10A-4-2. Thrust (vac): 198.319 kN (44,584 lbf). Isp: 451 sec. Burn time: 460 sec. Length: 11.68 m (38.32 ft). Diameter: 3.05 m (10.00 ft). Propellants: Lox/LH2.

アトラス3B SEC　打ち上げ回数 3回；初打ち上げ：2003年4月12日；最終打ち上げ：2005年2月3日

Stage1: 1 x Atlas IIIA. Gross Mass: 195,628 kg (431,285 lb). Empty Mass: 13,725 kg (30,258 lb). Motor: 1 x RD-180. Thrust (vac): 4,148.722 kN (932,670 lbf). Isp: 337 sec. Burn time: 132 sec. Length: 29.00 m (95.00 ft). Diameter: 3.05 m (10.00 ft). Propellants: Lox/Kerosene. Stage2: 1 x Centaur V1. Gross Mass: 22,825 kg (50,320 lb). Empty Mass: 2,026 kg (4,466 lb). Motor: 1 x RL-10A-4-2. Thrust (vac): 99.194 kN (22,300 lbf). Isp: 451 sec. Burn time: 894 sec. Length: 12.68 m (41.60 ft). Diameter: 3.05 m (10.00 ft). Propellants: Lox/LH2.

アトラス3B DEC　打ち上げ回数 1回；打ち上げ日：2002年2月21日

Stage1: 1 x Atlas IIIA. Gross Mass: 195,628 kg (431,285 lb). Empty Mass: 13,725 kg (30,258 lb). Motor: 1 x RD-180. Thrust (vac): 4,148.722 kN (932,670 lbf). Isp: 337 sec. Burn time: 132 sec. Length: 29.00 m (95.00 ft). Diameter: 3.05 m (10.00 ft). Propellants: Lox/Kerosene. Stage2: 1 x Centaur V2. Gross Mass: 23,050 kg (50,810 lb). Empty Mass: 2,250 kg (4,960 lb). Motor: 2 x RL-10A-4-2. Thrust (vac): 198.398 kN (44,602 lbf). Isp: 451 sec. Burn time: 435 sec. Length: 12.68 m (41.60 ft). Diameter: 3.05 m (10.00 ft). Propellants: Lox/LH2.

アトラスIV

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[編集] アトラスV

[編集] 概要

マーズ・リコネッサンス・オービター 2005年8月12日午前7:43:00(EDT) アトラスV初のNASA探査機打ち上げ

• アトラスVはロッキード・マーティンによって開発されたロケットである。アトラスVはアトラスロケットの最新バージョンという位置づけであるが、過去のアトラスロケットの特徴はほとんど残っていない。バルーンタンク（当初のアトラスロケットでは、極限まで軽量化するために燃料タンクが非常に薄いステンレスで作られており、燃料内圧もしくは窒素ガスによって形を維持した）は使われていないし、1.5段式（主エンジン+ブースター）の機体構成も用いていない。それどころかアトラスVの1段目はタイタンシリーズのような強固な構造を取り入れている。
• アトラスVは、アメリカ空軍のEELV (Evolved Expendable Launch Vehicle:発展型使い捨てロケット) 計画の一環としてロッキードマーティン コマーシャルローンチサービス社で開発された。アトラスVはケープカナベラル空軍基地の41番射場（以下CC LC41）から打ち上げられるが、将来の極軌道衛星用としてヴァンデンバーグ空軍基地（以下ではVAFB SLC-3E）が用意されている。現在までに8機のアトラスVが打ち上げられ、全て成功した。アトラスVファミリーの1段目には新規に開発されたCommon Core Booster（CCB; 共通一段システム/メインエンジンとしてロシア製のRD-180を用いる）を使用する。CCBは直径3.8 m (12.5 ft) ・全長32.5 m (106.6 ft) で、284,453 kg (627,105 lb) の液体酸素とRP1ロケット燃料を搭載し、最大で5機の固体ロケットブースターを取り付けることができる。CCBのRD-180エンジンはおおよそ3.8 MN (900,000 lbf) の推力を発揮し、約4分間燃焼する。
• 1.68 m (5.5 ft) ストレッチされて全長12.68 m (41.6 ft)・直径3.05 m (10.0 ft) となった第2段のセントールは圧力安定式低温燃料タンクを用い、1基〜2基のプラット & ホイットニー社製RL10A-4-2エンジン（推力99.2 kN）を使用する。セントールに搭載されている慣性航法装置群 (INU) はアトラスおよびセントール両方に対して航法と誘導を提供し、同時に燃料タンク圧力及び燃料消費を制御する。また、セントールは宇宙空間での再着火に対応しているため、地球低軌道のパーキング軌道へ投入するだけでなく、GTOに衛星を投入することが可能である。現在耐障害性の高いINUへのアップグレードが進行中であり、これによって全てのアトラスロケットの信頼性がさらに増すことだろう。
• アトラスVにおいては従来の（アトラスIIから使われていた）4メートルペイロードフェアリングに加えて、ロッキード・マーティンはフライトプルーブンであるエリコン・コントラヴェス社製5メートルペイロードフェアリング (4.57 m使用可能) を導入した。また、アトラスVは中小型のペイロードの場合はアトラスV 400/500シリーズ、大型のペイロードにはアトラスV Heavy（さらに大きなペイロードの打ち上げを可能とするために3つのCCBを束ねた強力型）というように3種類の構成をサポートする。
  • なお、アトラスV Heavy型の場合は受注から30ヶ月で打ち上げ可能となる。(情報元: [2])
• 旧来のフェアリングではペイロードのみをカバーするが、コントラヴェスフェアリングではペイロードのみならずセントールロケットまで収納される。

打ち上げ台へ載せられようとしているアトラスVのコアステージ

マーズ・リコネッサンス・オービター はアトラスV 401型で2005年8月12日11:43(UTC) に火星に向けて打ち上げられた。

[編集] 型名

全てのアトラスロケットは（H-IIAと同様に）ロケットの構成から決まる3桁の数字の名称を持つ。100の位の数字はノーズコーンフェアリングの直径 (4 m / 5 m) を表し、10の位の数字は第1段に取り付けられる固体ブースターの本数を表す（固体ブースターロケットは4 mフェアリングならば0本から最大4本、5 mフェアリングの場合は0から最大5本まで）。最後に1の位の数字はセントールロケットに搭載されるエンジンの個数（1個 / 2個）を示している。シングルエンジンのセントールは主に静止トランスファ軌道に投入されるか、あるいは地球引力圏を脱出する場合に用いられる。デュアルエンジンのセントールは主に低軌道に投入される場合に用いられる。

例えば、“AtlasV 552”という型名ならば、5 mフェアリングと5本の固体ブースターを使用し、2つのセントールエンジンを組み合わせていることを表し、“431”という型名ならば、それは4 mフェアリングと3本の固体ブースター、そして1つのセントールエンジンを組み合わせていることを表す。

[編集] 型リスト

[編集] 打ち上げ履歴

アトラスV 551型でCC LC41から打ち上げられる深宇宙探査機ニュー・ホライズンズ

リスト作成時: 2006年4月

[編集] 今後の打ち上げ計画

2006年6月7日現在

[編集] 比較にあげられるロケット

• デルタIV
• アリアン5
• 長征5型
• アンガラ
• ファルコン9
• GXロケット - 第一段目としてアトラスIIIの推進部分とアトラスVの誘導装置を組み合わせたものを用いる

[編集] 参考文献

• Atlas II
  • USAF Atlas II Fact Sheet（英語）

[編集] 外部リンク

• Atlas
  • ILS公式サイト
  • Astronautix.com
• Atlas II
  • アトラスIIASについての記事
  • Animation of the Atlas-IIAS launch and Terra satellite deployment

ウィキメディア・コモンズには、アトラス (ロケット)に関連するマルチメディアがあります。

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