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本ブログのアクセス統計: 60万アクセスを達成しました。ご訪問ありがとうございました。

60万アクセスまでの経過

2009年12月に始めた本blog。2011年7月ごろに10万アクセスを達成し、2011年12月13日には15万アクセスを達成。
その後、私も更新しておらず、アクセスは少し減りましたが、3月1日には18万アクセス。2012/4/18に20万アクセス、2012/8/21に25万アクセス、2013/1/18に30万アクセス、2013/12/17に40万アクセスを達成しました。しばらく見ていなかったら、2015/5/1に50万2584アクセスになっていました。またまた、しばらく更新しないうちに、2017/6/11に60万7197アクセスになっていました。久しぶりに更新します。

2011年6月20日月曜日

ロシアのロケット技術は立派。日本のロケット技術。ISSについて。きぼう

アンドロジナスドッキング機構)

国際宇宙ステーション(ISS)では、アポロ-ソユーズの連結のときにソ連が開発した、Androgynous Peripheral Attach System(アンドロジナスドッキング機構: 以下)が採用されています。

http://en.wikipedia.org/wiki/Androgynous_Peripheral_Attach_System

アンドロジナスとは両性具有のことらしく、オス・メスが存在しない。だれとでもドッキングできるという意味だそうです。(カタツムリみたいなものですね。)
おまけに、このシステムは、電車の連結のように軸線をあわせて押し込めば自動的にドッキングでき、ロシアの宇宙船は自動ドッキングするようです。フロリダのKennedy Space Centerの、Space History館で写真を撮ってきたので後ほど掲載し解説します。とても良くできていると感心しました。

アメリカのApollo宇宙船のドッキング機構は、司令船側がオス、月着陸船側がメスのプローブ(位置合わせ機構) をもっていたので、アンドロジナスでは無かったです。さらに、通路を通るためには、通路を塞いでいるプローブを一旦取り除く必要があり、切り離すときには再ドッキングのために、またプローブを取り付けないとなりませんでした。

ロシアの宇宙技術は意外と進んでいる)
アンドロジナスドッキング機構は、スペースシャトルとISSのドッキング部にも採用されています。
一方、ロシアモジュールを除く、ISSのモジュールの接続は、CBM(共通結合機構 - 以下URL)です。これは、間口は大きいもののロボットアームを使わないと結合できません。

http://ja.wikipedia.org/wiki/共通結合機構


ISSの二酸化炭素除去装置も、ロシアのヴォズドゥフ (Vozdukh)という装置は、一度ゼオライトに吸着させてから船外に放出することで再生を繰り返すもので、スペースシャトルでは、水酸化リチウムの入った缶に基地内の空気を通して二酸化炭素を除去していて、再利用できないのに比べて進んでいます。

安全対策でもロシアのほうが基準が厳しいみたいです。太陽フレアのように放射線量が増すと判っている場合には、ロシア側のドッキングポートが最も壁が厚いためにここに避難することになっているようです。

また、ISSの最初の構成要素は、ズヴェズダ だったようです。
http://ja.wikipedia.org/wiki/ズヴェズダ_(ISS)

ロシアの宇宙技術は、想像以上に立派なものです。とはいえ、過去には、超巨大なNIロケットで人を月に送ろうとして挫折し、スペースシャトルもどきであるBranを作ろうとして挫折しています。Branは、米国のように強力な液体水素/酸素エンジン(英語で、超低温cryogenic engine)と、固体燃料ブースターが作れなかった事情で挫折していますが、そのおかげで、高信頼なソユーズ(Soyuz)を育てることにもなりました。

実は日本のロケット技術は立派)
ロシアには、固体ロケット技術も、液体水素/酸素エンジンもなく(今はあるようです)、スペースシャトルもどきが作れなかったと前章で書きましたが、日本はこの2つの技術を持っているのですよね。

固体ロケット) イトカワを探査した「はやぶさ」を打ち上げたのは、固体ロケットのM-Vロケット。これは世界最大の固体燃料ロケットのようです。また、日本で実用衛星を打ち上げるのに使われる、H2やH2-Aロケットの打ち上げブースターも固体燃料です。

M-Vロケット) http://ja.wikipedia.org/wiki/M-V%E3%83%AD%E3%82%B1%E3%83%83%E3%83%88


東大宇宙研時代のラムダやミュー時代から、日本の宇宙ロケットは固体ロケットだったのです。もとは、軌道制御をしにくくミサイル転用できないからという、敗戦国ならではの理由だったようですが、打ち上げ準備のいらない固体ロケットのほうがミサイルには適しているようにも思います。実はアメリカよりも進んでいたかも。。蛇足ですが、北朝鮮のノドンやテポドンは、液体燃料なので打ち上げまでに時間がかかり、軍事衛星で探査できるようです。
こういう優れた日本の固体ロケット技術ですが、経費削減のため2006年に開発中止と決定されたようです(上記web)。大陸間弾道ミサイルICBMに転用可能な高度な技術なのです。
M-Vは完全カスタマイズなロケットであり、惑星間探査には適していたようです。が、カスタマイズのためコストはかかるし、準備期間もながい、それもあって廃止し、H2-Aともっとローコストな固体ロケットという2本建てに方針変更になったようです。

H2-Aロケット) http://ja.wikipedia.org/wiki/H-IIA%E3%83%AD%E3%82%B1%E3%83%83%E3%83%88

液体水素/酸素エンジン) H-2A ロケットのエンジンは、液体水素/液体酸素ロケットエンジンです。1段めのLE-7Aエンジンは、三菱重工と石川島播磨重工が作っている純国産エンジンらしいですが、スペースシャトルのSSME並の2段燃焼サイクルを用いており、効率のよい高度なエンジンでありつつも、簡略化してコストダウンがはかられているようです。
ロケットエンジンの性能を示す比推力を以下に比較します。比推力は大きければ大きいほどエンジンの性能はよくなります。いわばロケットエンジンの燃費といえます。
比推力: http://ja.wikipedia.org/wiki/%E6%AF%94%E6%8E%A8%E5%8A%9B
(燃料を増やすと重くなり、力を増やさないとならないので燃料消費も増える。なので地上面の重力を想定し、燃料を含めた自分自身を何秒支えていられるかでロケットエンジンの性能を示す。。つまり各ロケットエンジンでの燃料の利用効率を比推力で示す。)

 LE-7Aエンジン)                                            440秒
 SSMEエンジン)                                             480秒
F-1エンジン- アポロ計画の1段目)               263秒
J-2Sエンジン - アポロ計画の2段目)            463秒  
アリアン4のバイキングエンジン)               278秒
はやぶさのイオンロケットエンジン)    3, 200秒
  - >力は1円玉を持ち上げれる程度と大変小さいが、燃費である比推力はきわめて良いというわけです

LE-7Aエンジン) http://ja.wikipedia.org/wiki/LE-7A
「世界的に見ても、この二段燃焼サイクルを採用したエンジンを実用化したのは日本、アメリカ、ロシアのみである。」

SSMEエンジン) http://ja.wikipedia.org/wiki/SSME

J-2) http://ja.wikipedia.org/wiki/J-2%E3%83%AD%E3%82%B1%E3%83%83%E3%83%88%E3%82%A8%E3%83%B3%E3%82%B8%E3%83%B3

アリアン4) http://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%82%A2%E3%83%AA%E3%82%A2%E3%83%B34



再利用のSpace Shuttleは失敗。また、一部使い捨てに戻る)
結局、NASAは、Space shuttleで2度もの大事故を起こし、また整備費用も膨大なため、次は再利用部分を減らしたConstellation/Orionに戻る予定です。

別途掲載したいと思いますが、Space shuttleは、再利用ロケットのために、打ち上げ重量の割には、軌道に投入できる重量が小さい=燃料コストが結構かかる。メインロケットエンジン(SSME)が、複雑すぎて非常に高価な一方で、軌道上で再点火できない。など、課題があとから分かってきたのかもしれません。

Space Shuttleのメイン燃料タンクには、Apollo計画で開発した、軽量化のため画期的であった液体水素と液体酸素を隔てる単一隔壁も使われていません。なぜか、Apollo計画と異なり、液体酸素がタンクの上側におかれています。( Kennedy Space CenterでSpace Shuttleの広報官に聞いたのですが、製造メーカの違いかな?? よく分からないとのことでした。)  Constellation計画では、単一隔壁に戻し、液体酸素が下側になり、さらに、エンジンもよりシンプルなApollo計画時のJ-1エンジンに戻すようです。J-1エンジンは、軌道上での再点火も可能で、実際、Apollo計画では、地球周回軌道投入時にくわえ、月への遷移軌道への投入時に再点火されています。

技術は必ずしも一方向に進化しない。使い込んでみないと分からないと言うことでしょうね。

国際宇宙ステーション - ISS)

http://ja.wikipedia.org/wiki/国際宇宙ステーション

ISSは運用終了までに要する費用は1,540億USドル(1ドル80円で、12兆円)と見積もられており、人類史上最も高額なプロジェクトらしいです。スペースシャトルの2度の事故や、財政カットで、規模は当初よりかなり縮小されてしまっていても、こうなのですね。

高度約400kmを時速27,700kmで飛行し、90分で地球を一周します。空気との摩擦と重力傾斜効果により一月で2.5kmも高度が下がり、毎年数回、シャトル、ズヴェズダ、などのエンジンでリブーストしているようです。

重力傾斜効果は以下ですが、高度低下との関係は良くわかりませんでした。
  --> http://blogs.yahoo.co.jp/taku2001zoo/24832456.html

ちなみに、水再生システム (Water Recovery System, WRS) は、空中の凝結水だけでなく尿からも水を再生することで、地上からの水の補給をほとんど必要としなくなるとのことです。

スペースシャトル退役後に最も不足するのは、機材を地球へ持ち帰る能力である。現状ではスペースシャトル以外で唯一の手段であるソユーズは、わずか60kgの手荷物しか搭載できない。ESAやJAXAは、物資回収用カプセルの開発を検討しているそうです。

JAXAも補給船「こうのとり」を打ち上げ成功させていますが、地球への回収機能はありませんからね。

国際宇宙ステーションまでの歴史)

そもそも冷戦時代には、米国単独の宇宙ステーション Freedumが計画されていました。

http://en.wikipedia.org/wiki/Space_Station_Freedom (英語)

それが縮小され、国際協力になりISSと推移してきています。

http://ja.wikipedia.org/wiki/国際宇宙ステーション

には以下のようにあり、ロシアの負担額は出ていないのですが、日本は米国に次ぐ出資をしています。
2010年までの国際宇宙ステーション計画における各国の支出は、アメリカが6兆4400億円(585億ドル)、日本が7100億円、欧州が4600億円(35億ユーロ)、カナダが1400億円(17億カナダドル)である[19]。2011年から2015年までの5年間の各国の予想支出は、アメリカが1兆8900億円(172億ドル)、日本が2000億円、欧州が2500億円(19億ユーロ)、カナダが250億円(3億カナダドル)である[19]。(日本の支出の内訳はきぼうを参照)
http://kibo.jaxa.jp/ からは、日本実験棟「きぼう」の最新情報、週間ニュースが掲載されており、さまざまな実験がされていることがわかります。本格的な、宇宙空間暴露実験ができるのも「きぼう」だけですし、これからの成果にも期待したいです。


http://kibo.jaxa.jp/experiment/field/scientific/ には、計画中、完了したものなど、さまざまな実験のリストがあります。お金をたくさん払っているのですから、「宇宙に、だれそれが行った」で終わりにしないで、マスコミも、もうちょっと成果を取り上げて欲しいものです。

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