DIRECT & 木星ロケットファミリー

木星^[1]

木星の共通コアステージにはシャトルの部品が使われていた
関数	有人打ち上げロケット
原産国	アメリカ合衆国
サイズ
身長	70.9～92.3メートル（233～303フィート）
直径	8.41メートル（27.6フィート）
質量	2,061,689～2,177,650 kg (4,545,246～4,800,896 ポンド)
ステージ	1.5または2
容量
LEOへのペイロード（185 km x 51.6°）
質量	60,282 kg (132,899 ポンド) (ジュピター 130)
LEOへのペイロード（241 km x 29°）
質量	91,670 kg (202,100 ポンド) (ジュピター 246)
関連ロケット
家族	ＳＤＬＶ
比較可能	国家発射システム
発売履歴
状態	拒否された提案
発射場	LC-39B、ケネディ宇宙センター
乗客/貨物の種類	オリオン有人探査機 アルタイル月面アクセスモジュール
ブースター –シャトル RSRM
ブースターなし	2
搭載	1固体
最大推力	12,868～13,977 kN（2,893,000～3,142,000 lbf）（海面 - 真空）
総推力	25,737～27,955 kN（5,786,000～6,285,000 lbf）（海面 - 真空）
比推力	237.0 - 269.1秒（海面 - 真空）
燃焼時間	123.8秒
推進剤	PBAN / APCPについて
第一段階（木星130） – 共通コア段階
直径	8.41メートル（27.6フィート）
搭載	3 SSMEブロックII
最大推力	5,235～6,550 kN（1,177,000～1,472,000 lbf）（海面～真空、3基のエンジンを組み合わせ）
比推力	361.4 - 452.2秒（海面 - 真空）
燃焼時間	524.5秒
推進剤	LOX / LH2
第一段階（木星246） – 共通コア段階
直径	8.41メートル（27.6フィート）
搭載	4 SSMEブロックII
最大推力	6,981～8,734 kN (1,569,000～1,963,000 lbf) (海面 - 真空)
比推力	361.4 (SL) 452.2 秒 (海面 - 真空)
燃焼時間	384.1秒
推進剤	LOX / LH2
第 2 ステージ (Jupiter-246) – 木星上段
直径	8.41メートル（27.6フィート）
搭載	6 RL10B-2
最大推力	661 kN (149,000 lbf) (真空)
比推力	459秒（真空）
燃焼時間	609.9秒
推進剤	LOX / LH2
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DIRECTは、2000年代後半に提案されたNASAの宇宙探査ビジョンをサポートする超大型ロケットの代替アーキテクチャであり、NASAが計画していたアレスIおよびアレスVロケットを「ジュピター」と呼ばれるシャトル派生型ロケットファミリーに置き換えるものでした。これは、地球軌道、月、火星で使用するオリオン宇宙船を開発することを目的としたコンステレーションプログラム用に開発中だったアレスIおよびアレスVロケットの代替となることを意図していました。^[2]

スペースシャトル計画のハードウェアと設備を可能な限り再利用することで、コスト削減、既存のハードウェアの経験、労働力の維持など、大きな利益が期待されました。^[2]

DIRECT は、2000 年代後半に提案された、NASAの宇宙探査ビジョンをサポートする代替の超大型打ち上げロケットアーキテクチャであり、NASA が計画しているアレス Iおよびアレス Vロケットを「ジュピター」と呼ばれるシャトル派生型打ち上げロケットファミリーに置き換えるものでした。^{[引用が必要]}

DIRECT は、NASA と宇宙産業のエンジニア数十名からなる大規模なチームを代表し、余暇に匿名でボランティアとして積極的に提案に取り組んでいると主張する宇宙愛好家のグループによって提唱されました。2008 年 9 月、DIRECT チームは 69 名のメンバーで構成され、そのうち 62 名は NASA のエンジニア、NASA の契約エンジニア、およびコンステレーション プログラムのマネージャーであると言われ^ました。チーム内の少数の NASA 以外のメンバーは、公的にグループを代表しました。^{[誰? ]}

プロジェクト名の「DIRECT」は、スペース シャトル プログラム(STS)用にすでに設置されているハードウェアと設備の再利用を最大限にするという理念、つまり「直接的な」移行を指しています。DIRECT チームは、このアプローチを使用して高共通性ロケット ファミリーを開発および運用することで、コストが削減され、スペース シャトルの退役からオリオンの最初の打ち上げまでの期間が短縮され、スケジュールが短縮され、将来の米国の有人宇宙活動の技術要件が簡素化されると主張しました。^{[引用が必要]}

DIRECT提案は3つの主要なバージョンが発表され、最後のバージョン3.0は2009年5月に発表されました。2009年6月17日、グループはワシントンDCで開催された米国の宇宙開発計画を検討する委員会である米国有人宇宙飛行計画検討委員会の公聴会で提案を発表しました^[4]。

オバマ大統領が2010年NASA認可法（S. 3729）に10月11日に署名し、スペース・ローンチ・システムの 大型ロケットの開発を義務付けたことを受けて、DIRECTチームはその取り組みが成功したと宣言し解散した。^[5]

DIRECT は、既存のスペース シャトル システムをほぼそのまま採用した、ジュピターという名の共通性の高い単一のロケット ファミリーの開発を提唱しました。各ジュピター打ち上げロケットは、既存のスペース シャトル外部燃料タンクをほぼベースとしたタンク構造と、スペース シャトルと同様に側面に取り付けられた2 つの標準的な 4 セグメント固体ロケット ブースター(SRB) で構成される「共通コア ステージ」を使用します。最大 4 基のスペースシャトル オービターのスペース シャトル メイン エンジン(SSME)が外部燃料タンクの底部に取り付けられます。エンジンは使用済みの燃料タンクとともに軌道から外され、地球の大気圏で燃え尽きます。^[要出典]

乗組員は、 NASA が計画しているオリオン有人探査機で打ち上げ機の上に乗せられ、その上には計画されている打ち上げ中止システムが搭載される。貨物は、オリオン宇宙船の後ろで運ばれるか、貨物のみの打ち上げで単独で運ばれるかにかかわらず、ペイロードフェアリングで覆われる。^[要出典]

ジュピターには多くの構成が考えられたが、2009年5月に発表されたDIRECTバージョン3.0提案では、それぞれ70トンと110トンを超える荷物を低地球軌道まで打ち上げられるとされるジュピター130とジュピター246の2つが推奨された。^[6]

DIRECTは、ジュピター130の追加ペイロード能力により、各オリオンの乗組員がさまざまな追加貨物ペイロードを運ぶことが可能になると主張したが、これはアレスIでは不可能な能力である。チームは提案の中 で、ジュピターによって可能になるいくつかの追加ミッションを提案した。^[7]

• ESA / ASIが製造した3つの多目的ロジスティクスモジュールによる新しいISS補給ミッション
• オリオンの乗組員によるハッブル宇宙望遠鏡の修理ミッションのさらなる実施
• 直径8メートルを超える（ハッブルの直径の3倍以上）巨大な新しい宇宙望遠鏡の打ち上げ
• 2013年にも火星に着陸し、研究のために土壌サンプルを地球に持ち帰ることを目的とした、単一の木星ロケットによる火星サンプルリターンミッション^[8]を実施する。
• 2013年にも有人月周回飛行を計画

DIRECT チームは、これらの追加の新しいミッションは、現在の NASA の基準と比較して、ジュピター ロケット ファミリーの開発コストが節約されたため、計画され、資金提供された可能性があると主張しました。彼らは、提案された新しいミッションとペイロードは、スペース シャトル プログラムで働いていた多くの人々に有益な雇用を提供できる可能性があると示唆しました。^{[引用が必要]}

NASA のコンステレーション プログラムのベースラインと同様に、直接月探査ミッションでは 2 回の打ち上げが行われます。1 機目のジュピター 246 ロケットは、NASA が計画しているオリオン乗組員探査機と、NASA が計画している月面アクセス モジュール月着陸船を乗せた乗組員を運びます。もう 1 機のジュピター 246 は、燃料が満タンでペイロードのないジュピター上段 (JUS) で打ち上げられます。この特定の JUS は、地球離脱段として機能します。2 つの上段は低地球軌道で出会い、月探査機は使用済みの JUS から新しい JUS に乗り換えます。組み立てられたオリオン/アルタイル/JUS は、地球軌道を離れて月へ向かいます。探査機は月軌道に入り、オリオンが月軌道に留まっている間に、乗組員全員がアルタイルで月へ降り立ちます。^{[引用が必要]}

DIRECTは、2機のジュピター246が月周回軌道投入によって80.7トンの質量を送ることができると計算した。^[9] これは、2008年9月時点で71.1トンの打ち上げが可能と予測されていたアレスI/アレスVのデュアル打ち上げと比較しても遜色ない数値である。^[10]

DIRECT の木星ロケットは、スペース シャトルをベースとした「直列型」の打ち上げロケットになるはずでした。スペース シャトルの改造のこの幅広いカテゴリは、最初のシャトル打ち上げ前から想定されていましたが、有翼のスペース シャトル オービターを取り除き、液体メイン エンジンを極低温タンクの底部 (通常はシャトルの外部タンクから改造することが提案されています) に移動し、ペイロードをタンクの上部に再配置します。^{[引用が必要]}

このコンセプトの最初の公式な研究は、スペースシャトル チャレンジャー号の事故の余波を受けて、1986年にNASAのマーシャル宇宙飛行センターで実施されました。^[11]これは無人貨物の打ち上げの代替案の1つとして推進され、月面計画の再開も可能になる可能性がありました。しかし、スペースシャトル計画が続く間、NASAには新しい乗り物を作るための資金がありませんでした。このアイデアは棚上げされ、NASAは代わりにスペースシャトルの修理と運用に集中しました。^[要出典]

DIRECTのアプローチは、1991年のナショナル・ローンチ・システム（NLS）の取り組みと類似していた。タイタンIVの代替としてNASAと国防総省が共同で提案したこの設計は、同じ固体ロケットブースターと改良された外部燃料タンクをベースにしていたが、再利用可能なスペースシャトルの主エンジンの代わりに、提案された使い捨ての安価な宇宙輸送主エンジン4基を指定していた。米国議会は開発に資金を割り当てなかった。NLSに関する参考資料はパブリックドメインに多数存在する。^{[12] [13] [14] [15]}

2005 年のNASA の探査システム アーキテクチャ スタディ(ESAS) には、3 つのスペース シャトル メイン エンジン (SSME) を使用する DIRECT 提案に類似した設計が含まれていました。乗組員打ち上げ形式では LV-24、貨物構成では LV-25 として知られていたこのアイデアは、提案された月面プログラムには十分な性能がなかったため却下されましたが、地球離脱ステージ(EDS) を使用するコンセプトは考慮されませんでした。^{[引用が必要]}

DIRECT による SDLV 構想の再検討は、アレス I の高コストと遅延に不満を抱き、巨大なアレス V で同様の問題が発生するとコンステレーション プログラム全体が危険にさらされるのではないかと懸念した 2006 年に開始されました。もう 1 つの目標は、シャトルの計画的な退役後、できるだけ短い間隔で宇宙に乗組員を打ち上げる能力を米国が維持することでした。^{[引用が必要]}

DIRECT チームによると、DIRECT 提案の最初のバージョンは、12 人以上の NASA エンジニアとマネージャーが自由時間に取り組んだ 3 か月の研究と、NASA 外のエンジニアと非エンジニアの小グループによる成果でした。DIRECT は、貨物 LV の打ち上げ性能を向上させるために飛行の上昇段階で EDS を使用するというESAS の最終勧告を採用し、同じ方法論を LV-24/25 に適用しました。^{[引用が必要]}

DIRECT の開発における次の変更は、NASA がスペースシャトルのメインエンジンをAres V の設計から外したことに対応したものであった。これは、SSME エンジンの製造コストが高く、既存の製造施設では年間に必要な数のユニットを生産するのが困難だったためである。NASA は、Ares Vのコアエンジンとして5 基のRS-68エンジンを指定しました。DIRECT の提案では、コアに 2 基の RS-68 エンジンを含めることを指定しました。ペイロードを低軌道に運ぶための追加の性能は、メインエンジンを再生冷却ノズルでアップグレードして効率を改善することで提供されます。 ^{[引用が必要]}

バージョン 1.0 の提案は、2006 年 10 月 25 日に、NASA の長官Michael D. Griffin氏と、コンステレーション プログラムに関与する幅広い業界、政治、擁護団体に提出されました。^{[引用が必要]}

2006 年後半、ESAS研究の責任者であるダグ・スタンレー博士は、DIRECT v1.0 提案は、アップグレードされたRS-68 Regenエンジンの過度に楽観的で推測的な性能仕様に依存しているため、機能しない可能性があると宣言しました。スタンレーは、その主張の証拠として、ロケットダインから RS- 68 Regen アップグレードに関する公式仕様を提示しました。 ^{[引用が必要]}

2007 年 5 月 10 日、改訂版 DIRECT 提案が発表されました。実用エンジンではなくエンジン研究に頼っているという批判に対処するため、DIRECT v2.0 では、既存のデルタ IVロケットで使用されている標準性能RS-68 を有人評価に指定し、上段にはロケットダインが NASA のアレス ロケット用に開発していたJ-2Xエンジンの 2 つの仕様のうち低い方を選択しました。DIRECT v2.0 では、ジュピター 120 とジュピター 232 から始まる、スケーラブルでモジュール式のシャトル由来のロケット ファミリーが導入されました。^[要出典]

提案によれば、単段式のジュピター120は2基の標準的なアブレーションRS-68エンジンで低地球軌道に到達できるが、より重い2段式のジュピター232のコアステージには追加のRS-68が必要であった。ジュピター232の地球離脱段には、1基ではなく2基の標準的なJ-2Xエンジンが必要になった。^[16]

DIRECT チームは、131 ページに及ぶ DIRECT v2.0 探査アーキテクチャ研究を作成し、2007 年 9 月 19 日にカリフォルニア州ロングビーチで開催されたAIAA「Space 2007」カンファレンスで発表しました。このグループによると、この論文は 9 か月の研究期間で作成されたとのことです。この論文では、打ち上げロケットが、米国が国際宇宙ステーション(ISS) を維持し、月探査ミッションを実施し、NASA の有人宇宙飛行プログラムに追加機能を提供できるようにするための、より広範囲にわたるアーキテクチャの 1 つのコンポーネントとなる方法について詳しく説明されています。これらの機能には、火星探査ミッション、ラグランジュ点ステージング アーキテクチャ オプション、地球近傍天体の目的地を訪問するためのミッション アーキテクチャが含まれています。^[17]

2008年6月、 NASAのマーシャル宇宙飛行センター所長であるデイビッド・キングは、 NASAはDIRECTや他の多くのロケット提案を検討しており、アレス・ファミリーがこのミッションに適したロケットであると述べた。 ^[18] 「DIRECT v2.0は、コンステレーション計画の基本ルールで具体的に概説されている探査ミッションの月着陸船の性能要件に大幅に満たない。このコンセプトはまた、今後10年間の国際宇宙ステーションへの初期ミッションの要件を超えている。これらの欠点により、長期的には機能が不十分な、より高価な打ち上げシステムを急いで開発する必要が生じ、スペースシャトルの退役と新しい宇宙船の開発のギャップが実際に拡大することになる。さらに重要なのは、アレス方式では、NASAが宇宙で行うすべてのミッションにとって最も重要な、乗組員の安全性の余裕が大幅に広がることである。」

2008年7月、NASAはDIRECTに関する特別な研究は行っていないとの声明を発表した後、2006年と2007年に実施された内部研究の一部を公開した。^{[11] [19] [20 ] [} 21] それからほぼ1年後の2009年5月18日、DIRECTチームはNASAの告発に対する反論を発表し、「DIRECTの評価には重大な欠陥があった」ため2007年10月の分析は役に立たなかったと結論付けた。^{[22] [23]}

2009年5月29日、DIRECTのスポークスマンであるスティーブン・メッチャンは、フロリダ州オーランドで開催された第28回国際宇宙開発会議で、「Direct 3.0: 半分のコストで2倍の質量の月面着陸」と題したプレゼンテーションを行いました。^[24] 2009年4月、NASAがスペースシャトルのメインエンジン（SSME）と、当初アレスVに計画されていたRS-68エンジンの使用を比較したトレードオフ研究に続いて、DIRECTチームは将来のDIRECT提案ではコアステージエンジンとしてSSMEを推奨すると発表した。^[25] エンジンの変更は、アブレーション冷却RS-68が、スペースシャトルSRBの近くの排気煙によって発生する高熱に耐えられないのではないかという懸念によるものでした。DIRECTは、再生冷却SSMEの高コストは、RS-68を有人対応にしないことで節約できる時間と費用によって相殺されると主張しています。同様に、上段には、DIRECT チームは飛行実績のあるRL10B-2エンジンを 6 基使用することを推奨しました。

2009年5月、科学技術政策局は、ノーマン・R・オーガスティンを委員長とする米国有人宇宙飛行計画見直し委員会の設置を発表した。^{[26] 2009年6月17日、チームメンバーのスティーブン・メッチャンは、次期}オバマ政権に独立した助言を提供するために結成された委員会に、DIRECT v3.0のコンセプトを提示した。^{[4] [27]}委員会の最終報告書では、DIRECTとコンステレーション計画を直接比較することはなかったが、シャトル由来の打ち上げロケットを使用できる予算、スケジュール、ミッションの組み合わせが提示された。^{[28] [29]}

2010年1月19日、NASAがDIRECTのような直列型ロケットを提案するという噂が流れる中、DIRECTチームはNASA長官チャールズ・F・ボールデン・ジュニアが招集した会議で、 NASA探査システムミッション局副長官ダグラス・クックとNASA宇宙運用局副長官ウィリアム・H・ガーステンマイヤーにプレゼンテーションを行った。 ^[30]

DIRECTチームによると、多くのNASAのエンジニアとマネージャーがこの構想を支持し、NASAの現在のコンステレーション計画とのコスト分析比較と、ミシュー組立施設の外部燃料タンクの既存製造施設や現在ケネディ宇宙センターにあるさまざまな打ち上げ処理施設に関するデータなど、支援施設の詳細な一連の評価を完了した。DIRECTは、既存の施設の大幅な変更と交換を必要としたアレスIおよびアレスVロケットとは対照的に、最小限の変更で既存の施設のほぼすべてを再利用することを提案した。 ^[要出典]

DIRECTのコアステージは、シャトルの外部燃料タンクの既存の直径8.41メートル（27.6フィート）のままであったが、アレスVの直径は10.06メートル（33.0フィート）であった。DIRECTチームは、コアステージの直径を大きくしないことで、ミシュー組立施設の既存の外部燃料タンク製造ツール、ミシューからケネディ宇宙センターに燃料タンクを輸送するために使用された既存のペガサス船、ロケット組立棟の既存の作業プラットフォーム、既存の移動式発射プラットフォームとクローラー式輸送装置、および発射施設39の既存の固定サービス構造物と炎溝の構造の一部を、大きな変更なしに使用できると主張した。^[要出典]

NASAのアレスの後継機となったスペース・ローンチ・システムは、スペースシャトルのタンク直径8.41メートル（27.6フィート）を維持した。^[31]

アレス Iとアレス V のアーキテクチャに対する最も強いプログラム上の批判の 1 つは、2 つの新しいロケットの開発と 2 つの同時プログラムの運用の両方にかかるコストの高さでした。コストに関する懸念は、議会への GAO 報告書^[32]で言及されており、アレス Iだけでも開発に最大 144 億ドルかかると予想されています。元 NASA 長官のマイケル D. グリフィンは、両方のアレスロケットの開発にかかる総コストは 320 億ドルになることを確認しており、アレス V の開発コストはアレス Iよりも高くなることを示しています。^[要出典]

アレス1号の計画は、新しい月探査計画の開始以来、何度かの遅延を被った。探査システムアーキテクチャ研究（ESAS）報告書の当初の意図は、2010年にスペースシャトルが退役した後、2011年半ばには有人飛行を行うことだった。その後のNASAの公式スケジュールでは、オリオン（オリオン2号）によるアレス1号の最初の有人飛行が2015年3月に行われるという確信度は65％だった。^{[33] [検証失敗]}

アレスI開発の重要な活動は、 J-2X上段エンジンとSRBの5セグメントバージョンのスケジュールでした。エンジニアは推力振動とオリオンとアレスIの統合について懸念していました。2008年、ロッキード・マーティンはNASAに、オリオン乗組員カプセルとの統合リスクをなくすためにアレスIの再設計を要求しました。プログラムエンジニアによると、アレスIXの打ち上げとアレスIの静的テスト発射を組み合わせたテスト結果から、推力振動は重大な問題ではないことが示されました。^[34]

DIRECTは、最初のオリオンを飛ばすためにアレスI用の5セグメントSRBとJ-2X上段エンジンを開発する必要があったことが、スケジュールの遅れと比較的高い開発コストの直接的な原因であると主張した。アレスIには、ミショー組立施設での全面的な製造とケネディ宇宙センターの打ち上げ施設も必要となる。対照的に、DIRECTは、既存の4セグメントの完全有人対応スペースシャトル固体ロケットブースターとスペースシャトルメインエンジンを再利用する提案をした。DIRECTはまた、既存のスペースシャトル外部燃料タンクの改良型を製造するために、既存の製造を再利用する提案をした。打ち上げを可能にするためにケネディ宇宙センターで必要なのは中程度の改造のみである。DIRECTの単一の打ち上げロケットの提案は、予算の制約によりアレスV打ち上げ機がキャンセルされる可能性に関連するプログラムリスクを取り除くことを目的としていた。^[要出典]

DIRECTは、同社のジュピターロケットは、第一世代のジュピター130ロケットにJ-2Xを必要とせず、5セグメントSRBを必要とせず、60トン以上の打ち上げ性能を提供し、オリオン設計の重量問題を改善することで、アレスIの遅延を回避できると主張した。^[要出典]

DIRECT はまた、ジュピター ファミリーが単一のロケット ファミリー プログラムとなるため、アレス V ブースターの並行開発を避けることで資金を節約できると主張しました。同グループは、アレス V で節約した資金を、オリオン、ジュピター 130、打ち上げ施設の改修、および関連するすべてのシステムなどの他の要素の開発作業を加速するために再利用することを提案しました。多額の資金注入により、これらすべての要素のスケジュールを大幅に短縮し、 2013 年までにオリオン/ ジュピター 130 システムの完全な運用能力を実現して、6 人の乗組員の交代とISSへの貨物の配送を実行できるようになると予想されました。^{[引用が必要]}

支持者たちは、DIRECT提案により、NASAは計画中のアレスIおよびアレスVよりも早く、より安全に、より低コストで、よりシンプルなアプローチによる新規開発努力の減少によるプログラム上のリスクの低減で、宇宙探査ビジョンの任務を遂行できると主張した。支持者たちは、DIRECT提案により、NASAは、 2009年時点で2016年に終了する予定だった国際宇宙ステーションへの参加延長を含む、打ち上げロケットの開発と運用を超えたプログラムへの資金提供を継続するのに十分な資金を提供できると述べた。DIRECT提案はまた、NASAがDIRECT提案によるコスト削減を利用して、VSEの月への帰還スケジュールを早め、ハッブル宇宙望遠鏡へのサービスミッションなど、他のミッションを飛行させる可能性があることを示唆した。これらの主張とは対照的に、NASAのSTSプログラム上級管理者であるジョン・シャノンは、DIRECT提案は木星ロケットファミリーのコストを過小評価していると考えていると述べた。^[35]

DIRECT提案では、提案されていたコンステレーション計画よりも多くの軌道組立てステップが必要であった。コンステレーションでは、アレスIとアレスVが低地球軌道でランデブーした後、アレスIのオリオン有人探査機（約22トン^[36]）が反転し、アレスV地球離脱段にまだ取り付けられているアルタイル月着陸船（約44トン^[37]）とドッキングする。DIRECTの場合、オリオンとアルタイルの合計質量はジュピター130の積載能力を超えてしまう。ジュピター130がオリオンとともに打ち上げられ、ジュピター246がアルタイルとともに打ち上げられた場合、アルタイルを搭載したジュピター上段ロケット（JUS）ではアルタイル/オリオンを地球軌道より外に押し出すための推進剤が不足する。したがって、DIRECTのベースラインは、2機のJupiter-246を打ち上げるというものだった。1機は燃料が部分的に充填された（75トン）JUSにOrion/Altairを搭載し、もう1機は燃料が完全に充填された（175トン）JUSのみを搭載した。^{[9]軌道上でのランデブー後、Orionは}アポロ計画やコンステレーション計画 と同様に反転してAltairと再ドッキングする。しかし、DIRECTでは、Orionの乗組員はOrion/Altairを最初のJUSから切り離し、Altairを2番目のJUSにドッキングさせる必要がある。2番目のJUSには地球離脱段として機能するのに十分な燃料が残っている。最初のJUSは低地球軌道で廃棄され、2番目は地球離脱燃焼後に廃棄される。^[要出典]

木星上段 (JUS) の質量と推進剤容量の比率は現実的であると考えられてきた。上段の質量は最小限であることが望ましい。そうすれば、上段はオリオンとアルタイル宇宙船を地球軌道から離脱させることができるが、JUS は低地球軌道に到達し、地球離脱段として機能するのに十分な推進剤を運ぶのに十分な大きさでなければならない。DIRECT v3.0 JUS の推定質量は 11.3 t で、推進剤容量は 175.5 t である。DIRECTは、上段のCentaurシリーズからの設計の遺産を主張しながらも、新しい材料、新しい溶接技術、および液体酸素タンクと液体水素タンクを分離する共通の隔壁が、低段質量を補うのに十分であると具体的に言及した。ユナイテッド・ローンチ・アライアンスのバーナード・クッターは、さらに過激な DIRECT v2.0 JUS 設計を「...非常に合理的。保守的とさえ言える」と評した。^[38]

NASA によれば、アレス V の低地球軌道への積載量は 188,000 kg になるはずだった。これは、LEO に約 120,000 kg を打ち上げると主張されていた、提案されている最大の木星ロケット (5 セグメント SRBS を備えた Jupiter-246 Heavy) よりも大きい。^[39]火星ミッションの可能性を考えると、アレス V の代わりに木星を使用した場合、ミッションごとにより多くの打ち上げが必要になり、ミッション モジュールはより多くの異なる部分に分割する必要がある。しかし、2007 年に完成した NASA の設計基準ミッション 5.0では、6 回の別々のアレス V 打ち上げによる火星ミッションに、直径 10 メートル以上のシュラウドを備えた 125 メートルトン以上の打ち上げロケットのみが必要だった。木星ロケットは、容積要件を満たしながら、LEO への積載量がわずかに不足するだけで、設計基準ミッションの要件を満たすことになる。^[要出典]

ジュピターロケットはアレスVよりも高さが低く、非常に長いペイロードフェアリングが可能になり、したがって背の高いアレスVよりも大きな総内部容積が可能になるが、ケネディ宇宙センターの宇宙船組立棟内の高さ制限による制約にすぐに直面することになる。^[要出典]

ジュピターには多くの構成が計画されていたが、2009年5月のDIRECTバージョン3.0提案では、それぞれ60トンと90トン（貨物バージョンの場合は70トンと110トン）を超える荷物を低地球軌道まで打ち上げる能力を持つジュピター130とジュピター246の2つが推奨されていた。^[1]

DIRECT は、開発プログラム開始から 4 年以内に運用開始することを目標に、Jupiter-130 を最初に開発する構成とすることを提案しました。Jupiter-130 は、Jupiter の共通コア ステージから 1 つの SSME を取り外し、上段ステージはなく、上部にペイロード フェアリングが取り付けられた構成になります。「130」は、1 つの極低温コア ステージ、3 つのメイン エンジン、および上段ステージ エンジンがゼロであることを意味します。最初の打ち上げでは、乗組員を交代し、当時ソユーズロケットによって実行されていた国際宇宙ステーションへの貨物の輸送を行います。 ^{[引用が必要]}

DIRECTの計算によると、ジュピター130は、60トンから70トン以上の貨物、または貨物と乗組員を、さまざまな円形および楕円形の 傾斜した低地球軌道に運ぶことができたはずでした。^[1] 提案されたオリオン宇宙船と乗組員の質量を差し引くと（ミッションに応じて18〜22トン^[40]）、残りはスペースシャトルの約25トンの貨物容量や、オリオン宇宙船以外のアレスIの容量の不足と比較しても遜色ありませんでした。

ジュピター 246 は、共通コアステージに 4 基のスペースシャトル メイン エンジン (SSME) を使用し、非公式にジュピター上段 (JUS) と呼ばれる上段を使用する予定でした。ジュピター 246 は、上段に 6 基の RL10B-2 エンジンを使用する予定でした。「246」は、2 つの極低温ステージ、4 つのメイン エンジン、および 6 つの上段エンジンを表しています。ジュピター 246 の主な役割は、より重い貨物や、月面ミッションの乗組員と貨物を打ち上げることです。^{[引用が必要]}

ジュピター 241 は、第 2 段と共通のコア ステージに 4 つの SSME を搭載しますが、技術が利用可能になれば、6 つの RL-10B-2 の代わりに 1 つの J-2X を搭載します。「241」は、2 つの極低温ステージ、4 つのメイン エンジン、および 1 つの第 2 段エンジンを表します。その目的は、ジュピター 246 と同じです。

ジュピター246は、本来エンジン3基分の燃料タンクに4基のSSMEを搭載する予定だったため、コアステージの燃料は低地球軌道に到達する前に使い果たされ、大容量の上段ステージでペイロードを軌道に乗せることになる。上段の燃料を75トンの部分的な量で打ち上げられたジュピター246は、84トン以上の乗組員と貨物を、241km（130海里）、29度傾斜の円形軌道に運ぶことができた。^[41] 乗組員やペイロードを載せずに打ち上げられた場合、同じ75トンの燃料で、同じ軌道にさらに100トンの燃料を運ぶことができた。^[42] JUSの総容量は約175トンになる予定だった。 JUS が地球離脱段階として機能する月面ミッションの場合、175 t の推進剤を満載して打ち上げられ、そのうち 75 t が低地球軌道に到達するために消費され、残りの 100 t が地球離脱燃焼に使用可能になります。

既存のハードウェアをできるだけ多く使用するという DIRECT v3.0 のテーマに沿って、DIRECT は JUS の動力源としてベテランのRL10エンジン ファミリーを提案しています。ただし、DIRECT は、以前 Ares I および Ares V 上段用に開発中だった J-2X エンジンから、上段で同様のパフォーマンスが得られると予想していました。^{[引用が必要]}

DIRECT 提案の主な目標の 1 つは、新しい大型ロケットをより短期間で開発することです。DIRECT プロジェクトが 2006 年に開始されたとき、シャトルの運用期間はあと 4 年程度と予想されていました。DIRECT は、シャトルから変更されていない 4 セグメントの固体ロケット ブースター (SRB) を使用し、コンステレーション プロジェクトで既に進行中の RS-68 メイン エンジンと J-2X 上段エンジンの作業を活用する予定でした。^{[引用が必要]}

しかし、2009 年までに、アブレーション冷却 RS-68 エンジンは近くの SRB からの高熱に耐えられないのではないかという懸念が浮上しました。この懸念とシャトルの退役が差し迫っていたことから、DIRECT v3.0 提案では、より高価な再生冷却式の再利用可能なスペース シャトル メイン エンジン (SSME) を使い捨てで使用することが求められました。コア タンク構造の底部に取り付けられた 3 基または 4 基の SSME は、タンクとともに地球の大気圏に廃棄されます。低軌道を超えるミッションでは、木星の上段に 6 基のプラット アンド ホイットニーRL10 B-2 が使用されます。^[要出典]

NASA が提案したアレス I ロケットは、打ち上げ前に、スペースシャトル SRB の改良版 5 セグメント版と、サターン Vで使用されたJ-2エンジンの改良版である J-2X 上段エンジンの両方を必要としていた。提案されたジュピター ファミリーは、現在利用可能なエンジンで打ち上げられ、より強力な SRB と J-2X 上段エンジンが利用可能になった場合には、それらにアップグレードすることができた。^{[引用が必要]}

DIRECT は、NASA の有人宇宙船オリオンの継続的な開発と運用、およびその打ち上げ中止システム(LAS) の継続を構想していました。緊急事態が発生した場合、NASA のアレス I と同様に、LAS が乗組員カプセルを安全な場所まで引き上げます。しかし、DIRECT チームは、ジュピター 130 のより大きな打ち上げ能力 (アレス I の 25 トンに対して 64 トン) により、オリオンは計画よりも乗組員の安全能力を高めて設計できると主張しました。^{[引用が必要]}

国際宇宙ステーション(ISS)への有人飛行については、DIRECT は、ジュピターの追加の揚力容量により、オリオン宇宙船の下に搭載された別のモジュールで大量の貨物を運ぶことができると述べた。軌道に到達すると、オリオンはこのモジュールとドッキングし、ISS に輸送する。比較すると、アレス I はオリオン宇宙船のみを ISS に運ぶことができる。DIRECT は、オリオンと別のペイロード モジュールをジュピターで飛ばすことで、2003 年のスペース シャトルコロンビア号の事故後に発生した、貨物と乗組員を別々に飛ばすことに関する安全上の懸念が満たされると主張した。なぜなら、打ち上げが中止された場合でも、オリオン カプセルは打ち上げ機と貨物から分離できるからである。^{[引用が必要]}

DIRECT チームは、Jupiter-130 が Ares I よりも安全であると主張するいくつかの特定の機能を挙げました。

ジュピターの設計では、内部構造部材を介してSRBをタンクに取り付けるという、スペースシャトルで実証された方法を再利用する。DIRECTは、これにより、大型固体ロケット特有の「推力振動」効果によって生じる、機体に潜在的に深刻な振動を引き起こすのを防ぐことができると述べている。この効果は、アレスIで懸念された。^[43]

スペース シャトルと同様に、ジュピター 130 の液体燃料メイン エンジンは地上で点火され、SRB 点火と打ち上げの前に迅速に点検されます。打ち上げ前に始動シーケンスの問題を検出でき、機体の段階的調整は SRB のバーンアウトと分離のみです。比較すると、アレス I の打ち上げは、単一の SRB の第 1 段の即時点火で構成され、その後、段階的調整と極低温の第 2 段の高度での点火が必要です。段階的調整は一般的な打ち上げ機の手法ですが、特に有人飛行では安全性、リスク、信頼性に関する懸念が生じます (上段を備えた大型のジュピター 246 には通常、このリスクが伴います)。^[要出典]

DIRECT チームは、複数のメインエンジンを搭載した Jupiter-130 と -246 は、エンジンが停止した場合でも軌道に到達できると主張しました。^{[引用が必要]}

ジュピターのコンセプトでは、有人オリオン宇宙船は大型の空力フェアリングで支えられる。この配置により、オリオンはアレスIの場合よりも推進剤を充填したステージから少なくとも 10 メートル (33 フィート) 離れた位置に置かれる。DIRECT は、これにより爆発する宇宙船と乗組員の間に貴重な追加の「緩衝空間」が提供されると主張した。^[要出典]

ジュピター 130 の想定される打ち上げ能力により、オリオン宇宙船の下のペイロード フェアリング内に保護ハードウェアを搭載することが可能になる可能性がある。DIRECT は、宇宙船とその下のステージの間に炭化ホウ素とケブラー製の軽量シールドを搭載し、宇宙船の爆発による破片やその他の破片から乗組員を保護することを想定した。^{[引用が必要]}

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• [1]TeamVisionのDIRECTに関するページ
• [2]DIRECTチームのアーカイブウェブサイト

• [3]DIRECT 3.0のプレゼンテーション
• [4]v2.0.2 更新されたPDFベースライン提案
• [5]v2.0.1 更新されたPDFベースライン提案
• [6]PPSにおける国際宇宙開発会議の発表