ペガサス II (ロケット)

ペガサスIIはサンダーボルトとも呼ばれ、ストラトローンチ・システムズ向けにオービタル・サイエンシズ社が2012年から2015年にかけて開発していた空中 発射軌道ロケットである。^[1]

このロケットはスケールド・コンポジッツ社が開発した世界最大の翼幅を誇るストラトローンチ機で運ばれる予定だった。 ^{[2] [1]}ペガサスIIロケットは当初固体燃料の下段ロケットと極低温の上段ロケットで設計されていたが、2014年に固体ロケットモーターのみを使用するように設計が変更された。^[3]

しかし、この設計は経済的なコストと収益の目標を達成できなかったため、2015年5月にストラトローンチによって設計が「棚上げ」されました。当時、ストラトローンチはスケールド・コンポジッツのストラトローンチで使用するために「設計計画を再開し、70種類以上の打ち上げロケットのバリエーションを評価していました」 。^[4] 結局、良い経済的ケースは決着せず、ストラトローンチは2019年1月に自社の空中発射ロケットファミリーのすべての作業を中止しました。^[5]

ストラトローンチ・システムズは2011年12月、空中発射軌道ロケットシステムの計画を発表した。^[6]資金は、マイクロソフトの共同創業者であるポール・G・アレンが設立し会長を務める投資会社バルカンが提供。^[7]打ち上げシステムは3つの主要コンポーネントで構成される。スケールド・コンポジッツ社と契約する運搬機、当初はファルコン9の派生型としてスペースX社と契約し^{[8]、後にペガサスIIとして}オービタル・サイエンシズ社と契約した打ち上げロケット、そして航空機がブースターを安全に接続、運搬、放出できるようにする結合統合システムで、ダイネティクス社と契約。^[9]

ファルコン9エアは、第一段に4基のマーリン1Dエンジンを搭載し^{[10] 、}低軌道（LEO）に最大6,100kg（13,400ポンド） 、静止トランスファー軌道（GTO）に最大2,300kg（5,100ポンド）を運ぶ予定でした。^[11]開発が進むにつれ、ファルコン9の改造範囲（第一段の空力面の大幅な構造変更^[12]、およびこれらの改造に必要な製造プロセスの混乱^[11] ）により、ストラトローンチとスペースXは袂を分かち、ファルコン9エアの開発を中止しました。

その後、ストラトローンチはオービタル・サイエンシズ・コーポレーション（オービタル）と契約してペガサスIIの開発を行った。^[12]オービタルは2012年11月に研究契約を、2013年には完全なロケット開発契約を締結した。このロケットはアライアント・テックシステムズ（ATK）^[13]が製造した2段の固体ロケットと、当初の設計通り極低温の第3段で構成されている。2014年に極低温段は2段の固体ロケットに置き換えられた。^[3]

2015 年 2 月、Orbital Sciences Corporation は Alliant Techsystemsと合併し、 Orbital ATK Inc. が 設立されました。

2015年4月、ストラトローンチは、さまざまな衛星サイズに対応するためにストラトローンチで使用できる複数の打ち上げロケットのオプションを検討しており、軌道打ち上げロケットの開発作業の一部が遅れていると発表した。^[14]

しかし、2015年5月までに、オービタルの固体ロケット打ち上げ機の経済的ケースの評価が収益目標を達成しなかったため、ストラトローンチはペガサスIIオプションを「棚上げ」し、「設計計画を再開し、70を超えるさまざまな打ち上げ機のバリエーションを評価していた」。^[4] 数年後、ストラトローンチは2019年1月に独自の空中発射型打ち上げ機ファミリーの開発を中止し、この巨大な航空機は大型空中発射型打ち上げ機の運搬機として使用する具体的な計画がなくなった。^[5]

ストラトローンチ運搬機は、少なくとも長さ3,700メートル（12,100フィート）の滑走路を持つ飛行場から離陸し、高度9,100メートル（30,000フィート）でペガサスIIを放出する前に最大2,200キロメートル（1,200海里）を飛行できるように計画されていました。^{[6]このシステムは、翼幅で史上最大の航空機になります。運搬機の最初のテスト飛行は、当初2015年に}カリフォルニア州モハベのスケールドコンポジッツの施設で予定されていましたが、^[15]ロケットの最初のテスト打ち上げは2016年より前には予定されていません。^[16]

ペガサスIIの最初の2段は、スペースシャトルの固体ロケットブースターと同じ外径を持つ予定だったが、はるかに軽量な炭素複合材ケースを使用して構築され、よりエネルギーの高い推進剤混合物を含むことが意図されていた。^[1] 大気圏内での誘導を提供するために、第1段には2つの翼とV字尾翼があり、両方とも制御面があった。第1段と第2段の両方の固体ロケットモーターは、薄い上層大気での姿勢制御に推力ベクトル制御（TVC）システムを使用することが意図されていた。 ^[1]

第3段は、当初は液体水素と液体酸素を燃焼する再始動可能な極低温段となる予定だった。LEOへのミッションでは、直径5メートル（16フィート）のペイロードフェアリングと、ペイロード容量6,120 kg（13,500ポンド）のエアロジェットロケットダイン RL10エンジン2基が使用される予定だった。 ^[1] GTOミッションでは、直径4メートル（13フィート）のフェアリングと、ペイロード容量約2,000キログラム（4,500ポンド）のRL10エンジン1基が使用される予定だった。^[1]この機体の総重量は約211,000 kg（465,000ポンド）になる予定だった。^[2]

極低温の第3段の開発は2014年に中止され、ATKは2段の固体燃料ロケットの代替品の評価を依頼された。^[17]同年11月、ストラトローンチは設計を変更し、ペガサスIIは全固体燃料ロケットになるはずだったことを明らかにした。^[3]

• ペガサス（ロケット）

• 改訂版ビデオ - 2013 年 6 月の Orbital Pegasus II ロケットによる Stratolaunch のアニメーション。