Rocket Lab社Electronロケット研究


超小型衛星専用打上げロケットとして商業運用開始を世界で最初に行おうとしているRocketLab社のElectronロケットがSpaceflight101.comというニュースサイトに出ていたので、ロケット技術の研究として、記事の翻訳(意訳)と技術的なことに関して簡単に公開情報から性能について研究してみた。

元記事

Electron

翻訳

ElectronはRocket Lab社によって開発されている商業用小型衛星打上げのための2段式ローンチビークル。
電動ポンプ式サイクルを採用した世界初のflight-readyなロケット。
500万ドル以下の打ち上げ価格でペイロードを低軌道に225キログラム、太陽同期軌道に150kgを打上げるサービスを提供。
Rocket Lab社は2006年に起業家Peter Beck氏によってニュージーランドに設立され(訳注:シードファウンダとしてMark Rocket氏がいる。Rocket氏はロケット好きがこうじて自分の名前をRocketにしたパワフルなIT企業系の起業家、http://www.markrocket.com/)現在米国に本社を置き、ニュージーランドに子会社を持ち、アメリカの旗の下で打上げる。(訳注:FAAの許認可などのことを指すと思われる) 同社のミッションは、現在、超小型衛星のオペレータがピギーバックとして打上げサービスを購入していてスケジュールと軌道についてロケット側に要望することが出来ていないという状況に対して費用対効果の高い商業打上げサービスを提供すること。
Electronロケット開発は、CubeSatのクラスターのような小さなペイロードを対象に、柔軟で既存の打ち上げシステム同等あるいはそれ異常に費用対効果の高いソリューションを創出することを前提に開始された。 主に太陽同期軌道をターゲットにしている。


Rocket Lab社のアドバンテージは、迅速に打上げスケジュールを組めることと、ペイロードとロケットとの統合を数時間で可能にする「プラグインペイロード」モジュール。
ロケットラボは2009年にÀtea-1(「Space for Maori」)を打上げた。これは宇宙の境界を横切る南半球の最初の民間企業になるためのサブオービタルミッション。Àtea-1は打上げを行ったがテレメトリシステムも回収システムも搭載していなかったために、実際の高度は不明。2号機以降は計画されなかった。

同社は、2010年12月に米国のOperation Responsive Space Office(ORS)から、超小型衛星用の低コストの打上げ機を研究する契約を結んだ。ロケットラボのプロジェクトの資金は、米国とニュージーランドの民間企業を通じて提供された。

また、DARPAと海軍系のONRGからのプログラムで1液のゲル状推進剤のロケットの開発と打ち上げ実験を行ったこともある。

エレクトロンの主な打ち上げ場所はニュージーランド北島のマヒア半島に位置し、太陽同期軌道を含む様々な軌道への打ち上げが可能。2015年にニュージーランド南島のKaitorete Spit自然保護公園を打上げ場所とする計画が上がったが、射場開発するのに必要な同意が得られなかったため、マヒア半島が同社の主要打ち上げ基地になった。 Kaitorete Spit自然保護公園は、ロケット生産工場の建設予定地であった南島で最大の都市であるクライストチャーチに近接していたために検討されていた。
マヒア半島の打上げ基地建設は、2015年12月に建設開始され、重量50トンの打ち上げプラットフォームとタワー、推進剤タンク、整備ハンガー、そしてその地域の道路と通信ネットワークをアップグレードするための支援施設がある。2016年6月までにインフラ整備が完了し、2016年9月26日にオープニングセレモニーが行われた。

Rocket Labは、定期的な打上げを確実にするために、エア・トラフィック・サービス・プロバイダーであるAirways New Zealandと打ち上げ現場周辺の特定空域に関する契約を締結した。マヒア半島からの打上げは、今後30年の期間で72時間に1回の最大打上げ機会でライセンスされていて、Rocket Labは実際の打上げは1週間に1つが平均だと考えている。マヒア半島から、Electronは39〜98度の軌道傾斜にペイロードを打ち上げることができる。
Rocket Labはまた、アラスカ航空宇宙公社が管理するPacific Spaceport Complex – Alaska(PSCA)からエレクトロンを打ち上げる計画。射場としてはケープ・カナベラルも検討されている。

Electronは2016年に領収試験を終了した。2017年初頭に飛行試験を行い、その後、商業打上げを行なう予定。 打ち上げ価格は、490万ドルと想定されている。 相乗りミッションは、需要に応じて四半期ごとに打上げられる予定で、価格は1UのCubeSatで77,000ドル、3UのCubeSatで240,000ドルから。 通常、CubeSat相乗りミッションは、2つの12U、4つの6U、3つの10U、4つの1Uスロットに分解された82 CubeSat Unitsの容量を持ち、総額650万ドルの打ち上げ価格。

Electronの仕様
全長 17m
直径 1.2m
全備重量 12,550kg
段数 2
ペイロード to LEO 225kg
ペイロード to SSO 150kg(500km SSO)
打上げコスト $4.9 Million

全長17m、直径1.2m、全部で10基のエンジンを搭載した2段液体の電動ポンプ軌道ロケット。最大150kgのペイロードを高度500kmの太陽同期軌道に打ち上げる。複合材料や3Dプリンタなどの技術を活用。高頻度で打ち上げるための効率的な製造システムを意識している。
ElectronはSpaceXのFalcon9と同様に1段目に9基の同一エンジン、2段に真空最適化した1基のエンジンを搭載。有名なニュージーランドの科学者であるEarnest Rutherfordにちなんで、ラザフォードエンジンと名付けている。
推進剤は液体酸素とケロシンのロケットで、炭素繊維複合材料を使用。オールコンポジット設計を特徴として強く軽量な構造にしている。極低温液体酸素で使用可能な炭素繊維複合材料タンクを開発した。

ラザフォードエンジン

ラザフォードは電動ポンプ式ロケットエンジン。液体酸素とRP-1(ケロシン)。1段目用と2段目の真空用ノズルをつけた2バージョンがある。
電動ポンプ供給サイクルを使用するエンジンで軌道投入されるのは初めてで、これはコスト削減し、製造を容易にするために選択された。エンジン燃焼室、インジェクタ、ポンプ、主推進剤バルブなど主要部品に3Dプリント。ラザフォードエンジン1基製造するのに24時間かかるという。ニッケル合金であるインコネルは耐圧・耐熱の関係からエンジン燃焼室とノズルに使用されている。
電動ポンプには1つのエンジンあたり2つのブラシレスDCモータを使用。缶ジュースサイズの小型モータは4万RPMで50馬力(37kW)。ガス発生器とタービンのシステムに比べて単純であるという利点がある。欠点はバッテリ重量である。
エンジンの冷却は再生冷却方式を採用。冷却液はRP-1。バッテリ抜きのエンジン重量は20kg。
電動ポンプの利点の一つはスロットリング能力の制御性。ガスジェネレータシステムではスロットリングするのは電動ポンプより複雑になる。電源はリチウムポリマー。2段で合計16個のバッテリーパックが搭載されている。
毎秒7kgの推進剤を消費。

1段目 2段目
全長 12.1 m 2.4 m
直径 1.2 m 1.2 m
ドライ重量 950 kg 250 kg
推進剤重量 9,250 kg 2,150 kg
推進剤 RP-1/LOX RP-1/LOX
タンク 複合材料 複合材料
エンジン 9基のラザフォードエンジン 1基のラザフォードバキューム
エンジンサイクル 電動ポンプ 電動ポンプ(真空仕様)
推力 16.89 kN / 20.33 kN 22 kN
打上げ時推力 152 kN -
比推力 303 s 333 s
エンジン重量 20 kg程度 NA
燃焼時間 ~155 s ~320 s
タンク加圧 ヘリウム NA
制御 ジンバル制御 ジンバル制御+コールドガスRCS
シャットダウン コマンド方式 コマンド方式
段分離 空気圧アクチュエータ
1段目

1段目の全長12.1m、直径1.2m。ドライ重量は950kg。推進剤は9,250kg。Octawebと呼ばれる配置(SpaceXのFalcon9ロケット同様の配置)に9基のラザフォードエンジン。この配置はエンジンからの推力をロケットの構造に伝達するのに有利。
リフトオフ時に147kN(15,000kgf)の推力、空気が薄くなると183kN(18,700kgf)に上昇。2分半燃焼。1段目には13個のバッテリーが搭載。
飛行制御は9基のラザフォードエンジン全てをジンバリングすることで制御。
ヘリウムガスで加圧し、ステージ分離は空気圧駆動のアクチュエータで行われる。

2段目

2段目の全長2.4m、直径1.2m。ドライ重量250kg、複合材料を構造およびタンクに使用。2150kgの推進剤、5分半の燃焼時間。ラザフォードVacはIsp333秒、22kNの推力。3つのバッテリーパックを搭載、うち2つは途中でペイロード重量を増やすために途中で切り離される。バッテリーパックは自己着火温度が150度であるため、2段目の再突入時には全て燃え、1段目の電池もある程度燃えてしまう見込み。
姿勢制御はメインエンジンのジンバルとコールドガスジェットによる制御。
アビオニクスは社内開発のFPGAによるもの。ハードウェアを共通化しながらカスタマイズを容易にしている。

ペイロード・フェアリング

直径1.2m、高さ2.5mの複合材料製のフェアリング。フェアリングの展開は空気圧駆動のアクチュエータで分離。1段目分離後すぐに50kgのフェアリング質量をジェットソンする。
Rocket Labの主なセールスポイントの1つは、ロケットとペイロードの統合を簡素化する「Plug-In Payload」のコンセプト。顧客は、自分自身で衛星とペイロードモジュールの統合し、専用コンテナに入れてロケットラボの打ち上げ場所に運ぶ。ペイロードモジュールとElectronロケットの統合は数時間で完了する。この概念は、ペイロードとロケットの分類を望む衛星オペレータにとって特に興味深いものであり、米国政府のミッションのために必要なものである。

 

考察(不確定な想像)

ここからはニュースサイトの翻訳ではなく、技術的な部分の想像。

燃焼室圧力とIsp

公開されている値は1段目の比推力303秒と2段目の比推力333秒だけであり、1段目がなんの比推力か正確にわからないが、おそらく平均比推力だろう。NASA CEAよりLOX/RP-1のIspを見てみると、燃焼室圧力5MPa〜6MPa、Isp効率95%ぐらいだとそれっぽい値になりそう。電動ポンプ方式にしては燃焼室圧力が非常に高い印象で、Isp効率もかなり高い。エンジン開発は多くのノウハウの蓄積と十分な開発期間をかけていると想像できる。

ポンプについて

燃料のRP-1で再生冷却していることから、RP-1側の吐出圧は8〜10MPa程度か。これは流量と吐出圧とポンプのモーター出力から考えて、ギリギリ成立すると思われる。強力なブラシレスDCモータとそのモーターを制御する基板、モーターの冷却をキャンドポンプと呼ばれる方式で、推進剤自身にドブ漬けすることによって冷却することによって成り立たせている。優秀なパワー系電気技術屋がいることがわかる。

電池について

リチウムポリマー電池の典型的なエネルギー密度が200Wh/kg=720kWs/kg
電動ポンプのモーター出力が1つあたり37kWであり、燃料と酸化剤それぞれ1つづつあるので、37kW*2=74kW だと仮定すると、エネルギー密度と使用時間を考えてバッテリーパックあたり15kg(これは十分に電池容量を使い切る計算だが、現実的ではない、容量をすべて使い切るのは難しく実際は容量に余裕があるだろうが、燃料側のワット数は少ないはずなので、良いところだと思われる)
1段目の電池重量:15×13個=195kg
2段目の電池重量:15×3個=45kg
とすると、
1段目エンジン推重比:エンジン重量20kg+15kg=35kg、推力18.3kNより51
2段目エンジン推重比:エンジン重量20kg+45kg=65kg、推力22kNより33

バッテリー込だと推重比はあまり大きくない。しかし、ガスジェネレータサイクルエンジンなどに比べて比推力の低下無しにそこそこの推重比になっているので、トータルの性能としてはすばらしい。

システムについて

以上のことから、下記の通りだと想像される。
全段:重量12550kg
1段目:構造効率0.0975、⊿V=4.1km/s
2段目:構造効率0.10、⊿V=6.0km/s
2段目にほとんどの軌道速度を稼がせて頑張らせている構成。2段目の構造効率が飛び抜けて良い印象。小型ロケットでは上段になるほど、細かいものの重量の比率が大きくなり、構造効率を取りにくいが、積極的に複合材料を使ったり、細かな軽量化をしているのだろうと想像できる。

総合的に、挑戦している技術レベルは高く、有りものを組み合わせて早く開発しようというよりは新時代のロケットとして良いものを作ろうとしている印象。

初号機打上げ時期が2014年予定が2015年になり、2016年も過ぎているのもそういうチャレンジングなところからだろう。

衛星高度と可視範囲のグラフ


SpaceXが4425基の通信人工衛星を打ち上げる計画をアメリカの連邦通信委員会に提出したというのがニュースになった。前からちょいちょい噂にはなっていた話だが、少しづつ動きが出てきているみたい。

SpaceX、通信衛星4425基で作る全世界インターネット網実現に向け許可申請。第1段階は800基を打ち上げ予定

この衛星インターネット用の衛星網、高度1150km、重量400kg弱の構成。一番最初の噂だともう少し小さな衛星でもう少し低い高度だろうと考えられていたのにちょっと違っている。

なんでかなぁーとぼんやり考えていたけど、衛星の数と可視範囲は大事な話だろうと、少し自分なりにまとめてみた。

(ロケット用フライトシミュレータであるOpenTsiolkovskyの改修の一部として実装したもののおまけ機能を使っている)

衛星高度と可視範囲

地上に観測者(地上局のイメージ)を置いて、衛星(ロケットなどでも良い)がある高度にあるときに観測者からどの仰角で見えるかを計算してグラフ化。

仰角0度以下では見えないということになる。

また、実際の観測も仰角があまりに低いと大気に遮られて見えないようだ。建物や山などで仰角が高い時のための角度もプロットしている。

試しに、ISSの高度(400km)とSpaceXの衛星インターネット計画の高度に青い点線を引いている。

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SpaceX衛星インターネット

SpaceXの計画だと仰角40度ほどを通信可能範囲のように記述している画像が出て来るが、たしかに高度1150kmの衛星の仰角45度の可視範囲は800〜900km程度。

範囲を円にしてみると下記のようになる。たしかにこれは地球の一部しか見えていない。ブロードバンドで一つの地域を複数衛星でカバーしようとして衛星数が増えてしまうのもうなずける。

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ISS

ISSの可視範囲も試しにプロットしてみる。水平線ギリギリに見えるとして、仰角3度のISS(高度400km)の可視範囲は1800km程度になり、マップで見ると赤い円のようになる。ISSは90分に1度地球を回っているしこの円の範囲に入ることが多いのがわかる。

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余談

本当は仕事としては、ロケット飛翔時の可視範囲と無線通信のための数字を計算するためにやっていた。ロケットが大気圏を出て水平方向に加速していくときにどこまで無線通信できるか、結構重要で、計算してた。

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グラフ作った際のコードはGistで公開している。Python2.7

過冷却液体酸素の密度の話


ロケットにおいて、推進剤の高密度化は極めて重要な開発要素。

特に固体ロケットなんかでは推進剤の粒径がどうだの、最密充填がどうだのっていうのはよく聞く話。能力に直結する大事なもの。

液体ロケットの場合でも過冷却液体酸素を使うことにより推進剤の高密度化で、構造重量を削減し、ロケットの能力を上げようというロケットがある。

SpaceXのFalcon9で採用されている技術だが、ネット上に定量的にどのぐらい効果があるのか出てきてなかったので、計算ツールを使って出してみた。

Falcon9がお客さんの荷物を減らさずに再使用のため着陸できるようになったのは、この過冷却のお陰だろう。能力が上がったで着陸に推進剤を残すことが出来るようになったはず。

温度が違うと様々な特性が変わってしまって開発要素は増えるし運用生も悪くなる、それでも液体酸素(LOX)の密度がこれだけ劇的に変わって魅力的。

Falcon9の場合、大気圧化(0.1MPa)の沸点は-183℃(90K)だが、Supercooled LOXとかSubcooled oxigenとか表記される過冷却液体酸素では-207℃(66K)程度で使用されているようだ。(ソースによって温度が微妙に違うので”程度”)

この場合、グラフから見て取れるように、液体酸素の密度は1割弱増している。

極低温流体は温度によって密度が大きく変わるのはよく知られているが、可視化してみると面白い。

(グラフの見方としては、非連続で大きく変わっているところが液体ー気体の境目です。)

(ちなみに、計算ツールの中身まで見てないので、このグラフはあくまで”参考”程度の信用度です。)

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宇宙活動法の制定に伴う殴り書き


宇宙関連2法が参院本会議で可決・成立 | NHKニュース 

NHKの報道に取材を受けました。コメント載ってます。

取材では30分ぐらい話したけどほぼカットされているので、もう少し追加。
コメントでは「待ち望んでいた」と取材側の意図ピッタリのところだけ抜き取られているけど、宇宙活動法自体は規制のための法律なので、可能なら無しがいい。

「規制はあるより無いほうがいい」っていう事業者として当たり前のこと。
「おめでとう!」って声かけられるけど、そんなにうれしいものではない・・・

それでもなぜ必要で、待っていたか?国際法の枠組みではロケットが他国に落ちて損害賠償の話しになったときに打上げた主体のいる国が補償しなさい(誰が打上げようと構わず)ということになっている。知らんやつが勝手に打上げて補償の問題になると国が困るから法律が必要。
ケツ持ちするから、審査させろっていうのが向こうの理論。

これまではJAXA法の中だけだったけど、民間事業者が出てきたから制定。
アメリカでは同様の法律が1984年にはできていたので、30年遅れている。
それぐらい民間事業者が出てこなかったのも問題だし、現行法でなんとかしようって工夫でやり過ごしてきたっていう経緯もある。

法律があると良いことは、対外的な説明の際にコンプライアンスとか作業の段取りの説明・見通しがつくところ。
うちは別としても、普通の民間事業者はコンプライアンスとか事業リスクとか真面目に書き出すときに法律の有無は重要なので、宇宙活動法があると他にも事業者が出てくるかもなぁというところ。
国内でも基幹ロケットではない、新しいロケットを作る会社が出てくるって予想している。っていうか聞いてる。

その良いところ以外は正直「ちっ、めんどくせーな」という気持ち。企業の「ちっ、めんどくせーな」って最低でも数百万数千万円の必要経費というか投資になってしまう。無いほうがいいに決まっている。

 

〇な点

・無人サブオービタル飛行(弾道飛行:人工衛星にならないやつ)は法律の範囲外になったこと
民間事業者もペンシルロケットとかの流れと同様に開発のステージを踏むことになる。
人工衛星の前のサブオービタルは規制の範囲外にすることによって、サブオービタルの開発段階のようなデスバレー入口のところでのハードルは無くしてくれている。
これはグッジョブ。アメリカより産業のことを考えていて進歩的。
他の国の状況とかを見るに、近い将来学生ロケット大学ロケットとかも大幅に進化するポテンシャルはあって、これが規制に入らないことによって、大学ロケットの人材育成の可能性も見えてくる。
まぁ、本当のデスバレーの一番深いところでこの宇宙活動法っていう規制があるんだけど・・・

 

不安な点

許認可制のため、審査があるが、誰がどのように審査するのか決まっていない。これから運用方法が決まる。
そもそも国の審査っていうことを信用も信頼もしていないので、不安。
M-02Jという飛行機の国交省航空局へ許認可に際して仕事としてお手伝いした際に、嫌な目にあった。
飛行機と同じようなあんな審査体制な場合、ロケット打ち上げのハードルはかなりあがる。
</s>まず、工学をわかっているやつを出せ。<s>
背広の方々の話では、飛行機みたいにはならないとの説明だが、運用がまだのため不安。

無いとは言われているが、JAXAのロケットと同等程度審査をしたら、民間事業者のロケットは絶対に上がらない。
基準がアポロのとき(1960年代)の延長で、無駄に厳しいし、そもそもの無駄もあるみたい。
現在のところの方針として安全以外のミッション成功などの部分は審査無しと聞いているが、どうなるか注視。

 

△な点

アメリカの同等の法律であるCommercial Space Launch Actでもそうだが、民間の事業ステージ(開発ステージ)があがると法律も改正される。
この宇宙活動法はまだまだ視座が低い。目の前の事業に向けて書かれている。
もっと将来の宇宙開発のこととか心の準備ぐらいしててもらうといいのになぁと思っている。

 

まとめ

アメリカの例を上げると、民間ロケット会社は山ほど出来て、山ほど潰れていってる。
(会社は潰れてるっていっても、中身の人は色々と移動しているって話しだけど。)
基礎の基礎の法律が出来たからって「よし、これで産業応援したしオッケー」と終わりにしないで貰いたい。
アメリカでも政策があってようやく民間の台頭の時代が来ているって認識は色んな人と共有しておきたい。

 

以上、一般の人向けなのか、業界の人向けなのか微妙なところの深夜の殴り書き。

衛星打上げロケットSS-520 4号機の予測(妄想)


JAXA(ISAS)の観測ロケットであるSS-520の4号機が衛星打ち上げロケットになりそうだということが文科省のサイトから判明したことで、一部界隈では非常に盛り上がっている。

固体燃料ロケットは専門外ながら公開情報だけからスペックや軌道の予測をしてみる。

※注意;完全な妄想のスペックなので全然違う可能性がある。2016年6月11日現在詳細なスペックが公開されていないが、今後スペックのわかる資料が出てくる可能性がある。

読み解く資料

宇宙開発利用部会 調査・安全小委員会(第18回) 配付資料

JAXA観測ロケット

Wikpedia:S-520

Wikpedia:SS-520

Togetter:SS-520改良ロケットでの超小型衛星打ち上げについて

解析ツール

使うツールはOpenTsiolkovsky 。使い方は↓のリンクを参考。

北朝鮮の衛星打ち上げロケット(通称:ジジツジョウノミサイル)のスペック予想から軌道を作ってみる

結果はOpenTsiokovskyの最新のリポジトリのOpenTsiolkovsky/misc/sample/SS-520-4 というフォルダに入れてある。

解析(妄想とも言う)

これを参考に下記のように考えてみた。

  • 推進剤(資料より確定):1段 1587kg、2段 325kg、3段 78kg
  • 燃焼時間(資料より確定):1段 31.7秒、2段 24.4秒、3段 25.6秒
  • 比推力(S-520のデータより仮定):1〜3段 真空中264.8秒
  • 平均推力(上記データより推定):1段 14トンf、2段 3.5トンf 、3段 0.8トン
  • 推力(軌道計算やIA資料より推定):各段ともに平均の30%から75%程度の変動
  • 初期重量(種々のデータより粗い推定):1段 2.2トン、2段 510kg、3段 86kg
  • 空力データは尾翼の有無で全然違うだろうがM−Vロケットの公開データと同じと仮定
  • 地表に対する姿勢角(軌道計算から推定):1段初期エレベータ角 85度、ラムライン制御以後のエレベータ角 0度 、アジマス角99度

 

軌道計算してみてわかること

1段目⊿V=3.3km/s、2段目⊿V=2.6km/s、3段目⊿V=4.8km/s程度だと想像される。

推力は初期に大きめにかなり大きくして、燃焼終了近くではかなり推力を絞っている。固体燃料ロケットは初期化速度でも10G程度あるが(人が気を失うGが4G 程度と言われている)推進剤が少なくなる燃焼終了時に20G以下ぐらいになる方が良さそうだ。

姿勢制御が1段目燃焼後の時間しか働かない珍しいタイプなので、1段目ロケットは高度を稼ぐため、横速度は稼げない。2段目、3段目は横速度を稼ぐため。と明確に役割が違う。2段目の軌道を可視化すると放物線の頂点付近で横方向に加速する面白い軌道になる。

ラムライン制御によって、2段目燃焼前に機体はほぼ水平になるようにしていると推定できた。

固体燃料ロケットは空気あるところでの速度が随分出ていて、最大抗力は800kgfとかになりそうだ(推定の推定が重なっているので実際の値はかなり上下すると思われる)

衛星の軌道は最低高度(ペリジ)200km、最高高度は3段目の重量や性能によって大きくかわるので、なんとも言えない。工学的に言うと3段目の比推力と空虚重量の感度が高い。軌道投入精度はラムライン制御の静定具合によるが、軌道投入精度は低そう。4号機以降の予定が分からないが、今後の改良によっては軌道によっては6Uぐらいまでペイロードを増やせるかもしれない。ただ、ペリジ200kmと高度の低い衛星は衛星寿命が短いので、3Uぐらいの超小型衛星がユーザーとしても良いのかもしれない。

結果を貼り付けておく。

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