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N-II
	N-IIロケット
基本データ
運用国	日本
開発者	NASDA; 三菱重工
運用機関	NASDA
使用期間	1981年 - 1987年
打ち上げ数	8回（成功8回）
打ち上げ費用	約46億円(N13F); 約50億円(N16F)
原型	N-Iロケット, デルタロケット
公式ページ	JAXA - N-IIロケット
物理的特徴
段数	3段
ブースター	9基
総質量	135.2 トン
全長	35.36 m
直径	2.44 m（本体部分）
軌道投入能力
低軌道	2,000 kg
静止移行軌道	730 kg
静止軌道	350 kg; (燃焼後アポジモータ含)
地球重力圏脱出軌道	500 kg
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N-IIロケット（N-2ロケット）は、宇宙開発事業団（NASDA）と三菱重工業が米国のデルタロケットの技術や構成要素を基に開発し、三菱重工業が製造した人工衛星打上げ用液体燃料ロケット。

概要

N-IIロケットは前身のN-Iロケットと同じく、実用化を急ぐため、米国のデルタロケットを母体に完成品輸入またはライセンス生産方式で徐々に技術を習得していく方針で開発された。この方式は、打ち上げの際には米国の許可が必要であったり、一部技術がブラックボックスで習得を出来ないなどの弊害も多少あるが、米国の技術を効率よく取得できるという利点があった。

1974年（昭和49年）に大型化する衛星側の要求に答えるためにNロケット（後のN-I）の後継機としてN改良型ロケット計画が決定された。この計画の中でN改良型1型ロケットとされたのがN-IIロケットであり1976年（昭和51年）10月から開発が開始された^[2]。

当初は、N-Iロケットの開発時に技術導入し国産化した第二段エンジンのLE-3の性能向上により打ち上げ能力を向上する計画であったが、希望期間内に日本国内の技術のみで改良するには技術の蓄積が不足していたため^[3]、静止軌道（GEO）に350kg級の衛星を送る能力を確保するべく、引き続きデルタロケットの技術導入を行うことになった。こうして第二段エンジンはデルタロケットで使われていた第二段エンジン（AJ10-118F）の改良型を使用することになった。このようにN-IIロケットはライセンス生産品とノックダウン生産品を継ぎ接ぎしているため、N-Iでは53%から65%程度だった国産化率が56%から61%程度へと低下している^[4]。

1981年（昭和56年）に技術試験衛星「きく3号」を搭載した第1号機が打ち上げられ、1987年（昭和62年）まで合計8機すべての打ち上げに成功し運用を終了した。後継は1986年（昭和61年）に初飛行したH-Iロケットである。

諸元と構成

デルタ1904と略同型（組み合わせの構成番号としては存在するが米国では打ち上げられていない）。デルタロケットとしては、第1段から第3段まで8フィート直径である"Straight Eight"タイプの初期型である。

主要諸元

主要諸元一覧^[5]^[6]
諸元＼各段		第1段	補助ロケット	第2段	第3段	フェアリング
寸法	長さ(m)	22.4	7.3	6.0	2.1	7.9
	全長(m)	35.4
	外径(m)	2.4	0.8	2.4	1.0	2.4
重量	各段全備重量(t)	86.4 （段間部含む）	40.3 （9本）	6.7	1.3	0.6
重量	全段重量(t)	135.2 （衛星除く）
エンジン	名称	MB-3-3	キャスターII	AJ10-118FJ/AJ10-118FJI	スター37E	N/A
	型式	液体ロケット	固体ロケット	液体ロケット	固体ロケット
	推進薬種類（酸化剤/燃料）	LOX/RJ-1	HTPB	NTO/A-50	HTPB
	推進薬重量(t)	81.9	33.6 (9本)	5.8	1.1
	比推力(s)	249 （海面上）	238 （海面上）	314/319 （真空中）	286 （真空中）
	平均推力(tf)	77.1 （海面上）	22.5 （海面上）（1本分）	4.6 （真空中）	6.8 （真空中）
	燃焼時間(s)	273	38
	推進薬供給方式	ターボポンプ	N/A	ヘリウムガス押し	N/A
制御システム	ピッチヨー	ジンバル	N/A	ジンバル（推力飛行中）ガスジェット（慣性飛行中）	スピン安定	N/A
制御システム	ロール	バーニアエンジン	N/A	ガスジェット	スピン安定	N/A

構成

3段式の液体+固体ロケット

第1段: MB-3-3
N-Iと同じエンジン（推進剤は液体酸素とケロシン）であるが、燃料タンクを延長した。長タンク拡張型ソアーロケットと同型である。
第1段補助ロケット: Castor II
N-Iと同じく日産自動車（現・IHIエアロスペース）がライセンス生産した固体補助ロケットを使用。本数を3本から9本に増やし、推力を増強。
第2段（SSPS, Pc-UP SSPS, ITIP SSPS）: AJ10-1180FJ, AJ10-118FJI
当初は第2段用エンジンとして、国産のLE-3に再着火能力を付加したLE-4^[7]の使用を予定していたが、能力不足であることやLE-5へ開発リソースを集中する必要があったことから、エアロジェット社製AJ10-118Fエンジンに軽量化と性能向上を図ったAJ10-118FJ（SSPS。推進剤は四酸化二窒素とエアロジン-50）を採用。エンジンは石川島播磨重工業の技術者立ち合いのもと、エアロジェット社が開発した。当初計画では受注数が3機のみであったため、輸入部品によるノックダウン生産となっている^[8]。3号機以降は燃焼圧を上げることでGTO換算で約20kg能力が向上し、また5号機以降は噴射器を改良したAJ10-118FJIエンジンを用いることで、さらにGTO換算で約40kg能力が向上した。
第3段: Star-37E
サイオコール製の固体ロケットモータを輸入^[9]^[10]。
ペイロード・フェアリング
マクドネル・ダグラス製のデルタ用フェアリングを輸入。
誘導装置
デルタ用の慣性誘導装置を「ブラックボックス」として輸入。

実績

機体	打上げ年月日	成否	積荷	目的	軌道	備考
1号機 (N7F)	1981年 2月11日	成功	きく3号	技術試験衛星IV型	GTO
2号機 (N8F)	1981年8月10日	成功	ひまわり2号	気象衛星2号	GEO	ひまわり1号は1977年にNASAのデルタ2914で打上げ打ち上げの際、警戒飛行中のヘリコプターが墜落して6名が死亡する事故が発生^[11]
3号機 (N10F)	1983年 2月4日	成功	さくら2号a	通信衛星2号a	GEO	さくら1号は1977年にNASAのデルタ2914で打上げ
4号機 (N11F)	1983年 8月6日	成功	さくら2号b	通信衛星2号b	LEO
5号機 (N12F)	1984年 1月23日	成功	ゆり2号a	放送衛星2号a	GEO	ゆり1号は1978年にNASAのデルタ2914で打上げ
6号機 (N13F)	1984年 8月10日	成功	ひまわり3号	気象衛星3号	GEO
7号機 (N14F)	1986年 2月12日	成功	ゆり2号b	放送衛星2号b	GEO
8号機 (N16F)	1987年 2月19日	成功	もも1号	海洋観測衛星1号	LEO

当初はN改良型2型ロケット（後のH-Iロケット）までのつなぎとして3機のみの打ち上げ予定であったが、N-II 1号機（N7F）打ち上げ成功とH-I用第2段エンジン（LE-5）の開発難航により8号機まで打ち上げられることとなった^[8]。

出典

^ ^a ^b Velupillai, David (1984-01-14). “Commercial Rockets : N-II” (英語). Flight International: pp.99. オリジナルの2015-06-07時点におけるアーカイブ。 2009年9月14日閲覧。.
^ 宇宙開発事業団（NASDA）沿革 JAXA公式サイト 2023年9月3日閲覧。
^ 第76回国会科学技術振興対策特別委員会第4号 - 1965年 11月19日
^ 第94回国会科学技術特別委員会第4号 - 1981年 4月17日
^ 新版日本ロケット物語 - 大澤弘之監修 / 2003年9月29日 p.151,162
^ 松田敬「H-Iロケット開発の現況」『日本航空宇宙学会誌』第32巻第370号、日本航空宇宙学会、1984年11月、pp.603-611、doi:10.2322/jjsass1969.32.603、ISSN 0021-4663、2023年9月3日閲覧。
^ 宇宙開発事業団史 - 宇宙開発事業団史編纂委員会 / 2003年9月 p.80
^ ^a ^b 『IHI航空宇宙50年の歩み』 / 「IHI航空宇宙50年の歩み」編纂委員会監修・企画・編集 - 石川島播磨重工業株式会社 JP:21302522 P.212-213
^ 図説宇宙開発新時代 - 科学技術庁研究開発局宇宙企画課編 / 1989年7月25日 p.111
^ 新版日本ロケット物語 - 大澤弘之監修 / 2003年9月29日 p.151,162
^ 航空事故調査報告書 (PDF) (Report). 航空事故調査委員会. 8 December 1982. 2016年1月19日閲覧。