TECHNOLOGY EXPLAINER
ロケットの基礎
― ロケット方程式を、図と数値の例でやさしく
ロケットは、燃料を燃やして軽くなりながら進む乗り物です。なぜ巨大なのに荷物は少ししか運べないのか、なぜ段を切り離すのか、比推力（燃料の「燃費」）とは何か。この記事は、ロケット方程式を式の暗記ではなく、具体的な数値の例で確かめながら説明します。実在の機体（Falcon 9）の公称値と、打ち上げの流れも見て、素材技術者にとって「質量1 kg」がなぜ重いのかまで、図でつなげます。
- 3行でわかる／読む前に知っておくこと／シリーズの中での位置
- ロケットはどう進むか：噴いた分の反作用
- 比推力：推進剤の「燃費」
- 軌道に乗るために必要な速さ
- ロケット方程式：数値の例で確かめる
- 段を分ける理由：荷物の割合の計算
- 実在の機体で見る：Falcon 9の公称値
- 打ち上げの流れ
- 素材技術者の視点：軽さの価値は、段で違う
- 評価・標準の読み方／限界／用語集／参考資料／出典対応表
事実＝公表資料に記載のある内容（出典リンクあり）
本稿の計算＝明示した前提をもとに本記事が算出した値
未確定／将来＝計画・目標など、確定していない事項
このほか、素材分野への読み取りは「解説」として区別します。推測は太字で示します。たとえ話には必ず「たとえの限界」を書きます。
第4〜6章の「必要な速さ9.4 km/s」「構造の割合8 %」「比推力300・350・450秒」は、説明のために置いた仮定の値で、実在の機体のものではありません。実在の機体の数値は、Falcon 9のメーカー公称値（SpaceX）、H3のJAXAの紹介ページのものだけを使い、条件（機体・軌道・日付）を添えます。異なる機体の数値を並べて優劣はつけません。確認日は2026年10月17日です。
1. 3行でわかる／読む前に知っておくこと／シリーズの中での位置
- ロケットは「噴いた分の反作用」で進みます。推力は、排気の質量の流れと排気の速さの積です。空気を押すのではないので、真空でも進めます［参考資料1］事実。
- 軌道に乗るには、質量の大半が推進剤になります。必要な速さを9.4 km/s、比推力を350秒と仮定すると、質量比は約15.5。打ち上げ時の質量の約94 %が推進剤で、荷物と構造に回せるのは約6.5 %です本稿の計算。
- だから段を切り離します。同じ仮定で、構造の割合を8 %とすると、1段では荷物ゼロでも軌道に届かず、2段なら荷物は約3.6 %になります本稿の計算。実在のFalcon 9の公称値は、打ち上げ質量に対する低軌道への荷物が約4.2 %です［参考資料5］事実本稿の計算。
前提知識はありません。軌道の考え方（「落ち続けながら横に進む」）と、低軌道の速さ（約7.7 km/s）は、シリーズの入口「宇宙産業概論」編で説明しています。式は2つだけ（推力と、ロケット方程式）で、使うときは文章で意味を説明し、数値の例で確かめます。
この記事は、入口の「宇宙産業概論」編の次に読むとつながりやすい記事です。次は「再使用ロケット」編（回収と再使用で何が変わるか）、続いて「ロケットエンジンと推進剤」編（各エンジンの比推力など実機の値）、「液体水素」編、「軽量構造材料」編、「宇宙用CFRPと複合材料」編に進むと、この記事の「軽さの価値」の話が、材料の話につながります。
2. ロケットはどう進むか：噴いた分の反作用
スケートボードに乗って、重いボールを後ろへ投げると、自分は前へ動きます。ボールが重く、速く投げるほど、自分は強く押されます。ロケットは、これと同じことを、高温の排気ガスを後ろへ噴き続けて行います。
元のSVG・数値・出典を確認する
元SVGの説明：概念図（ベクター作図）。進むしくみは「噴いた分の反作用」。左は身近な例、右はロケット（概念図）。推力の式はNASAグレン研究センターの教材［参考資料1］による。
NASAグレン研究センターの教材は、ロケットの推力を、F = ṁ × V_eq と書きます。ṁ（エムドット）は、排気の質量が1秒あたりどれだけ出るか（質量の流れ）、V_eq は等価な排気速度（排気の速さに、ノズル出口の圧力の効果を足したもの）です［参考資料1］事実。つまり、推力を大きくするには、たくさんの排気を、速く噴くのです。
ロケットが押しているのは、空気ではなく、自分が噴いた排気です。排気の反作用で進むので、真空でも進めます［参考資料1］。スケートボードの例では、床ではなく、投げたボールが「押す相手」にあたります。たとえの限界：ボールは何度か投げると手元からなくなりますが、ロケットは、排気を毎秒、大量に噴き続けます。そのため、質量がどんどん減っていきます（第5章）。
3. 比推力：推進剤の「燃費」
推進剤が少なくて済むロケットのほうが、荷物をたくさん運べます。その効率を表す量が比推力（I_sp）です。NASAグレン研究センターの教材は、I_sp = F ÷ (ṁ × g₀)、つまり I_sp = V_eq ÷ g₀ と定義します。g₀ は標準の重力加速度（9.80665 m/s²）です［参考資料1］事実。
単位は「秒」です。比推力が大きいエンジンは、同じ量の推進剤で、より大きな推力を出せる、効率のよいエンジンです［参考資料1］事実。数値で確かめます。比推力が300秒なら、等価な排気速度は 300 × 9.80665 ÷ 1000 ≒ 2.94 km/s、350秒なら約3.43 km/s、450秒なら約4.41 km/s です本稿の計算。
実在のエンジンの例を1つ挙げます。Rocket Labは、Electronの第1段（海面）の比推力を311秒、第2段（真空用エンジン）を343秒と示しています（メーカー公称）［参考資料7］事実。この記事で例示に使う300〜350秒は、この桁を参考に置いた値です。実在のエンジンの比推力は、海面か真空かで違うので、数字を見るときは条件を確認します。
比推力は効率（推進剤1 kgあたりの働き）で、推力の大きさではありません。推力は、エンジンの大きさと、推進剤をどれだけ流すか（ṁ）で決まります。「燃費」にたとえると、比推力は燃費、推力はエンジンの馬力のようなものです。たとえの限界：車の燃費は「距離÷燃料の量」で、比推力の単位（秒）とは別物です。また、比推力は、海面と真空で値が変わります（ノズル出口の圧力の効果がV_eqに入るため［参考資料1］）。数値を見るときは、海面か真空かを必ず確認します。
4. 軌道に乗るために必要な速さ
低軌道を回るための、横向きの速さは、シリーズの入口の記事で計算したとおり約7.67 km/s（高度400 kmの円軌道。ISSは約90分で1周［参考資料4・3］本稿の計算）です。ロケットは、地上で止まった状態から、この速さまで加速しなければなりません。
ただし、必要な速さの合計は、7.67 km/sより大きくなります。地球の自転が助けてくれる分もありますが（赤道上で東向きに打てば、地面はすでに秒速約0.47 km動いています。2π × 6,378 km ÷ 恒星日86,164 sで計算［参考資料3］本稿の計算）、一方で、上昇しながら重力に逆らう分と、空気抵抗で失う分が加わります。この損失の大きさは、機体・軌道・日で変わり、実機の公式な値は確認できませんでした。そこで本記事では、合計が約9.4 km/sになるように、損失を約2.2 km/sと仮定して、例を進めます。
「宇宙は高度100 kmあたりから」と聞くと、真上に100 km上がればよいように思えます。しかし、そこで止まれば落ちてきます。宇宙機が地球に落ちてこないのは、「横に十分速く進んでいる」からでした（宇宙産業概論編）。ロケットのエネルギーの大半は、高さではなく、横向きの速さをつくるために使われます（本記事による解説）。
5. ロケット方程式：数値の例で確かめる
ロケットは、推進剤を噴くと、その分だけ軽くなります。軽くなるほど、同じ推力で加速しやすくなります。この「軽くなりながら進む」効果を計算に入れた式が、ロケット方程式（ツィオルコフスキーの式）です。NASAグレン研究センターの教材は、重力や空気抵抗を無視した場合の速さの増加を、Δv = V_eq × ln(m₀ ÷ m₁) と導いています［参考資料2］事実。m₀ は噴き始める前の全質量、m₁ は推進剤を使い切った後の質量、ln は自然対数です。
式を逆にすると、必要な速さ Δv に対して、質量比 m₀ ÷ m₁ ＝ e(Δv ÷ V_eq) が必要だと分かります。Δv = 9.4 km/s として、比推力ごとの質量比を計算すると、300秒（V_eq ≒ 2.94 km/s）で約24.4、350秒（≒ 3.43 km/s）で約15.5、450秒（≒ 4.41 km/s）で約8.4 です本稿の計算。
350秒の例（質量比 約15.5）を、質量で読み替えます。打ち上げ時の質量を100とすると、推進剤を使い切ったあとに残る質量は 100 ÷ 15.5 ≒ 6.5 です。推進剤が約94、残りは荷物と、空になったタンク・エンジンなどの構造のすべてです本稿の計算。構造がこの6.5より軽くないと、荷物は積めません。
足りません。式の「ln」を指数にすると、速さを2倍にすれば、質量比は「2乗」になります。たとえば、4.7 km/sの質量比が約3.9なら、2倍の9.4 km/sでは約15.5（3.9の2乗）です本稿の計算。これが、ロケットの質量の大半が推進剤になる理由です。たとえの限界：実際の上昇では、機体が軽くなるにつれて、重力や空気抵抗の影響も変わるため、方程式は「理想」の目安です（NASAの教材も、これらを無視した導出としています［参考資料2］）。
6. 段を分ける理由：荷物の割合の計算
質量比が約15でも、問題は、空になったタンクとエンジンの重さです。推進剤が燃え尽きたあとも、タンクとエンジンは重い「空き箱」として一緒に加速され続けます。そこで、燃え尽きた部分を切り離して、残りを軽くして、次の段で加速を続けます。これが段（ステージ）です。
計算で確かめます。1つの段について、構造（空のタンク・エンジンなど）の質量の割合を ε（イプシロン、構造の質量 ÷（構造＋推進剤））、段の質量比を R とすると、その段が運べる「上の質量（荷物＋次の段）」の割合は λ = (1 ÷ R − ε) ÷ (1 − ε) になります（本稿の導出）。ε = 0.08（仮定）として、1段と2段（それぞれΔv = 4.7 km/s）を比べると、次の表になります本稿の計算。
| 比推力（秒、仮定） | V_eq（km/s） | 1段の質量比 | 1段の荷物の割合 | 2段の各段の質量比 | 2段の荷物の割合 |
|---|---|---|---|---|---|
| 300 | 2.94 | 24.4 | 不可能（荷物ゼロでも届かない） | 4.94 | 1.8 % |
| 350 | 3.43 | 15.5 | 不可能（荷物ゼロでも届かない） | 3.93 | 3.6 % |
| 450 | 4.41 | 8.4 | 4.2 % | 2.90 | 8.3 % |
本稿の計算Δv = 9.4 km/s（仮定を含む）、ε = 0.08（仮定）、2段は同じΔv（4.7 km/s）ずつ、各段の比推力と構造の割合は同じ、とした。荷物の割合 = λ（1段）、λ²（2段）。
表のとおり、構造の割合 ε は、荷物の割合を左右します。ε が仮に8 %から10 %に増えると、350秒・2段の荷物の割合は、λ = (1 ÷ 3.93 − 0.10) ÷ 0.90 ≒ 0.171、その2乗で約2.9 %になり、約3.6 %から18 %ほど減ります本稿の計算。タンクの壁を薄くする、軽い材料に替える、といった素材の改良が、荷物の量に直結することが分かります（本記事による解説）。くわしくは「軽量構造材料」編、「宇宙用CFRPと複合材料」編で扱います。
7. 実在の機体で見る：Falcon 9の公称値
実在のロケットでは、数字はどうなっているのでしょうか。SpaceXの製品ページ（メーカー公称、確認日 2026年10月17日）は、Falcon 9を、高さ70 m、直径3.7 m、質量549,054 kg、低軌道への荷物22,800 kg、静止トランスファー軌道（GTO）へ8,300 kgと示しています［参考資料5］事実。荷物を打ち上げ質量で割ると、22,800 ÷ 549,054 ≒ 4.2 %です本稿の計算。第5〜6章の仮定の計算（2段・350秒で約3.6 %）と同じ桁です。
同じページは、第1段が9基のMerlinエンジン（海面で1基845 kN）とアルミ・リチウム合金のタンク（液体酸素とRP-1）、第2段が真空用Merlin 1基（推力981 kN、燃焼時間397秒）、フェアリングが炭素複合材で、約3分で切り離されると述べています［参考資料5］事実。第1段の推力は 9 × 845 ＝ 7,605 kN で、ユーザーズガイドにも同じ値があります［参考資料6］。重さ（549,054 kg × 9.80665）は約5,384 kNなので、推力÷重さは約1.41です本稿の計算。1を超えなければ、ロケットは浮き上がれません。
もう1つ、日本のH3ロケットのJAXAの紹介ページは、標準のH3-24Lを、長さ63 m、全備質量574トン（荷物を除く）と示し、第1段のエンジンLE-9が膨張ブリード・サイクルであること、3Dプリンターを使って構造を簡単にしたことを述べています［参考資料8］事実。異なる機体の数値は、条件が違うため、並べて優劣をつけません。
8. 打ち上げの流れ
ここまでの話を、時間の順に並べてみましょう。SpaceXのユーザーズガイド（2025年5月）には、GTOとLEOの2つの例示の時刻表があります。打ち上げの3秒前にエンジンが始動し、離陸（T＋0）、最大動圧（max Q：機体が空気から受ける力が最大になる時刻）は67〜74秒、第1段のエンジン停止（MECO）は145〜147秒、段分離は148〜151秒、第2段の点火は156〜158秒、フェアリング分離は195〜222秒、第2段の最初の燃焼停止（SECO-1）は484〜514秒です［参考資料6］事実。ガイドは、「各飛行の計画は固有で、これらの例と異なる」と断っています。
機体が速くなるほど空気から受ける力は強くなりますが、高く上がると空気は薄くなります。この2つの兼ね合いで、空気から受ける力（動圧）が最大になる時刻があり、これがmax Qです（本記事による解説）。機体の構造に最も大きな負荷がかかる時期の一つで、材料の強さが試されます。
9. 素材技術者の視点：軽さの価値は、段で違う
「機体を1 kg軽くすると、荷物が1 kg増える」とよく言われますが、これは上の段だけの話です。本稿のモデル（2段が同じ速さを受け持ち、比推力350秒、推進剤の質量と必要な速さを固定）で計算すると、第2段の乾燥質量（空の質量）を1 kg減らすと、荷物は1 kg増えます。第1段を1 kg減らした場合は、約0.25 kgしか増えません本稿の計算。第1段の軽量化の効果が小さいのは、第1段のあとに残る質量のうち、荷物が占める割合が小さいためです（本記事による解説）。
上の計算から、上段のタンク・構造、荷物を包むフェアリング、衛星そのものは、軽くする価値が特に高い部分だと分かります（本記事による解説）。実在の機体でも、Falcon 9は、第1段のタンクにアルミ・リチウム合金、フェアリングに炭素複合材を使うと述べています［参考資料5］事実。一方、第1段は、強さ・耐久性・再使用を考える部分で、軽さだけでは決まりません（「再使用ロケット」編）。材料の選び方は、段ごとの「軽さの価値」と、コストと信頼性で決まります。
10. 評価・標準の読み方
ロケットの性能は、いくつかの数字で語られます。推力（海面か真空か）、比推力（秒。海面か真空か）、打ち上げ質量、荷物の質量（どの軌道・傾斜角に、再使用か使い捨てか）、打ち上げの成功率です。数字だけを並べて比べると、条件の違いで誤解します。実在の機体の数字は、メーカーの公称（ペイロードユーザーズガイド）か、機関の公式ページか、第三者の記録かを区別します（確認日 2026年10月17日）。
| 評価項目 | 代表的な数字・出典 | 標準・指針 | 読み方の注意 |
|---|---|---|---|
| 推力・比推力 | F = ṁ × V_eq、I_sp = V_eq ÷ g₀（NASAグレン研究センターの教材）［参考資料1］事実 | ISO 16694:2024「Space systems — Measured parameters at firing bench and flight tests of liquid rocket engines」（燃焼試験・飛行試験での測定項目）［参考資料9］事実 | 海面と真空で値が変わる。メーカー公称か、燃焼試験の測定か、を確認する |
| 荷物の質量 | SpaceX Falcon User's Guide（2025年5月9日、メーカー公称）［参考資料6］事実。「公称の性能は、軌道・傾斜角・条件で変わる」 | ISO 14303:2026「Space systems — Launch-vehicle-to-spacecraft interfaces」／ISO 17401:2023「Space systems — Spacecraft interface requirements document for launch vehicle services」［参考資料9］事実 | 「LEOへ○kg」は軌道・傾斜角・再使用か使い捨てかで変わる。条件の記載を確認する |
| 構造・荷重・試験 | 機体の荷重（max Qなど）と、静的な認定試験 | ISO 14622:2025「Space systems — Structural design — Loads and induced environment」／ISO 14953:2024「Structural design — Determination of loading levels for static qualification testing of launch vehicles」／ISO 24917:2020「General test requirements for launch vehicles」［参考資料9］事実 | 規格は要求の枠組みで、特定の機体の安全を保証するものではない |
| 安全・許可 | ロケットペイロード安全標準（JMR-002）、射場運用安全技術基準（JERG-1-007）、スペースデブリ発生防止対策の設計・運用マニュアル（ロケット編、JMR-003-HB002）（JAXA、題名のみ確認）［参考資料10］事実 | 14 CFR Part 450「Launch and Reentry License Requirements」（米国の打ち上げ・再突入の許可の要件。eCFRの現行版で存在を確認）［参考資料11］事実 | 法令・許可の中身は本記事では確認していない。法的助言ではありません |
| 成功率・実績 | メーカーの公称の数字（SpaceXの製品ページ、2026年10月17日確認：完了した飛行693回）［参考資料5］事実 | 確認できなかった（成功率の算定を定めた標準は、本稿の調査範囲で特定できなかった） | 「完了した飛行」は成功の数ではなく、失敗・部分成功の内訳は公式の調査報告・当局の発表で別に確認する |
本稿の計算表の整理は本稿。ISOの番号・題名・年・状態は標準の一覧で確認（確認日 2026年10月17日。ISO 14303:2026・ISO 14622:2025は発行済み（60.60）、ISO 24917:2020は確認済み）。JAXAは一覧で題名のみ確認、FAAはeCFRで題名の存在のみ確認。規格・法令の本文は確認しておらず、要求事項は書いていません。ASTMの規格は扱っていません。
読み方の注意（素材技術者向け）
- 地上の計算と実機は違います：ロケット方程式は、重力や空気抵抗を無視した理想の式です［参考資料2］。損失の大きさは機体・軌道・日で変わります。
- メーカー公称と第三者の検証は違います：荷物の質量や飛行回数は、メーカーの公称値です。第三者の記録や、機関の公式資料と、あわせて読んでください。
- 標準は「推奨」か「要求」か、確認してください：ISOの規格は法的な拘束力を持ちません。打ち上げの許可（FAAの14 CFR Part 450など）は、法令に基づく許可です［参考資料11］。
- 計画と達成は別です：新型機の性能、再使用の計画、打ち上げ頻度は、変わることがあります。本シリーズでは計画を未確定／将来として区別します。
11. 限界と、確認できなかったこと
- 必要な速さの損失（上昇・空気抵抗）の公式値は確認できませんでした：9.4 km/sは、説明のために置いた合計で、実機の値ではありません。
- 比推力・構造の割合は仮定です：300・350・450秒と、ε = 0.08は例示です。水素のタンクの大きさなど、実機の設計の違いは入っていません。実在のエンジンの比推力は「ロケットエンジンと推進剤」編で扱います。
- Falcon 9の段の質量、段分離時の速さは確認できませんでした：製品ページとユーザーズガイドの範囲では、各段の推進剤の質量や、段分離時の速さの数値を確認していません。
- 2つの例示の時刻表のどちらがGTOでLEOかの対応は、表の題名の順にもとづきます：本文では、2つの範囲を示すことで、対応に依存しない書き方にしています。
- 他の機体との比較はしていません：H3はJAXAの紹介ページの長さと質量だけで、性能の数値は並べていません。
12. 用語集
- ロケット
- 推進剤を後ろへ噴き、その反作用で進む乗り物。
- 推進剤
- ロケットが噴く物質のもと。燃料と酸化剤を合わせて呼ぶ。
- 推力
- ロケットを押す力。F = ṁ × V_eq。
- 質量の流れ（ṁ）
- 排気の質量が1秒あたりどれだけ出るか。
- 等価な排気速度（V_eq）
- 排気の速さに、ノズル出口の圧力の効果を加えた速さ。
- 比推力（I_sp）
- F ÷ (ṁ × g₀)。単位は秒。推進剤の「燃費」。
- g₀
- 標準の重力加速度 9.80665 m/s²。
- Δv（デルタブイ）
- 必要な速さの増分。
- ロケット方程式
- Δv = V_eq × ln(m₀ ÷ m₁)。ツィオルコフスキーの式。
- 質量比
- 燃え始める前の質量 ÷ 燃え尽きた後の質量。
- 構造の割合（ε）
- 空のタンク・エンジンなどの構造の質量 ÷（構造＋推進剤）。
- 乾燥質量
- 推進剤を除いた、機体の空の質量。
- 段（ステージ）
- 燃え尽きたら切り離せる、ロケットの区分。
- MECO
- Main Engine Cutoff。第1段のメインエンジンの停止。
- SECO
- Second-stage Engine Cutoff。第2段のエンジンの停止。
- max Q
- 機体が空気から受ける力（動圧）が最大になる時刻。
- フェアリング
- 荷物を空気から守る先端のおおい。上昇の途中で切り離す。
- ペイロード
- ロケットが運ぶ荷物（衛星など）。
- LEO・GTO
- 低軌道／静止トランスファー軌道（静止軌道へ向かう楕円軌道）。
- 推力÷重さ
- 1を超えないと浮き上がれない。
- メーカー公称
- メーカー自身が示す値。第三者の検証とは別。
13. 参考資料（一次情報）
- NASA Glenn Research Center "Specific Impulse" — www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/specimp.html
- NASA Glenn Research Center "Ideal Rocket Equation" — www1.grc.nasa.gov/beginners-guide-to-aeronautics/ideal-rocket-equation/
- NASA NSSDC "Earth Fact Sheet" — nssdc.gsfc.nasa.gov/planetary/factsheet/earthfact.html
- NASA "Space Station Facts and Figures" — www.nasa.gov/international-space-station/space-station-facts-and-figures/
- SpaceX "Falcon 9"の製品ページ（メーカー公称。確認日 2026年10月17日） — www.spacex.com/vehicles/falcon-9
- SpaceX "Falcon User's Guide" (9 May 2025) — content.spacex.com/cms-assets/assets/falcon-users-guide-2025-05-09.pdf
- Rocket Lab "Electron"の製品ページ（メーカー公称。確認日 2026年10月17日） — www.rocketlabcorp.com/launch/electron/
- JAXA "H3 Launch Vehicle"の紹介ページ（確認日 2026年10月17日） — global.jaxa.jp/projects/rockets/h3/
- ISO/TC 20/SC 14 標準の一覧（ISO 14303:2026、ISO 17401:2023、ISO 24917:2020、ISO 14622:2025、ISO 14953:2024、ISO 16694:2024 の題名・年・状態を確認） — www.iso.org/committee/46614/x/catalogue/p/1/u/0/w/0/d/0
- JAXA 安全・信頼性推進部「JAXA共通技術文書」の一覧（JERG・JMR） — sma.jaxa.jp/techdoc.html
- U.S. Government Publishing Office / eCFR 14 CFR Part 450 "Launch and Reentry License Requirements" — www.ecfr.gov/current/title-14/chapter-III/part-450
14. 主張と出典の対応表（監査）
| 本文の主張 | 根拠 | 区分 |
|---|---|---|
| 推力 F = ṁ × V_eq、比推力 I_sp = F ÷ (ṁ × g₀) = V_eq ÷ g₀、単位は秒、比推力が高いほど効率がよい、g₀ = 9.8 m/s² | NASAグレン研究センターの教材「Specific Impulse」 出典1 https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/specimp.html | 事実 |
| ロケット方程式 Δv = V_eq × ln(m₀/m₁)（重力・空気抵抗を無視した導出）、V_eq の定義 | NASAグレン研究センターの教材「Ideal Rocket Equation」 出典2 https://www1.grc.nasa.gov/beginners-guide-to-aeronautics/ideal-rocket-equation/ | 事実 |
| 地球の赤道半径6,378.137 km、GM（軌道速度の計算の元） | NASA NSSDC 地球データ 出典3 https://nssdc.gsfc.nasa.gov/planetary/factsheet/earthfact.html | 事実 |
| ISSは約90分で1周 | NASAのISS基本情報 出典4 https://www.nasa.gov/international-space-station/space-station-facts-and-figures/ | 事実 |
| Falcon 9：高さ70 m、直径3.7 m、質量549,054 kg、低軌道22,800 kg、GTO 8,300 kg、第1段にMerlin 9基（海面845 kN）・アルミ・リチウム合金のタンク・液体酸素とRP-1、第2段は真空用Merlin 1基（981 kN、燃焼397秒）、フェアリングは炭素複合材で約3分で切り離し、完了した飛行693回（2026年10月17日確認） | SpaceXの製品ページ（メーカー公称） 出典5 https://www.spacex.com/vehicles/falcon-9 | 事実 |
| 第1段の推力7,605 kN、例示の時刻表（max Q 67〜74秒、MECO 145〜147秒、段分離 148〜151秒、第2段点火 156〜158秒、フェアリング分離 195〜222秒、SECO-1 484〜514秒）、「各飛行の計画は固有で異なる」 | SpaceX Falcon User's Guide（2025年5月9日） 出典6 https://content.spacex.com/cms-assets/assets/falcon-users-guide-2025-05-09.pdf | 事実 |
| Electron：第1段（海面）の比推力311秒、第2段（真空）343秒 | Rocket Labの製品ページ（メーカー公称） 出典7 https://www.rocketlabcorp.com/launch/electron/ | 事実 |
| H3-24L：長さ63 m、全備質量574トン（荷物を除く）、LE-9は膨張ブリード・サイクル、3Dプリンターの導入 | JAXAのH3の紹介ページ 出典8 https://global.jaxa.jp/projects/rockets/h3/ | 事実 |
| ISO 14303:2026、ISO 17401:2023、ISO 14622:2025、ISO 14953:2024、ISO 24917:2020、ISO 16694:2024 の番号・題名・年・状態 | ISO/TC 20/SC 14の標準一覧 出典9 https://www.iso.org/committee/46614/x/catalogue/p/1/u/0/w/0/d/0 | 事実 |
| JAXAの共通技術文書の題名：JMR-002、JERG-1-007、JMR-003-HB002 | JAXA安全・信頼性推進部の一覧（題名のみ） 出典10 https://sma.jaxa.jp/techdoc.html | 事実 |
| 14 CFR Part 450「Launch and Reentry License Requirements」が連邦規則集に存在すること | eCFR（現行版） 出典11 https://www.ecfr.gov/current/title-14/chapter-III/part-450 | 事実 |
| 質量比（9.4 km/sで300秒24.4、350秒15.5、450秒8.4）、推進剤の割合、2段の荷物の割合（構造8 %で、350秒1.8〜3.6〜8.3 %）、1段の荷物の割合（450秒で4.2 %）、λ = (1/R − ε)/(1 − ε)、構造10 %の場合の減少、自転速度0.47 km/s、荷物÷質量（4.2 %）、推力÷重さ1.41、段ごとの軽量化の価値（1 kgと約0.25 kg）、9.4 km/sの内訳（損失2.2 km/sは仮定） | 本稿の計算（出典の値と仮定を使用）。仮定は実在の機体の値ではない | 本稿の計算 |
| スケートボードのたとえ、「速さが問題」、max Qの説明、素材技術者の視点（構造の割合の重み、上段・フェアリング・タンクは軽さの勝負、第1段は再使用・耐久性も考える）、実機の損失の公式値は確認できなかったこと | 公表内容にもとづく本記事の整理・解説 | 解説 |
| 図1〜図9が実測ではなく説明のための作図であること。図1がAI画像の枠であること | 本記事による注記 | 解説 |
最終更新：2026年10月17日／出典はNASAグレン研究センターの教材・SpaceXの製品ページとユーザーズガイド（メーカー公称）・JAXA・ISO・FAA（eCFR）の公式ページに限定しています。数値例（必要な速さ、比推力、構造の割合、質量比、荷物の割合）は本稿が作った説明用の計算で、実在の機体の値ではありません。実機の上昇・空気抵抗の損失の公式値、Falcon 9の各段の質量と段分離時の速さ、各規格・法令の本文については、確認できなかったため記載していません。