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北朝鮮は、３月１６日、故金日成主席誕生１００周年を祈念する行事の一環として4月12日～16日の間に地球観測衛星打ち上げると国際民間航空機関（ＩＣＡＯ）と国際海事機関（ＩＭＯ）に通報した。
同通報によれば、その概要は次のとおりである。
名 称： ロケット 「銀河３号」、 衛星 「光明星３号」
衛星質量： １００ kg
軌道高度： ５００ km（極軌道）
衛星寿命： 2年
人工衛星の軌道周期 T [s] は、地球の半径を R [m] , 衛星の高度を h [m], 重力の加速度を g [m/s2] とすると次式で計算できる。
T = ２π・（（ R + h )/ R )・sqrt（（ R +h ) / g）・・・・・（1）
上式に、Ｒ = 6,378,142、h = 500,000 、g = 9.8 を代入すると、この衛星の軌道周期 T = 5,676.48[s] = 94 分 36.48 秒となる。地球の対恒星自転周期を平均太陽時で表すと２3時間56分4.1秒（86,164.1秒）であるから、この間に１５回ほど地球を回る計算になる。（正確には15.179 回）
２００９年４月５日に打ち上げ、人工衛星にならなかった、「光明星２号」は平均高度 950 km (軌道周期 104 )分であったから、地球を１周する速度が１０分ほど早くなることになる。
このクラスの日本の衛星として、地球観測衛星「ふよう１号」（運用期間1992-1998年、高度 600 km、軌道周期 96 分、太陽同期準回帰軌道、質量1,300kg）がある。
以上は、北朝鮮が主張する「地球観測衛星」の話であるが、いずれの列国も地球観測と称して「弾道ミサイル」の発射実験を行うものとみている。
第一に（射場条件）、人工衛星を打ち上げるなら、可能な限り低緯度から東に経路をとるのが打ち上げのセオリーである。その理由は、地球の自転を利用することによって、同じ推力のロケットでも、衛星（ペイロード）を大きくできるからである。地球の自転周期は２４時間であるから、赤道上の円周速度は、465 m/s になる。この速度は、日本の関東地方（北緯 36 °）では、465 × cos３６°= 369 m/s になる。
日本の人工衛星打上射場（種子島宇宙センター）は鹿児島県の南の島「種子島」の東南端にあり、東側は太平洋に面している。射場の緯度は北緯 30°24' であるから円周速度は 401 m/s になる。一方、北朝鮮の今回の射場と考えられている「東倉里」（トンシャンリ）の緯度はほぼ北緯 ４０°であるから その速度は ３４９ m/s （ほぼ音速）になるが、発射経路が地球自転速度ベクトルに直交しているので（地理的に南側の西朝鮮湾に向かって経路を取らざるを得ないので）、ミサイルの推力に寄与しない。
（注）打ち上げられたロケットが発射から軌道投入まで同一平面内を飛翔するとすると、その経路の傾斜角（飛翔経路面と地球赤道面のなす角）i は次式で与えらる。
cos i = cos φ sin α ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・（2）
ここで、φ：緯度、α：ロケットの発射方位角（北向きを0°とし、時計回りに測る）
北朝鮮が発射予定のロケットの方位角は南であるから、α = 180°で sin α = 0 となり、上式の右辺は 0 となるから、cos i = 0、したがって、経路の傾斜角 i は ９０°になる。この値は、北朝鮮が予告した「極軌道」の傾斜角に一致する。一般的には、「初期軌道→遷移軌道→最終軌道」の順に「軌道変換」を行うが、最初から南（又は北）に向けて発射すれば、軌道変換の手間が省けることになる。
第2に（当面の必要性）、国力が疲弊して多数の餓死者が出ているような状況下で、地球観測衛星を打ち上げるようなゆとりはないと考えられる。
第3に（技術的可能性）、北朝鮮の工業力は一部の軍需産業に特化したもので、観測衛星打ち上げの基盤となる民生用の諸工業のレベルは宇宙産業を支えるほどに成長していないと思われる。
＜東倉里からの距離＞
予想打ち上げ射場「東倉里」から予想飛翔経路下にある琉球諸島までの距離を以下に示す。
| 図１ 射場「東倉里」と琉球諸島の位置関係 |
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| （注）「予告経路」：朝日新聞朝刊(2012年3月30日)参照。地図：「Google Earth」による。 |
発射位置：平安北道鉄山郡東倉里（ピョンアンアンプクト チョルサングン ﾄﾝﾁｬﾝﾘ）
北緯 39°39' 54.59" 東経124°42' 10.43" 標高 42m
| 表１ 東倉里からの距離 | ||||
| 那覇（県庁） | 宮古（市役所） | 石垣（市役所） | フィリッピン（マニラ） | |
| 北 緯 | 26°12' 44.53" | 24°48' 19.44" | 24°20' 26.04" | 14°35' 58.07" |
| 東 経 | 124°42' 10.43" | 125°16' 52.00" | 124°09' 20.06" | 120°59' 04.40" |
| 直 距 離 | 1,514 km | 1,644 km | 1,695 km | 2,779 km |
| 地表距離 | 1,517 km | 1,649 km | 1,700 km | 2,801 km |
＜衛星の質量の問題＞
北朝鮮が予告した地球観測衛星の質量が、いかに小さいかを他の衛星と比較してみる。次に示す図は、打ち上げロケットの性能評価基準としてよく使われるもので、地球周回静止軌道への遷移軌道（GTO; Geostationary Transfer Orbit）に打ち上げ可能なペイロードの質量を示したグラフ（原図: 冨田信之「宇宙システム入門」, 東京大学出版会, 1993.2.20）である。
| 図２ 主要なロケットの「GOT 打ち上げ」質量 |
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| 「ペーロード比」=「GTO打ち上げ質量」／「打ち上げ時質量」 (注)PSLV(Polar Satellite Launch Vehicle)は「極軌道打ち上げロケット」 。インド宇宙研究機関の4段式使い捨て固体ロケットシステム |
上ずに示すように、2009 年 4 月に打ち上げられた「光明星2号」（テポドンー２）は、仕様上、打ち上げ時質量 60 - 70 ton、ペーロード 600 - 1,000 kg 、ペーロード比 1.0% - 1.5% 内の「優等生」的なロケットエンジンの性能値が提示されていた。ただし、3段目切り離しに失敗したので、実体は不明である。
一方、「光明星3号」はペイロード１００kg と発表されている。世界の主要なロケットのペーロード比 0.4 - 1.5 % の幅内で、その打ち上げ時質量を推定すると、7 - 25 ton （図の原点付近）になる。
しかし、少なくとも、中距離以上の弾道ミサイルの開発を狙っている北朝鮮が発射時質量を前回より下げることは考えにくい。そこで、打ち上げ重量を 50 - 100 ton とすると、ペイロード比は 0.2 - 0.1 % になる。この付近のペイロード比に該当するロケットシステムとしては、グラフに示しした「PSLV」がある。
「PSLV」は、固体ロケットシステムである。固体推進剤の性能（比推力 Isp）は、代表的な液体推進剤（液体酸素－液体水素）に対して概略 1/2 である。その結果が如実にグラフに表れている。
以上のことを踏まえて、ペイロード（衛星）質量 １００ kg の意味することを考察すると次の２点が考えられる。
① ペイロード質量に対して、推力に十分余裕をもたせ第３段ロケットエンジンの切り離しを成功させる。
一般的に、３段ロケットで遷移軌道高度に衛星を打ち上げる過程は、３段跳びのように、ホップ（１段目、速度約 5 km/s）→ステップ（２段目）で、速度 7.7 km/s 程度まで増速して、高度 300 km のパーキング軌道を飛行させ、軌道投入条件にあった地点でトランスファー軌道にジャンプ（３段目）させる。
前回（２００９年）の「テポドン－２」の発射では、第２段ロケットエンジン分離時のミサイルの最終速度は、概略 5 km/s と推定され、明らかにロケットエンジンのパワー不足である。
本来、地球観測衛星（少なくとも質量１トン以上が必要）のミッションを優先して、ロケットエンジンのパワーを上げるべきところを故金日成主席誕生１００周年と金正恩最高司令官の権威づけのため、ミッションを無視して、第３段の切り離しを狙ているのであろう。
② 現時点における北朝鮮の弾道ミサイル用のロケットエンジンの能力は、射程 3,000 km を超えようとるると弾頭重量を小さくせざるを得ない。
北朝鮮のロケットエンジンの性能を検討するための基礎として液体推進剤の物性と性能特性を以下に示す。
なお、常温常圧（１５°C, １気圧）で気体で、極低温で液化して使用する「極低温推進剤」と常温常圧で安定に貯蔵可能な「貯蔵推進剤」がある。
＜液体推進剤の物性＞
| 表２ 推進剤の物理的特性 | ||||||
| 推進剤 | ヒドラジン | UDMH | RP-1 | 液体水素 | NTO | 液体酸素 |
| N2H4 | (CH3)2N2H2 | CH1.97 | H2 | N2O4 | O2 | |
| 分子量 | 32.05 | 60.10 | 175 | 2.02 | 92.01 | 32.00 |
| 融 点 | 274.6 °K | 216 °K | 225 °K | 14.0 °K | 261.9 °K | 54.4 °K |
| 1.5 °C | -57.2 °C | -48.2 °C | -259.2 °C | -11.3 °C | -241.2 °C | |
| 沸 点 | 386.6 °K | 336.5 °K | 460 °K | 20.4 °K | 294.3 °K | 90.0 °K |
| 113.5 °C | 63.4 °C | 186.9 °C | -252.8 °C | 21.2 °C | -183.2 °C | |
| 密 度 | 1.023 | 0.611 | 0.58 | 0.071 | 1.447 | 1.14 |
| UDMH:非対称ジメチルヒドラジン、RP-1:ケロシン系燃料、NTO:４酸化２窒素 | ||||||
＜液体推進剤の性能特性＞（Isakowitz,S.J.,et al.:"International Reference Guide to Space Launch Systems,3rd Edition",AIAA, 1999 から抜粋）
| 表３ 液体推進剤の性能特性 | ||||||
| 酸化剤 | 燃 料 |
重量混合比 (酸化剤/燃料) |
比重 |
燃焼温度 [K] |
特性排気 速度[m/s] |
比推力 （真空中)[s] |
| 酸素 | 水素 | 4.83 | 0.32 | 3,251 | 2,386 | 455 |
| RP-1 | 2.77 | 1.03 | 3,701 | 1,783 | 358 | |
| NTO | ヒドラジン | 1.42 | 1.22 | 3,266 | 1,770 | 344 |
| A50 | 2.15 | 1.20 | 3,369 | 1,731 | 342 | |
| IRFNA | MMH | 2.58 | 1.31 | 3,220 | 1,680 | 331 |
| UDMH | 3.12 | 1.29 | 3,250 | 1,662 | 329 | |
|
A50:(Aerozine50):
ヒドラジン 50 % と
UDMH 50 % の混合液 IRFNA:Inhibited Red Fuming Nitric(不活性赤煙硝酸) |
||||||
＜取り扱いに注意を要する液体推進剤＞
① NTO（四酸化二窒素、nitrogen tetroxide）
貯蔵性酸化剤。液体としての温度幅が狭い（沸点 21.2 °C ～ 凝固点 -11.6 °C）ので温度管理に注意。腐食性。水分を含むと強酸性。燃料との組み合わせで自己着火性あり。紙・皮・木などに触れると発火、火炎は強い毒性あり。
使用例：タイタンロケット、アリアン４ロケット（第１段、第２段）。ロケット上段、衛星の推進系（スラスター）。排気ガスが有毒なため、徐々に使われなくなってきている。
② ヒドラジン（hydorazine）（参照：国際化学物質安全性カード；ヒドラジン）
毒性（蒸気の吸引、肌に付着すると危険）がある無色の液体。凝固点が高い（１°C）。NTO との組み合わせで自己着火性推進剤。可燃性（空気との混合蒸気は爆発性あり）。強力な還元剤、吸湿性あり。不純物あると分解して発熱。衝撃により分解（条件により爆発的に分解）。金属中、ステンレススチール、ニッケルなどには適合、鉄、銅などには反応。
なお、UDMH、A50 は、ヒドラジンと似た物理的・熱化学的性質を有する。
③ UDMH（unsymmetrical dimethylhydorazine）
ヒドラジンに比べて高温で安定性が高く、凝固点が低い（-57.2°C） 。
④ IRFNA
濃硝酸に 5～20% の二酸化窒素を溶解した硝酸を「赤煙硝酸」（RFNA; Red fuming nitric acid）と呼ぶ。硝酸は酸化力が強く、強い腐食性 があり、その蒸気は有毒である。硝酸はヒドラジン系の燃料と接触すると自己着火する。
RFNA に 1% 以下のフッ化水素（HF）を混合し腐食性を緩和した酸化剤が「IRFNA」である。
IRFNA -UDMH は北朝鮮のミサイル（スカッド、ノドン、テポドン）の推進剤として使われている。
＜第１段ロケットによる増速度：5,000 m/s＞
第１段ロケット（補助ブースターを含む）によって 5,000 m/s の速度を得ることが望まれる。ここで、
光明星打ち上げ時総質量・・・・・・・・・・・・・・M1
第１段の推進剤の質量・・・・・・・・・・・・・・・mp1
第１段の空虚(ドライ)質量 ・・・・・・・・・・・・・md1
第１段の質量・・・・・・・・・・・・・・・・・・・ m1( = mp1 + md1)
第１段のロケットエンジンの有効排気速度・・・・・・ u1
大１段の増速度分を ・・・・・・・・・・・・・・・・v1
第１段の構造質量比 ・・・・・・・・・・・・・・・・ε ( = md1 / m1)
とおくと、
v1 = u1・ln（1/（1 - （mp1/ M1））・・・・・・・・・・（3）
（3）式から、
mp1 = M1・（1-1/exp（v1/u1））・・・・・・・・・・・（4）
ここで、 表３の推進剤（NTO-A50）を想定して、その比推力（Isp=342）から有効排気速度 u1（= Isp・ｇ = 342[s]×9.8[m/s2]=3,352 [m/s]）、所望増速度 v1 = 5,000 [m/s] を（4）式に代入すると、
mp1 = 0.775 ・M1・・・・・・・・・・・・・・・・・・・（5）
また、構造質量比を ε = 0.15 （15%）と想定すると、
第１段（= md1 + mp1）の質量は
m1 = mp1/(1 - ε ) = 0.912・M1 ・・・・・・・・・・・・（6）
になる。
＜第２段ロケットによる増速度分：2.000 m/s＞
第１段ロケットエンジンを分離した後のロケットの総質量を改めて M2 （ = (1-m1)・M1）として、第２段ロケットによる所望速度増速分を 2,000 m/s として、第１段と同様の計算をすると（ただし、有効排気速度、構造質量は第１段と同じとする）、
mp2 = 0.449・M2 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・（7）
m2 = mp2/(1 - ε )= 0.529・M2 ・・・・・・・・・・・・（8）
ここで、
M2=(1-m1)・M1=0.088・M1 ・・・・・・・・・・・・・（9）
であるから
m2 = 0.529×0.088・M1 = 0.0465・M1 ・・・・・・・（10）
となる。第２段を分離した後の（第３弾ロケット ＋ ペーロード）質量 M3は
M3 = M1-(m1+m2)= 0.0415・M1・・・・・・・・・・・（11）
高度 500 km における円軌道速度は 7,612 m/s であるから、ダイレクトバーン方式で軌道に投入するとすると第３段ロケットで残りの速度分 612 m/s を稼ぐとすると、
mp3 = 0.167・M3 = 0.00693・M1・・・・・・・・・・（12）
m3 = mp3/(1 - ε ) = 0.00815・M1・・・・・・・・・・（13）
ここで、打ち上げ質量 M1 を 100 ton と想定すると、第３段の質量は、ロケットエンジン（構造部＋推進剤）質量 （815 kg）＋ 北朝鮮が予告した衛星質量 （100 kg）= 915 kg になる。
以上の検討結果から、仮に、第３段の分離に失敗しても、ほぼ、１トンに近い第３段を弾頭とみなして、第２段までに最終速度 7,000 m/s をクリアすれば、米国の西海岸の Seattle （距離 7,930 km）や San Francisco （同 8,650 km）を射程内に収めることができる。この意味で、第３弾はダミーの可能性もある。
参考までに、ロケットエンジンの各段を最適に設計した場合の「最適多段ロケット」の「ペイロード質量に対する打ち上げ時の質要比」以下に示す。計算条件：最終速度 vf = 10,500 m/s（7,910 m/s （円軌道速度）+ 2,600 m/s（空気効力, 重力損失補正分）、構造質量比（各段同一）ε = 0.1, 0.15, 0.20, 0.25 有効廃棄速度 u = 2,500～3,300 m/s(100m/s 刻み）ロケットエンジン段数 n = 3
| 表４ 最適設計における「打ち上げ質量/ペイロード質量」 | ||||
| 有効排気速度 [m/s] |
構造質量比 | |||
| 0.10 | 0.15 | 0.20 | 0.25 | |
| 2,500 | 231 | 681 | 5,061 | - |
| 2,600 | 177 | 458 | 2,342 | 392,987 |
| 2,700 | 140 | 326 | 1,287 | 32,329 |
| 2,800 | 112 | 241 | 791 | 8,672 |
| 2,900 | 92 | 185 | 526 | 3,559 |
| 3,000 | 77 | 146 | 370 | 1,822 |
| 3,100 | 65 | 118 | 273 | 1,069 |
| 3,200 | 56 | 97 | 208 | 688 |
| 3,300 | 48 | 81 | 164 | 473 |
| 4,400 (液体水素・酸素) |
17 | 22 | 32 | 52 |
表4によれば、最適に設計されたロケット・エンジンのでは、ペイロード（例えば地球観測衛星）が 1トン、有効排気速度が 3,200 m/s 、構造質量比（ロケット・エンジン部の推進剤を除いた部分の質量の割合）が 0.15(15%) の場合、打ち上げ質量は 97 トンでよいことになる。
以下続く