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4.1 人工衛星の飛行経路
今回の北朝鮮の飛翔体の発射について、何人かの解説者は、人工衛星と弾道ミサイルは技術的に同一のものであるかのような発言が目立った。確かに、人工衛星を打ち上げるだけの技術力があれば、弾道ミサイルの開発は十分可能である。しかし、その逆、すなわち、弾道ミサイルを発射する技術力があっても、ただちに人工衛星の打ち上げには結びつかない。
人工衛星の飛行経路は、人為的に設定するものであるから、弾道ミサイルの弾道軌道とは異なります。人工衛星の飛行経路は概略次のような手順で設定されていきます。
（ⅰ）人工衛星の任務(通信衛星、放送衛星、気象衛星、偵察衛星など）
（ⅱ）人工衛星の軌道の決定（静止衛星、回帰衛星、同期衛星、極軌道など）
（ⅲ）打ち上げ射場の決定（国内では内之浦、種子島射場など）
（ⅳ）飛行解析・設定（飛行経路・飛行シーケンスの算定→「飛行計画書」作成）
＜主要考慮事項＞
① 衛星に過大な加速度が加わらないこと。
② 分離物が安全な海域に落下すること。
③ 地上局との電波リンクが確保できること。（太平洋上に点在する島々に開局する）
（ⅴ）飛行速度・加速度（飛行パターンの設定）
● 飛行間の損失を最小限に押さえ、最大の打ち上げ能力を発揮できるように設定する。
以下に、Ｈ－２ロケット（全重量２６０[t], 機体重量３９[t], ペイロード重量２[t], ２段式）を用いて種子島射場から、静止衛星を打ち上げたときの「基準飛行経路」を示します。
なお、Ｈ－２ロケットは、機体に搭載された計算機に予め設定されたプログラムにしたがって飛行経路にそって飛行します。
図において、グラフ上の紺色のマーカーは、飛行中に生ずるイベン点トです。
このシーケンスのイラストは、次の「宇宙航空研究開発機構（JAXA）」のＨＰにありますので参照してください。
http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h2/component_j.html
http://www.jaxa.jp/press/nasda/2002/adeos2-h2af4_20021218_j.html
図4-1 Ｈ－Ⅱロケットの飛行高度
図4.2 Ｈ－Ⅱロケットの飛行速度
図4.3 Ｈ－Ⅱロケットの飛行秒時
4.2 弾道軌道と飛行経路の比較（図3-12：図4-2 比較参照）
２０Ｇ加速ブースト弾道軌道の場合は、第1段ロケットで１０Ｇ、第2段ロケットで１０Ｇ、計２０Ｇをもって、最終速度５,１５０[m/s] を得るように加速しています。具体的にこのプログラムでは、第1段の１０Ｇ（平均５Ｇ）で速度１,７１７ [m/s] まで加速、第２段の１０～２０Ｇ（平均１５Ｇ）で速度５,１５０[m/s] まで加速します。第1段ロケットによる速度増分をΔV１、第２段ロケットによる速度増分をΔV２、加速所要時間をそれぞれ Δｔ１、Δｔ２、また平均加速度を、それぞれ α１（= 5 × 9.8）、α２（= 15 × 9.8）とすると、
ΔV１= α１ × Δｔ１、 ΔV２＝ α２ × Δｔ (4.１)
これより、Δｔ１＝２３[s]、Δｔ２＝３５[s] 加速所要時間の合計は Δｔ１＋ Δｔ２＝５８秒となります。それ以降は、定められた弾道軌道にそって飛翔します。なお、飛翔経路は搭載されている「慣性誘導制御装置」によって維持されます。
次に、Ｈ－Ⅱロケットの飛行経路について説明します。
① ＜秒時: 0～347"(0～5':47"), 速度:0～5,100[m/s], Downrange: 0～606[km], 高度: 0～234[km], ＞
2本の固体ロケットブースタ（ＳＲＢ）と第1段ロケットによって347秒（5':47"）かけて、速度５,１００[m/s] まで加速します。ＳＲＢは 95"(1':35") 後に分離。（第１回目誘導開始～誘導終了）。第1段分離：355"(5':55")
テポドンー２の場合は、わずか５８秒で、ほぼ同一の速度まで加速しています。すなわち、加速所要時間は約 7 分の１です。
② ＜秒時: 361"～762"(6':01"～12':42"), 速度:5,100～7,600[m/s], Downrange: 668～2,833[km], 高度: 247～355[km]＞
第２段ロケットによる第1回目の加速（6':41"間）。速度は５,１００から７,６００[m/s] に加速され、高度は３５５[km] まで上昇する。（第２回目誘導開始～誘導終了）。第1回目の燃焼停止。
③ 「慣性飛行」＜秒時: 762"～1,480"(12':42"～24':40"), 速度:7,600～7,700[m/s], Downrange:2,833 ～7,806[km], 高度: 355～264[km]＞
第２段ロケット燃焼停止したまま約12分間、慣性飛行を続ける。速度をほほ一定に保持し、地球引力によって高度が３５５～２６４[km] に減少する。この間、（姿勢変更開始～姿勢変更終了）。
④ ＜秒時: 1480"～1678"(24':40"～27':58"), 速度:7,700～10,200[m/s], Downrange:7,806～9,406[km], 高度: 264～261[km]＞
第２段ロケットによる第２回目の加速（3':18"間）。速度は７,７００～１０,２００[m/s] に加速され「第１宇宙速度(7.9[km/s]) を突破する。（第３回目誘導開始～誘導終了）。第２回目の燃焼停止。
⑤ 「衛星分離」＜秒時: 1698"(28':18"), 速度:10,200[m/s], Downrange:9,593km], 高度: 270 [km]＞
長楕円軌道（トランスファー軌道）に乗ってから衛星を分離する。
上に説明したように、人工衛星（Ｈ－Ⅱロケット）は衛星を分離するまで、誘導制御を繰り返してその飛行高度をほぼ一定に維持したまま、ゆっくりと時間をかけて加速をしていきます。したがってその飛行経路は弾道ミサイルの弾道軌道とは全く異なります。
上に挙げたＨ－Ⅱロケットの飛行経路は人工衛星を静止衛星軌道に乗せる場合の飛行経路ですが、北朝鮮が主張している「光明星2号」のような「地球低軌道（LEO; Low Earth Orbit）」に打ち上げる場合の打ち上げシーケンスは、時間的におおよそ上に示したシーケンスのは半分になります。上の例では、第２段のロケットを2回に分けて燃焼させていますが、第1回目の燃焼終了後に衛星を分離して円軌道に乗せることになります。
ＬＥＯ軌道への打ち上げ例としては、Ｈ－ⅡＡ3号機、10号機及び12号機による打ち上げがあります。そのうち、Ｈ－ⅡＡ3号機（2002年9月10日打ち上げ）の飛行経路データの概略値を次に示します。
衛星分離秒時：14’:22” (862")、衛星分離時の高度：460 [km]、衛星分離時の速度：7,900 [m/s]
細部については、次の「宇宙航空研究開発機構（JAXA）」のＨＰにありますので参照してください。
http://www.jaxa.jp/press/nasda/2002/h2af3_020918_j.html