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ロケット総合スレ20
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0001水瀬いのり 転載ダメ
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2017/05/08(月) 11:17:00.87
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　|声優の井口裕香の水着写真で毎日抜いてるんだが。
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　　　　∨　 |可愛いよね井口裕香。早く全裸にならない香菜。
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　 　 　 ∧ ∧ ＿ 只 八 ＿_　　　　　　　　__＿＿ l ,
　　　　(　ﾟДﾟ) 　 凵 l__l 　 /＼　　　　　　.||￣￣||　-
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0716名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/14(金) 14:02:57.44ID:3DqMSUbk
コンステレーション需要も大部分はまとめ上げだろう
軍需の即応打ち上げはそう頻繁にありそうにないし
Falcon1復活させる気配ないし
小型ロケット需要ほんとにあるんかいな
0717名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/14(金) 17:55:38.16ID:2xBO5ctn
>>714

電気推進での静止軌道遷移と軌道傾斜角変更が普及しつつあるので
赤道ロケット射点の優位性が低下。

また、 JAXA/MHI はH3 ロケットの次の世代で第1段回収再使用を考えているが、
海上打ち上げで第1段回収再使用はかなり面倒では?
0718名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/14(金) 18:07:34.64ID:QdKutb0b
2018年3月
原発 38GW
太陽光 45GW

SSPSになるとはねぇ。
まあPower to Gasで水素が余るから、打上需要を捻り出せるだろうが…
0721名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/14(金) 19:07:40.81ID:eJzd5x5J
需要の話しといて、今更何言ってんだ？

現在、原発の送電容量が使われていない。
契約上、そうなっているからだ。
テロ対策が間に合わず、稼働出来なくなると送電容量を手放さねばならない。
一旦手放すと、太陽光発電事業者に取られてしまう。
原発は負の遺産となり、FIT終了は廃炉費上乗せになる。

大気圏外放逐の理由と原資ができた。
0722名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/14(金) 21:43:32.27ID:wLQgY3rK
原発云々はスレチ

大量にある放射性廃棄物をわざわざ大金をかけて宇宙まで打ち上げるバカはいない
0723名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/14(金) 22:42:03.75ID:eJzd5x5J
貧乏人だけで永遠に維持費を払い続ける気かね？

手堅い需要があれば劇的にコストを下げてもいい。
放射性廃棄物は月と火星で優良な熱源となろう。
需要も無いのに民営化すると、NASAみたいな恥を晒す。
0724名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/14(金) 23:27:41.17ID:2NPE7+09
アトラスVのRL10を2機に増やすとペイロードが増えるのなんで？重力損失を抑えられるから？
とか聞きたいけどこのスレでいいのかな？
0725名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/14(金) 23:41:29.35ID:qp3VJRTe
超ウラン元素は未来は貴重な資源になるのに、わざわざ回収不可能な場所に捨てるのはアホだよね。
0728名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/15(土) 00:05:46.35ID:T5NhRxsx
>>724

軌道による。
GTO では推力増加によるメリットと、
エンジン分の質量が増えたことによるデメリットで、
後者の方が大きいだろう。

投入する軌道とペイロードをもう少し具体的に説明してほしい。
0730名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/15(土) 00:32:30.48ID:4TvInrVU
>>728
LEOでの話ね
wikipediaによるとアトラスVの551のLEOへのペイロードが18.814t
552のLEOへのペイロードが20.520t
他の構成でもRL10を2機使ったときの方がLEOへのペイロードは増えてるけどGTOへのペイロードが書いてないから2機使ったときは打ち上げないのかな？
0733名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/15(土) 09:44:52.41ID:T5NhRxsx
>>730

RL-10 の推力　11 トン
軌道　LEO
ペイロード質量　約　20トン
第2段の質量約23トン

確かに、上段でも重力損失の寄与が大きいな

GTO では第1段との速度配分の違い、ペイロードがより軽量になること、
エンジン質量のデメリット、エンジンの展開ノズル(比推力稼げる)などで、
RL10 2機構成はやらないんだろう。
(2機構成では、展開ノズルが干渉するので使わないだろう)

ところでAtlas 5 の　RL10 2機構成は今まで打ち上げられてない。
CST-100/Starliner 打ち上げで初めて利用されるはず。
原理的には　CST-100 の質量(13 トン)ならRL10 1機構成でも大丈夫のはず。

さてなんでRL10 2機構成にしたのでしょう？」
0734名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/15(土) 11:27:07.35ID:4TvInrVU
>>733
アトラスVはRL10Bは使ってないから伸展ノズルじゃないし推力ももう少し低いよ

アトラスVで今まで打ち上げた中で一番重いのがシグナス補給船だし、その倍近い重さだからTWRが下がって重力損失を無視出来ないのかな？
0735名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/15(土) 11:38:10.74ID:T5NhRxsx
>>734

一応、スペック的にはRL10 1機構成でも何とかなる。

有人宇宙船対応ではないかな？
(上段でのアボートに備え、軌道が無人の場合と異なりやや損失が大きく、
上段にも推力の余裕が要るとか）
0736名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/15(土) 18:22:38.26ID:T5NhRxsx
昔、「宙の会」で　H-IIB での有人宇宙飛行を検討したことがある。
一部の文書が残っているだけだが
https://iwamototuka.hatenadiary.org/entry/20100105/p1

第1段と第2段分離は通常高度180km だが、有人の場合は高度120km に下げるとのこと
理由はここで引用された箇所の前にあったけど、
「第2段点火失敗の場合、宇宙船が大気圏再突入するが、高度が高いと弾道再突入の加速度が大きくなりすぎるため、
分離高度を最適軌道より下げる」
とかだった。

この場合は、通常運用では上段の推力重量比が大きい方が初期加速が稼げてよい。
(1/2段分離高度が高めのばあいは、多少の高度損失は許容できる)

Atlas V での　CST-100/Starliner 打ち上げでも同じ理屈が成り立つと思う。

>>724
の質問が、CST-100/Starliner 打ち上げを特定してるかが分からないけど。
0737名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/15(土) 19:37:20.88ID:DpCgZTvG
SRB不着火なんてありうるのか。
あれはもう燃える瞬間を待ち構えて燃えて燃えて燃えまくるものかと思っていた。
0738名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/15(土) 20:03:36.42ID:it+80Ywh
>>717
> 電気推進での静止軌道遷移と軌道傾斜角変更が普及しつつあるので
> 赤道ロケット射点の優位性が低下。

言うほど普及してるか？
0739名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/15(土) 21:58:30.84ID:T5NhRxsx
>>737
どれをさしているか、不明だけど

もし
>>736
ならば、H-IIB や Atlas V の(液体)第2段が着火しない可能性を言っているので、
SRB とは無関係

そこに引用されているソースなら、
大本の「宙の会」のソースの記述の孫引用
SRB 不着火は滅多に聞かないが、
液体第1段エンジンの着火失敗、もしくは着火直後に不具合発生による事故は
結構あるね
(Antares (2014),Sea Launch, (2007))

上段の分離失敗や点火失敗もあるね。
0740名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/15(土) 22:34:18.27ID:e3jsNFJO
第一段ロケットが液体の場合、
点火してから打ち上げ直前までに、
タービン回転数異常等の、センサ・コンピュータですぐに判断できる不具合があれば
打ち上げ中止するはず
未点火とかもそうでしょう

逆にセンサ・コンピュータで判別できない異常の場合、
人による緊急停止が間に合わず発射してしまう可能性が高いのでは？
0743名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/15(土) 23:55:43.16ID:T5NhRxsx
基本的な疑問だけど、
>>724
は何に対する質問なのかな?

GTO 打ち上げで無いのは間違いない。
LEO でも、これまでの　Atlas 5 では RL10を2機にする打ち上げは無かった。
(Delta 4 でも　RL10 X2 はない）

ちなみに、CST-100/Starliner での構成は、
SRB X2, RL10 X2
なので、最大打ち上げ能力を狙ったと言うよりも(SRB X3 の方が能力高い) 、
2段目の不具合の可能性まで考慮した軌道の都合で、　RL10 X2　という構成を採用


Vulcan ロケットでは、複数のRL-10 と言う構成が一般的になるようだが、
第2段の構成が変わっている(Centaur V)のと、RL-10C のコストダウンがある。
もしかすると、有人打ち上げも狙っているのかもしれない。
0744名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/16(日) 00:36:50.05ID:2EsdOVzQ
>>743
上段のエンジン増やしたらペイロードが増えることに違和感を覚えたんだよ
燃焼時間を見るとタンクの容積は変わってないみたいだしね
0745名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/16(日) 01:49:56.21ID:mKAKpzGN
せっかくだから、上段についてまとめると
(Atlas 5 や　H-IIA/B や　Ariane 5 の構成念頭)

・第2段の推力増強は　LEO/SSO 能力増強には寄与するが(1-2 割)、
GTO にはほとんど寄与しないかデメリット
（第1段と第2段のデルタ　V の配分で、重力損失の効き方が違うため)

・比推力向上や、構造軽量化は　GTO/LEO/SSO 全般の打ち上げ能力向上につながる。

・有人打ち上げでは第2段の推力増強がかなり必要、(上段未着火対応で）最適軌道ではなくなるため。

・Vulcan ロケットや　H3 のようにタンク容量まで変わった場合は別途考察が必要
0747名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/16(日) 03:23:38.39ID:mKAKpzGN
>>746

イプシロンロケットがまさにそれ

液体ロケットでは、極低温複合材タンク、特に液体酸素タンクが面倒。
アメリカ、日本で研究開発はだいぶ進んでいるので、
次次世代ロケットには使われるんじゃないかな。
0749名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/16(日) 09:14:08.07ID:4ID95D6C
>>746
エレクトロン
あと、イギリスで打ち上げ予定のorbexも、
どちらもLM絡みだからそこから供与されてるのでは？
0750名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/16(日) 11:05:11.08ID:+HaeN+lr
>>746

比較的大きな液体ロケットで、CFRP つかうものは
XS-1/Phantom Express

https://en.wikipedia.org/wiki/XS-1_(spacecraft)

DARPA stated that the XS-1 was more feasible due to better technologies, including light and low-cost composite airframe and tank structures,
durable thermal protection, reusable and affordable propulsion, and aircraft-like health management systems.[

軌道に　1.8t


https://www.boeing.com/features/2018/11/phantom-express-tank-fabrication-11-18.page

Composite tank fabrication signals next step to completing Phantom Express
0751名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/17(月) 23:22:36.26ID:XrpqELQA
https://tech.nikkeibp.co.jp/atcl/nxt/column/18/00737/00011/?P=3
> ZEROを、ロケットラボの「エレクトロン」と比較すると、その狙いがはっきり見えてくる。1回の打ち上げ価格はほぼ同等だが、ZEROの方が大きく重い。その一方で打ち上げ能力は低い。
価格も重量も、ISTの言うスーパーカブ、原付のアナロジーはそぐわない気がしている。

技術的に高い所を狙わないアプローチの価値は否定しないが、その結果が信頼性に反映されて価格には反映されないとなると、
まずエレクトロンがそれなりに打上失敗してZEROがかなり成功するのが前提になるのでは。そしてMOMOの経緯から推測すると、実際には逆になりそうな気が。
0752名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/18(火) 09:10:17.77ID:L2S3m6ab
>>751
ペイロード側のコストは打上運賃だけでなく
交渉や連絡調整に衛星の輸送管理も馬鹿にならないので
国内衛星事業者にとっては打上事業者や射場が国内であるというだけでもメリットになる

あとはローテク設計で生産速度を稼げれば打上実績をどんどん積み重ねられるだろうから
アドバンテージになりうる
0753名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/18(火) 09:43:04.03ID:k+gq3b2D
ローテクと言っても高圧ターボポンプ。新規開発が不要なだけで、生産は簡単にはならんのではなかろうか。
簡単になるとすれば、何らかのハイテクによるブレイクスルーが必要だ。エレクトロンが電動ポンプの導入で簡素化したように。
まあ、昔に比べて3Dプリンタがあるだけでも違うのかもしれないが。
0754名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/18(火) 10:00:06.83ID:L2S3m6ab
一部の精密パーツは仕方ない
構造の大半を占める燃料タンクなどは
カーボン巻きタンクなどを使えばロケットの規模が小さくなってコストダウン効果もあるだろうが
生産設備が限られるので量産によるコストダウン効果は望みにくい
そこをステンレスタンク使えば材料は入手しやすいし
加工の一部を外に頼むことも出来て生産速度を上げやすい
0755名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/18(火) 12:36:26.98ID:DwQL+7yM
ローテクでコスト削減して性能が低下すると、サイズが大きくなりコストが逆に増える方向にも作用する。
スイートスポットがローテク側になければローテク企業に目はない。
0756名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/19(水) 10:38:27.42ID:FSFXUn+t
＞ローテクでコスト削減して性能が低下すると、サイズが大きくなり
野次馬同士で無責任に喧々諤々やるのは楽しいがこういう基本的な勘違いを語られると萎える
0758名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/19(水) 11:19:03.57ID:ww0BU+Kw
エレクトロン　SSO 150-225kg
ZERO　SSO 100kg

高性能エンジンと軽量構造が如何に打ち上げ重量の削減に寄与するかって話だな
もっともまだLEO500km 180kgしか実績無いから
カタログスペック出すに至ってない感じだが
0761名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/19(水) 18:18:34.43ID:bGY9xuLH
>>752
日本でローテク超小型ロケットは、 Space One 社の固体3段＋PBS が他にある。

>>754
CFRP モーターケースでも特に量産に困らない。

>>757
Space One 社の固体3段ロケットは約23トン

Space One 社のはイプシロンロケット縮小版で手堅く、
新規開発は軽量低価格化のボトルネックになるアビオニクスに集中している。
ビジネスやるのに独自技術にこだわる理由はない(特に国内技術)。

Space Walker 社のは JAXA/IHI のメタンエンジン使っている。
SpaceX の約15年前の設立時も　NASA 開発のロケットエンジン改良から出発した。
0765名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/19(水) 22:34:13.25ID:g3xofTBi
すでにバンバン飛んでるロケット相手に、構想段階でイラストしか無いロケットで張り合ってもな。
0766名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/19(水) 23:46:26.33ID:YGwnXbje
小型で低価格というISTの趣旨からすれば、おおすみを打ち上げたL-4S(9.4t)やSS-520(2.6t)のような、軌道に届くギリギリを狙うのがいいんじゃないかと思うが、
液体だとペイロード削ってもたいして小さくならないのかな。
0767名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 05:44:16.86ID:LltnJqop
ロケットベンチャーは世界に100以上あるけど、
軌道飛行に成功したのは、スペースXとロケットラボだけかな？
0768名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 05:58:21.67ID:SO1WSpSz
固体ロケットは性能の低さをカバーするために3段にするじゃん
あれとおなじで、ホリエモンところの低性能エンジンの液体ロケットは、
3段にしたらいいのでは？
0769名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 06:55:04.55ID:UgJDR9xn
下段と上段で基本的に同じエンジンを使うことで
開発費を圧縮するというひとつの正解システムがある
液体3段式にするとエンジンの割合（2段式なら9：1）とは別の比を取り入れなければならず
無理ではなかろうが大変
良い割合になるよう推力を小さくすると下段のエンジン基数が増え
単純に製作の手間が増えてコスト増や故障リスク的にもよろしくない

あえて今見つかっている正解システムから逸脱するには
それなりの論拠とトライする為の資本が必要になる
0771名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 08:41:28.78ID:GWR9TLbF
正解システムの踏襲という点ではZEROはケロシンなのだろうがググっても燃料の情報が見つからない
0772名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/20(木) 09:29:56.35ID:/FEJ9kBk
日本のロケットベンチャーのどれかが国際競争力をもてば良いのであって、
特定の1社を応援する理由は無い。
0773名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 18:22:11.17ID:dDG+EA9X
>>769
>下段と上段で基本的に同じエンジンを使うことで
>開発費を圧縮するというひとつの正解システムがある

LaucherOne は第1段と第2段ロケットエンジンの推力が1桁違う
NewtonThree ：推力　 Vacuum: 327 kN
NewtonFour ：推力　 Vacuum: 22 kN
https://en.wikipedia.org/wiki/LauncherOne

他にも、Vector-H の第1段と第2段ロケットエンジンの推力は結構違う。

どちらかといえば、Electron,LaucherOne,Vectro-H で共通する
CFRP 製の機体構造と言う特徴の方が超小型ロケットのトレンドでは?
(固体ロケットだけど　SpaceOne のも CFRP)
0774名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 22:06:33.81ID:UgJDR9xn
>>773
ZEROが特異なのは
他の超小型衛星打上げロケットよりも相当重い点と
大型ロケットの開発へ繋げる技術的ステップである点
要はFalcon9に並びたいという意図が明らかで（追い越す目途や方針はわからない）

各段専用エンジンの開発も魅力的だが
セルフで量産効果を下げる事になるので
性能と経営のトレードオフといったところでは
0778名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 22:39:04.33ID:b3+wj7dM
エタノールロケットを極めてFalcon9に並ぶという心意気なら感動するが、低性能→低コストという論法は基本的には詐術だと思う。開発コストを下げても運用コストが下がらず続ければ続けるほど競合と差が開く。
でも本当にF9に並ぶなんて意図ある?
0780名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 23:35:52.82ID:Bti6y9wc
提携してるユーグレナはバイオジェット（ケロシン）もバイオエタノールもどちらも生産してるね
ただ「みんなのロケットパートナーズ」記者発表の席でユーグレナは「ケロシンを作るため提携。」と
話してる
0781名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 00:07:15.26ID:nlltc/9G
低性能で低コスト化可能なのはサブオービタルまででしょ？
軌道投入はエンジンが低性能だとロケットが無駄に大型化して高コスト化するのでは？
0782名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 00:14:31.55ID:w/8ecmqk
小型ロケットが大型に比べてお高いのは物理的に仕方ない

雇用対策の金ジャブ宇宙政策時代と違って
小型の中でも価格で競わないとダメっていう時代だから低価格を訴えるのは当然
0783名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 00:54:38.44ID:sU9zxTZN
>>774

ZERO というより、
IST にロケットベンチャーとして資金力と技術力の両方が不足している。
SpaceX との比較は、たとえ約15年前の　Falcon 1 の時点でも無茶。

まずは、他の超小型ロケットベンチャーと競争して生き残れないことには
その先の大型化構想など無意味。

そもそも、色々あげた超小型ロケットベンチャーと比較しても、
ZERO ロケットは性能が低いだけでなく、市場投入の時期が遅すぎる。
0784名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 01:02:08.68ID:doLWa9S1
枯れた技術ですんなり打ち上がって、エレクトロンよりデカいながらも同等の価格ならチャンスはあると思うが、MOMO見てるとそうはならんだろうな……ケロシンのエンジンこれから作るわけだし。
0786名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 01:11:59.14ID:sU9zxTZN
>>.784

前者の方針で行っているのが　SpaceOne　で、親会社の実績の範囲内で手堅くまとめている。
エンジニアにも困らない。

IST の　ZERO ロケットのターボポンプ再生冷却エンジンは、技術その物は枯れているが、
IST 社自身がターボポンプの設計開発の経験が無い。
調べたところターボポンプの設計は外注（株式会社ターボブレード）

分離機構他も、IST には未知の分野
0787名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 01:36:36.10ID:sU9zxTZN
他の日本国内のロケットベンチャーでは、
PD エアロスペースは、エンジニアを含めたスタッフの増員を図っている。
また、現在のスタッフのうち4名が外国人

衛星ベンチャーでは外国人スタッフの割合が約3割というところもある。

日本国内で宇宙開発の経験がある人材は、MHI.IHI,MELCO,NEC 他で、
引き抜くのが大変なためもある。

IST は。。。？
0790名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 09:04:24.73ID:cFcrJhFW
>>787

>日本国内で宇宙開発の経験がある人材は、MHI.IHI,MELCO,NEC 他で、
>引き抜くのが大変なためもある。

大学も経験者がいるな。
人工衛星ベンチャーはそちらから。
Space Walker の米本教授も
0791名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 11:28:54.91ID:fgs/olRO
エタノール採用は低性能ながら身近で取り扱い容易というユニークなキャラ付けで良かった
エタノールやめて普通のケロシンにするならそれに替わるキャラ付け要素が欲しい
ただの過去のロケットの焼き直しでは魅力薄い
夢が無い
0795名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 22:48:26.66ID:UwIPbzFe
低いって言っても固体燃料と同じくらいの比推力は出せるんじゃないかな。
わざわざエタノールを使うメリットが無いってだけで、やろうと思えば衛星も飛ばせるんじゃないかと。
0796名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/22(土) 00:53:27.19ID:s1mG5ncf
出来るかどうかなら出来るでしょ
意味があるかは疑問だね
固体燃料並みの比推力だとしても推力重量比では大きく負けるんじゃない？
0800名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/22(土) 05:16:32.48ID:6OMKrA2U
>>799
ソースは手計算だから検算して欲しい

元データはOpenMOMOテレメトリ
公式発表のうち質量のデータは完全に正しいものとした
エンジン推力は無視した
0802名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/22(土) 09:39:34.55ID:6OMKrA2U
PT12kの公称値は216秒（SL）-254秒（Vac）
トランジスタ技術2019年1月号p.68

数ヶ月ぶりに計算式見直したら普通に間違ってたは
新しい計算結果は271秒（SL）-309秒（Vac）
14.47kN(SL)-16.5kN（Vac)
どうせ今の計算結果も間違ってるだろうからおまいら頑張ってくれ
0803名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/22(土) 14:44:56.51ID:s1mG5ncf
計算方法もよくわからんしMOMOの詳細スペックもよくわからんけどとりあえず推力12kNってめちゃ低いよね？
15kNで計算すると公称通りの比推力になったけど
0805名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/22(土) 18:41:58.87ID:1D3z+cYj
どうせこれからターボポンプ作るならいっそラザフォードの電動ポンプのアイディアをパクればいいと思ったが、電池で1MW供給はでかいな。
0807名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/22(土) 19:53:20.07ID:LFL9eLYo
電動ポンプも電池自体が重くてデッドウェイトになるし、
採用すれば自動的に性能が良くなる訳でもあるまい。

採用したうえで性能を上げるのは大変。
0809名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/22(土) 22:21:55.22ID:6mcNUk6k
https://headlines.yahoo.co.jp/hl?a=20190319-00010010-wordleaf-sctch&;p=2

『ユーグレナの出雲でございます。　
... ぜひ私どもに、このみんなのロケットであればケロシンをつくりたいということでご一緒させていただくことになりました。
... みんなのロケットパートナーズの皆さま方のお力をお借りして、私どもが世界で初めてクリーンなバイオケロシン、ミドリムシロケット燃料を必ず完成させます。』
0810名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/22(土) 23:40:38.83ID:7sXn42Br
エタノールは比推力は低いが、
ケロシンに比べ煤が出にくく再使用向き
ただ、IST のロケットは再使用考慮してないので謎。

あと再使用狙って研究開発している日本おロケットエンジンには、
JAXA/MHI の　LH/LOX エンジンと
JAXA/IHI の　Metahne/LOX エンジンがある。
後者は　Space Walker が採用予定で、
日本のロケットベンチャーの採用には大きな支障がなさそう。
0811名無しさん＠お腹いっぱい。
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2019/06/23(日) 00:02:11.80ID:le66zCV0
PD エアロスペースのエンジンは未知の分野でものになるかわからんが、
エンジニアにとっては挑戦的かつ魅力的なテーマ。
経常資金さえ獲得できれば案外人材募集では有利かも。

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なお、再使用エタノールエンジンは室蘭工業大学のグループが研究していた。
https://core.ac.uk/download/pdf/59122781.pdf
0812名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/23(日) 00:23:05.95ID:agl1RNdt
パルスデトネーションエンジンは未知の分野だけど、本質的にシンプルな構造からは成功の予感を強く感じる。

同じ大気圏内空気利用でも、空気液化サイクルエンジンは複雑過ぎて無理め。
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