H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part77
■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
>>308
http://mevius.2ch.net/test/read.cgi/space/1335435739/596
JAXAスレに書いた
>>317
>それまでにLNGや再使用技術の実証が一通り終わると覚悟しておけ。
予定通り実証が終わるなんて保証は無い
LNGは経験も浅い。実用機へ向かうにはさらに時間がかかる
>ソユーズの復帰が遅れてこのままISS自体が終われば、日本は独自路線でいけるようになる。
ISSが終われば、それに使う予算がそのまま使える可能性は低い
独自路線は無理 >>319
・2024年までは保障されていて、その前提でHTV-Xの仕様は決まった。
・LNGエンジンは既にケロシン系を上回る性能を示している。
・日本は現物主義から脱却したので、実用化は早いぞ。
>独自路線は無理
とお前が思い込みたいだけ。
ポスト京と連携させねばならんから、ISSが予定より早く終わってしまったら
必ず独自路線を取る。
低軌道開発でカネ目を生んでるのは日本だけだしな。 実証用＝実用では無い
LE-9がそうであるように
しっかり試験を行うひつようがある
金を生むにもISSが必用だね
結局独自路線は無理 打ち上げ失敗しても飛散しない仕組みなんていくらでも実現可能。
爆発のエネルギーは決まってるんだから。
ただ、今の世代がロケット代を負担するより、
地面に埋めて後の世代に押しつけた方が絶対安い。 本国の朝鮮人にしろ在日朝鮮人にしろ、かわいそうなほどに放射脳だから、どんなスレにも割り込んで、放射脳を撒き散らすのだな。
朝鮮人の理解力は、ウンコを連呼する小学生と同じです。理解力も根拠も無い。 >>308
> 兵器転用を想起させる技術なので、まだ公開できない。
> 「米に処分委託を検討」ってのがキーワード。
おまえは非公開の情報にアクセスできるのかよw
> デブリ処理がようやく防衛予算で動き始めた。
また無茶苦茶な理論展開はじめたな… H3ロケット用LE-9エンジンのターボポンプ単体試験（その4） 試験結果
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2018/181012.html
液体水素ターボポンプ単体試験（その4）
試験日
平成30年09月25日,10月01日,10月05日 https://twitter.com/MBRSpaceCentre/status/1050414590201356288
#KhalifaSAT’s journey to Tanegashima in Japan, where it will be launched into orbit on 29 October 2018.
H-IIA 40号機に搭載予定の UAE の衛星 KhalifaSAT の輸送状況
B747 の貨物便で中部国際空港まで運び，高速道路で鹿児島まで，
鹿児島からはカーフェリー「はいびすかす」で種子島へ
比較的小型の衛星のためか，あっさり運んでいるな
https://twitter.com/5chan_nel (5ch newer account) 防衛予算のほうは中国の対衛星兵器対策の宇宙監視や宇宙からの地上監視がメインでデブリ除去については特に大きな動きはない
毎年作ってる新型レーダーサイトの予算が静止衛星監視レーダーになったくらい
デブリ除去は他国の衛星妨害につかうのは平時は国際問題になりかねないし
有事の衛星無力化はレーザー研究進めればついででできるからデブリ除去衛星という存在に価値がない >>320
どうせ比推力だろうけど、
メタンの比推力はケロシンより上で当たり前、何も誇るような事はない。 HTVでやったデブリ除去実験も中途半端に終わったままだね テザーじゃなく、推進機設置型のデオービットに切り替えたからな。
軍事に即転用できる。 >>337
電位勾配を確認できたので、成功だよ。
残念でした。 デブリ処理の話と H-IIA/B,H3 ロケットの話題との関連が分からないんだけど
>>1
>ロケットと直接関係の無いペイロード（衛星）そのものの話は、人工衛星スレなどで
>お願いします リアクション芸の外しっぷりが恥ずかしくなるのでスレを分断したいのだろうが
打上需要ｶﾞｰ等とほざくから、仕方なしにペイロードの話に持って行かざるを得ないんだぜ。
自業自得って奴よ。 >>337
ではJAXAスレでリアクション芸とやらを指摘してくださいな
>>319で移動したのにも答えてね H3 ロケットの海外衛星の交渉は水面下で進めているようだけど，
取り合えず，H-IIA/B の打ち上げ信頼性をさらにあげていくことと，
海外衛星の打ち上げ実績を積み重ねる必要があるな，
H-IIA 40 号機はその意味で大事な過程の一つ．
(成功連続で軽視しがちだけど)
それにしても，有人ソユーズロケットの失敗，やや驚いた．
(プロトンロケットとか，無人ソユーズロケットの失敗とか，前兆はあったので凄く驚くほどではない)
ところで
広報誌 JAXA's 074
http://fanfun.jaxa.jp/c/media/file/media_jaxas_jaxas074.pdf
では，8月の SRB-3 の燃焼試験について取り上げられている．
その中に．SRB-3 を使わない場合の H3 ロケットの静止軌道打ち上げ能力についての
言及があり，約2トンとのこと．
SRB-3 4本使った場合は 6.5トン
SRB-3 の実物大模型を使った分離試験は早ければ2018年度末，
認定モデルを使った地上燃焼試験を、2019年度に2回行う予定。 >>343の>>337は>>342の間違いでした。失礼しました いつもの
質問している間は俺の勝ち
外務省も使い出したな。 >>344
静止軌道でも2トンか
けっこういけるんだな みちびきシリーズを今後も本気で継続するのなら、
衛星重量を2トン以下に抑えろってオーダーが来そうだな。 >>347
同じ条件で H-IIA 202 だと 2.9 トン
ということで，X バンド通信衛星，準天頂衛星，火星衛星サンプルリターンの MMX
などは H3-30S では打ち上げられない．
H3-22S/23L/24L に頼る部分が結構大きい．
>>348
H3 ロケットで打ち上げコスト半額になるので，あまり気にすることではなくなるかと．
むしろ，(HTV-X のように）衛星のコストダウンに努力すべき LEー9のメタン化って何やねん
ttps://jm2040.blogspot.com/2018/10/jaxa-le9-methane.html リアクション芸待ちだな。
「エキスパンダーブリードサイクルはロバスト性が高いのでメタン化できて当然。むしろ最初からやれ」 つか、エキスパンダーブリートの大型化は、LH2だからできたみたいな説明をどこかで見たような・・・。
それで、メタン化してロケットはどうするつもりなんだろ？H３に積み替えるの？ >>351
LE-9 の開発が予想以上に順調なので，他の業務も回しているという所じゃないの?
800万円という金額からすると数値シミュレーションと精々どこかのサブシステム試作？
>>353
検討の段階だし，金額もそんなに多くないので，先に進むかどうかはわからない． JAXA、LE-9エンジンシステムのメタン化検討を契約
JAXAは2018年8月に「LE-9エンジンシステムのメタン化検討」 を三菱重工業と契約しました。
品目 LE-9エンジンシステムのメタン化検討 一式
契約日 2018/08/03
契約相手方 三菱重工業
契約額 7,992,000 円
-----------
ほう・・ 興味深いね。
しかしIsp的にはどうなんだろう？
メタンとEBCは相性が悪いと主張する人もいるようだが >>356
現実的に ８００万円でどれだけの事ができるのか?
燃焼過程含む流体力学数値シミュレーションを実行するくらい？
ターボポンプなどの要素試験をするにも金額的には不足． LE-9開発も、最初は「大型のEBCが理論上可能か？」などの検討から始まったんだろう。
今回も、「EBCでメタンの場合、実用可能なIspは達成可能か？」とかの検討じゃね？
世界の誰も試してないだろうから、また最初からの検討になるのかな。
昔のMHIとロケットダインの共同研究の論文に、ちょこっとLE-Xメタン・3液の記述があったくらいで。 141 名前：名無しさん＠お腹いっぱい。[sage] 投稿日：2018/07/13(金) 00:06:37.75 ID:po3SoWl3
https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/885357/1/AA1830003011.pdf
JAXAの解析力は世界一ィィィィ メタンでエキスパンダーブリードサイクル(EBC)は比推力の低下が著しい
燃焼圧力 P_c = 10MPa では、比推力は
Full Expande cycler: 370sec
Srtaged Combustion cycle: 370sec
Gas Generator cycle: 360sec
Expander Bleed cycle: 340sec
ただし，ブースター用途で比推力が低くっても推力重視とかで，
かつ開発費低減と言う使い道ならあるかもしれない．
EBC で比推力低下しても固体ロケットブースターよりは性能高い．
また設計によっては再利用にも向く
(ケロシンでは煤でメンテナンスに手間がかかる)
ただ，全体のコストパフォーマンスや開発費含めて，本当に SRB より有利かどうかは
ちゃんと検討しないと分からない． 水素だと、理論上200トンｆくらいだということだが、
メタンだと、EBCの推力上限はどれくらいだろう？
1段目に使うなら、多少Ispが悪くても、
より多量の燃料を搭載し、カバーは可能かもしれない？
1段目にEBCメタンのLE-9Mを7～9機で着陸回収、30回の再利用、
2段目にEBC水素のLE-11、
宇宙船にはフルエキスパンダーのメタン、
こんなのはどうだろう？ >>360
メタン EBC で比推力340秒が低いというのは，メタン燃料としてはということで，
ケロシンの2段燃料サイクル(RB-180)と同等ではある．
ただし推力については，多分 LE-9 そのままでは，比推力だけでなく推力も低下する
>>357
の論文末尾にそんな試算があった．
水素用のターボポンプをメタン用に設計しなおすとかで妥当な範囲にはなるんだろうけど，
そこら辺の実現性も含めての検討では無いかな．
検討して，手間がかかりすぎるとかなれば立ち消えになるかもしれないし．
あと，IHI の LNG エンジンの性能向上の研究に回している金額は
http://stage.tksc.jaxa.jp/compe/zui/nendo/zui30nendo.pdf
の72ページ，項目 684 では約3000万円で，名称からシリーズものなので，
LNG エンジン研究開発としては今のところこちらが本命かと 過去スレでも液体水素以外でEXBCは可能なりや？
というお題でアイデアや計算は出ている。
三液式が多い。
なおロケットとは別分野で、
日本が輸入している液化天然ガスは、
国内の受け入れ工場で海水を熱源とした
エキスパンダーサイクルで膨張・発電をしている。
霞が関永田町の意識高い文系から、
LNGで行われている事をロケットでも行えないか？
と尋ねられた時の返答にも使えるので、
この検討と費用は無駄では無いと思う。
回答「過去に調査しましたけど、不可能でした。」 解析主導で作られたLE-9が無事故で所定の仕様で噴いたのに、いつまで現物至上主義なんだ？
頭が固すぎる。
http://monoist.atmarkit.co.jp/mn/articles/1810/09/news047.html
モデルベース開発は単なる手法でなくモノの考え方、マツダ流の取り組みとは (1/2)
「モデルには模範という意味もある。いい仕事ができればモデル化して再利用し
汎用性の高い仕事をできるようにしていく。商品は減らさず、仕事の種類を減らす。
排気量が違うエンジンを、違うエンジンだと思わない。
仕組みが分かってしまえば同じモノとして扱える」（人見氏）
解析と実証データが揃ってるLE-9をそのままCH4化すれば、メタンの強みと弱みを定量的に判断できる。 三液ってコスト的にはどうなるんだろう
コストダウン目的にEBCにしたのに、三液でコストアップしたら本末転倒だわ >>363
水素は解析や数値シミュレーションに乗りやすい
燃焼速度が早いといういうこと，
臨界圧力が低いので液体ー気体の2相の燃焼を考慮しなくてよいこと，
気化熱が小さいこと，
煤の発生を考えなくてよいことなど(メタンは煤が発生しにくいとはいえ，条件によっては発生する）
などなど
メタンは燃焼速度が遅いので，JAXA/IHI は噴射エレメントの燃焼効率を上げるのに一苦労した．
なお，メタンについて物性データや技術データを揃えているのは IHI
EXBC については，ミキサー（高圧にした低温液体燃料と，再生冷却でガス化した燃料の混合器）
の特性も水素とは大きく異なる．
(エキスパンダーサイクルや2段燃焼サイクルでは不要）
>>362
なるほど,検討にはそういう使い道もあるか．
数値シミュレーションをやっておけば，開発リスクの評価ができる． >>365
まーた後付けで「LH2は簡単」ですか？ >>364
3液式はタンクが3つになるし，バルブ系統も増えるね．
コスト高になって，使い捨てロケットでは無理かな?
ところで，800万円という金額では数値シミュレーションと簡単な要素試験が精々だけど，
メタンでのミキサー特性の研究試験くらいはできるかも. エキスパンダーブリードサイクル=コストダウン
のミスリード。 ふと思ったんだが、エキスパンダーブリードが耐久性高くて再利用に向くとしたら
ロケットプレーンに転用できん？
例えば関空あたりの海上空港を基点として垂直に打ち上げる
あとは大気上層を水切りで飛ぶ、ゼンガーやダイナソアと同じ飛行を行い
欧米の空港にグライダー滑空で着陸する、的な
ソニックブームや燃費は知らん >>369
15年ほど前の LE-X エンジンの利用構想に，スペースプレーンへの応用があった．
ただ，サブオービタルか TSTO(SSTO?) を狙ったものだった． >>351
検討するくらいには実現性があるってことか。3液化はどうやろ？ >>367
固体ブースターが省ければ安くなる可能性あるんじゃね？ 3液化のメリットって、何なん？
メタン化だけじゃダメなん？
あと3液を混合するん？
それとも状況によって切り替えるん？ >>373
水素をエンジン冷却とタービン回転に回して後はブリード、推進剤は全量メタンとか？
その場合ケロシンにも応用できそう >>373
メタンエンジンで2段燃焼サイクルでも，比推力はかなり高い(370sec)なので，
メタンでの３液式は複雑な割にメリットはあまりない気がする．
(エンジン以外のタンクやバルブが複雑になる)
ケロシンー水素ー酸素の2段燃焼サイクルエンジンはこんなのがあった
RD-701
https://en.wikipedia.org/wiki/RD-701
ケロシンより比類力向上(Isp 340sec --> 415 sec)がおおきいのと，
再生冷却が水素でできる．
また上空では水素ー酸素に切り替える(比推力 460sec)．
なお，以上の比推力は真空での値． 仮定の話だけど、H3の1段目をサイズ据え置きでメタン化した場合、
打ち上げ時の重さってどれくらいになるかざっくり計算できる人いる？
1つの水素分子と結びつく酸素分子が1\2、1つのメタン分子に結びつく酸素分子が2なんで
酸化剤の体積を倍、推進剤の体積を半分にして、メタンの密度を水素の6倍と仮定すると
推進剤と酸化剤の合計重量はざっくり2.2倍？
仮にメタン化LE9の推力も据え置きとするなら、エンジン数を単純に倍の6基くらいに増やさないとダメなのかね？ HⅡBにソユーズTMを積んで打ち上げ出来ないのか。打ち上げ能力は
十分あるだろ。システム的に適合が難しいのか。
ＨⅡＢの加速Ｇがソユーズの有人宇宙船の許容Ｇを超えてる？
ＩＳＳの無人化を避けるには、ソユーズＴＭをHⅡBで種子島から打ち上げるという
応急措置が必要だと思われる。改修のために臨時予算500憶付けろ。 >>377
重くなるのでブースター沢山いる、って分析はなんかおかしくね？
まるで水素とメタンやケロシンのエンジン推力が同じになる、みたいな書き方だ 800万円でメタン化の研究なんて無理
実際は数億かかってメーカー持ち出しでやるのでは？ >>381
それか、若手の技術者が手弁当で検討したら結構面白そうな結果が出たので
少し予算がついたとか >>367
そういえば，LE-5B で燃焼圧力変動があり，その原因がミキサーということで解決に5年かかった．
(平成14年ー19年) LE-5B2
http://www.jaxa.jp/press/2007/11/20071128_sac_le-5b2.pdf
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le5b/
メタンだと(臨界圧力など）物性が違うので，この部分はやり直しか．
JAXA/IHI の研究開発でも，この部分はやっていない(再生冷却，ターボポンプ，噴射エレメント等の
研究開発は一通り済ましている)
>>381
メーカー持ち出しで研究して，実用化できなかった MB-XX があるからなあ．
需要見通しがかなりあれば，メーカー持ち出しで研究進めるんだろうけど．
メタンエンジンの場合，IHI との競合になるので，それはどうだろう？ この予算じゃ文献調査とシミュレーション、報告書作成くらいしかできんやろ。 LE9の開発と実機のテストとシミュレーションとの差異を分析して
実機とシミュレーションとの違いに関するデータがかなり蓄積してるはずだし
シミュレーションするだけでもかなりの事が今はわかるんじゃない？ 机上計算だけで本番用実機を作っていいよ。
なんて言う発注者はおらん。 シミュレーションを使って、以前に比べれば実物を試行錯誤で作る手間とコストは無くなったな。
それでもシミュレーション結果との誤差を検証するための実機作成は必要。 >>364 >>367
掲示板での思い付きの話題には、
コスト計算も実現の目処もありません。
当時のネタの1つが、水素EXBCに石油タンク追加の2種燃料タイプ。
今はSRBに頼っている離床推力の確保が目的。
※H3発表前の話題で、まだGXが生きていた頃。
もう1つがケロシン系ロケットの酸化剤側のEXBC。
でも、タービンを回した後の未反応の酸素を
ノズルから吹き出すとか超悪夢なので、
液体酸素と沸点がほぼ同じ液化アルゴンを
駆動ガスとして使いタービンを回し放出、
一部は液化酸素を気化させる思い付き。
どちらもタンク3個だな。 おそロシアの二段燃焼サイクル(SC)では驚異の一軸タービン構造を取るけど、
日本のEXBCは再熱後に液水・液酸のタービン2段直列構造。
LE-9の再設計改良時に、液メタン用の3段目タービンを追加し、
電気制御のバイパス弁を備えるのは不可能じゃない。
使わないなら謎空間にしておいても良いわけだし。
離床時 液水(兼EXBC動力)+液メタン+酸素で推力250t
2分後 液水(EXBC)+液酸で推力150t
などと変更出来れば、エンジン2基でH3-30S,L相当になれる可能性がある。
SRB無しもSRB有りもエンジン2基・タンク3つの
共通1段目が成立するかを検討？？なのかな。 とりあえずマスコミ向けには
「燃料を二種類にする事で、打ち上げ直後のパワーと上空での高燃費を両立させ
１つのエンジンで補助ブースターとメインエンジンの機能を併せ持つ事の出来るロケットです！l
かな 10月13，14日にロケット交流会2018@東京お台場
http://manned-rocket.jp/2018-10-13.html
H3 ロケット関連話題
1. SRB-3
https://twitter.com/jnu_/status/1051011400259133440
メモ：SRB-3の分離試験見学はIAじゃなくてJAXA広報に問い合わせて欲しいとのこと。
ただ、火薬使うので立ち入り危険区域外から望遠で見るだけになるがちょうどいい見える
場所もないとのこと…
2. LE-11
https://twitter.com/jnu_/status/1051015170489647104
メモ：LE-11は基礎設計の段階までは進めていた。そのあとはH3に取り掛かってるので止
まっているがH3が打ち上がって落ち着けば開発はすぐに再開できるようにしている。
ところでこれって何?
https://twitter.com/jnu_/status/1050968481032630277
角田宇宙センターのブースにて。 30トン級液体水素ターボポンプ一段動翼タービンの
アルミ試作品。加工可能検証モデル。
https://twitter.com/jnu_/status/1050970384558784513
30トン級動翼ブレードチタン合金加工検証モデル
https://twitter.com/5chan_nel (5ch newer account) >>351
これ大騒ぎしてる人がいるが、MHIに4～6人月程度の案件として検討させるってだけで沢山ある可能性の一つとして予備的に検討する程度の話でしょ。
数千億円単位のプロジェクトでは、可能性は低くてもダメ元で検討する価値のある案件に数人を数ヶ月かけて検討させるのは良くある話かと。 誰でも投稿出来る匿名掲示板にとっては、
想像の余地が多い空騒ぎこそ価値が高かったりする。
匿名・自由投稿の時点で参加者のレベル向上とか勉強会は無理な訳で、好き勝手なカキコに溢れるのは仕方ない。
そんな落書き然とした掲示板が、小さな話題で盛り上がれるなら喜ばしい事だろうに。
炎上だと困るけど。 LNGだかメタンのエンジンは一段目に使うような大推力化狙ってるの？ >>395
今回の件はLE9のメタン化検討だから
狙いは上段ではなく1段目かブースターでしょ
かつて検討されたLRBの200tクラスメタンロケットエンジンみたいなのをイメージしてるんじゃね？ 今風に
LE9+LE5＝H3 1.0
LE9+LE11＝H3 1.1
LE9+LE11(複合材タンク)＝H3 1.2
メタン化LE9+LE11(複合材タンク)＝H3 2.0
フライバック1段目＝H3 3.0
みたいになるのかな
途中からH4に改名した方が良さそうだが 複合材極低温タンクだけでも，H3 の打ち上げ能力が 0.5-1t 向上しそうだな
根拠は，CFRP でアルミタンクより約30% の軽量化と，2段のタンク質量が 2-3t
問題はコスト，
ただし，アルミタンクといってもアイソグリッド構造の加工や，ドーム構造の加工に手間が
かかっているので，CFRP でかえって安くなるかもしれない．
LE-11 (仮)は比推力や推力が向上するけど，衛星打ち上げ能力はどの程度向上するのか?
コストについては，3D プリンティングなど取り入れると LE-5B 系列より結構下げられるかも
あと，H3 ロケットはメカニカルリレーのままで，イプシロンのような半導体リレーを
取り入れてない．
http://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kiban/kiban-dai32/pdf/gijiroku.pdf
基本的に今、H3 ロケットは半導体リレーではなくてメカニカルリレーなのです。 IHIは20年代後半を目処にブースター用のメタンエンジン作るみたいな事言ってたけど
それとの整合性というか分業とかはどうなるの？ >>400
検討段階だから，競合しない．
>>355
あと，JAXA から IHI の方にはLNG エンジンについて1桁多い研究開発費用がでている．
というか，当て馬にしても検討すらしないのはかえってまずいのでは？ てかLE9のメタン化って表現がなんとも言えない
ブースター用メタンエンジンの検討、でも新型メタンエンジンの検討でもなく
LE9エンジンシステムのメタン化、やからね 既存のエンジンを改造してメタンエンジンを作るなら、LE-9ベースよりLE-7ベースの方が良さそうな気がするよな。 ガソリンにエタノール混ぜても問題ないとか
古いディーゼルエンジンに灯油入れても動くとか
そんな安直な代物ではないはず
主燃焼室を変えないとして、再生冷却用にそのままメタン流しても
燃焼温度もエネルギーも違うはずだし、
温度も比重も違う水素とメタンでは冷却特性も違うはず
気体の重さが水素と6倍違うからタービンの廻り方も違う
そもそも混合比が全く違うからターボポンプも同じでいいはずがない
つまるところ全くの新型エンジンを作るのと何が違うんだろう、って感じで
LE9のメタン化、という表現になってる意味と意図が理解しがたいんだが たぶんそういう技術的な問題ではないんでしょう
ベースはもうあるからあとチョイのせで完成しますよ という
アメさんの兵器にもあるでしょう 殆ど別物をマイナーチェンジだと称して予算請求する奴 >>403
同意．2段燃焼サイクルの方がメタンエンジンにはむいている(比推力の点で)
しかし，
多分，ターボポンプは双方で改造しなくてはならない
液体水素の密度は低い(0.07)のでターボポンプのパワー配分が燃料側8割とかなるが，
液体メタンの密度は 0.4 程度で同等程度(だから一軸ターボポンプでもすむ)．
噴射エレメントは，メタンの燃焼速度は水素に比べずいぶん遅いので，再設計の必要があるだろう．
ミキサーはエキスパンダーブリードサイクルにしかないけど，水素とメタンは物性が違う．
改造箇所が多すぎて，事実上新造になりそう．
(むりやりそのまま動かそうとすると，LE-8 みたいにかなり低性能になりそう）
>>405
メタンエンジンでは IHI の開発との比較で優位に立てるとは思えない．
(改造箇所が少なければ可能性あるけど）
というのと，MHI は LE-9 路線のまま行っても，
(再使用化等努力すれば)事業に困ることはなさそう． >>407
40年前に帰って「今からじゃSSMEには勝ち目ない」て言ってきたら？ >>436
補足
遠心ポンプでは大まかに
速度の二乗＊密度がほぼ一定となるように設計する．
密度が小さい場合は速度を上げないといけない
液体水素と液体酸素では約4倍
速度＝回転数＊ポンプ半径
なので，液体水素の遠心ポンプの回転数は液体酸素より高く，寸法も大きくしないといけない．
液体メタンと液体酸素の密度の比は2程度なので，最適速度は 1.5 倍程度の違いで，
1軸ターボポンプでも許容範囲
液体水素用のターボポンプを無理やりに液体メタンに使おうとすると，回転数をかなり下げないといけないが，
他の部分で皺寄せがくる．
>>407
BE-4 もラプターもアメリカ外への輸出はまずしないので，そもそも無関係
SpaceX のラプターの方はアメリカの他の企業に対してですら販売しない．
衛星打ち上げサービスとしては競合するかもしれない． アンカーミス
X >>436
O >> 406
>>40
SSME は再使用エンジン単体としては優秀だが(XS-1/Phantom Express にも使用).
スペースシャトルで有人運用しかできなかったことと，耐熱タイルの剥離で高くついた．
いずれにしろ，
衛星打ち上げサービスの国際市場 >> ロケットエンジンの流動性(RD-180 くらい）
なので，ロケットエンジン単体の優秀性の国際比較はあまり意味がない
ロシア国内とか，アメリカ国内でのロケットエンジンの比較はあるけど，
それでも SpaceX のエンジンは外販しないので意味がない．
日本について言えば，似たようなスペックのエンジンを並列に開発する余裕がない． 二段燃焼は高性能だが再利用には向かない気するんだよなぁ
SSMEの運用実績に関するデータとかないん？ 今後ロケットがクラスタ化&再利用の方向に向かうなら
二段燃焼は複雑な分コストが掛かりそう
でもそれは商業衛星的な分野で、
月の開発や他惑星の調査みたいなとこまで見据えるなら本命の技術だな SSMEの推力重量比は72、RD180は73
炭化水素にしても別にパワーが出るわけじゃないんだよね
LE7も63くらいはあるし >>407
ポスト京「ラプターの解析？もっと腹持ちのいいもの食わせろ。例えば常温核融合とかな。」 LE-9は、IHIがいないと作れないよな。
MHIとIHI、各自単独でロケットエンジンを開発するとしたら、
どっちが良いものが作れそう？ >>414
液体水素でタンクがでかくなるのと離床に固体ロケットが必須って要素が抜けてね >>417
離床に固体ロケットは必須じゃないやん
タンクが無駄にでかくなるのはその通りだけど ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
