H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part77
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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 LE-9 のメタン化は，改造すべき項目が多すぎて非現実的な気がしてきた．
LE-9 の改良は，水素のままで再使用回数を増やすとか，
推力を増強する方(200t まで可能らしい) が良いのでは？
ただ，何らかの形で機体の改良もセットで必要かも．
5% 程度の推力増強なら機体はそのままで良いけど，
約 20% の推力増強となると，タンク容積増やさないと(単純には機体の延長)．
地上設備の更新が必要だな．
垂直着陸の場合はクラスター数増やすので，胴体直径増大．
>>417
H3-30S には固体ロケットは不要．
というのと，メタン使うと同じ容積では重量が大きくなりすぎるので，
機体をサイズダウンしなければならないか，
エンジンクラスター数を増やさなければならない． まぁそういう実現性とかを含めて検討するための予算なのかもね。
「やはり無理があります」みたいな結論が出ても。
水素でいいじゃん。
H4ロケット（再利用型）を最速で開発するなら、
LE-9の耐久性・整備性などを改善し、
タンク径・容量の拡大と多数クラスタ、
これで行けるじゃん。 >>419
H3-30Sはそうだろうけど。SRB付きもあるやん。 https://pbs.twimg.com/media/DpZSimZVAAA7SPt.jpg
この右側の二段目削除の奴を基本に考えると、メタンロケットによるLRBは
燃焼終了後種子島にフライバックさせ、
コアステージ(実質2段目)は地球を一周させてフライバックさせる
コアステージのLE9はLE11の技術を入れて真空比推力を向上させた改良型を開発
静止衛星や惑星間軌道に投入するのには不向きな形式になるが、
上段を追加するか電気推進系でなんとかすんのかは知らんw
とかかなぁ。 エンジン1〜2機で着陸はできんでしょ。
やっぱ最低でも1コアあたり5〜7機は要るんじゃね？
そうすると、やはりブースターは無い方が。
上段削除なら、コアステージは軌道速度出すんでしょ？
フライバックしたら燃えると思う。
GTO入れる時は上段を追加しなければならず、
結局非効率では。
このポンチ絵は、使い捨て時代ならではかと。 多数クラスタでもディープスロットルでもない機体で垂直着陸というと、
中国のCZ-8が面白いポンチ絵を出しているな。
ケロシン2基のコアにSRB*2という構成なんだが、
1段回収モードではSRBを分離せずに重いまま降りてくることで
必要推力を引き上げてコアエンジンのスロットル幅に収めるということらしい。 LE9を200t近くまで上げられるなら
エンジン6つでH3-24Lと同じぐらいの推力が得られる
再利用型にするならこの辺りの性能は欲しいところ 再利用するならエンジン数は奇数がいい
つまりニューグレンと同じ7かファルコン9と同じ9
H3発展型なら、エンジン7基でH2Bくらいの性能を目指すのが最善でないかい
着陸予定地はH2Aの1段目落下位置から考えると、静止軌道向けは南鳥島
極軌道向けはパラオがちょうどいい位置関係なので、この辺りに着陸地点を
設定できればいいと思う 巨大なブースターエンジンは離床時の重力損失を減らせるけど上空で出力を絞ることになる。
1つの解決策がクロスフィールドだけど、株詐欺師のイーロン仮面もPRするだけで実施していない。
もし、水素エンジンのLE-9に炭化水素系燃料を注入出来れば、初期ブースターとして重力損失を減らしつつ、上空でもフル加速出来る1段目になるかも。
※初期加速はSRBが担当している。
などと様々なアイデアを実現可能性や否定面から文書化するのは面白そうである。 日本の技術開発は解析先行・実証後追いになったと認めりゃいいだけなのに、早漏にも程がある。
LE-9を流用してメタンを大規模に燃焼させ、解析とどんな違いがあるか確認だけですよ。 >>422
再利用はともかく、第2段不使用はすべてのエンジンの点火を地上で行うことになってコストやリスクの削減には良さそうだね。
静止軌道までの遷移は電気推進の技術を極めた方が他国との差別化にもなる そもそもメタンでエキスパンダーブリードサイクルは無理なんじゃないの？ >>434
小規模な試作品を最初に作って徐々に大型化するのが基本やん フル（クローズド）エキスパンダーでメタンは成り立つけど、
エキスパンダーブリードでメタンは、極端にIspが下がるって
上の方で出てるじゃん。
で、フルエキスパンダーで大型エンジンは理論的に不可能。
それでもケロシン並にはIspあるから、無理ってことはなく、
その他の方式とトレードオフして総合的に検討する、ってことでは。
無理してでもメタンでエキスパンダーブリードやるメリットとして、
・水素に比べてタンクが小型化
・宇宙空間で長期間保存
・ターボポンプの一軸化でさらにシンプル、低コストに
・エキスパンダーの本質的安全性という強み
・燃料代が安い
・二段燃焼サイクルのケロシン並のIspは可能
こう考えると、十分成り立つような気がしてきた。 ちなみに、フルエキスパンダーとは、膨張ガスでタービンを回した後、
その排ガスも一緒に主燃焼室に突っ込む。
燃費がいいけど、大型化は理論上、不可能。
推力30トンｆくらいが限界？
エキスパンダーブリードは、排ガスをそのまま捨てる。
（LE-9ではノズルの内壁沿いに捨てることで、ノズルの冷却にも利用する）
燃料を無駄に捨てるのでその分Ispは下がるが、ポンプ圧を大幅に高めて高推力化できる。
水素ではIsp減少は許容範囲だが、メタンだと極端にIspが下がるらしい。 結局そこ＝メタンの大推力エキスパンダーブリードが成立するか
検証しましょうってのが今回の話じゃね？
フルエキスパンダーとかガスジェネや二段燃焼なら、わざわざLE9システムのメタン化
なんて書き方はしないと思うし >>432
エキスパンダーサイクル(EXC)と，エキスパンダーブリードサイクル(EXBC) は
かなりちがう．
メタンでは,EXBC の比推力は大きく下がる(ガスジェネレーターサイクルより約 6-7% 低下)
これに対し水素は大幅に燃料リッチ側で比推力最大となるので EXBC 向き
(ガスジェネレーターサイクルと同等，EXC より約 2-3% 低下)
>>432
性能低下するんだが，再利用ブースターには(温度条件が緩和されて)向くかもしれない．
十分安ければ使い捨てブースターにも
Multi Purposes Reusable LOX/CH4 Bleed Rocket Engine
https://www.researchgate.net/publication/318013221_Multi_Purposes_Reusable_LOXCH4_Bleed_Rocket_Engine
フランスの論文だが LE-5A/B が引用されている．
でも，やはり液体水素用ターボポンプはメタンには転用できないみたい．
>>436
宇宙空間で長期間保存(軌道上輸送システム)は，
IHI の EXC メタンエンジンでかなり見通しがついている．
https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/be8f2e98a375d988db8239436895066f.pdf
EXC メタンエンジンで推力10-20トンくらいまでは行けそうなので，
わざわざ比推力の低いサイクル採用の意味が無い．
あと，ターボポンプの一軸化は言い換えると， LE-9 そのままの設計では
使い物にならず，開発コストが上昇する．
GX ロケット/LE-8 エンジンであったが，性能が多少悪くっても，コストが低ければ成立するけど，
開発コストや製造コストの見通しが甘いと泥沼になる． >>436
SRBの代わりなら推力出ればいいんでね？ http://livedoor.blogimg.jp/h2a_f8/imgs/e/8/e89d2b68.jpg
H2A 202(ひまわり)とH2A 204(テルスター)の切り離しロケット落下予想位置
202だと落下予想位置の南に南鳥島、204だとウェーク島がある
もし種子島からフライホワードロケットを打つなら南鳥島に落下点を作るとちょうどいい。
幸い自衛隊基地しかないし、今船をつけられる岩壁が建設中なんでアクセスインフラもある それでH3のメインエンジンテストは成功したのですか？ >>444
成功も何も今絶賛継続中。
テスト終わるまでに何十回も燃やすんやぞ >>444
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/firingtest.html
実機型エンジン #1 2017年4月ー7月，燃焼室圧力 93％まで，燃焼時間は ８０秒まで
実機型エンジン #2 2017年12月ー2018年6月， 燃焼室圧力 105% まで，燃焼時間は 275 秒まで
実機型エンジン #3 2018年8月
実機型エンジン #4 2018年9月
次は 厚肉タンクステージ燃焼試験（BFT）の予定(田代試験場)，
複数エンジンのクラスター燃焼と燃料供給系の試験
来年度以降，認定型エンジンの試験予定 妄想膨らますには20年早くないかと、皮肉を言われてるのにも気付かないマジキチ ソフトウェア的な制御を、繰り返しテストして完成させるんでしょう
車みたいにアクセルこれくらい踏んだら出力これくらい、みたいな単純な制御じゃないからな 皮肉？
単に情報を更新できない痴呆脳のあうあうあーでしょ。 ところでお前さんは固体酸素の情報更新は終わったのかい 自分の死期を語れば同情してもらえるようなレスですな。 日本のロケット技術史で振り返れば、LE-5のH-lが成功し、LE-7の開発中にメタンを燃料とするLE-7の検討は始まっていました。
外から見ても1980年代の燃料系学会誌にメタンLE-7構想が紹介されています。だから今回の動きが抜群に早漏wでもない。
個人的には、液体水素動力のEXBCの量産化の暁には(byドズル)、制御技術も今以上に向上するでしょうから、そのタービン動力を活用して第3タンクから液体メタンでもケロシンでも燃焼室に押し込んで火力up(低高度推力up→重力損失低減→H3打上能力up)しちゃえば良いのです。
EXBCは液体水素が望ましいけど、燃焼室は水素+メタン(灯油)の混合ガス+純酸素でも良いわけで、航空宇宙機として成立するなら3液式胴体もアリだと思いまする。
都市ガスの熱量転換と同じ発想ですが。
流石に物性の関係で1段目に純メタンのEXBCは非現実的。
なお電力・都市ガス各社のLNG受入基地では、メタン冷熱のエキスパンダー発電が行われています。
飛ばない豚ならばシステムは成立します。 >>453
どんな燃料でも過冷却すれば性能上がるんじゃない？
体積が減ってより多くの燃料が詰め込めるんだから どなたか詳しいい人おしえてください
自動車では最近電動アシストターボが流行っていますが
エキスパンダーサイクルに電動アシスト付けたら背圧を気にしなくてすむと思いますがどんなものでしょうか？
またモーターの電源が気になるところですが、燃料電池で発電できればなんとかならないものでしょうかね。重さはあるかもしれませんけど。
あとターボはやめて水素と酸素両方に電動スーパーチャージャーをつけるというのも良さそうですが研究とかはされているものでしょうか？ 付属物の重量に見合う比推力・燃焼圧の向上が期待できるのかね？
一般に、磁性体は熱に弱いぞ。 >>455
> あとターボはやめて水素と酸素両方に電動スーパーチャージャーをつけるというのも良さそうですが研究とかはされているものでしょうか？
つ [エレクトロン] >>455
タービンの出力と同じだけの出力を発生するモーターは
ざっと容積で数10倍にもなるぞ
重くてしょうがない モーターも日本が最先端と知ったら、発狂死しそうだな。 >>455
モーターと電池が重すぎるからな
LE-7とかSSMEクラスになるとターボポンプの出力は数万馬力オーダー
これをモーターで駆動するとロケットの質量比が悪くなりすぎるんじゃないかな エレクトロンは小型ロケットで、クラスタエンジンという形だから出来てるんだろうね
ロケット全体の話がしたいときは
ロケット総合スレ24
http://rio2016.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1532357930/
でどうぞ >>462
了解です。みなさんありがとう。
爆破されたH-IIロケットの引き上げ動画見てたらターボポンプのキャビテーション動画があったもんで
思いの外小さくて10万rpm位ならモーターでいけるのでは？と思ったからです。 今どき2トンの静止衛星なんかほとんど無いだろうけど >>466
>>465
ありがとう。
今時の静止衛星打ち上げには対応できないのね(まぁ、あたりまえか)
ファルコンがデュアルローンチした全電化衛星一基ならなんとか上がるかな
はやぶさやあかつきくらいの探査機なら楽に行けるのか
まぁ次のMMXは3.4tもある大型機だからお呼びじゃないんだろうけど >>467
財務省「次のひまわり、全電化ならh3 30sでいけるやん」
と言ってくるに1票 そういや最新のFalcon9の能力は使い捨てで6.5t、増速量1800m/sだったな。 主力はH3-22S、H3-32LでH3-20Sの出番はほとんど無いだろうな。 >>472
そりゃ、20ならそもそも殆ど浮かばなだろうしな スペースXと同じ、以前の日本と同じ（2段高度化前）、1800m/sでいいなら、
GTOは3割増しくらいだな。 H3-30型で、2.5トンくらい？
その分、衛星側の負担が増えるが。
欧州のアリアンスペースに対抗するには、1500m/sでの表示が必要。 >>473
うぐぐっ…
H3-30Sです…
20Sでも浮くことぐらいはできるかも 過去のH2A39基中H3-30Sで間に合うのは22基と予想
なんで、過半数はH3 30Sで大丈夫っぽい。今後の衛星のトレンドが変われば知らんけど そこらへんの能力的アップで、メタン燃料のネタが絡むのだろう。
都市ガスは100年前のH2+CO時代(石炭・石油ガス)にインフラを作って、
3倍高火力の天然ガス(メタン)に転換してインフラの能力倍増である。
都市ガスで出来たのだから、LE-9の燃焼室でも検討して味噌。
という無謀な無茶振りが生まれるのはデスマ的に自然な流れ。
それでも
日本もフライバックブースターを造れとか、
酸素リッチ二段燃焼のBE-4モドキを造れなどと
斜め上に弾けないだけ自重している。 >>464
>>465
http://fanfun.jaxa.jp/c/media/file/media_jaxas_jaxas074.pdf
の１０ページ
「SRB-3が0本、つまりSRB-3を使わない場合には、GTO（静止
トランスファー軌道）に運べる重量は約2トンです」
>>476
いやいや，H3-30S の能力は H-IIA 202 の 7-8割なので，
準天頂衛星など打ち上げられない物が結構ある．
>>469
準天頂衛星の全電化推進とか，数が多いのでメリットも大きいはずだが，
2023年度の３機打ち上げ予定には多分間に合わんだろう．
２０２２年度の Xバンド防衛通信衛星3号機も，全電化推進への設計変更は厳しいのでは？ アンカーミス
X>>476
O>>478
ちなみに，
http://fanfun.jaxa.jp/c/media/file/media_jaxas_jaxas074.pdf
の SRB-3 の記事では
「また今回、設計だけでなく製造工程から見直してコスト低減を
行いました。製造・検査の自動化など、地道にコツコツとコストの
削減に努めました。燃焼パターンを一つにしたことも、必要となる
治具や保管場所などを集約できるので、コストダウンにつながっ
ていると思います」
なので，SRB-3 もかなりコストダウンする見通しだろう．
なお，このスレではあまり話題になってないけど，
(火工品を使わない)低衝撃衛星分離機構が地味だけど，結構大事な点かも
H-IIA 第2段高度化の過程で開発されたものだが，H-IIA 30号機ではダミーで試験，
実運用はイプシロンロケット３号機が初めて
http://www.jaxa.jp/press/2017/09/files/20170905_epsilon.pdf
H3 ロケットではもちろん使うはずだが，H-IIA でも運用予定（いつから？） H2A202型の場合
標準静止トランスファ軌道…4000kg with 1800m/s
ロングコースト静止トランスファ軌道…2970kg with 1500m/s
https://www.youtube.com/watch?v=9Q67HoIRfKU
H2A高度化の軌道遷移のCG
http://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/20151030_f29.pdf
高度化非対応だと1500m/sで静止軌道に入れられない。
LE-5Bの高度化は大きな飛躍だったんだな。
森田プロマネの言う「下段で頑張っても大して美味しくない」の意味が改めて分かった。
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le5b/firingtest.html
LE-5B-3の累計燃焼時間 3251秒(3MPa以上)+1002秒(0.1MPa)
LE-9のメタン化対応を合わせて推測すると、燃焼室の疲労限界を確認してたのか？ H3は2段目が従来より太くなる分、上段への負荷を下手にかけると効率が悪くなりそう。
液水用複合材タンクが実用化されれば話は全く変わるだろうが >>482
最後，LE-B3 では，ターボポンプの疲労が問題
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le5b/
「
また、「H3ロケット」では2段エンジンの作動時間がLE-5B-2の534秒から740秒に
延長されるため、FTPタービンが高サイクル疲労によって損傷しないように、
「LE-5B-3」エンジンではFTPタービンに作用する圧力や温度の変化を低減する
タービン構造に改良することで、高サイクル疲労を抑制し、長寿命化を図っています。
」
なお，要素試験に比べ，実燃焼試験ではタービン効率がやや上昇している
https://www.eucass.eu/doi/EUCASS2017-189.pdf
の Fig. 8
駆動する水素ガスの温度が上がって，タービン動翼とケーシングの隙間が減ったため 誤解を恐れずに言えばH3-30Sは、「官需の大半を占めるSSOへの打上費用を半額にしろ！」という政府の無茶振りへの対応策だから、需要は多いかと。
MHIからすれば、
お前らがGTO4トンに特化したロケット作れというからH-II/H-IIA作ったんだろうが。需要予測間違えたのはお前らだろ。
打上失敗時のリスク云々言わずに、SSOに衛星打ち上げる時は素直に2機まとめてあげろ。そしたらH-IIAつかっても今すぐ半額になるだろ。
と心の中で思っててもおかしくない。
まぁおかげで結果的にロケットの需要が増えたので口にはしないだろうが（苦笑 https://www.youtube.com/watch?v=BXXnE6N7wSE&;feature=youtu.be&t=3306
岡田プロマネの表情から、HTV-Xによる軌道間輸送を前提としてH3は企画されたと思うがね。 衛星市場なんざ、創薬に比べればハナクソ程度だと何度も教えてやってるのに
SSOｶﾞｰとか、バカなのか？ >>485
官需で SSO 軌道の IGS の割合が多いといえばそうなんだが，
GTO もしくはそれに準ずる軌道へのうち上げは，
準天頂衛星が7機体制になったとか，防衛省の通信衛星３機体制とか，
光データ中継衛星やデータ中継衛(片方は IGS 専用)等
で官需衛星の構成も変わりつつある．
もう一つは，日本の SSO 軌道衛星の寿命が伸びていること，
かつては5年未満だったものが，5年以上，場合によっては9年(初代いぶき)になりつつあり，
相対的に SSO 衛星の割合が減っている．
（かつての日本の SSO 衛星の寿命が短すぎたともいえる） あと，SSO 官需の大半を占める IGS は，ロケットに価格より(実績)信頼性を
優先しているようで，2023年度まで H-IIA 利用
(設計上は H3 ロケットの方が信頼性高くっても，実績値ではそうなる)
ということで，2023年度までの H3 ロケット打ち上げの内，H3-30S は2割．
>>485
は1行目から間違ってないか? てかまぁ、同じロケットでソユーズからアリアンVまで対応しますよ
ってのもH3のテーマではあるんだろうなぁ H-IIAはH-IIの改良版で、
H-IIは80年代に、「NTTの静止衛星（2〜4トン）上げれるように」「将来はHOPE上げれるように」
みたいな発想で設計されたものだろう。
アリアンVが同時期に、エルメス前提で設計されたようなもんで。
情報収集衛星が構想されたのは90年代終わりで、
1機ずつ上げるようになったのはH2Aの事故後で。
商業受注が伸びず、H2Aでも能力持て余すことが多くて、
それらの事情がH3のグランドデザインに反映されたものかと。 おじいちゃん
成層圏プラットフォームは通信技術の発達で無価値になりましたよ。 おじいちゃん
生まれた時からおじいちゃんだったの？ チョンの気象衛星千里眼がおフランスのロケットで打ち上げなんですか？
JAXAは韓国に関してはお断りになっちゃったですからねえ。 >>494
ところが、ソーラープレーンの成功で再評価されてるんだな。 H3 ロケットは，H-IIA202/204 と H-IIB を統合するという目的も忘れてはいけない．
H-IIA と H-IIB は同じエンジンは使うが，第1段胴体直径や段間部やフェアリングの違い
等で生産ラインは別物，射場設備も別．
で，コストが無駄に上がっている．
また，H-IIB は事実上 HTV 専用機(H-IIA と別機体とみなされ，静止軌道打ち上げ実績がカウントされない)
H3-30S/22S/32L/24L は生産ライン，射場設備は同じ
H3-24L は HTV-X 以外に海外の静止軌道衛星も狙っている．
(JAXA/MHI は複数の外部の調査会社に委託して需要予測もしている)
http://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/20160720_h3.pdf
の１６ページ
>>493
H3 ロケットは H-IIA だけじゃなく，H-IIB の後継機でもあるわけで ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
