H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part79
レス数が900を超えています。1000を超えると表示できなくなるよ。
イーロンマスクは詐欺師だ！と言う彼の中のバイアスで捻じ曲がった真実を啓蒙する使命に燃えてるんだろうけどね。
まじ狂人やね。 存在がスレチなんで、もう書きこまないでね。
>>1 >>838
事実、自動運転を謳った車を売りさばき、普通の追突防止センサーで十分な速度なのにバイクに追突、死者を出している。
事実をねじ曲げているのはお前だよ。 この死亡事故とマリファナを持ち出されたら、そりゃASAPは動かざるを得まい。 >>834
2012年10月8日の部分失敗の原因は，第1段の9つの Merlin エンジンの1つが
早期にシャットダウンしたため．
さらに，最近まで Merlin エンジンのターボポンプのひび割れリスクで，
再使用が2回までに制限されていた．
>>835-841
アラシもだけど，彼に構いすぎるのもどうかと思う． >>812
>自社負担で開発する覚悟があると色々出来るんだろうけど…
再使用ロケットを早期に開発するなら， H-IIB のように JAXA と三菱重工双方で開発費負担では？
三菱重工の自社負担単独の開発が難しい理由
1. 地上設備の更新，新設含む場合，JAXA または地方自治体(北海道)などとの交渉が面倒
(安全管理含む)
2. 官需の見通しが明確な方が良い
3. BFT,CFT など地上試験
三菱重工と JAXA 双方の開発費負担になる可能性
4. 三菱重工が言い出すこと．
5. 再利用型ロケットでは，他のメーカーに比べ三菱重工がより利益を受ける可能性が高い
(特にSRB が無くなる場合)
（三菱重工の開発費の負担割合は H-IIB の時より増えるんじゃないかな）
LOP-G との関係
6. 再利用型ロケットで，LOP-G への輸送の発展(液体補助ブースターまたは第3段追加)を
考慮する可能性あり．
7. 再利用型ロケットの開発への国家投資は，民間企業への不公正な補助金と言われる可能性がある．
しかし国際公約である LOP-G への輸送ロケット開発への，国家からの投資であれば，正当化できる． 642 名前:名無し三等兵 :2018/11/26(月) 14:38:41.92 ID:NRjF6Lvl
11/28に韓国型ロケットが打ち上げられて九州・沖縄が危機にさらされかねない状況だ
こっちも応援してねw棒 >>844
> LOP-G との関係
> 6. 再利用型ロケットで，LOP-G への輸送の発展(液体補助ブースターまたは第3段追加)を
> 考慮する可能性あり．
やるかね…
やるのならば今から検討はじめなきゃいかんと思うが。 >>846
液体補助ブースターとかいっても，Delta-4 Heavy のような形式，
ただし分離方法や空力特性などを研究しとかないと，Falcon Heavy みたいに開発期間が伸びる．
実は，水面下で検討し初めているかもしれないが． 構造重量を考えると、ファルコンヘビーみたいにするより
SRB無しSLSみたいにした方が効率がいいと思うけどな
シャトルの外部燃料タンクはあのサイズ(総重量760t)でドンガラはたった26.5tだぞ
因みにH2Bのタンクは総重量202tに対して24t。エンジン分差し引いても20tを切らない BFRがあんなに肥大化したのも大きい方が
再利用ロケットは効率がいいのの裏返しだろう
ロケットが巨大化した分構造効率が良くなり
そのぶん逆噴射用の燃料や足を持ち上がる余力が大きくなると
よってロケットの再利用を考えるなら、ファルコンヘビーみたいな
モジュラーロケットの延長線でなく、サターンかそれに準じた大型ロケットの方がいい >>757
LE-9 X 5 OR LE-9 X 7 の構成では，H-IIB 第1段の２ー3倍の規模になるので，
空重量は 50-70t くらいになる．
さらに着陸脚や余剰燃料や翼を考慮して70-90t くらいなら，
LE-9 のスロットリング能力の枠内． >>850
シャトルのタンクは満載760tに対して26.5t
LE9を9機つける場合、単純計算で48.1tやね
まぁコレに足つければ着陸は可能かな
全体の重量は2段目に100tくらいのロケットとLE9(真空仕様)
総重量は最大950tくらい
1段目出力は1120.5t
推力重量比は1.18
まぁ成り立つけど、エンジン出力がもう一声欲しいところか ちょっと遅れたか？
工程表３４ 再使用型宇宙輸送システム
■２０１９年度に部分的再使用システムの小型実験機の飛行試験を実施し、誘導制御技術や
推進薬マネジメント技術等の実証を行うとともに、その成果を活用して一段再使用飛行実験の
計画を推進する。
■上記の成果を念頭に２０１９年度から我が国の再使用型宇宙輸送システムを実現するに
あたっての課題の検討を進める。 衛星の増速量を増やして低い軌道に、全電化の重い衛星を打ち上げる利点は、コストによって相殺されるんじゃないの。
重い衛星の製作コスト、重い衛星の打ち上げコスト、静止軌道までの数ヶ月間の運用コスト等々。
増速量が少なければより短期に衛星が利益を産む軌道に達するが、増速量が多ければ利益を得る軌道に達するまでのコストが増える。 88 名前:名無しさん＠お腹いっぱい。 [sage] :2018/11/27(火) 23:05:52.04 ID:mqS7oiQL
朝鮮日報の日本語版じゃ今日28日の16:00だってよ。
http://www.chosunonline.com/site/data/html_dir/2018/11/27/2018112780065.html
KARIのNURI号 xhjoyyrg >>853
重い衛星はより多くの付加価値を生み出すことができる。 >>853
全電化衛星は機体全体に占めるペイロードの割合大きいから
それによって機能が強化される分収益性は向上する
比推力1500秒のホールスラスタを想定すると、1tの衛星に1000m/s加速させるのに必要な推進剤質量は
68kgに過ぎず、少量の推進剤を追加すればよいだけ
打ち上げは重い衛星を低い軌道へなら小型ロケットでもやれるので、打ち上げコストはむしろ改善する
(ファルコンヘビーみたいなのが安くなれば、このメリットはかなり目減りするけど)
というわけで、問題は遷移期間のみ
ΔＶ1500前後を3~4ヶ月ってのが相場みたいなんで、ΔＶ2000位に伸ばしても5~6ヶ月で収まる
これを許容できるかどうかかな、 最近の通信衛星は、設計寿命が15年以上あるからなぁ 低軌道衛星コンステレーションで陳腐化するリスクはないのかな
まあ出来るかどうかわからんもんを考慮してもしょうがないか グローバル展開しない 例えば日本国内でしか使わなくて
軍事(自衛隊を含む)的な任務を兼ねて帯びる予定もない奴は
低軌道コンステレーションで組むメリットがあまりない >>853
>>855
>>856
スレ違いだが，全電化推進衛星は,通常化学推進の衛星より軽い． 電化衛星は重くしても寿命を維持できるから重く多機能になるのだろう
それでH3が有利になったり不利になったりはしないと思っているが >>862
重くなるのは静止化後のミッション部分の質量
静止前の推進剤含めての重量は化学衛星の方がずっと重い． >>854
おいおいKARIのNURIﾀﾝの中継何処だよ!?w
ライブ無しかよw 全長約60センチで重量は36キロに満たないが、
8平方メートルのアンテナを折りたたんで収納することができる。
10年前であれば、同じ性能の衛星はスクールバスほどの大きさがあった。
https://forbesjapan.com/articles/detail/24117/1/1/1
てことは、今のバスくらいある衛星は10年前ならビルくらいのサイズが必要だったってこと？ >>861
化学推進衛星が重いのは燃料であって、
全電化衛星はウエット質量あたりの製造コストがかなり高い。 >>861
インマルサットが全電化7tの衛星をH2Aで打ち上げるという噂が本当ならスレ違いでもないでしょう。
事実なら今後の衛星市場に影響を与える打ち上げになるし、
注目していない宇宙関係者はいないんじゃないですか。
まあ自分はただの宇宙開発ファンですがね・・・ >>867
一応ソース(一つ)はあるようなんだが，
他の資料(複数)と辻褄が合わないので，
棚上げにしておいた方が良い．
例のソース以外での，宇宙関係の報道での言及はあったかな？ >>868
この件は「理屈ではたしかに可能だが本当にやるとは思えない」
っていう心理が作用するなぁ なお、インマルサット って会社は主な顧客が「海の男」なんで
カレンダーがこんな感じ
https://item.mercari.com/jp/m19485993543/ >>870
いや，新たな補強するようなソースが見つかったかどうか聞いているんだが?
打ち上げまで後2年弱なので，インパクトのあるニュースなら後追い情報が出てくるはず．
再使用ロケットの方は，かなり H3 ロケットというか，LE-9 との関連が濃厚なようだが．
まあ，元々やると入っていて，その時期が問題だったけど，
2030 年ならともかく，2025年だとかなり具体性を帯びるわけで．
>>852
RV-X は半年位の遅れかな．
我が国の再使用型宇宙輸送システムの課題の検討が2019年度からか．
Callisto 実験の前から検討始めるのね． 基幹ロケットの開発状況について（JAXA提供資料）
http://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kiban/kiban-dai43/pdf/siryou4-1.pdf
http://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kiban/kiban-dai43/pdf/siryou4-2.pdf
LE-9 実機型 #2, SRB-3 の地上試験などの報告-
第1段厚肉タンクステージ燃焼試験(BFT)の準備状況(田代試験場)
地上設備の開発
ちょっと面白いのは，LE-9 実機型 #1 エンジンの改修，噴射機エレメントを 3D 造形で
製造したものに変えるなど，認定型に備えた改修をして検証
H3 タイプは4種類から3種類に整理検討
デュアルローンチへの発展性も考慮 H3-22とH3-32のどちらかが消えるのか
30-32-34 で3クラスタに一本化する手もあるか >>877
てか、仮にメインエンジン×3で統一するなら
初めからLE9を200t級で設計しとけよって話になるわな 大半の需要は、SRB無しか、せいぜい2本あれば足りるから、
30型と32型で合わせる、という手もあるな。
常にコアはエンジン3機のものを製造しまくればいい。
仮に22型を残すと、「ちょっとだけ能力が足りない」という時に、
24型を使うハメになる。これはもったいない。
「それならいっそ、全部エンジン3機にしてしまえ」というのは、アリだと思う。
コアはどんな場合でも常に同じものを作れば良い。作り置きもできる。
市場に7トンに達する静止衛星が出てきた以上、34型を他社より安価に提供できれば、
競争力に繋がると思う。もちろんデュアル対応なら、34型の方がいいだろう。
また実際に事業を行うMHIにしてみれば、
LE-9を製造するのは自社であり（ターボポンプは買うけど）、
余分に1機搭載する場合でも、コスト面などで工夫ができる。
一方、SRBを2本余分に使うと、IHIAから常に購入しなければならない。
これは自社の努力ではコスト削減のしようが無い。
「なるべくSRBを減らす方向に行きたい」なら、22型を切って32型を残したほうがいいと思う。
そして将来は、LE-11を開発して30型の能力を向上させ、
なるべく32型に頼らず30型で打ち上げ可能なペイロードを増やす、と。 >>877
エキスパンダーブリードの理論最大推力は、200トンｆ程度だとか。
実際には180トンｆ程度が関の山だろう。
3機で今より90トンｆ程度上がれば御の字かと。
でもそれより、先に2段目をLE-11で強化したほうがトータル性能上がると思う。 30型が主流(需要の7割とか)なるならエンジン3基で統一した方が合理的やろね
タンク側も弄らな行かんだろうし、面倒そうな仕様なのは確か 34は設計的に無理だとJAXAが言ってるのだが…
IGSをデュアルロンチできれば30は不要になり、22と24の2形態で済むよ。 >>883
まえに会見の動画で、
打ち上げ能力が24と大して変わらないって言ってた覚えがあるけど 重力損失が少し小さい程度で意味無さそうな形態ではある
加速度もヤバそう >>888
24とら34で有意な能力差が無さそうってのはわかるけど
圧倒的に3発の方が多い状況で2発用のラインを維持するのに余分なコストがかかるって判断はアリでは
自衛隊用のパジェロからエアコン取り外そうとしたら逆に高くついたなんて話あるし
(エアコン無しパジェロなんての作る設備維持する方が高くついた) その考えだと、継続的な(運用終了までの)ライン維持コスト＞LE-9×24型の機数分コストってことか >>874
前者は間違いないが，
JAXA 資料をみても，後者は読み取れない．
>>873
の2番目の資料に LE-9 2基/3基切り替えとの記述はある．
H3-22/32 (図では区別が付きにくい)に対応する形態のうち，
短いフェアリング形態のものが消えている．
（もう少し細かくみると，H3-22L のように見えるが，断定はできない）
大型フェアリング形態に統一というのは，デュアルローンチへの発展性ということと整合的
>>887
重力損失は若干減るが，エンジンが重く構造質量比が損でロケットの性能としては変わらず，
一方価格は確実に高くなる． ＞ 34は設計的に無理だとJAXAが言ってる
不利、じゃなくて、「無理」？
初耳だな。
エンジンとSRBが干渉でもすんの？
30型を無くすのは、H3の強みを根底から否定するようなもの。
IGSだけじゃなく、地球観測衛星や宇宙探査機、ミニ衛星クラスタ、
その他、一番のアピールポイントじゃん。
先日の小笠原氏のインタビューでも、「5100万ドル！ 必ず実現します！」
つってたじゃん。 >>889
>圧倒的に3発の方が多い状況で2発用のラインを維持するのに余分なコストがかかるって判断はアリでは
これが間違い
H3 ロケットには2発用または3発用の専用ラインはない．
タンクなどの第1段主要構造は共通で，
第1段のエンジン取付部(SRB-3 の取り付け含む)で，
LE-9 エンジンを2発または3発に変えられるような構造があらかじめ作り込んである
(記者会見で詳しく説明)．
もちろん，今から設計変更はできなくないけど，現時点でやり直すとしたら
スケジュール遅延を招く． >>891
価格が高くなるとは言えんよ。
H3-24型の打ち上げが全部で何回あるか
もし24がH2A204くらいの打ち上げ頻度だったら
2発用を作る設備とかわざわざ維持しとく方が高くつく しかし解せないな。
何年も念入りにデザインしてきた4種類だろ？
何で今になって？
・30型は絶対に外せない、故に3機タイプは必ず残る（2機では離昇しない）
・SRB4本型も絶対に外せない、ではコアは？ → 3機のメリットはほぼ無い、2機がベター
あとは22型と32型のどっちを残すか？
逆に22型のメリットを考えよう。
このタイプで上げる衛星は、ほぼ静止衛星であろう。
では22型でギリギリ能力が足りない場合は？
1) 24型を勧める（SRB2本分値上がり）
2) ⊿V不足を衛星に埋めてもらう。1500m/s から 1800m/s の間くらいの軌道（SRB2本分安い）
こう考えれば、22型もなくはないな。
事情変更の理由として、
「どうも4種類を維持するほどには、発注が得られそうに無いぞ・・」
という予感がしてきたのかも？ またアホがFUD…と思ったが、動画は翻訳できんわな。 LE-9 の燃焼試験で，燃焼圧が計画値より 5% ほど上回っているので
(LE-5B3 も同様かそれ以上)，
H3-22L
の可能性は予想できる範疇 >>898
32がなくなる
22がなくなる
22と24が無くなり34が爆誕
の3ケースが考えられる https://twitter.com/leviathan_space/status/1067830695920394240?s=09
Vulcan
Centaur 2solid GTO7t@1800m/s
Centaur 6solid GTO13t@1800m/s
Centaur heavy 6solid GTO16t@1800m/s
https://twitter.com/5chan_nel (5ch newer account) ＞ 抜本的なコスト削減を目指した3D造形製造法の広範な適用
認定型エンジンは、実機型エンジンよりも更にコストダウンできるということだな。
試験で安定してれば、今まで躊躇してたあれもこれも、まとめて3D造形で・・、となるか？
ESAのプロメテウスは、推力100トン級で100万ユーロのコストを目指すという。
LE-9も最終的に、2～3億円くらいにならないかしら？ Heavyって書いてるけど、上段を大きくするだけなのかな？ >>902
再利用ブースターの開発を考慮すれば、製造コストよりも堅牢性と信頼性やね？
もしくは、製造数が減るからワンオフに近い生産方式をいかに成立させるか >>903
ニューグレンなんかはクソでかい再利用ブースターの上に
小さな2段目乗せる形式と3段目追加する形式で打ち上げ能力を弄ってるな
ただあれは、過大な1段目でも再利用すれば安く済むから
1段目に余裕持たせて使い捨ての上段で能力を弄ろうって考えに見えるけど >>903
3本束ね方式はキャンセルになった模様。
さすがにデルタIVで懲りたんだろうか。
上段の長さを伸ばし（直径は5.4ｍ）、RL-10CXエンジンを2機または4機、
という構成のようだ。
H3強化の秘訣も、上段伸ばし+強力エンジン、かな？ >>902
まだ試作の段階だから、金型起こせないだけでしょうね。 詳細設計の結果、競争力の高い機体形態に統合(4形形態から3形態)を検討
詳細設計ねぇ
詳しくやってみたら、やっぱエンジン数変えるのキツイから3基に統一するわ、とも
エンジン3基で作り置きしたロケットにブースター追加して緊急発射できるようにしてたけど
以外とエンジン数切り替えスムーズにできるから、32やめるわ
とも解釈できるな 32は、値段の割に需要の少ない層なので、金掛けて開発する必要無いわ
って事じゃねぇの？ エンジンの性能が想定より良くなりそうだから32はいらんわ、かもしれない 30型は、SRBを使わないから安い。
22型と24型は、LE-9を2機しか使わないのでコスト削減可能。
こんな感じかな？
30型のためだけにエンジン3機の構造を追加しても、
需要が多く、SRBのコスト削減分が大きいので、経済的に成り立つ、と。
早い段階で、34型は無駄だと気づいて設定から外したが、
その後の検討で、32型も無駄になりそうだとわかり、これも外す、と？ 32は最初の方の会見で、あまり意味がないかもって話しはしてた 32は急な受注が入った時に30用に作り置きしてたコアステージに
SRB追加して対応するための仕様ってイメージだったから
そんな状況ねーよ、となったのかもしれない
もしくはLE9の製造コストがかなり低減できそうなんで
全部3発でもよくね？ となったのかも。 かつてH2Aの202・2022・2024・204とあったのが、
無駄が多いので202と204に統一したよね。
その後H2Bが追加されたけど。
やはり、きめ細かな設定のメリットよりも、
シンプルな品揃えのメリットの方が大きいんだろう。 日本は衛星作ってる人と、ロケット作ってる人が近いから、
どうしてもバリエーション多く見積ってしまう癖があると思う >>915
一つ一つがオーダーメイドのM-Vも高すぎて辞めたしな >>895
最初の3行について，H3-22S と H3-32L の打ち上げ質量がほとんど差が無いので
(H3-32L では，大きなフェアリングの質量分を LE-9 3基で対応）
>>913
のように統合するかもしれないというのは，約1ー2年前から口頭では言っていた．
文書の形で表現したのが初めてなだけ．
エンジンの燃焼試験で計画以上に能力が上がった(5%くらい)ので，
H3-22S --> H3-22L
としたのだと思われる．
あと，GTO 以外に，インターネット衛星コンステレーションを LEO に数十機まとめて上げるのに，
H3-22L
は結構適切な能力だけど，その場合フェアリング容積に余裕があった方が良い．
GTO へのデュアルローンチ(全電化衛星2機など）でも
フェアリング容積に余裕があった方が良いけど，
多分打ち上げ質量的に H3-24L だろう． >>918
そもそも30Lが無いなんてありうるんかいな
中規模の地球観測衛星のデュアルローンチや先日の相乗り打ち上げ
小型衛星の低軌道への多数打ち上げといった状況を想定するなら
30Lって絶対必要な仕様でしょう
30Sしかないなんてのはちょっと考えられない 以前はデュアルを否定していたのに、今度は検討する可能性を示唆したのは、
これも当初案に思ったほど競争力が無いと感じたからか、
それとも逆に、そういう引き当てが来たからなのか。
衛星の多様化と、競争の激化を認識してはいるようだが。 フランス政府が舐めた態度を取ってるので、アリアンスペースを連座させたんじゃねーの？ >>920
当初から「シングルが基本だけどデュアルもできるようにしとくよ」
という話だったよ。そもそもシングルにこだわってるのでデュアルは絶対にやりません
みたいな、どっかの基地外みたいな柔軟性のない発想するわけないじゃん
H2Aで日常的に実施してる仕様を捨てるなんて不合理甚だしい >>920
まず，以前でも H3 ロケットでデュアルローンチ自体は否定してない．
優先順位が変わった程度
デュアル(クラスター)ローンチをかなり考慮するようになったのは，衛星側の変化では?
全電化推進静止衛星は，化学推進衛星より軽量になるので，デュアルローンチが現実的になる．
インターネット衛星コンステレーションは，衛星クラスターの打ち上げ アリアンスペースがリストラ予定だし、注残を一向に消化しないバカがいるので、では遠慮なく…という流れだろう。 どうせやるなら技術を小出しにせず、他が追従できないことを初っ端からやって欲しいね。
増速ゼロでデュアルロンチとか。 計算できないけど。。。
燃料の量が同じなので、エンジン2基でも3基でも、最終的な加速の能力は大して変わらないということなの？ >>926
100tのロケットに99tのエンジンつけても一ミリもロケットは浮かず燃料を浪費するだけ
これを重力損失といい、ロケットは推力と重量の比率が大きいほど有利になる
しかし重力損失の小さい状況、衛星軌道やそれに近いサブオービットでは、
推力重量比はそれほど重要ではなくなる
この時はエンジンの重量分デットウエイトが増えるので、エンジン数はむしろ少ない方が有利
そこでH3-30は重力損失最大の打ち上げにメインエンジンを主に使う
これに対して4本SRBがつく仕様だとメインエンジンは「初めから火のついてる二段目」
に過ぎないので、SRB を切り離して以降が主な役割になり、ここでは重量損失の影響はかなり小さくなる
そのあたりのバランスを考えてロケットは設計されるわけ LE-9 エンジンや，LE-5B3 エンジンは計画値より若干燃焼圧が高い．
この他に打ち上げ性能に影響がでそうなのは，
2段目の空質量
フェアリング質量
1段目の空質量
で，開発を進めていくうちに計画値より向上した可能性はある．
(でも資料が無い)
>>926
実は重力が関係なければ，エンジン2基の方が性能が良い．
重力損失があるので，それに対応するため LE-9 エンジン3基とかあった方がよいが，
H3-22/H3-32 の形態では，初期推力の多くを SRB-3 が受け持つので，
そこまでこだわらなくても良い．
SRB-3 分離時点では，大気圧が十分小さくなるので，
LE-9 の推力が地上付近より向上する(125t --> 150t)し，
第1段燃料もかなり消費されている．
エンジン性能が若干計画値より高ければ，H3-22 と H3-32 は
同程度の性能でもおかしくは無い． 今年の頭にアリアンが打ち上げを失敗して軌道傾斜が20度もズレた
ケースがあたんだけど
追加でΔV166m/s発生して遷移に4週間ほど追加で必要になったが、
衛星の寿命(15年)に影響は出なかったらしい
つまり全電化衛星はそれだけ推進剤に余裕を持って設計されているということ >>928
http://www.jaxa.jp/press/2018/11/files/20181129_h3.pdf#page=4
H3-32Lは、LE-9エンジンの推力が足りなかった場合の保険という意味だったんじゃないかな？
H3-32Lは、カタログ落ち決定です。 >>930
やっぱり削除は32だったか。
一番つまらない結論だったな この資料は4ページ目が何気に最重要
例のインマルサット 7t説とも絡む部分
・これまでの静止衛星ミッションにおける投入軌道(GTO)は、
静止化に必要な衛星側での増 速量(ΔV)が1500m/s【注1】となる軌道とすることが
事実上の世界標準であった。
・近年では、上記軌道には打上げができなかった大型衛星の場合でも、
ロケットの形態を変えず、投入軌道を顧客と柔軟に調整 して、
衛星側で増速量の負担を行い大型衛星を打上げる傾向が世界的に進展。
グラフ上にファルコンによる7t衛星、ΔV2300って事例が出ている
(このケースは化学推進なんで、厳密にはインマルサット のケースとは違うんだが
JAXAがΔV1500にこだわる必要がないと認識を転換したのが重要) まあ，当たり前の結論だな．
全電気推進衛星の普及に加え，
LE-9 の能力が若干向上すれば SRB-3 付きで LE-9 3機は必要性が乏しくなるわけで
>>879
>>894
はやや無理筋だったということで．
それにしても，Falcon 9 で デルタ V = 1500m/s にすると， 打ち上げ能力ガクンと落ちるんだな．
全電気推進衛星で GTO デルタ V = 1800m/s なら，
H3-22L でも(多分質量 6t 弱）衛星によってはデュアルローンチ可能か．
それもあってフェアリング容積に余裕もたせたのかな．
若干気になるのは BFT の遅れ
「BFT用LE-9エンジンの準備状況を反映し、BFTの実施時期を見直し」 再利用型で基本スペックの劣るファルコンがディフクトスタンダード化した結果
衛星側が負担分を増やす方向に転換したようにも見える
できれば化学推進衛星と全電化衛星で別枠で集計して欲しかった 22型の場合の推論もやってるぞ
>>895
＞ 2) ⊿V不足を衛星に埋めてもらう。1500m/s から 1800m/s の間くらいの軌道（SRB2本分安い）
こっちはほぼ正解だった。 >>936
すげーざっくり言うと
「今時の衛星は多少のΔVは自分で負担してくれるから
ちっと性能落ちても関係ねーべ」だな レス数が900を超えています。1000を超えると表示できなくなるよ。
