H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part85
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>>136
まあ実際にどうなるかはわからないけれど予測にはなるだろ
少なくとも「H3-30が一番需要があるはず」の反論にはなる
なんかこのスレって何故かH3-30を信奉する人がいるから 日本政府がロケット打上事業を維持しているのは、
外国企業に依頼できない情報衛星や安全保障に
関わる打上が有るためなので、外国衛星の
受注は程々で良いのです。
受注ゼロどころがスカパーの防衛省衛星のように
国内を維持しつつ、アリアンへの依頼も含めても可。 >>140
一年に12基だから実現すれば日本のロケットにしてはかなり高頻度 観測ロケットでさえ年3機くらいしか打ち上げてない弱小国じゃね >>138
メンテがそこまで短縮できるかな？
H3は製造工程でボトルネックができないようにモジュール化して設計されるけど。 >>145
いや、年12回は種子島でも対応できると思う
問題はそれだけの受注ができるかどうかで >>135
そういえばH3がGTO7.9tとか言ってる英文資料あったが、
6.5t@⊿v1500m/s かつ
7.9t@⊿v1800m/s ってことなのかな H2BでもGTO8トンじゃん
1500で7.9トン欲しいネ 取材した人のツイッターによると、LOG-Pに向かう輸送機は、HTV-X(標準16t)を2回に分けて遠地点16万kmの長楕円軌道に打ち上げる模様。
打上重量は8t+8tなのか、死ぬほど軽量化するかは不明なれど、H3-24の実力をGTO(⊿v=1800s) 8tより+1-2tは取れると予想しているのでないかい？
なお、過去の実績では、かぐやはGTO能力4.2tのH2A2022で3.1tの機体を遠地点23万kmに打上げた。3/4である。 スレ違いかもしれんがLOP-Gに輸送した複数の小型探査機をゲートウェイから火星に送り込む話聞いた
オラわくわくすっぞ >>149
燃料満載のサービスモジュールと与圧モジュールに分ける案と、HTV-Xと燃料に分ける案があるみたいだな >>152
ヘビー案は三菱の私案だが、なんにしてもLOP-Gには間に合わない HTV-X改の初号機打ち上げが2026年度予定でLOP-G第一段階建設時にH3ヘビー間に合わうかねぇ
10トン級の月広域・回収探査：月離着陸実証ミッションも2026年度予定だけどさ
2030年代には電力システムなどが拡張されて100日程度滞在するLOP-G第二段階になるのと
40トン級の有人月面着陸船なども控えてるのでそのころまでにはH3ヘビー欲しいね 月軌道へ行くHTV-Xのドッキングは、遠地点が10万km超という楕円軌道上。
周期は1日超?で軌道速度も早く、数週間の間隔で打上げる2つの宇宙機を接近させる事も技術的に世界初の挑戦になる。
狙った針の穴から少しでもズレたら即死案件な訳で。
H3ロケットの制御の実力と輸送システムの信頼性安定性をPRするには、(米ソw企業にとって)平凡なヘビー型を作るより、遥かに挑発的だと愚行する次第。 曲芸連発もいいけど火星への補給が安価にできるんかな 実際のところ、LOP-GではH3強化するよりスペースXとか他チャーターした方が良いんじゃないの？ #1-2の累積燃焼時間 1349.1秒
比推力 425秒
マージン 3.17倍
いやーまさかね…寿命まで制御しちゃった？ やっぱりタービンはムズイな
所期の性能を出す為には設計しなおし？
シミュレーションだけでどうにかなるとか言ってる馬鹿は死ね 確か、LE-7の開発の際、マージンは3倍と言ってたと思うが…LE-7Aの440秒なら1349.1/440=3.07倍
いくら何でも偶然だよね… 試験機1号機では
- 3D造形ではなく機械加工
- 共振振動が発生しない程度に出力を絞る
- SRB二個、LE-9２基 構成
か
まあ無理してもいかんだろうが、打ち上げを延ばしたほうがよかったのではないだろうか もうロケットの開発じゃなく、シミュレーションモデルのチューニングをやってる。 これだとコスト半減の達成は難しくなるか？
開発を続行きて最終的な打上げ単体のコストは達成するとしても全体の開発コストは膨らむよね 国との共同開発という体なら
企業側の開発費負担がほぼ増えないという魔法があってじゃな スパコン富岳の餌。
H3ロケットの開発でモデリングと要素試験を細かく擦り合わせる事が出来たので、打ち上げ時の実測データからそれがロケット起因か外的環境起因か切り分ける事ができるだろう。
気温や気圧で空気の粘性がどう変わるか、とかね。 D-SEND#2で空気の特性が色々見直されたんだが。 噴射器の3D造形化ができないと、エンジン製造コストに大きな影響が出るな。
ターボポンプの高速回転部品の破断リスクは、LE-7エンジン開発でも苦労したところ。
エキスパンダー（ブリード）方式は、弱い膨張ガスからタービン駆動エネルギーを取り出す必要があり、
大型エンジンだけにタービンの極限の効率化・軽量化が求められる。 >>170
JAXAでは京より以前から数値風洞という中二病臭のスパコンやら何やらが活躍している。
計算機の環境は年々増強されている模様。
JAMSTECや理研が国プロでスパコンを作る→その改良量産ラックをJAXAが仕入れる、の流れ。 富岳は稼動開始予定が2021年
これから商用打上を増やしていこうというなら、あまりのんびりはしてられない
せっかくインマルサットという上客になるかもしれない業者を掴めたのだし。 【悲報】酸素魚雷、燃焼時間の秒と比推力の秒を比較してしまう 1段目の燃焼時間は比推力より長かったっけ？
H2Bでも6分弱だが…
あれ？マージン増えちゃうねw >>179
00年代には「地球シミュレーター」とか「数値風洞」という今の感覚では恥ずかしい大袈裟なネーミングが流行ったのだ。 なんか一人だけヘンテコなこと
言ってる人いるんだけどなに？ >>166
「全く飛べない」ってほどの不具合ではないから、まずは飛ばして実績積んでバグ出しを進めようってことなんだろうね
H2Aが最初は長ノズルの投入を延期して短ノズルで運用したのと似たような感じなのかな >>165
> LE-7Aの440秒なら1349.1/440=3.07倍
なんの計算なんだよw
無茶苦茶だな エスパーすると、
初代H2では、信頼性確保のため、LE-7は、実燃焼予定時間の3回分の燃焼に耐える堅牢性を求められた。
それとごっちゃになったのでは？ TNeLlw/W
ひたすら頓珍漢だな
的川先生の本でも読んでこいよ >>186
まあ、難しいからな
個人的に最初に興味を持って、ロケットの性能を調べた時、なんで秒なんかが単位に入ってんだろ？って思ったことは確かだし >>183
00年代のCFDは2ちゃんねるでもかなり
恥ずかしい言葉だったぞ。
当時のネット識者の常識によると、
1.CFDはアメリカが本場である。
2.米国製のCFDソフトウェアを使って
設計する日本は永遠に米国に追い付けない。
3.よって日本の自主開発は全てが必ず失敗する。
証明終わり。
というCFDというワンイシューで全否定を展開する
博識な出羽守がニュース板にも専門板にも多く居た。 比推力以外に、エンジンの稼働時間を測る指標があるの？
1段目やで。 いつもの分が悪くなると個人攻撃にすり替え。
すり替えた結果、H3の開発は順調そのものになるw >>191
実の無い水みたいな煽りは結構です。
当時の出羽守さんと同じ部族だな。 >>190
> 比推力以外に、エンジンの稼働時間を測る指標があるの？
そもそも比推力が何だが解ってないだろ
「降水量以外に水の体積を測る方法ってあるの？」と聞いているようなものだぞ そういえばこの人、「比推力を何百倍にもできる！」と主張してたな
「比推力」を根本的に理解してなかったのね >>190
エンジンの稼働時間は関係がありません
例えば月に人を送り込んだサターンVの一段目で使われるF-1エンジンは、五機搭載されるけれど、そのうちの一つは二分で稼働を停止させるよ
他のエンジンと同じ比推力をもつけど
比推力の定義は検索して、もう一度勉強すれば良いと思うよ 原則的には推進剤の性能と思えば良い
固体燃料はどれだけ工夫して作っても、液酸液水のエンジンの性能には届かないんだよ
そういうこと書いた資料はネットにかなり沢山ある
公的な機関の解説とか読めばわかると思う
式を掲示板で書くのは厄介だから、そういうところで調べて、正しい知識を身につけた方がみんなと対話できると思うよ 比推力:地球の1トンの燃料を使い切るまで地表の重力で1重量トンの推力を出せる秒数
要は効率
稼働時間は一切関係ない力学的な数値 >>192
国士気取りのお前のせいで、非推力の講義にすり替わっちゃったな
マジでうせろや そういやH3-30とH3-2xで、1段目の燃焼時間がそのまま1.5倍変わるのかな。 むしろ困惑してるんだが。
こいつ、この程度の知識レベルでいつもドヤ顔で語ってたのかと。
最初の2レスくらいは何かの引っ掛け罠かと思って読み直してたけど、
>>178あたりから、どうもガチらしいと気付いた。 LE9の実機での稼働時間は約270秒って
>>4の2018年の資料
http://www.jaxa.jp/press/2018/11/files/20181129_h3.pdf
の7ページ目に書いてあるんだけどな
機体構成によって最適な稼働時間は多少変わるだろうけど あれほど1段目だと断ってやったのになぁ
ロケットナビゲーターで1段目の燃焼時間を集計してやった。
(防衛衛星は非公開)
LE-7A 長ノズル 比推力440秒
H2A 平均397秒 偏差5.9秒 (90.3%)
H2B 平均348秒 偏差1.2秒 (79.0%)
1段目なんだから、大推力で理想的な燃焼になって当然。
つまり比推力の秒数に近づく。
「短ノズルｶﾞｰ」とか、アホな事を言うなよ？
一層、理想的な比推力の秒数に近づくぜ。 >>205
1段目だから理想的な燃焼に近づけるのは当然だと言っておろうが。
100%に満たない部分がペイロード、上段燃料、下段寸胴、エンジン重量だろ？ H2Bが80%弱なのは、高度が低いので早く止めてるか、ペイロード重視で下段燃料を減らしてるんじゃねーの？ みんながこれだけ親切に指摘してんのに
頑なに調べ直さないのはなんでなんだ？
イオンエンジンは推力なんか極小だけど、化学ロケットエンジンとは桁が違うほどの比推力を持ってるんだよ？
君が思ってる比推力って言葉の意味が、間違ってると思えないのかいな！ スペースシャトルのSSMEは
比推力455秒、燃焼時間は510秒で
100%超えるんだけど、ペイロードが負の質量ってこと？ >>206
そもそも比推力と理想的燃焼時間は全く関係ない
その%って燃焼時間/比推力だよな？
それなんの意味もないぞ
比推力って推進剤の噴射速度を重力加速度で割ったものだからな？
エンジンの燃費しか分からないぞ？ アリアンVも比推力430秒で燃焼時間540秒だな。
それに海面比推力だと数字はもっと低い。 LE-9が270秒燃焼って、2機構成の時のかな？
3機なら、各180秒ってとこかしら？
ファルコン9のマーリンが160秒くらいの燃焼だから、
相場なのかな？ >>211
なぜ、H2Aと違う使い方ばかり引っ張り出すんだね？ アリアンVの1段目は推力が小さいのに、
1段目の燃料はドカ積みで燃焼時間は長い。
打上時はSRBによって上昇するのだが、SRB切離し後は、推力より総重量の方が大きく、上空で落ちながら（減速しながら）上昇する時間帯がある。
搭載燃料が減ると再加速に転じます。
ロケット設計思想や飛行プロファイルによって搭載燃料や燃焼時間は様々な数値になります。 >>207
燃料減らすとペイロード重視になるのってどういう理屈？
わざわざ太くしたのがバカみたいだね 言っておくが、私の試算はLE-9のタービンが破損するまでのマージンが十分かどうかだからな。
1回あたりの使用時間が425秒に満たないなら、マージンはどんどん大きくなる。 しかし
燃焼秒数と比推力を混同するのは、どんな経緯なんだろう？
むしろ、それの方が気になる
定義からしたって、どれだけ効率よく推進剤を使えるかってことにしかならないだろうに
自分が書いてる通り、似通った数字だからって、混同できるようなものなんだろか？。ホントか？
比推力を適切な燃焼時間と捉えることは、どんな誤解をすると可能なんだろうか？
八十キロが低燃費だと書いてあるデータ見て、ガソリンを八十キロ積むような間違いって起きるもんなのだろうか。 速く飛ぶためのくふう
http://spaceinfo.jaxa.jp/ja/need_speed.html
>この数値は、推力や速度を上げるために重要で、
>[比推力＝推力÷1秒間に消費される推進剤の質量]
>という式であらわされます。この比推力が大きい
>推進剤ほど性能がよく、燃焼後のガスの噴射速度が
>速いのです。 いや、違うのか
エンジンの余裕強度みたいなことと勘違いしてるのか！
想像を超える勘違いだ
んー、どうすれば、こんな認識に至れるんだろう？
しかも、直上で、比推力よりも燃焼時間長い例も書いてあるのに
この板にいるんだから、ハヤブサの活躍くらい読んだことがあるだろうに
あれに積んでるイオンエンジンの累計燃焼時間なんか
何万時間 >>219
http://spaceinfo.jaxa.jp/ja/need_speed.html
比推力＝推力÷1秒間に消費される推進剤の質量
ロケット(機体+燃料)を浮かせるだけの力を何秒出せるか？
でいいんじゃないの？
華奢な機体で燃焼圧を高められるなら、比推力はどんどん伸びるだろうが
エンジンが熱に耐えられず、400秒前後が限界。 キミがコイツにエサを与えてることに気づいた方がいい で、H3の開発は順調に進んでいると自ら肯定している訳だが、それでいいのかね？ 所謂「謝ったら死んじゃう病」に近い感じかもしれない
>>224
「お前がそう思うんならそうなんだろう お前ん中ではな」 https://www.jstage.jst.go.jp/article/kjsass/59/684/59_24/_pdf
このグラフが参考になるかな？
H2Bは下段の燃焼が終わるまで加速度が一次以上の関数で滑らかに上昇しており
推力を弱めていないことが伺える。 >>222
そんなふうに理解してるのなら、なんで誤解できる？
ホントにわからん >>227
どういう主張をしたくて資料持ち出したんだ？
雑に言って、推力はほぼ変動しない場合に、積荷の燃料が少なくなれば、加速度上がるの当たり前だろうに
これで、比推力の何を示そうとしてるんだろうか？ >>228
>>227を参照。
推力を調整せず燃料をガン炊きすれば、燃焼時間は比推力に近づくと思うがね。
言っておくが、私は燃焼パターンの分からんロケットには言及していないからな？
以前から、H2AとH2Bの下段の燃焼時間が比推力に近いと感じていた。 >>222
そこにエンジンの耐熱性の話なんて書いてないだろ
基本的に推進剤に依存するの
燃焼圧を上げればとかいう問題じゃない >>231
お前はアホか？
燃焼圧を上げたらガスの速度が上がるので、少ない質量で大きな力が発生するだろ？ >>232
>比推力(ひすいりょく)とは、ロケットの推進剤の性能を示すものです。 >>212
wikipediaによると一段目の推進剤は225t
（ただし出展不明）
これを信じて単純計算すると
2発の場合
225t / 300tf x 425sec = 約320sec
3発の場合
225t / 450tf x 425sec = 約210sec
機体構成によって推進剤の量とかスロットリングとかの最適化によって変動すると思うので目安程度な感じで >>233
ロケットエンジンで使える素材の耐久力で決まることが分からんのか？
爆轟エンジンは衝撃波がマッハ4ぐらいで伝わる。
それが燃料を圧縮して燃やすから、ガスの流速が上がる。
結果的に少ない質量で大きな力が得られる。
ロケットエンジンの燃焼の伝達速度は遅い。
ガスを加速したいなら、燃焼室をもっと狭くするか、燃料を多く突っ込むしかない。
耐えられたらガスの流速が上がって少ない質量で大きな推力となり
比推力も伸びる。
耐えられないから無理だがね。 >>230
だからさ、比推力を超える値の燃焼時間が機種によっては存在することも示されてるよね
比推力って、君の中ではどういう値として認識してるの？ >>236
何度も言わせるなよ。
燃焼パターンのよく分からない機体を持ち出してるのはお前。
私はH2A/H2Bしか言及していない。LE-7Aはスロットリング機能を持っているが、使ってなかったはず。
H3も同様の燃焼パターンになると思っていたので、比推力425秒を採用した。 >>237
比推力ってどんな意味がある指標だと思ってる？
そのエンジンの耐久時間？ ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
