タービン回転用に気化した燃料をそのまま捨てることによりタービン背圧の問題を回避し、タービン専用の燃焼室を持たないエキスパンダーサイクルながら高効率を達成する、という、二段燃焼サイクルとは真逆の手法を採用するのは良い決断だと思う。
二段燃焼はそれはそれで高い技術だとは思うがロケットの本分はペイロードを打ち上げることでありどれだけ繊細な技術を使うかを競うものではない。
小型LNGエンジンに失敗して、大型LNGなんて夢のまた夢の状態なので、
水素を継続した側面はあると思うが、
大型エキスパンダーブリードなんて技術的挑戦でしょ
今時、水素のガスジェネを1段用に作った某国の方が奇妙だわ
せっかくケロシンの2段燃焼作ったのに謎すぎる
LNGは25年ぐらいグダグダと基礎研究を続けて
初期に関わった人が審査側に回って、
甘々の審査になったのがね。
昔はメタンの物性もわからずに、LE-7の混合比を変えれば
メタンエンジンになると考えられていた。
まあ、更に技術を向上させて高効率で、信頼性が高く安価な二段燃焼サイクルを追求する、という道もあるだろうから、そこらへんはそれぞれの開発機関の判断だろうね。
完璧な正解はまだない。
今後のアプローチとして、使い捨てロケットで二段燃焼サイクルを採用するのは、
頭が悪い国家／会社のやることだろう。
高度な再利用型ロケットなら、二段燃焼サイクルの性能が生きてくる。
使い捨てロケットでは、シンプル（ゆえに低コスト）な構造のエンジンが最適だ。
ガス押し式は性能が低すぎるのでダメだが、ガスジェネ式やタップオフ式などは合理性がある。
もっとシンプルな（そして本質的に安全な）エキスパンダ式（その中でも最もシンプルなブリード式）
での「大型」エンジンは、これまでどの国でも実現できなかった技術的チャレンジである。
何しろ、「物理的に無理なんじゃないか？」と言われてきた方式なのだから。
もし失敗したら、「だから物理的に無理だって言ったでしょ？」と嘲笑されるリスクもあった。
何と、150トンｆという驚異的な大推力を実現しようとは。（試験中だが、既に定格の10MPaを達成）
また、この方式は有人飛行や再利用にも向いている方式だと言われる。
つまり、未来を見据えた方式を採用したということだ。
失敗を恐れずに前向きに開発を進める日本社会の一端を映し出す鏡であると言えるだろう。
0か100かしか考えないキムチ臭い荒らしじゃのう。
知障が自分に酔っちゃっている。
H3の次の世代は、世界のどの国も再利用へ向かうから、
新しい発想でエンジンを開発する合理性は確かにある。
やはりLNGは魅力的だが、せっかくだから水素EBCを極めて欲しい気もする。
LNGで大型エキスパンダブリードが出来れば言うことはないんだが、
やっぱ難しいのかな？
>>959
>試験中だが、既に定格の10MPaを達成
LE-9 試験での主燃焼圧力はやや上回って10.5 MPa
>>961
LNGでは、そもそもエキスパンダブリードサイクルが厳しい。
燃料と酸化剤のモル比率からエキスパンダーブリードサイクルの比推力の低下がシビアで、
まだガスジェネレーターサイクルの方が筋が良い。
というより、エキスパンダブリードサイクルで一応の比推力を出せるのが
（燃料と酸化剤のモル比から)LH/LOX にほぼ限定される。
クローズドなエキスパンダーサイクルなら LNG でも実用的
（推力は限定されるけど、再始動とか上段向き) 電動バルブを使ってるんだから、3液エンジンでよろしく。
>>953
長征5のことを言ってるなら、
水素エンジンは独自技術だから、ちょっと戸惑ってるのでは？
ロシアのRD-120を分解解析したYF-100（ケロシン・酸素リッチ二段燃焼）はノートラブルなのに、
水素系は二段燃焼に出来ず、100トンｆ級にも届かず、しかも2号機ではそのターボポンプの設計不良で墜落。
長征9の上段用の200トンｆ級水素も、やはりガスジェネ式だという。
水素エンジン実用化は、日本よりも早いくらいだったのに、あまり進歩してないのかね？
それとも水素の二段燃焼が特別に難しいのか。
（水素で二段燃焼を実現するためのターボポンプ開発で、日本は地獄を見たよね） 0965名無しさん＠お腹いっぱい。2018/04/23(月) 22:15:05.90ID:Wrnnh459
大型エキスパンダーブリードLE-9の技術をさらに発展させてほしい、
例えば別の熱交換サイクルをエンジンに追加してターボポンプ駆動後の水素ガスを燃焼室冷却前の液体水素で冷却して液化、タービン背圧を下げる、
同時に液体水素をタービン駆動後ガスと燃焼室での2段階の加熱で高温化させ、背圧低下と合わせてターボポンプが大幅パワーアップ、とか
次の次は、メタンの下段に水素の上段がいいな。
逆の構成にするのはメリットが何も無い。
離陸・着陸はスロットリング性能のよい液水。
加速の大半はLNG。
液水で再生冷却してタービンを回す。
LNGの沸点は液酸とほとんど変わらないから、断熱に凝らなくていい。
エキスパンダーブリードよりタップオフの方が良さそうだけど、なぜJAXAはやらないの？
タップオフの方が優れているのは、推力と比推力かな。
逆に構造や始動時の複雑性や製造コスト、ロバスト性・本質安全性では
エキスパンダブリードの方が優れているのでは。
要は何を重視するかの違いかと。
高推力・高比推力・高推重比を求めるなら、エキスパンダブリードは弱い。
LE-7系の教訓と、LE-5系の運用を通じて、JAXA流のロケットエンジンの哲学を構築したのでは。
「最高の馬力・燃費よりも、最高の生命安全性と稼働安定性・低コストを重視しよう」
タップオフサイクルは閉ループシステムなので、途中の変動がぐるっと回ってその変動をより激しくさせるリスクがある。
スピーカーとマイクを近づけて起きる現象と一緒。
スピーカーとマイクなら離せば解決するが、ロケットエンジンはそうはいかない。
LE-5A/Bを大型化したLE-9は近年の数値解析の高度化で
実現した。言葉にするなら単純な話。
四半世紀前にLE-Xを作る発想が有ったとしても、
当時の数値解析では、試作品での試行錯誤が増え過ぎて
無駄が多くなり、開発総額・期間は不明になって予算化出来ない。
現実には同じエンジンサイクルで無駄の少ないLE-7→LE-7Aへと進んだわけですし。
それがMHIの自主制作エンジンと近年のスパコンの高性能化で
政府の負担する開発費の目処が立って予算化出来たという背景。
スペースXのエンジンが灯油系なのに日本の基幹ロケットと同じく2段式で、
上段下段共通で、マーリン1のまま凄い勢いて枝番を増やしつつも
ライフサイクルコストを低減させているから、
ここは学問としてその商法を解析してみよう。
……的な研究だろうなぁ。同業他社の把握。
JAXAの禄を食んでいる学者先生としての意義もあるし。
エンジンシステムじゃなく、制御理論の用語です。
タップオフサイクルの出力制御信号はぐるっと回って帰ってくるでしょ？
俺様定義でカキコしちゃう秀才くん
韓国方面の狂った知識人は大抵これ
タップオフのメリットは、
・ガスジェネレータが不要となる（これはエキスパンダと同様）
・熱交換のための長大な燃焼室が不要となる（エキスパンダには無いメリット）
・ポンプ圧力を大きく上げることができる（エキスパンダには無いメリット）
これにより、シンプルな構造、コスト低減、推重比の向上、推力・比推力の向上が見込める
デメリットは、
・主燃焼室からの完全燃焼ガスをタービンに供給することによる制御リスク（しくじると破壊？）
・スタートアップが多少複雑になる
こんな感じの理解でいいのかな？
>>978
えvwvwvw
フィードバック制御知らんかvwvwvw 1.排気の一部を回収
2.タービン回転、燃料供給
3.燃焼して噴射
4.ノズルスカートで噴射を受けて加速、1に戻る。
こう言うループで制御信号が循環している。
1の増分が2、3、4の全てを増やす方向に行くので、最適値を見つけるのが非常に難しい。
>>981
負の安定性で暴走する可能性があるってこと？
二段燃焼サイクルもそんなような。 エキスパンダーブリードはあるところから負帰還がかかるでしょ？
タービンが回れば回るほど、燃焼が激しくなって燃焼室の温度が上がるが、駆動ガスの流速も上って燃焼室と接触する時間が短くなる。
つまり、勝手にブレーキがかかる。
>>978
韓国面の深淵を覗く時、嫌韓厨もまた韓国面に覗き込まれていると。 http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h3/
2018年4月24日 更新
竹崎発射管制棟（LCC）の建屋完成
H3の竹崎発射管制棟（LCC）は、全体指揮を司る竹崎総合指令棟（RCC）と
隣接させて連携を取りやすくすること、発射管制を行う人員をH-IIAロケットに
比べ1/3〜1/4に減らすことを目指しました。これにより、管制室はとてもコンパクトになり、
また、建設にあたっては、射点の眺望を阻害しないことも考慮しました。 >>970
>>979
タップオフサイクルについては、メリット、デメリットが明確に言えるほどのデータが無い。
BE-3 については、推力以外のデータがほとんど開示されていない模様
(比推力は地上用だからともかく、燃焼室圧力とか、エンジン質量とか)
もし、詳しい資料を知っている方がいれば教えてください。
J-2S (上段向け)については比較的詳しい情報がある。
https://web.archive.org/web/20090417055537/http://www.astronautix.com/engines/j2s.htm
Thrust(vac): 1,138.500 kN (255,945 lbf).
Isp: 436 sec.
Mass Engine: 1,400 kg (3,000 lb)
Chamber Pressure: 30.00 bar
ノズルをもっと大きくすれば比推力は向上するだろうが、高比推力とは断言できない。
推重比についても同様。 >>987
涙拭けよ…北朝鮮への攻撃なんてないんだよ… >>974
ソースのシンポジウムでは多くの発表タイトルとアブストラクトがあげられているが、
とくにある項目だけあげて、将来予測をする理由は? >>990
実験設備から漏れたのならばエンジンとは直接関係がないかもしれん。 >>992
両方の可能性あるな。
>>804
によると、本日第5回燃焼試験の予定だが、対策するには時間が短いので、延期? >>989
即レスなら認めてやったが、その時刻のレスじゃビビりまくりやんvwvwvw 13 名前:名無しさん＠お腹いっぱい。 [sage] :2018/04/27(金) 07:28:36.05 ID:qQbaDKpx
ホリエモン号どうよ
14 名前:名無しさん＠お腹いっぱい。 [sage] :2018/04/27(金) 09:59:32.24 ID:JLeZVBND
打ち上げ明日だっけ？
成功してほしいな。
1000名無しさん＠お腹いっぱい。2018/04/28(土) 13:45:11.24ID:cfbtBhFQ
10011001Over 1000Thread
このスレッドは１０００を超えました。
新しいスレッドを立ててください。
life time: 104日 0時間 16分 17秒
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