LNG ロケットスレ [転載禁止]©2ch.net
固体ロケットやケロシン(Kerosene/LOX) ロケットより比推力が高く，
液体水素(LH/LOX) ロケットよりも密度が大きくタンクがコンパクトになる上に貯蔵性も良好で，
化学ロケットとしては理想的と言われながらなかなか実現しない LNG ロケットのスレです．
関連スレ
ロケット総合スレ16 [転載禁止] 2ch.net
http://wc2014.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1419208501/
H-IIA/B,H-IIIロケット総合スレ part六十二 [転載禁止] 2ch.net
http://wc2014.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1419821413/
イプシロンロケットスレ 3号機
http://wc2014.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1406294990/ 推力 200 トンクラス
BE-4(アメリカ)
Amazon創設者の宇宙ベンチャー、RD-180代替のロケット・エンジンを開発へ
http://www.sorae.jp/030803/5300.html
BE-4 Rocket Engine
http://www.ulalaunch.com/uploads/docs/BE-4_Fact_Sheet_Web_Final_2.pdf
RD-0162/0164(ロシア)
Russia mulls low-cost, environmentally friendly rocket
http://www.russianspaceweb.com/soyuz5.html
РД0110МД, РД0162. Метановые проекты. Перспективные многоразовые ракеты-носители
http://www.kbkha.ru/?p=8&;cat=11&prod=59
日本でも構想だけは200トンクラスブースター
http://www.jaxa.jp/press/nasda/2002/lng_020508_j.html 推力 3-4 トンクラス
LNGエンジン研究開発の状況について
http://www.jaxa.jp/press/2012/07/20120704_sac_lng.pdf
比推力 約335秒(2010年にNASAが高空燃焼試験を実施したエンジンと開口比(129)を合わせると約350秒
推力 3-4 トン
5M15
XCOR Aerospace Begins Test Firing of Methane Rocket Engine
http://xcor.com/press/2007/07-01-16_XCOR_begins_methane_engine_testing.html
"The engine, designated 5M15, uses liquid methane and liquid oxygen as
propellants. XCOR and ATK are developing the initial workhorse
version of the 7,500 lbf LOX/methane engine for NASA. " >>3
> 推力10トンクラス
構想だけかもしれないが
Antares 発展型第2段(アメリカ)
http://www.spacelaunchreport.com/taurus2.html
"Orbital's Taurus II fact sheet was updated in May 2009 to show a
follow-on "enhanced" second stage option. The stage would be powered
by a new Pratt & Whitney Rocketdyne PWR35M engine that would burn LOX
and Methane to produce 35,000 lb (15.88 tonne) class thrust. With
this stage, Taurus II could move beyond Delta II payload capability,
hauling up to 7.6 tonnes to low earth orbit or 1.8 tonnes to Earth
escape velocity when topped with a Star 48 third stage."
MIRA LM-10(Vega 発展型第3段 イタリアーロシア)
THE STATUS ON THE DEVELOPMENT OF LM10-MIRA LOX-LNG
EXPANDER CYCLE ENGINE IN THE FRAME OF LYRA PROGRAM
http://congress.cimne.com/eucass2013/admin/files/fileabstract/a35.pdf
"In the frame of the LYRA Program, funded by the Italian Space Agency
in order to assess the possible evolutions of the Vega launch vehicle,
one of the main target is the development of a new innovative LOX-LNG engine
(LM10-MIRA) powering the LYRA 3rd stage. The LM10-MIRA engine has a
vacuum thrust of 10 metric tons and is driven by an expander cycle using
natural gas as turbine working media. The engine is developed
by a joint Avio-KBKhA propulsion team in the frame of a dedicated ASI-
Roscosmos inter-agencies agreement. " >>1乙
…………けどこれ別に新スレ作る必要あったのか？すぐ過疎りそうだけど。 JAXA/IHI の LNG エンジンで再生冷却+ガスジェネレーターのものの資料
http://www.ihi.co.jp/ia/en/product/satellite06.html
ここで
SRX (Regenetively-cooled GG cycle Engine)
とあるもの
Thrust: 98kN
Isp: 356[s]Nominal @ε150
Chamber Pressure: 5.2[MPa]
この資料には，エンジン質量の記述は無いが，かなりの水準にはなっている．
2011 年以降，ガスジェネレーターの形態で3回地上試験を行い，合計 3000秒の安定燃焼．
以下の論文でも，再生冷却+ガスジェネレーターを記述している．
http://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2011-a-05.pdf
http://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2013-a-13.pdf
2013 年の論文の一番最後には
"In addition, calculated specific impulse at vacuum condition
reaches to 363.4 [sec](Nozzle expansion ratio:150)."
これは凄い！ Isp 363 sec ということは LNG/LOX の理想的な値の 95-98 % まで出しているので，
わざわざ2段燃焼サイクルを採用しなくても済むくらい．
>>7
では，ターボポンプは既存のもの(LE-5B?)を改修して使用とあるんでこの点は改良の余地がある．
(燃料側を高圧にするのに必要なパワーと酸化剤側を高圧にするのに必要なパワーの比が
LH/LOX と LNG/LOX では異なるので．)
一つ言えるのは JAXA が炭化水素系のロケットエンジンを今後検討するとすると
Kerosene ではなく LNG を採用するだろうということ．
>>1
LNG/LOX のもう一つのメリットは煤の発生が(ケロシン系列に比べ)少ないこと．
これは再使用ロケットエンジンに適することを意味する． LNGってエキスパンダーブリード使えるんだろか？
昔、ちらっと話だけは聞いたことがあるが。 >>10
LNG の場合はエキスパンダーブリードサイクルは不可能じゃないけど，(上段でも)効率が大変悪い．
(燃料と酸化剤のモル比率を考慮すると分かる)
LNG/LOX のエキスパンダーサイクルなら上段用では妥当だし，実際
>>5
の MIRA LM-10 ではエキスパンダーサイクルを考えている． >>11
となると、軌道間輸送機みたいな奴だとエキスパンダーサイクル、
一段目向けのはガスゼネレータか二段燃焼式になるのか。
H-3以降の再使用型打ち上げシステムでは、
中出力LNGエンジンのクラスタな一段目を使うと思うが、
LE-9が落ち着くまでは、軌道間輸送機向けエンジンの開発を続けて、
将来的にはそこからスケールアップを目指すことになるんだろうか……
まだまだ先は長いな。 >>12
前半，上段または軌道間輸送機でも，再生冷却＋ガスジェネレーターサイクルもあると思う．
Isp 363 sec が出せれば，性能的にかなりの水準．
(MIRA LM-10 エキスパンダーサイクルで Isp 370 sec だが，現物はまだできてない)
ただし再起動特性とかスロットリングについては要求されるだろう．
後半，イプシロン3段目への可能性もある．
ただ，H-3 もイプシロン増強型も現在設計を詰めている段階なので，
どういう仕様のものを作れば良いかの不定性がある．
あと，衛星打ち上げロケットにこだわらずにサブオービタル市場を狙うというのもある．
この場合は再使用性やメンテナンスをしっかり検討しとかないといけない． そういやエタンやプロパン燃料はあまり聞かないな。
煤が深刻なのかな。
アンモニアなら煤は出ないけどロシアがちょっとやってるだけ。 ススなんて再利用しない使い捨てロケットなら問題にならないでしょ？ LNGエンジンって技術的には液体水素エンジンよりも難易度が低そうだから
もっと早くから幅広く利用されていてもよさそうなのにどうして近年になるまで
開発が本格化しなかったのだろう？
このあたりの経緯についてどなたかご存知ですか？ >>17
実は開発始めると技術的難易度が液体水素エンジンより高かった．
1
1-a 再生冷却での課題
煤(coking)の問題
イオウ不純物による問題(sulfur attack)
(これらは水素では無縁,純粋メタンだと sulfur attack は関係ないし，coking 温度も高い)
1-b
再生冷却なしでの課題
液体酸素ー液体メタン噴射機の燃焼不安定性の問題
1-c
両者に共通する課題
液体酸素ーメタン噴射機の燃焼効率向上
（水素では燃焼速度が早いが，メタンは燃焼速度が遅い，ケロシンよりも遅いので，設計変更が必要)
2
もう一つ，炭化水素系の推進系としてケロシン系列が既に確立していたこともあり，
LNG 系列の開発の意義が乏しかった． >>19そこまで炭素を嫌うなら素直に液体水素で行こう、と考えたのが日本の現状。 アメリカのSLSに相当する次世代の80t〜100t超級のヘビーリフターに使うんでないか アメリカの SpaceX の raptor エンジン
Cycle Full-flow staged combustion
Thrust (SL) 6,900 kN (705 tonnes-force)
Thrust (vac.) 8,200 kN (840 tonnes-force)
Isp (SL) 321 s
Isp (vac.) 363 s
http://en.wikipedia.org/wiki/Raptor_%28rocket_engine%29 >>30
ふむふむ
Mixture Ratio (TCA)
3.5 （LOX / LNG）
Engine Total:2.91
まぁ、４倍だからこんなもんか、悪くない
フィルム冷却にみえる
回転数は書いてないけどターボポンプは同一なんだろうか？ >>16
その昔、ススが問題になって開発遅延をしてるうちに
ロケット開発が中止になったプロジェクトがあってな、、、
最後は昔話的に、めでたしめでたしで終わるんだがｗｗ そりゃ精製メタンじゃなくて天然ガスを不純物も入ったまま液化したものを燃料にしようとしたんだも。
一方、水素の貯蔵技術はあの頃よりちーとはマシになったらしく、２ｔくらいの車に６０L以上の700気圧水素をため2本を貯めておけるようになったから
CFRP燃料タンクも今なら行けるかね?低温に対して強くなった訳じゃないから変わらないかね？ ７００気圧が可能なら液体の水素を使うメリットが少ないのかな
８００気圧で液体と同じ体積とか聞いたけどマジ？ 700気圧に耐えるタンクとか重すぎて宇宙に持っていけないだろ
いままでどおり液水だよ そういやＥＳＡの純メタン推力２００トン級はどうなった。 LNGじゃなく、LNGを精製して、エンジンやタービン、配管に有害な不純物を取り除けば、
LNGベースの燃料でももっとできるんじゃ？ コスト的なメリットがなくなれば意味がなかったりするんだな、これが 天然ガスと違ってLNGって液化の際に不純物は排除されるはずなんだが
微量不純物ってあるのかね >>43
水分 0.1-1ppm
CO2 20-100ppm
H2S 0.5ppm
微量で済まないのが，エタン，プロパン，ブタンなど
アラスカ産 0.07(エタン）, 0.00(プロパン），0.00(ブタン）
ブルネイ産 5.89，2.92,1.30
アブダビ産 15.86,1.86,0.13 火星大気と液体水素からメタン燃料と液体酸素を作る方式だと不純物が少ないという試算も有る。
まあ火星に液体水素を持って行く手段も問題だけど。 >>44
Thx
ガス屋さんの言う不純物とレベルが違う話しなわけね >>46
「ガス屋さん」と言うのがどういうものか分からんが，都市ガスだとわざと不純物入れて
漏洩探知にしているとか，熱量調整のために LNG に LPG 添加とかしているので，全然別レベル
>>44
は液化の前段階での不純物除去
熱交換器など機器を痛める可能性があるので前段階で不純物を除去している．
順序は
CO2,H2S メルカブタンなど酸性ガスの除去(腐食性と低温での固化で閉塞の可能性）
水分の除去（低温でハイドレートを形成して閉塞の可能性）
水銀の除去(アマルガムを作って応力腐食割れの要因）
エタン，プロパンとなると，不純物でも機器を痛める可能性がずっと少ないことと，
化学的な性質がメタンと似ているので前段階では分離しにくい．
>>41
エタンや LPG など，化学原料(エタンはエチレンにできる）として価値がある場合には分離してペイする．
なお，エチレン製造には摂氏800度くらいの高熱を使ったりするので，製造設備の
コーキングが問題になる(並列で運転して片方をデコーキングする） http://stage.tksc.jaxa.jp/compe/zui/zuikaku/FY26-0906.pdf
１ 公募に付する事項
（１）事業名
LNG用供試軸受（OTP用）の製作
（２）事業の趣旨
本契約は、日本のロケットエンジン用軸受と ASI(ヨーロッパ)のロケッ
トエンジン用軸受とをLNG中でベンチマーク試験をすることを目的と
した共同研究に使用する供試軸受を製作するものである。
（３）事業の内容
日本とヨーロッパとの LNG ターボポンプ用軸受のベンチマーク試験
に用いる供試軸受の製作
３ 応募要件
本軸受を製作するためには、ロケット用極低温ターボポンプの軸受に関する技術情報を有する必要
がある。 何が始まるんだ？
純メタン液体酸素型軌道間輸送機？ まんまBE-4に引っかかる感じだな
やっぱブーストポンプだけで調節できないだろうからちっと考えよう
○LNG、酸化剤リッチ二段燃焼、一軸式ターボ・ポンプ
模型や想像図を一見したところ、BE-4には大きく3つの新機軸があるように思う。
1つ目は燃料に液化天然ガス(LNG)を使っていることだ。
LNG燃料の利点は、端的にいえば液体水素とケロシンの中間ぐらいの性能を出すことができ、また推進剤の密度が高いため、ロケットの構造効率を高くできるということがある。
さらに、液体酸素とLNGの組み合わせでいえば、LNGの沸点は液体酸素と近いので、断熱が簡単というのも利点だ。
またブルー・オリジンによれば、燃料タンク内の気圧調整をLNG自身でできるようになるため、ヘリウムを使った加圧系統が不要になるという。
さらにLNGは安価なため開発や試験も行いやすく、ススも発生しないため、将来的にエンジンを再使用する際に操作性や安全性が高くできることから、発展性があるという。
2つ目は酸素リッチ二段燃焼であることだ。まず二段燃焼というのは、ロケットエンジンの動作サイクルのひとつで、
推進剤の一部を予燃焼室(プリバーナー)で燃焼させ、その発生した燃焼ガスで、推進剤をエンジンの燃焼室に送り込むための強力なポンプ(ターボ・ポンプ)を駆動させる。
そしてこのターボ・ポンプを動かすのに使った燃焼ガスもまた燃焼室に送られ、燃焼するというシステムだ。
すべての推進剤を無駄なく使えるため、性能向上が期待できるが、システムが複雑になるため開発は難しい。
そして酸化剤リッチというのは、ターボ・ポンプを動かすためにプリバーナーで発生させた燃焼ガスの中に酸化剤を含んでいるということだ。
エンジンの性能を上げることができる反面、酸化剤を含んだ高温ガスが配管やタービンを流れるため、温度はもちろん腐食にも耐えられるように造らなくてはならない。
これまでに実用化に成功しているは旧ソヴィエト/ロシアぐらいで、特殊なコーティングを施して解決しているといわれる。
ただ、米国もかつて、ボーイングがRS-84という酸化剤リッチのエンジンを試作したことがあり、この時はコーティングを必要としない、特殊な金属を用いて実現したとされる。
3つ目は一軸式ターボ・ポンプと思われる構造を採用している点だ。
一軸式というのは、ターボ・ポンプを回転させるタービンと、LNGと液体酸素をそれぞれ送り込むポンプとが、すべて1本の軸(シャフト)で繋がっている構造のことを指す。
多くのロケットエンジンは、酸化剤と燃料でそれぞれ別々のターボ・ポンプを持っている。
特性が違う2種類の液体を、最適な混合比で燃焼室に送り込む必要があるためだ。
これをひとつにすると、部品数が少なくなるため、軽量化や製造の手間が軽くなるなどの利点があるが、その反面、同じ回転数のポンプでどのように2種類の推進剤を適切に送り込むのか、という難題が発生する。
これを実現するには高い技術力が必要となり、実用化に成功しているのは、やはり旧ソヴィエト/ロシアぐらいしかない。 >>53
これは再生冷却でLNGをガス化するってこと？
いまいち構成がわからん >>54
いまさらわかったけど
ケロシンじゃできないと言いたかっただけだな >>55
ああ、長ったらしい長文とか、まんまいつものエラの人だね。 ずっこけファルコンスレが出来てるのに、早速過疎ってやがる。
さっさとそっちに行け。 >>57
エラの人の今日のIDか。簡単に釣れて助かるわ。 自分を相手に投影すれば、自分が自分で無くなるってか？
最近、遂に自国の国旗を燃やす奴が出てきたそうだなw そろそろレッテル張りごっこは止めて，技術の話をしよう． >>59
ひどい強迫妄想のようですね。入院治療をお薦め。 ID:S8veWqKb
ID:7SgPZyrt
どちらも罵り合いを止めなさい．
他のスレに書いているまともそうなことまでも，信用失うとか考えないのか? 2chで信用とは片腹痛いわwww
まぁあと2ヶ月、早けりゃ5月ぐらいには静かになるだろう。 >>65
まさに荒らし宣言やね。さすが、宇宙スレに汚名を轟かすいつもの人。性根が骨の髄までクズい。 まーた自己紹介かよw
ズッコケスレ、射場の天気しか話題が無いとはwwwwww 日米が特ア敵対宣言を出しちゃったな。
日本の軍事宇宙開発が本格化すればいいのだが… >>68
「宇宙開発を推進するのに、軍事だろうが何だろうが手段は選ばない。」と言えばフォン・ブラウン的だが、
単に、「軍事宇宙開発が本格化すればいい」とか言い出すと、いきなりゲスい感満点。 どなたかイプシロン2段目へのLNGロケットエンジン適用の試算した論文についてご存知ありませんか？
保存してたのが見つからない…… http://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kiban/kiban-dai5/siryou2.pdf
例えば、HTV-X の ISS 離脱後に、LNG エンジンの宇宙実証機会の提供可能な仕
様に変更することにより、将来輸送系開発に資することができると説明できる
のではないか。 ＩＨＩ、来年に再利用可能なロケット用ＬＮＧターボポンプの高温耐久試験を実施
http://www.nikkan.co.jp/news/nkx0120150921eaab.html
ＩＨＩは仏エアバス・ディフェンス＆スペースと共同で、再利用可能なロケッ
トエンジン用ターボポンプの高温耐久試験を２０１６年にも実施する。ＬＮＧ
燃料のエンジンに搭載し、メンテナンスなしで６０回以上の飛行に耐えられる
性能を目指す。民間利用を想定した有人ロケットへの搭載を見据え、実用化に
つなげる。
>>50
と関連か? >>74
どうも，以下の資料との関連の可能性が高そう．
超高速輸送機実用化開発調査（革新的推進システム）の概要について
http://www.meti.go.jp/policy/tech_evaluation/c00/C0000000H26/150326_koku1/koku1_siryou5_3_2.pdf
平成２７年３月２６日株式会社IHI
「最近、その計画が公表されたフランスEADS 社のZEHST(Zero Emission Hyper
Sonic Transport)計画では、ロケットの飛翔経路に類似したほぼ垂直の飛行経
路をとり、その中で音速突破させることにより地上へのSonic Boom の影響を
極小化する構想である。このような飛行経路を実現するために、ZEHST では3
種類のエンジンを搭載し、飛行プロファイルに対してそれぞれ機能分担・最適
化された推進システムが検討されている。
ZEHST におけるロケットエンジンとしては、初期構想として液体水素/液体酸
素の組合せによるエンジン搭載が検討されている。一方、我が国で研究開発が
進んでいるLNG ロケットエンジンがZEHST に採用できれば、機体のコンパクト
化・運用性の向上が期待でき、ZEHST 計画が国際共同開発となった場合に、推
進システムの主要部分に貢献できる可能性がある。」
ロケットとしては，
推力 1200kN
真空比推力 344sec
なお，会社名が異なるので違うのかと思ったが，
「本研究のベースラインは、フランスEADS（現AIRBUS）社のZEHST 構想である。」 ZHEST+LNG の別資料
超高速輸送機実用化開発調査（革新的推進システム）
http://www.meti.go.jp/policy/tech_evaluation/c00/C0000000H26/150326_koku1/koku1_siryou6_3_2.pdf
1軸式のガスジェネレーターサイクル採用
理由は
「SCサイクルは全ての推薬が推力に寄与するためIspが最も高いが、一方でポ
ンプ吐出圧がサイクルに比べ非常に高くなることから、既存の技術を組み合わ
せ開発リスク及び期間の低減を図るZEHSTのコンセプトに適さない。EBサイク
ルは再生冷却部でポンプを回すために十分な熱量を確保することが困難であり
メタンを燃料とした大型エンジンでは成立解が得られていない。そこでポンプ
吐出圧が低く、起動シーケンスがシンプルで開発リスクの少ないGGサイクルが
選定された。更に一軸ポンプを用いると，エンジン異常時も作動点は燃焼圧力
の変動のみで混合比の大幅なずれは生じず、混合比の変動に伴う異常燃焼が発
生しないため、有人機適用に必要な安全性確保につながることから，超高速輸
送機用ロケットエンジンとしてGGサイクル一軸ポンプタイプが適する。」
再使用で重要なメンテナンス性向上の考察も(２１ページ） >>75
>>76
meti というと，経済産業省．
なんか，GX プロジェクトの悪夢を思い出した．
そういや，航空機関係でラムジェットの研究にも手を出していたな，
経済産業省
産業科学技術研究開発制度「超音速輸送機用推進システム」最終評価報告書概要
http://www.meti.go.jp/report/data/g00307bj.html
これが平成9年だから15年以上前 >>75
おー、ありがとうございます
どおり関連文章に音速旅客機がいっぱい引っかかると思いました
しかし、自分の書いた「無花果TP」のせいで
ふつうの検索に全くひっかからないとはｗｗ >>76
> ・ ターボジェットエンジン： 離着陸/亜音速飛行
> ・ ロケットエンジン： 準垂直上昇/音速突破
> ・ ラムジェットエンジン： 高高度巡航/極超音速飛行
やる前から失敗しそうな計画ｗ >>79
ターボジェットエンジンは高速時には引き込み式の胴体格納なんてなったら胸熱だなｗｗｗｗ >>75>>76
思いのほかおもしろかったので感謝です ブルー・オリジン社、「BE-4」エンジンの開発試験が100回を超えたと発表
http://www.sorae.jp/030707/5711.html
Blue Origin Completes More Than 100 Staged-Combustion Tests in Development of BE-4 Engine
https://www.blueorigin.com/news/news/blue-origin-completes-more-than-100-staged-combustion-tests-in-development
ただし、要素試験で、サイズも実機よりは小さなもの。 >>69
>単に、「軍事宇宙開発が本格化すればいい」とか言い出すと、いきなりゲスい感満点。
軍事用途には後ろめたさが付きまとうというような発想は戦後の偏向教育によって無意識の内に刷り込まれているからではないだろうか?
他国でこのような発想をしている人はいるだろうか? 逃げちゃ駄目だ の時間
新世紀エヴァンゲリオン 使途＝Ｖ２Ｋ
思考盗聴機器 １９９５年 谷 洋一郎氏
東芝 金丸 征太郎氏
千葉県 早坂 学（死亡）氏
仮面ライダー 石ノ森章太郎
戦った被害者の皆さん
頂上 第三次世界大戦 同和部落 創価学会 公明党
何年も証拠が有るのに逮捕されない 実名犯人
（個人情報）
東京都 テレビ朝日関係者 林
〃 大欠テルユキ 昭和４９年２月生
大分県 重光和夫 シゲミツ カズオ 昭和４１年５月２６生
ロボット工学研究員 警察庁 県警職員
宮城県 鹿野弘 兄弟 公務員 政治家 日の丸教育
同和名字 「男の戦い」を逃げた結末です
あんたバカぁ？ 骨（ボーン）
家族で喧嘩しているプライドの高い日本人 公益火葬場
国でいつの間にか土葬から骨壷になった
でもマクロとミクロ部分は数箇所の寺でミックスされて赤の
他人と重なったり勝手に研究に使われている これもこれも
理解できていない いままで皇室はずーっと土葬でしたが
平成天皇さまは火葬にと簡単に話されています
土葬じゃないと
神になれないと言う世界について警告 世界崩壊
サービス サービス
壱 関東 千葉県の野田市に地球を造った神がいるけどなぜ興味なし？
弐 第二次世界大戦 ○油田 ×侵略戦争
参 仙台市に宇佐美石油スタンドて見るけど 犯人の重光は宇佐美
これはグルグル簡単 エヴァンゲリオンをＲＮＭで喰う
時に、西暦２０１５年
ブログ エホバと戦うパトロール
2014年12月〜2015年4月
バッカス＆ミューズ 投稿2013年〜 コピーしてみて下さい
マクロアフリエイト 登米 うさぎ会
七十七銀行 佐沼支店 普通口座５６５８４０３ 韓国は2006年頃にはCHASE-10というLNGを燃料に使用する推力10トン級のエンジンでは日本よりも先行していたらしい。
LNG推進系飛行実証プロジェクトの評価票の集計及び意見
CHASE-10は、推力10トン級で、燃焼室圧力70気圧のターボポンプ供給方式のガスジェネレーターサイクル
ttp://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/haifu/h18/lng/06110202/004/008.htm
LNG推進系プロジェクトに対する提言
『一軸構造のターボポンブ、再生冷却燃焼三を有するガスジェネレーターサイクルを採用しており、推力
は10トン級で、燃焼室圧力は約7MPaであり、エンジンの目標重量は1 64kg(推重比 :約60)である
ことから、侮りがたいエシジンである。』と評価していた。
ttp://www.ishii-miraikan.com/AeroSpHmPg/mokashou.files/ukaii/2k6/suishin/LNG_2_1_4.PDF
ttp://www.ishii-miraikan.com/AeroSpHmPg/mokashou.files/ukaii/2k6/suishin/LNG_1_2_5.PDF ニュージーランドで低軌道へ400kgをUS$500万ドル(約6億円)で打ち上げるロケットを開発中。
ターボポンプはブラシレスモータで駆動する。
"Electron"ロケットの仕様:
全長 18m、直径 1m、重量 10トン未満、離陸時重量 10,500kg、推進剤 液体酸素/ケロシン
最高速度 27,500 km/h 太陽同期軌道への打上げ重量 110kg、低軌道へは400kg
エンジンは9基のRutherfordエンジンで推力は153.464から184.602 kN
日本初の人工衛星を打ち上げた総重量 9.4 トンのL-4Sロケットよりも少し重いだけで
イプシロンの1/3の規模の低軌道へ400kgの打ち上げ能力を持つ。(L-4Sの打上げ能力は低軌道へ26 kg)
ttp://thenewstack.io/how-to-print-a-rocket-engine-and-make-business-in-space-affordable/
ttp://www.theregister.co.uk/2014/07/29/kiwi_company_rocket_lab_cheap_satellites/
ttp://www.nzherald.co.nz/business/news/article.cfm?c_id=3&objectid=11300831 垂直離着陸実験を成功させたブルーオリジンが開発中の液化メタンが燃料のBE-4はAR-1や他のエンジンとは異なり
空軍やNASAから出資は受けておらず、ベゾフ氏の自己資金で賄っている。
http://spacenews.com/blue-origin-reaches-milestone-in-be-4-engine-development/ 10トンの2段式ケロシンエンジンのロケットで本当に400kgも上がるかね？ http://www8.cao.go.jp/space/comittee/dai55/siryou5-6.pdf
ＬＮＧ推進系関連技術
平成２８ 年度末までの達成状況・実績
ＬＮＧ推進系の設計技術の向上と更なる高性能エンジン技術の獲得を目的として、平
成２７年度に比べ、より実機エンジンの形態に近づけたエンジン部品の要素試験を行い、
基盤技術データを蓄積した。
平成２９ 年度以降の取組
平成２９年度は、平成２８年度に要素試験を行ったエンジン部品と、燃料のＬＮＧを用
いて冷却する燃焼室機能を模擬した部品を組み合わせて、実機エンジンの形態に近づけ
た要素試験等を行い、設計／解析技術の向上等の基盤技術の蓄積に向けて研究を進
める。 LNGロケットよりメタンロケットのほうがいい
LNGは不純物多すぎ LNGと純メタンの価格差がロケット打ち上げ価格にどのくらい効いてくるかだなあ。
わずか数%の価格差のために難しい方に挑戦して失敗してる気がする。 
