X

ロケット総合スレ20

■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
0001水瀬いのり 転載ダメ
垢版 |
2017/05/08(月) 11:17:00.87
　／￣￣￣￣￣￣￣￣￣￣￣￣￣￣￣￣
　|声優の井口裕香の水着写真で毎日抜いてるんだが。
　＼＿　　　＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿
　　 　｜ ／／
　　　　∨　 |可愛いよね井口裕香。早く全裸にならない香菜。
　　　　　　　＼＿ 　＿
　　　　　　　　　　∨　_￣￣￣￣￣￣￣￣￣
　 　 　 ∧ ∧ ＿ 只 八 ＿_　　　　　　　　__＿＿ l ,
　　　　(　ﾟДﾟ) 　 凵 l__l 　 /＼　　　　　　.||￣￣||　-
;;;;;;;;;;;;; （つ Ｌl　∧ ∧ ,,,　 /　　） ;;;;;;;;;;;;;;;;;.||＿＿||　`
;;;;;;;;;;;;;; /　　 　(　　　)Ｌl ./　　ﾉ ;;;;;;;;;;;;;;;;;;..|:::l─ｌo|
;;;;;;;;;;; /￣￣￣/.　　|　￣ヽ　( ;;;;;;;;;;;;;;;;;;;;　￣￣￣
;;;;;; ／　 　 　, （＿__ﾉ、　　 ＼ﾉ ;;;;;;;;;;;;;;;;;;;;
;;;;; `〜〜〜 ;;;;;;;;;;;;;;;;;; 〜〜〜' ;;;;;;;;;;;;;;;;;;;;;;
================================
http://image-bankingf25.com/tokimeki/img/wimg/r-toga/201704/iguti_yuka/r-toga170421-iguti_yuka-03.jpg
http://image-bankingf25.com/tokimeki/img/otakara/201704/iguchi_yuka/mi17042402-iguchi_yuka-33.jpg
http://image-bankingf25.com/tokimeki/img/otakara/201704/iguchi_yuka/mi17042402-iguchi_yuka-32.jpg
0765名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/19(水) 22:34:13.25ID:g3xofTBi
すでにバンバン飛んでるロケット相手に、構想段階でイラストしか無いロケットで張り合ってもな。
0766名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/19(水) 23:46:26.33ID:YGwnXbje
小型で低価格というISTの趣旨からすれば、おおすみを打ち上げたL-4S(9.4t)やSS-520(2.6t)のような、軌道に届くギリギリを狙うのがいいんじゃないかと思うが、
液体だとペイロード削ってもたいして小さくならないのかな。
0767名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 05:44:16.86ID:LltnJqop
ロケットベンチャーは世界に100以上あるけど、
軌道飛行に成功したのは、スペースXとロケットラボだけかな？
0768名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 05:58:21.67ID:SO1WSpSz
固体ロケットは性能の低さをカバーするために3段にするじゃん
あれとおなじで、ホリエモンところの低性能エンジンの液体ロケットは、
3段にしたらいいのでは？
0769名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 06:55:04.55ID:UgJDR9xn
下段と上段で基本的に同じエンジンを使うことで
開発費を圧縮するというひとつの正解システムがある
液体3段式にするとエンジンの割合（2段式なら9：1）とは別の比を取り入れなければならず
無理ではなかろうが大変
良い割合になるよう推力を小さくすると下段のエンジン基数が増え
単純に製作の手間が増えてコスト増や故障リスク的にもよろしくない

あえて今見つかっている正解システムから逸脱するには
それなりの論拠とトライする為の資本が必要になる
0771名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 08:41:28.78ID:GWR9TLbF
正解システムの踏襲という点ではZEROはケロシンなのだろうがググっても燃料の情報が見つからない
0772名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 09:29:56.35ID:/FEJ9kBk
日本のロケットベンチャーのどれかが国際競争力をもてば良いのであって、
特定の1社を応援する理由は無い。
0773名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 18:22:11.17ID:dDG+EA9X
>>769
>下段と上段で基本的に同じエンジンを使うことで
>開発費を圧縮するというひとつの正解システムがある

LaucherOne は第1段と第2段ロケットエンジンの推力が1桁違う
NewtonThree ：推力　 Vacuum: 327 kN
NewtonFour ：推力　 Vacuum: 22 kN
https://en.wikipedia.org/wiki/LauncherOne

他にも、Vector-H の第1段と第2段ロケットエンジンの推力は結構違う。

どちらかといえば、Electron,LaucherOne,Vectro-H で共通する
CFRP 製の機体構造と言う特徴の方が超小型ロケットのトレンドでは?
(固体ロケットだけど　SpaceOne のも CFRP)
0774名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 22:06:33.81ID:UgJDR9xn
>>773
ZEROが特異なのは
他の超小型衛星打上げロケットよりも相当重い点と
大型ロケットの開発へ繋げる技術的ステップである点
要はFalcon9に並びたいという意図が明らかで（追い越す目途や方針はわからない）

各段専用エンジンの開発も魅力的だが
セルフで量産効果を下げる事になるので
性能と経営のトレードオフといったところでは
0778名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 22:39:04.33ID:b3+wj7dM
エタノールロケットを極めてFalcon9に並ぶという心意気なら感動するが、低性能→低コストという論法は基本的には詐術だと思う。開発コストを下げても運用コストが下がらず続ければ続けるほど競合と差が開く。
でも本当にF9に並ぶなんて意図ある?
0780名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/20(木) 23:35:52.82ID:Bti6y9wc
提携してるユーグレナはバイオジェット（ケロシン）もバイオエタノールもどちらも生産してるね
ただ「みんなのロケットパートナーズ」記者発表の席でユーグレナは「ケロシンを作るため提携。」と
話してる
0781名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 00:07:15.26ID:nlltc/9G
低性能で低コスト化可能なのはサブオービタルまででしょ？
軌道投入はエンジンが低性能だとロケットが無駄に大型化して高コスト化するのでは？
0782名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 00:14:31.55ID:w/8ecmqk
小型ロケットが大型に比べてお高いのは物理的に仕方ない

雇用対策の金ジャブ宇宙政策時代と違って
小型の中でも価格で競わないとダメっていう時代だから低価格を訴えるのは当然
0783名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 00:54:38.44ID:sU9zxTZN
>>774

ZERO というより、
IST にロケットベンチャーとして資金力と技術力の両方が不足している。
SpaceX との比較は、たとえ約15年前の　Falcon 1 の時点でも無茶。

まずは、他の超小型ロケットベンチャーと競争して生き残れないことには
その先の大型化構想など無意味。

そもそも、色々あげた超小型ロケットベンチャーと比較しても、
ZERO ロケットは性能が低いだけでなく、市場投入の時期が遅すぎる。
0784名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 01:02:08.68ID:doLWa9S1
枯れた技術ですんなり打ち上がって、エレクトロンよりデカいながらも同等の価格ならチャンスはあると思うが、MOMO見てるとそうはならんだろうな……ケロシンのエンジンこれから作るわけだし。
0786名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 01:11:59.14ID:sU9zxTZN
>>.784

前者の方針で行っているのが　SpaceOne　で、親会社の実績の範囲内で手堅くまとめている。
エンジニアにも困らない。

IST の　ZERO ロケットのターボポンプ再生冷却エンジンは、技術その物は枯れているが、
IST 社自身がターボポンプの設計開発の経験が無い。
調べたところターボポンプの設計は外注（株式会社ターボブレード）

分離機構他も、IST には未知の分野
0787名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 01:36:36.10ID:sU9zxTZN
他の日本国内のロケットベンチャーでは、
PD エアロスペースは、エンジニアを含めたスタッフの増員を図っている。
また、現在のスタッフのうち4名が外国人

衛星ベンチャーでは外国人スタッフの割合が約3割というところもある。

日本国内で宇宙開発の経験がある人材は、MHI.IHI,MELCO,NEC 他で、
引き抜くのが大変なためもある。

IST は。。。？
0790名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 09:04:24.73ID:cFcrJhFW
>>787

>日本国内で宇宙開発の経験がある人材は、MHI.IHI,MELCO,NEC 他で、
>引き抜くのが大変なためもある。

大学も経験者がいるな。
人工衛星ベンチャーはそちらから。
Space Walker の米本教授も
0791名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 11:28:54.91ID:fgs/olRO
エタノール採用は低性能ながら身近で取り扱い容易というユニークなキャラ付けで良かった
エタノールやめて普通のケロシンにするならそれに替わるキャラ付け要素が欲しい
ただの過去のロケットの焼き直しでは魅力薄い
夢が無い
0795名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/21(金) 22:48:26.66ID:UwIPbzFe
低いって言っても固体燃料と同じくらいの比推力は出せるんじゃないかな。
わざわざエタノールを使うメリットが無いってだけで、やろうと思えば衛星も飛ばせるんじゃないかと。
0796名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/22(土) 00:53:27.19ID:s1mG5ncf
出来るかどうかなら出来るでしょ
意味があるかは疑問だね
固体燃料並みの比推力だとしても推力重量比では大きく負けるんじゃない？
0800名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/22(土) 05:16:32.48ID:6OMKrA2U
>>799
ソースは手計算だから検算して欲しい

元データはOpenMOMOテレメトリ
公式発表のうち質量のデータは完全に正しいものとした
エンジン推力は無視した
0802名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/22(土) 09:39:34.55ID:6OMKrA2U
PT12kの公称値は216秒（SL）-254秒（Vac）
トランジスタ技術2019年1月号p.68

数ヶ月ぶりに計算式見直したら普通に間違ってたは
新しい計算結果は271秒（SL）-309秒（Vac）
14.47kN(SL)-16.5kN（Vac)
どうせ今の計算結果も間違ってるだろうからおまいら頑張ってくれ
0803名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/22(土) 14:44:56.51ID:s1mG5ncf
計算方法もよくわからんしMOMOの詳細スペックもよくわからんけどとりあえず推力12kNってめちゃ低いよね？
15kNで計算すると公称通りの比推力になったけど
0805名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/22(土) 18:41:58.87ID:1D3z+cYj
どうせこれからターボポンプ作るならいっそラザフォードの電動ポンプのアイディアをパクればいいと思ったが、電池で1MW供給はでかいな。
0807名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/22(土) 19:53:20.07ID:LFL9eLYo
電動ポンプも電池自体が重くてデッドウェイトになるし、
採用すれば自動的に性能が良くなる訳でもあるまい。

採用したうえで性能を上げるのは大変。
0809名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/22(土) 22:21:55.22ID:6mcNUk6k
https://headlines.yahoo.co.jp/hl?a=20190319-00010010-wordleaf-sctch&;p=2

『ユーグレナの出雲でございます。　
... ぜひ私どもに、このみんなのロケットであればケロシンをつくりたいということでご一緒させていただくことになりました。
... みんなのロケットパートナーズの皆さま方のお力をお借りして、私どもが世界で初めてクリーンなバイオケロシン、ミドリムシロケット燃料を必ず完成させます。』
0810名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/22(土) 23:40:38.83ID:7sXn42Br
エタノールは比推力は低いが、
ケロシンに比べ煤が出にくく再使用向き
ただ、IST のロケットは再使用考慮してないので謎。

あと再使用狙って研究開発している日本おロケットエンジンには、
JAXA/MHI の　LH/LOX エンジンと
JAXA/IHI の　Metahne/LOX エンジンがある。
後者は　Space Walker が採用予定で、
日本のロケットベンチャーの採用には大きな支障がなさそう。
0811名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/23(日) 00:02:11.80ID:le66zCV0
PD エアロスペースのエンジンは未知の分野でものになるかわからんが、
エンジニアにとっては挑戦的かつ魅力的なテーマ。
経常資金さえ獲得できれば案外人材募集では有利かも。

================================

なお、再使用エタノールエンジンは室蘭工業大学のグループが研究していた。
https://core.ac.uk/download/pdf/59122781.pdf
0812名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/23(日) 00:23:05.95ID:agl1RNdt
パルスデトネーションエンジンは未知の分野だけど、本質的にシンプルな構造からは成功の予感を強く感じる。

同じ大気圏内空気利用でも、空気液化サイクルエンジンは複雑過ぎて無理め。
0813名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/23(日) 00:28:50.93ID:IGRm//lb
>>803
エンジンと制御のパラメータ入れて空気抵抗と重力で差し引きして
行程を計算した結果と実軌道と照らし合わせた

賢い人ならその逆のプログラム書けるでしょ
0814名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/23(日) 14:10:25.83ID:jlD6mSKJ
ラザフォードのバッテリーってなんだろう、と思ったらwikipediaにlithium polymer batteryと書いてあった。
リチウム一次電池の方がエネルギー密度は大きいのではと思うが、ロケットに使えるような安価大容量のモノがないのだろうか。
0816名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/26(水) 06:38:26.37ID:RHyfuWMP
SLSロケット、さらに1年間は遅れる模様
https://www.theverge.com/2019/6/19/18691230/nasa-space-launch-system-orion-artemis-moon-human-exploration

2017年、18年、19年、そして現在の計画では2020年6月という予定だったが、
政府会計監査局によると、2021年の6月頃まで遅延する可能性がある。
予算もさらに超過する模様だが、NASAが見積もりを明確化しないため、
よくわからないということだ。
0822名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/26(水) 12:00:51.44ID:vs9ro8i2
「この飛行機乗りたい。だからドラゴンじゃなくて、まだソユーズに乗りたい」というＪＡＸＡの飛行士いるかも
0823名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/26(水) 12:01:34.54ID:LJGwLELt
ちょっとした中堅国の大統領専用機並だな
スホーイ・スーパージェット100じゃダメだったんだろうか
0826名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/27(木) 08:36:06.64ID:tq/APvD8
宇宙飛行士輸送するなら輸送機よりもフィーディラーツィアを完成させる事の方に金注いで欲しいよね
0827名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/06/29(土) 20:16:43.48ID:dyEKsVUu
>>819
無理もない、今まで各国はおんぶにだっこしてきたんだから
JAXAは20年代もおんぶにだっこ、相乗りでいくようだ
折角こうのとりや回収カプセルの実験成功したの宇宙船開発はいつになるのか？
0829名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/01(月) 09:01:12.20ID:LtDwncn/
国家英雄、命がけの仕事している飛行士を運ぶのだから
それなりの物があっていいとは思うけどね
（Tu-204たいして売れてないようで、そのあたりもあるのかも）

NASAはシャトル訓練機のガルフストリーム２や
T-38使ってましたね。伝統なのだとか
0835名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/03(水) 22:41:39.77ID:ot7+Ohgv
空中で分離される宇宙船とロケットはどうやって撮影したのだろう
パラシュートは開いたのかな？
0836名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/03(水) 23:04:05.64ID:ot7+Ohgv
>>834
日本人ってこんな映像だけでビビッちゃうのかな？
もし、日本が有人打ち上げやって死人を出したら日本人は耐えられないって
俺は耐えられるぞ
そして犠牲になった人を英雄として心から讃えるぞ
0839名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/03(水) 23:40:56.16ID:SIs+/IOz
それ以前に費用対効果が。
集積回路のない時代は人間にも宇宙で仕事があったが、今は人乗せてない探査機打ち上げた方がよっぽど有能なわけで。
0840名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/04(木) 04:22:42.78ID:LySsgguo
昔だって探査機は無人のほうが有利だったさ
人を送る動機は、宇宙大国であることの証明かな
弱小国にはできない
0842名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/04(木) 08:36:42.68ID:xaeQkEQA
予算規模・市場規模から言って
日本は宇宙大国じゃないけどな
早い話、有人へ金を突っ込むだけの余裕がない
0844名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/04(木) 14:43:22.29ID:c5RfGebm
>>842
>>843
まったく、そのとおりですね
0850名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/04(木) 17:47:33.38ID:OW2L/Mz8
>>835

今回の試験ではパラシュートは展開してない。

https://www.youtube.com/watch?v=rJgqhznBntE

"Recall there are no parachutes on this test today
so once the data recorders have been deployed
and the vehicle is no longer transmitting data,
TC will call test complete."

==========================

固体ブースターは有人ロケット向きでは無いという主張があるが、
アレはイデオロギー論争というか、単なる趣味の問題。


実際、採用例は

1.
Space Launch System

2.
Atlas V +CST-100 (SRB X2)
https://en.wikipedia.org/wiki/Atlas_V#Atlas_V_CTS_(Crew_Transportation_System)

3.
インドのGaganyaan 有人宇宙船は　GSLV-III ロケットで打ち上げ予定
https://en.wikipedia.org/wiki/Geosynchronous_Satellite_Launch_Vehicle_Mark_III

とある。
0851名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/04(木) 21:42:18.82ID:ouUgjFdW
ガガンヤーン
中国の次世代宇宙船はマダムヤーンかな？
日本は・・・・
「残念ながらまだないです」JAXAに問い合わせるとこう返って来るよ
0852名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/04(木) 22:01:41.34ID:cEoE4lsU
有人に固体ブースターは無い方がいいだろ。
固体があると絶対不可能ってレベルではないが、あると都合が悪いのは事実。

わざわざ難易度が高い方に挑戦する必要も無い。
0855名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/04(木) 22:20:41.70ID:cEoE4lsU
アボートが確実に面倒になるのに、何でそんなに固体に固執するのか謎だわ。

固体は無人の小型ロケット専用でいいじゃん、イプシロンとか。
大型機や有人はH3発展系の液体ロケットでベストチョイス。
0856名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/04(木) 22:37:00.17ID:Y+ed9VXa
>>855
スペースシャトルは？SLSは？アトラスVは？GSLV-IIIは？
ちょっと調べたらわかるのに馬鹿馬鹿しい
なぜアボートが確実に面倒になるかは語らなくていいよ
根拠のない馬鹿げた妄想なのはわかってるから
0857名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/04(木) 22:53:34.15ID:TuPF990r
やっぱりスレ奉行がやたら拡散させてスレが乱立してるから過去ログどこ見ればいいかわかんなくなるし同じようなこという奴が何度も現れるんだろうな
あと酸素魚雷が湧くとログ見辛くなるし
0859名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/04(木) 23:28:48.30ID:Xxs0/ZGg
いっそスレ統一しない？実際いらないでしょ
話題が移るたびにいちいち誘導するのはあまり意味は無いんじゃないか
0863名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2019/07/05(金) 00:48:43.92ID:n6xrq9AL
ちなみに、有人ロケットにはどうやら第2段の推力重量比が重要な要素らしい。

Atlas V +CST-100 (SRB X2)
では、 第2段で DEC(RL-10 X2) と言う構成をとっており、
この構成が　Atlas V で使われるのは初めて。
第2段(23t)+CST-100(13t) の有人打ち上げには、RL-10 1機では力不足。

これには、技術的な説明もあって、
「無人の　Atlas 5 ロケット打ち上げのように第1段との分離高度が高いと、
第2段が万一点火失敗したときに宇宙船だけで大気圏再突入しようとしたとき、
弾道再突入での加速度が大きくなりすぎる。
これを避けるために、第1段と第2段の分離高度を下げると、
第2段の推力重量比を高くしないといけない」
というもの

SLS の　 第2段もバリエーションあるけど、
これも似たような説明できるかも（ただし、月周回軌道投入もあるので、ややこしくなる)
■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
ニューススポーツなんでも実況