H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part73 [無断転載禁止]©2ch.net
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>>103
http://aerospacebiz.jaxa.jp/partner/company/05/
『日本のロケット用液体水素の供給量は年間3000～4000㎘』
4000kl = 280ton だから、年間打ち上げ 3回として、１回の打ち上げで 100ton = １億円ぐらいは使っている計算（？） 『JAXAに対しても2005年以前の数分の1から場合によっては10分の1のコストで液体水素を供給できる』
2005年以前は、液体水素だけで１０億円使っていたのだろうか？ コストっていっても、工場引き渡し価格と、種子島納入価格は違うのでは？
工場引き渡し価格が安くなったとしても、種子島納入価格はそこまで下がらない予感
仮に種子島で水素の値段を下げるとすれば、種子島にJAXA以外の大口の水素需要家があらわれて
共同配送しないととダメだろ >>101
どうも調査ごくろうさま。
気になったのは、水素ステーションの液体水素の価格の資料
>>104
2014 年度 H-IIA 5機
2015年度 H-IIA 2機、H-IIB 1機
2016年度 H-IIA 3機、H-IIB 1機
2017年度 H-IIA 5機
この４年間で平均して４.2機
あと、様々な試験用途（エンジンの認定試験、再使用観測ロケットのエンジンなど)で消費。 >>105
平成20年の時点では液体水素だけで30億円から40億円ほど使っていたようだ。
納入価格が 1/10 というのは本当みたいだ。
http://stage.tksc.jaxa.jp/compe/end/FY19-0886.pdf
落札者などの公示 平成20年 JAXA
液体水素 995円/L 岩谷産業
1L = 70g (@20K) だから 14,214円/kg となるね。
平成20年時点では、995円/L * 4000 kL = 40億円の契約なのか。 >>109
この4年間で急に増えているんだね。
https://ja.wikipedia.org/wiki/H-IIAロケット
https://ja.wikipedia.org/wiki/H-IIBロケット
2010年度 H-IIA 2機、H-IIB 1機
2011年度 H-IIA 2機
2012年度 H-IIA 2機、H-IIB 1機
2013年度 H-IIA 1機、H-IIB 1機
この４年間で平均して2.5機 >>105
>>110
GX ロケットの開発理由に LNG 割安とかあったが、
昔は(日本の)液体水素がずいぶん高かったんだ。
(アメリカのは NASA が大口ユーザーで、液体水素が安かった） 輸送に関しても液体水素をMCHって常温の液体に変えて輸送して
また液体水素に戻すって技術が確立しそうだから
輸送コストも下がってくるだろうね 火力発電や燃料電池用の水素が大量に供給されるようになればもっと安くなるかもね
外国で褐炭から水素製造する計画とかあるし >>114
火力発電で水素使うとかマジで言ってんのの？ 水素キャリアとしてアンモニアを使い、それを火力発電に使う。
燃焼可能な混合比は、メタンよりアンモニアの方が広い。 1スレに一度開催される200気圧ネタは、いつも伸びるなぁ・・
>>113
何だろうってググってみたら、そんな方法もあるのか。
https://www.nikkei.com/article/DGXNASFK05014_W3A800C1000000/?df=2
LNG採掘現場で水素化し、CO2は地中に戻し、MCH化して原油のように輸送、
日本で水素に戻してエネルギー源や火力発電の燃料にする、って流れか。
元は化石燃料でありながら、大気を汚さない方法。
技術開発やコストの問題もあるけど、面白そうだね。 >>100
いつも、駅前に居る池沼みたいなもんで、ほっとくのが一番。 実は工業的には水素は昔から大量に使われている。
アンモニア製造、石油の脱硫や改質、石油化学など。
ただこれらは多くが自家消費（その場でプラントで製造して利用、様々なプロセスの副生水素）
この10数年ほどの液体水素の需要増と価格低下につながったのは、
外板の水素が増えたこと（それでも水素利用の1-2% 程度)、
(半導体、液晶、光ファイバー向け、金属冶金など）純度の高い水素利用が増えたことによるものだろう。
あと、液体水素利用は規模の大きな物ほど有利になる(体積と表面積）。 シャトルは水素消費量が多かっただろうな。
デルタIVで減り、SLSでまた増えるか？
上段で水素を使うなら、1段目でも水素の方が単純明快ではある。
世界で唯一、水素ロケット道を突き進む日本だが、
世界に先駆けて、水素社会を国家のエネルギー政策としつつあるのも、
H3の運用費節約の一助になるかな？ >>121
アリアン5、6 は第1段液体水素利用(第2段はタイプによる)
中国の長征5号の第1段コアステージ、第2段も液体水素
インドの GSLV III は第2段のみ アリアン6のメインエンジンは、現行ヴァルカン2のマイナーチェンジ版だね。
現在、メタンの格安メインエンジン「プロメテウス」を開発中で、
2030年ころに実用化するとか。つまり、水素離れの世界的な趨勢に沿っているとも。
長征5は縮小版のエネルギア（旧ソ連）のような構成で、非力な水素コアの周りを
強力なケロシンブースターが囲んでいる。開発中の長征9も、強力なケロシンロケットだ。
考えてみれば、デルタIVが引退すれば、H3-30型は世界で唯一の、
「水素コアのみで打ち上げ可能なロケット」になるのか。
水素が人気だった時代の終焉って感じで、ちょっと寂しい感じもするけど、
本当に50億円（4500万ドル）がという格安が実現すれば、それはそれで面白い存在だな。
ドッグレッグターンで性能ガタ落ちとは言え、極軌道に4トンなら十分便利だ。 ドッグレッグドッグレッグとしつこい奴が岡田プロマネにスルーされてたな。 水素ガスタービンでの発電事業は確か川崎重工がやろうとしてる 水素エネルギーは川重と千代田の両建てだね。
従来の液化水素で輸送する川重とトルエンに吸着させる千代田。
水素をそのまま燃やすなら川重、一時保管が必要なら千代田かな。 殺人事件が自殺として処理され、
捜査されなかったなら大問題だ。
【ひろき】上田泰己8【カッシーナ】 [無断転載禁止]©2ch.net･
http://rio2016.2ch.net/test/read.cgi/life/1465825471/
817 名前:名無しゲノムのクローンさん :2017/05/22(月) 23:45:30.78 ID:8/RLXOTfd
中国人の東大女子大生が自殺した時に、元彼上田と新彼Bの三角関係が原因と聞いた。
家族が自殺偽造疑って後日週刊誌に記事が出ていたことがあった。
かなり前の週刊誌だったから覚えてる人いないよな。
週刊文春2007年6/9号 162ページから165ページ 全文
「美人東大院生怪死」 才色兼備の東大院生が何故自殺したのか
両親が涙の訴え「娘は殺された！」
警察は「自殺」と断定。疑問を抱いた両親が調べた「遺体の謎」「パソコンの秘密」
https://rio2016.2ch.net/test/read.cgi/life/1495932396/31-47 しかし、水素凄いよ！安いよ！カッコイイよ！とか、弁明するためにどんだけスレを伸ばすのか。 >>128
水素は高いよ！役に立たないよ！って意見をソース付けて論破してるだけだろｗ ロケットスレなんだから、イメージだけで批判・揶揄しても、意味が無いぞ。
水素の長所
・比推力が最も高い
・RP-1（ロケット用ケロシン）よりも民生市場に需要があり、価格でも不利ではない（むしろ安い？）
・煤が発生しない、エンジン再利用しやすい
・エキスパンダーサイクルが可能で、ガスジェネよりもシンプル化できる
・上段の水素エンジンと燃料が同じ
・水（氷）の採れる天体で推進剤の補給が可能かも
・クリーンなイメージ
水素の短所
・炭化水素系と比べて、エンジン推重比が上げにくい（同じエンジン重量ではパワーが出にくい）
・なので、極端な大推力化は容易ではない、またエンジンの多数クラスタ化にはあまり向いてない
・比重が小さく、タンクが巨大化・重量化しやすく、機体の質量構造比が悪化しやすい
・長期保存しにくい
・LNGよりも高価い
完璧な燃料は無い（あれば全員それを採用している）
要は、利用目的と、手持ちの技術と、コスト・予算などの妥協であり、総合的な方程式だ。 >>130
とても分かりやすい説明ありがとうございます
力学の基本については理解しているつもりですが、ロケットに関しては全くの初心者なので少し質問させて頂けますか
(1) H-Ⅱの１段目の燃焼終了時点の速度はどのくらいなのでしょうか？
（搭載してる衛星重量などで発射毎に違うかも知れませんが大まかな値として）
(2) １段目は速度ゼロからの加速なので少なくとも発射後の相当な時間のロケットの速度に比べてLHの燃焼ガスは高速すぎて
水素という燃焼熱が大きな燃料で得られる大きな運動エネルギーの割には（ケロシンと比べて）加速効率が悪いのではないでしょうか？
つまり、言い換えると、
ケロシンのような炭素比率が高いと炭酸ガスという水の２倍以上の分子量（質量）を持つものが燃焼ガスに相当な比率を占めて
運動エネルギーの割には（実際の加速に貢献する物理量である）運動量を大きくできるので１段目は炭素リッチな燃料の方が
加速効率が良いのではと、素人考えでずっと思っていたのですが、これは全くの間違いなのでしょうか？
（つまり、発射の瞬間は確かに水素燃料の効率はケロシンの効率より悪くても、水素燃料の高い比推力を活かせるだけの
高速度にすぐに到達してしまうので、トータルとしてはゼロ速度から加速を開始せねばならない１段目でさえも
ケロシンよりも水素燃料のほうが効率が良い、のでしょうか？） 推力を大きくしやすい話しと
比推力の話しがごっちゃになってる希ガス >>131
燃焼のかっこよさだと、SSB空中点火（夜間打ち上げ）が最強だったな ダウンタウンの松本気取りのくだらない奴
街中みんなのお笑い草だぜ バカヤロ様がいる
弱い奴には強く出て 強い奴には媚びへつらい
店長崩れのニセモノは
仕事も人望も紛い物
人には厳しく自分には甘く ケジメも無しとする
何でもすべての事が人任せで それでも良しとする
大学行ってもクズだから 常識なんかは通じねェ
相手を選んでハラ立てて
得意の火病はお手のモノ
今は君のために飲もう 僕も風と共に行こう
すべての人に 懺悔しな!!
https://www.facebook.com/katsuyuki.kida.923 CECEのスロットリングは確かにキレイ
出力絞るとつららが出来るんだよねぇ >>132
後半部分は、文章の意味が読み取りにくいが、どうやら第1段は比推力を抑えた方が
良いという主張らしく、それがおかしいかもしれないという疑問らしい。
ところで、
>>130
には
比推力、
構造質量比、
エンジン推重比
と言う3つのパラメータがあげられているが、そのうち比推力のみを扱っているのはなぜ?
第1段では重力損失が大きいので、相応の加速度がいるのは事実だけど、
その時に効くパラメーターは、
エンジン推力と、燃料を含む機体の重量比
が一番大きい(このエンジン推力は、海面上推力のこと、真空推力とは違う)。 >>132
前半の質問だが、H-IIA の第1段燃焼終了時の速度なら
たとえば、
MTSAT-1R/H-IIA・F7 では 5km/s
http://www.jaxa.jp/press/2005/03/20050302_sac_h2af7_j.html
SELENE/H-IIA F13 では5.5km/s
https://h2a.mhi.co.jp/f13/img/sequence_l.gif
SSO 軌道他は別個に調べてください。 >>138,>>139
御教示どうも有難うございました。
>>138
> そのうち比推力のみを扱っているのはなぜ?
その理由は>>130ではなくて、一般にロケットの能力の良し悪しの議論を見ていると
比推力が高いのが優れているという単純なのを今まで良く見掛けたものですから、
それが本当にそうなのか、つまりゼロ速度から発射される第１段だと高い比推力＝高い噴射ガス速度は
加速にはあまり貢献できず同じ燃焼エネルギーならば質量の大きなガスを少し遅い速度で出すほうが
ガスの運動量は大きくできるので加速に有利なのでは、という疑問を抱いたからです。
（比推力∝ガス速度、ガスの運動エネルギー∝ガス質量×ガス速度^２、ガスの運動量∝ガス質量×ガス速度ですから
ガス質量（ガスの平均分子量）をｋ倍にすると、比推力は√ｋ分の１に落ちますが、燃焼エネルギー＝運動エネルギーが同じならば運動量は√ｋ倍に
向上しますよね。もちろん、加速に使える運動量の速度成分は本当はガスの速度と（時々刻々変わる）ロケットの速度との差なので
あまりに質量を大きくしてガス速度を遅くしてしまうとすぐに加速できなくなることになりますが）
>>132で「効率」と書いたのは、同一の速度（例えばH-Ⅱの第１段燃焼終了時の対地速度）に加速するのに必要な燃焼エネルギーが
少ないほど高効率という意味です。 反動推進のエネルギー効率は排気速度と推進体の速度が等しい時に最大となる
比推力400秒のエンジンだと秒速3.92kmあたり
離床時に使うのはオーバースペックなんだわ >>140
やはり議論として分かりにくい。
この議論のどこにも、第1段では重要なはずの重力損失が入ってない。 エンジン単体の推力重量比だけじゃなく、
機体全部での推力重量比も大事
１段目打ち上げ直後の燃料満タンの時は、燃料が重く、
液水エンジンだけじゃ十分な推力重量比を出すのが大変なので、
従来多くの液水ロケットでブースターがつかわれてきた
実質１段目がブースターで液水は１．５段目みたいな構成
液水のメインエンジンだけでブースター不要になれば低コスト化できる そもそも1段目には、比推力よりも、一気に重力損失や空気抵抗を抜けた高度まで
ブチ上げてくれるパワーが求められるんだよね。
その意味で、1段目に水素は微妙だったし、ましてや比推力アップを志向する高価な二段燃焼ってのはいかがなものか、
ということだろう。
世界を見回しても、他に1段目で水素二段燃焼をやってたのは、軌道往還を目指すシャトルSSMEくらいのもの。
使い捨てロケットなら、コスト高な二段燃焼は、低い比推力を補う目的での炭化水素系エンジンでこそ生きる。
JAXAの頭のいい先生たちは、「じゃ、1段目で水素をやめようか」ではなくて、
「じゃ、1段目でも、①比推力下げてもいいから、②意外とパワー出しやすくて、③低コストな方式、がないかな？」
って考えて、「大推力エキスパンダーブリードなら、それを実現できるんじゃないか！？」って方向に進んだのね。
小規模エキスパンダーブリードですら、世界では日本しかやってないから、そこから先は、未踏の道となる。
勇気を出して踏み切って、遂に報われて、形になりつつあるってことだ。
実際のコストは知らないが、理論的には、「世界で最もパーツの数が少ない」エンジン型式だろう。 LE-7Aに比べLE-9はえらい重たいエンジンだな 推力重量比はそんな変わらないし
RS-68と比べたら優秀な方ですよ
NK-33やMerlin1Dと比べると・・・ですが お金と時間あればもっと高圧化して推力上げたかったね＞ＬＥ-9 重量も推力も、LE-7Aの3割増しだよ。
つまり推重比は同じくらいで、正直どちらもあまり良くないが、
水素エンジンとしては平凡な推重比かと（マーリン1Dの 3分の1くらい）
シンプルなのになぜ重い？と思うが、
吸熱のための長大な燃焼室が原因かしら。
まぁ世界初の未知の大型ブリードで、最初はこんなもんでしょう。 >>148
LE-7Aと同じくらいの比推力ならばまあまあいいのでは？
LE-7Aは二段燃焼にしては比推力があまりよくない、と聞いたことがある。 河野太郎がキンペーに「中東の友達多いだろ？」アピール。
その裏でブルネイ・オーストラリアと水素エネルギーチェーン実証試験開始。 ＞ 世界で最もパーツの数が少ないエンジン型式
ホリエモンロケット: ガス押し（ターボ無し）＆アブレーション冷却でパーツは最小（？）
エレクトロン： 電動ポンプで必要なパーツはかなり少ない ＆ ３Dプリンタで部品点数を大幅削減
ベクタースペースシステムズ: ガス押し H3-30型は、SSOに4トン程度、1500m/sのGTOに2トン強程度とされる。
良く考えられてるなと思うのは、この能力だと、SSOの偵察衛星／地球観測衛星には十分で、
かつ昨今の大型静止衛星を上げるには明らかに力不足。
つまり必要十分であり、改良・増強する動機に乏しい性能を最初から設定している。
最大型にしても、これ以上の能力は意味が薄いので、「H3-34型」を設定しないくらい。
さらなる能力増強の必要性があれば、LE-9の強化とLE-11の開発も行うだろうが、
今のところは使い道がどうにも見当たらないな。
HTVの必要性でH2Bを開発したように、深宇宙ゲートウェイ構想が進めば、あるいは・・
>>150
真空中比推力
・LE-7A 440秒
・LE-9 425秒
・LE-X 430秒
・LE-5B 447秒
・シャトル SSME 452秒 （二段燃焼）
・デルタIV RS-68A 412秒 （ガスジェネ）
・アリアン5 ヴァルカン2 434秒 （ガスジェネ）
・ブラン RD-0120 455秒 （二段燃焼）
・長征5型 YF-77 438秒 （ガスジェネ）
正直、二段燃焼としてはもう少し欲しいところかな。
LE-9も、あと2MPaがんばって、430秒欲しい気もするけど、
上述のように、必要十分な性能を出してるので、コスト削減 & 信頼性を選んだのだろうか。 ブランじゃなくて、エネルギアでした (ﾉ´∀｀*)
ブランは軌道上スラスターしか積んでない >>153
34が存在しないのは能力的に意味がないからで、
24で不足するペイロードを上げるつもりがないから34は作らない、
というものではないよ。
タンク容量を変えずにエンジンを増やせば
増やしたエンジン重量の分だけ構造効率が下がるので、
理論的にはdVは減る。
32が22より能力が上なのは、
22の離昇時TWRが30より高いとはいえまだ低く、
TWR向上による重力損失低減の効果で実効dVがむしろ大きくなるから。
24の場合は十分な離昇時TWRを持つので、
34を作ってもLE-9 1基分のコストに見合った能力向上にはならない。
ほとんど同じか、ミッション条件によってはむしろ下がるかもしれない。 SRB燃焼後にLE-9を空中天点火する、完全な3段ロケットにすれば、34型の意味が出てくる
但し、SRBにジンバルが必要になるけど 誰だったか（岡Pかな？）、34型を用意しても、24型とほとんど変わらないって言ってたね。
そもそも、7トンを超える商業静止衛星なんてほとんど無いから、どうでもいいけど。
この図がわかりやすい。
http://abhp.net/jaxa/img/JAXA_H3_000011.jpg
SRBが増えるとガツンと上がるが、LE-9の増加はそれほど寄与しない感じね。
SRBを何とかして6本載せたら、アリアン64級のデュアルロンチ機になるかな？ 2クラスタモデルと3クラスタモデルで、胴体の太さか長さを変えて燃料容量を変えれば良かったのか。 ISSに乗組員を送るには何トンあればいいんだ?
仮にできたとしても日本に打ち上げ依頼が来ることはほぼ無いだろうけど >>143
実はケロシン1段でも固体補助ブースターをつけている例はある。
Atlas 5 のいくつかのバージョン。
機体全部での推力重量比が 1.2-1.3 なので、
固体補助ブースター(AJ60A)で推力を稼ぐと重力損失を減らす効果が大きい。
なお、AJ60A は推力方向制御(TVC)がない分コスト安。
H3 の SRB3 の TVC 省略はコストダウンにかなり寄与している。
これが可能になったのは、LE-9 複数搭載でロール制御ができるようになったため。 JAXAのスポークスマン気取りの基地外が、
長文連投するスレやね。 >>153
あげられた例の中で、(固体、液体を問わず)補助ブースターなしの打ち上げが
（一部のタイプでも)可能なのは、デルタIV と H3 だけ。
比推力を決める要因には、
燃料と酸化剤
エンジンサイクル
の他、ノズル開口比(膨張比)がある。
ノズル開口比が大きいほど真空比推力は上がるが、逆に海面上比推力は低下する。
補助ブースターがある場合、ブースター切り離し高度以上の大気圧で最適になるように
開口比を設計できるので、真空比推力を高くできる。
（1段目と同じエンジンを2段目に使う場合も、ノズルは大型化して比推力を稼ぐ)
と言う事情で、デルタIV と H3 の1段目はノズル開口比を抑えた結果、真空比推力は控えめになっている。 トランプが米国の正義 「子供や女性の虐待」を国連で言及しちまったな。
もうお前ら終わりやで。 >>159
延長した部分以外の互換性が保たれるタンク延長の方が有利だろうな。
エンジンの改良とタンク容量拡大を平行して行っていったシリーズはF9の他にも多くあるが、
エンジン構成の変更なしにタンク径を拡大した例はほとんどない。
いずれにしても、1段胴体完成品の互換性は失われてしまうという重大な欠点がある。
過去にはAriane 4が似たような問題に直面しているが、
こちらは最大構成の方にフォーカスした戦略を採っていたので、
最大構成に最適化した容量のタンクを全構成で使用して
基本構成では推進材搭載量を減らして対応していたようだ。 NK-33 や Merlin1D では、一軸ターボポンプを採用しているのと、
加えて Merlin1D (1段用)はノズルが小さい
（ノズル寸法抑えないと 3.7m の胴体で9基のクラスター化できない)。
Merlin 1D のノズル開口比(膨張比) 16 は実用ロケットとしては多分世界最小で、
比推力ではやや不利(Merlin 1C では燃焼室圧力が低かったので、ノズル開口比 14.5 でも妥当だった)。
>>167
ロケット全体の性能としてはやや不利でも、既存の生産設備を活用するには
タンク径を維持して延長した方が良いか。
その点、H-IIA/B は例外的だな。
逆に言えば、生産設備を別個に用意しなければならず、不利だな。
H3 ロケットでようやく解消されるか。 >>168
の前半は、NK-33 や Merlin1D の推力重量比が高いことの説明ね。 >>168
直径を拡大してエンジンを増やすこと自体、
実現に至るのはレアケースだからな。
下段コアでエンジン基数変更に伴う直径拡大というとH-IIA→Bくらいしか思い当たる物がない。
旧Atlas(ブースターエンジンを2→4に変更)も、
Titan(メインエンジンを2→4に変更)も、
シリーズを通じて何度も提案されながらついに実現しなかった。 LE-9への技術的橋頭堡になったということで発展解消って感じじゃないの
この先LE-5Bの後継上段エンジン作るにしても
新たにゼロから設計すると思われ
燃料がLNGになるかもしれんし
アメリカもRL-10を使い続けるし今んところ需要がない 本当に比推力が467秒もだせるなら、
H3はもちろん、現行のH-IIA/Bの上段に使えば良かったじゃん。＞MB-XX RL10B-2が462秒。
実績もあるし、これで十分。 上段は実績と再着火能力が重要だから
性能はそんなに…って感じなのかな
もちろん技術伝承とか、原因解明が長引くような謎トラブルが発生したときの代替が問題にはなるけど ロケットの業界で国際共同開発は、
ESA とアリアン(数世代継続)を除いては、
実はあんまりうまく行った言が少ないんじゃないかと。
既に完成した物の旧世代タイプを友好国にライセンス生産を許可するとかはそれなりに
事例はあるけど。
国際共同開発というと、MB-XX と、G-X(第1段アメリカ、LNG第2段日本)
くらいかな？そういや韓国のkslv-1 もあったな。
どれもあまり実績は芳しくない。
インドの Vikas エンジンはフランス開発の Viking エンジンを発展させた物らしいが、
うまく行っているのはこれくらい? コスト重視のH3の製造コストが増加する新開発（LE-11など）は不要。
能力が足りないなら考えるべきだが、現行案で十分すぎる。 LE-5Bはノズル外して試験できる貧乏人に優しいエンジンだが、
LE-11の開発には試験設備も作らないといけない
H3が完成する頃には、今後どうするのか見えて来るんじゃね？ 既にLE-11の開発をやってるのと同じだが…
燃焼圧力順
LE-X > LE-9 > LE-11 > LE-5B-3
LE-9で量産機としてのEBCの最大推力を追求
LE-5B-3で長寿命設計の実証
LE-11が液酸液水のEBCではなくなるなら、話は別だけど。 >>180
>>181
LE-11 の開発期間がかかるとか、LE-9 と LE-11 の平行開発の
開発リスクが問題で止めたとは聞いたことがあるが、
製造コストが上昇するとかは無い。
http://ima.hatenablog.jp/entry/2015/07/08/153000
「LE-11は当初の構想でいろいろトレードオフ。2020年に打ち上げを
実現しなければならない。1段と2段をまったく新規に同時開発したことはない。
そのチャレンジをしてもよいか考えて、長寿命化は必要だけれども今回は
確実に開発できる方法を選んだ。」 >>186
開発速度ならわかるが。「製造速度」は生産設備の問題でしょ?
設計や開発以前にボトルネックになると予想できるの?
あと、製造コストについてはLE-11 の昔の資料でコストダウンをする予定というのを見つけた。
製造コストにしても製造速度にしても、LE-9 に比べて特殊な要素、例えば
進展ノズルとかの採用あれば不利にはなるけど。 まぁLE-5B-3といっても、基本設計は古いのだろう。
LE-9開発を含めた最新の知見を元に、ゼロから最新の技術でLE-11を設計・製造すれば、
信頼性・コスト・効率性などが向上することもあるんだろう。
若手の技術者を鍛えることにも繋がる。
LE-9は、ともかくも理論的に困難とされる大推力を実現することが第一要件だったけど、
LE-11では、ブリードながら極限の比推力を目指す、という目標も面白いかもな。 MB-XXって結構重いんだよね
Vinci並に軽く出来れば良いんだけど >>186
ロケット製造費なんて、製造期間×人数 の占める割合が大きいんだから、
製造期間を短縮できるとかなり低コスト化できるはず >>188
Vinci エンジン(RL-10B) もだけど、複合材の展開ノズルを使っている。
軽量化は出きるけど、高くつく。 そこカッコの使い方だと
VinciとRL-10Bが同じってことになるぞ
NK-33(AJ-26)みたいな なるほど、
Vinci エンジンだけでなく、RL-10B エンジンも CFRP 展開ノズルを使っている。
RL-10B
http://www.astronautix.com/graphics/r/rl10b2a.
Vinci
https://www.ifam.rwth-aachen.de/aw/cms/IFAM/Themen/forschung/projekte/~vbj/lebensdauervorhersage-fuer-duesenstrukture/?lang=en
Vinci エンジンのノズルは、CFRP だけでなく、SiC をマトリックスにつかうとかしているのか。
ノズルだけでも高価そう(軽量化は間違いないが)。
まあ、こういう物にも製造法の改良とかあったりするとコストダウンは出きるけど。 >>192
MB-35 の方が展開ノズルで、大型の MB-60 の方が展開しないタイプ?
まあ、いずれにしても死児の齢を数えるたぐいで、
もし今後開発するとなると、大きく変更するんだろうけど。 軌道間輸送用にLE-11はLNGになると思うけどねぇ
液酸とLNGは沸点が近く、宇宙ではISSの寸法で-150℃まで下がるなら
長期保存も難しくなかろう。
燃焼ガスが重いので、水素と同じ燃焼圧なら大きな力を生む。 >>195
長期保存って、どんな用途だ?
半日ー1日程度なら、LE-5B の高度化対応でも、
RL-10B のでも、静止衛星の軌道傾斜角変更には困らない。
月軌道以遠への軌道間輸送用？
需要がそんなに増えるかね？ C/SiC複合材料については、
再使用観測ロケットで高度補償ノズルの試作につかわれ、研究開発中。
他に再使用観測ロケットでは、タンクの複合材料化。
これは液体水素タンクは目処がついてきたが、液体酸素タンクの方が面倒らしい
(爆発リスクをできるだけ減らさないといけない)。
H3 ロケットの次世代機では LE-9だけでなく、これらの技術開発が反映されるだろうけど、
それが2段目の高性能化になるか、それとも1段目の機体を新規設計しなおして、
再利用に向かうかは分からん。 軌道上で、太陽電池で冷却機を動かして液水や液酸を冷却して蒸発を防ぐとか無理なの？ >>196
HTV-Xは軌道間輸送で使う。
せっかく位置エネルギー稼いだのに、捨てるのはもったいない。
>>198
冷却器を動かしても、冷媒が無い。
赤外線放射で排熱するしかないので、地球の影に隠れ続けなきゃならない。 >>198
Vulcan ロケット第2段に使う、ACES がそれにちかいような。
https://en.wikipedia.org/wiki/Advanced_Cryogenic_Evolved_Stage#Design
ただし、動力は太陽電池ではなく、液体水素と液体酸素の蒸発分で
内燃機関を駆動させる物。
液体水素と液体酸素の長期保存もだけど、
姿勢制御系でヒドラジンを止めるとか、高圧ヘリウム系の省略が大きい。
バッテリーも大幅に削減できるとか。
日本の再使用観測ロケットでも、姿勢制御系で蒸発した水素と酸素を使うまではしている。
H3 第2段はそこまでは改良してなかったと思う。 先にHTV-X派生の宇宙タグボートを打ち上げておいて、燃料タンクを打ち上げてそれを宇宙タグボートがひっつかんで宇宙ステーションに運ぶ、というのを想定してるんだっけ。
そんなに燃料を運ぶ需要なんてあるのかねえ…。 >>198
太陽電池を使う方だけど
>>200
の ACES 計画を丹念に読むと、将来的な構想には太陽電池も含まれていて、
その場合は待機期間は ACES の当初構想の数日ー1週間程度から、
無期限に伸びることになる。 JAXAは炭化水素エンジンどれだけやる気あるんかな ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
