H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part73 [無断転載禁止]©2ch.net
■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
>>616
【7位】ホンダ 471万台
【6位】フォード・モーター 663万5000台
【5位】 現代自動車グループ 776万台
あれれ？？？ｗｗｗｗ 日本勢は、高度なインフラをつかった自動運転をおこなおうとしていつまでも実現できず、
逆にアメリカ勢が高度な人工知能を使った自動運転を実用化寸前まで進めた
結局日本勢も自前での自動運転開発を捨ててアメリカ勢の技術を導入することに決定
QZSSはもともと自動運転のために企画されて軍用とかおまけだったのが、
軍用メインで、自動運転はあってもなくてもどっちでもいいがあると便利なものくらいになる >>618
準天頂の軍事利用なんか、自衛隊は最初からお断りしてますが。 もともとQZSSはGPS2016年問題が有って、
それで増長するチャンコロ習キンペー対策だし。 >>617
？
単純なガソリン車はもう売っちゃダメになる。
パリ協定でそういうシナリオが進行中。
で、トヨタ・ホンダ以外は技術力が無いので、EVEVと鳴き出したんだよ。
しかし、自動車の構造をちょっと知っていれば、EVが主流になれないと誰でも分かるよ。 >>618
米国はテスラの事故がきっかけで法整備され、技術ハードルが一気に上がった。
ま、米国の場合、法整備ではなく道路事情で自動運転は実現しないけど。 そんな事よりH-IIA/B/H3の話しようぜ。
なんでNASDAのロケットは命名規則がぐちゃぐちゃなのか。
N-I, N-II, H-I. H-II, H-IIA, H-IIB, H3
N-I~H-Iはデルタロケットの改良型で同系列と言える。なのにN-IIの次がH-Iと別の系統のようにみえる。
H-II, H-IIA, H-IIBは全く別系統なのに、何故かHを引き続き使ってる。H-IIとH-IIAはN-IとN-II位は違うのにサブフィックス付けただけ。H-IIBに至っては一段エンジンの数が違いN-IIとH-I以上に違うのにまた単なるサブフィックス違い扱い。
さらに言えばH-IIBの前身であるH-IIA212はH-IIA202に一段目をもう一つ追加してるのに単なる型番違いのような扱い。
H3はH-II/A/Bとは全く別系統なのに引き継ぎH。でもなぜか今までの命名規則を捨ててハイフンとローマ数字を止めてアラビア数字に。 SRBはもっと意味不明。
H-IIのSRBとH-IIA/BのSRB-Aは全く別物なのにサブフィックス違いの扱い。
SRB / SRB-A, SRB-A2, SRB-A改良型, SRB-A3 / SRB-3
H-IIA204向けに開発していたのはSRB-A2…1はどこに？
SRB-A無印とA2に6号機の失敗を反映させたのが、SRB-A改良型。いきなり漢字！
SRB-A改良型を改良したのが、SRB-A3。えっ？
H3用のSRBはSRB-3。だから2はどこ行った？
技術的な背景はわかるが命名規則が理解できん… 命名規則なんて無いだろう
中の人も世代交代するしその時の気分次第 ISASのΜシリーズはちゃんとした（？）命名規則はあるけど、歴史知らないと名前見ただけでは、絶対にどちらが新型かわからない（苦笑 >>625
そんな事はない。デルタやアトラスはそれなりに整合した命名規則を用いてる。
アリアンも整合している。
まぁデルタIV, アトラス V, アリアン Vはデルタ、アトラス、アリアンではないという意見は認めるが、シリーズと言うよりはブランド名になっちゃったからねぇ。
まぁアメリカには、Falcon9と言うバージョン事の命名規則がめちゃくちゃな例もあるけど。 >>595
以前JAXAの人に聞いた話では「マラソンに例えると、ロシア、米国は遥か先を走っていて姿が見えない、欧州は前を走っている姿が見える、中国は手を伸ばせば届きそうな所を走っている」という感じだったな。 http://spacenews.com/hydrazine-ban-could-cost-europes-space-industry-billions/
Hydrazine ban could cost Europe’s space industry billions
はいエアバス半泣き。
こいつらの環境志向なんてこの程度のもん。
REACH規制なんて20年ぐらい前から欧州人が言い出した事なのにvwvwv アトラスはHの次のIを1と読ませて
それまで改良幅に関わらず型式を進めていたのを数字とサブフィックスに区別し、
最新世代では数字3桁に再変更した。
デルタも同様に途中で数字4桁にリブランドした上、最新世代ではそれもほとんど機能させていない。
Arianeも4→5→6と世代毎にサブフィックスの規則を変えてしまっている。
長征の2〜4は数字+サブフィックスで一見規則的だが、
内実は「上段構成の企画順」+「下段構成の企画順」というまったく奇妙なもの、
最近では孫区分まで登場してしまった。
結局、長寿ファミリーで一時の構想通りに整理されたラインナップを持っているものは一つもない。 >>617
ヒュンダイ安いからなw
KIAが苦境だぞw EVの方が部品数メチャ少ないんで参入メーカー多数
モーター繋がりでダイソンすらｗ
数で席捲されてガソリン車なんか逃げ遅れ組になるかもよ >>630
その結論には同意たが…
それらの例は現行の命名規則では対応しきれなくなったとか、ブランディングとか、それなりの納得のいく理由がそれなりにある。
でも旧NASDA系の輸送システムは一度決めた（と思われる）命名規則を2回ぐらいしか守らず、別に従前の命名規則を継続してもよいのに、新しいルールを決めちゃう印象がある。
そういう意味でそれなりに納得のいく理由があったのは、H3でハイフンなくしてアラビア数字を使ったケースくらい。個人的にはあまり好きではないが… >>634
旧ISASも、色々と事情があるとはいえ
一見世代番号に見える位置の数字が小さくなったり大きくなったりと
わかりにくいことに変わりはないと思う。
一貫していないのではなく、長征2系のように最初に決めた命名法則がまずかったという方だけれど。 H3の計画を見ていると、H3-22とH3-32の性能があまり変わらなさそうに見えるからどちらかが、H-IIAの2022や2024のようにシリーズの数を減らすために廃版に将来なったりするのかなぁと思ってみたりする。
まぁ恐らくあの辺りの打上能力はボリュームゾーンで需要が多く、細かくシリーズ分けをする価値があるという判断なんだろうけど。
あと、H3-34Lを見てみたいという中二病が時々発症する事ありませんか？皆さん。 34Lは24Lと能力が変わらないので、LE-9が1機無駄になる。 種子島の吉信射点の今後が気になる。
LP2をH3用に改修する予定なので、2019年にHTV9号機を打ち上げたらLP2と、恐らくVABのH-IIB対応側であるVAB2をH3向けに改修するのだと思うが…
H-IIAの地上設備を残すことで、H-IIAとH3を並行運用できるようにして、万一H3の開発が遅延してもIGSの打上だけは影響受けないようにしてるんだろうけど、最終的にはLP1もH3向けに改修するんだよね？
H-IIA/Bが最短1ヶ月程度の間隔で打ち上げられるのは、地上設備が2セットあるからなわけで、H3で今より打上回数増やすつもりなら、それなりの対応が必要なはず… LP2はH-IIBのときに大型ロケット対応の改修やってるから最低限で済むと思うけどね
LP1は煙道の掘り直しからやるんじゃないのかね
かなり大掛かりになると思う もしデルタIVヘビーみたくH3ヘビーがあるとしたら
LE-9エンジンはコアに2つ、ブースターに3つずつのH3-80ってところか 世界の宇宙技術力比較（2015年度）によると
https://www.jst.go.jp/crds/pdf/2016/CR/CRDS-FY2016-CR-01.pdf#page=7
米は94/100点で圧倒的1位、欧州が67.5点、露61.5点、日本は53点、支那が51.5点、印26.5点
露西亜は衰退著しく既に欧州に負けている
いずれ日本にも抜かれるだろう
印度はまだまだ
2017年版でも順位は変わらなそう
支那は科学分野が弱く、連続打ち上げ失敗も響く >>637
34LよりHeavyですよ、Heavy。ww
>>639
>>640
一度に改良する金が無いのも理由じゃないかな >>628
と、言ったところで今後の予算措置が好転しないなら、永遠に追い付けず、追い越されるだけなんだけどなー。 >>644
ヴァルカン（ロシア）？
あれも一度は打上げ見たかったな
そう言えば系列のエネルギア-Mの地上テスト機が
バイコヌールに残ってるのだとか >>640
LP1はH3-24は無理でも、H3-30やH3-22なら行けるんじゃね？LP1からH-IIA204打ち上げた実績あるわけで。
H3-24を1ヶ月間隔で打つ事はないからって理由で、LP1の改修は最低限にとどめる可能性はあるかと。 >>644
その画像は「H-IIA248とかありえね〜wwwwwwww中二病すぎwwwwww」と言うために作られたもので（苦笑
本気出しても作れません（作りません）
少し計算すればアンバランスな構成である事は分かるはずで、こんなものに「本気出せば」とか言っちゃう気がしれない… >>641, >>643
男なら、H3-32にLE-9を3本束ねたLRBを2セット付けてフェアリングは直径7mのH3-92XL！
技術的に無意味なのが分かっていてもヘビーリフター妄想はやめられない… 第17回 H3ロケット用LE-5B-3認定試験（その1）試験結果
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le5b/2017/171020.html
第18回 H3ロケット用LE-5B-3認定試験（その1）試験結果
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le5b/2017/171024.html
試験目的 LE-5B-3エンジンの設計改良項目の機能・性能の確認
及び寿命実証（アイドル燃焼） >>647
フレームデフレクタの位置&強度が違うから大改修 LE9ってうまくいってるの？風の噂で性能が出ないと聞いたが H3-30にLRBを4基つけるのはそんなに難易度高くないようにも思えるが、必要とはされないんだろうな。 >>652
LE-Xよりも目標を押さえているから大丈夫だという話も聞いたことある。 >>652
風の噂といっても何か資料なり，あなた自身の推論なりを出してもらわないと，
話の続けようもないが
４月27日ー7月12日の第１回燃焼試験シリーズでは予定推力の 90% までは出している．
エンジン試験の初期段階としては一応満足のいくもの．
（同時期に開発している他のロケットエンジンでは，予定推力の50%までしかでなかったりとか，
爆発起こして5ヶ月延期とか)
H3ロケット1段エンジン（LE-9）実機型#1-1燃焼試験の実施結果について
http://www.jaxa.jp/press/2017/09/files/20170905_le-9.pdf
あえていえば，第2回燃焼試験シリーズがいつから始まるかだけど，
「
実機型#2用ターボポンプの単体試験は、6月5日から8月3日にかけて角田宇宙センター
で実施済み。
10月以降に、実機型#2エンジンを種子島宇宙センターの燃焼試験設備に装着し、打
上げスケジュールを勘案しつつ準備を進め、完了次第、燃焼試験
」 H3の2段目って初期には新型エンジンが検討され、LE-9の開発にリソースを集中させるためにLE-5使う事にした後もエンジンの数を1つにするか2つにするか検討が続いていたよね…
将来的に2段のエンジンを新規開発してさらなるスペックアップを狙う事は考えられるのかな？ このエンジンを完成させると、韓国は日本よりもFalcon9クラスの第1段再利用ロケットに近づくことになる。
なにしろこのエンジンはマーリンに非常に近いので。
日本もメタン液水のLE-8を続けていれば、もうすこし面白いポジションに陣取ることもできたろうが、やめてしまったから……
https://twitter.com/ShinyaMatsuura/status/924519981131317250 日本にはLE-8ベースの下段エンジンを開発して欲しかったってのは同意。
それと南朝鮮の75トンエンジンは仕様的には普通に良い方向性だと思うが、
再利用はエンジン仕様とは別次元の技術だからな。 >>658
>>659
松浦さんは，約25年前のH-II ロケット開発の取材と著書では随分頑張ったんだが，
H3 ロケットではあまり仕事してないなあ． >>662
このオッサンに騙されるな。
こいつは結論ありきで、それを補完する事実をつまみ食いしかできない。
過去の事象をサルベージする役には立ったが、ネットで純度の高い
一次ソースにアクセスできるようになったので、もう価値は無い。
つーか、リアルタイムで進行する事象は分析できない。 来年度の工程表の中間取りまとめにLNGの表記はあるから
細々と続けてはいるみたい >>664
>>665
LNG は地味に開発続けていて，
IHI とJAXA で推力3トンの長期間軌道上運用を可能にするエンジン開発とか．
九州工大のスペースプレーン(サブオービタル)にも来年度以降使うらしい．
それはそうと，LNG ロケットの話題を続けるなら
LNG ロケットスレ
https://rio2016.5ch.net/test/read.cgi/galileo/1420199947/l50
で． 1段目に液水を使うと、なぜか遅れたことにしたい奴vwvwvw もともとLNG推進系は、H-IIのLRBに使う200トン級ブースターを開発する予定だった。
その前段階として、簡素な10t級エンジンを作ろうとして七転八倒死屍累々になっただけの話。 ・松浦、ドッグレッグドッグレッグでネガキャンを図るも、岡田プロマネにあっさり論破される。
・スペースタグで日本は遅れてるアピールしたいのに、岡田プロマネは「どこまで話そうかなぁvw」と迷う。
https://youtu.be/BXXnE6N7wSE?t=3303 >>665
BE-4もラプターも，計画推力の 50% しか到達していない．
BE-4 は5月に事故起こして，10月19日に始めて燃焼試験に成功したから
今後リカバーする可能性はあるが，半年から１年遅れ．
ラプターは妥協して，計画推力の 60-70% で BFR に使うとか． >>671
例え50%の推力でも、日本のLNGの数倍の推力がある。 >>672
1段目ロケットエンジンとしては，目標推力の 50% では使い物にならないか，
もしくはエンジンの数を増やすなど機体の大幅設計変更が必要になるんだが? >>673
日本のLNG技術より進んでいることに変わりない。 LE-8て解析ツールも揃ってない時代に、費用負担が不明瞭な状況で
カットアンドトライで何とかモノにしたような代物だろ？ 実際問題として，LNG エンジンで軌道実証した物が無い
(第1段エンジンだけでなく，上段エンジンでも）
サブオービタル利用含めても開発中． 実証だけ世界で最初にやって、実用化は全然ダメってのが日本のお家芸だったんだけどな。 液体水素エンジンの実用化は世界的に見て幅広く行われているし
(中国やインド含め)，
開発予定でも AR-22 (XS-1 に採用） とかあったりする．
XS-1 (有翼ロケット)での液体水素採用には驚いたけど，
後付けだがBE-4 ロケットエンジンの開発遅延で正解だったな．
H3 ロケット開発後に，JAXA は再使用も考えているようだが，
有翼ロケット採用の可能性もあるんだろうか? はやぶさでイオンエンジン大活躍して喜んでたら、すでに世界は全電化衛星やら半電化衛星を作って
商用衛星にも投入してるからな 日本の上段の本命はエアブリージングエンジン機だよ。
1段目の回収型ブースターで加速上昇し、薄くなった大気を吸い込んでエンジン着火。
搭載する液体酸素を減らせる分、ペイロードが増える。 >>683
で、世界に先駆けて、超低軌道監視衛星を日本が独占的に使う訳だな。 低軌道をイオンエンジンで長期間維持する運用は欧州の衛星が先にやってますが。 全電化ｶﾞｰ
岡田プロマネ「再々着火でそのまま静止軌道に入れれるで」 >>686
ゴーチェは推力補正に色々計測しなきゃならないので、重くて高い。 そんなに岡田プロマネに撃沈された映像を晒されて悔しかったか？ >>679
この文章が何を指しているのか不明だが，
LNG ロケットエンジンについては，（日本に限らず）世界的に見ても実用化以前に，
サブオービタル含め軌道実証したものはないが？
（地上試験での性能が期待したほどでない?)
有望な技術であることは認めるが，スケジュールどおりに完成できるものではない． 韓国のKSLV-IIがファルコン9を完全にベンチマークしている、筋は悪くない、
ってのは、俺も他の板でたびたび指摘してたけど、
ゼロからのスタートである韓国が、世界で最も成功している設計の
ロケットをモデルとするのは、自然な流れだと思うぞ？
あとラプターは妥協したのではなくて、
ロケットを火星移住以外の汎用（商業衛星打ち上げやISS・月面・都市間移動など）にも使うよう、
大きな設計変更をしたので、ロケットの規模が半分以下となり、それに合わせて
エンジン出力を下げたというのが実際。推重比はマーリン1Dを超えるだろうと言っている。
「推力を上げることは何ら困難はない。肝心なのは実用的な再利用性だ」、とマスクも発言している。
BE-4は、3秒間燃焼・出力50%とはいえ、最初はこんなもんでしょう。
LE-9試験だって、最初は恐る恐る開始しただろう。
LNG燃料の大型・酸素リッチ・二段燃焼の実機型エンジンの燃焼試験が開始されたという事実が重要。
日本は、世界で最もシンプルな部品構造の水素エンジンを開発したんだから、それはそれでいいじゃない。
計画通りなら、H3のコスパは世界でも最高クラスだぞ。 誰もやったことないものに先鞭つけるなら3液式推進系を採用しようぜ
ロシアが倉庫の奥にしまったままのやつ買ってきて完成させよう SRBの劇的コストダウンを達成する技術革新があれば面白いんだけどな JAXAの考案した超低高度極軌道を維持する
凍結軌道は面白い >>692
LNG スレでも確認したが，
Raptor エンジンの 2015年以前の推力の目標は
なんとThrust (SL) 6,900 kN (705 tonnes-force)
Thrust (vac.) 8,200 kN (840 tonnes-force)
これと比較すると，現状 Raptor エンジンの推力は 25% (それ以下)にしか達していない． >>694
SRB-A -->SRB3 で約半分のコストになる模様．
>>6
>>430
など参照 あの頃のラプターは、まだ肝心のロケットのスペックも決まってなかった頃。
ていうか、メタンに決まる前は水素で構想していたようだし。
今回の推力決定は、「宇宙船の着陸は、原則複数（2機）のラプターで行うが、万が一 1機が故障しても可能」
という冗長性を前提としている。
流石に推力300トンのエンジン2機では、スロットリングしても過大なパワーだったのだろう。
（もしITSのラプター推力のままなら、BFRは18機のラプターで済んだはず） >>699
なんか理由が，後出しジャンケンのように見える．
というか，そこにあげた理由なら，2年前からでも分かっていたはず． 松浦おっさんは以前にも、H3（LE-9）を特集した連載記事で、
「欧米はメタンに進んでるのに、日本は・・・」みたいなこと言ってた。
再利用ロケットはまだ産声をあげたばかりなのに、
使い捨てロケットとしては世界最高クラスのコスパを目指すH3を
そんなに貶す必要があるのかね？
「構造が単純で、コストが安くて、性能もまぁまぁ良くて、万が一故障しても爆発しない安全なエンジン」なんて、
まさに素晴らしいじゃないかと思うんだが。 >>700
現在世界最高のロケットエンジン設計者が、
「よし、最終的にこれで行こう！」と思ったんなら、
それが正しいんだよきっと。 >>702
でも主張がほぼ1年単位でコロコロ変わっている．
結局どの時点のが最終バージョンなんだ？
（というか，要素技術の確認前に大宣伝をするのがあの会社の癖なんだろう) >>701
twitterでの連日の政治的な半狂乱ぶり、パニックぶりを見てると
マトモな判断が出来る精神状態じゃないんだと思われ
自分でストーリー作って現実を捻じ曲げて見たいようにしか見ない人ってことだから LE-9エンジンはRS-68のように海面比推力を高めたノズル膨張比になるのかな。 推重比200の再利用型エンジンを作れる設計者なんだ。
どんな性能も、思いのままさ。
肝心なのは、去年と今年とでは、ロケット自体が全く違う大きさになったってこと。
ITSは離昇推力13000トンｆ、BFRは5400トンｆだ。
前者は、衛星打ち上げなどの地球近傍で使うには馬鹿馬鹿し過ぎる。
BFRは、ファルコン9／ヘビーを置き換えて、しかも完全再利用するのにちょうどいい。
これだけ大きくグランドデザインを変更した以上、
エンジンが変わらないのは、むしろおかしい。 ケロシンやメタンの最大の利点はブースターが不要になるっていう点だから、
SRBのコストがどこまで下げれるかっていうのは重要だな
あと、コスト以外にも、SRBは可燃物っていうか爆発物なので取り扱いがやっかいだが、
ブースターなしのロケットだと、射場で燃料注入する前は不燃物なので扱いやすいってのがある >>706
推重比200のエンジンって Merlin1C /D のことか？
あれの開口比は 14-16 で世界最小の部類．
これではノズルの重量は節約できるが，反面比推力では損失が大きい．
Merlin 1C では燃焼室が低かったのでそれなりに妥当だったが，
Merlin 1D ではかなり不利．
ロケットの胴体直径を維持したままだったので，このような選択をせざるを得なかった．
(ロケット全体で見ても，ロケットの胴体直径を維持したままで
長さのみ伸ばしたので構造質量比では損)
製造設備の制約からで，技術的な最適解ではない． >>695
二番煎じのJAXAが「考案」したってのはどうなのか。 >>707
低融点熱可塑性樹脂固体推進薬でどこまで安く出来るんでしょうね >>705
ノズル膨張比(開口比 expansion ratio)
LE-9: 37
RS-68: 21.5
比較のため
LE-7A:47
RD-171:37
Vulcain2: 61.5
Vulcain2 とか，LE-7A では補助ブースター切り離し以上の高度が中心となるためか
開口比は大きい．
RD-171 は補助ブースターなしだけど，燃焼室圧力が 250気圧と大きいので，
開口比が 37 と結構大きい．
LE-9 は補助ブースターなしとある場合と両方だし，燃焼室圧力も 100 気圧だが
開口比が 37 は RD-68 の7割増しで RD-171 と同程度．
(下部ノズルのフィルム冷却が効いているのか) Vulcain エンジンのノズル膨張比(開口比)は 45 で，
Vulcain2 ではガスジェネレーターの排気をノズルの中頃で
円環状に出して下部ノズルをフィルム冷却している．
これが開口比の向上につながっている一つの要因らしい
（燃焼室圧力固定で単純にノズル開口比を大きくするとロケットのガスが剥離) 松浦 「メタンエンジンは世界一ぃぃいぃいぃ」
MHI 「(低軌道に放り込んで、HTV-Xで引っ張り上げたら終わりやんJK)」 ここ松浦とかいうやつのスレじゃないんで松浦大好きなやつは別のスレでやってくれ >>685
イオンエンジンによる超低軌道ならば欧州が既にテストを終えている。 ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
