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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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。 37号機の打ち上げ予定が発表になったけど、12/23かあ。
天候でちょっと遅れたら、もう年末ギリギリというなかなかのタイミングだ。 >>720
年末年始は漁業補償がいらないからかえって都合が良いかも。 【海外】仏領ギアナ訪問のマクロン大統領、住民吸う大麻のにおいに気付く
http://asahi.2●ch.net/test/read.cgi/newsplus/1509272307/
【10月29日 AFP】フランスのエマニュエル・マクロン（Emmanuel Macron）大統領が27日、訪問先の南米仏領ギアナ（French Guiana）で
大麻のにおいに気付き、「嗅覚はまだあるよ」と冗談を飛ばす一幕があった。
この日の夜、マクロン氏が政庁所在地カイエンヌ（Cayenne）の古い港町クリーク（Crique）で地元住民らとポーズをとって写真撮影に応じた際に
「この中にたばこ以外のものも吸っている人がいるね」と話すと笑い声が上がった。
フェイスブック（Facebook）の公式ページに投稿された動画では、マクロン大統領が「学校の勉強には役立たないよ」と話しているのが聞こえる。
仏領ギアナはブラジル北部と国境を接する低所得地域で、約半年前には治安問題や失業問題に関する抗議デモが相次いでいた。
マクロン大統領は28日に48時間の訪問日程を終了したが、訪問日程が始まった際にもデモがあり
同大統領は自身が地域に恩恵をもたらす「ファーザー・クリスマス（サンタクロース）ではない」などと発言した。
仏領ギアナの住民には、フランス政府から無視されているとの感覚がある。失業率は23％と高く、大勢の不法移民の流入や
穴の開いた道路、本土と比較して整備が遅れている公共インフラが問題となっている。
ドッグレッグドッグレッグvwvw >>722
50年前に種子島宇宙センターを作った際に西日本の各地の漁協のお偉方に「話を通さなかった」おかげで、打ち上げが年単位で出来なくなった。
そのためにもう少しで中国に人工衛星の打ち上げで先を越されそうになった…
その後「お許し」を頂けるようになった後も打ち上げは年に数ヶ月の水揚げの少ない限られた期間に限定されることに。
その期間中も打ち上げの際は、休漁の補償として妥当なのか怪しい漁業補償をバラまかないと、漁協からの「ご協力」は頂けない。既得権益状態。
今は打ち上げ期間は融通はきくようになったけど、補償の状況は変わらない。
これでも「ちいせい話」と言えるかな？
念の為、鹿児島県漁協はJAXAやISASと協力的な関係にありこうした問題は無い。SRBや一段目の落下地点で漁業をしている地域がどこなのか調べてみると面白いかと。 ちいせぇだけじゃなく、みっともねぇ話だと思うが。
説明してて自分で恥ずかしくならんの？ >>724
> 50年前に種子島宇宙センターを作った際に西日本の各地の漁協のお偉方に「話を通さなかった」おかげで、打ち上げが年単位で出来なくなった。
> そのためにもう少しで中国に人工衛星の打ち上げで先を越されそうになった…
おおすみの打ち上げって、何回か失敗したあとに成功したけれど、鹿児島からだよね…？ 他人をマウンティングしたいだけの
知恵遅れ馬鹿ちょんのホラ話 三菱重工技報 | 54-4 航空宇宙特集
https://www.mhi.co.jp/technology/review/indexj-54-4.html
技術論文 H3ロケットの開発 −世界で戦えるロケットを目指して−
技術論文 再使用型ロケット開発に向けた技術実証 >>729
うへーSpaceXに追いつくにはまだまだ遠いな… (3) LE-5B-3開発状況 2017年３月より１台目の認定型エンジンを用いた燃焼試験第１シリーズを
当社の田代試験場（秋田県大館市）とJAXA角田宇宙センター（宮城県角田市）で実施した。
図12に燃焼試験の様子を収めた写真を示す。
全23回（再着火含む），合計で3160秒の要求寿命を達成し，改良設計の妥当性を実証した。
合計で3160秒の要求寿命を達成
色々おかしいやろ… >>730
これ過去5年分ぐらいのネタで、今まで公開されていなかった要素試験の詳細だ。
再使用観測ロケットは中止になったのかと思ったが、まだ生きてるみたいね。
しかし、OEEXハンパねーなvwvw
ラジコン用なんだから買えよvwvw
気象条件やその日のエンジンの機嫌で調子が変わるのに、2機だけで5mぐらい浮かんで降りてる。 RV-Xはいきなり来年度か。
HSEの実証も重なって、楽しみだ。
一昨日にX-2の試験飛行も終わったらしいし、変態機動性を確認できたんだろう。 >>729
>>技術論文 再使用型ロケット開発に向けた技術実証
おお、RVTで終わりかと思ったらRV-Xか。
着実にやっとるね。 >>729
https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/544/544030.pdf
・現在，詳細設計の半ば
・H3 ロケットは静止軌道（静止化増速量ΔV＝1500m/sec の条件）に対し約２〜7ton の打ち上げ能力
(図1にはH3-24L で GTO 6.5-7metric ton)
・ 最小形態は H3-30S で主に官需ミッションに適用，商業ミッションにはH3-22L/H3-24L を想定
コメント：H3-32L が抜けている．検討して不要と判断されたのか？
・ 構造系については，推進薬タンクの一体成形ドームなど，H-IIB での技術の発展，
部品点数の削減とコストダウン
・電気系については，制御機能分散，機器間をネットワーク接続(コストダウンと機器更新を容易にするため)
・アビオニクスには，民生部品（航空機用・自動車用部品）を最大限活用，放射線試験
試作試験モデル（BBM)による成立生の目処を概ね完了．
エンジン(LE-9,LE-5B-3)については，これまでの発表とかなり重なっている． >>738
官需（≒IGS）がデュアルロンチを認めるならH3-30って不要となり、H3-3xシリーズはそもそも要らなくなるんじゃ…
そしたらエンジン2つと3つの2バージョンを用意する必要もなくなり、色々楽になるのではないだろうか。 ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
