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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燃焼器の単体試験なので、耐久性を調べたんじゃないかな。
内壁を薄く作れば奪える熱量が多くなるが、金属疲労が一気に進んで亀裂が入る。 こういうのはどう?
>>65
Tom Mueller 「99% combustion efficiency over four thousand PSi(275 Bar, 27 MPa) combustion chamber pressure」
->さすが俺たちのトム!
岡田プロマネ 「LE-Xの最大圧力は大気圧の200倍」
->ソースは?ソースは?ねぇソースは?
https://zlsadesign.com/post/tom-mueller-interview-2017-05-02-transcription/
the new engines we're developing for the Mars ship are very high-pressure staged combustion engines.
Getting all the energy you can out of fossil fuel propellants;
you know, 99% combustion efficiency over four thousand PSi combustion chamber pressure;
full-flow.
So all of the propellant goes through the main combustor;
it's not an open-cycle; it's a closed-cycle.
So all the energy from the propellant is going to thrust.
It’s basically, you can’t get any more energy out of a chemical propellant. >>72
私はLE-Xとしか書いてませんよ?
LE-Xの燃焼圧力のソースを >>75
zlsadesignてNASAの広報か何かなの? そのサイトに書いてある通りで Jon Ross ( ZLSA Design の Owner )さんの個人のページ
https://zlsadesign.com/infographic/
Blue Origin / spaceX / ULA と、幅広く受注しているようです >>75
Raptor エンジンの話は Falcon 9 総合スレで
(タイトルを SpaceX 総合スレに直すべきかな)。
このスレだと、煽りの材料にしかならんが、あちらで議論すればより建設的だろう。
できれば、前スレの宿題もSpaceX 総合スレで
973名無しさん@お腹いっぱい。2017/09/15(金) 23:42:24.75ID:Pxz7YbwP
>>971
>SpaceXですらメタンを使ったラプターの推力が思ったより上がらず苦労してるから、
ほう、現在そうなの?
できれば原文ソースをお願いします >>63
これは、
>>45
をさしていると思うが、何度となくこの話題はでてきているので、
当の本人を説得しようというのは無駄な努力。
第三者が誤解しないように
「LE-9 の主燃焼室圧力は約100気圧だが、酸素ターボポンプ(OTP)の最大圧力は約200気圧」
「LE-9 は現在フルスケールの燃焼試験を行っているが、その前身の
LE-X は要素試験やサブスケール試験のみ」
てなのを示せば良いんじゃない?
(なぜ、OTP と主燃焼室圧力に100気圧近い差圧が必要かは、
噴射エレメントの安定性の都合とか)
>>73
良い質問だね。
EBC は燃焼圧はあげられるけど、そうすると比推力が低下して実用的ではなくなる。
ではその圧力が具体的にどのくらいかというと、EBC の理論面の他、
ターボポンプの効率
噴射エレメントの設計(燃焼安定性につながる)
などによるので、一般的には答えられない。
各要素の改善によっては、LE-9 の燃焼室圧力をもう何割かあげられるかもしれないが、
それは LE-9 の次期バージョンの課題。 >.81
「酸素ターボポンプ(OTP)の最大圧力は約200気圧」
これは修正、LE-9 の燃料ターボポンプ(FTP) の最大圧力は約190気圧
FTP の方が高かった。
http://www.jaxa.jp/press/2017/09/files/20170905_le-9.pdf
燃焼圧力 10.0MPa
FTP吐出圧力 19.0MPa
OTP吐出圧力 17.9MPa >>79
infographic
まーた微妙なソースっすなvw
JAXAの衛星等のイメージCG描いてる人、元は趣味で描いてた人で
上手いから公式に依頼が来るようになったはず。
そんなポジションの人のツィートで一次ソース面しちゃっていいんだvw
>>81
記者会見でそんな下らん質問をする奴はいなかったな。
https://youtu.be/d9Z4TtQIZ4g?t=1663 もともとエキスパンダーサイクルは、2段燃焼サイクルほど圧力を高める必要が無いから、
信頼性が上がってコストも下がるって話なのに、SSME並の圧力を与えたら意味不明だろうにな。 燃焼圧は高けりゃ高い程いいぞ。
ガスの噴射速度が上がるから、燃料の使用効率が上がる。
イオンエンジンと一緒。 >>83
ソースについても、ちゃんと冒頭に書いてある。
https://www.reddit.com/r/spacex/comments/6b043z/tom_mueller_interview_speech_skype_call_02_may/
その意味で、上記の Twitch streaming が1次ソースと言える。
https://zlsadesign.com/post/tom-mueller-interview-2017-05-02-transcription/
Background info
On May 2, 2017, Tom Mueller, propulsion CTO at SpaceX,
conducted a speech/interview with some members of the New York University Astronomy Society.
This was streamed live on Twitch; >>84
LE-X の時代からフォローしているとわかるけど、
開発の優先順位は
1. 信頼性(有人も可能なほど)
2. コストパフォーマンス重視、性能はそれなりに、価格を安く
3. 将来的には再使用も可能(ただし、再使用の形態はスペースプレーン含む)
なんだよな。
優先順位は変わっているだろうけど、LE-9 でもエンジン単体でトップの性能を狙ってはいない。
(なお、エンジンの信頼性については、クラスター化などで往かされている)。
今後、LE-9 の改良を進める場合も、性能向上よりも再使用に向けた耐久性の向上とか
スロットリング幅を広げるとか(スペースプレーン形態では不要)ではないかな。 >>86
また煽りにつられているな、Raptor について真面目に議論したければ Falcon 9 総合スレで。 >>86
で、それが>>65の反論になってんの?
一方はリツイート、他方は記者会見での発表やで? ロケットエンジンで燃焼圧力が高いのは、
SSME(20.6MPa)
RD-170(24.5MPa),RD-180(26.7MPa)
などあるが、どれも性能は一流で(ちゃんと整備すれば)信頼性も高いが、値段もべらぼうに高い。
流石にこんなエンジンでクラスターを組むのは大変だ。
スペースシャトルは3基だったけど、経済的にはペイしなかった。
H3 ロケットでねらう、
機体全体としてのコストパーフォーマンス
クラスターをうまく使った柔軟なシリーズ構成
とは別の路線。 >>83
定性的な議論になるが、問題の EBD の場合は、
1)燃焼圧を上げれば、その部分だけなら比推力は上がる。
2)燃焼圧を高めるためにタービン側に回して「捨てる」水素を増やす必要がある。これはトータルでは比推力を下げる。
>>81 さんが言っているのは、そういうこと。議論が噛み合ってない。 >>91
駆動ガスの圧力が上がったら、捨てるガスの量は減るぞ。 >>89
Tom の本物の発言だ。Twitch の streaming だけど。 >>92
いや、燃焼室圧力をあげるとターボポンプに必要なパワーが増えて、
オープンサイクルでは無駄になる駆動ガスの割合が増える。
LNG エンジンでの各サイクルの比推力の比較資料だが、
Chemical Rocket Propulsion: A Comprehensive Survey of Energetic Materials
by Luigi T. De Luca, Toru Shimada, Valery P. Sinditskii
出版社: Springer; 1st ed. 2017版 (2016/8/1)
の
The Status of the Research and Development of LNG Rocket Engines in Japan
481ページの fig. 21
というのがある。
2段燃焼サイクルやエキスパンダーサイクルでは、燃焼圧にたいして比推力は一定だが、
ガスジェネレーターサイクルやエキスパンダーブリードサイクルでは、燃焼圧が上がると比推力が下がる。
液体水素を媒体にしたものの資料があるとよいけど、傾向は同じ。 調子乗って大嘘こいたのに
>参考書thx
で済ますんだからなーこれだからキチガイは ID変えないと悔しくて眠れないのかな?
パヨ浦ちゃんvwvwv
LE-Xの燃焼圧力20MPaを受け入れることができたようだね。 >>90
地上試験で終わったロケットエンジンまで含めれば、燃焼室圧力で最高なのは、
RD-701
https://en.wikipedia.org/wiki/RD-701
1980年代の末に作られたもので、
最大燃焼室圧力
30MPa
最大推力
4 MN(400t),3.2MN(320t)
比推力
460 s
Dry weight
1923kg
と言うまさに化け物のようなエンジン。
ちょっと性能がアンバランスに見えるけど、実は tripropellant エンジン
地上付近ではケロシン、上空では水素。
地上付近のモードでも一部液体水素を使っており、特に再生冷却に水素。
このエンジンは SSTO のロケット用
https://en.wikipedia.org/wiki/MAKS_(spacecraft)
に開発された。
まあ、それを言えば RD-170 は月有人ロケット用に開発されたもの。
通常のロケット用としてはオーバースペックぎみ。 まーたおかしな人が暴れてるのか
いつも根拠のない日本すごい妄想をして批判者はパヨ浦認定 >>100
いちいちID変えないと煽れないのかな?
ID:Mv4vFA7Gだろ? >>101
予冷に何倍もの液体水素を使うから、実際には1回の打上げで億の金が掛かる >>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-U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-U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、@比推力下げてもいいから、A意外とパワー出しやすくて、B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 ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています