H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part74
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>>494
流石の三菱重工もMH-2000は社内用としても運用出来なかった件について… 第2回 H3ロケット用LE-9実機型#2エンジン燃焼試験結果
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2017/171226.html
試験日 平成29年12月26日
試験目的 機能・性能確認、各コンポーネント特性取得
試験時間 112.0秒(112.0)
メイン燃焼圧力 10.66MPa(10.45)
液体水素ターボポンプ回転数 42,716rpm(42,007)
液体酸素ターボポンプ回転数 17,328rpm(16,953) >>496
ビジネスジェット本体の生産から手を引いて随分経つ
実際社用機はMU-300とほぼ同型ではあるものの
権利売った先の製造品 >>497
112秒は今までで最長時間だね
H2AだとSRB-Aの燃焼終了あたり 燃焼圧は今までで最大
あえていえば，
>>497
の計画値と実測値が2％ほどずれている．
それにしても，
メイン燃焼圧力 10.66MPa(10.45)
って，単にマージンを確認しているのか，
あるいは計画推力より実推力が 5% くらい上回るかもしれないのか? 最長燃焼時間で計画していた燃焼圧力を上回ってるんだから
怖いくらい順調だな 設計自体もすごいが、開発手法の大勝利だったな。
想定されるあらゆる不具合を、徹底的にシミュレーションして潰しておく。
革新的な設計開発手法だ。
準備段階で丁寧に手間ひまかけた甲斐があった。
大型エキスパンダーの研究自体は2002年頃からスタートで、
十分に時間をかけてきたけど、LE-9開発に先立ってLE-Xを挟んだのが大きかった。
シンプル・安い・推力強い・安全。名作エンジンの予感しかしない。 >>505
この時点で大勝利って言ってしまう人間の神経が理解できん…
開発メンバーだってデータ解析中で断定的な事言えない状況なはずなのに… 383 名前:名無し三等兵 [sage] :2017/12/30(土) 11:57:44.73 ID:SFLWxeLQ
アンゴラ初の衛星、交信を回復 ロシアが打ち上げ
ttp://www.afpbb.com/articles/-/3157069?cx_position=15
いいw >>505
DAHWINとD-SENDが大きなブレイクスルーになったと思われる。
2010年頃、要素実験を巧妙に設計すればCFDで現実を正確にシミュレートできる確信を得たんだろう。 所望のエンジン性能だけを注目すると、LE-9が一発で実現しても大した驚きはない。
LE-Xで作ってきた開発手法の再確認に過ぎないから。
LE-9の開発において注目すべきは、燃焼室のダメージを検証する方法の確立だ。
渦電流やエコーで微細な亀裂を捕捉できれば、大きなブレイクスルーになる。 昔ながらの設計手法だと、
この時点ではまだ破裂・爆発・圧力低下のオンパレードだよ。 EXBCは簡素なエンジン駆動方式だけど推力100t超の物は、
V-2開発から80年近い宇宙開発の歴史で試験にこぎつけた
最初のケースだからなあ。(V-2の推力は25t)
LE-XやMB-XXは出力アップにターボポンプが
2段で設計スタートだったりする。
再生ターボ1段で推力150tを出すとか、
ちょっと狂気入ってる。 液水でエキスパンダーブリードの推力を上げるのは難しいでしょう。
吸熱量を増やすには燃焼室の表面積を大きくするしかなく、縦長になる。
すると振動の共振周波数が下がってヤバい。
振幅が大きくなるからね。 >>506
基地外が大好きな「贔屓の引き倒し」って奴だ >>514
LE-9の噴射ガス液酸液水比は5.9だが、
燃焼室内の水素供給を絞って理想混合比の8に近づけると、
温度が2500度まで上昇して、タービンもりもり廻ります。
エンジンが溶けるまで回せー！ FUD君の過大評価はともかく、とりあえずH3は順調なのかな？ 贔屓の引き倒しとか過大評価とか、日本ｸｻｼﾀｰはホントに技術を見る目が無いな 別に難易度が高いわけでは無いけど、
LE-9の開発は前人未到の領域なのだから、
素直にワクワクすれば良いのに。
この1つ前の世界初のLNGロケットエンジン
LE-8の時は開発が難航した上に全然情報が出て来ずに、
松浦氏らがロフトプラスワンで話した内容がソースになったりした。
今となっては隔世の感がある LE-7開発のひどい苦労を経験して、強くなったね。 >>511
最近のエンジン開発でも，
BE-4
は今年5月に燃焼試験で事故(パワーパック喪失)を起こしているね．
本格的に燃焼試験始めたのは今年10月以降． LE-7は350秒の試験をクリアしたと思ったら爆発したからな
この段階で楽観視はできない
問題点を洗い出す為に実機試験を行うのだから そうだね。
だが一方で、LE-7AやLE-5Bの経験もある。
手探りの30年前と同視する必要もあるまい。
LE-9は野心的である一方、最も「大人しい性質」のエンジンサイクルだ。
マーリン1Dも初期は試作機をぶっ壊しまくったそうだ。
BE-4の例もある。
一方で、RS-68は大型だが、意外と順調に開発が進んだそうで。
経験の差ということかな。 爆発しないことを確認しながら開発するのが得か、
爆発しながらでもガンガン燃焼試験できる環境が得か。 >>520
最近はロフトプラスワンでイベントがなくて寂しい… LE-7 の開発では爆発が何度かあったが，
LE-7A の開発では爆発というほどのことはなく，
非対称なノズル剥離による横応力くらいだったと思う．
(もっとも解決には苦労したけど)
>>523
LE-7 を持ち出すなら，本格的な燃焼試験の前に，
ターボポンプの振動過大で回転数が上がれれなくって苦労したとか，
プリバーナー含むエンジン始動手順確立に約2年使ったとかも
（プリバーナー自体も爆発破損する)．
一番の問題は，実機(H-II 8号機)の事故要因を試験で洗い出せなかったこと．
ただ，その後の LE-7A の開発と H-IIA/B の運用をはさまないと
技術開発の経緯がつながらない． 事前シミュレーションだけでははっきりわからない過渡特性を調べるために、
実際の打ち上げで使用する部分よりすこし広げた過渡特性を試験で調査しないといけない 上手く開発できたら、次は上段（LE-11）だな。
どれくらいの推力で、どれくらいの比推力になるのかな？
製造手法の最新化（LE-9で確立させるもの）により、
性能を上げつつ、コストを下げることができそうだね。
性能アップにより、当初ギリギリSRB2本で足りずに4本必要となるような重量の衛星を、
何とか2本で行けるようになれば、競争力も上がりそう。 >>530
大きさ的に目立つのは SRB だけど，
コストダウンでの寄与では案外ヘリウム高圧系の削減(歩留まりが悪い）とか，
2段のヒドラジン系の整理とかの寄与が大きいかも．
(2段目の詳しい設計が知りたい所)
あと，LE-9 の推力が燃焼試験で計画値より 5-10% あがれば，
H3-32 タイプが省けて H3-22 で十分となってコストダウンにつながるかも． LE-5B-3 に燗する論文
https://www.eucass.eu/doi/EUCASS2017-189.pdf
・mixer の改良により Isp 1.2 sec 向上
・ ターボポンプの長寿命化のため，partial admission turbine から
fulll admission turbine へ変えた．
この変更によってタービン効率が向上する要素と低下する要素の双方があるが，
注意深く設計したことにより，タービン効率が LE-5B2 のものより 10% 向上した
(燃焼試験でも確認された．
・次回のターボポンプ試験は2018年中頃，燃焼試験は2018年10月ころから2019年頭 >>533
LE-5B-3はスロットリングできないんだ
H3ではこの前のしきさいつばめみたいな変態打ち上げできなくなるんだ…… >>534
LE-5B-3 の燃焼試験では，アイドル燃焼
(ターボポンプ駆動せず，0.1MPa)
はしているね．
ターボポンプ使った場合の燃焼圧力は
3.28MPa - 3.91MPa 他国の新型上段エンジンと競争するには比推力460秒台は欲しい所だ。
＋1.2秒じゃあな・・ >>536
Isp を大ききしようとするとノズル開口比を大きくしなければならず，
やたら大きなノズルが必要になる．
RL-10B のように CFRP で展開ノズルにするしかない
(Vinci エンジンも展開ノズル)
あと，ノズル重量が結構バカにならなくなる あと，RL10B2 は比推力の高さと信頼性ではピカ1だが，
高価なことでも有名(30 million $ とか) ．
Vinci エンジンの価格については不明． 元々は2段目のエンジンも新規開発予定だったのに2機種同時新開発のリスクを考慮して、LE-5系使用に計画がかわりその後もエンジンを1基使うか2基使うかの検討が続いたり、
2段目は初期計画からは色々変わったよね。
今の1段目の上段としてはどういうエンジンが最適なんだろ… >>533
の文献には，タービン効率 10% 上昇とあるけど，
その分を燃焼室圧力向上に振り向けたとすると，
3.6MPa X1.1 = 3.96MPa
となり，LE-5B-3 の第1回燃焼試験の最大値とほぼ一致
この向上分を今後推力に割り振るのか，比推力に割り振るのか，それともコストダウンに割り振るのか，
次の LE-5B3 燃焼試験(2018 年末予定）が楽しみである． >>532
最新の予想図ではH3-32Lの姿がない件について。もしかしてシリーズとして用意しないのかもと思ってる… エンジン1機しか開発しないなんて、岡田プロマネが三味線弾いたに決まってますやん。
・ISSの残りスケジュール
・HTV-Xの確定打上回数
・H3の仕様発表からHTV-X要求仕様Fixまで2年半
これらを組み合わせると、LNGエンジンの二段目以降の採用はかなり前から視野に入っていたはずだ。
LNGエンジンの解析精度も上がってるようだし、今後の日米露の関係によって、H3A/H3Bの発表は
意外と早いかもな。 深宇宙向けの実質軌道輸送機的なのを第３段として追加するのにLNGエンジンってのなら分かるけど、
比推力大事な第２段で液水をやめる理由ってあるの？ >>545
それ以前に>>543の説は時間軸が合わないと思う。
HTV-XはISSの延長運用期間に対応するためのもので、2021〜2024年度での運用がとりあえず決まってる。
いまのスケジュールだとH3のSRB使った2機目（H3としても3機目）でHTV-Xの試験機を打ち上げ、その後の運用期間は四年程度。
どこをどう考えても、2段目を変更できるスケジュールじゃない。 Atlas Vの上段をLNGに改悪して商業市場に参入しようとしてたくらいだからなぁ。
センスなんて皆無。 >2021〜2024年度での運用がとりあえず決まってる。
これが怪しいとは思わんかね？
第一次トランプ政権の後だし、露も極東ロシア・支那の状況でどうなってるか不明。
2020年トランプは74歳で、二選は難しいかもしれない。
ロシア大統領は三選までだから、プーチン後の誰かになってる。
旧ソ連の時代70代で老人扱いだったようだから、プーチンが規則を捻じ曲げて四選してるとは
考えにくい。
となるとメドヴェージェフだろうが、こいつは特ア寄りだ。
>>547
いつまで過去をほじくり返してのたうち回ってんだ？ あけましておめでとう、今年もよろしく。
Ispが1.2秒の改善で、GTOに40kgの向上か。
1.4倍も長く吹かすってことは、小さなエンジンに無理させてるってことだよな。
この改善も活かした上で、将来はちゃんとLE-11開発しないとね。
スロットリング能力を喪失したのは何故だろう。
欲しいけど失ったのか、それとも意図的に？
ただでさえH3では上段の推力が足りないから、
スロットリングしてる暇は無いってことかしら？
誰かP4冒頭の「Figure 4: Comparison between the LE-5B-2 turbine and the LE-5B-3 turbine」
のところの解説をしてくれ。
turbine nozzle admission とは何のことで、full とpartial ではどう違うんだ。 >>545
＞わが国独自の〜と言える。以上。
それだけなら何のメリットもないってことよね。
イプシロンの三段目に押し込むなら役に立つけど、無理してH3二段目に使って得するのはIHIくらいじゃん。
日米露がどうなろうと、物理的にメリットのないもの採用して何がしたいのかわからん。
三段目に使え三段目に。 一段目が極低温の液水で、地上に専用設備が必要なのに、
二段目がヌルいLNGとかちょっと狂ってますね。
GXのように一段目が液酸ケロシンの場合は、極低温設備を不要のまま
二段目LNG採用でIspを上げられるので打上ロケットとしては意味がありまする。
まあ、LE-8は構想も実物も残念エンジンだったけど。 >>548
あのね。まず基本的な事実関係押さえてから議論しようか？
ISSの運用は2024年までの予定で、NASAは2028年までの再延長を検討してるという報道もあるが、どちらにせよ設計寿命がすぎている。
またH3の機体構成検討の際には全段固体なんていうぶっ飛んだ案も含めて様々な検討がされその中にはLNGを一段目とする案もあったが、二段目をLNGとする案は検討されなかった。またLNGエンジンの実用化には開発機関10年を見込んでいた。
時間軸で考えてもHTV-Xの為にわざわざ新型上段開発はない。HTV-Xの初号機打ち上げるまではH3とHTV-Xの開発でリソースは手一杯で万一その後そんな馬鹿な開発始めても開発が完了する頃にはHTV-X計画が終了してる。
技術的にはH3にはLNGを上段とするのは向かないとJAXAが既に結論を出している。
毎回いい加減なこというの辞めてくれ… >基本的な事実関係押さえてから議論しようか？
国際政治に疎い奴が事実関係ねぇ
>またH3の機体構成検討の際には全段固体なんていうぶっ飛んだ案も含めて様々な検討がされ
>その中にはLNGを一段目とする案もあったが、二段目をLNGとする案は検討されなかった。
>またLNGエンジンの実用化には開発機関10年を見込んでいた。
ソースよろしく そもそも第２段にLNG使うメリットがカケラもないようでは……
そんなん作るくらいならLE-11復活はよ。
LNGは軌道間輸送機として早期開発だ！
軌道間輸送用のLNG最上段とかまだどこもやってないし！ 全段LNGにしようぜ
H2の頃から構想だけはあっただろ LNGを大型初段に使うと、さすがにエキスパンダーブリードは無理だろう？
そうなると、ガスジェネか2段燃焼となる。
前者はESAが目指してる方向、後者はスペースXやブルーオリジンの方向だね。
どの陣営も、最低でも7機のクラスタで、SRBは無しだ。
前者は1機あたり100万ユーロの超格安を目指し、
後者は高コストだが、1機あたり30回以上の着陸再利用だ。
日本は世界で唯一、超シンプルなエキスパンダーブリード式の大型初段を持つことになるんだから、
この方向でいいじゃないか。
その気になれば、直径を7mとかにして、多数クラスタも容易だ。
上段は、LE-9とは逆に、比推力を極限まで上げて欲しい。
LE-11は、推力30トン・比推力460秒の最凶エンジンを目指せ！ 現在開発中のH3-30/22/24が完成後に、H3を改良するのであれば、当初の予定にあった新型の二段目向け液酸液水エンジンLE-11の開発と、それに合わせた二段目の改良が可能性が高く、しかも性能向上が期待できる。
なんでわざわざ技術的に筋が悪いLNGエンジンで二段目なんて妄想してるんだか（溜息 >>556
その比推力は最凶の名に値しますね…
真面目な話として、比推力は別にして規模はそれ位が妥当なのかな？ あけましておめでとうございます．
まず，H3 ロケットの開発については，燃焼試験を見ると順調なようだが，
スケジュール的に小改良しかありえない．
H3-32L が聖理されるかもしれないのは結構大きいけど．
>>549
燃焼試験ではアイドリング燃焼しているので，十分なんじゃないか？
なお，
>>533
の論文発表は9月(eucass の学会)だけど，LE5B-3 のアイドリング燃焼試験は10月． LNGは、宇宙ステーションの軌道維持用に良い、
という意見もあるね。
ISSはもうどうでもいいとして、現在計画中の月軌道DSG計画では、
独特のNRHO軌道を保持するために、定期的に軌道修正が必要になる。
長期間保存できて、しかも燃費の良い推進剤が欲しいところだ。
軌道往復用のスペースタグにもLNGを共用できれば便利だろうか。 >>549
> turbine nozzle admission とは何のことで、full とpartial ではどう違うんだ。
A partial admission type has blockages partially in the fluid inlet of
a turbine nozzle and a full admission type has no blockage all around
the fluid inlet of a turbine nozzle. >>560
DSGはかなりデカイ電気推進モジュール持ってたような記憶があるけどそれ使わないのかな？
LNG軌道間輸送機を日本で作れれば軌道修正のために貢献できるかもしれないな。 > In fact, cracks were observed on the turbine which adopted the
> partial admission type in past development of LE-5B2.
ヒエッ
LE-5B-2の燃焼試験でFTPにヒビ入ってたのか
そんなの知らなかった full admission type
では，タービン入り口ノズルを複数に分割せず，円環状の細い隙間からガスを出す．
これなら回転タービン翼の疲労は大きく軽減される．
問題は，partial admission type に比べ，回転タービン翼の高さを低くしなければならないこと．
注意深く設計しないとロスが増える． >>565
LE-9のターボポンプのノズルはどっちのタイプなんでしょうか？ 回転タービン翼(turbine blade)の高さを低くすると，外枠との隙間(tip clearance)から逆流する割合が増えるので，
損失が増える要因になる．
この損失が無視できれば，full admission type の方がガスの流れが一様なので効率が良い．
LE-5B-3 の燃焼試験で改良したターボポンプが長時間運転可能なだけでなく，効率向上が確認されたとか．
(エンジン全体の設計にはまだ反映されてない?)
>>563
LE-5B-2 のタービン翼のヒビについては対策施したと論文にある．
でもLE-5B-3 では燃焼時間がずっと伸びるので，設計を変えたのだとか．
>>566
分かる範囲で調べてみます． メタンエンジン宇宙へ…２０年代後半にも実用化
ＩＨＩは、「液化メタン」を燃料に用いた次世代ロケットエンジンを２０２０年代後半にも実用化する。
http://www.yomiuri.co.jp/science/20180101-OYT1T50007.html ほーら気づいた。
H3->Dream Chaser+LNG推進系 <-> HTV-X群 ->軌道上サービス
軌道上で待機するHTV-X群に燃料を補給する手段が必要だからな。 軌道上で使うならヒドラジンの方が使い勝手が良い。
新規開発する必要はなく、アンタレスで想定してたようなBT-4のクラスタで十分だ。
というか、HTVの尻尾をそのまま単独の台座にすればいいだけだな。 まーだ言ってる。
ヒドラジンじゃ脳梗塞を起こすんだよ。 HTVでBT-4ですら信用できないって言われてR-4Dに差し替えられたのに、
完全新規のメタン燃料スラスタなんて使ったら、ISSへの接近の許可すらもらえんからな。（汗） ISSに三行半ってことだな。
つーか、新年早々にブッ込んできたなぁ
何が狙いなんだろう。
2020年代後半までに日本は往還技術を手に入れます宣言だからな。 >>571
これもスレ違い，
ただし
>>554
>>560
>>562
などで軌道間輸送機(OTV)の定義に混乱があるようなので，一言
IHI や JAXA の資料から読み取ると
地球低軌道と GTO や月軌道の間で往復できて，
燃料と酸化剤の補給だけで何度も再使用できるなら
OTV という．
この意味では，Vulcan rocket の第2段の ACES は壁体水素利用でも OTV 候補だが
（ヘリウムなど高圧ガス不要，燃料と酸化剤の蒸発分で姿勢制御)，
ヒドラジンガス押し式では，高圧ガスの補給も必要になるので
OTV とは言えない．
(軌道上で高圧ガスの補給は危険)
LNG 系列はうまく設計するとヘリウム高圧ガスやヒドラジンを不要にできる． 感情の原因はそれを感じる者自身の固定観念・価値観・自己ルール
解釈（含む誤解）の原因は解釈者。解釈の自由には責任が伴う
「言葉 風紀 世相の乱れ」はそう感じる人の心の乱れの自己投影
憤怒は無知 無能の自己証明。中途半端な知識主ほど辛辣に批判する
「真実は一つ」は錯誤。執着する者ほど矛盾を体験（煩悩 争い）する
問題解決力の低い者ほど自己防衛の為に礼儀作法やマナーを要求する
論理的思考力が低い者ほど宗教フェイク迷信デマに感化傾倒陶酔洗脳
史上最も売れているトンデモ本は聖書。神は人間の創造物
全ては必然。偶然 奇跡 理不尽 不条理は思考停止 視野狭窄の産物
全社会問題の根本原因は「低水準教育」。解決策は「高度教育」
宗教民族差別貧困は紛争の「原因」ではなく「理由口実動機言訳切欠」
犯罪の原因は「加害者の人格障害」。必要なのは治療と高度教育
体罰は指導力の乏しい教育素人の甘え怠慢責任転嫁コミュ障
死刑は民度の低い排他主義集団による時代錯誤なリンチ殺人
核武装論は人間不信と劣等感に苛まれた臆病な外交素人の精神安定剤
投票率低下は社会成熟の結果。奇人変人の当選は議員数過多の徴候
感情自己責任論 〜学校では教えない合理主義哲学〜 m9｀･ω･) IHIはLE-8で高い無駄金を出して経験を積んだから、
企業として知見を活かして頑張るならそれで良い。
なお読売の記事だと、メタン燃料は煤の出ない云々とか
1980年代に語られた内容で書いており、
現時点ではIHIに実証モデルが有る訳では無さそう。
遠い未来の、実現したら嬉しいレベルなんだろうな。
土木建築企業が出す未来構想みたいな。 >>577
2017年度中に3トン級の実証を終える見込み。
LM10-MIRAより比推力がいいらしい。 >>577
>>578
>>579
エンジンの実証モデル(推力3トン)はあるが，LNG スレで
(マスコミの情報がいい加減なのは昔からだが，正月のヨイショ記事は特にひどい)
>>575
「壁体水素利用」
液体水素利用でした．
なお，高圧ヘリウムガスは，H-IIA 第2段では燃料タンクの加圧にも使うが，
エンジン再スタートでのターボポンプ再始動につかう． >>575
長期滞留が前提だから、ヒドラジンは使わんだろう。
沸点の低いエタノール+亜酸化窒素だろうな。 >>580
ヨイショ記事と言ってる時点で、お前に政治を見る目が無いのがバレバレ。
こういう国防や軍事に絡む情報をお漏らしして、利害関係国の反応を探る。
類似例だったらいずもの空母改修だな。
「2020年代後半までに往還技術を獲得する」と宣言し、食いつきそうなのは欧と露だな。 率直に感想を言わせてもらうと、「何だこりゃ？」って感じの記事。
誰か、記事の続きを読んだ人は要約（またはコピペ）してよ。 >>579
以前だと、
地上から打ち上げるロケット上段に使うには推力10tが必要なので、
IHIの企業方針としては、LNG推進系はいきなり10tに着手し、
迅速に完成させる！
……という企業理論で大爆死した過去が有るので、
3t級を独自開発中というのは面白い。
生ぬるく見守りませう。 >>584
3トン級で終わらず、以降10トン級、200トン級が計画されている。 >>583
スレ違い以前に，LNG ロケットスレやロケット総合スレでも
>>568
は技術的に掘り下げたものではないので不要．
>>584
LE-8 以降の発展の詳しい技術資料などは LNG スレで
ここでいくら議論しても，素人談義か，アラシの餌 >>585
戦後長らくNASDAやJAXAの不安要因だったIHIだし
新春の大ボラと受け取っておきます。
構想だけならLE-8完成前にMHIも発表しているし、
頓挫したLE-8を完成させたのはMHI…… そろそろ、見苦しいスレ仕切りを諦めたら？
日本の宇宙開発は他国と大きく異なることが明らかになった。
基幹ロケットは往還システムの一部に過ぎない。
日本と米欧露の関係に応じて、どうなるかは予想できないし、どうにでも変化し得る。
それだけの要素技術が十分積み上がってる。 >>587
ホントだよ。
「国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 第3期中期目標期間終了時に見込まれる業務実績等報告書」ってのに記載されている。
10トン級、200トン級はいずれもケロシンエンジンのISPを超えるのを目標に置いている。 強硬な仕切り屋さんが、
スレ仕切りを止めよと書くのは自虐なのか？
馬鹿ちょん韓国人みたいに「偉い先生が言っているから
俺様の仕切りを容認しろ！」的な傲慢まる出し。 >>590
韓国人を揶揄に使える俺は韓国人じゃない！
こんな感じのアピールでしょうか？ つまり、
君は自分のスレ荒らし仕切りスタイルを自覚して
迷惑を掛けていることを否定しないのですね。 >>590
何を言いたいのかわからなが，感情に走っていることは分かった．
肝心の技術の話はどうなっている？ >>592
日本をディスれりゃ何でもいいお前よりマシだね。 ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
