H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part74
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>>703
エンジンと一緒に交換すりゃいいだろ。
「ライター貸して」と「中の燃料だけ頂戴」
どっちが簡単だ？ >>704
それただの使い捨てOTVでは？
ペイロード上げる能力が足りないから使いまわせるもの使いまわそうというのが、
化学燃料型の再使用式OTVのポイントでしょう。
軌道上での燃料補給実証自体はHTV-Xの検討項目に入ってるし。 >>706
ライターに例えられるほど軽くないでしょ。
そんなにH3の打ち上げ能力ないのだから。
それこそ石油ファンヒーターくらいに例えるべきかと。 >>707
えvwvw
月まで行くなら、複数のHTV-Xでライターをパスすりゃいいだろ。 >>708
何でライターの例えに拘ってるのか分からないし、
OTVを複数のHTV-Xでパスしてどうするの？
複数のHTV-Xで燃料補給してOTV何度も使うって話なら俺の書いてる話そのものだけど。 >>709
俺は超能力者じゃないので。
説明放棄して「これ見ればわかんだろw」と他人に理解を投げる奴にようはない。
NGしますた。 ああ。
・H3の推力弱くて使い物にならない
・燃料供給に失敗する
と言いたかっただけか。 >>695
>>696
キセノンでは無茶だが，
>>697
のようにアルゴン利用の電気推進の研究は,JAXA や大学でずいぶん以前からされている．
この種の OTV (化学推進も含め)の当初の目標は，
宇宙太陽光発電や月面基地の建設
>>701,702
そこら辺の研究もチラッとは見た
>>699
それは初耳，できそうだけど．
>>703
今後5年程度で実現可能性が高そうなのは，それだろうな．
燃料の移送は使い捨て OTV なら不要
あと， 燃料の移送で問題になるのは，低温と言うより無重力の方が課題みたい．
微小推力で加速しながら移送とかするんだろうか?
ともかく，化学燃料 OTV での月への輸送ではほぼ確実に複数の H3 ロケット打ち上げが必要．
化学燃料再使用型 OTV でも多分複数の H3 ロケット必要，
ただし OTV の製造費(これが結構高い)は安くなる． あれ？
基地外の妄想がいつのまにか情強さんの将来展望になってる。 推力重視なら、水素系よりメタン系、メタン系よりケロシン系だろうけどなあ。
ケロシンはちょっとこれからやるの大変だし、メタン系ロケットもまだ手に入れてない現状だから、
LE-9エンジンを3つ束ねて、それを3本横につなげる、
ファルコンヘビー的なやつやって、再使用めざしたら？ ジェット燃料って-50℃ぐらいで凍るんだが…
ハイパーゴリック好みといい、そんなに軌道上で脳血栓を起こしたいのかな？ >>713
深宇宙ゲートウェイ補給のためだけに毎回H3を2機セット打ち上げとか、予算が通ると思えないし対策いるだろうな。
無重力化での液体挙動研究は今やってる最中だから、宇宙空間での補給には期待してるけど…… >>715
本文が大推力目指すのか，再使用でコストダウン目指すのか混在しているが，
もしこれから再使用でコストダウン目指すならケロシンでの開発はまず無い．
煤のため回収してからのメンテナンスコストがかかる．
なによりも本家の SpaceX の次世代機がメタン燃料．
(酸素リッチのプリバーナーの2段燃焼サイクルを既に持っていれば別だが)
水素燃料での再利用機はありえるけど，その形態については
垂直離着陸形式の他，
XS-1 のようなスペースプレーンタイプの垂直離陸，水平着陸形式もある．
垂直離着陸形式は着陸時に空力をうまく利用しないと意外と燃料消費が多い． H3でFalcon Heavy的なことをやろうとすると、開発費、VABやMLをはじめとする地上設の問題がある。更に一機あたりのコストが150億円ぐらいはかかるだろうから、現実的かどうかかなり疑問。
え？地上設備はH-IIA212向けに作ってあるからコア3本は無理でも2本なら大丈夫？H3-62Lですか？ だからといって滑走路に降ろす方はもっとハードル高いからなぁ。
垂直着陸しかなくね？
それともヴァルカンみたいな方式にするか。 >>717
それでも， H-IIB+HTV 打ち上げより安い．
あと，深宇宙ゲートウェイ補給のためだけに GTO 20t クラスの大型ロケット打ち上げ機を新規開発するのと
どちらが予算が通りやすいかという問題でもある．
((商用含めた)他の需要見通しがあれば説得できるかもしれないが) 実証中の3トン級LNGエンジンは既存のケロシンエンジンを超える性能を示しているが…
これも受け入れないんだろうなぁ。 >>717
大型打ち上げ機は難しいだろうな。
結局効率的なOTVが必須という感がある。
それが電気推進にしても化学推進にしても、不足する打ち上げ能力をカバーするOTVの存在が肝にならざるを得ない。
しかしどんなものになるやら。 >不足する打ち上げ能力
やはり、言いたかったのはコレだなvwvwvwv >>721
OTVはのコストが不明な以上、打ち上げ機単体で比較する方が現時点ではよいかと。
H-IIBは120億円程度？
H3-30Sの目標がH-IIA202の半額だから50億円程度？
H3-24Lは60億円程度？
H-IIBとH3-24L2機はだいたい同じ位のコストか… 論破されるとID変えて基地外レッテルのキャッチボールと限定ジャンケンvw
バレバレvw
「比推力競走から卒業」ってのが効いたな。 >>725
問題はプラスして補給の他に着陸機とかも入ってくるから、
予算がそちらにも必要なのよね。
打ち上げ機が半額なったからといっても、荷物の開発費は半額にはならんからな……
まあ打ち上げ機のコストダウンが正義なのは間違いないけど。 >>718
酸素リッチケロシンエンジンって、なんでいつまでも、ロシアのオーパーツなんだ？
アメリカとか使ってるんだから謎を解けないのかねえ。
まあ、日本はケロシンよりもメタンだと思うけど。まず。 中国がロシア（RD-120等）に学びながら（パクりながら）、
10数年がかりでモノにしたようだが。
ブースター用は酸素リッチな二段燃焼（YF-100）でありながら、
メインエンジンはガスジェネの水素（YF-77・長征5型2号機の失敗原因）な所も。
長征9号の2段目の200トンｆ級水素もガスジェネだとか。
BE-4やラプターは、その過程に酸素リッチな部分もあり、
開発者の腕の見せ所となるでしょう。
日本のLE-9は、ノートラブルでフィニッシュと行きたいところですね。
次にLE-11、それからメタンでしょう。 LE-9の立ち上がりがぴったり揃わないとコケそうで怖い
特にH3-30S >>731
推力が安定するまで離床しないように固定するのだろうか？
H-IIA/Bには無い問題だね。 >>731
>>732
https://news.mynavi.jp/article/20160722-h3_jaxa/
「ブースタなしのシングルスティックの場合、推力がゆっくりと立ち上がるため、
フラフラと上昇しないように、ある程度の推力になるまで、機体をMLに固定する
仕組みが必要になる。新型のMLにはこの機能が追加されるほか、上部デッキを
平らにして、打ち上げ後の補修作業を不要にする。」 >>733
情報提供ありがとうございます
ところでそのサイトでH3関連記事を読んでいると
https://news.mynavi.jp/article/le9-2/
> 実機型#1で判明した強度不足について対策を行っているそうで、
以前このスレで実機型#1と#2の形態が変わっている？
みたいな話題が出ましたが強度不足の修正だったんですね
大事（爆発とか）になる前でよかったｗ >>730
先に一段目回収をやる可能性も。
問題は垂直着陸だとエンジン3基だとバランスとの兼ね合いもあるし何より3基回したまま降りたらオーバーパワーっぽいことだが。
打ち上げ能力落としたくないし、一段目を大型化するかな？
再使用のためにエンジン推力落とす可能性もあるし。そうなったらエンジン5基の太いH3が観れたりしないだろうか。 >>735
JAXA で再回収の研究はしているが，実施方法は複数の選択肢が残っている．
Wires (九工大)のように垂直離陸水平着陸の可能性もあるし，
垂直着陸でもスロットリング幅を広げることで対応し
エンジン4基で運用(着陸時は2基）もありうる．
やや先ではあるけどエアブリージングエンジンとかも．
この他に Vulcan や adeline のようにエンジン分離して回収とかもあるが，
JAXA や日本の大学などが研究している範囲にはない． 必死こいてFUDかましてるのが笑えるvw
・LE-9の立ち上がりが…
燃焼試験の結果から、8MPaの推力を100msecオーダーで微調できていることが分かる。
ここまで高感度で推力を調整できるのは世界でもLE-9だけだろう。
・強度不足…
解析で予想した数値とちょっとずれてただけだろう。
じゃないと#2の製造開始のGoを即決できねーよ。 >>737
> ここまで高感度で推力を調整できるのは世界でもLE-9だけだろう。
FUD君らしい表現 >>736
KISS&HOPブースター検討だと、LE-7エクスパンダーモードで垂直着陸となってたりするから、
エンジンにハード的に低推力モード追加する選択肢もあるな。
エアブリーチングエンジンは今のところ近い未来において実用化レベルにあるとは言えないし、
おっしゃる通り分離しての回収をやるつもりがないとすると、
垂直着陸か水平着陸しか手段がないな。
ただ、WIRESみたいなエアバック水平着陸は、シベリアの広大な土地があるロシアならともかく、我が国だと厳しいのではないか？
そして滑走路への水平着陸は種子島空港へは民間航路もあるから難しいとして、
やるとしたら硫黄島かクリスマス島あたりへのフライフォワードしかなさそうに見える。
だがそこから種子島に戻すのが大変だし、
極軌道打ち上げだとどこに降りるか問題だしなぁ。
実質的に垂直着陸一択な気がする。 http://www.jaxa.jp/press/2016/06/files/20160614_h3_01_j.pdf
2016年時点での開発計画では2017年前半にもSRB-3の燃焼試験を始めるはずだったのに
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/srb3/
まだモーターケース単体の強度試験しかやってないみたいだよね
強度試験で何かトラブルあったのかな？
サイオコールのライセンス使わない独自の製造技術だと強度足りなかった？
スラストピン1本で支える構造に無理がある？
そもそもCFRPって割れやすいよね？ それによると、LE-9の実機型燃焼試験は2016年度下半期予定だったようだが、
実際には2017年度初期までずれ込んだじゃないか。
夏頃までにSRB燃焼試験に入れば問題ないのでは。 >>742
まずは，SRB-3 の開発がやや遅れても H3 ロケットの試験1号機には支障がない．
開発や試験の(予算も)優先順位としては，当たり前だけど LE-9 や LE-5B-3 の方が先．
次に SRB-3 の資料を丹念に読むと，燃焼パターンは SRB-A とそれほど変わらないし，
ノズルも(低価格化を除くと)それほど変わらない．
大きく変わっているのは，TVC 削除と，分離方法と，モーターケースの国産化＋薄肉化
強度試験は現在やっているから良いとして，次の山場は SRB-3 の分離試験だろうな．
(素人目には燃焼試験ほど目立たないけど）
>>745
他の開発項目(エンジンの他，アビオニクスやフェアリングなど)とも比較すると，
SRB-3 の燃焼試験は今年夏ー秋でも充分だな． さらに SRB-3 の資料からは，CFRP モーターケースの国産化＋薄肉化は，
イプシロンロケットの第2段，第３段で技術ノウハウを蓄積してきたとか．
完全な新規開発となっているのは，分離スラスタ．
これは動作機構開発とその故障モードの解析もだけど，
火工品というかガスジェネレーターも従来の運転範囲以外だったことで
燃速データの取得試験を実施する必要があったとか．
SRB-3 の開発遅れの主要な部分は分離スラスタらしい． ・フェアリング
L型フェアリングってアリアンのよりも大きいけど大丈夫？
H-IIBの時もフェアリングの強度足りなくて補強したり設計しなおしたりしなかった？
前にトーラスXLもフェアリング開かなくて打ち上げ失敗してたよね
・アビオニクス
民生用の半導体で何百億もする衛星打ち上げるのはちょっと……
それに今時のCPUってみんなSpectre脆弱性あるんでしょ？
まだまだFUDするぜ〜 >>749
>それに今時のCPUってみんなSpectre脆弱性あるんでしょ？
Intel とか amd の CPU はロケットや衛星にはには使いません
(地上支援系には使うかもしれないが）
理由は
・発熱量が多すぎて真空環境では使いにくい.
・宇宙環境で使うには動作温度範囲が狭い
ロケットで使うとしたら航空用や自動車(のエンジンコントロール）用の CPU ですが，
これらは演算性能より環境耐性(温度やノイズ耐性など)や信頼性を重視します．
つーか，仮にそんなところまで hacking できるなら，ロケットどころか世界的なテロが実行できる罠． >>750
Spectre脆弱性は分岐予測とか投機的実行speculative executionやるCPU全部
にありそうなんだけど
http://www.hirec.co.jp/business/design.html
今の日本の宇宙用MPUはMIPS系らしく
https://web.stanford.edu/class/ee282h/handouts/Handout36.pdf
MIPSもspeculative executionやってるんだよね…… あと，民生用の半導体と言っても，
旅客機に使う場合は何百億円だけじゃなく，数百人の人命もかかっているわけで．．．
当然信頼性に対する要求は宇宙産業よりはるかに厳しい．
自動車用の場合も個別には数人程度だけど，
販売数が多いだけに，
事故の原因が半導体またはソフトウェアだとなれば
巨大な訴訟リスクを負う．
これらの半導体で宇宙環境耐性として別個に試験すべき項目は放射線耐性くらい．
もしかして，
>>749
は民生用半導体と言うとパソコン(もしくはスマホ) CPU くらいしか連想してないのか? >>751
仮にそんなとこまで心配するとなると，
H3 ロケットの新規アビオニクス以前に
H-IIA/B
のアビオニクス他も全部見直せということになるね．
というか，他(旅客機含め)でも使っているじゃないのか？
まあ世界的規模の壮大な見直し(FUD)になるね． あと，
Spectre脆弱性
対策は，今後からソフトウェア開発するなら当然とられるだろうし，
むしろこれまで使われてきている機器やソフトウェア
(ロケットで言えば H-IIA/B)の対策の方が面倒だろうね．
かりに hacking されるとしたら JAXA の地上系じゃないか，
ただテロする側からすれば銀行とか電力会社，航空会社などの方が
FUD の効果ははるかに大きいだろうが． 日本すごいくん「日本の技術をもってすればシミュレーションだけでエンジン完成できる」
JAXA・MHI「エンジン作って噴射してみたらいろいろ問題が見つかったので修正します」
そもそも修正が入る時点でおかしな人の書き込みがまちがいだったと証明されてる >>755
「日本の技術をもってすればシミュレーションだけでエンジン完成できる」なんて言ってるのはお前だけだぞ。
お前は「フロントローディングを理解してないバカです」と自白してるんだよ。
筋のいい解析モデルを獲得したので、事前に予想できる実証誤差の解像度が上がってる。
JAXA・MHIのいう問題修正とは、解析に使用したパラメータかもしれないし、現物の形状かもしれない。
しかし、#2の製作開始がスムーズに進んだことから、解析と実証の誤差は予想の範囲内だったことが伺える。
お前を絶望させてやると、BE-4の実証で発生したようなトラブルはLE-9では発生しない。
重要パーツが外れて飛んで行き、半年ほど実証が止まるなんて無様な事態は避けられる。
一番の振動源である燃焼室はLE-7Aより振動を抑制できており、それも解析が先、実証が後だった。 あと、フェアリングについてだが、イプシロンと比べても先端から円筒部に至る曲面が
連続的なので、解析と実証がよく一致するだろう。
オジャイブ形状というらしい。
世界で一番静かな音響環境を作るそうなので、フェアリングにかかる力はH2Bより
小さくなってるんじゃないですかねぇ。 H3-30はブースターが無いから
SSOの場合は鬼界島や大東島避けずに飛ぶのかな？
フェアリングが大東島付近になるから、やっぱ避けるのかな？？ >>757
フロントローディングだからBE-4のようなトラブルは発生しない
と
シミュレーションだけでエンジンが完成できる
は同質では？ >>757
実機の存在しない2016年の時点で、
「アメリカにプレッシャー」「有人に使える」
と言っていたでしょ
２段目、それらの結果を検証するのが実機試験じゃないですか
>>755が釣りなんでしょうけど >>760
だから、お前はバカなんだよvw
解析でどこが一番振動するのか、事前に把握できるだろ？
そこに加速度センサーを付けておいて、規定値を超えたら自動停止させる。
エンジン実証においてキーパーツが吹っ飛ぶまで放置なんて、SpaceXから
何も学んでいない・知っていてもやりようがない証拠。
>>761
LE-Xって2017年製だったのかvw http://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/jaxatv_20150708_h3.pdf
公式資料の中にLE-Xの「燃焼圧力20MPa」があった。
誤読を誘いたいのか、実力を隠したいのかよく分からない資料で笑えるvw 反論できないソースを持って来てやったら逃げる逃げるvwvwv >>761
「アメリカにプレッシャー」の方は誇張だろうけど，
「有人に使える」の方は，実は LE-X に関する10年ほど前の論文(著者は JAXA や MHI)で
言及されている．
http://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2008-a-02.pdf
" This indicates that this cycle has a
potential to avoid catastrophic engine damage, thus we
believe that the LE-X is also well suited for Japan’s future
manned space mission, as well as booster
stage of an ELV. "
この時期の他の論文にも同様な記述が見られる． >>766
> the LE-X failure rate was one-third of that of the LE-7A engine, as
shown in Fig. 13.
LE-Xの理論的な失敗確率はLE-7Aの3分の1か……
余裕で1ケタは下がるかと思ってたけど大したことないな……
LE-9はどうなんだろ……
しかもFig.13はFig.10の間違いだし……（失笑） >>767
それ以降の論文で，さらに信頼性のマージンの評価をきちんとして(各要素でバランスとって)，
設計を改良することで全体の信頼性はさらに向上している．
暇があれば，LE-X の論文をフォローしてください．
(つーか，人身攻撃のようなことに使う時間があったらもっと技術を勉強しろよ） 以前、固体ロケットブースター付きでは有人はできない、と聞いたことがあるが、H3-30では有人には非力だよね。 そうだよ。
だから、上段はLE-5B-3でお茶を濁してるんじゃないかなぁ 非力かな？
凡百の衛星打上げと違って、上昇加速度が緩やかでないと
中の人が苦しむし、高加速ロケットでは緊急脱出が出来ない。 >>770
固体付きだとアボートが厳しいからなぁ
H3-30ならISSにソユーズくらいの規模なら有人いけると思う >>770
最近のロケット爆発事故は，液体ロケットが目立つが？
2016年9月 Falcon 9
2016年6月 Falcon 9
2014年10月 Antares (2段目は固体だが，第1段液体酸素ターボポンプのトラブルで墜落炎上）
2013年7月 Proton 打ち上げの約17秒後に射場近くに墜落炎上，誘導システムのセンサー逆付け
2007年1月 Sea-Launch(Zenit-3SL) 第1段爆発，射場(船)にダメージ >>769
http://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2009-a-06.pdf
> Challenge Towards Ultimately Robust Design -Methods and Their Support > Systems for the LE-X Engine
LE-Xの信頼性の論文と言えば2009年のこれですかね？
定量的に失敗確率を算出するにはどうしたらいいのかみたいな方法論の話で
具体的なprobability of failureの数字は出てないっぽいですが。
http://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2011-a-21.pdf
> Overview of LE-X Research and Development
2011年の論文でも
> However, the risks cannot be estimated completely by the individual
> component analysis since interaction between components cannot be
> considered.
部品レベルの信頼性は推測できても相互作用のある複数の部品の信頼性推測は難しい，
みたいですが。
> However, it is difficult to develop the failure scenario which leads
> to the end state, such as LOC (loss of crew) or LOM (loss of mission).
関係ないけどむかし原子力屋さんは
「Probabilistic Risk Assessmentの手法を使えばシビアアクシデントの発生確率を計算できるよ（キリッ」
って言ってましたよねｗ 設計上のLOC率と実際のLOC率が大きく違ったことで有名なのがスペースシャトルだな >>772
加速度については，液体ロケットのコアでスロットリングで調整できる．
(Atlas 5 などでやっているのと同じ)
実際の所は加速度と言うより MAX-Q (動圧)対策だが，
このため LE-9 のスロットリング能力は幅を持たせている．
大体，Atlas-5 + Starliner の構成では，固体補助ロケット2本付き
アボートシステムは，加速度と言うよりMAX-Q (動圧)で能力を決めて設計する．
だから MAX-Q の効かない領域でアボートシステム稼働させると乗員に対する
加速度が大きくなりすぎて，命が助かっても重傷になることがある．
アボートシステムで乗員の命が助かった唯一の例
1983年9月26日のソユーズT-10-1 の事故では，
「脱出時に乗員が受けた加速は、14 から 17G が 5秒間であった。」 >>762
フロントローディングでも想定外は排除できない。開発効率が上がるだけ。 http://spacenews.com/sierra-nevada-clears-dream-chaser-test-milestone/
ポストISSに向けて、キーパーツが揃ってきたな。
https://en.wikipedia.org/wiki/BE-4#/media/File:The-first-completed-BE-4-engine.jpg
ニューグレンって、これを7機もクラスターにするんだろ？
再使用を実現できないと、ISS補給用じゃコストに合わんだろうなぁ
Dream Chaserの1回目はアトラスVを使うらしいが、それ以降はどこのロケットを使うのかな(棒)？
>>775
いくら我田引水を駆使しても、LE-7Aに起因する失敗がゼロなので、LE-7Aの数字を弄る限り
LE-9の失敗確率はゼロのままだよ。 >>778
お主にとって残念だろうが、LE-9の開発において想定外の事象は無い。 >>770
現状のアボートシステムが液体前提で作られてるからでは？
固体ブースターでも安全にアボートできるシステムの開発に成功するか、
そもそもアボートをおこなわない設計にすれば固体でもいけるはず >>775
エンジンの信頼性向上の努力は継続的にしているけど，
設計段階で probability of failure を定量的に示すのは
misleading なので止めたんじゃないかな．
燃焼試験で実証すべきことだし
(LE-9 の燃焼試験では事故が起きなくてよかった．
事前の準備の賜物か．
今後も事故が起きないことを望む）
あと，
>>774
であげた，5件の爆発炎上事故のうち，３件はエンジンと無関係なんだよね． 固体ブースターは停止出来ないから、アボートする時の安全性が問題なんよ
ノーズコーン吹っ飛ばせば事実上停止するんだろうけど、液体タンクを爆発させる危険性があるし
有人の場合、使わない方が無難だと思う >>783
いえ。違います。
ロケットエンジンが壊れる原因は、熱と振動です。
この二つを解析と要素実証で追い詰めたから、LE-9の開発はスムーズに進んでいるのです。
ただし、解析に使ったパラメータの精度が不十分な領域があります。
それが燃焼室の疲労損傷です。
これは実際に負荷をかけ続けないと、モデリングやパラメータの正しさを検証できない。
http://www.isas.jaxa.jp/j/forefront/2015/sato_hori/02.shtml >>782
おそらく
>>770
>>785
に大きな誤解がある．
液体ロケットエンジンは停止はできるが，
アボートシステムはメインエンジン停止前に起動しないと，
爆発(すくなくとも機体解体）の危機には対処できない
(エンジン停止には数秒の時間がかかる)．
なお，文字通りの爆発(ミリ秒で爆発)にはアボートシステムは対処できない． >>787
固体の場合はリスクが高くなるから、止めた方が良いんじゃね？って話しで
突然の爆発で対処できるアボートなら、固体使って良いって話しとは違う >>788
現実には
>>774
の例のように，液体ロケットでの爆発が多いので，
液体ロケットの方のリスクが高いという主張も可能． じゃ固体でやろうぜってJAXAに言えばいいよ
NASAだってAres Iというぶっ飛んだロケット作ろうとしてたんだし 外の人から見れば「結果論」というのは重要です。
例えば冷戦期のスパイ衛星は、大型ロケットを保有し、
年間何兆円も国費を投じて維持する軍事超大国の証だった。
ところが様々な技術革新によって、中型ロケットでも可能性が出た1990年代。
日本は北朝鮮のミサイル脅威に備えるとの名目で開発を始めて、
15年で1兆円程度（数年前に累積1兆円突破）でそれなりの
システムを作り上げる。
こういう偶然を装った開発成功は、チャンスと予算時期が大切で、
今から情報衛星に1兆円の予算を付けてもこのシステムは
簡単には手に入らない。
なんだかんだ言って、日本の学者先生や霞が関官僚の
時期を読む感覚はしっかりしているんだな。
それを意識高い系は「結果論」と捉えるのが普通なので、
意識高い系の783氏の思考はそれっぽい。 SRBレスでもソユーズ宇宙船クラスなら余裕で飛ばせるだろう。
荷物は無人のHTVで運べばいいいし、有人は小型機でまったく問題無い。 >>790
何か感情論に走っているな．
Ares-1 に限らず，SLS も巨大な固体補助ロケットつけているが?
あと，液体ロケットの危険性は射点での燃料やガスなどの充填作業．
これが原因で事故が起きることがある
2016年9月の falcon 9 の事故
アボートシステムが機能した唯一の例，1983年の
Soyuz 7K-ST No. 16L
も射点での事故．ガスのバルブが誤作動して，ターボポンプ空回りで炎上． >>791
我田引水 x 限定ジャンケン vwvwv
しかも物理と何の関係もないvwvwvw ちなみに，
Ares はともかく，
SLS も Atlas-5 +Starliner
も固体補助ロケット付きだけど，アボートシステムの邪魔にはなってない．
なぜかというと，Max-Q (動圧)までの領域で迅速な起動が求められるという条件では
液体エンジンの停止を待っていられない．
また，加速度より動圧がシビア．
動圧は第1段エンジン推力に相当するくらい大きく，特にロケットの姿勢が崩れて
横方向から動圧うけるとロケットは数秒のうちに解体する．
液体エンジンの停止できるというメリットがでるのは，むしろ動圧が効かなくなる上段．
上段でトラブルが起きたときに，宇宙船だけ切り離して帰還することが考えられるが，
その時には上段のエンジンを停止してから宇宙船のスラスター起動．
以上よりあきらかに有人向きでないのは，上段に固体ロケットを使った設計，
Antares (第2段固体)とか，PSLV (第1段と第３段に固体ロケット)など． >>795
LE-9の開発の開発の前後で物理の法則が
変わった訳では無いのだな。
JAXAや大学・企業等での設計の進化に合わせて実績を検討し予測からこれなら行けるだろうと
国家予算に組み込まれた。
その結果、偶然、たまたま、
測ったようにうまく行く。（予定）
まあ、メタン推進系みたいに30年間続けて、
初期の開発メンバーが審査側にまわって、
後輩の出したプロジェクト提案書を許可する
分の悪いケースも有るのだが。 >>797
日本語が不自由なのかな？
無理して漢字を使わなくていいぞvw
なぜ、日本にだけ「偶然」が落ちてくるのか考えよう。 >>782
一番最後の文章，非現実的なように見えて実は正論かも
ロケット自体の打ち上げ信頼性を 99.9% にするとアボートシステムいらないかも．
ロケット自体の打ち上げ信頼性が 95-97% 程度のものをアボートシステムで
カバーしようとすると，色々無理がくるわけで，
仮にアボートシステム残すとしても
ロケット自体の打ち上げ信頼性が 99% 越すくらいは欲しい．
(爆発モードは 1/1000 以下で)
あと，宇宙船や再突入システムの信頼性も大事で，
この点日本の実績は貧弱なんだが，
この話題はスレ違いになるので HTV スレや宇宙船スレで >>800
>ロケット自体の打ち上げ信頼性を 99.9% にするとアボートシステムいらないかも
この考え方をNASAが受け入れないから、こうのとりの開発は難航したのですよ。 >>762
LE-9を中心にして同様の内容書いた覚えがあるし、ログも残してる
>>763
>>765
裏打ちする論文なりデータを求められて終ぞ出てきませんでしたね
>>780
>Dream Chaser
2020年の初回と2021年の２回目をULAと契約済み
http://www.ulalaunch.com/ula-signs-contract-with-sierra-nevada-crs2.aspx ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
