H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part75
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H3はSRBを廃止してLE-9のみの第一段にすべき
再使用型の開発にすぐ移行出来る 何故そこで再使用型の開発時にSRBを廃止しないで、無駄に拙速をしようとするのか。 再使用型つくるって決めた時にSRBなくせばいいじゃん 液水エンジンは推力が他と比較して弱いからな。
どうしてもSRBに頼りがち。 >>267
シンプルで信頼性の高い自己着火性。
ハイパーゴリック推進剤無しに宇宙開発は成立しない。
萌えるのは当然。 >>276
玩具しか使えない国にとっては、そうだろうなvw 小惑星探査とかどーすんだよ。
意地でもヒドラ人は使わないのか？
>>274
https://dotup.org/uploda/dotup.org1476431.jpg
こうですか？ わかりません ＞＜ >>278
日本は代替技術の目処を付けてる。
今となっては、日本の有人輸送構想は米露を嵌める罠だったのかもな。 ふつうにヒドラジンとグリーンプロペラント併用すりゃいいじゃん。
ボーイングのCST-100はグリーンプロペラントじゃなかったっけ？ >>267
オール電化衛星でBT-4はオワコン化するよ HTV-XサービスモジュールベースにLNGエンジンつけたH3第3段欲しい >>280
ヒドラジンは温めておく必要があるので、軌道上に長期間放置するのに不適切。 >>284
静止衛星は99.9%以上の時間で昼だから問題ない ヒータつければいいしな
それはそれとしてつぎの商売の種としてグリーンプロペラントの開発進展が求められる
片方はオワコンとか世の中そんなふうにならんさ >>286
君みたいな人が凍傷になったり、凍死したりするんやで。 静止衛生は、春分・秋分の時期に短時間陰になるだけで
それ以外はずっと太陽が常に当たってる
毎日１時間ちょっとの陰に耐えれるだけでいい >>248
https://en.wikipedia.org/wiki/Briz_(rocket_stage)
Briz-M
Gross mass 22,500 kilograms
Propellant mass 20,000 kilograms
H-IIA の第2段とほぼ同じ，
複数回再点火可能なのは当然として
長時間コースティング後での再点火などは高度化2段でしているので，
Briz-M とH-IIA の高度化2段は機能としてほぼ対応．
H-IIA の第2段の方が比推力は上回るが，容積は大きいことくらい? 表面的なスペックだけを比較しても意味ないでしょ
たとえ数字で上回っていたとして、現実に使われなきゃ意味がない。 >>291
長時間コースティング後での再点火など(複数の軌道投入含む)は
H-IIA の高度化2段でやっているので，現実に使われているな．
あえていえば，ロシアのような高緯度射場からの GTO 投入は軌道傾斜角変更のために，
Briz-M で長時間コースティング後での再点火の運用しないと
ほとんど成立しない(でないと衛星側の負担が大きすぎる)．
これにたいして種子島打ち上げでは選択肢の一つ程度． ターボポンプ単体の試験って、何をどうやるの？
よくわからんが、主燃焼室の代わりに何か熱源をくっつけて熱交換すんの？ >>294
なんか実験に失敗して炎上しているように見えるな。 この雰囲気だとまだ熱交換はなしで
適当な動力でポンプまわして
送られた水素と酸素は燃やして処分な感じかも 種子島の射点で時々見られる、あの野焼きみたいな奴か？
https://youtu.be/_6S35h4Lsxs
いまだコスト半減宣言を下ろさず。 SRBってどれくらいの値段するんだろう？
その価格によっては現実味のある事じゃね？ 低融点熱可塑性推進剤で成形コストをどれだけ下げられるのか 大貫美鈴Misuzu Onuki@mszmail
> H3ロケット、軽量バージョンで小型衛星クラスター打ち上げ！
> ディスペンサ搭載で20衛星をリーズナブルなコストで。
> ワシントンDCで開催中のカンファレンスで発表。
H3-30形態かな？
どんな風にやるのだろうか。 http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/firingtest.html
を見ると年明けからLE9の燃焼試験全然やってないんだけど
なんかあったのかね
予定だと4月までに12回やることなってるけど現時点でまだ2回 >>304
問題か何かあったんじゃね？
早いうちに見つかったのなら良いことだ。 ASAT攻撃対策に、小型の通信/偵察衛星クラスターを打ち上げる必要がある
小型のをたくさん打ち上げてASAT対策 >>303
ISSからの放出の方が確実なのではないだろうか。
あれでは感動が薄いということかな。 >>307
ISSから放出するのはキューブサットだけど、
ペイロード能力から見て重量が1桁大きい衛星扱いたいんだろ。
ISSから放出すると軌道も残念だし。
大学とかの研究で使う軌道としては、早期に再突入するのはメリットにさえなるけど、ビジネスには使えない。 >>307-308
イプシロンにもマイクロサット混載をメインペイロードにして打ち上げる構想があったよな。
猫も杓子もマイクロサットやな。 >>308
いや50kgぐらいの衛星も放出したことあったろ >>312
今回のH3が目指してるのメインターゲットは100kg級っぽくね？、 エレクトロンが1本5億だから、1機3億〜って感じなら市場あるかもな
相乗り探しで営業が苦労しそうだけど・・・ H3-30が50億円だから、20機打ち上げなら1機あたり2.5億円か。
コンステレーション組む衛星相手ならまとめての打ち上げ需要もあるだろうけど、問題は軌道だな。
フレガートみたいなアッパーステージが欲しいところ。 LE-5Bでも、アイドル燃焼とスロットリング使えば、
ある程度柔軟な軌道変換出来そうな気もする >>303
20機の衛星ということは，H3-30 なら単純計算で LEO に 400kgX20,
SSO に 200kg X20
200kg の衛星というと OneWeb のインターネット衛星コンステレーションクラスだな
https://en.wikipedia.org/wiki/OneWeb_satellite_constellation
たしか，OneWeb はソユーズロケットを21機まとめ買いしていたね．
他にもインターネット衛星コンステレーションを目指している企業は複数あるので，
>>303
はそういった市場狙いか
この種の市場で SpaceX 自体がインターネット衛星コンステレーション
計画進めているので，他の衛星メーカーは利益相反で SpaceX のロケットを避けるようだ．
(少なくも One Web はそう） 100kg級だと、超小型地球観測衛星も該当するし、
コンステレーション狙いで多数打ち上げる衛星が多いから、商売のネタとしては有望そうね。
2段目の再点火で対応するのか、アッパーステージ設けるのか分からんけど、
どちらでも面白い。 小型衛星メーカー的には、一度に20機打ち上げだと工場の稼働率的に効率悪い。 通信衛星コンステレーションと言えば，
既にイリジウムがあるけど，
6つの軌道面で，
1つの軌道面当たりに11個の衛星で，計６６個(他に予備あり)
1度に11個の衛星打ち上げで，(同一軌道面なので)特にロケット側での
軌道変更の必要は無いはず． 2.5段目に太陽電池＋イオンエンジンで動くブースター？つける
で、たとえば数十個の軌道が異なるペイロードを１年以上かけて軌道変更しながら軌道投入 通信とか撮影とかのコンステレーションを組むと言っても、
1時間ずらして次の衛星とかでしょ？
そういう軌道投入って1回の打ち上げで効率良く出来るものなん？
教えてエロい人 >>323
複数の衛星打ち上げでも同一軌道面なら，
ロケット側で特別なことは必要なく効率的に軌道投入できる．
(衛星側に若干の推進系は欲しいが)
例えば，静止軌道へのデュアル(トリプル）ローンチ，
ヨーロッパ版 GSP の Galileo 衛星コンステレーションなど．
(Ariane 5 で Galileo 衛星4機同時投入とか) >>322
無理にイオンエンジン使う意味無いだろ。 んだな。あえて言うなら推進剤不要のテザーで頑張る、とかw 何年もかかると衛星傷むのがな……
第2段の再着火だとつまらないからHTV-Xの月軌道投入用も兼ねてアッパーステージが欲しいw 衛星コンステレーションを組むなどで，小型衛星を多数打ち上げる場合には，
スペースデブリ対策は必要だな．
数 kg の衛星を ISS 軌道なりもう少し低い LEO なら空気抵抗で１年程度で落下するけど，
数百 kgの衛星を高度 500-1500km に展開するとなると自然落下は期待できない．
衛星の機能を終えた後に大気圏に突入できる程度の推進剤と推進系は必要だな．
(高度によっては数十 kg でも自然落下に数百年かかる)
>>326
デブリ対策に導電性テザーの（失敗したけど）宇宙実験あったな． 極軌道増え過ぎて、ぶつかりそう
打上げる方向もバラバラだし 燃焼試験stopしているようだけど何かあったのかな。 http://www.sankei.com/images/news/180318/prm1803180017-p1.jpg
http://www.sankei.com/images/news/180318/prm1803180017-p2.jpg
http://www.sankei.com/images/news/180318/prm1803180017-p3.jpg
http://www.sankei.com/images/news/180318/prm1803180017-p4.jpg
＞来年度に初の回収実験に挑む。
今年夏ころ予定の7号機ってことだよな？
＞試料回収用の小型カプセルは、円錐（えんすい）に近い形状で直径８４センチ、高さ６６センチ。
カワイイ
＞こうのとりの機体表面に取り付ける。 こうのとりがＩＳＳを離脱した後、
＞高度約３００キロで地上からの信号によりカプセルを分離する。
＞大気圏突入時にさらされる高熱に耐えて降下し、落下傘を開いて太平洋の小笠原諸島沖に着水。
ふむ・・ちゃんと分離できるかな。
＞ただカプセルの回収能力はわずか約２０キロ。試料を冷蔵する場合は５キロ足らずだ。
＞ＪＡＸＡは回収能力１・６トンの帰還型こうのとりの開発を過去に検討したことがある
あったねぇ、HTV-Rだっけ。
＞日本が将来、有人宇宙船を開発する場合の基礎技術にもなるという。
＞カプセルは小型エンジンで姿勢を制御することで減速し、試料への衝撃を和らげながら降下する。
＞これが有人船で飛行士を守る技術につながるからだ
＞「この技術が日本の有人宇宙船開発の最初のステップになるかもしれない」と田辺氏。
＞その言葉にはＩＳＳから得られる知見を最大限に高め、将来の日本独自の有人飛行に望みをつなぎたい切実さもうかがえる。
良いですな。ISS終了まであと6年、地道に開発を進めよう。 >>333
そうだね。
とりあえず揚力制御もするみたいだし、こういうのを積み重ねるのも大事。 >>333
オプション0は誘導機能も何もなしだったからオプション0のハイグレード版と言える >>330
(エンジン破損とか，性能未達など)目立ったトラブルがあるなら，宇宙ジャーナリストの恰好のネタになるはず．
(とはいえ，日本の宇宙ジャーナリストの取材能力が落ちていたら取りこぼしがあるかも)
でも，3ヶ月の休止は気になるね．
当初予定より推力が向上できそうなので改良のための時間とかなら良いんだけど
(それはそれでスケジュール的にやや苦しくなるかも) >>336
実験は遅れてても年度内には再開するのかと思ってたけど、音沙汰がないのが気になる。
まぁ開発なんてのは遅延はつきものなので、遅れてても大騒ぎするような話ではないが… ふつうに不具合が見つかった感じに見えるけどね。
まあ不具合の一つや二つ出てこないと逆に不安になるから問題なし。 仮に不具合があるとしても，(報道が無いところから外野に)はっきり
分かるものではないとしか．．．．
不具合にせよ，能力向上のための改修にしろ，
LE-9 エンジンは一旦名古屋の工場に戻しているんじゃ
無いかと思うが，その種の報道もない．
（地味な話題だからニュースバリューが無いだけ？) >>340
専門メディアでもない限り、試験で煙が上がってる映像か、試験設備の報道公開でもないと、報道する価値はないでしょ。
開発遅延で初号機の打上が延期が決まればそれは報道する価値が出てくるけど、従来のメディアは開発状況から打上の延期の可能性がどの程度になったかを分析する能力はのし、
専門メディアは逆に色んなファクターが絡んでいることをよく理解しているからこそ断定的な事は言えないだろうし… JAXA に直接インタビューなり問い合わせるのが良いかねえ．．．
ただ的確な質問って案外難しい． スケジュールに遅れでもない限り根掘り葉掘り聞くのも担当者の手間になるだけな希ガス。 最後の試験はこれか
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2017/171226.html
数値は計画値を達成してるようだが、、
試験後に何か構造上の問題が発見されたのかな？
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2017/171211.html
12月から4月までに、12回の試験を行う予定だったから、
15週間ほどで12回、つまり10日に1度くらいのペースを予定か。
それが2回目を終えた後、3ヶ月間も音沙汰なしってのは確かに、通常ではない。
まぁデビューまであと、3年近くあるけど・・ >>344
3ヶ月ほど空白があるのは間違いないが，その原因までは分からない．
また，LE-9 No.2, の試験結果というより,
LE-9 No.1 の方かもしれない，No1. は試験終了後工場に持ち帰って
分解検査するということだったので，その過程で何か見つかったかも．
後，LE-9 No.2 は当初2018年4月までに試験消化予定なら，
1-2ヶ月程度試験終了期間が伸びても特におかしくは無い．
>>343
とりあえず，4月まで待ってみる． 煙が立っているのは匿名掲示板の特定スレの中だけだが． http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2017/170222.html
第1回目のターボポンプ試験は、酸素が1ヶ月ほど、続いて水素が2週間ほどかけて実施され、
その後、LE-9実機型の1号機へと組み込まれ、11回試験された。
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2017/170810.html
第2回目のターボポンプ試験は、酸素が3週間ほど、続いて水素が2週間ほどかけて実施され、
その後、LE-9実機型の2号機へと組み込まれ、2回試験された。
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2018/180219.html
第3回目のターボポンプ試験は、2月20日からスタートと発表されている。
前例に倣えば、この試験もまた、酸素・水素で合計5週間程度はかかるのであろうか。
だとすれば現在はまさに、ターボポンプ3号機試験の真っ最中ということになるか？
ではこれは、LE-9実機型の3号機へと組み込まれ、試験に臨むのであろうか？
3号機用のターボポンプの試験中でも、計画通りLE-9の2号機試験を継続できたはずだが、
実際には、LE-9の2回目の燃焼試験と、3回目のターボポンプ単体試験開始までの間は、2ヶ月空いている。
つまり、LE-9の3回目の試験を中断するような事情がターボポンプに発生したということだろうか？
LE-9の2号機は、何らかの理由により、たった2回の試験で終了？
それとも2号機を2回の試験後に分解し、取り出したターボポンプ2号機で単体試験を再開したのだろうか？
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2017/171211.html
12回の試験予定が、何らかの理由により中断され、そのまま3号機へと変更・仕切り直しされるのだろうか？
3号機では、ターボポンプに何らかの変更・改良が施されているのだろうか？ >>349
推測部分が多すぎて，なかば妄想．
JAXA に質問するとしたら，もっと項目を整理しないと． 別に攻撃・批判してるわけじゃないんだから、
そんなに警戒しなくても・・
発表されている客観的情報を、時系列を追って分析してるだけだよ。
それまでは、所定のLE-9燃焼試験が全部終了した後で、次のターボポンプを準備していた。
ところが、3回目のLE-9の2号機試験が途中で3ヶ月も中断されており、
その再開を待たずに、ターボポンプの3回目の単独試験が始まっている、という事実だけを見れば、
「ターボポンプ2号機でのLE-9燃焼試験は、もうこれ以上するつもりはない」のではないか、
と推測することもできる。
なぜなら、最新のターボポンプが間もなく準備できるのだから、そっちで試験をしたほうが合理的だろう。
つまり、試験が遅れていると捉えることもできるが、逆に言えば、2号機をすっ飛ばし、
3号機の試験が予定よりも早まる、と考えることもできるのではないか？ 一号機エンジンの破壊検査で予期しないものが出てきたかな。
ロケット開発で遅延はつきものと思うが少し心配。 5chでは長文はうざいだけで
無視されると覚えておきましょう。 タービン駆動に燃焼ガスが使えないので、
タービン効率を極限まで上げる必要がある。
膨張ガス圧だけでポンプ吐出圧20MPa弱を絞り出すには、
相当無理をしてる、ポンプ部品が繊細で痛みやすい、なんて可能性はないかな？ しばらく前に、徹底的にシミュレーションしてるから、H3の開発は他の開発とは別次元でトラブルは起きない！！！
って騒いでいた人は息してるかな？ 爆発しないだけでも大したもんだよ。
LE-9の1つ前のLE-8は、ベンチで動かせるようになっても
運転中の小爆発で推力が1桁変動する現象が
試験10回中に1回ぐらい出たそうで。 >>356
ひえー
そんなもんか！
スペースシャトルのエンジンも爆発してたような。
燃料供給系や試験装置が壊れたのかもしれないし気長に待つか。 エキスパンダー系は暴走しても爆発しないのがウリだろう。 どこかが破損しても、暴走しないで止まるのがウリかと。
LE-9のコスト削減策として、ターボポンプ部分では、
・「ケーシング・ローター部品に3D造形を適用」
・「オープンインペラを採用、1段大径インペラを実現」
・「タービン一体化構造を採用」
などとある。
何を言ってるのかよくわからんが、
要はLE-7Aと比べても、ターボポンプ自体も格段にシンプル化したんだろうね。
ターボポンプの3号機の試験が今月末〜来月初旬頃に無事終われば、
また再開できるでしょ。
既に定格の燃焼圧（10MPa）を達成してるんだから、あとは耐久性・信頼性だよね。 最初からスパコンによる設計だけで、実機テストがキャンセルできるとは思ってなかったよ。
そんなに簡単に開発費削減ができるなら、アメリカがとっくにやってるだろうしな。
結局は現物を作って爆発（？）させないと開発は進まんよね。 >>359
トラブル時に暴走せずに止まるのは開発時にはありがたいが、実運用時には正直あまり関係なくね？
H3-3Xでの運用での極めて限定的な（1段目の燃焼終了直前での一基の停止でかつ他のエンジンには奇跡的に影響がない）状況なら、燃焼時間の延長でミッションを救えるかもしれんが…
どう考えてもLE-9の特性で一基のエンジンが停止してもミッションを救える状況はかなり限定されるわけで、正直それを売りにしてる理由が全く見えて来ない。
NASDA/ISAS時代から続く、本当の理由は説明しても理解されないから、素人に説明しやすい理由をでっち上げときゃ良い、という伝統を継承してるだけかと。 >>364
爆発しないのは有人向きの要素でしょあれ >>367
SRB使ってる限り、「本気度」はあまり感じないなぁ…
まぁ経営サイドがやる気ゼロな中で、技術側が要求仕様に矛盾しない範囲内で有人の要素技術を入れ込んだって話なのは良く分かるが。 燃焼室の中以外では、理論上、最大でも600Kくらいまでしか温度が上がらない、
故にタービンや配管の耐熱温度を超えることは無いという、エキスパンダーブリードの「本質安全性」が、
将来にあり得る有人対応に有利（安全な脱出時間が稼げる）だって話は開発時から言及されており、
宇宙ファンなら割と基本的な知識だと思ってたが、そうでもないんだな。
もし将来、有人対応するとしたら、SRBを使うことは無いだろうね。
H3-30型でもソユーズロケット並みの性能はあるし、
3機クラスタの技術があるなら、さらなるエンジン増加やLRBへの対応も難しくはない。
実際MHIは構想段階で、コア＋LRB2機のヘビータイプも提唱している。 ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
