H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part75
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>>426
日本の法制度では、とか。JAXAの方針では、とか。
そんな感じだろ。
技術的に不可能と言う話じゃないかと。 固体ロケットの推力を途中で止めるのは現状無理
途中で固体ロケットの推力を安全に止めるブースターの開発に成功するか、
固体ロケット噴射したままでも安全にアボート可能なアボートシステムの開発をしないと難しい
アボートを諦めるなら可能でしょう >>406
風圧は本体と分離したSRBに同じようにかかる。
本体より軽く出力も大きいSRBは本体より前に出る事になる。頓珍漢な事言うまでに定量的に考えてみる癖をつけよう。 現状のSRBの固定・分離システムは、
SRBの燃焼が終了して、かつ本体のエンジンが推進中にしか
安全に切り離すのは不可能 >>428
アボート諦める≒打上失敗時にクルー死亡確定だからなぁ…
初期のソ連（スペースシャトル）しかそんな無茶してない。 >>428
燃焼途中で固体ロケットの出力を止める変態ミサイルが無いわけではない。
モーターケースの頭をふっとばしてケース内の圧力を無せばよい。SRBでそんなことしたら本体が一瞬で爆発するが… H3-30で推力足りなけれぱ水素がLNGの補助ロケットを開発するしかないのか…
ハードルがまた上がる。 アボートしないといけない緊急事態に確実に止められるエンジンなんて液体でも無理 >>434
つ「LE-9」
壊れても基本爆発せず、燃料さえ止めれば止まる。
だれもアボート時に確実に止められるエンジンじゃないとだめなんて言ってないかと。
異常発生時に止められる可能性が高い液体エンジンと基本止めようがない固体エンジンでは、アボートの困難度が異なるという話。 固体はヤバいにしても、液体エンジンを使うなら従来型でも有人機を問題無く飛ばせてるしな。 http://edu.jaxa.jp/blog/2009/05/15/vab.html
＞建物にある組み立てたロケットを射点へ出すための大きな2枚の扉は、
＞ 1枚あたり高さ 67.46m、幅 26.95m、厚さ 2.5m、重量 400 トンもある超巨大なもので、
VABの設計時に、もう少し頑張っていればな・・
幅はヘビー型でも搬出できそうだけど、高さはH3ロケットの設計で既にいっぱいいっぱいのようだ。
コアを増強するなら、タンク直径を広げるのが手っ取り早いかな？
有人をやるなら、SRBはもちろん、LRBもシンプルとは言えず、嬉しくない。
タンク直径をもう少し太くし、LE-9を5機～7機、上段をLE-11にすれば、
無理なく有人宇宙船を上げられるのでは。 ロシアや北朝鮮みたいに、組立棟と射点を共用するタイプじゃだめなの？ MHI、H3の射点の倍増を視野に
http://spacenews.com/japan-to-add-second-launch-pad-to-support-h3-rocket/
海外で久々のH3関連記事です。
MHIは、3週間で2機のH3ロケットを打ち上げられるように整備したいと考えている。
それはH3の開発で求められている仕様で、そのために2つのH3射場を用意したい。
もし市場から受注が取れれば、年間最大10機のH3を打ち上げるだろう。
MHIは小型衛星向けのペイロード分離装置を開発している。
一度に10～20機の小型衛星を放出できるものだ。
H3はGTOに2トンから7トンの能力を持つ。
MHIは先月、LE-9のフルパワーでの燃焼試験を行った。
SRB無しバージョンでは、LE-9は3機搭載され、
SRBを付けたバージョンでは、LE-9は2機のみ使用される。
H3-30型は最低価格を提示できるだろう。それは小型衛星に向いている。 ・GTOは6.5トンではなくて、7トンでいいのかな？
・H3-32型は、消えそうなのかい？
・先月（2月）にフルパワーでのエンジン試験を実施ですと？ 12月で止まってたんじゃ・・ >>429
切り離された瞬間、SRBはどっちに向く？
本体に対して外側だよな？ >>437
VABに関して言えば、H3は基部をMLに埋没させないといけないぐらいVABの高さが制約になってる。
元々H-IIAより背の低いH-II（無印は費用より性能重視だったので背が低かった）の為に作った施設だからね… >>441
外乱要因が全くない仮定の話になんの意味があるの？ >>443
君はトルクを知らんのか？
仕方ないなぁvwvwvw
時速100kmで走る自動車のドアを開けたら、どうなると思う？
ただし、その自動車のドアの固定部は前後反対で、ハンドルに近い方が開く。
風でドアが持っていかれるでしょ？ >>444
それは燃焼終了後の話でしょ。
ドアに車本体より馬力のあるエンジンとタイヤ付いてると考えたら？ H-3 30で普通に有人は可能でしょう。HTV-X改良で行けると思う。 >>445
SRBの推力の方向に対し、ほぼ直角に力がかかるんやで？
しかもSRBの加速度に耐えられる保持部を焼切る程の力だ。 >>448
破壊指令と早期分離信号の違いを言い訳して。
https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1969/46/535/46_535_449/_article/-char/ja/
H-II Aロケットの固体ロケットブースタについて
8.指令破壊系
コアロケットからの指令破壊信号また はSRB-Aが検出する早期分離信号のいず れかの信号で破壊するSRBと同様のシス テムを搭 載する。 >>449
コアロケットに付いたまま破壊するってこと？ 破壊指令または早期分離信号
読んでそのままっすよ。 >>451
有人で固体ロケットに不具合が発生した場合は具体的にどう対処する？ >>452
アボートの時間を稼ぐ事が先決では？
切り離し機構の実績は99%やで。 >>454
クローズドの液体燃料エンジンは即死する可能性が高い。
一方、固体燃料は燃料と酸化剤が均質な比率で混ぜ合わさっているので、爆発しないし、燃焼速度も設計通りになる。
確実に切り離せるなら、アボートシーケンスに余裕を持って入れるだろう。 アボートをする場合、SRBを分離する必要がそもそもないんだよ
分離するのは有人船なんだからSRBはロケット本体に括りつけたままでいい 燃焼中のSRB切断だと、衝突の他に、反転したSRBの炎がコアを焼く可能性もあるしな。
どうしてもSRBを有人に使いたいなら、固定したままホットステージングやるしかないだろう。
タイミングを測れるロシアの上段分離（切り離し前に2段エンジンに点火）と異なり、
コアが爆発する前に、SRB＋コアの加速を上回るスピードで、一瞬にして有人部を逃がす必要がある。
アボートスラスタの推力を上げればいいが、中の人は大変だ。そうでなくてもSRB付きロケットの加速は強いのに。 あとアボートは、異常が検知されたらコンマ何秒で実行されなければならないでしょ。
（地上からの指令でアボートする場合は別だが）
2015年のファルコン9の飛行中の爆発でも、映像の次のコマでは既に爆発していたとか。
そもそも「何かを切り離して安全を確保してからアボートする」ってこと自体がナンセンスだよね。
アボート実行を異常感知コンピュータが命令したら、アボートスラスタの点火と
液体燃料の配管の閉鎖を同時に行うのでは？ SRBを燃焼中にも分離できると騒いでいる人はそもそも、SLSのようにSRBを用いた有人宇宙飛行計画だと、アボートタワーはSRBが燃焼中でも十分に距離がとれるように強力なロケットモーター使ってるの知らないんじゃ… SLSのアボートは宇宙飛行士に見せない方がいいわ
あれは見てるだけで怖いｗ 固体ロケットでも有人でアボートは可能だが，
固体ロケットを停止する必要はないし，ましてや SRB のような形態で
分離する必要もない(むしろ危険)．
・アボートシステムは MAX-Q での動圧に対応する必要があるので，
短時間とはいえ，大推力が必要
・アボートシステムは異常が検知されてから数秒以内に起動できないと困るので，
液体ロケットの停止手順を待っていられない．
理由は
>>461
とはやや異なり，ロケットの姿勢が MAX-Q 付近で一旦崩れると横向きの動圧で
ロケットが解体するのに数秒程度．
・ アボートシステムは，軸方向の加速度はエンジン停止しなくっても十分だが，
残ったロケットの各部分が異常運動(特に横向き)しないことが前提．
したがって，燃焼中の SRB を切り離すのは論外．
・現在のアボートシステムでは，コンマ何秒で実行はできない．
2015,16 年の Falcon 9 爆発のような事態には対応できない．
2013 年のプロトンロケットのように打ち上げ十数秒後に射場近くに
墜落炎上なら対処できるかも知れないが．．．． >>459
どれだけの速度で飛んでると思う？
分離して数秒後に爆破すりゃいい。
>>461
お前がナンセンス。
クローズド液体エンジンは即死する可能性が高い。
アボートを間に合わせようとすると、急加速でパイロットが持たないだろう。
言い訳がどんどん苦しくなってるな。
・分離成功率99%
・早期分離信号
これらが余程効いたみたいvw
あとはｲﾂﾓﾉｰｷﾁｶﾞｲｰっすね。 >>464
SRB分離・LE-9停止
これでMAX-Qを無視できるはずだが… >.466
・ 分離後の燃焼継続している SRB の軌道が予測困難かつ加速度大
・ SRB 分離自体に若干の時間がかかる．数秒(1，2秒?)以内にアボートしたいなら重要な要素
（液体ロケットでもエンジン停止を待っていられないのと同じ事情) >>464
アボート時にSRB分離は論外だとしても、
逆説的だけど、固体燃料オンリー（シングルスティック）の有人機ってのは、
論理的には意外とアリなのかな？
瞬時の爆発は無さそうだし。
アレスIみたいなやつ（あれは細長すぎて危ないけど）
直径と全長のバランスが取れてて、
燃焼圧力を有人向けにマイルドにした固体燃料ロケットって、どうだろう？ 日本すごい・JAXA凄いとかエクストリーム擁護するために、
SRBは燃焼中でも切り離せるみたいなデマ流してるのか >>467
2、3秒必要だから、何だと言うんだね？
その時既に液体燃料エンジンは止まってるぞ。 >>470
早期分離信号の言い訳よろぴくvwvwvw 昔のSF？ラノベにロケットガールってのがあったけど、
（技術考証がしっかりしてて、けっこう面白い）
これは確か、固体燃料（ハイブリッドだったかな？）を使って
女子高生を打ち上げてたよな。
有人ロケット打ち上げで一番怖いのは、2015／2016年のファルコン9みたいに、
誰も気づかない瞬間に、明白な前兆もなく、一瞬で爆発・炎上するパターンだよね？
一般的に「液体燃料が有人に向いている」最大の理由は、「いつでも燃焼を停止できるから」
ってことだと思うけど、上記のような状況では、エンジンを止める暇もない。
一方で、固体燃料は、いきなり爆発することは無いだろう。
せいぜい、チャレンジャー号のように、モーターケースが損傷して
バランスが崩れてしまうくらいで、これは液体燃料でも同じこと。
（液体燃料で同じことが起これば爆発は不可避だ）
また、アボートでは、要するに、1段の固体燃料が燃焼中のままでも、
それ以上のブーストパワーをアボートタワーが発揮すれば、
いちおう安全に？脱出はできる（キツいけど）。
固体燃料ロケットでは大型化は困難といっても、
OATKが開発中ののNGLロケット（最大型）では、静止軌道に8トン直接投入可能なくらいの、
十分に超大型と言ってもいいレベル。
再利用（垂直帰還）は難しいが（シャトルのように海に捨てて拾うとかは不可能ではない）、
単に「人間を乗せて軌道まで行く」という目的だけなら、
日本のM-Vとかで培ったSRB技術でも、決して不可能ではないかも。
シングルスティックでの固体燃料の有人ロケットは、設計さえちゃんとすれば、理論上はあり得る？
ない？ SRB-A
爆発したかどうかで評価するなら、0%ですよ。 酸化剤と燃料がいい感じで混ざってるんだから爆発しやすいのは当然だと思うが。
だから輸送の規制とか厳しいわけで。 >>477
旅館の夕食など、お膳の固体燃料が爆発したって聞いたことある？ >>479
真空中で、なぜ固体燃料の内側が燃えるの？ 分離成功率99%
燃焼完了率100%
早期分離信号
これでイライラ100%vwvwvw >>481
>>455で書いてることと矛盾してるぞ？もしかして中の人は複数？それとも酸化剤が何か知らずに書いてるの？ 危険性
プリプレグ中の固体酸素>>>固体燃料
そらNASAも投げ出すわvwvwvw >>482
どこが矛盾してんの？
固体燃料は表面からしか燃えない。
それでも失敗したのなら、作り方が下手だったってこと。 >>474
製造ミスにより、モーターケースの壁と固体燃料の間に隙間が出来ていて、
そこに高温の燃焼ガスが吹き込まれ、圧力に耐えかねてケースが破壊された、
という原因のようだね。
チャレンジャー号のSRBとは異なった原因だけど、モーターケースの破損は破滅に繋がるので、
製造工程で特に注意する必要があるね。 >>485
お前の脳がいつものメモリリークを起し、ちょっと似てる事を我田引水しまくってgdgdになってるだけだよ。 >>475
これは何となく覚えてる。当時ニュースで見たような。
こちらも燃焼中のモーターケースの亀裂・断裂が原因か。
液体燃料にも引火するし、自爆させるからド派手になるな・・
でも最近は固体燃料ロケットの失敗って聞かないよね。
分離できなかったとか、フェアリングが開かなかったとかはあるけど。
相対的にはやはり、液体燃料よりは安全なんじゃない？ >>488
最近の爆発事故は2015のブラジルかな？
http://www.youtube.com/watch?v=4gdcPz81SgI
ブラジルは前にも射場で固体燃料が爆発して人が亡くなってる。 固体燃料はクラックが原因で爆発的に燃えて、ケースが耐えられず爆発する 表面から燃えてる事実は変わらん。
クラックが入る=表面積が増える=燃焼ガスの発生量が増える >>488
液体燃料の方が安全なら有人ロケットは固体燃料ロケットを採用してるんじゃない？
でも、現在固体燃料の有人ロケットは無いし計画中の有人ロケットでも無いと思うよ。 固体燃料は、制御がきかないから有人ロケットは厳しいんじゃない。
軌道や宇宙船の重さについて色々めんどくさくなるような・・・。
それに大きければ工場からの輸送も大変だわ >>492
それは液体燃料が優れているというよりは、個別の事情と歴史の問題では？
・ロシアは、世界初のICBMであるR-7由来のソユーズロケットで50年間やってきた。エネルギアは失われた。
そもそも大型の固体燃料ロケットを作る技術が無い。
・アメリカは、シャトルの遺産を何としても使いたい議員たち。
またそもそもSRB無しで1段目に使えるような有人向け大型エンジンが無い、失われた。
（RS-68はEELV用、SSMEの大量使い捨ては難しい）
また実際に、NASAはアレスIを本気で実現しようとした（オバマ政権がキャンセル）
・中国は、長征2号などしか大型ロケットが無く、他に選択肢はなかった。
・ESAは、当時シャトルの幻想に惑わされ、水素＋大型SRBに突き進んだ。
（今後の有人の意向は不明だが、アリアン6の初期案は、1段目が固体燃料だった）
・インドは、有人の意向はあるが、技術がまだ伴わない。大型SRBを持つ。
・スペースXは新興の民間ベンチャーで、固体燃料の選択肢は事実上なかった。
・OATKは軍需産業で、シャトルSRBを持ってるので、やろうと思えばできなくはない（アレスIでやりかけた）
今から固体燃料で有人やるなら、シャトルSRBレベルのパワーが必要なので、やりたくても難しいだろう。
最低でも、ソユーズロケット程度の、LEOに7～8トンは必要だからね。 そういえば、ニューグレンは、
2020年に無人でデビューして、
7～8年後を目安に、有人を考えているとか。
ニューシェパードでは、1～2年以内に有人飛行を構想してるわりには、
ニューグレンは慎重に進めるんだな。
まぁ課題が山積だからな。
・BE-4の完成
・機体システムの完成
・ヴァルカンでの採用と飛行実績
・商業打ち上げの成功とその継続
・着陸再利用の実現
有人は、その後だな。
スペースXがあまりに素早いので、「後手の先」とはなかなか行かないようだ。 燃焼が安全か、というのも大事だろうが、それより燃料つきるまで燃焼を止められない、というのが有人で固体ロケットが使われない理由なんだと思う。
H3も固体ロケット使ってるうちは有人は無理だろう。 JAXA「固体燃料はプリプレグに入り込んだ固体酸素より燃えにくいから大丈夫じゃないっすかねぇ(ﾊﾅﾎｼﾞ」
NASA「ぐぬぬ」 10年経っても有人やろうって話にはならないと思うし
無駄な話しではあるｗ しかし、「SRB分離すれば安全だし！」とか、実にケッサクだったな。
アホな議論にキチガイがマジレス。 >>501
早期分離信号の言い訳ﾏﾀﾞｰ？
・分離成功率99%
・燃焼完了率100%
これを持ち出されては、NASAは反論できんよ。
それがISEF2のハイライトプレゼンテーションに繋がったのかもなvw >>502
だれが何に対してどういう主張をしているのかさっぱりわからん。 >>504
H-IIA/Bを改造して2人乗りで有人やろうぜっていう
五代富文氏の妄想ポンチ絵 話しを変えようぜ
H3-30Sの本体の設計としては、こんな感じだと予想するがどうよ？
フェアリング2t
2段目 総重量. 27t 推進薬. 23t 構造重量. 4t LE-5B-3 比推力448s 推力137kN(vac)
1段目 総重量252t 推進薬220t 構造重量32t LE-9 x3 比推力425s 推力1471kN(vac)、1220kN(sea)
日本ロケットはいつもが上段が重いんだけど、
今回は頑張って欲しいなぁ・・・ >>506
上段は現時点では最適化出来てなくて、開発が一段落したら初期案の通り２段向けの新エンジン開発して最適化するのではないかと予測（妄想）してるんだが。 >>507
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le5b/
> 比推力と呼ばれる燃費の指標をLE-5B-2の446.6秒から448.0秒へ向上させます。
> 2段エンジンの作動時間がLE-5B-2の534秒から740秒に延長されるため
比推力が少しマシになって、燃焼時間が増えるので
推進薬がH-IIA/Bより増えるのは確実かと 単発IDでレッテル貼って精神安定vwvw
いつものvwvw LE-5B-3はやはり（LE-7A同様の）古い時代の技術で作られていると思うから、
LE-9と同じ世代の最新製法（3Dプリンティング等）を適用し、コストを下げるのがいいでしょう。
つまりLE-11です。最高の推力と比推力を叩き出して、諸外国の度肝を抜きましょう。
上段が強化されれば、ギリギリでH3-32型やH3-24型が必要だった貨物も、
ワンランク下げる（H3-22型やH3-32型へと）ことができるようになるかもしれません。
そうすれば、さらに競争力が増すでしょう。 >>468
1段目が固体ロケット，または SRB つきで上段液体ロケットならありえる．
しかし固体燃料オンリーの有人ロケットは厳しい．
MAX-Q を過ぎた後，1段目の燃焼終了後に
タワー型のアボートシステムは分離される．
上段ではほぼ真空なので，緊急脱出の必要性は低下するので，
異常を感知してから上段エンジンを停止して，分離して宇宙船の推進装置で軌道変更
(あるいは減速して再突入）と言うことが出来る．
固体上段だとこれが出来ない．
この頃の Pusher 式のアボートシステムなら，上段まで固体燃料オンリーの
有人ロケットが可能かもしれないが >>496
SpaceX も有人はもたついている．
2011 年の発表では．2014 年に有人 Falcon 9+ Dragon2 打ち上げ予定だったが，
現状では 2019 年．
(2015,16 年の爆発事故も響いているけど） リンクミス
X >>496
O >>495
ちなみに，この約10年の衛星打ち上げロケットの爆発事故とか，射点近くへの墜落で大きなダメージを
与えたのは
2016年 9月 Falcon 9
2015年 6月 Falcon 9
2014年 11月 Antares
2013年 7月 Proton-M
2007年1月 Sea Launch
意外と液体ロケットの爆発，または類似した事故が多い． 世界各国で新型ロケットの開発が進んでるけど、
ここまで具体的な能力（特にLEO能力）をひた隠しにしてるのは何故なんだ？
とっくに仕様も性能も固まってる（はず）のに、未だに「低軌道に○～○トン」が公表されない。
（勝手に、だいたい8～25トンくらいかな？と想像） >>516
性能が固まってないからじゃないかな。
H3-30にしたって、SSOに4トン以上を「目指す」とは書かれているが、実際にどこまで達成できるか開発してるほうも確信が持てないんだろ。
ここで「xxトンである！」なんて断言してそれが達成できなかったら失敗扱いされるだろうし。 好意的に考えれば、ライバル（アリアン等）の最終性能が固まるまで待ってたりとか？
後出しジャンケンにしたいところだね。
アリアンは、射場の関係で、GTOでは有利な数字が出やすい。
（H3では、⊿V=1500m/sに合わせて、従前のGTO能力よりも小さめに出てしまう）
一方で一般的なLEO性能なら、各国が自分の射場の軌道傾斜角で算出できるから、
性能のガチ勝負になる（そんな軌道を実際に使うことはまず無いけれど）。 H3は第2段のエンジンが新型にできなかったから効率が悪くなってるのを甘受してるけど、
予定通りLE-11に変えたらどこまで性能上がるかな？
上で話題になってた有人機も二段目強化による打ち上げ能力向上で目が出てこないかな？ >>516
LEO の定義がバラバラ(特に高度)．
H-IIA の実績では SSO と GTO ,QZO に加え，若干の惑星軌道(かぐや，あかつき，はやぶさ2），
H-IIB では，LEO に対応するのは ISS への輸送．
H-IIA で LEO は，
USERS(F3),GPM(F23) と ひとみ(F30)
くらい．
商業打ち上げも
アリラン3号 (F21, SSO)
Telstar 12V (F29,GTO)
だし，今後の予定も
ハリーファサット(SSO),
火星探査機アル・アマル
Inmarsat-6 F1(GTO)
と LEO の実績が無い．
といったことで，GTO と SSO の値のみ出しているのでは？ >>519
イプシロンの時の話だと上段のほうが性能向上の効果が高いそうだから気になるね。 LE-5系は真空動作前提なので性能は開口比が重要。
それゆえに燃焼圧力が5MPa程度でやや低い。
LE-9の知見から性能向上と小型軽量は考えられるから、
2020年代には新規の上段が設計されるだろうよ。 https://youtu.be/LT9-EN33bmM?t=171
ランデブー計画は我々のオリジナルの考え方だったのに
ディスカッションした後でNASAがプロジェクト化しちゃったんだよねぇ
だから、悔し紛れにサンプルリターンをぶち上げてやったって訳。 >>349
>>351
ターボポンプに微妙なトラブルが起きて改良中というのもありだが，
LE-9 の燃焼試験で推力を 5-10% 程度向上可能な目処がついたので，
ターボポンプ改良というのもありかも．
12月26日の燃焼試験では，燃焼室圧力 10.66MPa を出している(計画値 10．0MPa)
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2017/171226.html
ただ，ターボポンプの回転数は，計画値より 2-3% ほど高い．
なお，LE-9 の計画値(燃焼室圧力，ターボポンプの回転数)は
https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/47ef12dc1c5243831583c126ed553e17.pdf
参照．
後，改めて IHI の資料見ると，タービン質量流量が FTP と OTP では 9% ほど違う．
FTP タービンを回した水素ガスの一部をバイパスして捨てているようだが，
意味が分からない．やや効率を犠牲にしても，制御性が良くなる? >>521
ペイロードの重量が軽く高Gに耐えられる場合、
上段で一気に加速するのが効率的 ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
