X
SpaceX 総合スレ Part5
■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
0001名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/07(水) 03:24:27.24ID:VXg3UgVv
SpaceX 社の総合スレです．

・SpaceX 社公式サイト Falcon 9
　http://www.spacex.com/falcon9
・Falcon 9 First Stage Landing | From Helicopter
　https://www.youtube.com/watch?v=ZCBE8ocOkAQ
・CRS-8 | First Stage Landing on Droneship
　https://www.youtube.com/watch?v=sYmQQn_ZSys
・360 View | First Stage Landing on Droneship
　https://www.youtube.com/watch?v=KDK5TF2BOhQ

・打上予定告知サイト
　http://www.sed.co.jp/tokusyu/rocket.html
　http://www.launchphotography.com/Delta_4_Atlas_5_Falcon_9_Launch_Viewing.html
　http://spaceflightnow.com/launch-schedule/
　http://spaceflight101.com/calendar/
　https://en.wikipedia.org/wiki/List_of_Falcon_9_and_Falcon_Heavy_launches

前スレ：
Falcon 9 ロケットスレ Part2 [転載禁止](c)2ch.net
http://rio2016.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1464456496/
Falcon 9 ロケットスレ Part3
http://rio2016.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1488617623/
Falcon 9 ロケットスレ [転載禁止](c)2ch.net
http://wc2014.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1430057488/
SpaceX 総合スレ Part4
https://rio2016.5ch.net/test/read.cgi/galileo/1507397071/

※>>995を踏んだ方が次スレを立てて下さい。
0261名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 11:21:28.70ID:ghdLu4VY
エンジン性能よりエンジンをどう制御するかが今一番大事な技術だからね
もうオクタウェブが新しいロケットの定番みたいになってるし
0265名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 12:45:41.77ID:P3ms7E/m
>>262

SpaceX が開発中の Raptor エンジンは，
エンジン性能（比推力と燃焼室圧力向上)に重点を置いているね．
フルフロー2段燃焼サイクルなんて凝ったものをしているし．
0266名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 12:59:28.96ID:rhkW9Q8W
>>246
去年のプレゼンで映されたシミュレーションでは
再突入前半はシャトル相似だけれど、
低空では揚力をかなり積極的に利用する計画。

超音速のうちに機首を跳ね上げて大揚力姿勢をとり
一旦上昇に転じつつ意図的に失速、
高度10km→4km→10kmで3km/sから1km/s未満まで落とす。
そのままピッチ90°を超えて機首上げしていき
高度2.5km、0.7km/s程度で上下反転した(デルタ翼が上)逆噴射体制に移行。
後はF9とおおむね同様。
これで推進剤がかなり節約できるらしい(減速へのエンジンの寄与は1%未満)。
0267名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 13:05:44.01ID:P3ms7E/m
>>256

Raptor エンジンの推力は昨年発表値でMerlin 1D の約2倍だが?
(当初計画では，Merlin 1D の約8倍の推力だったので，それから比べれば縮小には違いないが)

去年の値は燃焼試験に基づくものなので，多分間違いは無いと思うが，
もしかして最近の燃焼試験でトラブル起こして，さらに推力落とさざるを得なくなった?
0268名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 13:16:52.31ID:P3ms7E/m
>>246

もしかして，ITS と BFR 混同?

両者はいろんな点で違うけど，ITS では格子状のグリッドフィン
ttps://en.wikipedia.org/wiki/File:Interplanetary_Transport_System_(29937260386).jpg

BFR は小翼
https://en.wikipedia.org/wiki/BFR_(rocket)#/media/File:SpaceX_BFR_launch_vehicle.jpg

グリッドフィンは亜音速はともかく，超音速では衝撃波が干渉して効率低下という欠陥がある．
小翼に変更したのは，超音速での空力制御を考慮したんだろう．

なお，この種の小翼は，New Glenn の設計でも見られる(前後は逆だが)
https://en.wikipedia.org/wiki/New_Glenn#/media/File:Blue_Origin_New_Glenn_2016-Sep_Introduction-Non_Free.jpg
0269名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 13:18:41.97ID:39wsDJ7I
BFR2段目の再突入、極超音速領域の飛行プロファイルはシャトルオービターと同様だろう
シャトルの足を引っ張った熱防護システムとでかい主翼をどう改善するかだな
低速域では主翼に頼るより逆噴射の方がいいということか
一番重要なのはやはり熱防護システムの出来
これが1段目と最も違う
0270名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 13:41:56.52ID:P3ms7E/m
>>268

Grid fin は極超音速では衝撃波の角度が狭くなってそれなりに効率的．
衝撃波の干渉でもっとも効率が落ちるのは音速前後だった．


>>269
BFR の2段目の再回収は効率的に設計できるのかねえ?
そういえば，Falcon Heavy で2段目の再回収を実験するとか言う話，無期延期になったんだっけ？
各種熱防護システムの比較実験くらいは出来たと思うが．
0271名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 13:50:19.00ID:l8+rZldy
>>261
制御で出来る事が増えてきたので、制御技術の重要性が相対的に上がってきているのはその通り。
ただそれはエンジンの性能があっての話であるのも事実。
0273名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 14:06:40.44ID:39wsDJ7I
>>270
ドラゴンカプセルのTPSは軽量で再使用可とか言ってたが出来はどうだろうか
冷戦期の遺産ならロッキードやノースアメリカンが研究してた金属製のTPSもあった
まあBFRはバカでかいからシャトルと同じくらい大変だろう
もうヘビーには金かけないでBFRに全部突っ込むらしいね
0274名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 14:07:48.35ID:P3ms7E/m
>>269]

>低速域では主翼に頼るより逆噴射の方がいいということか

それは設計による．Dream chaser とか，XS-1 のようなものもある．

垂直着陸では海上回収出来る点はありがたい．

一方，大きな翼は．再突入時で熱負荷最大前後に姿勢を制御して，
揚効比だけでなく，
弾道係数（質量と(進行方向の)面積の比率)を変えることで，
燃料節約できる他に熱防護システムへの負担を大きく緩和できる．

BFR 2段目では色々事情が違う．
やはり，Falcon Heavy 第2段での再突入実験がほしいところ．

なお，弾道係数が十分低ければ，熱防護システムはいらない（紙飛行機は宇宙から再突入可能)
0275名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 14:34:20.70ID:P3ms7E/m
>>261
>>262

もうひとつ，これまで重視されてこなかったエンジン特性に再使用時のメンテナンス性

ケロシン，特に燃料リッチのターボポンプは煤の発生で再使用時のメンテナンス性が悪い．
（逆噴射時の炎からの熱輻射もシビアとか）

メタンでは煤の発生がほとんどなく，メンテナンス性が向上する．
なお，ケロシンでも酸素リッチのターボポンプと2段燃焼サイクルなら煤の影響は小さくなる．

Raptor エンジンの開発はメンテナンス性向上も狙っているんだろう．

ただ，ロケットシステム全体としての BFR は1段目のクラスター数が多すぎる他，
2段目の回収再利用など野心的過ぎて，開発時間がかかりそう．
（後者については Falcon Heavy での実験を見込んでいたのかそうでないのか？）
0277246
垢版 |
2018/02/10(土) 14:40:50.95ID:Bck1r5q8
>>268
あ、うん混同してましたｗ　ていうかどっちがどっちか迷ってたｗ
0279名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 14:45:04.85ID:Bck1r5q8
>>274
極超音速でも大きな主翼って揚抗比改善に効果あるのかな？
極超音速ではアスペクト比を増やしても抗力ばかり増えてあまり揚坑比改善に効果ないのかと思ってた。
0280名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 14:48:37.21ID:Bck1r5q8
しかし、アポロ計画の総費用って現在価値で計算しなおすと1700億ドルにものぼってるんだね・・・
それよりでかい仕事を10億ドルでやろうっていうんだから、マスク係数を考えに入れても
凄い話だ。「大風呂敷」と思う人が多いのも頷ける。
0281名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 15:08:43.87ID:j79HrMMJ
・高速再突入で再利用
・逆噴射等で低速再突入して再利用
・高速再突入の使い捨て

一番上のパターンはシャトルみたいにメンテナンスが大変になりそう
0283名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 15:24:55.73ID:3F/7X36L
>>935
テスラ結構経営が厳しいらしいぞw
一枚噛んでる松下もピンチにw
0285名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 16:35:30.45ID:P3ms7E/m
>>274

それなりに影響する．

スペースシャトルの揚抗比は姿勢にもよるが 1-3

もちろん，極超音速では効率落ちて揚抗比1前後になるが，
カプセルの揚抗比 0.3 に比べれば大きいので，
熱負荷低減にかなり寄与する．
(低い弾道係数も大きいけど）

>>273
金属製のTPS は多分スペースプレーン形状でないと成立しない．


なお，BFR 2段目でも，胴体を傾けた場合側面部分からの揚抗比の寄与はあるはずだが，
熱防護システムをかなり広範囲に張らなければならない．
BFR 2段目は胴体で揚抗比を稼ぐリフティングボディの形状ともちがうし．
0287名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 19:13:02.08ID:P3ms7E/m
ぶっとい胴体で小さな翼の再突入機というと．案外少なくって，

HYFLEX (JAXA)
http://global.jaxa.jp/projects/rockets/hyflex/index.html
(秒速4km のサブオービタルだったけど)

IXA (ESA)
https://www.newscientist.com/article/dn25275-europes-home-grown-space-shuttle-gears-up-for-launch/
http://www.4erevolution.com/en/esa-ixv/

てなところだが，熱防護システムの占める面積が(側面含め)大きいね．
胴体後部に2枚の制御用フラップ

地上というか，海上付近ではパラシュートとエアバックで回収

この種の再突入機で制御は重要で，失敗すると
DARPA Falcon Project
https://en.wikipedia.org/wiki/DARPA_Falcon_Project
の HTV-2a,b みたいに解体してしまう．
0288名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 19:27:58.83ID:Bck1r5q8
「火星に殖民してあたらしい文明を築く」なんていうと
アメリカ人なら絶対、コロンブスとかピルグリムファザーズを思い起こすだろうし、
宇宙船にはそういうアメリカの建国神話にちなんだ名前をつけるだろうと思うんだけど、
マスクは移民なせいか、そういう思い入れ無いみたいね。スターウォーズとか銀河ヒッチハイクとか
ばかり。

>>287
そういえばBFRにはそういう動翼ってあるのかな？どうもポンチ絵のデルタ翼後部には
そういうの無いみたいに見えるけど
無知なもんで、質問ばかりで申し訳ない。
0289名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 20:06:01.57ID:P3ms7E/m
>>288

Blue Origin の New Glenn の動画では
aerodynamic control surface (制御翼)がちょこまか動いているのが分かるんだけどねえ．
https://www.youtube.com/watch?v=BTEhohh6eYk


BFR 第2段の小翼には，制御翼をつける場所がないように見える．
https://www.youtube.com/watch?v=K6t5yBrwqdw
BFR の動画ではそんな細部まで描いてない．
https://www.youtube.com/watch?v=zqE-ultsWt0
ただ，あの翼は空力ブレーキとしてだけなら小さすぎるので，
どこかに制御翼はつけるんだろうが，まだ設計が固まって無いのでは？
0290名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/10(土) 23:28:15.29ID:P3ms7E/m
>>235

探査機とロケット最終段はほぼ同じ軌道に乗るので，
第3宇宙速度まで加速して冥王星とか，
逆に水星より内側ににダイレクトに行こうとすると，
Falcon Heavy の第2段ドンガラ(3.9ton)も一緒に加速すると
非常に効率が悪く，
最上段としてキックモーターが必要
(New Horizons+Atlas V とか）

なかには，Delta 4 Heavy にキックモーター追加のミッションもある
Parker Solar Probe (水星軌道より内側）


Falcon 9/Heavy で同じようなことをしようとすると，
探査機の他にキックモーター追加が必須になるが，
何度か指摘されているようにフェアリングサイズ制限に引っかかる．

もう一つの選択としては，Falcon 9/Heavy 2段目を LH/LOX のセントール上段に
置き換えることだが，SpaceX は意地でもやらんだろう．

Raptor 上段も考えられなくはないけど，BFR の前にそこまで頑張って開発するか?
(見てはみたいけど）
0291名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/11(日) 01:13:02.34ID:ZvJ6YWgd
>>267
設計変更で出力を抑えて小型化した方がよいと判断されたと思うけどね
おそらく再利用のための耐久性とかメンテナンス性を考えてのことだと思う
0292名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/11(日) 10:08:21.15ID:T08QkW8n
先月のSES-16／GovSat-1の、強行着陸試験で着水した1段目の行方について、
情報が錯綜してるな・・
当初マスクは、曳航して回収すると言ってたが、
その後、機体が損傷し、燃料タンクやヘリウム高圧タンクが危険なので、
上陸させられない（接触できない）ので、破壊・沈没を決めた、という説が出ている。

1)　タグボートでケープカナベラル港に向けて移動中説
2)　米空軍が空爆で破壊した説
3)　軍ではない、民間の業者（船や建物の解体専門業者）に依頼した説
0295名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/11(日) 11:59:19.30ID:T08QkW8n
https://www.nasaspaceflight.com/2018/02/falcon-heavy-success-paves-space-beyond-earth/
マスク氏がテレカンファレンスで述べた所によると、
ファルコンヘビーは、完全な運用形態（1段目全て回収再利用かつBlock-5となった場合）、
通常のファルコン9の場合と比べ、捨てる部分に差は無い（上段のみ、または上段+フェアリング）のため、
その料金も、通常型ファルコン9と同程度（6200万ドル）にまで下げることが可能とのこと。

ヘビーは、1段目を回収すると打ち上げ能力が激しく落ちるので
（今回のコア回収の失敗も、どこまで残燃料を少なくできるかという実験ゆえ）、
Block-5を含めた運用の改善で、どこまで能力を維持できるかがポイントとなるだろうね。

https://www.nasaspaceflight.com/wp-content/uploads/2018/02/2018-02-09-203530.jpg
https://www.nasaspaceflight.com/wp-content/uploads/2018/02/2018-02-09-203253.jpg
https://www.nasaspaceflight.com/wp-content/uploads/2018/02/FH-engine-shot-e1518207956252.jpg
https://www.nasaspaceflight.com/wp-content/uploads/2018/02/2018-02-09-204023.jpg
https://www.nasaspaceflight.com/wp-content/uploads/2018/02/Starman-on-the-way-to-Mars.jpg
https://www.nasaspaceflight.com/wp-content/uploads/2018/02/Starman-in-orbit-of-Earth.jpg
https://www.nasaspaceflight.com/wp-content/uploads/2018/02/Falcon-Heavy-side-core-synchronized-landings.jpg
0301名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/12(月) 06:26:19.99ID:MFInWR24
去年9月のIACのラプターの情報はこんな感じよね。
海面上174トンｆ、推重比200を目指す、燃焼圧当初は250で後に300、1段31機、2段6機。

「冗長性のため、BFSの着陸に通常2機のラプターを使いたい、なおかつ1機でも着陸可能にしたい」から、
この推力にしたって話だったね。
ラプターの推力が大きすぎると、スロットリングしても2機着火状態で着陸できない、ってことかしら？

推力が先にあるんじゃなくて、全体の構成から逆算して推力を出してるようだから（それは正しいアプローチだ）、
システム構成が再変更されない限り、エンジンの変更も無いでしょう（技術的な問題が生じない限り）。
（全体の構成が変わったのは、地球上で衛星打ち上げや旅客輸送にも使うことにしたので）

>>300
それだと推重比が400近くになっちゃうぞ。無いでしょ
0303名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/12(月) 11:54:12.68ID:CmBeEdto
>>302

Falcon Heavy全段使い捨ての方が安い．

ただし，フェアリングの大きさ制限があるので同じものが打ち上げられない．
>>215

SpaceX が FH 用フェアリング大型化開発するか，
BFR まで棚上げにするかわからん．
0304名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/12(月) 12:35:52.81ID:CmBeEdto
>>409
のソースコメントからすると，フェアリング制限で打ち上げできないペイロードは
Falcon Heavy 以前に Falcon 9 でも既に一部にあったようだ．

エンジン推力は初期から約2倍に向上しているけど，フェアリング改良はされていたっけ?

Falcon 9 の初期エンジンは Merlin 1C
Thrust (vac.) 480 kN (110,000 lbf)
Thrust (SL) 420 kN (94,000 lbf)

現在のエンジンは，Merlin 1D
Thrust (vac.) 914 kN (205,000 lbf)
Thrust (SL) 845 kN (190,000 lbf)

あと，胴体直径は同一で長さを延長しつづけているな．
(これはエンジンノズルの大きさ制限になる)
0307名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/12(月) 17:30:05.22ID:AFmnK9Ds
当たり前と言えば当たり前の話だが、着陸の時も、
打ち上げの時みたいな衝撃破と噴射音がするんだなｗ
0308名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/12(月) 18:31:03.44ID:CmBeEdto
>>300
>大きさはマーリンよりも小さいのに推力は倍なんて可能なのか

>>301
>それだと推重比が400近くになっちゃうぞ。無いでしょ

実は近い例がある．
Merlin 1C Dry weight 1,380 pounds (630 kg)
Merlin 1D Dry weight 1,030 pounds (470 kg)

こんな真似が出来たのは，エンジニアの腕が優れていたのも若干あるが，
Falcon 9 の胴体直径の制限でノズルを大きくできなかった．
(燃焼室圧力を大きくすると，ノズル大きくして開口比上げたほうが比推力では有利)

Raptor では燃焼室圧力はMerlin 1Dの2倍以上だし
BFR では胴体直径の制限もないので，ノズルでかくして比推力の向上を目指すだろう．
0310名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 10:05:04.84ID:9W8TKrlX
まあ、そうだろうな。
外野の門外漢が考えるようなことは、当事者自身がよく分かってるだろ。
0312名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 10:21:59.78ID:GO9q2XJw
>>309

第2段とフェアリング双方についてなので，分かりにくいが，

"Fairing 2, flying soon, also has a slightly larger diameter.
Could make fairing much longer if need be & will if BFR takes
longer than expected."

間もなく飛ばすフェアリングは少し直径を大きくする(決定事項)．
（いろんなところから求められている肝心の）
フェアリング延長は，
必要となった場合かつ
BFR が予想より長くかかった場合
に行うだろうで仮定形．
0314名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 11:43:50.84ID:zpmxbDL9
地球の上空って言い方が変だけど細長い黒いUFOみたいなのが映ってたが
何だったんだ？チャット欄にUFOコメが溢れてたけど。
スクショで動画取ったけど２周目だったのでちょっとしか録れてなかった
0318名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 12:18:10.10ID:yPBpTXWp
回収船を新造中で次のヘビーはブースターも海上着陸するみたいね
回収しないときの費用は150万ドルで90万ドルは全部回収できたときの費用とか
0321名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 12:23:51.11ID:vVC6+JVo
雲の加減で地形の陰影が一際くっきり出ているだけだと思うんだが…
丁度海岸線らしき所に雲があって映っている場所がよくわからんな
公式中継履歴で言うと何分何秒だろう？
0323名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 12:28:37.24ID:vVC6+JVo
Teslaは設計・製造段階で真空を考慮していないから、
減圧による接着剤の変質etcで部品が取れる可能性は大いにある。
もちろん最初の6時間で不具合が起きない程度には対策しただろうけれど…
いきなり近くに現れてゆっくり離れていくような様子ならそれだろうな。
0324名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 12:33:53.17ID:zpmxbDL9
地形にしてはハッキリ映りすぎだし、雲の上にあるように見える
落ちたパーツかデブリかな？距離がつかみにくいけどね
0325名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 12:38:08.95ID:cCzHMEFP
見当たらなかったが、角度が変わっても雲との位置関係が大して変わってないから地形じゃね？
0328名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 13:00:27.61ID:vVC6+JVo
公式動画では18:23辺り、撮影位置は東南アジア上空だな。
次の回転でオーストラリアが映る角度とひまわり8号の画像から考えると
ニューカレドニア島が角度も周辺の雲形も合致するように見えるが…
0329名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 13:13:15.90ID:4sVKKhAv
見直して気付いたけど、なんか時間が経つにつれて車体に傷ができてないか？ 左側ドアの上下に走る三本ぐらいの長い傷とか、ボンネット左右に窪んだように見える傷とか、最初からあったっけ？
0336名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 14:22:38.56ID:81BmoadF
https://twitter.com/Kosmograd_Info/status/963218576717983748

> また、センター・コアを使い捨て、2機のブースターを海上回収した場合のコストは約9500万ドル。
> この場合、すべて使い捨てるのと比べて10%ほどの能力ロスになるとのこと（つまりLEOに約57トン、GTOに約24トン）。
> またこのコストは、ファルコン9を使い捨てで打ち上げた際とほぼ同じとのこと。
> https://twitter.com/elonmusk/status/963094533830426624

えっ、サイドブースター回収の9500万ドルでも10%ロスで済むの？
他の大型ロケット完璧に勝負にならないじゃん。
0337名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 16:09:38.21ID:WM/tp6bu
https://www.nasaspaceflight.com/2018/02/falcon-9-static-fire-vandenberg-paz-starlink/
・スタティックファイアの秒数は、3.5秒（新品）から7秒（再利用品）、最大12秒（ヘビー）まで
・スペースXは全てのロケット打ち上げ前にスタティックファイア試験を行う
・また時折、ウェットドレスリハーサルも行う。これは点火以外の全ての発射シーケンスを実行する
・ZUMAとヘビーの時だけは、複数回のウェットドレスリハーサルを実行した
・新品を使う時は必ず、マクレガーで試験燃焼を行う。これは最短1分間〜最長で本番と同じ秒数まで
・水平組立棟で結合された機体は（Amos-6焼失以来）衛星を載せずにスタティックファイアを実施する
・組立棟に戻った機体は今度は衛星を結合し、打ち上げに備える
・着陸回収したBlock-3の機体は、点検整備に現在24週間かかっている。Block-5で劇的に短縮を目指す
・次回の主な貨物は、スペインの軍民共同の地球観測衛星
・相乗り貨物は、スペースX社の2機の試験衛星。スターリンクというインターネット試験衛星（各400kg）で、詳細は不明
0338名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 16:21:00.37ID:WM/tp6bu
>>336
やはりセンターコアを使い切るかどうかで、能力は大きく変動するのね。
両ブースターは海上回収、センターコアは使い切る、という運用が価格／性能のバランスが良いのね。
（どんな貨物を載せるのか、イマイチ想像できんけど）

＞約9500万ドル
＞ファルコン9を使い捨てで打ち上げた際とほぼ同じとのこと。
ふむ・・やはり6200万ドルは、1段目を回収した場合か。
捨てると結構高価いのな。
0339名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 17:20:57.01ID:WM/tp6bu
トップ同士の論争、面白(・∀・)ｲｲ!!
https://twitter.com/torybruno/status/963109303291854848

マスク
「ファルコンヘビー（デルタ4を遥かに上回る性能）の価格は、全使い捨てでも1.5億ドルだ。
　あっちは4億ドル以上」
マスク
「ああ、それは古いデータだね。
https://pbs.twimg.com/media/DV3x0eqXcAAVe8K.jpg
デルタ4はミディアム版が全て退役し、ヘビーだけになる2020年以降は1機6億ドルになるね。高価っ！」

トーリ・ブルーノ（ULA社CEO・ロケット科学者）
「おいマスク、あらためてヘビー打ち上げ成功おめでとう。
　はっきりさせておこうか。ヘビーは3.5億ドルだ。今までも、これからもな。
　それと、ヴァルカンが完成するまでは、デルタ4ヘビーはユニークな特性も持ってるんだよ」

ツイッタラーA
「ヴァルカンって、いつ出来るんだよ？」
ブルーノ
「2020年だよ」
ツイッタラーB
「アーステクニカだと、4.25億ドルって書いてあるぞ？」
ブルーノ
「はぁ？　そんなものは知らん。それはウソだ」
ツイッタラーC
「政府機関は4億ドルって報告してるが？」
ブルーノ
「あぁ？　そりゃ初期の話だ。今は3.5億ドルだ」
ツイッタラーD
「ファルコンヘビーは使い捨てでも1.5億ドルで63トンだ。おたくは3.5億ドルで28トン。
　で、再利用するの？　あとSLSについてどう思ってる？存在意義は？」
ブルーノ
「再利用？ヴァルカン+ACESバージョンがそれだ」　（←SLSについては華麗にスルー）
ツイッタラーE
「デルタ4のユニークな特性って何よ？　コースティングは何時間行ける？」
ブルーノ
「高性能な上段だ。複雑な軌道投入ができる。コースティングは7〜8時間は耐える」
0343名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 17:38:22.11ID:cCzHMEFP
H2BはLEO最大19tだから、5,921〜9,000 だな
っていうか、ギニア打上げのソユーズって$80Mもするのかよ・・・
0345名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 17:48:22.15ID:iFMBwGBi
>>339
Atlas 5 や Delta4 が高額なのはそうなのだが，科学探査機では結構使われている．

逆に言えば，Falcon 9 の記録をみると GTO,LEO,SSO 以外の軌道の打ち上げが少ない．
Falcon Heavy の火星近傍軌道打ち上げも，探査機ではないし．
(民間月着陸機レースとかに割安で提供すれば宣伝になっただろうに）
0346名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 18:21:01.72ID:pYV3Z08t
5912〜9000
半減できると
2956〜4500
更に、軌道で待機中のHTV-Xで推力を追加できると…

国籍不明のファンボーイが大人しくなったのはコレか…
0349名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 18:51:07.82ID:WM/tp6bu
@elonmusk
返信先: @kerrbonesさん、@nextspaceflightさん
Not enough ignition fluid to light the outer two engines
after several three engine relights. Fix is pretty obvious.

何度も3機のエンジンを再点火したため、外周の2機のエンジン用の
着火剤が無くなった。修正はいとも簡単だ。

偉大な成功の陰で、アホな理由だわ・・
0353名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 19:01:19.55ID:pYV3Z08t
>>352
実際、そうなりそうだね。
上段強化を残して、この価格帯を目指してる。
しかし、米のロケット会社の認識てこんなもんなんだな。
0355名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 19:18:51.61ID:WM/tp6bu
同様の計算（推定値含む）だと、
H3-30型で5800、24型で2600くらいか。
（50億で8トン、70億で25トンと想定）

2600〜5800
商業衛星用の24型が2600・・
あら、結構お買い得じゃありませんか奥さん？
意外とイケるんじゃなくて！

しかも>>336によれば、
H3-24型とほぼ同性能のF9使い捨て版は、9500万ドルとのこと。
これだと、3800くらいだぞ（Block-5で25トンと想定）
でもヘビー（2本洋上回収）だと、1670にまで下がる・・　 orz
0356名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 19:24:03.20ID:vxJB50tD
開発費も含めたらかなりお得じゃないの
ヘビーは5年も遅れたせいで開発費か莫大な額になってるし
0357名無しさん＠お腹いっぱい。
垢版 |
2018/02/13(火) 19:25:01.37ID:pYV3Z08t
デュアルロンチやれば、単純に等分されるよ。
そのかわり、相方を狙い撃ちされるだろうけどね。
■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
ニューススポーツなんでも実況