SpaceX 総合スレ Part7 ﾜｯﾁｮｲ無
レス数が900を超えています。1000を超えると表示できなくなるよ。
今やASAP（の一部の委員）が、彼にとっての最後の防衛線だからな。
「アメリカが、偉大なるJAXAよりも先に進むことは認めないッ！」
という孤高の戦いだよ・・ >>814
それお前が答えたくないから勝手にいってるだけだろ 個人ブログでやってりゃいいのにな。
一見壮大稀有で整合性のある日本大勝利史観だから、馬鹿な信奉者も簡単に集まりそうだ。
ファンタジーやSFとして見ればよく出来てる。 個人攻撃しか出来なくなったね。
ASAPがどれだけ追い詰められるかよく分かる。 質問されて話を逸らそうとするのは都合が悪い証拠ってのは常識
もう「質(ry」は勝手に言ってるだけだとお前も認めたのに使い続けるのは恥ずかしいぞ ・質問している間は俺の勝ち
・恥ずかしい
論法に特有の臭い >>823
質問じゃなく確認だぞ？日本語(か頭)大丈夫？
「質(ry」をお前が勝手に適当なことを言っているわけじゃないという根拠をお前は出せていないし今後も出せないだろ
と言っているんだよ しかし、いつもの人はISASやASAPやなんとか教授やら、
トラの威をかって彼らが言ってもいないことを主張するのが大好きだな。
投稿傾向からすぐわかるから、もうxxxが言ってた！とか言っても
誰にも信用されないのに、本人は気づいてないの？哀れだな。 >>824
涙目な自分を相手に投影できる俺は涙目じゃない。
これも特有の論法だな。 もう個人攻撃しかできないね。
JAXAがFalcon9の欠陥を公式に指摘し、まだやんわりとだがFAAとASAPの監督体制に疑問を呈している。
それだけのことなのに、必死過ぎて憐れだね。 出た出た
「反駁している間は俺は負けてない」
今日は米ちゃんのお人形ごっこはやらないの？ オウム返しって…
余程悔しいんだろうな。
残ってるマウンティングワードはMRJだけかな？ SpaceX
○○に欠陥がありました→改良しました→問題なくなりました
おかしな人
○○に欠陥がありました→改良しました→いや○○には問題があるはずだ、NASAガーJAXAガー米やんガー→日本すごい、日本大勝利 >>814
分からないので質問しただけなのに
勝ち、と言われてもよく分かりませんが
>>808で何をすり替えたと思ったのでしょう
>>829
>>796読むと、>>698に掲載されている内容とASAPの
懸念は同じ所にあると自分は受け取りました
監督体制にまで言及しているようには感じません
どの部分で監督体制へ指摘があったか示してもらえませんか >>833
初っ端から間違ってて笑える。
>>834
有人ドラゴンの選定と固体酸素の魔法に何か関係あるの？
固体酸素の魔法は炭素繊維と液酸が接触しなければ関係無いが… BFRの話題に戻ろうか。
マスクは去年、自身のAMAで、
「PICA-X耐熱アブレーターを、直接BFSタンク壁に貼り付ける」って言ってたね
イーロン・マスクだけど何か質問ある？
https://www.reddit.com/r/space/comments/76e79c/i_am_elon_musk_ask_me_anything_about_bfr/
＞Will the BFS PICA-X heat shield be mounted on top of a common,
＞single piece of 9m diameter cylindrical carbon-fiber outer tank skin additively,
＞or will it be an integrated part of the outer BFS skin?
＞Elon Musk (Official)
＞The heat shield plates will be mounted directly to the primary tank wall.
＞That's the most mass efficient way to go. Don't want to build a box in box.
＞so lowest mass solution is just to mount the heat shield plates directly to the tank wall.
PICAは、カプセル型宇宙船などに使われる、フェノール樹脂含浸炭素アブレーター
元々NASAが開発したものを、スペースXがPICA-Xとして独自に改良した。
https://askjapan.me/q/Spacex-pica-x-phenolic-impregnated-carbon-ablator-32609278770
https://www.airspacemag.com/space/is-spacex-changing-the-rocket-equation-132285884/?all
＞For the Dragon’s heat shield, the company chose a material called PICA
＞(phenolic impregnated carbon ablator), first developed for NASA’s Stardust
＞comet-sample-return spacecraft.
＞Rejecting the prices they were getting from the manufacturer, they took advantage of
＞help from NASA’s Ames Research Center to make it themselves.
＞According to Mueller, SpaceX’s material, called PICA-X, is 10 times less expensive than the original,
＞“and the stuff we made actually was better.”
＞In fact, says Musk, a single PICA-X heat shield could withstand hundreds of returns from low Earth orbit;
＞it can also handle the much higher energy reentries from the moon or Mars.
「スペースX特製のPICA-Xは、オリジナルPICAの1/10のコストで、LEOからの帰還なら数百回耐え、
さらに、月や火星などからの惑星間速度での帰還にも耐える」 >>836
アブレータって繰り返し使えるものなのか… 一定量ずつ熔けていくから、改良で耐久性を向上させて厚めに塗れば・・
アブレーターはセラミックタイル方式に比べ、重たいのが欠点かしら。
PICAはNASAスターダスト計画での彗星サンプルリターンに使われ、
2900℃の熱に耐えて再突入し、地球に帰ってきたとか。
シャトルのようなセラミックタイル方式だと、LEOが限界なのかな？ >>838
再使用はできない．
もう一つ，LEO からの再突入より，
月や火星などからの惑星間速度の再突入の方が熱負荷が大きい．
両方兼用にすると，LEO では質量的に損． 毎回アブレータ貼り替えるとコスト高いしなぁ
イーロンの言うとおり何百回も使うとしたら、一回の減りを相当小さくしないといけないor相当分厚くしないといけない
ここがBFRの一番の心配ポイントだわ カプセルとスペースシャトルでは，弾道係数が大きく違うため，
スペースシャトルは熱負荷が小さく，再使用可能な耐熱タイルが選ばれた．
局所的に熱負荷の高い機首とか主翼前縁には，他の部分より耐熱性の高いタイルを使った．
耐熱タイルは，スペースシャトルの時代から進歩して，
メンテナンスの手間は減っている．
X-37B,DreamChaser
BFR 第2段はカプセルよりは熱負荷小さいはずだけどねえ．
アブレーター選択した理由は不明，手持ち秘術をそのまま流用したとか?
カプセルとは違い，場所による熱負荷も結構違うはず． 迎え角90°で、まるでスカイダイバーみたいに再突入して降りてきて、
地表近くで制御スラスタで直立させて、高度1kmくらいで逆噴射するらしい。
極めて少ない燃料消費で着陸が可能だとか。
立てたまま降りてくるファルコン9とは全く異なる方法。
腹這いでのダイブで大気に晒す表面積が大きいと、多少は負荷小さいのかな？
アブレーターを選択したのは、タイルでは惑星間速度での再突入に耐えられないから、かしら？
円筒の半分にアブレーターパネルを貼るから相当重たくなるだろうけど、それ込みでの能力かと。
形は少しだけスペースシャトルに似てても、実態は全然違うんだろうね。 あとタイル方式だと程度の差はあれ、やはり脆いから、
月や火星に行って着陸し、現地で時を過ごして、また帰ってくる、
みたいなヘビーデューティーな任務には不安なんだろうか。
惑星間速度での再突入の際に、タイルが欠けたりしてたら致命的だからな。 再突入時の姿勢がグリグリ動いてたのはまさかアブレータの減りを均一化するためか！？ 迎え角90°だと再突入時の熱分布はシャトルより比較的均一になる。
しかし可動翼の付け根が弱くなるのは変わりないし、
構造材とアブレーターで非対称な熱膨張がかかると、
可動部がひずんで動かなくなるのが心配だ。 可動翼を動かす動力源も議論になってるようだ。
降下中はものすごいトルクが必要らしい。
モーターなのか、油圧なのか。 概念設計の段階で固まってないようだな．
来年また設計変更か? マスクは「これでほぼ決まりだ」と言ってるけど、
さてどうだか 数年前には Falcon Heavy で，2段目の再突入回収の実験するとか言っていたけど，
中止したんだよな．
サブスケール試験としては意味があったと思うが，，． スペースシャトル オービターもいきなり人乗せて打ち上げてるし(自動運転非対応だから乗せるしかないとはいえ)、ブランも一発目で成功してるし、往還機の大気圏再突入はわりと試さずとも想定できる範疇なのかもしれない。
滑空しないなら尚更。
でもなあ。 BFR の第2段は，最後が垂直着陸なだけで，滑空自体はする．
ただ，先尾翼の再突入スペースプレーンとか，試験なしで大丈夫かね?
(少なくとも(音速，極音速)風洞試験はかなりやらないと)
概念構想が結構揺らいでいる時点では，本格的試験ができないのかもしれないが． F9のグラスホッパー試験と同じようにやるだろう。
最初は、BFSを飛ばして実験するよ。
垂直および水平方向に、100km程度の弾道飛行＆着陸でテストだとか。
速度が出ないので、耐熱プレートは必要ないとか。
その後は、再突入の試験だろう。 滑空試験をしようにもあのデカさだとアントノフでも無理だよな >>854
垂直着陸は成功するまで何度も失敗してるけどな・・・。 滑空、と言っていいのかな？
いわゆる飛行機タイプじゃないよな。
前後のフィンで多少の着地点コントロールはできるだろうけど、
これもスカイダイバーが体を傾けたり手足を使って移動できる程度の範囲内かと。 極超音速では胴体だけでもそれなりの揚力になるけど，
BFR 第2段の翼はかなりの大きさなので，滑空といってよいかと．
それにかかる動圧も大きいし，コントロール間違えると極めて危険．
スカイダイバーのコントロールを舐めてはいけない．
成層圏からのスカイダイビングは，下手をするとスピン状態に入る．
フラッターが起きる危険もある
どちらも適切に対処しないと死亡する．
超音速ダイビング、5つの危険
https://natgeo.nikkeibp.co.jp/nng/article/news/14/6872/
4. 制御不能の「きりもみ」状態で、死に至る可能性も
5. 超音速による未知のダメージ >Merlin 1D Falcon 9 v1.1
Topic: SpaceX Falcon 9 v1.1 DISCUSSION AND UPDATES (THREAD 5)
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=33335.msg1125118#msg1125118
we're only actually operating the engines at about 85% of their potential, so ah, down the road,
future missions, we anticipate being able to crank them up to their full thrust capability of, uh,
which would give about 165000 pounds of sea level thrust per engine. リフティングボディも水平着陸なら自然な帰結だけど、
垂直着陸かつ打ち上げ単価安いBFRの場合、軌道上で燃料再補給して、逆噴射で減速した方が現実的だったりして。 https://rio2016.5ch.net/test/read.cgi/galileo/1537599679/624
>Σmv=一定
>に時間の変数は含まれない。
運動量が時間によって変化しなくとも速度は変化するんだが？
確かに離床速度は遅くなるがそれでも最終的な速度は速くなるんだよ
なぜなら噴射する質量が増えるから
m1v1-m2v2=m1V-(m2+Δm)v2=0
V=((m2+Δm)v2)/m1
この場合VはΔmが増えるほど最終的な速度Vは大きくなる >>863
・運動量保存則は時間に依存せず
あらゆる時刻で成立する。
「最終的には…」は蛇足か、運動量保存則を理解していない。
・m1:ロケットの質量について、液酸の充填量の差が含まれない。
・m2:ガスの質量について、m2とm2+Δmに変えていると言うことは、ガスの噴射速度を変えず、ガスの質量を変える事を意味する。
まとめると、
m1v1-m2v2=m1V-(m2+Δm)v2=0
は燃焼室に入れる燃料・液酸を変えた場合に速度がどう変わるかを表す。 「なぜ、スペースXはあれほど危険を指摘されても、過冷却に拘るのか？」
ってのは、興味深い話題だよね。
「スペースXの技術者たちが突然、突拍子もないことを思いついたのか？」
「イーロン・マスクの冒険主義に感化されたのか？」
なんて思っちゃう人もいるだろう。
それで興味を持って少し調べてみたら、驚くことがわかったよ。
燃料や酸化剤の過冷却は、X-33やベンチャースターなど、将来のSSTOに不可欠の技術として、
NASAその他の研究者たちによって、真剣に研究・検討されていたようなんだ。
「ロケットは無限に巨大化できるわけじゃない、決まった大きさが設定される」
「その時に、もっと能力（ペイロード）を向上させる、それも、大幅に向上させる方法がないだろうか？」
という観点から、「推進剤の過冷却による高密度化」が、不可欠の要素と考えられていたようだ。
探せば他にもいっぱいあるだろうけど、これはNASAによるLH2とLOXの過冷却に関する研究
https://ntrs.nasa.gov/search.jsp?R=20100035154
関連する部分を和訳すると、
・「極低温推進剤を過冷却し高密度化することで、同じタンクに8〜10%余分に搭載できる」
・「これにより、推進薬質量比を大幅に向上させることができる」
・「過冷却は、ベンチャースター開発における、不可欠の技術的要素と看做されるようになった」
・「過冷却は他にも、（沸点近くで保存される通常と異なり）容易に気化しにくくなることで、
タンク内圧が異常に上昇するのを防ぐことができ、より薄く軽量なタンクの設計が可能となる」
まぁ、その過冷却の推進剤に適合した複合材タンクの開発の成否は、みなさんご存知の通りですが・・
もっと簡単に、「過冷却により、各燃料や酸化剤が、どれほどペイロード能力向上に役立つか」を研究したサイトも発見
https://web.archive.org/web/20120224061209/http://www.dunnspace.com/alternate_ssto_propellants.htm
液体酸素（LOX）と、各種燃料について、過冷却しない場合と、過冷却した場合（氷結点+10K）の、
「同じ大きさ・容積の推進剤タンク」を使ったと仮定した場合、の理論的ペイロード能力の比較のようです。
・LOX／ケロシンは、過冷却により、23%のペイロード能力向上
・LOX／メタンは、22%向上
・LOX／水素は、32%向上
・水素は他の燃料と同じ容量のタンクを使ったのでは不利（タンクを大型化すれば対抗できるが、その分タンクは重たくなる）
もっとも、必要なエンジンの強化分や重力損失などを含めれば、そこまでは増えないでしょうけど。
これはスペースXが採用しないはずが無いですわ・・
ましてや、火星往還ロケットなら、なおさら。
考えてみれば、最初のマーリンエンジンにしても、垂直着陸にしても、カーボンタンクにしても、フルルロー２段燃焼サイクルにしても、
PICA耐熱アブレーターにしても、あるいはこの推進剤の過冷却にしても、元々はNASAなどが過去に研究して論文を出しており、
あるいはそのままお蔵入りになってた技術的成果を、引っ張り出してきて、実際にそれを製品化しまくっているのが、スペースXという会社なのかもね。
彼らからすれば、埋もれたNASAの技術に、日の目を見るチャンスを与えている、という感じだろうか？
「こ、これは素晴らしい技術だ！ NASAは凄い。しかし、何で誰もやらないんだ？ よし、俺達がやろう！！」 >>863
>>864
同じ液体燃料で密度が上がると，エンジン推力も向上する．
ターボポンプのパワーは，体積流量X 圧力なので，
密度が上がると質量流量が上がるため．
ただし主燃焼室の熱負荷も上がるけど，再生冷却の効率も上がる．
全体としてエンジン推力も向上．
>>865
推進剤の過冷却自体が危険なのではなく，
液体酸素に COPV(複合材高圧ヘリウムボトル)を入れたことの組み合わせが危険なわけで，
液体水素や液体メタンに COPV 入れる構成なら，過冷却にしても問題ない．
ただし，手放しで同意できないのは，推進剤過冷却は取扱いが面倒になるデメリットがある．
他のロケットメーカーでも再使用や極低温複合材タンクは開発，もしくは研究開発で
取り入れつつあるけど，
(ロシアと中国は知らん) 複合材タンクにLOXを入れたい、
しかも過冷却したい、という挑戦が実を結べば、
各国も追随し、SSTOの夢が見えてくるかもしれないね。 >>864
最終的な運動量ではなく最終的な(ロケットの)速度と言ってるんだよ
最初から推進剤とロケットの運動量の和がずっと0だってことには同意してる
運動量保存則で考えれば推進剤により大きな運動量(過冷却により増えたΔmの分)を与えればロケットはその分より大きな運動量(質量が変らないと仮定すると速度)を得なければならない
これのどこが運動量保存則に反するんだ 極低温複合材タンクは．ISAS(実験機，LH2 タンクのみ)，
electron rocket (LOX タンク含む), XS-1(Phatom Express)
多分 SLS など複数ある．
再使用は New Glenn, XS-1(Phatom Express)
研究段階含めるともっと多い．
推進剤過冷却は，構想や研究以上に進んだのは，SpaceX 以外にあったかな?
あるいは開発段階でも，SpaceX 以外のメーカーは?
過冷却 ここ数日続いてる謎の数式バトルは、
要するに何と何が争ってるのか誰か教えて。 >>868
微妙にすり替えてますね。
>推進剤により大きな運動量(過冷却により増えたΔmの分)を与えれば
この推進剤は燃焼前？燃焼後？
(m2+Δm)v2のm2+Δmは燃焼後です。v2で飛んでいくからね。
また、あなたの数式は「過冷却する・しない」の効果が含まれていません。
m1v1-m2v2=m1V-(m2+Δm)v2=0
この式は消費される燃料・液酸の量を増やした場合、どれだけロケットの速度が変わるかを表した式です。
そもそも、液酸の充填量が増えてるのに、燃やし方を変えなかったら離床速度は落ちる。
つまり、浮上しない。
これは感覚的に分かるはずですが。(錘を背負うと50m走が速くなるのか？の比喩)
また、質量を増やしても最終的な速度が上がるかどうかは不明。
搭載された酸素を全てv2で噴射して、初めて増速に寄与する。
つまり、全液酸を燃焼室で燃やし切らねばならない。
当然、エンジンかかるストレス(熱・圧力・時間のいずれか)が大きくなる。
つまり>>569は否定される訳です。
回収したBlock-5のマーリンの状態を見て、
「あー、、、どうだろう、少し出力を控えめに使えば、10回再利用できるんじゃないかな？」
って結論を出したものと推測。 >>870
要約すると、いつもの人がH-IIスレで難癖付けてたらフルボッコにされてSpaceXスレに返品された。 >>872
チョト違う，
過冷却推進剤の話題は，Falcon 9 でしかやってないでしょ
といって移ってもらった．
>>870
過冷却推進剤のメリットとデメリット，
だけど，双方とも
>>866
の前半のエンジン性能が若干上がることを忘れている気がした．
でも，H-IIA/B スレで指摘するとスレ違いが延々と続く．
ここならスレの趣旨には沿っているでしょう． >>873
結論として、
過冷却により、
1) 推進剤の絶対量が増える
2) エンジンパフォーマンスが少し上がる
というプラス面のメリットが、
3) 離昇時の機体重量が増える、
などのデメリットを追い越して、
ロケット（ファルコン9）の燃焼・噴射が終わった時（ペイロード切り離し時）、
「通常冷却で満タン」よりも「過冷却して満タン」の方が、より多く増速している、
あるいは同じ軌道でいいのならペイロードが増やせる、ということになるのでしょうか？
あと、過冷却で打ち上げるロケットは、燃料と酸化剤の凝縮率がそれぞれ異なったりして、
予めタンクの設計段階で通常とは異なる容積比率での区画設計をしておく必要があるんでしょうか？ ・マーリンにかかるストレスが増える
・Block5のドライ重量が上がっている可能性
NASAに上段の強度不足を指摘された以上、何らかの対策が必要。
強度を上げるには、構造物の肉厚を上げるしかない。
過冷却しなきゃペイロードの公称値を満たせなかったりしてな。 昔の記事を読み返して
>>392
>>393
地球周回軌道と言っても遠地点が十分遠い(71000km)で，
ロシアがよくやる低軌道のパーキング軌道とはちがう．
目標地点が月の北緯45度なので，軌道傾斜角を変更するための
マニューバーではないかな． >>871
推進剤は当然ながら燃焼後だ
過冷却の効果は推進剤の質量の増加(ガス・ロケットの運動量の増加)に現れている
それに離床速度が落ちるのには同意するがロケットの推力重量比が1を割らない限り浮上しないなんてことにはならない
浮上しないというなら推力重量比が1を割るという根拠を示してくれ
推力が下がったとしてもその分の運動量の低下を推進剤の増加が上回ればΔVが上がることは十分に考えられる >>874
追加のデメリットとして
・地上設備側の手間が増える．
過冷却で冷却コストが余計にかかることと，充填タイミングがシビアになる
Falcon 9 の過冷却酸素の温度が66 Kで，
良く使う液体窒素の沸点が常圧で 77 K なので，
ちょっと工夫がいる(ヘリウムで冷却するか，真空びきにでもするか)
地上パイプラインなども熱絶縁をよくしないと．
多分，これらが開発中の他社のロケットで採用されない理由では無いかと． >>877
>推進剤は当然ながら燃焼後だ
つまり、噴射ガスの質量を増やす訳ね。
エンジンのストレスを下げるとか、言ってなかったかな？
エンジンの温度や圧力を変えずに、どうやって噴射ガスの質量を増やすの？
>それに離床速度が落ちるのには同意するがロケットの推力重量比が1を割らない限り浮上しないなんてことにはならない
>浮上しないというなら推力重量比が1を割るという根拠を示してくれ
それにはまず、過冷却する・しないに関わらず、噴射ガスの速度が変わらないことが前提となる。
エンジンのクラスター数を変えない一方、マーリンに供給される燃料と液酸を増やしてる。
にも拘わらず、噴射速度を変えないなんて器用な事ができるんですかね？ なぜ、あれほど危険性が指摘されてるのに自動車に乗るのか？
なぜ、あれほど危険性が指摘されてるのに電車に乗るのか？
なぜ、あれほど危険性が指摘されてるのに飛行機に乗るのか？
これとおなじレベルの疑問だな
過冷却すると性能が上がるし、タンクにCFRP使うと性能が上がる
そもそもspacexは従来ロケットと同じことをやってないからこそ成功したわけで、
従来ロケットとおなじことやってたら進化が無いじゃん Falcon 9 の COPV (高圧ヘリウムタンク)の爆発リスクと，推進剤過冷却は分離すべき
液体酸素中に COPV を入れたことが不味いので，
液体メタンとか液体水素推進剤だとそちらに COPV を入れただろうから．
で．SpaceX は，BFR ではどうするのかな？ >>875
＞過冷却しなきゃペイロードの公称値を満たせなかったりしてな。
まぁ、そりゃそうでしょう。過冷却こそ、能力アップの秘訣ですからね。
マスクも過冷却で能力が大きく上がったと言ってます。
でもその指摘、逆に言えば、「過冷却は、能力がアップする」、って自ら認めてしまったことになりません？
ちなみに過冷却はフルスラストの時から行ってますよ。
Block-5は夏に、5.8トンの衛星をGTOに送り、洋上で回収してます。
これはF9-5500の公称値をクリアしていますね。
Block-4までの時は、同条件で5.4トンくらいが限度だったので、
公称どおり、Block-5は少し能力も上がってるようです。
どうやって上げたのか？
過冷却は以前からやってるし、推進剤の総量が増えたわけでも無さそうだ。
エンジン出力がフルスラストよりも7%アップした、とのこと。
胴体の一部もカーボン化されてますね。 >>882
それだけリスクを取っても、高度化前のH2Aどまり… 極低温タンクの複合材化は，SpaceX よりに先にやっているグループが複数ある．
極低温タンク以外の，胴体の一部の複合材採用は，もっと前から複数のロケットでやられている
推進剤過冷却とは分離して語るべき 他の技術とは違って，推進剤過冷却は他のロケットメーカーは採用しようとしているのかね?
どうも
>>878
で指摘した運用コスト上昇がかなりのデメリットではないかと．
今後，再使用が本格的になれば，推進剤のコストがかなり響くことになるが，
推進剤過冷却は運用コストが上乗せされることになる． >>879
噴射時間を伸ばせば単位時間あたりのガスの質量が変わらずとも最終的なガスの質量は増えるだろ？
噴射ガスの速度はまとめて話題にするとややこしいのでまずお前に推進剤の量が増えればΔVは伸びるということを理解させたかっただけだ あと，極低温タンクの複合材化以前に解決すべき問題として，
Falcon 9 特に後期タイプは細長すぎて（体積と表面積の比で決まる)構造効率が悪い．
これは生産設備や輸送の制限だろうけど，Falcon 9 の設計のままでは
限界が来つつある．
New Glenn に対抗するには，BFR では開発時間がかかりすぎるのでは? >>886
繰り返すが、運動量保存則に時間は関係ない。
各時刻における質点*速度の総和が一定値で不変。だから保存則という。
m2+Δmがその時刻におけるガス質量。
m2が過冷却をしないときのガス質量なので、過冷却によってガス質量がΔmだけ増えている意味になる。
つまり、単位時間あたりのガスの質量を変えている。
やっぱり理解できていませんね。 運動量保存則の数式は明瞭だから、言葉を弄する程無知を晒すだけですよ。
で、過冷却しても上段を工夫しない限り、Falcon9は高度化前のH2A程度の性能。 Falcon 9 FT で過冷却を採用したのは，
これ以上ロケット全長を伸ばさずに性能向上をしたかったと言う理由があるのでは?
直径 3.7m
全長
54.9 m (v1.0)
68.4m (v1.1)
70 m (FT)
これ以上細長くしようとすると，空力によるモーメントなどで無理そう．
直系を増やすのは，生産設備や輸送の問題で限界． 単に1回目の善後策を要求され、機構の強度アップ不可避
その対策で推力増強をどう実現するかの苦肉の策だったんじゃねーの？ >>888
運動量が変化するなんて言ってないだろ
お前は離床直後の速度と推進剤を使い切ったときの速度は同じだと言いたいのか？そんなわけ無いだろ？
運動量が変化せずとも速度は推進剤を使い切るまでに増していく
それに俺は最初から過冷却によって搭載できる推進剤(ガスの質量)が増えると言ってるだろ
それがなぜ単位時間あたりのガスの質量を変えることにつながる？ >>892
言ってないな。
お前は 「搭載できる推進剤が増える」っぽい事を言っていたがね。
602 名前：名無しさん＠お腹いっぱい。[sage] 投稿日：2018/10/20(土) 14:58:34.44 ID:DzVb07DA [9/13]
>>601
Σmvのmが増えたならvが下がらない限り得られる運動量は増えるはずなんだが
お前こそ本当に運動量保存則を理解しているのか？ >>893
うん、確かにそう言ったが？
推進剤が増える=噴射できるガスの質量が増える
どこかおかしなところでもあるか？ >>894
運動量が変わるのか、変わらないのか、どっちなの？
ひょっとしてΣの意味が分からんのか？
運動量の「総和」が一定不変な。
燃料の燃やし方を変えたら、そりゃ各時刻における運動量は変わるよ。 Falcon 9 V1.1 の時点で世界一細長いロケットだった．
推進剤過冷却には多少のメリットはあるが，細長すぎるロケットにはデメリットのみ
(構造効率や横風による曲げモーメント）
設計当初から考慮していればもっと胴体直径太くしていたんだろうけど，
生産設備の制約あったんだろう．
新規開発ロケットではそんな制約無いから，
Vulcan でも New Glenn でも最初から胴体直径太くしていて，
(地上のメンテナンスコストが増加する)過冷却推進剤を採用してないのでは? >>895
いやどんな燃やし方しても各時刻における運動量は変わらんだろ
確認のため一応聞いてがΣmvってロケットとガスの質量と速度だよな？ >>897
>Σmvってロケットとガスの質量と速度だよな？
質点とその速度の総和。
質点とはロケットの構造体、未燃焼の燃料、燃焼ガス。
>いやどんな燃やし方しても各時刻における運動量は変わらんだろ
お前、やっぱり分かって無いやん。
燃焼室に燃料と液酸を普段より増やして燃やしたら、発生するガス質量は大きくなる。
つまり、運動量は増える。
過冷却によって液酸の密度が上がっているから、燃焼室に供給される酸素の質量が増えてるでしょ？ >>898
そのロケットの運動量の増加は噴射されたガスの運動量に打ち消されて0になるはずだが
供給される酸素の質量が増えるってそういうことか
酸素の供給量って調整できないで固定なのか？ >>899
>そのロケットの運動量の増加は噴射されたガスの運動量に打ち消されて0になるはず
それが保存則。だから何？
>供給される酸素の質量が増えるってそういうことか
…君が言っちゃダメなんだがw
m1v1-m2v2=0
m1V-(m2+Δm)v2=0
これ書いたの君でしょ？
Δm：過冷却で密度が上がり、供給量が増えた酸素
>酸素の供給量って調整できないで固定なのか？
これはエンジンの燃やし方による。
密度が上がっているので、タービンの回転速度を下げ、過冷却しない時と
同じ燃やし方にしたりな。 >>900
供給量じゃないぞ？
Δmは過冷却によって増えた噴射できる酸素
その式は推進剤を使い切ってエンジンが停止した状態の運動量を示している
だから供給量ではない
そのm+Δmは噴射できる推進剤の合計だ >>901
だったら
m1v1-m2v2=0
m1V-m2v2-Δmv2=0
Δmv2は一体何だね？
ひょっとして、未燃焼の液酸Δmがガス噴射速度v2で飛んでいく
つまり爆発することを言いたいのかな？
ここまでひっぱっておいて、自虐にも程があるw 運動量を考える時、時間の経過は考えちゃダメよん。
ある時刻1点で考えないとな。
で、時刻が変わっても、運動量の総和は一定不変。 >>902
いままさにそのΔm分の酸素がv2で飛んでいくと最初からいっているのだが
>>903
どこに時間の経過を考えているところがあるというんだ？ >>904
液酸のままv2で飛んでいく＝爆発
なんですが…
>どこに時間の経過を考えているところがあるというんだ？
燃やし方。
時間をかけて燃やす…正規の打上
時間をかけずに燃やす…爆発 マスク曰くFalcon 9 v1.1時点でのMerlin 1Dは
潜在力の約85％だったそうだ
Merlin 1Dは逐次バージョンアップされているようで+とか++とか出てくる。
実際の呼称なのか俗称なのかわ知らん タンク回りの支柱の強度設計すらまともに出来んかった癖に
エンジンの潜在力を評価できるとは思えんのだがな。 >>905
なんで時間をかけずに燃やすと思ってるんだ？エンジン燃焼中に通常の場合と同じように少しずつ燃やすに決まってるだろ
お前何か勘違いしてない？ >>908
また逆ギレ？
>時間の経過を考えているところがあるというんだ？
全部、君の質問への明確な回答。
運動量保存則を理解できていないだけ。 >>906
変わってないのは胴体直径
改良エンジンの実力を生かしきれてない
燃焼室圧力あげたにもかかわらず，胴体直径とクラスターによりノズル直径に制約，
開口比が不十分で比推力を損している． レス数が900を超えています。1000を超えると表示できなくなるよ。
