H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part77
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H3 ロケットの2段目エンジン LE-5B-3
(再生冷却して高温になった高圧水素ガスと低温の高圧液体水素を混合する)ミキサーの改良(比推力若干向上）
液体水素ターボポンプ（FTP）のタービンの改良（2段エンジンの作動時間がLE-5B-2の534秒から740秒に延長されることに対応、高サイクル疲労を抑制）
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le5b/
LE-5B-3 のターボポンプの変更点(2017年の論文)
The Modified Fuel Turbopump of 2nd stage engine for H3 launch vehicle
https://www.eucass.eu/doi/EUCASS2017-189.pdf
燃焼試験
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le5b/firingtest.html
画像
http://jda.jaxa.jp/result.php?lang=j&;id=a597a7501ee4ce750bf775db09bbbed6
動画
http://jda.jaxa.jp/result.php?lang=j&;id=c63c89e6db22ceca464842575437fb72 一物
H-IIBロケット7号機による宇宙ステーション補給機「こうのとり」7号機（HTV7）の打上げ延期について hjjhgfdyuihvcg
http://www.jaxa.jp/press/2018/09/20180920_h2bf7_j.html
三菱重工業株式会社及び国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構（JAXA）は、
宇宙ステーション補給機「こうのとり」7号機（HTV7）を搭載したH-IIBロケット7号機
（H-IIB・F7）の打上げを平成30年9月22日に予定しておりましたが、打上げ前日から
当日の天候悪化が予想されるため、下記の通り変更いたします。
打上げ日 ： 平成30年9月23日（日）
打上げ時刻 ： 2時52分頃（日本標準時）
三菱重工
https://www.mhi.com/jp/notice/notice_180920.html
参考：種子島宇宙センター 気象情報
http://space.jaxa.jp/tnsc/tn-weather/data/weekly.gif >>8
できれば最新の情報を貼ってほしかった
http://www.jaxa.jp/press/2018/09/20180921_h2bf7_j.html
打上げ日 ： 平成30年9月23日（日）
打上げ時刻 ： 2時52分27秒（日本標準時）
https://twitter.com/MHI_LS/status/1043397100099198981
第2回Go/No Go判断：ロケット、衛星、射場設備、追跡管制網等 各系の
作業状況および気象状況等の確認を行いました。その結果、液体酸素・液体水素等の
燃料をロケットに充てんする作業への着手が許可されました。
これから燃料充てんの準備作業に移ります
https://twitter.com/5chan_nel (5ch newer account) H3ロケット用LE-9実機型#4エンジン燃焼試験の実施について
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2018/180921.html
試験名称 ：LE-9実機型#4エンジン燃焼試験
試験目的 ：厚肉タンクステージ燃焼試験（BFT）に供するエンジンの機能・性能を確認する
期 間 ：平成30年9月24日（月）（予定） 「こうのとり」7号機/H-IIBロケット7号機打上げライブ中継 （ KOUNOTORI7 / H-IIB F7 launch live broadcast. ）
https://www.youtube.com/watch?v=PaedKidox3U
打上げ間近のH-IIBロケットを見守る放送 / H-2B rocket to be launch at soon
https://www.youtube.com/watch?v=7aLwfehnZwE まあ、成功成功浮かれてるより、常に失敗を想定した心構えで居ないと、宇宙開発なんて継続不能だし、追いかけてもいられないわけです。
何せ万全を尽くしても必ず成功するわけでは無いのが、人類の持てる技術を究極まで試される巨大プロジェクト、ロケット打ち上げと宇宙開発だ。 部品の0.1mmの変形が原因・・・
いやいやもっと別の原因があって副次的に0.1mm変形したんだろ
打ち上げ延期しとけ 宇宙作家クラブのニュース掲示板にあげられたMHIの記者会見では、
故障した原因を調査中と言いつつ、誰も見ていない時と場所で
ナニかをされた想定も匂わせています。（偶然・故意の別なく）
そしてバルブ交換後は目を離していません！を強調している。 >>12
JAXAのH-IIB F7生中継は2:27より開始
今は発射台脇には余剰水素の赤い炎が見える。
夜間だとなかなかワイルド。
なおデルタヘビーはこの炎がロケットを包む。 遅延は色々あったが，晴れた夜の打ち上げは美しい．
今後の予定
9月23日22時: H-IIA 40 号機コア機体陸送
9月24日17時: LE-9 #4 燃焼試験
10月29日:13時頃 H-IIA 40号機打ち上げ
すごく忙しいな，頑張ってください． >>33
SSB空中点火時代の夜の打ち上げのほうが美しかった >>10
そうやって更新すればいいw
祝!!成功w 1001 名前:1001 :Over 1000 Thread
このスレッドは１０００を超えました。
新しいスレッドを立ててください。
life time: 150日 18時間 39分 46秒
前スレ 宇宙クサシター無反応リスト
2018Sep23 H2B7号機 バルブ変形
2018Sep09 プロ子供
2018Sep06 AVATAR X
2018Aug09 NASAがSpaceXを切り捨て
2018Aug02 RV-X
2018Aug02 Callisto
2018Aug01 SPACE WALKER
2018Jun01 PDエアロスペース
2017Dec06 HTV-XにLNGエンジン搭載 http://www.sacj.org/openbbs/
朝日新聞・０．１ミリレベルの変形が起こる可能性はどういうものがあるか。
工場では正常で、こちらに持ってきたら変わったというのは、どれくらいの時間が経っているか。
前回の予定日から１週間と速いが、なぜこんなに速くできたか。
朝日新聞・変形の原因は、まだわかっていないということか。
朝日新聞・原因がわからないのに、同じ事象は起きないとおっしゃった根拠は何か。
朝日新聞・（新しい方は）組み立ててからそんなに時間が経っていないからということか。工程が確認できているからということか。
朝日新聞・不適合の原因の特定する方法はどうやるのか。
朝日新聞・製造してからロケットに搭載するまでは把握しているのか。期間とあったが、ずっと置かれていても工程は把握しているはず。
朝日新聞・次のH-IIAへの影響はどうか。
朝日新聞・原因がわかっていなくても打ち上げるということか。 糞部品は変えるだけw
納品以外に製造元には腐るほど保管するw
試作含め膨大な数量を造るから
成功して残念だったね棒w(・∀・)ニヤニヤ http://nisshin-em.co.jp/information/76razor.html
フェザー安全剃刀株式会社製です。
一般的に薄いとされる0.1mmよりもさらに薄い、0.076mm(76μm)のカミソリです。
変形ではなく、精巧に作ってすり替えたんじゃねーの？ 日経新聞・工場に持ち帰って０．１ミリの変形を確認したとあるが、非常に小さい変形だが、その確認方法。
鈴木・Ｘ線検査で外観上の変形があることを目視で確認し、バルブを分解して部品を取り出して詳細に計測し、変形を確認した。
0.1mmだけ塑性変形…熱応力で可能か？
熱による塑性変形現象を再現するような実験方法
https://okwave.jp/qa/q9471322.html
降伏点を想定した場合、鉄系で0.6％、非鉄系で0.2％以上のひずみを与える
必要があります。例えば線膨張率が10＾-5の材料ならこれを熱ひずみに換算す
ると、それぞれ600℃、200℃の温度差が必要です。
金属接触でこの温度差を実現するのはかなり難しいと思われます。
焼嵌め円筒なら、予め応力を与えておくことができるので、温度を上げたとき
接触面の応力を降伏点に到達できるかもしれませんが。 図1-(b)は，シャーリング加工の場合の断面組織である。
塑性変形領域が，エッジから0.1mmほど存在していることがわかる。 >>33
今回、天気も微妙だったのにがんばって種子島に行った人達は快晴でのH-IIB夜間打上、H-IIAの一段の水切りと輸送、LE-9の燃焼試験と最高の3連休だねぇ。言ってる人達はうらやましい！ >>46
頭の悪いやつが賢そうに振る舞うのには難癖つけるのが一番楽だからねえ
「ダメだ、ダメだ、具体的にどこが悪いかって、そんな事は自分で考えろ」で、
専門家の皆さんに上から目線で嘲りを入れつつ、マウンティングする
誉めるのは、頭の悪いやつがやると「凄い、凄い」だけに成ってしまって
馬鹿丸出しに成ってしまうので、ちゃんと分析できる程度には賢くなければならないから。 あー寝落ちして打ち上げ見れなかった
車で見にいくはずだったのに@九州北部
ちなみにH-IIA/Bはそれぞれ1回ずつ見えた さーて
0.1mmの塑性変形についてリアクション芸よろしく。
俺には現物を変形させたのではなく、そういう形状のモノを作って
すり替えたとしか説明ができない。 朝日新聞に中国からの金が入ってるのではないかとか
日本共産党が中国の支援を受けてるのではないかとか
よくいわれるけど、追求するためにも根拠が欲しいところ。
そういう行為は犯罪にはならんのかな？ スレが伸びているかと思ったら，犯人追求の政治劇か
アラシは無視して，
>>47
をウォッチしますか．
LE-9 #4 燃焼試験の後は，いよいよ，LE-9 の 「厚肉タンクステージ燃焼試験」 BFT
(10-11月?)だけど，これは田代試験場(秋田)か
ついでに
「こうのとり」7号機、打ち上げ成功！
http://www.jaxa.jp/topics/2018/index_j.html#news12910
9月27日（木）20時25分から、把持（キャプチャ）の模様を中継する予定ですので、
ぜひお見逃しなく！ 今更、「仲良くしましょう」風の雰囲気誘導。
0.1mmの塑性変形がどれほど異常なのか、よく分かってるようだな。 ブースターの分離が綺麗に見えてたね
クイックレビューがはよ見たい
次は商用3回目。上手く続いて欲しい
ベピ・コロンボ やイプシロンもあるし急がしいね 犬朝鮮の知恵遅れバカチョンな掲示板荒らしは、
塑性変形という新たに覚えた単語がお気に召したらしい。
これから1ヶ月はこのスレで意味不明の
優越感オナニーを続けそうである。
朝鮮の生態はそんなもの。
深い意味なんて無い。 https://youtu.be/yRg2Ns4WNR0?t=1644
朝日新聞のハマノか。
やたら今後のバルブの使い方に興味があるようだな。 >>41
貝印じゃなく フェザー で泣けた><;
貝印は勿論切れるが更に切れるのが
フェザーの剃刀!!
多分世界最強だと思う(各国の試したし)
因みに世界の剃刀刃の7-8割は
島根の安来鋼(日立金属など)が占める 頑張って中継を観たが雲ズボも無く綺麗だったが
西日本の軌跡は雲だらけで全く無理だった
(´・ω・｀) 祝 成功!!
これまでで最長の延期延期の記録更新だったのねw >>59
メーカーは別にどこでもいい。
0.1mmのスケール感の参照だ。
この厚さだけ物体を塑性変形させられると思うか？ >>60
突発的・時間のかかるな不具合にもちゃんと対応
商用打上げには必用な事だね >>61
貝印は優勢だが
やっぱフェザーなんだよなw
あんたも実際使ってみw
海外製とかこれは使い古しの
中古か??って感じw怪我も多いし
切れなくてなw これでメディアの科学部が0.1mmの塑性変形を真面目に取り上げなかったら
・スパイ活動防止法
・特ア人に対する留学ビザの停止
がすんなり通るだろう。
そういう意味では、内閣府が用意した周到な自作自演かもしれん。 第二段エンジン燃焼停止
計画書 860s 高度289km 速度7.7km
テレメ 849s 高度288.5km 速度7.43km/s
計画書より随分燃焼終了と速度が低いのだが、ISSの軌道要素の関係だろうか？
7.43km/sは弾道飛行でアルゼンチン側に再投入しかねない速度。 ○計画書は平成30年7月
ISSの高度は常に変わるから、必要速度も色々と変化。
計画書にも最大で数十秒程度変動すると明記。
以下蛇足
○今回のHTVはSPEC 6tに6.2tを積んだ蛇級
○今回のH-IIBも制御落下の為に軌道を一周して第二回燃焼あり。 1日当たり打上最適時刻が20分前倒しになってたね。
その辺も関係してるんじゃないの？ >>66
制御ソフトのバグとか、
制御ソフトのパラメーター設定ミスとか
そんなのだったりして 1秒単位で打ち上げ時刻決めてるのに燃焼終了11秒早いとかありか？ >>75
衛星速度に達していなければ、後でアイドル燃焼で逆噴射するまでもなく、1周せずに上段が落ちてくるだろ。 言い出しっぺなので過去の記録を確認
H-IIB F6(H.28.12.9)
第二段エンジン燃焼停止
計画書 860s 高度289km 速度7.7km
テレメ 861s 高度288.7km 速度7.43km/s
打上速報では 860s
H-IIB F5(H.27.8.19)
第二段エンジン燃焼停止
計画書 860s 高度289km 速度7.7km
テレメ 846s 高度288.5km 速度7.43km/s
打上速報では 844s
今回+過去2回を見る限り、打上つべ中継の
速度7.43km/sは伝統みたいです。
つべの画面7 43km/s=慣性速度7.7km/sっぽい ちなみにスペースシャトル(絶滅種)の場合は、
メインエンジン停止時で7.82km/s（高度117km）
この速度は軌道速度より若干遅く、切り離した
外部タンクは軌道に乗らずインド洋に落ちます。
シャトル本体はタンク切り離し後に加速を行い
高度280kmで7.74km/s(※)に至ります。
加速して軌道高度を上げると、
軌道速度が落ちるのはお約束です。
※H-IIBつべ実況の高度290kmで7.43km/hは
随分な誤差を含んでいる模様。
打上計画書の打上シーケンスの7.7km/sなら納得だが。 >>79
それだ！
赤道は0.46km/sで東に回転。
iss軌道の傾斜角は51.6°だから、
0.46km/s x cos(51.6度)=0.29km/s（軌道速度に加算）
つべのテレメ 7.43km/s + 0.29km/s = 7.72km/s
……だいたい合ってる >>65
もう売り場にフェザー無いところも多いしw
おフランスのBICも嫌いじゃないw >>84
まだだいぶ高度差があるんだね。軌道傾斜角は合わせた感じ？
これから追いついて、どこかでホーマン遷移とかするんですかね？ 序にスレチwだが
夕方のラジオで博物館などの特集
シアトルのBOEの施設に行くと
日本人に親切だって
部品の1/3は日本で製造で
ええスレチですともw
髭剃りは電気式だったような
ブラウンか松下かフィリップスか日立かセイコーか
米製が無いw(買収で謎だがw)
自分は長年松下派他は知らないが切れそうだ!!w H-IIBで、リフトオフ後30秒近辺から聴こえるヒューンって音は何の音？
H-IIAとかじゃ聞こえない音だよね。 >>90
H-IIAでも聞こえます。地上設備の音。
昔から有名な種子島射場の怪音。
あれは打上直前から始まるウォーターカーテンの散水が
水切れになると鳴り響くそうだ。 ありゃ？
ISS追い抜いてる…と思ったら、高度が低いから当たり前だね。 >>90-91
何故かH2B打ち上げの時だけ大きく響いて聞こえる「龍の咆哮」
現地では聞こえず、マイクにだけ入る一種のハウリングと言う説もあったな。 >>91,93,94
えーそうなの？？
ロケットの音じゃないのかー残念 >>95
あなたが現地に行かない限り、聞こえるのはマイクが拾ってきて、スピーカーが再現する音でしかない。 >>96
そういう話じゃないだろw
ハウリングみたいにもともと無いはずの音が機器が原因で記録されてしまう 日本民法の父、穂積陳重の『法窓夜話』を現代語に完全改訳
法律エッセイとして異例のベストセールスを続けた名著を
手軽に読みやすく。短編×１００話なので気軽に読めます。
法窓夜話私家版 http://bit.do/exrpD
続・法窓夜話私家版 http://bit.do/exqgG
高校を卒業した学生の語学能力が、これほど貧弱で物の役に
立たないのは何故なのか。抜群の語学力を誇り、東大文学
部長までつとめた筆者が、外国にいる若者が外国語を習得する
困難さを正面から取り上げ、正則（期待されるような）
語学教育の重要性を指摘する、英語教育のための基本書。
外山正一『英語教授法』 http://bit.do/exqgw H3ロケット用LE-9エンジンのターボポンプ単体試験（その4）の実施について
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2018/180925.html
H3ロケット用LE-9エンジンのターボポンプ単体試験（その4）を平成30年9月25日（火）より、
宇宙航空研究開発機構 角田宇宙センターにて実施しますのでお知らせいたします。 第1回 H3ロケット用LE-9実機型#4エンジン燃焼試験結果
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2018/180924.html
試験日 平成30年9月24日
試験目的 厚肉タンクステージ燃焼試験（BFT）に供するエンジンの機能・性能を確認する
試験時間 160.0秒(160.0)
メイン燃焼圧力 9.76MPa(9.57)
液体水素ターボポンプ回転数 43,192rpm(43,124)
液体酸素ターボポンプ回転数 16,677 rpm(16,342) いつも燃焼圧力とかターボポンプ回転数の計画値からのズレ大きくね？
LE-9って不安定なの？ >>106
普通はどのくらいのズレで収まるもんなの？ これでズレていると判断しちゃう？
もしかしてバカチョンなのかな むしろほぼ完璧な数字に感心したよ。
来年にでも飛べるんじゃね？ 領収試験の一回目で，燃焼室圧力が計画値より 2-4% くらいズレるのは LE-7A でもあった．
(2回目以降は調整してもっと精度を上げる)
http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h2a/engine/le7a/05/04-tec/01_j.html
試験日 平成17年4月7日 木曜日
メイン燃焼圧力 約 120.6 kgf/cm2A( 125.8 )
http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h2a/engine/le7a/06/05/01_j.html
試験日 平成18年5月 17日 水曜日
メイン燃焼圧力 約 122.4 kgf/cm2A( 124.4 ) H2Aの打ち上げの7~8割はH3最小構成打ち上げで
間に合うっぽい感じだし、SRB3はHTV－Xと特殊な大型衛星打ち上げにしか使わない感じになるのかな
それか、昨今の傾向的に、開発コンセプトと違って国内や海外受注の衛星をまとめて打ち上げるパターンが増えるか >>112
何度もでているけど，H3-30S は GTO への投入能力が低い(デルタ V=1500m/s で 約2t)
したがって静止衛星や，準天頂衛星は H3-22/24Lクラスで無いと厳しい．
これらに該当するのは
2021年度
次期技術試験衛星(きく9号）:GSO:JAXA:H3 試験2号機，全電化衛星(ホールスラスター）
HTV-X: LEO: JAXA
2022年度
X バンド通信衛星3号機: GSO: 防衛省
HTV-X: LEO: JAXA
2023年度
準天頂測位衛星5号機: QZO: 内閣府宇宙戦略室
準天頂測位衛星6号機: QZO: 内閣府宇宙戦略室
準天頂測位衛星7号機: QZO: 内閣府宇宙戦略室
HTV-X: LEO: JAXA
少なくとも2023年度までは，約8割が H3-22/24L
(それ以降は IGS が H3 に移行する)
海外受注については，静止軌道衛星なら H3-22/24L だろう．
衛星クラスター打ち上げは低軌道だけど， H3-30 系列か
もっと大型の方が向いているか？
New Glenn ロケットの開発が約2年遅れそうなので，そちらに仮契約していた
ユーザーが流れるかも．
(OneWeb などは期限が限られているので，短期間に大量打ち上げが要求される) >>113
最小構成のGTOって何か公表されてた？
SSO4t以上って話以外は何もソースなくね？ >>114
H3-30S の GTO 打ち上げ能力は公表資料のグラフにある．
また，H3-30S の SSO 4t 以上は高度 500km
同じ条件(SSO 500km)で H-IIA202 は 5.1t
(H-IIA のユーザーズマニュアル，>>1 参照)
したがって，H-IIA202 の能力の約8割． ボーイングのオール電化衛星が飛んだ時、
今後これが主流になればブースター無しのH3でもGTO向けメイン需要を満たせると思ったんだがな。
意外にも逆にどんどん重くなってるのね、最近の静止衛星。 >>112
JAXAの資料や会見とかをみると、H3-22やH3-32が主力になるだろう、という感じたったぞ。 H3-30で静止衛星は可能かどうかはともかく、その需要はないと思ってるんじゃないかな
そんな小さな静止衛星をあげようとする所はないと >>118
ごめん
ちゃんとした資料をすぐに提示できなかったもので
H3-30、22、32、24を縦軸に、想定される需要を横軸にしたグラフで、22、32のところが膨らんだグラフになってた ここでおさらい
古い知識をひけらかすジャーナリストを軽くあしらう岡田プロマネ
https://youtu.be/BXXnE6N7wSE?t=3306 >>121
これ、LE9の自画自賛した所ですかさず「ならばLRBは再検討されないんですか？」
と聞く記者はいなかったのか >>122
H3-30SはH3-22SからSRBを取っ払いLRBを付けたようなものだと言えなくもない（無理があるか…） >>113
比較のため， H3-30S で打ち上げるもの
2020年度
先進レーダ衛星（だいち4号): SSO: JAXA:H3 試験1号機
2022年度
温室効果ガス測定衛星 GOSAT-3:SSO: 環境省+JAXA
この期間(2020-2023年度)は H3最小構成打ち上げは2割
これ以降は IGS の打ち上げが移行するので， H3-30S の割合は増加するが，
それを入れても 3-4 割というところ．
あとまあ， H3-30S 4t 以上@SSO 500km にはマージン含まれているんだろうけど，
多分 10% 以内だろう．
>>122
それは流石にあなたが直接 JAXA に尋ねることではないかな？
JAXA の研究開発段階ふくめても，再使用ロケットや極低温複合材タンクとかはあるけど，
LRB はない．
H3 のさらに次世代機となると，再使用ロケットの方向と思えるが? MHI 「LRB！」
IHIA 「No！！ SRB！！」
JAXA 「oh...well.. ...SRB」
こんな感じ？ >>125
20年前ならいざ知らず，H3 ロケットの開発ではそんなやりとりはない．
2012ー2014年頃の検討では
1. 現状の H3 ロケットに似た案
2. 1段目を炭化水素系列(\ケロシンまたはメタン)
3. 1段目を固体ロケット(ブースター付き)
と言う3案があったように記憶しているが，LRB 案はなかった．
現状では，再使用ロケットの研究開発は進められているが，
LRB については特にない．
H3 ロケットの次の世代には更なるコストダウンを狙うとことはあるんだろうけど，
LRB を使うほどの能力向上案は今のとこ炉無い． 森田プロマネが「下段の性能を上げても美味しくない」と明言してましたね。 五代富文氏の昔の本を読んでたら、
H-IIロケットのデザイン時に、液体水素案の他に、メタン案が既にあったんだな。
大激論の末に、メタン案は没。
次に、液体水素でも、エンジン1機+SRB案と、
以前松浦氏の本でも紹介されていた、SRB無しでガスジェネの液水を4～5機クラスタ案。
やはり大激論の末に、あのH-IIデザインになった。
歴史にｉｆは無いが、もしメタンで行ってたら、どうなっただろう？ >>126
1は一段のエンジンは2基で固定。SRBが小型で最大6個使用だったよね。
当時の資料を読み返していたら、H-IIA202の価格を1として、次期基幹ロケット（今のH3）の価格が書かれてる。
SSO（H3-30Sに該当？）は0.5
GTO中型（H3-22Lに該当？）は0.6
GTO大型（H3-24Lに該当？）は0.8
当時はGTO中型は小型SRB2基、GTO大型は小型SRB6基の予定だったので今とは前提が異なるだろうが、ざっくりとしたレベル感がわかる。 >>126
複数案を比較検討した資料は2013年9月のもの
http://www.jaxa.jp/press/2013/09/20130904_rocket_j.pdf
の２１ページ
この時点では，
1. 現状の H3 ロケットに似た案
は，SRB がイプシロン2段目と共通(その代わり6機まで),
SRB 無しバージョンは LE-9 X2 ?
SRB 無しバージョンの SSO 3t @ 800km は,現状の SSO 4t @ 500km とほぼ同等．
みたいなところ．
LRB 案は，打ち上げ能力の増大に伴う需要が無いということでの棚上げだろう．
今後を考えても，自前で月有人ロケット開発でもない限り，せいぜい GTO 10t クラスまでで
十分で，更なるコストダウンの方に力を注ぐんじゃないかな． イプシロン、宇宙に飛びたつ 森田泰弘 P93
魔法のようだが、ロケット工学的には、ロケットが多段式であることに着目すると
高性能と低コストの両立が可能になってくる。
一般に、第一ステージ(ステージとは、ロケット本体に加えて搭載機器等も含めたその段全体)は
図体が大きいので燃料代はかさむが、ロケットの能力に対する感度は低い。
こういうところは、あまりうるさい事を言わずに安く手に入るものを使った方が得である。
だからこそのSRB-Aである。
一方、上段ステージ(第2と第3段ロケット)は、まったく逆の特性を持っている。サイズが小さいので
値段はそれほど高くないが、能力に対する影響度は著しく高い。こういうところはまさに小さな固体ロケットに
とっては生命線であり、性能劣化は許されない。
M-Vロケットの真価はまさしくここにあって、全段固体で「はやぶさ」のような小惑星探査機を打つことができたのも
世界最高レベルの上段モータがあったからこそと言えよう。
HTV-Xのコンセプトに引き継がれたようだな。 >>131
次期上段エンジン（55ページ）の推力は16トンなのか？
今とあんまり変わらんのだな・・ >>128
当時の燃料関係の論文を読むと、
メタン推進系はH-Iロケットが
打ち上がる前から動いていた。
その中ではLE-7のE/O混合比を変える事で、
二段燃焼式のメタンブースターが完成する
事を前提に動いており、純メタンで動いた後に
アラスカ産LNGは使えるか？ などと脳内ヘヴン状態。
当時は水素の二段燃焼(SC)エンジンを完成させるのが最大の山場で、
強力なSCエンジンの完成で後はどうにでもなるという感触だった模様。
まあ、酸素リッチSCで動くソ連のヒドラジンエンジンで
メタン燃焼実験をしている。
仮にLE-7が酸化剤リッチだったら、
LE-7の成功後(※)にトントン拍子で成功したかもしれない。
※そのLE-7は永遠に完成しないオチ >>128
>>135
LE-8 の開発(2002-2009)では相当苦労した(比推力は期待はずれでケロシン以下)というのと，
その後約10年かけての研究開発で，燃焼効率が向上して期待通りと言うか期待以上になった
と言う経緯をすっ飛ばしている．
(歴史に if というなら，LE-8 の開発で再生冷却タイプを同時開発していれば，
もう少しは開発期間が短くなっただろうけど)
メタンは化学的に安定な反面燃焼速度が遅いので，噴射器の設計改良に相当苦労したみたい．
水素は，ロケットの燃料として素直な特性(再点火も服め)というとこか．
>>135
の後半，ケロシンの場合燃料リッチでは煤が多くって2段燃焼サイクルが成立しないので，
酸素リッチにした経緯があると思う．
メタンもこれに準するが，メタンでは燃料リッチでも煤が発生しにくい運転条件がある．
LE-8 以降，メタンでも煤が発生しにくい条件を研究するのに5年程度は使った．
液体水素系列では(煤がでないので)，酸素リッチにする意味が無い． >>135
そりゃ興味深い話だな。
メタンは古くて新しい燃料だったのか。
今は猫も杓子もメタンにLNGだ。
日本も乗り遅れずに行きたいものだねぇ
ところでIHIのやつは、フルエキスパンダーで3トンだったかな？
理論的には、メタン（LNG）は、クローズドまたはブリードのエキスパンダーで、
何トンｆくらいまで行けるのかな？
もし実用になるなら、日本はエキスパンダーで突っ走ってもらいたい。 煤が出ないというだけでなく、
液酸液水は燃料リッチの方がISPが伸びる。
酸素リッチを試そうという気にもならないほど完全燃焼とISP最高の比率がずれているので、
あらゆる液酸液水エンジンは極端な燃料リッチだ。 >>136
LE-8の後に継続して開発してるメタンエンジンはLE-8以下の小型のヤツで、
LE-7の代わりに下段で使えるような代物では無い。 ストラトローンチの90トン級液水エンジンは、
史上最高のISPを目指すそうだね。
推力的にはLE-7Aと似てるので、ちょっと気になる存在だわ。
SCということだそうだが、フルフローなのかしら？
開発の責任者が、スペースX時代はラプター開発責任者だったらしいが、
使い捨てでそこまではやらないか？ >>137
メタンでは，フルエキスパンダーサイクルは(推力の制限のぞき)大変意味あるけど
(比推力でも，再始動性でも)，
エキスパンダーブリードサイクルは比推力が低下しすぎてダメ
（ガスジェネレーターサイクルよりもさらに低下)．
関連文献は
LNG ロケットスレ
https://rio2016.5ch.net/test/read.cgi/galileo/1420199947/l50
のどこか(IHI の英語の論文だったと思う）
エキスパンダーブリードサイクルは，液体水素だからこそ成立している． >>140
ややスレ違いぎみではあるけど，液体水素の2段燃焼サイクルということで，
ストラトローンチのは，エアローンチでは無いかな?
すると，外気が地上の大気圧より低くノズル剥離を気にしなくってよいので，
ノズル開口比を大きくできる．
したがって比推力が十分大きくできる．
あと，ストラトローンチのはエンジンは1機だけ?
Falcon 9 第1段のようなクラスターでは，ノズルのサイズ制限で比推力が制約される． >>137
昔の都市ガスは水素が体積比70%の燃料だった。
しかしカロリーが低く、都市ガス各社は、
需要の拡大に合わせて高カロリーの天然ガスに転換した。
ガスコンロで水素→メタンが出来たのだから、
似たようなロケットでも出来て当然！
という雰囲気が有ったんよ。 >>144
この写真見てこのMLがどこで建造されてるのかが気になって仕方ない…
吉信はあまり広くないからどこで作ってるのか気になる… 日本の国力というかロケット技術者の層を考えると
液水とメタンの二正面作戦を展開できないのは辛いな
というか、LE9とLE11の二正面作戦すら回避した位だし
2020年以降はLE11チームと再利用ロケットチームとメタンロケットチームに分割されるんかな？ >>148
その人がそうコメントするなら、種子島では建造してないんだろうね…
島間港から吉信に運ぶには何分割すればよいのやら >>146
だから日本は水素エンジンの派生型でメタンを考えていた。
LE-8の初期構想は衛星用ヒドラジンエンジン(軌道変更用)を
200倍にした習作。この企画書を通って予算が付いてから
物性の問題(=つまり解決は困難)で停まったプロジェクト。
ちょっと違う >>151
ありがとう．
ドーリーの方は，以下の論文の著者の所属から，相模原製作所らしい
http://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/364/364192.pdf
紹介されたソースの該当蘭にも名古屋航空宇宙システム製作所，
神戸造船所，相模原製作所などとあるんで，
移動発射台製造は神戸造船所，ドーリー製造は相模原製作所か セントレア水没ってニュースが飛び交ってるが大丈夫か？
あそこにロケットや衛星のパーツとか本体とか空路で持ってきてるんやろ。
中京地区には日本の航空宇宙産業が集積してるから何気に今回の台風は影響あるのでは >>153
それ、ニュースと言うかデマだろ。
ツイッタートレンドを誤読すると痛い目に遭うぞ？ H3ロケット推進系開発試験の進捗について
http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h3/topics_j.html
BFT はエンジンの燃焼試験だけかと思っていたが，
ヘリウム気蓄器やフィードラインベローズ，アクチュエーター等の
各機器類も組み合わせて試験するんだ 海外にも何カ所か日本の新宇宙探査用のアンテナを建設すれば、外国の制約を受けずに済むのに・・・ 金に飽かせて外国に建設したとしても、軍事クーデターなどなどで接収されちゃうからなあ。
最近はそこそこ安定したけど、南米の山岳地帯に観測機械を持ち込んだ国立大学が共産ゲリラに追い回されたりしたわけで。
すばる望遠鏡の建設の際にも、再び日米戦争したらどうなるの？ と当時の大蔵省からダメ出しを食らったとか何とか。 宇宙に深宇宙探査用アンテナ作ろうぜ
重力無いから強度をおもっきり減らせるので、針金に金網貼り付けたようなので、
直径100メートル級アンテナとかいけそう 単にサンチャゴとかキルナの追跡局を増強すればいいだけじゃないのか isasは以前にバブリーな深宇宙局の整備計画を出していた。
Ka帯対応の64m送受信局を設計して、
チリのサンチャゴに建設する。
南米局の運用開始後に、臼田局を解体して、
同じスペックで同場所に64mを建設。
↓
財務省による予算化
コストダウンで54mアンテナに縮小
土地は蓼科スカイライン脇の国有地を使え。 >>156-161
それだけの財源の余裕があるなら，このスレとしては
ロケット再使用化の開発費用か，射場整備に回すべき
（国内の深宙探査用アンテナ整備は，宇宙探査機上げる国としては義務に近いけど) 予算が通らないの前提で出してるんじゃね。
日本の予算なんて、老人のための支出で一杯一杯、 検討推奨内容
HTV-Xの同時運用機数が現在2機前提となっている。価値をより向上させることを目指して、
早期の時点で3機以上の複数機の同時運用が可能となるよう、将来の拡張性を念頭に
置いた地上システムの開発を検討する。
対応方針
HTV-Xの同時運用については、１号機から3号機のミッションにおいて3機同時運用として
仕様設定する前に、まず1号機で再突入機能の実証をしておく必要があると整理し、
2機までの同時運用を基準として仕様設定している。今後の地上システムの検討において
複数機の運用が可能となるように、将来の拡張性を考慮した開発を検討していく。 日本の打ち上げ頻度では再利用ロケットは不毛だ。
それより有人ロケットの開発が望ましい。 >>166
再利用ロケットで安くして，海外受注を狙うんだろ．
というか，H3 ロケットの段階でも，一部海外受注を狙っている．
ちなみに，H-IIA ロケットには海外受注があるけど，H-IIB ロケットには無い理由の一つが，
日本官需で H-IIB で GTO 軌道に上げた実績が無いためだそうだ．
H3 ロケットでは，H3-30S, H3-22S,H3-32L, H3-24L と一連になっているので，
その点は大丈夫だろう．
取り合えずその前に，ハリーファサット,Inmarsat-6 F1,火星探査機アル・アマルを
きちんと打ち上げないと． 再利用ロケットを開発するということは、
スペースXと同じ土俵に乗る、ということだね。
勝てるかな？
H3の次だから、2030年代半ばという感じかしら。
マスクがいかに吹かし野郎でも、流石にBFRは完成してるんじゃない？ 未来は、再利用型ロケットの時代になるだろうから、Ｈ３はあくまでつなぎなんだろね。
まったくもって、後追いになるけどBFRの出来をみて、次のロケットとなるだろからH3が使われるのは１０年ほどかしらん。 一番手っ取り早いのは、H3を再利用型に発展させることだな。
それなら2030年には可能だろう。
もしLNGの大型エンジンを開発するなら、さらに数年遅れに。 H3の１段目のエンジンは、３基か２基、再利用型に置き換えるのは難しいのではないでしょうか。
ファルコン９の１段目は９基なので、推力を中央の１基だけにするだけで、打ち上げ時の1/9まで絞れます。 再利用ロケットと言っても何種類か考えられる
1. 垂直離陸，垂直着陸
Falcon9, New Glenn
2．垂直離陸，水平着陸(有翼)
Space Shuttle, XS-1(Phantm Express),Wires-#015
3. 水平離陸，水平着陸(有翼)
エアブリージングエンジン利用または，ロケットだけど Space Walker の予想プラン
https://space-walker.co.jp/
ロケットで，水平離陸＋水平着陸はないだろうとおもっていたが，
水平離陸にすると推力が機体重量を下回っていても成立するメリットがある．
まあ，それはどうか分からないが，有翼スペースプレーンのエンジンに LE-9 採用といった
機体の可能性はある．
(この場合，エンジンのディープスロットリング能力は必要ない)
XS-1(Phantm Express) クラス(LEO 1.5-2.5t) では基幹ロケットにはならないだろうけど，
1フライト $5milllion なら十分意味がある．
で，JAXA 自体の再使用ロケット研究は，垂直離陸，垂直着陸タイプだけど，
垂直離陸+水平着陸(有翼)の Wires-#015 (九工大)も JAXA が支援しているので，
どの案にするかはまだ分からないのじゃないかな． 日本のは再使用もどきじゃないからねぇ。
あと半年で世界初の称号が得られそうだな。 >>173
マーク
こう言うのが流行ってるらしい。
意味は分からん。 2020年代前半には，Falcon 9 だけでなく，
New Glenn, XS-1(Phantm Express)
などが再使用ロケットの陣営に加わるので，対応はしとかないと．
(BFR は2020年代前半には間に合わない気がする)
ただし，使い捨てロケットでコストダウンという方向もある．
Vulcan(一部再利用?)，Ariane6,Omega (rocket)
使い捨てロケットでも，複合材極低温タンクなど本格的に採用すると，
打ち上げ能力向上とコストダウンの双方が期待できる．
固体ロケット(ブースター)も更なるコストダウンできれば延命できるかも
Omega (rocket)はビジネスとしてはどうかしらんが，開発リスクは低そうである． ・同一機体
・最短時間メンテ
・最高頻度
の連続運用だぞ？
一体、日本以外に可能な国はあるのかね？ エキスパンダーブリードサイクルの最大のメリットを
とにかく見ないふりしてるのが笑える。 それは目標でしょ。
構想したら、もう達成したつもりなの。
航空宇宙は、言うよりやるのが万倍も難しい。 space walkerはもし実現したら凄いだろうな エキスパンダーブリードサイクルは再利用するのに向いてるけど
H3では無いな
H3で培った技術使ってH3Aみたいな次のエンジンでやるのだろう >>178
おなじことは，BFR にも言えるな．
ただ，アメリカの場合，複数社で再使用ロケット目指しているので油断ならないが．
>>180
エンジンとロケットの形式がごっちゃになっている．
個人的には，再使用ロケットに LE-9 もしくはその改良バージョンが使われる可能性は高いと思うが，
ロケットの形式は垂直着陸かもしれないし，スペースプレーンみたいな水平着陸かもしれない．
後者では H3A と言う名称では無いだろう． エキスパンダーブリードサイクルエンジンは
駆動ガスの温度が低いので、電動バルブを使える。
細かい流量調整が可能なので、LNG・LH2・LO2の三液エンジンが実現できる。
離着陸はスロットリング幅の広いLH2、加速はガスの重量が重いLNGに切り替える。
LNG燃焼の知見を積めば、候補に上がるだろう。 H3の単純な進化系、
つまりSRBを外し、タンクを大きくし、LE-9で多数クラスタを組む、
以外の再利用デザインでは、開発期間がかなり必要だろう。
2030年より前には無理だな。
有人飛行の方が先に実現可能かもしれない。 再使用ロケットと言っても
XS-1(Phantm Express)
のようなタイプのものもあるからな．
あれは開発時間が約3年，エンジンが既存のものを利用で期間が短縮できている．
もう一つの要素技術は極低温複合材タンク
実は極低温複合材タンクは日本でもある程度まで目処がつきつつある． 日本の超技術を使えば今日構想すれば明日には実機が完成して明後日には打ちあがってるわけだが 実は複合材超低温タンクはGXロケットがスタートする前に完成している。
最近完成とか嘘を言うなよ(笑)
ぶっちゃけると、欠陥がある物を完成したと偽っているだけ。
今現在もGXの時も、実用に供したら爆発する完成品。 XS-1(Phantom Express) の例は，アメリカだが?
要素技術さえ確立していれば，開発に10年もかける必要は無い．
問題は，要素技術の研究開発に10年以上かかること．
アメリカの例で言えば X-33 の失敗以降の努力，
日本では GX の複合材タンクの失敗以来の努力(RVT もある）
なんだかんだといって，両国とも約20年は苦労しているんだな．
ヨーロッパなどの事情は知らん． >>186
同じことはアメリカの X-33 についても言える．
技術はそれからずっと停滞していると言う主張か? >>188
予算も無いのに技術が勝手に発展するのか？お目立たい頭である
これが犬朝鮮だと偉い人が方針を示すと、あとは自動的に完成すると夢想する廃人の集まりらしい。
君もそちらか。 >>189
2行目，言うに事欠いて人格攻撃か．
ISAS は少ない予算でも，継続的に研究進めてきたんだよ．
宇宙研の極低温推進剤用複合材タンク開発史
http://www.isas.jaxa.jp/feature/forefront/180926.html
金属ライナー複合材タンク（2000〜2003）
樹脂ライナー複合材タンク（2003〜2010）
電鋳ライナー複合材タンク（2008〜）
http://www.isas.jaxa.jp/outreach/isas_news/files/ISASnews450.pdf >>140
「少ない予算で他国の何倍もの年月を費やして」だな。
少ない予算で迅速に開発できたら、それは魔法かイカサマ。
酷使様の大好きな精神論である。 >>191
酷使さまととは逆のベクトルだけど，技術者の努力を軽視している点では同じだな．
あと，JAXA の再使用ロケットの話題とかなると，
http://www.isas.jaxa.jp/home/kougaku/03_report/29_senryaku/14_nonaka_senryaku29.pdf
なども目を通していると思ったんだけどな．
複合材液体酸素タンクの開発で，Ni 電鋳の他，
新たにピッチ系の超高弾性炭素繊維とポリカーボネート（PC）樹脂の複合材
（CFRTP-PC）を開発した．
などともある． 頭の悪そうな素材オタクが行間を取って説法しています。
朝鮮土人はやたら物質名に酔う。
科学の知識=物質名で満足という思考。 技術資料は提示したが，中身を読む気がないみたいだな． >>185
構想すれば半年以内に完成度の高い設計図が仕上がり、その1年後に打ち上がる。
2020年以降だと、このくらいの短縮が可能になりそう。 >>194
奴らは日本の政府機関が発行する一次情報を全く見ようとしない。 H3をベースに再利用ロケットを設計するなら
LE9を7発位クラスター化してSRB抜きでH2Bクラスのロケットにして
後はh2aの高度化二段目の再着火機能と再利用観測ロケットの技術を応用して
中央のエンジンを逆噴射させて回収する方式かな。
この場合燃料タンクは当然再設計になるし、ロケット本体の組み立て棟なんかの周辺設備も全部作り直し
液水ロケットなんでフライバックは選択肢に入れにくく、ドローン船を使ったフライホワード一択になるかな 日本の官需前提だとそもそも再利用ロケットが成立しない気が…
民需前提だとSpaceXとBlueOriginに対抗するだけの投資は無理だし… ISS-放射線施設-ポスト京
この連携を知らんのかな？
ISSの成果物をクルー交代時だけでしか得られないのは何かと不便なので
ISSからポイ捨てする帰還カプセルが検討されている。 ケロシンよりかさばる液体水素タンクをかかえての垂直降下は、巨体が風に煽られてより難易度が高い。 JAXAが研究中の二段式完全再使用型輸送輸送システムでは、
上段切り離し後に、硫黄島に滑空して着陸する案が出てたな。
https://dotup.org/uploda/dotup.org1659096.jpg
打ち上げダウンレンジ方向に領土（島）を持つ日本ならではの発想だ。
島方式は、着陸地点が固定されるのが弱点だが、面白い発想ではある。 >>201
そのポイ捨てする帰還カプセルをどうやってISSに持ってくるの？を考えると結局はHTV搭載小型回収カプセルになるのでは >>206
なるほど、HTVが出発する時に帰還させるのではなく任意のタイミングで帰還させるわけか
保管にかさばりそうだができなくなはないな 投下方法もこれからだよな。
HTV使わないなら、自力で再突入マニューバしないと。 >>204
硫黄島は、ヤバい状態なんで厳しいだろうね。
少し離れるが、南鳥島なら無人島でなので行けるかも？難点は、港が無いけどね 硫黄島は自衛隊の基地があり米軍も訓練目的で飛来してるとこだから特に大きな問題はないはず。
将来は知らんけど 硫黄島の開発はまだ先の話。
滑走路の下の遺骨を回収・供養してからだ。 >>204
これ、極機動向けの場合はフィリピンあたりに回収拠点借りるの？ 垂直着陸なら艀でいいけど、
これは有翼機の構想。
滑走路が必要 再利用ロケットは逆噴射が1番筋がいいのは間違いないと思う。
脚と燃料を少し多めに積んどけばいいだけだから、翼と車輪が必要な有翼式に較べ軽くてシンプルだ
まぁ艀でいいと思うけどね。軌道を自由に弄れるし、海を引っ張って来ればいいだけだから輸送の手間も少なくて済む 確実に艀に着地できるなら、陸地でもできるはず。
日本がなんちゃって再使用に興味がないとは、こう言う意味だ。 >回収用筏
ついでにイプシロンの洋上発射機能もつけてしまえw 1年に0-2回しか使わない機能を、
海水という腐食液に浮かべるのは勿体無い。 >>225
> 【３日、茅ヶ崎市長、死亡、５７歳】 サリンまいた奴が死刑なら、放射能まいてる奴も死刑にするべきだ
なるほど、菅直人と枝野は確かに死刑に値するな
あいつらが福一の現場作業を妨害したり余計な干渉で東電の混乱を増大させることで対策を遅らせたり
アメリカが横田まで運んできてくれていた中性子吸収剤の硼素を受け取らなかったりして
炉心のメルトダウンを起こさせて放射能をまき散らす事態を惹き起こさせたのだからな
そして日本中の原発を実際上は運転不能にして電力不足状態に持ち込み
目論み通りチャイナや韓国に太陽発電利権を与えることに成功したわけだ
電力不足で日本の製造業の製造拠点を海外に追い出してGDP減少と失業の山を積み上げてな >>221
陸に降ろせるなら陸が良い。
何隻も随伴しないと行けないし、しかも洋上で乗り換えたり色々面倒だ。
ただ、環境保全の目的から作れる島は限られるし、平らな土地があるかどうか >>224
1年に0-2回しか使わない機能のために硫黄島を借りるのは無駄が多い JAXAは父島にダウンレンジ局とレーダーを持っているけど、硫黄島に何か有るのか？
その先だと、グアム島とクリスマス島にもある。 艀使った方がどの軌道向けにに打ち上げても対応できるからそれが最善じゃね？
年間10発上げてもその全てに対処出来る。
対案があるとすれば種子島へのフライバックだけよ 船舶は海に浮いていれば常にエッチング状態なのだ。
支那畜ポコペンのような経済音痴ぐらいしか普通は採用しない。
支那畜とかイーロン仮面とか 艀の維持をするくらいなら複合材タンクを実用化し、燃料増やして投入軌道の自由度を上げた方がいい。 船は本体が溶けないようにわざわざ亜鉛の犠牲電極をつけるんだよ
定期的に亜鉛の犠牲電極を交換するだけでいい 発射場が足りない、好調ロケットにインフラの壁: 日本経済新聞
https://www.nikkei.com/article/DGXMZO36092070T01C18A0X11000/;
まあ、何度報じても足りない最大にして致命的なアキレス腱なわけだが。 射点が2箇所有れば十分
アリアンはそれで回ってるぞ？ なあに、バブルの頃の計画では
種子島宇宙センターだけでH-IIを
年間20機以上打ち上げる予定だった。
年間12機程度は種子島で飛ばして見るべし。
第二射場はそれからだ。 突き詰めると、ロケットなんて関係なく、
本音は、無駄に宇宙港を作って土建で潤いたい皆様へのアピール。
JAXAとロケット屋さんにしてみれば、
不要不急の土建よりらロケット本体の開発改良に
国家予算が付くほうが嬉しいわけで。
H-IIAの第二段高度化とかH3ロケットなどなど。 >>236
実際の所は射場は足りているのだが…
種子島はH3で2つある射点のうちLP1を休止させる予定なくらい…
いま新規で射場を作る必要があるのは、キヤノンが和歌山に作る予定の奴と、ISTの大樹町の奴ぐらいじゃね？
あの記事は主に和歌山の射場整備に公費を使う為の地ならし何じゃないかな？ H-3の打ち上げ計画数って年6回の予定のはず。
組立棟増やせば、12回全然余裕と思うが その記事、日経だし松浦が書いてるんじゃねーの？
アカウント作ってまで読むつもりはない。 記事読んでないけど、
SSO用とGTO用の射場が欲しい
って内容なんだろ？ >>243
記事を読まずに妄想で筆者を断定とか天才ですね！
日経産業新聞と日経BPという媒体の違いも理解できてないとか素晴らしいです。
#っていうか日経のアカウントがない≒日経すら読んでないで、宇宙開発語るってどうなのよ（苦笑 >>244
SSOの話も一応あったがそれがメインではなかったよ。（それならH3の射場を種子島以外に作れという論調になるはずだけど、そうではなかった） >>245
で、誰が書いてるんだ？
ちょっとだけ読む価値があるのはJAXAが観測気球に使う日刊工業新聞だけ。
あと内閣府が情報を漏らすのか、読売の突発的な宇宙関係の記事だけだね。 日経は経済情報を扱っておきながら、赤字に陥った事のあるギャグ集団。 土建じゃ！土建じゃ！土建じゃ！
宇宙基地じゃ！
国際リニアコライダー(ILC)を岩手県に誘致したい小沢一郎党みたいなもんだな。
科学成果がゼロでもトンネル全長12km
+将来拡張有りの建設計画に色気を出すのと同じ。
spec的にはCERNの装置+αで世界最強なので、
科学者の方が冷静になって来た案件。
こちらも今始めずに、技術の蓄積でCERNの
数倍の目処が立つまで待った方が良くないか？
みたいな方向に醸されいる。 ID:xdwYuQdS
日経の記者 企業部 星正道だって 射場を増やさなければならないほど打ち上げを受注できれば喜ばしいことだが、今のところそこまでは受注できないだろうと考えているのだろうな ・年間６機以上を目指すなら今の計画では駄目
・移動発射台を２台に、衛星組み立て塔の増強案が水面下で浮上
・ロケットの在庫や、組み立て・整備を進める基礎体力が必要
要約するとこんな感じだろうか
需要が多くなると見込めるようになった段階で、
休止予定の整備塔VABとLP1座等の復帰を考えた方が良いと思う。
衛星組み立て棟も大型が２台同時が可能が一棟、中小用がもう一棟
H3はシングルロンチが基本だから、早急に増やす必要も無い。
在庫については、はなからそうするつもりじゃなかったかな 新射場なんぞにリソースをさくくらいなら、再使用ロケットの開発費に金を出すべい 再使用ロケットの研究はやってるけど、まずはLE-9が出来ないと開発までは進まない 水平組み立てって考えないの？
SRBがあるから難しいのかな >>254
莫大な費用をかけて再使用ロケットを作っても
射場周りが貧弱だと打ち上げ回数を増やせない
打ち上げ回数が増えないと1回あたりの費用が高くなり
使い捨てでもよかったじゃんということになる いっそのことスーパーゼネコンがロケット開発すれば宇宙港の需要も生まれるのに＞＜ >>257
お前ビジネス数字に弱いな
打ち上げにかかる毎回の経費と
ロケット単体の経費を混ぜたって駄目
年間の打ち上げ回数がいくらだろうと関係ないこと
分母がいくら大きくても
分子が削減されりゃそれでいいんだよ http://iss.jaxa.jp/kiboexp/news/1810pcg.html
写真のインパクトが大きいから、サービスして一次ソースを示してやろう。
衛星打上なんざ創薬に比べりゃハナクソみたいなもんだ。
電子線で2.5Å->1.5Åに解像度アップ。
情報量は3乗だから4.6倍。
エネルギーの大きい中性子線だったらもっと情報量が上がるだろう。
ポスト京の稼働前に実証データが積み上がってるし、H3の退役は意外と早いかもな。 >>259
> 年間の打ち上げ回数がいくらだろうと関係ないこと
？ 鍵穴の構造が判れば、スパコンで鍵候補のたんぱく質を産出できる。
名城大の結晶は鍵の方。
鍵の構造からマンナンの分解酵素の正解を知るんだろう。 ポスト京の稼働はあと1年半。
実証データに整合させればさせる程、ポスト京の初期解の正解率が上がっていく。 >>257
まあ何にせよH3を予定通り完成させて実績積み上げて行くしか無いよな
H2Aの商用打上げも打上げ実績があってのことだろうし おやおや
プーチン大帝の支持率だだ下がりっすか。
有人輸送で色々揉める予感。
ブリさんバイコヌールに呼び出し食らってるはず。 どこかに新しい射点のあてができたんじゃないなら、単なる来年度予算の当て馬なんじやない？財務省に蹴られるための予算
もし本気で作るなら、国内じゃあ、今のところ和歌山か大樹しかない。
和歌山なら、2kmの安全距離を取るには、鉄道や道路の移設に大規模な土木工事が必要だな。ただ、高速道路が繋がれば、名古屋から陸送できる可能性がある。
でも大樹の方が無難だな。 射場はともかく組み立て棟は足りない
・射場はいまのまま組み立て棟を増やす
・射場はいまのまま組み立て棟と射点を増やす
・道東に新射場を作って、SSOや極軌道系衛星をそっちでやる >>269
まぁその通りなんですけどね。
組立棟が2つあれば、同じ月に2回打ち上げるのも簡単、
打ち上げ目標は年6回なんだから、民間受注の十分自由度の高いスケジュールは取れる。
予算請求で財務省に却下される為の予算のために作った計画なんだと思うよ。 >>269
組立棟も余る。
H3ではVAB1を休止させて当初はVAB2しか使わない予定。
公式資料にも目を通さずに適当な事言う人たちどうにかならないかな？ >>261
やはり理解できてないか
再利用ロケットのコスト削減効果は
何回再利用するかで決まるものであり
年間何回使うかとかは別問題 まあ組み立て棟は何処かで全面改修が必用になるかもね
ぼろいから https://youtu.be/d9Z4TtQIZ4g?t=3253
年間5～6機を想定し、標準打上コスト 50億円/機
コスト半減を目標にしているので、現状の年3機では産業規模が半減してしまう。
再使用の前に打上市場を太らせる必要がある。 再利用ロケットはすごい！な上から目線の人がいるようだが…
コスト比較するなら
（a開発費用+b総製造費用+c総運用費用）/打上回数
で計算しないと意味がなく、再利用はb+cが安くついたところで、aが高額になったらなんの意味もない… >>277
だから分母の打ち上げ回数ってのは
再使用回数のことであり、年間だろうが月間だろうが関係ない話
ってわからんか？
年間回数が影響するのは、打ち上げ場など固定費の回収
すなわち企業としての損益の問題だ
再使用か使い捨てかの比較レベルではない >>275
そうだよね
てか全面改築じゃねかあ？
あと港から射場までの山車みたいな騒ぎも何とかならんかね
信号機引っ張ったりとか 原住民にカネよこせと道路を封鎖されるより、はるかにマシだろうに。 https://headlines.yahoo.co.jp/hl?a=20180929-00000045-asahi-int
プルトニウム廃棄、政府が研究へ 米への処分委託も検討
https://www.rwmc.or.jp/disposal/high-level/2-2.html
放射性廃棄物の処分について
なぜ地層処分なのか？他に方法はないのか？
ロケットにより宇宙空間へ処分
ロケット発射の信頼性の問題、宇宙技術を有する比較的少数の国しか
実施できないことから、不適切。
(平成13年)
信頼性が上がれば問題ないってことだな。 >>281
宇宙に捨てれればそれが一番よさそうだけれどね
100%確実に打ち上げできるロケットはこの世に存在しない
仮に打ち上げに失敗した場合ペイロードはロケットと一緒に廃棄されるわけだがそれが放射性廃棄物ならばどうするんだ、という事が解決できないんだろうな
打ち上げ失敗したら回収できるようにしたらよさそうなものだけれどな 有人ロケットは打ち上げ失敗しても脱出できる。
なら放射性廃棄物もそうすればよい。 >>281
なんで毎回こういうバカがいるんだろうな
コスト的に無駄だし
捨てて済むなら日本海溝に捨てりゃ済むことだ
捨てずに管理せにゃならんなら苦労してんだよ >>284
生物のいる日本海溝と違って宇宙には生物はいないし、
なにより放射性物質が多少あったところで関係ないくらい放射線が飛び交ってるからな
コストが折り合わないのはその通りなのでこんなこと言ってもしょうがないけど 核廃棄物の宇宙投棄は今のロケットの信頼性じゃ無理よ
世界で100も打ち上げてないのに毎年どっかで事故ってるようではな 地球の衛星軌道に置いておくわけに行かないし、J002E3みたいに思い出したように戻ってこられても困るし、
地球の公転軌道と交わらない軌道まで放り出すって結構なΔV必要だよね。 つか、宇宙開発の現場に、ゴミなんか打ち上げてるヒマは無い。
太陽に～とか、バカの妄想にいちいち付き合ってられるか。 太陽に叩き込むには裏技使わなきゃ
太陽系外に放り出すよりデルタV要るんだよ 簡単に言うと、もんじゅの代用を新しく建設したいのだけど、
キチガイ放射脳が煩いので、当分は外国と協力しつつ研究を進めて、
10-20年後に新原子炉を国内で作る方向へと決めるための前振り。
宇宙開発が絡む？
いいえ、100%放射脳対策です。 >>287
金星方向に打ち上げてスイングバイで地球軌道の内側に落とし込むのが賢明かな ちきゅう号でマントルまで穴掘って埋めればいい
今試験をしてるような、プレートの重なりの下側でもいい。
沈み込んでるんだから、数億年は出てこないだろ。
臭いものは埋める、これに限る >>293
月に捨ててて1999年に何が起きたか知らないのか！ >>289
たぶん、そのことを理解してない人が想像以上に多いのだろう。 ウランを燃やすと、超ウラン元素(TRU)が産まれる。
TRUの中では、PuはU並に燃えるので核燃料にする。
しかし、Pu以外のTRUは桁違い(1/10-1/100)に燃え難い。
今のままでは、Pu以外のTRUが貯まって処分に困る。
このスレの酷使様は、宇宙投棄だの
地層処分などとルーピー鳩山並に
明晰な解決方法を述べられるが、
地層埋め立て処分も風当たりが強い。
流石に鳩山並の放言を政府が執れる訳もなし。
日本としては30-50年先を目処に、TRUも
ガンガン燃やせる原子炉を作ろうという動き。
（※その試験筆頭がもんじゅだった）
核のゴミ問題が全面解決したら、
エネルギー的にも色々と助かるわけで。 ソユーズ逝ったぁああああああああ！
ロシアのロケットはいよいよヤバイけどISSどうするんや ソユーズしばらく使えないって何時までなんだろ、原因判明するまで？ >>282
朝鮮人ですらロケットを飛ばそうって時代だぜ？
>>284
バカはお前。
東北の震災によって原子力災害の被害に具体的な値段が付いてしまったので
「コスト的に無駄」とは言えなくなった。
>>288
太陽に捨てるなんて言ってるのはお前だけ。
>>290
10-20年後なら確実な軌道投入技術を十分確立できる。 >>301
バカはお前
使用済み燃料が年間何トン発生しますか？
今ある使用済み燃料が何万トンありますか？
それに対してH2Bのペイロードは何トンですか？
その打ち上げ費用は何10憶円ですか？
その年間打ち上げ可能な回数は？
物理的に不可能で無駄 >>302
完全再使用機を作る理由になる。
日本はニーズから入ってるからな。 ニーズなんて無いよ
あるなら既に行われてる
そしてスレ違い むしろ福島県は新型原子炉の建設予定地ですがな。
福島第1原発の燃料棒や燃料デブリをそのまま
地層処分として永久処分にしたら無害化まで数十万年かかる。
徒に地層処分とせず、数百年で無害化に至る
核種に変換する必要に迫られるわけで。
2040年頃から建設・運転するのでないかい？ >>304
お前が何も知らんだけ。
（２）再使用型宇宙輸送システムについて
資料２－１、２－２に基づく文部科学省、ＪＡＸＡの説明のあと、以下のような議論が行われた。
○一段再使用の経済性はどのように考えているか。
●過去にはスペースシャトルの繰り返し使用でコスト高となった教訓があることから
SpaceXの取組状況も踏まえつつ、我々の研究開発の中で再整備の手間と
コストの知見を得て評価していきたい。
○１段再使用はSpaceXもすでに実施しているところで、再使用の技術では追いかける形になる。
今後しばらくはH3ロケットで勝負をするとなると、これから開発する技術は一段再使用よりも
先進的な技術を、先に開発して待ち受けるというやり方もあるのではないか。
これを開発しないとその先もないということか。
●エンジンの再使用や誘導制御など、先進的な技術開発を行う上で基盤的な知見として必要だと考えている。
○技術蓄積でも事業化でも、スピード感を持って行うべき。事業化に向けてであれば民間企業や
投資家からの資金を得るなどのやり方の工夫が出来るのではないか。
●民間投資のためには鍵となる技術についてある程度の実証なども必要になる。今回は共同研究等により
効率的に技術実証を行うこととしている。
○宇宙輸送システム長期ビジョンの調整も必要なのではないか。
最後の●が無い。
>>305
用地買収に何年の時間を無駄にするんだね？
原子力ムラと揶揄されるのが普通になった以上、そこから出てくる技術は既に政治力を失っている。 どこにも核廃棄物について書いていない
ニーズから入っていると明言するならなら、
それを示した数値データを含め
調べた結果なりがあるはずだ
あるならJAXAスレにでも貼っといて
続けるのはスレ違いだから >>307
兵器転用を想起させる技術なので、まだ公開できない。
「米に処分委託を検討」ってのがキーワード。
デブリ処理がようやく防衛予算で動き始めた。 日本人になりすました
犬朝鮮のバカチョンが吠えています。
わん！わん！わん！ >>298
今回使われたのがアナログ世代のソユーズFGロケットで、有人打ち上げの実績がある唯一の枯れたロケットだった。
とは言え、最近退役したソユーズU型に比べれば新しいロケットだから、どこかにまだ設計ミスが伏在していたのかもしれない。
新型のソユーズ2.1系列はまだ有人の実績が無いが、場合によっては初の有人打ち上げを前倒す英断を下すやも。 とりあえず一番安全な有人飛行前提でも死亡率1%（軌道投入失敗率数%)で設計されてるロケットに放射性廃棄物搭載して宇宙に廃棄する場合のリスクと、
放射性廃棄物を地上で再処理して地下で最終保管する場合のリスクを定量的に比較できない人は、
とりあえず自身の勉強不足を恥じるべきかと。 >>312
・既に原子力災害の被害額に値段が付いた。
・1%以下を狙えばいい。
いくらでも定量判断できますな。
言っておくが、日本はもう戦勝国気取りの勘違い連中に忖度するのを止めたぞ。 あのね、地球から打ち上げて、また地球に落ちてこない軌道に乗せるには、H2Bロケットの能力でもペイロードはほんの１トンほどが限界なのよ？
毎回毎回、打ち上げ費用に100億円使って1トンの廃棄物を処理とか、頭悪いにも程がある。
日本海溝に沈めるとか言った方がまだ利口だぞ。 >>314
バカはお前だろ。
再使用機を使うのになぜ毎回100億円もかかるんだよ。 ISSの運用は2024年までだから、それまでにLNGや再使用技術の実証が一通り終わると覚悟しておけ。
もっとも、ソユーズの復帰が遅れてこのままISS自体が終われば、日本は独自路線でいけるようになる。 >>308
http://mevius.2ch.net/test/read.cgi/space/1335435739/596
JAXAスレに書いた
>>317
>それまでにLNGや再使用技術の実証が一通り終わると覚悟しておけ。
予定通り実証が終わるなんて保証は無い
LNGは経験も浅い。実用機へ向かうにはさらに時間がかかる
>ソユーズの復帰が遅れてこのままISS自体が終われば、日本は独自路線でいけるようになる。
ISSが終われば、それに使う予算がそのまま使える可能性は低い
独自路線は無理 >>319
・2024年までは保障されていて、その前提でHTV-Xの仕様は決まった。
・LNGエンジンは既にケロシン系を上回る性能を示している。
・日本は現物主義から脱却したので、実用化は早いぞ。
>独自路線は無理
とお前が思い込みたいだけ。
ポスト京と連携させねばならんから、ISSが予定より早く終わってしまったら
必ず独自路線を取る。
低軌道開発でカネ目を生んでるのは日本だけだしな。 実証用＝実用では無い
LE-9がそうであるように
しっかり試験を行うひつようがある
金を生むにもISSが必用だね
結局独自路線は無理 打ち上げ失敗しても飛散しない仕組みなんていくらでも実現可能。
爆発のエネルギーは決まってるんだから。
ただ、今の世代がロケット代を負担するより、
地面に埋めて後の世代に押しつけた方が絶対安い。 本国の朝鮮人にしろ在日朝鮮人にしろ、かわいそうなほどに放射脳だから、どんなスレにも割り込んで、放射脳を撒き散らすのだな。
朝鮮人の理解力は、ウンコを連呼する小学生と同じです。理解力も根拠も無い。 >>308
> 兵器転用を想起させる技術なので、まだ公開できない。
> 「米に処分委託を検討」ってのがキーワード。
おまえは非公開の情報にアクセスできるのかよw
> デブリ処理がようやく防衛予算で動き始めた。
また無茶苦茶な理論展開はじめたな… H3ロケット用LE-9エンジンのターボポンプ単体試験（その4） 試験結果
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2018/181012.html
液体水素ターボポンプ単体試験（その4）
試験日
平成30年09月25日,10月01日,10月05日 https://twitter.com/MBRSpaceCentre/status/1050414590201356288
#KhalifaSAT’s journey to Tanegashima in Japan, where it will be launched into orbit on 29 October 2018.
H-IIA 40号機に搭載予定の UAE の衛星 KhalifaSAT の輸送状況
B747 の貨物便で中部国際空港まで運び，高速道路で鹿児島まで，
鹿児島からはカーフェリー「はいびすかす」で種子島へ
比較的小型の衛星のためか，あっさり運んでいるな
https://twitter.com/5chan_nel (5ch newer account) 防衛予算のほうは中国の対衛星兵器対策の宇宙監視や宇宙からの地上監視がメインでデブリ除去については特に大きな動きはない
毎年作ってる新型レーダーサイトの予算が静止衛星監視レーダーになったくらい
デブリ除去は他国の衛星妨害につかうのは平時は国際問題になりかねないし
有事の衛星無力化はレーザー研究進めればついででできるからデブリ除去衛星という存在に価値がない >>320
どうせ比推力だろうけど、
メタンの比推力はケロシンより上で当たり前、何も誇るような事はない。 HTVでやったデブリ除去実験も中途半端に終わったままだね テザーじゃなく、推進機設置型のデオービットに切り替えたからな。
軍事に即転用できる。 >>337
電位勾配を確認できたので、成功だよ。
残念でした。 デブリ処理の話と H-IIA/B,H3 ロケットの話題との関連が分からないんだけど
>>1
>ロケットと直接関係の無いペイロード（衛星）そのものの話は、人工衛星スレなどで
>お願いします リアクション芸の外しっぷりが恥ずかしくなるのでスレを分断したいのだろうが
打上需要ｶﾞｰ等とほざくから、仕方なしにペイロードの話に持って行かざるを得ないんだぜ。
自業自得って奴よ。 >>337
ではJAXAスレでリアクション芸とやらを指摘してくださいな
>>319で移動したのにも答えてね H3 ロケットの海外衛星の交渉は水面下で進めているようだけど，
取り合えず，H-IIA/B の打ち上げ信頼性をさらにあげていくことと，
海外衛星の打ち上げ実績を積み重ねる必要があるな，
H-IIA 40 号機はその意味で大事な過程の一つ．
(成功連続で軽視しがちだけど)
それにしても，有人ソユーズロケットの失敗，やや驚いた．
(プロトンロケットとか，無人ソユーズロケットの失敗とか，前兆はあったので凄く驚くほどではない)
ところで
広報誌 JAXA's 074
http://fanfun.jaxa.jp/c/media/file/media_jaxas_jaxas074.pdf
では，8月の SRB-3 の燃焼試験について取り上げられている．
その中に．SRB-3 を使わない場合の H3 ロケットの静止軌道打ち上げ能力についての
言及があり，約2トンとのこと．
SRB-3 4本使った場合は 6.5トン
SRB-3 の実物大模型を使った分離試験は早ければ2018年度末，
認定モデルを使った地上燃焼試験を、2019年度に2回行う予定。 >>343の>>337は>>342の間違いでした。失礼しました いつもの
質問している間は俺の勝ち
外務省も使い出したな。 >>344
静止軌道でも2トンか
けっこういけるんだな みちびきシリーズを今後も本気で継続するのなら、
衛星重量を2トン以下に抑えろってオーダーが来そうだな。 >>347
同じ条件で H-IIA 202 だと 2.9 トン
ということで，X バンド通信衛星，準天頂衛星，火星衛星サンプルリターンの MMX
などは H3-30S では打ち上げられない．
H3-22S/23L/24L に頼る部分が結構大きい．
>>348
H3 ロケットで打ち上げコスト半額になるので，あまり気にすることではなくなるかと．
むしろ，(HTV-X のように）衛星のコストダウンに努力すべき LEー9のメタン化って何やねん
ttps://jm2040.blogspot.com/2018/10/jaxa-le9-methane.html リアクション芸待ちだな。
「エキスパンダーブリードサイクルはロバスト性が高いのでメタン化できて当然。むしろ最初からやれ」 つか、エキスパンダーブリートの大型化は、LH2だからできたみたいな説明をどこかで見たような・・・。
それで、メタン化してロケットはどうするつもりなんだろ？H３に積み替えるの？ >>351
LE-9 の開発が予想以上に順調なので，他の業務も回しているという所じゃないの?
800万円という金額からすると数値シミュレーションと精々どこかのサブシステム試作？
>>353
検討の段階だし，金額もそんなに多くないので，先に進むかどうかはわからない． JAXA、LE-9エンジンシステムのメタン化検討を契約
JAXAは2018年8月に「LE-9エンジンシステムのメタン化検討」 を三菱重工業と契約しました。
品目 LE-9エンジンシステムのメタン化検討 一式
契約日 2018/08/03
契約相手方 三菱重工業
契約額 7,992,000 円
-----------
ほう・・ 興味深いね。
しかしIsp的にはどうなんだろう？
メタンとEBCは相性が悪いと主張する人もいるようだが >>356
現実的に ８００万円でどれだけの事ができるのか?
燃焼過程含む流体力学数値シミュレーションを実行するくらい？
ターボポンプなどの要素試験をするにも金額的には不足． LE-9開発も、最初は「大型のEBCが理論上可能か？」などの検討から始まったんだろう。
今回も、「EBCでメタンの場合、実用可能なIspは達成可能か？」とかの検討じゃね？
世界の誰も試してないだろうから、また最初からの検討になるのかな。
昔のMHIとロケットダインの共同研究の論文に、ちょこっとLE-Xメタン・3液の記述があったくらいで。 141 名前：名無しさん＠お腹いっぱい。[sage] 投稿日：2018/07/13(金) 00:06:37.75 ID:po3SoWl3
https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/885357/1/AA1830003011.pdf
JAXAの解析力は世界一ィィィィ メタンでエキスパンダーブリードサイクル(EBC)は比推力の低下が著しい
燃焼圧力 P_c = 10MPa では、比推力は
Full Expande cycler: 370sec
Srtaged Combustion cycle: 370sec
Gas Generator cycle: 360sec
Expander Bleed cycle: 340sec
ただし，ブースター用途で比推力が低くっても推力重視とかで，
かつ開発費低減と言う使い道ならあるかもしれない．
EBC で比推力低下しても固体ロケットブースターよりは性能高い．
また設計によっては再利用にも向く
(ケロシンでは煤でメンテナンスに手間がかかる)
ただ，全体のコストパフォーマンスや開発費含めて，本当に SRB より有利かどうかは
ちゃんと検討しないと分からない． 水素だと、理論上200トンｆくらいだということだが、
メタンだと、EBCの推力上限はどれくらいだろう？
1段目に使うなら、多少Ispが悪くても、
より多量の燃料を搭載し、カバーは可能かもしれない？
1段目にEBCメタンのLE-9Mを7～9機で着陸回収、30回の再利用、
2段目にEBC水素のLE-11、
宇宙船にはフルエキスパンダーのメタン、
こんなのはどうだろう？ >>360
メタン EBC で比推力340秒が低いというのは，メタン燃料としてはということで，
ケロシンの2段燃料サイクル(RB-180)と同等ではある．
ただし推力については，多分 LE-9 そのままでは，比推力だけでなく推力も低下する
>>357
の論文末尾にそんな試算があった．
水素用のターボポンプをメタン用に設計しなおすとかで妥当な範囲にはなるんだろうけど，
そこら辺の実現性も含めての検討では無いかな．
検討して，手間がかかりすぎるとかなれば立ち消えになるかもしれないし．
あと，IHI の LNG エンジンの性能向上の研究に回している金額は
http://stage.tksc.jaxa.jp/compe/zui/nendo/zui30nendo.pdf
の72ページ，項目 684 では約3000万円で，名称からシリーズものなので，
LNG エンジン研究開発としては今のところこちらが本命かと 過去スレでも液体水素以外でEXBCは可能なりや？
というお題でアイデアや計算は出ている。
三液式が多い。
なおロケットとは別分野で、
日本が輸入している液化天然ガスは、
国内の受け入れ工場で海水を熱源とした
エキスパンダーサイクルで膨張・発電をしている。
霞が関永田町の意識高い文系から、
LNGで行われている事をロケットでも行えないか？
と尋ねられた時の返答にも使えるので、
この検討と費用は無駄では無いと思う。
回答「過去に調査しましたけど、不可能でした。」 解析主導で作られたLE-9が無事故で所定の仕様で噴いたのに、いつまで現物至上主義なんだ？
頭が固すぎる。
http://monoist.atmarkit.co.jp/mn/articles/1810/09/news047.html
モデルベース開発は単なる手法でなくモノの考え方、マツダ流の取り組みとは (1/2)
「モデルには模範という意味もある。いい仕事ができればモデル化して再利用し
汎用性の高い仕事をできるようにしていく。商品は減らさず、仕事の種類を減らす。
排気量が違うエンジンを、違うエンジンだと思わない。
仕組みが分かってしまえば同じモノとして扱える」（人見氏）
解析と実証データが揃ってるLE-9をそのままCH4化すれば、メタンの強みと弱みを定量的に判断できる。 三液ってコスト的にはどうなるんだろう
コストダウン目的にEBCにしたのに、三液でコストアップしたら本末転倒だわ >>363
水素は解析や数値シミュレーションに乗りやすい
燃焼速度が早いといういうこと，
臨界圧力が低いので液体ー気体の2相の燃焼を考慮しなくてよいこと，
気化熱が小さいこと，
煤の発生を考えなくてよいことなど(メタンは煤が発生しにくいとはいえ，条件によっては発生する）
などなど
メタンは燃焼速度が遅いので，JAXA/IHI は噴射エレメントの燃焼効率を上げるのに一苦労した．
なお，メタンについて物性データや技術データを揃えているのは IHI
EXBC については，ミキサー（高圧にした低温液体燃料と，再生冷却でガス化した燃料の混合器）
の特性も水素とは大きく異なる．
(エキスパンダーサイクルや2段燃焼サイクルでは不要）
>>362
なるほど,検討にはそういう使い道もあるか．
数値シミュレーションをやっておけば，開発リスクの評価ができる． >>365
まーた後付けで「LH2は簡単」ですか？ >>364
3液式はタンクが3つになるし，バルブ系統も増えるね．
コスト高になって，使い捨てロケットでは無理かな?
ところで，800万円という金額では数値シミュレーションと簡単な要素試験が精々だけど，
メタンでのミキサー特性の研究試験くらいはできるかも. エキスパンダーブリードサイクル=コストダウン
のミスリード。 ふと思ったんだが、エキスパンダーブリードが耐久性高くて再利用に向くとしたら
ロケットプレーンに転用できん？
例えば関空あたりの海上空港を基点として垂直に打ち上げる
あとは大気上層を水切りで飛ぶ、ゼンガーやダイナソアと同じ飛行を行い
欧米の空港にグライダー滑空で着陸する、的な
ソニックブームや燃費は知らん >>369
15年ほど前の LE-X エンジンの利用構想に，スペースプレーンへの応用があった．
ただ，サブオービタルか TSTO(SSTO?) を狙ったものだった． >>351
検討するくらいには実現性があるってことか。3液化はどうやろ？ >>367
固体ブースターが省ければ安くなる可能性あるんじゃね？ 3液化のメリットって、何なん？
メタン化だけじゃダメなん？
あと3液を混合するん？
それとも状況によって切り替えるん？ >>373
水素をエンジン冷却とタービン回転に回して後はブリード、推進剤は全量メタンとか？
その場合ケロシンにも応用できそう >>373
メタンエンジンで2段燃焼サイクルでも，比推力はかなり高い(370sec)なので，
メタンでの３液式は複雑な割にメリットはあまりない気がする．
(エンジン以外のタンクやバルブが複雑になる)
ケロシンー水素ー酸素の2段燃焼サイクルエンジンはこんなのがあった
RD-701
https://en.wikipedia.org/wiki/RD-701
ケロシンより比類力向上(Isp 340sec --> 415 sec)がおおきいのと，
再生冷却が水素でできる．
また上空では水素ー酸素に切り替える(比推力 460sec)．
なお，以上の比推力は真空での値． 仮定の話だけど、H3の1段目をサイズ据え置きでメタン化した場合、
打ち上げ時の重さってどれくらいになるかざっくり計算できる人いる？
1つの水素分子と結びつく酸素分子が1\2、1つのメタン分子に結びつく酸素分子が2なんで
酸化剤の体積を倍、推進剤の体積を半分にして、メタンの密度を水素の6倍と仮定すると
推進剤と酸化剤の合計重量はざっくり2.2倍？
仮にメタン化LE9の推力も据え置きとするなら、エンジン数を単純に倍の6基くらいに増やさないとダメなのかね？ HⅡBにソユーズTMを積んで打ち上げ出来ないのか。打ち上げ能力は
十分あるだろ。システム的に適合が難しいのか。
ＨⅡＢの加速Ｇがソユーズの有人宇宙船の許容Ｇを超えてる？
ＩＳＳの無人化を避けるには、ソユーズＴＭをHⅡBで種子島から打ち上げるという
応急措置が必要だと思われる。改修のために臨時予算500憶付けろ。 >>377
重くなるのでブースター沢山いる、って分析はなんかおかしくね？
まるで水素とメタンやケロシンのエンジン推力が同じになる、みたいな書き方だ 800万円でメタン化の研究なんて無理
実際は数億かかってメーカー持ち出しでやるのでは？ >>381
それか、若手の技術者が手弁当で検討したら結構面白そうな結果が出たので
少し予算がついたとか >>367
そういえば，LE-5B で燃焼圧力変動があり，その原因がミキサーということで解決に5年かかった．
(平成14年ー19年) LE-5B2
http://www.jaxa.jp/press/2007/11/20071128_sac_le-5b2.pdf
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le5b/
メタンだと(臨界圧力など）物性が違うので，この部分はやり直しか．
JAXA/IHI の研究開発でも，この部分はやっていない(再生冷却，ターボポンプ，噴射エレメント等の
研究開発は一通り済ましている)
>>381
メーカー持ち出しで研究して，実用化できなかった MB-XX があるからなあ．
需要見通しがかなりあれば，メーカー持ち出しで研究進めるんだろうけど．
メタンエンジンの場合，IHI との競合になるので，それはどうだろう？ この予算じゃ文献調査とシミュレーション、報告書作成くらいしかできんやろ。 LE9の開発と実機のテストとシミュレーションとの差異を分析して
実機とシミュレーションとの違いに関するデータがかなり蓄積してるはずだし
シミュレーションするだけでもかなりの事が今はわかるんじゃない？ 机上計算だけで本番用実機を作っていいよ。
なんて言う発注者はおらん。 シミュレーションを使って、以前に比べれば実物を試行錯誤で作る手間とコストは無くなったな。
それでもシミュレーション結果との誤差を検証するための実機作成は必要。 >>364 >>367
掲示板での思い付きの話題には、
コスト計算も実現の目処もありません。
当時のネタの1つが、水素EXBCに石油タンク追加の2種燃料タイプ。
今はSRBに頼っている離床推力の確保が目的。
※H3発表前の話題で、まだGXが生きていた頃。
もう1つがケロシン系ロケットの酸化剤側のEXBC。
でも、タービンを回した後の未反応の酸素を
ノズルから吹き出すとか超悪夢なので、
液体酸素と沸点がほぼ同じ液化アルゴンを
駆動ガスとして使いタービンを回し放出、
一部は液化酸素を気化させる思い付き。
どちらもタンク3個だな。 おそロシアの二段燃焼サイクル(SC)では驚異の一軸タービン構造を取るけど、
日本のEXBCは再熱後に液水・液酸のタービン2段直列構造。
LE-9の再設計改良時に、液メタン用の3段目タービンを追加し、
電気制御のバイパス弁を備えるのは不可能じゃない。
使わないなら謎空間にしておいても良いわけだし。
離床時 液水(兼EXBC動力)+液メタン+酸素で推力250t
2分後 液水(EXBC)+液酸で推力150t
などと変更出来れば、エンジン2基でH3-30S,L相当になれる可能性がある。
SRB無しもSRB有りもエンジン2基・タンク3つの
共通1段目が成立するかを検討？？なのかな。 とりあえずマスコミ向けには
「燃料を二種類にする事で、打ち上げ直後のパワーと上空での高燃費を両立させ
１つのエンジンで補助ブースターとメインエンジンの機能を併せ持つ事の出来るロケットです！l
かな 10月13，14日にロケット交流会2018@東京お台場
http://manned-rocket.jp/2018-10-13.html
H3 ロケット関連話題
1. SRB-3
https://twitter.com/jnu_/status/1051011400259133440
メモ：SRB-3の分離試験見学はIAじゃなくてJAXA広報に問い合わせて欲しいとのこと。
ただ、火薬使うので立ち入り危険区域外から望遠で見るだけになるがちょうどいい見える
場所もないとのこと…
2. LE-11
https://twitter.com/jnu_/status/1051015170489647104
メモ：LE-11は基礎設計の段階までは進めていた。そのあとはH3に取り掛かってるので止
まっているがH3が打ち上がって落ち着けば開発はすぐに再開できるようにしている。
ところでこれって何?
https://twitter.com/jnu_/status/1050968481032630277
角田宇宙センターのブースにて。 30トン級液体水素ターボポンプ一段動翼タービンの
アルミ試作品。加工可能検証モデル。
https://twitter.com/jnu_/status/1050970384558784513
30トン級動翼ブレードチタン合金加工検証モデル
https://twitter.com/5chan_nel (5ch newer account) >>351
これ大騒ぎしてる人がいるが、MHIに4～6人月程度の案件として検討させるってだけで沢山ある可能性の一つとして予備的に検討する程度の話でしょ。
数千億円単位のプロジェクトでは、可能性は低くてもダメ元で検討する価値のある案件に数人を数ヶ月かけて検討させるのは良くある話かと。 誰でも投稿出来る匿名掲示板にとっては、
想像の余地が多い空騒ぎこそ価値が高かったりする。
匿名・自由投稿の時点で参加者のレベル向上とか勉強会は無理な訳で、好き勝手なカキコに溢れるのは仕方ない。
そんな落書き然とした掲示板が、小さな話題で盛り上がれるなら喜ばしい事だろうに。
炎上だと困るけど。 LNGだかメタンのエンジンは一段目に使うような大推力化狙ってるの？ >>395
今回の件はLE9のメタン化検討だから
狙いは上段ではなく1段目かブースターでしょ
かつて検討されたLRBの200tクラスメタンロケットエンジンみたいなのをイメージしてるんじゃね？ 今風に
LE9+LE5＝H3 1.0
LE9+LE11＝H3 1.1
LE9+LE11(複合材タンク)＝H3 1.2
メタン化LE9+LE11(複合材タンク)＝H3 2.0
フライバック1段目＝H3 3.0
みたいになるのかな
途中からH4に改名した方が良さそうだが 複合材極低温タンクだけでも，H3 の打ち上げ能力が 0.5-1t 向上しそうだな
根拠は，CFRP でアルミタンクより約30% の軽量化と，2段のタンク質量が 2-3t
問題はコスト，
ただし，アルミタンクといってもアイソグリッド構造の加工や，ドーム構造の加工に手間が
かかっているので，CFRP でかえって安くなるかもしれない．
LE-11 (仮)は比推力や推力が向上するけど，衛星打ち上げ能力はどの程度向上するのか?
コストについては，3D プリンティングなど取り入れると LE-5B 系列より結構下げられるかも
あと，H3 ロケットはメカニカルリレーのままで，イプシロンのような半導体リレーを
取り入れてない．
http://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kiban/kiban-dai32/pdf/gijiroku.pdf
基本的に今、H3 ロケットは半導体リレーではなくてメカニカルリレーなのです。 IHIは20年代後半を目処にブースター用のメタンエンジン作るみたいな事言ってたけど
それとの整合性というか分業とかはどうなるの？ >>400
検討段階だから，競合しない．
>>355
あと，JAXA から IHI の方にはLNG エンジンについて1桁多い研究開発費用がでている．
というか，当て馬にしても検討すらしないのはかえってまずいのでは？ てかLE9のメタン化って表現がなんとも言えない
ブースター用メタンエンジンの検討、でも新型メタンエンジンの検討でもなく
LE9エンジンシステムのメタン化、やからね 既存のエンジンを改造してメタンエンジンを作るなら、LE-9ベースよりLE-7ベースの方が良さそうな気がするよな。 ガソリンにエタノール混ぜても問題ないとか
古いディーゼルエンジンに灯油入れても動くとか
そんな安直な代物ではないはず
主燃焼室を変えないとして、再生冷却用にそのままメタン流しても
燃焼温度もエネルギーも違うはずだし、
温度も比重も違う水素とメタンでは冷却特性も違うはず
気体の重さが水素と6倍違うからタービンの廻り方も違う
そもそも混合比が全く違うからターボポンプも同じでいいはずがない
つまるところ全くの新型エンジンを作るのと何が違うんだろう、って感じで
LE9のメタン化、という表現になってる意味と意図が理解しがたいんだが たぶんそういう技術的な問題ではないんでしょう
ベースはもうあるからあとチョイのせで完成しますよ という
アメさんの兵器にもあるでしょう 殆ど別物をマイナーチェンジだと称して予算請求する奴 >>403
同意．2段燃焼サイクルの方がメタンエンジンにはむいている(比推力の点で)
しかし，
多分，ターボポンプは双方で改造しなくてはならない
液体水素の密度は低い(0.07)のでターボポンプのパワー配分が燃料側8割とかなるが，
液体メタンの密度は 0.4 程度で同等程度(だから一軸ターボポンプでもすむ)．
噴射エレメントは，メタンの燃焼速度は水素に比べずいぶん遅いので，再設計の必要があるだろう．
ミキサーはエキスパンダーブリードサイクルにしかないけど，水素とメタンは物性が違う．
改造箇所が多すぎて，事実上新造になりそう．
(むりやりそのまま動かそうとすると，LE-8 みたいにかなり低性能になりそう）
>>405
メタンエンジンでは IHI の開発との比較で優位に立てるとは思えない．
(改造箇所が少なければ可能性あるけど）
というのと，MHI は LE-9 路線のまま行っても，
(再使用化等努力すれば)事業に困ることはなさそう． >>407
40年前に帰って「今からじゃSSMEには勝ち目ない」て言ってきたら？ >>436
補足
遠心ポンプでは大まかに
速度の二乗＊密度がほぼ一定となるように設計する．
密度が小さい場合は速度を上げないといけない
液体水素と液体酸素では約4倍
速度＝回転数＊ポンプ半径
なので，液体水素の遠心ポンプの回転数は液体酸素より高く，寸法も大きくしないといけない．
液体メタンと液体酸素の密度の比は2程度なので，最適速度は 1.5 倍程度の違いで，
1軸ターボポンプでも許容範囲
液体水素用のターボポンプを無理やりに液体メタンに使おうとすると，回転数をかなり下げないといけないが，
他の部分で皺寄せがくる．
>>407
BE-4 もラプターもアメリカ外への輸出はまずしないので，そもそも無関係
SpaceX のラプターの方はアメリカの他の企業に対してですら販売しない．
衛星打ち上げサービスとしては競合するかもしれない． アンカーミス
X >>436
O >> 406
>>40
SSME は再使用エンジン単体としては優秀だが(XS-1/Phantom Express にも使用).
スペースシャトルで有人運用しかできなかったことと，耐熱タイルの剥離で高くついた．
いずれにしろ，
衛星打ち上げサービスの国際市場 >> ロケットエンジンの流動性(RD-180 くらい）
なので，ロケットエンジン単体の優秀性の国際比較はあまり意味がない
ロシア国内とか，アメリカ国内でのロケットエンジンの比較はあるけど，
それでも SpaceX のエンジンは外販しないので意味がない．
日本について言えば，似たようなスペックのエンジンを並列に開発する余裕がない． 二段燃焼は高性能だが再利用には向かない気するんだよなぁ
SSMEの運用実績に関するデータとかないん？ 今後ロケットがクラスタ化&再利用の方向に向かうなら
二段燃焼は複雑な分コストが掛かりそう
でもそれは商業衛星的な分野で、
月の開発や他惑星の調査みたいなとこまで見据えるなら本命の技術だな SSMEの推力重量比は72、RD180は73
炭化水素にしても別にパワーが出るわけじゃないんだよね
LE7も63くらいはあるし >>407
ポスト京「ラプターの解析？もっと腹持ちのいいもの食わせろ。例えば常温核融合とかな。」 LE-9は、IHIがいないと作れないよな。
MHIとIHI、各自単独でロケットエンジンを開発するとしたら、
どっちが良いものが作れそう？ >>414
液体水素でタンクがでかくなるのと離床に固体ロケットが必須って要素が抜けてね >>417
離床に固体ロケットは必須じゃないやん
タンクが無駄にでかくなるのはその通りだけど LE-9 のメタン化は，改造すべき項目が多すぎて非現実的な気がしてきた．
LE-9 の改良は，水素のままで再使用回数を増やすとか，
推力を増強する方(200t まで可能らしい) が良いのでは？
ただ，何らかの形で機体の改良もセットで必要かも．
5% 程度の推力増強なら機体はそのままで良いけど，
約 20% の推力増強となると，タンク容積増やさないと(単純には機体の延長)．
地上設備の更新が必要だな．
垂直着陸の場合はクラスター数増やすので，胴体直径増大．
>>417
H3-30S には固体ロケットは不要．
というのと，メタン使うと同じ容積では重量が大きくなりすぎるので，
機体をサイズダウンしなければならないか，
エンジンクラスター数を増やさなければならない． まぁそういう実現性とかを含めて検討するための予算なのかもね。
「やはり無理があります」みたいな結論が出ても。
水素でいいじゃん。
H4ロケット（再利用型）を最速で開発するなら、
LE-9の耐久性・整備性などを改善し、
タンク径・容量の拡大と多数クラスタ、
これで行けるじゃん。 >>419
H3-30Sはそうだろうけど。SRB付きもあるやん。 https://pbs.twimg.com/media/DpZSimZVAAA7SPt.jpg
この右側の二段目削除の奴を基本に考えると、メタンロケットによるLRBは
燃焼終了後種子島にフライバックさせ、
コアステージ(実質2段目)は地球を一周させてフライバックさせる
コアステージのLE9はLE11の技術を入れて真空比推力を向上させた改良型を開発
静止衛星や惑星間軌道に投入するのには不向きな形式になるが、
上段を追加するか電気推進系でなんとかすんのかは知らんw
とかかなぁ。 エンジン1～2機で着陸はできんでしょ。
やっぱ最低でも1コアあたり5～7機は要るんじゃね？
そうすると、やはりブースターは無い方が。
上段削除なら、コアステージは軌道速度出すんでしょ？
フライバックしたら燃えると思う。
GTO入れる時は上段を追加しなければならず、
結局非効率では。
このポンチ絵は、使い捨て時代ならではかと。 多数クラスタでもディープスロットルでもない機体で垂直着陸というと、
中国のCZ-8が面白いポンチ絵を出しているな。
ケロシン2基のコアにSRB*2という構成なんだが、
1段回収モードではSRBを分離せずに重いまま降りてくることで
必要推力を引き上げてコアエンジンのスロットル幅に収めるということらしい。 LE9を200t近くまで上げられるなら
エンジン6つでH3-24Lと同じぐらいの推力が得られる
再利用型にするならこの辺りの性能は欲しいところ 再利用するならエンジン数は奇数がいい
つまりニューグレンと同じ7かファルコン9と同じ9
H3発展型なら、エンジン7基でH2Bくらいの性能を目指すのが最善でないかい
着陸予定地はH2Aの1段目落下位置から考えると、静止軌道向けは南鳥島
極軌道向けはパラオがちょうどいい位置関係なので、この辺りに着陸地点を
設定できればいいと思う 巨大なブースターエンジンは離床時の重力損失を減らせるけど上空で出力を絞ることになる。
1つの解決策がクロスフィールドだけど、株詐欺師のイーロン仮面もPRするだけで実施していない。
もし、水素エンジンのLE-9に炭化水素系燃料を注入出来れば、初期ブースターとして重力損失を減らしつつ、上空でもフル加速出来る1段目になるかも。
※初期加速はSRBが担当している。
などと様々なアイデアを実現可能性や否定面から文書化するのは面白そうである。 日本の技術開発は解析先行・実証後追いになったと認めりゃいいだけなのに、早漏にも程がある。
LE-9を流用してメタンを大規模に燃焼させ、解析とどんな違いがあるか確認だけですよ。 >>422
再利用はともかく、第2段不使用はすべてのエンジンの点火を地上で行うことになってコストやリスクの削減には良さそうだね。
静止軌道までの遷移は電気推進の技術を極めた方が他国との差別化にもなる そもそもメタンでエキスパンダーブリードサイクルは無理なんじゃないの？ >>434
小規模な試作品を最初に作って徐々に大型化するのが基本やん フル（クローズド）エキスパンダーでメタンは成り立つけど、
エキスパンダーブリードでメタンは、極端にIspが下がるって
上の方で出てるじゃん。
で、フルエキスパンダーで大型エンジンは理論的に不可能。
それでもケロシン並にはIspあるから、無理ってことはなく、
その他の方式とトレードオフして総合的に検討する、ってことでは。
無理してでもメタンでエキスパンダーブリードやるメリットとして、
・水素に比べてタンクが小型化
・宇宙空間で長期間保存
・ターボポンプの一軸化でさらにシンプル、低コストに
・エキスパンダーの本質的安全性という強み
・燃料代が安い
・二段燃焼サイクルのケロシン並のIspは可能
こう考えると、十分成り立つような気がしてきた。 ちなみに、フルエキスパンダーとは、膨張ガスでタービンを回した後、
その排ガスも一緒に主燃焼室に突っ込む。
燃費がいいけど、大型化は理論上、不可能。
推力30トンｆくらいが限界？
エキスパンダーブリードは、排ガスをそのまま捨てる。
（LE-9ではノズルの内壁沿いに捨てることで、ノズルの冷却にも利用する）
燃料を無駄に捨てるのでその分Ispは下がるが、ポンプ圧を大幅に高めて高推力化できる。
水素ではIsp減少は許容範囲だが、メタンだと極端にIspが下がるらしい。 結局そこ＝メタンの大推力エキスパンダーブリードが成立するか
検証しましょうってのが今回の話じゃね？
フルエキスパンダーとかガスジェネや二段燃焼なら、わざわざLE9システムのメタン化
なんて書き方はしないと思うし >>432
エキスパンダーサイクル(EXC)と，エキスパンダーブリードサイクル(EXBC) は
かなりちがう．
メタンでは,EXBC の比推力は大きく下がる(ガスジェネレーターサイクルより約 6-7% 低下)
これに対し水素は大幅に燃料リッチ側で比推力最大となるので EXBC 向き
(ガスジェネレーターサイクルと同等，EXC より約 2-3% 低下)
>>432
性能低下するんだが，再利用ブースターには(温度条件が緩和されて)向くかもしれない．
十分安ければ使い捨てブースターにも
Multi Purposes Reusable LOX/CH4 Bleed Rocket Engine
https://www.researchgate.net/publication/318013221_Multi_Purposes_Reusable_LOXCH4_Bleed_Rocket_Engine
フランスの論文だが LE-5A/B が引用されている．
でも，やはり液体水素用ターボポンプはメタンには転用できないみたい．
>>436
宇宙空間で長期間保存(軌道上輸送システム)は，
IHI の EXC メタンエンジンでかなり見通しがついている．
https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/be8f2e98a375d988db8239436895066f.pdf
EXC メタンエンジンで推力10-20トンくらいまでは行けそうなので，
わざわざ比推力の低いサイクル採用の意味が無い．
あと，ターボポンプの一軸化は言い換えると， LE-9 そのままの設計では
使い物にならず，開発コストが上昇する．
GX ロケット/LE-8 エンジンであったが，性能が多少悪くっても，コストが低ければ成立するけど，
開発コストや製造コストの見通しが甘いと泥沼になる． >>436
SRBの代わりなら推力出ればいいんでね？ http://livedoor.blogimg.jp/h2a_f8/imgs/e/8/e89d2b68.jpg
H2A 202(ひまわり)とH2A 204(テルスター)の切り離しロケット落下予想位置
202だと落下予想位置の南に南鳥島、204だとウェーク島がある
もし種子島からフライホワードロケットを打つなら南鳥島に落下点を作るとちょうどいい。
幸い自衛隊基地しかないし、今船をつけられる岩壁が建設中なんでアクセスインフラもある それでH3のメインエンジンテストは成功したのですか？ >>444
成功も何も今絶賛継続中。
テスト終わるまでに何十回も燃やすんやぞ >>444
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/firingtest.html
実機型エンジン #1 2017年4月ー7月，燃焼室圧力 93％まで，燃焼時間は ８０秒まで
実機型エンジン #2 2017年12月ー2018年6月， 燃焼室圧力 105% まで，燃焼時間は 275 秒まで
実機型エンジン #3 2018年8月
実機型エンジン #4 2018年9月
次は 厚肉タンクステージ燃焼試験（BFT）の予定(田代試験場)，
複数エンジンのクラスター燃焼と燃料供給系の試験
来年度以降，認定型エンジンの試験予定 妄想膨らますには20年早くないかと、皮肉を言われてるのにも気付かないマジキチ ソフトウェア的な制御を、繰り返しテストして完成させるんでしょう
車みたいにアクセルこれくらい踏んだら出力これくらい、みたいな単純な制御じゃないからな 皮肉？
単に情報を更新できない痴呆脳のあうあうあーでしょ。 ところでお前さんは固体酸素の情報更新は終わったのかい 自分の死期を語れば同情してもらえるようなレスですな。 日本のロケット技術史で振り返れば、LE-5のH-lが成功し、LE-7の開発中にメタンを燃料とするLE-7の検討は始まっていました。
外から見ても1980年代の燃料系学会誌にメタンLE-7構想が紹介されています。だから今回の動きが抜群に早漏wでもない。
個人的には、液体水素動力のEXBCの量産化の暁には(byドズル)、制御技術も今以上に向上するでしょうから、そのタービン動力を活用して第3タンクから液体メタンでもケロシンでも燃焼室に押し込んで火力up(低高度推力up→重力損失低減→H3打上能力up)しちゃえば良いのです。
EXBCは液体水素が望ましいけど、燃焼室は水素+メタン(灯油)の混合ガス+純酸素でも良いわけで、航空宇宙機として成立するなら3液式胴体もアリだと思いまする。
都市ガスの熱量転換と同じ発想ですが。
流石に物性の関係で1段目に純メタンのEXBCは非現実的。
なお電力・都市ガス各社のLNG受入基地では、メタン冷熱のエキスパンダー発電が行われています。
飛ばない豚ならばシステムは成立します。 >>453
どんな燃料でも過冷却すれば性能上がるんじゃない？
体積が減ってより多くの燃料が詰め込めるんだから どなたか詳しいい人おしえてください
自動車では最近電動アシストターボが流行っていますが
エキスパンダーサイクルに電動アシスト付けたら背圧を気にしなくてすむと思いますがどんなものでしょうか？
またモーターの電源が気になるところですが、燃料電池で発電できればなんとかならないものでしょうかね。重さはあるかもしれませんけど。
あとターボはやめて水素と酸素両方に電動スーパーチャージャーをつけるというのも良さそうですが研究とかはされているものでしょうか？ 付属物の重量に見合う比推力・燃焼圧の向上が期待できるのかね？
一般に、磁性体は熱に弱いぞ。 >>455
> あとターボはやめて水素と酸素両方に電動スーパーチャージャーをつけるというのも良さそうですが研究とかはされているものでしょうか？
つ [エレクトロン] >>455
タービンの出力と同じだけの出力を発生するモーターは
ざっと容積で数10倍にもなるぞ
重くてしょうがない モーターも日本が最先端と知ったら、発狂死しそうだな。 >>455
モーターと電池が重すぎるからな
LE-7とかSSMEクラスになるとターボポンプの出力は数万馬力オーダー
これをモーターで駆動するとロケットの質量比が悪くなりすぎるんじゃないかな エレクトロンは小型ロケットで、クラスタエンジンという形だから出来てるんだろうね
ロケット全体の話がしたいときは
ロケット総合スレ24
http://rio2016.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1532357930/
でどうぞ >>462
了解です。みなさんありがとう。
爆破されたH-IIロケットの引き上げ動画見てたらターボポンプのキャビテーション動画があったもんで
思いの外小さくて10万rpm位ならモーターでいけるのでは？と思ったからです。 今どき2トンの静止衛星なんかほとんど無いだろうけど >>466
>>465
ありがとう。
今時の静止衛星打ち上げには対応できないのね(まぁ、あたりまえか)
ファルコンがデュアルローンチした全電化衛星一基ならなんとか上がるかな
はやぶさやあかつきくらいの探査機なら楽に行けるのか
まぁ次のMMXは3.4tもある大型機だからお呼びじゃないんだろうけど >>467
財務省「次のひまわり、全電化ならh3 30sでいけるやん」
と言ってくるに1票 そういや最新のFalcon9の能力は使い捨てで6.5t、増速量1800m/sだったな。 主力はH3-22S、H3-32LでH3-20Sの出番はほとんど無いだろうな。 >>472
そりゃ、20ならそもそも殆ど浮かばなだろうしな スペースXと同じ、以前の日本と同じ（2段高度化前）、1800m/sでいいなら、
GTOは3割増しくらいだな。 H3-30型で、2.5トンくらい？
その分、衛星側の負担が増えるが。
欧州のアリアンスペースに対抗するには、1500m/sでの表示が必要。 >>473
うぐぐっ…
H3-30Sです…
20Sでも浮くことぐらいはできるかも 過去のH2A39基中H3-30Sで間に合うのは22基と予想
なんで、過半数はH3 30Sで大丈夫っぽい。今後の衛星のトレンドが変われば知らんけど そこらへんの能力的アップで、メタン燃料のネタが絡むのだろう。
都市ガスは100年前のH2+CO時代(石炭・石油ガス)にインフラを作って、
3倍高火力の天然ガス(メタン)に転換してインフラの能力倍増である。
都市ガスで出来たのだから、LE-9の燃焼室でも検討して味噌。
という無謀な無茶振りが生まれるのはデスマ的に自然な流れ。
それでも
日本もフライバックブースターを造れとか、
酸素リッチ二段燃焼のBE-4モドキを造れなどと
斜め上に弾けないだけ自重している。 >>464
>>465
http://fanfun.jaxa.jp/c/media/file/media_jaxas_jaxas074.pdf
の１０ページ
「SRB-3が0本、つまりSRB-3を使わない場合には、GTO（静止
トランスファー軌道）に運べる重量は約2トンです」
>>476
いやいや，H3-30S の能力は H-IIA 202 の 7-8割なので，
準天頂衛星など打ち上げられない物が結構ある．
>>469
準天頂衛星の全電化推進とか，数が多いのでメリットも大きいはずだが，
2023年度の３機打ち上げ予定には多分間に合わんだろう．
２０２２年度の Xバンド防衛通信衛星3号機も，全電化推進への設計変更は厳しいのでは？ アンカーミス
X>>476
O>>478
ちなみに，
http://fanfun.jaxa.jp/c/media/file/media_jaxas_jaxas074.pdf
の SRB-3 の記事では
「また今回、設計だけでなく製造工程から見直してコスト低減を
行いました。製造・検査の自動化など、地道にコツコツとコストの
削減に努めました。燃焼パターンを一つにしたことも、必要となる
治具や保管場所などを集約できるので、コストダウンにつながっ
ていると思います」
なので，SRB-3 もかなりコストダウンする見通しだろう．
なお，このスレではあまり話題になってないけど，
(火工品を使わない)低衝撃衛星分離機構が地味だけど，結構大事な点かも
H-IIA 第2段高度化の過程で開発されたものだが，H-IIA 30号機ではダミーで試験，
実運用はイプシロンロケット３号機が初めて
http://www.jaxa.jp/press/2017/09/files/20170905_epsilon.pdf
H3 ロケットではもちろん使うはずだが，H-IIA でも運用予定（いつから？） H2A202型の場合
標準静止トランスファ軌道…4000kg with 1800m/s
ロングコースト静止トランスファ軌道…2970kg with 1500m/s
https://www.youtube.com/watch?v=9Q67HoIRfKU
H2A高度化の軌道遷移のCG
http://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/20151030_f29.pdf
高度化非対応だと1500m/sで静止軌道に入れられない。
LE-5Bの高度化は大きな飛躍だったんだな。
森田プロマネの言う「下段で頑張っても大して美味しくない」の意味が改めて分かった。
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le5b/firingtest.html
LE-5B-3の累計燃焼時間 3251秒(3MPa以上)+1002秒(0.1MPa)
LE-9のメタン化対応を合わせて推測すると、燃焼室の疲労限界を確認してたのか？ H3は2段目が従来より太くなる分、上段への負荷を下手にかけると効率が悪くなりそう。
液水用複合材タンクが実用化されれば話は全く変わるだろうが >>482
最後，LE-B3 では，ターボポンプの疲労が問題
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le5b/
「
また、「H3ロケット」では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、FTPタービンが高サイクル疲労によって損傷しないように、
「LE-5B-3」エンジンではFTPタービンに作用する圧力や温度の変化を低減する
タービン構造に改良することで、高サイクル疲労を抑制し、長寿命化を図っています。
」
なお，要素試験に比べ，実燃焼試験ではタービン効率がやや上昇している
https://www.eucass.eu/doi/EUCASS2017-189.pdf
の Fig. 8
駆動する水素ガスの温度が上がって，タービン動翼とケーシングの隙間が減ったため 誤解を恐れずに言えばH3-30Sは、「官需の大半を占めるSSOへの打上費用を半額にしろ！」という政府の無茶振りへの対応策だから、需要は多いかと。
MHIからすれば、
お前らがGTO4トンに特化したロケット作れというからH-II/H-IIA作ったんだろうが。需要予測間違えたのはお前らだろ。
打上失敗時のリスク云々言わずに、SSOに衛星打ち上げる時は素直に2機まとめてあげろ。そしたらH-IIAつかっても今すぐ半額になるだろ。
と心の中で思っててもおかしくない。
まぁおかげで結果的にロケットの需要が増えたので口にはしないだろうが（苦笑 https://www.youtube.com/watch?v=BXXnE6N7wSE&;feature=youtu.be&t=3306
岡田プロマネの表情から、HTV-Xによる軌道間輸送を前提としてH3は企画されたと思うがね。 衛星市場なんざ、創薬に比べればハナクソ程度だと何度も教えてやってるのに
SSOｶﾞｰとか、バカなのか？ >>485
官需で SSO 軌道の IGS の割合が多いといえばそうなんだが，
GTO もしくはそれに準ずる軌道へのうち上げは，
準天頂衛星が7機体制になったとか，防衛省の通信衛星３機体制とか，
光データ中継衛星やデータ中継衛(片方は IGS 専用)等
で官需衛星の構成も変わりつつある．
もう一つは，日本の SSO 軌道衛星の寿命が伸びていること，
かつては5年未満だったものが，5年以上，場合によっては9年(初代いぶき)になりつつあり，
相対的に SSO 衛星の割合が減っている．
（かつての日本の SSO 衛星の寿命が短すぎたともいえる） あと，SSO 官需の大半を占める IGS は，ロケットに価格より(実績)信頼性を
優先しているようで，2023年度まで H-IIA 利用
(設計上は H3 ロケットの方が信頼性高くっても，実績値ではそうなる)
ということで，2023年度までの H3 ロケット打ち上げの内，H3-30S は2割．
>>485
は1行目から間違ってないか? てかまぁ、同じロケットでソユーズからアリアンVまで対応しますよ
ってのもH3のテーマではあるんだろうなぁ H-IIAはH-IIの改良版で、
H-IIは80年代に、「NTTの静止衛星（2～4トン）上げれるように」「将来はHOPE上げれるように」
みたいな発想で設計されたものだろう。
アリアンVが同時期に、エルメス前提で設計されたようなもんで。
情報収集衛星が構想されたのは90年代終わりで、
1機ずつ上げるようになったのはH2Aの事故後で。
商業受注が伸びず、H2Aでも能力持て余すことが多くて、
それらの事情がH3のグランドデザインに反映されたものかと。 おじいちゃん
成層圏プラットフォームは通信技術の発達で無価値になりましたよ。 おじいちゃん
生まれた時からおじいちゃんだったの？ チョンの気象衛星千里眼がおフランスのロケットで打ち上げなんですか？
JAXAは韓国に関してはお断りになっちゃったですからねえ。 >>494
ところが、ソーラープレーンの成功で再評価されてるんだな。 H3 ロケットは，H-IIA202/204 と H-IIB を統合するという目的も忘れてはいけない．
H-IIA と H-IIB は同じエンジンは使うが，第1段胴体直径や段間部やフェアリングの違い
等で生産ラインは別物，射場設備も別．
で，コストが無駄に上がっている．
また，H-IIB は事実上 HTV 専用機(H-IIA と別機体とみなされ，静止軌道打ち上げ実績がカウントされない)
H3-30S/22S/32L/24L は生産ライン，射場設備は同じ
H3-24L は HTV-X 以外に海外の静止軌道衛星も狙っている．
(JAXA/MHI は複数の外部の調査会社に委託して需要予測もしている)
http://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/20160720_h3.pdf
の１６ページ
>>493
H3 ロケットは H-IIA だけじゃなく，H-IIB の後継機でもあるわけで 究極に切り詰めれば、機密度と外国からの妨害が考えられる情報衛星だけを種子島の顧客にして、その他の全てをアリアンに発注しても構わないわけで、H3がSSO打上重視なのは当然である。
しかし、それでは次世代宇宙産業は育たないし、アメリカ国内ですら官需頼りのデルタとアトラスがFalcon9に喰われて四苦八苦している。
SSO重視・官需優先であっても、SSO専用機などは新規に作れません。 >>494
いや？通信技術の発達でむしろ需要が出ている
・山岳部でも電波強度が得られる
・静止衛星と違ってタイムラグがない
・タイムラグの少ない低高度衛星だと膨大な数が要る >>497
>>500
なら、JAXAの先見性を称賛したら？ >>494
全然無価値になってないし、
人工衛星とくらべて、低空から地上を観測できたり、通信中継をできたりできる。
いまでもあちこちの国で研究をしてるよ。
どうやって長時間同じ場所で滞留できるかって所がネックで諦めてる。
https://japanese.joins.com/article/j_article.php?aid=219871
韓国の記事だけどご参考に、ちなみに気球なら簡単に上がれる。 >>494
>>495
>>497
>>500
>>501
>>502
板違い
>>499
デルタは知らんが，アトラス5 はシグナス宇宙船や，OSIRIS Rex 小惑星探査機
InSight Mar 火星探査機など
上げているし，将来はCST-100, DreamChaser 宇宙船など，
これらはいずれも H3-30S では上がらない． 惑星探査機なんて上げる機会日本じゃあんまり無いしな ギニアまでソユーズ持ってきて打ち上げたりしてるわけで、
30Sの需要が官需だけとは言いきれない
そもそもSSO衛星の需要は日本だけではないし
それから、電気推進系の進歩で衛星が小型化するのがトレンド化する可能性も一応念頭に置くべき >>499
前半，機密度では，
防衛省の通信衛星「きらめき」３機(静止軌道)
IGS 用データ中継衛星(静止軌道),将来的には2機
どちらも H3-30S ロケットでは上がらない．
将来的に防衛省で早期警戒衛星を整備する可能性があるが，
H3-30S ロケットの能力以下に収めるのは難しいだろう．
>>506
・火星探査機アル・アマル - 商業打ち上げアラブ首長国連邦（2020年度，H-IIA ロケット)
海外受注5件のうち1件が惑星探査機！
(月探査機かぐや（2007），金星探査機あかつき(2010),小惑星探査機はやぶさ2（2014）の実績が評価されたんだろう)
・SLIM 月着陸機 (ひとみ代替機と一緒，2021年度,H-IIA)
SLIM は H3-30S で上げられそうではあるけど，「ひとみ代替機」と一緒だとどうか？
・Destiny+， 小惑星 Phaethon のフライバイ，(2021年度，イプシロンロケット)
・火星衛星サンプルリターン MMX (2024年度，H3 ロケット)
まあ，ソユーズロケットでも惑星探査機うち上げ実績あるので，
H3-30S でも可能性はあるけど(2段目の構造質量等にもよる) >>506
日本の主力惑星探査機シリーズ
PLANETゥェェ
最初の「すいせい」以来、40年近くの間に３回しか行われてない。(ﾟωﾟ) 何にしても、50億円は魅力的だな。
探査機は、冗長性を重視して設計されるべき。
制限重量ありきではどこかに無理が来る。
H3-30型だと、惑星探査機は最大何トンくらい行けそう？ MMXもそうだけど、惑星探査でも電気推進でちまちま加速するより
大きなロケットに化学推進系の探査機乗せてドーンと言った方が手っ取り早いよな
運用スタッフや設備にも限りあるんだし SRBのコストがわからないが、十分安ければあかつきクラスのバスに
DESTINY絡みで開発中の軽量太陽パネルを大量につけて
木星圏に探査機を打ち出す案も出るかもしれない >>510
日本の惑星探査機はM-V時代のバスから大して進歩してない。H-IIA打ち上げに変わっても、過酷な重量制限が緩和された程度で、H-IIAの能力をフルに生かすような大型探査機なんか作る金も人員もない。
結果として、H-IIAの能力を大きく持て余し、カウンターウェイトをしこたま積み込むことになる。
H-3標準型でも十分過ぎるだろ。 ロケットのコスト最小化より，衛星や地上系含めてのコスト最小化が意味あるわけで．
SLIM 月着陸機も．当初案のイプシロンロケット打ち上げでは，
キックモーターが必要ということと，
月着陸機にミッションペイロード余裕が無い（工学ミッション以外の科学機器が積めない)と
いうのがあって，乗り換えた．
静止衛星の電気推進は，電気推進の開発費用と，ロケット側の費用と，軌道に載せるのに
必要な時間(半年ー1年)などのバランスで採用するかが決まるわけで，
ロケットの打ち上げ費用削減だけで決まるわけではない．
>>513
・火星探査機アル・アマル(2020)は，1.5t なので，H3-30S ではまず上がらない．
・火星衛星サンプルリターン MMX (2024) は 3.4t で，H3-30S では無理，
H3-22S でもやや大変．
MMX 当初案では，
>>511
のように探査機側を電気推進で加速する案があったが，時間がかかりすぎるので
探査機側を化学推進，ロケットに余裕もたせる案に変わった． >>514
日本の惑星探査機は、と言った。
はやぶさ２ 600kg
あかつき 518kg
初の１トン超えの惑星探査機打ち上げかー
お客様がお金持ちなのは良いことだ（棒 MMXって調べてみたら殆どプロペラントとロケットなんだな
探査機本体ははやぶさより小さい150kg
全体構成だと史上最大クラスの火星探査機らしいがw >>516
フォボスグルントも、機体の半分以上が惑星間航行用の推進モジュールと燃料だったな。 >>512
検討段階だけど，
ソーラー電力セイル探査機による外惑星領域探査 OKEANOS
https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/876325/1/SA6000118020.pdf
試算では 1.4t だけど，木星遷移軌道に投入となると，H3-30S では無理だろう．
20-30 年かかる計画なので，ロケット側で余裕持たせて時間短縮と言うのが
現実的にありそうだな．
(キックモーター積むとか)
>>515
MMX は無視ですか． つか、フォボス・グルントは帰還用燃料込みで13トンの巨大探査機じゃねーか。
MMX？化学推進で3トンとか、本当に帰ってこれるのか？ >>516
＞MMX
＞探査機本体ははやぶさより小さい150kg
oh... >>515
ロケットの能力を自分から制限していては，お金持ちのお客さんも獲得できないわけで．
(ソユーズロケットクラスではまず無理,プロトンは信頼性に疑問があったのだろう）
惑星探査機ではないけど，(地球ー太陽)ラグランジュ点での天文衛星 SPICA
質量 3．6t 見込みで，H3-30S では上がらない．
(H3-22S/32L なら大丈夫か）
>>519
でも，フォボス・グルントは失敗したんだよねえ．
ソフトウエアの問題が原因らしいけど．
まあ，日本もひとみ衛星でやらかしたことはあるけど >>519-520
ある意味では、正しく「M-Vでは実行不可能だったミッション」に初挑戦するわけやね。 全体の質量は3400kgで、そのうち往路モジュールが1900kg、
探査モジュールが150kg、帰還モジュールが1350kg
とある。
往路モジュールは火星軌道に乗り、フォボスとランデブーする、
という複雑なミッションをする為の装置だから
応用すれば静止衛星を直接投入なんて方向にも転用できるんじゃないか
というよりは、それ用の実証試験機という側面もあるのかな >>522
MMX は，化学推進では H-IIA 202 でも不可能だな.
かぐや（2007）もヘビーだったけど(H-IIA 2022)
M-V から切り替え数年は，探査機がロケットの能力を生かし切れなかったが，
１０数年たつと，H3-30S の能力オーバーの探査機や観測衛星が出現するのも当然か． >>524
ソーラー電気セイル(木星圏探査機)構想も科学推進式に衣替えして
H3 22s以上の仕様で打ち上げる話がそのうち出てくるんだろうな >>521
お客さんを獲得とか考えちゃう時点で日本の宇宙開発の独立性が揺らぐのだな。
特別なお客さんは無し。H3はアリアンがトラブったり混雑した時のバックアップ程度で考えないと足元を掬われます。
歴史を振り返れば、1960年代にはYS-11の販売不振を日本社会党がネタに叩いて生産終了・会社解散というアカ豚の得意な妨害も成功している。 >>526
今ひとつ，文脈が分からない．
商業ユーザーの獲得が，「日本の宇宙開発の独立性」をどう揺るがすわけ?
仮に H3-30S の能力の限界でもって衛星や探査機をその枠内で収めるとしたら，
「日本の宇宙開発の独立性」が担保できるのか? >>527
521に書いているような、
外国顧客を当てにして、スペック厨が悦びそうな
大型ロケットを作る意味は無いのだよ。
日本ではその手の企画書は9割方落とされるけど、
間違って通すと「バカ査定」と囃されます。 >>528
では，大型ロケットの H-IIA 204 や H-IIB は不必要であると．
将来的には H3-30S 以上の能力が必要な HTV-X や MMX 計画も止めてしまえと
なんか，むしろ，「日本の宇宙開発の独立性」を奪っているような． そもそも，火星周回軌道にアル・アマルのような1.5t の探査機を送るロケット能力は，
「スペック厨が悦びそうな大型ロケット」
と言うほどでもないようだが?
(Soyuz ロケットクラスでは無理だけど)
火星軌道に 3.4t (MMX)ならば，結構なロケット能力を要求されるけど，
あれは日本の計画だし，
「スペック厨が悦びそうな大型ロケット」なのだろうか？
GTO 6.5t のロケットなら余裕．
というか，
>アリアンがトラブったり混雑した時のバックアップ
には，せめてこの程度の能力が無いとダメ．
「スペック厨が悦びそうな大型ロケット」というと，Delta Heavy か Falcon Heavy クラスかな? >>519
フォボス・グルントはゼニットロケットで一旦LEO(207×347km)にのせて，
探査機側で火星遷移軌道に加速する予定だったから，
探査機の質量がやたらでかい．
（探査機が LEO から火星遷移軌道への移行に失敗したけど)
ロケットで直接火星遷移軌道に送り込むなら，探査機はずっと軽くて済む． 地球周回軌道にのった時点で13トンでも、
スラスタをふかして地球軌道を離脱して太陽周回軌道にのった時点で約半分になってるのかな。
火星付近で減速のために逆噴射すればさらに減ると。 難しいところだね。
値段が高すぎると顧客が付かない、安すぎると自社の利益や国内産業が先細る。
能力が低すぎると、需要に応えられず、外国に依存することになる。
能力が高すぎると、無駄に高コストになり、困ったことになる。
だが、H3は良い設計だと思うね。
・30型は安い。政府も、国内研究機関も、海外顧客も嬉しい
・バリエーションが容易だ。コストダウンしたSRBを追加するだけで、ほとんどの需要に対応できる
・政府以外の顧客がいても、いなくても、コスパの良い機体が用意されている
攻（顧客獲得が期待できる）・守（政府需要にフィット）の揃った、スキのない設計だ。
需要を計算し尽くして能力を設計し、無駄を省いている。 昔ドレッドノートって戦艦があって
イギリスが日本海海戦を分析して革新的な新鋭戦艦を急造したせいで
英国自身の戦艦を含め、世界中で建造中だった戦艦が完成前に旧式化したって事例があってなぁ
ヴァルカンもH3もアリアン6も、なんかそれと同じになりはしないかって思いがな ヴァルカンが政府専用のゴミなのは誰もが知ってるだろう。
最小型でも1億ドル（初期計画）だぞ。
アリアン6がやらかしてしまったのも有名。
初期デザインが奇抜すぎたこともあるが、無難な現行デザインでも
「どーすんだよこれ・・、早く次の開発しろよ」みたいな感じ。
こちらも小さい方（A62）が1億ドルから。
H3-30型が50億円（4400万ドル）実現できれば、
何らかの需要はあるだろう。
ファルコン9は時々、各国の地球観測衛星を打ち上げる。
ファルコンには小さすぎる貨物だ。
そいつを頂こう。 Falcon9は増速量1800m/sで6.5tだろ？
高度化前のH2A204と変わらない。
上段の性能はクソだしな。 >>535
あっちは再使用がフル稼働すると、40億円でも採算取れそうだから、
その価格だと厳しいのでは…。 https://www.youtube.com/watch?v=0IU41zpzWUE&;feature=youtu.be&t=868
Falcon9は再使用だとH2A202程度、使い捨てだとH2A204程度の能力しかない。
http://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/20151030_f29.pdf
普通に考えて、衛星側が増速量を増やすトレンドにはならんでしょう。 >>533
コアステージのクラスタ数が2機と3機で2種類併存してるのはモジュールロケットとしてスジが悪いのではと言う説はある。
>>535
アリアン6はH3と同様に半額が目標で登場時期もH3と同じくらいだから、
現状のアリアンV対H-IIAの状況が相対的にそのままだろう。 >>532
第一宇宙速度から第二宇宙速度への加速で，ヒドラジン系使うと，
元の質量の 1/2.7
13.5t/2.7=5t
火星遷移軌道に 5t で，MMX 3.4t はその7割だから見かけほど大きな違いではない．
ゼニットロケットは．火星遷移軌道には直接投入できないのかな？
パワーはあるけど，精度が不十分とか．
Mars Express をソユーズロケットで打ち上げたときも，
200km の地球周回(パーキング)軌道に上げてから，次に火星遷移軌道．
Mars 96 もパーキング軌道にのせてから，火星遷移軌道の予定だった
パーキング軌道から火星遷移軌道への加速で失敗． >>540
コアがモジュールなのでは無く、
エンジン周りがモジュールと考えるべきでは。
タンクが全体の構成のベースとなり、
「エンジン数はどうします？」「SRBは付けますか？」って感じ。
アリアンにとって不利なのは、
・A6は再び、デュアルでなければ競争力を持たない価格設定である
・デビュー時には、円熟期を迎えたファルコンが待ち受けている
・日本のロケットも、ついに国際標準の競争力を持った価格帯を出してくる
何より苦しいのは、「アリアン5の時代は、自分がチャンピオンだった」という点。
チャンピオンは、今までと同じように勝ち続けて、初めて現状維持となる。
少しでも客を取られたら、それは現状維持できていないことになる。
ほぼゼロからの上積みを目指すH3とでは、勝利条件が違う。 >>540
ESA は，アリアン5とべがロケットの他，ロシアからソユーズロケット購入して対応しているけど，
アリアン6では整理がつくのかね？
H-IIA と H-IIB は H3 ロケットでは 1シリーズで統合しているけど．
それから，アリアン5では政府補助が結構な額で，アリアン6ではそれを無くすのが目標と
聞いているが，実行できそうかね？
アリアン5での惑星探査探査機の打ち上げは案外少ない．
18号機，Rosetta 小惑星探査機
明日の BeppiColombo (水星)
地球ー太陽のラグランジュ点含めても
44号機，ハーシャル宇宙望遠鏡 >>537
OneWeb みたいに SpaceX 避けている会社もあるからなあ，
インターネット衛星コンステレーションでライバル関係．
SNC の Dream Chaser はそこまでの確執は無さそうだけど，
Atlas 5 で打ち上げ(フェアリング容積の関係?)
シグナス宇宙船も，アンタレス失敗の直後には Atlas 5 (3回)使ったしな
もう1回，２０２０年にシグナス宇宙船は Atlas 5 で打ち上げ Arianeは6をコストダウン優先の保守的設計に押さえる一方で
既に6後継機の要素研究を色々と表に出していて
1～4時代の開発サイクルに戻そうという明確な意図が見えるが、
協力の方向性を見るとH3も足並みを揃える方向になるんだろうか。 Ariane 5 の惑星探査機打ち上げ少ないけれども，
もっと無いのは Falcon 9
H-IIA は39機打ち上げの内，金星探査機1，小惑星探査機1，月探査機1で実は結構多い． >>547
それでは，惑星探査機を上げている割合の多いロケットをどうぞ紹介してください． >>539を完全スルーとは、余程都合が悪いらしい。 やたらと空行を使う人がいるけどコテハンつけてくれないかな 惑星探査機が国家のロケットを使いがちなのは、
・探査機の保有者は、ほぼ全て国家だから
・構想や開発に長期間かかり、多くがF9が信頼を得る2017年以前からの計画
・探査機開発の方がコストかかるので、ロケット代金の差額は誤差の範囲、むしろ信頼性が大事
・国家ロケットの経営的保護
こんなところか。
今後注目なのは、NASAの「エウロパランダー」。
SLSを使う予定だが、FHに乗り換えれば1000億円以上のコスト削減になる。
これはエンケラドゥスへの探査機計画を追加できるくらいの差額だ。
>>550
コテハンつけてくれたら、どうするの？ Falcon9がいくら円熟しても、客は見向きもしない訳だが。 >>543
ソユーズロケットの代わりにしようとしているのが、A62だよな。
しかし能力的・価格帯的には、1段上のランクになる。
むしろソユーズロケットに匹敵するのが、H3-30型か。
A64は1.2億ドル、A62は1億ドルと言われているから、
A64をデュアルで使う分には何とか競争力を保てるだろうけど、
A62はキツいかもね。H3-22型とか32型の射程範囲にもなるし。
A6はかつて、シングルローンチで”トリプル7”の構想だった。
開発期間7年、価格7000万ユーロ、GTOに7トン、だったかな。
これだと能力的・価格的に、H3のライバルという感じだったが。
現行A6案は、デュアルロンチ能力を温存するために、少し高価格帯にシフトしたか。 >>545
アリアン6ってコストダウンって言うけど、メインエンジンはアリアン5のヴァルカンの改良型で
基本的にブースターを巨大化して能力を上げるって感じみたいだから
大幅なコストダウンは難しい気がするけど
プロメテウスとかいう開発中のメタンエンジンが完成してからが本番じゃないかな >>552
毎月商業衛星打ち上げてるニュース入ってきてるがアレは夢か幻か？？ >>555
コスト？ > 衛星寿命
じゃないですか？
>>539についてコメントどーぞ。
2020年以降はH3とアリアン6が就役し、低コストかつ増速量1500m/sが基準になる。 >>556
同じ時期に1発700万ドルでBFRが打ち上げられたらどーすんだ >>557
最近、必死にBFRBFRと連呼してるのは>>539が原因ですね。 >>557
そもそも，OenWeb 社みたいに SpaceX を避ける大口顧客が存在する．
(インターネット衛星コンステレーションで競合，ソユーズ，アリアン6，New Glenn で打ち上げ予定)
DreamChaser も Atlas 5 打ち上げ予定で，SpaceX を避けているように見える．
フェアリングサイズの問題かもしれないが，後者なら SpaceX 社は顧客の細かい
要望に応じてない．
あと，裸の運用コストはともかく，巨額の開発費はどうやって回収するんだろう?
Falcon 9 も裸の運用コストは下がっているのかもしれないが，
開発費カバーのためか事前に宣伝していたほどには顧客にたいし下げてない． >>539
コーニグスマンは同じ講演の中で、従前どおりのLEO能力（22.8トン）も提示しており、
そのときの表にはLEOとTMIの記載はあるが、GTOの数字が抜けている。
一方で、GTOに関してはその直後の表で、
以前（GTOに8.3トン）よりも大幅に小さな数字（6.5トン）を図示している。
その時に、「それ以上（使い捨てで6.5トン以上）飛ばしたこともあるけど」と発言しているようだね。
なぜGTOとそれ以外で使い方を変えるのかは知らないけど。
なぜ敢えて能力を落としたのか、その理由は講演では説明されてないようだけど、以前俺が推測したように、
・10回再利用するために、エンジンは極力無理をさせない、安全運転で使う
・エンジンを傷めないよう、無茶な急速逆噴射（以前、自殺マニューバと呼んでいた方法）は控える
（切り離し後の超音速逆噴射が、一番エンジンを痛めているそうだ）
・回収失敗しないよう、燃料も十分に残して切り離す
こんな感じかと。
あと、使い捨てで能力低下に関しては、
・10回再利用した後の、最後の1回を使い捨てに利用するので、やはり無茶はできない
・そもそも使い捨ては嬉しくない。あまり注文しないでくれ、それよりFH-8000を使ってくれ
こんな感じの意図があるのではないかしら？
どちらにしても、今後の10回再利用に本腰を入れた変更だろうから、
さらに安い価格を提示可能なんだろう（実際に値引きするとは言ってない）
それでもH3が対抗できる可能性はあるが、H2Aでは話にならんだろう。
先日の契約で、FHを使って静止軌道に直接投入する契約も結んだようだから、
顧客が希望すれば、⊿V=1500/sの提供も可能かと。
（そうなると更に能力低下するので、H3にも勝機はある？） >>559
そりゃ、既に受注も満杯で、ライバル社が60億円までしか下げられないのがバレてるなら、
仮に30億円まで下げられるとしても59億円の値段付けて当然だろう。
俺も本当の価格を知りたいが、現状でSpaceXが自分から言うわけないんだよなぁ。
（バレたら、客からもっと値引きしろよ！って言われるから。） >>560
いくらエンジン寿命を気にしても、衛星に1800m/sの増速を要求することは変わらない。 >>562
そこが問題になるのは衛星が基本的にアリアンVでの打ち上げを前提に作られてるから
商業打ち上げのディファクトスタンダードがファルコンになれば、
その性能に合わせた設計の衛星が一般化する
日本の官需の衛星が基本ΔＶ1800m\s仕様なのと同じになるよ
で、H2Aは官需衛星は高度化機体を使ってない あと、再使用を軸に擁護したくてウズウズしてるのがバレバレ。
https://spacenews.com/nasa-investigation-linked-2015-falcon-9-failure-to-design-error/
単純にNASAに設計ミスを指摘され、強度アップ=ドライ増量にせざるを得なかっただけだろう。
NASAの指摘に従わなかったら、射場を使えず保険にも入れない。
「エンジンに無理をさせない」はLoad-And-Goと矛盾する。
酸素リッチに振って推力を稼がないと、持ち上がらんのだろう。 BepiColombo 打ち上げおめでとう．
>>546
今後，２０２０年に火星探査機アルアマル打ち上げもある．
(過去の H-IIA 探査機打ち上げ実績が評価された一面も)
>>551
Falcon 9/Heavy はフェアリング容積が不十分と言う制限もある．
とくに打ち上げ質量の大きくなった FH で目立つ．
DreamChaser の他，Bigelow Aerospace の B330 が Atlss5/Vulcan ロケット打ち上げ．
後者は FH のフェアリングに入らない．
この他， Falcon 9 は GTO 以遠での，航法精度に問題あるかもしれない
GPS と慣性航法装置の組み合わせでアビオニクスのコストダウンを図っているようだが，
GTO より先では GPS が使えず，精度が落ちる．
Europa Lander (NASA) については，質量だけでなく，結構かさばりそう
(探査機本体他，木星周回軌道に入るための固体ロケットや着陸のスカイクレーン含む)
まあ，それぞれ技術開発すれば，済む話だけど，フェアリングについては
SpaceX は大型化より回収再使用にこだわっているからな（あれ，成功したんだっけ?) >>566
Falcon 9 第1段回収再使用はやっている．
フェアリング回収は出きるんだけど，海水に漬かって再使用が難しいみたい．
それはそうと，Falcon 9/Haezy のフェアリング大型化の予定ってあるんだろうか？
でないと容積制限で打ち上げられないものが結構あることになる．
まあ，アメリカ国内でも他のロケットがあるから困らんけど． >>562
必要増速度は、衛星設計段階で顧客が決めること。
F9は、通常のGTO以上の軌道に投入（衛星側の負担減）したこともあれば、
重量級の衛星を、GTOに少し足りない軌道に投入（衛星側の負担増）したこともある。
日本はアリアンに対抗するため、敢えて数字を下げてでも1500m/sを使う。
当然、1800で構わないなら、能力は上がる。
>>564
Block-5は既に、GTOへ5.8トン投入して、洋上回収に成功してる。
Block-4までの能力（同条件で5.4トン程度）を超えている。
＞「エンジンに無理をさせない」はLoad-And-Goと矛盾する。
何も矛盾しない。
Load-And-Go（＝過冷却） の目的は、搭載推進剤の絶対量を増やすこと。
同じ容積のタンクに、より多くの（重量の）推進剤を搭載することで能力を上げる。
その分、エンジン圧力を下げる余裕ができる。
また、ターボポンプやCOPVなど、NASAの指摘内容に沿った改良・設計変更は実施している。
だから書類審査の最終段階まで進んでいるし、夏には（一部の委員を除き）ASAPから極めて高い評価を受けた。 >>568
擁護がgdgdですね。
>日本はアリアンに対抗するため、敢えて数字を下げてでも1500m/sを使う。
アホですか？
衛星の推進剤を節約し、その分他の機能に振り分ける。
1800m/sを要求するということは、その分機能を捨てろと要求する意味。
>Load-And-Go（＝過冷却） の目的は、搭載推進剤の絶対量を増やすこと。
>同じ容積のタンクに、より多くの（重量の）推進剤を搭載することで能力を上げる。
>その分、エンジン圧力を下げる余裕ができる。
矛盾しまくりでﾜﾛﾀ
推進剤を多く搭載して何の能力が上がるの？
お前は錘を背負うと50m走のタイムが改善するのかね？ >>568
最後，改良型 COPV はまだでは？
というか，そろそろ技術的詳細になりすぎるので，SpaceX スレに移った方が良いかな? 1800で衛星側で自力で行ってもらう方が効率良い。
だからひまわりシリーズとか今でもそうしてる。
上段高度化でがっつりロケットの性能を落とすくらいなら、その重量分だけ衛星側に余計に燃料を積んだ方がマシだからな。 いくらマークしても、Falcon9から客が逃げるのは不可避でっせ >>569
ツィオルコフスキーの公式を知らないんだね
この例えだと燃料を積まない場合が一番速くなるんだがなんでおかしいと気づかなかったんだろうか 日本は種子島の地理的条件（1800）のせいでアリアンVに負けたって主張だったけど、
スペースXは似たような地理的条件なのにバンバン受注してるのが現状。
いったいどこに顧客がファルコン9から逃げてる現実がある？ >>575
過冷却って酸素の分子量まで減っちゃうのか。
イーロンの酸素絡みの魔法は凄いね。
Σmv 一定だから
酸素量が増える→全質量が増える→分離質量を増やすor分離速度を上げる
しか、重くなったロケット全体を加速できんはずだがな。
過冷却してまでタンクに押し込んだ酸素を、燃焼に寄与させずに垂れ流すの？
バカじゃね？ >>576
今回の発表見て、客は違約金を請求するかもね。
話が違うってな。 >>577
ウェット状態とドライ状態の質量の差が大きくなれば⊿Vは増えるはずだが >>554
機体設計よりその他の影響が大きいな。
資本関係や調達ルールを改革してCNESとエアバスの主導権を強化した体制で開発する最初の機種になるし、
射場構造も近年の低コスト化策を取り入れて一新される。
それと、Soyuzの能力帯の下側は
VegaC(1段Ariane6シナジー化・2段強化)
→VegaE(固体3段とAVUMを液水上段に変更)
で代替するつもりだろう。 >>578
契約を結んだ後に、一方的に衛星側をダイエットしろって言ってくるなら話が違うって怒るだろうけどな。
そういうやり取りがあったと言う事実は無いから、ただの妄想でしかない。 >>579
差は減ってるんじゃないですかねぇ(棒)
ドライ重量…強度アップを要求され、構造物が肉厚に
ウェット重量…過冷却で液酸をぎゅうぎゅう押し込む。
離床する瞬間はドライ/ウェットは関係ない。
構造体・液酸で増えた質量を同様に加速するには
分離質量を増やすor分離速度を上げるの2択しかない。
わざわざ液酸を増やしたんだから、酸素リッチにして燃焼温度・燃焼圧を上げ
ガスの分離速度を上げると考えるのが普通じゃないかね？ >>582
その分離質量を増やすための方法が過冷却で搭載する酸素を増やすことだろ >>581
客が全員、Falcon9廃棄前提の衛星設計になっているとは考えない訳？
全顧客が燃料を全て使いつくさないと軌道に投入できない場合、SpaceXはどうやって安価なFalcon9を調達するの？
使いまわそうにも、その機体が全部海に沈む。
アリアン以上に、いつまで経っても打ち上がらないんじゃないかな。 >>583
つまり増やした酸素を燃焼に寄与させないということか？
酸素を供給しつつ、その酸素と燃料が接近しないようにする。
凄い魔法だね。 >>584
最初から打ち上げ可能な条件で儲けが出る値段で契約を結ぶだろ。
詐欺じゃないんだから。
これだけ実績を積んだ状態で、いまさら何を言ってる？ >>569
＞衛星の推進剤を節約し、その分他の機能に振り分ける。
＞ 1800m/sを要求するということは、その分機能を捨てろと要求する意味
繰り返しになるが、それを決めるのは、「設計段階の顧客」。
機器を増やさずに推進剤を増やし、軌道上での「寿命」を延ばすことに使う顧客もいる。
「イオン推進だからロケット上段より燃費はいい。⊿Vは気にするな、それより重量級衛星を頼むぜ！」
ってな感じでね。
（例えば、Block-5での打ち上げで、7トン超えの衛星を、遠地点18000kmで放出した。
通常よりも⊿Vがかかるが、それよりも7トンを上げたい、という顧客の要望だ）
＞お前は錘を背負うと50m走のタイムが改善するのかね？
ワロタｗ
君、おもしろいね。
マスク氏に答えてもらおう
＞"We sub-cool the oxygen and methane to densify it,
＞so compared to... propellants normally used close to their boiling point in most rockets,
＞in our case we actually load the propellants close to their freezing point,
＞and that can result in a density improvement of up to around 10 to 12 percent,
＞which makes an enormous difference in the actual results of the rocket."
我々は酸素やメタンを凝縮するために過冷却する。
通常のロケットでは、液体燃料の沸点近くに設定しておくが、
我々は、凝固点（氷点）近くまで冷却するんだよ。
それにより、密度は10～12%近く向上する。
これはロケットの実際の性能に、巨大な影響を与えるんだ。 一般論でいえば，SpaceX は商業打ち上げ市場を独占できない,理由は
1. OneWeb 社などとの競合．
2. フェアリング容積など，客の細かい要望に応じてない．
3. 裸の運用コストは低下しているのかもしれないが，開発費の負担のためか，
今のところライバルメーカーが無いためか，以前広報していたほどには
顧客向け価格を下げてない．
4. 自社の StarLink (インターネット衛星コンステレーション)の展開で，かなりのリソースが食われる
H3 ロケットのライバルとしては，アリアン6と New Glenn かな．
両者は上記 1,2 の制約が無い
>>577
>>581-586
技術的詳細になりすぎなので，SpaceX スレに移った方が良いかと 書けば書くほどキムチ臭くなる犬朝鮮の自称識者である てか、そもそも、
スペースXが一部の反対を無視してまで
断固として推進剤の過冷却（ゆえに Load-And-Go が必要）をしているのか。
まさか本当に理由がわかって無かったのか・・？ >>585
そんなことは一言も言ってないのだが……
で、それがどう⊿Vが減少することに繋がるのかな？
これに対するレスはSpaceXスレでしてくれ >>586
最初から>>539を提示できていれば、その言い訳も通じるのだが…
>>588
エンジンの燃焼現象一般の話なので、SpaceXだけに留まらんぞ。
https://www.nicovideo.jp/watch/sm31729695
LE-5B-3の燃焼試験
>>583の言い分だと、炎が赤いのは酸素が発光していることになる。
当然違うわな。
燃料である水素を燃やさずに、高速で捨てている。
水素スペクトルのバルマー系列は紫・青・水色・赤なので
見やすい赤だけが強調されて炎が赤くなる。 ちなみに、酸素だけじゃなくてケロシンもだ。
ケロシンは、通常のロケットでは常温で充填するところを、
ファルコン9では、冷却して充填している。
理由は同じ。たくさん積むためだ。 >>592
過冷却液酸の話をしてるんだからSpaceXスレが適切だと思うのだが >>595
その話もSpaceXスレの範疇だよ
少なくともこのスレでやることではない
なぜ頑なにこのスレに拘るのか >>596
>なぜ頑なにこのスレに拘るのか
え？
欠陥品の話をすぐに投下してくるのはお前だろうに。
つーか、運動量保存則の使い方を知らん癖に、よくツィオルコフスキーの公式を引き合いに出したな。
こっちまで恥ずかしくなる。 >>597
お前が珍妙な理論を披露したからツッコミを入れたまでだ
そしてどこで運動量保存則を理解していないと判断したんだよ
具体的に説明してくれ >>598
>>592のどこに珍妙な理論があるのかね？
>どこで運動量保存則を理解していないと判断したんだよ
液酸の量が推力アップにどのように寄与するのか、全く理解できていないから。 >>599
珍妙な理論というのは>>569の推進剤を増やすのは錘をつけて走るようなものという意味不明な理屈のことだよ
Σmvでいえば過冷却することでmが増えるというだけの話なのだが >>600
お前のそのレス、錘を付けて走ってるのと同じな訳だが…
過冷却で増やした液酸のmをどうするんだね？ >>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？ >>602
お前、分かって無いから教えて欲しいんだな？ >>603
俺は分かっているつもりだが？
運動量保存則の解説なんてわざわざお前に聞かないで検索すりゃいくらでも出てくる
そっちのほうがお前の怪しい説明を聞くより何倍も良い
で、どこが運動量保存則として間違ってるんだ？ >>604
うん。全然分かって無いんだw
保存てどういう意味？ >>605
分かっていないと思った根拠となる俺のレスを上げてくれ
反論してやるから >>605
もしかしてお前Σmvのmとvをロケットの乾燥質量と速度の意味で使ってる？ ともあれ、(H2Aでの打ち上げに特化して設計された)官需衛星で
ロングコーストGTOへの打ち上げが1例も無いのが全てでしょ
H2Aの二段目高度化なんてのは、アリアンV向けに設計されてるΔＶ1500m\s前提の
衛星の打ち上げ需要を少しでもかすめ取るための小細工に過ぎない
ファルコンが衛星打ち上げシェアでトップを取れば、世界の商業衛星はそれに合わせた1800m/s前提の設計になるから
高度化なんてもんは無意味になるってだけ
H3 24LでΔＶ1800秒の軌道に8t位の投入能力になるので
それでデュアルローンチした方がいい、となる可能性はそれなりにある ファルコン9とアリアン5の価格差や相乗り問題、オール電化や長寿命化など、
色々な要素があるから、一概に言えるものじゃないよ >>608
ロングコーストで打ち上げると、ペイロード激減するしあんま意味ないんだよな。 >>606
「保存」の意味を知らんのか。
一番最初に Σmv=一定 と書いてやったんだがなぁ
ロケットの場合、静止状態から始まるので、Σmv=0
どの質点も止まってるからな。 >もしかしてお前Σmvのmとvをロケットの乾燥質量と速度の意味で使ってる？
これはH3スレ史上に残る迷レスかもしれん。
液酸を背負うだけで速く走れると主張してるのと一緒だからな。 >>612
どこをどう読んだらそうなるのか
お前の思考過程が謎すぎる
そのレスはお前の思考を推測しただけで俺の主張は一切入っていないのにどうやって俺の主張と称するものを読み取れたのか理解に苦しむ
そもそもお前の推進剤をただの錘とする例えは意味不明なんだよ
過冷却すれば多くの質量を詰め込めて噴射でき、より大きな運動量を獲得できるというだけの話なのになぜお前が理解できないのか分からない >>613
>過冷却すれば多くの質量を詰め込めて噴射でき、より大きな運動量を獲得できる
Σmv=0
はt=0からずっと継続する。(もちろん理想状態だが)
分かりやすくするために離床直後な。
通常 m1v1+m2v2=0
過冷却 (m1+Δm)(v1-Δv)+m2v2=0
m1：ロケットの全質量
v1：ロケットの速度
m2：ガスの質量
v2：ガスの速度
Δm：過冷却による質量増分
過冷却で貯蔵タンク(燃焼室じゃない)に押し込むので、Δmの裏返しでロケットの速度はΔvだけ減ってしまう。
Δv=0にするには、m2を増やすかv2を増やすかしかない。
v2…燃焼効率を上げ、少ない燃料で同等の燃焼圧を作る。
m2…常温液体の化石燃料の場合、単に供給を増やすだけでは不完全燃焼となり、v2を下げてしまう。
マーリンが燃えカスの残らない程完全に燃焼して、酸素だけ捨ててるというなら話は別だが
酸素をm2の増量だけに寄与させることは不可能だ。
単位時間に開放されるエネルギー量が大きくなり、燃焼室の圧力・温度を上げてしまう。 >>614
なんでロケットの質量であるm1の方に過冷却分の燃料の質量であるΔmを足してるんだ？最終的なロケットの質量であるm1は変わらないんだから足すなら燃料の質量であるm2の方だろ
通常 m1v1+m2v2=0
過冷却 m1v1+(m1+Δm)(v2-Δv2)=0
こうなるはずじゃないか？ >>590
反対してるのはごく一部のキチガイだけだからな。
反応する価値無し。 世界的にキセノンの入手が難しくなってるって情報が流れてるな
べピコロンボの打ち上げでも苦労したとかなんとか
ロシアがヨウ素を使うホールスラスタを開発してるのもその絡みかな
ヨウ素なら関東の地下に売るほどあるというか輸出してる >>615
>なんでロケットの質量であるm1の方に過冷却分の燃料の質量であるΔmを足してるんだ？
>最終的なロケットの質量であるm1は変わらないんだから
過冷却→液酸の体積縮む→タンクに隙間が出来る…ここまでm1
隙間に液酸を追加…ここでm1+Δm
エンジンの燃やし方を変えない…ガスの運動量はm2v2のまま
離床した瞬間に注目
静止状態から始まるので、過冷却しようがしまいが、運動量の総和はゼロ。
つまり
m1v1+m2v2=(m1+Δm)v+m2v2=0
v=m1/(m1+Δm) * v1
Δm>0より v < v1
液酸の充填量を増やしたことでウェット重量が増し、燃やし方を変えないと離床速度vは小さくなる。 延々と過冷却推進剤の話題ばかり
H-IIA/B や H3 ロケットと無関係なので，SpaceX スレに移ってください．
他のロケットでも採用してない． 過冷却に関係ないと何度も言ってる訳だが。
単なる運動量保存則を知らん奴がいつもの基地外さんに完全論破されただけ。 >>619
なんで離床速度の話なんてしてるんだ？ロケットで重要なのは最終的な速度だろ
まさかお前ロケットの最終的な速度は打ち上げ直後の速度で決まると思っちゃってるの？
燃料を燃やし尽くしたときの運動量も計算してみな 分かりやすく離床直後に限定したのだがね。
m1-m2≒m1
だからな。そして
>離床速度の話なんてしてるんだ？
こんな質問をしている時点で、運動量保存則を理解していない事がまた明らかになった。
Σmv=一定
に時間の変数は含まれない。
そもそも、過冷却を何だと思ってたの？劇的に燃焼効率が上がるとか？ >>623-533
だから，過冷却(液体酸素)やマーリンエンジンの話題は SpaceX で，
ツィオルコフスキーの公式や，それを導出する手順(運動量保存則を前提）
は適切なテキストを示したほうが早い．
重力損失はもう少し面倒になるが，これもロケットの標準的なテキストにある．
H-IIA/B,H3 のスレであることを意識するなら，せめて
スラッシュ水素
https://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%82%B9%E3%83%A9%E3%83%83%E3%82%B7%E3%83%A5%E6%B0%B4%E7%B4%A0
スラッシュ水素の製造とその取扱い
http://www.hess.jp/Search/data/19-02-062.pdf
をもちださないと 来週打ち上げのUAEの衛星があまりに普通の貨物みたいな扱いで種子島に送られてる件。
セントレアに一般の貨物機で降り、一般貨物と一緒に倉庫に並び普通のフォークリフトで
普通の平トラックに乗せられ、陸送で鹿児島まで行ってフェリーで種子島上陸。
人工衛星ってギャラクシーやルスラーンをチャーターして運び、空港から直接専用線に乗せ
種子島では特殊トレーラーに乗せられて運ぶってイメージ強かったからギャップが・・・ >>628
そりゃ、大きくて重いから通常の輸送方法が使えないだけじゃ。
輸送料金もバカにならんで、 >>628
合理的じゃん。
はやぶさ2も専用コンテナに搭載して相模原から鹿児島港まで陸送してトラックごと定期航路のフェリーで種子島の北に位置する西之表まで輸送して、そこから種子島南端の宇宙センターまでまた陸送してたはず。
本来、新種子島空港を作った際に大型貨物機が離着陸できるだけの滑走路の長さを確保して、新空港から宇宙センターまでの道路も島間港から宇宙センターのように特殊貨物を陸送出来る規格で整備するべきだったのだが、
空港と道路を管轄する国交省と、宇宙開発を管轄する文科省と、宇宙産業を管轄する経産省でそんな調整ができるはずもなく（以下略 まぁ現状だと鹿児島空港に空輸も中部国際空港に空輸も関西国際空港に空輸もできるんだろうけど、
地上でのハンドリングを考えると中部国際空港か関西国際空港しか選択肢はないよなぁ…
確かに新種子島空港に直接降ろすのが理想だけど、中部国際空港に降ろしても3日程度あれば種子島宇宙センターまで陸送出来る訳で、多くて年に一回しか海外の衛星を打ち上げない現状ではこれで十分なんだよなぁ…
アリアンだと状況は異なるんだろうけどさぁ… >>628
>>329
なお，人工衛星の重さは大型のものでも大したことが無い
（推進剤は射場で充填する)．
容積は結構かさばることがある．
>>631
GPM主衛星 (2014年2月)では，アメリカから北九州空港に空輸，船で種子島へ 普通に輸送できるように梱包するための専用コンテナですし。 >>632
北九州空港経由の実績もあったのね…
衛星の陸送を調べてたら種子島に行きたくなった。もう一年近く行ってない…
10/29の打上は見に行きたかったがレンタカーが確保できなかった。禁断症状が出そう…
フロリダ行こうかな… JAXAは外部に圧力団体を組織して票の力で状況を有利にすればいいのに 北九州やセントレアは船を直接横付けできるから、本土を長距離陸送せずに済むから
面倒くさくないし安全だ
鹿児島空港使えないのは内陸だからかな
北九州を多用した方が効率良さそうだけど、毎度中部から種子島まで船で
ロケット本体を運んでる絡みで、セントレアのほうがいいんやろか C2を衛星輸送に使えんのかな
貨物室も結構デカいし(4×4×15m)種子島にも余裕で降りられるし
アンカレッジなどで1度給油すれば北米にもヨーロッパにも行けるし 鶏と卵だが、島内の施設を拡充するには、先ずニーズが必要だな。
とにもかくにも、受注が増えないことにはなぁ。
H3開発が佳境だが、そろそろ受注の知らせが欲しい。
スカパーさん・・ 本土の空港から船便で種子島まで運ぶ工程にどんなデメリットがあるか
数字を交えて論理的に説明できないとなぁ
北九州からだと夕積み翌着って世界でしょ
衛星打ち上げという長い工程と大きなコストからして
ほぼ無視していい程度の費用と時間な気がするんだが >>640
だから、種子島にアントノフを直接降りられるようにして
道路も改修するのに何億円もかける意義があるかどうか
説明出来なきゃあかんわけ 顧客が「直接の空輸じゃなきゃ嫌だ」と言うかもしれんが、
そんな特異な要求に1つ2つ応えるためだけに整備はできんだろう。
衛星開発には数年かかるんだし、数日程度余分に運送にかかっても、
何ら問題は無い、ということだな。
それよりVABが老朽化で倒壊する前に、新築してやれ > 島内の施設を拡充するには、先ずデニーズが必要
そういうものかと一瞬納得してしまった 輸送に使うかどうかは別にしても、防衛省・JAXAのC-2（P-2）共有はあってもいいね H2Aに積んで種子島に垂直着陸させればいいねん
そしたら積み替え無しでそまま飛ばせるぞい C-2を海外までフェリーフライトで飛ばして受け取ってたらアホみたいな金額掛かるし
そもそもC-2軍用だから国内の耐空証明しかとってないでしょう
民間貨物輸送ではチャーターでも書類出してその国の耐空証明を取得する必要があるし
専門の輸送会社に頼んだ方やすくて安全 >>641
大規模空港建設には，数億円どころか，数千億円から数兆円必要
香港国際空港、第3滑走路建設費2.2兆円
https://www.nikkei.com/article/DGXLASGM19H6E_Z10C15A3FFE000/
中部国際空港
https://blog.goo.ne.jp/yattane_2005/e/a2079a061b875094d6b683a5e842dae1
旅客ターミナルビルや滑走路などの建設費が2400億円、空港島の造成費が3100億円、金利が450億円
小規模空港だと，数百億円で済むけど．
あと，地形によっては滑走路延長が困難な場合も(旧種子島空港)
種子島空港で大型機を発着可能にするには滑走路延長＋滑走路の補強が必要だから，
数百億円ー数千億円の経費が必要
>>642
そうだね．数百億円あれば VAB 新設やロケットの改良ができるし，
数千億円あれば大型ロケットの新規開発，数兆円だと有人宇宙船+ロケット
オリンピック終わると VAB 建て直しがありえるか？ >>647
田舎の山の中の空港を少し伸ばして大型機が展開できる
スペースを確保するだけだからそこまではかからんよ
つっても、今の空港の建設費が240億だから、それと同額位はかかるだろうけど
道路もコミで数百億円の投資が必要なのは確か 再使用の次期基幹ロケットは2030年以降か…さてどうなるかな？ JAXAは予算がほしいなら票をとりさばく圧力団体を外部に組織すればいいのに
宇宙開発は夢があるからどこに投票するか決めてない有権者には有効だろ 民間資本を宇宙産業に入れる流れが出来始めたし、今さら国家機関を太らせる必要は無かろう。
国費は防衛費で充分だ。 まーしかし、いつまでもいつまでも、港から夜通し神輿行列、みたいなプリミティブな宇宙開発からは卒業しないと恥ずかしいだろ。 規模とコストと目的に合った方法を使えば良いと思う
空輸を使うのが合理的な状況になればそれに移行すればよいし どのみち日本のロケットは今まで通り官需がメインだしな。
空港や港の整備より、国外に深宇宙との通信設備を作ってくれよって気もするが。 H3 ロケットのフェアリング包絡域、衛星環境条件(衝撃，音響など）は，現時点で
最高水準とのことだが，今後どれだけ評価されるか?
推測だけど，H-IIA の Inmarsat (2020)受注は，衛星分離衝撃が小さいことが評価されたのではないかと．
(第2段高度化開発の一環)
http://fanfun.jaxa.jp/countdown/astro_h/f30.html
打ち上げ音響の低減は H3 ロケットでさらに進める(地上設備やフェアリング改良など)
>>652
それは，種子島空港延長とかとは別．
射場近くに港湾を建設するか，道路幅を広げるか．
射場近くの海岸には珊瑚礁があるようだけど，港湾建設には支障がありそう．
>>654
「国外に深宇宙との通信設備」，これも数十億円ー数百億円はかかる．
そんなに金が余っているなら，ロケット打ち上げに補助金出せば? >>651
スペースXあたりは補助金貰いまくり優遇されまくりだろ Falcon 9 は高速道路での輸送で，一見近代的なように見えるけど，
あれはあれでロケット胴体の直径に制限がつく．
おかげで世界一細長い機体になってしまった．
困るのはフェアリング容積の限界(空力的に厳しい)，質量では打ち上げ可能でも，
容積的には無理なペイロードがある．
ということで Atlas 5 みたいなバカだかいロケットが生き残っている
(DreamChaser やビゲロー・エアロスペースの B330 など）
H3 ロケットにその分が回るかどうかは分からんが，営業努力の価値はある．
Inmarsat-6 の寸法はどうだっけ？太陽電池がでかいのと，展開型アンテナで
結構フェアリング容積を要求するのかも． ２年で３０機打ち上げるロケットの欠点をアゲツラッタからと言って、H-3の未来が明るくなるわけでなし。 >>642
種子島のVABはせっせと修繕してる。
外壁に足場組んで、現時点で現場の画像見た限りでは地上60m位まで修繕してる。
もしかしたらNASAのVABよりメンテされてるかも。 >>657
Falcon9が市場を席巻する事が確実な中で、H3には上手く4, 5位あたりについてほしいと思う。
2, 3位は中国の長征シリーズとアメリカのバルカンかブルーオリジンあたりで確定なので、その次のグループの先頭を走ってくれると良いなぁ…
ロシアのアンゴラがコケて、アリアン6が今の体たらくのままで、インドのGSLV IIIがイマイチな結果になれば、それも見えてくる。 空港降りてから宇宙センター方面に向かう道路にいきなりトンネルあるよね。
あれも衛星運搬の問題になりそう。 このままならアリアン6はド安定でしょ。
どうやって現行の半額を実現するか不思議だけど。 >>661
その件はターミナルの逆側にランプ作ってそこから道路に接続させれば解決という意見もある。
そもそも新種子島空港の設備が衛星の空輸を考慮してないって話はその通りでもうちょっとどうにかならなかったのかとは思う。
ただそれはギアナとの比較で出てきてる話で、H-II系で20機分一括の民間衛星打上契約があった頃ならともかく、
民間衛星打上契約は多くて年に1～2件の現状では、どうでも良い話だよね… >>660
SpaceX はロケット以外に，インターネット衛星コンステレーション事業にも
手を広げているので打ち上げ市場を独占できない．
OneWeb が Ariane6 や New Glenn を選定しているところが気にはなるけど．
Inmarsat-6 みたいな大型太陽電池と巨大な展開アンテナ備えた静止衛星はこれから主流になるのではないか
(技術試験衛星9号もその系列)
電気推進の潜在力を発揮するには，この種の装備との組み合わせが望ましい．
というか，静止衛星側にも何らかの革新が無いと，インターネット衛星コンステレーションに対抗できない．
Ariane 6 や Vulcan ロケットの衛星環境条件(衝撃，音響など）がどこまで改善されているか？
Angara ロケットなどは衛星環境条件の改善には関心が低いのではないかな． 競争はともかく、各国の最新ロケットが一堂に会する
2～4年後は楽しみだね。
・H3
・ヴァルカン
・SLS
・アリアン6
・ソユーズ5
・ニューグレン
・BFR
・KSLV-2
・カリスト
etc..
活気に溢れた10年になりそうだ カリストはサブオービタルの実験機だから変，
XS-1(Phanthom Express) は基本サブオービタルのスペースプレーンだが，
2段目を搭載して衛星打ち上げも可能
Omega (rocket) 中国の民間ベンチャーも面白そうな開発してるね。
既存・存続のロケットもあるので、
もしかして、当面の需要を遥かに上回るロケット供給量なのでは・・ 松浦晋也「憲兵が憎い！旧軍が憎い！安倍が憎い！ネトウヨが憎い！ｷィーーー!!!!!!!!!!」
↑宇宙関連の記者会見にも行かずに何やってんだこのひとは…… >>670「松浦憎い！！」
↑
H-IIA/B, H3の話もせず何やってんだ>>670は（苦笑 松浦がどんなバカっぽいパヨク発言してるかとツイッター見に行ったら
経団連会長が初めて執務室にPC導入というリツイートに衝撃を受けてそれどころではなくなってしまった
なんてこった、日本は終わってた、、、 スレ立ててそこでやりなさいな
何度も言われてるけど アンチはスレ違い板違いだと、何度言われても分からん基地外。 月軌道上の宇宙ステーションなんてネタをJAXAが出してるけど
これはISS後継計画で、日本はHTVXないしはその後継機を月軌道まで送りますよ
って話しをしたいのかね、JAXAは
HTVXが15t強なんでH3 24Lでも無理だし、H3ヘビーとかメタンロケットブースター作る予算くださいって事かね こんな過疎スレに来るくせに情報を一切更新せず、無知を晒して気持ちいいのか？ 日本の具体的な構想の中に、月軌道への輸送業務はまだ無い。
HTV-Xを発展させて月などに行けるスペースタグにできないか、という構想・研究はある。
DSG計画でH3ヘビー型やメタン型を開発する構想も無い。
総じて動きは慎重だと言える。まぁいつものことだが。 >>678
LE9のメタン化検討ってそのからみやね？ H3ヘビー型ってもSRBの性能を上げるのは限界に来てるから
EL9をクラスタ化して太くするぐらいしか無いよな >>680
H330Ｓの1段目をブースターみたいに2つつけてやれば？
コアステージはエンジン減らしてその分長く燃やすとか空中点火でもいいけど >>676
多分，ロケットは SLS もしくは相当のもので HTV-X を上げるか，
または低軌道と月周回軌道に HTV-X 用燃料補給ステーションを用意する．
月軌道上の宇宙ステーションには常時人員が滞在しているわけではないらしいので，
輸送レートは ISS より少なく，独自の巨大輸送ロケットを作っても割に合わない．
(ISS 輸送用なら GTO 打ち上げ用と能力的に重なっていたから意味あったけど)
これって，何度目の説明になるか?
空想的だけど，宇宙太陽発電衛星の建設とかの需要でもあれば，
巨大輸送ロケット開発が正当化できるかもね． >>676
日本がNASAの高軌道ステーションに参加するのは既定路線だが、具体的に何をするかは決まってない。 高度化の美味しさを知ってて、単純に下段の性能アップなんてするわけないじゃん。
LE-5B-3の燃焼試験の累計時間は3000秒以上。 https://www.yomiuri.co.jp/science/20181023-OYT1T50110.html
月軌道ステーション、建設費が4200億円だとカッシーニ計画やエウロパクリッパーとほぼ同額なんよね
ジェームズウェブ宇宙望遠鏡よりかなり安い
まぁ、維持費が比較になるまいが 何をどう考えても、4200億で建設可能だとは思えない。
「国立競技場は1000億円でできますよ」作戦ではないか？ H3はまだ、下段しか進化していない。
上段はH2Aに毛が生えたようなもの。
次はLE-11で上段を強化するべきだ。
2倍の推力と同等以上の比推力が欲しい。
ところで直径を変えずにSRB-3を5本、6本に増やすことは不可能かな？ 上段であまり大きな拡張をすると下段側の対応も必要で結局広範囲の再開発になるから
下段だけを変更(重量型を追加)して済ませるという場合もある。
過去の例で言えばH-IIA→Bは原案から全て下段のみの強化だったし、
他国の例ではTitan II→Titan IIIが典型的で、上段液水化案とSRB追加案で後者が勝った。
それはともかく、H3-Heavyはやはり望み薄だと思う。
そこまでしてもLOP-G向け以外に必然性のあるペイロードが見当たらない。
SLSなりFHなりに載せられるようにペイロードの側を変更した方がはるかに効率的だろう。 H2Bは上段大きくして、LE-5Bを2個3個付ける話しはあったみたいよ
HTV1でフライトディレクターやってた山中さんが、
どっかのインタビューで言ってた 上段が必ずしも最適化されていない場合、
上段改良の効果は大きいだろう。
H3上段があんなに長時間燃焼しなければならない事自体、
最適化されていないということでは？
アンガラが時代遅れになってしまったように、
使い捨てのモジュール追加型は、もう競争に勝てないのでは ＞ヘビー形態
FHにように全部回収型にするか、メインコアを太くして単体で着陸するか、
あるいはH3のように「使い捨ての最終にして最高傑作」を目指すか。 >>692
2段目のフルモデルチェンジは先延ばし先延ばしだなぁ
LE11完成は何時になるやら
というか、LE11完成の暁にはH3の性能ってどうなんのや？ LE-11の推力が仮に3倍くらいあっても、
それでもLE-9同様の最新の設計＆製造手法なら、
LE-5Bを1機作るよりも、むしろコスト安くなったりして？
早く開発すべきだよ。 >>686
スレ落ちをいいことに逃亡したやつがなにか言ってる >>688
モジュール製造だけの試算で、打ち上げ費用が含まれないと推測 ファルコンヘビーが米空軍に提示した額が140億だそうだから、
これを5回使うとして700億とかならまぁアリでないの？
70tはおおよそスカイラブと同じ大きさなので、SLSで一発で上げて
電気推進で1年程度かけて月軌道に遷移させた方が安上がりとは思うが
そんな思い切った設計ができるかは知らん 静止軌道のちょい先に70t、1tあたり60億円、だと思えば、そんなもんなのでは。
逆にカッシーニはどこに4000億円もかかっているのだろう……いやかかっていておかしくはないのだが、内訳がイメージできない。 メタンle-9のLRBを追加して、そのLRB再利用を進めては？ >>689
H3（というか次期基幹ロケット）はもともと一段・二段とも新型エンジンの開発を予定していた。
エンジンを二種類同時開発するのはリスクが高いとの判断で、二段のエンジンは既存エンジンの改良に方針は変わった。
その後も二段のLE-5を1基にする案と2基にする案の2案があった。
って過去の経緯を考えると、現状の二段目の設計は最適化されていない可能性が高いよね。
H3の開発が一段落したら、二段目改良計画が出てきても驚かない。 HTV-Xをファルコンヘビーで月軌道に送るって嫌なプランもあるらしい
しかしH3でファルコンヘビー並の性能となると、LRBを4本ばかり束ねたH3スーパーヘビーとか必要かな
それでも重量ではファルコンヘビーより軽いっていう 再使用ロケットについては RV-X や CALLISTO に関する JAXA の文書のなかに
「1段再使用化用技術の獲得を目指して、2段階の飛行実験を計画。」
と言う文章はある．
http://www.jaxa.jp/press/2018/08/files/20180802_CALLOSTO.pdf
巨大輸送ロケット開発については，そのような文書は無い．
H3 ロケットや RV-X の完成前に，あまり先の議論を展開しても妄想と変わらない．
(そもそも H3 ロケットや RV-X の要素技術について知識不足ではどうしようもない)
あと，LOP-G をどう建設するかといった議論は，スレ違いでしょう．
HTV スレや宇宙船総合スレに移るか，適切なスレを作成するか．
>>703
そもそもプランの段階ですらない．多分間違いないのは，日本で巨大輸送ロケット開発の予定はない．
(LOP-G 以外の使い道が無い)
H3 の2段目の改良については
・ GTO 向けなら，極低温複合材タンク採用による軽量化と，エンジンの比推力をあげる．
・ ISS 軌道に重量物上げるなら，エンジンの推力を上げる．もちろん軽量化もメリットある．
・ メカニカルリレーを半導体リレーに(H3 第2段はメカニカルリレーのまま），他アビオニクス
・ 開発コストと期間，運用コストが妥当な範囲内かどうか，地上設備は変更なし．
（これまでの(RV-X 含む)要素研究が使えるなら，開発コストと期間は短くて済むかも) >>704
月軌道ステーションの稼働が2026年の予定だからあまり悠長にもできん
グズグズしてると本当にHTV-Xをファルコンヘビーで送る羽目になる >>706
上段ロケットをマイナーチェンジでごまかし続けて、
いまだフルモデルチェンジできない我が国のロケットをdisるのはやめろ
w >>705
で，その財源は?
そもそも巨大輸送ロケットの検討すらしてないということは，JAXA は乗り気じゃないんでしょ．
(再使用第1段とか，HTV-X の発展型で低軌道ステーション(無人?)の検討はしているけど)
あと，Falcon Heavy 以外に New Glenn や Vulcan ロケットでも月軌道には打ち上げられそうだけど．
(そもそも Falcon Heavy は打ち上げ質量はともかく，フェアリング内部に HTV-X 収まるかな?) また珍語を生み出して独り悦に入ってるのか。
マジキチには友達が居ない！ｗ >>711
そういうことは落ちたSpaceXスレのレスに答えてから言うんだな
それと増速1800なんて単語が出てきた記憶がないんだが あーあ
情けをかけてやったのに。
君、相当恥ずかしい事書いてたで。 >>706
ISS関連予算が年間400億もある(うち半分はこうのとりがらみ)
ISS終了後、後継計画がなきゃ新型ロケット開発や無人探査機に振り向けられればいいが
現実にはそのまま減額されてしまう可能性のが高いんやで 後継計画は大丈夫でしょう。
2030年まで使い捨てで充分と見積もってるようだし。 >>714
＞ISS関連予算が年間400億もある(うち半分はこうのとりがらみ)
＞
「すごい！それだけの予算があれば日本が世界の先頭を独走するぞ！」
と言うストーリー以外考えられないのが基地外の基地外たる所以。 例えば、既存の半導体や創薬市場を根底からひっくり返す目処が立ってるからね。 Falcon 9/Heavy のフェアリングサイズ調べたけど，HTV は収納できない．
Dream Chaser と同じ事情．
HTV-X で非与圧貨物なしなら何とかなるが，意味が無い．
Falcon 9/Heavy は機体が細長すぎて，空力的にフェアリングサイズ拡大が厳しいのだろう．
つまり
>>703
は妄想．
>>714
HTV-X 発展の無人宇宙ステーションと，第1段再使用化で良いじゃないか
前者が薬品開発などでビジネスの見通しあればなおさらだし，
後者はコストパーフォーマンス向上の意味がある．
たまにしか使わない巨大輸送ロケット開発は，正当化できるか?
まだ有人宇宙船開発の方が意味がありそう． 海外メディアがHTVXのファルコンヘビー利用検討って記事を出してるみたいよ
あと、フェアリングくらい今後幾らでも改良するだろって当たり前の発送をしないのか不思議 >>719
「フェアリングくらい今後幾らでも改良する」
H-IIB 開発で，もっとも苦労した部分だな．
(エンジンのクラスター化や胴体直径の増大などはスムーズに行った） >>721
月軌道ステーション建設がファルコンヘビーの主要な顧客になるなら
それに合わせたフェアリング設計になるっしょ。
一発目は試験機なんで、ファルコン9のを流用しただけやろうし あとまあ，
>>703
>>705
>>722
が SpaceX 礼賛者としてもおかしいのは，LOP-G ができた時点では
BFR が完成しているはずだけどな
(BFR の開発は遅れて，8年後も Falcon Heavy 現役と言う予想かな？） ボーイング・連邦議会 「そんなものより、SLS使ってくれよ」
NASA 「はい・・」 >>723
BFRは開発中でいつ完成するか不明。確定的なことは言えない。
ファルコンヘビーは実際に飛行しており、米空軍の事業も落札していてある程度計算できる存在
って言う話。
あと、海外の有力なライバルかこんな状況だから、日本はこう対応しないといけない
という指摘を、単なるライバル会社の礼賛と捉えて否定してたら話にならんぞ >>722
そもそも，
「月軌道ステーション建設が SpaceX の主な顧客になるとしたら」
と読み替えても，あの会社なら，他所の国や企業の宇宙船を上げるより，
自力で Dragon 宇宙船の発展タイプ(大型化)を開発するんじゃないかね．
インターネット衛星コンステレーションまで手を伸ばした会社だし．
まあ，それで LOP-G に日本の出番がなくなってもそれはそれでしかたがない．
>>725
根本的な問題として，使用頻度の少ない巨大輸送ロケット開発は，正当化できるか?
(開発費や運用費用が相当安くできる見通しが無いと，宝の持ち腐れ)
アメリカは国家威信をかけてやるんだろうけど． >>726
H2Bを開発したんだし、正当化される余地はあるんじゃね？
どのみちH3ヘビーを作るにしても1段目を
数本束ねるとかの小改良にとどまるだろうし ラプターさえ完成してれば、
少なくともBFR無人カーゴは、ゲートウェイの本格的建造開始（2024年以降）に
間に合うような気がするけどね。
そもそもゲートウェイのコンポーネント自体、まだ設計が固まってない。
それを輸送できるSLS Block-1Bの目処も立ってない。
Block-1Bは当初計画よりも遅れて2024年と言われてるが、それさえ厳しいというのが現在の見方。
「BFRは一応できたけど、ゲートウェイはいつになったら建造開始するんかいな？」
となる可能性の方が高いのでは まあ，H3 Heavy は半ば妄想だろうけど，
仮に開発費が比較的安くできる見通しがついたとして，
LOP-G 以外にも利用目的があった方が良い．
でないと，
「H3 Heavy は一応できたけど、ゲートウェイはいつになったら建造開始するんかいな？」
GTO 20 t で宇宙太陽発電でも狙いますか．
それともトリプルローンチ？ >>729
H2Bにまるでこうのとり以外の用途があったような言い回しだな >>730
その時点では ISS はかなり完成していたじゃないか．
きぼうモジュールもスペースシャトルで上げてもらったし．
スペースシャトルもソユーズロケット，宇宙船も ISS 以前からあったね．
LOP-G とは事情が違う． H2Aの時代には、形だけとは言え一応LRBの構想があったけど、
H3-Heavy なんて影も形もないからな。
かろうじて昔のMHI案の中に見いだせる程度
ところで実際のところ、仮にHeavy型を作ったとして、
H3-24型に比べてどれくらい性能アップするんかいな？
エンジンが3x3で、LEOに30トンくらい？
ついでに上段にもLE-9使ってみる？ 【米本委員】再使用型ロケットについて質問させてください。
実験フェーズ1と実験フェーズ2のつながりについてです。 RV-XとCALLISTOとも
同じエンジンを１基搭載し，しかも打ち上げ総質量が3トン前後と規模もほぼ同じです。
フェーズ1と2の研究のつながりや発展性をどのように理解したらよいのか，
RV-XだけでCALLISTOと同じような実験ミッションができるのではないかという気もしますので，
詳しく教えて下さい。
二つ目の質問は，この実験フェーズ1と2の研究費の総額についてです。特に実験フェーズ2は，
3機関共同ということなので，それぞれの分担額もお聞きしたい点です。
CALLISTOはスペースXのファルコン9と同じような形式の再使用を目指しているということなのですが，
三つ目の質問として，それらの研究成果によってH3ロケットのどの段階から
初段のブースターを再利用していくような構想，計画を持っているのかを
教えていただきたいと思います。
【JAXA（石本）】まず，RV-Xですが既存の4トン級エンジン，地上燃焼試験で使用した
研究エンジンを使って，なるべく早期に行うということで，機体の飛行性能はある意味犠牲にして
地上付近の着陸技術，あるいは，帰ってきた後の運用に特化して進めようとしています。
RV-Xの場合，機体のドライ重量が重目になっておりますので，飛行性能としてはちょっと足りません。
このため、将来の再使用型に近いような飛行をさせることは難しいので，その次の段階としての
飛行性能を備えたCALLISTOを開発しようという計画になっております。 【米本委員】私は，CALLISTOでは複数エンジンを搭載し，実用機に近い機体スケールの実験機として
高度60キロぐらいまで打ち上げると想像をしていました。現計画のCALLISTOと同じエンジンと
搭載するRV-Xの機体構造等を改修すれば，同等の実験ミッションはできるのではないかという
観点でお答え戴けますでしょうか．
【JAXA（石本）】RV-X、CALLISTOそれぞれの性能を申し上げますと，RV-Xの場合は高度5キロ程度
までが飛行性能になっております。一方，CALLISTOにつきましては，高度が40キロ前後程度まで
飛行できるというような設計になっております。それから，スピードにつきましても，RV-Xの場合，
亜音速の領域の飛行ですが，CALLISTOの場合は，マッハ1を超えて超音速領域まで到達することができます。
米本先生も御存じのように，マッハ1の前後では，非常に空力的な特性が大きく変わりますので，
その辺の課題についてもCALLISTOでは実証，実験データを取得できるだろうというふうに
考えております。やはり，エンジンをたくさん積んで機体が大きくなると予算規模が
非常に大きくなります。現時点の規模で取得できるデータを考えると，この程度の規模で十分だと
いうように判断しております。
2番目の研究にかかるコストですが，まず，RV-XはJAXAの研究費の枠内で進めておりますので，
それほど大きな経費がかかっているわけではございません。一方，CALLISTOのトータルの経費と
いうのは今まさに調整をしているところです。基本的な考え方は3機関がなるべく平等に負担して
成果を共有するという考え方で今まさに調整を進めているところでございます。それから，
3番目のスペースX等々でも既に実用化を進めているところ，H3や我が国の基幹ロケットにどういう
考え方で反映していくのかという点でございますが，H3の次の輸送系に向けての競争力を確保して
いくという観点でさまざまな技術，最新の技術を我々としてもしっかり持っておく必要がある。
そのための位置づけで研究に取り組んでいる。CALLISTOをやったからといって直ちに，例えば，
H3等々に返ってくる，そういう話は今のところは考えてございません。
JAXAの研究費，全部合わせて研究開発部門で約30億ぐらい年間ございます。部品から衛星管理費から
全部ひっくるめて年間30億ぐらいであり，それは衛星や地球観測のMOLIとかいろんなもの全部
ひっくるめて年間それぐらいが大体研究費の枠となっている。
その中におさまる，部分としておさまる程度の中の開発費となっている。 【米本委員】最後の質問の御回答として，H3ロケット以降と言われたような気がしますが，H3ロケットで
再使用の実用化を計画するというわけではないのでしょうか。そうであるとすると，再使用技術の
実用化は相当先の計画という話になるのでしょか。
【JAXA（今井）】実際の実用化の観点では2030年以降になるだろうと考えています。
【米本委員】H3ロケットの次の基幹ロケットで再使用技術の実用化に取り組まれるという理解で
宜しいでしょうか。
【JAXA（今井）】設計していく上でこの技術が非常に重要になってくる可能性が高いということで
今から取り組ませていただきたいということであります。
【芝井委員】宇宙基本計画の中で，あるいは工程表の中でこのH3ロケットの次の基幹宇宙輸送システム
として再使用型宇宙輸送システム開発を推進するということが書かれており，これをもとにやって
進められていると思います。そこで次の基幹宇宙輸送技術としての要件はどう考えておられますでしょうか。
基幹として成り立つためには，当然，コスト面，それから使い方，などさまざまなことがあると思います。
再使用にすることによってかえって難しいことが発生するでしょうから，どのような要件を満たす
再使用型システムを目指しておられるのか，JAXAはどういう考えておられるのか，
教えていただきたいと思います。
【JAXA（今井）】まず，将来の輸送系の姿ですけれども，はっきり言いまして，ピンポイントで定められて
いるわけではなく，いろんな可能性を今検討しているところ。一つには，もちろん経済性，低コスト化
ということはあるのですが，もう一つ，再使用技術が生かせる可能性として打上げ頻度に対応できる
という点がある。再使用で使ったものをすぐ打ち上げることができれば即効性も含めまして高頻度な輸送要求にも
応えていくことができるだろう。例えば，将来宇宙輸送に対する需要が非常に増えたとか，小型衛星で
メガコンステレーションのような構想もありますので，それに対応しようとすると高頻度化や即効性が
次世代輸送ロケットに必要な要件として入ってくるであろう。それに備えようとすると，再使用の技術が
大事になってくるだろうということで取り組んでいるわけです。そういったことを総合してどういう道を進めば
いいのかというのは，まさに検討しているところでございまして，ここで明確なお答えはちょっとできない
状況ではあります。 2.再使用ロケット実験機RV-X
再使用観測ロケットの技術実証から得られた成果として，再使用エンジン，推進剤タンク断熱材，
帰還飛行方式，タンク内部デバイスなどを再使用ロケット実験機RV-Xに適用することとし
機体システムを構築した．この実験機の目的を以下のように設定し，海外の現行既存システムの
再使用や飛行方式を上回るシステムに挑戦することが有意であると考える．
①再使用／繰り返し飛行運用のシステム構築手法の研究と飛行運用（ターンアラウンド運用の
知見蓄積，飛行間点検／整備計画の確立，多数回使用に耐える極低温推進系システムの構築）
②推進系の寿命管理設計技術習得と飛行運用による実証
③故障検知，故障許容による機体喪失確率の飛躍的低減のためのシステム構築手法の習得
④帰還着陸飛行方式の知見蓄積と飛行実証（将来の本格的再使用輸送機における帰還飛行方式の追求）
⑤将来的な再使用関連技術研究の活性化と飛行実証機会の提供
実験機による本研究では2シリーズの飛行試験を計画している．飛行実験#1は再使用観測ロケット
技術実証エンジンなどこれまでの技術実証の成果や既存コンポーネントを最大限に活用して短期間で
飛行実験を行うことが可能な実験機を構築し，高度100m程度の離着陸実験により，
①推力飛行による離着陸飛行，
②ポンプ式エンジン・ディープスロットリング，
③エンジンジンバルによる姿勢制御，
④ターンアラウンド運用などを実践・実証することを目的としている．
また飛行実験#2では#1での技術実証に加えて，より高高度の飛行により
①エンジン停止再点火，
②空力飛行制御および帰還燃料最小化，
③燃料マネジメント，
④複合材タンク・統合補助推進系など，将来の宇宙輸送システムの構築に向けた
新規技術要素の実証を目的としている.
飛行実験に向けた機体システムの設計検討から得られた再使用ロケット実験機の概要を示す．
推進剤は液体水素／液体酸素とし，推進剤タンクはアルミニウム合金製でPIF断熱を施した．
エンジンは再使用観測ロケット技術実証で100回以上の再使用性が実証された推力4ton級の
エクスパンダーブリードサイクルエンジン1基を搭載する．着陸脚には緩衝機構そして
摩擦ダンパーを用いる検討を進めておりダンパーを繰り返し使用する計画で，
落錘による衝撃試験を実施してその特性を評価した．
姿勢制御はエンジンジンバルおよびガスジェットRCSにより行い，飛行実験#2では空力舵面による
帰還飛行時の姿勢制御を行う計画である．さらに飛行実験#2ではNi電鋳ライナーを用いた
複合材タンクの搭載による機体軽量化を目指し,その試作研究に取り組んでいる. >>739
こんな長いコピペ読まねー奴は読まねーよ まぁ
「日本は上段以降の技術開発に力を入れてる」と何度言っても、下段ネタで独り相撲を取ってるしな。 >>741
上段頑張ってる割にもう30年もマイナーチェンジばっかだな >>713
そう思うなら逃亡しなけりゃよかったのにね 枯れた技術は正義だぜ。
世界初○○方式採用♪なんて売り文句に素直に喜ぶのはミーハーだけ。
とは言え460秒台の液水上段は欲しいな。 >>742
30年前というと H-II ロケットの時代か．
価格も大幅に違うけど，
7機中2機失敗したロケットと，
H-IIA のように33機連続成功しているロケットを
マイナーチェンジの一言で片付けるとは． >>745
プロトンもアリアンVも全部で1機種扱いなら、H-IIもH-IIA/Bもマイナーチェンジ扱いで当然だろ。 上段の話でしょ。
LE-5A→5B→～と
エキスパンダブリードの漸次的改良ではある。
製造手法も設計も、LE-11で一新したいところですな。 性能への感度って意味ではLE11相当のロケットはH2A現役中に、
例えば2009年のH2B登場時にはお目見えしてて欲しかったな >>739
何様のつもりだよ？
誰もお前に啓蒙活動を頼んでねーぞ >>732
つまらんなりきり寸劇をやりたがる阿保にも一票 >>723
なら、HTV-Xは正真正銘役立たずってことでファイナルアンサーやな。 >>743
過粘着君、大分恥ずかしい事書いちゃったね。 【飯田委員】第2段エンジンの燃焼試験のようなことが組み込まれているようですけれども、
それは37号機とは違うわけですね。
【JAXA（中野）】はい、そうです。
【飯田委員】その目的と違うところが、地上安全計画、飛行安全計画の中のどこに反映されているのかを
お聞きしたいのですけれども。
【JAXA（石原）】宇宙輸送安全計画ユニット長の石原です。まず飛行安全計画に関しては、
資料32－2－3の5ページを見ていただきますと、飛行計画概要という表がございます。
飛行安全管制は点線で囲った(7)のちょっと過ぎたところまでということにしておりますが、その後ろに
衛星分離のシーケンスが続いて、最後に(18)、(19)というところで、2回目のアイドル・モード燃焼開始
それから、2回目の燃焼終了ということで記載させていただいております。
今回この燃焼は、アイドル・モード燃焼という、通常、2段エンジンは、ターボポンプを回転させて
推力14トンを発生させますが、このアイドル・モード燃焼というのは、ターボポンプを回転させないで
タンク圧だけで燃焼をするモードでして、推力的には14トンよりももっと小さい推力が出るモードでございます。
将来的には複数衛星打ち上げで異なる軌道に入れるときに、こういったアイドル・モード燃焼を使って
異なる衛星に入れることでより利便性を上げるということでのアイドル・モード燃焼という
燃焼モードを持っておりますが、
これに関してより推薬を消費しない形での燃料方式を探っておりまして、そのためのデータ取りを
行う予定としております。
【渡邉主査】アイドル・モードは何なのかというのがお分かりいただけたかどうかよく分からないので
勝手ながら補足をいたしますと、極低温推進薬を使っておりますので、発射から時間がたつと、だんだん
推進薬の温度が上がってくるということがあるわけです。ポンプ付きのエンジンの場合は、ポンプを
駆動しますと、タンクからいわば推進薬を引っ張り出すような動作ですので、ポンプの直前の圧力が
下がるわけですね。
そうしますと、推進薬の温度が上がってくると、一気にそこで気化したりしてトラブルになる恐れがあるわけです。
それで、長い時間飛行した後残っている推進薬を使うときには、ポンプを駆動しないモードで、もともと
タンクに圧力を掛けて、低い圧力ですが、推進薬を押し出すメカニズムを持っていますので、そちらだけで
動かします。ポンプが動かないわけですから、当然のことながら、推進薬供給率というのでしょうか、
1秒間にどれだけの推進薬が流れるかという量は小さくなるので、発生するエンジンの推力も非常に小さくなります。
利点は、非常に長時間飛行した後残っている推進薬をうまく利用できることです。これにより、H－ⅡAロケットの
ミッションへの対応能力を高めていきたいということで、これはH－ⅡAロケットの初期からやっておりますので、
もう相当な回数の実験はして、飛行時間を伸ばすとかいろいろな成果をあげていると思います。
相当な回数やっているわけで、今回が2回目とか3回目とかそんなオーダーじゃないと思います。
ポンプを作動するためには推進薬温度を既定値以下に下げなければいけません。一旦タンク圧を減らすと
加圧しているガスを抜いてしまうと推進薬が沸騰しますので、その沸騰することによって推進薬の持っている
熱を奪って推進薬自体の温度を下げことができます。
次にエンジンを作動させるときにはまたタンクを加圧しなければいけませんので、加圧ガス、ヘリウムですが
ヘリウムをたくさん搭載していかないといけないということになります。
この両方をうまく組み合わせて使っているというのが今の実情ですね。
そのアイドル・モード側の能力を、よくデータを取得してもっと使えるようにしていきたいということだと思います。 >>751
宇宙開発では良くあることだが，LOP-G が無期延期状態になって，
2030 年まで ISS 維持とかなったら，HTV-X は十分活躍できるじゃないか．
それをふまえてか，HTV-X の発展構想は半分位が地球廷軌道での利用．
ISS とか LOP-G 抜きでの運用構想も結構ある．
(無人宇宙ステーション?)
まあ，穏当にみても LOP-G の完成は予定より 2ー4 年は遅れるんじゃないの? >>753
どこがどう恥ずかしいのか具体的に指摘できないんだね
かわいそうに >>713
>>743
>>753
>>756
意味不明だが，H-IIA/B,H3 と無関係なやりとりであるとはわかる．
2人ともアラシだな． >>755
＞2030 年まで ISS 維持とかなったら
誰が主体で延長するかによる。
現在の国家管理の範囲で、補給分担の役務があるからHTVは運用されているし、打ち上げ回数も決まってる。
正式に現在の枠組みのまま延長になるなら、具体的に、いつまで、何回の補給を担当するか話し合われる。
全てはその後だ。 デカルト(1596-1650)
ホイヘンス(1629-1695)
ツィオルコフスキー(1857-1935) >>758
その前の LOP-G の完成遅延予想は?
現状では 2024 年に完成，少なくとも一部でも有人運用できるようになる，とはとても思えない．
まあアメリカの宇宙開発に時々あることだが，後続計画の見通しが立たない内に，
現在動いてるプロジェクトのシャトダウンならありえなくはないけど． 月ステーションへの補給任務とか、鬼が笑うレベルだな。
コロコロ事情が変わるのが目に見えてる。 >>760
＞その前の LOP-G の完成遅延予想は?
そっちが遅延だろうが何だろうが、
現状でHTVに延長計画は無い。 結局、月軌道ゲートウェイに参加するのは決まってるなら
どういう形で参加するか、だろ
ただ機材や資金を出すだけでは悪手。せっかくHTVで実績を重ねてるんだから
月軌道までHTV後継機を飛ばす方法を考えるべきだわ 長文コピペなんて邪魔なだけだぞ。
五行でまとめなさいよ。 ISS同様に補給をするなら、月軌道まで自国で輸送できないと、
スペースXなど外国企業に金を払うことになって、
ただでさえ少ないJAXAの有人開発予算をドブに捨てることになる。
これは全くの本末転倒だ。
自国で輸送するとなると、そのままでは無理なので、
1) ロケットを強化する（下段？ 上段？ 両方？）
2) 輸送機側で何とかする（スペースタグ？）
そもそもH2Bがこうのとり専用機になって無駄だからH3で取り込んだのに、
また同じことを繰り返すだけになってしまうのは避けたい。
しかも完成したばかりのH3ですぐに強化型の話が出るようでは、
基本設計がどうだったのか問われてしまう。
バリエーションは、少ない方がいい。
上段の強化は本来の既定路線だから構わないが、
結論として、「スペースタグ方式で補給を行うか、さもなければ補給に参加しないか」。
このあたりがJAXAの考えではないだろうか。
そもそも、日本も補給しなければならない程の需要がLOP-Gあるのかどうかも不明。 LOP-Gは時々有人となるステーションで、モジュールと補給は、有人飛行の際に一緒に送り込むのが基本的な思想。
単独の無人補給機は十年に1～2回程度なので、その為に新しく打上機の開発はしないかと。 HTV縮小案＝HTVをプログレスレベルに縮小する
利点 ISSと異なり実験機材の輸送や滞在期間短縮で貨物輸送量が縮小するのでこれで十分の可能性。
HTVで培った有人施設への接続技術維持。H3 24Lで打ち上げ可能
ファルコンヘビー利用案
HTVXをそのまま使える可能性。国内産業への見返りは少ない。
H3ヘビー開発
国産ロケット産業支援になる。超大型ロケット開発ノウハウ確立も。コストは多分いちばん高い。
電気推進HTV
きく9号やDESTINY+の知見を利用して、H3 24Lで大型補給機を打ち上げる。
新規開発要素多し。月軌道到達まで相当の時間必要。
月軌道アクセス機断念
1番金がかからないが、ISS予算の半分が宙に浮く(最悪カット)
HTVで確立した有人機運用ノウハウの喪失の恐れ >森森森【Mr.ごまめの歯ぎしり】@morimori_naha
>森森森【Mr.ごまめの歯ぎしり】さんがHironobu SUZUKIをリツイートしました
>ユージン・スミス、映画化されたのか！
>普通の日本人の皆様は「日本の大企業があんなひどいことをするわけはない」とまた歴史妄想主義に走るのかね？
>学生の時に読んだが、水俣とチッソは日本社会の縮図。
松浦晋也がまた現代の日本人に無理やり原罪植え付けるようなゴミリツイートしてるが
https://twitter.com/morimori_naha
ツイート元のタイムラインみたらただの病人だろ
こんな奴のツイートが流れてくる松浦晋也のタイムラインってどうなってんだよ
しかもそれを拡散？
https://twitter.com/5chan_nel (5ch newer account) なんで松浦とかいうロケットに無関係なやつのツイートなんて持ってきてんだ 月周回軌道上ででたゴミを、軌道変更して大気圏再突入で焼却処分するのは容易? あるいは補給機がそのための能力も備える必要がある? >>772
アポロの時は使い終わった着陸船を月に落とした。
かぐやも運用終了後は月に落とした できればH3heavy開発してHTV-X発展型とともに輸送系でLOP-Gに参加してほしいけれどな。
LOP-Gのポンチ絵がぼちぼち出てきてるが、日本の存在感ほとんどない。
きぼうモジュールがあったISSとはえらい差だ。 >>775
この図だとLOP-G対応HTV-Xは米国のロケットに打ち上げてもらうのかな 排泄物含む生活ゴミを月面環境に回収不能な形で投棄するつもりなら、人類にはまだ時期尚早だと言わざるを得ないな。
感情論だろうか? >>778
海に日々何万トンってプラスチックゴミ垂れ流しといて今更や
アフリカ大陸ほどもある広大な砂漠に、トラック1台分のゴミを投棄した所で誤差の範囲よ >>778
アポロ計画では、糞尿やゴミを地球～月周回軌道に投げ捨てながら運用されましたが何か。 >>764
シャトルがあったISSが完成まで12年かかってるから
月軌道上なんてもっとだろ
下手したら30年ぐらいかかるかも
その頃には各国のロケット事情なんて大きく変わってる
今の時点で想像できるようなモノじゃない >>781
シャトルは1度の打ち上げで1000億近くかかってるし
30年間の打ち上げ数は135回に過ぎない
低軌道投入能力も20tくらい
打ち上げコストが140億で低軌道投入能力が60tを超えるファルコンヘビーのある今の方が
遥かに条件がいい >>781
ISSはむしろシャトル前提で計画されたから完成が遅れたんだよ。
全体をロシア式の自航モジュールで構成していれば、半分以下の期間で完成していた。
HTVがもっと初期に完成していれば、セントリフュージにHTV推進部を結合して直接運搬出来たかもしれない。
シャトルとISSを理由に、月軌道ステーションの建設期間がもっと長期になる、とか言うのは全くナンセンス。 ステーションの大きさ自体がぜんぜん違うことも
忘れてはならない。
https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/c/ce/LOP-G_General_Information.jpg
LOP-Gはあくまで「中継地点」としての意義。
必要があるときだけ使う停留所だ。
飛行士が生活し、宇宙船を係留・建造し、推進剤が補給できればいい。
きぼうのような大型の宇宙実験室は、LEOか月面基地にでも作ればいい。 >>784
これ見ると補給機はシグナスだな。
シグナスサイズならH3 24Lで打てるか そういえば、LOP-Gはビゲローの膨張式モジュール使ってないのか。
一時期どこの構想見ても登場するぐらい大人気だったのに、意外だな。 テスラはどうでもいいだが
四半期で1度黒字が出たからって何なんだって話だよな
その前の第1第2で大赤字してるんだから結局は赤字なんだし HTV-X の発展構想を読むと，18項目のうち cis-Lunar は4項目(下記資料12頁)
http://www.jaxa.jp/press/2017/12/files/20171206_HTV-X.pdf
注目すべきは
「HTV-Xを複数結合するなどして実現を検討している独自の地球低軌道ステーション」
に関連する項目が3つ，
どうも， cis-Lunar 輸送よりも，(無人？)宇宙ステーションを目指しているよう
(少なくとも同程度に考慮)．
http://stage.tksc.jaxa.jp/compe/jouhou/FY30-0033.pdf
では，HTV-X 単独飛行を生かした宇宙実験を複数実施予定
・大型展開構造物の運用実験(ISS 近くでは干渉してしまう,大電力が必要な物がある)
・無重力での燃焼実験や菌類実験(ISS では安全基準でダメ）
・自動ドッキングの技術実証
など．
ISS 終了後も，HTV-X は地球低軌道での種々の実験を想定している模様．
(安くなれば，専用衛星開発より便利)
>>768
LOP-G は規模が小さい他，生命維持システムの再生効率を上げるとか，
軌道維持の燃料がいらない等で補給量は大幅に減るみたいだね．
(火星飛行の準備とかもあったので，自律運用を目指すのは当然か)
静電浮遊炉とかタンパク質結晶化など試料の回収が必要なこととか，
JEM-EUSO (地球大気を利用して高エネルギー宇宙線観測)等は，LOP-G では不可能．
月探査以外に LOP-G にしかできないことはほとんど無いのでは?
ISS 後継は，各国が個別に(無人？)低軌道宇宙ステーションか
(ISS が高くつくのは有人運用と，生命維持システムが旧世代で補給量が多い）
>>787-788
板違い >>789
日本がアメちゃんの宇宙計画から独立して有人計画を独自に進めるなんてのはちょっと考えられん
ＩＳＳ以降の有人宇宙計画は外交的デモンストレーションって側面が大きいし
今後は西側の中国に対する技術的優位性を見せる場、という側面が強くなると思う
ソレに日本が乗らない、ってのは政治的にちょっと考えにくい。 有人飛行って意味あるのかな、夢とロマンはあるけど
無人のロケットにロボットを乗っけた方がよくないか >>791
ドローンとAIの時代に人を宇宙に送る意味なんて皆無だわな
でもソレを言っちゃお終いよ
アポロ以来、有人宇宙開発は常に政治的デモンストレーションさ >>790
>>789
に
>(無人？)低軌道宇宙ステーション
と書いているんだけど，読み飛ばされたんだな．
そもそも，人間自体が宇宙実験の邪魔になることがしばしばある
・無重力での燃焼実験や菌類実験(ISS では安全基準でダメ）
とか，
・各種物性実験
でも，十分な微小重力を要求すると人間はノイズ源になる．
真空環境でも，生命維持システムの一部を外部排出で清浄度が落ちる．
>>791
そういうことだな． >>789
＞どうも， cis-Lunar 輸送よりも，(無人？)宇宙ステーションを目指しているよう
＞(少なくとも同程度に考慮)．
つまり、同程度に夢物語ってこった。 >>792
言い換えると有人宇宙飛行はビジネスには乗りにくい．理由はコスト以上に人命リスク
HTV-X (2,3号機）では，ISS 離脱後に各種宇宙実験予定なので，
事実上の無人低軌道宇宙実験室といえる．
大型展開構造物の運用実験とか，地上ではできないし，専用衛星製作もコスト高だし． >>791
地球上にはハルマゲドンを信じている人間が大勢いる
そいつらにとっては有人宇宙開発は意味がある
イーロンマスクも多分そう とは言えロシアのロケットの信頼性の下落が止まらんし、
ソユーズ宇宙船を他国のロケットで飛ばすバックアップ手段も準備した方がいいと思うがな。
どの道ISS後のビジョンが確定しない事には、
アリアンV改やH-IIA改を準備してもすぐ無駄になりそうで、今は動けない。
新型のアリアンVIやH3をいきなり有人に使うのも無理。 ロシアの有人輸送の信頼性が落ちた？
逆じゃねーの？ >>797
ジタバタせんでも、スターライナーとドラゴンが就役する方が早い。 ホントに事故だったのか証拠無いし…
米の有人輸送テストの直前で、NASA長官の目の前でアボート技術を見せつけたんだからな。 今更ジタバタしても、
米国向けのソユーズ切符は、2019年末で打ち止めだよ。
もう無いんだ。
無いものは、いくら嘆いても無い。
あとはドラゴン・スターライナーに乗るか乗らないか、
それだけだ。 有人宇宙船の実績のある国が有人無用論を言うのは分かる。
しかし一度も自力で有人宇宙船を打ち上げたことのない国の
人間が有人無用論を言うのは、負け惜しみだ。 >>790
>>792
アメリカの国威発揚にしては，5年以上ソユーズ有人宇宙船に頼っているからなあ．
>>799
スターライナーと有人ドラゴンは，ISS のような低軌道向け有人宇宙船でしょう．
あれで Cis-Lunar は相当難しい．
>>797
ESA はオリオンのサービスモジュール担当でしょ，順調に遅延しているが．
>>802
日本は，公式には有人無用論は誰も言ってないが，
かといって独自の有人宇宙船開発には乗り出していない．
(国威発揚という動機が無いためだろう)
アメリカの有人宇宙計画はブレが大きく，無批判に追随するのはどうかと． 日本はソユーズに載れるんじゃねーの？
あのアボートは日本へのメッセージでもある。 >>802
公共事業って1度始めると後から辞めるのが大変なんだよ
誰かの責任問題になるから、コンコルド錯誤とわかってても特攻しちゃう性質がある
よって、始める前に釘を指しとくのは大切
あと、君のその理屈は感情論でしかないね >>802
人間は食べる飲む呼吸する衝撃で死ぬ
むしろこれまでのNASAのやり方が間違ってたのでは？
最初から無人で割り切っていたら現在は火星に往復できてたかも 無人とロボットで宇宙開発をやって100年ぐらいの知見を得た上で有人でいいんじゃないかな
人間を宇宙に打ち上げるのって効率悪い 下ネタを封じられたら有人全部不要…
最初に行く場所・やる事は人間が現地に行かないと不確定要素が多く、無人化するのは難しい。 長期的には有人も良いと思うけど人間は場所とるしすぐ死ぬし
最初に行く場所こそ無人で往復してそのあと人間でいいんじゃないかな 歴史的には最初に行くのは全部無人だな
弾道飛行も周回軌道も月も無人が先 ISSの権利義務関係についてちょっと調べてみた。
ISSは米日欧加 + 露で運営されてるけど、
利用権はきっぱり上記の + の前後で切り分けられてる。
ロシア側モジュールは、100%ロシアのもの。
逆に言えば、ロシアは米日欧加側のモジュールの利用権を持たない。
「二世帯住宅」のようなものか。
で、米日欧加側のモジュールにおいて、インフラの利用権割合があって、
・アメリカが、76.6%
・日本が、12.8%
・欧州が、8.3%
・カナダが、2.3%
飛行士の人数 x 滞在時間の権利も同様。
実際に飛行士を打ち上げできたのはアメリカ（シャトル）だけだったので、
日欧加はモジュールや部品、補給物資などを提供してバーターしていた。
日本は、きぼう・外部実験パレット・倉庫・HTV補給・（セントリフュージ）などを提供。
日本は、現金は払わない。全て現物出資だ。
日本のきぼうモジュールの利用権の半分は、バーターとしてアメリカに渡した。
日本は全ての義務を完璧に提供してきたが、アメリカはシャトルの提供が不可能になった。
そこでアメリカはロシアから座席を現金で購入、義務を果たしてきた。
アメリカがロシアにこれまでに支払った現金は、30億ドルを超えるという。
来年からは、アメリカは本来の自分の義務（日・欧・加に飛行士打ち上げを提供）を果たせるようになる。
アメリカの有人宇宙船の座席の12.8％が、バーターにより日本の権利となる。
日本はHTVを9号機まで、次いでHTV-Xを提供する。
欧州はATVを7機提供するはずが、5機で打ち切って、代わりに現金を支払う予定だったが、
これをオライオン宇宙船のサービスモジュール開発＆無償提供することでバーターとした。
要するに、日本は独自にソユーズに乗る権利は一切無い。
「独自にロシアと契約して1人8000万ドル払えばいいじゃないか」、
と言うかも知れないが、「ISSに来れば、自由に使える」というものではない。
日本人がいない時間帯は、契約割合に従って米・欧・加の飛行士が使っているのだ。
日本人がソユーズに乗って現れても、「え？ 呼んでないけど・・ ロシア側で過ごしてね」、となる。
二世帯住宅なので、リビングで一緒することはあっても、
契約・権利関係はしっかり分かれているようだ。 >>806
追加，放射線にも弱い．
火星有人往復では宇宙放射線対策(太陽フレア，銀河高エネルギー放射線)も大変．
https://en.wikipedia.org/wiki/Health_threat_from_cosmic_rays
これにたいし地球低軌道では磁気圏でかなり良く保護されている．
LOP-G ではどうするんだろう，アポロ探査の時は短期間だったからよかったけど．
(動物実験先行すべき) >>812
月面に拠点作って基地をレゴリスで埋めた方が安全だよな 今だったら人型ロボの全身ににフィルムバッジなりセンサなり仕込んで疑似ミッションさせる手もあるかも
(被ばくの評価) 月までならテレイグジスタンスで問題なくね？
往復3秒のタイムラグは少し煩わしそうだが フィルムバッジではダメ．
銀河高エネルギー放射線は高エネルギー(GeV)でかなり組織深部まで入ってダメージを与えるため．
中途半端な遮蔽も2次放射線を増やして逆効果．
普通の放射線でイメージする物とはだいぶ違う．
エネルギー放射線はガンのリスクの他，中枢神経系に与えるダメージが懸念されている．
地上実験だと，加速器のビーム幅で制限受けてマウスやラット程度くらいまで．
(記憶障害とか判断力の低下とか)
もっと大きい動物で実験したいところ それを動物で解析しようとしたらそれこそ統計的に意味のある個体数確保しなくてはいけなくなるのでは
なおかつ深部云々をIn vivoで評価するならばあんまり小さい動物だと無意味だし 将来の宇宙権益を考えると無人機だけではちと弱いのでは？ 第10条 運用
協力機関を通じて行動する参加主体は、第7条の規定及びこの協定の他の関連規定並びに
了解覚書及び実施取決めに従い、自己が提供する要素を運用する責任を有する。
協力機関を通じて行動する参加主体は、了解覚書及び実施取決めに従い、宇宙基地の利用者
及び運用者にとって安全で効率的かつ効果的な方法で宇宙基地を運用するための手続を作成し
及び実施する。
更に、協力機関を通じて行動する各参加主体は、自己が提供する要素の機能上の性能を
維持する責任を有する。
第12条 輸送
2 実費弁償の原則又は他の原則により打上げ及び回収の輸送業務を提供する参加主体は、
関連の了解覚書及び実施取決めに定める条件に従い、これらの輸送業務を、他の参加主体及び
他の参加主体にとっての利用者に提供する。
実費弁償の原則により打上げ及び回収の輸送業務を提供する参加主体は、他の参加主体又は
他の参加主体にとっての利用者に対し、これらの輸送業務を、当該他の参加主体とは別の
参加主体又は当該別の参加主体にとっての利用者に対して同様の状況において
提供する場合と同一の条件で提供する。
参加主体は、他の参加主体から申込みのあった要求及び他の参加主体の飛行計画に応ずるよう
最善の努力を払う。
第16条 責任に関する相互放棄
３ (a) 参加国は、責任に関する相互放棄に合意し、これによって、保護される宇宙作業から生ずる
損害についての請求であって、次の(1) から(3) までに掲げる者に対するものをすべて放棄する。
NASAが日欧加にできることは、AtlasV+Starlinerをソユーズの座席と同価格で提供することだけだな。 座席を買って提供するよりは自力で準備して現物支給した方が
国内産業に金が落ちるし技術も磨かれる
ってな発想は日本のH2B＋こうのとりと同じよ
で、日本がLOP-Gに噛むんなら同じことだ >>822
ファルコンは2段目に構造的欠陥を抱えてるから
アレを有人化するのはやめたほうがいいべ >>822
米が自国の人間をどのロケット&有人カーゴで送るのは勝手だが、他国の人間はハードルが高い。
値段をソユーズの座席と同額にしなきゃならんし、安全性に対するツッコミに応えなきゃならない。 すっかり忘れてたんだが、
もしH3を有人化するなら2段の(初期構想レベルへの)推力増強は必須と考えていいのかな？
ブラックゾーンによる制約だから下段強化では達成が難しいはず。 >>825
スターライナーやドラゴンクルーをISSに送るだけなら無改造で余裕のよっちゃん
オリオンを月軌道まで送るならH3ヘビーかH3Bを新しく開発せにゃ無理 >>827
日本のカネと技術力を欲しがっているのは欧米だけではない。 >>826
2段のTWR半減をロフテッドトラジェクトリで補う飛行経路になるけれど、
有人でそれをやると高高度脱出不可能帯が発生するリスクがある。
LE-11延期後の構成のLEO飛行経路、
ペイロード重量上は可能でも有人適用不能な経路になってないか誰か計算してみたことある？ >>829
ウーん，それはあるけど，Atlas 5 で CST-100 上げるから可能かも
あれの第2段 Centaur は，RL-10C 1機または RL10A X2 で，
後者の推力は両方合わせて 198KN
これから類推すると H3 第2段でで有人ぎりぎりできるきるかどうか
（推進薬質量は Centaur より大きい）．
余裕もたせるなら LE-5B X2 か LE-11 (300kN) か．
2段目の推力向上は GTO にはあまり寄与しないけど，LEO 向け重量物の打ち上げ能力は向上．
比推力も上がれば GTO 能力も向上なんで，
(開発費用が妥当であれば）無駄な投資にはならんだろう． >>830
なるほど、現行でもISSまでなら問題なさそうだな。
とはいえ、種の有人対応にかかりそうな時間を考えると
仮にたった今決断したとしてもLE-11が間に合ってしまいそうだけれど。 放射線は荷電粒子だと磁場で防げそう。
中性子は無理か。 >>832
荷電粒子でも高エネルギーになると磁場ではなかなか曲がらない(ラーマー半径が巨大になる)
磁気シールドは不可能では無いけど，工学的には相当困難，
単純に磁場を強くすると人体に影響がでる．
磁気プラズマシールドと言うアイディアはあるけど，
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