H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part77
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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 ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
