H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part80
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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 H3 ロケットの固体補助ブースタ－ SRB-3
主要諸元
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/srb3/
代表径 φ2.5m
全長 14.6m
全備質量 75.5ton
推進薬質量 66.8ton
全燃焼時間 約105s
真空中比推力 283.6s以上
真空中推力 約2130kN
SRB-A の低コスト化に関する論文，
コアステージへの取り付け方法の簡素化や，モーターケースやノズルスロートや内面断熱層の設計見直しなど
多くは SRB-3 に取り入れられる。
(この論文の提案以外では，ジンバル(TVC)の削除）
Proposal for Development of the Low Cost SRB-A for Large Satellite Launch Vehicles
http://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2013-a-19.pdf
イプシロンロケットH3ロケットとのシナジー対応開発の検討状況(2016年6月)
http://www.jaxa.jp/press/2016/06/files/20160614_h3_02_j.pdf
SRB-3 の試験
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/srb3/
H3ロケット用固体ロケットブースタ（SRB-3）実機型モータ地上燃焼試験の結果について
http://www.jaxa.jp/press/2018/08/20180826_srb3_j.html
H3ロケット用固体ロケットブースタ（SRB-3） 地上燃焼試験ライブ中継
https://www.youtube.com/watch?time_continue=678&;v=gTUiSAlpkYs
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/srb3/images/pct_03.jpg
平成29年4月に実施されたモータケース実機大強度試験（その１）の様子
提供：IHIエアロスペース
高速緻密化可能な膜沸騰(FB) 法による低コストC/CおよびCMCの開発(2017年6月)
https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/44b8b504f50895664b6c42b89db990c1.pdf
国際競争力のあるH3ロケット用固体ロケットブースタの開発(2017年9月)
https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/5ff86c35c71127750620e91210685c86.pdf 第4回 H3ロケット用LE-5B-3認定試験（その2）試験結果
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le5b/2018/181124.html
試験日 平成30年11月24日
試験場所 三菱重工業（株） 田代試験場（秋田県）
試験目的 LE-5B-3エンジンの最終仕様品の機能・性能の確認及び寿命実証
着火時刻 14時19分
試験時間 300.0秒（300.0）
メイン燃焼圧力 3.64MPa（3.64）
液体水素ターボポンプ回転数 53,104rpm（53,558）
液体酸素ターボポンプ回転数 18,040rpm（18,053） >>1さんの一物
イプシロン１月打ち上げ 人工流れ星衛星を軌道投入
2018.11.30 17:08 ghjkoppkhgy
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文部科学省は３０日、宇宙航空研究開発機構（ＪＡ
ＸＡ）の小型固体燃料ロケット「イプシロン」４号機
を来年１月１７日に打ち上げると発表した。宇宙部品
の性能を確かめるための実証衛星や、流れ星を人工的
に発生させる超小型衛星など計７個の衛星を軌道に投
入する計画。
ロケットは鹿児島県の内之浦宇宙空間観測所から打
ち上げる。東京のベンチャー企業「ＡＬＥ（エー
ル）」が開発した人工流れ星衛星は、軌道上から特殊
な粒子を放出して大気圏に突入させる仕組み。発生し
た流れ星は地上からも観測できると期待されている。 30が50億円のめどが立ったということは、22は60億円以下、24も70億円以下になりそうだね（SRB3のコストが予定通りなら）。
SpaceXが価格競争はじめなければ、22はFalcon9-5500と同等価格で提供出来るわけか。20年代前半の商業打上では意外と2番手争い出来るんじゃね？
まぁSpaceXは一段を現時点で回収出来てるので価格競争始められたら敵いようはないし、Blue Originが本格進出してくる20年代後半は3番手になるだろうけど。 こっちでもう1回書こっと。
H2BとH3-24とでは、GTOに関して、
1800m/sと1500m/sで逆転現象が生じてるけど、
これは何故だろう？
H2B 8トン、 5.5トン
H3-24 7.3トン程度、6.5トン程度
H3って、1800にした時の数値が控えめ過ぎる気がしない？
もっと出てもいいのでは？
何かの工夫で、1500m/sに特化した性能なの？
1800では十分な伸びが出ない？ しっかし、Δ1500m/s絶対至上主義者は、昨日の宇宙開発利用部会のJAXA提出資料で主張を変えるかと思ったが変わらないねぇ（苦笑
お前らが何言ってても、JAXAがΔ1500m/sが重要だと言ってるんだから重要なんだよ！
という主張なのかと思っていたがそうではないのね。今度からは
JAXAは間違ってる、世の中はΔ1500m/sが主流になるんだ！
と主張していくのかな（苦笑 >>10
50億は、いろんな条件（但し書き）が付いてるようだね。
先日の外国記事インタビューでは、5100万ドル（約58億円）と、
かなり具体的な金額が出てたけど、こっちが初期価格かしら？ 100kgから200kgの衛星を10~20
仮にH3-30でやると1000機打つのに最低50度の打ち上げ、コストは2500億円
年間10回上げて完成に5年、でも維持を考えると改修した種子島をフル稼働させて
それしか出来なくなる計算か
ONEWebスゲーな >>12
昨日の発表より3年前の発表を信じてそこを拠り所にしてる感じかな >>11
H2B は GTO で上げたことが無いから，かなり怪しい計算値がそのまま残っているというところでは?
H3-24L の方は，計算値ではあるけど GTO 打ち上げをかなり真剣に考えているよう(売り込みもしている?)
なので，まあ，信頼できるのだろう．
なお，1500m/s の能力は，6.5t 程度ではなく，6．5 t 以上(7t 弱？）
ただし，H3-24L の1800m/s での能力は JAXA や MHI の公表値ではなく，
アマチュアの試算値なので，データの信頼性が不明． >>13
5100万ドルは政府から課されたゴールだと書いてあるね…
50億円の目標とはコストの定義が異なるのかな？既存の計画との整合性を考えると50億円は年間6機打ち上げる前提で開発段階を終えて量産した場合だと思うのだが… >>17
アリアン6の初期型に商業打上を大量に受注出来る要素あるか？
価格的にはSpaceXはもちろんH3にもかなわない…
しばらくは苦しい戦いが続く事になる。 22Lが初期の3.5tから5.0tに増強されたのに、30や24Lが変わってない時点でお察しです。 $45.3 million と言うソースもある．
Building on success of flagship rocket, Japan to take on low-cost rivals
https://asia.nikkei.com/Business/Companies/Building-on-success-of-flagship-rocket-Japan-to-take-on-low-cost-rivals2
Mitsubishi Heavy and JAXA aim to launch a prototype of the H3, the H-IIA's successor, in fiscal 2020.
The goal is to slash costs to around 5 billion yen ($45.3 million) and the time from order to launch to about one year, using shared parts and components sourced from the private sector. 【日産ルノー】マクロン大統領が安倍首相に協議要請 仏政府顧問「権力闘争になれば我々は大砲を持ち出す」★9
https://asahi.5ch.net/test/read.cgi/newsplus/1543575642/
欧州の航空宇宙産業を頂けそうだね。
まずはアリアンスペース、次はエアバスかな。 >>24
50億から112(為替)割っただけじゃね？ >>22
そのグラフ，どういうわけだか delta V=1800m/s のところで頭打ちになっている．
構造上の制限と言う説もあったけど，確証は無い．
それに H-IIB で対応するグラフが示されてないし，今後も新たに算出されることもないから，
H-IIB の GTO 打ち上げ能力は謎のまま．
ついでに先日公表された資料では H3-24L の delta V=1500m/s の能力は 7ton 弱
(グラフから読み取れる範囲) >>24
それは日本語で書かれたこの記事を翻訳したやつで50億円のソースはJAXA公式発表。
https://www.orlandosentinel.com/business/space/go-for-launch/os-delta-2-rocket-garden-20180916-story.html
>>20
の記事はMHIに独自にインタビューした結果出てきた数字なので、JAXAの公式発表とは別にMHIとして語った（しかも語る事についてJAXAとも調整済みのMHI公式見解と思われる）数字なので興味深い。
おそらく前提条件が異なるが故の違いだとは思うが。 >>28
6トンで頭打ちなのはペイロードアダプタの設計強度の関係。
設計レビューしたら変更なしでそれ以上いけるかもしれないし、設計変更すれば対応可能だとユーザマニュアルからは読み取れる。 ΔV2000や2300の場合のスペックも出してくれんかなぁ
今後はこの辺りでの打ち上げも出てくるって分析なんでしょ？
>>28
17t近いこうのとり上げてるのに構造とか問題になるんかいな 話題沸騰のこの資料の4ページで興味深いのは、まだ全電化衛星が本格化しておらず、この中には化学推進衛星も多いだろうに、こうしたシフトが始まっているのは興味深い。
http://www.jaxa.jp/press/2018/11/files/20181129_h3.pdf
全電化衛星がメインになるとこの動きは更に加速するよなぁ… >>30
その説にしたがうと，H-IIB では GTO 用のペイロードアダプターが作られてないので，
H-IIB の GTO 能力は実は未知数ということにならないか？
まあ，今後のことを考えると H3-24L のこと(発展)を考えれば十分ではあるけど． >>33
H-IIBはユーザマニュアルが公開されてないから何とも言えないなぁ… アリアンVIもH3も現行の半額が目標だから、現状のアリアンV対H-IIA/Bの立ち位置がそのまま続くだけだよ。 >>32
というか、アリアンに比べ打ち上げに制約が多いファルコンが覇権を握って
ディファクトスタンダードになった影響と捉えるべきでは？
7t級衛星(ΔV23000)ってのも化学推進みたいだし
ブースター回収仕様を安く設定してるスペースXの価格体系に
衛星ベンダーが合わせた結果じゃあるまいか
クッソでかくて赤道直下から上げるアリアンだと、衛星側の都合に合わせてもらえるが
ファルコンはそうではない、って話かと
で、価格さえ安ければ衛星ベンダーは日本人が考えるよりずっと柔軟な対応ができる
ってのがわかったって話では
全電化云々は副次的要因かな シングルロンチを基本にしてたのに、デュアルまでやっちゃうとH2Aの1/4になるんだが… >>36
ΔV23000ってなんだよ、木星からでも打ち上げるのか？ と自己レス 基地リターンで3.5t
船リターンで5.5t
勝負になるのか？ >>39
それで本当にコスト1/4なら、ライバルを圧倒できるじゃないか。 >>36
全電化推進衛星のインパクトは結構大きい．
衛星側は打ち上げロケットの変更が柔軟に出きるから，
価格やスケジュールで折り合わないと乗り換える可能性が高くなる．
JAXA/MHI としては，ロケットの柔軟性を最大に生かして，
早く打ち上げたいなら H3-22L のシングルローンチ，
安くしたいなら H3-24L のデュアルローンチといった
売り込み方も考えられる． >>37
H3-30デュアルなんて単なる妄想
なんのためのH3-30だよ 現状のH-IIBでも静止衛星のデュアルロンチは皆無なんだし、
H3でも静止衛星の受注はシングルロンチがやっとじゃないか。
やるとしたら両方とも日本の官需か。
みちびきとひまわりの同時打ち上げとか。 >>43
そもそも，H-IIB は GTO 打ち上げ自体をやってない．
>>34
のようにユーザーズマニュアルも公開されてないので，
商業静止衛星ユーザーが検討すらできない．
というか，MHI は GTO 打ち上げように売り込む気が無かったのだろう．
なので，H-IIB を基準にして予想すると，おかしなことになる． >>36
衛星ベンダーはそんなにしょっちゅうバス設計を変更できるわけではないので、
衛星ベンダーが設計を合わせたというよりは、Falcon 9の打上費用の安さを見て、
衛星オペレータがFalcon 9に最適化した衛星を発注した結果だと思う。
無論、衛星ベンダーの既存のバスでそうした発注に対応できたからそうした
衛星を打ち上げられたわけだが。
衛星バスは一度作ると10年以上使う。今後出てくる新型バスは今までのように
赤道上から打ち上げるアリアンを主要なターゲットとはせず、フロリダからの
打上を主要なターゲットとするだろうから、H3にとっては悪い話ではない。 H3-24L の能力で，
GTO デルタ V 1500m/s で 7 ton 弱なので，
GTO デルタ V 1800m/s なら 8ton 程度は可能．
GTO デルタ V 2000m/s なら 10ton 程度行くかも（PAF の強度が十分ならば)
これくらいの速度増分なら，全電気推進衛星なら容易にカバーできるので，
デュアルローンチを議論している．
数日前の JAXA 資料にもわざわざ書いてある．
「2段エンジンの複数回着火による複数軌道への投入、複数衛星搭載用アダプタ等の
発展性を検討中」
PAF は大事みたい．
>>45
全電気推進衛星だと，割と容易にロケットの切り替えができる．
SES-12,SES-14
はその例
(契約上の拘束はあるが） >>46
全電化衛星は極論しちゃうと、東向きに打ち上げてくれれば、バイコヌールからの打上でも構わないからねぇ…
比推力は正義！ いっそ静止衛星と極軌道衛星をデュアルローンチしてみるか？
極軌道で衛星を下ろした後、再加速して月軌道を目指し
月スィングバイとホールスラスタを使って軌道面を90度近く変更して
静止化する、とか一応可能だよね？ >>48
さすがに極軌道とのデュアルは無駄が多すぎかと。
だから「東向きに打ち上げてくれれば」という前提を付けたのだが。
東シナ海に南向けに打ち上げないといけない韓国や西向きに打ち上げないといけないイスラエルなら
やる可能性は否定できないわな。 化学推進と電気推進のハイブリッド衛星なんてどうだろう。
化学推進部は増速完了後切り捨てる。 SSO と GTO は厳しいとは思うが，
LEO と GTO とか月遷移軌道投入の組み合わせならありえる．
H-IIA 3 号機（2024）の USERS と「データ中継技術衛星 こだま」とか，
X線天文衛星ひとみ代替機と 月着陸機 SLIM とか
アメリカでも．Atlas 5 で Cygnus (ISS) と Peregrine 1 (月着陸戦）の相乗り 電化電化言ってるけど、ホールスラスタの入手にITARの制約があって、電化に踏み切れる衛星はまだ当分限られるのでは。 衛星の価格が高いと、たとえロケットが高くなっても保険料が安くなる信頼性の高いロケットが、
保険料込みでトータルで安くなる
衛星の価格が安いと、保険料が多少高くてもロケットが安いほうがトータルで安くなる
なおFalcon9はロケット価格と信頼性を両立させてる >>52
ホールスラスタはロシアが元祖だし
他の国でも作ってるからアメリカが規制してもしゃーないやろ >>16
＞H2B は GTO で上げたことが無いから，かなり怪しい計算値
仮にもロケット開発機関が、上がりもしない数値を書くとは思えない。
そんなことをしたら、ロケット開発は成り立たない。
H2Bの能力は、H2Aと比べても不自然のない数字だ。
H3の数字が不自然なんだよ。
1800m/sの数字が、1500との比較で異常に控えめだ。
H2A高度化やH2B高度化と同じように上がっていくなら、
H3では、1800で9トン近くあってもおかしくないはず。
1800に近づく時の、途中からの急激な角度上昇が、緩やか過ぎる。
H3-24は、15.5トンのHTV-Xを積むので、PAFの強度というのも変だ。
上段の設計の最適化にでも何か問題があるんだろうか？
もしそうなら、「これからは1500m/sの世界だぜ！ 1800m/s？ 知らんがな
2000m/s？ アホ、そんなもん需要あるかいな！ 想定せんでええ」
という発想だったのか？ 輸出入どちらも規制されるからホールスラスタを使用した衛星はアメリカの国境を跨げず、ロケットが縛られる制約が生じると思う。
また衛星をアメリカ国内で作ってアメリカ国内で打ち上げても、国外に運用を引き渡すと輸出とみなされるらしい。
あっこれってAriane代替として気軽にFalconは使えないということで、電化はH3のビジネスチャンスなのかしら。 >>55
でも．H-IIB は GTO 上げたことないし(商業衛星のみならず，官需も)，
ユーザーマニュアルも公開されてないので，検証のしようもない．
(H-IIA の方はユーザーマニュアル公開されているので，その気になれば，
>>30
みたいに打ち上げ能力だけでなく，何がボトルネックかまで詳しく検証できる．
（フェアリングによって打ち上げ能力変わるとか，
ペイロードアダプタの設計強度による制約とか)
H3 ロケットの方は，今のは概略の値だけど，試験機上がった後くらいに，
ユーザーマニュアルが作成公開されるだろう．
詳細な議論はそれまで待っても良いんじゃない? >>54
ホールスラスターの寿命を決める重要な部品に中和機があるんだが，
これの設計開発と試験が結構大変．
数年前に UAE の地球観測衛星「ドバイサット2」にJAXAのマイクロ波放電式中和器とかあったけど，
http://www.jaxa.jp/press/2016/03/20160322_uaesa_j.html
「2013年に打ち上げられたUAEの地球観測衛星「ドバイサット2」にJAXAのマイクロ波放電式中和器を搭載するなど、」
これは ITAR 規制に引っかかったので，日本製部品を使ったとか．
(衛星自体の製作は韓国)
https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/20455/1/61856168.pdf >>55
まず，H-IIB では HTV 以外の衛星を上げてないし，将来上げる予定もないので，
ちゃんとした比較のしようがない．
H3-24 については，HTV-X 用の PAF と，通常の人工衛星用の PAF とは
別設計であることが公式資料で言及されている．
(HTV-X 用の PAF の方が特別仕様)
第2段の機体強度には余裕がある．ので，
今後通常の人工衛星用の PAF の方の設計変更で
打ち上げ能力の上限が上がることは十分考えられる．
(もちろん，Delta V 2000 m/s とか前提だけど) >>55
>>59
通常の衛星用の PAF と HTV-X 用の PAF が異なるという資料
http://www.jaxa.jp/press/2016/07/files/20160714_htv-x_01_j.pdf
の
６.HTV‐X搭載用インターフェース部の開発について
HTV‐Xを搭載するために、通常衛星用の
PAFよりも外径が大きく、耐荷重の高いPAF
の開発が必要。 ・202 10トン 4トン → 3トン
・204 15トン 6トン → 4.8トン
・H2B 19トン 8トン → 5.5トン
・H3-24 不明 7.3トン → 6.5トン
多少の誤差はあるが、H2AとH2Bの数値に不自然なところは特に無い。
ユーザーマニュアルが無いH2Bの数値も、さほど無理のないものだ。
H3の6.5トン（7トン弱？）も、まぁ正常進化だろう。
ただ一つ、H3の1800m/sだけが、明らかに傾向からズレている。
グラフのH3の⊿Vの斜線を見ても、1500から減らす方向（右方向）では、
H2Aと平行になっているが、増やす方向（左方向）では、一気に効率が低下してる。
しかしこれは、逆に言えば、「H3は、必要⊿Vを下げても、能力低下しにくい」とも表現できる。
高度化による斜線の角度変更が、H2Aでは1700から始まっているのに対し、
H3では1750で始まっている。早期に能力低下が緩やかになって来る、ということだ。
つまり、H3はそれだけ高度化（⊿Vを下げやすい方向）に振った設計になっているのだろう。
必要⊿Vを下げた方が、H3は真価を発揮するということだ。
逆に言えば、高⊿V領域では、それほど能力は上がらない、とも表現できる。
推測だが、基本設計の段階で、アリアンを意識し過ぎて、
全電化衛星の流れを読み切れていなかった、ということだろうか。
あるいは、確実にアリアンに狙いを絞って、仕事を奪う、という方向性か。 競合を意識しているのか、最新のH3能力図は政治的な意図があるっぽいがね。
30S 2.0t -> 2.0t
22L 3.5t -> 5.0t
24L 6.8t -> 6.8t 22型が3.5トンだった頃のグラフを見たこと無いんだけど、
以前から俺が知ってる22型は、既に4.5トンだった。
5トンの32型との差がほとんど無くて、「これ2種類も要るかな？」って思ったことも。 >>63
H3-22 で GTO 1500m/s で 3.5 ton と言うのは，数日前に出されたグラフでしたみたことが無い．
(それ以前の資料のグラフでは，指摘のように H3-22 と H3-23 の差はほとんど無かった)
あれは，グラフをわかりやすくするために，H3-22 と H3-23 の差を誇張して書いた可能性が高い． 過去の資料
http://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/20160720_h3.pdf
http://www.jaxa.jp/press/2018/01/files/20180124_h3.pdf
GTO 1500 m/s の能力をグラフから読み取ると，
>>63
>以前から俺が知ってる22型は、既に4.5トンだった。
>5トンの32型との差がほとんど無くて、
といってよい．
これらの資料に，例えば 4.5トン --> 4.7トン とか
書き加えようとすると図が非常に読み取りにくくなる．
あと，プレゼンテーション資料の他の部分のグラフや図の時系列を追うと，
(変更箇所をのぞき)結構使いまわしているように思われる． >>61
1800m/sの数字の上限はどのロケットもPAFの強度に左右される。
H3-24Lが「一機」の静止衛星を打ち上げる上限は今の所は7.3トンなんでしょ。
ただし衛星の重心によってはそれ以上も可能だし、PAFを新規開発すればそれ以上行ける。
それ以上に重要なのはデュアルロンチする場合には一機ごとの重量はPAFの制約範囲内だから2機合わせた重量は7.3トンの制約は受けない。1800m/sなら9トンぐらいいるんじゃね？ PAF以前に、H-IIBの大型フェアリングは低加速度専用品。
ISASが太陽-地球L2点に赤外線天文衛星を検討したたころ、HTV用フェアリングでは衛星打ち上げ不可と判明したはず。
H3がフェアリングの数を絞って万能設計にしたのは、そこらへんの事情もあるらしい。月ステーション絡みもあるし。 >>68
H-IIA用にデュアルロンチ用の4/4D-LCフェアリングを開発運用した実績あるから開発する気になれば開発は問題なくできるかと。
4/4D-LCだとたしか850kgほど打上能力が落ちたはず。 また面白い謎理論を唱える奴が出てきたな。
PAFから切り離されてから増速するのに…
https://www.jstage.jst.go.jp/article/jscm1975/18/1/18_1_39/_pdf
衛星分離部の設計荷重条件はロケット打上時に人工衛星が受ける静加速度,
振動加速度と人工衛星の重量,重心位置高さから算出され,PAF-Iの場合,
衛星分離面で軸圧縮力12tonf,曲げモーメント2.5tonf･m,剪断力2.4tonf(以上制限荷重)となる. 2030年のビジョンとしては、再利用ロケットで低軌道(シャトルの到達高度程度)まで
全電化衛星を打ち上げる形式、かな？
スクラムジェットによるスペースプレーンにもワンチャンある？ 電気推進の上昇速度は緩やかだから、
低軌道スタートだとバンアレン帯越えの間にかかる負荷がきつい。
一方で今のGTO投入も、遠点付近でしか増速できないので
衛星側の事情だけで考えるならGPS衛星くらいの中軌道に直接投入して
螺旋上昇させるのが理想的だろう。 >>72
バンアレン帯だけは突破しとけというのは、まぁそうなんだろうね… スクラムジェットはミサイルですらようやく採用始まったレベルなのに何夢見てるんだレベル
かなり楽観的に見ても１０年は先 ⑥ 革新的クリーンエネルギーシステムの実用化
サブ課題Ａ：超臨界タービン燃焼器：
超臨界燃焼挙動を詳細に解明し、高熱効率・低環境負荷（CCS、ゼロNOx）に寄与する
超臨界タービン燃焼器の実用化を加速。
サブ課題Ｂ：ICエンジン：
エンジン内の乱流噴霧燃焼挙動を解明し、熱効率の飛躍的向上（40%→50%以上）に貢献。
サブ課題Ｃ：超大型風車：
最重要課題である立地アセスメントで必要な100ケース/アセスメントの
高精度風況予測を実現し、実用化を加速。
サブ課題Ｄ：核融合炉：
核融合炉の実用化に必須となる核燃焼プラズマ挙動の解析技術を確立し、国際熱核融合実験炉
ITERの炉心設計に貢献。
ポスト「京」利用の必要性
超臨界タービン燃焼器では亜臨界状態に比べて雰囲気圧が10倍（300気圧）になり
解析規模が約100倍になるため。
・ICエンジンでは予測精度を飛躍的に向上させることが可能な気筒内噴霧燃焼の
第一原理解析（DNS解析）が必要なため。
・超大型風車の立地アセスメントでは、100ケース以上の詳細な風況予測シミュレーションを
実施することが必要なため。
・核融合炉心の核燃焼プラズマ挙動の解析では、「京」の成果を重水素など多種イオン系
かつ、長時間スケール（10ms→1s）に拡張することが必要となるため。
占有日数は7日～53日程度と見積もられるが、詳細は具体的な研究課題に依存する。 スクラムジェットは、途中まで弾道ミサイル、途中からスクラムジェット、
みたいなタイプ向けだろ
いままともにスクラムジェットを研究開発してるのは中国くらいなので、
中国のミサイルがスクラムジェット化するのでは？ 途中まで弾道ミサイルとかそういうのじゃなくて単に動作速度までブースターで加速してるだけだから
結局H3は打ち上げ可能ペイロード幅が広いから今回のファルコンに合わせた電気推進衛星側の変化の恩恵をそれなりに受けれてる気がする >>71
JAXA の再使用ロケットの研究と，近未来構想としては
・ 第1段再利用化(垂直離着陸）
・ 第2段使い捨て(低価格化，軽量化)
・ 地上メンテナンスの簡素化
で当面進んでいるので，2030 年より前に２０２５年などに再使用開発する場合は
スクラムジェットはまずない(それ以降なら可能性ある）．
というか，技術的な進展度から上記のようなスケジュールになっている
(軌道速度からの回収は，可能だけど経済的には厳しい事も含め)
>>77
後半，確かに11月29日の資料では，H3 ロケット側の変更は少なかったな．
(H3-32L の廃止は以前から示唆されていた)
新規のものは複数ローンチ対応のアダプター開発が検討課題として上げられたくらい． H3 ロケットは打ち上げ質量の幅の広さだけでなく，
大型フェアリングに容積の余裕があるので，対応しやすいのだろう．
大型フェアリングはもともと HTV-X 向けだったが，
複数ローンチ対応への余裕にもなっている．
(H-IIB で一番開発に苦労した部分が大型フェアリングだった）
GTO での電気推進衛星だけでなく，
低軌道インターネット衛星コンステレーションの
多数衛星同時打ち上げにも適しているだろう． このスレじゃH3のデュアルロンチはもう当然のことになってるんだなw >>80
H2Aで当たり前にやってるから、H3でやらない理由がない
ただ、H2Aではやってない静止衛星のデュアルローンチに手を出すかは未知数
H2Aのデュアルローンチは全て極軌道向けの地球観測衛星や偵察衛星絡みだからな
X線天文衛星と月着陸機の組み合わせは前代未聞だけど >>81
H-IIA 3号機（2002年)の USERS と 「こだま」は入れないのか?
USERS 低軌道,1500kg
「こだま」 GTO,打ち上げ時点 2.8t 静止化 1.5t >>82
いや、トン単位の静止衛星のデュアルローンチ
アリアンがやってるような感じのを日本でやるのかって話
もっと低い軌道へは今までもこれからもやるでしょ
小型情報収集衛星(リアルタイムで東シナ海監視なんて口実で)を
一度に10機打ち上げなんてミッションは当然出てくると思われるし 「X線天文衛星と月着陸機の組み合わせは前代未聞」
とあったので，
USERS と 「こだま」 の前例を持ち出した．
前代未聞では無いでしょ．
トン単位の静止衛星のデュアルローンチの方は，H-IIA では能力的にほぼ無理，
やるとしたら H-IIB か H3-24L だが，H-IIB は結局 HTV 専用機．
H3-24L は質量でも容積でもデュアルローンチの余裕はあるので，
あとは専用アダプターの開発くらい． そういえば，
H-IIA 17号機(2010年)で 「あかつき」と IKAROS のデュアルローンチもあった．
両方共金星遷移軌道で，あかつき 500kg, IKAROS 300kg
あかつき単独では軽量過ぎて神童条件がシビアになるんで， IKAROS 加えたとか
http://www.isas.jaxa.jp/j/column/akatsuki/04.shtml
また、「あかつき」が軽量であることに起因して、打上げ中の正弦波振動が従来よりも厳しくなることが、ロケット側の解析により明らかになりました。
構造モデルの設計がほぼ終了した時点でのことでした。「あかつき」のほかに800kgの質量を搭載して
振動を緩和するという検討が始まりましたが、暫定的に「あかつき」の振動条件が厳しめに変更されたため、
構体の強度を解析で確認した上で、構造モデル試験ではその条件で振動試験を行いました。
振動緩和のための800kgの質量は、その後、小型ソーラー電力セイル実証機「IKAROS」と
その搭載アダプタ、PAF-900Mのかさ上げアダプタ、4機の小型衛星になって搭載されました。 デュアルローンチというよりはピギーバックに毛が生えたような感じだがな >>86
X 神童条件
O 振動条件
当初計画からすると，H-IIA 202 で金星遷移軌道に 1.3 t (500kg+800kg)以上の
打ち上げ能力はあるんだな．
「はやぶさ2」(2014年)の時は，第2段の振動問題が解決している
(LE-5B2 で噴射機やミキサーの改良) >>89
はやぶさ2の時はダミーウェイト載せてるんじゃなかった？IKAROSの時のようにダミーウェイト兼ねた探査機を計画したけど間に合わなかったと何かで読んだのだが… G20の動画の流れでこのオッサンがガリレオガリレオと言い出したので調べてみたら
UKはガリレオを軍事利用できんってか…
で、英語があんまり分からんが、このオッサンはメイ内閣の科学大臣？で
メイの交渉姿勢が弱すぎて話にならんとか言ってるね。
UKの面の皮の厚さには呆れる。
https://www.youtube.com/watch?v=xfkdJgQ0Zog
UKは2013年のESA予算に9.6%しか出してないし、アリアンスペースに対してはゼロだ。
https://www8.cao.go.jp/space/comittee/tyousa-dai3/siryou1.pdf
彼らの仕事、貰えるかな？
https://www.youtube.com/watch?v=AUs5Nm86FXY 日「英国にガリレオ使わせてあげなさいよ」
仏「なんやとー民間企業に口出しするなって…アレ？」
日「QZSSにする？英国の南方の国々で共有すればいい」
英「え？」
独「マジで？」 ガリレオはESAの宇宙計画じゃなくて、EUの安全保障だからね。
わかりきっていた話。
今後は一般の市民ユーザーと同じ扱いになってしまう。
ガリレオへのフルアクセスが遮断されれば、別の方法を見出すしかない。
文中でファイブ・アイズ（イギリス・カナダ・オーストラリア・ニュージーランド・米国で
構成される情報機関連合）あたりに協力を持ちかけてはどうか、などという声も。
しかし米国がGPSへのフルアクセスを他国に許すはずがない。
そして残りのメンバーでロケットを持つ国は無く。
安倍総理、ここは・・ 当初はデュアルよりも、30型や22型で十分受注できる、
という想定だったのでしょう。
思ったよりもライバルが多く、デュアルも用意しなければ・・
という感じだろうか。
24L型が仮に1800m/sで9～10トン、仮に80～90億円だとすると、
デュアルは計算の上では成り立つことに。
アリアンA64がそんな値段を提示することは、おそらく不可能だからね。 >>94
日英共同位だといささか規模が小さいな
あとインドと豪州くらい巻き込まないとキツそう
英連邦と日英同盟で >>95
以前でも，デュアルローンチをやらないといっていたわけではない．
H3-24L で 6.5t @1500m/s ではデュアルローンチの対象になる衛星が少なかった．
電気推進衛星が普及すると，GTO 1800m/s も自然になってきて，
7.5t くらいも可能になるし，
適切なアダプターを用意できれば，H3-24L で
GTO 2000 m/s で 9-10 ton くらいは可能なので，
デュアルローンチが現実的になってきた．
なんで，次の課題はデュアルローンチ用の共通アダプターを開発するかどうか
(H-IIA では個別の事例ごとに対処していた)
あと，相方となる衛星がうまく見つからず，
かつユーザーが急いでいる場合は，
H3-22L
でのシングルローンチに切り替えるのもありだろうし． ただ、QZSSが真の力を発揮するには電子基準点をキッチリ管理できねばならない。
民度が低く、インフラ維持力が弱い国は使いこなせないのがネックと言えばネック。 >>91-94
>>96
>>98
スレ違い．ロケット需要との関連性が大変薄い．
インマルサット社とのパイプを太くする方が，H3 ロケットの需要につながる． 大型機を高軌道に単発で飛ばすくらいなら、（QZSS）
中型機を中軌道に3～5機同時に飛ばした方がマシってのが、
みちびき1号を飛ばした時に得た知見だったはずだがな。 ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
