H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part82
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田代試験場のLE-9燃焼試験を見てみたいんですが、一般人は無理ですか？ H3ロケットのBFTが初公開 - LE-9エンジン×2基の轟音が秋田の山中に轟く!
https://news.mynavi.jp/article/20190424-813936/
>現状、比推力がやや低いとのことだが、
ちょっと気になるね 元々、水素エンジンとしてはちょっとIsp低かったからね
これ以上下がるのは遠慮願いたいところだ LE9の比推力低すぎんだろと思ったらRS68はもっと低いのね おかげでデルタIVは見た目がメタボなロケットですね。 水素系エンジンながら、比推力は多少低くなっても大推力化と低価格化を重視するコンセプトがそっくりだね
RS68とLE9 第6回 H3ロケット用LE-9実機型#1-2エンジン燃焼試験結果
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2019/190423.html
試験日 平成31年4月23日
試験場所 宇宙航空研究開発機構 種子島宇宙センター（鹿児島県）
試験目的 機能・性能確認、各コンポーネント特性取得
着火時刻 16時20分
試験時間 116.1秒（136.0）
メイン燃焼圧力 10.6MPa（10.6）
液体水素ターボポンプ回転数 43,193rpm（42,749）
液体酸素ターボポンプ回転数 17,686rpm（17,698）
備考 液体酸素ターボポンプのタービン入口圧力が予め設定していた上限値に達したため、自動停止しました。 H3 の CFT/GTV が２０２０年度で，１号機打ち上げが2020年度末でスケジュール的に厳しいかなと
おもっていたら，地上総合試験（GTV）で使う機体をそのまま１号機として打ち上げるらしい．
https://twitter.com/mageshiman1025/status/1120922772962566144
かつお51号
@Stella_boy
4月24日
返信先: @mageshiman1025さん
GTV機体をTF1として打ち上げます。
https://twitter.com/5chan_nel (5ch newer account) エキスパンダブリード方式で一番ハードル高そうだったメイン燃焼圧力が
予定目標をクリアしてるのはかなり順調だな
将来的にもっと上げられるかもな シングルスティックでSSO、24LでGTO
初回の2機が認定試験を兼ねていたはず。 アリアンスペースは日本での打ち上げシェアは75%で今後もNECやMHIとの協力を進めると。
個人的には気象庁や国交省の衛星はH2Aが多いが放送・通信はアリアンVが多い印象
https://news.mynavi.jp/article/20190426-815510:amp/ アリアンからすれば事業の過程でMHIに手の内見せるのは痛し痒しではないのかな
打ち上げ事業者として格が違ううちは気にしないのか? >>809
メイン燃焼圧力が 10.5Mpa を越えたもの(設計予定値は 10.0MPa)
第6回 H3ロケット用LE-9実機型#1-2エンジン燃焼試験(2019年4月23日)
第4回 H3ロケット用LE-9実機型#1-2エンジン燃焼試験(2019年2月13日）10.75MPa
第8回 H3ロケット用LE-9実機型#2エンジン燃焼試験(2018年6月２５日)
第6回 H3ロケット用LE-9実機型#2エンジン燃焼試験(2018年５月27日)
第2回 H3ロケット用LE-9実機型#2エンジン燃焼試験(2017年12月26日)
BFT 試験の第1回目（2019年1月21日)も，片方は 10.56MPa, もう片方は 10.40MPa >>802
H3の一段目の推進剤は約226tか
俺の予想より少し多いな 結局、LE-9の比推力が未確定だからH3-30のLEO能力は未掲載だったって事でいいのか。
22や24はSRB側の能力調整でGTO能力を固定できたと。 第1段では，比推力よりも，推力(もう少し言えばロケット全体の推力重量比）が重要．
重力損失の寄与が大きいので（極端な場合，推力重量比が1を下回ると離床できない）．
固体補助ロケットが常にある機体(スペースシャトル，アリアン 5/6, H-IIA/B) では，
第1段エンジンは比推力重視でよいけど，
デルタ IV や H3-30 では推力優先．
>>803-806
ただし，デルタ IV では RS-68 エンジンは低価格だったけど，ロケット全体としては高価格だった．
一つには2段目の RL-10 が高価格だったためだろう．
離床直後に炎に包まれるのも，運用面では皺寄せになる気もするが
(費用面ではそれほどでなくても，有人ロケットに選定されなかった理由では?) やや仕様が異なるが同じRL-10を使うアトラスVより高くなってるのに、
デルタIVが高い理由をRL-10だけのせいにするのは理屈が合わんな。 普通のロケットは、燃料が少なくなると加速度が高くなりすぎて
機体やペイロードに影響が出るのを防ぐためにスロットリングする
とくに将来有人目指すなら、人間が耐えられるくらいの加速度に抑えることが必要
スロットリング時の比推力ってフルスロットル時に比べてどうかわるんだ？ >>818
スロットリングする理由は，残燃料が少なくなった時の加速度もあるけど，
MAX-Q (空力）の負荷を低くするというのも大きい．
無人ロケットについて言えば，第2段や段間部の荷重が最大となるため，
特に MAX-Q では機軸に垂直な荷重を想定しないといけない
（荷重を低減できれば構造を軽量化できる）
Atlas-5 などでは MAX-Q 前後と燃焼最終段階の2回スロットリング
最後の1行はロケットエンジンごとに異なる．
LE-9 の計画段階では，」スロットリングすると若干比推力が向上 ターボポンプや噴射器の効率が一定とすると，
2段燃焼サイクルのようなクローズサイクルでは，主燃焼圧を変化させても比推力は一定．
ガスジェネレターサイクルやエキスパンダーブリードサイクルでは，主燃焼圧を上げると比推力は低下．
この他に比推力に影響するのは，ノズル開口比と，燃料・酸化剤の比率
ノズル開口比は地上付近では小さめの方が比推力が高い(最適値は主燃焼圧力と大気圧の比による)．
真空中ではノズル開口比が大きいほど比推力が高くなる．
固体補助ロケット(SRB)が常にある機体では，SRB 分離時の高度からのノズル開口比で設定するので，
真空比推力がSRB 無しのものに比べ高い．
燃料・酸化剤の比率は，水素系では燃料リッチの方が比推力が高いが，
タンク容積による制限がある． >>822
ありがとう．素人向けにうまく説明しているな．
「二村
つまり、ロケットが打上がるとき、
宙に浮いた直後って
瞬間的に「速度ゼロ」なんですが、
その瞬間に風を受けてしまうと、
機体が横に流されてしまうんです。 」
「二村
飛び立ってからも、
真向かいから強い風が吹きつけると、
機体が立ってしまうので‥‥。
──
ロケットって、
斜め上空へ飛んでいきますもんね。
それが「立って」しまうと、ダメ。
二村
むりやり寝かせなきゃなりません。
──
「寝かせる」のは、どなたが‥‥。
二村
ロケット自身が、自分で制御して。
飛行の邪魔をする要因があっても、
あらかじめ決めたコースから
ズレないように飛んで行けるよう、
自動制御しているんです。 」
これって，ロケットが空力的に不安定で，
それをロケットエンジンの TVC で制御しているってことだね． 民生用ロケットはともかく、軍事用ミサイルはちょっと風が強かったくらいで打てなかったら使い物にならないでしょ？
ミサイルにも気象制限はあるだろうが、具体的な制限がどれくらいか数値は軍事機密だろうが
ミサイルの気象制限を超える風が吹いてるときは打てないから、
気象制限が敵にわかるとそれを突かれる可能性がある 単純に強風下ではロケットがコケる
法令により強風下では人間の高所作業に制限がある（10m/s以上では多くの作業が禁止される）
地上施設の駆動部が正常に動作しない可能性がある
というあたりが風速制限の要因で
制御的な要素はそんなに大きくないのではないかと ロケットの制御面で風速制限はあるけど，
H-IIA/B の制限風速 20m/s はかなり強い風
>>825
>法令により強風下では人間の高所作業に制限がある（10m/s以上では多くの作業が禁止される）
これは明かに上回っている．
他のロケットではこれがかなり厳しい制限になることがある．
アレス I は細長くってしかもフェアリングが大きく，
空力不安定の度合いが大きかった，これが中止になった理由の一つ．
デルタ 4 はそこまで空力不安定ではないけど，
推力重量比で地上付近の風には弱そう．
前に，H3 ロケットの LE-9 の制御能力の議論あったが，
SRB から TVC を削除する以上，LE-7A よりも TVC の能力を増強しなくてはならない．
（でないと天候による制限が厳しくなる) BFT試験はすごく迫力があっていいね。
3機束ねるところまでやるみたいだけど、
理論的にはどのくらいいけるだろう。 >>824
そこらへんは、ミサイルの数と配備地域を増やして
冗長性をもたせてるんじゃないの？ >>812
日本は打ち上げ能力をそんなにあげられないしな。
商業打ち上げを大々的にやるなら拡張しないとダメだけど、
種子島に拡張余力ないのでは？ 低緯度
東が開けている
主要な航空路や航路から遠い
私有地ではない
滑走路がある
東京都
やっぱ硫黄島でしょ 今後しばらくSSOが多いだろうし、高緯度の射場が欲しいところ
月関連での打上げなら種子島がいいよ >>829
H3 ロケットでは、射点の片方(第2射点,LP2)と、
VAB 「（大型）ロケット組立棟」の片方(VAB2)だけで、
年間6機以上の打ち上げは見込める。
需要見込みが増えれば、もう片方を活用することで
打ち上げ回数を増やすことは出来る。
ただし2023年度までは H-IIA との共用なので、設備増強をするとしたらそれ以降。
H3 ロケットの試験１号機が2020年度、試験2号機が2021年度予定なので、
商業打ち上げは早くっても2021年から(２０２２年は Inmarsat 確定） >>832
新島の自衛隊の試験場なら新しい射点を作れるかもね。
ただ、種子島を改修した方がずっと安くつくけど 3万トン級の双胴船型ロケット発射艦を作ればいいのに >>835
そんな、いずも以上の空母を持つことは許されない https://ameblo.jp/cs18hcs/entry-12453738509.html
折角いいコメントしているのにデータが古い（H-２Bがまだ三回しか打ち上げていない頃の）
間違ったこと書いている
N－１、２、H-1も既に液体ロケットだわ（科学研のロケットと勘違いしている）
ちょっと興味ある程度じゃいい文章は書けないね >>836
空母とは？
図体でかい艦のことを空母と呼ぶのではないぞよ ならば艦と呼ばないで船と呼ぼうよ
目的が平和利用なんだから >>839
そういうレトリックはもういらない。そもそも、宇宙の軍事利用はとっくに容認されとる。 >>835
建造費用とメンテナンス費用は？
大型客船では、建造費用が5百ー千億円。
もう少し安くはつくだろうけど、
一方、双胴船と言う船型と、特殊用途ということで新造なら
相当割高になりそう。
あと、発射管制要員はいるけど、打ち上げ時の保安体制はどうするの?
シーローンチみたいに無人の打ち上げプラットホームと有人の管制船の2隻体制？
メンテナンスコストも結構なものになる。
比較すると、H-IIB の開発費用は約400億円。 >>836
>>840
話題に出たので、「いずも」は基準排水量約2万トン、建造費用は１２００億円。
ロケットの管制するだけなら武装は省けるけど、
一方通信管制設備や、海上での燃料充填設備、ロケットを起立クレーンなどがいるので、
そんなに安くなるとは思えない。 ぷっ
スペースXは着陸用の船まで作ってんのに
融通の利かない奴だな
だから周回遅れのままなんだよ もうSEA LAUNCHがあるじゃないか。
一周回って倒産ずみだけど・・・。 https://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kiban/kiban-dai46/pdf/siryou3-1-1.pdf
https://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kiban/kiban-dai46/pdf/siryou3-1-2.pdf
・H3 デュアルロンチ検討開始
・H3 シングルスティック SSO(500km)4トン以上 50億円目標
・シナジーイプシロン SSO 600kg以上 30億円以下目標
・イプシロン 受注後12ヵ月で打上
・イプシロン 300～600kgで年間10機程度の需要見込み
・固体燃料ロケットは即時性が高く、戦略的技術として重要 ちょっとすれ違いなんだけど、このスレ一番人多いから、
聞きたいんだが、宇宙板と、天文板の棲み分けってどうなってるの？
両方とも見ろって言うならそれでいいのだが。 >>847
天文板は自然の天体の観測
宇宙板は人工のもの、ロケット、宇宙船、人工衛星、宇宙開発
が主体なんじゃないかな
天文板でX線衛星はともかく、通信衛星とかは扱わんでしょ
宇宙板で惑星探査とかは扱うかもしれないが赤色巨星がなんたらとかも扱わないだろうし 宇宙板ってたしか航空船舶板から独立したんじゃなかったっけか 安全管理が複雑になり高コストに繋がるから
艦上発射管制設備は無い方が良い
というか発射管制なんてリアルでも要らない
スタバのMacやお家のスマホを繋げば事が足りる >>850
中断とかしなければならない時にスタバや家のインターネット回線が途切れたら…
つか、インターネット回線は遅延して当たり前だから管制には使えない >>851
回線など多重化すればいいし
要はGOを出す責任者という形が欲しいだけ
つまり現場付近に居るか居ないか
1か0かの話ではなく
どれくらい疎になるとどの程度のリスクになるかという話 >>852
多重化もそうだが遅延の問題もある
数秒遅れる可能性もある >>853
自動停止のパターンを仕込めば
人間に頼る量も質も下がる
なんなら人間自身も数百ミリ秒から無限に遅れるポンコツなので
責任を取らせる以外の目的で人間になんて頼らない方がいい >>846
SRB-3 の分離試験が5月予定か
BFT で LE-9 3基形態の燃焼試験が6月下旬以降
ついでだが、
https://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kiban/kiban-dai46/pdf/siryou2-4.pdf
に、デュアルロンチ案(電気推進静止衛星 2.5ton X2)が乗っている。
ちょっと驚くのは、2つの衛星が縦積みではなく、横積み。
素案の段階だから、まだまだ変わるかもしれないが、 >>848
なるほどです。
天文と、宇宙工学っすね。
で、探査機は両方かかると。 >>855
LE-9で4機以上とか、スペースXみたいに回収とか、
やらんないんですかね。 >>856
探査機でも天文板のほうでは探索結果とかが中心で宇宙板だとどの国が作ったとかどういう重量でどういう機能だ、とか
でも、宇宙板でも宇宙論展開しているスレもあるし、まあ曖昧ではあるな >>855
> ちょっと驚くのは、2つの衛星が縦積みではなく、横積み。
同時に放出する想定だね
あとはそれぞれの衛星側で位置を調整する
軌道傾斜角は同じ いつまでもちまちました衛星を何個も積むのではなく、宇宙船積めばいいだろ？
Hシリーズロケットのデッカイノーズコーンの中が半分も埋まっていないのは虚しい 容積も大事ではあるけれど
打ち上げ能力に対して支配的なのは質量の方なんで >>854
その自動停止が100%確実に行える技術が存在するのであれば打ち上げ管制の必要はないな >>862
責任は証券化して適当に分散すればいいな
最終的には低リスク低利回りの御札になるだろうが >>853
もともとロケット自体が遠隔操作するもので何の問題も無いのに
船なら無理ってどういう思考センスだね？ >>860
ロケットの側にいくら打ち上げ能力や信頼性があっても、宇宙船が無ければどうしようもない。
どうぞ有人宇宙船スレへ。
>>863
ロケットと関係なくなっているぞ。
あと、シーローンチでは、打ち上げ管制以外に、
(揺れる)海上でのロケット移送や起立、燃料充填作業があるぞ。
(技術的に解決可能ではあるけど、コスト上昇要因)
打ち上げ直前にトラブルが見つかっても、海上では(交換部品の輸送など)対処が難しく、
港に戻るしかない。
これらは、再使用ロケットの第１段(海上)回収には無い技術課題だな。 >>865
技術的なところは人間が関わらなくても動くようにすればいいでしょ
ロケット本体の信頼性が上がれば人間が関わらない方がコスト下がる
トラブル発生時の対応の面倒さは気球プラットフォームからの打ち上げも同じで
打ち上げに便利な領域って概して人が少ない領域だから
必然的にトラブル発生時の対応もとりにくくなるジレンマ
もうペトリオットみたいに整備したらコンテナへ詰めてしまえ >>866
技術的には可能なんだが、どれもコスト上昇要因になる。
再使用ロケットには、複数のロケットメーカーが乗り出しているが、
シーローンチは追随するメーカーが出ないのは
ここら辺の理由かと >>867
人口密度が低くてインフラ揃ってて航空路や航路が邪魔しない射点が
一番現実的というつまらない結論に
世界中の人がもう少しロケットに対して不寛容なら洋上打ち上げの合理性も上がるのにな >>868
シーローンチには，赤道付近の打ち上げができるメリッ十はあるけどな．
ただ，静止衛星の全電気推進が広まると，軌道傾斜角の変更が自由になって，
赤道射場のメリットが低下する．
10年以上前にはこの要素は無かったので，シーローンチはそれなりに有利だったのだろうけど，
近い将来に全電気推進衛星が普及すると不利な面が目立つようになる．
ついでだが，ギアナ宇宙センターの優位も低下するな． H3ロケットの打ち上げコストを下げる最大の方法はデュアルロンチ
ブースターつけてでもデュアルロンチしたほうが低コスト化できるんじゃね？
ただし、打ち上げ本数が少なくうまくあいのり衛星を探せない >>865
ここで上げた難点の内，燃料充填作業は固体ロケットなら不要なので，
固体ロケットの海上打ち上げは(ビジネスとしても)ありかもしれない．
（ロケット本体の起立はやや面倒になるけど）
でもスレ違いになるな >>869
いや軌道変える分で衛星の寿命がどんだけ縮むよ
極軌道に種子島より効率よく打ち上げられるのほうが大きいんじゃない？
ペイロード半分になるらしいし >>873
静止軌道なら，軌道傾斜角変更は電気推進で効率よくできる． 最近の静止衛星は15年から20年くらいの寿命があるので
軌道変換に数か月多くかかったところで、大した問題じゃないわな 昔のロケットは静止漂流軌道まで衛星を輸送していたし、今もロシアロケットはGSO打上げが可能。
しかし衛星側の推進剤タンクを大きくすることで、
GTO軌道打上げでも問題なくなった。
近年の⊿v=1500m/s縛りは、GTO→GSOの
変更量を業界標準のアリアンと合わせる事で
衛星再設計の手間が省けるという理由。
同じようで微妙に違う。 ΔV=1500m/sは、全電化とFalcon9&Heavyの登場で価値が低くなってる
という話し 衛星運用企業側としたら打上ロケットに関係なく
同じ衛星を使って面倒少なく営業したいから、
アリアン縛りは当面続く。
全ての企業が先進的ではないからなあ。
契約締結には賄賂や便宜の要因も大きいし。 少量生産システム（ミニマルファブ）で集積回路の試作に成功
http://www.jaxa.jp/press/2019/05/20190510a_j.html
宇宙用の電子部品調達は常に問題だったけど
これで少しは改善するかもね H-IIA/B ではアビオニクス部品の枯渇での機器再開発(2007-2013)があったな
部品のまとめ買いすればある程度は緩和されるけど、
十数年にわたって使いつづければ避けられ無い課題だな。
H3 ロケットでは、アビオニクスに(航空機用、自動車用など）の民生品を活用するとかあったな。
温度や振動条件は条件満たしているので、放射線耐性を確認すれば良いとか。
それでもどこかで部品の更新は必要だろう。
>>879
まだ技術としては未熟な気がする。
それでも、継続的に発展させていくべき技術課題という点では同意。
ロケットだけではなく、HTV とか、情報は少ないけど IGS でも悩んでいる課題だな。 ミニマルファブ持ち上げているけど、日本の半導体産業壊滅して半導体工場維持できないけど自国で生産はしたいので
仕方なくやってるんだよ
大量生産する場合、TSMCやSamsungにコストでまったくかなわないし、
7nmとかの最新プロセスの生産も不可能
ロシアとかも軍事用チップ生産のために小規模ファブ持ってるはず >>882
ミニマルファブ持ち上げ批判は分かるが，
何か論点がずれている．
宇宙向け半導体は，大量生産品をそのまま使うわけにはいかない．
省電力，温度や振動耐性，放射線耐性を確認して使うんだが，
まとめ買いしてもロケットを十数年継続して使っていると，
大量生産品のラインが閉じてしまって，
枯渇部品問題が出てくる．
もうひとつ，7nm の最新プロセスと，
放射線耐性などの航空宇宙用の要求は
両立するのかね? >>883
＞もうひとつ，7nm の最新プロセスと，
＞放射線耐性などの航空宇宙用の要求は
＞両立するのかね?
どう見ても高集積度は放射線に弱いと思う。実際のデータは知らないが https://jpn.nec.com/techrep/journal/g18/n01/180120.html
処理系はこれを使う。
NEC独自の金属原子移動型スイッチ“NanoBridge”を搭載したFPGA
（NanoBridge-FPGA）は、電力効率が高く、かつ処理速度が速くなっています。
更に、放射線や高温に対する耐性にも優れており、センサー端末の低電力化と
高性能化を両立させる技術として、幅広い応用が期待されています。 ISSでなら普通のサーバが普通に動いた
宇宙線由来のソフトエラーは地上でもあるしな
さあ、宇宙の旅を始めよう - 宇宙を駆けるスパコン「Spaceborne」 (2) 打ち上げ後のSpaceborneはどうなったのか? | マイナビニュース:
https://news.mynavi.jp/article/20180323-604745/2 SSDが20台のうち4台が故障とか
恐ろしいほどの故障率だな >>888
「Spaceborne Computerの重量は約30kgで、使用可能な電力は1kW。]
これって，重量と電源と排熱に余裕のある ISS だから可能だね．
もうひとつは，ソフトエラー累積すると再起動で対処．
H-IIA/B,H3 の第2段だと重量はともかく電力と排熱でダメだな．
他のロケット機でもまず無理．
多くの人工衛星でも厳しい(排熱処理系を別途用意するしかない）． 宇宙で真空中で稼働させるとなると，排熱をファンで冷却するわけにいかず，
基盤から熱伝導しかないので，消費電力が小さいことが要求される．
作動温度の幅も広い（摂氏 -40 -- 摂氏+120度)
振動，衝撃に対する要求もある．
それに加えて耐放射線
実は上記の要求のかなりの部分を満たすのは自動車用半導体
作動温度の幅の要求はやや広い（摂氏 -40-- +140度,エンジンルームやトランスミッション)
振動，衝撃に対する要求も結構ある(通常で 2-4G,エンジンルーム内では 20G 以上) ．
信頼性もそうとう要求される(軽微なトラブルでも再起動で対処と言う対処はできない)．
(冷却が難しい場所が結構あるので)低消費電力も要求される
無い項目は耐放射線くらい．
(自動車用で湿度(結露)に対する要求等は宇宙用には無い項目)
ISS 内部でのサーバとかノートパソコンでは，温度は人間が耐えられる程度で，
冷却ファンが使える，
振動もそんなにかからない．
ソフトエラーは再起動で対処できる．
=========================
改めて調べて驚いたこと，
自動車用半導体に要求される耐環境性は，耐放射線をのぞくと宇宙用と同等か
一部では過酷(湿度とか水分)なんだな．
エンジンルーム以外だと，環境条件は緩和されるが，
例えばエアバックでは信頼性要求は厳しい． >>890
ロケットの場合は燃料や酸化剤をヒートシンクにすれば相当な量の排熱でも原理的には処理可能だが
人工衛星の場合だと大量の排熱の処理は確かに難しいね 宇宙空間に赤外線として捨てるしかない。
だから熱移動技術が必要になるのだが、それより発熱させない事の
方がはるかに重要。 人工衛星で大量の排熱をしている実例はそれなりにある．
放送／通信衛星では電磁波を出力するが，効率 100% ではないので残りは放熱しなければならない．
大面積の放熱システムと，ヒートパイプなど熱伝達も必要．
ISS もそういった実例
>>892
最初の部分，原理的には可能だが，実例は?
H-IIA/B では液体水素は熱容量が小さすぎて論外だが，液体酸素でもヒートシンクにできるかな?
他のロケットで採用例があるのだろうか? 基幹ロケットのブースターをイプシロンに使いまわすのではなく、
イプシロンのロケットを基幹ロケットのブースターに使いまわすほうがいいとおもう
あくまでイプシロンとしての性能第一で作る感じで >>896
イプシロンの一段はもっと大きいほうが効率がいいらしい
しかし、それをH3に使うとH3のコストがあがってしまうと思う 1段目をSRBで間に合わせる事と引き換えに、
アッパーステージの予算と自由度が増えているのが
イプシロンロケット。
2段目3段目の改良強化が比較的短期間に許されているし、
3段目オプション扱いのPBSも、初期構想では
3段目の殻に固定されていた物が、開発途中で
3段目から分離して飛行する4段目に変わっているとか、
書類主義のお役所とは思えない柔軟さを発揮している。
そんなイプシロンの柔軟さがH3開発など他へ波及する事で、
半官半民のJAXAの開発力が揚がっているから面白い。 ISAS系は大物になると失敗するから、一段をNASDA系にまかせて上段等のコンパクト部分をやるのが良いんだろうな。 ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
