ロケット総合スレ11

音速を越えるあたりがかなり厳しそう。
圧力とか抵抗とか。

噴射する元素が軽くてもその分高速で噴射できれば推力を上げられるが
液酸液水の組み合わせでは軽さを補うほどの噴射速度にはできないという事か

>>953
燃焼室の温度上限が先に決まるから
それ以上の能力には絶対にならないですよ。

エレベータで軌道に運んで　イオンエンジンで月面
そっからレールガンのマスドライバーで打ち上げ
が一番効率いいのかなあ？

>>953

同じエネルギー（燃焼温度)では，噴射する元素(分子)が軽いほど，噴射速度は高速になる．
ということで，液酸液水の組み合わせが実用ロケットでは噴射速度(比推力)最大．

>>954

「燃焼室の温度上限」は，燃焼室壁面の温度上限のことだろうけど，
これと，ガスの燃焼温度とは大きく異なる．

>>950
これが正解．

推力は噴射速度と質量流量の積だけど，液水では密度が極めて低いのでターボポンプへの要求が厳しく
質量流量を稼ぐのが大変．で，大推力が厳しい(でもできなくはない)．

RS-68作った技術者は、とりあえず流量優先、あとは何とかなるって言ってた

>>956
燃焼室温度上限ってのは
燃焼室出口温度（またはスロート入口温度）のことですよ。
それを制限しているのが
壁面温度だったりする場合もあるでしょうけど。

ちなみにガスの燃焼温度も全然関係なくて
気体の温度だけの問題です。


でも浅学なもんで
爆速や燃焼室内流の
流速エネルギーを積極的に利用してる
ロケットエンジンもあるかもしんないですけど
僕にはさっぱり思いつきません。

>>957

ターボポンプに必要なパワーは，体積流量と圧力の積なので，
燃焼室圧力を妥協すれば，液水でもそれなりの大推力は可能だな．

比推力が低下するとか，ロケットエンジンの質量がでかくなるとかデメリットはあるけど．

超光速航法が出来るロケットを生産しろよ!?♪。

>>958

やっぱり意味不明．

>ちなみにガスの燃焼温度も全然関係なくて
>気体の温度だけの問題です。

燃料と酸化剤の化学反応からガスの燃焼温度には上限があるし，
材料の耐熱性から壁面温度には上限ありますが，
燃焼室出口温度（またはスロート入口温度）はどちらとも関係が無いという主張ですか?

それから，どの程度の物理や工学の知識がありますか?
熱力学の断熱膨張とかご存知ですか?

>>961
本気でおっしゃっているなら
本当に悲しくなってしまいます、、、

>>962

もしかすると結構知識はあるのかもしれませんが，

>>954

の文章は明かに説明不足で，誤解を招きます．

高卒の無学なおっさんの理解だと、燃焼室内の圧力がノズルによって速度に変換されてる
この時、ガスの分子量が小さい方が推力が上がる
という理解だったのだが・・・？

>>964
さすが高卒……次元の違う無知っぷりだなｗ

そっか(´･ω･｀)
真面目に勉強してみるわ
ちょうど会社が倒産して暇だし

なんだ以外と航空宇宙工学の人間少ないのな。ここ。

>>964
一行目の理解は的確だと思います。
結論が間違ってますがｗ

ざっくりいって同じ圧力になるのに
どれだけの質量の気体が詰め込めるか考えれば
結果はわかると思いますけどね。


まぁ、僕も独学なので
気長にやりましょうｗｗ

分子量が大きいＣＯ２に比べＨ２Ｏは分子量が小さい＝同じ温度なら分子運動速度が速い＝同じ温度なら噴射速度が速い＝比推力が大きい。

しかし液体水素の比重は約０、１で軽いので大量に燃焼室に送り込むのが難しく大推力エンジン開発が困難。
最大で数百トン級。

この解釈で良い？

>>956
>大推力が厳しい(でもできなくはない

RS-68　「テヘペロッ♪」

液水のエンジンで製造にまで着手した例ならM-1がある。
LE-Xを4基まとめたくらいの性能だから、
これが完成すればとりあえずなんでも上がったわな。

なぜ図体が馬鹿でかくなる一段目水素エンジンにこだわる。
ちゃんと製造性、コスト、運用性、信頼性などの観点からトレードオフすべき。

何故かとても哀しいレスが

>>953
あと、いい忘れてましたが
液酸液水は混合比をかえることで
噴射速度めちゃくちゃあげれますよ。

このとき噴射速度が高いのは
未燃焼ガスの水素の方なので
あえて燃焼ガス温度に拘る必要性は
特に感じないですね。

>>971

ありがとう，勉強になった．

http://ja.wikipedia.org/wiki/M-1_%28%E3%83%AD%E3%82%B1%E3%83%83%E3%83%88%E3%82%A8%E3%83%B3%E3%82%B8%E3%83%B3%29

「エアロジェット社のM-1はこれまでに設計、製造された最も巨大で強力な液体水素を
燃料とするロケットエンジンである。M-1の原型の推力は667万N (150万lbf)で
800万N(180万lbf)まで増強する事を見込んでいた。」

F-1 以上の推力じゃないか．

結局，振り出しに戻って
「液体水素のエンジンがケロシンのエンジンと比べて大推力化しにくい理由は，
（歴史的事実からすると）実は特に根拠があるわけで無い．」

サイエンスの面からは，化学ロケットの比推力には上限があるけど，推力には上限が無い．
技術からいえば，ターボポンプの性能で限界あるけど，これも燃焼室圧力を妥協していっても，
比推力は落ちるがケロシン以上なので，なんとかなる．

全然別の理由で，火星有人旅行のようなプランでも無ければ，巨大推力液体水素のエンジンの需要が無かった．
だから，M-1 ロケットエンジンは予算が続かなくなって終了．

一段目から液酸液水で固体ブースターも無ければ
炎がよく見えて綺麗そうだな

今でも点火時の青い火は綺麗だよね

比推力の上限て耐熱温度で決まってるんか、化学反応のエネルギーで決まってるんか
どっち？

>>978
燃料と酸化剤の組み合わせ

最適混合比で単位重量あたりの発熱量が最大になるものがベスト
理論上は　液体フッ素/液体水素　の組み合わせが最高だが
実用化が不可能なので、液体水素/液体酸素　が現在はベストと言われている。

化学反応熱に頼らない熱源があれば比推力はより高くできる
臨界状態にした原子炉に液体水素を流し込んでやれば
冷戦時に作った試験エンジンで600秒は行ったらしい。

>>976この前のデルタ4見なかったの？

RS68の色を例えるならちょっと薄い普通の火だよ。あれならヒドラジンの燃焼色の方がきれい

RS-68はアブレーションの色が混ざってるんじゃね？
多分ノズル出口付近の温度もLE-7Aより低いんじゃないかな？

>>978

ガスの燃焼温度
燃焼ガスの平均分子量
比熱比（定圧熱容量と定積熱容量の比，単原子分子，2原子分子，3原子分子で違う）

の3つのパラメーターで比推力の上限が決まる．


>>979
発熱量最大の最適混合比からずれると，ガスの燃焼温度は低下するが，
それで燃焼ガスの平均分子量が低下する場合には比推力は向上することがある．

http://home.mat.t.u-tokyo.ac.jp/ob/takeoi71/pdf/sotukeisekkeisho.pdf

の図１など．この場合完全燃焼するのは混合比 8 だが，比推力最大となるのは 混合比 4
(流石にこの値では液体水素タンクの容積が大きくなりすぎるので，
実際のロケットエンジンでは混合比 5-6 くらいにしている)

三菱名誘のステマか？水素水素と。

>>980-981
SSMEだとほとんど透明な炎なのになぜこうも違うんだろうか？

わかったよ！LNGエンジンが実用レベルに達したニュースを掻き消すためのステマだこれは！

>>984
>>981に答えが書いてんじゃないの、温度云々は関係ないと思うが。

英国のブラックアローが、過酸化水素＋ケロシンで燃焼ガスが無色となる、とwikiに
書いてあるんだけど本当だろうか。

液酸液水の炎でもアブレーションであの色になってしまう訳か。

SSMEだと燃焼中でもインジェクターまで観察できそうだが
インジェクターまで写っている写真はないかな？

水素に夢見るのはもう止めようぜ

酸素水素が最高てのは今の現実だろ

今の現実ってか、H-II開発時当時はそう思われてたって話だろ。

夢見てるっていうのはエンジン作るだけで国家財政傾けたソ連みたいなのを言うのです

都市ガスの炎って青白いよな？
高性能な灯油ストーブでも同様に青白く燃える。

ケロシンでも完全燃焼になれば同様の筈。　
赤い炎は不完全燃焼のススが混じっているだけだ。

完全燃焼させると、後方へ噴射する排気の質量が低くなって、
かえって推力が減るんだっけ？

>>978
化学反応のエネルギーです。
取り出せる割合が温度でだいたい決まるけど
たいていはシステムの圧力上限の方が
先に問題になります。

>>978
>>995

圧力上限は，真空比推力については関係ない．
（海面上比推力では 燃焼室圧力と外気の圧力の比で関係する）

酸素水素が最高ってのは何をもって最高だと言ってるのかね。
Ispだけで比較するのは視野が狭い。
ロケットシステムとして最適なものを選ばないと。
ドラッグレースにプリウス持ち出すようなもんだ

液酸+ケロシンが最強ですね、わかります

>>996
だめだこりゃｗ

>>978

このスレで，航空宇宙工学にある程度詳しい人間は少ないですし，
中途半端な回答は混乱の元ですので
多少面倒でも専門の文献に眼を通して，数式を追うのが間違いありません．

たとえば

http://aero.metro-cit.ac.jp/nakano/rocket/Rocket1.htm

に化学ロケットの比推力の上限について述べてます．

T: ガス（の燃焼）温度
M: （燃焼ガスの平均）分子量
kappa :ガスの比熱比(定圧比熱と定積比熱の比)

の3つのパラメーターで決まります．

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