H-IIAロケット総合スレッド-F5 第二弾ロケット点火!

打ちage

まだDeath!

http://homepage.mac.com/hiroyuki44/hankaku09.html

ちなみに次スレはこちら。1000消化したら移住しましょう
http://travel.2ch.net/test/read.cgi/space/1046677410/

（速報）デルタ４が商業打ち上げから撤退の方針とのこと。
http://spaceflightnow.com/news/n0307/15boeing/
政府ミッションのみにするそうです。
ライバルが１つ減ったと考えていいのかな。

>>938
　それはマアそうだが、今それだけ商業打ち上げ環境が厳しいって事でも有るよな。

はァ〜(溜息)

どうする？○○○○

米衛星大手のローラル社も今日倒産したらしいからなあ。

デルタ４って、見たところ機体構成がシンプルでコストが安そうで商業向きだと思い込んでいたけど、いったい何が悪かったんだろ。アリアン5よりも有望に見えたんだが。。

デルタ４の1段目って2段燃焼式？
液酸液水は繊細すぎるんかのう。
シーロンチが安杉

炉心融解

>>943
とりあえずリンクぐらい読めよ。

>>946
いや、機械翻訳で読んではいたけど、何でデルタ４がコスト高になってしまうのか、
いまいち理由がよく分からなかった。

http://www.loral.com/investorrelations/ri.html

うーん・・・

ご愁傷様なことで…

>>944
１段目はガスジェネレータで、ＲＳ−６８ってエンジン。
ttp://www.boeing.com/defense-space/space/propul/RS68.html（画像付き）
ttp://www.spaceandtech.com/spacedata/engines/rs68_specs.shtml
重さ6.6t、推力約330t、比推力410秒。

60%までスロットリングして、燃焼圧が下がってもIspが変わってない・・
なんか腑に落ちないや。

>>951
ノズルの設計が絶妙なのかね

>>952
よっぽど妙なデザインの可変ノズルじゃないと無理かな？

真空はともかくsea levelのほうは誤植か，いい加減な値でしょ。きっと。

ガスジェネで1段目出来るんだ。
やっぱりLE-7Aの次で2段燃焼はあぼーん？

ガスジェネで1段目ができないわけがない。

次期基幹ロケットの主エンジンが2段燃焼方式でないのは既定です。

とか言ってるあいだに中国の有人飛行ｹﾃｰｲ
http://headlines.yahoo.co.jp/hl?a=20030721-00000511-yom-int

さらに早くも次世代ロケット開発を明言
http://j.people.ne.jp/2003/04/01/jp20030401_27577.html

>>958
汚染ゼロってのはどういうことだ？
額面どおりに受け取れば，デルタ４ばりの液酸液水のみ（固体なし）ってことか？

>>959
たしか、CZ-5っていうロケットを計画してる。アリアン並の大きさの2段式。
メインは１・２段共に液酸液水、ブースタはケロシンだったと思う。
1段目の液酸液水エンジンは何基かをクラスタ化してて、
どうも２段目とエンジンを共通化できそうに見えた。

>959
まあ新聞記者の科学知識なんてどこも朝日と同レベルだろうから、
そういうことなんでしょうね＞液酸液水
長征シリーズは2から4までヒドラジン燃料だったし。

しかしということは、これまでのICBM転用ではなく
一から衛星打ち上げ用のロケットを作ろう、ってことなんだろうか。

あった、これだ。
CZ-5-5.0
http://www.astronautix.com/lvs/cz550.htm

http://news.searchina.ne.jp/2003/0123/general_0123_002.shtml
>「神舟」シリーズの飛行・回収実験に携わった技術者、科学者らの平均年齢は
>わずか２８歳という統計もある。高名な大学院からこの実験に参加することを
>志望してくる優秀な技術者の増加で人員の若返りが進んでおり、

中国は侮れんな。

しかもこれはアメリカにとってもやばそうだ。

http://japan.donga.com/srv/service.php3?bicode=060000&biid=2003011618378

　軌道上マヌーバは有人宇宙船必須の技術なんだから、
いまさらASATだMaRV関連技術だと言うのもなんだかな。

次のメインエンジンは、ブリード エキスパンダ という話。
つまり、今の2段目のエンジン。
ガスジェネレータをなしでするやつ。

日本製の液水/液酸エンジンって、なんかぶっ飛んでるように感じるのは漏れだけか？

>>962
そこに書いてある内容は、かなり以前の推定値で、あまり正確ではないよ。最近では
5mコア・ロケットに付く液水エンジンの数や推力が少し違っている。
http://www.astronautix.com/lvs/cznglvb.htm
（これも、どこまで正しいかのは、よく分からない）

>>967
1段が2段燃焼サイクル、2段がエキスパンダーブリードサイクル
どう見ても過剰品質な感じはぬぐえないわな。
特に凄い比推力が得られたわけじゃないってのがねぇ。

当初はもっと能力の高い物にするつもりだったのかな？

>>969
燃焼室圧力を当初予定では１５０気圧にするんじゃなかったっけか。
SSMEの２分の１という計算だったが、あちらはターボポンプの
能力が桁違いだからなぁ。

さらに今は短ノズルで比推力落ちているしなぁ。

>>970
たしか最終的には130気圧に落ちたんだよね。
LE-7Aではもう少し落ちて125気圧、だったかなあ。
SSMEは210気圧みたい。

>>968
フォローありが�d。たしかにまだ流動的みたいだね。

Deltaの先行きがやばそうな雰囲気だけど
MがBoeingと組んで開発中の
http://www.mhi.co.jp/aero/productf/u07.htm
は大丈夫なの？
日本の次期基幹ロケットの上段はこれになるんじゃなかったっけ。
まだLE-5系でやるのかな。

>>969-972
だから、次期基幹ロケットではLE-7方式は止めることになった。

>>974
メインエンジンもLE-5方式を採用します。

エキスパンダーブリード、一段目用に大型化を検討したけど、結局ポシャりそうな雰囲気だったり。

NASAもケロシン見直してるのか……
http://www.spaceflightnow.com/news/n0307/20rs84/
確にケロシンでやったほうが「ロバストエンジン」になりそう。

>>976
マジっすか・・・
燃焼圧が上がらなそうな感じだったからなぁ。それが要因かもなぁ・・・

ところでロバストエンジンってどういう意味ですか？

>>979
多少無理させてもなんとかなっちゃう、頑丈なエンジン。
つーか、言い方を変えれば冗長度の高いエンジン。

で、あってる？

http://homepage.mac.com/hiroyuki44/hankaku06.html

http://homepage.mac.com/hiroyuki44/

エキスパンダは2段燃焼などに比べ、もっともシンプルなロバストエンジンだけど
低推力なので、今までは上段でしか使われてなかった。
しかし、エキスパンダーブリードを用いた場合、推力100トン超の見通しが立ち、
次期基幹ロケットのメインエンジンに急浮上した。