●崖っぷち　M-Vとそのスレッド

前から不思議に思っていたんですが
M-Vの1段目って、なぜあんなに推力を大きくしたんでしょうか？

米国のトーラス、欧州のベガの1段目はM-Vよりも推力が小さいのに
ロケットの重量に対する衛星重量の割合（ペイロード比）はM-Vよりもかなり大きいんですけど。


これがあっているかどうか知らんのだが
↓
http://hometown.aol.de/_ht_a/b14643/space-rockets/West_Europe/VEGA/Design/Vega.htm

ベガは総重量133tonぐらいで打ち上げ能力はSSO 1.4ton。

これってロケット重量および打ち上げ能力は、かつての日本のH-I に近いと思うんですが。

>>101
そりゃ、重力損失を考えれば一段目は大推力で一気に大気圏を抜けたほうがいいっしょ。
てーか、世界的に全段固体ロケットっての増えてきてるな。ISASの方針って世界を先取りしてた？ｗ

＞＞そりゃ、重力損失を考えれば一段目は大推力で一気に大気圏を抜けたほうがいいっしょ。


それは分かりますけど

自分が思ったのは、M-Vは推力が大きいのに打ち上げ能力はあまり大きくなく
ベガは推力が小さいのに打ち上げ能力が大きい。

だったらM-Vも推力をもうちょっと落として（衛星にやさしい）
ほかの部分を改良して打ち上げ能力をもう少し上げることもできるのではと思ったわけです。

>>103
ちょっとググってみたけどベガの打ち上げ能力ってそれほど大したことないんでは？
低軌道1.5トン（ただし極軌道）ってのは見つけたけど。
http://www8.cao.go.jp/cstp/tyousakai/cosmo/haihu20/siryo20-1.pdf

意外とウィキにものってたｗ
http://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%83%B4%E3%82%A7%E3%82%AC%E3%83%AD%E3%82%B1%E3%83%83%E3%83%88

MVロケットを一回り小さくしてコストダウンした感じだな。
アメリカでも同じタイプのロケットを開発したし、
意外と全段固体というMシリーズのコンセプトは世界的に認められつつあるのかも。

>>104, 105

104のpdfは、うちのバージョンが古くて見れないのでスマン。
明日でも新版ダウンロードして見ることにして



LEOの定義が資料によってまちまちなので何ともいえないが

M-Vの打ち上げ能力は、高度250km 軌道傾斜角約30゜で打ち上げた場合 1.8ton、
極軌道打ち上げ能力は高度600〜700kmで約 1tonと聞いたことがあります。


ということはは、ベガの極軌道打ち上げ能力が1.5tonということは
軌道傾斜角を変えればLEO 2トン半くらいいくんではと。


M-Vの半分の重量しかない米国の固体燃料ロケット トーラスがLEO 1.3ton程度打ち上げ能力があるので
トーラスとよく似た構造重量比を持つベガはもっと打ち上げ能力があるんでは。

確かＭ−Ｖは諸問題で推力きっちり使いきれないんでなかったっけ？
スペックだけならLEO2tは逝けた筈
で、ベガは４段目が液体なのが利いてるんじゃないの？

isasも一応液酸液水の設備はあるんだけどねー、nasdaとの仲は今更…
ペンシルの演出なんてもう涙ぐましくて…

>>107
ISASの中の人が、「M-Vの上段に液体のせたいけど予算が・・・」
的な事を言ってる記事をググって見つけた。（インタビュアはロケットガールの人ｗ）
けど液体水素の施設あるの初耳。勿体ないなぁ。
液酸液水乗せてて改良を加えれば３t位は逝けるのかにゃ。

>>107
4段目をヒドラジンの代わりに固体燃料を使ったとしても、打ち上げ能力はそれほど落ちないという気もします。
たとえば去年打ち上げられたアメリカのトーラスXLは全段固体燃料ですが

トーラスXLの総重量は77トンで、打ち上げ能力は高度 200km軌道傾斜角 51.6度で打ち上げた場合 1500kg。
太陽同期軌道の軌道傾斜角 98度 高度 700kmで打ち上げた場合 945kg。

ページ16を参照
↓
http://www.soumu.go.jp/joho_tsusin/policyreports/japanese/group/tsusin/Pdf/000511d55111.pdf


http://hometown.aol.de/_ht_a/slvehicles1/United_States_1/Taurus/Design/Taurus.htm

>>109
燃料だけじゃなく、ロケット（エンジン+燃料タンク＋外殻）質量も加味したら
案外・・・ってことなのかにゃ？それがロケットの規模とか、できによってかわるとか

こんなのがあった。　M-Vの小型高性能化

http://www.isas.ac.jp/ISASnews/No.213/mspace.html

>>111
200億位だせばやるんじゃないかな。
その予算が無いのが悲しい所

てーかGXマジ要らないよな。M-Vの高性能・低コスト化か、
上段に高比推力の液体ロケットのせれば十分。

てか、M系列のロケットを商業用に使えるようにしないのなんで？
アビオニクス系のコストを削減して（輸入したりして）
ロケットもH2Aの部品（？）を流用して量産効果を出せば、
欧米の小型ロケットと競争できる物も作れるんじゃない？
海のものとも山の物とも判らんGXなんぞよりはよほどいいと思うんだが。

>>113
M-Vで打ち上げられる規模の商業衛星ってあまり無いからでは。

世界におけるロケットの現状
http://www8.cao.go.jp/cstp/tyousakai/cosmo/haihu20/siryo20-1.pdf
から引用
＞○今後１０年間（２００３年〜２０１２年）における、中小型ロケットが打
＞上げ手段となりうる商業衛星打上げ基数予測は、低軌道衛星が３
＞基／年、小型静止軌道衛星が４基／年程度

同資料によるとM-Vと同じぐらいの中・小型ロケットは色々な国にあるけど、
それらも非商業用なのかな？

>>114
鶏と卵かもね。

小型衛星を低価格で上げられるならば、衛星の小型化が進む可能性もあると思う。
てんこもり大型衛星を作ってしまうのはそのほうが今のところトータルコストを抑え
られるからじゃないかな。

>>115
新しい「ひまわり」とか、なんでそんなデカイの？　って気にはなったよ。
GXや今のM-Vみたく50億も60億もかけて小さな衛星を上げる位なら
H2Aでドカーンと大きな衛星を打ち上げた方がって誰でも思うわね

>>114
いまこのクラスのロケットの国際価格は凡そ20億前後って事か？
M-Vは30億まではコストダウン可能とか言ってたし、
改良型を作って、1段目ロケットをH2Aのブースターと共有できれば
何とか国際競争力のあるのを作れるのかな？

>117
例えＨ２ＡでもデュアルローンチでＭＶ×２よりペイロードが大きいし、微妙な悪寒…
やっぱり全段固体は軍事利用みたいな即時性が必要なのがメインで、そういうのを日本に期待しても…な悪寒

ＭＶliteを仮に作るならペイロード半分でも、一発１０億以下にしないと意味がなさそう

>>118
このクラスの商業衛星が世界で年３ってのは少ない罠ー確かに。
それならいっそ上段を液体、LE5系かGXで開発中のLNGロケットに転換して
LEO打ち上げ能力を3〜4トン位にした方がいいのかねぇ・・・

結局、高いんだよ。
M-3S2だったら半額で上がるんで、
衛星は小さくなってもそっちの方が良かったって研究者はいるんだけどね。

選べなくなったのが最大の誤りだな。

>>118
M-V liteっていったら、現M-Vの1段目を取っ払ったものですよ。

M-V 1段目をH-IIAブースタと置き替えるものとはまた別物。

高空観測用ロケットに上段付けた機体の方が早期開発出来そう

>121
SRB-Aで仮にM14並の推力を出せれば確かに３０億が見えてくるのでしょうけど…
宇宙科学推進を考えれば必要なのは打ち上げ機会の増加、それはロケット価格値下げと大分同義
で、MVliteを安価に作る、なんて結論に達しました

低軌道1.8tあればそこそこ何でも乗るから、軍事利用はしやすいんだけど日本でそれ言ってもねー…
>122
sss520も一発位打ち上げてホスイ、TR-1Aを３段式にして100kg位の衛星を
気軽に（ロケット一発１億位）打ち上げる、でもいいけど

>>123
安く造るのは良いけど、手抜きになられても困るから
別の方法で、費用を捻出したいね。

差し当っては、最近流行りのネーミングライツを導入できないだろうか？
探査衛星の命名権を企業に売るの「火星探査衛星楽天」とか「準天頂衛星オリックス」みたく。

その他ロケット自体にもＦ１カー同様企業の広告入れて
勿論打ち上げ場の後ろにも野球場並の広告看板設置。

１０億や２０億円くらい集まらないかな？

>>124
俺もピカチュウロケットｲｲ!!
と思ったことあるwwww

宇宙戦艦ホリエモン

もう２日もレスなしか・・・・。
これでも見てマターリしようぜ！
ttp://www.isas.jaxa.jp/tv_isas/movies/astro-e2_tousai.mov

>127
７月から８月までほぼ１カ月カキコが無かった件について。
それはともかくASTRO-Fの打ち上げイツー？

部品の不具合で延期になったんじゃない？

>>126
戦艦？鉄砲でも積むんですか？

宇宙戦艦で思い出した。

宇宙戦艦ヤマト全話と劇場版すべてが無料で見れます。
毎週火曜日と金曜日に週2話ずつ、各3日間限定で無料提供だと

みんな見ましょう。

http://broadband.biglobe.ne.jp/index_oldanime.html

ああ、見忘れた・・・
ｏｒｚ

http://opencube.dip.jp/~hh001/content/m-5-m.html
ＭＶ空中射出、見てみたい　ｗ

Mシリーズを止めたらまた世界一の技術が日本から消えることになるな…orz

とりあえずM-V-8は大分進んで、M-V-7も組立が始まっている
http://www.isas.ac.jp/ISASnews/No.294/news.html

ので揚げ

…続かねー…　CFRP製のＭ１５モーター、見てみたい…

とにもかくにも金がない…

半月以上止まってる…

ネタ投下してみる
ttp://www.isas.jaxa.jp/j/enterp/rockets/sounding/index.shtml
これらのロケットって1発いくら位なの？
安くできるんならキックモータ付けて量産してマイクロ/ナノ衛星(大学等の研究機関向け)の打ち上げに使えないかなと思ったり…
それともやっぱビギーバックにはかなわないかねぇ…

>>138
http://stada.jp/think/0509.html によると「１億円はかかる」そうだ。
漏れは「安いじゃん」と思った。

学術用のピギーバックは基本的に無料だからねぇ…。

1億円かぁ…結構するな…やっぱビギーバックにはコストパフォーマンスじゃかなわないか…
てか、この1億って量産しての値段なのかな？

とにかく地球周回軌道へ投入できればOK的ロケットで1億の半額〜1/3くらいにはならないかねぇ…

>141　つ　なつのロケット（あさりよしとおの漫画の方　　ｗ）
はともかく、前スレで聞いたらＳ５２０が一発１億でSSの２段目モーターが２億とか言ってた
３段で定期的に打ち上げて１発１億って所かな？
たけさき（ＴＲ−１ａ）を軌道打ち上げ仕様にしてペイロード１００キロ、３億、とかならそこそこisasは使うと思う

>>142
いくら何でもペイロードが数百グラムでは流石に…ｗ

観測用ロケットを改造した打ち上げ機が安くできればISASの小遣い稼ぎに使えないかなと思った物で…
現状のまま国庫に頼ったままじゃジリ貧な気がするし、多少なりとも自力で収益を上げる方法をと…

「1億ぽっきりでどこからでも衛星打ち上げます」みたいなのだったら需要無いかな…
(もちろんロケットは収益が出るくらいにコストダウンする)
520クラスなら小さいからランチャごとどこへでも持って行けるだろうし、その場で衛星くっつけて打ち上げみたいな
固体燃料故扱いが楽だし、即応性が良好だし。

>143
研究機関が商売やる必要はあるかって疑問。
商売やるならそういう担当が内部に必要なわけで、
本業の時間を割いて営業する教授はなかなかいないだろう。
JAXAの本業は開発と研究であって、商売やるならRSCとか三菱の担当だし…。

>144
技官の技術維持、学生の実習程度の片手間で出来るなら悪くないけど
SSS520（仮称）とかTR-1A改ごときのペイロードを欲しがる客って果たしているのやら？
低軌道で100kg　１億位になればisasも喜ぶし、ひょっとしたら客も出てくるかもしれんけど

>>145
LEO 100Kg程度ならSS-520じゃハイパワーすぎるなｗ
S-520にキックモータ装備で間に合う気が…？

>145
100kgならピギーバックでもっと安く上げられそうだなぁ。

>>147
ビギーバックは主衛星に近い起動にしか上げられないし、スケジュールも主衛星の打ち上げに合わせなくてはならない
単発の打ち上げ機ならその制約から解放される

>>146
SS-520ではLEO 100kgは難しいと思う。

古い話だが、
ラムダ3Hは高度2000kmに100kgのペイロードを到達できたが
これを、衛星打ち上げ用に改造した (機体構造軽量化+補助ロケット追加) ラムダ4Sは、
衛星打ち上げ能力が高度250km円軌道に26kgになってしまっているから。

>>149
当時と現在じゃモーターケースの製造技術も燃料の製造技術も雲泥の差があるので比較にならないのでは…
当時は2000kmまで3段必要だったのがSS-520じゃ2段ですんでるし

>>150
ラムダは例えで出しただけでして。
現在は推進薬性能も良くなり、モータケースも非常に軽量に作れますから
小さくても打ち上げ能力は大きいんでしょうけど

しかしいくら何でも、全備重量 2.6tのSS-520に第3段を付加してLEO 100kgはないと思ったのです。
ペイロード比が驚異的な数字になってしまいます。

んー、誤解があるようだから書いておくけどSSS520（仮称、Ｓの数これ重要ｗ）
は１０ｋｇ程度らしいです。
高さを稼ぐことは可能でしょうけど、衛星軌道は速度が最低8km/sとか
無茶苦茶なエネルギー量が必要なので結果ペイロード量はまるで大した事無い数字になってしまいます

直径１ｍあるTR-1Aなら…100kgはブースター要るな…

ちなみにＳ３１０にキックモーターをつけて４００ｋｍまで高度を稼ぐって計画があるラスイ
http://balloon.isas.jaxa.jp/~yamada/MACFT/2004/publication/2004_S310proposal.pdf

145の内容を読めば
低軌道100kgがSSS520を指しているわけではなく、
TR-1A改の能力の方を言っていることは分かってはいたけど、

10kgですか・・SSS-520。やはり、そんなもんでしょうね。

ＴＲ−１の上にＳＳ５２０付けるとか出来ないかな？
既に有る技術だけで開発できそうなんだが。

とＪ１みたいな事言ってみる

>>149
おおすみは検索すると23.8kg（4段目の燃え殻14.9kgと計器部8.9kg）みたいです。
（些細なことなのでどうでも良いですが）
で、ビギーバックを除いて世界最小の人工衛星っていまだにおおすみなんでしょうか？

>>155
ラムダ4Sの打ち上げ能力は、
高度250km円軌道の場合、26kgは衛星本体。つまり計器部のみの重量を指すと思います。

おおすみは近地点三百数十km 遠地点五千km以上の長楕円軌道への投入だったので、
予定では近地点はさらに高く、遠地点は低くでしたが、そのため、ペイロードを軽くしたのでは。

たとえばM-Vは250km円軌道へ約1.8tですが、近地点250km遠地点5000kmの楕円軌道へは約1tとなります。



＞ビギーバックを除いて世界最小の人工衛星

アメリカのエクスプローラ1号は、最終段の燃え殻込みで14kg、計器部8.3kgとか。

10kgならごく簡単なテストしか出来ないだろうけど（大気球の方が良い場合が多いと思う）
100kgあればXRSの真空テスト（ついでに観測ｗ）とか出来るからねー
TR-1Aクラスなら内之浦から上げれないかナー、S520感覚で

>>154低軌道に１３０ｋｇくらいだね。
そういやＪ１失敗の理由は何だっけ？

>>158
J1…
コストは高いは、ペイロード比は悪いは

典型的な「お偉いシロウトさんの思いつき」でしか無かったからね＜Ｊ１

J1は…事業としては失敗なんだが、技術的には特に落ち度はないんだよな。
あのプロジェクトにGOをかけたのが失敗というか。

参考までに


90年代後半、米国でも全段固体燃料ロケット・トーラスが運用されておりましたが、
トーラスのペイロード比が２％近かったのに対し、J-1(F2)のペイロード比が 1.08％、

ちなみにM-3SIIはペイロード比 1.26％、M-Vはペイロード比 1.3％



※ペイロード比 [LEO打ち上げ能力／ロケットの離陸時重量]

　 LEOの基準．高度250kmの円軌道傾斜角約30度で（トーラス、M-3SII、M-V）
　 J-1のLEO基準ははっきりせず

>162
でも新しいathenaはほぼＭＶとおんなじスペックだったりするんだよね。ナゾだ
下のサイト見て思ったこと、ＭＶライトってこの辺りからも来ているんだろうなー
SRB-AにM34ならおんなじ事できないかな

http://www.daviddarling.info/encyclopedia/A/Athena_rocket.html
>158
ＭＶと同じ値段で半分のペイロードだったから　　
J1-2はM3S2の１段目をSRB-Aにしてペイロードを改善、値段を１割引いた物で光通信衛星を上げるつもりだったみたいだけどあっさり凍結（そらそうだｗ）
でもJ1AはGXとしてしっかり亡霊っぷりを発揮中…　ナニしたいんだか

ttp://www.isas.jaxa.jp/ISASnews/No.241/mission-26.html
M-V-Lite復活できないかねぇ…ロケット、バス、運用系込みで20億円なら
外からも使いたいって言う要望も出そうな気がするけど

>164
J1Lと言う名の実質ＭＶliteなら値段もそれくらいで出来そうなんだけどね
１段目をSRB-Aにすれば一発１０億強でいけそうだし
でもそれならＭＶを年に２回打ってメーカーの人件費分に相当するコストを相殺した方が…
＋生産方法改善で３０億までは逝けそうだし、ＭＶも

>>163
ロッキード・マーチン社のAthenaについてはあまりよくは知りませんが、
上段にヒドラジンを使う固体ロケットのことですね。そちらのURLには省略されていますが。

同社のAthena 2は、地球観測衛星 IKONOSを打ち上げたロケットとしてよく知られています。
実際、打ち上げ能力はM-Vと同程度あります。（ロケットの総重量はM-Vよりもやや軽い）

Athena 2は、第1段と第2段に同じロケットモータ（Castor 120）を2個積み重ねて使用し、
一方、オービタル・サイエンス社のTaursも第1段のみにCastor 120を使用しています。
Castor 120は構造がとても軽量化されていて、M-Vの第3段 M-34並の質量比とのこと。

あと、Athena 2の初打ち上げは98年1月ですが、第1段をCastor 120に代えた現在のTaursの初打ち上げも98年2月ですから、Athena 2は特に新しいわけではありません。また、Athena 2は今世紀に入ってから、打ち上げはなかったと思います、たぶん。

Taursは去年、上段を強化したTaurs XLが打ち上げられ、これは全重量77tで高度250km円軌道へ1550kg程度のペイロードを打ち上げることができます。（標準タイプは全重量69tで同円軌道へ1340kg）
もっともG型、XL型含めて打上げ数は少ないですが。
打ち上げ能力が優れたMinotaur IVも計画されています。
http://www.orbital.com/SpaceLaunch/MinotaurIV/index.html

＞SRB-AにM34ならおんなじ事できないかな
SRB-AはCastor 120に比べるとかなり大型で1.5倍くらいの機体規模がありますので、同列には比べられないかと。

>166
ＭＶもパワーだけ見たら2t位なら上げられそうなんだけど何処で損しているんだろ？　単にドンガラ（空のＭ１４）が重いだけか？
SRB-Aもモーターケースは軽そうだし、単純にＭＶ２段目以上と換えてもかなり良いところまで行きそうな気はするけど

>>167
少し前、松浦晋也氏が宇宙作家クラブのニュース掲示板でいわく
M-VはもともとLEO 2tの予定だったのが開発中のトラブルで1.8tに落ちてしまったと。
それで、「のぞみ」は重量オーバーのため火星へダイレクトで行くことができなくなり、
スイングバイ方式に切り替えたとのこと。
トラブルの理由までは載っていませんでしたが。

2段目がCFRPになって、打ち上げ能力もそれなりに上がると思ってたんですが
LEO 50kgしか増えていませんし。


それ以前のM-V構想段階では、3段式で総重量106t、LEO 2.1t、ペイロード比 2％を目標にしていました。
2％といえばTaursとまったく同じです。

http://www.isas.ac.jp/ISASnews/No.213/mspace.html
　宇宙研では，22年前の ABUSOLUTE 計画で，近い将来十分達成可能な目標として，全段
固体の打ち上げ機体の実現可能性を検討しています。当時の検討の結果，利用可能な技術
と衛星需要を見込んではじき出されたスペックは，打ち上げ時総重量 106ton で高度 250km
の円軌道に 2.1ton の衛星を投入可能というものでした。しかしながら，その 20年後に開発が
完了したＭ-Ｖ型ロケットの性能は，総重量 139ton で同円軌道への衛星投入能力は 1.8ton
となり，22年前の目標を下回っています。

>>168
ABSOLUTEは直径3m。M-Vの打ち上げ能力が落ちたのは細くなったせい
細くなった理由はコンポジット燃料の燃焼速度のせいと予想

M-Vより高速燃焼できる燃料が開発できて予算が付けば3m LEO2tのM-VIが出来るかもね

>>169
しかし、その場合、Taursの高性能さが分からなくなります。

Taurs第1段は直径2.36m、打ち上げ後81秒で第1段分離・同時に第2段点火。
（TaursもM-V同様ファイア・イン・ザ・ホール）

>>170
トーラスをあのままでかくしたらM-V相当になるか？と言えばそうでも無い気がするけど…？

ここら辺に技術の壁があるんじゃない？単にでかくするって言ってもモータケースの検査も一気に大変になるし

http://www.esa.int/SPECIALS/Launchers_Access_to_Space/ASEKMU0TCNC_0.html
こちらは欧州のベガですが離陸時重量136t。第1段直径3m。4段目ヒドラジンの4段式ですけど。
第1段にも複合材料を使い軽量化。

高度700kmの円軌道・軌道傾斜角90゜へ1.5ｔの打ち上げ能力があります。

M-Vは高度250kmの円軌道・軌道傾斜角31゜へ1.85tですから、
ベガと同じ700km極軌道では、M-Vはベガを大きく下回ることが予想されます。

ベガの第1段P80のスペック
最大推力はM-Vを下回っています。燃焼時間107秒
http://esamultimedia.esa.int/multimedia/vega/first_stage.html

>172
すざくが1.7tでだいたい500kmの軌道だから（衛星の細工はしてるけど）
1.4t位でしょうかね、その条件だと
で、太さは日産の都合とかランチャーの都合とかありそう
あと、ＭＶは打ち上げ場所が鹿児島で殆ど赤道直下のベガに比べたら何百キロかは損していそう

現行M-Vを赤道直下からあげたら余裕でLEO 2t上がるんじゃまいか？

>>173
http://www.jaxa.jp/jda/brochure/img/04/astro_f.pdf
上のpdfには確かに高度550km円軌道となっていますが、

実際の打上げでは、
http://www.isas.jaxa.jp/j/snews/2005/0710.shtml
Ｍ−Ｖー６号機は、２００５年７月１０日１２時３０分（日本標準時）に、 内之浦宇宙空間観測所から
ＡＳＴＲＯ−ＥIIを搭載し、 ランチャ設定上下角８０．２度、方位角８７．６度で打ち上げられました。
ロケットは正常に飛行し、発射２０５秒後に第３段モータに点火されました。 第３段の飛翔も正常で、
モータ燃焼終了後、近地点高度約２４７ｋｍ、 遠地点高度約５６０ｋｍ、軌道傾斜角約３１．４度の
所定の軌道に投入された ことが確認されました。

500km円軌道だと、おっしゃるとおり1.4tぐらいでしょうね。


ベガは高度700kmの円軌道・軌道傾斜角90゜へ1.5ｔですが、
極軌道の場合に、打ち上げ場の緯度の影響が大きいんでしょうか？
そうは思えません。

近々打上げ予定の
アストロEIIの重量は960kg（打上げ時）、高度750km太陽同期軌道（軌道傾斜角約98゜位ですか）
http://www.jaxa.jp/jda/brochure/img/04/astro_f.pdf

ちなみに種子島から打上げるときのSSO能力が低いのは、下段ロケットなどのフィリピン近海への落下地点の問題から飛翔経路をいったん東寄りにするため。

ちょっと訂正
最初のURLはこちら、
http://www.jaxa.jp/jda/brochure/img/04/astro_e2.pdf


×近々打上げ予定の
アストロEIIの重量は960kg（打上げ時）、高度750km太陽同期軌道（軌道傾斜角約98゜位ですか


○近々打上げ予定の
アストロFの重量は960kg（打上げ時）、高度750km太陽同期軌道（軌道傾斜角約98゜位ですか

またまた訂正

計算しなおしてみたら
×500km円軌道だと、おっしゃるとおり1.4tぐらいでしょうね。

○500km円軌道だと、おっしゃるとおり1.t弱ぐらいでしょうね。

また数字が抜けてるし

×500km円軌道だと、おっしゃるとおり1.4tぐらいでしょうね。

○500km円軌道だと、おっしゃるとおり1.6tぐらいでしょうね

↑
軌道傾斜角31゜の場合です。

落ち着けよ

>>180
ごちゃごちゃ書いてすんまへん。
要するに

ベガは高度700kmの円軌道・軌道傾斜角90゜への打ち上げ能力が 1.5tでして、
M-Vは高度700kmの円軌道・軌道傾斜角90゜へ 1.15t位になると思います。

同じ場所から同じ条件で打ち上げれば、ベガがM-Vより3割程度打ち上げ能力が大きいということです。

何で全段固体でもないのにベガと比べているの？

>>182
173に聞かれたから。

トーラスやベガは４段式だからかな？
それとM-Vは全段にややこしいTVC機構が付いてる分、重くなっているからか

>>184
>>18
トーラスは全段慣性誘導とのこと。

トーラスやベガは機体構造が非常に軽く、4段式なのがきいているらしいぐらいは分かるんですが
正直、なぜM-Vの能力が低いのかの根本理由はさっぱりです。

松浦氏によると
トラブルによって打ち上げ能力が低くなり、完成時期が2年近く遅れたとあったので、
主に第1段の構造系のような気もするんですが、分かりませんけど。

↑
>>18はナシで

>185
確かにM14モーターは構造重量比が随分低いんだけどね、ベガ、トーラスに比べると
で１段目に手こずった、はisasニュースのＭＶ特集号に在ったはず、
やっぱり惑星探査まで狙っているロケットだから軌道精度命だし、なのかなー？

で、M-V-8の打ち上げが確定した
http://www.isas.ac.jp/j/snews/2005/1207_mv8.shtml

北海道からどうやって見物に逝くか算段中　　ｗ

被った　　ｗ
http://www.jaxa.jp/press/2005/12/20051207_h2a-f9_j.html
はしご、だなｗ

>187
打ち上げは6時から7時の間だから、前日には現地にいないと。
午後ならもう少し楽なんだけど。

>>187
打ち上げ「実験」なのか、知らんかったｗ
さすがISAS

>>190
ISASのロケット打ち上げは全て　　「実験」　

>>187
Taurus user guideによると
1〜4段が Gimballed Nozzle TVCとなっているが
宇宙開発史掲示板でもあったようにロール制御のやり方は不明。
http://www.orbital.com/NewsInfo/Publications/taurus-user-guide.pdf

一応、地球観測衛星など商業衛星にも使われているので
軌道投入精度は悪くはないと思うが、M-Vと比べてどの程度のものかは判別できません。

軌道投入精度らしきものについても書かれてはいるが
いまいち、私には分からないですね。

構造重量の軽さが効いてるのかな？ トーラスは１段目でも質量比が0.9超えてますね。
M-Vの1段目だと・・えーと、重量とかが資料によってまちまちなんで正確なところは
判りませんが（毎回変わってる？） 0.86くらい。
それでも初期の M-4S(0.78。重！)とかに比べればはるかに良くなってはいますが。

>193
M-V-5で結構大きな改修が入ってるから、その前後でデータが違ってくるはず。
（6号機は2号機のだから古い方の1段目だが）
毎回打上げ用に燃焼パターンとかカスタマイズしてるってのもある。

>>193
M-Vの場合TVCもあるだろうけど推進剤の燃焼速度が速い分モータケースの強度が必要になって
重くなっちゃうのは致し方ないのでは？

トーラスはゆったり燃やしている分モータケースを軽くできるだろうけど大型化すると一気に効率が悪化しそう
もしM-Vの1段目の軽量化が可能なら結構打ち上げ能力上がるかもね

>195
燃焼圧だけ見ればSRB-Aのモーターケースは耐えられそうなんだけどねー
M14をそっくり置き換えたら能力の低下はナンボで価格はどこまで抑えられるんだろ？

>>196
耐えられそうに見えるだけ。本当に耐えられるんならとっくに大幅にコストダウンされたM-15が出来ているだろ

>>195
アメリカの全段固体燃料ロケット Minotaur IV。
第1段直径はTaurusとほぼ同じだが、
打ち上げ後56.6秒で第1段分離同時に第2段点火。
http://www.orbital.com/SpaceLaunch/MinotaurIV/index.html
打ち上げ能力はTaurusよりも大きいです。
総重量がはっきりわからないのだが、Taurusをやや上回る程度かと。
退役ICBM利用なので、コストの比較はできないけど。

>>197
Minotaur IV第1段は燃焼速度も非常に速いが、モータケースも非常に軽いみたいです。
どの程度の軽さかははっきりしません。

>>198
それやTaurusでM-Vと同じミッションが出来る可能性は？

Taurusよりちょっと重いという根拠は？
どこに燃焼速度書いてあるんだ？モーターケースの重量が判らないのに軽いと言える根拠は？

>>199
燃焼速度は Minotaur IV User's GuideのP24を参照。
http://www.orbital.com/NewsInfo/Publications/Minotaur_IV_Guide.pdf

Peacekeeperの重量は八十数トン。

こちらのサイトのほうは、あまり正確かどうかは分からないのだが、第1段の軽さはここを参照。
↓
http://hometown.aol.de/_ht_a/slvehicles1/United_States_7/PK-SLV/Design/PK-SLV.htm