H-IIA/Bロケット総合スレ part 五十
前スレ
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2 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 03:39:01
頻繁に更新する宇宙開発サイト
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AKIAKIのニュース日記（宇宙開発/惑星探査）
http://www.akiaki.info/akiyama/tDiary/
JAXAいはもとの宇宙を語ろう！
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3 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 03:39:17
頻繁に更新する推薦！宇宙開発サイトやで
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4 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 03:40:13
関連スレ
.ﾟ●｡ﾟ・ 人工衛星総合スレッド6
http://love6.2ch.net/test/read.cgi/space/1274784001/l50
工学実験探査機MUSES-C(はやぶさ)応援スレッド 3rd
http://love6.2ch.net/test/read.cgi/space/1265878985/l50
JAXA 宇宙航空研究開発機構 スレッド11
http://love6.2ch.net/test/read.cgi/space/1274238664/l50
ISAS(宇宙科学研究本部)スレッド7
http://love6.2ch.net/test/read.cgi/space/1264784751/
宇宙船総合スレッド5
http://love6.2ch.net/test/read.cgi/space/1269521826/l50
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ISAS(宇宙科学研究本部)スレッド7
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5 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 03:40:26
ロケット総合スレ５
http://love6.2ch.net/test/read.cgi/space/1254390586/l50
ソユーズについて語るスレ
http://love6.2ch.net/test/read.cgi/space/1065848145/l50
【IGS】スパイ衛星専用スレッド【安全保障】
http://love6.2ch.net/test/read.cgi/space/1147419975/l50
http://love6.2ch.net/test/read.cgi/space/1254390586/l50
ソユーズについて語るスレ
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【IGS】スパイ衛星専用スレッド【安全保障】
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6 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 03:40:39
★★ 宇宙開発総合スレッド ＜34号機＞ ★★
http://science6.2ch.net/test/read.cgi/sky/1270644336/
【PLANET-C】金星探査機あかつきPart2【明星】
http://science6.2ch.net/test/read.cgi/sky/1274434567/
http://science6.2ch.net/test/read.cgi/sky/1270644336/
【PLANET-C】金星探査機あかつきPart2【明星】
http://science6.2ch.net/test/read.cgi/sky/1274434567/
7 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 03:40:57
テンプレ細切れになっちまったけど、次スレではまとめてくれ
8 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 05:54:35
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星島秀雄コラム（エアワールド抜粋版） [注釈* 時々マトモなことも言う。例: M-Vに対する理解はある]
http://opencube.dip.jp/~hh001/column.html
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9 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 10:45:17
10 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 12:18:28
2015年までに有人か。
11 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 12:35:23
前スレ 999,1000
詐欺フェストにこりず、ガイチキ集団の空手形を信じろと？
詐欺フェストにこりず、ガイチキ集団の空手形を信じろと？
12 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 12:38:22
自民に戻っても、第2次麻生内閣ならやってくれる。
13 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 12:50:22
だね
国債をしこたま刷って、公共事業に突っ込むしか無いだろ
が経済対策の骨子だしな。
事業仕分けで減った、科学関係予算の増額も考えてるみたいだし
国債をしこたま刷って、公共事業に突っ込むしか無いだろ
が経済対策の骨子だしな。
事業仕分けで減った、科学関係予算の増額も考えてるみたいだし
14 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 12:52:22
利益の出ないダムや道路を作るくらいなら、
同じ利益の出ない宇宙関連につぎ込む方がいい。
同じ利益の出ない宇宙関連につぎ込む方がいい。
15 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 15:53:07
16 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 17:36:47
ダムや道路ならそこらの土方のオヤジにまでカネが回るが、
宇宙関連じゃカネが回るヤツラが限られるから選挙対策にならん。
宇宙関連じゃカネが回るヤツラが限られるから選挙対策にならん。
17 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 21:44:47
なあ、H-Xってあくまでもシングルローンチだけ狙った設計なのかな
デュアルローンチ狙いな設計案（つまりアリアン５対抗）は無いんだっけか？
H2Bをベースに、
変更点１： 1stエンジンをLE-X単発へ
変更点２： SRB強化（推力若干UP、燃料増量で燃焼時間は維持か微増）
変更点３： 2ndはMB-60化＆5.2m化
これでGTO9tクラスとし、
4tオーダーのを性能余裕を持ってかつ安価にデュアルローンチ とか。
デュアルローンチ狙いな設計案（つまりアリアン５対抗）は無いんだっけか？
H2Bをベースに、
変更点１： 1stエンジンをLE-X単発へ
変更点２： SRB強化（推力若干UP、燃料増量で燃焼時間は維持か微増）
変更点３： 2ndはMB-60化＆5.2m化
これでGTO9tクラスとし、
4tオーダーのを性能余裕を持ってかつ安価にデュアルローンチ とか。
18 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 21:56:27
19 ：名無しさん＠そうだ選挙に行こう：2010/07/11(日) 22:11:35
アリアン5のブースターはかなり強力
1本650tぐらいの推力あったはず
1本650tぐらいの推力あったはず
フェアリング内側の白い物（2番目は黒）て何の為に付いてるの？
ttp://jda.jaxa.jp/jda/p4_download_j.php?mode=search&f_id=16694
ttp://jda.jaxa.jp/jda/p4_download_j.php?mode=search&f_id=13784
ttp://jda.jaxa.jp/jda/p4_download_j.php?mode=search&f_id=16694
ttp://jda.jaxa.jp/jda/p4_download_j.php?mode=search&f_id=13784
>>20
断熱材
断熱材
ぐぐると、断熱と防振両方みたいだな。
射場が悪いから打上げ時の衝撃波を受けすぎなんだろう。
ソユーズの射場なんて、崖に突き出たような作りで、
思いっきり衝撃を分散させてるし。
射場が悪いから打上げ時の衝撃波を受けすぎなんだろう。
ソユーズの射場なんて、崖に突き出たような作りで、
思いっきり衝撃を分散させてるし。
> 射場が悪いから打上げ時の衝撃波を受けすぎなんだろう。
どういうこと？
どういうこと？
簡単に言うと、エアローンチが一番ロケットにも衛星のも優しい環境
種子島の場合、音響・衝撃波低減の為に発射台や煙道部に注水されるが、
今の設備じゃ十分低減されず反響して、フェアリングや衛星に負担を強いている。
バイコヌールの場合、巨大な穴が掘ってある。
http://images.spaceref.com/news/2001/photo_09-13-09.jpg
http://astrocoffeehut.files.wordpress.com/2008/12/baikonur-cosmodrome.jpg
単純明快な解決方法は、さすがロシアと言うべきか。
アメリカ系は頭脳と技術と金をかける割に効果が薄いｗ
今の設備じゃ十分低減されず反響して、フェアリングや衛星に負担を強いている。
バイコヌールの場合、巨大な穴が掘ってある。
http://images.spaceref.com/news/2001/photo_09-13-09.jpg
http://astrocoffeehut.files.wordpress.com/2008/12/baikonur-cosmodrome.jpg
単純明快な解決方法は、さすがロシアと言うべきか。
アメリカ系は頭脳と技術と金をかける割に効果が薄いｗ
日本も一応,崖に向けて穴ほいでたんじゃなかったっけ?
効果って意味では足りんのかもしれんが......
効果って意味では足りんのかもしれんが......
>>25
現在エアローンチで最大衛星軌道投入重量はどのくらいいけるの？
現在エアローンチで最大衛星軌道投入重量はどのくらいいけるの？
>>26
北海道でもこんな場所は無いなｗ
北海道でもこんな場所は無いなｗ
大樹町なら作るスペースはありそうだ
>>26
「一方ロシアは穴を掘った」かｗ
「一方ロシアは穴を掘った」かｗ
可哀想なISAS ｡･ﾟ･(ﾉД`)･ﾟ･｡
将来的にトレーラーから発射するかも知れないイプシロンに立派な発射台なぞ不要なんですよ
射点移動が可能だからと言ってUSCの衝撃波対策をしなくて良い理由にはならない
吉信射点の排気溝てそんなにしょぼいの？誰か画像持ってない？
少なくとも>>26と比べたらおもちゃだな
38 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/13(火) 19:55:16
>>32
内之浦の場合は「穴を掘る金をケチって衛星開発費用が膨らんだ」だろ。
内之浦の場合は「穴を掘る金をケチって衛星開発費用が膨らんだ」だろ。
噴射（音？）が地面に当たって跳ね返ってくる、ということ？
スレ違いだが、イプシロンの発射台はどうなるんだろ？
>>38
(^o^)さんはなんでそんなにISASが嫌いなの？
(^o^)さんはなんでそんなにISASが嫌いなの？
43 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/13(火) 21:02:17
>>38
｢穴を掘る金が無かった為に衛星開発費用が膨らんだ｣です
｢穴を掘る金が無かった為に衛星開発費用が膨らんだ｣です
噴射をダイソンで吸い込めば良い。
音響と振動が問題なのってマックスQだと思ってたけど、点火時の反射波と比べれば大した事無いのかな？
47 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/14(水) 00:54:48
内之浦は海側に傾斜して打ち上げるのが
安全策のひとつだから穴も掘りにくいよね。
安全策のひとつだから穴も掘りにくいよね。
ISASはスマートじゃないんだよね
NASDAはスマートを気取っているだけなんだよね
orz
NASDAはスマートを気取っているだけなんだよね
orz
東尋坊に橋桁渡して、発射台にするとか。
あえて大隈半島でなくて薩摩半島の先っぽとか
大隈半島を脇に通り抜け、
種子島と屋久島の中間を通り抜けるのｗｗｗ
大隈半島を脇に通り抜け、
種子島と屋久島の中間を通り抜けるのｗｗｗ
>>53
ごめんなさい
ごめんなさい
おれなら紀伊半島の南端だな。
日本で一番台風が通る場所ですね
房総半島の南端とか、銚子なら?
活火山に近すぎ
黙って小笠原にしとけ。
環境問題が一番心配だが、交通、漁業への影響が一番少ない。
緯度も国内で考えられる最南端だし。
環境問題が一番心配だが、交通、漁業への影響が一番少ない。
緯度も国内で考えられる最南端だし。
何かと言えばすぐに保安距離がとれないと言うが、
空港作るだのダム作るだのと言って住民追い出してるんだから、
発射場作ると言って追い出すことも出来るだろう。
国がやることだ、現行法で出来ないなら出来るように法改正でも何でもすればいい。
空港作るだのダム作るだのと言って住民追い出してるんだから、
発射場作ると言って追い出すことも出来るだろう。
国がやることだ、現行法で出来ないなら出来るように法改正でも何でもすればいい。
小笠原は、空港作ろうとしただけで、自然がどうの固有種がどうのと煩い。
サヨクの連中が反対運動煽るに決まってるわ。
サヨクの連中が反対運動煽るに決まってるわ。
北朝鮮にお願いして、どこかの島を核で焼き払って貰えば後腐れ無く利用できる
>>61
TNSCつくるときは大崎の住民を立ち退かせたよ
TNSCつくるときは大崎の住民を立ち退かせたよ
人のいない南鳥島に作るってのはどうだ？
南だし漁業への影響も考えられない
島はほぼ全部作るって方針でｗ
南だし漁業への影響も考えられない
島はほぼ全部作るって方針でｗ
68 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/14(水) 21:22:07
韓国の話で申し訳ないが
韓国の羅老宇宙センターは用地選定からわずか1年で百世帯以上を退去させたよ。
おかげで羅老宇宙センターの保安距離は我が種子島宇宙センターとおなじ3kmを達成したよ。
敷地面積と保安距離を比較すると
種子島宇宙センター 約 10平方km。(3km)
羅老宇宙センター 約 6平方km。(3km)
内之浦宇宙空間観測所 0.7平方km。(2.1km) <打ち上げ時住民の一時退避が必要。>
欧州ギアナ宇宙センター 約1000平方km。
韓国の羅老宇宙センターは用地選定からわずか1年で百世帯以上を退去させたよ。
おかげで羅老宇宙センターの保安距離は我が種子島宇宙センターとおなじ3kmを達成したよ。
敷地面積と保安距離を比較すると
種子島宇宙センター 約 10平方km。(3km)
羅老宇宙センター 約 6平方km。(3km)
内之浦宇宙空間観測所 0.7平方km。(2.1km) <打ち上げ時住民の一時退避が必要。>
欧州ギアナ宇宙センター 約1000平方km。
港・赤道に近く、地震・津波の心配もなく、人が住んでない場所が良いな。
>>68
財産権が制限されてる国は違うねぇ・・・。
財産権が制限されてる国は違うねぇ・・・。
>>68
済州島で反対されて羅老にしたって聞いた様な気がするけど。。。
済州島で反対されて羅老にしたって聞いた様な気がするけど。。。
？ 日本だって正当な補償の元、財産権は制限され得るぞ？
73 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/14(水) 21:46:20
>>71
済州島は宇宙センターの代わりに海軍基地を作ることになりました。
済州島は宇宙センターの代わりに海軍基地を作ることになりました。
韓国なんてどうでもいいよ
次に打ち上げるのがいつかも判らんし、そもそも「次」があるのかすら判らん。
自力で何もできない国なんだから放っておけ。
次に打ち上げるのがいつかも判らんし、そもそも「次」があるのかすら判らん。
自力で何もできない国なんだから放っておけ。
出来るかどうかはともかく
韓国の構想では十年後にKSLV-IIロケットを打ち上げると言う。
今年に入ってから若干図体に修正が加えられまして
KSLV-II 全長44.84m、1段直径3.3m、総重量200t、推力300t。打ち上げ能力は高度600～800km太陽同期軌道へ1500kg。
↓
資料: 教育科学技術部
http://www.kjclub.com/UploadFile/exc_board_61/2010/06/11/sa.jpg
韓国の構想では十年後にKSLV-IIロケットを打ち上げると言う。
今年に入ってから若干図体に修正が加えられまして
KSLV-II 全長44.84m、1段直径3.3m、総重量200t、推力300t。打ち上げ能力は高度600～800km太陽同期軌道へ1500kg。
↓
資料: 教育科学技術部
http://www.kjclub.com/UploadFile/exc_board_61/2010/06/11/sa.jpg
SSOってｗ
インドと一緒で偵察衛星の為のロケットかよｗ
インドと一緒で偵察衛星の為のロケットかよｗ
>>76
当然じゃね？あいつら戦争してんだぜ。
本気で静止衛星に使えるような大型ロケットまでつくろうとは多分考えてないよ。
中堅のケロシンエンジン作って、弾道弾のバーゲニングパワーを上げようって言うのが
韓国のお偉方の考えだろう。
当然じゃね？あいつら戦争してんだぜ。
本気で静止衛星に使えるような大型ロケットまでつくろうとは多分考えてないよ。
中堅のケロシンエンジン作って、弾道弾のバーゲニングパワーを上げようって言うのが
韓国のお偉方の考えだろう。
固体+モバイル管制+ゼニットの1/4の重量なんだからササッとシーローンチできないかな
車載ランチャーでさえ否定されているんだから無理か。保安距離・漁業権・ドッグレッグターンを一挙に解決できる気がするんだが
年1打ち上げじゃ船の維持費の方が高くつくというし。
SSO専門で北海道にも射点つくるのはだめか
車載ランチャーでさえ否定されているんだから無理か。保安距離・漁業権・ドッグレッグターンを一挙に解決できる気がするんだが
年1打ち上げじゃ船の維持費の方が高くつくというし。
SSO専門で北海道にも射点つくるのはだめか
大東島？
新規で作るなら、An-124が着陸できる空港があった方がいいよ。
>>103
大東島というなら、沖大東島とか。
地権者が一人(一社)しかないので楽だぞ。無人島だぞ。
って・・・小さすぎるか。
http://watchizu.gsi.go.jp/watchizu.html?meshcode=36315150
http://watchizu.gsi.go.jp/watchizu.html?meshcode=38316200
http://watchizu.gsi.go.jp/watchizu.html?meshcode=38317205
南北大東島は、周囲の断崖絶壁をガリガリ削りまくる予算があるならいいんだろうけど、
大変だとは思うなあ。ある程度広さがある場所は港として使われている。
護岸が作れない特殊海底地形のため、風向きにより3カ所の港を使い分ける大東島の特殊事情により、
海岸にあいている土地はない気がする。
ちょっとでも天候不良だと護岸がない港ゆえ荷揚げ不能。
滑走路は小さな1200m。
その他のインフラもなにかと厳しいから・・・種子島のような大きな離島じゃないからねえ。
最寄りの陸地まで380kmというのも、災害時対応に不安有り。
大東島というなら、沖大東島とか。
地権者が一人(一社)しかないので楽だぞ。無人島だぞ。
って・・・小さすぎるか。
http://watchizu.gsi.go.jp/watchizu.html?meshcode=36315150
http://watchizu.gsi.go.jp/watchizu.html?meshcode=38316200
http://watchizu.gsi.go.jp/watchizu.html?meshcode=38317205
南北大東島は、周囲の断崖絶壁をガリガリ削りまくる予算があるならいいんだろうけど、
大変だとは思うなあ。ある程度広さがある場所は港として使われている。
護岸が作れない特殊海底地形のため、風向きにより3カ所の港を使い分ける大東島の特殊事情により、
海岸にあいている土地はない気がする。
ちょっとでも天候不良だと護岸がない港ゆえ荷揚げ不能。
滑走路は小さな1200m。
その他のインフラもなにかと厳しいから・・・種子島のような大きな離島じゃないからねえ。
最寄りの陸地まで380kmというのも、災害時対応に不安有り。
燐枯渇が懸念される現在、その島は大事残しておいた方が良い。
>>78
一応書いておくと、それはネタ画像だからな？
一応書いておくと、それはネタ画像だからな？
【韓国】三菱重工業「勤労挺身隊問題交渉に応じる」［07/15］
http://kamome.2ch.net/test/read.cgi/news4plus/1279175821/
> 「名古屋三菱・朝鮮女子勤労挺身隊訴訟を支援する会」に対し、
> ~~~~~~~
凄く嫌な予感がする。
http://kamome.2ch.net/test/read.cgi/news4plus/1279175821/
> 「名古屋三菱・朝鮮女子勤労挺身隊訴訟を支援する会」に対し、
> ~~~~~~~
凄く嫌な予感がする。
賠償はH-IIAロケット技術の無償提供なんだろうな
そして民主党政権だから・・・
そして民主党政権だから・・・
>>87
沖大東島は射爆撃場だろうに。不発弾の始末とかどうすんの？
沖大東島は射爆撃場だろうに。不発弾の始末とかどうすんの？
>>85
内之浦宇宙空間観測所(USC)は結構広いよ。
敷地面積は種子島宇宙センター(TNSC)の1/10以下と言われているが
これはTNSCは射点周辺の森林面積を含めるのに対して、USCは周囲の森林地帯を管轄外ということで含まないからだ。
地図を見ればわかるが、
M-Vロケット打ち上げ時の地上立ち入り禁止区域を含めると、種子島宇宙センターのそれとほぼ同じ面積になる。
↓の14ページ
http://www.jaxa.jp/press/2005/06/20050622_sac_m-v6_j.pdf
内之浦宇宙空間観測所(USC)は結構広いよ。
敷地面積は種子島宇宙センター(TNSC)の1/10以下と言われているが
これはTNSCは射点周辺の森林面積を含めるのに対して、USCは周囲の森林地帯を管轄外ということで含まないからだ。
地図を見ればわかるが、
M-Vロケット打ち上げ時の地上立ち入り禁止区域を含めると、種子島宇宙センターのそれとほぼ同じ面積になる。
↓の14ページ
http://www.jaxa.jp/press/2005/06/20050622_sac_m-v6_j.pdf
地方専門板の趣味スレにまでやってくる勘違い政治厨うぜぇ
99 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/15(木) 22:21:31
>>95
内之浦はこんなに大変なんだぜ。
http://osakihisanori.jugem.jp/?eid=983
> イプシロンを内之浦で打ち上げるとなると、危険区域内の住民約２００名を総員退避させなければならない。
内之浦はこんなに大変なんだぜ。
http://osakihisanori.jugem.jp/?eid=983
> イプシロンを内之浦で打ち上げるとなると、危険区域内の住民約２００名を総員退避させなければならない。
地元民は喜んで協力するのだろうか？
嫌々なのだろうか？
嫌々なのだろうか？
101 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/15(木) 23:52:10
>>100
どっちも喜んでだよ。
どっちも喜んでだよ。
やっぱ的川センセとか古参時代からの関係づくり次第なんだろうね
そういった資産も大事にしないとな
そういった資産も大事にしないとな
種子島と内之浦では、極軌道打ち上げにはどっちが有利なの？
ほとんど変わらん。極軌道にあげるなら北海道に射点が欲しいな
だから大樹町をなんとかしる
106 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/16(金) 07:01:59
>>100
喜ぶ人が多いだろうが嫌がる人もいると思うよ。
表立っては嫌な顔はしないだろうけど。
人の考えはそれぞれだから、すべての人が同じ考えではないと思う。
早朝真っ暗闇の打ち上げとかウンザリする人だって何人かはいるはず。
喜ぶ人が多いだろうが嫌がる人もいると思うよ。
表立っては嫌な顔はしないだろうけど。
人の考えはそれぞれだから、すべての人が同じ考えではないと思う。
早朝真っ暗闇の打ち上げとかウンザリする人だって何人かはいるはず。
107 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/16(金) 08:25:23
>>106
いない
いない
年1回くらいならともかく、あまり頻繁だと反発も出るだろうな。
いくらコストが下がっても、打ち上げ回数はあんまり増やせないだろうね。
いくらコストが下がっても、打ち上げ回数はあんまり増やせないだろうね。
なんにもなかった種子島なんかは、基本大歓迎だけど
人はいろいろだから、いやな人も当然いる
徳之島のように、みんながNOといってるのにYESの人もやっぱりいたり
その逆もしかり
人はいろいろだから、いやな人も当然いる
徳之島のように、みんながNOといってるのにYESの人もやっぱりいたり
その逆もしかり
ところでH-IIAのSSBって、もう公式に廃止されたと考えて良いのかなぁ?
ttp://www.jaxa.jp/pr/brochure/pdf/01/rocket01.pdf
今さらだけど、2022/2024が載っていない。
しかし「現在は202/204のみ使われている」みたいに、明確にSSB廃止を宣言していないあたり、
対外的にはSSB復活の可能性を残しているように見えなくもない。
MHIがコスト削減のためにSSB組み立てラインを閉鎖したというなら
金出してまでSSBを復活させる理由は見当たらないのだけど、
なぜはっきりとしたSSB廃止宣言が無いのだろう?
もしかしてSSBを作っているサイオコール社への配慮かな?
まだMHIの英語ページでは2022/2024が載っているようだし。
ttp://www.jaxa.jp/pr/brochure/pdf/01/rocket01.pdf
今さらだけど、2022/2024が載っていない。
しかし「現在は202/204のみ使われている」みたいに、明確にSSB廃止を宣言していないあたり、
対外的にはSSB復活の可能性を残しているように見えなくもない。
MHIがコスト削減のためにSSB組み立てラインを閉鎖したというなら
金出してまでSSBを復活させる理由は見当たらないのだけど、
なぜはっきりとしたSSB廃止宣言が無いのだろう?
もしかしてSSBを作っているサイオコール社への配慮かな?
まだMHIの英語ページでは2022/2024が載っているようだし。
Sea Launchの再開後打上げ価格は$105M～$114Mの見込み
AsiaSat社は、AsiaSat5の打上げ用に$31.5Mを支払った後でSeaLaunchが
Chapter11を申請したことから、 ILSでの打上げに変更して$95Mを払って
Protonで打ち上げた。このため、支払い済の$31.5Mの扱いを協議した結果、
打上げ再開後の SeaLaunchで、標準価格との差額の$88.85M～$97.85Mで
打ち上げることで合意したとのこと。
http://d.hatena.ne.jp/t-naka/20100715
とうとうゼニットもH2A並になったかｗ
AsiaSat社は、AsiaSat5の打上げ用に$31.5Mを支払った後でSeaLaunchが
Chapter11を申請したことから、 ILSでの打上げに変更して$95Mを払って
Protonで打ち上げた。このため、支払い済の$31.5Mの扱いを協議した結果、
打上げ再開後の SeaLaunchで、標準価格との差額の$88.85M～$97.85Mで
打ち上げることで合意したとのこと。
http://d.hatena.ne.jp/t-naka/20100715
とうとうゼニットもH2A並になったかｗ
しかしH-2Aはずっと円高のターン！
輸出企業もうどこも死にそうなんだけど。
輸出企業もうどこも死にそうなんだけど。
HTV軌道に有人で２０トンくらい上げる能力が欲しいな。
114 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/16(金) 14:40:24
>99いままではどうしてたんだ？ MVより小さいのに。
そりゃ、最悪の時期に比べれば回復はしてるだろうけど、この円高は厳しいだろう
マーチも海外で作ることになったみたいだが、これじゃあ国内の産業は空洞化するばかり…
マーチも海外で作ることになったみたいだが、これじゃあ国内の産業は空洞化するばかり…
スレチになるが、国際戦略車両は円高だろうが円安だろうが
拠点を海外に移して当然だろう、むしろこの10年甘えてたから
海外企業にいいようにされてたんだよ。
拠点を海外に移して当然だろう、むしろこの10年甘えてたから
海外企業にいいようにされてたんだよ。
>>115
保安半径に多少の相違は出るかもしれないが今までも同じだよ。改めて内之浦の大変さを再確認しただけじゃない？
4年前の宇宙開発史/桜木さんのM-V打ち上げ内之浦レポートによると
ttp://www.geocities.co.jp/Technopolis/5714/shinbun/2006_03.pdf
> ＜突然の渋滞＞.
> 12時少し前に発射場の方向（内之浦の市街地方向）から. 何台も車が来て駐車場前が渋滞する。
> 打ち上げ2時間前から発射点を中心とする半径2.1kmの区域は一般人立ち入り. 禁止となり、発射場方向の道路は封鎖されているはずな. のになぜ？
> ひょっとすると、制限区域内の住民が退避してきた車なのかも知れない。
保安半径に多少の相違は出るかもしれないが今までも同じだよ。改めて内之浦の大変さを再確認しただけじゃない？
4年前の宇宙開発史/桜木さんのM-V打ち上げ内之浦レポートによると
ttp://www.geocities.co.jp/Technopolis/5714/shinbun/2006_03.pdf
> ＜突然の渋滞＞.
> 12時少し前に発射場の方向（内之浦の市街地方向）から. 何台も車が来て駐車場前が渋滞する。
> 打ち上げ2時間前から発射点を中心とする半径2.1kmの区域は一般人立ち入り. 禁止となり、発射場方向の道路は封鎖されているはずな. のになぜ？
> ひょっとすると、制限区域内の住民が退避してきた車なのかも知れない。
NHK教育で「ボクの技術が宇宙を飛ぶ(ロケット組立作業員)」
モザイクの多さは異常ｗ
モザイクの多さは異常ｗ
そりゃ機密の塊だからな。
見逃した・・・orz
でもLE-7Aとか普通にネットに出回ってるのに隠す意味あったのかな
機密ｗ
軍用機でもあるまいし、どこが機密なんだ？
軍用機でもあるまいし、どこが機密なんだ？
むしろ企業秘密？
H-IIBの2段目が5.2mになれば、7mフェアリングもありなんじゃないかな？
何を飛ばすんだYO
直径６．２ｍのステーション
ついでに人間用の人工重力装置
「機密(笑)」だろｗ
実は人工重力は今考えた。
今度ISSでやるみたいだし。
ほんとの所、何も考えてなかったｗ
今度ISSでやるみたいだし。
ほんとの所、何も考えてなかったｗ
直径6mというとスカイラブぐらい？
>>132
うん、９０トンあるけど
うん、９０トンあるけど
サターンＶは化け物かｗ
セントリフュージだったらH-IIBでも打ち上げられるんじゃない?
ISSまでどうやって持っていくかが問題だろうけど・・・。
ISSまでどうやって持っていくかが問題だろうけど・・・。
>>135
http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/015/gijiroku/1294751.htm
> そこで使う自転車のついた、人工重力のついたものはヨーロッパが開発して、
> そして、アメリカの宇宙ステーションの場所に置いて、アメリカが運用して、
> そして、日本はその装置をHTV（宇宙ステーション補給機）で打ち上げるというような
> 枠組みでないとできないくらいのものです。
え？え？自転車？？・・・まぁどうも分解できるみたいだからHTVでOKらしい。
提案者は愛知医大の岩瀬敏教授。セントリフュージと同じ方ですな。
http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/015/gijiroku/1294751.htm
> そこで使う自転車のついた、人工重力のついたものはヨーロッパが開発して、
> そして、アメリカの宇宙ステーションの場所に置いて、アメリカが運用して、
> そして、日本はその装置をHTV（宇宙ステーション補給機）で打ち上げるというような
> 枠組みでないとできないくらいのものです。
え？え？自転車？？・・・まぁどうも分解できるみたいだからHTVでOKらしい。
提案者は愛知医大の岩瀬敏教授。セントリフュージと同じ方ですな。
>>134
そりゃ、月に良く途中の地球周回低軌道（高度120km）に
１２０㌧（アポロ＋着陸船＋３段目＋３段目燃料）
を打ち上げられる代物だからのう・・・
それでもサターンVは月往復にはギリギリ小さいサイズだし。
Novaという正気の沙汰とは思えないプランもあったりする。
そりゃ、月に良く途中の地球周回低軌道（高度120km）に
１２０㌧（アポロ＋着陸船＋３段目＋３段目燃料）
を打ち上げられる代物だからのう・・・
それでもサターンVは月往復にはギリギリ小さいサイズだし。
Novaという正気の沙汰とは思えないプランもあったりする。
エネルギア「呼んだ？」
>>138
お前じゃねぇすわってろ！
私事なんだが、２０００年前に卒論でSSTOについてイロイロしらべることがあって
既存ロケットエンジンをかたっぱしからリスト化したことがあった。
そのなかでも、飛び抜けてっつーか、笑っちまうような燃焼圧、
推力、比推力、酸素リッチ２段燃焼燃焼サイクル を達成していた「RD-180」
SSMEを上回る「RD-0120」、 N-1の「NK-33」×30クラスタ
こんなのねーよ。ロシアぜってーハッタリカマしてる（笑）と当時思った。
最近、一部で大人気らしいのをみて。
あの時調べた数字は幻じゃなかったんだと、今更ながら思った
お前じゃねぇすわってろ！
私事なんだが、２０００年前に卒論でSSTOについてイロイロしらべることがあって
既存ロケットエンジンをかたっぱしからリスト化したことがあった。
そのなかでも、飛び抜けてっつーか、笑っちまうような燃焼圧、
推力、比推力、酸素リッチ２段燃焼燃焼サイクル を達成していた「RD-180」
SSMEを上回る「RD-0120」、 N-1の「NK-33」×30クラスタ
こんなのねーよ。ロシアぜってーハッタリカマしてる（笑）と当時思った。
最近、一部で大人気らしいのをみて。
あの時調べた数字は幻じゃなかったんだと、今更ながら思った
RD-170「本気出す(｀･ω･´)ｼｬｷｰﾝ━!! 」
>>お前じゃねぇすわってろ！
だよね。エネルギアよりN1の方が断然格好いい。
格好よさだけならサターンVよりも上だ。
だよね。エネルギアよりN1の方が断然格好いい。
格好よさだけならサターンVよりも上だ。
戦艦ビスマルクの蒸気圧力も、当時としてはオーパーツレベル。
>>137
上空120kmの地球周回軌道って、成立するとは思えんのだが・・・。
たしかMUSES-Aが月より遠いところから猛スピードで落ちてきて、
どうにか地表に落ちずに大気を突っ切ることができたぎりぎりの高度が120kmだから、
最初から120kmじゃ周回は出来ないと思う・・・。
>>139
つーか、そのRD-180を採用して
M-V並みの打ち上げ能力しか無かったGXって・・・。
上空120kmの地球周回軌道って、成立するとは思えんのだが・・・。
たしかMUSES-Aが月より遠いところから猛スピードで落ちてきて、
どうにか地表に落ちずに大気を突っ切ることができたぎりぎりの高度が120kmだから、
最初から120kmじゃ周回は出来ないと思う・・・。
>>139
つーか、そのRD-180を採用して
M-V並みの打ち上げ能力しか無かったGXって・・・。
えー
N1て、なんかエンジンしょぼいからとにかく束ねまくったら
あらら巨大になっちゃったみたいですきじゃなーい
ガンダムチックなエネルギアの方がすきー
しかしサターンもエネルギアすらも余裕でしのぐアレスVって
本当に実現できるんかねそんな化け物
N1て、なんかエンジンしょぼいからとにかく束ねまくったら
あらら巨大になっちゃったみたいですきじゃなーい
ガンダムチックなエネルギアの方がすきー
しかしサターンもエネルギアすらも余裕でしのぐアレスVって
本当に実現できるんかねそんな化け物
>>143
ウィキペディア先生を調べてきた
2段目燃焼終了で 時速約24,000km（秒速6.84km）、高度185km
3段目で増速だから だいたい185kmの円軌道っぽいっす
すぐ、月遷移軌道に行くとはいえ低高度ですね
ウィキペディア先生を調べてきた
2段目燃焼終了で 時速約24,000km（秒速6.84km）、高度185km
3段目で増速だから だいたい185kmの円軌道っぽいっす
すぐ、月遷移軌道に行くとはいえ低高度ですね
どうせその高度に長居する気は無いから多少の空気抵抗は無視したんだろうね
>>144
>N1て、なんかエンジンしょぼいから
NK-33 （1段目に30個クラスターで使用）
ケロシン/LOX 酸素リッチ2段燃焼サイクル
海面上比推力 297秒 推力150㌧ 重量 1.22㌧
1975年に設計されたのに、エンジンがものすごく軽い
有人月ロケットに使うには小さいが、十分オーパーツのレベル
H-IIAのSRB廃して、1段目にコレを2個クラスターすればイイんじゃね？
とか妄想してしまう。
>N1て、なんかエンジンしょぼいから
NK-33 （1段目に30個クラスターで使用）
ケロシン/LOX 酸素リッチ2段燃焼サイクル
海面上比推力 297秒 推力150㌧ 重量 1.22㌧
1975年に設計されたのに、エンジンがものすごく軽い
有人月ロケットに使うには小さいが、十分オーパーツのレベル
H-IIAのSRB廃して、1段目にコレを2個クラスターすればイイんじゃね？
とか妄想してしまう。
いや・・・それは当時としてもいいエンジンじゃないとおも。
まぁ、良いか悪いかは主観だけど
コイツがエネルギアのRD-180 にまで発展した
ソ連の執念はんぱねぇ
コイツがエネルギアのRD-180 にまで発展した
ソ連の執念はんぱねぇ
燃焼実験の時間が他国とはケタ二つ違うんだっけ？
>>147
＞H-IIAのSRB廃して、1段目にコレを2個クラスターすればイイんじゃね？
＞とか妄想してしまう。
そんな技術があれば苦労しないと思う。
売ってくれてもブラックボックスなら使い続けるメリットないよ。
アメリカみたいにバカスカあげるんじゃないから。技術が習得できない。
＞H-IIAのSRB廃して、1段目にコレを2個クラスターすればイイんじゃね？
＞とか妄想してしまう。
そんな技術があれば苦労しないと思う。
売ってくれてもブラックボックスなら使い続けるメリットないよ。
アメリカみたいにバカスカあげるんじゃないから。技術が習得できない。
>>143
アポロを周回軌道に乗せるには三段目も使っているようだ。
2段目までだと、
http://history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_11a_Summary.htm
アポロ11号でパーキング軌道の100nmi(185kmくらい)に入れるのに、
S-IC(一段目)を2:41まで噴射、S-II(二段目)を9:08まで噴射の後、
さらに9:22～11:39までS-IVB(三段目)を吹かしているな。
周回軌道入りに2.3分、月軌道への移行に約6分くらい吹かしているので、
燃料の1/4程度を周回軌道入りに使ったことになるから、周回軌道入りしたのは
CMが5.9トン、SMが25トン、LMが16.5トン、宇宙船アダプタ1.8トン、
三段目乾燥質量15.2トン、三段目第二噴射燃料75トン程度、で・・・
だいたい139トン程度・・・・すげぇ。
三段目燃料がないスカイラブはこれが７７トンまで減っちゃう訳か。
軌道高度が高い(440kmくらい)のもあるけど。
アポロを周回軌道に乗せるには三段目も使っているようだ。
2段目までだと、
http://history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_11a_Summary.htm
アポロ11号でパーキング軌道の100nmi(185kmくらい)に入れるのに、
S-IC(一段目)を2:41まで噴射、S-II(二段目)を9:08まで噴射の後、
さらに9:22～11:39までS-IVB(三段目)を吹かしているな。
周回軌道入りに2.3分、月軌道への移行に約6分くらい吹かしているので、
燃料の1/4程度を周回軌道入りに使ったことになるから、周回軌道入りしたのは
CMが5.9トン、SMが25トン、LMが16.5トン、宇宙船アダプタ1.8トン、
三段目乾燥質量15.2トン、三段目第二噴射燃料75トン程度、で・・・
だいたい139トン程度・・・・すげぇ。
三段目燃料がないスカイラブはこれが７７トンまで減っちゃう訳か。
軌道高度が高い(440kmくらい)のもあるけど。
サターンVでは2段目燃焼終了までに起動速度をだすのは
できないと思う。・・・極端にペイロードが軽ければ別だが。
なので、3段目によるポストブーストが必要。
アポロは3段目に高比推力のLH2/LOXエンジンを使っているけど
スカイラブのメインエンジンは（たぶん）保存性の良いヒドラジン系だから比推力が低い。
軌道（185km→450km）が上がったのと加えて、
3段目エンジン比推力の低下で、軌道投入能力が落ちているんだと思う。
できないと思う。・・・極端にペイロードが軽ければ別だが。
なので、3段目によるポストブーストが必要。
アポロは3段目に高比推力のLH2/LOXエンジンを使っているけど
スカイラブのメインエンジンは（たぶん）保存性の良いヒドラジン系だから比推力が低い。
軌道（185km→450km）が上がったのと加えて、
3段目エンジン比推力の低下で、軌道投入能力が落ちているんだと思う。
>>153
ん？スカイラブ本体に軌道に乗せるためのエンジンなんてあったっけ？
姿勢制御のためのスラスタはあるだろうけど・・・
Saturn INT-21 （二段構成のSaturnV）で打ち上げたとしかない。
http://en.wikipedia.org/wiki/Skylab
ん？スカイラブ本体に軌道に乗せるためのエンジンなんてあったっけ？
姿勢制御のためのスラスタはあるだろうけど・・・
Saturn INT-21 （二段構成のSaturnV）で打ち上げたとしかない。
http://en.wikipedia.org/wiki/Skylab
>>154
だとすると、サターンVの2段目（J-2×5個）までで
440km円軌道に打ち上げられる重量は
77トンってことになりますね。
アポロみたいに3段目J-2エンジンで440km円軌道まであげると
だいたい100トンぐらいかな？
有人月ロケットに特化されたサターンVだから
2段構成でムリヤリ低軌道に衛星を上げるのは効率が悪いのかも。
だとすると、サターンVの2段目（J-2×5個）までで
440km円軌道に打ち上げられる重量は
77トンってことになりますね。
アポロみたいに3段目J-2エンジンで440km円軌道まであげると
だいたい100トンぐらいかな？
有人月ロケットに特化されたサターンVだから
2段構成でムリヤリ低軌道に衛星を上げるのは効率が悪いのかも。
>>155
スカイラブは3段目ドンガラを改造して泥縄的に作ったものだから
サターンVの能力に比べて多少軽くなってしまった面もあるんじゃない？
容積の小さな3段目ドンガラを無理に重くすることもできないし。
日本がH-IIAで小さなIGS衛星 1基打ち上げたように、ロケットの最大能力をフルに使っていないのでは。
スカイラブは3段目ドンガラを改造して泥縄的に作ったものだから
サターンVの能力に比べて多少軽くなってしまった面もあるんじゃない？
容積の小さな3段目ドンガラを無理に重くすることもできないし。
日本がH-IIAで小さなIGS衛星 1基打ち上げたように、ロケットの最大能力をフルに使っていないのでは。
アボート無視して、一気に高度を稼いだんじゃない？
>>155
http://www.astronautix.com/lvs/saturnv.htm#Saturn%20INT-21
こっちに二段バージョンの打ち上げ能力あった。
一段目/二段目ともエンジン５つのバージョンで、高度185km(100nmi)の軌道に115.9トンということらしい。
他のSaturnVと推力も燃焼時間も変わりないようですね。
http://www.astronautix.com/lvs/saturnv.htm#Saturn%20INT-21
こっちに二段バージョンの打ち上げ能力あった。
一段目/二段目ともエンジン５つのバージョンで、高度185km(100nmi)の軌道に115.9トンということらしい。
他のSaturnVと推力も燃焼時間も変わりないようですね。
185kmくらいあれば、速度が出ていれば、スラスタ程度で十分高度が上がると思う。
>>159
それは厳しいんじゃないかなあ。
185kmから440kmに軌道を上げるには、最良条件のホーマン遷移でも⊿Vは
147m/sいるんだけど、これを77トンのスカイラブ＋ヒドラジンスラスタに適用すると
燃料は４トンくらいいる。
また、必要な推力も、噴射時間が10分×２程度なら、9kNくらいの推力がいる。
http://trs.nis.nasa.gov/archive/00000171/01/tmx64852.pdf
実際には姿勢制御用の窒素ガススラスタだけもってたみたい。最大推力は444.8N。
それは厳しいんじゃないかなあ。
185kmから440kmに軌道を上げるには、最良条件のホーマン遷移でも⊿Vは
147m/sいるんだけど、これを77トンのスカイラブ＋ヒドラジンスラスタに適用すると
燃料は４トンくらいいる。
また、必要な推力も、噴射時間が10分×２程度なら、9kNくらいの推力がいる。
http://trs.nis.nasa.gov/archive/00000171/01/tmx64852.pdf
実際には姿勢制御用の窒素ガススラスタだけもってたみたい。最大推力は444.8N。
スカイラブ計画
http://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%82%B9%E3%82%AB%E3%82%A4%E3%83%A9%E3%83%96%E8%A8%88%E7%94%BB
> 総重量 77,088kg
http://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%82%B9%E3%82%AB%E3%82%A4%E3%83%A9%E3%83%96%E8%A8%88%E7%94%BB
> 総重量 77,088kg
>>160自己レス
逆に言えば、9kN程度のスラスタさえつけられれば、かなりの重量をあげられそうです。
⊿V=147m/sくらいならヒドラジンでもよさそうなのでこれで計算すると、
ヒドラジンスラスタ・タンクなど込みで109トンくらい440km軌道に上げきれますね。
逆に言えば、9kN程度のスラスタさえつけられれば、かなりの重量をあげられそうです。
⊿V=147m/sくらいならヒドラジンでもよさそうなのでこれで計算すると、
ヒドラジンスラスタ・タンクなど込みで109トンくらい440km軌道に上げきれますね。
さっさとH-IIB上段を強化しろ。
タンクは苦労するはずだから直ぐにでも始めろ。
後でMBに替えれば良い。
上段を強化するだけで、HTVのペイロードが増えるし、
ISSでのバーター取引が有利になるって言えば委員会や政府も納得するだろ。
HTVを有人化をするんなら、重量増加は避けられないんだから、
今のうちにやっておけば、ロケット側の苦労が少し減るぞ。
タンクは苦労するはずだから直ぐにでも始めろ。
後でMBに替えれば良い。
上段を強化するだけで、HTVのペイロードが増えるし、
ISSでのバーター取引が有利になるって言えば委員会や政府も納得するだろ。
HTVを有人化をするんなら、重量増加は避けられないんだから、
今のうちにやっておけば、ロケット側の苦労が少し減るぞ。
>>160
おいらの欲しかった資料㌧
>窒素ガススラスタだけもってたみたい。最大推力は444.8N。
推進剤に毒性が無いから補充がしやすいのかな？
14pのシステム図に 「Fill Disconnect」 ってのがあるから
推進剤（N2）の補充前提のシステムみたいね。
宇宙服を着ているとはいえ、ヒドラジンの給油（？）はしたくないなｗ
高度上げのリブーストはアポロ機械船のメインエンジンだのみか
実質1年程度しかつかってないから、リブーストをしない男前設計かな？
おいらの欲しかった資料㌧
>窒素ガススラスタだけもってたみたい。最大推力は444.8N。
推進剤に毒性が無いから補充がしやすいのかな？
14pのシステム図に 「Fill Disconnect」 ってのがあるから
推進剤（N2）の補充前提のシステムみたいね。
宇宙服を着ているとはいえ、ヒドラジンの給油（？）はしたくないなｗ
高度上げのリブーストはアポロ機械船のメインエンジンだのみか
実質1年程度しかつかってないから、リブーストをしない男前設計かな？
>>165
リブーストモジュールなんてのも計画していたらしいね。
http://www.astronautix.com/flights/sts2a.htm
STS-2で乗り付けてこれくっつけてリブーストする予定だったようだが、
シャトルが間に合わなかった＆スカイラブが予想より早く軌道落ちてきたようです。
これもシャトルの落とした影かもしれません。
リブーストモジュールなんてのも計画していたらしいね。
http://www.astronautix.com/flights/sts2a.htm
STS-2で乗り付けてこれくっつけてリブーストする予定だったようだが、
シャトルが間に合わなかった＆スカイラブが予想より早く軌道落ちてきたようです。
これもシャトルの落とした影かもしれません。
>>166
有名な話ですね。
しかし、シャトルの2回目のミッションでそれをやるってのは無謀スギルだろ・・・JK
今ならH-IIA2段目の先端にドッキングポート追加
燃料満タンで打ち上げて・・・・って、簡単な話じゃないんだろうな・・・
有名な話ですね。
しかし、シャトルの2回目のミッションでそれをやるってのは無謀スギルだろ・・・JK
今ならH-IIA2段目の先端にドッキングポート追加
燃料満タンで打ち上げて・・・・って、簡単な話じゃないんだろうな・・・
>>147
H-IIAのクラスタ化といえば、
LE-7Aを3基クラスタ化すればSRB-Aが無くても第１段として通用する、
とかいう構想が無かったっけ?
現状ではSRB-AがLE-7Aより安いので202型より高価になるので意味ないけど、
H-IIBに適用すればSRBを2本に減らして
やや能力の落ちる安価バリエーションを作れるのでは?
>>164
H-IIBはH-IIAのフェアリングを流用できるのが売り。
静止衛星を2機同時打ち上げするときなんかは4m径フェアリングだって使うかもしれない。
決して第２段だけが小さいわけでは無い。
第2段を5.2m化したら、フェアリングに専用のものを新規開発しなければならない。
段間部や燃料タンクと合わせて、
H-IIA→H-IIBのとき(200億円)くらいか、それ以上のコストがかかるのでは?
現予算では開発費20億円のイプシロンですら手一杯なのに、
数百億円掛けて開発するなんて無理だろ・・・。
日本は小型化が得意なんだから、
HTVの貨物6トン分に収まる宇宙船を開発する方向に違いあるまい。
H-IIAのクラスタ化といえば、
LE-7Aを3基クラスタ化すればSRB-Aが無くても第１段として通用する、
とかいう構想が無かったっけ?
現状ではSRB-AがLE-7Aより安いので202型より高価になるので意味ないけど、
H-IIBに適用すればSRBを2本に減らして
やや能力の落ちる安価バリエーションを作れるのでは?
>>164
H-IIBはH-IIAのフェアリングを流用できるのが売り。
静止衛星を2機同時打ち上げするときなんかは4m径フェアリングだって使うかもしれない。
決して第２段だけが小さいわけでは無い。
第2段を5.2m化したら、フェアリングに専用のものを新規開発しなければならない。
段間部や燃料タンクと合わせて、
H-IIA→H-IIBのとき(200億円)くらいか、それ以上のコストがかかるのでは?
現予算では開発費20億円のイプシロンですら手一杯なのに、
数百億円掛けて開発するなんて無理だろ・・・。
日本は小型化が得意なんだから、
HTVの貨物6トン分に収まる宇宙船を開発する方向に違いあるまい。
既存の部品を流用で低コストで開発するってのは、
運用上の制約・矛盾・高コストがアチコチに出てくるんだよね。
特にロケットみたいに物理的ギリギリの設計をするシステムは特に・・
H-IIA→H-IIB は上手く行ったほうなんじゃないかな？
・段間部のクビレが・・
・HTV用フェアリング柔すぎてがH-IIA２０４に使えない
・２段目を強化できればもっと・・・
とか言われているけど。致命的とは思えない。（注：俺的に）
これらを全て解消するとなると、別物になっちゃうし。ジレンマだな
運用上の制約・矛盾・高コストがアチコチに出てくるんだよね。
特にロケットみたいに物理的ギリギリの設計をするシステムは特に・・
H-IIA→H-IIB は上手く行ったほうなんじゃないかな？
・段間部のクビレが・・
・HTV用フェアリング柔すぎてがH-IIA２０４に使えない
・２段目を強化できればもっと・・・
とか言われているけど。致命的とは思えない。（注：俺的に）
これらを全て解消するとなると、別物になっちゃうし。ジレンマだな
>>168
フェアリングは必要な時に開発すればよい。
とりあえずHTV用があれば良い。
H-IIBは民間に移管されてないから、
静止衛星２機同時は、官需になければしばらく必要ない。
ISSは2020年までの延長はほぼ確定的だから、
費用対効果の十分ある話しだと思う。
それに小型化なんてちゃんと動くものを作ってから。
フェアリングは必要な時に開発すればよい。
とりあえずHTV用があれば良い。
H-IIBは民間に移管されてないから、
静止衛星２機同時は、官需になければしばらく必要ない。
ISSは2020年までの延長はほぼ確定的だから、
費用対効果の十分ある話しだと思う。
それに小型化なんてちゃんと動くものを作ってから。
GXロケットは基礎研究をやっていて、飛行するエンジンを作るために、プロジェクトがＧＯ。
ところが、２段目タンクと２段目エンジンが七転八倒してプロジェクト自体が死んだ。
とりあえずは、エンジンの小改良とH-IIA高機能化を続けるのが定石だろう。
ところが、２段目タンクと２段目エンジンが七転八倒してプロジェクト自体が死んだ。
とりあえずは、エンジンの小改良とH-IIA高機能化を続けるのが定石だろう。
>>171
2020年まで仮に6トンの荷物を10機分打ち上げるとして、
一機の荷物が10トンになれば単純計算で6機か。
しかし2度の仕様変更があれば失敗のリスクも2倍になる。
仮に前者の場合は1回失敗して11機打ち上げることになるとして、
後者が2回失敗すると考えて8機打ち上げることになる。
一機あたりの費用は後者の方が高いうえに、
さらに開発費（H-IIB開発から考えて実機2機分程度か？）が掛かる事を考えれば、
部の悪い賭けになるのは間違いないと思う。
それに有人に使うなら容量よりも成功率の実績を稼ぐほうが賢明だろ。
2020年まで仮に6トンの荷物を10機分打ち上げるとして、
一機の荷物が10トンになれば単純計算で6機か。
しかし2度の仕様変更があれば失敗のリスクも2倍になる。
仮に前者の場合は1回失敗して11機打ち上げることになるとして、
後者が2回失敗すると考えて8機打ち上げることになる。
一機あたりの費用は後者の方が高いうえに、
さらに開発費（H-IIB開発から考えて実機2機分程度か？）が掛かる事を考えれば、
部の悪い賭けになるのは間違いないと思う。
それに有人に使うなら容量よりも成功率の実績を稼ぐほうが賢明だろ。
有人はアボートの関係で低い軌道を取るから、２段目の推力が弱い。
有人やろうと思えば、再構成しない事には効率が悪いよ。
有人やろうと思えば、再構成しない事には効率が悪いよ。
>>173
４トン増で完成が５年後とすると、毎年１機打上げで2020年まで20トン増える。
HTV初期型の3.3機分。増えた分で研究割り当てや有人飛行の割り当てを、
アメリカから分捕る。
多分、今やってる成果回収機もそういう意味会いがあると思う。
４トン増で完成が５年後とすると、毎年１機打上げで2020年まで20トン増える。
HTV初期型の3.3機分。増えた分で研究割り当てや有人飛行の割り当てを、
アメリカから分捕る。
多分、今やってる成果回収機もそういう意味会いがあると思う。
>172 一段目の開発がうまくいったのがせめてもの救いか
179 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/17(土) 18:55:11
>>179
冷戦まっただ中だから
たぶんソ連の監視目的があったんじゃないかな？
スペースシャトルもソ連の衛星にランデブー取っ捕まえて帰還させるために
デカイ翼で軌道からの帰還クロスレンジを大きくする目的があったはず。
軌道傾斜角をすっかり忘れていた・・・サターンVの最大投射能力が使えないわけだ・・・
冷戦まっただ中だから
たぶんソ連の監視目的があったんじゃないかな？
スペースシャトルもソ連の衛星にランデブー取っ捕まえて帰還させるために
デカイ翼で軌道からの帰還クロスレンジを大きくする目的があったはず。
軌道傾斜角をすっかり忘れていた・・・サターンVの最大投射能力が使えないわけだ・・・
>>173
>しかし2度の仕様変更があれば失敗のリスクも2倍になる。
>仮に前者の場合は1回失敗して11機打ち上げることになるとして、
>後者が2回失敗すると考えて8機打ち上げることになる。
ここの理屈がわからないので、詳しく説明してもらえますか。
>しかし2度の仕様変更があれば失敗のリスクも2倍になる。
>仮に前者の場合は1回失敗して11機打ち上げることになるとして、
>後者が2回失敗すると考えて8機打ち上げることになる。
ここの理屈がわからないので、詳しく説明してもらえますか。
正確には5年後から運用開始として
10機x6トン
と
5機x6トン + 3機x10トン
を比べるべきだったのかな。それぞれ1機ずつ失敗するという前提なら、
少なくとも後者は10トン機が1回分余計に失敗する可能性が高まる。
10機x6トン
と
5機x6トン + 3機x10トン
を比べるべきだったのかな。それぞれ1機ずつ失敗するという前提なら、
少なくとも後者は10トン機が1回分余計に失敗する可能性が高まる。
計算はわかりましたが、六機中二機打ち上げ失敗するというのはさすがに
過大に見積もりすぎではないでしょうか。
変更によるリスクをそこまで多く見積もるならば、現状のH-IIBの危険性も
(当面は)もっと大きく考えるべきだと思います。
過大に見積もりすぎではないでしょうか。
変更によるリスクをそこまで多く見積もるならば、現状のH-IIBの危険性も
(当面は)もっと大きく考えるべきだと思います。
8機中2機だろ。
バランスを考えるなら、第二段も2基クラスタ化したほうが良くない?
M-Vと大差ない規模のH-Iの第二段と同じクラスのエンジンがH-IIBで使われていていいの?
・・・そういう意味ではイプシロンの第二段にLE-5B使ってH-Iもどき作れないのかなとも思ったりして。
M-Vと大差ない規模のH-Iの第二段と同じクラスのエンジンがH-IIBで使われていていいの?
・・・そういう意味ではイプシロンの第二段にLE-5B使ってH-Iもどき作れないのかなとも思ったりして。
>>186
MHIとロケットダインが開発中のMB-60(元RS-73)は、推力266.7kN 比推力467秒
LE-5Bの倍の推力＆高比推力。半分の推力タイプMB-30もある。
欧州で開発中のVinciと比べるとちょっと重いかも・・・。
http://robot.watch.impress.co.jp/cda/static/image/2008/10/02/space_p1140967.jpg
多分、H2A/B・デルタ４・アトラスVの上段として使われる。
けど、最近話題を聞かない(´･ω･｀)
MHIとロケットダインが開発中のMB-60(元RS-73)は、推力266.7kN 比推力467秒
LE-5Bの倍の推力＆高比推力。半分の推力タイプMB-30もある。
欧州で開発中のVinciと比べるとちょっと重いかも・・・。
http://robot.watch.impress.co.jp/cda/static/image/2008/10/02/space_p1140967.jpg
多分、H2A/B・デルタ４・アトラスVの上段として使われる。
けど、最近話題を聞かない(´･ω･｀)
188 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/18(日) 20:45:17
>>186
H-Iロケット9号機はは1992年2月に2段式で重量1340kgのふよう1号を太陽同期軌道に打ち上げているぞ。
H-IはM-Vより打ち上げ能力は上でしょ。
http://www.jaxa.jp/projects/sat/jers1/index_j.html
H-Iロケット9号機はは1992年2月に2段式で重量1340kgのふよう1号を太陽同期軌道に打ち上げているぞ。
H-IはM-Vより打ち上げ能力は上でしょ。
http://www.jaxa.jp/projects/sat/jers1/index_j.html
M-VはLEO 2.3トン説を採用しても、H-Iは３トンくらいだっけ。
たしかにM-Vと比べるならN-I/IIあたりだったかな。
ただ、惑星間打ち上げ能力ならH-Iに勝てそうな気が。
まあ2倍も違わなければ比較できるレベルということでご勘弁を・・・。
たしかにM-Vと比べるならN-I/IIあたりだったかな。
ただ、惑星間打ち上げ能力ならH-Iに勝てそうな気が。
まあ2倍も違わなければ比較できるレベルということでご勘弁を・・・。
MVの2.3t説というのがよく分からないんですね。
MVの実績では6号機が1.7t強のASTRO-EII (すざく) を軌道傾斜角31°近地点250km×遠地点560kmに挙げた実績があるのだが、
この程度だと250km円軌道でも1.9tぐらいだろう。(軌道傾斜角は31°は内之浦から打ち上げるとき最大能力となる傾斜角だ)
公称は2.3tだが実際の運用を考えると実質1.9tぐらいしか打ち上げられないのか、それとも
3段目の可動ノズルTVC、サイドジェットを取っ払って、無誘導にすれば2.3tになるという意味なのか…
はたまた2.3tは可能なのだが、あえてM-Vの能力に対して軽すぎる衛星を搭載したのか…
http://www.isas.ac.jp/ISASnews/No.294/isas-suzaku.html
「すざく」は当初，近地点約250km，遠地点約560kmの楕円軌道に投入されたが，
その後，衛星搭載二次推進系により近地点高度を徐々に上げ，7月21日には高度約570kmの円軌道が達成された。
MVの実績では6号機が1.7t強のASTRO-EII (すざく) を軌道傾斜角31°近地点250km×遠地点560kmに挙げた実績があるのだが、
この程度だと250km円軌道でも1.9tぐらいだろう。(軌道傾斜角は31°は内之浦から打ち上げるとき最大能力となる傾斜角だ)
公称は2.3tだが実際の運用を考えると実質1.9tぐらいしか打ち上げられないのか、それとも
3段目の可動ノズルTVC、サイドジェットを取っ払って、無誘導にすれば2.3tになるという意味なのか…
はたまた2.3tは可能なのだが、あえてM-Vの能力に対して軽すぎる衛星を搭載したのか…
http://www.isas.ac.jp/ISASnews/No.294/isas-suzaku.html
「すざく」は当初，近地点約250km，遠地点約560kmの楕円軌道に投入されたが，
その後，衛星搭載二次推進系により近地点高度を徐々に上げ，7月21日には高度約570kmの円軌道が達成された。
>>190
キックモータを付けて、克つM-34bを落とせば2.3tくらい上がりそう
キックモータを付けて、克つM-34bを落とせば2.3tくらい上がりそう
M-Vの初期は、アブレーションノズルで、後期はC/Cノズルじゃなかったっけ？
軽くなってペイロードが増えたと。
軽くなってペイロードが増えたと。
193 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/19(月) 01:01:39
>>190
> 3段目の可動ノズルTVC、サイドジェットを取っ払って、無誘導にすれば2.3tになるという意味なのか…
その発想は無かった.
たしかにサイドジェットだけで 138 kg あるね。
http://airex.tksc.jaxa.jp/dr/prc/japan/contents/AA0064112016/64112016.pdf
TVC はどれくらいの質量だろう.
> 3段目の可動ノズルTVC、サイドジェットを取っ払って、無誘導にすれば2.3tになるという意味なのか…
その発想は無かった.
たしかにサイドジェットだけで 138 kg あるね。
http://airex.tksc.jaxa.jp/dr/prc/japan/contents/AA0064112016/64112016.pdf
TVC はどれくらいの質量だろう.
M-VのLEO2.3tonのソースって、松浦さんのL/D以外の資料はあるのかな？
ロケットまつり等の情報？
ロケットまつり等の情報？
手元の書籍(中冨信夫 著)ではM-Vの打ち上げ能力は2.5トンになっていたよ。(ぉ
H-IIとの比較図中の値なので、0.5トン単位に丸めた数値かもしれないけど。
H-IIとの比較図中の値なので、0.5トン単位に丸めた数値かもしれないけど。
2nd ESA/ASI Workshop on ICSSEの稲谷先生の資料では2.2tになってる
4段なら2.3ton位上がるよってことだろ
>>191も書いているけど3段目まで地球に落とす飛翔プロファイルにすればペイロードは増える
L-4/M-4やM-3SII-8で使っていた飛翔プロファイルだし特別おかしい物でもない
>>191も書いているけど3段目まで地球に落とす飛翔プロファイルにすればペイロードは増える
L-4/M-4やM-3SII-8で使っていた飛翔プロファイルだし特別おかしい物でもない
M-3H-3のこともたまには思い出してあげてください
>>200
3段目のドンガラも一緒に軌道速度（秒速7.9km）まで引っ張ると
非効率なので、秒速7～7.5kmまで3段目で加速
あとちょっとの加速をする小さい4段目 もしくは衛星内臓のスラスターで
軌道速度を出させる
スペースシャトルも外部タンクごと軌道速度に持っていくわけじゃなく
軌道速度一歩手前で外部タンク切り離し、
身軽になったところで尻の小さいロケットを使って
軌道速度まで引っ張るようにしているのと同じ
3段目のドンガラも一緒に軌道速度（秒速7.9km）まで引っ張ると
非効率なので、秒速7～7.5kmまで3段目で加速
あとちょっとの加速をする小さい4段目 もしくは衛星内臓のスラスターで
軌道速度を出させる
スペースシャトルも外部タンクごと軌道速度に持っていくわけじゃなく
軌道速度一歩手前で外部タンク切り離し、
身軽になったところで尻の小さいロケットを使って
軌道速度まで引っ張るようにしているのと同じ
202 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/20(火) 09:48:58
ﾜﾛﾀ
落とすをそう言う意味で使っているのか(^o^)
落とすをそう言う意味で使っているのか(^o^)
>>202
普通に分かったけど・・・
普通に分かったけど・・・
204 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/20(火) 18:26:46
ぼくのれべるにあわせておはなししてよ(^o^)
205 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/20(火) 22:01:58
あほらし(^o^)
キックモーター使用、という条件で1.8tという事ではなかったっけ？
>>206
主語を言わないから、何のことやらさっぱり分かりません。
主語を言わないから、何のことやらさっぱり分かりません。
208 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/21(水) 10:12:23
>>208
はぁ…? 本当に分からないんだけど
はぁ…? 本当に分からないんだけど
99%分かっても分からないと言うんだよ。こういう場合は。
空気読んで分かったと言ってやろうと思ったら足すくわれた経験みんなあるからね。
日本語使えない奴に配慮して自分がアフォな目に遭って、しかも原因からも
叩かれたりすることがあれば、そりゃあ寛容さはうしなわれるわな。
空気読んで分かったと言ってやろうと思ったら足すくわれた経験みんなあるからね。
日本語使えない奴に配慮して自分がアフォな目に遭って、しかも原因からも
叩かれたりすることがあれば、そりゃあ寛容さはうしなわれるわな。
211 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/21(水) 13:40:53
>>210
さすがにこの場で本気だったらちょっとアホすぎるだろ。
さすがにこの場で本気だったらちょっとアホすぎるだろ。
理想増速量を計算してみた
M-V 3段構成(ASTRO-EII)
ttp://windyakin.if.land.to/src/up38_2205.png
M-V 4段構成
ttp://windyakin.if.land.to/src/up38_2206.png
M-V 3段構成(ASTRO-EII)
ttp://windyakin.if.land.to/src/up38_2205.png
M-V 4段構成
ttp://windyakin.if.land.to/src/up38_2206.png
>>212
M-25の推薬重量は33tで比推力292secでしょ？
また、M-14の51.5secはあくまで‘有効燃焼時間’であり、実際の燃焼時間75secが正しいんじゃ？
となると、M-14の平均推力はもっと下がりそうだ。
M-25の推薬重量は33tで比推力292secでしょ？
また、M-14の51.5secはあくまで‘有効燃焼時間’であり、実際の燃焼時間75secが正しいんじゃ？
となると、M-14の平均推力はもっと下がりそうだ。
LE5Bを２段重ねとかにはできないの？
重ねてどうするの？
再着火できるんだから、タンク増量でいいじゃん。
再着火できるんだから、タンク増量でいいじゃん。
横に置いてクラスタ化を・・・
LE-5Bは、推力小さいけど、ノズルは結構大きいぜ。
>>213
>>189-199
>>214
M-25の推薬質量・比推力等は→ttp://stage.tksc.jaxa.jp/library/report/files/SP-07-023.pdf
理想増速量は構造質量比と比推力のみに拘束されることは理解しているよね？
>>189-199
>>214
M-25の推薬質量・比推力等は→ttp://stage.tksc.jaxa.jp/library/report/files/SP-07-023.pdf
理想増速量は構造質量比と比推力のみに拘束されることは理解しているよね？
>>219
うん
うん
>>218
LE-5が2.44m径のH-Iに使われていたんだから、5.2m径なら問題無いのでは。
H-II五号機（かけはし）のような失敗に対して冗長系になりそう。
そういやH-IIBのLE-7Aの2基は冗長系にはならない（片方だけではまっすぐ飛ばない？）
http://www.nikkeibp.co.jp/article/column/20090918/182539/
らしいけど、どういうことだろう？
脱出速度に到達するかどうかは別として、
エンジンの推力がロケットの重心を向いていれば一応飛び続けられると思うのだが、
H-IIBはそのような設計になっていないのだろうか？
SRB-Aの分離の前後で重心が変わってしまうのかもしれない。
しかしSRB-A分離前という早期に片肺となれば、もはや軌道到達の可能性は無い。
だとすればSRB-A分離後の、燃料の少なくなった状態の重心に向けておけばいい。
そして第一段の燃焼終了間際であれば空気抵抗も少なく傾いて飛ぶこともできるから
片方が止まってももう片方で燃焼時間を長くして予定速度が稼げる可能性が高くなる。
当然そうなっていると思うのだが・・・何故そうしなかったのだろうか。
LE-5が2.44m径のH-Iに使われていたんだから、5.2m径なら問題無いのでは。
H-II五号機（かけはし）のような失敗に対して冗長系になりそう。
そういやH-IIBのLE-7Aの2基は冗長系にはならない（片方だけではまっすぐ飛ばない？）
http://www.nikkeibp.co.jp/article/column/20090918/182539/
らしいけど、どういうことだろう？
脱出速度に到達するかどうかは別として、
エンジンの推力がロケットの重心を向いていれば一応飛び続けられると思うのだが、
H-IIBはそのような設計になっていないのだろうか？
SRB-Aの分離の前後で重心が変わってしまうのかもしれない。
しかしSRB-A分離前という早期に片肺となれば、もはや軌道到達の可能性は無い。
だとすればSRB-A分離後の、燃料の少なくなった状態の重心に向けておけばいい。
そして第一段の燃焼終了間際であれば空気抵抗も少なく傾いて飛ぶこともできるから
片方が止まってももう片方で燃焼時間を長くして予定速度が稼げる可能性が高くなる。
当然そうなっていると思うのだが・・・何故そうしなかったのだろうか。
ブースター切り離し時点での高度が低く１基止まった場合、推力不足で落ちるとか。
１個止まると制御範囲を超え、ジンバルロックするとか。
１個止まると制御範囲を超え、ジンバルロックするとか。
いつもの"必要以上に開発費を削る"悪癖が出たんだろ
二段燃焼サイクルのLE-7Aは異常停止すると爆発するらしい。
http://www.nikkeibp.co.jp/article/column/20090512/151747/?P=3
そのせいもあるか?
http://www.nikkeibp.co.jp/article/column/20090512/151747/?P=3
そのせいもあるか?
危険性が低いだけで、爆発しないわけじゃない。
226 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/22(木) 17:54:15
>>221
無意味だからだろ。リカバリできないなら指令破壊しかない。
無意味だからだろ。リカバリできないなら指令破壊しかない。
だよなぁ。
元々2機しかないエンジンが片方止まったら、たとえもう片方の燃焼時間を延ばせても
殆どのケースでミッション未達だな。MECOのせいぜい5秒～10秒前くらいの停止なら
リカバリ可能だろうけど。
でもまぁそれ以前に、片方止まってもアレは姿勢制御できるのかな？
元々2機しかないエンジンが片方止まったら、たとえもう片方の燃焼時間を延ばせても
殆どのケースでミッション未達だな。MECOのせいぜい5秒～10秒前くらいの停止なら
リカバリ可能だろうけど。
でもまぁそれ以前に、片方止まってもアレは姿勢制御できるのかな？
LE-7がフライト中に異常停止した事例はあるけどフライト中に爆発した事例はないな
スペースシャトルはフライト後半でSSMEが異常停止しても軌道に逃げられるが？
スペースシャトルはフライト後半でSSMEが異常停止しても軌道に逃げられるが？
H-IIBのような紆余曲折した不出来な子に何を求めるのか。
しかもテスト打上げすら出来ず、いきなりHTV初号機を打上げ・・・。
成功しただけで神に感謝すべきだよ。
しかもテスト打上げすら出来ず、いきなりHTV初号機を打上げ・・・。
成功しただけで神に感謝すべきだよ。
結局官需しかないからそのために最低限必要なロケットを作るしかないだろ？
もっとバランスの良い大型ロケットが作れるはずだとか言っても、理由がないんだからつくらんだろ。
もっとバランスの良い大型ロケットが作れるはずだとか言っても、理由がないんだからつくらんだろ。
>>228
>LE-7がフライト中に異常停止した事例はあるけど
そういえばH-IIの3号機だか4号機あたりで何秒か早く停止したことがあったけど
どうにか成功したんだよな（だからこそ数秒でもH-IIBの片肺推進ができてほしい）。
そのときの詳細が気になるけど、
今となっては8号機の失敗ばかりがヒットするので検索しづらい・・・。
>LE-7がフライト中に異常停止した事例はあるけど
そういえばH-IIの3号機だか4号機あたりで何秒か早く停止したことがあったけど
どうにか成功したんだよな（だからこそ数秒でもH-IIBの片肺推進ができてほしい）。
そのときの詳細が気になるけど、
今となっては8号機の失敗ばかりがヒットするので検索しづらい・・・。
ESAみたいに打上げ請け負いやって、他人の金で研究出来れば。
ダンピングしてでも、打上げればその分実績が積み上がるから、
十分元が取れると思うんだけどな。
ESAだって打上げの一部は公費負担なので、
実質的にダンピングだし。
ダンピングしてでも、打上げればその分実績が積み上がるから、
十分元が取れると思うんだけどな。
ESAだって打上げの一部は公費負担なので、
実質的にダンピングだし。
>>233
公募の無料打ち上げだろ。
SDSシリーズの計画もあることだし。
H2A202→H2A204→H2B
の差額で受注を狙うとかかな?
でも実際、差額と打ち上げ重量ってコスト的にどんなものか・・・。
公募の無料打ち上げだろ。
SDSシリーズの計画もあることだし。
H2A202→H2A204→H2B
の差額で受注を狙うとかかな?
でも実際、差額と打ち上げ重量ってコスト的にどんなものか・・・。
投入軌道は、主役の衛星と同じな訳で、
そうそう都合の良い顧客は、なかなか現れないだろうな。
そうそう都合の良い顧客は、なかなか現れないだろうな。
>>234
大雑把だけど、
ASTRO-G 1.2t で GTO 2t 程度の余裕
GPM 3.5t で LEO 3t 程度の余裕
ALOS-2 2t で SSO 1t 程度の余裕
ASTRO-H 2.4 t で LEO 4t 程度の余裕
SDS クラスでは調整つかない.
大雑把だけど、
ASTRO-G 1.2t で GTO 2t 程度の余裕
GPM 3.5t で LEO 3t 程度の余裕
ALOS-2 2t で SSO 1t 程度の余裕
ASTRO-H 2.4 t で LEO 4t 程度の余裕
SDS クラスでは調整つかない.
>>237
それはLEOの方の衛星の条件が緩いから実現した特殊な例だな
それはLEOの方の衛星の条件が緩いから実現した特殊な例だな
こないだの17号機とかもそうだったね。
低軌道に3機・・・。もう2ヶ月だから、そろそろ全滅かな?
低軌道に3機・・・。もう2ヶ月だから、そろそろ全滅かな?
241 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/23(金) 22:14:51
Wing Daily
＜HEADLINE NEWS＞
★MHI宇宙事業、2020年頃に売上高1000億円規模
フロンティア開拓へ、国際競争を勝ち抜く戦略
……顧客打上能力に合致していないH-IIAシリーズ
……軌道傾斜角調整で打上げ能力が大幅減
……限定された打上期間が障壁に
……打ち上げ価格の低廉化も課題
……H-IIA高度化、第2段の作動時間を約6.7倍の2万秒に
……輸入調達品の国産化で低コスト化を検討
……10～20億円の打ち上げ価格減目標
……多様な打上ニーズ応えるべく“モジュール化”構想
……H-X開発へ、第1段用のLE-Xも研究中
……エクスパンダーブリードサイクル方式に
……成長期待できるプロジェクト続々
……極超音速機研究もEADSアストリウムらと
……産業振興など取り組めるようJAXA法改正を
＜HEADLINE NEWS＞
★MHI宇宙事業、2020年頃に売上高1000億円規模
フロンティア開拓へ、国際競争を勝ち抜く戦略
……顧客打上能力に合致していないH-IIAシリーズ
……軌道傾斜角調整で打上げ能力が大幅減
……限定された打上期間が障壁に
……打ち上げ価格の低廉化も課題
……H-IIA高度化、第2段の作動時間を約6.7倍の2万秒に
……輸入調達品の国産化で低コスト化を検討
……10～20億円の打ち上げ価格減目標
……多様な打上ニーズ応えるべく“モジュール化”構想
……H-X開発へ、第1段用のLE-Xも研究中
……エクスパンダーブリードサイクル方式に
……成長期待できるプロジェクト続々
……極超音速機研究もEADSアストリウムらと
……産業振興など取り組めるようJAXA法改正を
> 顧客打上能力に合致していないH-IIAシリーズ
ｗｗｗｗ
> H-IIA高度化、第2段の作動時間を約6.7倍の2万秒に
ん？再利用ですかね？
という事はシャトルか？
それともMB-XXの事？
有人化の話しが無いな。
カプセルはIHIかな。
誰か購読している人詳細ｷﾎﾞﾝ
ｗｗｗｗ
> H-IIA高度化、第2段の作動時間を約6.7倍の2万秒に
ん？再利用ですかね？
という事はシャトルか？
それともMB-XXの事？
有人化の話しが無いな。
カプセルはIHIかな。
誰か購読している人詳細ｷﾎﾞﾝ
>>242
> > H-IIA高度化、第2段の作動時間を約6.7倍の2万秒に
>
> ん？再利用ですかね？
2万秒は約6時間なので、第2段を遠地点で作動させて軌道傾斜角調整に使うとか.
>>241
> ……輸入調達品の国産化で低コスト化を検討
タンクドームに H-IIB の大型スピニング成型ドーム技術を使うということかな.
SRB-A については MHI の領分ではないきがするが。
> ……10～20億円の打ち上げ価格減目標
FSW（摩擦攪拌接合）とか、H-IIA ではまだ取り入れてないのかな?
> ……多様な打上ニーズ応えるべく“モジュール化”構想
H-IIA 204 の位置づけどうなるんだろう.
> > H-IIA高度化、第2段の作動時間を約6.7倍の2万秒に
>
> ん？再利用ですかね？
2万秒は約6時間なので、第2段を遠地点で作動させて軌道傾斜角調整に使うとか.
>>241
> ……輸入調達品の国産化で低コスト化を検討
タンクドームに H-IIB の大型スピニング成型ドーム技術を使うということかな.
SRB-A については MHI の領分ではないきがするが。
> ……10～20億円の打ち上げ価格減目標
FSW（摩擦攪拌接合）とか、H-IIA ではまだ取り入れてないのかな?
> ……多様な打上ニーズ応えるべく“モジュール化”構想
H-IIA 204 の位置づけどうなるんだろう.
H2Aのタンクドームは、ドイツの環境問題で作れなくなってるとか。
どういう意味の環境問題か知らんがｗ
どういう意味の環境問題か知らんがｗ
246 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/23(金) 22:58:00
ttp://aerospacebiz.jaxa.jp/sympo2009/result.html
抜粋
>Ｈ－ⅡＡは世界標準の衛星に能力が合致していません。種子島から打上げるＨ－ⅡＡは28.5°の軌道傾斜角ができます。
一方、殆どの商業衛星は、赤道上から打上げるアリアンに合わせ軌道傾斜角0°を想定しており、軌道変更に必要な燃料は積んでいません。
このためＨ－ⅡＡで打上げると（姿勢制御燃料が早く枯渇するため）寿命が縮むことになるのです。
Ｈ－ⅡＡの打上げ能力は静止トランスファ軌道へ４tonですが、軌道変更をＨ－ⅡＡ側でカバーする場合、2.数tonまで低下します。
この能力で対応できる衛星の需要は世界で年５基程度しかありません。
抜粋
>Ｈ－ⅡＡは世界標準の衛星に能力が合致していません。種子島から打上げるＨ－ⅡＡは28.5°の軌道傾斜角ができます。
一方、殆どの商業衛星は、赤道上から打上げるアリアンに合わせ軌道傾斜角0°を想定しており、軌道変更に必要な燃料は積んでいません。
このためＨ－ⅡＡで打上げると（姿勢制御燃料が早く枯渇するため）寿命が縮むことになるのです。
Ｈ－ⅡＡの打上げ能力は静止トランスファ軌道へ４tonですが、軌道変更をＨ－ⅡＡ側でカバーする場合、2.数tonまで低下します。
この能力で対応できる衛星の需要は世界で年５基程度しかありません。
>>246
>一方、殆どの商業衛星は、赤道上から打上げるアリアンに合わせ軌道傾斜角0°を想定しており、軌道変更に必要な燃料は積んでいません。
アリアンとかシーローンチ以外は世界非標準なのか?
ロシアや中国での商用打ち上げはどうなってるんだ??
>一方、殆どの商業衛星は、赤道上から打上げるアリアンに合わせ軌道傾斜角0°を想定しており、軌道変更に必要な燃料は積んでいません。
アリアンとかシーローンチ以外は世界非標準なのか?
ロシアや中国での商用打ち上げはどうなってるんだ??
ロシアは何回も再着火可能な高性能な上段もってるからな
日本は再着火エンジンがあっても、再着火する余裕の無い上段だったと。
>>242
>>253
それを改良型２段目（バッテリー増量で再着火間隔延長）でやるんじゃなかったっけ？
GTO軌道で、遠地点を地球赤道面交差点に合わせ、そこで噴射すれば最低限の燃料で
軌道傾斜角を変更できるって奴。830m/sec程度のΔVで軌道傾斜角をゼロにできる。
それが>>241で出た
……H-IIA高度化、第2段の作動時間を約6.7倍の2万秒に
だと思う。
しかし、それでも、必要燃料は衛星＋２段目ドンガラ３トンの約２割。
H2A204なら、傾斜GTOへの打ち上げ能力は5.8トン(２段目ドンガラ込み8.8トン）なので、
これをやると燃料込みで8.8トンになるので、軌道入りが7.3トン、衛星が4.3トンか。
H2A202だと、確かに>>246のように2.7トン弱になってしまう。
>>253
それを改良型２段目（バッテリー増量で再着火間隔延長）でやるんじゃなかったっけ？
GTO軌道で、遠地点を地球赤道面交差点に合わせ、そこで噴射すれば最低限の燃料で
軌道傾斜角を変更できるって奴。830m/sec程度のΔVで軌道傾斜角をゼロにできる。
それが>>241で出た
……H-IIA高度化、第2段の作動時間を約6.7倍の2万秒に
だと思う。
しかし、それでも、必要燃料は衛星＋２段目ドンガラ３トンの約２割。
H2A204なら、傾斜GTOへの打ち上げ能力は5.8トン(２段目ドンガラ込み8.8トン）なので、
これをやると燃料込みで8.8トンになるので、軌道入りが7.3トン、衛星が4.3トンか。
H2A202だと、確かに>>246のように2.7トン弱になってしまう。
>>254
ついでに、衛星側のヒドラジンスラスタや固体燃料でこのΔVを賄うことを考えると、
２段目抜きでの打ち上げ能力が3/4くらいになりそうです。
H2A202で、3.8トン→2.85トン
H2A204で、5.8トン→4.35トン
実はほとんどかわらないんだな。
（LE-5は高性能だが、３トンのドンガラ込みで加速なので）
衛星側に負担を掛けないと言うだけ。
ついでに、衛星側のヒドラジンスラスタや固体燃料でこのΔVを賄うことを考えると、
２段目抜きでの打ち上げ能力が3/4くらいになりそうです。
H2A202で、3.8トン→2.85トン
H2A204で、5.8トン→4.35トン
実はほとんどかわらないんだな。
（LE-5は高性能だが、３トンのドンガラ込みで加速なので）
衛星側に負担を掛けないと言うだけ。
SRB-Aのモーターケース樹脂が高騰しているし、SABを国産化して、同時に推薬66トンを増量。
202構成(GTO4.1t)でも、も2022(GTO4.5t)か2024(GTP5.5t)相当の打ち上げ能力にしないと、
上段だけ高機能化しても売り物になりそうもない。204は推薬66tサイズで良いから。
202構成(GTO4.1t)でも、も2022(GTO4.5t)か2024(GTP5.5t)相当の打ち上げ能力にしないと、
上段だけ高機能化しても売り物になりそうもない。204は推薬66tサイズで良いから。
258 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/24(土) 15:17:43
やっぱりクリスマス島を本格開発するのが一番手っ取り早いな。
M-Vの技術を使えばSRB-Aは国産化できるって話はどうなんだろ。
後期型M-Vの第二段がCFRPというのが根拠らしいけど。
現実問題としてM25を延長させるような形でSRB-Aのガワを代替できるのだろうか。
後期型M-Vの第二段がCFRPというのが根拠らしいけど。
現実問題としてM25を延長させるような形でSRB-Aのガワを代替できるのだろうか。
SRB-Aは国産ですが
SRB-Aは今でもIHIの富岡工場で作っている。
モーターケースのライセンスがATKで、ケース樹脂もATKから購入。
ライセンス料が必要なのと、輸入樹脂が高騰している点が問題。
ここをイプシロンロケットの派生研究で置き換える案もある。
モーターケースのライセンスがATKで、ケース樹脂もATKから購入。
ライセンス料が必要なのと、輸入樹脂が高騰している点が問題。
ここをイプシロンロケットの派生研究で置き換える案もある。
FSWが米国特許なので、H2Bは米国製
FSWは英国
デルタⅣもアトラスＶもH-IIBも英国製だな。
アトラスＶはロシア製とも言えるが。
アトラスＶはロシア製とも言えるが。
FSW(返回式衛星)は中国
>259
前から変わってないとすれば、IAが持っている装置じゃ最大１０ｍまで。（直径は2.5mまで）
ちと足りない。でも必要な投資と認められたら躊躇するほどの物でも無いと思う。
>249
GXさんがじーっとそちらを眺めています。ｗ 多少比推力が落ちても揮発が少ないメタンはキックモーター用途には悪くないと思うけどね。
ついでに惑星間軌道用に使い回せるし。
前から変わってないとすれば、IAが持っている装置じゃ最大１０ｍまで。（直径は2.5mまで）
ちと足りない。でも必要な投資と認められたら躊躇するほどの物でも無いと思う。
>249
GXさんがじーっとそちらを眺めています。ｗ 多少比推力が落ちても揮発が少ないメタンはキックモーター用途には悪くないと思うけどね。
ついでに惑星間軌道用に使い回せるし。
BT-4より比推力が低いエンジンに価値があるのかと。
研究は進めても良いが、まだ実用化には程遠い。
研究は進めても良いが、まだ実用化には程遠い。
お、なんか書けた。
高速燃焼なかなか楽しいな。
推力20%増でトレードオフを検証中なんだけど、
最大動圧って単純に
時間あたりに圧縮される気体量
で考えても良いのかな？
高速燃焼なかなか楽しいな。
推力20%増でトレードオフを検証中なんだけど、
最大動圧って単純に
時間あたりに圧縮される気体量
で考えても良いのかな？
・SRB-Aを高推力化しても耐えられないヤワ機体
・国産2.5mモータケース復活≒ISASロケット復活を恐れて抵抗する
筑波ロケットチーム及び旧科技庁官僚
・国産2.5mモータケース復活≒ISASロケット復活を恐れて抵抗する
筑波ロケットチーム及び旧科技庁官僚
>>271
今までH-IIAで上げた静止衛星の場合第2遠地点で第1回AKM噴射
計4回のAKM噴射でドリフト軌道に入れた後RCSスラスタで静止化って流れ
>>273
204の上段5m化でGTO7tって試算がある
今までH-IIAで上げた静止衛星の場合第2遠地点で第1回AKM噴射
計4回のAKM噴射でドリフト軌道に入れた後RCSスラスタで静止化って流れ
>>273
204の上段5m化でGTO7tって試算がある
上段φ5m化するとおそらく全長も伸びるから、VAB設備の改修が必要になってちと大変。
今はH-IIAもH-IIBも上段の位置がほぼ同じだから、VAB内設備が共用できているけど、これが出来なくなる。
今はH-IIAもH-IIBも上段の位置がほぼ同じだから、VAB内設備が共用できているけど、これが出来なくなる。
H-IIAの第一段に、上段のみ5m化かぁ・・・。
202型だったらちょうどM-3S2みたいな形になるのかな?
そうしたら名前もマネしてH-IIIロケットにすればいい。
固体ブースタの数をSxで示すことにより、
M-3S2に似た機体がH-3S2という紛らわしい名前になるぞ。
202型だったらちょうどM-3S2みたいな形になるのかな?
そうしたら名前もマネしてH-IIIロケットにすればいい。
固体ブースタの数をSxで示すことにより、
M-3S2に似た機体がH-3S2という紛らわしい名前になるぞ。
>>274ｻﾝｸｽ
なるほど活動開始は1.5週目からか。
一回目は軌道傾斜角修正。
二回目は次の周回で、軌道傾斜角調整と近地点引き上げ。
三、四回目で近地点上げてドリフと軌道投入ってとこかな。
三回と四回に分けてるのは時間調整の自由度を上げるためだろうな。
二回は近地点を通過するから高度はそこそこ高めなんだろう。
姿勢制御は衛星側でやってそうだけど、
モーターケースは噴射毎に捨ててたりするのかな？
こうしてみると結構たいへんだし
衛星側の協調も必要になりそうだから
液体推進PBSもありかなって気がしてきた。
でもロケットの上段にするよりは
衛星に取り付けるオプションみたいな形の方が
軌道投入の自由度あがるよね。
イプシロンPBSはどんな形になるんだろ～
なるほど活動開始は1.5週目からか。
一回目は軌道傾斜角修正。
二回目は次の周回で、軌道傾斜角調整と近地点引き上げ。
三、四回目で近地点上げてドリフと軌道投入ってとこかな。
三回と四回に分けてるのは時間調整の自由度を上げるためだろうな。
二回は近地点を通過するから高度はそこそこ高めなんだろう。
姿勢制御は衛星側でやってそうだけど、
モーターケースは噴射毎に捨ててたりするのかな？
こうしてみると結構たいへんだし
衛星側の協調も必要になりそうだから
液体推進PBSもありかなって気がしてきた。
でもロケットの上段にするよりは
衛星に取り付けるオプションみたいな形の方が
軌道投入の自由度あがるよね。
イプシロンPBSはどんな形になるんだろ～
１段目も5.2mタンクにして、１段目の全長を縮めれば良いんです。
空気抵抗は増えますが、全体が軽量化して、重力損失は減ります。
その時、タンク容量を10%増して、LE-7Aの動作時間を30秒伸ばす。
この分で、重くなった２段目を上空ににぶん投げる。
空気抵抗は増えますが、全体が軽量化して、重力損失は減ります。
その時、タンク容量を10%増して、LE-7Aの動作時間を30秒伸ばす。
この分で、重くなった２段目を上空ににぶん投げる。
寸胴タイプか、五代氏がそんな提案してたな。
>>246
> Ｈ－ⅡＡの打上げ能力は静止トランスファ軌道へ４tonですが、軌道変更をＨ－ⅡＡ側でカバーする場合、2.数tonまで低下します。
具体的にはどういうパターンかな?
近地点での加速にこれだけ使うなら、第2宇宙速度まで後もう少しじゃないか？
遠地点でペリジアップ＋軌道傾斜角変更か、
近地点での加速でスーパーシンクロナス軌道をとるか？
そういえば、以前スーパーシンクロナス軌道の話題がでたときに、
スーパーシンクロナス軌道単独でなく、
MRS(minimum residual shutdown)
IFR
との組み合わせが有効とか指摘された記憶が.
> Ｈ－ⅡＡの打上げ能力は静止トランスファ軌道へ４tonですが、軌道変更をＨ－ⅡＡ側でカバーする場合、2.数tonまで低下します。
具体的にはどういうパターンかな?
近地点での加速にこれだけ使うなら、第2宇宙速度まで後もう少しじゃないか？
遠地点でペリジアップ＋軌道傾斜角変更か、
近地点での加速でスーパーシンクロナス軌道をとるか？
そういえば、以前スーパーシンクロナス軌道の話題がでたときに、
スーパーシンクロナス軌道単独でなく、
MRS(minimum residual shutdown)
IFR
との組み合わせが有効とか指摘された記憶が.
>>280またまたｻﾝｸｽ
モーターっていったら固体だとばかり思ってたよ。
でも一番知りたかったのは半周時点で近地点高度上げるような運用するのかということだったので。
というか衛星に取り付けてあって衛星設備じゃなかったら
それが一番考えていたものに近いな。
分離後すぐにパドル展開するなら電気推進系もありかなぁ。
だけど高圧設備は時間置かないと怖くて動かせない気がする。
モーターっていったら固体だとばかり思ってたよ。
でも一番知りたかったのは半周時点で近地点高度上げるような運用するのかということだったので。
というか衛星に取り付けてあって衛星設備じゃなかったら
それが一番考えていたものに近いな。
分離後すぐにパドル展開するなら電気推進系もありかなぁ。
だけど高圧設備は時間置かないと怖くて動かせない気がする。
>>283
この場合は衛星側モーター（アポジモーター）の燃料消費をアリアンと同等になるように
H-IIAで打ち上げる場合ということでは。単純に軌道傾斜GTO打ち上げ＋遠地点での軌道傾斜角変更。
遠地点での軌道傾斜角変更だけを考えているのではないかな。
スーパーシンクロナス＋軌道変更でもいいだろうけどそれだと遠地点低下を衛星側にさせることになるし。
この場合は衛星側モーター（アポジモーター）の燃料消費をアリアンと同等になるように
H-IIAで打ち上げる場合ということでは。単純に軌道傾斜GTO打ち上げ＋遠地点での軌道傾斜角変更。
遠地点での軌道傾斜角変更だけを考えているのではないかな。
スーパーシンクロナス＋軌道変更でもいいだろうけどそれだと遠地点低下を衛星側にさせることになるし。
>>284
衛星側の都合によっていろいろあると思うけど、一例はこんな感じで。
http://www.jaxa.jp/press/2006/12/20061225_kiku8_j.html
http://www.jaxa.jp/press/2006/12/20061220_sac_h2a-f11.pdf
ETS-VIII、第一回アポジモーター噴射は第二周回でやっているね。
衛星側の都合によっていろいろあると思うけど、一例はこんな感じで。
http://www.jaxa.jp/press/2006/12/20061225_kiku8_j.html
http://www.jaxa.jp/press/2006/12/20061220_sac_h2a-f11.pdf
ETS-VIII、第一回アポジモーター噴射は第二周回でやっているね。
>>284
ISASは1週目アポジの増速を普通にやっているね
最上段噴射終了後に姿勢反転(≒噴射姿勢)→分離→アポジ付近で宇宙機のスラスタを噴射
目的は増速量が若干不足したときのバックアップが主みたいだけど
ISASは1週目アポジの増速を普通にやっているね
最上段噴射終了後に姿勢反転(≒噴射姿勢)→分離→アポジ付近で宇宙機のスラスタを噴射
目的は増速量が若干不足したときのバックアップが主みたいだけど
>>262
肉と小麦食ってるから、あんたは米国製
肉と小麦食ってるから、あんたは米国製
>>287
こないだの松浦ブログで言ってた話だよね。
ASTRO-Eはそれをやらなかったから落ちたんだって。
当時の的川コラムによれば
ttp://planetary.or.jp/magazine/000216.txt
燃焼終了21秒前の時点で6km/sしかなく、
そもそも「速度も稼ぎ切れなかった」とまで言われている。
これって脱出速度に達しなかったという意味かな。
でも（弾道飛行として?）遠地点高度は410kmあったらしい。
そうなると近地点80kmとはどういう意味だろう。
しかし・・・残り21秒でどれぐらい加速した知らんけど、
衛星側スラスタごときで脱出速度7.9kmまで残り1～2km/s程度(?)を
一周分の噴射で稼げたものなのだろうか?
こないだの松浦ブログで言ってた話だよね。
ASTRO-Eはそれをやらなかったから落ちたんだって。
当時の的川コラムによれば
ttp://planetary.or.jp/magazine/000216.txt
燃焼終了21秒前の時点で6km/sしかなく、
そもそも「速度も稼ぎ切れなかった」とまで言われている。
これって脱出速度に達しなかったという意味かな。
でも（弾道飛行として?）遠地点高度は410kmあったらしい。
そうなると近地点80kmとはどういう意味だろう。
しかし・・・残り21秒でどれぐらい加速した知らんけど、
衛星側スラスタごときで脱出速度7.9kmまで残り1～2km/s程度(?)を
一周分の噴射で稼げたものなのだろうか?
>>289
燃焼終了近くで４・５Gは出てると思うから、燃焼終了時で7km/s以上には達してたのだろ。
的川さんの出した数字も大雑把な物だし、
遠地点410km近地点80kmは、燃焼終了時の軌道速度から計算された物だろう。
燃焼終了近くで４・５Gは出てると思うから、燃焼終了時で7km/s以上には達してたのだろ。
的川さんの出した数字も大雑把な物だし、
遠地点410km近地点80kmは、燃焼終了時の軌道速度から計算された物だろう。
ttp://www.isas.jaxa.jp/j/mailmaga/backnumber/2005/back045.shtml
ASTRO-EIIの場合、遠地点での噴射時間は400秒らしいから
それなりにペリジは上がるのではないだろうか
(アポジ400km/ペリジ80kmで救えるかは計算してみないと判らないけど)
ASTRO-EIIの場合、遠地点での噴射時間は400秒らしいから
それなりにペリジは上がるのではないだろうか
(アポジ400km/ペリジ80kmで救えるかは計算してみないと判らないけど)
「あとちょっと足りなかった」みたいなので、
脱出速度に近いくらいは出ていたか、
脱出速度そのものは出ていたけど、近地点を上げるほどではなかったのか。
考えてみればM-3SII8号機(EXPRESS)でも
アポジでスラスタ噴射をやっていれば失敗しなかったんじゃないかなぁ。
EXPRESSのスラスタにそんな余裕があったかどうかは知らんけど。
脱出速度に近いくらいは出ていたか、
脱出速度そのものは出ていたけど、近地点を上げるほどではなかったのか。
考えてみればM-3SII8号機(EXPRESS)でも
アポジでスラスタ噴射をやっていれば失敗しなかったんじゃないかなぁ。
EXPRESSのスラスタにそんな余裕があったかどうかは知らんけど。
F18の打ち上げっていつだっけ？
8/3の予定が・・・・
最低でも1ヶ月遅れは確実だから、一部メディアでは9月と予想されていた。
しかし今のところJAXAから公式発表は無い。
しかし今のところJAXAから公式発表は無い。
飛行機の予約状況や軌道条件等からして9/11の20:14-21:14が有力視されてる
297 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/26(月) 12:55:53
経産省、宇宙産業の官民合同ミッション－南米に使節団派遣
http://www.nikkan.co.jp/news/nkx1520100726aaap.html
http://www.nikkan.co.jp/news/nkx1520100726aaap.html
そんな事する前に、英語のユーザーズマニュアルを作ってPDF公開しろと。
300 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/26(月) 20:13:53
>>298
んな物見て注文しようと思う奴はおらん。
んな物見て注文しようと思う奴はおらん。
企画書に載せる時の比較対象になるじゃん。
302 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/26(月) 21:12:27
>>247
>>255
ttp://www.kantei.go.jp/jp/singi/utyuu/seisaku_kaigi/dai5/siryou5_2.pdf ←の１ページ目
ttp://www.kantei.go.jp/jp/singi/utyuu/seisaku_kaigi/dai7/siryou7_1.pdf ←の３ページ目
>タンクドーム（ドイツMTA社）製造時の環境問題(ケミミル作業）により、製造不可となる恐れ。
ttp://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/425/425234.pdf ←の２ページ目
>ロケットタンクに適用できる高品質な大型一体成形ドームを製造できるメーカーは
>海外2社程度であり，現状のH-ⅡAロケットはこれら2社から海外調達している．
ドイツのMT Aerospace社、アメリカのボーイング社の2社？
ttp://h2a.mhi.co.jp/technology/monodzukuri/tank/index_04.html
>一体成形ドームの開発は完了したわけではありません。現在は海外から
>調達している、H-IIAロケットのタンクドームへの展開も検討中です。
そんなに心配しなくてもいいと思うけど
>>255
ttp://www.kantei.go.jp/jp/singi/utyuu/seisaku_kaigi/dai5/siryou5_2.pdf ←の１ページ目
ttp://www.kantei.go.jp/jp/singi/utyuu/seisaku_kaigi/dai7/siryou7_1.pdf ←の３ページ目
>タンクドーム（ドイツMTA社）製造時の環境問題(ケミミル作業）により、製造不可となる恐れ。
ttp://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/425/425234.pdf ←の２ページ目
>ロケットタンクに適用できる高品質な大型一体成形ドームを製造できるメーカーは
>海外2社程度であり，現状のH-ⅡAロケットはこれら2社から海外調達している．
ドイツのMT Aerospace社、アメリカのボーイング社の2社？
ttp://h2a.mhi.co.jp/technology/monodzukuri/tank/index_04.html
>一体成形ドームの開発は完了したわけではありません。現在は海外から
>調達している、H-IIAロケットのタンクドームへの展開も検討中です。
そんなに心配しなくてもいいと思うけど
電子部品の枯渇の方が問題だよな。
どんどん新しい部品が出てきて古い部品の製造が止まっちゃう。
軍需品でも同じだけど、検査検証していくうちに旧式化しちゃう。
やっと飛ばせると思ったら製造中止。
以前、スペースシャトルの部品をヤフオクで調達してるって話題になってた。
製造ロットまで指定されてるから、なかなか見つからないとか・・・。
実際どうやって調達してるんだろう？在庫品のみ？
それともNECが赤字で小ロット生産してくれてるのかな？
どんどん新しい部品が出てきて古い部品の製造が止まっちゃう。
軍需品でも同じだけど、検査検証していくうちに旧式化しちゃう。
やっと飛ばせると思ったら製造中止。
以前、スペースシャトルの部品をヤフオクで調達してるって話題になってた。
製造ロットまで指定されてるから、なかなか見つからないとか・・・。
実際どうやって調達してるんだろう？在庫品のみ？
それともNECが赤字で小ロット生産してくれてるのかな？
306 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/26(月) 22:30:17
SRB-Aは所詮ブースターなのか
ttp://smatsu.air-nifty.com/lbyd/2010/07/post-0ee8.html#comment-52465105
>ＪＡＸＡ「ＳＲＢ－Ａでは燃焼振動が起こっている。Ｍ－Ｖでは燃焼振動は起こらなかった。
>燃焼振動を起こしてはならない、ということが伝統的に重視されてきたためだ。
>これについては衛星のマウント部で振動を吸収することを検討している。」
ttp://smatsu.air-nifty.com/lbyd/2010/07/post-0ee8.html#comment-52465105
>ＪＡＸＡ「ＳＲＢ－Ａでは燃焼振動が起こっている。Ｍ－Ｖでは燃焼振動は起こらなかった。
>燃焼振動を起こしてはならない、ということが伝統的に重視されてきたためだ。
>これについては衛星のマウント部で振動を吸収することを検討している。」
MHIに移管されたからMHIにあるかもと思ったら、
> ユーザーズマニュアル
>
> お客様の衛星とH-IIAロケットとのインタフェースを中心にまとめた、ユーザーズマニュアルです。
> ご希望の際にはお問い合わせ下さい。
>
> * お問い合わせ
＿|￣|○
> ユーザーズマニュアル
>
> お客様の衛星とH-IIAロケットとのインタフェースを中心にまとめた、ユーザーズマニュアルです。
> ご希望の際にはお問い合わせ下さい。
>
> * お問い合わせ
＿|￣|○
こういう営業方針は客が逃げると思う。
アリアン５と比べられるのがそんなに嫌か？
アリアン５と比べられるのがそんなに嫌か？
JAXA英語サイトから探してみたが、
ぱっと見にはパンフレットしかないな・・・
http://www.jaxa.jp/pr/brochure/pdf/01/rocket01.pdf
デルタ４とかFALCONとかと全然違うぞ・・・・
MHIサイトも同様だなあ
http://h2a.mhi.co.jp/en/H-IIA/index.html
ぱっと見にはパンフレットしかないな・・・
http://www.jaxa.jp/pr/brochure/pdf/01/rocket01.pdf
デルタ４とかFALCONとかと全然違うぞ・・・・
MHIサイトも同様だなあ
http://h2a.mhi.co.jp/en/H-IIA/index.html
>>311
問い合わせてから四つん這いになるべきだと思うんだ。
問い合わせてから四つん這いになるべきだと思うんだ。
インターネット・アーカイブに2001年12月版はあるね
http://web.archive.org/web/20030727014341/http://www.nasda.go.jp/projects/rockets/h2a/documents/pdf/us_manual.pdf
http://web.archive.org/web/20030727014341/http://www.nasda.go.jp/projects/rockets/h2a/documents/pdf/us_manual.pdf
>>316
うぉーすごくわかりやすくておもしろい。さんくす。
うぉーすごくわかりやすくておもしろい。さんくす。
HTV-2ではフェアリングの改良もしてくるでしょ？
KHIの中の人も馬鹿じゃないし・・・・
５S-HもSPICAを打ち上げるころには、成熟した物になっていると信じよう・・・
KHIの中の人も馬鹿じゃないし・・・・
５S-HもSPICAを打ち上げるころには、成熟した物になっていると信じよう・・・
190日制限撤廃ｷﾀ━━━━━━(ﾟ∀ﾟ)━━━━━━ !!
種子島周辺におけるロケット打上げ期間等の見直しについて
http://www.jaxa.jp/press/2010/07/20100729_tnsc_j.html
種子島周辺におけるロケット打上げ期間等の見直しについて
http://www.jaxa.jp/press/2010/07/20100729_tnsc_j.html
>>320
やっとか・・・長かった・・・ほんとうに長かった｡･ﾟ･(ﾉД`)･ﾟ･｡
やっとか・・・長かった・・・ほんとうに長かった｡･ﾟ･(ﾉД`)･ﾟ･｡
前原が射場を海外に移すとか言ってたのが効いたのかな。
やつは本気だったと思うけどｗ 中国と共同で海南島とかさｗ
まぁ結果的には良かった。
これで射場設備の更新に予算が付く。
やつは本気だったと思うけどｗ 中国と共同で海南島とかさｗ
まぁ結果的には良かった。
これで射場設備の更新に予算が付く。
小笠原厨オワタ
クリスマス島厨もｵﾜﾀ
325 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/29(木) 18:42:31
別に前から有名無実な協定なんだからどうでも良い。
それよりクリスマス島に射場をつくれ、三菱が悲鳴上げているだろ。
それよりクリスマス島に射場をつくれ、三菱が悲鳴上げているだろ。
>>322
有識者会議のアウトプット
第２回 今後の宇宙政策の在り方に関する有識者会議 配付資料 和歌山大・秋山演亮
http://www.kantei.go.jp/jp/singi/utyuu/seisaku_kaigi/dai2/siryou2_1.pdf
国際射場と新輸送システム
概要：宇宙開発新興国に参加を呼びかけ、赤道直下のキリバス等の第三
国に新国際射場を設置する。またコストダウンを第一に考えた中・小型
新輸送系を共同開発する。衛星等の搬入コストを抑えるために空港・港
湾も射場近くに起き、量産により徹底したコストダウンが計れる全体シ
ステムを構築する。
==================================
上記文書の位置づけはどの程度か分からないが、
海南島とか小笠原はともかく、キリバスは名前が上がっている.
宙の会でも
http://www.soranokai.jp/images/newsletter145.pdf
キリバス
共和国のクリスマス島が、友好国とはいえ外国であることを
除けば、まったく制約がない理想に近い射場
有識者会議のアウトプット
第２回 今後の宇宙政策の在り方に関する有識者会議 配付資料 和歌山大・秋山演亮
http://www.kantei.go.jp/jp/singi/utyuu/seisaku_kaigi/dai2/siryou2_1.pdf
国際射場と新輸送システム
概要：宇宙開発新興国に参加を呼びかけ、赤道直下のキリバス等の第三
国に新国際射場を設置する。またコストダウンを第一に考えた中・小型
新輸送系を共同開発する。衛星等の搬入コストを抑えるために空港・港
湾も射場近くに起き、量産により徹底したコストダウンが計れる全体シ
ステムを構築する。
==================================
上記文書の位置づけはどの程度か分からないが、
海南島とか小笠原はともかく、キリバスは名前が上がっている.
宙の会でも
http://www.soranokai.jp/images/newsletter145.pdf
キリバス
共和国のクリスマス島が、友好国とはいえ外国であることを
除けば、まったく制約がない理想に近い射場
>>329
真面目に答えると
海南島ロケット射場
文昌衛星発射センター
の建設決定は、2007年
正式工事開始の儀式が2009 年
===============================
ブースター、第１段がフィリピン周辺に落下しそうな気がするが.
長征5号はそこら辺も考慮しての設計かね。
真面目に答えると
海南島ロケット射場
文昌衛星発射センター
の建設決定は、2007年
正式工事開始の儀式が2009 年
===============================
ブースター、第１段がフィリピン周辺に落下しそうな気がするが.
長征5号はそこら辺も考慮しての設計かね。
331 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/29(木) 23:00:34
Wing Daily
★三菱重工、新エンジンLE-X開発に期待
海外への展開で事業拡大目指すMB-XX
……米PWR社と共同研究の2段用MB-XX
……LE-5Bの信頼性高い燃焼方式を採用、推力は2倍
……高信頼性のエキスパンダー・ブリード・サイクルを採用
……推力も増加し、最新設計手法取り入れるLE-X
……わずかな差異の積み上げが事故に繋がるエンジン
……徹底した確認、管理で信頼性を維持
★三菱重工、新エンジンLE-X開発に期待
海外への展開で事業拡大目指すMB-XX
……米PWR社と共同研究の2段用MB-XX
……LE-5Bの信頼性高い燃焼方式を採用、推力は2倍
……高信頼性のエキスパンダー・ブリード・サイクルを採用
……推力も増加し、最新設計手法取り入れるLE-X
……わずかな差異の積み上げが事故に繋がるエンジン
……徹底した確認、管理で信頼性を維持
MBって、Mitsubishi と Boeing の頭文字でしょ？
これからもMBを使うつもりかな？
これからもMBを使うつもりかな？
N-IからH-Iまでの協力関係を引き継いだMB-3からの流れじゃないの
MB-XXも最近音沙汰を聞かないな
推力 比推力 重量
MB-30 156kN 467秒 345kg
MB-60 267kN 467秒 591kg
LE-5B. 137kN 447秒 285kg
RL10B-2. 110kN 464秒 277kg
H-IIA/Bなら少し性能の向上があると思うが、ペイロードは１トンも増えないだろう。
アトラスVやデルタ４なら、わざわざエンジンを置き換える程の性能でもない。
正直、重過ぎなんだわ。未だに登場しないのは重量の問題だと思う。
MB-60なら日本の有人用上段として有望だと思いますが。
MB-30 156kN 467秒 345kg
MB-60 267kN 467秒 591kg
LE-5B. 137kN 447秒 285kg
RL10B-2. 110kN 464秒 277kg
H-IIA/Bなら少し性能の向上があると思うが、ペイロードは１トンも増えないだろう。
アトラスVやデルタ４なら、わざわざエンジンを置き換える程の性能でもない。
正直、重過ぎなんだわ。未だに登場しないのは重量の問題だと思う。
MB-60なら日本の有人用上段として有望だと思いますが。
熱交換部が多すぎて重くなってるのかな。
LE-Xは何トンになるんだろう・・・。
次はプレバーナーを水素用・酸素用に分けた
二段燃焼サイクルに挑戦して比推力470秒を目指してくれ。
あと極低温複合材タンクも。
LE-Xは何トンになるんだろう・・・。
次はプレバーナーを水素用・酸素用に分けた
二段燃焼サイクルに挑戦して比推力470秒を目指してくれ。
あと極低温複合材タンクも。
じゃ、何故外部タンクは軌道に乗らないの？
LE-Xは予定では1800kgらしいね
>>338
タンク、シャトル本体とも、近地点が大気の濃いところを通るような軌道に投入されている。
シャトル本体も、何もしなければ大気圏に再突入して地球に帰還できるようになってる。
打ち上げ後、何も問題がなければ、遠地点でOMSを噴射し、近地点を持ち上げる。
タンク、シャトル本体とも、近地点が大気の濃いところを通るような軌道に投入されている。
シャトル本体も、何もしなければ大気圏に再突入して地球に帰還できるようになってる。
打ち上げ後、何も問題がなければ、遠地点でOMSを噴射し、近地点を持ち上げる。
>>335
MB-60 については、そのような仕様を要求する計画が無いから.
月、火星有人飛行にでも使うのでなければ必要性に乏しい.
火星からのサンプルリターン計画なら、この仕様のものが正当化されるかもしれないが.
もうひとつ、RL-60 との競合
http://www.astronautix.com/engines/rl60.htm
Engine Model: RL-60.
Designer: Pratt and Whitney.
Propellants: Lox/LH2.
Thrust(vac): 289.100 kN (64,992 lbf).
Isp: 470 sec.
Mass Engine: 499 kg (1,100 lb).
Chambers: 1. Country: USA. Status: Design.
Boeing と Pratt and Whitney の関係はどうなるんだっけ?
MB-60 については、そのような仕様を要求する計画が無いから.
月、火星有人飛行にでも使うのでなければ必要性に乏しい.
火星からのサンプルリターン計画なら、この仕様のものが正当化されるかもしれないが.
もうひとつ、RL-60 との競合
http://www.astronautix.com/engines/rl60.htm
Engine Model: RL-60.
Designer: Pratt and Whitney.
Propellants: Lox/LH2.
Thrust(vac): 289.100 kN (64,992 lbf).
Isp: 470 sec.
Mass Engine: 499 kg (1,100 lb).
Chambers: 1. Country: USA. Status: Design.
Boeing と Pratt and Whitney の関係はどうなるんだっけ?
>>341
それ中止じゃなかった？
それ中止じゃなかった？
>>343
2007年刊の「IHI航空宇宙50年の歩み」に載ってる
2007年刊の「IHI航空宇宙50年の歩み」に載ってる
>>340
一周もできんようなのを軌道に乗るとは言わんだろ。
一周もできんようなのを軌道に乗るとは言わんだろ。
>>346
もしあなたが、「地球を一周以上すること」を軌道に乗ったと定義してるなら、それでも良いんじゃない？
そもそも、「軌道に乗る」というのは、目標の軌道があって、それに乗ったかどうかだ。
目標が弾道軌道なら、「弾道軌道に乗った」という言い方をする。
ここで話していたのは、スペースシャトルが外部タンク切り離し時点で、地球周回軌道に乗る速度が出ていたか、ということ。
元の発言では「出ていない」と言っていたので、それが間違えてるよ、という話をした。
恐らく、タンク切り離し時点で周回軌道に乗ってしまったら、タンクも落ちてこないから、切り離し時点では弾道飛行なのだと誤解しているんだろう。
しかし弾道飛行で大気圏に突入するのと、近地点が大気圏内あるから大気圏に突入してくるのとでは、大きく意味が違う。
・外部タンク切り離し時点で、地球周回軌道に乗る速度が出ている。
・しかし、近地点が大気圏内になるような軌道に乗せている。
・これは、もし大気がなければ地球を周回する軌道になっていることを意味している。
・この軌道にしているのは意図的（アクシデントの時に帰還させるため＋外部タンクを破棄するため）。
もしあなたが、「地球を一周以上すること」を軌道に乗ったと定義してるなら、それでも良いんじゃない？
そもそも、「軌道に乗る」というのは、目標の軌道があって、それに乗ったかどうかだ。
目標が弾道軌道なら、「弾道軌道に乗った」という言い方をする。
ここで話していたのは、スペースシャトルが外部タンク切り離し時点で、地球周回軌道に乗る速度が出ていたか、ということ。
元の発言では「出ていない」と言っていたので、それが間違えてるよ、という話をした。
恐らく、タンク切り離し時点で周回軌道に乗ってしまったら、タンクも落ちてこないから、切り離し時点では弾道飛行なのだと誤解しているんだろう。
しかし弾道飛行で大気圏に突入するのと、近地点が大気圏内あるから大気圏に突入してくるのとでは、大きく意味が違う。
・外部タンク切り離し時点で、地球周回軌道に乗る速度が出ている。
・しかし、近地点が大気圏内になるような軌道に乗せている。
・これは、もし大気がなければ地球を周回する軌道になっていることを意味している。
・この軌道にしているのは意図的（アクシデントの時に帰還させるため＋外部タンクを破棄するため）。
348 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/30(金) 17:00:06
>>347
まー弾道軌道だって近地点が地球半径より短いってだけだもんね。
まー弾道軌道だって近地点が地球半径より短いってだけだもんね。
>>347
大嘘だった。スマン
大嘘だった。スマン
http://www.youtube.com/watch?v=HfdBqRvqVj0
http://web.archive.org/web/20040417141447/http://www.nasda.go.jp/lib/movie_lib/movie_file/h2a/h2a_le-7a_tashiro.rm
中止でよかったと思う。
うるさいもん。
http://web.archive.org/web/20040417141447/http://www.nasda.go.jp/lib/movie_lib/movie_file/h2a/h2a_le-7a_tashiro.rm
中止でよかったと思う。
うるさいもん。
LNGエンジンの開発は継続されていますが
前スレでフェアリングのボルトの強度の話しがありましたが、
今、JAXAを巡回してたら詳しい説明があった。
http://www.jaxa.jp/press/2009/08/20090819_sac_h2b.pdf
今、JAXAを巡回してたら詳しい説明があった。
http://www.jaxa.jp/press/2009/08/20090819_sac_h2b.pdf
>>335
推力 比推力 重量
MB-30 156kN 467秒 345kg
MB-60 267kN 467秒 591kg
LE-5B. 137kN 447秒 285kg
RL10B-2. 110kN 464秒 277kg
Vinci(予定) 180kN 465秒 280kg
Vinciは高性能だなぁ。完成したとは聞いてないけどｗ
欧州はコロコロスペックが変わるので最終的にどうなるかは知らん。
推力 比推力 重量
MB-30 156kN 467秒 345kg
MB-60 267kN 467秒 591kg
LE-5B. 137kN 447秒 285kg
RL10B-2. 110kN 464秒 277kg
Vinci(予定) 180kN 465秒 280kg
Vinciは高性能だなぁ。完成したとは聞いてないけどｗ
欧州はコロコロスペックが変わるので最終的にどうなるかは知らん。
H2Aって、資料によっては推進薬の量が16.9トンと16.6トンがあるよね？
どっちが本当なんだろう？
H2Bが16.6トンだから。こっちが本当かな？
どっちが本当なんだろう？
H2Bが16.6トンだから。こっちが本当かな？
上段の事？
そうです
メタンは実用化した例の無い燃料だから仕方がない。
362 ：ＮＡＳＡしさん：2010/07/31(土) 14:11:25
メタンブースターなんて夢のまた夢。
SRB-Aと同等の性能が出せれば、置換えてやんよ。
月？馬鹿も休み休み言えと。
SRB-Aと同等の性能が出せれば、置換えてやんよ。
月？馬鹿も休み休み言えと。
メタンエンジンは日本の御家芸と言われる時代は、多分来ない。
衛星推進系としてはメタンはどうかね。
少なくとも BT-4 と同等の性能がでてからだけど。
少なくとも BT-4 と同等の性能がでてからだけど。
着火性能が悪いから、ブースターか大型の惑星探査くらいしか用途が見いだせない。
惑星探査ねえ.
日本のの御家芸となりつつある、イオンスラスターとかエアロブレーキとか
考えるけど.
ところでブースター目指すなら再生冷却だけど、LE-8
は別の方向だね.
コストが安ければそれで良かったんだろうけど.
日本のの御家芸となりつつある、イオンスラスターとかエアロブレーキとか
考えるけど.
ところでブースター目指すなら再生冷却だけど、LE-8
は別の方向だね.
コストが安ければそれで良かったんだろうけど.
今できてるのが、推力107kN 比推力314秒くらいだろ？
H2Aの２段目改造してLNGエンジン載せちゃえよ。
500秒燃焼やってるんだから、５トンくらいの衛星なら上がるって。
リフティングボディの再突入実験機でも載せれば、失敗しても大した事ねぇよｗｗ
H2Aの２段目改造してLNGエンジン載せちゃえよ。
500秒燃焼やってるんだから、５トンくらいの衛星なら上がるって。
リフティングボディの再突入実験機でも載せれば、失敗しても大した事ねぇよｗｗ
ESAのVega + IXV も同じ
まあ、スペースプレーンの再突入実験なら、日本でこれからするならイプシロンロケットでもつかえば。
LNG 推進系に戻せば、イプシロンの PBS にでも将来使えれば良いんだけど、
>>366
の欠点はシビアだな.
LNG 推進系に戻せば、イプシロンの PBS にでも将来使えれば良いんだけど、
>>366
の欠点はシビアだな.
おいらのメタンエンジンが火を吹くぜ！ ブボボ（｀；ω；´）ﾓﾜｯ
_ .. _
／ ＼
／, '⌒ l.r‐-､.`､
/ （ 八 ） ヽ
（ ｰ-' `ｰ-' ﾉ
ｰ┐ (_八_)┌-' あぼーん
`ｰ┐┌┘
-======' ,=====-
-====' ,=====-
-==' ,==-
＿＿＿＿＿＿ ,r-‐ -‐､＿＿＿＿＿＿＿
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/ （ 八 ） ヽ
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-====' ,=====-
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>>372
固体まで噴いてしまったのですね、わかります。
固体まで噴いてしまったのですね、わかります。
ここに出入りしている方は、
どの位が中の人(JAXA,MHI,IHI/IA,KHI,etc)なのですか？
どの位が中の人(JAXA,MHI,IHI/IA,KHI,etc)なのですか？
エキスパンダーブリードサイクルはLE-5A/Bで経験済みだから案外簡単に出来るんじゃない
どうせ、メタンエンジン研究するなら、サイクルも工夫して
Full flow staged combustion cycle
とか
fuel-rich preburner
oxidizer-rich preburner
双方を備える.
http://en.wikipedia.org/wiki/Staged_combustion_cycle_%28rocket%29#Full_flow_staged_combustion_cycle
Full flow staged combustion cycle
とか
fuel-rich preburner
oxidizer-rich preburner
双方を備える.
http://en.wikipedia.org/wiki/Staged_combustion_cycle_%28rocket%29#Full_flow_staged_combustion_cycle
>>379
FFSCCなメタンエンジンとか15年の歳月と2兆円の開発費を投じてもまだ足りないようなレベルだろ
FFSCCなメタンエンジンとか15年の歳月と2兆円の開発費を投じてもまだ足りないようなレベルだろ
そもそもこの情勢だと二段燃焼自体失われそうだしなぁ
そんなハイテクに手を出す前にやることがあると思うんだけど
小規模エンジンでもいいから基礎研究続けるべきなんじゃないの？と
そんなハイテクに手を出す前にやることがあると思うんだけど
小規模エンジンでもいいから基礎研究続けるべきなんじゃないの？と
そう言えば、次世代エンジン全部、エキスパンダーサイクルですね。
要はどうやって高圧のガスを作り出すかが問題なので、サイクルの問題ではないと思う。
MB-XXのような熱交換による超高圧を作り出す思想だと、逆に小型エンジンの方が重量的に不利な気がする。
だからこそLE-Xなんだと思うが、長大な配管を正常に動作させるには、LE-7の精度どころの話しじゃないと思う。
LE-Xはメタンのようなグダグダにならない事を祈るばかり。
要はどうやって高圧のガスを作り出すかが問題なので、サイクルの問題ではないと思う。
MB-XXのような熱交換による超高圧を作り出す思想だと、逆に小型エンジンの方が重量的に不利な気がする。
だからこそLE-Xなんだと思うが、長大な配管を正常に動作させるには、LE-7の精度どころの話しじゃないと思う。
LE-Xはメタンのようなグダグダにならない事を祈るばかり。
二段燃焼の技術を維持するには宇宙輸送系の長期的な見通しの中でどう位置づけるかが問題だと思う
ESAとかだと将来の再使用輸送系へと移行する過程で必須な技術として位置づけられてるんだが
日本の現行計画では二段燃焼の必要性が全く見えない
ESAとかだと将来の再使用輸送系へと移行する過程で必須な技術として位置づけられてるんだが
日本の現行計画では二段燃焼の必要性が全く見えない
高圧が必要な部品に重量を配分するよりも
高圧を不要にして部品の重量を押さえた方が
お得ってことじゃないかと思う
極限的に安くするには発射筒のようなもので
外部から初速をつけたりする必要があるのではないかと考えたり…
高圧を不要にして部品の重量を押さえた方が
お得ってことじゃないかと思う
極限的に安くするには発射筒のようなもので
外部から初速をつけたりする必要があるのではないかと考えたり…
>>378
燃料が違うから簡単じゃないと思う。
燃料が違うから簡単じゃないと思う。
ずっとLE-Xの推力は130トンだと思ってたけど、
いつの間にか1448kNになってた。
ttp://www.ihi.co.jp/ihi/file/technologygihou/10034_9.pdf
暫定案だけどさ。
いつの間にか1448kNになってた。
ttp://www.ihi.co.jp/ihi/file/technologygihou/10034_9.pdf
暫定案だけどさ。
>>386
一昨年のISTSの資料で既に1,410kNだったよ
一昨年のISTSの資料で既に1,410kNだったよ
>>386
燃焼圧12.5MPaってLE-7A涙目だな
燃焼圧12.5MPaってLE-7A涙目だな
>>386
真空中推力1448kN、初段で使って130t級ってとこじゃない。
真空中推力1448kN、初段で使って130t級ってとこじゃない。
http://www.nikkei.com/news/headline/article/g=96958A9C93819481E0EBE2E6938DE0EBE2E5E0E2E3E29F9FEAE2E2E2
の記事に載ってるグラフって本当？
人工衛星市場のうち、「打上げ」ってこんだけしかなくて、
それをH-IIAほかのロケットが取り合ってるわけ？
の記事に載ってるグラフって本当？
人工衛星市場のうち、「打上げ」ってこんだけしかなくて、
それをH-IIAほかのロケットが取り合ってるわけ？
>>386
出力の増加よりブーストポンプの追加無しで設計が進んでいるのがスゴス。
出力の増加よりブーストポンプの追加無しで設計が進んでいるのがスゴス。
出来るだけ単純に、がコンセプトだから。
>>393
みれねえよ
みれねえよ
397 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/02(月) 13:26:15
ロケット業界の負け組同士が手を組んだ感じ。
NECはどっちかっていうと衛星系だけどね。 (あと、地上系がなぜかやたらと強いｗ)
既にイオンエンジン＝突発死＝負け組が成立しているから仕方ない。
ISASの突発死しないイオンエンジンに望みを繋いでいるんでしょ。
そのかわり電力消費量が大きい。
ISASの突発死しないイオンエンジンに望みを繋いでいるんでしょ。
そのかわり電力消費量が大きい。
これからのエンジンですから。
電極劣化＝寿命なのは仕方が無い。
嫌ならホールスラスタ使えばいい。
電極劣化＝寿命なのは仕方が無い。
嫌ならホールスラスタ使えばいい。
NECはともかく、トップシェアのエアロジェットが負け組か?
ホールスラスタはプラズマジェットがセラミックスの絶縁材を削りながら運転。
絶縁破壊が発生した時点で寿命。
高分子絶縁材を使っているu10イオンエンジンから見れば超リッチなエンジン。
次世代のμイオンエンジンは絶縁材を総セラミックス化して寿命25,000時間超を目指すとか何とか。
絶縁破壊が発生した時点で寿命。
高分子絶縁材を使っているu10イオンエンジンから見れば超リッチなエンジン。
次世代のμイオンエンジンは絶縁材を総セラミックス化して寿命25,000時間超を目指すとか何とか。
エアロジェットといえば、NK-33を買い占めたエンジンメーカー。
買い占めてないよ
まだロシアに60基以上在庫あるし
まだロシアに60基以上在庫あるし
>>396
無料なんだから登録ぐらいすれば良いのに。
無料なんだから登録ぐらいすれば良いのに。
ホールスラスターは推進効率が 約50% とあまり良くない.
まあ、推力密度の高さ(空間電荷制限受けない)、推力電力比のよさで、カバーできるけど.
それからホールすらスターには放電振動（放電不安定現象）があり、これが作動停止、寿命を招く.
http://www.jsps.go.jp/j-grantsinaid/12_kiban/hyouka21/jigo_gaiyo/summary_44_arakawa.pdf
http://div.jps.or.jp/r2/symposium/SEP2004/symp-arakawa.pdf
http://www.isas.ac.jp/j/researchers/symp/2010/image/0114_abst_hi-kagaku.pdf
http://art.aees.kyushu-u.ac.jp/publications/2006/Dkuwano.pdf
ところで、
>>400
>>401
>>403
ホールスラスターの寿命についてのソース希望.
まあ、推力密度の高さ(空間電荷制限受けない)、推力電力比のよさで、カバーできるけど.
それからホールすらスターには放電振動（放電不安定現象）があり、これが作動停止、寿命を招く.
http://www.jsps.go.jp/j-grantsinaid/12_kiban/hyouka21/jigo_gaiyo/summary_44_arakawa.pdf
http://div.jps.or.jp/r2/symposium/SEP2004/symp-arakawa.pdf
http://www.isas.ac.jp/j/researchers/symp/2010/image/0114_abst_hi-kagaku.pdf
http://art.aees.kyushu-u.ac.jp/publications/2006/Dkuwano.pdf
ところで、
>>400
>>401
>>403
ホールスラスターの寿命についてのソース希望.
>>382
> そう言えば、次世代エンジン全部、エキスパンダーサイクルですね。
そのうち推力 100トン以上のものは LE-X のみ。
推力 100トン以上のクラスのものとしては、J-2X もあったけど、コンステレーション計画中止とともに中止かな.
長征5号の YF-100とYF-77 のサイクルは？
> そう言えば、次世代エンジン全部、エキスパンダーサイクルですね。
そのうち推力 100トン以上のものは LE-X のみ。
推力 100トン以上のクラスのものとしては、J-2X もあったけど、コンステレーション計画中止とともに中止かな.
長征5号の YF-100とYF-77 のサイクルは？
YF-77は公開される画像からはガスジェネと思われ。
YF-100はロシア製という噂が・・・。
YF-100はロシア製という噂が・・・。
>>382
> 要はどうやって高圧のガスを作り出すかが問題なので、サイクルの問題ではないと思う。
「燃焼室に無駄無く高温高圧のガスを作り出す」がポイントかな.
二段燃焼サイクルは、燃焼室圧力の約２倍の高圧ガスをタービン駆動のために作らなくてはならない。
タービン駆動ガス温度も燃焼室温度より低いとはいえ、回転部分なだけに面倒.
それとプリバーナーの暴走の恐れがあり、点火手順が面倒.
純粋なエキスパンダーサイクルでも燃焼室圧力の約２倍の高圧ガスをタービン駆動のために
必要だが、二段燃焼サイクルより低温なだけ、信頼性とか耐久性に優れる.
エキスパンダーブリードサイクルは燃焼室圧力程度で、比較的低温で信頼性とか耐久性に優れる.
タービン駆動ガスの排気で無駄はあるはずなんだが、設計によっては推力に寄与する.
ただし、
エキスパンダー（ブリード）サイクル
は低温燃料に限定され、実績は液体水素系のみ（メタンも可能性あり)
> 要はどうやって高圧のガスを作り出すかが問題なので、サイクルの問題ではないと思う。
「燃焼室に無駄無く高温高圧のガスを作り出す」がポイントかな.
二段燃焼サイクルは、燃焼室圧力の約２倍の高圧ガスをタービン駆動のために作らなくてはならない。
タービン駆動ガス温度も燃焼室温度より低いとはいえ、回転部分なだけに面倒.
それとプリバーナーの暴走の恐れがあり、点火手順が面倒.
純粋なエキスパンダーサイクルでも燃焼室圧力の約２倍の高圧ガスをタービン駆動のために
必要だが、二段燃焼サイクルより低温なだけ、信頼性とか耐久性に優れる.
エキスパンダーブリードサイクルは燃焼室圧力程度で、比較的低温で信頼性とか耐久性に優れる.
タービン駆動ガスの排気で無駄はあるはずなんだが、設計によっては推力に寄与する.
ただし、
エキスパンダー（ブリード）サイクル
は低温燃料に限定され、実績は液体水素系のみ（メタンも可能性あり)
RD-120の系統に、RD-124というのがある。
これが丁度120トンくらいの推力。
これが丁度120トンくらいの推力。
414 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/04(水) 22:54:29
H-IIAロケット18号機打上げ日の再設定
ttp://www.jaxa.jp/press/2010/08/20100804_michibiki_j.html
ttp://www.jaxa.jp/press/2010/08/20100804_sac_h2af18_j.html
ttp://www.jaxa.jp/press/2010/08/20100804_sac_safety_j.html
ttp://www.jaxa.jp/countdown/f18/index_j.html
JAXAも9.11に縁があるなw
ttp://www.jaxa.jp/press/2010/08/20100804_michibiki_j.html
ttp://www.jaxa.jp/press/2010/08/20100804_sac_h2af18_j.html
ttp://www.jaxa.jp/press/2010/08/20100804_sac_safety_j.html
ttp://www.jaxa.jp/countdown/f18/index_j.html
JAXAも9.11に縁があるなw
はいはい、陰謀陰謀
決めるにあたって
「911だといろいろ言われませんか」「別に言われたって構わんだろ」
くらいのやりとりはあったかも。
「911だといろいろ言われませんか」「別に言われたって構わんだろ」
くらいのやりとりはあったかも。
ない。
なんで外国にそんな気を遣わなきゃならないんだよ！ｗ
米「天皇が崩御したら俺たちもお祭り騒ぎは禁止かい？」
中「そんなことないアルヨ」
露「オリンピック中に戦争したっていいさ」
米「天皇が崩御したら俺たちもお祭り騒ぎは禁止かい？」
中「そんなことないアルヨ」
露「オリンピック中に戦争したっていいさ」
419 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/05(木) 12:39:30
>>372
>おいらのメタンエンジンが火を吹くぜ！ ブボボ（｀；ω；´）ﾓﾜｯ
youtubeに
「人間メタンガスエンジンの噴射試験」
がアップされていましたよ！
↓
http://www.youtube.com/watch?v=gq8kEisKPvs
>おいらのメタンエンジンが火を吹くぜ！ ブボボ（｀；ω；´）ﾓﾜｯ
youtubeに
「人間メタンガスエンジンの噴射試験」
がアップされていましたよ！
↓
http://www.youtube.com/watch?v=gq8kEisKPvs
>>411
＞エキスパンダー（ブリード）サイクル
＞は低温燃料に限定され、実績は液体水素系のみ（メタンも可能性あり)
メタンに期待するのはやめよう……基礎研究がまだまだ足りない。
まだ液化メタンの諸特性が判らなかった30年前の文献だと、最初にガスジェネのLE-5をメタン化して、
次に２段燃焼サイクルのLE-7をメタン化して200t級ブースターにするという未来ロードマップを描いていた。
当時は、純メタンならメタンリッチの２段燃焼サイクルが成立すると考えられていたからね。
しかし、燃料リッチでプリバーナーで燃やすと煤か発生することが判り、不可能だと判明。
その頃には、200t級のLNGブースターのポンチ絵が出回っていた。で、LNGブースターを棚上げして、
ガス押し式の上段エンジンとして仕切り直ししたけと、これも技術的な問題で大炎上。
結局500億円が消えて、GX社は倒産し、ガスジェネのLE-5を重くした地上試験エンジンが出来ただけ。
＞エキスパンダー（ブリード）サイクル
＞は低温燃料に限定され、実績は液体水素系のみ（メタンも可能性あり)
メタンに期待するのはやめよう……基礎研究がまだまだ足りない。
まだ液化メタンの諸特性が判らなかった30年前の文献だと、最初にガスジェネのLE-5をメタン化して、
次に２段燃焼サイクルのLE-7をメタン化して200t級ブースターにするという未来ロードマップを描いていた。
当時は、純メタンならメタンリッチの２段燃焼サイクルが成立すると考えられていたからね。
しかし、燃料リッチでプリバーナーで燃やすと煤か発生することが判り、不可能だと判明。
その頃には、200t級のLNGブースターのポンチ絵が出回っていた。で、LNGブースターを棚上げして、
ガス押し式の上段エンジンとして仕切り直ししたけと、これも技術的な問題で大炎上。
結局500億円が消えて、GX社は倒産し、ガスジェネのLE-5を重くした地上試験エンジンが出来ただけ。
酸素リッチで燃焼させればいいｗ
比推力がー
>>422
そういう事ですね。ソ連は巨費を投じて酸化剤リッチな２段燃焼サイクルを実際に作ってしまった。
国は潰れたけど、ソ連のみが２段燃焼サイクルの正解に辿り着いた。皮肉なものです。
ロケット開発の後発国の当時の日本の実績と開発予算では米ソのケロシン系エンジンには絶対に勝てないと判断。
でも、ケロシン系は燃料リッチほ２段燃焼サイクルは煤が出るから不可能であり、ケロシンと水素の中間的な
性質を持つメタンなら、２弾燃焼サイクルが成立するかも。という可能性に賭けて基礎研究を始めた。
実際に研究してみれば、液化メタンでも燃料リッチな２段燃焼サイクルは不可能だった。
また、水素とケロシンの中間的な性質と思われていた液化メタンにも、液化メタン特有の性質があり、
その性質は実機エンジンを完成していく過程で散々苦しめられた。見通しの甘い賭けが裏目に出た。
今になって振り返れば、H-II系ロケットからLRBのラインナップが消滅したのががせめてもの救い。
LRBはLE-7を2基使いで使用して、将来は推力200tのメタンブースターに置換予定だった。
これが運用されていたら、200t級メタンブースターの要求が出ていた。
２弾燃焼サイクルを放棄し、ガスジェネサイクルで作るにしても、火の走りが遅くで、そのくせ
爆発しやすいメタンで200t級ブースターを設計したら、爆発の連続だったと思う。
GXどころじゃない惨事になったろう。
次期基幹ロケットに、LE-7Aの値段半額・信頼性10倍を目指すLE-Xを開発して、
クラスタで使うのは悪くない選択だと思う。こちらは成功して欲しいですね。
そういう事ですね。ソ連は巨費を投じて酸化剤リッチな２段燃焼サイクルを実際に作ってしまった。
国は潰れたけど、ソ連のみが２段燃焼サイクルの正解に辿り着いた。皮肉なものです。
ロケット開発の後発国の当時の日本の実績と開発予算では米ソのケロシン系エンジンには絶対に勝てないと判断。
でも、ケロシン系は燃料リッチほ２段燃焼サイクルは煤が出るから不可能であり、ケロシンと水素の中間的な
性質を持つメタンなら、２弾燃焼サイクルが成立するかも。という可能性に賭けて基礎研究を始めた。
実際に研究してみれば、液化メタンでも燃料リッチな２段燃焼サイクルは不可能だった。
また、水素とケロシンの中間的な性質と思われていた液化メタンにも、液化メタン特有の性質があり、
その性質は実機エンジンを完成していく過程で散々苦しめられた。見通しの甘い賭けが裏目に出た。
今になって振り返れば、H-II系ロケットからLRBのラインナップが消滅したのががせめてもの救い。
LRBはLE-7を2基使いで使用して、将来は推力200tのメタンブースターに置換予定だった。
これが運用されていたら、200t級メタンブースターの要求が出ていた。
２弾燃焼サイクルを放棄し、ガスジェネサイクルで作るにしても、火の走りが遅くで、そのくせ
爆発しやすいメタンで200t級ブースターを設計したら、爆発の連続だったと思う。
GXどころじゃない惨事になったろう。
次期基幹ロケットに、LE-7Aの値段半額・信頼性10倍を目指すLE-Xを開発して、
クラスタで使うのは悪くない選択だと思う。こちらは成功して欲しいですね。
許さんよ。ある程度飛ばせるH-IIA/Bでとりあえず頑張れ。
成功した国産基幹ロケットなんだろ？
成功した国産基幹ロケットなんだろ？
LE-Xてその後の発展性て無いよね？後はひたすらクラスタ化するだけ？
まぁその前にEBCで12.5MPa、1448kNが実現できるか怪しいが･･･。
まぁその前にEBCで12.5MPa、1448kNが実現できるか怪しいが･･･。
MB-XXが完成すれば少し望みがあるかな。
とりあえず、MB-60くらいは完成させてもらいたい。
重いけど推力あるから、低高度を飛ぶ有人機には、
無駄な飛行コースを取らなくても済む。
とりあえず、MB-60くらいは完成させてもらいたい。
重いけど推力あるから、低高度を飛ぶ有人機には、
無駄な飛行コースを取らなくても済む。
月を目指すんだろ、もうこの際だから某N1に負けないくらい束ねようぜ。
月なんて馬鹿な事誰が提案したんだろう？
とりあえず、低軌道の有人だろうに・・・。
未だに有人がタブーだと思ってる馬鹿な官僚が残ってるのか？
とりあえず、低軌道の有人だろうに・・・。
未だに有人がタブーだと思ってる馬鹿な官僚が残ってるのか？
431 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/06(金) 00:40:54
有人をやるための目的が将来の月探査じゃん。
LE-Xのクラスタ化がある程度まで進んだらRD-170みたいに束ねたら？
ノズル20基の場合でもエンジンは実質5基だから制御もしやすいだろうし
ノズル20基の場合でもエンジンは実質5基だから制御もしやすいだろうし
まず、資金が無い。 そして、実績とノウハウが無い。
ガスジェネのLE-5をメタン化するのに20年以上掛かっているですよ。
出来上がったLE-8は地上試験モデルレベルで、重くて、低性能。
酸素リッチの２段燃焼サイクルエンジンなんて、JAXAの開発予算を10倍にしても無理。
そして、宇宙で機での採用と、研究には大きな壁がある。
アークジェットスラスタは、国内の各大学・研究機関でも試作されているが、
国産品が宇宙機に採用された事は無い。全て外国製品を採用。
実験室で動かせるレベルでは意味がない。
ガスジェネのLE-5をメタン化するのに20年以上掛かっているですよ。
出来上がったLE-8は地上試験モデルレベルで、重くて、低性能。
酸素リッチの２段燃焼サイクルエンジンなんて、JAXAの開発予算を10倍にしても無理。
そして、宇宙で機での採用と、研究には大きな壁がある。
アークジェットスラスタは、国内の各大学・研究機関でも試作されているが、
国産品が宇宙機に採用された事は無い。全て外国製品を採用。
実験室で動かせるレベルでは意味がない。
まず、資金が無い。 そして、実績とノウハウが無い。
ガスジェネのLE-5をメタン化するのに20年以上掛かっているですよ。
出来上がったLE-8は地上試験モデルレベルで、重くて、低性能。
酸素リッチの２段燃焼サイクルエンジンなんて、JAXAの開発予算を10倍にしても無理。
そして、宇宙で機での採用と、研究には大きな壁がある。
アークジェットスラスタは、国内の各大学・研究機関でも試作されているが、
国産品が宇宙機に採用された事は無い。全て外国製品を採用。
実験室で動かせるレベルでは意味がない。
ガスジェネのLE-5をメタン化するのに20年以上掛かっているですよ。
出来上がったLE-8は地上試験モデルレベルで、重くて、低性能。
酸素リッチの２段燃焼サイクルエンジンなんて、JAXAの開発予算を10倍にしても無理。
そして、宇宙で機での採用と、研究には大きな壁がある。
アークジェットスラスタは、国内の各大学・研究機関でも試作されているが、
国産品が宇宙機に採用された事は無い。全て外国製品を採用。
実験室で動かせるレベルでは意味がない。
433,434
ごめんなさい。連続して誤爆しました。
>>432
LE-Xと同じ方式のチャンバーエキスパンダーブリートサイクルのLE-5Bは、
初期モデルではタービンの駆動パワーが足りなくて、燃焼室(チャンバー)を12cm延長したそうだ。
RD-170のように燃焼室を分けて、チャンバーの表面積を増やして、熱交換を高めるのも、有効な手段なのかもしれない。
でもまあ、LE-Xはお値段半額を目指しているから、素直にクラスタで平気じゃないの？
ごめんなさい。連続して誤爆しました。
>>432
LE-Xと同じ方式のチャンバーエキスパンダーブリートサイクルのLE-5Bは、
初期モデルではタービンの駆動パワーが足りなくて、燃焼室(チャンバー)を12cm延長したそうだ。
RD-170のように燃焼室を分けて、チャンバーの表面積を増やして、熱交換を高めるのも、有効な手段なのかもしれない。
でもまあ、LE-Xはお値段半額を目指しているから、素直にクラスタで平気じゃないの？
まず低軌道だろ
なんでいきなり月なのよ
なんでいきなり月なのよ
推力10トン級のLE-8は未燃焼のメタンが溜まると、いきなり爆発的に燃焼して、瞬間的に10倍の推力が発生した。
推力200トン級のメタンエンジンで同様の現象が発生したら、2000トンへの出力上昇ですぜ。
多分、エンジンが粉砕します。LE-7のプリバーナー爆発とは威力が違う。
推力200トン級のメタンエンジンで同様の現象が発生したら、2000トンへの出力上昇ですぜ。
多分、エンジンが粉砕します。LE-7のプリバーナー爆発とは威力が違う。
日本のロケットは、固体の時代から名称がややこしいから、
LE-Xに変えた時は、H-IIIと名前を変えてくれ。
LE-Xに変えた時は、H-IIIと名前を変えてくれ。
予算取る為に「新規開発じゃないくて改良だからH-IIA」て事にしたせいで
H-IIの失敗まで一緒にされて商業受注逃がしてそう
H-IIの失敗まで一緒にされて商業受注逃がしてそう
酸素リッチと燃焼剤リッチの違いがわからん。
燃焼後に酸素が余ってることと燃焼剤が余ってるってことはわかるよ。
でもそれがどう違うの？
燃焼後に酸素が余ってることと燃焼剤が余ってるってことはわかるよ。
でもそれがどう違うの？
>>441
もともとメタンは水素とケロシンの中間の性質の燃料だと思っていた。分子量から見たら実際にそうだし。
水素エンジンから、メタン経由でケロシンへ進むルートも決して間違ってはいない。
都市ガスとしても、水素の多いオイルガス（石油を水蒸気改質して作る）からメタン主体の天然ガスに転換したし、
ロケットにも、その手法が適用すると思ったのでしょう。根拠のない自信というやつです。
この頃は、CVD法で希薄なメタンガスからダイヤモンド薄膜（純炭素）を作れる事が一般常識になる前の話です。
コーキングの問題がスッポリ抜けていたり、メタンリッチでプリバーナーで燃焼させても、カーボンが発生しないと考えていても仕方ない。
その頃から執念でやっていて、ようやく完成したエンジンがやっつけ感ありまくりのLE-8だから殊更に情けなく思えるのだが。
もともとメタンは水素とケロシンの中間の性質の燃料だと思っていた。分子量から見たら実際にそうだし。
水素エンジンから、メタン経由でケロシンへ進むルートも決して間違ってはいない。
都市ガスとしても、水素の多いオイルガス（石油を水蒸気改質して作る）からメタン主体の天然ガスに転換したし、
ロケットにも、その手法が適用すると思ったのでしょう。根拠のない自信というやつです。
この頃は、CVD法で希薄なメタンガスからダイヤモンド薄膜（純炭素）を作れる事が一般常識になる前の話です。
コーキングの問題がスッポリ抜けていたり、メタンリッチでプリバーナーで燃焼させても、カーボンが発生しないと考えていても仕方ない。
その頃から執念でやっていて、ようやく完成したエンジンがやっつけ感ありまくりのLE-8だから殊更に情けなく思えるのだが。
二段燃焼ってそんなムヅいの？
よくわかんない
よくわかんない
>>445
これが簡単に作れると？
http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/1/19/Staged_combustion_rocket_cycle.png
これが簡単に作れると？
http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/1/19/Staged_combustion_rocket_cycle.png
>>446
その系統図は
燃料リッチ
の2段燃焼サイクルだね。
ケロシン系列では難しいと思うが、一方タービンは一つだけ、つまり LH/LO 系列ではない
(密度が違いすぎるので、同じタービン使えない).
一体なに?
もしかして、ヒドラジン系列?
その系統図は
燃料リッチ
の2段燃焼サイクルだね。
ケロシン系列では難しいと思うが、一方タービンは一つだけ、つまり LH/LO 系列ではない
(密度が違いすぎるので、同じタービン使えない).
一体なに?
もしかして、ヒドラジン系列?
ロシアなら、何でも一軸でやっちゃうぜ。
細かいことを言い出すと、LE-7Aの酸素ターボポンプもプリバーナーと燃焼器に
最適化された吐出圧力の異なる2種類のポンプで構成されている。
2軸 2タービン 3ポンプになるのかな。
最適化された吐出圧力の異なる2種類のポンプで構成されている。
2軸 2タービン 3ポンプになるのかな。
仮にLE-Xが成功したとして、次は何を目指すか・・・。
LE-XとLE-7Aを組み合わせて、ブーストポンプを付けた２段燃焼サイクルかな。
もちろんターボポンプは一軸でｗ
RD-0120
http://www.lpre.de/kbkha/RD-0120/img/RD-0120_flow_2.jpg
LE-XとLE-7Aを組み合わせて、ブーストポンプを付けた２段燃焼サイクルかな。
もちろんターボポンプは一軸でｗ
RD-0120
http://www.lpre.de/kbkha/RD-0120/img/RD-0120_flow_2.jpg
散々ループした話題がちらほら出てるけど、どどのつまり目的がないから作れんのだな。
月だとか壮大な計画をぶちあげてんのは目的づくりのため、目的と手段が逆転しとる。
月だとか壮大な計画をぶちあげてんのは目的づくりのため、目的と手段が逆転しとる。
宇宙開発委員会の面子、宇宙開発戦略本部の面子
どこも専門職がほとんど居ない。
特に宇宙開発戦略本部。
これはふざけているとしか思えない。
ホリエモン入れた方が遙かに有意義だと思うわ。
どこも専門職がほとんど居ない。
特に宇宙開発戦略本部。
これはふざけているとしか思えない。
ホリエモン入れた方が遙かに有意義だと思うわ。
>>450
そもそも LE-X が開発フェーズに移行するのはいつか?
http://www.jsme.or.jp/dsd/A-TS12-05/minutes/23/081003_ooyama.pdf
では
平成２５年度に開発フェーズ（基本設計以降）への移行を目指す
とあるけど、2007 年の資料だし.
そもそも LE-X が開発フェーズに移行するのはいつか?
http://www.jsme.or.jp/dsd/A-TS12-05/minutes/23/081003_ooyama.pdf
では
平成２５年度に開発フェーズ（基本設計以降）への移行を目指す
とあるけど、2007 年の資料だし.
菅が人気取りの為に、2020年までに有人ロケットを上げると宣言してくれれば、
計画がどんどん繰り上がると思うんだけどな・・・。
おい、菅よ、歴史に名を残す最後のチャンスだぞ。
計画がどんどん繰り上がると思うんだけどな・・・。
おい、菅よ、歴史に名を残す最後のチャンスだぞ。
LNG推進系の問題点はLNGそのものに起因する問題が
判った後もLNGを引きずり予算を使い続けたことだろ
LNGをすっぱりあきらめて純メタンに舵を切っていれば
もう少しまともになったかも知れないのに
判った後もLNGを引きずり予算を使い続けたことだろ
LNGをすっぱりあきらめて純メタンに舵を切っていれば
もう少しまともになったかも知れないのに
今使ってるLNGは９９％メタンだけどなｗ
硫黄問題とかの事じゃないのか
普通の市販灯油とかガソリン＋LOX で動く
燃料を選ばないロケットエンジンって無いのかね
ケロシンって言ってもRP-1（ただしﾁｮﾒﾁｮﾒ油田の原油を精製したもの）
ってなモノじゃぁ・・・・・
ホリエモンロケットがそれを目指しているみたいだけど。
燃料を選ばないロケットエンジンって無いのかね
ケロシンって言ってもRP-1（ただしﾁｮﾒﾁｮﾒ油田の原油を精製したもの）
ってなモノじゃぁ・・・・・
ホリエモンロケットがそれを目指しているみたいだけど。
性能を落とせば可能じゃないの→市販燃料ロケット
比推力１が血の一滴な有人じゃ果たして成り立つのか良く解らんが。
比推力１が血の一滴な有人じゃ果たして成り立つのか良く解らんが。
LNG推進系は再生冷却とか、複数回着火を諦めて、GGサイクル・アブレーション冷却で、
爆発しない燃焼器の基礎研究を続けて、お金を掛けずに推力を上げてください。
とりあえず、爆発しないように燃焼圧力を上げて、次に大型化。この繰り返し。
ハッキリした成果が出たら、LE-8Aを作って評価し、また基礎研究。
2030年頃までに…8B…8C…と進めて、SSBの代用品まで行けたら御の字。
全く期待してませんけど。
爆発しない燃焼器の基礎研究を続けて、お金を掛けずに推力を上げてください。
とりあえず、爆発しないように燃焼圧力を上げて、次に大型化。この繰り返し。
ハッキリした成果が出たら、LE-8Aを作って評価し、また基礎研究。
2030年頃までに…8B…8C…と進めて、SSBの代用品まで行けたら御の字。
全く期待してませんけど。
>>461
RS-68 のアブレーション冷却は、ノズル下部だけでは?
燃焼室は再生冷却じゃ?
The combustion chamber uses a channel-wall design to reduce cost. This
design, pioneered in the Soviet Union, features inner and outer skins
brazed to middle separators, forming cooling channels.
RS-68 のアブレーション冷却は、ノズル下部だけでは?
燃焼室は再生冷却じゃ?
The combustion chamber uses a channel-wall design to reduce cost. This
design, pioneered in the Soviet Union, features inner and outer skins
brazed to middle separators, forming cooling channels.
再生冷却・アブレータ冷却以前に、
以前は、こんなフカシで予算を取ったからねぇ。
http://www.jaxa.jp/press/nasda/2002/lng_020508_j.html
絵に描いてある低軌道20t級はH-IIBの19tで肉薄。
上段をMB-60+5.2mタンクにすれば、20tを超えるだろうな。
以前は、こんなフカシで予算を取ったからねぇ。
http://www.jaxa.jp/press/nasda/2002/lng_020508_j.html
絵に描いてある低軌道20t級はH-IIBの19tで肉薄。
上段をMB-60+5.2mタンクにすれば、20tを超えるだろうな。
そういや電装系部品枯渇問題はどうなった？
おおう・・・俺はまだ200t級LNGブースターを諦めてないぞ！
アブレータ冷却でも良いから100トン級作れ。
ブースターなら120秒くらいで良いんだし、重くても比推力が低くてもかまわん。
SRB-Aと同レベルで安いなら文句ない。
ブースターなら120秒くらいで良いんだし、重くても比推力が低くてもかまわん。
SRB-Aと同レベルで安いなら文句ない。
LNGブースター、安くできるの?
開発費はどれくらい?
開発費はどれくらい?
まだ海の物とも山の物とも分からない状況。
LRBは欲しいけど、組立棟や発射台の改修が必要になるなって費用がかかるな。錆でボロボロになっても直せないで使っている現状から考えるとLRBは・・・
LRBならLE-7Aを使わざるを得ないのが現状。
エンジンのバリエーションが少なすぎだわ。
エンジンのバリエーションが少なすぎだわ。
数年先になるけど、
LE-X 開発して LRB 用に使えば良い.
たしかにメタン系に比べ容積が大きすぎるとか問題残るけど、
メタン系の燃焼特性他の物性データが不十分ではと疑う.
現状の LNG のデータ、
25年前の
LE-5
開発後の LH/LO 系の物性データとは比較にならないのでは?
日本のロケットエンジンは非力すぎ。
その分クラスター化して激安安全ならいいけど、そういうわけでもないし。
競争力低すぎ
その分クラスター化して激安安全ならいいけど、そういうわけでもないし。
競争力低すぎ
日本は液体エンジンのクラスターロケットはまだ1回しか打ち上げてないぞ。
何しろ昨春まで、LE-7Aをクラスタにすると60秒で溶けるとか吠えていた電波先生が居たんだぜ。
何しろ昨春まで、LE-7Aをクラスタにすると60秒で溶けるとか吠えていた電波先生が居たんだぜ。
おっと、アブレーションノズルのRS-68の批判はそこまでだ
ん？、LE-7AのAってアブレーションのAじゃね？
じゃあLE-7BのBは？
LE-7Bﾄﾞｺｰ?
LE-7BのBはブーストポンプのB
スタートレックのエンタープライズ号のように、
新型が出るたびに、A、B、C、D、Eとナンバリングされるだけだろう。
つーか、LE-7Bは、まだ存在しないような。
新型が出るたびに、A、B、C、D、Eとナンバリングされるだけだろう。
つーか、LE-7Bは、まだ存在しないような。
液体水素じゃ非力なのはしょうがないね
>>480
RS-68「苔の一念、ｳﾝﾀﾗｶﾝﾀﾗ・・・・・」
RS-68「苔の一念、ｳﾝﾀﾗｶﾝﾀﾗ・・・・・」
ブースターの話が出るたびにRS-68を引っ張り出す人がいるようだが
LOX/LH2にしては推力がでかいと言うだけで離床用推進器として使われる
固体モータやRD-170系なんかと比べたらおもちゃ同然だろ
LOX/LH2にしては推力がでかいと言うだけで離床用推進器として使われる
固体モータやRD-170系なんかと比べたらおもちゃ同然だろ
LRBって結局夢見過ぎなのかな
ところで煤って発生すると
どんな不具合につながるの？
２段燃焼だとタービンブレードに付着して回転が重くなるとか？
ところで煤って発生すると
どんな不具合につながるの？
２段燃焼だとタービンブレードに付着して回転が重くなるとか？
冷却効率が落ちる
>>482
■Delta IV 1段目 RS-68
質量 ：226.40 t
推進剤 ：199.64 t
空虚重量：. 26.76 t
海面上推力 ：2949 kN
海面上比推力：359秒
■Atlas V １段目 RD-180
質量 ：306.914 t
推進剤 ：284.453 t
空虚重量：. 22.461 t
海面上推力 ：3828 kN
海面上比推力：311秒
おもちゃは言い過ぎかな。
最終的なエネルギー量としては、Delta IVがAtlas Vの９割程度。
RS-68は結構凄いよ。価格もRD-180の高騰で変わらない気がする。
■Delta IV 1段目 RS-68
質量 ：226.40 t
推進剤 ：199.64 t
空虚重量：. 26.76 t
海面上推力 ：2949 kN
海面上比推力：359秒
■Atlas V １段目 RD-180
質量 ：306.914 t
推進剤 ：284.453 t
空虚重量：. 22.461 t
海面上推力 ：3828 kN
海面上比推力：311秒
おもちゃは言い過ぎかな。
最終的なエネルギー量としては、Delta IVがAtlas Vの９割程度。
RS-68は結構凄いよ。価格もRD-180の高騰で変わらない気がする。
デルタⅣは無駄にでかいねん
断熱材とかで重量食うのかな
しかし、世界最大のケロシン/LOXロケットエンジンであるRD-170系は、エンジン規模を1/2, 1/4に縮小して近代化中。
ロシアの今後の基幹ロケットとなるアンガラの１段目とブースターは推力2090kN(真空)のRD-191で統一。
1本のタンクに1基のエンジン、これを1,3,5,7本と束ねて使う。
推力1400kN台を目指して開発しているLE-Xも非力じゃないと思うぞ。
更にLE-Xは有人用途の場合は、1段目をクラスタ、2段目を単基で使える燃料とサイズというのが美味しい。
衛星打ち上げ時にはSRB-A(改)を使って、H-IIAの構成で打ち上げれば良いから国内の既存インフラも有効活用出来る。
ロシアの今後の基幹ロケットとなるアンガラの１段目とブースターは推力2090kN(真空)のRD-191で統一。
1本のタンクに1基のエンジン、これを1,3,5,7本と束ねて使う。
推力1400kN台を目指して開発しているLE-Xも非力じゃないと思うぞ。
更にLE-Xは有人用途の場合は、1段目をクラスタ、2段目を単基で使える燃料とサイズというのが美味しい。
衛星打ち上げ時にはSRB-A(改)を使って、H-IIAの構成で打ち上げれば良いから国内の既存インフラも有効活用出来る。
LE-Xは本当に開発予算付くのか？
有人用途だという触れ込みが、逆に政治的な仇になりそう。
有人やらないから予算付けないという事になりかねない。
有人用途だという触れ込みが、逆に政治的な仇になりそう。
有人やらないから予算付けないという事になりかねない。
>>490
スロットリングで５０％くらいまで落とせるようにすれば、
大型タンク１つで有人対応３Ｇ未満の２段ロケットが作れる。
今の７２％じゃちょっと厳しい。３０％くらいまで落とせるのが理想。
エンジン止めたりして推力を落とす方法もあるけど、スマートじゃないし、
もし突然停止したりすると対応出来ない。
推力は今のタンクを利用するならリフトオフで1基110トンあれば良いよ。
スロットリングで５０％くらいまで落とせるようにすれば、
大型タンク１つで有人対応３Ｇ未満の２段ロケットが作れる。
今の７２％じゃちょっと厳しい。３０％くらいまで落とせるのが理想。
エンジン止めたりして推力を落とす方法もあるけど、スマートじゃないし、
もし突然停止したりすると対応出来ない。
推力は今のタンクを利用するならリフトオフで1基110トンあれば良いよ。
加速度の問題はあるけど、H-IIAのタンクにLE-Xを先行採用すれば良い気がする。
出力が上がる分だけ重力損失が抑えられるから、ペイロードを増やせそう。
タンクの中身が減ってきたらスロットリングで加速度を調整して、構造材への
負担を減らせば、構造材を厚くしなくても済む。（逆に薄く出来るかも）
出力が上がる分だけ重力損失が抑えられるから、ペイロードを増やせそう。
タンクの中身が減ってきたらスロットリングで加速度を調整して、構造材への
負担を減らせば、構造材を厚くしなくても済む。（逆に薄く出来るかも）
LE-Xのスロットリングがどこまで出来るのやら。
またJAXAやIHIが問題解決出来ずに７２％止まりになるとか・・・。
またJAXAやIHIが問題解決出来ずに７２％止まりになるとか・・・。
もうアンガラ１段目を買っちゃえば？
H2Aに２本付けりゃ、H2B並になるぜ？
H2Aに２本付けりゃ、H2B並になるぜ？
>>495
LE-X
> 問題がなければ、H25年あたりから開発予算が出るはず。
というか、JAXA が開発フェーズに移るとして、宇宙開発委員会(もしくはその後継組織)に
申請した上で、開発予算を請求するんだろうな.
それまでの間、数値シミュレーションと要素研究の積み重ね.
GX プロジェクトのように開発フェーズに入ってから実は基礎研究不足で手戻りにならないように
JAXA は努力しているはず.
>>492
クラスターとの併用で、スロットリングの要求を下げることが考えられる.
起動／停止の信頼性が向上すればだけど、そのためのエキスパンダーブリードサイクル.
LE-X
> 問題がなければ、H25年あたりから開発予算が出るはず。
というか、JAXA が開発フェーズに移るとして、宇宙開発委員会(もしくはその後継組織)に
申請した上で、開発予算を請求するんだろうな.
それまでの間、数値シミュレーションと要素研究の積み重ね.
GX プロジェクトのように開発フェーズに入ってから実は基礎研究不足で手戻りにならないように
JAXA は努力しているはず.
>>492
クラスターとの併用で、スロットリングの要求を下げることが考えられる.
起動／停止の信頼性が向上すればだけど、そのためのエキスパンダーブリードサイクル.
>>497
３基クラスターで２基停止という考えなら、1/3のスロットリングですからね。
もし最後の１基が停止したら、他の１基を始動すると。
日本独特の設計思想になりそうですね。
でもジンバルの制御範囲で出来るのかな？
３基クラスターで２基停止という考えなら、1/3のスロットリングですからね。
もし最後の１基が停止したら、他の１基を始動すると。
日本独特の設計思想になりそうですね。
でもジンバルの制御範囲で出来るのかな？
もうJAXAサイトからは消えたけど、LE-X用のブーストポンプの設計に関する
入札が公示されていたこともあった。
過去ログ四十五 http://love6.2ch.net/test/read.cgi/space/1255513025/716
これだとターボ＋ブーストの２段構成。
上段用エキスパンダーブリートサイクルのMB-XXも２段構成。
この頃、松浦氏もLE-7系エンジンにブーストポンプが無いことが
弱点だという記事（というかアジｗ）を書いている
一方で、2009年時点のLE-Xの概念図は、ターボポンプ単段構成。
JAXA内部でも、一方式にこだわらず、様々な研究をしていると思われます。
入札が公示されていたこともあった。
過去ログ四十五 http://love6.2ch.net/test/read.cgi/space/1255513025/716
これだとターボ＋ブーストの２段構成。
上段用エキスパンダーブリートサイクルのMB-XXも２段構成。
この頃、松浦氏もLE-7系エンジンにブーストポンプが無いことが
弱点だという記事（というかアジｗ）を書いている
一方で、2009年時点のLE-Xの概念図は、ターボポンプ単段構成。
JAXA内部でも、一方式にこだわらず、様々な研究をしていると思われます。
入札ってｗ
日本にはIHIとMHIしか無いじゃんｗ
日本にはIHIとMHIしか無いじゃんｗ
ISASの再使用ロケットエンジンは、RVT-1～3まではガス押し式、RVT-4はエキスパンドサイクルのエンジン。（地上試験のみ）
次のエンジンはエキスパンドブリートサイクルで、出力30kN。スロットリングは30%まで可能で、これで高度100kmを目指す。
ここらへんの技術開発もフィードバックされるのだろう。
次のエンジンはエキスパンドブリートサイクルで、出力30kN。スロットリングは30%まで可能で、これで高度100kmを目指す。
ここらへんの技術開発もフィードバックされるのだろう。
30kNか・・・。
カプセルの軟着陸に使えるね。
ロシアが先に実現しそうだが。
カプセルの軟着陸に使えるね。
ロシアが先に実現しそうだが。
NASDA以来、LNGブースターの夢が、H-2A発展の足枷になってしまった。
LE-XとMB-XXの目処が付いたら、１段目と２段目のタンク容量と構造を見直して欲しい。
GTOはアリアン５基準で目標を設定して欲しい。
LE-XとMB-XXの目処が付いたら、１段目と２段目のタンク容量と構造を見直して欲しい。
GTOはアリアン５基準で目標を設定して欲しい。
LRBやメタン推進系など無くても、H-IIBでLEO19tだからな。
打ち上げ能力が必要になったら、その時のコンポーネントで最善の設計するのがベスト。
先に打ち上げ能力が必要な大型衛星や打ち上げ方式（種子島の緯度キャンセルとか）を開発してくれ。
打ち上げ能力が必要になったら、その時のコンポーネントで最善の設計するのがベスト。
先に打ち上げ能力が必要な大型衛星や打ち上げ方式（種子島の緯度キャンセルとか）を開発してくれ。
種子島からだと、軌道傾斜角０°のGTOは厳しいな。
円高のうちに、クリスマス島の北東部を買い取るのはどうよ。
ここならH-IIA202で、GTO5トンは軽く往けるはず。
国が金を出すわけないか・・・。
ここならH-IIA202で、GTO5トンは軽く往けるはず。
国が金を出すわけないか・・・。
構想は有るらしく。２段目の電池強化で、今の動作時間50分を5時間に延長。
遠地点で、Δvを1km/s弱、噴かせば水平になるらしい。
その分の燃料を搭載すると２段目・１段目の大型化が必要。
クリスマス島を借りて、宇宙基地を土建屋が建設するのと、
高性能・大出力ロケットの改良開発に着手するのとの選択になる。
遠地点で、Δvを1km/s弱、噴かせば水平になるらしい。
その分の燃料を搭載すると２段目・１段目の大型化が必要。
クリスマス島を借りて、宇宙基地を土建屋が建設するのと、
高性能・大出力ロケットの改良開発に着手するのとの選択になる。
買うなら南東のチンコの部分じゃね？
http://www.jaxa.jp/press/2010/08/20100811_sac_htv-r_j.html
本日開催された宇宙開発委員会において、下記のとおり報告をいたしました。
回収機能付加型宇宙ステーション補給機（HTV-R）検討状況
（PDF：732KB）
産経の記事
無人補給機に帰還カプセル搭載へ 宇宙機構、有人を視野
http://sankei.jp.msn.com/science/science/100811/scn1008111913001-n1.htm
＞ ＪＡＸＡはＨＴＶ－Ｒを有人宇宙船の実現につなげる方針で、ＨＴＶの機体改修も有人化につながる範囲内で実施。
＞一方、厳しい財政状況の下、「現状ではＨＴＶ－Ｒの打ち上げは、今後１０年間で１基が精いっぱい」（ＪＡＸＡ関係者）との声もある。
本日開催された宇宙開発委員会において、下記のとおり報告をいたしました。
回収機能付加型宇宙ステーション補給機（HTV-R）検討状況
（PDF：732KB）
産経の記事
無人補給機に帰還カプセル搭載へ 宇宙機構、有人を視野
http://sankei.jp.msn.com/science/science/100811/scn1008111913001-n1.htm
＞ ＪＡＸＡはＨＴＶ－Ｒを有人宇宙船の実現につなげる方針で、ＨＴＶの機体改修も有人化につながる範囲内で実施。
＞一方、厳しい財政状況の下、「現状ではＨＴＶ－Ｒの打ち上げは、今後１０年間で１基が精いっぱい」（ＪＡＸＡ関係者）との声もある。
> ＨＴＶ－Ｒの打ち上げは、今後１０年間で１基が精いっぱい
意味ねーｗｗｗｗ
意味ねーｗｗｗｗ
HTV-Rにすると、国際宇宙ステーションへの輸送力が半減するから、
毎年２機のH2B官需に持っていく方向で進めなきゃ駄目でしょうに。
毎年２機のH2B官需に持っていく方向で進めなきゃ駄目でしょうに。
４ｍもの巨体にするから・・・日本は２人乗りのジェミニ計画からやればいい。
どうせISSは止めないんだろ？ISSに常駐できるのは１人なんだし十分。
ロケットもLE-X２発の小型で飛ばせるようにすれば安く済む。
年２回の有人と、年１回のHTV。
これで良いんじゃね？
どうせISSは止めないんだろ？ISSに常駐できるのは１人なんだし十分。
ロケットもLE-X２発の小型で飛ばせるようにすれば安く済む。
年２回の有人と、年１回のHTV。
これで良いんじゃね？
２段目強化よりも、LH2/LOXの３段目を開発したほうが良い気がする
・アダプターはH-IIA・B共用
・アビオはH-IIAの系統からは分離したもの。2段目分離後切り替え
・エンジン500kgf級のLH2/LOX、超長時間噴射可能なもの
・タンクは球形のものを１～4対まで増設で対応
・電池はリチウムイオン＋太陽電池をHTV式に張り巡らせて
タンクのデブリバンパーも兼ねるガワ構造
基本的な構想は、没になったシャトル用セントールロケットの小型版
・アダプターはH-IIA・B共用
・アビオはH-IIAの系統からは分離したもの。2段目分離後切り替え
・エンジン500kgf級のLH2/LOX、超長時間噴射可能なもの
・タンクは球形のものを１～4対まで増設で対応
・電池はリチウムイオン＋太陽電池をHTV式に張り巡らせて
タンクのデブリバンパーも兼ねるガワ構造
基本的な構想は、没になったシャトル用セントールロケットの小型版
ふじ計画では、スーパーカブを目指すとか言ってた。
有人をやるなら徹底的に予算かけて徹底的ににやれ！。やらないなら、無駄な金るかわずに他に廻せ！
日本の意思決定はいつも中途半端で、ばら撒きで、のろくて周辺諸国にいつも先を越される。
中国にはあっという間に有人で抜かれたし、韓国には空港、港湾、電子企業育成でガタガタにやられた。
いまだに消費税率を変えられないし、年金制度もそのまま。高速無料化も右往左往、憲法も変えられない。
日本の意思決定はいつも中途半端で、ばら撒きで、のろくて周辺諸国にいつも先を越される。
中国にはあっという間に有人で抜かれたし、韓国には空港、港湾、電子企業育成でガタガタにやられた。
いまだに消費税率を変えられないし、年金制度もそのまま。高速無料化も右往左往、憲法も変えられない。
>>514
それをやったのがイプシロンのPBSでしょう。
最上段と衛星を接続する衛星アダプタ部をチューブに見立てて、
H-IIA 2段目の姿勢制御機器を200kgほど貼り付けて、100kgの推進剤を搭載。
簡略化のためロケット3段目との分離機構は省略して、燃焼の終わったドンガラ400kgを付けたまま動作。
当初の比推力は202秒で、3段目付きなので、軌道の微調整にしか使えないが、将来は分離型も
考えており、月遷移軌道へ300kgを投入するタイプも検討中。
H-IIAでも、伸ばした衛星アダプタの内外に似たようなPBSを付けて、2段目と切り離して運用すれば、
2段目の空重量2tから自由になれる。
ただ、イプシロンのPBSが4億円だから、そこまでする必要が有るかどうか……
それをやったのがイプシロンのPBSでしょう。
最上段と衛星を接続する衛星アダプタ部をチューブに見立てて、
H-IIA 2段目の姿勢制御機器を200kgほど貼り付けて、100kgの推進剤を搭載。
簡略化のためロケット3段目との分離機構は省略して、燃焼の終わったドンガラ400kgを付けたまま動作。
当初の比推力は202秒で、3段目付きなので、軌道の微調整にしか使えないが、将来は分離型も
考えており、月遷移軌道へ300kgを投入するタイプも検討中。
H-IIAでも、伸ばした衛星アダプタの内外に似たようなPBSを付けて、2段目と切り離して運用すれば、
2段目の空重量2tから自由になれる。
ただ、イプシロンのPBSが4億円だから、そこまでする必要が有るかどうか……
月面着陸・探査ミッション検討状況
http://www.jaxa.jp/press/2010/08/20100811_sac_moon.pdf
打上げロケット：H-IIA204
204はこれからも使う予定なのか。
http://www.jaxa.jp/press/2010/08/20100811_sac_moon.pdf
打上げロケット：H-IIA204
204はこれからも使う予定なのか。
>>521
日本のJAXAの悪い所は風呂敷を広げない事。
ｶｯｺｲｲ３Ｄグラフィック使ってプレゼンすれば、
小松崎茂の絵で育った香具師はｲﾁｺﾛなのに。
他の国の宇宙部門は、妄想をどんどん絵に描いて発表してるって言うのに・・・
日本のJAXAの悪い所は風呂敷を広げない事。
ｶｯｺｲｲ３Ｄグラフィック使ってプレゼンすれば、
小松崎茂の絵で育った香具師はｲﾁｺﾛなのに。
他の国の宇宙部門は、妄想をどんどん絵に描いて発表してるって言うのに・・・
LNGブースターという大風呂敷を広げてたぞｗ
IHI文様の風呂敷につつんでおいたら腐ってやがったが
液化メタンを液化水素とケロシンの中間の特性だと考えて、楽勝だと思ってハンカチを拡げたつもり。
基礎研究も深く行わなかったから、液化メタンとLNGも大差無いとハンカチを（以下略
なぜかそのハンカチが大爆発しました。
なぜ爆発したのか、よく判っていません。
基礎研究も深く行わなかったから、液化メタンとLNGも大差無いとハンカチを（以下略
なぜかそのハンカチが大爆発しました。
なぜ爆発したのか、よく判っていません。
>>521
H2A204はGTO軌道に6tの能力で、打ち上げ重量が約5tだから、「かぐや」と同じように、
探査機は近地点250km、遠地点5-10万キロ程度の楕円軌道に投入でしょう。
あとは探査機本体で遠地点を伸ばして月へ行く。
「かぐや」の時はGTO能力4.2tのH2A2022で、3tのかぐやを近地点280km 遠地点23万kmに投入。
探査機重量が5tだと、H2A204で打ち上げても、遠地点は随分近くなりそう。
H2A204はGTO軌道に6tの能力で、打ち上げ重量が約5tだから、「かぐや」と同じように、
探査機は近地点250km、遠地点5-10万キロ程度の楕円軌道に投入でしょう。
あとは探査機本体で遠地点を伸ばして月へ行く。
「かぐや」の時はGTO能力4.2tのH2A2022で、3tのかぐやを近地点280km 遠地点23万kmに投入。
探査機重量が5tだと、H2A204で打ち上げても、遠地点は随分近くなりそう。
>>526
https://ssl.tksc.jaxa.jp/sss/sss10/pdf/S2-10.pdf
打ち上げロケットはH2A204を想定
月遷移軌道直接投入か地球周回軌道から軌道を上げていくかはトレードオフ中
https://ssl.tksc.jaxa.jp/sss/sss10/pdf/S2-10.pdf
打ち上げロケットはH2A204を想定
月遷移軌道直接投入か地球周回軌道から軌道を上げていくかはトレードオフ中
>>526
スーパーシンクロナストランスファ軌道への投入能力からすればアポジ8万はいけるんじゃないか
スーパーシンクロナストランスファ軌道への投入能力からすればアポジ8万はいけるんじゃないか
結局なにやっても高圧燃焼問題にブチあたる。メタンだって綺麗に燃えたかもしれないと言ってみる
イプシロンの二段目の液体推進系って開発してるの？
二段目は固体ですが
オプションで液体推進系があるじゃん
４段目のPBSか？
H2A上段スラスタかBT-4を使うんだろ。
これから開発。
H2A上段スラスタかBT-4を使うんだろ。
これから開発。
ああ、勘違いしてたわ
ありがとさん
ありがとさん
関西人かｗ
>>530
燃焼器の基礎研究は大事だし、熱負荷が高くなれば再生冷却がより重要になる。
再生冷却については、高圧燃焼に限らずGXの燃焼圧力でさえも、再生冷却を
採用した方がアブレーターが無い分、エンジンが軽くなる試算もある。
でも、純メタンじゃなくて、不純物入りLNGだから再生冷却の適用が困難で、
LE-8はアブレーター冷却で460kgの重量になった。
やっぱり、LNGを燃料にした時点で詰んでいた希ガス。
燃焼器の基礎研究は大事だし、熱負荷が高くなれば再生冷却がより重要になる。
再生冷却については、高圧燃焼に限らずGXの燃焼圧力でさえも、再生冷却を
採用した方がアブレーターが無い分、エンジンが軽くなる試算もある。
でも、純メタンじゃなくて、不純物入りLNGだから再生冷却の適用が困難で、
LE-8はアブレーター冷却で460kgの重量になった。
やっぱり、LNGを燃料にした時点で詰んでいた希ガス。
上段利用ならばアブレーターは点火するまで重りのまんまだけど、
初段（ブースター）利用ならば最初から燃焼＝磨り減っていくから
どんどん軽くなるから幾分マシ とかならないの？
初段（ブースター）利用ならば最初から燃焼＝磨り減っていくから
どんどん軽くなるから幾分マシ とかならないの？
多段式ロケットは、上段に行くほど構造重量の軽さが重要になる。
ブースター用なら、重量が少々軽くなっても、ほとんど関係ない。
アブレーターの消耗程度なら無視するレベル。
ブースター用なら、重量が少々軽くなっても、ほとんど関係ない。
アブレーターの消耗程度なら無視するレベル。
パロマ、リンナイ、ハーマンが結集して、作った方が良いかもｗ
フツーに東京ガスじゃ駄目なの？
まあメタン＋プロパン（ブタン？）の混合だけど
まあメタン＋プロパン（ブタン？）の混合だけど
カナダ製のじゃないとダメらしいな。
微妙に成分が違っても不味いらしい。
やはり、LNGをあきらめて純メタンに切り替えた方が・・
微妙に成分が違っても不味いらしい。
やはり、LNGをあきらめて純メタンに切り替えた方が・・
値段が一桁違うから
推進剤の費用が1/10でも、エンジン開発にその利点を消し去る勢いで金をかけてるからな。
ロケットの世界は、開発費、製造費、射場費用は切り分けて計算しますから問題ありません。
と、前世紀人間がのたまう
プロジェクトが遅延してから、宇宙開発委員会にサルファアタックの基礎研究資料を
提出するような状況だからねえ。
液化メタンを、液体水素とケロシンの中間の性質だとPRして予算を取ったにしても、
自分で書いたPR文をそのまま検証もせずにプロジェクトを進めたのが致命傷になった。
結局、ケロシン程でないにしても、サルファアタックやコーキングも発生するのが判明した。
中間の性質なら、念を入れて調査すべきところを、端折ってプロジェクト化。
極低温の液体水素のテクノロジーに比べ..れば、都市ガス燃料のLNGなど恐れるに足らず。
と慢心したとしか思えない。
提出するような状況だからねえ。
液化メタンを、液体水素とケロシンの中間の性質だとPRして予算を取ったにしても、
自分で書いたPR文をそのまま検証もせずにプロジェクトを進めたのが致命傷になった。
結局、ケロシン程でないにしても、サルファアタックやコーキングも発生するのが判明した。
中間の性質なら、念を入れて調査すべきところを、端折ってプロジェクト化。
極低温の液体水素のテクノロジーに比べ..れば、都市ガス燃料のLNGなど恐れるに足らず。
と慢心したとしか思えない。
日本のロケット開発は、先行するアメリカを見て進めてきたから、
今までは、うまく地雷を回避してきた。
が、前人未踏の方面に進むなら、この程度のつまずきは、当然だろう。
イヤだったら、今後もアメリカの後追いに徹するか、あるいは複数の開発ラインを持ってバックアップを充実させるか、どちらかだ。
ダメと理解して、それを否定せずに突き進むのは論外だが。
今までは、うまく地雷を回避してきた。
が、前人未踏の方面に進むなら、この程度のつまずきは、当然だろう。
イヤだったら、今後もアメリカの後追いに徹するか、あるいは複数の開発ラインを持ってバックアップを充実させるか、どちらかだ。
ダメと理解して、それを否定せずに突き進むのは論外だが。
>>544
値段が10倍違っても、\30/Lと\300/Lの違いでしかない。1tで27万円、100tでも2700万円。
H-IIAの１段目タンクが10億円超だから、100t使ってもタンク代の誤差に消える。
値段が10倍違っても、\30/Lと\300/Lの違いでしかない。1tで27万円、100tでも2700万円。
H-IIAの１段目タンクが10億円超だから、100t使ってもタンク代の誤差に消える。
>>549
> イヤだったら、今後もアメリカの後追いに徹するか、あるいは複数の開発ラインを持ってバックアップを充実させるか、どちらかだ。
GX の開発当初、2002,3 年の宇宙開発委員会のアドバイスに、
ガス圧+アブレーター冷却方式
のほかに、将来の大型化も考慮して
ガスジェネレーター＋再生冷却
も並列に開発進めてはとあったな。
結局バックアップ開発路線のアドバイスは無視されたけど。
むろん、
>>548
みたいなことはあったが、4年近くのプロジェクト遅延.
> イヤだったら、今後もアメリカの後追いに徹するか、あるいは複数の開発ラインを持ってバックアップを充実させるか、どちらかだ。
GX の開発当初、2002,3 年の宇宙開発委員会のアドバイスに、
ガス圧+アブレーター冷却方式
のほかに、将来の大型化も考慮して
ガスジェネレーター＋再生冷却
も並列に開発進めてはとあったな。
結局バックアップ開発路線のアドバイスは無視されたけど。
むろん、
>>548
みたいなことはあったが、4年近くのプロジェクト遅延.
燃焼室をアブレーターのままで、ガスジェネに出来ないのかな。
ノズルはカーボン・カーボンでさ。
ノズルはカーボン・カーボンでさ。
液酸/液水エンジン単独離床こそ、ロケットの華
今の拡大版で、100トン級作れないかなと。
>>556
開発費や採算性を度外視すれば作れるだろうな.
問題はそもそも開発する意味があるかどうか.
現状の GX エンジンは、同クラスの既存エンジンに対して
比推力
構造質量
再点火
どれもメリットないけど、単に大型化するだけで競争力が生まれるかね?
性能が悪くってもコストが大幅に安ければ意味あるけどねえ.
LNG 燃料単体のコストが安いだけでは
>>550
ほとんど無意味.
思いつきの大型化だけでなく、コストダウンの根拠も上げてほしいけど.
開発費や採算性を度外視すれば作れるだろうな.
問題はそもそも開発する意味があるかどうか.
現状の GX エンジンは、同クラスの既存エンジンに対して
比推力
構造質量
再点火
どれもメリットないけど、単に大型化するだけで競争力が生まれるかね?
性能が悪くってもコストが大幅に安ければ意味あるけどねえ.
LNG 燃料単体のコストが安いだけでは
>>550
ほとんど無意味.
思いつきの大型化だけでなく、コストダウンの根拠も上げてほしいけど.
JAXAやIHIの皮算用では、LUNAR-Aで開発したBT-4エンジンの原型(推力500N)を
各種新素材・複合材で拡大すれば、推力97kNのGX上段になると考えていたのではあるまいか。
推力は200倍だが、燃焼圧は両者とも1MP弱で揃っている。
比推力は、BT-4の329秒から5%アップした345秒という目標もそれっぽい。
複合材の巨大タンクを作って、燃焼室に点火栓つけて、アブレーター冷却のノズルを
アッセンブリすれば楽勝で完成すると思っていたのかもしれぬ。
でも、タンクは完成しないし、点火栓付けても素直に燃えないし、アブレータ冷却のノズルはガンガン削れるし……
BT-4のようには上手く行かなかった。
各種新素材・複合材で拡大すれば、推力97kNのGX上段になると考えていたのではあるまいか。
推力は200倍だが、燃焼圧は両者とも1MP弱で揃っている。
比推力は、BT-4の329秒から5%アップした345秒という目標もそれっぽい。
複合材の巨大タンクを作って、燃焼室に点火栓つけて、アブレーター冷却のノズルを
アッセンブリすれば楽勝で完成すると思っていたのかもしれぬ。
でも、タンクは完成しないし、点火栓付けても素直に燃えないし、アブレータ冷却のノズルはガンガン削れるし……
BT-4のようには上手く行かなかった。
日本もロシア張りの高圧燃焼の技術を開発しないかな・・・
>>560
外部の人間には伺い知る事は出来ないけど、
それだと宇宙開発委員会を騙した事になりまする。
建前 ： 液体水素とケロシンの中間の特性を持ったLNG推進系の実機製作。
実態 ： BT-4の成功を活かした、自己着火性の無い液酸-LNGの液液燃焼器エンジンを200倍サイズで作る。
後者のプランで企画書を書いたら、宇宙開発委員会としても、失敗の責任追求が怖いから、
いきなり200倍は危険だから、15倍程度(7kN)で動作する試作エンジンを作ってから、
98kNエンジンを開発せよと指示が出たと憶測します。
それを一足飛びに200倍スケールで作るための方便にLNGを持ち出した事になる。
要するに、ヒドラジンエンジンの成功を何かに応用したかった。燃料はメタンじゃなくても良かった。
だから宇宙開発委員会の再生冷却エンジンのアドバイスを無視したと考えれば、それなりの整合性は有るな。
LNGで成功したら、今度はケロシンに挑戦していたのかもしれない。
外部の人間には伺い知る事は出来ないけど、
それだと宇宙開発委員会を騙した事になりまする。
建前 ： 液体水素とケロシンの中間の特性を持ったLNG推進系の実機製作。
実態 ： BT-4の成功を活かした、自己着火性の無い液酸-LNGの液液燃焼器エンジンを200倍サイズで作る。
後者のプランで企画書を書いたら、宇宙開発委員会としても、失敗の責任追求が怖いから、
いきなり200倍は危険だから、15倍程度(7kN)で動作する試作エンジンを作ってから、
98kNエンジンを開発せよと指示が出たと憶測します。
それを一足飛びに200倍スケールで作るための方便にLNGを持ち出した事になる。
要するに、ヒドラジンエンジンの成功を何かに応用したかった。燃料はメタンじゃなくても良かった。
だから宇宙開発委員会の再生冷却エンジンのアドバイスを無視したと考えれば、それなりの整合性は有るな。
LNGで成功したら、今度はケロシンに挑戦していたのかもしれない。
LNG推進系はどうなるんだろうね
>>564
>>565
悲劇（喜劇？）は開発主体がSRB-AとBT-4の両方を持っていることだな。
この状態でライバルの関与しないロケットが欲しければ
政治的にはあれ以外の画が描けない。
結果として一段目か二段目に絞られるんだが小型の二段が選ばれた。
（ちょうど都合よく一段目にも候補が現れた。）
たぶんケロシンでもよかったんだろう。
結果的にLNGに対する理解に繋がる研究は見送られることになったと。
>>565
悲劇（喜劇？）は開発主体がSRB-AとBT-4の両方を持っていることだな。
この状態でライバルの関与しないロケットが欲しければ
政治的にはあれ以外の画が描けない。
結果として一段目か二段目に絞られるんだが小型の二段が選ばれた。
（ちょうど都合よく一段目にも候補が現れた。）
たぶんケロシンでもよかったんだろう。
結果的にLNGに対する理解に繋がる研究は見送られることになったと。
BT-4と他のヒドラジンエンジンてそんなに大差あるの？
IHIはこれから先、回収機の製造は請負うんだろうし、
大型エンジン捨てて、宇宙機に特化する道がある。
MHIと同じ土俵に登ろうとするから背伸びして失敗する。
日本のエネルギアを目指してくれ。
大型エンジン捨てて、宇宙機に特化する道がある。
MHIと同じ土俵に登ろうとするから背伸びして失敗する。
日本のエネルギアを目指してくれ。
日本のロケットエンジン開発能力って世界的に見てどんなレベルなんですか？
チートレベルのロシア、その後塵を拝するアメリカ、
ESA・日本はドングリの背比べかな。そのドングリに中国が参戦してくるかもって状況。
ESA・日本はドングリの背比べかな。そのドングリに中国が参戦してくるかもって状況。
571 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/14(土) 11:01:37
Ｈ２Ａロケットでマウス打上げ [08/13 19:10]
http://www.mbc.co.jp/newsfile/mbc_news_disp.php?ibocd=00176994_20100813
http://www.mbc.co.jp/newsfile/mbc_news_disp.php?ibocd=00176994_20100813
>>571
もしかすると、回収機の再突入実験に両者相乗りかも。
もしかすると、回収機の再突入実験に両者相乗りかも。
>>569
先月の記事では、中国は推力600tのエンジンを研究中だと言う。
訳 http://www.excite-webtl.jp/world/korean/web/?wb_url=http%3A%2F%2Farticle.joins.com%2Farticle%2Farticle.asp%3Ftotal_id%3D4340822%26ctg%3D13&wb_lp=KOJA&wb_dis=2&wb_chr=
元 http://article.joins.com/article/article.asp?total_id=4340822&ctg=13
中国技術者らが月探査などに使われる次世代宇宙ロケットを発射するためのチョガン力エンジンを研究中だと英国BBC放送が中国ロケット発射技術研究所(CALT)管理を引用26日報道した。
CALTマーケティング部門リトゥンウィ局長によれば強力な液化酸素と液化酸素圧縮ガスなどの燃料をヨンソハは推進力600tのロケット エンジンを研究している。
中国は宇宙での跡力量増大させるためにロケット エンジン研究開発を着実に進行してきた。
現在の中国内で最も強力なエンジンで推進力120tを自慢する'ロングあたかも5'(Long March 5)の開発が成功裏に進行中だ。
リ局長は"今回のプロジェクトが承認されるならば推進力600tのロケットは月に人を送る状況だけで使用が正当化されるだろう"と話した。
去る3月中国官営英字新聞'チャイナ デイリー'はCALTが月探査に利用されるチョガン力ロケット発射を研究中だと報道したことがある。
当時CALT側は未来のチョガン力ロケット発射には総推進力が3千tに達すると明らかにした。
これを実現するための最初段階で5個の600t級エンジンが必要だが、1個は中心の部分に、4個は宇宙船外部に付着する可能性が高い。
先月の記事では、中国は推力600tのエンジンを研究中だと言う。
訳 http://www.excite-webtl.jp/world/korean/web/?wb_url=http%3A%2F%2Farticle.joins.com%2Farticle%2Farticle.asp%3Ftotal_id%3D4340822%26ctg%3D13&wb_lp=KOJA&wb_dis=2&wb_chr=
元 http://article.joins.com/article/article.asp?total_id=4340822&ctg=13
中国技術者らが月探査などに使われる次世代宇宙ロケットを発射するためのチョガン力エンジンを研究中だと英国BBC放送が中国ロケット発射技術研究所(CALT)管理を引用26日報道した。
CALTマーケティング部門リトゥンウィ局長によれば強力な液化酸素と液化酸素圧縮ガスなどの燃料をヨンソハは推進力600tのロケット エンジンを研究している。
中国は宇宙での跡力量増大させるためにロケット エンジン研究開発を着実に進行してきた。
現在の中国内で最も強力なエンジンで推進力120tを自慢する'ロングあたかも5'(Long March 5)の開発が成功裏に進行中だ。
リ局長は"今回のプロジェクトが承認されるならば推進力600tのロケットは月に人を送る状況だけで使用が正当化されるだろう"と話した。
去る3月中国官営英字新聞'チャイナ デイリー'はCALTが月探査に利用されるチョガン力ロケット発射を研究中だと報道したことがある。
当時CALT側は未来のチョガン力ロケット発射には総推進力が3千tに達すると明らかにした。
これを実現するための最初段階で5個の600t級エンジンが必要だが、1個は中心の部分に、4個は宇宙船外部に付着する可能性が高い。
>>571
早ければ来年度と書いてあるが、来年は「GCOMとアリラン相乗り」と「情報収集衛星」の打ち上げだけで入り込む余裕ないよな？
早ければ来年度と書いてあるが、来年は「GCOMとアリラン相乗り」と「情報収集衛星」の打ち上げだけで入り込む余裕ないよな？
>>571
http://sankei.jp.msn.com/science/science/091126/scn0911261338001-n1.htm
これと同じとすれば、質量 110 kg の衛星.
>>574
GCOM-W1 1.9t
Kompsat-3 800kg
H-IIA 202 で SSO 打ち上げにはもう余裕無いんだっけ?
http://sankei.jp.msn.com/science/science/091126/scn0911261338001-n1.htm
これと同じとすれば、質量 110 kg の衛星.
>>574
GCOM-W1 1.9t
Kompsat-3 800kg
H-IIA 202 で SSO 打ち上げにはもう余裕無いんだっけ?
長征5号も打ち上がっていないのに、RD-171より巨大な600tエンジンかよ。
573はただのビックマウスだと思う。
573はただのビックマウスだと思う。
>>577
そういう夢すら語れないJAXAは宇宙機関としては失格。
そういう夢すら語れないJAXAは宇宙機関としては失格。
じゃあ日本はLE-Xを並べて日本版N-1を作ろう
以前のスレでも話題になったけど、1980年代の日本は宇宙バブルが凄かったぞ。
まだソ連が健在で、21世紀になるとアメリカがスペースシャトルを毎週打ち上げるから、
西側第２の経済大国である日本は、国力的にH-IIを年24発ぐらい打ち上げて当然だろう。
などというハッタリが通用した時代。
だから、1980-1990年代は、21世紀に向けて、とにかく数を打ち上げて実績を作れと、
軍事技術を封じられた憲法9条の呪縛があるから、宇宙技術で世界に挑めとか、
終わることのないデスマーチ状態の開発が続いた。
それが異常な事だと認識されだしたのは21世紀に入ってから。
まぁ、GXが潰れたのが今年だし、20世紀の亡霊はなかなか消えないけどね。
まだソ連が健在で、21世紀になるとアメリカがスペースシャトルを毎週打ち上げるから、
西側第２の経済大国である日本は、国力的にH-IIを年24発ぐらい打ち上げて当然だろう。
などというハッタリが通用した時代。
だから、1980-1990年代は、21世紀に向けて、とにかく数を打ち上げて実績を作れと、
軍事技術を封じられた憲法9条の呪縛があるから、宇宙技術で世界に挑めとか、
終わることのないデスマーチ状態の開発が続いた。
それが異常な事だと認識されだしたのは21世紀に入ってから。
まぁ、GXが潰れたのが今年だし、20世紀の亡霊はなかなか消えないけどね。
当時は品質よりも打ち上げ期日の厳守が優先だった。
おそらく、今回のQZSSのホイール問題も、当時なら表沙汰にせずに打ち上げたと思う。
打ち上がれば実績＋１。一定期間運用すれば、運用実績＋１。
仮に壊れたら、代替機予算が組まれるからそれだけ将来の仕事も増えるからハッピー。
とにかくロケットも衛星も工場から期日通りに出荷することが最優先という風潮だったと聞く。
おそらく、今回のQZSSのホイール問題も、当時なら表沙汰にせずに打ち上げたと思う。
打ち上がれば実績＋１。一定期間運用すれば、運用実績＋１。
仮に壊れたら、代替機予算が組まれるからそれだけ将来の仕事も増えるからハッピー。
とにかくロケットも衛星も工場から期日通りに出荷することが最優先という風潮だったと聞く。
俺としては、HX200Mを発表した奴出て来いと言いたい。
http://www.nikkeibp.co.jp/article/column/20090512/151747/05.jpg
やっつけにもほどがある。
http://www.nikkeibp.co.jp/article/column/20090512/151747/05.jpg
やっつけにもほどがある。
失礼、>>566は
> たぶんケロシンでもよかったんだろう。
> 結果的にLNGに対する理解に繋がる研究は見送られることになったと。
のLNGはﾒﾀﾝ系に修正。
>>530
高圧燃焼の研究は是非ともやってもらいたいと思いますね。
うーん、予冷ターボの置き換えは可能だろうけど
ATREXのエンジンを冷却できるかな。
まぁ予算取るなら二段燃焼技術の継承だろうけど
MHIが絡むのは避けられないですよね。
> たぶんケロシンでもよかったんだろう。
> 結果的にLNGに対する理解に繋がる研究は見送られることになったと。
のLNGはﾒﾀﾝ系に修正。
>>530
高圧燃焼の研究は是非ともやってもらいたいと思いますね。
うーん、予冷ターボの置き換えは可能だろうけど
ATREXのエンジンを冷却できるかな。
まぁ予算取るなら二段燃焼技術の継承だろうけど
MHIが絡むのは避けられないですよね。
>>583
LE-XはアレスIやアレスVの上段に使用予定だったJ-2Xと同じ規模のエンジン。
HX200Mは１段目にLE-Xを3基、2段目にLE-Xを1基で、アレスI・ミニといえる性能。
実現するかどうかは別にして、アレスIよりは有人向きだ。
J-2Xの価格の$20Mに比べてLE-Xは5億円を目指しているし。
LE-XはアレスIやアレスVの上段に使用予定だったJ-2Xと同じ規模のエンジン。
HX200Mは１段目にLE-Xを3基、2段目にLE-Xを1基で、アレスI・ミニといえる性能。
実現するかどうかは別にして、アレスIよりは有人向きだ。
J-2Xの価格の$20Mに比べてLE-Xは5億円を目指しているし。
H-IIAは1段目切り離し時点で、上部重量に関係なく、秒速5.5km/s前後。（高度は200-280kmと差がある。）
有人の場合だと、1段目切り離し高度は100km程度で、速度も遥かに遅い。
１段目切り離し後にアボートしたら、弾道(+揚力)飛行で日本近海に着水する必要があるし。
そこから第２段で軌道速度まで上げるには、大きなΔvと大量の推進剤が必要なんでしょ。
仰る通りに、巨大な上段なんじゃないの？
有人の場合だと、1段目切り離し高度は100km程度で、速度も遥かに遅い。
１段目切り離し後にアボートしたら、弾道(+揚力)飛行で日本近海に着水する必要があるし。
そこから第２段で軌道速度まで上げるには、大きなΔvと大量の推進剤が必要なんでしょ。
仰る通りに、巨大な上段なんじゃないの？
ソースを辿ると、上段は54トンで、推進剤が46トン、推力が1421で比推力430秒。
http://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2008-g-09.pdf
どう弄っても、衛星速度が出る前に、６Gくらいは逝きそうだわ。
http://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2008-g-09.pdf
どう弄っても、衛星速度が出る前に、６Gくらいは逝きそうだわ。
HX210M(有人用)だって2段目はLE-Xですよ。
4mタンクで構造材が軽いから、更に強烈なGになるんじゃないですか？
スロットリングしないなら。
4mタンクで構造材が軽いから、更に強烈なGになるんじゃないですか？
スロットリングしないなら。
スロットリング50%でも酷すぎるわ。
それ以前に、LEO ８トンくらいで、
馬鹿でかい上段を構想するなんて、
こいつらマジでロケット屋なのかと。
馬鹿でかい上段を構想するなんて、
こいつらマジでロケット屋なのかと。
理系の最悪板とはいえ、ここまで悪く言う人も珍しい。
私怨か社怨ですか？
私怨か社怨ですか？
夏だし
MB-60とか使えれば楽なんだろうがな。
まあこの手の卓上構想で細かいことを突っ込んでもしょうがない。
まあこの手の卓上構想で細かいことを突っ込んでもしょうがない。
>>592
>>591
や
>>583
のことを指しているなら、私怨とか言うレベルではなく、
単純に技術的に詰めが甘すぎる、どこが man-rated ということでしょ.
スロットリングを勘定に入れても、
>>586
>>590
まあ、単純ミスで実は LEO 18t のつもりを LEO 8t とミスタイプしたのかもしれないけど.
それでも HX210M は説明できない.
>>591
や
>>583
のことを指しているなら、私怨とか言うレベルではなく、
単純に技術的に詰めが甘すぎる、どこが man-rated ということでしょ.
スロットリングを勘定に入れても、
>>586
>>590
まあ、単純ミスで実は LEO 18t のつもりを LEO 8t とミスタイプしたのかもしれないけど.
それでも HX210M は説明できない.
MHIはLOX/ケロシンの基礎研究を進めてるらしいけど
将来ケロシン系のエンジンを作るんだろうか
将来ケロシン系のエンジンを作るんだろうか
MHIは単独でエンジン作る気ないでしょ。
JAXAがケロシンエンジン作る事になったら、主導権握れるようにって感じじゃない？
ケロシンやっても、性能でロシアと比較され、価格でマーリンと比較され、
企業としてはあまり良い選択とは思えない。
MHIとしては、MB-XXの軽量化や、軽量タンクの設計製造に金を掛けた方が良いと思うが。
JAXAがケロシンエンジン作る事になったら、主導権握れるようにって感じじゃない？
ケロシンやっても、性能でロシアと比較され、価格でマーリンと比較され、
企業としてはあまり良い選択とは思えない。
MHIとしては、MB-XXの軽量化や、軽量タンクの設計製造に金を掛けた方が良いと思うが。
低性能で良いから、ケロシンブースターが欲しいわ。
固体ブースターを使うから、有人化云々で議論が堂々巡りになる。
固体ブースターを使うから、有人化云々で議論が堂々巡りになる。
599 ：ちょっと名誘さんが通りますよ：2010/08/15(日) 00:51:06
,.、,､,..,､､.,､,､､..,_ ／i ＝
;'｀;、､名誘１号: ::｀ﾞ:.:ﾞ:｀''':,'.´ -‐i ≡＝― ゴゴゴゴゴゴゴーーーーーーーー
'､;: ...: ,:. :.､.:',.: .:: _;.;;..; :..‐'ﾞ ￣ ￣ ＝
←種子島へ出荷 名古屋→
MHI のケロシンエンジンの研究
http://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2009-a-02.pdf
推力 1- 50kN ということなんで、ブースターとはだいぶ違う構想.
10kN までなら H-IIA ３段目とか、イプシロンに使うとかで
利用方法はあるだろう.
まずはインジェクターの研究から.
>>597
どちらかといえば、マーリンというよりケストレルクラス.
まあ、遠い将来は知らないが.
http://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2009-a-02.pdf
推力 1- 50kN ということなんで、ブースターとはだいぶ違う構想.
10kN までなら H-IIA ３段目とか、イプシロンに使うとかで
利用方法はあるだろう.
まずはインジェクターの研究から.
>>597
どちらかといえば、マーリンというよりケストレルクラス.
まあ、遠い将来は知らないが.
比較されたくないから他所が手を出してないメタンで行こう
つって地雷原に突っ込んだわけで。
泥臭くやってきゃいいんだよ。
つって地雷原に突っ込んだわけで。
泥臭くやってきゃいいんだよ。
１段目 LOX/LH2メインエンジン＋ケロシンブースター
２段目 高比推力LOX/LH2エンジン
ってのが理想的かな。
１段目はケロシンだけでも良いけど。
２段目 高比推力LOX/LH2エンジン
ってのが理想的かな。
１段目はケロシンだけでも良いけど。
Delta IV 好きの俺は、オールLOX/LH2。
非効率？無駄にでかい？それがどうした！
非効率？無駄にでかい？それがどうした！
>>600
> 推力 1- 50kN ということなんで、ブースターとはだいぶ違う構想.
このクラスの推力と言うと、
Fregat
http://en.wikipedia.org/wiki/Fregat
thrust 20kN
もあったね。
GTO ==> GSO への遷移とか、色々使いではあるかも(性能とコスト次第だけど).
GX 構想の、将来への発展の軌道間輸送機に対応する構想かな。
> 推力 1- 50kN ということなんで、ブースターとはだいぶ違う構想.
このクラスの推力と言うと、
Fregat
http://en.wikipedia.org/wiki/Fregat
thrust 20kN
もあったね。
GTO ==> GSO への遷移とか、色々使いではあるかも(性能とコスト次第だけど).
GX 構想の、将来への発展の軌道間輸送機に対応する構想かな。
ここ1-2年のJAXAの発行物や(ネットのpdfだけど）、入札案件を眺めていると、
CFD(数値流体力学)を使った設計の発達に大きく期待している感がある。
NALの頃から数値風洞は、学者の道楽とか金食い虫と揶揄されたけど、ようやく
物になりつつあり、MRJの風洞実験なども一部はCFDで代替していると聞く。
で、エキスパンドブリードサイクルのような、実績もあり、安全性の高いエンジンをモデリングして
ターボポンプやら燃焼器やらの解析を進め、性能と完成度を上げて、試作を安全に実施し、
試作回数を減らして開発コストを下げる。開発費が潤沢でない日本が選んだ苦肉の策だろう。
これが上手く行くかどうか判らないけど、GXでJAXAとIHIがしたような、ひたすら作っちゃ壊しで、
開発期間が何年も延期し、中身も変わっちゃうようなスタイルはもう通用しないだろう。
MHIがMRJを完成させたら、JAXA(旧NAL)とは今よりさらに良好な関係になるだろうから、
IHIはタービンと固体ロケットぐらいしか扱えなくなる希ガス。
CFD(数値流体力学)を使った設計の発達に大きく期待している感がある。
NALの頃から数値風洞は、学者の道楽とか金食い虫と揶揄されたけど、ようやく
物になりつつあり、MRJの風洞実験なども一部はCFDで代替していると聞く。
で、エキスパンドブリードサイクルのような、実績もあり、安全性の高いエンジンをモデリングして
ターボポンプやら燃焼器やらの解析を進め、性能と完成度を上げて、試作を安全に実施し、
試作回数を減らして開発コストを下げる。開発費が潤沢でない日本が選んだ苦肉の策だろう。
これが上手く行くかどうか判らないけど、GXでJAXAとIHIがしたような、ひたすら作っちゃ壊しで、
開発期間が何年も延期し、中身も変わっちゃうようなスタイルはもう通用しないだろう。
MHIがMRJを完成させたら、JAXA(旧NAL)とは今よりさらに良好な関係になるだろうから、
IHIはタービンと固体ロケットぐらいしか扱えなくなる希ガス。
>>608
> ここ1-2年のJAXAの発行物や(ネットのpdfだけど）、入札案件を眺めていると、
> CFD(数値流体力学)を使った設計の発達に大きく期待している感がある。
大体その通りだけど、時期については、LE-5B2 の振動問題の解決とか、
LE-7A 液体酸素用ターボポンプの改良で自信深めたようだから、
この5年程度(もうちょっと長い?)くらいじゃないかな。
あと、SRB-A のノズルエロージョン解決、 H-IIB のクラスタリングについても.
もちろん CFD ばかりでなく、要所要所で実物の要素試験をしているけど、
試験回数の節約になっている.
> ここ1-2年のJAXAの発行物や(ネットのpdfだけど）、入札案件を眺めていると、
> CFD(数値流体力学)を使った設計の発達に大きく期待している感がある。
大体その通りだけど、時期については、LE-5B2 の振動問題の解決とか、
LE-7A 液体酸素用ターボポンプの改良で自信深めたようだから、
この5年程度(もうちょっと長い?)くらいじゃないかな。
あと、SRB-A のノズルエロージョン解決、 H-IIB のクラスタリングについても.
もちろん CFD ばかりでなく、要所要所で実物の要素試験をしているけど、
試験回数の節約になっている.
>>608
あと、エキスパンダー（ブリード）サイクルは各要素(ターボポンプ、再生冷却部、インジェクター)の
相互依存が大きいので、設計、改良が大変だな.各要素を独立に開発して組み合わせではうまく行かない.
できた製品の安全性は高いけど.
あと、エキスパンダー（ブリード）サイクルは各要素(ターボポンプ、再生冷却部、インジェクター)の
相互依存が大きいので、設計、改良が大変だな.各要素を独立に開発して組み合わせではうまく行かない.
できた製品の安全性は高いけど.
NAL, ISAS, NASDA の時代から数値シュミュレーションの研究を続けていたけど、
2009年3月に国内最大のスーパーコンピューターを導入したからね。
これで数値風洞が幾十もの案件でゴリゴリ使えるようになった。
来年ぐらいから一般人にも読める成果が出始めるんじゃないの。
2009年3月に国内最大のスーパーコンピューターを導入したからね。
これで数値風洞が幾十もの案件でゴリゴリ使えるようになった。
来年ぐらいから一般人にも読める成果が出始めるんじゃないの。
なんか２機分のエンジン試験が進んでいるみたいだけど、
H2Bっておおよその打上予定もたってないの？
H2Bっておおよその打上予定もたってないの？
>>613
年一ペースでしょ
年一ペースでしょ
ふと思ったのだが、組立棟の高さって、H2Bと5S-Hフェアリングが限界なんじゃない？
発射台の高さや、吊り上げクレーンの大きさもあるから、ほぼ限界じゃないかな？
H-IIBの上段強化はむりぽいな。
たしか電動アクチュエータに切り替えたときの資料に
電池の詳細があった気がしたんだけどNASだっけ？
資料見当たらないので無くしちゃったかも。
電池の詳細があった気がしたんだけどNASだっけ？
資料見当たらないので無くしちゃったかも。
組立棟は、有人化する時に新築すると思うから、
その時にあと２０ｍ延長し、5.2mタンクのHeavyタイプに対応して欲しい。
その時にあと２０ｍ延長し、5.2mタンクのHeavyタイプに対応して欲しい。
比推力440秒のLE-5Bを比推力467秒のMB-35に変えるだけで、同じΔvを稼ぐのに推進剤が1トン少なくて済む。
まだまだ改良の余地は有りますよ。
まだまだ改良の余地は有りますよ。
SRB-Aは開発期間の短縮と、確実性を重視し、モーターケースの製造方法をATKから技術導入して、
樹脂もATKのものを使っている。なお、設計自体は日本で実施。
現在、この樹脂が高騰中だから、モーターケースの再設計をして低価格化・能力強化する可能性は有る。
H2A202でも、H2A2022相当の打ち上げ能力に引き揚げることは可能でしょう。
H2A204はこれ以上SRB-Aを強化すると機体の方が潰れるらしいが。
樹脂もATKのものを使っている。なお、設計自体は日本で実施。
現在、この樹脂が高騰中だから、モーターケースの再設計をして低価格化・能力強化する可能性は有る。
H2A202でも、H2A2022相当の打ち上げ能力に引き揚げることは可能でしょう。
H2A204はこれ以上SRB-Aを強化すると機体の方が潰れるらしいが。
>>624
再設計しなくても樹脂の国産化だけで低コスト化は事足りる
再設計しなくても樹脂の国産化だけで低コスト化は事足りる
日本にそんな樹脂があるのか？
樹脂は有るけど、試作したら評価しなきゃならない。おそらくイプシロンで実施することになるだろうけど。
そのイプシロンだって、1号機は、2段目と3段目に新規のKM-V3とM35を採用する予定だったが、
性能評価が間に合わず、KM-V2とM34bで打ち上げる事になった。後続機で実用予定。
KM-V3とM35は従来に比べて殻が薄く、固体燃料/総重量の比が改善されている。
そのイプシロンだって、1号機は、2段目と3段目に新規のKM-V3とM35を採用する予定だったが、
性能評価が間に合わず、KM-V2とM34bで打ち上げる事になった。後続機で実用予定。
KM-V3とM35は従来に比べて殻が薄く、固体燃料/総重量の比が改善されている。
開発費の低減を意図して、2・3段目の新規開発から、M-V時代の部分改良に変わったのか。
で、10発打ち上げるまでにコスト削減をする……地雷の予感。
で、10発打ち上げるまでにコスト削減をする……地雷の予感。
外から見れば国防。
中の人からすればISASの玩具。
政治的にはIHIの救済。
中の人からすればISASの玩具。
政治的にはIHIの救済。
今、文科省の出した資料をあさっていたら、
「推進1-2-3 イプシロンロケットプロジェクトについて」
のp.22に、H-IIAの将来構想も５年スケールで書いてあった。
～2015年頃 基幹ロケット高度化（2段目部分の画）
～2020年頃 基幹ロケット発展型
～2025年頃 超重量級形態・有人輸送形態
のんびりしているね。
とは言え、今の宇宙開発産業に携わる人員だと、
このペースの維持もやっとだな。
「推進1-2-3 イプシロンロケットプロジェクトについて」
のp.22に、H-IIAの将来構想も５年スケールで書いてあった。
～2015年頃 基幹ロケット高度化（2段目部分の画）
～2020年頃 基幹ロケット発展型
～2025年頃 超重量級形態・有人輸送形態
のんびりしているね。
とは言え、今の宇宙開発産業に携わる人員だと、
このペースの維持もやっとだな。
この頃からほとんど変わってないと思う。
http://www.nedo.go.jp/roadmap/2007/data/manu_rm3.pdf
GXは中止されたとは言え、フェアリングの軽量化、
タンクの軽量化、上段エンジンの高性能化はどこに行ったのかｗ
http://www.nedo.go.jp/roadmap/2007/data/manu_rm3.pdf
GXは中止されたとは言え、フェアリングの軽量化、
タンクの軽量化、上段エンジンの高性能化はどこに行ったのかｗ
>>632
よそ（他国）ものんべんだらりとしてる前提ならコレで良しだけど
よそも進めるからなあ
駄目かも試練ね、日本の宇宙開発は
結局、ずーーーっと
『日本のロケットも技術的にはよくやってる、評価されている』 とか100年後も言ってそう
ろくすっぽ民需とれないまま
よそ（他国）ものんべんだらりとしてる前提ならコレで良しだけど
よそも進めるからなあ
駄目かも試練ね、日本の宇宙開発は
結局、ずーーーっと
『日本のロケットも技術的にはよくやってる、評価されている』 とか100年後も言ってそう
ろくすっぽ民需とれないまま
他国の開発は迷走が激しいから、日本は地道に進めつつ敵失を待つしかなかろう。癌だったGXも斬れたし。
以前は総花的な未来予想図が多かったけど、今は自分の弱点を知って、弱点に重点投資できる判断力が付いてきたと思いたい。
もっとも、2009年9月からの政治の迷走が半端無い状態で、日本自滅の可能性も出てきたが。
以前は総花的な未来予想図が多かったけど、今は自分の弱点を知って、弱点に重点投資できる判断力が付いてきたと思いたい。
もっとも、2009年9月からの政治の迷走が半端無い状態で、日本自滅の可能性も出てきたが。
結局、リターンの少ない宇宙分野は、官需が支える必要がある。
アリアンだって完全な民間衛星なんてほとんどない。
アリアンだって完全な民間衛星なんてほとんどない。
そもそも宇宙開発ってかけた金額以上のリターンって少ないでしょ？
本当に役に立つのは国威発揚と防衛分野だけ。すっぱり諦めて、よそに衛星作ってもらってよそのロケットで打ち上げるっていう手もある。
宇宙科学分野なんて国民の生活は豊かにならないし、国威発揚されても殆どの国民はすぐ忘れる。
日本の偉業を歴史に残して永遠に国威発揚するなら、有人月着陸位しないといけない。
国威発揚ならスポーツに金かけたほうが、経済分野なら地上の新産業に金かけたほうが、
国民生活なら教育や医療予算をその分増額した方が良い結果が得られるだろう。
本当に役に立つのは国威発揚と防衛分野だけ。すっぱり諦めて、よそに衛星作ってもらってよそのロケットで打ち上げるっていう手もある。
宇宙科学分野なんて国民の生活は豊かにならないし、国威発揚されても殆どの国民はすぐ忘れる。
日本の偉業を歴史に残して永遠に国威発揚するなら、有人月着陸位しないといけない。
国威発揚ならスポーツに金かけたほうが、経済分野なら地上の新産業に金かけたほうが、
国民生活なら教育や医療予算をその分増額した方が良い結果が得られるだろう。
夏休みの宿題でもやってろ。
気象衛星や通信衛星とか、そう言った日々暮らす上でのインフラは天から振ってくるものじゃねーぞ。
そしてそれを外国に依存すると言うことがどういうことかぐらい考えろ。
気象衛星や通信衛星とか、そう言った日々暮らす上でのインフラは天から振ってくるものじゃねーぞ。
そしてそれを外国に依存すると言うことがどういうことかぐらい考えろ。
>>639
そのへんはまあ、バランスかな。
日本は安保や政治はアメリカに頼るが、多少の自身の力は残しておくみたいな。
安全保障は大かたアメリカに頼り、日本は非武装になるのではなく、最小限の自衛力は保持するみたいに。
宇宙分野もアメリカに頼るが、少々のロケット打ち上げ能力は維持するという具合。
食糧も大半が外国頼みだけど、ある程度は割高な自国産を維持するみたいに。
そのへんはまあ、バランスかな。
日本は安保や政治はアメリカに頼るが、多少の自身の力は残しておくみたいな。
安全保障は大かたアメリカに頼り、日本は非武装になるのではなく、最小限の自衛力は保持するみたいに。
宇宙分野もアメリカに頼るが、少々のロケット打ち上げ能力は維持するという具合。
食糧も大半が外国頼みだけど、ある程度は割高な自国産を維持するみたいに。
>640
＞宇宙分野もアメリカに頼るが、少々のロケット打ち上げ能力は維持するという具合。
今がその状態で、H-IIAが「日本が自由に宇宙にアクセスできるための手段」であるから
生産数が年間数発でもMHIをはじめとする関連企業は我慢してる。
これ以上冷遇するといくら国防の三菱でも見捨てられるぞ
＞宇宙分野もアメリカに頼るが、少々のロケット打ち上げ能力は維持するという具合。
今がその状態で、H-IIAが「日本が自由に宇宙にアクセスできるための手段」であるから
生産数が年間数発でもMHIをはじめとする関連企業は我慢してる。
これ以上冷遇するといくら国防の三菱でも見捨てられるぞ
×衛星自前で製作してない
○衛星自前で製作できない
なんか、昔軍事板とかで見掛けた「国産兵器なんていらない！ 売って貰えばいい！」ってのとダブるな。
何で自分たちが必要とするとき、必ずちゃんとした価格で売って貰えると信じてるんだろう？
○衛星自前で製作できない
なんか、昔軍事板とかで見掛けた「国産兵器なんていらない！ 売って貰えばいい！」ってのとダブるな。
何で自分たちが必要とするとき、必ずちゃんとした価格で売って貰えると信じてるんだろう？
>>644
どうせ643は反語法だろう。
643はコテコテのウヨなんだよ。
「本当に役に立つのは国威発揚と防衛分野だけ。」といっているが、
本当に平和主義者なら国威発揚や防衛など眼中にもないはずだよ。
どうせ643は反語法だろう。
643はコテコテのウヨなんだよ。
「本当に役に立つのは国威発揚と防衛分野だけ。」といっているが、
本当に平和主義者なら国威発揚や防衛など眼中にもないはずだよ。
この件呑まなきゃ衛星売ってやんないよとか言われてしぶしぶ呑まなきゃならないのは
外交上、安全保障上非常によろしくない。
そこらへんの小国ならまだしも、一定以上の経済力を持ってる国ならなおさら。
外交上、安全保障上非常によろしくない。
そこらへんの小国ならまだしも、一定以上の経済力を持ってる国ならなおさら。
>>632
超重量級形態ってどんな形態だろう・・・
超重量級形態ってどんな形態だろう・・・
多分、LEO ３０トン～３５トンクラス。
H2Bのメインエンジンを４つにして、タンク容量を倍に増やせば、
今の技術のままで出来ない事はない。
2段目増強していれば、もっと小さくても良いけど。
それ以前に運ぶ物が無いｗｗｗ
H2Bのメインエンジンを４つにして、タンク容量を倍に増やせば、
今の技術のままで出来ない事はない。
2段目増強していれば、もっと小さくても良いけど。
それ以前に運ぶ物が無いｗｗｗ
LE-Xを本体に3機クラスタしてさらに横に同じようなLRBを2つ抱えてSRBを取り付けたような感じ?
資料にイメージ図があるな
サターンVみたいな感じだ・・・
サターンVみたいな感じだ・・・
別スレで同じような流れがあった・・・
探したら、総合スレで画像だけ抜き取ったのがあった。
http://www.dotup.org/uploda/www.dotup.org1055752.jpg
http://www.dotup.org/uploda/www.dotup.org1055752.jpg
>>647
文科省の
http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/015/002/gijiroku/1295910.htm
# 推進1-2-3 イプシロンロケットプロジェクトについて（その1） （PDF:1508KB）
のイメージ図によると、（あくまでイメージですよ）
有人輸送形態が、1段目5.2mタンクにLE-X3基、2段目4mタンクに4mの有人宇宙船。
超重量級形態が、1段目5.2mタンクにSRB-Aを4基装備。2段目5.2mタンク。巨大なフェアリング。
夢は無いけど、H-IIBを2段目5.2mタンクにして、LE-XとMB-XXによる能力強化・近代化H-IIBではないかと。
文科省の
http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/015/002/gijiroku/1295910.htm
# 推進1-2-3 イプシロンロケットプロジェクトについて（その1） （PDF:1508KB）
のイメージ図によると、（あくまでイメージですよ）
有人輸送形態が、1段目5.2mタンクにLE-X3基、2段目4mタンクに4mの有人宇宙船。
超重量級形態が、1段目5.2mタンクにSRB-Aを4基装備。2段目5.2mタンク。巨大なフェアリング。
夢は無いけど、H-IIBを2段目5.2mタンクにして、LE-XとMB-XXによる能力強化・近代化H-IIBではないかと。
H2Bの上段強化する時、共通隔壁に戻す気がする。
次はGTO10tが目標だから、デルタ４ヘビーくらいの上段になる。
打上げが失敗せず、非難を浴びなければの話しだが・・・。
打上げが失敗せず、非難を浴びなければの話しだが・・・。
それこそ2009.3からJAXAで稼働し始めたスパコンの仕事でしょう。
計算結果が万能ではありませんけど、CFDは飛行機の風洞シュミュレートに限らず、
タンク内の液体の挙動や、タービン周りや、燃焼器の検証に使えますからねぇ。
ドジると爆発・墜落するロケットで、まずCFDでの設計でバグが潰せれば、
開発リスクとお金と時間が減らせます。
計算結果が万能ではありませんけど、CFDは飛行機の風洞シュミュレートに限らず、
タンク内の液体の挙動や、タービン周りや、燃焼器の検証に使えますからねぇ。
ドジると爆発・墜落するロケットで、まずCFDでの設計でバグが潰せれば、
開発リスクとお金と時間が減らせます。
アメリカでは超大型ロケットの開発に３年で580億ドルの予算。
日本は・・・。
日本は・・・。
防衛予算もアップアップだけど、陸の一〇式戦車、海のDDH、空のXC-2（/XP-1）…
輸出できない制限の中で、それなりに頑張ってるよ。
宇宙は・・・。
輸出できない制限の中で、それなりに頑張ってるよ。
宇宙は・・・。
659 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/17(火) 13:43:37
H-IIAの1段目のタンクの直径をH-IIBと同じにして、
101.1トンの推進剤が入るように1段目のタンクの全長を短くしたら、
タンクドームがH-IIBと共通化できるのでコスト削減になるし、
直径がH-IIBと同じになった分、SRB-Aを最大5本まで増やせるので
打ち上げ能力がアップしそうだ。
HTV-Rのオプション2の暴露モジュールを削除して回収のみに特化すれば
この型で十二分にSSO軌道に投入できるのじゃないのかな？（しかもSRB-Aを4本で）
またSRB-Aを5本にした時は加速Gを考え、2段目の直径をH-IIBと同じにして
エンジンをMB-XXかLE-Xロングノズル型にすれば、
7トンのペイロードのGTO投入や有人打ち上げもできそうだし・・・。
1段目のタンクの全長が短くなった分、上段強化して、
アボートタワー付けても組立棟（VAB)に入りそうだし・・・。
JAXAは、この案を検討してるのかな？
101.1トンの推進剤が入るように1段目のタンクの全長を短くしたら、
タンクドームがH-IIBと共通化できるのでコスト削減になるし、
直径がH-IIBと同じになった分、SRB-Aを最大5本まで増やせるので
打ち上げ能力がアップしそうだ。
HTV-Rのオプション2の暴露モジュールを削除して回収のみに特化すれば
この型で十二分にSSO軌道に投入できるのじゃないのかな？（しかもSRB-Aを4本で）
またSRB-Aを5本にした時は加速Gを考え、2段目の直径をH-IIBと同じにして
エンジンをMB-XXかLE-Xロングノズル型にすれば、
7トンのペイロードのGTO投入や有人打ち上げもできそうだし・・・。
1段目のタンクの全長が短くなった分、上段強化して、
アボートタワー付けても組立棟（VAB)に入りそうだし・・・。
JAXAは、この案を検討してるのかな？
タワーの大改修が必要そうだな
LE-7Aが真空で比推力440秒 推力1098kN
LE-X(暫定)が同じく比推力440秒 1448kN
単純計算で、1448/1098=1.32倍の燃料食いです。
H-IIAの１段目をそのまま流用すると、有効燃焼時間が390秒から300秒弱に落ちる。
300秒で真空用の2段目に点火するのも効率は良いが、H-IIBのタンクを
そのまま使って、500秒以上の噴射をさせた方が到達高度が高くなる気がする。
LE-X(暫定)が同じく比推力440秒 1448kN
単純計算で、1448/1098=1.32倍の燃料食いです。
H-IIAの１段目をそのまま流用すると、有効燃焼時間が390秒から300秒弱に落ちる。
300秒で真空用の2段目に点火するのも効率は良いが、H-IIBのタンクを
そのまま使って、500秒以上の噴射をさせた方が到達高度が高くなる気がする。
>>659
> H-IIAの1段目のタンクの直径をH-IIBと同じにして、
> 101.1トンの推進剤が入るように1段目のタンクの全長を短くしたら、
これの事ですかな？
http://www.soranokai.jp/images/ph_HIIBX_5.2_4.gif
http://www.soranokai.jp/pages/minshutou_soranokai_6.html
> SRB-Aを最大5本まで増やせるので
分離機構を変更する気ですか？
現在のH-IIBの責任者は・・・トラウマの部分なので却下。
> H-IIAの1段目のタンクの直径をH-IIBと同じにして、
> 101.1トンの推進剤が入るように1段目のタンクの全長を短くしたら、
これの事ですかな？
http://www.soranokai.jp/images/ph_HIIBX_5.2_4.gif
http://www.soranokai.jp/pages/minshutou_soranokai_6.html
> SRB-Aを最大5本まで増やせるので
分離機構を変更する気ですか？
現在のH-IIBの責任者は・・・トラウマの部分なので却下。
宙の会ってシンクタンク、ちょっとは政策決定に影響力を持ってるの？
政策決定するのは政治家。
方針を提言するのが委員会。
あらゆる方面から案を集める場合に、
シンクタンクを活用する。
これが今の政治形態。
シンクタンクが政治力を持つ事は基本的に無い。
方針を提言するのが委員会。
あらゆる方面から案を集める場合に、
シンクタンクを活用する。
これが今の政治形態。
シンクタンクが政治力を持つ事は基本的に無い。
政策決定への影響力なら、三菱が一番大きいかもｗ
きぼう実験棟なんて、三菱案そのままだし。
きぼう実験棟なんて、三菱案そのままだし。
ロケットは見た目のカッコ良さも重要。
>>662
これはカッコ悪過ぎるｗｗ
Delta IV
http://www.daviddarling.info/images/Delta_IV_Heavy_launch.jpg
Atlas V
http://www.sorae.jp/news_img06/0924atlas_v.jpg
Arian 5
http://www.observadores-cometas.com/Herschel/Arian5_hi-res%5B1%5D.jpg
Soyuz
http://www.senov.net/notes/upload_1/SoyuzTMA.jpg
Proton
http://www.thespacereview.com/archive/1341a.jpg
H-IIB
http://blogimg.goo.ne.jp/user_image/6c/9e/d57cfdd9ed4375a6475b8a1ba00dd332.jpg
>>662
これはカッコ悪過ぎるｗｗ
Delta IV
http://www.daviddarling.info/images/Delta_IV_Heavy_launch.jpg
Atlas V
http://www.sorae.jp/news_img06/0924atlas_v.jpg
Arian 5
http://www.observadores-cometas.com/Herschel/Arian5_hi-res%5B1%5D.jpg
Soyuz
http://www.senov.net/notes/upload_1/SoyuzTMA.jpg
Proton
http://www.thespacereview.com/archive/1341a.jpg
H-IIB
http://blogimg.goo.ne.jp/user_image/6c/9e/d57cfdd9ed4375a6475b8a1ba00dd332.jpg
アリアン５は開発費だけで1兆円超のプロジェクトだし、
日本の構想から貧乏臭さが抜けないのは仕方ない。
日本の構想から貧乏臭さが抜けないのは仕方ない。
669 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/17(火) 21:24:10
>>662
五代案のH-IIBXはLE-7Aエンジンが2基だけど、
H-IIAの1段目のタンクの直径をH-IIBと同じにして、
101.1トンの推進剤が入るように1段目のタンクの全長を短くする案（仮に「H-IIAX」とする）は、
LE-7Aエンジンが1基にSRB-Aが5本。
直径が5.2mでLE-7Aエンジンが1基にすれば外周に余裕が出るから、
SRB-Aを5本にしてもH-IIAやH-IIBのSRB-Aの分離機構がそのまま使えるのでは？
ただし、H-IIAX本体のヨーブレスとスラストストラットを結合する部品を
2・4本用と5本用のものをそれぞれ作らなければならないけど・・・。
五代案のH-IIBXはLE-7Aエンジンが2基だけど、
H-IIAの1段目のタンクの直径をH-IIBと同じにして、
101.1トンの推進剤が入るように1段目のタンクの全長を短くする案（仮に「H-IIAX」とする）は、
LE-7Aエンジンが1基にSRB-Aが5本。
直径が5.2mでLE-7Aエンジンが1基にすれば外周に余裕が出るから、
SRB-Aを5本にしてもH-IIAやH-IIBのSRB-Aの分離機構がそのまま使えるのでは？
ただし、H-IIAX本体のヨーブレスとスラストストラットを結合する部品を
2・4本用と5本用のものをそれぞれ作らなければならないけど・・・。
>>669
これはSRB-Aを外す為の案だよ。
ペイロードが減ろうとも、有人用に安全性を高める為に。
でも、LE-7Aのスロットリングを使っても72％までだから、
加速度が大きくてとても使える代物じゃないけど。
そもそもH2A並の質量でSRB-Aを追加したら、
燃焼パターンを変えても、5G超えるんじゃないか？
これはSRB-Aを外す為の案だよ。
ペイロードが減ろうとも、有人用に安全性を高める為に。
でも、LE-7Aのスロットリングを使っても72％までだから、
加速度が大きくてとても使える代物じゃないけど。
そもそもH2A並の質量でSRB-Aを追加したら、
燃焼パターンを変えても、5G超えるんじゃないか？
>>670
http://1.bp.blogspot.com/_b1AE8x4eLKI/SeHbtgaLSZI/AAAAAAAAKAU/p0aBsUcs8qA/s320/Atlas_EELV_family.png
http://safemaleenhancement.net/wp-content/uploads/2010/07/penis-size-graph.jpg
N-1
http://www.geocities.jp/silver_zerozero_two/spaceup/N-1L3.jpg
http://1.bp.blogspot.com/_b1AE8x4eLKI/SeHbtgaLSZI/AAAAAAAAKAU/p0aBsUcs8qA/s320/Atlas_EELV_family.png
http://safemaleenhancement.net/wp-content/uploads/2010/07/penis-size-graph.jpg
N-1
http://www.geocities.jp/silver_zerozero_two/spaceup/N-1L3.jpg
アトラスは、昔のアトラス・アジェナやアトラス・セントールの頃のデザインの方が良かったな。
D型とかE型だっけか。
D型とかE型だっけか。
>>669
五本は非対称なので分離が難しそうだね。
関連して、第１ペア分離するときと
第２ペア分離するときでは
重力方向に対して同じになるよう姿勢制御してたりするのかな？
それとも加速度が1G超えてるからあんまり問題にならない？
五本は非対称なので分離が難しそうだね。
関連して、第１ペア分離するときと
第２ペア分離するときでは
重力方向に対して同じになるよう姿勢制御してたりするのかな？
それとも加速度が1G超えてるからあんまり問題にならない？
>>669
5本だとSRB-A支持構造の見直しだけでなくMLやVABの改修も必要になる
5本だとSRB-A支持構造の見直しだけでなくMLやVABの改修も必要になる
>>669
わざわざ開発費をかける必要性が見当たらない。
わざわざ開発費をかける必要性が見当たらない。
679 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/18(水) 09:13:45
>>671
>そもそもH2A並の質量でSRB-Aを追加したら、
>燃焼パターンを変えても、5G超えるんじゃないか？
SRB-Aを5本にする場合は燃焼時間120秒のSRB-A2して
ペイロードの質量が15トンにすれば、加速Ｇが5Gを超えることはない。
それでも加速Ｇが心配ならば、LE-7Aのノズルにアブレータノズルを追加して
SRB-A燃焼終了時にLE-7Aの実効推力が出るように調整すればよい。
>>674
>五本は非対称なので分離が難しそうだね。
5本同時に分離すれば問題なし。
H-IではSSBを9本同時に分離した実績があるし。
>>676
>5本だとSRB-A支持構造の見直しだけでなくMLやVABの改修も必要になる
SRB-A支持構造は1段目の部品を交換すればよいだけのでMLやVABの改修は不要。
MLやVABの改修も必要になるならば、H-IIB開発の時点でやってただろう。
>そもそもH2A並の質量でSRB-Aを追加したら、
>燃焼パターンを変えても、5G超えるんじゃないか？
SRB-Aを5本にする場合は燃焼時間120秒のSRB-A2して
ペイロードの質量が15トンにすれば、加速Ｇが5Gを超えることはない。
それでも加速Ｇが心配ならば、LE-7Aのノズルにアブレータノズルを追加して
SRB-A燃焼終了時にLE-7Aの実効推力が出るように調整すればよい。
>>674
>五本は非対称なので分離が難しそうだね。
5本同時に分離すれば問題なし。
H-IではSSBを9本同時に分離した実績があるし。
>>676
>5本だとSRB-A支持構造の見直しだけでなくMLやVABの改修も必要になる
SRB-A支持構造は1段目の部品を交換すればよいだけのでMLやVABの改修は不要。
MLやVABの改修も必要になるならば、H-IIB開発の時点でやってただろう。
実はH-IIA204とH-IIB204の価格はほぼ同じ。
>>679
過去スレやロケット総合スレでも散々言われてるがMLとVABの改修は必須
H-IIA/BではMLのロケット支持構造がSRB-A間の4ヶ所にあるから5本だと位置が合わないし
煙道へ煙を導く穴の位置も全面的に変える必要がある
VABはSRB-A整備時に使用する床面の穴の位置が全く合わない
過去スレやロケット総合スレでも散々言われてるがMLとVABの改修は必須
H-IIA/BではMLのロケット支持構造がSRB-A間の4ヶ所にあるから5本だと位置が合わないし
煙道へ煙を導く穴の位置も全面的に変える必要がある
VABはSRB-A整備時に使用する床面の穴の位置が全く合わない
683 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/18(水) 12:38:40
>>679
H-IIA204でHTV-Rのオプション２を打ち上げるのが目的だったら、
わざわざSRB-Aを5本にするよりもLE-7Aにアブレータノズルを追加してデュアルノズルにし、
SRB-A燃焼終了時に実効推力が出るようLE-7Aのノズル開口比を調整したほうがよいのでは？
ただし、離昇からSRB-A燃焼終了までの気圧の変化によるノズル内部のガスの流れと
それに伴うエンジンの振動を解析する必要があるが・・・。
最も、
HTV-Rのオプション２はISSからの物資回収に特化すれば補給品が不要な分軽くなり、
回収機の質量を空荷で5.7トンと見積もっても全体で約12トンに収まりそうなので、
現状のH-IIA204で十分に打ち上げられそうな気がするけど。
H-IIA204でHTV-Rのオプション２を打ち上げるのが目的だったら、
わざわざSRB-Aを5本にするよりもLE-7Aにアブレータノズルを追加してデュアルノズルにし、
SRB-A燃焼終了時に実効推力が出るようLE-7Aのノズル開口比を調整したほうがよいのでは？
ただし、離昇からSRB-A燃焼終了までの気圧の変化によるノズル内部のガスの流れと
それに伴うエンジンの振動を解析する必要があるが・・・。
最も、
HTV-Rのオプション２はISSからの物資回収に特化すれば補給品が不要な分軽くなり、
回収機の質量を空荷で5.7トンと見積もっても全体で約12トンに収まりそうなので、
現状のH-IIA204で十分に打ち上げられそうな気がするけど。
非与圧部を省くなら、HTVの電気・推進モジュールを満載してもH2A204で十分。
電池は太陽電池パドルを付けるだろうから１トンも要らない。推進剤も2.4トンも要らない。
多分重量は１０トン程度。２トンの物資積んで、丁度H2A204の打上げ能力分。
電池は太陽電池パドルを付けるだろうから１トンも要らない。推進剤も2.4トンも要らない。
多分重量は１０トン程度。２トンの物資積んで、丁度H2A204の打上げ能力分。
打上げ能力より、むしろカプセルの方が問題山積。
LE-XがH25(2013)から開発始めて、順調に完成して5年で試験運用に入れば2018年。
有人急いでもは2020年ぐらい……かな。
早期にHTV-Rの開発を開始し、何回かの運用を積み、安全が確保できるなら
帰還カプセルに人員が搭乗して再突入・洋上回収を実施する。
大目標は、2020年のISS運用終了(暫定)までに日本独自でISSまで往復飛行すること。
有人急いでもは2020年ぐらい……かな。
早期にHTV-Rの開発を開始し、何回かの運用を積み、安全が確保できるなら
帰還カプセルに人員が搭乗して再突入・洋上回収を実施する。
大目標は、2020年のISS運用終了(暫定)までに日本独自でISSまで往復飛行すること。
MB-XXが完成したら、ノズルを替えてH-2Aのメインエンジンに使うのはどう？
４基か５基クラスターでさｗ
ついでに上段にMB-35を使えば、結構ペイロード伸びない？
純国産エンジンじゃないから予算付かないかな・・・。
４基か５基クラスターでさｗ
ついでに上段にMB-35を使えば、結構ペイロード伸びない？
純国産エンジンじゃないから予算付かないかな・・・。
MHIが独自にやるべき事かと。
>>688 馬鹿馬鹿しい
ケロシンの燃焼試験と高圧燃焼の技術を開発して国産RD-170を作るべき
>>688
当然のように使うんじゃないの。
LE-Xは推力1.32倍でスロットリング可。
価格はLE-7Aの半額、重量・混合比は同じ。
成功率99.8%を目指して開発中。
H-Xの完成を待たずに、H-IIAの第１段として
運用テストするんじゃないのかな。
ただ、クラスターの意味がわかりません。
変な電波でも受信しましたか？
当然のように使うんじゃないの。
LE-Xは推力1.32倍でスロットリング可。
価格はLE-7Aの半額、重量・混合比は同じ。
成功率99.8%を目指して開発中。
H-Xの完成を待たずに、H-IIAの第１段として
運用テストするんじゃないのかな。
ただ、クラスターの意味がわかりません。
変な電波でも受信しましたか？
ﾌﾙﾎﾞｯｺ(´･ω･｀)ｼｮﾎﾞｰﾝ
MB-60だと比推力が良いから、
単純に束ねれば良いかと思っただけ。
MB-60だと比推力が良いから、
単純に束ねれば良いかと思っただけ。
>>693
ショボンするなｗ いい味だしてるぞｗ
ショボンするなｗ いい味だしてるぞｗ
>>694
ノズルの開口比と気圧と比推力の関係について勉強してからおいで
ノズルの開口比と気圧と比推力の関係について勉強してからおいで
そこで分離式ノズルスカートですよ。
アリアン5Gの打ち上げ重量は746tで、
固体ブースターが270tX2=540tで130秒で燃焼終了。
この時の切り離し後重量が746-540-(１段目燃料消費分155/570*130)=170.6t
5Gのヴァルカンエンジンの推力は1114kNだから、113tの重量を静止させることが可能。(公式だと100t・海面上推力か)
……自力で加速出来てないじゃん。
アリアン５系列って、固体ブースターの燃焼終了と同時に、上昇速度は減速しつつ高度を稼ぐ飛行プロファイルなのか。
で、570秒の燃焼中に、総重量が100-110tを切った頃から再度加速に転じて上昇を続けて、570秒後に燃焼終了。
アリアン5みたいな飛行プロファイルなら、H-IIBのタンクにLE-7AなりLE-Xを1基で充分だな。
LE-Xを1基でH-2Bタンクなら520秒分の燃料を積めるから、和製アリアン5 ECAが出来上がる。
エンジンが長時間噴射に耐えられるか不明だが、LE-7Aならアリアン5G相当だ。
こんなに重力損失の大きな飛行プロファイルでも、ギアナから打ち上げれば充分採算がとれるのか。
羨ましい限り。
固体ブースターが270tX2=540tで130秒で燃焼終了。
この時の切り離し後重量が746-540-(１段目燃料消費分155/570*130)=170.6t
5Gのヴァルカンエンジンの推力は1114kNだから、113tの重量を静止させることが可能。(公式だと100t・海面上推力か)
……自力で加速出来てないじゃん。
アリアン５系列って、固体ブースターの燃焼終了と同時に、上昇速度は減速しつつ高度を稼ぐ飛行プロファイルなのか。
で、570秒の燃焼中に、総重量が100-110tを切った頃から再度加速に転じて上昇を続けて、570秒後に燃焼終了。
アリアン5みたいな飛行プロファイルなら、H-IIBのタンクにLE-7AなりLE-Xを1基で充分だな。
LE-Xを1基でH-2Bタンクなら520秒分の燃料を積めるから、和製アリアン5 ECAが出来上がる。
エンジンが長時間噴射に耐えられるか不明だが、LE-7Aならアリアン5G相当だ。
こんなに重力損失の大きな飛行プロファイルでも、ギアナから打ち上げれば充分採算がとれるのか。
羨ましい限り。
採算は採れてない。
受注が取れるように価格を設定し、
ESA各国には政治的束縛をかけているだけ。
受注が取れるように価格を設定し、
ESA各国には政治的束縛をかけているだけ。
H2Bをクリスマス島から打上げれば、一気にアリアンのシェアを奪えそう。
でも、ずっと円高のターン・・・。
でも、ずっと円高のターン・・・。
アリアン５の構造材重量が軽いのは、重力損失覚悟の低加速だからですね。
当然、重力損失＞＞軽量化分だろうから。H-II系と比べて軽量でもあんまり美味しくない。
ただ、エキスパンドブリードサイクルのLE-Xはタービン作動温度が低温なので、
LE-7Aよりエンジン寿命の長時間化を期待できる。ESAのように10分動作も夢じゃない。
2基使用でスロットリングするか、1基使用の長時間燃焼で重力損失増を選ぶかの選択肢は増えるな。
当然、重力損失＞＞軽量化分だろうから。H-II系と比べて軽量でもあんまり美味しくない。
ただ、エキスパンドブリードサイクルのLE-Xはタービン作動温度が低温なので、
LE-7Aよりエンジン寿命の長時間化を期待できる。ESAのように10分動作も夢じゃない。
2基使用でスロットリングするか、1基使用の長時間燃焼で重力損失増を選ぶかの選択肢は増えるな。
単純にコストだけの問題であれば、
今頃、ロシアや支那がESAからシェア奪ってる気がするけどな。
同様に日本がESA以上の低コスト化を実現しても、シェアを奪う事は出来ないだろう。
今頃、ロシアや支那がESAからシェア奪ってる気がするけどな。
同様に日本がESA以上の低コスト化を実現しても、シェアを奪う事は出来ないだろう。
アリアンVは元々エルメス打ち上げ用だったから、
低加速なのは、そのあたりの都合もあったんじゃないの？
低加速なのは、そのあたりの都合もあったんじゃないの？
>>705
アリアン５の仕様は、プロトンや長征じゃとても対応出来ない。
アリアン５は軌道傾斜角0°近くのGTOに投入されるから、
緯度の高いところに射場があるロケットが同じ対応をすると
ペイロードが一気に落ちる。
アリアン５の仕様は、プロトンや長征じゃとても対応出来ない。
アリアン５は軌道傾斜角0°近くのGTOに投入されるから、
緯度の高いところに射場があるロケットが同じ対応をすると
ペイロードが一気に落ちる。
緯度が低くなると、軌道傾斜角に加えて、東向き打ち上げが楽になる。
赤道直下の自転速度は、0.46km/s
ギアナは北緯5°0.46km/s (四捨五入で変わらず)
種子島は北緯31°0.39km/s
差し引き0.07km/s 第一宇宙速度の0.9%相当は大きい。
これにGTO→GSOl時の緯度キャンセルのΔvが加わるから、
無茶苦茶好条件だな。
北緯1.5°のキリスィマスィ島……
赤道直下の自転速度は、0.46km/s
ギアナは北緯5°0.46km/s (四捨五入で変わらず)
種子島は北緯31°0.39km/s
差し引き0.07km/s 第一宇宙速度の0.9%相当は大きい。
これにGTO→GSOl時の緯度キャンセルのΔvが加わるから、
無茶苦茶好条件だな。
北緯1.5°のキリスィマスィ島……
>>708
GTO→GSOに有利なのはその通りだけど
>差し引き0.07km/s 第一宇宙速度の0.9%相当は大きい。
↑計算してみたら大した事ないな。H-IIBでGTOへ0.31t、LEOへ0.86t
H-IIAは計算してないけど、H-IIBの半分位しか変わらないはず。
GTO→GSOに有利なのはその通りだけど
>差し引き0.07km/s 第一宇宙速度の0.9%相当は大きい。
↑計算してみたら大した事ないな。H-IIBでGTOへ0.31t、LEOへ0.86t
H-IIAは計算してないけど、H-IIBの半分位しか変わらないはず。
実際は赤道と比べ+1.5km/sくらい要るって聞いた事ある。
そうだプロトンを赤道から打ち上げよう
ソマリア南部を占領して射場でも作るのかね？
713 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/20(金) 16:32:12
>>704
>ESAのように10分動作も夢じゃない。
LE-7Aは10分動作できるけど、マージン取って6分40秒にしているという話を
角田でロケットエンジン開発担当者から聞いたことがある。
そのとき、
LE-7Aは6分40秒の燃焼を6回行えるとロケットエンジン開発担当者が言ってた
記憶がありますが、これについては定かではありません。
>ESAのように10分動作も夢じゃない。
LE-7Aは10分動作できるけど、マージン取って6分40秒にしているという話を
角田でロケットエンジン開発担当者から聞いたことがある。
そのとき、
LE-7Aは6分40秒の燃焼を6回行えるとロケットエンジン開発担当者が言ってた
記憶がありますが、これについては定かではありません。
それならLE-7Aでブースター作るなら再使用が可能かも。
塩水に浸からない所で打つ必要があると思うけど。
塩水に浸からない所で打つ必要があると思うけど。
LE-7は最初、実稼動時間の10倍動作する事を目標に開発してたけど、失敗。
6～7倍に再設定して実用化したような気がするけど。
実際に打ち上げで稼動する分以外にも、地上試験で稼動する分も含めた数字だったはずだけど、
連続10分って、そんなに不味いのかな？
6～7倍に再設定して実用化したような気がするけど。
実際に打ち上げで稼動する分以外にも、地上試験で稼動する分も含めた数字だったはずだけど、
連続10分って、そんなに不味いのかな？
ノズルも保たないんじゃないかな。
さきっぽ冷却できないし。
さきっぽ冷却できないし。
ノズルとターボポンプと燃焼室は、全部交換。
718 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/20(金) 21:44:23
>>716
>ノズルも保たないんじゃないかな。
>さきっぽ冷却できないし。
LE-7A開発当初の設計ではさきっぽ冷却できない（というよりフィルム冷却）
構造になってたけど。
エンジン始動時の異常振動でエンジンを支える緩衝器の取り付け部が折れた
不具合の解析で、ノズル形状と冷却方式を再生冷却に改めて、さきっぽまで
冷却するように設計を変更しました。
そして、それまでの暫定措置でさきっぽまで冷却しているショートノズル版で
打ち上げてましたけ。
余談になるけど某☆は、
エンジン始動時の異常振動でエンジンを支える緩衝器の取り付け部が折れた不具合
の原因がエンジン制御ソフトにタイタンのエンジン制御ソフトを使っていた（
しかも米国のソフト会社に丸投げで）
と嘯いていました。
>ノズルも保たないんじゃないかな。
>さきっぽ冷却できないし。
LE-7A開発当初の設計ではさきっぽ冷却できない（というよりフィルム冷却）
構造になってたけど。
エンジン始動時の異常振動でエンジンを支える緩衝器の取り付け部が折れた
不具合の解析で、ノズル形状と冷却方式を再生冷却に改めて、さきっぽまで
冷却するように設計を変更しました。
そして、それまでの暫定措置でさきっぽまで冷却しているショートノズル版で
打ち上げてましたけ。
余談になるけど某☆は、
エンジン始動時の異常振動でエンジンを支える緩衝器の取り付け部が折れた不具合
の原因がエンジン制御ソフトにタイタンのエンジン制御ソフトを使っていた（
しかも米国のソフト会社に丸投げで）
と嘯いていました。
さすが★
720 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/20(金) 21:51:48
>>718
の続き。
冷却に問題があるとしたら、
液水ターボポンプと液酸ターボポンプをつなぐパイプと
液水・液酸ターボポンプと燃焼室をつなぐパイプが無冷却になっていること。
このへんは、ロシアみたいに1軸のターボポンプにするか、
液酸ターボポンプ用のプリバーナー追加して
液水ターボポンプと液酸ターボポンプをつなぐパイプを廃止し、
液水・液酸ターボポンプと燃焼室をつなぐパイプを冷却すれば
解決できるのと思うぞ。
の続き。
冷却に問題があるとしたら、
液水ターボポンプと液酸ターボポンプをつなぐパイプと
液水・液酸ターボポンプと燃焼室をつなぐパイプが無冷却になっていること。
このへんは、ロシアみたいに1軸のターボポンプにするか、
液酸ターボポンプ用のプリバーナー追加して
液水ターボポンプと液酸ターボポンプをつなぐパイプを廃止し、
液水・液酸ターボポンプと燃焼室をつなぐパイプを冷却すれば
解決できるのと思うぞ。
>>717
それなんてSSME?
それなんてSSME?
ロケットエンジンのウンタラサイクルっつっても
カルノー・ディーゼルとかの内燃機関のターボみたいな
モノじゃないから関係無いんじゃない？
燃料＋酸化剤で発生した熱（エネルギー）を
無駄なく発生物の加速に使えるかがロケットエンジンの命題だし。
そのためには高圧で燃料を燃焼室に押し込んで、
高圧高温で燃焼させるための方式の違いでそ？
高温高圧燃焼をを求めなきゃ、
タンク圧だけで燃焼室に押し込んで燃やせばいいだけ
サイクル云々は必要ないよねｗ
カルノー・ディーゼルとかの内燃機関のターボみたいな
モノじゃないから関係無いんじゃない？
燃料＋酸化剤で発生した熱（エネルギー）を
無駄なく発生物の加速に使えるかがロケットエンジンの命題だし。
そのためには高圧で燃料を燃焼室に押し込んで、
高圧高温で燃焼させるための方式の違いでそ？
高温高圧燃焼をを求めなきゃ、
タンク圧だけで燃焼室に押し込んで燃やせばいいだけ
サイクル云々は必要ないよねｗ
おっと、LNGエンジンの批判はそこまでだ
プリバーナー後の高温燃焼ガスの流路の壁隣を
酸素配管が通るのは安全上好ましくないという理由で
止めになったという記述がどっかにあったような記憶が、、、
>>721-722
よく考えたら主燃焼室の圧力が下がるら、これは無いな。
酸素配管が通るのは安全上好ましくないという理由で
止めになったという記述がどっかにあったような記憶が、、、
>>721-722
よく考えたら主燃焼室の圧力が下がるら、これは無いな。
燃焼室に推進剤を送り込むには、燃焼圧より高くする必要があるが、LE-Xはプリバーナーを廃止した
エキスパンドブリードサイクルなので、液体水素ターボポンプの圧力はLE-7Aの6割で済む。
それでもLE-7A並の燃焼室圧力を確保。
ただ、エキスパンドブリードサイクルはタービンガスをノズルスロートから捨ててしまうので、
その分は勿体ないけと、ノズルのフィルム冷却用途に使えるから純粋な無駄とも言えない。
結局、安く作れて性能もそこそこで、爆発しないエンジンなら良いです。
エキスパンドブリードサイクルなので、液体水素ターボポンプの圧力はLE-7Aの6割で済む。
それでもLE-7A並の燃焼室圧力を確保。
ただ、エキスパンドブリードサイクルはタービンガスをノズルスロートから捨ててしまうので、
その分は勿体ないけと、ノズルのフィルム冷却用途に使えるから純粋な無駄とも言えない。
結局、安く作れて性能もそこそこで、爆発しないエンジンなら良いです。
ぶっしーー ぶ～～～～～～～～～～～ とか鳴るエンジンは嫌です。
728 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/21(土) 21:21:37
>>726
>結局、安く作れて性能もそこそこで、爆発しないエンジンなら良いです。
付け加えておくとLE-Xは空中点火も可能なので重いペイロードを運ぶ時は、
SRB-Aのみで離昇し、SRB-A燃焼終了と同時に点火することも可能です。
SRB-A燃焼終了と同時にLE-Xに点火する運用では、開口比の大きいノズルにすれば、
比推力が460秒以上出せます。
勿論、LE-Xは複数回着火することもできますよ。
>結局、安く作れて性能もそこそこで、爆発しないエンジンなら良いです。
付け加えておくとLE-Xは空中点火も可能なので重いペイロードを運ぶ時は、
SRB-Aのみで離昇し、SRB-A燃焼終了と同時に点火することも可能です。
SRB-A燃焼終了と同時にLE-Xに点火する運用では、開口比の大きいノズルにすれば、
比推力が460秒以上出せます。
勿論、LE-Xは複数回着火することもできますよ。
問題はエキスパンドブリートサイクルで、1448kNの大出力が得られるかどうかですか、最近では数値シミュレーションが
大きく進歩してますので、実機なら破壊するような条件でも、計算機の中なら躊躇無く模擬試験出来るのが役に立つでしょう。
もちろん、実機試験からのデーターのフィードバックが前提ですが。
いたずらに尖った性能ではなくて、要求性能を満たした上で、確実に安全側に振り、
始動・停止も安心確実なエンジンになると良いですね。
大きく進歩してますので、実機なら破壊するような条件でも、計算機の中なら躊躇無く模擬試験出来るのが役に立つでしょう。
もちろん、実機試験からのデーターのフィードバックが前提ですが。
いたずらに尖った性能ではなくて、要求性能を満たした上で、確実に安全側に振り、
始動・停止も安心確実なエンジンになると良いですね。
＞付け加えておくとLE-Xは空中点火も可能なので重いペイロードを運ぶ時は、
＞SRB-Aのみで離昇し、SRB-A燃焼終了と同時に点火することも可能です。
あまりに勿体無い運用法…
スロットリングで離床後しばらくは絞っとくとかならともかく
＞SRB-Aのみで離昇し、SRB-A燃焼終了と同時に点火することも可能です。
あまりに勿体無い運用法…
スロットリングで離床後しばらくは絞っとくとかならともかく
そうでもないと思うな。
実質的な2段目エンジンとして高空での燃焼にノズルを最適化できれば
重力損失かエンジン効率の低下か・・・・悩むな・・・
実質的な2段目エンジンとして高空での燃焼にノズルを最適化できれば
重力損失かエンジン効率の低下か・・・・悩むな・・・
高膨張ノズルを使うと比推力が上がる。しかし、地上で高膨張ノズルを使うと、
噴射ガスがノズルから剥離して大振動が発生、エンジンがもげる。
SRB-Aが燃焼終了する高度50kmなら空気も薄いから高膨張ノズルが使える。
そこまで1段目エンジンを使わない重力損失と、高膨張ノズルを使った能力アップの
最終的な能力差の話。
噴射ガスがノズルから剥離して大振動が発生、エンジンがもげる。
SRB-Aが燃焼終了する高度50kmなら空気も薄いから高膨張ノズルが使える。
そこまで1段目エンジンを使わない重力損失と、高膨張ノズルを使った能力アップの
最終的な能力差の話。
734 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/22(日) 11:55:20
>>730
静止衛星や惑星探査機の打ち上げなら運用の価値あり。
H-IIA204でGTO8.7トンは往けそうだよ。
だから、
LE-Xだとノズルのターボポンプを駆動したガスで冷却する部分を
低軌道やSSO打ち上げ用には開口比の小さいノズルスカートに、
静止衛星や月・惑星間軌道打ち上げ用には開口比の小さいノズルスカートに
使い分けるのじゃないのかな？
静止衛星や惑星探査機の打ち上げなら運用の価値あり。
H-IIA204でGTO8.7トンは往けそうだよ。
だから、
LE-Xだとノズルのターボポンプを駆動したガスで冷却する部分を
低軌道やSSO打ち上げ用には開口比の小さいノズルスカートに、
静止衛星や月・惑星間軌道打ち上げ用には開口比の小さいノズルスカートに
使い分けるのじゃないのかな？
ソレ使い分けてねー
>>734
まあそういうことだよね。
重いペイロードのLEOは基本的に増えないから。
ノズルスカートの使い分けは面白いかな。
でも最終的な圧力比ってフィルム冷却のとこに出てくるガス圧で決まっちゃうような気がする。
まあそういうことだよね。
重いペイロードのLEOは基本的に増えないから。
ノズルスカートの使い分けは面白いかな。
でも最終的な圧力比ってフィルム冷却のとこに出てくるガス圧で決まっちゃうような気がする。
737 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/22(日) 16:17:52
738 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/23(月) 03:00:32
次期主力輸送系がLE-Xクラスタっていうのは夢がないよな。
すぐには無理だけど、ゆくゆくは最低200トン、出来れば大推力の300トンくらい目指して欲しいよ。
すぐには無理だけど、ゆくゆくは最低200トン、出来れば大推力の300トンくらい目指して欲しいよ。
ケロシン/液酸で
今回のエンジンは有人対応の安全性と、安いエンジンを目指してるから。
大型用は次でしょうね。
大型用は次でしょうね。
JAXAはケロシンはやる気ないの？
LNGやってまーす
大炎上してるけどモノになるのかね
LNG放棄してケロシンにした方が成功早そう
全部一からやり直しかよ
先達がいるから無人の荒野を進むより楽だろ
推力800tや400tのエンジンを持っているロシアの次期基幹ロケットが
推力213tのRD-191一本に絞る方向なのに、なぜに大型化？
推力213tのRD-191一本に絞る方向なのに、なぜに大型化？
あの国にはでかいのはソユーズがあるから。
アンガラを作ってるのは、ゼニット（ウクライナ製）を買いたくないから
アンガラを作ってるのは、ゼニット（ウクライナ製）を買いたくないから
プロトンは燃料がヤバイし、ゼニットはウクライナに金を払わないといけない。
小型から大型まで対応した安全な純国産ロケットを作れ。
という事で、アンガラが出来ましたとさ。
確かドッキング装置がウクライナ製だったが、デジタル化して解決したのかな？
小型から大型まで対応した安全な純国産ロケットを作れ。
という事で、アンガラが出来ましたとさ。
確かドッキング装置がウクライナ製だったが、デジタル化して解決したのかな？
ソユーズとミールのドッキング用誘導装置もウクライナ製で、
それがお金無くて買えなくて衝突事故が起こったりしたこともあったな。
それがお金無くて買えなくて衝突事故が起こったりしたこともあったな。
プーチンも大変だなぁ
>>748
ソユーズの RD-107 の推力は 813 kN(海面上)
>>749
プロトンの RD-253 の推力 1.47-1.67 MN(海面上)
>>747
つまり、通常の用途に使うには、推力 100 - 200 トンクラスのエンジンを
クラスターにして使えば十分とロシアは判断しているのでは?
ソユーズの RD-107 の推力は 813 kN(海面上)
>>749
プロトンの RD-253 の推力 1.47-1.67 MN(海面上)
>>747
つまり、通常の用途に使うには、推力 100 - 200 トンクラスのエンジンを
クラスターにして使えば十分とロシアは判断しているのでは?
>>747
Rus-MはRD-180なんだが
Rus-MはRD-180なんだが
ロシアは去年からRD-180を使った有人用のRus-Mロケットの開発を始めた。
ロシア版AtlasV Heavy。
ロシアは大型エンジンを見捨てた訳じゃないよ。
ロシア版AtlasV Heavy。
ロシアは大型エンジンを見捨てた訳じゃないよ。
って、リロードすりゃ良かった・・・
ロシアは鉄道輸送の縛りからか大きいロケットでも機体の直径4Mぐらいだね
N-1みたいに射場近くに機体工場作ったりムリヤみたいな専用輸送機作る例外も歩けど
N-1みたいに射場近くに機体工場作ったりムリヤみたいな専用輸送機作る例外も歩けど
>>758のレスを読んでふと思ったんだけど、
ロケット本体を太くすることで増加する空気抵抗ってどのぐらいなんだろう？
素人考えだけど、推進剤タンクを大型化する場合に
太くして容積を稼ぐよりも長くして容積を稼ぐ方が有利になったりしないのかな？
太いタンクは作るのも運ぶのも大変だろうし…
もちろん太くないロケットでクラスタ化すりゃいいのは分かってるけどさw
ロケット本体を太くすることで増加する空気抵抗ってどのぐらいなんだろう？
素人考えだけど、推進剤タンクを大型化する場合に
太くして容積を稼ぐよりも長くして容積を稼ぐ方が有利になったりしないのかな？
太いタンクは作るのも運ぶのも大変だろうし…
もちろん太くないロケットでクラスタ化すりゃいいのは分かってるけどさw
日本はいつも通り一歩遅れでｗ
LE-Xがちゃんと出来て、有人ロケットを作ってからだね。
SSMEクラスのエキスパンダーブリードサイクルのエンジンが作れれば最高なんだけど。
LE-Xがちゃんと出来て、有人ロケットを作ってからだね。
SSMEクラスのエキスパンダーブリードサイクルのエンジンが作れれば最高なんだけど。
>>758
同じ容積のタンクで言えば球に近い方が質量比とかの点で有利
だが断面積が小さい方が空力的に有利なのも確か
かといって細長ければいいのかというとフラッタリング起こしたりするわけで
結局は程度の問題
同じ容積のタンクで言えば球に近い方が質量比とかの点で有利
だが断面積が小さい方が空力的に有利なのも確か
かといって細長ければいいのかというとフラッタリング起こしたりするわけで
結局は程度の問題
LE-Xが完成すれば真空推力1448kN=147.8t。
今のLE-7Aと同サイズ・同重量・同比推力で1.4倍。
H-IIAの近代化には丁度よいサイズ。
大きなエンジン作っても打ち上げる衛星がない。
今のLE-7Aと同サイズ・同重量・同比推力で1.4倍。
H-IIAの近代化には丁度よいサイズ。
大きなエンジン作っても打ち上げる衛星がない。
>>761
LE-Xの推力や比推力が、どういう理由でそのスペックになったのか、
イマイチ不明なんだよな・・・。LE-7Aの代替にしては、推力が大きいし、
かと言ってタンクを新規設計する気もないH-Xの仕様。
どう見ても戦略的目標があって作ってるとは思えないわ。
戦略的ロケットとして、アリアン５の半分のスペックを目指すなら、
新規設計する必要があると思うが、JAXAからはそんな構想が出てないし。
一体なんの為のエンジンなんだろうねぇ・・・。
有人専用ですか？
LE-Xの推力や比推力が、どういう理由でそのスペックになったのか、
イマイチ不明なんだよな・・・。LE-7Aの代替にしては、推力が大きいし、
かと言ってタンクを新規設計する気もないH-Xの仕様。
どう見ても戦略的目標があって作ってるとは思えないわ。
戦略的ロケットとして、アリアン５の半分のスペックを目指すなら、
新規設計する必要があると思うが、JAXAからはそんな構想が出てないし。
一体なんの為のエンジンなんだろうねぇ・・・。
有人専用ですか？
SRB要らなくなるぐらいのが欲しい
衛星打ち上げに関しては、H2A202の現状がGTO4tで、
上段高機能化や種子島の緯度傾斜をキャンセルすると、ペイロードが激減する問題がある。
H-IIAの上段高機能化(重量増）のためにも、今より推力が大きくて安価なブースターは必要でしょう。
SSBもコストダウンで廃止しちゃったし。
有人に関しては、LE-Xが2013から開発開始で、2018年頃から試験開始。
2020年のISS運用停止までに自力で地上とISSを往復するのが目標だと思う。
LE-Xは衛星(SRB付き)・有人(SRB無し)の両方に合わせた開発スケジュールとエンジン規模だと考えるけど。
上段高機能化や種子島の緯度傾斜をキャンセルすると、ペイロードが激減する問題がある。
H-IIAの上段高機能化(重量増）のためにも、今より推力が大きくて安価なブースターは必要でしょう。
SSBもコストダウンで廃止しちゃったし。
有人に関しては、LE-Xが2013から開発開始で、2018年頃から試験開始。
2020年のISS運用停止までに自力で地上とISSを往復するのが目標だと思う。
LE-Xは衛星(SRB付き)・有人(SRB無し)の両方に合わせた開発スケジュールとエンジン規模だと考えるけど。
>>762
H-IIシリーズ自体元々アリアン4クラスのGTOランチャーとして最適化されてるんだから
多少の変更はありにしてもわざわざ新規設計する必要性はないんじゃないか
H-XはH-IIAで志半ばで終わったモジュラー・ランチャー化を一歩踏み込んだ形で実現させようとしてるわけで
LE-Xの推力については200とかLRB使用時の構成の柔軟化を実現する為ってことで説明がつく
選択肢としては真空推力3,000kN級もあるけど技術的飛躍が大きいし現状の推力は妥当でしょう
H-IIシリーズ自体元々アリアン4クラスのGTOランチャーとして最適化されてるんだから
多少の変更はありにしてもわざわざ新規設計する必要性はないんじゃないか
H-XはH-IIAで志半ばで終わったモジュラー・ランチャー化を一歩踏み込んだ形で実現させようとしてるわけで
LE-Xの推力については200とかLRB使用時の構成の柔軟化を実現する為ってことで説明がつく
選択肢としては真空推力3,000kN級もあるけど技術的飛躍が大きいし現状の推力は妥当でしょう
H2A202をLE-Xに替えて上段を強化し、
アリアン５の半分まで能力向上出来れば言う事なしだね。
アリアン５の半分まで能力向上出来れば言う事なしだね。
>>765
> 2020年のISS運用停止までに自力で地上とISSを往復するのが目標だと思う。
現状での目標は2025年にHTV-H初飛行だよ
2015年まで独自有人計画が持てないのに2020年にISS往復とか無理ぽ
> 2020年のISS運用停止までに自力で地上とISSを往復するのが目標だと思う。
現状での目標は2025年にHTV-H初飛行だよ
2015年まで独自有人計画が持てないのに2020年にISS往復とか無理ぽ
あーもう、グダグダ言ってないで与圧室に俺を乗せろ。
非常食と携帯トイレで我慢してやるから。
非常食と携帯トイレで我慢してやるから。
CO2除去装置がなきゃ生きてISSに辿り着けない件について
水酸化ナトリウムのペレットと酸素ボンベでしのぐんだ
>>768
長期ビジョンが出された当初は、小泉の頃の悪しき文言が生きてたから。
HTV-Rの結果次第では、財政が許す限り前倒しされる可能性もある。
科学技術予算の削減で、随分と人気を落とした党が、
みんなが知っている部署の予算を増額するかも知れない・・・期待してないけどｗ
長期ビジョンが出された当初は、小泉の頃の悪しき文言が生きてたから。
HTV-Rの結果次第では、財政が許す限り前倒しされる可能性もある。
科学技術予算の削減で、随分と人気を落とした党が、
みんなが知っている部署の予算を増額するかも知れない・・・期待してないけどｗ
>>762
LE-X は研究段階なんだが、優先順位は
1. 信頼性
2. コストダウン
3. スロットリング
といったものが上位で、
4. 副次的に再使用可能性
5. 推力、比推力については LE-7Aの代替程度にしか考えて無いのでは?
比推力はやや低めだが、海面高度でのノズル剥離のリスクを小さくするように、
開口比を小さくとっているため.LE-7A の初期型ではこれに悩まされた.
ロケット開発とエンジン開発を独立して進める事自体が、JAXA にとっての戦略では無いかな?
LE-X エキスパンダーブリードサイクルが H-IIA/B 改造ロケットで飛行実証されれば。
クラスター化とか、大推力化とか可能性が開けるだろうけど。
LE-X は研究段階なんだが、優先順位は
1. 信頼性
2. コストダウン
3. スロットリング
といったものが上位で、
4. 副次的に再使用可能性
5. 推力、比推力については LE-7Aの代替程度にしか考えて無いのでは?
比推力はやや低めだが、海面高度でのノズル剥離のリスクを小さくするように、
開口比を小さくとっているため.LE-7A の初期型ではこれに悩まされた.
ロケット開発とエンジン開発を独立して進める事自体が、JAXA にとっての戦略では無いかな?
LE-X エキスパンダーブリードサイクルが H-IIA/B 改造ロケットで飛行実証されれば。
クラスター化とか、大推力化とか可能性が開けるだろうけど。
>>772
HTV-Rの結果が出るのは2015年以降だろ…
HTV-Rの結果が出るのは2015年以降だろ…
>>774
政治的に予算が付けば、もっと早くなる。
政治的に予算が付けば、もっと早くなる。
LE-X については、何も夢を語らなくても
H-IIA/B
なみの打ち上げ能力で、コスト半減とまで行かなくても３割でもコストダウンできれば、
商業衛星打ち上げ受注見込みが高くなるだけで十分成功と思うけど.
コストダウンと信頼性あればクラスターで良いじゃないですか、単体での大推力にこだわらなくても.
それに、
真空推力3,000kN級
のエンジンとなると機体も同時に新規開発しないといけないわけで.
テストスタンドも新調しないと.
H-IIA/B
なみの打ち上げ能力で、コスト半減とまで行かなくても３割でもコストダウンできれば、
商業衛星打ち上げ受注見込みが高くなるだけで十分成功と思うけど.
コストダウンと信頼性あればクラスターで良いじゃないですか、単体での大推力にこだわらなくても.
それに、
真空推力3,000kN級
のエンジンとなると機体も同時に新規開発しないといけないわけで.
テストスタンドも新調しないと.
SSMEくらいの推力が欲しいな。
そうすれば、H2Aをブースターなしで離床できる。
そうすれば、H2Aをブースターなしで離床できる。
加速度の事なら、スロットリング６０％くらいの性能で行けそうな気がする。
LE-X の研究、開発でボトルネックとなっていそうな部分がスロットリングだけどね。
独立したブーストポンプ持たせるかどうかも、スロットリング性能をどこまで要求するかにもよる.
スロットリングすると最適な設計点からずれるので、同軸インデューサーでは振動とか、
キャビテーションとか問題がでる.
スロットリング性能を広くとればコストはかさむが、反面機体強度的には楽になる.
独立したブーストポンプ持たせるかどうかも、スロットリング性能をどこまで要求するかにもよる.
スロットリングすると最適な設計点からずれるので、同軸インデューサーでは振動とか、
キャビテーションとか問題がでる.
スロットリング性能を広くとればコストはかさむが、反面機体強度的には楽になる.
単段ロケットのエンジンじゃないんだし、
１００％と５０％があれば事足りる。
もう一声で３０％が欲しいところ。
１００％と５０％があれば事足りる。
もう一声で３０％が欲しいところ。
なんでRD-170は40～100%まで無段階でスロットリングできるの？
さすがにスロットリング 30% というと、大推力を目指すより技術的な難関かも.
宇宙の傑作機のRD-170とか読むと、おそロシアとしか言葉が紡げないぜ？
チートってレベルじゃないよ。どんだけカネぶち込んでセーブデータ弄ったんだよ…
チートってレベルじゃないよ。どんだけカネぶち込んでセーブデータ弄ったんだよ…
LE-7を開発した時代と違って、数値シミュレーションで計算機の中で破壊するまでの
模擬試験が出来るようになりつつあるので、ある程度は楽になる予感はする。
つうか、そのためにJAXAは日本最速のスパコンを買ったんでしょう。 (もう抜かれたけど）
数値流体力学(CFD)はNAL時代からずっと続けてきた研究分野だし。
おそらく、RD-170はリアルな現物で爆発させながら作ったんでしょうねぇ…
日本はCFDを最大限に活用して、爆発少なめ、期間短めで開発できれば御の字。
模擬試験が出来るようになりつつあるので、ある程度は楽になる予感はする。
つうか、そのためにJAXAは日本最速のスパコンを買ったんでしょう。 (もう抜かれたけど）
数値流体力学(CFD)はNAL時代からずっと続けてきた研究分野だし。
おそらく、RD-170はリアルな現物で爆発させながら作ったんでしょうねぇ…
日本はCFDを最大限に活用して、爆発少なめ、期間短めで開発できれば御の字。
>789
聞いて驚け。RD-170開発時の供試エンジンの台数は300台だ
聞いて驚け。RD-170開発時の供試エンジンの台数は300台だ
エンジン試験の音は魂を奮わせる。
女なら子宮に響いてイっちまうぜ！
あまり実物を作らないでいると、エンジニアが逃げぞ。
女なら子宮に響いてイっちまうぜ！
あまり実物を作らないでいると、エンジニアが逃げぞ。
宇宙の傑作機RD-170再販しないかな・・・
>>790
完成品を製造した方が遥かに少ないんじゃね？ｗ
完成品を製造した方が遥かに少ないんじゃね？ｗ
>>787
RD-170
RD-180
RD-191
と並べると、スロットリングの幅が着実に広くなっているね.
とくに RD-191 は単段ロケットにもう一歩.
ターボポンプやバルブに色々工夫があったんだろうね.
RD-170
RD-180
RD-191
と並べると、スロットリングの幅が着実に広くなっているね.
とくに RD-191 は単段ロケットにもう一歩.
ターボポンプやバルブに色々工夫があったんだろうね.
>792
夏コミで在庫持ってきてたけどね。
もう少し待ったらくだん書房に今回の新刊ルノホートや再版されたアリアン5と一緒に並ぶ…かも？
夏コミで在庫持ってきてたけどね。
もう少し待ったらくだん書房に今回の新刊ルノホートや再版されたアリアン5と一緒に並ぶ…かも？
ちょっと前から事あるごとに「CFD、CFD」唱えている人は何なの？
CFDつーてもモデルがなきゃ意味がない
日本は炭化水素燃料系の大推力エンジンのモデルを持っていないし
CFDもクソもあった物じゃないだろ
結局実物を作ってぶっ壊すところから開始する必要がある
CFDの出番はその後
CFDつーてもモデルがなきゃ意味がない
日本は炭化水素燃料系の大推力エンジンのモデルを持っていないし
CFDもクソもあった物じゃないだろ
結局実物を作ってぶっ壊すところから開始する必要がある
CFDの出番はその後
>>788
2兆円くらいって聞いた
2兆円くらいって聞いた
>>796
だからLE-Xは液体水素でやるんでしょ。
動いているLE-5A,LE-5B,MB-XXからモデルデーターを作りながら。
ちなみにJAXAの入札案件に、メタン燃焼器のCFDモデルを構築する仕事が有ったぞ。
メタンエンジンも諦めていないみたいだ。
だからLE-Xは液体水素でやるんでしょ。
動いているLE-5A,LE-5B,MB-XXからモデルデーターを作りながら。
ちなみにJAXAの入札案件に、メタン燃焼器のCFDモデルを構築する仕事が有ったぞ。
メタンエンジンも諦めていないみたいだ。
だから、液酸/液水エンジン単独離床こそ、ロケットの華だと何度（ｒｙ
戦前に国民の寄付で軍艦を建造したように
エンジン開発費を国民の寄付で賄ったほうがまだ現実的だな
日本にはケロシンの燃焼に関するノウハウが殆ど無いから
一からRD-170クラスの液酸/ケロシン系エンジンを作ろうと
思ったら日本の物価も考慮して軽く2兆円以上かかりそうだけど
エンジン開発費を国民の寄付で賄ったほうがまだ現実的だな
日本にはケロシンの燃焼に関するノウハウが殆ど無いから
一からRD-170クラスの液酸/ケロシン系エンジンを作ろうと
思ったら日本の物価も考慮して軽く2兆円以上かかりそうだけど
マルクスの資本論では、科学技術が発達すると、
生産性が上がり、商品がどんどん安くなって、
最後には価値がなくなる世界を共産主義といった。
だからソ連がRD-170を2兆円掛けて開発し、開発後には
100円ショップで売るのが真のマルクス主義。
ドラえもんのポケットでも良いけど。
それを資本主義の日本が真似たら死にます。
生産性が上がり、商品がどんどん安くなって、
最後には価値がなくなる世界を共産主義といった。
だからソ連がRD-170を2兆円掛けて開発し、開発後には
100円ショップで売るのが真のマルクス主義。
ドラえもんのポケットでも良いけど。
それを資本主義の日本が真似たら死にます。
日本はLOX/LH2でいいよ。
LNGが使えるようになれば使えばいい。
LNGが使えるようになれば使えばいい。
805 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/24(火) 12:38:05
なんで当時のアメリカは液体水素選んで日本はそれ真似たんだ？
いくら比推力がいいからと言っても、大推力エンジンが作りづらく、タンクがでかく重くなり、
構造が複雑なため、技術的に難しく安定性に欠け低廉に出来にくい液体水素は得策と思えない。
結局、ロシアや、アメリカのアトラスVやファルコンの現状を見れば、ケロシンが正解だったといわざるを得ないだろう。
いくら比推力がいいからと言っても、大推力エンジンが作りづらく、タンクがでかく重くなり、
構造が複雑なため、技術的に難しく安定性に欠け低廉に出来にくい液体水素は得策と思えない。
結局、ロシアや、アメリカのアトラスVやファルコンの現状を見れば、ケロシンが正解だったといわざるを得ないだろう。
LE-7に関しては、種子島射点の保安距離の問題から、LOX-ケロシンが作れなかったから
>>805
ケロシンの品質管理の問題だと思う
少ないながら自前で油田を持っているアメリカは
「ウンタラ油田由来のRP-1ケロシン」
とかっていう銘柄指名買いができるけど
世界中から原油を輸入している日本はロケットのためのケロシンの銘柄指定買いが困難
国内に専用設備をロケットのためだけに揃えるわけにはいかないから
100％輸入に頼らざるをえない。なので燃料は国産化したい（国内で精製したい）
液体水素なら、ある程度の大量生産設備が出来れば
他の産業にも使える「はず」と思っているんじゃないかな？
ケロシンの品質管理の問題だと思う
少ないながら自前で油田を持っているアメリカは
「ウンタラ油田由来のRP-1ケロシン」
とかっていう銘柄指名買いができるけど
世界中から原油を輸入している日本はロケットのためのケロシンの銘柄指定買いが困難
国内に専用設備をロケットのためだけに揃えるわけにはいかないから
100％輸入に頼らざるをえない。なので燃料は国産化したい（国内で精製したい）
液体水素なら、ある程度の大量生産設備が出来れば
他の産業にも使える「はず」と思っているんじゃないかな？
H2Aもアリアン５も、シャトルが目標だったからな。
結果的に普通の使い捨てロケットになったけど。
結果的に普通の使い捨てロケットになったけど。
>>805
スペースシャトル、H-IIA/B 以外にも
Ariane-V
とか、少し遅れるけど、
Delta-IV
とか液体水素系の大推力エンジンを使ったロケットはいくつもあるからねえ。
現状でもケロシンが唯一の解といいきれるかどうか.
LE-7 開発当時の日本に関して言えば、LE-5 で液体水素の開発実績があったから.
ケロシン系の MB-3 はライセンス生産、ケロシンエンジンを作る場合にかえって
この事実が障害になったかも.特許とか、技術移転とか準備してかからないと危ない.
スペースシャトル、H-IIA/B 以外にも
Ariane-V
とか、少し遅れるけど、
Delta-IV
とか液体水素系の大推力エンジンを使ったロケットはいくつもあるからねえ。
現状でもケロシンが唯一の解といいきれるかどうか.
LE-7 開発当時の日本に関して言えば、LE-5 で液体水素の開発実績があったから.
ケロシン系の MB-3 はライセンス生産、ケロシンエンジンを作る場合にかえって
この事実が障害になったかも.特許とか、技術移転とか準備してかからないと危ない.
有人ロケットを作る時、LNGブースターは出来てないだろうし、
固体ブースターは危ないから使わないだろう。
結局、LE-Xでブースターを作るか、
大型タンクにLE-Xを幾つか並べるくらいの選択肢しかない。
ケロシンやっていれば、違う未来もあっただろうけど、
今の日本ではこれが限界。
あと５年くらいすれば少し見えて来るさ。
固体ブースターは危ないから使わないだろう。
結局、LE-Xでブースターを作るか、
大型タンクにLE-Xを幾つか並べるくらいの選択肢しかない。
ケロシンやっていれば、違う未来もあっただろうけど、
今の日本ではこれが限界。
あと５年くらいすれば少し見えて来るさ。
そもそも日本が有人をするのか？
予算問題もあるし、期待薄。
予算問題もあるし、期待薄。
政治家が人気取りの為に宣言すればOK
金なら、ロケット宝くじを売り出して、１等に宇宙旅行を付ければ、
年間500億くらい集まるんじゃない？
金なら、ロケット宝くじを売り出して、１等に宇宙旅行を付ければ、
年間500億くらい集まるんじゃない？
固体ブースターは駄目だとしておかないと
LE-X等の予算を政治屋から取り難いというポリティクスな事情なんじゃね？
LE-X等の予算を政治屋から取り難いというポリティクスな事情なんじゃね？
HTV-Rで、有人カプセル型を選択して、ISSへ何度も飛んで、
打上・回収の練習を繰り返し、経験値をアップされるしか無いだろうな。
打上・回収の練習を繰り返し、経験値をアップされるしか無いだろうな。
有人をより安全にする為には、燃焼を止める事が出来ない固体は避けるべきだと思う。
緊急脱出する時、燃料をカットしてエンジンを止められる可能性がある方が、安全性が高い。
シャトルはブースター燃焼中のアボートシステムが根本的にない。
だからチャレンジャーの事故に繋がった。
これは固体の問題というより、シャトルの問題だけど。
緊急脱出する時、燃料をカットしてエンジンを止められる可能性がある方が、安全性が高い。
シャトルはブースター燃焼中のアボートシステムが根本的にない。
だからチャレンジャーの事故に繋がった。
これは固体の問題というより、シャトルの問題だけど。
そもそも脱出する時間的余裕なんてないんじゃないの？
致命的な損害が発生してるのに、わざわざエンジン止めてから脱出なんかしてられるか？
致命的な損害が発生してるのに、わざわざエンジン止めてから脱出なんかしてられるか？
819 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/24(火) 16:09:27
だったら全段固体で。
ロケットよりも有人宇宙船の開発が大変だよ。
HTVだって、構想から初飛行まで10年以上を要している。
HTVの仕様が決まってからH-IIBのスペック決定、開発着手だから、
エンジンさえ有れば、ロケット本体の方は結構短期間で完成しそう。
HTVだって、構想から初飛行まで10年以上を要している。
HTVの仕様が決まってからH-IIBのスペック決定、開発着手だから、
エンジンさえ有れば、ロケット本体の方は結構短期間で完成しそう。
緊急脱出
再突入
この２つが難関だな。
他のものはアメリカから買えない事もないだろうし。
再突入
この２つが難関だな。
他のものはアメリカから買えない事もないだろうし。
出力レベルと量産時の価格を考慮して次世代エンジン開発すること自身はいいんじゃね？
対比上、競争力の高いエンジンは順次開発しないとねえ…
対比上、競争力の高いエンジンは順次開発しないとねえ…
政治屋もまるっきりのバカではないから、有人で固体ブースターは駄目と言う理由だけだと
スペースシャトル
Ariane-V + ATV 有人型案
の事例を持ち出して、単に LE-X の予算を潰すだけ.
なかには GX の経緯とか持ち出して、日本の実力じゃ大型液体エンジンは開発できないじゃないかと
言い出されてもおかしくない.
まあ、提案する側もその点考慮して理論武装するだろうけど.
スペースシャトル
Ariane-V + ATV 有人型案
の事例を持ち出して、単に LE-X の予算を潰すだけ.
なかには GX の経緯とか持ち出して、日本の実力じゃ大型液体エンジンは開発できないじゃないかと
言い出されてもおかしくない.
まあ、提案する側もその点考慮して理論武装するだろうけど.
なんだかんだ言っても大事なのは
信頼性とコストだろう
コストが安ければ商業受注できる
商業受注できれば場数踏める
場数踏めば成功率＝信頼性上がる
信頼性上がれば有人可能
ということはコスト第一なんじゃねーの？
コスト下げられるんなら固体も有りだ
有人だけの一品料理なんかいらない むしろ有害 と思うんだが、、、
信頼性とコストだろう
コストが安ければ商業受注できる
商業受注できれば場数踏める
場数踏めば成功率＝信頼性上がる
信頼性上がれば有人可能
ということはコスト第一なんじゃねーの？
コスト下げられるんなら固体も有りだ
有人だけの一品料理なんかいらない むしろ有害 と思うんだが、、、
LE-XがLE-7Aの値段半額、成功率99.8%を目標にしているのは悪くない。
ところで、LE-7A単体の成功率目標ってご存じの方いらっしゃいますか？
ところで、LE-7A単体の成功率目標ってご存じの方いらっしゃいますか？
>>818
その通り.
大型液体ロケットエンジンの停止シークエンスには時間がかかる.
停止確認後にアボートシステム起動では緊急事態に間に合わない.
アボートシシテムがもっとも必要とされるのが動圧最大付近だが、
その時点では固体ロケットブースターでも不利にならない.
停止可能なエンジンが必要なのは、アボートシステム分離後だが、
その時点では既に SRB は分離されているので無関係.
http://www.soranokai.jp/pages/minshutou_soranokai_9.html
上記の通り、動圧最大時付近における分離が、アボートシステムにとって最も
条件が厳しくなります。また、アボートタワーで脱出するような状況は、殆ど
の領域で空力が支配的なため、姿勢の擾乱が急激に拡大します。このような状
況では、アボートが決まったら真っ先にアボートタワーのメインモータを作動
させて分離を急ぐ（＝姿勢が乱れる前に分離する）必要があるため、ロケット
側のエンジン停止信号と同時にアボートタワーのメインモータの着火信号を送
ることになります。従って、アボートシステムがロケットを離れた時点でロケッ
トのエンジンはまだ停止しておらず（大型エンジンの停止には時間がかかるた
め、停止シーケンスの途中である）、ロケットのエンジンが停止できる／停止
できないは、アボートシステムの分離挙動自体には影響しません.
その通り.
大型液体ロケットエンジンの停止シークエンスには時間がかかる.
停止確認後にアボートシステム起動では緊急事態に間に合わない.
アボートシシテムがもっとも必要とされるのが動圧最大付近だが、
その時点では固体ロケットブースターでも不利にならない.
停止可能なエンジンが必要なのは、アボートシステム分離後だが、
その時点では既に SRB は分離されているので無関係.
http://www.soranokai.jp/pages/minshutou_soranokai_9.html
上記の通り、動圧最大時付近における分離が、アボートシステムにとって最も
条件が厳しくなります。また、アボートタワーで脱出するような状況は、殆ど
の領域で空力が支配的なため、姿勢の擾乱が急激に拡大します。このような状
況では、アボートが決まったら真っ先にアボートタワーのメインモータを作動
させて分離を急ぐ（＝姿勢が乱れる前に分離する）必要があるため、ロケット
側のエンジン停止信号と同時にアボートタワーのメインモータの着火信号を送
ることになります。従って、アボートシステムがロケットを離れた時点でロケッ
トのエンジンはまだ停止しておらず（大型エンジンの停止には時間がかかるた
め、停止シーケンスの途中である）、ロケットのエンジンが停止できる／停止
できないは、アボートシステムの分離挙動自体には影響しません.
最近、関係者が衛星やロケットの営業に世界各国回ったようだけど、現実に打ちのめされたと思う。
政府関係者からSSO軌道に偵察衛星を上げたいという話しばっかりだったんじゃない？ｗ
そういう話しも悪くはないが、外交上綱渡りになりそう・・・。
政府関係者からSSO軌道に偵察衛星を上げたいという話しばっかりだったんじゃない？ｗ
そういう話しも悪くはないが、外交上綱渡りになりそう・・・。
>>817
>>819
実は、チャレンジャーは「爆発」ではなかった
http://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%83%81%E3%83%A3%E3%83%AC%E3%83%B3%E3%82%B8%E3%83%A3%E3%83%BC%E5%8F%B7%E7%88%86%E7%99%BA%E4%BA%8B%E6%95%85
飛行力学担当官の最初の発言とは異なり、シャトルと外部燃料タンクは「爆発」
したのではなかった。実際には最大空力温度（マックスQ）をわずかに過ぎた
後の極めて高い空力負荷によって急速に空中分解したのである（この場合の
『過ぎた』とは、最大値に達した後では動圧が低下し始めることを指す）。
>>819
実は、チャレンジャーは「爆発」ではなかった
http://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%83%81%E3%83%A3%E3%83%AC%E3%83%B3%E3%82%B8%E3%83%A3%E3%83%BC%E5%8F%B7%E7%88%86%E7%99%BA%E4%BA%8B%E6%95%85
飛行力学担当官の最初の発言とは異なり、シャトルと外部燃料タンクは「爆発」
したのではなかった。実際には最大空力温度（マックスQ）をわずかに過ぎた
後の極めて高い空力負荷によって急速に空中分解したのである（この場合の
『過ぎた』とは、最大値に達した後では動圧が低下し始めることを指す）。
それから、リフトオフ時点のことまで考慮すると、(複雑な)液体ロケットエンジンが不利に
なるケースがある.
http://www.soranokai.jp/pages/minshutou_soranokai_9.html
着火／不着火の故障判定基準が明確であり、迅速な検知が容易。故障対応で最も難しいことは確実な検知だが、固体ロケットの不着火事象は検知が容易で迅速な対応を取り易い。
中途半端な故障ケースがなく、不着火後のロケット挙動（パッドドリフトなど）のシミュレーション条件を容易に設定できる。これにより、不着火時の状況を把握し易く、地上設備などの対応が取り易い。
====================================
ここには明示されてないけれど、(複雑な)液体ロケットエンジン（たとえば2段燃焼サイクル)で
クラスターを組んだ場合、危険なのではないか.
ソユーズは単純なガスジェネレーターサイクルですよね.
シャトルは、2段燃焼サイクルだけど、SRB に点火するまではリフトオフできない.
なるケースがある.
http://www.soranokai.jp/pages/minshutou_soranokai_9.html
着火／不着火の故障判定基準が明確であり、迅速な検知が容易。故障対応で最も難しいことは確実な検知だが、固体ロケットの不着火事象は検知が容易で迅速な対応を取り易い。
中途半端な故障ケースがなく、不着火後のロケット挙動（パッドドリフトなど）のシミュレーション条件を容易に設定できる。これにより、不着火時の状況を把握し易く、地上設備などの対応が取り易い。
====================================
ここには明示されてないけれど、(複雑な)液体ロケットエンジン（たとえば2段燃焼サイクル)で
クラスターを組んだ場合、危険なのではないか.
ソユーズは単純なガスジェネレーターサイクルですよね.
シャトルは、2段燃焼サイクルだけど、SRB に点火するまではリフトオフできない.
シャトル以外で１段でも固体使ったロケットってあった？
ボストーク、ソユーズ、レッドストーン、アトラス、タイタン、アポロ
どれも液体だったと思うけど。
ボストーク、ソユーズ、レッドストーン、アトラス、タイタン、アポロ
どれも液体だったと思うけど。
>>833
比較対象が極端だな。
話題を1段目、もしくはブースターに固体が良いかどうかに限定しないと。
>>827
のロジックでは、
停止可能なエンジンが必要なのは、アボートシステム分離後。
全段固体ではアボートシステム分離のタイミングがなくなる。
ところで、
>>827
のソースは専門家がアボートシステムについて調べて書いた文章だが、皆さんはこれを無視?
JAXA 有人宇宙環境利用ミッション本部 HTVプロジェクトチーム 主任開発員
比較対象が極端だな。
話題を1段目、もしくはブースターに固体が良いかどうかに限定しないと。
>>827
のロジックでは、
停止可能なエンジンが必要なのは、アボートシステム分離後。
全段固体ではアボートシステム分離のタイミングがなくなる。
ところで、
>>827
のソースは専門家がアボートシステムについて調べて書いた文章だが、皆さんはこれを無視?
JAXA 有人宇宙環境利用ミッション本部 HTVプロジェクトチーム 主任開発員
また、この話しやってんのか。
MHI と IHI の対立ですから。
対立煽り乙
840 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/24(火) 21:15:21
おまえらは視野が狭いなあ。ここは逆転の発想だよ！
そもそも、新エンジンやアボートシステムの問題で苦労するのは「乗員を死なせないようにする」という目標に固執しているから。
だから逆転の発想で「死んでもいい奴を乗せる」というのが、コストも時間も人員もかからない最適な解決方法なんだよ。
オウム死刑囚なんか乗せてミッションに成功したら無期懲役に減刑してやればよい。
ヤツラ高学歴らしで死生観に敏感なものがありそうだから、宇宙を見せて精神を浄化させるの一石二鳥だ。
そもそも、新エンジンやアボートシステムの問題で苦労するのは「乗員を死なせないようにする」という目標に固執しているから。
だから逆転の発想で「死んでもいい奴を乗せる」というのが、コストも時間も人員もかからない最適な解決方法なんだよ。
オウム死刑囚なんか乗せてミッションに成功したら無期懲役に減刑してやればよい。
ヤツラ高学歴らしで死生観に敏感なものがありそうだから、宇宙を見せて精神を浄化させるの一石二鳥だ。
そんな奴が行くくらいなら、俺が行く。
とりあえず、2016年以降は、HTVをHTV-Rに変更。
輸送力が半減するので、毎年２回の打ち上げとする。
これで2020年迄に10回の打上・回収を成功させましょう。
ロケット・宇宙機の打ち上げ回数をまず増やさないと、
有人なんて夢のまま。
輸送力が半減するので、毎年２回の打ち上げとする。
これで2020年迄に10回の打上・回収を成功させましょう。
ロケット・宇宙機の打ち上げ回数をまず増やさないと、
有人なんて夢のまま。
何言ってんだ？
どうせ、金なんて出ねーよ
どうせ、金なんて出ねーよ
844 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/25(水) 10:42:48
2010-08-23 中国、交換通信衛星に230億円負担
2007年に打上げられ、2008年に不具合発生により運用停止となっていた
中国製の静止通信衛星NigComSat-1について、受注企業の中国グレートウォールインダストリー社は、
交換衛星を打上げることでナイジェリア政府と合意し、中国側は費用を全面的に負担する。
230億円のうち、恐らく衛星コストは120億円、打上げサービスは40億円程度と考えられる。
また７０億円程度はロケットの打上げ保障に費やされていると思われる。（Nigerian Bulletin)
2007年に打上げられ、2008年に不具合発生により運用停止となっていた
中国製の静止通信衛星NigComSat-1について、受注企業の中国グレートウォールインダストリー社は、
交換衛星を打上げることでナイジェリア政府と合意し、中国側は費用を全面的に負担する。
230億円のうち、恐らく衛星コストは120億円、打上げサービスは40億円程度と考えられる。
また７０億円程度はロケットの打上げ保障に費やされていると思われる。（Nigerian Bulletin)
>>782
スロットリングするのだったら、
LE-7AのインデューサーをRD-170のそれみたいに独立させて
プリブーストポンプにしたほうが手っ取り早くない？
http://messages.yahoo.co.jp/bbs?action=m&board=1835557&tid=spacedevreservera1a1a1a1a7ch3abhafa4nna2bepjs&sid=1835557&mid=594
に、RD-170のプリブーストポンプのタービンはATRエンジンのそれと同じなので、
ATRエンジンの技術でLE-7Aのプリブーストポンプはできるって書いてあるし。
その上、プリブーストポンプつけたら推力も上げられるので、LE-7Aブースターとして使い道がありそうだし。
スロットリングするのだったら、
LE-7AのインデューサーをRD-170のそれみたいに独立させて
プリブーストポンプにしたほうが手っ取り早くない？
http://messages.yahoo.co.jp/bbs?action=m&board=1835557&tid=spacedevreservera1a1a1a1a7ch3abhafa4nna2bepjs&sid=1835557&mid=594
に、RD-170のプリブーストポンプのタービンはATRエンジンのそれと同じなので、
ATRエンジンの技術でLE-7Aのプリブーストポンプはできるって書いてあるし。
その上、プリブーストポンプつけたら推力も上げられるので、LE-7Aブースターとして使い道がありそうだし。
LE-Xは推力が上がって安上がりに出来る可能性があるのに、
わざわざLE-7Aをブースター化する必要があるのか？
SSME並に推力が得られても、価格もSSME並になったら話しにならん。
わざわざLE-7Aをブースター化する必要があるのか？
SSME並に推力が得られても、価格もSSME並になったら話しにならん。
SRB-A ５本、LE-7A 空中点火
こいつの主張だったのかｗｗｗ
こいつの主張だったのかｗｗｗ
1st : E 1st（SRB-A）ベース推力最大400t
2nd : LE-X
3rd : MB-35
SSO 4t とか情報収集衛星、科学衛星向けにどうかな？
2nd : LE-X
3rd : MB-35
SSO 4t とか情報収集衛星、科学衛星向けにどうかな？
H2A204があるじゃん。
イプシロン改で一段目SRB-Aを製造特許回避・推力増・燃焼時間増でM-V越え
その一段目をH-IIAブースターに流用して202構成で現行204並の打ち上げ能力を・・・
その一段目をH-IIAブースターに流用して202構成で現行204並の打ち上げ能力を・・・
ｼﾞｴﾝ乙
ところがどっこい自演じゃない件
ここまで全部オレの自演でお送りしました
ISASの再使用ロケット実験が、ガス押し式からエキスパンドサイクルに変わり、
次のエンジンはEXBサイクルの予定。
LE-XもEXBサイクルだし、RVTエンジンのノウハウが転用されれば、
大型エンジンなりの速度追従性を持たせることは可能と思う。
次のエンジンはEXBサイクルの予定。
LE-XもEXBサイクルだし、RVTエンジンのノウハウが転用されれば、
大型エンジンなりの速度追従性を持たせることは可能と思う。
858 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/26(木) 00:57:25
モーターケースが問題ならFSWも問題だわ。
多分、アビオニクスなんて、外国の特許だらけだぜ。
多分、アビオニクスなんて、外国の特許だらけだぜ。
SRB-AはATKから購入しているモーターケースの樹脂が高騰。H-IIAで問題になっている。
国産樹脂に変えると同時に、最新技術・素材で再設計して、性能アップと低コスト化を目指すと思われ。
国産樹脂に変えると同時に、最新技術・素材で再設計して、性能アップと低コスト化を目指すと思われ。
ここまで全て俺の自演。はぁ…疲れた！
>>845
この人自分の気に入らないことは全部「米国の陰謀」で片付けてるな
この人自分の気に入らないことは全部「米国の陰謀」で片付けてるな
>>861
その烏賊臭いマラを引っ込めろ いちいち自慰してんじゃねえ (*´д｀*)ﾊｧﾊｧ
その烏賊臭いマラを引っ込めろ いちいち自慰してんじゃねえ (*´д｀*)ﾊｧﾊｧ
864 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/26(木) 08:31:17
>>864
いまだに頭の中が２０世紀なんですね。
いまだに頭の中が２０世紀なんですね。
866 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/26(木) 12:25:52
>>845
>それ信じちゃダメな人だ
この人
http://messages.yahoo.co.jp/bbs?.mm=GN&action=m&board=1835557&tid=ffckdca4na5ma51a5ca5h2feba4&sid=1835557&mid=462
で、
>液水と液酸のブーストポンプをエンジンの冷却で気化した水素で駆動する場合、
>液体酸素ターボポンプ側にもプリバーナーを装着して
>液水と液酸のターボポンプをそれぞれのプリバーナーのガスで駆動するほうが、
>水素ガスの配管が単純になり、
>海面上で推力が１７４トン 比推力が３９５秒、
>真空中で推力が２００トン 比推力が４５５秒
>となることがわかりました。
と、のたまわってますよ。
>それ信じちゃダメな人だ
この人
http://messages.yahoo.co.jp/bbs?.mm=GN&action=m&board=1835557&tid=ffckdca4na5ma51a5ca5h2feba4&sid=1835557&mid=462
で、
>液水と液酸のブーストポンプをエンジンの冷却で気化した水素で駆動する場合、
>液体酸素ターボポンプ側にもプリバーナーを装着して
>液水と液酸のターボポンプをそれぞれのプリバーナーのガスで駆動するほうが、
>水素ガスの配管が単純になり、
>海面上で推力が１７４トン 比推力が３９５秒、
>真空中で推力が２００トン 比推力が４５５秒
>となることがわかりました。
と、のたまわってますよ。
1.5段式ならともかく、2.5段式なら１段目に超高性能エンジンなんて要らない。
だからケロシンエンジン作れとか、さっさとLNGブースター作れという話しがあるわけで。
だからケロシンエンジン作れとか、さっさとLNGブースター作れという話しがあるわけで。
>>369-370
今年4月に初打ち上げのあったミノタウルIV(固体ロケット) と HTV-2 もそうだったはず。
# Hypersonic Technology Vehicle 2
ちなみにHTV-2は失敗したらしい・・・縁起でもない。
（広域規制のため亀レス）
今年4月に初打ち上げのあったミノタウルIV(固体ロケット) と HTV-2 もそうだったはず。
# Hypersonic Technology Vehicle 2
ちなみにHTV-2は失敗したらしい・・・縁起でもない。
（広域規制のため亀レス）
869 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/26(木) 14:04:12
>>78
沖ノ鳥島を魔改造するのだったら
http://messages.yahoo.co.jp/bbs?.mm=GN&action=m&board=1835557&tid=spacedevreservera1a1a1a1a7ch3abhafa4nna2bepjs&sid=1835557&mid=613
みたいにロケット打ち上げ船を作って赤道上の海から打ち上げたほうが手っ取り早い罠。
沖ノ鳥島を魔改造するのだったら
http://messages.yahoo.co.jp/bbs?.mm=GN&action=m&board=1835557&tid=spacedevreservera1a1a1a1a7ch3abhafa4nna2bepjs&sid=1835557&mid=613
みたいにロケット打ち上げ船を作って赤道上の海から打ち上げたほうが手っ取り早い罠。
ケロシンに信頼性がない？？
おそらく世界最高の信頼性と生産数を誇るエンジン
http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/f/f5/Soyuz_rocket_engines.jpg
http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/f/f5/Soyuz_rocket_engines.jpg
液水/フッ素エンジンを作ろう
ヒドラジンよりヤベー
875 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/26(木) 15:57:07
固体ロケットって緊急時には
瞬時に裂くことができるから
脱出も可能じゃないのか？
瞬時に裂くことができるから
脱出も可能じゃないのか？
>>876
赤いのはただのフタで、使う時は外す。
赤いのはただのフタで、使う時は外す。
Ares I は雇用と政治的な問題だから。
ブースターとしてではなく１段目として使うから、有りだとは思うけど、
素人目でもあまり良い設計とは思えないわ。
ブースターとしてではなく１段目として使うから、有りだとは思うけど、
素人目でもあまり良い設計とは思えないわ。
実際アレス1では固体につき物の振動が大いに問題になってた
ただあの構成だからJAXAのと一緒に考えるのもどうかと思う
ただあの構成だからJAXAのと一緒に考えるのもどうかと思う
883 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/27(金) 15:39:40
最新の資料じゃSRB抜きのLE-X3基クラスタだが
>>884
これかな。
http://www.nikkeibp.co.jp/article/column/20090512/151747/?P=4
確かに、man-ratedと書かれているのはどれもLE-Xが3基だよね。
1基10億円と言われるうえに信頼性に疑問のあるLE-7Aの3基クラスタは難しいけど、
1基1億円(?)で信頼性を高めたLE-Xなら、たくさん束ねられて便利そう。
ただ打ち上げ能力がLEO 8tで、H2A202よりも劣るというのが気になる。
HTVベースの有人宇宙船は無理ってことだろ?
個人的にはあらかじめLNGで「軌道間シャトル」を作ってISSに係留しておき、
脱出ロケットと再突入カプセルだけからなる必要最低限の有人宇宙船を打ち上げて、
ISSまで曳航する形にすれば良いと思う。
そうでもしなきゃ、まじでLNG(LE-8)の使い道が無いと思う。
これかな。
http://www.nikkeibp.co.jp/article/column/20090512/151747/?P=4
確かに、man-ratedと書かれているのはどれもLE-Xが3基だよね。
1基10億円と言われるうえに信頼性に疑問のあるLE-7Aの3基クラスタは難しいけど、
1基1億円(?)で信頼性を高めたLE-Xなら、たくさん束ねられて便利そう。
ただ打ち上げ能力がLEO 8tで、H2A202よりも劣るというのが気になる。
HTVベースの有人宇宙船は無理ってことだろ?
個人的にはあらかじめLNGで「軌道間シャトル」を作ってISSに係留しておき、
脱出ロケットと再突入カプセルだけからなる必要最低限の有人宇宙船を打ち上げて、
ISSまで曳航する形にすれば良いと思う。
そうでもしなきゃ、まじでLNG(LE-8)の使い道が無いと思う。
物事には手順があるのかもね
有人無人どちらもだけど、
最初からSRBありきだと手癖の悪いIHIが図に乗ってコストダウン渋るだろうから
つれない雰囲気かもし出してるフェーズなんじゃね？
IHI 『へっへー GXの穴埋めはさせてもらうぜ』
JAXA 『 フーンあそ（ ´_ゝ`） そっちがその気ならSRB廃止しようかな』 ←いまココ
IHI 『私が悪うございました、従来どおりお引き立てくださいませ』
有人無人どちらもだけど、
最初からSRBありきだと手癖の悪いIHIが図に乗ってコストダウン渋るだろうから
つれない雰囲気かもし出してるフェーズなんじゃね？
IHI 『へっへー GXの穴埋めはさせてもらうぜ』
JAXA 『 フーンあそ（ ´_ゝ`） そっちがその気ならSRB廃止しようかな』 ←いまココ
IHI 『私が悪うございました、従来どおりお引き立てくださいませ』
最新の資料では、H2Bのコアのみでエンジン３基だな。
資料を作った人の趣味かも知れんが。
小型サターンVみたいの。
資料を作った人の趣味かも知れんが。
小型サターンVみたいの。
>>885
LE-Xってそんなに安く作ろうとしてるの？
LE-Xってそんなに安く作ろうとしてるの？
>>884,885
同年の資料にH-IIBにHTV発展型で有人てのもある。
H-X200M
ttp://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2008-g-09.pdf
H-IIB+HTV発展
ttp://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2008-g-14.pdf
>>885
LE-Xは1基5億円位が目標じゃないの？他の資料でもコスト半減て書いてあるし。
同年の資料にH-IIBにHTV発展型で有人てのもある。
H-X200M
ttp://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2008-g-09.pdf
H-IIB+HTV発展
ttp://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2008-g-14.pdf
>>885
LE-Xは1基5億円位が目標じゃないの？他の資料でもコスト半減て書いてあるし。
どうしてこうも、話しが堂々巡りするのか。
891 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/27(金) 16:43:09
>>884
LE-Xはずーと先の話、順序が逆。
LE-Xはずーと先の話、順序が逆。
有人ロケットはLE-X完成後の話し。
次はH2A上段の見直し、LE-Xの本格的開発、HTV-Rなど。
次はH2A上段の見直し、LE-Xの本格的開発、HTV-Rなど。
883は、ふじ の話でもしてたんだろう
なあ よくここのスレでも参照されてるこの画像
http://www.nikkeibp.co.jp/article/column/20090512/151747/05.jpg
H-X200M
ttp://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2008-g-09.pdf
にも出てるけど
この資料のLE-5Bの○薄水色のが使われていない件
というか間違った色になってる件
これ、直さないのだろうか。。。
http://www.nikkeibp.co.jp/article/column/20090512/151747/05.jpg
H-X200M
ttp://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2008-g-09.pdf
にも出てるけど
この資料のLE-5Bの○薄水色のが使われていない件
というか間違った色になってる件
これ、直さないのだろうか。。。
PDFにした時点で抜け落ちたのだろう。
896 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/27(金) 18:46:36
宇宙ステーション補給機（HTV）の愛称の募集について
http://www.jaxa.jp/press/2010/08/20100827_htv_j.html
https://ssl.tksc.jaxa.jp/iss/htv_nickname.php
http://www.jaxa.jp/press/2010/08/20100827_htv_j.html
https://ssl.tksc.jaxa.jp/iss/htv_nickname.php
応募してきた
愛称に使われそうな言葉を含む能書きは無いの？
日本語でおｋ
>>898
それらしいものは見つからないなぁ
それらしいものは見つからないなぁ
HTVに慣れすぎて、HTV以外思いつかねー
902 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/27(金) 20:34:36
この調子じゃますます中国には圧倒的に差をつけられ、インドにすら先に有人やられるね。
HTV-Rが2015年以降、HTV-Hとと有人ロケットに至っては2020年以降だろ？
今まで圧倒的なGDP2位だったのに、日本は本当に宇宙と軍事をないがしろにしてきたね。
HTV-Rが2015年以降、HTV-Hとと有人ロケットに至っては2020年以降だろ？
今まで圧倒的なGDP2位だったのに、日本は本当に宇宙と軍事をないがしろにしてきたね。
政治的に有人が封印されて身動きが取れなかった。
HTVの成功でやっと口に出しても非難されなくなった。
HTVの成功でやっと口に出しても非難されなくなった。
愛称 つ 「えっちなＴＶ」
>>885>>889
俺が言ったのは今年はじめに出たここらへんの資料のことな
http://www.kantei.go.jp/jp/singi/utyuu/tukitansa/dai5/siryou1.pdf
http://www.kantei.go.jp/jp/singi/utyuu/tukitansa/dai6/siryou2.pdf
>>891
LE-Xの基幹ロケットへの適用が2017年で有人は2025年
俺が言ったのは今年はじめに出たここらへんの資料のことな
http://www.kantei.go.jp/jp/singi/utyuu/tukitansa/dai5/siryou1.pdf
http://www.kantei.go.jp/jp/singi/utyuu/tukitansa/dai6/siryou2.pdf
>>891
LE-Xの基幹ロケットへの適用が2017年で有人は2025年
JAXAの有人はまだまだ先かぁ・・・。
インドが2015年頃の有人を目指していたと思ったけど、
5年くらい遅れたところで、確実に負けそうだな。orz
インドが2015年頃の有人を目指していたと思ったけど、
5年くらい遅れたところで、確実に負けそうだな。orz
有人を実現しても、宙の会でJAXAの人が言ってるような巨大システムじゃ、
財政的に年１回が限度だと思う。
年３回くらいISSを往復できる軽量・低価格な有人機を作って欲しい。
そうすれば、俺も宇宙に上がれる可能性が高まる。
財政的に年１回が限度だと思う。
年３回くらいISSを往復できる軽量・低価格な有人機を作って欲しい。
そうすれば、俺も宇宙に上がれる可能性が高まる。
>>885
> >>884
> これかな。
> http://www.nikkeibp.co.jp/article/column/20090512/151747/?P=4
> 確かに、man-ratedと書かれているのはどれもLE-Xが3基だよね。
これ、2段目は LE-X 1つで、その上に 8t のペイロードですよね.
それで LEO 8t では、とんでもない加速度になるよね.
スロットリング 60% でも 5G 以上.
2段目だから、アボートタワーは切り離した後だし。
このスレか、「ロケット総合スレ』の方だったかで、数週間前に指摘と批判があったけど.
真面目に考えられた man-rated の設計とは思えない.
おおもとは
>>894
なんだけどね。
> >>884
> これかな。
> http://www.nikkeibp.co.jp/article/column/20090512/151747/?P=4
> 確かに、man-ratedと書かれているのはどれもLE-Xが3基だよね。
これ、2段目は LE-X 1つで、その上に 8t のペイロードですよね.
それで LEO 8t では、とんでもない加速度になるよね.
スロットリング 60% でも 5G 以上.
2段目だから、アボートタワーは切り離した後だし。
このスレか、「ロケット総合スレ』の方だったかで、数週間前に指摘と批判があったけど.
真面目に考えられた man-rated の設計とは思えない.
おおもとは
>>894
なんだけどね。
要するに、この爺さんはLE-Xを2段目に選択するのはバカと言いたいんだろ。
……多分、エアワールドから縁切りされた星島さんじゃね？
御大は去年までLE-7Aをクラスタで使うと60秒で溶けると力説していた。
彼も学習したんで、いまさらLE-Xのクラスタ使用をネタにしても意味がない。
だから、２段目にLE-Xを使うのは危険だ！キャンペーンを始めた。
辻褄は合うぞ。
……多分、エアワールドから縁切りされた星島さんじゃね？
御大は去年までLE-7Aをクラスタで使うと60秒で溶けると力説していた。
彼も学習したんで、いまさらLE-Xのクラスタ使用をネタにしても意味がない。
だから、２段目にLE-Xを使うのは危険だ！キャンペーンを始めた。
辻褄は合うぞ。
>>910
何をタワケタコトを。
>>583
>>591
と並べれば分かるけど、
有人ペイロード 15-30t
で、LE-X を上段に使うことは否定していない.加速度的にも自然だし。
あくまで突っ込んでいるのは、有人ペイロード 8t に上段は54トンで、推進剤が46トン、推力が1421KN
これで加速度の計算は高校の物理のレベルだね.
ちなみに、星島氏は定量的議論は苦手.
物理以前に経済でも１桁くらいいい加減な数字を平気で並べる.
何をタワケタコトを。
>>583
>>591
と並べれば分かるけど、
有人ペイロード 15-30t
で、LE-X を上段に使うことは否定していない.加速度的にも自然だし。
あくまで突っ込んでいるのは、有人ペイロード 8t に上段は54トンで、推進剤が46トン、推力が1421KN
これで加速度の計算は高校の物理のレベルだね.
ちなみに、星島氏は定量的議論は苦手.
物理以前に経済でも１桁くらいいい加減な数字を平気で並べる.
スロットリング６０％から起動しないと、チンパンジーのハムのようになるな。
っていうか、健忘症か？これ以前にも話しが出たぞ。
っていうか、健忘症か？これ以前にも話しが出たぞ。
> チンパンジーのハムのようになるな。
さすがにそれはない。
(1421kN * 60%) / 16ｔ = 5.4375G
さすがにそれはない。
(1421kN * 60%) / 16ｔ = 5.4375G
ソユーズですらブースター切り離し直前で、4.5Gくらいなのに5.4Gは有人用とは言い難い。
人体よりむしろ構造や機器類がヤバイかも。
人体よりむしろ構造や機器類がヤバイかも。
>>896
これ、複数応募しても大丈夫？
これ、複数応募しても大丈夫？
H-XやLE-Xがだいぶ後の話となると、
現状のH-IIAとLE-7Aを使って3基クラスタとかSRB-Aなしコンフィギュレーションを試すことになるのかな？
たとえば202からSRB-A(8億?)省略でLE-7A(10億?)の3基クラスタなら、
重量が半分程度(M-V並)で、推力も半分程度。
つまり202型と性能もコストもあまり変わらずに3基クラスタ技術を試せるのでは?
現状のH-IIAとLE-7Aを使って3基クラスタとかSRB-Aなしコンフィギュレーションを試すことになるのかな？
たとえば202からSRB-A(8億?)省略でLE-7A(10億?)の3基クラスタなら、
重量が半分程度(M-V並)で、推力も半分程度。
つまり202型と性能もコストもあまり変わらずに3基クラスタ技術を試せるのでは?
わざわざ開発費をかける意味がない。
そんなもん作っても性能はガタ落ち、重量が半分なら打ち上げ能力も半減に近いだろう。
>>913
連想？ ・・・やっさん、とか？
連想？ ・・・やっさん、とか？
>>916
よく読んでみたけど複数応募がダメとは書いてないね。
「くろねこ」とか「ひょうけつ」とか含め、いろいろ送ってみれば良いんじゃない？
それよか、公募ページで「はやぶさ」が運用中の扱いになってるんだけど、
今の状態でも運用中ってことになるの？
本体はいなくて、カプセルの分析だけなのに。
よく読んでみたけど複数応募がダメとは書いてないね。
「くろねこ」とか「ひょうけつ」とか含め、いろいろ送ってみれば良いんじゃない？
それよか、公募ページで「はやぶさ」が運用中の扱いになってるんだけど、
今の状態でも運用中ってことになるの？
本体はいなくて、カプセルの分析だけなのに。
IGSレーダー2号機が壊れてレーダー衛星が全滅したらしい。
次のIGS打ち上げでスケジュールを急いで2機同時に打ち上げたりしないのかな?
そうすれば久々に204型の打ち上げが見れるかも。
次のIGS打ち上げでスケジュールを急いで2機同時に打ち上げたりしないのかな?
そうすれば久々に204型の打ち上げが見れるかも。
くろねこ、ひきゃく、かんがるー
炭素繊維のところを白く塗ったのは、広告の為だろ？
５億円くらいでスポンサーになってもらって貰おうよ。
「宇宙まで荷物をお届けします」ってさ。
小学生にISSへのメッセージを書いてもらって、
それを種子島まで運んでHTVでISSへってCM作って。
スポンサーもJAXAも良い宣伝になるよ。
炭素繊維のところを白く塗ったのは、広告の為だろ？
５億円くらいでスポンサーになってもらって貰おうよ。
「宇宙まで荷物をお届けします」ってさ。
小学生にISSへのメッセージを書いてもらって、
それを種子島まで運んでHTVでISSへってCM作って。
スポンサーもJAXAも良い宣伝になるよ。
924 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/28(土) 21:27:20
925 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/28(土) 22:54:23
HTVの愛称：
HTV(再突入機能なし)は「ザク」で、
HTV-R(再突入機能あり)は「ガンダム」で、
「ザク」の時は、再突入で燃え尽きるときに「シャア大佐あー」とﾗｽﾄﾒｯｾｰｼﾞが。
HTV(再突入機能なし)は「ザク」で、
HTV-R(再突入機能あり)は「ガンダム」で、
「ザク」の時は、再突入で燃え尽きるときに「シャア大佐あー」とﾗｽﾄﾒｯｾｰｼﾞが。
逆刺しってコンデンサ？
まぁ５年には届かなかったが、４年近く運用できたし
よくやったと言えると思う。
中国並みにポンポン軍事衛星を打ち上げられるといいんだが・・。
よくやったと言えると思う。
中国並みにポンポン軍事衛星を打ち上げられるといいんだが・・。
ちなみに中国は
気象衛星などのリモートセンシング衛星や地球観測衛星のたぐいもたくさん打ち上げている。
日本が太陽系探査とか天文衛星とか外宇宙の科学分野でいい気になっている間に、
肝心の地球観測の科学分野ではどんどん中国に置いてけぼりにされている気がする。
気象衛星などのリモートセンシング衛星や地球観測衛星のたぐいもたくさん打ち上げている。
日本が太陽系探査とか天文衛星とか外宇宙の科学分野でいい気になっている間に、
肝心の地球観測の科学分野ではどんどん中国に置いてけぼりにされている気がする。
930 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/28(土) 23:42:02
そ、そんなに怖い口調で言わなくてもｗ
>>922
http://www.yomiuri.co.jp/science/news/20100828-OYT1T00453.htm?from=main2
「故障したのは、０７年２月に打ち上げられた「レーダー２号」。同センターは、電源系のトラブルが原因とみている。」
「０３年に打ち上げられたレーダー１号も、やはり電源系のトラブルによる故障で、設計上の寿命より１年早く０７年に運用を停止した。」
また電源か。
レーダー１号機の故障は、2007年３月25日なので、この時のトラブル対応は、2号機には反映しようがないな.
http://www.yomiuri.co.jp/science/news/20100828-OYT1T00453.htm?from=main2
「故障したのは、０７年２月に打ち上げられた「レーダー２号」。同センターは、電源系のトラブルが原因とみている。」
「０３年に打ち上げられたレーダー１号も、やはり電源系のトラブルによる故障で、設計上の寿命より１年早く０７年に運用を停止した。」
また電源か。
レーダー１号機の故障は、2007年３月25日なので、この時のトラブル対応は、2号機には反映しようがないな.
プロトタイプのレーダーを積んだ「だいち」は絶好調
バスを根本的に見直した「いぶき」もコレといった不具合は報告されていない
何が違うんだろ？製造現場のモチベーション
バスを根本的に見直した「いぶき」もコレといった不具合は報告されていない
何が違うんだろ？製造現場のモチベーション
934 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/29(日) 00:28:35
>>933
逆挿は個人的な無知とチェック体制の欠陥だね。
逆挿は個人的な無知とチェック体制の欠陥だね。
>>924
コンデンサー逆刺しと思う根拠は?
確かに、そんなことをすれば寿命は短くなるが、1000時間程度で故障する可能性.
3年半持つという微妙なものではないんでは？
無論、印加電圧が小さい場合はもっと長持ちはするけど、報道では電源系のトラブルが
原因と推測されているね.
コンデンサー逆刺しと思う根拠は?
確かに、そんなことをすれば寿命は短くなるが、1000時間程度で故障する可能性.
3年半持つという微妙なものではないんでは？
無論、印加電圧が小さい場合はもっと長持ちはするけど、報道では電源系のトラブルが
原因と推測されているね.
937 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/29(日) 01:59:00
>>937
>>930
ではセンサー関係は NEC と主張しているが、
一方報道では
「同センターは、電源系のトラブルが原因とみている。」
電源系はIGSのプライムの三菱電機担当では？
だからと言って、三菱電機の責任とも主張するつもりはなく、現段階では、はっきり分からない.
ただ、「レーダー１号」「レーダー２号」両方共電源系のトラブル.
>>930
ではセンサー関係は NEC と主張しているが、
一方報道では
「同センターは、電源系のトラブルが原因とみている。」
電源系はIGSのプライムの三菱電機担当では？
だからと言って、三菱電機の責任とも主張するつもりはなく、現段階では、はっきり分からない.
ただ、「レーダー１号」「レーダー２号」両方共電源系のトラブル.
電源系と言っても広いぞ。太陽電池パネル自体もあれば、本体に繋がるケーブル、
そして変圧器なりバッテリなりの内部機器。
まぁ、1号にしろ2号にしろ、どんな問題が出たのか具体的に情報が出ない限り、推測の仕様すらないな
そして変圧器なりバッテリなりの内部機器。
まぁ、1号にしろ2号にしろ、どんな問題が出たのか具体的に情報が出ない限り、推測の仕様すらないな
レーダー衛星は気象衛星や光学衛星のような「デジカメ」衛星と違って、
ミッション部の消費電力が桁違いだから、負担も大きいのだろう。
難しい分、壊れない衛星が出来れば、日本国の資産になる。
長寿命の衛星になって欲しいものです。
9/12打ち上げのQZSSもハイパワー送信機搭載しおります。
早死には嫌ですよ。12年キッチリ動いてくださいね。
ミッション部の消費電力が桁違いだから、負担も大きいのだろう。
難しい分、壊れない衛星が出来れば、日本国の資産になる。
長寿命の衛星になって欲しいものです。
9/12打ち上げのQZSSもハイパワー送信機搭載しおります。
早死には嫌ですよ。12年キッチリ動いてくださいね。
レーダー機はすでに1機壊れていたのに、去年打ち上げたのは光学機の後継機だったな。
あのタイミングでレーダー機を打ち上げていれば、まだ状況は良かったのに。
そういえば、その光学機が打ち上げ早々に機能停止したと言う、ソース不明の噂があったが、
今回のような発表が無い以上、デタラメだったと言う事か。
あのタイミングでレーダー機を打ち上げていれば、まだ状況は良かったのに。
そういえば、その光学機が打ち上げ早々に機能停止したと言う、ソース不明の噂があったが、
今回のような発表が無い以上、デタラメだったと言う事か。
942 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/29(日) 09:12:06
さらに次打ち上げるのも光学4号機。
これで光学機4機、レーダー機0機体制になるな。
なんで予備機用意しとかないんだ？
予算の問題があったなら、少し打ち上げ早めて故障に備えるとか色々手段はあるだろう。
これで光学機4機、レーダー機0機体制になるな。
なんで予備機用意しとかないんだ？
予算の問題があったなら、少し打ち上げ早めて故障に備えるとか色々手段はあるだろう。
>>942
光学3号実証機もあるから実質光学5機体制では?
というか・・・なんでレーダー衛星には実証機が無いのだろう。
実証機なら短期間で開発して相乗り打ち上げも出来ただろうに。
>>939
たしかに、衛星全般に言えることではあるが
原因が分からない致命的な状態になると
とりあえず電源が疑われる傾向があるような。
実際、実物が宇宙にあるのでは検証のしようが無いので
実は便利な言い訳だったりするのかな。
光学3号実証機もあるから実質光学5機体制では?
というか・・・なんでレーダー衛星には実証機が無いのだろう。
実証機なら短期間で開発して相乗り打ち上げも出来ただろうに。
>>939
たしかに、衛星全般に言えることではあるが
原因が分からない致命的な状態になると
とりあえず電源が疑われる傾向があるような。
実際、実物が宇宙にあるのでは検証のしようが無いので
実は便利な言い訳だったりするのかな。
やはり、レーダー衛星だと華が無いからでは？
「だいち」の災害チャーターによる大活躍までは
一般への知名度も低かったですし。
「だいち」の災害チャーターによる大活躍までは
一般への知名度も低かったですし。
946 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/29(日) 10:20:22
今後の情報収集衛星の予定は・・・
2011年
・光学4号
・レーダー3号
2012年
・光学実証5号（分解能40cm以上）
・レーダー4号
2014年
・光学5号（分解能40cm以上）
2016年
・レーダー5号
・光学6号
2011年
・光学4号
・レーダー3号
2012年
・光学実証5号（分解能40cm以上）
・レーダー4号
2014年
・光学5号（分解能40cm以上）
2016年
・レーダー5号
・光学6号
947 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/29(日) 10:24:38
2010年8月時点で、情報収集衛星の運用を始めてから7年と5ヶ月が経過。
このうち1日に1回観測できる「光学2機+レーダ2機=4基体制」が揃ったのはたったの1ヶ月だけ！。
しかも光学1号機は欠陥のため分解能1mを満たせなかった。
次に4基体制が揃うのは、レーダー衛星が順調に行ったとしても2012年！
このうち1日に1回観測できる「光学2機+レーダ2機=4基体制」が揃ったのはたったの1ヶ月だけ！。
しかも光学1号機は欠陥のため分解能1mを満たせなかった。
次に4基体制が揃うのは、レーダー衛星が順調に行ったとしても2012年！
948 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/29(日) 10:29:56
～宇宙ニュースの小部屋～より転載
■[機関]ロシアTsSKB Progress、次期有人打上げロケットRus-Mの概念設計作業を完了して審査へ
RussianSpaceWeb(8/26)
Roscosmosからの契約によりTsSKB Progress が約1年検討した結果、
2段式の新型ロケット(1段:RD-180 x 3基 (推薬180tonのステージを3本クラスタ), 2段:RD-0146 x 4基(推薬46.5ton))
の構想を提出したとのこと。
Roscosmosからの要求には、リフトオフ時点でエンジンが1基故障しても射点損傷を回避することと、
新極東射点から打ち上げられたロケットから緊急離脱した宇宙船が必ず太平洋に着水すること
(陸上におりることがないこと)が含まれているとのこと。
■[機関]ロシアTsSKB Progress、次期有人打上げロケットRus-Mの概念設計作業を完了して審査へ
RussianSpaceWeb(8/26)
Roscosmosからの契約によりTsSKB Progress が約1年検討した結果、
2段式の新型ロケット(1段:RD-180 x 3基 (推薬180tonのステージを3本クラスタ), 2段:RD-0146 x 4基(推薬46.5ton))
の構想を提出したとのこと。
Roscosmosからの要求には、リフトオフ時点でエンジンが1基故障しても射点損傷を回避することと、
新極東射点から打ち上げられたロケットから緊急離脱した宇宙船が必ず太平洋に着水すること
(陸上におりることがないこと)が含まれているとのこと。
残念ながら、日本ではIGSそのものを嫌っている人が多いから
4基そろわなくても余り叩かれない。よってみんなあまり深刻に考えないのでしょうね。
野尻さんはH-IIA6号機がIGSを載せて打ち上げ失敗したとき、こんな発言をしている。
↓
http://njb.virtualave.net/nmain0140.html#nmain20031129153632
野尻抱介 2003年11月29日(土)15時36分32秒
＞ 報道によると固体ブースターの一基が分離しなかったとのこと。SSBかSRB-Aかわかりませんが、
＞固体ブースターは燃え殻でもかなり重いので、これが足を引っ張った。
＞ SRB分離が150秒後だから、それから１０分近く見守ってから指令破壊したことになります。
＞これでは軌道に乗れない、これ以上二段目エンジンを燃焼させても危険が増すだけ、と見て決断したんでしょう。
＞ 指令破壊はよく「爆破」と表現されますが、タンクを少量の爆薬で切り開くような感じです。結果的には爆発しますが。
＞ JAXA初の打ち上げがこんな結果になったことはまことに残念です。唯一気休めになるのは、荷物が予算を食うばかりでろくな役に立たない偵察衛星だったことくらい。
＞ しかし、つまらないトラブルは常にあるものなので、ここはまず、大きく構えてかかりたいところです。
4基そろわなくても余り叩かれない。よってみんなあまり深刻に考えないのでしょうね。
野尻さんはH-IIA6号機がIGSを載せて打ち上げ失敗したとき、こんな発言をしている。
↓
http://njb.virtualave.net/nmain0140.html#nmain20031129153632
野尻抱介 2003年11月29日(土)15時36分32秒
＞ 報道によると固体ブースターの一基が分離しなかったとのこと。SSBかSRB-Aかわかりませんが、
＞固体ブースターは燃え殻でもかなり重いので、これが足を引っ張った。
＞ SRB分離が150秒後だから、それから１０分近く見守ってから指令破壊したことになります。
＞これでは軌道に乗れない、これ以上二段目エンジンを燃焼させても危険が増すだけ、と見て決断したんでしょう。
＞ 指令破壊はよく「爆破」と表現されますが、タンクを少量の爆薬で切り開くような感じです。結果的には爆発しますが。
＞ JAXA初の打ち上げがこんな結果になったことはまことに残念です。唯一気休めになるのは、荷物が予算を食うばかりでろくな役に立たない偵察衛星だったことくらい。
＞ しかし、つまらないトラブルは常にあるものなので、ここはまず、大きく構えてかかりたいところです。
いちおう「みどり」と「みどり2」の教訓が生かされたのでは?
レーダー衛星と光学衛星という、2つのセンサを2つの衛星に分離したことで、
片方に欠陥があっても、もう片方が生き延びることができている。
レーダー衛星と光学衛星という、2つのセンサを2つの衛星に分離したことで、
片方に欠陥があっても、もう片方が生き延びることができている。
いや、そもそもIGS自体がテポドンショックで慌てた政府と、上手いことそれに乗っかったメルコが
急いででっち上げたシロモノだから、両方載せる余地がそもそも無かっただけ。
なにしろUSERSバスだからなぁ。
急いででっち上げたシロモノだから、両方載せる余地がそもそも無かっただけ。
なにしろUSERSバスだからなぁ。
第2世代である光学3号機からは改善されてるでしょ。
なんだか全く別物に仕上がってるとか・・・
今までの衛星は急遽無理やり流用だったからうまく行かなかっただけだし。
なんだか全く別物に仕上がってるとか・・・
今までの衛星は急遽無理やり流用だったからうまく行かなかっただけだし。
冷静に考えたら、テポドンは日本を射程に入れたミサイルじゃないのだから
そこで政府があわてる必要はなかったのにね。
ノドン配備されても悠長に構えていたのに
テポドンを打ち上げたからIGSを持てという感覚が判りませんね。
そこで政府があわてる必要はなかったのにね。
ノドン配備されても悠長に構えていたのに
テポドンを打ち上げたからIGSを持てという感覚が判りませんね。
昔のロケット・人工衛星は、打ち上げちゃえば手の届かない場所に行くので、
怪しい部分が有っても、予定通りに打ち上げて、打ち上げ成功・初期動作の
確認まで行けばオッケー。そのあと壊れたら、それが天寿と割りきっていたからね。
今回の衛星にも、その頃の名残が有った気がする。USERSバスらしいし。
QZSSのように潤滑油問題で部品の改修とか、GOSATのようにミッション遂行に
強靭さも求められるようになったのは最近。
今回の故障は痛いけど、無理に慌てず、確実に打ち上げれば良いよ。
少し遅れるぐらいで丁度よい。
怪しい部分が有っても、予定通りに打ち上げて、打ち上げ成功・初期動作の
確認まで行けばオッケー。そのあと壊れたら、それが天寿と割りきっていたからね。
今回の衛星にも、その頃の名残が有った気がする。USERSバスらしいし。
QZSSのように潤滑油問題で部品の改修とか、GOSATのようにミッション遂行に
強靭さも求められるようになったのは最近。
今回の故障は痛いけど、無理に慌てず、確実に打ち上げれば良いよ。
少し遅れるぐらいで丁度よい。
オリジナルUSERSは
2002/09/19 打ち上げ
2003/05/30 REM分離再突入回収
2005/02/25 運用終了
2007/06/15 再突入消滅
2年半しか運用してないのよね・・・・
でも光学のほうにも同じバスが使われていて、そっちは問題ないんだから
レーダーミッション機器との相性がわるいのかねぇ
2002/09/19 打ち上げ
2003/05/30 REM分離再突入回収
2005/02/25 運用終了
2007/06/15 再突入消滅
2年半しか運用してないのよね・・・・
でも光学のほうにも同じバスが使われていて、そっちは問題ないんだから
レーダーミッション機器との相性がわるいのかねぇ
どうせなら、はやぶさバスにすればイプシロンでも打ち上げられるのでは。
ついでにイオンエンジンで空気抵抗を相殺できるという高度180km級の極低軌道に投入すれば、
解像度も2、3倍に上がるはず。
ついでにイオンエンジンで空気抵抗を相殺できるという高度180km級の極低軌道に投入すれば、
解像度も2、3倍に上がるはず。
まあ、IGSはもう年間600億の公共事業であり、利権とかしちゃったからどうしようもないぽ
尻Pもボロクソに貶しているけど、初期の光学衛星の解像力がイコノス以下で、
内閣府のオモチャとか、無駄な衛星だとマスコミが散々叩き続けていたからな。
おそらく、光学衛星の能力向上に開発リソースを優先したんでしょうね。
レーダー衛星の改良が後手に回り、完成度が落ちるのは仕方がない。
支那朝鮮の手先として、マスゴミは良い仕事をしたんだよ。
内閣府のオモチャとか、無駄な衛星だとマスコミが散々叩き続けていたからな。
おそらく、光学衛星の能力向上に開発リソースを優先したんでしょうね。
レーダー衛星の改良が後手に回り、完成度が落ちるのは仕方がない。
支那朝鮮の手先として、マスゴミは良い仕事をしたんだよ。
>レーダーミッション機器との相性がわるいのかねぇ
レーダーは大出力の電力が必要だから
電子機器の劣化も早いのかねぇ
>IGSはもう年間600億の公共事業であり
ＩＧＳの打ち上げは必要だと思うけどなぁ
l/d松浦氏とか科学探査に思い入れのある面々は
ＩＧＳに予算を食われて苦々しく思っている面があるけど
宇宙開発って軍事と科学探査を同時並行でやらないといけないでしょう
ＩＧＳ用の予算は防衛費から出せという意見は賛成だけど、ＩＧＳそれ自体は必要だと感じる
>>940
日本のレーダー衛星、「だいち」は4年半稼働しているから、長寿命と言うほどではないにしても、一応の水準では無いか.
レーダー気象衛星として熱帯降雨観測衛星（TRMM）がある。
これは 1997 年打ち上げだから13年稼働で長寿命の部類か.
しかし、バスはアメリカだし、発生電力 3300 W）で、
「だいち」(7000W）とは約2倍違う.
それ以前に遡ると、地球資源衛星「ふよう1号」（JERS-1）。6年8ヶ月稼働.
ただ、これらの衛星とは違い、IGS はレーダー衛星専用の(バス)設計をしていないという違いがある.
まあ、光学系も問題だったけど、次世代で改善はしている.
>>939
IGS (レーダー)については、事故調査委員会とか開いているのだろうか?
どの点について問題があったのか具体的に分からなければ改善のしようがない.
衛星の性格上、情報は公開むずかしいだろうが、内部調査でもきちんと対応しないとね。
日本のレーダー衛星、「だいち」は4年半稼働しているから、長寿命と言うほどではないにしても、一応の水準では無いか.
レーダー気象衛星として熱帯降雨観測衛星（TRMM）がある。
これは 1997 年打ち上げだから13年稼働で長寿命の部類か.
しかし、バスはアメリカだし、発生電力 3300 W）で、
「だいち」(7000W）とは約2倍違う.
それ以前に遡ると、地球資源衛星「ふよう1号」（JERS-1）。6年8ヶ月稼働.
ただ、これらの衛星とは違い、IGS はレーダー衛星専用の(バス)設計をしていないという違いがある.
まあ、光学系も問題だったけど、次世代で改善はしている.
>>939
IGS (レーダー)については、事故調査委員会とか開いているのだろうか?
どの点について問題があったのか具体的に分からなければ改善のしようがない.
衛星の性格上、情報は公開むずかしいだろうが、内部調査でもきちんと対応しないとね。
基本的にロケット好きなので、打ち上げる弾はなんでもいいです。
毎年のように上がって数を稼がせてくれるIGSは貴重。
はやめに壊れてくれるところも愛らしい。
毎年のように上がって数を稼がせてくれるIGSは貴重。
はやめに壊れてくれるところも愛らしい。
光学実証機は寿命を減らして解像度を上げたけど、
レーダー衛星の場合は寿命を実証するために
性能を落とした長寿実証衛星をとりあえず打ち上げるべきでは?
こんなときのために。
レーダー衛星の場合は寿命を実証するために
性能を落とした長寿実証衛星をとりあえず打ち上げるべきでは?
こんなときのために。
963 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/29(日) 12:51:32
>>949
俺もその文読んだとき思わず「こいつ殺してやろうか」と思ったぐらい怒りが沸騰したよ。
俺もその文読んだとき思わず「こいつ殺してやろうか」と思ったぐらい怒りが沸騰したよ。
>>947
> 次に4基体制が揃うのは、レーダー衛星が順調に行ったとしても2012年！
心配ない.
2013年 には、ALOS-2 があがって、冗長性も確保される.
ASNARO シリーズも開発進めば、トラブルを含めた緊急時にも対抗できる.
このシリーズには、光学以外に SAR 構想もあったはず.
IGS 限定より、幅を広げた方がいわゆる「安全保障』面でも結局有利では?
>>958
開発リソースの制限は日本の宇宙開発全体に言えること.
IGS の違いは非公開が原則で、技術的に問題があっても(大学、研究機関など)外部からの支援を
求めずらいこと。
同じ理由から、開発スタッフの人事交流に制限があり、経験を積むのに支障がある.
これ以外にレーダー衛星に限定すると、１号機のトラブルが判明したのは2号機打ち上げ後で、
時系列から言って対応のしようがない.
> 次に4基体制が揃うのは、レーダー衛星が順調に行ったとしても2012年！
心配ない.
2013年 には、ALOS-2 があがって、冗長性も確保される.
ASNARO シリーズも開発進めば、トラブルを含めた緊急時にも対抗できる.
このシリーズには、光学以外に SAR 構想もあったはず.
IGS 限定より、幅を広げた方がいわゆる「安全保障』面でも結局有利では?
>>958
開発リソースの制限は日本の宇宙開発全体に言えること.
IGS の違いは非公開が原則で、技術的に問題があっても(大学、研究機関など)外部からの支援を
求めずらいこと。
同じ理由から、開発スタッフの人事交流に制限があり、経験を積むのに支障がある.
これ以外にレーダー衛星に限定すると、１号機のトラブルが判明したのは2号機打ち上げ後で、
時系列から言って対応のしようがない.
平成25年に予定されているALOS-2がSARレーダー衛星で、重量２t
だいちよりもSARレーダーが強化されている。
今年3月の開発状況
http://www.eorc.jaxa.jp/ALOS/conf/workshop/alos2_ws2/2-1-1_oosawa.pdf
情報衛星Ｒ３号も、使い回せる部分は先行利用して共通化されている予感。
だいちよりもSARレーダーが強化されている。
今年3月の開発状況
http://www.eorc.jaxa.jp/ALOS/conf/workshop/alos2_ws2/2-1-1_oosawa.pdf
情報衛星Ｒ３号も、使い回せる部分は先行利用して共通化されている予感。
966 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/29(日) 12:56:15
>>963
主義主張が違うからといって、いちいち「こいつ殺してやろうか」と怒りを沸騰させてばかりじゃ、
実務処理、この場合で言えば（国家の）技術力の向上の障害になるばかりだね.
この様な傾向は、日本の太平洋戦争の時点でも障害になったけど、もっとひどいのは
ナチスドイツでしょうかね.ユダヤ人追放で、亡命した科学者が原爆開発した訳だし.
まあ、日本もとばっちりくいましたがね.
主義主張が違うからといって、いちいち「こいつ殺してやろうか」と怒りを沸騰させてばかりじゃ、
実務処理、この場合で言えば（国家の）技術力の向上の障害になるばかりだね.
この様な傾向は、日本の太平洋戦争の時点でも障害になったけど、もっとひどいのは
ナチスドイツでしょうかね.ユダヤ人追放で、亡命した科学者が原爆開発した訳だし.
まあ、日本もとばっちりくいましたがね.
968 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/29(日) 13:10:34
LMとか普通に大出力の商用衛星バスを使って実績があるな
いつからここは、衛星スレになったんだ？
970 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/29(日) 13:18:03
硬いこと いうなよ
汎用バスを流用して SAR 衛星作っても、設計、検討をしっかりしていれば問題ないでしょう.
ただ、経緯からして IGS の第１世代の開発時間は短すぎた.
レーダー衛星2号機も、第１世代から設計を大きく改善するとか、検討しなおしたもののようではないし.
メーカーを選定し直すという選択肢もあるのでは?
まあ、現実的には、ASNARO シリーズ出現後にまた議論がでるんだろうが.
ただ、経緯からして IGS の第１世代の開発時間は短すぎた.
レーダー衛星2号機も、第１世代から設計を大きく改善するとか、検討しなおしたもののようではないし.
メーカーを選定し直すという選択肢もあるのでは?
まあ、現実的には、ASNARO シリーズ出現後にまた議論がでるんだろうが.
ASNAROシリーズは衛星の海外販売や画像供与用のローコスト機だろう。
設計寿命３年だし。
設計寿命３年だし。
>>972
まあ、ASNARO は構想の段階だけど、レーダーは不明だが光学で 50cm なら立派なものだし、
設計寿命３年といっても、ローコストでどんどん打ち上げれば良いじゃないか.
とくに、技術的トラブルにかぎらず、安全保障でも緊急時はあるわけで、
その時に数日内での打ち上げ可能な手段があれば価値は高いでしょう.
というか、IGS のレーダー機は2台とも設計寿命をみたしていない。
まあ、ASNARO は構想の段階だけど、レーダーは不明だが光学で 50cm なら立派なものだし、
設計寿命３年といっても、ローコストでどんどん打ち上げれば良いじゃないか.
とくに、技術的トラブルにかぎらず、安全保障でも緊急時はあるわけで、
その時に数日内での打ち上げ可能な手段があれば価値は高いでしょう.
というか、IGS のレーダー機は2台とも設計寿命をみたしていない。
変な電波を受信している人がいます。
光学衛星にはひのでとか関わった国立天文台とかISASの科学者技術者にも手伝わせれば医院で内科医
好きな研究させてるんだから、たまには丁稚奉公しろと
好きな研究させてるんだから、たまには丁稚奉公しろと
>>970
硬いことじゃなくて、情報の散逸なんだよ。
せっかくの衛星論議が、この場限りになっちまうだろ？
衛星スレでやっとけば、衛星のことを知りたいときに過去ログ見れる。
お前は「衛星のことを知りたい」と思って、H-IIA/Bの過去スレ見るのか？
これだから、毎度まいどループするんだわ。
「過去ログ嫁や！」「どれのだよ！」と。
硬いことじゃなくて、情報の散逸なんだよ。
せっかくの衛星論議が、この場限りになっちまうだろ？
衛星スレでやっとけば、衛星のことを知りたいときに過去ログ見れる。
お前は「衛星のことを知りたい」と思って、H-IIA/Bの過去スレ見るのか？
これだから、毎度まいどループするんだわ。
「過去ログ嫁や！」「どれのだよ！」と。
>>975
既にやっているんじゃないかい?間接的にだけど.
というか、「ひので」などの技術基盤がなければ IGS 第2世代機での能力向上はもっと時間がかかったろうね.
それから、「あかり」でのSiC鏡、これは IGS には生かされてないようだけど、ASNARO で使われる.
既にやっているんじゃないかい?間接的にだけど.
というか、「ひので」などの技術基盤がなければ IGS 第2世代機での能力向上はもっと時間がかかったろうね.
それから、「あかり」でのSiC鏡、これは IGS には生かされてないようだけど、ASNARO で使われる.
ロケットスレの住人として、正しい態度は>>961だけ。
.ﾟ●｡ﾟ・ 人工衛星総合スレッド6
http://kamome.2ch.net/test/read.cgi/space/1274784001/l50
正しく誘導…と思ったら、向こうはロケット射場の話してるし。なんなの。
─────とにかく、向こうが空いてるから、あっちでやってくれ。
http://kamome.2ch.net/test/read.cgi/space/1274784001/l50
正しく誘導…と思ったら、向こうはロケット射場の話してるし。なんなの。
─────とにかく、向こうが空いてるから、あっちでやってくれ。
>>976
なるほどね。
>>979
【IGS】スパイ衛星専用スレッド【安全保障】
http://kamome.2ch.net/test/read.cgi/space/1147419975/l50
がより適切かと.
IGS レーダー2号機のトラブルの話題もでているし.
なるほどね。
>>979
【IGS】スパイ衛星専用スレッド【安全保障】
http://kamome.2ch.net/test/read.cgi/space/1147419975/l50
がより適切かと.
IGS レーダー2号機のトラブルの話題もでているし.
情報衛星はともかく、H-IIAで打ち上げないASNAROへ話題を持っていこうとするのはアレだな。
憑りつかれたように解説してくれているけど。
憑りつかれたように解説してくれているけど。
とりあえず次を立てようとしてくる。
鯖移転とかあったのチェックするから、待ってて。
鯖移転とかあったのチェックするから、待ってて。
984 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/29(日) 14:46:31
2014年に打ちあがる「だいち3号」は分解能80cmだから第1世代IGSの1m（実際はブレブレで2m以下）より分解能が上。
しかもイプシロンで打ち上げられる有事即応小型衛星ASNAROも80cmまでいけるらしい。
IGSは今の2世代でたぶん60cm、2014年で40cm以上らしいけど、ASNAROがうまく行けばバカ高い衛星要らないんじゃない？
しかもイプシロンで打ち上げられる有事即応小型衛星ASNAROも80cmまでいけるらしい。
IGSは今の2世代でたぶん60cm、2014年で40cm以上らしいけど、ASNAROがうまく行けばバカ高い衛星要らないんじゃない？
おっとASNAROは50cmだったな。
これじゃIGSいらなくないない？
これじゃIGSいらなくないない？
偵察衛星に必要なのは解像度だけじゃなくて、ポインティング精度や首振り角の大きさとかもファクターだろ
H-IIA/B に関係する話題というとこれかな.
「はやぶさ2」開発を推進＝政府宇宙本部が決定
http://headlines.yahoo.co.jp/hl?a=20100827-00000086-jij-soci
2014 年打ち上げ予定とのこと.
また、準天頂衛星の2号機以降についても検討するとのこと.
「政府の宇宙開発戦略本部（本部長・菅直人首相）は27日、2011年度予算概算
要求に向け、小惑星探査機「はやぶさ」2号機の開発推進や準天頂衛星の2号機
以降の検討などを盛り込んだ当面の政策を決定した。」
「今回の政策では、2号機以降の整備について、11年度の早い時期に結論を出
すことにした。 」
準天頂衛星も真面目に整備するとなると、定期的に衛星打ち上げが必要.
H-IIA/B の打ち上げ需要が満たされるのは結構なこと.
「はやぶさ2」開発を推進＝政府宇宙本部が決定
http://headlines.yahoo.co.jp/hl?a=20100827-00000086-jij-soci
2014 年打ち上げ予定とのこと.
また、準天頂衛星の2号機以降についても検討するとのこと.
「政府の宇宙開発戦略本部（本部長・菅直人首相）は27日、2011年度予算概算
要求に向け、小惑星探査機「はやぶさ」2号機の開発推進や準天頂衛星の2号機
以降の検討などを盛り込んだ当面の政策を決定した。」
「今回の政策では、2号機以降の整備について、11年度の早い時期に結論を出
すことにした。 」
準天頂衛星も真面目に整備するとなると、定期的に衛星打ち上げが必要.
H-IIA/B の打ち上げ需要が満たされるのは結構なこと.
じゃんじゃん撃とうぜ！
990 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/29(日) 19:12:34
>>978
国民としては間違っているけどな。
国民としては間違っているけどな。
お前の主観なんかどうでもいい
強いて言うなら軍板で死ね
強いて言うなら軍板で死ね
２ちゃんで主観以外の何があるというのか
993 ：ＮＡＳＡしさん：2010/08/29(日) 21:42:06
はいはい
政治板で死ね
政治板で死ね
主観の押しつけとしては>>978が一番酷いかな
>>983
次スレ立ってるし埋めるよ？
次スレ立ってるし埋めるよ？
梅r
うめ
うめ
>>1000なら2020年LNGブースター完成
1001 ：１００１：
このスレッドは１０００を超えました。
もう書けないので、新しいスレッドを立ててくださいです。。。
もう書けないので、新しいスレッドを立ててくださいです。。。