H-IIA/B,H-IIIロケット総合スレ part六十二 [sc](★0)
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- 2014/12/29(月) 11:50:13.56
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外国のロケットの話題はロケット総合スレで
日本の宇宙開発総合の話題なら JAXA 宇宙航空研究開発機構スレで
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【前スレ】
H-IIA/Bロケット総合スレ part六十
http://uni.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1369316493/l50
H-IIA/B,H-IIIロケット総合スレ part六十一
http://wc2014.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1393671671/
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- 778
- 2015/04/11(土) 10:01:01.94
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>>773
別の観点から考えると
1. 今の H-IIA/B のようにフェアリングを何種類も用意しなくてよい．
(アレは隠れたコストアップ要因だと思う）
2. 大型衛星の衛星取り付け部の構造設計が楽になる
現在の HTV+H-IIB ではやや無理をしており(裾を絞った形状），若干ペイロード低下．
3. Delta IV や Ariane V との互換性
これらはいまや価格競争力は低いが，大型ペイロード打ち上げには最適．
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- 779
- 2015/04/11(土) 10:14:43.75
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フェアリングは完全な標準型モノにしてコストダウンするんじゃねーの？
イプシロンで実現してるし。
まず、円錐部と円筒部が一体になった成型品を作り、その上にハニカム構造のアルミ板を敷き詰める。
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- 780
- 2015/04/11(土) 12:02:57.00
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今度こそ上段の重量を軽くしてくれ
H2Aの上段重過ぎなんだよ
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- 781
- 2015/04/11(土) 12:51:57.10
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>>772
＞途中までは水平組み立て
いや、>>753の新しいポンチ絵を見るかぎり、H-IIやデルタIVみたいに、
射点で建ててからSRBやペイロードなどをつける方式はなさそう。
作業が組立棟と射点の両方に分散されて時間がかかるし、
結線や火口品検査、作動検査などでも二度手間が増えそう。
それに射点に新規のノッポなハコモノも必要。
しかもブラストを浴びまくるので頻繁なメンテが必要、と全然いいところがない。
そうではなく、今の組立棟の中で最初に水平組立し、起こしてからSRB取付？
それでも起こすのが大変だと思う。
今でも1段目をクレーンで吊って起こすだけでも相当慎重にやってたはず。
それを組んでからとなると・・・ましてやロケットの全長そのものが伸びているのでさらにキツい。
普通にH-IIAと同じやり方しかないかも。
こんなことでホントに半額までコストダウンできるのかしら。
しかも、あれだけ全長が伸びると組立棟そのものを嵩上げしないとダメかも。
あの世界最大？の引き戸も作り直しとなるとけっこう大ごとだ。
やっぱりソ連/ロシアの「水平で全部組み上げ、射点で起こしてすぐ発射」方式は偉大だなぁ。
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- 782
- 2015/04/11(土) 12:54:14.60
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1段目の重力損失を減らす為に高加速度で上昇するタイプのロケットは、
上段を頑丈に作る必要があり、重くなるのではないかい？
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- 783
- 2015/04/11(土) 13:06:59.39
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LH2/LOXの一段目がペラペラで構造上脆いのは物理的宿命なので
ケロシン/LOXのようにコンパクトに丈夫には造れない。
なんで>>782みたいなしょうもない理由じゃない
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- 784
- 2015/04/11(土) 13:22:18.67
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ケロシンは偉大だな。
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- 785
- 2015/04/11(土) 13:33:33.94
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http://mroom.xii.jp/image/onomichi/image011.jpg
http://www.edo.net/machida/kateiyaku/kero/naigai1.jpg
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- 787
- 2015/04/11(土) 16:34:24.64
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http://robot.watch.impress.co.jp/img/rbw/docs/309/115/th_fairing.jpg
http://robot.watch.impress.co.jp/img/rbw/docs/309/115/th_after-test.jpg
H-IIBのフェアリングで結構カツカツな感じだが
この施設でH-IIIのフェアリングは試験できるんだろうか
改修せんとダメかなぁ
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- 788
- 2015/04/11(土) 21:14:16.59
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>>715
の発表資料で，疑問となるのは２段目エンジン
どうやら推力は 15t クラスのようだが，比推力が不明
推力 30t クラスの開発を諦めた理由だけど，案外試験設備がボトルネックだったかも
LE-5B の高空試験設備を流用するとなると，排気能力から推力 30t クラスは無理で新設が必要．
もしそうだとすると比推力の向上は可能性がある．
高空試験設備に要求される排気能力には，比推力の方はダイレクトには効かないので．
あとは，燃焼室圧力をどこまで向上させるかで，同じ比推力，推力ならノズルをコンパクトにできる．
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- 789
- 2015/04/11(土) 22:11:27.18
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より単純に
・本命プランとして「MB-60系1基」
・バックアッププランとして「LE-5B系2基」
これを平行開発する事にしたとすれば矛盾なく説明できる。
MB-60系を使うなら2基構成は推力と重量が過大になる。
LE-5B系を使うなら1基構成は推力が小さすぎる。
MB-60系で決定しているなら2基構成を検討する必要はないし、
先日資料が出たLE-5B改良随意契約がMB-60系不採用決定を意味するなら
同様に1基構成を検討する意味がない。
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- 790
- 2015/04/11(土) 22:40:20.29
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>>788
MB-60
と
LE-5B 改良型
と分類すると
MB-35
はどう位置づけるのか?
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- 792
- 2015/04/11(土) 23:17:15.05
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もしMB60やるならLE-5Bは勿体無いよな
武器輸出三原則も緩和されたことだし
アメリカのベンチャーとかに売れないかな
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- 793
- 2015/04/11(土) 23:24:38.94
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RL-10系はもちろん、RD-0146やVinciに比べるとな・・
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- 794
- 2015/04/11(土) 23:26:53.04
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MB-60はRL-10C対抗馬として各所で検討されているな。
総合スレで出た話だが、RL-10は性能は凄いがコスト構造は旧態依然で
A型1基で約45億円もするとか。
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- 795
- 2015/04/12(日) 00:00:15.49
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そういやＳＬＳ第二段にもＭＢ系ロケットエンジンを使うって話はどうなった？
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- 796
- 2015/04/12(日) 00:02:56.08
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H-IIIを3段式にしてLE-Xを2段でも使うってことが無くなって
そのための試験や実戦が無くなるとしたら
LE-XをアメリカのSLSの上段用エンジンとして売るみたいな話はどうなるんだろう
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- 797
- 2015/04/12(日) 00:52:37.32
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http://spaceflightnow.com/2014/12/13/record-setting-atlas-launches-with-new-centaur-engine/
Bill Weronko;
What I'd like to know is what is the status of the advanced RL-10, the RL-60 program.
There are NASA documents as recent as this year that discuss a MB-60 rocket engine development program,
with the same listed purpose and general specifications as the RL-60.
It was announced by JAXA and NASA a joint development design by Boeing and Mitsubishi Heavy Industries (MHI)
under the technical management of NASA Marshall Space Flight.
There is another NASA documents that refer a advanced upper stage named MARC-60
that sounds a great deal like the RL-60 program. It is a joint program between MHI and Aerojet Rocketdyne.
These may be the same program.
I have not seen a funding line item in the NASA budget for either.
Grey Buckleton;
Pretty sure the RL60 was canceled but near completion.
The airforce will ask for it only when all the old RL10's get used up.
JAXA seems to be putting its development cash in to a new expander cycle 1st stage engine.
RL60 would be great on SLS and Atlas.
Greg Beat;
Bill -
The RL-60 program was in the home stretch (2003), and then shelved.
http://en.m.wikipedia.org/wiki/RL60
IF NASA had put their $$$ to complete the RL-60/MB-60 program, instead of the J-2X ($1 billion USD),
we would have had the engine by now.
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The only positive from J-2X program, was the new Engine Controllers which will be used as
the Main Engine Controllers (MEC) for the RS-25 engines on SLS.
---
We will eventually see this engine, as fabrication costs for the RL-10 design (1960s) are no longer competitive.
In fact, it is now the expensive production engine for the thrust achieved.
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- 798
- 2015/04/12(日) 04:08:35.22
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今度のアリアン６もＳＲＢ２本４本使い分け、１段２段液体酸素水素型でＨ−３とそっくりだ。
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- 800
- 2015/04/12(日) 08:53:31.03
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先進国のロケットが予算がつかなくて開発が進んでない今、
豊富に予算がついてあらゆる方向で開発してる中国が
こんどどんどん技術的に発展していくと思う
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- 801
- 2015/04/12(日) 12:31:47.16
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>>789
上段エンジンには比推力とエンジン質量が大事だけど，推力は重要では無いのでは?
ISS 軌道投入などでは推力が大事ということもあるかもしれないけど．
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- 802
- 2015/04/12(日) 12:37:22.91
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推力低いと衛星速度に達する前に落ちちゃうぞ
落ちちゃうまで推力低くなくても、高度維持の為に推力使っちゃうから、
打ち上げ能力が落ちる
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- 803
- 2015/04/12(日) 12:53:15.22
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>>802
Atlas V の２段の
推力は 99.2kN (10トン)
燃料と酸化剤の質量は 20.8 トン
構造質量は 2.25 トン
Delta IV の２段
推力 110 kN (11.3 トン）
4-m: 24,170 kg
5-m: 30,700
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- 804
- 2015/04/12(日) 13:01:24.84
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>>802
Ariane V
Second Stage (ECA)
Thrust 67 kN （推力 6.8 トン）
Gross mass 19,440 kg (19.4 トン）
Second Stage (G)
Thrust 27 kN (推力 2.8 トン）
Gross mass 10,900 kg (10.9 トン）
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- 805
- 2015/04/12(日) 13:04:05.77
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だから？？
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- 806
- 2015/04/12(日) 13:39:57.35
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複数の例から，２段目質量の半分から 1/3 あれば２段目ロケットエンジンの推力としては充分
>>805
データの意味を読み取れないのか?
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- 807
- 2015/04/12(日) 14:05:23.46
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2段目の推力や推進薬の大きさは、1段目の大きさや投入軌道によって変わるでしょ
それに自分でもISS軌道には、推力が大事って言ってるじゃん
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- 808
- 2015/04/12(日) 14:21:09.44
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>>807
ISS 軌道投入には，Ariane V では ES タイプが使われているのだが，
２段目質量と推力の比が 4:1
Ariane V
Second Stage (G+, GS, ES) - EPS L10
Thrust 27 kN (推力 2.8 トン）
Gross mass 11,200 kg (11.2 トン）
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- 809
- 2015/04/12(日) 14:50:09.85
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ブースターや1段目で、ある程度、速度と高度が出ていれば、
推力は小さくて済むだけの話しで、重量比でどうのって話しじゃないから
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- 811
- 2015/04/12(日) 15:22:46.53
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>>749
MB-60 のエンジン質量は大きい，LE-5B の2基より重い
http://www.astronautix.com/engines/mb60.htm
Unfuelled mass: 591 kg
Thrust: 266.70 kN
Specific impulse: 467 s.
かなり大きな2段目で無いと，構造質量比で不利になる．
それから，MB-35 は燃焼試験(点火）まではこぎつけたが，MB-60 については設計段階で終わり．
LE-5B の改良型と MB-35 の実用型では，
推力では同等だが，燃焼室圧力はMB-35 が2倍以上で比推力は約20秒上回る．
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- 812
- 2015/04/12(日) 16:06:17.29
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>>806
何、この人キモい
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- 813
- 2015/04/12(日) 16:47:10.55
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>>812
キモくても、つまらないことしか言えないやつよりは
よっぽど役にたつんだよ
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- 814
- 2015/04/12(日) 16:53:21.88
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>>811
LE-5もしかしまあ、息の長いエンジンだなぁ。
いい加減引退かと思ってたんだか。
しかしどんな改良するのやら。
高圧化か？
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- 815
- 2015/04/12(日) 17:16:17.39
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Ariane 6の１段目の液体酸素と液体水素のタンクが分かれて、H-IIIに似てきている。
Ariane 5は、ひとつのタンクの中仕切りで分けていたため、
軽量化には有利なのでしょうけれど、管理が面倒なのでしょうかね。
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- 816
- 2015/04/12(日) 17:45:29.82
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>>814
RL-10 系列の方がもっと息が長い．まあ，双方とも改良重ねているけどね．
ただ，RL-10 系列は性能向上一本槍だが，LE-5 系列は製造方法の見直しによるコストダウンとか，エンジンサイクルの変更とかしている．
H-III 2段目での想定される改良点は
1. 製造方法の見直しによるさらなるコストダウン
2. 燃焼圧力をあげての，比推力向上
3. スロットリング能力の向上
4. 推力増加
このうち 4 は多分諦めたのだろう，仮に増加するとしても2割程度
1 はやるのだろう．チューブのロー付けするような構造を他の方法に変えるとか．
(LE-5B では燃焼室はチューブのロー付けから，銅溝構造に変更，
ノズルの下部はエキスパンダーブリードサイクルの排気水素ガスでフィルム冷却だが，
ノズル上部はチューブのロー付けのまま）
2,3 はやるかどうかは分からない．
他の問題は，MB-35 ではターボポンプは P & W だったが，IHI がやるかどうか．
で，トレードオフとして重量増加は見込んでいるんじゃないかな．
MB-35
Unfuelled mass: 345 kg
LE-5B の1.5倍以上
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- 817
- 2015/04/12(日) 18:05:49.96
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http://www.isas.jaxa.jp/j/forefront/2015/himeno/
イプシロンの森田プロマネが言うように、2段目を高度化した方が美味しい。
これまで低重力での低沸点液体の挙動がよく分かっておらず、燃料を無駄にしていたらしい。
HｰIIIの推進系の主役は、実は2段目かもね。
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- 818
- 2015/04/12(日) 20:20:29.37
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固体ロケットは９９％の燃料を燃やせるけど液体水素はそうもいかないのか。
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- 819
- 2015/04/12(日) 20:34:06.80
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ターボポンプを使った液体ロケットでは，最後までは燃料や酸化剤を使うことはできない．
残量が少なくなると液体だけでなく気体も一種に吸い込むので，ポンプが猛烈なキャビテーションを起こす．
ただし，LE-5B では微小推力機能（アイドルモード燃焼機能）がある．
この場合はターボポンプを作動させないので．燃料や酸化剤を使いきることができるかもしれない．
RL-10 もアイドルモード燃焼ができるんだろうか?
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- 820
- 2015/04/12(日) 23:56:10.82
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>>798
アリアン６は構想が二転三転しまくってるからな。
固体燃料ロケット４セットを３＋１構成で使うとかイロイロ言われてたけど、細身版アリアンＶを経て
Ｈ−２Ａのパチモンぽい構想に落ち着くか、また二転三転するか。
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- 821
- 2015/04/13(月) 00:13:35.16
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アリアン5 幅5.4m 高さ59メートル GTO7〜10トン
アリアン6 幅4.6m 高さ70メートル GTO5〜10トン
H-III 幅5.2m 高さ63メートル GTO6〜7トン
そのうち70mは長いということになって太ってH-IIIそっくりになったりしてｗ
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- 822
- 2015/04/13(月) 07:04:53.11
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SRBだけどイプシロン強化と合わせて大型化させたりはしないのかな
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- 823
- 2015/04/13(月) 07:41:22.46
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>>822
イプシロンはコストダウンのためにSRBを使ったのだから、そりゃH-IIIにもフィードバックされるでしょう。
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- 824
- 2015/04/13(月) 08:26:36.21
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>>823
違う、そういう意味じゃない。
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- 825
- 2015/04/13(月) 08:34:33.71
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わざわざ異なるSRBを作り続けることはないでしょ。
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- 826
- 2015/04/13(月) 10:34:45.35
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そうすると、イプシロンの1段目が目茶苦茶小さくなる罠？
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- 827
- 2015/04/13(月) 11:37:17.13
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次期基幹ロケットの最新の構成図では、
現在のSRB-Aとほぼ同じ大きさになっている。
注釈でも、新規開発ではない模様。
・改良型固体ロケットブースタ
・簡素な結合分離機構
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- 828
- 2015/04/13(月) 14:26:16.50
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簡素な分離機構にしたのは
H-IIの隠れ機能みたく傾けて分離させることによりSRB-Aを6本積むための布石
・・・なわきゃないか。
H-IIBでSRB-Aがねじれて落下したああいうリスクを減らすためかもな
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- 829
- 2015/04/13(月) 14:34:04.83
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SRB-Aのサイズが変わらんとイプシロンの大型化はどうすんだ？
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