LNG ロケットスレ [sc] | レス1-13

1 2015/01/02(金) 20:59:07.22

固体ロケットやケロシン(Kerosene/LOX) ロケットより比推力が高く，
液体水素(LH/LOX) ロケットよりも密度が大きくタンクがコンパクトになる上に貯蔵性も良好で，
化学ロケットとしては理想的と言われながらなかなか実現しない LNG ロケットのスレです．

関連スレ
ロケット総合スレ16 [転載禁止] 2ch.net
http://wc2014.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1419208501/

H-IIA/B,H-IIIロケット総合スレ part六十二 [転載禁止] 2ch.net
http://wc2014.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1419821413/

イプシロンロケットスレ 3号機
http://wc2014.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1406294990/

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2 2015/01/02(金) 21:07:55.09: 推力 200 トンクラス

BE-4(アメリカ)
Amazon創設者の宇宙ベンチャー、RD-180代替のロケット・エンジンを開発へ
http://www.sorae.jp/030803/5300.html
BE-4 Rocket Engine
http://www.ulalaunch.com/uploads/docs/BE-4_Fact_Sheet_Web_Final_2.pdf

RD-0162/0164(ロシア)
Russia mulls low-cost, environmentally friendly rocket
http://www.russianspaceweb.com/soyuz5.html
РД0110МД, РД0162. Метановые проекты. Перспективные многоразовые ракеты-носители
http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=59

日本でも構想だけは200トンクラスブースター
http://www.jaxa.jp/press/nasda/2002/lng_020508_j.html

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3 2015/01/02(金) 21:16:33.58: 推力10トンクラス

LE-8(日本)
比推力 315秒
推力 10 トン

http://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/512becf6f96eab5334a310d78da8f3a4.pdf

http://www.jaxa.jp/press/2010/03/20100331_sac_lng.pdf

CHASE-10(韓国)
http://pdf.aiaa.org/preview/CDReadyMJPC06_1178/PV2006_4907.pdf

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4 2015/01/02(金) 22:05:23.75: 推力 3-4 トンクラス

LNGエンジン研究開発の状況について
http://www.jaxa.jp/press/2012/07/20120704_sac_lng.pdf
比推力約335秒(2010年にNASAが高空燃焼試験を実施したエンジンと開口比(129)を合わせると約350秒
推力 3-4 トン

5M15
XCOR Aerospace Begins Test Firing of Methane Rocket Engine
http://xcor.com/press/2007/07-01-16_XCOR_begins_methane_engine_testing.html
"The engine, designated 5M15, uses liquid methane and liquid oxygen as
propellants. XCOR and ATK are developing the initial workhorse
version of the 7,500 lbf LOX/methane engine for NASA. "

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5 2015/01/02(金) 22:42:27.07: >>3
> 推力10トンクラス

構想だけかもしれないが

Antares 発展型第2段(アメリカ)
http://www.spacelaunchreport.com/taurus2.html

"Orbital's Taurus II fact sheet was updated in May 2009 to show a
follow-on "enhanced" second stage option. The stage would be powered
by a new Pratt & Whitney Rocketdyne PWR35M engine that would burn LOX
and Methane to produce 35,000 lb (15.88 tonne) class thrust. With
this stage, Taurus II could move beyond Delta II payload capability,
hauling up to 7.6 tonnes to low earth orbit or 1.8 tonnes to Earth
escape velocity when topped with a Star 48 third stage."

MIRA LM-10(Vega 発展型第3段イタリアーロシア)
THE STATUS ON THE DEVELOPMENT OF LM10-MIRA LOX-LNG
EXPANDER CYCLE ENGINE IN THE FRAME OF LYRA PROGRAM
http://congress.cimne.com/eucass2013/admin/files/fileabstract/a35.pdf
"In the frame of the LYRA Program, funded by the Italian Space Agency
in order to assess the possible evolutions of the Vega launch vehicle,
one of the main target is the development of a new innovative LOX-LNG engine
(LM10-MIRA) powering the LYRA 3rd stage. The LM10-MIRA engine has a
vacuum thrust of 10 metric tons and is driven by an expander cycle using
natural gas as turbine working media. The engine is developed
by a joint Avio-KBKhA propulsion team in the frame of a dedicated ASI-
Roscosmos inter-agencies agreement. "

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6 2015/01/03(土) 08:07:17.62: >>1乙

…………けどこれ別に新スレ作る必要あったのか？すぐ過疎りそうだけど。

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7 2015/01/03(土) 14:28:16.48: JAXA/IHI の LNG エンジンで再生冷却+ガスジェネレーターのものの資料

http://www.ihi.co.jp/ia/en/product/satellite06.html

ここで
SRX (Regenetively-cooled GG cycle Engine)
とあるもの

Thrust: 98kN
Isp: 356[s]Nominal @ε150
Chamber Pressure: 5.2[MPa]

この資料には，エンジン質量の記述は無いが，かなりの水準にはなっている．
2011 年以降，ガスジェネレーターの形態で3回地上試験を行い，合計 3000秒の安定燃焼．

以下の論文でも，再生冷却+ガスジェネレーターを記述している．
http://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2011-a-05.pdf
http://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2013-a-13.pdf

2013 年の論文の一番最後には
"In addition, calculated specific impulse at vacuum condition
reaches to 363.4 [sec](Nozzle expansion ratio:150)."

これは凄い！

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8 2015/01/03(土) 21:24:57.46: いずれ二段燃焼までやるんかね

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9 2015/01/03(土) 22:36:53.93: Isp 363 sec ということは LNG/LOX の理想的な値の 95-98 % まで出しているので，
わざわざ2段燃焼サイクルを採用しなくても済むくらい．

>>7
では，ターボポンプは既存のもの(LE-5B?)を改修して使用とあるんでこの点は改良の余地がある．
(燃料側を高圧にするのに必要なパワーと酸化剤側を高圧にするのに必要なパワーの比が
LH/LOX と LNG/LOX では異なるので．)

一つ言えるのは JAXA が炭化水素系のロケットエンジンを今後検討するとすると
Kerosene ではなく LNG を採用するだろうということ．

>>1
LNG/LOX のもう一つのメリットは煤の発生が(ケロシン系列に比べ)少ないこと．
これは再使用ロケットエンジンに適することを意味する．

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10 2015/01/03(土) 23:59:26.53: LNGってエキスパンダーブリード使えるんだろか？
昔、ちらっと話だけは聞いたことがあるが。

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11 2015/01/04(日) 00:19:00.94: >>10

LNG の場合はエキスパンダーブリードサイクルは不可能じゃないけど，(上段でも)効率が大変悪い．
(燃料と酸化剤のモル比率を考慮すると分かる)

LNG/LOX のエキスパンダーサイクルなら上段用では妥当だし，実際
>>5
の MIRA LM-10 ではエキスパンダーサイクルを考えている．

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12 2015/01/04(日) 10:54:56.94: >>11
となると、軌道間輸送機みたいな奴だとエキスパンダーサイクル、
一段目向けのはガスゼネレータか二段燃焼式になるのか。

H-3以降の再使用型打ち上げシステムでは、
中出力LNGエンジンのクラスタな一段目を使うと思うが、
LE-9が落ち着くまでは、軌道間輸送機向けエンジンの開発を続けて、
将来的にはそこからスケールアップを目指すことになるんだろうか……
まだまだ先は長いな。

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13 2015/01/04(日) 12:06:56.69

>>12

前半，上段または軌道間輸送機でも，再生冷却＋ガスジェネレーターサイクルもあると思う．
Isp 363 sec が出せれば，性能的にかなりの水準．
(MIRA LM-10 エキスパンダーサイクルで Isp 370 sec だが，現物はまだできてない)
ただし再起動特性とかスロットリングについては要求されるだろう．

後半，イプシロン3段目への可能性もある．
ただ，H-3 もイプシロン増強型も現在設計を詰めている段階なので，
どういう仕様のものを作れば良いかの不定性がある．

あと，衛星打ち上げロケットにこだわらずにサブオービタル市場を狙うというのもある．
この場合は再使用性やメンテナンスをしっかり検討しとかないといけない．