LNG ロケットスレ [sc](★0)
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- 2015/01/02(金) 20:59:07.22
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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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- 2015/01/02(金) 21:07:55.09
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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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- 2015/01/02(金) 21:16:33.58
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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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- 2015/01/02(金) 22:05:23.75
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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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- 2015/01/02(金) 22:42:27.07
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>>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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- 2015/01/03(土) 08:07:17.62
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>>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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- 2015/01/03(土) 14:28:16.48
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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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- 2015/01/03(土) 21:24:57.46
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いずれ二段燃焼までやるんかね
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- 2015/01/03(土) 22:36:53.93
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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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- 2015/01/03(土) 23:59:26.53
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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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- 2015/01/04(日) 10:54:56.94
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>>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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- 2015/01/04(日) 12:06:56.69
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>>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．
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- 2015/01/04(日) 20:01:24.21
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そういやエタンやプロパン燃料はあまり聞かないな。
煤が深刻なのかな。
アンモニアなら煤は出ないけどロシアがちょっとやってるだけ。
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- 2015/01/05(月) 12:18:56.94
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天然ガスを推進剤にするロケットで1970年10月23日に1014.513 km/hの記録を出した
Blue Flameの推力は22,500lbf(100,000 N)だったらしい。
http://www.autotraderclassics.com/car-article/Rocket+Science+_+The+Blue+Flame+Record+Car-77786.xhtml
http://aoghs.org/news/the-blue-flame-natural-gas-rocket-car/
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- 2015/01/10(土) 06:38:24.35
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ススなんて再利用しない使い捨てロケットなら問題にならないでしょ？
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- 2015/01/11(日) 12:17:54.10
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LNGエンジンって技術的には液体水素エンジンよりも難易度が低そうだから
もっと早くから幅広く利用されていてもよさそうなのにどうして近年になるまで
開発が本格化しなかったのだろう？
このあたりの経緯についてどなたかご存知ですか？
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- 2015/01/11(日) 12:55:21.07
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>>17
実は開発始めると技術的難易度が液体水素エンジンより高かった．
1
1-a 再生冷却での課題
煤(coking)の問題
イオウ不純物による問題(sulfur attack)
(これらは水素では無縁,純粋メタンだと sulfur attack は関係ないし，coking 温度も高い)
1-b
再生冷却なしでの課題
液体酸素ー液体メタン噴射機の燃焼不安定性の問題
1-c
両者に共通する課題
液体酸素ーメタン噴射機の燃焼効率向上
（水素では燃焼速度が早いが，メタンは燃焼速度が遅い，ケロシンよりも遅いので，設計変更が必要)
2
もう一つ，炭化水素系の推進系としてケロシン系列が既に確立していたこともあり，
LNG 系列の開発の意義が乏しかった．
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- 2015/01/12(月) 13:38:50.28
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液体アンモニア酸素なら１Ａと２は大丈夫だな。
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- 2015/01/13(火) 17:39:46.29
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やっぱロケット燃料はケロヨンに限るぜ！
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- 2015/01/13(火) 22:59:20.03
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>>19そこまで炭素を嫌うなら素直に液体水素で行こう、と考えたのが日本の現状。
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- 2015/02/06(金) 18:14:58.57
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ロシアのRD-0164
二段燃焼サイクル
推力：海面高度340t真空390t
比推力：海面高度311sec真空358sec
http://f18.ifotki.info/org/fcfbc247071dbc5e39d3753eaaf80894b29b76204436986.jpg
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- 2015/02/07(土) 17:31:30.40
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ロシアはこのエンジンを何に使うつもりなんだ？
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- 2015/02/07(土) 21:50:55.97
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アメリカのSLSに相当する次世代の80t〜100t超級のヘビーリフターに使うんでないか
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- 2015/02/09(月) 23:23:11.78
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アメリカの SpaceX の raptor エンジン
Cycle Full-flow staged combustion
Thrust (SL) 6,900 kN (705 tonnes-force)
Thrust (vac.) 8,200 kN (840 tonnes-force)
Isp (SL) 321 s
Isp (vac.) 363 s
http://en.wikipedia.org/wiki/Raptor_%28rocket_engine%29
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