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) 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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- 2015/02/11(水) 22:28:29.48
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ラプターと表現すると別の物を想像してしまう
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- 2015/02/13(金) 23:28:08.09
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>>25
なにこれﾜﾗﾀｗｗｗ
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- 2015/02/13(金) 23:39:37.18
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やつら本気で火星にいくつもりなんだなｗｗｗ
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- 2015/02/14(土) 14:10:10.59
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液酸メタンでFFSCC
茨の道だなぁ
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- 2015/02/14(土) 23:33:56.39
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>>7
なんとなくメタンリッチな気がするな
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- 2015/02/14(土) 23:51:48.77
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>>30
ふむふむ
Mixture Ratio (TCA)
3.5 （LOX / LNG）
Engine Total:2.91
まぁ、４倍だからこんなもんか、悪くない
フィルム冷却にみえる
回転数は書いてないけどターボポンプは同一なんだろうか？
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- 2015/02/15(日) 15:48:55.99
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>>25 これマジかよ？！
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- 2015/02/16(月) 01:41:14.56
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マジらしいぞ
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- 2015/02/18(水) 01:25:23.34
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>>16
その昔、ススが問題になって開発遅延をしてるうちに
ロケット開発が中止になったプロジェクトがあってな、、、
最後は昔話的に、めでたしめでたしで終わるんだがｗｗ
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- 2015/02/18(水) 18:13:04.00
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ＧＸ？
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- 2015/02/18(水) 23:48:34.76
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そりゃ精製メタンじゃなくて天然ガスを不純物も入ったまま液化したものを燃料にしようとしたんだも。
一方、水素の貯蔵技術はあの頃よりちーとはマシになったらしく、２ｔくらいの車に６０L以上の700気圧水素をため2本を貯めておけるようになったから
CFRP燃料タンクも今なら行けるかね?低温に対して強くなった訳じゃないから変わらないかね？
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- 2015/02/19(木) 01:43:04.16
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７００気圧が可能なら液体の水素を使うメリットが少ないのかな
８００気圧で液体と同じ体積とか聞いたけどマジ？
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- 2015/02/19(木) 11:11:54.25
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700気圧に耐えるタンクとか重すぎて宇宙に持っていけないだろ
いままでどおり液水だよ
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- 2015/02/27(金) 08:15:25.27
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そういやＥＳＡの純メタン推力２００トン級はどうなった。
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- 2015/02/27(金) 16:35:20.23
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LNGじゃなく、LNGを精製して、エンジンやタービン、配管に有害な不純物を取り除けば、
LNGベースの燃料でももっとできるんじゃ？
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- 2015/02/28(土) 05:30:54.54
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コスト的なメリットがなくなれば意味がなかったりするんだな、これが
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- 2015/02/28(土) 23:33:15.28
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>>40
そういう試案も有る
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- 2015/03/01(日) 00:09:37.36
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天然ガスと違ってLNGって液化の際に不純物は排除されるはずなんだが
微量不純物ってあるのかね
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- 2015/03/01(日) 00:28:04.26
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>>43
水分 0.1-1ppm
CO2 20-100ppm
H2S 0.5ppm
微量で済まないのが，エタン，プロパン，ブタンなど
アラスカ産 0.07(エタン）, 0.00(プロパン），0.00(ブタン）
ブルネイ産 5.89，2.92,1.30
アブダビ産 15.86,1.86,0.13
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- 2015/03/01(日) 03:11:26.95
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火星大気と液体水素からメタン燃料と液体酸素を作る方式だと不純物が少ないという試算も有る。
まあ火星に液体水素を持って行く手段も問題だけど。
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- 2015/03/01(日) 11:25:58.04
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>>44
Thx
ガス屋さんの言う不純物とレベルが違う話しなわけね
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- 2015/03/01(日) 15:50:23.78
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>>46
「ガス屋さん」と言うのがどういうものか分からんが，都市ガスだとわざと不純物入れて
漏洩探知にしているとか，熱量調整のために LNG に LPG 添加とかしているので，全然別レベル
>>44
は液化の前段階での不純物除去
熱交換器など機器を痛める可能性があるので前段階で不純物を除去している．
順序は
CO2,H2S メルカブタンなど酸性ガスの除去(腐食性と低温での固化で閉塞の可能性）
水分の除去（低温でハイドレートを形成して閉塞の可能性）
水銀の除去(アマルガムを作って応力腐食割れの要因）
エタン，プロパンとなると，不純物でも機器を痛める可能性がずっと少ないことと，
化学的な性質がメタンと似ているので前段階では分離しにくい．
>>41
エタンや LPG など，化学原料(エタンはエチレンにできる）として価値がある場合には分離してペイする．
なお，エチレン製造には摂氏800度くらいの高熱を使ったりするので，製造設備の
コーキングが問題になる(並列で運転して片方をデコーキングする）
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- 2015/03/02(月) 08:16:06.76
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アラスカ原産が優秀だな
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- 2015/03/09(月) 08:31:26.69
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>>48 沈み込むプレートが違うから。
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- 2015/03/10(火) 19:09:51.85
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http://stage.tksc.jaxa.jp/compe/zui/zuikaku/FY26-0906.pdf
１ 公募に付する事項
（１）事業名
LNG用供試軸受（OTP用）の製作
（２）事業の趣旨
本契約は、日本のロケットエンジン用軸受と ASI(ヨーロッパ)のロケッ
トエンジン用軸受とをLNG中でベンチマーク試験をすることを目的と
した共同研究に使用する供試軸受を製作するものである。
（３）事業の内容
日本とヨーロッパとの LNG ターボポンプ用軸受のベンチマーク試験
に用いる供試軸受の製作
３ 応募要件
本軸受を製作するためには、ロケット用極低温ターボポンプの軸受に関する技術情報を有する必要
がある。
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- 51
- 2015/03/10(火) 19:36:58.50
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何が始まるんだ？
純メタン液体酸素型軌道間輸送機？
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- 52
- 2015/03/12(木) 00:08:59.73
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>>50
これはもしかして無花果TPなのか、、、
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- 2015/03/12(木) 00:17:29.20
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まんまBE-4に引っかかる感じだな
やっぱブーストポンプだけで調節できないだろうからちっと考えよう
○LNG、酸化剤リッチ二段燃焼、一軸式ターボ・ポンプ
模型や想像図を一見したところ、BE-4には大きく3つの新機軸があるように思う。
1つ目は燃料に液化天然ガス(LNG)を使っていることだ。
LNG燃料の利点は、端的にいえば液体水素とケロシンの中間ぐらいの性能を出すことができ、また推進剤の密度が高いため、ロケットの構造効率を高くできるということがある。
さらに、液体酸素とLNGの組み合わせでいえば、LNGの沸点は液体酸素と近いので、断熱が簡単というのも利点だ。
またブルー・オリジンによれば、燃料タンク内の気圧調整をLNG自身でできるようになるため、ヘリウムを使った加圧系統が不要になるという。
さらにLNGは安価なため開発や試験も行いやすく、ススも発生しないため、将来的にエンジンを再使用する際に操作性や安全性が高くできることから、発展性があるという。
2つ目は酸素リッチ二段燃焼であることだ。まず二段燃焼というのは、ロケットエンジンの動作サイクルのひとつで、
推進剤の一部を予燃焼室(プリバーナー)で燃焼させ、その発生した燃焼ガスで、推進剤をエンジンの燃焼室に送り込むための強力なポンプ(ターボ・ポンプ)を駆動させる。
そしてこのターボ・ポンプを動かすのに使った燃焼ガスもまた燃焼室に送られ、燃焼するというシステムだ。
すべての推進剤を無駄なく使えるため、性能向上が期待できるが、システムが複雑になるため開発は難しい。
そして酸化剤リッチというのは、ターボ・ポンプを動かすためにプリバーナーで発生させた燃焼ガスの中に酸化剤を含んでいるということだ。
エンジンの性能を上げることができる反面、酸化剤を含んだ高温ガスが配管やタービンを流れるため、温度はもちろん腐食にも耐えられるように造らなくてはならない。
これまでに実用化に成功しているは旧ソヴィエト/ロシアぐらいで、特殊なコーティングを施して解決しているといわれる。
ただ、米国もかつて、ボーイングがRS-84という酸化剤リッチのエンジンを試作したことがあり、この時はコーティングを必要としない、特殊な金属を用いて実現したとされる。
3つ目は一軸式ターボ・ポンプと思われる構造を採用している点だ。
一軸式というのは、ターボ・ポンプを回転させるタービンと、LNGと液体酸素をそれぞれ送り込むポンプとが、すべて1本の軸(シャフト)で繋がっている構造のことを指す。
多くのロケットエンジンは、酸化剤と燃料でそれぞれ別々のターボ・ポンプを持っている。
特性が違う2種類の液体を、最適な混合比で燃焼室に送り込む必要があるためだ。
これをひとつにすると、部品数が少なくなるため、軽量化や製造の手間が軽くなるなどの利点があるが、その反面、同じ回転数のポンプでどのように2種類の推進剤を適切に送り込むのか、という難題が発生する。
これを実現するには高い技術力が必要となり、実用化に成功しているのは、やはり旧ソヴィエト/ロシアぐらいしかない。
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- 2015/03/15(日) 14:55:34.50
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>>53
これは再生冷却でLNGをガス化するってこと？
いまいち構成がわからん
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- 2015/04/27(月) 23:33:07.75
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>>54
いまさらわかったけど
ケロシンじゃできないと言いたかっただけだな
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