H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part76
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ロケットと直接関係の無いペイロード（衛星）そのものの話は、人工衛星スレなどで
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(February 2015)
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[IHI エアロスペース]
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【前スレ】
H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part73
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1505523599/
H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part74
http://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1512487915/
H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part75
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1515904134/
JAXAツイッター
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【宇宙作家クラブ ニュース掲示板】
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宇宙（そら）へのポータルサイト sorae.jp
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Yahoo！ニュース 宇宙開発
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星が好きな人のための新着情報
http://news.local-group.jp/
Space Fighter Now
http://d.hatena.ne.jp/black_knight/
http://www.mhi.co.jp/technology/review//pdf/425/425234.pdf
H-IIBロケットの技術と将来展望
http://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/501/501074.pdf
JAXA｜H-IIBロケット概要
http://www.jaxa.jp/countdown/h2bf1/overview/h2b_j.html
H-IIAロケットの高度化開発
－２段ステージ改良による衛星長寿命化への対応－
https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/514/514053.pdf
基幹ロケット高度化 H-IIAロケット29号機 特設サイト
http://fanfun.jaxa.jp/countdown/f29/
H-IIAロケット高度化プロジェクト終了審査の結果について
http://www.jaxa.jp/press/2016/07/files/20160714_h2aupg_01_j.pdf
2014年度
新型基幹ロケットに関する進捗状況について
http://www8.cao.go.jp/space/comittee/yusou-dai16/siryou1.pdf
新型基幹ロケットの開発状況について
http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/gijyutu/gijyutu2/059/shiryo/__icsFiles/afieldfile/2014/06/30/1348883_3.pdf
新型基幹ロケットの開発状況について
http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/gijyutu/gijyutu2/059/shiryo/__icsFiles/afieldfile/2014/10/01/1351678_5.pdf
新型基幹ロケットの開発－世界で戦えるロケットを目指して
https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/514/514038.pdf
2015年度
新型基幹ロケットの開発状況について
http://www.jaxa.jp/press/2015/04/20150410_rocket_j.pdf
新型基幹ロケットの開発状況について
http://www.jaxa.jp/press/2015/07/files/20150702_rocket_j.pdf
H3ロケットに関する記者説明会
https://www.youtube.com/watch?v=d9Z4TtQIZ4g
2016年度
H3ロケットに関する記者説明会
https://www.youtube.com/watch?v=BXXnE6N7wSE
H3ロケット 基本設計結果について （記者説明会資料）
http://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/20160720_h3.pdf
2017年度
H3ロケット詳細設計結果について
http://www.jaxa.jp/press/2018/01/files/20180124_h3.pdf
仕様:
推力（真空中） 1,471kN (150 tonf)
推力（海面上） 1,220kN (124.5 tonf)
比推力（真空中） 425s
混合比 5.9
燃焼圧力 10.0MPa
膨張比 37
スロットリング 63-100%
重量 2.4t
[参考資料]
LE-9エンジン概要
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/
H3ロケット基本設計結果について 2016年6月21日
http://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kiban/kiban-dai21/siryou2-1.pdf
H3ロケット１段用LE-9エンジンの燃焼安定性向上(2016年秋)
https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/534/534036.pdf
H3 ロケット1段エンジン LE-9 ターボポンプの開発(2017年9月)
https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/47ef12dc1c5243831583c126ed553e17.pdf
ロケット用ターボポンプの多領域最適設計における高信頼性評価手法の構築(2017年9月)
https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/f4567decab2265757cb0b39ef270a622.pdf
2017年11月14日 LE-9 実機型エンジン記者説明会
https://www.youtube.com/watch?v=sTHkCvieq5g
画像
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/images/pct_04.jpg
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/images/pct_05.jpg
http://jda.jaxa.jp/result.php?lang=j&id=6150686e52bc6e456a0242d59f624357
http://jda.jaxa.jp/result.php?lang=j&id=06dff376756d0df623d702256a0be7a2
燃焼試験
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/firingtest.html
H3ロケット1段エンジン（LE-9）実機型#1-1燃焼試験の実施結果について(2017年9月)
http://www.jaxa.jp/press/2017/09/files/20170905_le-9.pdf
画像
http://jda.jaxa.jp/result.php?lang=j&id=471337009beb794a075c3108f741b327
動画
次世代大型ロケット「H3」新型エンジン「LE-9」燃焼試験（実機型#1-1）
https://www.youtube.com/watch?v=3n6xq-9DSrk
JAXA New LE-9 Rocket Engine / LE-9エンジン 紹介CG
https://www.youtube.com/watch?v=phUbQkdznw0
(再生冷却して高温になった高圧水素ガスと低温の高圧液体水素を混合する)ミキサーの改良(比推力若干向上）
液体水素ターボポンプ（FTP）のタービンの改良（2段エンジンの作動時間がLE-5B-2の534秒から740秒に延長されることに対応、高サイクル疲労を抑制）
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le5b/
LE-5B-3 のターボポンプの変更点(2017年の論文)
The Modified Fuel Turbopump of 2nd stage engine for H3 launch vehicle
https://www.eucass.eu/doi/EUCASS2017-189.pdf
燃焼試験
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le5b/firingtest.html
画像
http://jda.jaxa.jp/result.php?lang=j&id=a597a7501ee4ce750bf775db09bbbed6
動画
http://jda.jaxa.jp/result.php?lang=j&id=c63c89e6db22ceca464842575437fb72
SRB-A の低コスト化に関する論文，
コアステージへの取り付け方法の簡素化や，モーターケースやノズルスロートや内面断熱層の設計見直しなど
多くは SRB-3 に取り入れられる。
(この論文の提案以外では，ジンバル(TVC)の削除）
Proposal for Development of the Low Cost SRB-A for Large Satellite Launch Vehicles
http://archive.ists.or.jp/upload_pdf/2013-a-19.pdf
イプシロンロケットH3ロケットとのシナジー対応開発の検討状況(2016年6月)
http://www.jaxa.jp/press/2016/06/files/20160614_h3_02_j.pdf
SRB-3 の試験
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/srb3/
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/srb3/images/pct_03.jpg
平成29年4月に実施されたモータケース実機大強度試験（その１）の様子
提供：IHIエアロスペース
高速緻密化可能な膜沸騰(FB) 法による低コストC/CおよびCMCの開発(2017年6月)
https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/44b8b504f50895664b6c42b89db990c1.pdf
国際競争力のあるH3ロケット用固体ロケットブースタの開発(2017年9月)
https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/5ff86c35c71127750620e91210685c86.pdf
TPPで合法許可になるであろう、医療大麻オイルの日本販売版(→厚労省認可)済み
かつて米に次ぐ国内生産量第二位の大麻
規制後は形を変えて日本に輸入されるようになりました
90年代ミュージシャンがミリオンセラーを飛ばしていたのと同等な成分(法適成分なので若干低め)が入ってます
https://plaza.rakuten.co.jp/denkyupikaso/diary/201803070000/
バンド集めて盛り上がろう!!
https://i.imgur.com/deBN4nz.jpg
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2018/180422.html
試験日 平成30年4月22日
試験時間 152.9秒(270.0)
メイン燃焼圧力 10.46MPa(10.51)
液体水素ターボポンプ回転数 42,277rpm(42,379)
液体酸素ターボポンプ回転数 17,144rpm(17,169)
備考 水素ガスの漏洩を供試体周辺で確認したため手動停止いたしました。
====================
コメント
メイン燃焼圧力、FTPと OTP の回転数いずれも計画値の 0.5% 以内に収まってきた。
「水素ガスの漏洩を供試体周辺で確認」が気になる。
数日かければ解決できるとは思うが、4月27日予定の燃焼試験には間に合わない?
観測ロケット 「ＭＯＭＯ」２号機打ち上げ延期 ２９日に
https://mainichi.jp/articles/20180428/k00/00e/040/231000c
ぶはw
ＩｏＴ分野で６割以上の市場占有率を誇るのが、日本で生まれたＯＳ「トロン」。このトロンが、米国電気電子学会の標準規格として認定される手続きが進んでいます。なぜデファクト・スタンダードとなったのか
http://www.yomiuri.co.jp/feature/quarterly/20180426-OYT8T50034.html
z
三菱重工技報 Vol.55 No.2 (2018)
http://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/552/552017.pdf
LE-9が想定どおりの挙動を示したので、改めて技報に纏めたのかな？
燃焼振動が発生するループを実測と解析を繋げて把握する方法は
中々新しいと思う。
電動ポンプで、フィードバック要素の無いエンジンは作れないの？
知ってて言ってるのかも知れないが ある
https://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%83%A9%E3%82%B6%E3%83%95%E3%82%A9%E3%83%BC%E3%83%89_(%E3%83%AD%E3%82%B1%E3%83%83%E3%83%88%E3%82%A8%E3%83%B3%E3%82%B8%E3%83%B3)
> 燃焼振動が発生するループを実測と解析を繋げて把握する方法は
> 中々新しいと思う。
どこでもやってると思うが…
やりたくても出来ない。
なんで出来ないと思うの？
要素計測と解析で扱う桁が違い過ぎるから。
要素計測②から解析③へ反映させるには、それに見合う有効数字で計測できなきゃならない。
解析③から要素計測①へ反映させるには、それに見合う有効数字でモデリングしなきゃならない。
で、「この有効数字ってそれぞれ何桁が妥当なの？」で詰まってしまう。
さて、どこでもやってるとの事なので、具体例よろしく。
2ちゃんができた頃の出羽の守（事情通）は、
「有限要素法解析はアメリカの研究者が総て仕切っているから
日本の技術開発はやるだけ無駄。日本オワタ。アメに完全服従するしかない」
みたいな事を連呼していた15年前。
フィードバック要素は複雑で、現状のシミュレーション技術でははっきりせず、
実機試験してみないと正確にわからない
シミュレーションである程度あたりをつけることはできるが
実機試験で追い込まないといけないことにはかわりない
もしエンジンに十分な電力を供給できれば、フィードバック要素の無いエンジンを作るみたいな方向性もありかも
一番分かりやすいのが、ターボポンプの回転軸のブレ。
軸ブレが燃料や酸素の供給量を変動させ、供給量の変動が燃焼状態を変動させ、燃焼状態の変動が軸ブレを更に大きくする。
また妄想かよ
昔はできなかったが、最近どこでもやっているという意味なら、
>>14
の批判にはなってない。
最後の部分、
>>15
のようなことを意図しているのかもしれないが、
燃焼振動はターボポンプ以外の要因でも起きる。
>>13
の資料では、
燃焼室内の圧力変動と噴射エレメントのループ
知恵遅れ馬鹿ちょんのカキコなのか。
前半、全部をシミュレーションで予想しているわけでもない。
>>13
の資料などに目を通すと、解析や数値計算で済ませる部分と、
噴射エレメント1本の高圧燃焼試験のような
要素試験を組み合わせて対処しているようである。
その結果、LE-9 の開発ではフルスケールの実機試験の試行錯誤を減らすことができたようだ。
(まだまだ試験項目はあるけど）
https://www.youtube.com/watch?v=XD5UxAhgIug
久しぶりに見に行くかな
本土からだがw
実にプリミティブな宇宙開発やな。
無理なところは試験するし、最後はもの作って確認するわけで、
特に揉めるようなところがないはずなのに、なんで変に荒れるかねｗ
空輸できるように整備すべきだが、そこまで投資するほど打ち上げ需要が無い。
まだ一晩かけて神輿行列やる方がコストが安い。
特定アジアには、日本の実績がとにかく憎くて
喧しい部族がいるから仕方ない。
H-IIA打上が失敗するように祈祷していた「呪い部」
みたいな組織がチョン校に有ったそうだ。
基地外にマーク
さすがにロケットの空輸は厳しい(小型ならともかく)。アリアンロケットも海上輸送だ。
衛星の空輸は結構あるな。重量は軽いが嵩張る。
中国民間企業、初の宇宙ロケット打ち上げ
ttps://jp.reuters.com/article/space-launch-china-onespace-idJPKCN1II0Y4
SpaceXのように工場から直接トラックで運べるのが理想だけど、
九州本島の南側だと絶賛噴火中の桜島が近すぎるか。
みんなビンボがわるいんや
ロケットを年間40回も打ち上げる中国並の予算があればねえ
高速道路での輸送は、直径サイズ制限がある。
SpaceX も次世代機 BFR では海上輸送(工場も港に近い場所)
ロシアのロケットも鉄道輸送による直径サイズ制限がある。
中国のは海南島に射場移して、海上輸送することで、
液体水素第1段へ移行。
橋などで重量制限があるし幅については3.5m といったところ(アメリカはもっと
幅広だろうが)
ロケットを長距離上輸送制限に合わせて設計するなら、液体水素ロケットはまず成立しない。
アメリカの次世代のメタンロケットも、長距離陸上輸送を止めるみたいだな。
かつてのサターンロケットも海上輸送(第3段は空輸)だった。
なお、港から射点までの短距離陸上輸送なら、夜間に2車線使う等で
H-IIB クラスでも通行可能
第3段の直径 6.6m
第3段輸送用の航空機はこんなやつ
https://en.wikipedia.org/wiki/Aero_Spacelines_Pregnant_Guppy
https://en.wikipedia.org/wiki/File:SaturnSIV.jpg
なお、下の写真では、サターンI の2段目の S-IV(直径 5.5m)を輸送機に搭載。
https://en.wikipedia.org/wiki/S-IV
わざわざ特殊な輸送機を作るのは割高だったろうけど、
オーバーサイズ貨物の陸上長距離輸送を行うよりは(インフラ建設)費用が抑えられた。
まあ、その後のスペースシャトルも空輸
https://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%82%B7%E3%83%A3%E3%83%88%E3%83%AB%E8%BC%B8%E9%80%81%E6%A9%9F
旧ソ連のブランも空輸(An225)
https://ja.wikipedia.org/wiki/An-225_(%E8%88%AA%E7%A9%BA%E6%A9%9F)
ではある。
>>33
ロケット上段の空輸なら例はあるものだな。
>>38
長距離陸上輸送はロケットのサイズに制約が出てしまう。
Falcon 9 (直径 3.7m)は後期型になると細長くなりすぎ。
それもあって、SpaceX の次世代機では海上輸送に切り替えたのだろう。
射場周辺を支配する帝国主義がベストアンサーになってしまう。
欧州のギニア射場は植民地そのものだし、海南島に射場を造って、
南シナ海の侵略に躍起になっている支那畜も3世紀遅れた帝国主義。
あまり褒められた思考ではない。
逆に多少不利な射場でも、千年以上前から住んでいる島民と折り合いながら、
ロケット開発に予算をかけて安全保障上の問題を解決しちゃう方法もある。
今のところは日本ぐらいしかやっていないけどね。
ロシアも高緯度からやってるぞ。
日本は解決できてるかというとどうかな。
解決できてないから競争力が弱いわけで。
バイコヌール宇宙基地はカザフスタン共和国で、
ロシア帝国併合は19世紀だから、植民地もどき。
1億1500万ドル相当の金額の年間使用料で租借
民間ロケットも動き出しているし、離島振興を兼ねて射場の引っ越しをしてもいいように思う。
もう極東に自前で作ってる
徐々に移行だって
種子島より本土がいい
肝属でも遠くて辛いけど
多分1000年後も子孫が住んでいるだろう。
翻って、ロケット打上事業がこの形態のまま1000年続くとは思えないので、
島民の子孫よりも種子島宇宙センターの方が先に不要になる。
100年もすれば、まるで違う形態の打上が始まるのでなかろうか。
まあ、種子島打上は伝統芸能として残るかもしれんが。
需要と次次世代のロケット(次世代はH3)の形態とセットで議論しないと不毛と思う。
あと、射場建設費や港湾、空港のインフラコストの見積りとか、周辺人口密度による。
需要が現状程度なら今のままでも構わないが、あえて言えば SSO 打ち上げ能力が貧弱。
需要が現在の2 倍以上になると射場増設が現実的になるだろうけど、
今の射場と併用になるんじゃないかな。
（射場建設費が結構するので、よほどのデメリットがないと今の射場放棄は無いだろう)
次次世代のロケットは、多分再使用タイプになるんだろうけど、
垂直着陸と水平着陸のどちらになるかによって、射場の要求条件が違う。
垂直着陸でも陸上着陸か、海上着陸かによってもちがう。
NewGlenn みたいに射場近くに工場建設もあるかもしれない。
もっと極端には、エアブリージングロケットの打ち上げ機なら射場の概念は大幅に変わる。
ロケットの信頼性が十分高ければ、空港並に射場建設自由度が高くなるはずだが、
現状では射場近くでの爆発とか墜落炎上が0.1-1% は想定しなくてはならないのでシビア。
ただそれ以前に現行の計画だとH3用の「射点」が一つしかない訳で、種子島の射点を増やす事が先決かと。
本気で商業利用を目指すなら射場を増やすのはまった無しなんじゃないかな。
射場整備は民間じゃ難しいだろうから、上下分離でインフラは国が用意するしかないと思う。
その点アメリカは既存の実験施設やら射場が方々にあってやり易いよなぁ。
そまず鹿屋を考えた
種子島を廃止はしなくていいが
更新時に本土復帰を!
電動カートの子会社（宇宙X）の真似をするのやら。
三国人の米国賛美みたいだな。
年間8機でも何とかなりそうだが、それ以上なら設備増強が必要、
でも種子島で射点増強でも十分。
年間１２ー15機とかなると、もう一つ射場が欲しいな。
それ以下でも SSO の需要増大があれば射場建設は正当化できるが。
>>51
陸上輸送は大型ロケットには制約多い(胴体直径が4m 以内とか)ので、
むしろ港湾とかのアクセスを中心に考えた方が良い。
(MHI のロケット生産設備の飛島工場は飛島埠頭で船のアクセスが良い)
あと、ロケットの保安距離や第1段落下を考慮すると、不便なのは止むを得ない。
というか、ロケットに取って不便なのか、観光客に取って不便なのか?
そんなに生産する気がMHIにないからなぁ…
全世界的な打上需要はSpaceXが掻っ攫っていく事が確定している。SpaceXのFalcon9の商業的な将来が不確定だった頃ならともかく、今となってはその前提で市場予測するしかない。
SpaceXがこけてもBlue Originとか（新興国なら）中国とか色々あるわけで、商業市場を真正面からせめても無理。
ESAの様に官需を頼りに定期的な打上をこなしつつ時々キャパに余裕がある時にだけ商業受注するのが現実的な解かと。
MHIはクルーズ船とMRJの二分野で大胆な投資をして苦しんでるから、今大胆にロケット打上の商業市場に本気で乗り込むのは難しいかと。
これも需要予測に依存するけど、
インターネット衛星コンステレーションの建設が本格化すると、
ロケット打ち上げ需要が一騎に増大する。
ここで特徴的なのは、SpaceX はロケット業者であるとともに、
インターネット衛星コンステレーションにものりだしていること。
他のインターネット衛星コンステレーションを目指す業者は、
競合のため SpaceX 打ち上げを避けることになる。
典型的には OneWeb 社で、ソユーズロケットとか、
将来的にはアリアン6、NewGlenn のまとめ買いをしている。
ただし、アリアン6 は大丈夫だろうけど、NewGlenn は開発遅延の
可能性がある。
これ以外のインターネット衛星コンステレーションを目指す業者はどうするんだろうねえ?
あと、各種強道からすると、三菱重工は H3 ロケットの年間 8-10 機の生産は
考慮しているというか、(交渉で)潜在的な顧客があるようなんだが、
射点増強については、日本政府に求めている模様。
射点建設費がバカにならんのだろう。
ましてや新射場建設費用というと、数千億円クラスになるか。
国の施設だから企業側としては要請するしかないというのもあった。
射点増強の建設費だけなら数十億円クラスかも。
新射場建設費用については、土地の収容費用、既存インフラがどこまで使えるか
(港湾や空港から建設する必要があるかどうかなど）で大きく違う。
C-133にアトラス、An- 225がアトラスVの一段目を
と実例が無くは無いのね
他に無いようだからデメリットの方が大きいのだらう
断ったらボストチヌイに話を持って行ったらいい。
それから国内の射場を整備すりゃいいんだよ。
>>66
Falcon 1 打ち上げに使った、クェゼリン環礁がある。
（まあ、マーシャル諸島共和国空からの長期祖借地だけど）
緯度的には GTO に良いし、SSO 打ち上げにも支障が無いけど、
インフラの容量が不足で大型ロケット打ち上げには向かない。
SpaceX は 2010年頃、Falcon 9 をここから打ち上げを考慮してたが(manifest にあったそうだ)、
結局施設の増強はしていない。
気になってるけど話出てこないのよな。
赤道に近い場合、SSOはちょっと不利だな
多くの射場の場合、地形的制約の方が大きいから
問題になりにくいけど
射場を創り借りればいい
国内なら対策費名目で漁協893に金を払ってもGDPが増えるわけだが、
外国に建設すると経済が回らない。
北緯７～８度にあるパラオ諸島はどう？
かつての日本統治領であり、現在も日本とのつながりが強い。
しかも日本との時差はない。
種子島ですら射点は片方を休止させるんだし。
種子島以上に雨だらけ
https://ja.m.wikipedia.org/wiki/大樹町
和歌山県東牟婁郡太地町
https://ja.m.wikipedia.org/wiki/太地町
https://www.youtube.com/watch?v=7X-bGMquC5M
mageshiman 1025
>>79
第5回燃焼試験の燃焼時間のことだったのか。
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2018/180523.html
試験日 平成30年5月23日
試験時間 225.7秒(272.0)
メイン燃焼圧力 9.96MPa(9.87)
液体水素ターボポンプ回転数 40,722rpm(40,285)
液体酸素ターボポンプ回転数 16,611rpm(16,912)
備考 液体酸素ターボポンプの回転数が低かったため自動停止しました。
第6回 H3ロケット用 LE-9 実機型 #2 エンジン燃焼試験（遠景）
https://www.youtube.com/watch?v=70gYhoE1QcU
2018年5月31日 更新
H3ロケットエンジン部構造強度試験の様子
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2018/180527.html
試験日 平成30年5月27日
試験時間 275.0秒(275.0)
メイン燃焼圧力 10.5MPa(10.5)
液体水素ターボポンプ回転数 41,276rpm(41,629)
液体酸素ターボポンプ回転数 16,898rpm(16,864)
メイン燃焼圧力
第1回 9.33MPa(9.53)
第2回 10.66MPa(10.45)
第3回 10.46MPa(10.53)
第4回 10.46MPa(10.51)
第5回 9.96MPa(9.87)
第6回 10.5MPa(10.5)
LE-9 のメイン燃焼圧力の計画値より、5% 上回った試験値出しているね。
あと、FTP や OTP の回転数は、2017年のIHI 資料では
https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/47ef12dc1c5243831583c126ed553e17.pdf
FTP: 41600rpm
OTP: 17000rpm
とあるが、第6回試験ではこれらより1%程度低い回転数(FTP 41,276rpm, OTP 16,898rpm)で
燃焼圧は5%上回っている。
第4回試験ではIHI 資料より1%程度高い FTP,OTP回転数で燃焼圧は5%上回っている。
なお第2回、第3回試験ではやはりIHI 資料より高めのFTP,OTP回転数で5% 高めの燃焼圧
第5回試験ではりIHI 資料より2%程度低いFTP,OTP 回転数で燃焼圧は0.4%低い。
第4回試験(4月22日)と第5回試験(5月23日)の間に、
低めのFTP,OTP 回転数でも予定より高い燃焼圧となるような、
何らかの調整をしたようなのだが詳細は不明
偏ったイデオロギーの意見ばかり見て洗脳されて
脳みそが漬物になってるわ
朝っぱらから目を血走らせて小姑じみた批判ツイートし続けるとか正気じゃねーよ
はやぶさ2も竜宮に到着するしH3も試験してるのに
一切言及なし
twitterから離れて使命を果たせよいい加減
若手ライターだけフォローしてればいい
匿名掲示板で自分の主張が受け入れられると思ってる大馬鹿者ｗｗｗｗｗｗｗｗ
それ、順序が逆
お前の匿名掲示板自治がどれだけ無駄なことか証明するためにも、これからも続けるよ！
基地外マーク
LE-9 の推力が仮に 5% 向上すると
ロケット全体の能力はどの程度向上するのだろうか?
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