H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part85
外国のロケットの話題はロケット総合スレや SpaceX 総合スレで
イプシロンロケットの話題ならイプシロンロケットスレで
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(船舶航空板)で
宇宙船の話題は HTV スレや有人宇宙船スレで
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
お願いします
なお，RV-X や Callisto の話題は次次世代基幹ロケットに密接に関連するので，スレの範囲とします．
☆警告☆
特定の国家、組織、企業、個人に対する全否定あるいは全肯定など、著しくバランスを欠く発言はアラシです。
また，煽り投稿はスルーしましょう．
相手を論破しようとしても無駄です。しつこくやりすぎるとアラシと区別がつきません。
公式サイト
[JAXA]
http://www.jaxa.jp/
http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h2a/
http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h2b/
http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h3/
http://www.rocket.jaxa.jp/rocket/h2a/
http://www.rocket.jaxa.jp/rocket/h2b/
http://www.rocket.jaxa.jp/rocket/h3/
[三菱重工]
https://www.mhi.com/jp/products/space/launch_service.html
[H-IIA User's Manual](February 2015)
https://www.mhi.com/jp/products/pdf/manual.pdf
[IHI エアロスペース]
https://www.ihi.co.jp/ia/products/space/h-2a_h-2b/
https://www.ihi.co.jp/ia/products/space/h3/
【前スレ】
H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part77
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1537599679/
H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part78
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1540514561/
H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part79
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1541860305/
H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part80
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1543568677/
H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part80
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1543574097/
H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part82
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1553194132/
H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part83
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1558434288/
JAXAツイッター
https://twitter.com/jaxa_jp/
MHI Launch Services@MHI_LSツイッター
https://twitter.com/MHI_LS
【宇宙作家クラブ ニュース掲示板】
http://www.sacj.org/openbbs/
宇宙（そら）へのポータルサイト sorae.jp
https://sorae.info/
asahi.com ニュース特集 宇宙探査
http://www.asahi.com/special/space/
マゲシマン・東京に行ってた間にかよ
https://twitter.com/mageshiman1025
ロケットの色々な過程見てみたい
https://twitter.com/tane_rocket
https://twitter.com/2chan_nel (2ch newer account)
(deleted an unsolicited ad)
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
http://www.rocket.jaxa.jp/rocket/h3/ability.html
全長 63m
全備重量 574t（H3-24L）
第1段，第2段直径 5.2m
H3 ロケットの公式情報
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（2016年7月）
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(2018年1月)
http://www.jaxa.jp/press/2018/01/files/20180124_h3.pdf
2018年度
H3ロケットの開発状況について(2018年11月)
http://www.jaxa.jp/press/2018/11/files/20181129_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
LE-9 実機型エンジン記者説明会(2017年11月14日)
https://www.youtube.com/watch?v=sTHkCvieq5g
H3 ロケット1段用 LE-9 エンジンの燃焼安定性予測技術及び対策技術開発(2018年5月)
http://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/552/552017.pdf
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
H3ロケット用LE-9実機型#2エンジン燃焼試験の実施について
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2017/171211.html
第1回 H3ロケット用LE-9実機型#3エンジン燃焼試験結果
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2018/180823.html
第1回 H3ロケット用LE-9実機型#4エンジン燃焼試験結果
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2018/180924.html
H3ロケット用LE-9実機型#1-2エンジン燃焼試験の実施について
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/2018/181221.html
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
LE-5B-3エンジン開発試験完了！
http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h3/index_j.html
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
英インマルサット社と三菱重工、新型基幹ロケットH3での打上げで民間企業と初の合意
打上げは2022年以降を予定
https://www.mhi.com/jp/news/story/181206.html
Inmarsat to be first commercial customer for the new H3 launch vehicle provided by MHI
https://www.inmarsat.com/press-release/inmarsat-to-be-first-commercial-customer-for-the-new-h3-launch-vehicle-provided-by-mhi/
第1回 第1段厚肉タンクステージ燃焼試験結果
http://www.rocket.jaxa.jp/rocket/h3/2019/190121.html
第2回 第1段厚肉タンクステージ燃焼試験結果
http://www.rocket.jaxa.jp/rocket/h3/2019/190226.html
第3回 第1段厚肉タンクステージ燃焼試験結果
http://www.rocket.jaxa.jp/rocket/h3/2019/190319.html
第4回 第1段厚肉タンクステージ燃焼試験結果
http://www.rocket.jaxa.jp/rocket/h3/2019/190412.html
H3 Battleship Firing Test
https://www.youtube.com/watch?v=v2KrzkqdtvU
H3 ロケット第1段・第2段分離試験
https://twitter.com/mageshiman1025/status/1089019755070025730
新型ドーリー種子島へ行く(2019年2月)
https://www.youtube.com/watch?v=q-eePoGYavY
VAB 改修作業(2019年3月-)
H3 ロケットの移動発射台(ML)走行試験(2019年6月24日)
https://www.youtube.com/watch?v=2YT89u_6910
https://www.nicovideo.jp/watch/so35338429
https://twitter.com/2chan_nel (2ch newer account)
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https://www.youtube.com/watch?v=xPQ4mmNVGRY
2019年4月11日 三菱重工業田代試験場にて H3ロケット用第1段厚保肉タンクステージ燃焼試験の記者説明の模様です。
上記動画の
10:15
第2段の構造(ガスジェット(スラスター)や酸素タンクとエンジン取付部等)
14:05
第1段液体酸素タンク、容積約170m^3
第1段液体水素タンク、容積約460m^3
天文衛星：
X線天文衛星 XRISM: (2021): H-IIA (SLIM と相乗り)
Lite BIRD (熱いビッグバン以前の宇宙を探索する宇宙マイクロ波背景放射偏光観測衛星) :(2027): H3-22(?)
SPICA(赤外線天文衛星) :(2028):H3-24
======================
月・惑星探査機：
火星探査機アル・アマル(MBRSC):(2020): H-IIA
SLIM (月着陸):(2021): H-IIA (X 線天文衛星 と相乗り)
月極域着陸探査機(ISRO)＋ローバー(JAXA): (2023):H3-24
MMX (火星衛星サンプルリターン): (2024):H3-24
=======================
ラグランジュ点回りに天文衛星投入とか、重力天体着陸、サンプルリターンミッションでは、
H3-30 ではやや非力で、H3-22/24 タイプ
月極域着陸探査機(ISRO,インド)のは、打ち上げ時質量 6t 以上。
軽量化に努力すると、H3-22 でカバーできるかも知れないが、
ロケット側のコストダウンより探査機側のコストダウンの方が寄与が大きいということか。
H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part84
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1562774223/
どうせ直ぐ埋まるんだし><;
H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part83
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1558443900/
実質35 現行スレッド
H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part84
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1562819596/
次スレ 実質36
ここ35は実質37に()
オンタイム打上率ってH2以外で聞いたこと無いけど、
明確な評価基準は確立してるのかな？
修行僧になった気分
設計変更機の初飛行、年明け（予定）だってなｗ
初飛行すら終わっていないのに、よく2020年半ばに納品可能とほざきつづけたもんだなｗ
ｷﾀ━━━━(ﾟ∀ﾟ)━━━━!! w sdwss
液体水素、液化メタン、ケロシン 、だとメタンが良いのかな
メタンもけっこう減るんだな
H-IIAペーパークラフト
http://webprint.epson.jp/mypage/pickup/rockets/h2a.jsp?fwlink=wp_cf04
作るの大変そう
発射台 A4 35枚
ヒドラジンが毒性以外は意外と良かったりしてね。
そんなわけではないだろう。宇宙で使う燃料だから
日本語でおｋ
・二液の混合だけで着火可能（点火装置が不要）
・着火の信頼性が高く、繰り返しの着火が可能
・即応性が高い
・毒性が強く、厳重な取扱いが必要
・燃料、酸化剤ともに沸点が高く予冷に不適
メインエンジンには使えないけど、宇宙船や衛星等のスラスター、LES用途なんかで有用。特にヒドラジンは制御量に応じて一液と二液の両方でスラスターとして使えるし、毒性を気にしなくていい宇宙空間では利便性が高い
宇宙で推進力として放出されても大気がないのですぐに拡散されるし仮に地球に降下してきても拡散されすぎて無いのと同じ
メインエンジンに使えないとか嘘書き込むなよ
実質使えなねえだろ
噛みついてないでマシな情報出してこいよ
お前が噛みついてくるなよ
実質使えなねえってどういうこと？
ヒドラジン系が燃料のロケットエンジンは上段も下段もたくさんあるぞ
今でも下段で使ってるのは中国くらいしかないけど
上段にはまだまだ使われるだろう
なぜメインエンジンに使えないと思ったんだろ？
二人目は地主っぽいけど
有毒性はあるが、
ヒドラジンは1段目として優秀な燃料だ
燃料特性の比較の話だろ
ヒドラジンをケロシン 、水素、メタンと同列で比較すること自体、意味がない
なんで意味ないの？
グルシュコが墓の中からお前のこと虚偽のKをする準備してるけど？
一段目で使うメリットは無いな
液化する必要ないから保存に向いてるけど
毒物への管理と保存が厳しい国だとそれもメリットにはならない
ヒドラジン入りのブースターが民家を直撃し猛毒の燃料が撒き散らされても
何も責任取らされない国だと活躍できるけどな
日本でそんな事になったらロケットそのものが廃止に追いやられるが
日本だと中身空っぽでもタンクじゃなくて小さなパーツでも民家に落ちれば大問題だしそもそもタンクが落ちる場所に民家無いぞｗ
液水なら許されるとか無い。
一段目に使うのに比推力を優先するとか無いわ
通常、一段目は比推力が落ちても大推力を選んで短時間で重力損失が発生する領域から脱出するのが第一。
つまりは比推力が高くても大推力を得難い液酸液水エンジンは一段目向きではなく
殆どの「一段目」液酸液水エンジンは、比推力が低いが大推力を得られる固体燃料ブースターと
セットで使い事実上の二段目として使われる。
クソみたいな話にお付き合いしてあげて、みんな優しいね
じゃあなんでロシアはわざわざ燃焼室増やしてTWRを下げてまで燃焼室圧力上げてんだよｗ
というかお前の理論が正しいならみんなTWR最強の固体燃料ロケット使えばいいじゃん
デルタIVは馬鹿が作ったロケットって言いたいの？
>>50
もしかしてID変えてる？
こんな基本的なことを知らない馬鹿が何人もいるとは思えないんだけど
海面比推力だと100秒は落ちるからな。＞液水＆液酸
ケロシンやヒドラジンでも海面比推力は落ちるけど、落ち方はもっと緩やか。
巣にかえって読み書き勉強してこい
予想飛行ルートの3000m以内に民家がある為、
東南方向に打上げた後に空中で向きを変えて
安全距離を確保している。
ターンして余分に燃料使うより合理的だろ
俺がその家主なら保証金交渉でゴネまくったうえに
反日左翼団体と繋がって環境だ何だと下らない公演して小銭稼ぎますは
南極の環境を汚すことになるからだめ
南極で観測ロケット打ち上げるしかない
地主っぽいやつが変なこといってるけど国内はそれでよくてもフィリピンやインドネシアも邪魔だからね
何年遅れてるねんw
>>67
何を根拠にそんなこと言ってるの？
だから何？
君の大好きな動画ソース
これは昔も今も変わってないよね？
SSOは、大人気の軌道なんだけどな
ISSむけ打ち上げも道東からだね
日本国周辺に限定するなら、同じ経度を飛び続ける地表同期の極軌道も利用価値が高そうな気はする。
東経122度台の与那国島上空を90分毎に飛び続けるレーダー衛星を打ち上げれば、島の南北5000kmに渡って有象無象の観察対象がある訳で。
>東経122度台の与那国島上空を90分毎に飛び続ける
そんな軌道ねーよ
観測できるのは1日2回だけ
https://www8.cao.go.jp/space/comittee/01-kihon/kihon-dai3/siryou8-2.pdf
P18に注目
しかも文科省の資料。
軌道成分の話をしてんだよアホがw
衛星の頭数に制限を設けないのなら毎秒撮れるはw
つまり>>78は難癖ということで…
お前が難癖付けてきたんだろうがw
>>80は誰のレス？ID重複？
それとも#1か#2をBFTに使うのか。
どうなんだろう。
地球は回転楕円体なので、真南の180°ではなく、191°方向を通る極軌道に衛星を打ち上げると、赤道側の膨らみに引っ張られて、地球公転1年で軌道面が1周回る太陽に同期した軌道に乗る。
これにより太陽同期軌道が成立する。
ですのでドリフト成分の無い180°の軌道に打ち上げると経度(地表)固定となる。
実際の地球は回転楕円体より複雑な重力異常が有るので、実用化されている静止衛星軌道でなく、低高度の極軌道だと、強烈に東西に引っ張られてしまい、これを補正する強力エンジン付きの衛星が必要になるのですけどね。
そんな試験衛星も有ったね。
SSO投入だったけど。
地球の自転を知らないのかな？
こういうとこで初歩の初歩を知らずにご高説を垂れる神経を疑うわ
酸素魚雷みたいなやつが増えすぎてもうね
自転が激遅の金星や水星でも極軌道に投入される(予定の)衛星はある訳で、
極軌道と地球の自転でドヤのは恥ずかしい。
極軌道打上で、180°(真南)より西方向に打ち上げれば、衛星は東から西に地表をスキャンし、
逆に東寄りの極軌道に打ち上げれば西から東に地表を観測する極軌道になる。
東向きは太陽と同期しないから、あまり実用的では無いけど。
衛星コンステレーションや極軌道の衛星が主流になるなら種子島に基地を置いとく意味はそんなの無いのでは？
H3ヘビーの開発と並行して、横置き整備用のロケット組み立て棟、
ソユーズ型の発射台、ルスランやギャラクシーで乗り付けられる滑走路を持つ新基地を道東に作りたいね
H3ヘビーが完成すればSRBも廃止していいだろう
頭悪すぎて口あんぐり
文系はR
には脳味噌が付いてないので論外
訳も分からず吠えている血族ですよ。
韓国政府と同様に、将来保健所に送られる
野良犬なので、2ちゃんで無駄吠えが
消える日が彼の命日。
みたいなやつは迷惑なんで出て行ってくれ
お前はお前で韓国をバカに出来ないおつむなんだから自覚してね
経度固定とか頭おかしいぞｗ
マジで自頭が悪いって自覚しとけ
自転に対するシンクロではない
あと軌道高度によって軌道傾斜角は変わるんで
地主じゃなくて、自称地主の気狂いな。
準回帰起動がどうして経度方向の回転ベクトルを持てるのか、wiki見ると地球が楕円で云々とあってよくわからなかったが、jaxaのpdf見たらようやくわかった、気がするwので置いとく。
なるほど、だから軌道傾斜角がほどよく90度を超えるのか。
http://www.satnavi.jaxa.jp/basic/seminar/pdf/seminar_090611.pdf
声がでかい方が勝ちっていう大陸根性が滲み出てるな
国が下り銚子の場合、なぜか企業も公務員もあとで振り返れば非合理的な行動ををする
日本は平成に履いてから後者モード入り、いまの中国は前者モード入り
いまの中国は伝統的な儒教や大陸的な行動をほとんどしてない
今年に前倒しすることを明らかにした。今年の発行枠の４７％に相当する。ウェブサイトで明らかにした。
景気が悪いと公共事業削減してさらに景気悪く 平成以降の日本ですね
国が攻めの姿勢にならないと
10年単位でさらなる停滞を生むからな。
儲かりそうと言うことで、勝手に融資案件を変えてるので、中央銀行がリスクを把握できなくなっている。
家を買うと言って金を借り、勝手に株式に突っ込むとか。
だから間違っていたとしても突き進むしかないんだろう
日本はまだプリプロジェクトなんだっけ？
今現在は実機実験やる予算付いてないね
ブースター使ってるから一段目の切り離しなんて遥か彼方だし
何百kmも離れた海上で回収してまた飛島村まで運んでたら金かかって仕方ないだろう
H3じゃブースター使わない構成もあるようだが。
H3-30Sはあんまり需要なさそうだからね
SRB付の22Sに比べてGTOで半分以下の2トンレベルの打ち上げ能力になるみたいだし
30Sの試験機で太陽同期軌道にALOS-4を打ち上げに使うみたいだけど
低高度の観測衛星って単体の打ち上げが頻繁に需要があるわけじゃないからな
22Lと大した価格差ないから相乗りで打ち上げた方が安いだろうし
政府の観測衛星だと今後はイプシロンの選択肢もあるから
そうそううまくいないんじゃないの
以前にデュアルで打ち上げ失敗したから、1基づつしか上げないとおもうよ。
新興の小型レーダー衛星はイプシロンや和歌山ので打ち上げるとは思うけど、光学衛星はH-3かと
https://mobile.twitter.com/linkspace_china/status/1119600403090292737
LinkSpace(中国のベンチャー)は高度40mまでの垂直着陸は成功してるよ
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SSO単発が1番仕事が多いだぞ。
JAXAの予想だとH3-22の需要が一番多そうだったな
結構な重量の静止衛星も24型使わずに行けそうだもんな。
デビューが待ち遠しいね
次の打ち上げはいつなんだろうか？
H-IIAで飛ばしてる静止衛星はひまわりとみちびきだけ。
他の衛星打ち上げはアリアンV/ファルコン9に奪われてるし、その流れがH3で逆転するとも思えん。
SSOならIGS、だいち、しずく、いぶきと全部自前で飛ばしてるし、設計寿命も短いのでコンスタントに需要がある。
普通に考えればH3-22とか出番は少ないだろう。
30 > 22 >>>> 24
って感じだったかと
https://abhp.net/jaxa/JAXA_H3_000000.html
に予測があるけれど、30よりも上、22よりも下あたりのペイロードの需要が一番多そう
余力があるのはいいが能力不足では打ち上げはできないから22の需要が一番高いだろう
http://www.jaxa.jp/press/2018/11/files/20181129_h3.pdf&ved=2ahUKEwjT5Onnxp_mAhVOfXAKHcr9DH8QFjABegQIBxAL&usg=AOvVaw2EPNFHGUjDq6afCjAcdPEM&cshid=1575584881673
もう少し最新の資料
http://www.jaxa.jp/press/2018/11/files/20181129_h3.pdf
それをH3で受注できるかどうかはまったく別問題だよ。
月一打上に付いてこれないプロバイダもH3に勝てない。
ペイロードの切り離し衝撃に対応するために強度アップを要求するプロバイダもH3に勝てない。
SpaceXの月一打上げに三菱がついていけないシナリオのほうが現実的だな
まあ実際にどうなるかはわからないけれど予測にはなるだろ
少なくとも「H3-30が一番需要があるはず」の反論にはなる
なんかこのスレって何故かH3-30を信奉する人がいるから
外国企業に依頼できない情報衛星や安全保障に
関わる打上が有るためなので、外国衛星の
受注は程々で良いのです。
受注ゼロどころがスカパーの防衛省衛星のように
国内を維持しつつ、アリアンへの依頼も含めても可。
一年に12基だから実現すれば日本のロケットにしてはかなり高頻度
メンテがそこまで短縮できるかな？
H3は製造工程でボトルネックができないようにモジュール化して設計されるけど。
ギアナから打ち上げてもいいんやで。
いや、年12回は種子島でも対応できると思う
問題はそれだけの受注ができるかどうかで
そういえばH3がGTO7.9tとか言ってる英文資料あったが、
6.5t@⊿v1500m/s かつ
7.9t@⊿v1800m/s ってことなのかな
1500で7.9トン欲しいネ
打上重量は8t+8tなのか、死ぬほど軽量化するかは不明なれど、H3-24の実力をGTO(⊿v=1800s) 8tより+1-2tは取れると予想しているのでないかい？
なお、過去の実績では、かぐやはGTO能力4.2tのH2A2022で3.1tの機体を遠地点23万kmに打上げた。3/4である。
オラわくわくすっぞ
燃料満載のサービスモジュールと与圧モジュールに分ける案と、HTV-Xと燃料に分ける案があるみたいだな
ヘビー案は三菱の私案だが、なんにしてもLOP-Gには間に合わない
10トン級の月広域・回収探査：月離着陸実証ミッションも2026年度予定だけどさ
2030年代には電力システムなどが拡張されて100日程度滞在するLOP-G第二段階になるのと
40トン級の有人月面着陸船なども控えてるのでそのころまでにはH3ヘビー欲しいね
周期は1日超?で軌道速度も早く、数週間の間隔で打上げる2つの宇宙機を接近させる事も技術的に世界初の挑戦になる。
狙った針の穴から少しでもズレたら即死案件な訳で。
H3ロケットの制御の実力と輸送システムの信頼性安定性をPRするには、(米ソw企業にとって)平凡なヘビー型を作るより、遥かに挑発的だと愚行する次第。
LE9はタービンブレードの疲労破壊のリスクでしばらくは出力抑えて運用か
SRBなしの形態は当面は見れなさそうだ
3D造形で難航している？
比推力 425秒
マージン 3.17倍
いやーまさかね…寿命まで制御しちゃった？
所期の性能を出す為には設計しなおし？
シミュレーションだけでどうにかなるとか言ってる馬鹿はR
いくら何でも偶然だよね…
- 3D造形ではなく機械加工
- 共振振動が発生しない程度に出力を絞る
- SRB二個、LE-9２基 構成
か
まあ無理してもいかんだろうが、打ち上げを延ばしたほうがよかったのではないだろうか
開発を続行きて最終的な打上げ単体のコストは達成するとしても全体の開発コストは膨らむよね
企業側の開発費負担がほぼ増えないという魔法があってじゃな
H3ロケットの開発でモデリングと要素試験を細かく擦り合わせる事が出来たので、打ち上げ時の実測データからそれがロケット起因か外的環境起因か切り分ける事ができるだろう。
気温や気圧で空気の粘性がどう変わるか、とかね。
ターボポンプの高速回転部品の破断リスクは、LE-7エンジン開発でも苦労したところ。
エキスパンダー（ブリード）方式は、弱い膨張ガスからタービン駆動エネルギーを取り出す必要があり、
大型エンジンだけにタービンの極限の効率化・軽量化が求められる。
JAXAでは京より以前から数値風洞という中二病臭のスパコンやら何やらが活躍している。
計算機の環境は年々増強されている模様。
JAMSTECや理研が国プロでスパコンを作る→その改良量産ラックをJAXAが仕入れる、の流れ。
これから商用打上を増やしていこうというなら、あまりのんびりはしてられない
せっかくインマルサットという上客になるかもしれない業者を掴めたのだし。
H2Bでも6分弱だが…
あれ？マージン増えちゃうねw
大分認識が古いな…
00年代には「地球シミュレーター」とか「数値風洞」という今の感覚では恥ずかしい大袈裟なネーミングが流行ったのだ。
言ってる人いるんだけどなに？
「全く飛べない」ってほどの不具合ではないから、まずは飛ばして実績積んでバグ出しを進めようってことなんだろうね
H2Aが最初は長ノズルの投入を延期して短ノズルで運用したのと似たような感じなのかな
CFD
何か恥ずかしいか？
> LE-7Aの440秒なら1349.1/440=3.07倍
なんの計算なんだよw
無茶苦茶だな
初代H2では、信頼性確保のため、LE-7は、実燃焼予定時間の3回分の燃焼に耐える堅牢性を求められた。
それとごっちゃになったのでは？
ひたすら頓珍漢だな
的川先生の本でも読んでこいよ
まあ、難しいからな
個人的に最初に興味を持って、ロケットの性能を調べた時、なんで秒なんかが単位に入ってんだろ？って思ったことは確かだし
00年代のCFDは2ちゃんねるでもかなり
恥ずかしい言葉だったぞ。
当時のネット識者の常識によると、
1.CFDはアメリカが本場である。
2.米国製のCFDソフトウェアを使って
設計する日本は永遠に米国に追い付けない。
3.よって日本の自主開発は全てが必ず失敗する。
証明終わり。
というCFDというワンイシューで全否定を展開する
博識な出羽守がニュース板にも専門板にも多く居た。
1段目やで。
我がスパコン人生
で検索してみ？
すり替えた結果、H3の開発は順調そのものになるw
実の無い水みたいな煽りは結構です。
当時の出羽守さんと同じ部族だな。
> 比推力以外に、エンジンの稼働時間を測る指標があるの？
そもそも比推力が何だが解ってないだろ
「降水量以外に水の体積を測る方法ってあるの？」と聞いているようなものだぞ
「比推力」を根本的に理解してなかったのね
エンジンの稼働時間は関係がありません
例えば月に人を送り込んだサターンVの一段目で使われるF-1エンジンは、五機搭載されるけれど、そのうちの一つは二分で稼働を停止させるよ
他のエンジンと同じ比推力をもつけど
比推力の定義は検索して、もう一度勉強すれば良いと思うよ
固体燃料はどれだけ工夫して作っても、液酸液水のエンジンの性能には届かないんだよ
そういうこと書いた資料はネットにかなり沢山ある
公的な機関の解説とか読めばわかると思う
式を掲示板で書くのは厄介だから、そういうところで調べて、正しい知識を身につけた方がみんなと対話できると思うよ
要は効率
稼働時間は一切関係ない力学的な数値
国士気取りのお前のせいで、非推力の講義にすり替わっちゃったな
マジでうせろや
こいつ、この程度の知識レベルでいつもドヤ顔で語ってたのかと。
最初の2レスくらいは何かの引っ掛け罠かと思って読み直してたけど、
>>179あたりから、どうもガチらしいと気付いた。
>>4の2018年の資料
http://www.jaxa.jp/press/2018/11/files/20181129_h3.pdf
の7ページ目に書いてあるんだけどな
機体構成によって最適な稼働時間は多少変わるだろうけど
ロケットナビゲーターで1段目の燃焼時間を集計してやった。
(防衛衛星は非公開)
LE-7A 長ノズル 比推力440秒
H2A 平均397秒 偏差5.9秒 (90.3%)
H2B 平均348秒 偏差1.2秒 (79.0%)
1段目なんだから、大推力で理想的な燃焼になって当然。
つまり比推力の秒数に近づく。
「短ノズルｶﾞｰ」とか、アホな事を言うなよ？
一層、理想的な比推力の秒数に近づくぜ。
比推力と燃焼時間は無関係だぞ
1段目だから理想的な燃焼に近づけるのは当然だと言っておろうが。
100%に満たない部分がペイロード、上段燃料、下段寸胴、エンジン重量だろ？
頑なに調べ直さないのはなんでなんだ？
イオンエンジンは推力なんか極小だけど、化学ロケットエンジンとは桁が違うほどの比推力を持ってるんだよ？
君が思ってる比推力って言葉の意味が、間違ってると思えないのかいな！
比推力455秒、燃焼時間は510秒で
100%超えるんだけど、ペイロードが負の質量ってこと？
そもそも比推力と理想的燃焼時間は全く関係ない
その%って燃焼時間/比推力だよな？
それなんの意味もないぞ
比推力って推進剤の噴射速度を重力加速度で割ったものだからな？
エンジンの燃費しか分からないぞ？
それに海面比推力だと数字はもっと低い。
3機なら、各180秒ってとこかしら？
ファルコン9のマーリンが160秒くらいの燃焼だから、
相場なのかな？
なぜ、H2Aと違う使い方ばかり引っ張り出すんだね？
1段目の燃料はドカ積みで燃焼時間は長い。
打上時はSRBによって上昇するのだが、SRB切離し後は、推力より総重量の方が大きく、上空で落ちながら（減速しながら）上昇する時間帯がある。
搭載燃料が減ると再加速に転じます。
ロケット設計思想や飛行プロファイルによって搭載燃料や燃焼時間は様々な数値になります。
http://www.lizard-tail.com/isana/lab/space_exploration/sts/launch_sequence.html
途中で出力を絞ってるようだが…
燃料減らすとペイロード重視になるのってどういう理屈？
わざわざ太くしたのがバカみたいだね
1回あたりの使用時間が425秒に満たないなら、マージンはどんどん大きくなる。
燃焼秒数と比推力を混同するのは、どんな経緯なんだろう？
むしろ、それの方が気になる
定義からしたって、どれだけ効率よく推進剤を使えるかってことにしかならないだろうに
自分が書いてる通り、似通った数字だからって、混同できるようなものなんだろか？。ホントか？
比推力を適切な燃焼時間と捉えることは、どんな誤解をすると可能なんだろうか？
八十キロが低燃費だと書いてあるデータ見て、ガソリンを八十キロ積むような間違いって起きるもんなのだろうか。
http://spaceinfo.jaxa.jp/ja/need_speed.html
>この数値は、推力や速度を上げるために重要で、
>[比推力＝推力÷1秒間に消費される推進剤の質量]
>という式であらわされます。この比推力が大きい
>推進剤ほど性能がよく、燃焼後のガスの噴射速度が
>速いのです。
エンジンの余裕強度みたいなことと勘違いしてるのか！
想像を超える勘違いだ
んー、どうすれば、こんな認識に至れるんだろう？
しかも、直上で、比推力よりも燃焼時間長い例も書いてあるのに
この板にいるんだから、ハヤブサの活躍くらい読んだことがあるだろうに
あれに積んでるイオンエンジンの累計燃焼時間なんか
何万時間
http://spaceinfo.jaxa.jp/ja/need_speed.html
比推力＝推力÷1秒間に消費される推進剤の質量
ロケット(機体+燃料)を浮かせるだけの力を何秒出せるか？
でいいんじゃないの？
華奢な機体で燃焼圧を高められるなら、比推力はどんどん伸びるだろうが
エンジンが熱に耐えられず、400秒前後が限界。
>>225
「お前がそう思うんならそうなんだろう お前ん中ではな」
このグラフが参考になるかな？
H2Bは下段の燃焼が終わるまで加速度が一次以上の関数で滑らかに上昇しており
推力を弱めていないことが伺える。
そんなふうに理解してるのなら、なんで誤解できる？
ホントにわからん
どういう主張をしたくて資料持ち出したんだ？
雑に言って、推力はほぼ変動しない場合に、積荷の燃料が少なくなれば、加速度上がるの当たり前だろうに
これで、比推力の何を示そうとしてるんだろうか？
>>228を参照。
推力を調整せず燃料をガン炊きすれば、燃焼時間は比推力に近づくと思うがね。
言っておくが、私は燃焼パターンの分からんロケットには言及していないからな？
以前から、H2AとH2Bの下段の燃焼時間が比推力に近いと感じていた。
そこにエンジンの耐熱性の話なんて書いてないだろ
基本的に推進剤に依存するの
燃焼圧を上げればとかいう問題じゃない
お前はアホか？
燃焼圧を上げたらガスの速度が上がるので、少ない質量で大きな力が発生するだろ？
>比推力(ひすいりょく)とは、ロケットの推進剤の性能を示すものです。
wikipediaによると一段目の推進剤は225t
（ただし出展不明）
これを信じて単純計算すると
2発の場合
225t / 300tf x 425sec = 約320sec
3発の場合
225t / 450tf x 425sec = 約210sec
機体構成によって推進剤の量とかスロットリングとかの最適化によって変動すると思うので目安程度な感じで
ロケットエンジンで使える素材の耐久力で決まることが分からんのか？
爆轟エンジンは衝撃波がマッハ4ぐらいで伝わる。
それが燃料を圧縮して燃やすから、ガスの流速が上がる。
結果的に少ない質量で大きな力が得られる。
ロケットエンジンの燃焼の伝達速度は遅い。
ガスを加速したいなら、燃焼室をもっと狭くするか、燃料を多く突っ込むしかない。
耐えられたらガスの流速が上がって少ない質量で大きな推力となり
比推力も伸びる。
耐えられないから無理だがね。
だからさ、比推力を超える値の燃焼時間が機種によっては存在することも示されてるよね
比推力って、君の中ではどういう値として認識してるの？
何度も言わせるなよ。
燃焼パターンのよく分からない機体を持ち出してるのはお前。
私はH2A/H2Bしか言及していない。LE-7Aはスロットリング機能を持っているが、使ってなかったはず。
H3も同様の燃焼パターンになると思っていたので、比推力425秒を採用した。
比推力ってどんな意味がある指標だと思ってる？
そのエンジンの耐久時間？
十万トンの燃料と酸素のタンクつけたら壊れるまで稼働するよ？
持ち上げられる推力が実現できるなら、紙で作れ。
必要な推力が小さくなって、比推力が伸びる。
>>223はそういう意味だ。
ならイワタニのカセットコンロでISSに行ってこい。
なるほど
比推力をまるで理解していないね。
レーザーポインターでも移動できるよ。
推力を絞っても比推力の値は基本的には変わらないよ
推力を小さくする分、必要な推進剤の消費スピードも比例して減るので、わり算の結果である比推力の値は変わらない
このへんで勘違いしているのでは？
重量がどんなに減っても比推力は変わらないということが分かってない
朝鮮人の水車の知識レベルだな。
奴らには水車の知識は有ったけど、
日本に統治されるまで数百年間
実物を作れなかった程度の
理解のまま停滞していたという。
＞必要な推力が小さくなって、比推力が伸びる。
推力が小さくなっても液体酸素、液体水素エンジンなら推進剤の量が少なくなるだけで比推力なんか原則大差ない
そもそも分子が小さくなれば、比推力落ちることがどうしてわからないんだろ
正直な話、こういう反応する子は身近に居ないから、興味深い面もある
周りから、明らかに間違ってると指摘されて、どうして自分で調べもせずに自説を持ち続けてられるのか、実に不思議なんだ
しかも、自分でも式くらいは出してくる
その上で、例えば式を変形したりして正しい意味を理解しようとしないんだ
頑なになると、誰の意見も受け付けないってことなんだろうかとぼんやり思う
あれだけ比推力に関して御高説を垂れておきながら、まさか比推力と燃焼時間を混同してたとは
ちょっとした衝撃だった
> 華奢な機体で燃焼圧を高められるなら、比推力はどんどん伸びるだろうが
伸びません
推力は上がるだろうが比推力が変わらないのだから燃料タンク内の有限の燃料の消費が増え燃焼時間が減るだけ
それなw
炭そ菌と炭素を混同してるのと同じw
本人は指摘されても永久に気づかないのが笑える
笑えるだけならいいんだが
毎日自信満々に嘘をばら撒く害悪だから死んで欲しいw
LE-9の炎の色は黄色、つまり未燃焼の水素を大量に捨てている。
しかし水素の比推力とされる400秒台だ。
解放できるエネルギーが残ってるはずなのに、限界ってか？
「ロケットエンジンやロケットモーターの質量も関係せず、少量で軽い推進剤を高速で噴射するほど比推力は向上する。」
（核熱ロケットの推進剤にすれば）
どれだけ文章を読んでも言葉の意味を誤解しかできないってのが酸素魚雷
ほんと哀れだよw
小学校の掛け算からやり直したら
もしかしたら理解できるようになるかもしれないのに
（理解できるようになるとは言っていない）
>どうして自分で調べもせずに自説を持ち続けてられるのか、
それは違う
全力で調べて調べて調べた結果
誤解しか出来ない
それが酸素魚雷
基礎学力が足りていないから
複雑な事象を調べれば調べるほど誤解が深まる泥沼状態なんよ
>>232
いや比推力は燃焼室の圧力に依存するだろｗ
>>249
たとえば二段燃焼サイクルと圧送式サイクルでは同じ燃料でも比推力は大きく変わるんだが？
それに分子が小さくなると比推力落ちるってどういうこと？
やっぱり酸素魚雷に絡むやつの知識も怪しいよね
比推力と推力はエンジン固有の特性値であって
安易に分割割り増しできるものではない（推力なら整数倍にはできるが）
>>229が>>223に対してツッコミ入れてない点もアホw
>ロケット(機体+燃料)を浮かせるだけの力を何秒出せるか
比推力に機体重量は関係ない
大間違いw
ヒドラジンとヒドララジンが同じものだと俺はずっと思っていた
エントロピーとエンタルピーでビビった
理論的限界？
自分で調べろクズ
知ったかしてスレを荒らすな
きたない言葉より丁寧に書いたほうが
荒れにくいと思うぞ
的な
話の全体が見えてない馬鹿がまた一人来たよ
＞比推力＝推力÷1秒間に消費される推進剤の質量
こう書いてあるんだから、それを汲んでやらないと理解が進まないのは自明だろ？
これだからボンクラは手に負えない
相手は比推力を言葉どおり説明して理解できないなんだかよくわからない馬鹿で、そいつそのものを相手にしないで、何いってんだか、このカス
疑問に思っているのに知ったかとはこれいかに
現実のエンジンは理論最大値までは届かない
＞比推力＝推力÷1秒間に消費される推進剤の質量
これはコピペ
＞ロケット(機体+燃料)を浮かせるだけの力を何秒出せるか
これは理解
コピペと理解の内容が乖離してのに
それを指摘できてないのは
まさに ID:xc/p2DhB は書き込みの中身を汲んでないってことだろ
目安にはなるでしょ
同じ加速条件で使用したら
比推力大きい方が燃焼時間も長いという目安になる
逆にはなりえない
お前ホントに馬鹿じゃないのか？
相手の理解が及んでいない、勘違いしている部分を切り分けて一歩進めるところに主眼がある投稿で
相手の間違って理解してる結論部分への指摘がないと指摘する
そんなの当たり前だろう
間違ってんだから
そこに至るのはなんでなのかがわからない限り、間違った理解の筋道が正されることはない
普通の人は理解できる部分でつまづいてあさって向かって歩いてるのに、最後の着地がおかしいと指摘してなんになると思ってんだか、このバカ
ホント、ボンクラの着眼点は度し難い
わかったか、カス？
カス扱いされてるのは説明した通りだ
多少意味ある書き込みが出来てるから相手してやった
ありがたく思えよ、ハゲ
> 目安にはなるでしょ
なりません
比較する意味がない
結局間違った方向に誘導してる件
比較する意味がないという点は激しく同意
だが
同燃料同燃料質量同推力でIspだけ異なる2つのエンジンの最大運転時間を比較する場合には成り立つので
なりませんは言い過ぎな希ガス
> 同燃料同燃料質量同推力でIspだけ異なる2つのエンジンの最大運転時間を比較する場合には成り立つので
> なりませんは言い過ぎな希ガス
「比推力の秒と燃焼時間の秒を比較」の話をしているのにそんな話だしてくる意味がわからん
自分の文章読み取る能力のなさ棚に上げるんだから、カスは困る
文意が読み取れない馬鹿が、指摘した点が間違ってるから、今度は論点ずらしか
ホント愚劣だな、お前
ID:h9m50tHB
酸素魚雷でレスバトルするこいつらは酸素魚雷未満のガイジだな
そう言うくだらないこと調べて書くお前のような奴が一番のガイジだなw
「お前ら酸素魚雷以下だ」を言うためだけにくるやつ
とりあえず馬鹿地主のメンタル強すぎて草
4. 試験機1号機（TF1）に向けた対応
■国際競争・産業振興の観点の重要性に鑑み、計画どおり2020年度の打上げに向け確実に開発を進める。
■このため、打上げ能力、一連の技術の連続性等を考慮しつつ、LE-9エンジンについては、2段階の認定計画へと見直す。
TF1には、早期に認定が完了するタイプ1エンジンを適用する。
第1段階（タイプ1エンジン）：実績のある機械加工噴射器の適用、共振領域以外での運転
第2段階（タイプ2エンジン）：3D造型による噴射器の適用、共振領域そのものの排除
■上述の計画に必要な開発試験を追加する。
ターボポンプ単体試験
LE-9認定型エンジン（その3） 等
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資料52-3
科学技術・学術審議会
研究計画・評価分科会
宇宙開発利用部会
(第52回) R1.12.10
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この”第2段階（タイプ2エンジン）：3D造型による～”ってのが試験機2号機なんじゃないかと
それ以外って出てたっけ？
それで液水ロケットエンジンの実力通りの比推力。
比推力は燃焼形態に応じた数字だろ。
H2A・H2Bの打上方向はいつも似通っており、1段目の推力を調整するほどのメリットが無い。
>>238でH2AとH3は同様の燃焼パターンになるって言う仮定を提示しているけど、これが的外れ
固体ロケットブースター必須のH2Aと、ブースター無しのオプションを用意しているH3Aが同じ土俵に乗るわけがない
実際、2段目の燃焼時間はH2Aの534秒からH3は740秒に大幅に増やしている
このことからも、必要なデルタVの割り振りが変わってるのは確実だと思う
っていうことを踏まえずに、たまたま比推力と燃焼時間が近かったH2Aからの類推でH3の燃焼時間を推定してもナンセンス
タービンのマージンは現行でも
1349/270=4.99倍
使い捨てなら充分だが、再使用なら不十分かな？
で、LE9の比推力の425秒はどこに行ったんだ？
なんでしれっとこのスレの中で出てきた270秒使ってるんだ？
1度飛ばしたロケットを五体満足で改修するギミックがH3には無いのに、なに馬鹿な事いってるわけ？
425でも3倍で、使い捨てなら充分なマージンだ。
LE-5B-2のスロットリング機能は高度化まで採用されなかったと記憶している。
できる目処を立てておくんじゃねーの？
水素の不完全燃焼を充分理解できたら、次は他の燃料も理解するハードルは下がる。
水素の不完全燃焼のことかね？
https://www.morikita.co.jp/data/mkj/069041mkj.pdf
3.2 比推力 から
>単位は秒であるが，実際は単位流量当たりの推力を表しており，
>ロケットの性能を表す最も重要なパラメータである．
エンジンの使用限界の時間とは関係が無い
酸素増やせば、すぐに使用限界が来るぞ。
別に日本だけの特別仕様ではあるまい。
機器の劣化は、推進剤の性質、温度、流量、
振動等の衝撃、圧力、部材の材料と性質、時間であって
「単位流量当たりの推力」とは関係が無いですね
タービン回転数・燃焼温度・燃焼圧力を下げて重量を上げればいい
かわりに性能も下がるが
基本的に使い捨てロケットは、極限までの性能を追求して寿命は実際の飛行時の燃焼時間に、
ほどほどの安全率かけた間持てばいいって感じ
ただしspacexみたいに何度も再利用を考えたロケットが主流になればまた変わってくるだろうが
https://www.youtube.com/watch?v=m6Id7zwrceg
この炎の色は何が燃えてるんだね？
色が消えるぐらい酸素を増やせば、温度と圧力が上がるので、推力も必ず上がる。
耐えられたらな。
「水素の不完全燃焼」の話なんてしてないぞ
「比推力」の話
一体どうやったらエンジンの「燃費=比推力」と「寿命=燃焼時間」を混同できるんだ？
> ホントに頭が悪いな。
燃焼時間と比推力を混同してた御方にそんなこと言われてもな…
はい馬鹿酸素
C*稼ぐ為に燃焼ガスの比重を下げる
その為に水素リッチにしてんだよ
つまり酸素増やしたらIspが下がる
おまけに燃焼温度が上昇するからエンジン設計が複雑化する
酸素と同レベルの奴おりゅ？wwwwwww
推力等々、数値が変わってくることを
言いたいのだろうけど
比推力と耐久限界との関係性が無いことは
変わらない
推進剤の混合比を持ち出してきてる時点で
ロケットエンジンの事を全然わかってないのバレバレ
3D造型ってどんな感じでやってるのかな
Rocket Laboみたいな感じ？
水素の不完全燃焼じゃねーかw
その分、酸素を増やせばいいだろ。
真っ黄色の不完全燃焼で425秒だ。
SSMEぐらい余裕で越える。
耐えられたらな。
>>305
水素の混合比はかなり広い。
種子島からの打上で1段目の燃焼パターンを変えるニーズが無い。
H2Bの加速度のグラフから、途中で推力を変わった不連続点が無かったからな。
LE-7Aの燃焼時間は比推力440秒に近くなるのは当然。
ttp://lss.mes.titech.ac.jp/~matunaga/Rocket-Tomita-ch4.pdf
これの8ページに水素を増やせば比推力は上がると書いてあるし具体的なグラフもあるから読んでごめんなさいしろ
燃焼時間は比推力に近づかないよ
なんで寿命が燃費に近づくんだ？
そしてそのままの推力を維持さえしてれば、重量が減ってく一方だから
加速Gも上がる一方だ
つまり最初っから最後まで推力を打ち上げ時重量で維持すれば
その燃焼時間は比推力とイコールになる
推力の単位はGじゃない、という突っ込みはさておき
離床時の推力の大半を担っている固体ロケットブースターの寄与を考慮しないのはなぜなのか
100%狂っている奴だな。
「何でもいいから反論してる限り、俺は負けてない」戦法だ。
後は相手が疲れて批判が止まった頃に脳内勝利宣言。
燃焼時間と寿命は関係ないだろ
つまりお前の主張は
常に最初の燃料の地表での重量分の推力を発揮するという前提なら比推力=燃焼時間が成り立つ
また、この推力を「理想的な推力」と呼ぶ
ということか？
もしそうならなぜ最初からそう説明できないのか
言語能力が残念としか言いようがない
いや、この場合基礎的な力学的素養か？
まぁそもそも一般的には比推力を燃焼時間の目安にすることは無いし、重量が変われば比推力が変わると言っちゃってるから正しく理解してなかったというのは変わらないだろうけど
文盲だな
いつもの事だがw
>>304のIspが比推力のことだと理解できなかった可能性が
あー確かに
用語の不統一は漏れのミスだは
ほう
理解できたかね？
よく出来ましたｗ
比推力は燃焼時間の目安になることまでは納得できないようだが
残念ながら比推力という概念である以上、それは推力をどれだけ使えばどれだけ燃焼できるかという目安そのものだからしょうがないことだ
認めろよ
なんで>>218と>>311を無視するんだ？
やっぱ都合の悪いことからは逃げ出す雑魚なんだな
>推力をどれだけ使えばどれだけ燃焼できるかという目安
はい嘘
比推力は燃焼できるかではない
推力秒を秒あたりの使用燃料質量で割ったもの
燃料搭載量とエンジン基数が変われば燃焼運転時間も変わるので
比推力を燃焼運転時間の目安にしたらアホ
2/3の35ページのロケット内訳を見ると
2020年度に延期したのがデータ中継衛星2機（IGS用と通常用）、同年度のH3初号機は先進光学衛星に変更。
2021年度に延期したのが先進レーダ衛星。情報収集衛星の光学に新たに「短期打上型小型衛星」を追加するも打ち上げ機は未記載。
2022年度にイプシロンで赤外線位置天文観測衛星「小型JASMINE」。ソユーズの「EarthCare」はまたも同年度まで遅れ。
2023年度に温室効果ガス・水循環観測技術衛星「GCOM-GW」
2024年か2025年度にH3で宇宙マイクロ波背景放射偏光観測衛星「LiteBIRD」
https://www8.cao.go.jp/space/hq/dai21/gijisidai.html
一部、資料1/3掲載分も書いた。
あとwikipediaも更新しといた
時間の単位の秒を同一視してる時点で
まぎらわしいので、比推力に組立単位じゃなく専門の単位作ったほうがいいとおもう
ヘルツとかテスラとかニュートンみたいに、有名なロケット技術者の名前をとった単位で
ここの低能共がただ秒以外の比推力の単位を知らないだけだよ
>ここで，推力Fの単位はニュートンNまたはkgfであるから，
>比推力の単位はSI単位ではNs3/kgm，工業単位では
>kgf/kgf/sとなり，結局両単位系ともs（秒）となる．
独自の単位ではないし秒が一般的だけどね
というか紛らわしいって思うやつの方がおかしいと思うぞ
ニュートン・ジュール・ワット・ヘルツ・・・みたいな固有の単位名称が作られてる
比推力の秒は、時間の秒とまぎらわしいので、
固有の単位名称があったほうがいい
そこは自分の国語力の無さを恥じるところだぞ
>比推力という概念である以上
説明になってない
比推力というのは推進剤の質量あたりの推力の大きさだぞ？どれだけ燃焼できるか
なぜそうなるのかは説明できないの？
>推力をどれだけ使えばどれだけ燃焼できるか
燃焼時間は搭載している燃料の量で決まる
燃焼時間が比推力と同じになるのは燃料の量が推力が地表での燃料な重さに等しい時だけ
単位にふさわしいであろう比推力を最初に定義したのって誰なんだろ
ゴダードあたり？
http://sma.jaxa.jp/TechDoc/Docs/JAXA-JERG-2-340A_N1.pdf
によると
(31) 比推力(ISP)(specific impulse)
<瞬時比推力>
推力対推進剤質量流量の比
<平均比推力>
一定時間でのトータルインパルスとその間に噴射された質量総量の比
注1 単位は、Ns/kg、m/sまたは秒(s)(注2参照)
注2 エンジニアリングにおいては、別の定義がしばしば使用されており、
比推力は、推力と重量流量の比の値と定義されている場合がある。
これにより、単位が秒のISPが導かれる。単位を秒で表現するISPの
数値は、単位m/sのISPを標準の地表重力g0=9.80665m/s2で
除算して求め られる。
酸素魚雷の為に単位新しく作るとか正気かよｗｗｗｗｗｗ
そもそも比推力では「燃料の消費に伴うロケット重量の縮小」が考慮に入ってない
そもそも比推力を求める式の中にロケットの重量なんて入ってねーからwwww
マジ亜酸素w
高度を落とす時間帯はあるけど減速しながら上昇なんてしないからね
さらっと嘘つくの止めろよ
やはりH2Aは比推力と燃焼時間が近くなるように推力・ペイロード・タンク容量が設計されている。
1段とLRBの諸元を比較すれば明らかだ。(LE-7A2機使って燃焼時間半減)
「2段目は燃焼時間の方が長い！」とか言うなよ？14トンでは地上では持ち上がらない。
https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1969/46/535/46_535_453/_pdf/-char/en
いい加減、他国のロケットを持ち出すのは止めなさい。
頭無茶苦茶悪いぞお前
エンジンはロケットダインMB-3-3のライセンス生産
推進剤はケロシン・液酸
教科書の中身さえ理解できないのみならず
理解できていないという自覚が無く
自信満々に珍説披露する人が居るの？
世の中そういう奴多いけど
言語能力か数学能力か
それら両方が欠落してるって事なんだから
酸素と亜酸素は一生黙ってろと
バカだな
燃料搭載量増やせば、浮くだけの推力不足になるだけじゃん
その不足を補うために推力上げてみ？
結局燃料増やした分、推力も上げねばならなくなる
つまり、やはり燃焼時間の目安になることには変わりない
自重分の推力
これで推進させた場合の燃焼時間は、比推力の値とイコールになる
わかったかアホども
燃焼時間はタンクの積載量を単位時間当たりの使用量で割った数字になるだけだろ。
比推力はまったく関与しないわ。
つくづくバカだな
では比推力10秒と100秒の例で考えて見りゃわかるだろ
比推力関係ないならどっちも燃焼時間100秒のロケット作れるよなｗ？
燃料タンクの量変える話の方こそロケットとして意味が無いって
比推力10秒のエンジンで、燃焼時間100秒のロケットを作って見なさいｗｗｗ
比推力10秒且つ100秒のロケット作れるが
だから何？
比推力10秒で運転時間は200秒
タンクを更に倍にすれば
比推力10秒で運転時間400秒
更に100倍にすれば
比推力10秒で40000秒のロケットになるぞ
だから何？
> では比推力10秒
> 燃焼時間100秒のロケット作れるよなｗ？
作れるよ？
比推力100秒のロケットに比べて燃料タンク10倍になるけれど
何で作れないと思った？
> 比推力10秒のエンジンで、燃焼時間100秒のロケットを作って見なさいｗｗｗ
これでドヤ顔できるのか
ほんっとに比推力を理解してないんだな
もしかして中学生？
推力の勾配を無視していいのなら
中学数学で解けるレベルなんだよなぁ
書いてあるだろ？
スキャンされたpdfだから、翻訳できんか。
こっちはどうだね？
http://spacesite.biz/ussrspace18.htm
比推力の意味はよく「1kgの燃料で1Nの力を生じさせることができる時間」と表現されているが
わかりやすく言えば「効果的な燃焼が維持できる秒数」
LE-7Aは比推力440秒に対し、燃焼時間は400秒。
私の推測どおりだね。
>書いてあるだろ？
関連性が書いてないだろうがアンポンタンwww
>わかりやすく言えば「効果的な燃焼が維持できる秒数」
嘘乙
はやぶさのイオンエンジン
比推力1000秒～2000秒（ヘルスと推力に依存） 運転時間36000000秒
運転時間と比推力(s)は全然関係ないんだってのwwwwwwwww
ほんっｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔっと馬鹿だなwwwwwwwwwwwwwwwwwww
バレバレやで。
そのURL先をちゃんと翻訳して読んでみ？
>燃焼温度の問題がある。高温であれば排気速度を高くすることができるが、
>高ければよいというものでもない。エンジンの燃焼室並びにノズルがその高温に
>耐えきれなければ意味がない。
>先述したが、液酸・液水の燃焼温度は極めて高く、この高温に最後まで
>耐えている金属は皆無に等しい。
つまりロケットエンジンでは水素を不完全燃焼させるしかなく
まだ運動エネルギーに変えられるのに捨ててるということだよ。
それは撃ち出される粒子の速度が燃焼より桁違いに速いからだ。
そのかわり、撃ち出せる粒子の数が少ない。
>つまりロケットエンジンでは水素を不完全燃焼させるしかなく
はい嘘
排気速度稼ぐ為に排気に水素混ぜてるんだよwwwwww
ほんっと馬鹿wwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwww
自分で何言ってるかわかってないだろwwwwww
じゃあLE-9の炎は真っ黄色だが、何が燃えてるんだね？
>>364
いえ。分かってますが…
S-520
比推力 264.7秒（vac） 運転時間 32秒
説明どうぞwwwww
で、何が燃えてるの？
S-520って液水だったの？
日本は凄いねぇ。
比推力は推進剤の種類を問わず適用できる概念なんでwwwwwwwwwwwww
ほんっうｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔｔっと
基本の基本から理解してないくせに
超偉そうなクソオヤジだなwwwwwwwww
飲み屋によく居るはwwwwwwwwwww
で、何が燃えてるの？
私には水素の不完全燃焼にしか見えないが…
だから書いただろうがwwwwwwwwwwwww
アホがwwwwwwwwww
いえ。書いていません。
何が燃えてるの？
で、何が燃えてるの？
>>363
既に解決した問題を蒸し返してピーチクパーチクやり始めるチョンはR
いえいえ何の解決もしておりません。
・エキスパンダーブリード：未燃焼の水素を捨てているから比推力が短い
・燃料リッチ：未燃焼の水素を捨てているから推力が大きい
実にアホな回答だね。
液酸液水は水素多くした方が比推力上がるの
完全燃焼させたら比推力下がるの
これ常識だから
SSMEでもやってる事だからwwwwwwwwww
完全燃焼させたら燃焼室が吹っ飛ぶからだよ。
なにそのクソエンジン
赤平にでも捨てとけ
中学数学さえ理解できない奴って
生きてる価値あるの？
液水・液酸は燃料リッチの方が比推力が上がるから意図的にそうしてる。
吹っ飛ぶor吹っ飛ばないは別次元の話。
いや、そんな金属はこの世に存在しないのだが…
狭い部屋で燃料と酸素を最適比率で押し込み、点火させる。
部屋が耐えられたら一方向に飛んでいく。
耐えられなかったら吹っ飛ぶ。
それだけのことだよ。
燃焼室が耐えられる程度の燃焼に抑え、軽い水素を未燃焼のまま加熱し撃ち出す。
それがロケットエンジンの限界。
つまりロケットエンジンでは水素を不完全燃焼させるしか無い訳ね。
ポエムは日記帳に書け
嘘をばら撒くな
いつものパターンだね。
比推力まで理解していなかった事がバレた。
誰もそんな事言ってねーよwwwwwwwwwww
燃料リッチの方が比推力稼げるって話してんだよwwww
算数0点wwwww
燃料リッチ＝未燃焼の燃料＝水素の不完全燃焼
>>254
>解放できるエネルギーが残ってるはずなのに、限界ってか？
これが嘘
嘘がバレたんだから
いい子はごめんなさいするけど
君は悪いオジサンだからごめんなさいしないよね
え？
未燃焼なのに解放できるエネルギーが無いの？
水素の混合比は80%ぐらいまで行けたはずだが…
だからこれまで比推力の話をしてたんだろうがwwwwwwwww
嘘つきプライド天狗おじさんwwwwwww
そうですよ。
完全燃焼させると燃焼室が吹っ飛ぶので、水素のロケットエンジンの比推力とは
不完全燃焼を前提としている。
誰か、燃焼プロセスは関係ないとか恥さらしてたな。
水素と酸素の完全燃焼なんて
理科実験室でもできるはwwwwwwwwwwwwwwwwww
単純に馬鹿だから文系なんだろ
そろそろ宇宙板から消えた方がいい。
嘘
燃焼温度は上昇するが
その分冷却性能を確保すれば維持できる
>水素のロケットエンジンの比推力とは不完全燃焼を前提としている。
嘘
水素を噴射ガスに混ぜた方が排気速度を稼げるため燃料リッチにしているだけ
酸素リッチの液酸液水だって作ろうと思えば作れるが
比推力が下がるので意味が無い
はい論破
そりゃロケットエンジンとして成立しない程、強度と冷却に凝れば耐えられるよ。
水素を噴射ガスに混ぜる＝水素の不完全燃焼
MCCの問題じゃなくてC*の問題なんで
水素の不完全燃焼も分からないくせに、カッコつけてアクロニムを使わんでもいいぞ。
教科書の10ページに書いてあるレベルの事なんで
カッコつけにはならないぞ
むしろ基本の基本過ぎて恥ずかしいレベルだぞ
その基本さえ理解してない奴が居るらしいが
LE-9の炎が真っ黄色なのはなぜ？
偉そうに妄想垂れ流す不思議
LE-9の炎が真っ黄色なのはなぜ？
それが載ってない教科書は、捨てていいぞ。
425秒使えるエンジンを270秒で捨ててしまうのは勿体ないな。
…落ちてくる時に使えばいいのか。
エンジン質量あたり
より少ない推進剤で
より多くの力を
より短い時間で出力できるエンジンである
という事も黙っておこう
こういう事は黙っておこう
わはは
バカ丸出し
比推力10秒は自重を打ち上げる推力で10秒分しか噴射できない
燃料2倍にして重量2倍になれば、推力が足りなくてロケットにならん
燃料半分使い切ってからやっと浮き始める
比推力10秒ってのは
毎秒1トンの燃料を消費させたときに10トンの推力ってことだ
10トンのロケットが限界なんだよ
燃焼時間40000秒迄作れるって？
10トンの燃料を40000秒噴射したら毎秒0.25㎏の燃料しか使えない
その時の推力は、比推力10秒だから2.5kgfの推力にしかならんｗ
比推力ってのはこういうことだ、間抜け
>燃料半分使い切ってからやっと浮き始める
え？
浮く想定なんてしてないんだけど
計算の根拠は？
比推力100秒
毎秒1トン噴射して100トンの推力を100秒間使える
100トンのロケットをギリギリ打ち上げ可能
比推力10秒
毎秒1トン噴射して10トンの推力を10秒間使える
10トンのロケットをギリギリ打ち上げ可能だが10秒しか噴射しないから目的達せられない
タンクを10倍にして100トンになるが
燃焼時間は100秒になるけど推力は10トンのまま
これがなんでロケット打ち上げに使えるって言うんだい？
バカ丸出しだっての
>目的達せられない
目標って何？
どの時点で設定したの？
その具体的内容は？
> 比推力10秒は自重を打ち上げる推力で10秒分しか噴射できない
まだ比推力を理解してない…orz
わざとかな？
バカはお前
比推力10秒ってのは
毎秒1トンの燃料を消費させたときに10トンの推力
↑
これからロケット打ち上げに使えるように逆算するんだよ間抜けｗ
10トンの推力なんだから燃料もMAX10トンまでしか搭載できないんだよ（風袋抜きで）
そうすると燃料10トンだから毎秒1トン使ってたら10秒しか噴射できないってことになる
つまり比推力〇秒って数値は
推力〇倍×噴射時間〇倍で、〇^2分の性能差になる
比推力ってのは自重ぎりぎりの推力を行使した場合に
比推力分の秒数だけ噴射する能力がある、という目安になる
バカ丸出し
打ち上げに使うエンジンと、使えないエンジンとごっちゃにすんなよ
ごめん
俺のロケット衛星軌道まで行けるは
比推力10秒 推進剤10^45kg 空虚重量10kg delt-v 9935m/s
やばい
すごい
トリッキーな使い方をしない限り、270秒で燃焼が終わるということは種子島の近くに着水することになる。
洋上打上施設とソユーズ発射台の逆再生で捕獲できる気がしてきた。
SS-520-5の燃焼時間は3段で合計81.7秒
これで軌道投入できるんですがそれは
>>311読んだの？
早くごめんなさいしろよ無能
プライドだけの低能オジサンは謝っちゃダメ
一生周囲に迷惑をかけ続けてR
棒状のものが滑空しつつ降下、海洋掘削リグの真上で茶柱を立てるように姿勢を直してホバリング
https://s-net.space/special/frontrunner/15.html
で、ソユーズロケットの発射台の逆再生で3方向から支持
http://iss.jaxa.jp/library/photo/6334531632_a4cba0459a.php
こんなエアクッションで支持すれば機体も傷まない。
https://www.gadelius.com/products/disaster_relief/08.html
ホバリングとエアクッションで1段目の位置を仮固定し、カナダアームのような
自由度の高い腕でクレーンを引っかけ、懸架。
着陸脚なんて贅肉は必要ない。
> つまり
> 比推力ってのは自重ぎりぎりの推力を行使した場合に
> 比推力分の秒数だけ噴射する能力がある、という目安になる
いいから「比推力」の定義を調べてこい
話はそれからだ
定義を調べた上で
独自の解釈を勝手に付け足す事をインテリジェンスだと思い込んでいるから
どうしようもない
テレビの無責任なコメンテーターと同レベル
Ｈ２Ａロケット４１号機 １月２７日打ち上げへ
政府の情報収集衛星を載せたＨ２Ａロケット４１号機が、来年１月２７日に
種子島宇宙センターから打ち上げられることがＭＢＣの取材で分かりました。
Ｈ２Ａロケット４１号機は２つのコンテナに入れられて、今月９日に
種子島宇宙センターがある南種子町に船で運ばれました。
Ｈ２Ａロケットは２００１年の運用開始以来、４０機中３９機が打ち上げに成功し、
成功率は世界最高水準の９７．５パーセントです。
令和初の打ち上げとなる４１号機に搭載されるのは政府の情報収集衛星「光学７号機」で、
外交・防衛上の安全保障などのために地上を撮影する事実上の偵察衛星です。
関係者によりますと、種子島宇宙センターで行われる打ち上げは
来年１月２７日午前で、近く正式に発表される予定です。
お前の方こそ勘違いを改めなよ
毎秒噴射量の何倍の推力か？ってのを比推力という
100倍なら、毎秒1トン噴射であれば推力100トン
これを比推力100秒と定義している
これを打ち上げロケットに適用すれば、推力100トンなんだから
ほぼ燃料100トン搭載して燃焼時間が100秒ってことだ
イコールなんだよ
1000秒なら、毎秒1t噴射で推力1000トン
燃料1000トン搭載で1000秒間噴射になる
燃料半分搭載すれば500秒になるが、その時推力1000トンでは過剰な加速度になるだけのこと
ギリギリ打ち上げ可能な推力で考えれば、比推力＝燃焼時間の目安になるんだよ
わかったか間抜け
持ち上げられる推力を発生し続けられる推進剤の質量を秒に換算したものなので、あなたの解釈が正しいと思いますね。
実際、LE-7Aの仕様がそうなってる。
https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1969/46/535/46_535_453/_pdf/-char/en
推力112tonで比推力440s
推進剤100tonで燃焼時間400s
LRBは2機使用なので燃焼時間は200s
NASA selects OSIRIS-REx asteroid sampling site
なんでSRB無視するの？
タービンブレードの寿命推定と関係が無いから。
0.254t/s噴射で推力112t これで比推力440秒
100/0.254＝394秒間燃焼
合ってるね
なぜか真空中の比推力の話ばかりだけど
>>435で計算すると338秒（検算は他の方に任せるw）
当然、上昇するにつれて気圧が変化するので数値は変わってくる
なので比推力を利用して耐久力を算出するのは少々ズレてる感じがするね
LE-7Aの2000秒は耐用時間で338秒で割った場合5.91とほぼ6回分。
LE-7の場合も耐用時間で5.7。>>186からすると過剰じゃないかと自分は思う
（LE-7の海面高度比推力 349s 推進薬重量 86t 海面高度推力 870kN（86.01t） 有効燃焼時間 345秒）
https://en.wikipedia.org/wiki/LE-7
http://www.jaxa.jp/countdown/f11/presskit/pamphlet_h2a.pdf
An Ejector Air Intake Design Method for a Novel Rocket-Based Combined-Cycle Rocket Nozzle
http://faculty.mae.carleton.ca/Jason_Etele/MScThesis_TW.pdf
https://www.jstage.jst.go.jp/article/htsj1962/33/130/33_130_46/_pdf/-char/ja
これに何の科学的根拠も無い。
これを疑わず、比推力は気圧で変化するので不適切とか…
ロケットは何のために存在するのかが分かっていないのに
ロケットロケット言っている人が多いんやなって
但し着陸機が無いので技術的に不可能
自己言及なので部分的には真
ただし要素が不足しているのでロケット工学的には偽
88.72/338＝0.262ｔ/s
101.1t/0.262＝386秒間燃焼分 有効燃焼時間と合致
推力88.72tなのに推進薬101.1tでは、そもそも単独浮上不可能な条件だから
比推力と燃焼時間が乖離して当たり前
実稼動時間の3倍程度では全然足り無い。
初代LE-7は10倍を目標に開発したが、それは失敗。
7～8倍程度に下方修正。
試験運用を見直し＆最適化により実運用に影響がでないように調整してたよ。
https://i.imgur.com/L8vtcf1.gif
以上
Ispはエネルギー効率であるので
>解放できるエネルギーが残ってるはず
これは偽である
では、あの真っ黄色の炎は何だね？
不完全燃焼の水素じゃないのか？
燃焼室で酸化反応の規模を大きくした方がガスの加熱量が大きくなり、ガスの質量・速度とも向上する。
水素は混合比が広いしな。
水素リッチにした方がIspが上がることは常識なので
水素を含んだ噴射になっていると考えるのは言うまでもないこと
水素リッチ＝水素の不完全燃焼＝未燃焼の水素を捨てている＝エキスパンダーブリード
あれ？
噴射ガスの成分は推進剤の割合で概ね決まる
>規模を大きく
規模は量的概念であり
争点の割合とは異なる次元であるので
論理的に不正である
>ガスの加熱量が大きくなり、ガスの質量・速度とも向上する
燃焼温度だけでガスの速度を決定できないので
これは偽である
ガスの質量は燃焼温度とは基本的に無関係であり
これは偽である
>>459
日本語になっていないので放置
な？
君は何も分かってないだろ？
LE-9の炎が真っ黄色なのはなぜ？
既に答えた事に対して
同じ質問を繰り返すのは
朝鮮半島人と反日記者の十八番である
ここが現物とゲームの違う所。
異なる燃焼プロセスを利用すると推進材の利用効率が上がる（かもしれない）。
だから爆轟エンジンやエアブリージングエンジンが研究されている。
全然答えてませんがw
あの色、何？
>水素リッチにすると比推力が上がるのではなく、酸素を入れすぎるとロケットの燃焼プロセスでは燃焼室が熱と圧力に耐えられないからだ。
真っ赤な嘘
>>311
ここで説明されている通り
現実に水素を多くした方がエネルギー効率が上がる
>だから爆轟エンジンやエアブリージングエンジンが研究されている。
全く無関係であり
論理的に不正である
はいはいw
で、あの色、何？
どれ？
「目がー目がー」
こんな感じ？
別の教科書には載ってるかもよ？
黙っててどうぞ
明確な情報に基かず確定的な事を言っている人は
詐欺師
なら、LE-9の真下で浴びて来いや…
>>450はそれ以前の極々初歩的な基礎概念
大学1年の4月にやる内容
これさえ理解できないようでは落単確定ですので
別の分野に進まれることをお勧めします
お前バカだろｗ
推進剤重量＝推力 がロケット打ち上げの最低ライン
この条件なら燃焼時間＝比推力って式から求められてんじゃん
この条件でなくても
推進剤重量と推力の比率固定条件なら、比推力の差が燃焼時間の差になるわけだし
それを「目安」という
間抜け野郎が
>この条件なら燃焼時間＝比推力って式から求められてんじゃん
どこにもそのような事は書いていない
>推進剤重量＝推力
推進剤重量と推力は等しくない
推進剤の質量に比例するのはエンジンの全力積
>推進剤重量と推力の比率固定条件なら、比推力の差が燃焼時間の差になるわけだし
差ではなく比
基礎的概念を全く理解できていないので落単
来年は社会学部でもいかが？
お前読解力無さ過ぎて話にならん
数式の解釈も出来てないし
だから無駄なレスを毎日重ねるだけなんだな
中身が無いバカの典型だ
書いてあると主張したいのであれば
どこにどのように書いてあるかを示せば済む話
日本語読めないの？酸素を増やすと比推力が下がってるグラフ見えなかった？
そんなグラフ、どこにあるんだね？
また無視してバックレるんだろうw
これか？
燃焼室の温度上限があるからだよ。
図 4.4 は LE-5 の混合比と比推力の関係を示したものである．混合比が小さいほうが，す
なわち，ノズルから排出されるガスが未燃の水素を多く含んでいたほうが分子量が小さく
なるので速度は速くなり，比推力は上がる．しかし，水素が多くなりすぎるとタンクの容
積が増えるので混合比には機体によって異なる最適点がある．
どの文の
どこに
燃焼室の温度の事が
書いてあるのかな？
混合比を維持したまま、推進剤の量をガンガン増やしてみな。
お前の理解は所詮ゲームだから、問題なく燃焼するだろう。
実際は一瞬で吹っ飛ぶぜ。
読み切れないと騙される。
混合比
比
推進剤の量
量
比と量は違う概念ねー
ちなみにRS-25はLE-7A比で約5倍の推力だしてるからー
>実際は一瞬で吹っ飛ぶぜ。
wwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwww
そのRS-25の混合比を変えずに、適量の数倍の推進剤を突っ込めと指摘しているんだが？
所詮、ゲーム脳じゃ分からんわなw
また謎の言葉が出てきた
適量が謎てwww
モノには寸法があることぐらい、理解しようぜ。
1リットルの燃焼室に混合比を維持したまま、100リットルの推進剤を突っ込んで火を着けろ。
ゲームなら問題なく燃えるねwwww
なぜ比推力が下がるかも書いてあるのに読めないの？
比推力が下がるのは、燃焼室が吹っ飛ばない程度に発熱量を抑えているからだよ。
発生する熱量を抑えているなら、軽い気体の方が高速で燃焼室から噴き出す。
お前が崇拝するグラフは、あくまでもロケットエンジンとして維持してくれる範囲の話。
根拠は？
・モノには強度がある。
・吹っ飛んでしまったら、測定できない。
ゲーム脳じゃないなら、理解できること。
定量的にどうぞ
一般に、融点が3000℃を超える物質は存在しない。
以上。
適量の量をきいているのであって
温度などきいていないので
へ？
液水を過剰に燃やすと熱で溶けてしまう物質しか存在しないのに、温度は無視？
バカ過ぎww
溶けないと主張している量をきいているのだが
水素を増やした方が比推力が上がるって言うソースは出たんだから液体水素エンジンでも酸素を増やせば比推力が上がるって明記されたものを提示してみろよ雑魚ｗｗｗ
それができなけりゃお前の敗けだわ
お前しか提唱してない理論とかただの妄想
それが不満なら、この論文の有効推進薬量を燃焼時間で割れ。
https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1969/46/535/46_535_453/_pdf/-char/en
「耐えられたらな」
の文言を無視するなよwww
適量の数倍入れると言い始めたのはオタクなので
耐えられないという根拠を示せば済む話
「壊れるかどうか、証明しろ」
だから言ってるだろ？
LE-9の下で噴射を浴びてこいって。
日本語になっていないので放置
ネトウヨの程度は本当に酷い
耐えられないってソースは？
そんな馬鹿なこと言ってるの世界でお前だけだぞ
日本語だが…
想像力が無さ過ぎなのか、現実を目を逸らす癖になってるのか知らんが
自分で体験しないと受け入れられんと言ってるのはお前だろ？
だから最適な方法を教えてやってるまでだ。
LE-9の下に入って、噴射を浴びてこい。
中学生レベル以下の論理的思考力しかない人が働かせた想像力
下駄占いの方が的中率高いかな
そもそも3倍というのは
>166 ：名無しさん＠お腹いっぱい。 ：2019/12/11(水) 07:35:01.51 ID:TNeLlw/W
>確か、LE-7の開発の際、マージンは3倍と言ってたと思うが…LE-7Aの440秒なら1349.1/440=3.07倍
からです
これ自体に科学的根拠が無いということですね
>>447
ありがとうございます。数値入れ間違ってました。
>>437を
>LE-7Aの2000秒は耐用時間で386秒で割った場合5.18とほぼ5回分。
と訂正します
ちなみに>>436だと5.07でこちらも5回分
第3回、第6回、第7回でも予定時間に到達してないのか
http://www.rocket.jaxa.jp/engine/le9/firingtest.html
そうだが、今更揚げ足取りかね？
元ネタはLE-7開発のNHKの動画。
何も知らんのだな。
いつものように削除申請しておけ。
ネット情報を相対化する能力は足らないっていうとスゲー怒るんだよな
相手に問いを繰り返すことで相手を譲らせる
朝鮮式威圧法
バレバレやで。
で、LE-9の炎の色は？
家庭環境こじれ過ぎだろ
>>363
お、水素の不完全燃焼を認めたね？
燃焼リッチで比推力向上＝水素の不完全燃焼＝未燃焼の水素を捨てる＝エキスパンダーブリードで比推力低下
あれ？
エンジンと供給系の構造が複雑化し
エンジン質量が増加し
開発費と打ち上げコストが上がる
という選択肢を支持したいのならご勝手に
俺はアホ臭いと思うがなw
お前の言い分を繋ぎ合わせると矛盾するので、面白がってるだけだよ。
エキスパンダブリードサイクルの冷却系で外部に出す水素は
そもそも燃焼室を通らないので
混合比とは無関係
なので
>>528は偽
基本の基本さえ理解していないからネトウヨなんていう呑気な野次馬やってられるんだよな
こういう人らはTwitterでもブログでも使って好きなだけ自分の論理を発信すればいいのに。
それでは承認欲求は満たされないの？
内容の価値がマイナスの嘘投稿をする酸素魚雷とそのシンパ
内容の価値がゼロの>>532
>>532みたいな薄ら馬鹿だらけのこんな世の中じゃ
未燃焼の水素はどうなった？
捨ててる分、燃やせば燃焼室の温度は必ず上がるぜ？
耐えられたらな。
どうやって燃やすの？
酸素をもっと突っ込め。
炎の色が黄色いから、水素が残ってる。
その結果比推力下がってるけど？
既存ロケットエンジンの燃焼温度は3000度越えが普通だし
LE-9の燃焼室圧力なんて世界的にみれば低い方だし
混合比を調整して水素を完全燃焼させるとエネルギー的に不利になるから
そんな事を考えてる時点でアホ丸出し
まぁ事実を理解する気なんてないし
むしろ嘘をばら撒く事の方が大事なんだよね
ネトウヨって生き物は
水素の量が変わってないので、必ず燃焼室の温度が上がり、比推力も延びる。
未燃焼なんだから、当たり前。
耐えられたらな。
3000℃に連続で耐えられる素材って何？
圧力にも耐えなきゃダメよん。
お前の教科書に載ってるんだろ？
だからお前はアホなんだよ
燃焼させるには相手の酸素が必要になって
その分燃料molが増える
それでいてC*が落ちるからIspが下がる
これだけ講釈されても理解できないお前は
本当にお馬鹿さんだ
まぁお前以外にも理解できてない奴いるから安心しなw
だからデータではそうなってないんだけど？
現実を見ようね
3000℃に連続で耐えられる素材
wwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwwww
いや
無い事はないけどさ
あほすwwwwwwwwwwww
ロケットエンジンを全く理解してねーwwwwwwwwwwwwwwwwwwww
水素の量を変えずに酸素が増えるので、燃焼室の温度が上昇、ガスの流速が上がる。
つまり比推力が上がる。
耐えられたらな。
具体的にどーぞ。
そりゃ耐えられる範囲の熱量だからね。
つまりお前の妄想ではなくて現実ではどうなってるわけ？
比推力は推進剤質量に対する推力
つまり単純に推進剤が増えたら比推力が下がる
これ代数の問題だぞ
中学生でも理解出来なきゃマズい分野だぞ
おまえ義務教育やった？
マジで
>>546
ごく初歩の
小学生レベルの熱力学さえ理解してないよな
紙フィルタに水入れて下からアルコールランプで焙る実験とかやっただろ
義務教育受けてれば
炎が黄色い＝未燃焼の水素＝酸素を増やせば燃焼室の温度と圧力上昇＝比推力延びる
こんな簡単な原理を理解できんのか？
あれ、答えられないのか
お前の妄想はもう十分だから
カウンセリングの先生相手に話してろよ
原理でも何でもなく
おじさんの妄想の産物だからなw
テストなら×
0点
飛翔体のエンジンがやってる事は、いかに粒子を高速で打ち出すかだけなんだがw
推進剤に対するエネルギー効率が比推力であって
推進剤増やした分相応以上にエネルギーが増えないのなら比推力は下がる
この論理は中学でやる代数の分野だからな
小学校で言えば割り算だからな
オジサンそこらの中学生をマジでリスペクトしとけよ
落ちこぼれ以外の奴はオジサンより頭いいから
温度が上がれば圧力が上がり、ガスの流速が増す。
少ない質量で推力が得られるので、比推力が延びる。
簡単な原理だが…
ttps://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/534/534036.pdf
とりあえずLE9の燃焼室は3000度超えてるみたいだけど？
お前が正しいならJAXAは耐熱温度を上げても水素を増やす馬鹿ってことになるなｗ
お前はアメリカより正しいらしいがJAXAとお前だとどっちが正しいんだ？
冷却しなきゃダメだと認めた訳ねw
お前の頭は小学生並みだな
ジェットエンジンやターボエンジンになぜ過給が必要か
太陽光パネルに集光レンズで集光させると、出力が足し算以上に増え効率が上がるか
燃焼温度が上がればなぜ熱効率が上がるか
全然わかってないレベル
無関係な事を例示してイキるリア中君
ちっす
なんで>>311が凄くわかりやすい資料貼ってくれてるのに
理解しようという気さえ沸かないのかなぁ
馬鹿だから？
馬鹿だからだよね
うん知ってた
誰が冷却しなくていいとか言ったの？
マジ基地じゃん
論点すり替えるの止めろよ雑魚
3000度に耐えられないから酸素増やせないとか言ってた癖にｗｗｗ
お前の教科書の混合比のグラフに、「冷却必須」と書いて無いだろ？
>>482
冷却について書かれていないと思っているなんて
異次元過ぎてちょっと想像できなかったは
プライドだけ高いくせに
小学生以下の知能しかないオジサンって
マジでヤバいな
これを認めた訳ね。
どんどん追い詰められるねぇ。
ロケットのネックが何処かも知らないで上限とかwwwwww
だいたい「解放」って何？wwwww
ファイナルファンタジーかよwwwwwwwww
冷却不要にする？
説明できないと思うし
説明する気なんて無いと思うけどw
結局、何も分かって無い事を自白しただけだったな。
学んだ人よりも己の方が優れていると信じている
誠実さの欠片もない輩
それがネトウヨやパヨク
こうですか？
間違ってるとわかっててツッコミ待ちの所に
延々ツッコミ来ないってことは
その程度の奴なんだとわかるから笑えるw
いや冷却しないとデータとれないだろ
馬鹿すぎてもうね
いつもみたいにソースを貼らないのは負けだと認めてるからかな？
>>565
そんな当然なことをなぜ今さら言い出すんだ？
結局あれか、理論が理解出来なくて感覚を重視する落ちこぼれる典型的なやつな訳ね
そんでこんなとこで自分は賢いと慰めてる訳か
発言を撤回したり修正を明言した様子もないですが
「国産ロケットH2用LE-7エンジンの開発」
著者：三菱重工業(株)名古屋誘導推進システム製作所エンジン機器部 岸本健治
https://www.jstage.jst.go.jp/article/htsj1962/33/130/33_130_46/_pdf/-char/ja
3ページ目
>しかし、 打ち上げ信頼性を保証するために各エンジンは
>三回以上の飛翔時相当燃焼を要求されているため、
>続く試験のための点検に入っていた。
H-IIロケット1段エンジンの開発－LE－7エンジンと溶接技術
著者：福島幸夫 （宇宙開発事業団輸送システム本部）
https://www.jstage.jst.go.jp/article/qjjws1943/64/7/64_7_526/_pdf
3ページ目
>LE-7の設計要求寿命は12回の始動・停止,作動秒時1720秒である.
>実際の飛行秒時は約350秒であるが,エンジン製造時の領収燃料試験回数,
>および設計マージンなどを加味して寿命要求を決めている.
比推力ではなくどちらも燃焼時間で見ていることからも
燃焼時間でもって耐久力を測った方がいいのではないでしょうか
なおLE-9の設計要求寿命が何秒であるか自分は見つけられませんでしたが
実機型エンジン#1-2のタービンブレードに発生した疲労破面が問題になっているのは
要求寿命に届かない時間で起こっている為だと推測します。
要求寿命に達した後なら、 積極的に手を入れる必要は低いと考えられるので
弄って悪化しては駄目ですし
歳とった奴を雇用するのがNGな理由は
指導指示された通りに動かず
人生経験に基づいて
指導や指示の内容を勝手にアレンジして行動しまうから
相対的に若者よりもトラブルメーカーになる
要するに本人は賢いと思ってるんだよ
言われた事を理解できてないだけなんだけど
お前の負けは覆らない。
ネトウヨに敗北があるかよwwwwwwww
無知は最強だからなw
そういう事も考えたことが無いのか
玩具やね。
勝ったつもりになれるって
人生お徳だよね
いつもの奴だね。
あと400レスか。頑張って。
お前は他人じゃないんでwwwww
冷却してないとも書いてないぞｗｗｗ
冷却せずにどうやってデータとるのか言ってみろカスｗｗｗ
あ、やっぱり冷却要るんだw
じゃあ酸素リッチでは水素の量を減らさないとダメだねw
当たり前だろｗｗｗ
比率ってのを理解出来ないの？
たぶん小学校レベルの算数も怪しい
液水・液酸では比推力も低下するから誰もやらない。
ソ連しか実現できないってのは言い過ぎだろ
よく間違った情報残して消える単発IDがいるけど全部お前なの？
ウクライナや中国はともかくAR1って知らない？
hadleyってのもあるね
西ドイツでも試験的に作られてる
メタンだけどBE4は？
日本には不可能だって断言してるのもソースが欲しいな
H-IIAロケット41号機/情報収集衛星光学7号機の打ち上げ予定日は
2020年1月27日となりました。
打ち上げ予定時間帯は10時00分～12時00分（JST）です。
予備期間は2020年1月28日～2020年2月29日となっています。
https://twitter.com/koumeiShibata/status/1206460878528237571
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お前、やはりバカだな…
LE-9の真っ黄色の炎->酸素の供給量を増加->炎が無色透明->酸素リッチで比推力悪化
これが可能だと盲信している。
だから妄想じゃないならデータとか出せるだろ？
なんで見つからないんだろうね？ｗ
お前と同じ馬鹿げた理論の提唱者もいないな
逆のこと言ってるやつは腐るほどいるけどｗｗｗ
データを出せ
俺は出した
出せなきゃお前の負け
簡単な話じゃん
比推力の意味を分かって無い証拠w
そっか
じゃあ世界中のみんなが比推力を間違って理解しているんだな
お前だけが正しく理解してるわけだ
でもね、それ間違えてるっていうんだよ？
まあデータを出せない以上お前の負けは決まりだわ
せいぜい負け惜しみ言ってろ雑魚
いや、お前だけだよw
けどソースはない！
水素を増やすと比推力が上がるソースはある
けど認めない
ガイジじゃん・・・
そしてホラ吹き単発君はマジで消えるのなｗｗｗ
アリアンVは速度を落としながら上昇するとか言ってたやつも消えたし無責任すぎるだろｗｗｗ
未燃焼の水素に酸素を加えたらどうなるか。
こんな簡単な事が分からんのか？
燃焼によって得られるエネルギーが増加する一方
燃焼によって生じるガスの質量が大きくなる
トータルで見ると、
エネルギーの増加による排気速度の上昇 < 生成ガスの質量増加による排気速度の低下
という関係になるので、排気速度が低下する
比推力は排気速度を重力加速度で除した値なので、比推力は低下する
噴射速度が遅くなるから比推力も落ちるね
未燃焼水素ガスの排気速度は
完全燃焼の排気速度より何％速いんだね？
爆発と違って先が詰まってる連続燃焼の排気ガス中において、未燃焼水素だけ他のガスの中を常時追い越して速度速いのかね？ｗ
比推力を理解してるなら>>311のグラフ見たら排気速度の変化もわかるぞ
比推力をわかってないのはやっぱりお前じゃんｗｗｗ
理想の混合比はH2Oなので8。
混合比6の場合、水素は0.75酸化され、0.25残る。
つまりガスの質量は18(H2O)*0.75 + 2(H2)*0.25=14
理想の混合比なら0.25の水素もエネルギーを開放するので
ガスのエネルギーは1/0.75=1.33倍になる。
気体のエネルギーは温度に比例、平均速度vの2乗に比例なので、mv^2が1.33倍。
ガスの質量mは14から18なので18/14=1.29倍。
v^2は1.33/1.29=1.03倍 つまりvは1.02倍。(水素リッチでも速度が均一かは不明だが)
推進力はガスの衝突時間が不変とすると、運動量に比例するので1.29*1.02=1.32倍
つまり
水素の量をリッチの時と変えず
水素の量をリッチの時と変えず
水素の量をリッチの時と変えず
酸素を追加して理想の混合比にすると、推力が1.3倍になる。
推進剤の抑制量は
水素リッチ 1+6=7
理想 (0.75+6)/1.3=5.2
5.2/7=74%
1段目の推進剤は水素リッチ100tに対し、理想混合比は74tで同等の速度に達する。
むしろ燃焼エネルギーの推進力を奪ってるだけ
推進力のベクトルに貢献しない
というのが嘘である事は
日本語読める人には理解できる
Jm Astorg@JmAstorg
Today the @cnes Board has approved the development of Callisto the reusable launcher demonstrator studied by @cnes @dlr and @jaxa.
Our mission is now to fly it in CSG in less than 3 years (2022) ! Let’s do it !
https://pbs.twimg.com/media/EL6ujl1XsAA1nqW.jpg
午前0:15 · 2019年12月17日·Twitter for iPhone
ttps://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=23214.0
いや、ここがカスの集まりなだけか
地球平面説や宇宙人ワッショイな連中が居るから多少はね
宇宙の中で地球にだけ知的生命体が誕生したと考えるほうが不自然
さすがにあのボロボロのフェアリング分離実験設備は建て直したのかな？
エリアなんちゃらとか
なんちゃら文書とか
国連の誰は宇宙人とか
そういうムー読者みたいな奴ね
この板でもこのレベルの話でるぞ
最近は「比推力と燃焼時間は同じwww」 とかいう、あの板の住人がみたらあきれ果てるような低レベルの話になってるだけで
基本カスばっか
何が目的なのか>>612みたいに単発で馬鹿なこと言い逃げするやつとかもいるし
>>610と>>616の式なんて比べるのも烏滸がましい
とりあえず酸素魚雷と自称地主は消えてほしいな
惨めだねw
性能は上がるよ
理想比率にして性能を上げられないのは、水素・酸素のエネルギーを引き出せるエンジンが日本に無いから
酸素魚雷に騙された馬鹿がまた一人増えたか・・・
>>311のグラフで水素を増やすと比推力が上がってるけどどう説明するの？
比推力が上がるのがどういうことなのか理解してないだろ
ほんと>>311で答えは出てるのになんで続けるのやら
世界中のロケットは海（ないし陸）にポイポイ捨てて運用してるのが日常じゃん。
まあ大抵デマだしあるわけないけど
勘弁してほしいわ
わざわざ3回繰り返したのに。
義務教育の敗北って奴だな
まあ、良いことだ
よくもまあ500近くレス消費したね
500じゃきかないよ
まえすれだってそうだもの
レッテル張りしか出来ない奴だろ、お前
気持ち悪いよな、お前みたいな輩
お前の流儀で書くと、お前って朝鮮人みたいな輩だw
なんの論理性もなく、他の人が自分なりに比推力はエンジンの効率を示す指標だと説明してるのに、なんにも有意なこと書けない奴
控えめに言ってやっても、生ゴミみたいなカスだよな、お前
それがID:0o/bKddb
バカみたいだな、お前
どう考えたって違うだろ
比推力で独自解釈してるバカ一人しか居ないんだから
推進剤をどれだけ効率的に使うかって指標を、なんだかわからんけど最適燃焼時間だから寿命だかに解釈してる奴は一人しかいない
液水のロケットエンジンの場合、水素が軽いので燃焼室で加熱されやすい。
重量増に対してガスの運動量増になるから。
ロケットエンジンの燃焼プロセスだと、水素の不完全燃焼の方が比推力が延びる。
その裏返しで、燃焼させる水素の量を増やすとすぐに過熱し、燃焼室が吹っ飛ぶ。
声闘を繰り返しているので事の起こりを見失ったようだが
・LE-7Aは比推力440秒に近い稼働時間400秒で設計されている。
・LE-9は最低2機使いなので440秒は過剰だった。270秒の場合、安全率は5倍。
・共振点をずらすそうなので、安全率は更に高くなる。
使い捨て前提なら、タービン強度が過剰な気がするが…
はい嘘
>LE-7Aは比推力440秒に近い稼働時間400秒で設計されている。
比推力と運転時間には関係がないと
100回は指摘されているのに理解力ゼロなのか
嘘を吹きまわりたいだけのネトウヨなのか
>・LE-9は最低2機使いなので440秒は過剰だった。270秒の場合、安全率は5倍。
安全率？？？？
>・共振点をずらすそうなので、安全率は更に高くなる。
安全率？？？？？？
水素が加熱されやすいとか馬鹿じゃん
ちゃんと学校行ってないんだな
知識がないから結論が間違えてるのにまだ続けるのかよ
お前がびっくりするぐらい物事を知らないからデタラメばかりでスレが荒れるんだよ
LE-9の真っ黄色な炎が無色透明になるまで酸素を増やすと、解放されるエネルギーが1.3倍になるので4000℃ぐらいになるね。
耐えられるかな？
分子が軽い。
LE-7Aは関係ある。勝手に関係ない例を我田引水するな。
加熱のされやすさを何て言うか知ってる？
水素がどれぐらい加熱されやすいか調べてみたら？
>>651
なんでLE7は例外的に関係あるわけ？
ソース示したが？
推力112tで比推力440秒
推進薬剤100tで稼働時間400秒
これに声闘を仕掛けるなら、LE-7Aが燃焼中に推力を絞ってる証拠が必要だね。
あと、教科書を崇拝するならLE-9に言及するな。
その教科書に大型エキスパンダーブリードサイクルエンジンは記載されていないだろう。
記載されていない事は全部嘘のはず。
以前は開発出来ないとか言ってなかったっけ？
性格までねじ曲がってるから
マジ終わってる
たった81.7秒の燃焼運転で軌道へ上げるしな
水素を増やした方が比推力が増えると意見を変えたのに比熱を知らないからデタラメ言ってたことはなかったことにしたいの？
LE-7Aにしてもその数字で何が言いたいわけ？
もう自分は馬鹿なんですっていう自己紹介は十分だよ
いつまで続くんだこれ
とんな資料読んだって、理解できないんだよ
だから、自分が理解できるまで、ここのスレの住人の表現を変えた説明で理解しようとしてるんじゃなかろうか？
普通に考えると、それくらいしか思い浮かばない
意固地になった馬鹿という面が99.999%くらいあるにせよ
だから、この比推力の馬鹿、ものすごくたちが悪いと思う
他人が勉強した知恵を、なんていうか、悪意というのは少し違うけど、物凄く悪い意味で利用して恥じない奴なんだよ
単発のお前鬱陶しい
批判するなら中身でやれ
と単発が
意見を変えていませんが…ホントに読解力が無いね。
液水のロケットエンジンの比推力は水素の不完全燃焼が前提となっており、エンジンによって異なる。
お前はエンジンは関係無いと言ってたな。
比率が分からんのに比推力？
私はLE-7Aに限定し、数字を全て提示した。
それを否定するには、LE-7Aが推力を絞ったとする事実のみ。
その事実を持ってるの？
あなたは最初LE9の燃焼継続時間は比推力の秒数とほぼ等しくなると推定した
それに対し「皆からその推定はおかしい」とツッコミをもらったわけだ
今もその推定は正しいと思っているの？
LE-7A同様、1機使用形態があるなら妥当な推測です。
さっさとH2Aが下段の推力を絞った例を持ってこい。
それが出来たらお前の勝ちだよ。
比熱っていう単語を知らないの？
小卒？
だったらここまで馬鹿なのも納得出来るがカスなんだからもう少し謙虚になれよｗ
まーた声闘かね？
さっさとLE-7Aが推力を絞っている例を持ってこい。
出来なきゃお前の負けだ。
推力を絞っていたら稼働時間は延びる。
実に簡単な話。
LE7はスロットリング不可能なのに対して、LE9はスロットリング可能なわけですが、
それでも同じ法則（比推力≒燃焼時間）が成立するということですか
打ち上げ直後のLE-7Aの比推力はそんなに高くないけどどう説明するの？
あと燃焼室が耐えられないから酸素増やせないって言ってたのに水素を増やしたら燃焼室が耐えられないとすり替えたのはなんで？
あと本当に比熱を知らないの？
お前の主張は比推力はLE-7Aだけじゃなくあらゆるロケットエンジンの稼働時間の目安になる、だろ>>191
何連敗してるの？
無様だね。
違いますw
それは教科書をコーランみたいに崇めてる奴ですw
じゃあ>>191はどういう意味？
1段目。
SSMEは推力絞ってたね。
質問のすり替えばかりで、こちらの質問には答えられんのねw
何も質問されてないのに答えられないとは
「1段目」「SSMEは推力絞ってたね」どういう意味？
>>191の「比推力以外に、エンジンの稼働時間を測る指標があるの？」という文の説明になってないよ
肝心の質問には答えないし本当に雑魚だわｗｗｗ
で、推力絞ってる例はどうした？
教科書載ってないの？
>>682の回答を
質問している間は俺の勝ち
無様だね。
教科書を拝めば救われるぞ。
>>191
>比推力以外に、エンジンの稼働時間を測る指標があるの？
と
>>678
は矛盾するね
つまり嘘？
おかしい選択肢だけを提示するのは詐欺師の手法だな
https://www.jcp.or.jp/akahata/aik19/2019-12-18/2019121815_03_1.html
川崎重工業株式会社 播磨工場
酸素魚雷は本当に懲りないなｗｗｗ
NVSさんの記者会見の動画も
https://youtu.be/13Dgdp_4m5s
途中でエンジン3基のBFTの様子もあります
勝ち条件設定されると、声闘は成立しない。
結果として無知を晒した。
H3 Heavyと上段改良で月面に3～6tだってよ。
>>688への回答はよ
あとそれ、論理的に不可能・意味不明な勝利条件を相手に勝手に押し付けることで勝利宣言できちゃう欠陥しかない論法だからな
つまりは相手を論破できる見込みが無い弱者の論法
まぁ、最初から勝ち負けなんて問題にしてないが、お前が自分からそれを選んだ時点語るに落ちてるわな
> このうち、水素ターボポンプ単体での試験では、入口圧力がある値以下になると
>軸振動が急増することが判明した。このため、H-ⅡAロケット初号機ではエンジン
>推力を低めに設定することでターボポンプ回転数を抑制し、またタンクの加圧制御を
>見直すことで圧力を高めに設定し、ターボポンプの使用条件を緩和するなどの対策がとられた。
https://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/reports/021102.pdf
P12 表2 目標及び優先度の設定と実施結果
>H-IIA試験機の推力の実測値がやや低いが、
>これは領収試験時にLE-7A、LE-5Bともに
>やや低めに作動点(推力)を設定している
>ことも影響している。
はい負け～
なんでH2Aが推力絞ってないとお前の勝ちなの？
推力絞らずに燃焼時間と比推力の秒数が全然違うロケットなんて珍しくないんだけど
って言ってたけど、推力絞らなくても燃焼時間は十分に長いことがすぐに計算できるんだよなあ
アリアン5の一段目の推進薬重量は
130t(LO2) + 25t(LH2) = 155t
ヴァルカン1エンジンの比推力は
431sec@真空中
ヴァルカン1エンジンの推力は
112t@真空中
この推力を維持したまま燃焼できる時間は、
155 / 112 x 431 = 約600sec
？
そもそもお前がなぞなぞを出してた相手は俺じゃないぞ？
勝ち負け以前に勝負してない
ところで>>688の回答まだ？
もう、壊れちゃったな
誰かが声闘とか最後に書けば、とか書いてたけど、本当にそのレベルだな
仮初にでも反論する余地がもうないんだな
そりゃ、教科書に載ってる言葉の定義を知らず、俺様定義で誤ったまんま書き込んでるんだから、反論する種もそうはない
科学的正しさなんてどうでもいい
己の快楽の為には科学的事実をどれだけ捻じ曲げて解釈してもいい
そういう人種なんだよ
こいつも世界観が偏ってるな
アホキチガイ或いは反知性主義者をそう評することに
ネトウヨだパヨクだは全く不必要な要素である
同レベルの奴にはそこが解らない
少しだけ具体的に指し示したまで
頭悪そう
推力112tひとつで推進薬155t＋風袋＋ペイロード重量を打ち上げる？
疑問形にしておけばマウント取れて
マウント取った側の方が正しいのだ
という朝鮮根性がバレてるぞ
数式に対する反論は
具体的な数式で示さなければ
何も言っていないのと同じだ
試験機１号機（202）の第1段エンジン燃焼停止検知が6分41秒
http://www.jaxa.jp/press/nasda/2002/h2af2sac_020206_j.html
試験機２号（2024）機第1段主エンジン燃焼停止6分39
http://www.jaxa.jp/press/nasda/2002/h2a_020911_j.html
３号機（2024）機第1段主エンジン燃焼停止6分35
http://www.jaxa.jp/press/nasda/2002/adeos2-h2af4_20021218_j.html
４号機（202）機第1段主エンジン燃焼停止6分38秒
http://www.jaxa.jp/press/2005/03/20050302_sac_h2af7_j.html
７号機（2022）機第1段主エンジン燃焼停止6分35
（全て短ノズル）
推力抑えた1、２号機に比べて３号機で４秒、４号機で３秒の差
（>>696に表記がないことから３・４号機以降は推力を通常どおりとしたと思われる。
ただ、衛星重量、投入軌道などの個体差や誤差もあるかも）
>>165も書いてるが
LE-７、LE-7A、LE-9ともにタービンで躓いてる
それだけ難しい部分なのだと解かる。
2基の固体ロケットブースターが
それぞれ630tfの推力を持っていますので、離床時の推力は十分にありますが、
それは>>701の計算には何も影響しないのは明らかでしょう
単に第一段のタンク容量と燃料消費スピードの話だけなので
なんでエンジン単体性能を表す比推力という概念を
複数エンジンや補助エンジンも必要なロケットシステム全体の話に適用するの？
頭悪そう
エンジン単体性能なんだから、エンジン単体で打ち上げに必要な最低燃料搭載のモデルで考えれば、比推力は燃焼時間の目安になる
悪いんだけど
>エンジン単体で打ち上げ
これが具体的に何を想定しているか説明して
なんでエンジン単体の性能を表す比推力と燃料量との複合的なものである燃焼時間を比較しているの？
そもそも燃料時間が知りたいならそのまま燃焼時間か燃料量と消費量を参照すべきであって比推力の出る幕は無い
＞エンジン単体性能なんだから、エンジン単体で打ち上げに必要な最低燃料搭載のモデルで考えれば、比推力は燃焼時間の目安になる
打ち上げに必要な推力を確保するため、多くのロケットはプースターを使用して、エンジン単体で打ち上げるシステムを作らないのだから燃焼時間と比推力は関係がない
自分の反論した内容そのものからでも、馬鹿なことを言っていることがわからないもんなんだろうか？
エンジン一機だけで第一段を構成してるロケットと解釈してやると意味が通じると思うよ
意味通らないゾ
https://i.imgur.com/j3hbI6J.png
それは比推力を正しく理解してる人の話
この比推力=燃焼時間を唱える馬鹿の言わんとすることはどうなのかとエスパーしてやると、どうなるかということ
5次元の世界を想像しろみたいな奴か
漏れには無理だは
あと、どうでもいいけど、ウヨサヨだの朝鮮人だの無関係だろ
鬱陶しい
ただでさえ頭のおかしな比推力=燃焼時間馬鹿が暴れてるのに
そんなに朝鮮人だのの話がしたけりゃその手の板で書けよ
同じ使い方をしたら比推力と燃焼時間は等価だって意味を
全然わかってない
なんど言っても同じ突っ込みしか返ってこないし頭が悪い
等価って何の価値？
数式でよろしく
あと。
離床な。
離庄じゃなくて。
誤変換なら良くある話だけど、離庄なんて言葉あるのか？
手書きで書き間違えるなんてあり得るのか？
意味が通じないだろ
床から離れるから離床でliftoffの訳になるのに庄から離れるってどういう意味だ？
普通の日本人なら字面からしておかしいと思えないのか？
妙にチョンだのウヨサヨだのロケットになんの関係もなく唐突に書き始めるの、お前自身が留学してる韓国人かなにかなのか？
スレ辿れば比推力以上に燃焼させてる例も書いてある
比推力が燃焼時間の目安になんかならないことも書いてある
数学で言うなら、馬鹿だから式の展開につまづいていて、わかりません
なんで、この式はこのように変形できるのか教えてください
言ってみればそういうことなんだから、教えてもらう立場のバカの癖に、キチンとみんなにお願いして頭下げりゃいい
離床やな
Space Launch Report: Delta IV Data Sheet
https://www.spacelaunchreport.com/delta4.html
Space Launch Report: Atlas 5 Data Sheet
https://www.spacelaunchreport.com/atlas5.html
なんか変な式だな
何を示そうとしてる式なん？
燃焼時間と比推力は等しくない
という事を示してるんだが
基礎を理解している人や
運用まで見据えている人にとっては全く意味のない式の展開だなw
酸素魚雷は>>675に答えられないから負けということで
mtにm0代入したら変なことにならん？
こっちで計算してみたら比推力と燃焼時間の関係はこうなったんだけど
比推力=推力/((推進剤量/燃焼時間)×重力加速度)
多段構成で第一段エンジンの数、固体ロケットブースターの数も色々バリエーションがあるH2A/BとH3の第一段燃焼時間を、比推力というパラメータだけで比較しようとしたのが>>164
それに対して、比推力と燃焼時間の関係は機体構成で大きく変化しうるので、単純に比較することには意味がない、という突っ込みが多数入った
比推力と燃焼時間が大きく乖離する例として、>>210、>>212でSSMEやアリアン5が挙げられた
ここまで来たところで、比推力と燃焼時間の関係は機体構成で大きく変化しうるので、単純に比較することには意味がない、と言い出したのが>>715の前半
最初からみんなそう言ってるじゃねーかと呆れているのが現段階
mtにm0を代入するというのは
推進剤を消費しないという意味になる
0を割ってはならない（戒め
SSME
https://ja.wikipedia.org/wiki/SSME
>SSMEの燃焼の際の水素と酸素の質量混合比は1対6となっている。
>酸素＋水素＝水の化学反応を完全に行わせる場合の水素と酸素の
>質量混合比は1対8であり、SSMEの質量混合比は水素が多い(燃料リッチ)。
>これには2つ理由がある。一つは完全燃焼させてしまうと、燃焼室の
>温度が上がり過ぎて耐えられなくなるので、水素を余分に供給する
>ことにより温度を下げるためである。二つ目は、推進剤としては排出
>されるガスを100%水蒸気ではなく、水素ガスを混ぜて軽くした方が
>噴射速度が高くなる（比推力が大きくなる）ためである。
後者は間違ってないと思うが？
プロペラントに水素が含まれるようになるんだから、平均の排気速度は上がるだろ？
って事でしょ。あまりいじめるなよ
ここまで手を変え品をかえて説明した連中、何人もいるんだ
一言ありがとうくらい言えないもんなのか？
何連敗したいの？
誠意なんて無いんだよ
是が非でも自分の間違いを認められない
チンケなプライド保つために汲々とする奴は沢山いる
こんな場末の匿名掲示板で自分の間違いに気がつくなら、実生活で恥をかかないですむのだから、実害を回避できてむしろありがたいことなのに
あまりに知的に怠惰で、チンケな小物だな
?112:400:100
?224:200:100
?224:400:200
?112:440: X
「アメリカ人の次に月面着陸するのは日本人だ」
などとリップサービスした模様
要は金よこせって意味やな
もうカネでどうにかなる時間じゃない。
実績という意味ですら、日本は後塵を浴びてる
予算は知らないけど、日本の予算とは桁が違うんじゃないか？
日本が有人ロケットやれるのはいつだろ
失敗したら、それみたことかとここぞとばかりに叩かれるの目に見えてるからな
そだな、指摘ありがと
もうISS切り捨て路線に入った…と同時にStatlinerが何かおかしい。
テスラと目糞鼻糞だなw
結局日露で総取りw 支那は論外w
インドは急ぎ過ぎたw 支那に至っては謎だらけw
実績が伴わないw
まあ はやぶさ 兄弟wの爪の垢でも煎じて呑む事だなw
実績実績w
・チャンドラヤーン2 月面着陸失敗。だが月軌道に留まる輸送機は観測を実施
・H2B 8号機は未知の可燃物質と発火プロセスで「火災」に見舞われるが、NASA長官の目の前でスケジュール通りに打ち上げる。
・クルードラゴンは爆散、スターライナーはISSに届かない。
米だけ極端に計画が遅れており、日印露の協力体制が見えてきたな。
別に米のLNGに拘らず、サハリンのLNGで経済圏を作っても構わない。
ボストチヌイ・種子島・サティシュダワンでそれぞれのロケットを共用すればいい。
12/20(金) 22:28配信 共同通信
【ワシントン共同】米航空宇宙局（NASA）によると、新型有人宇宙船スターライナー(BOE謹製w)の軌道を調整するた
めのエンジンが計画通りに動かない不具合が生じた。対策を検討している。
【関連記事】
米の新型宇宙船、試験打ち上げ 来年、野口さん搭乗の可能性
テスラも糞だが更にBOEは糞だったw
料、そして宇宙飛行士へのクリスマスプレゼントを乗せて飛び立ちます。スターライナーはISSへのドッキング後、12月28日頃
に地球へ帰還します。
クリスマスプレゼントがああああああああぁぁぁw
有人宇宙船スレ3
http://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1575266225/
でどうぞ
後で失敗したと流れたw
正直有人も日露だけでいいw
ちゃんと帰還出来るのだろうか!?
ISSはクリスマス中止決定
日本って有人宇宙船つくってたっけ？
きぼう実験棟や
こうのとり輸送機の使い捨て与圧コンテナは
広義には宇宙船の主要部品と呼べるかもしれない
かつて軍板をネトウヨ的妄想を書き込みまくって、軍板のほとんどのスレにﾜｯﾁｮｲ導入されるようになった原因
そんな定義は君だけだろ？
人を乗せて飛ばない有人宇宙船ってなんだ？
有人で往復して再利用できるスターライナーの代わりにはならんな。
はやぶさから見ると鼻糞程度だがw
意味不明に朝鮮人けなす奴いるな
ISSは大きな宇宙船といえるがきぼう実験室はISSの一部であって宇宙船じゃないだろ
電気や空気はISSから提供だし、トイレも水もISS提供
リブーストもISS、軌道維持機能、姿勢制御機能もなし
ISSから切り離された瞬間に単なるデブリになる
今朝の張本さんw
現実を見ろよ!! w
来年の夏に韓国のスタートアップがオーストラリアから打ち上げますね、
成功するかはともかく
始めてからたった4年で軌道ロケットまでたどり着いたのは立派
日本が遅すぎるから早く感じる悲しみ
頑張って大気圏から出てなw
一方の日本ははやぶさのカプセルがまた豪州に帰ってｸﾙ━━━━（ﾟ∀ﾟ）━━━━!!!! w
>> 頑張って大気圏から出てなw
米国、ロシア、中国
「大気圏から出れない奴がなに上から目線なの？」
好きなんだね韓国が
頭が残念なオジサンなんだよ
いい歳こいて左翼活動してる老害達と同質
現在進行形で、本当にうんざりする韓国の話題があるんだから
韓流アイドル好きとかいう奴らはいるけど、国としてみりゃ好きになれる要素かけらもない
天文・気象板にも出没し始めた模様
ご苦労さんな事だ
頭おかしいこと書いたらその都度おかしいって、気が向いた奴が書けばいいだけだろ
文章の書き方でおそらく個体識別できるけど、そんな馬鹿なことに労力使う奴も馬鹿だと思う
そんなに嫌韓したけりゃそういう板行けば良いのに
そろそろ消えろ
他人はお前ではない
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1562819596/
次スレ(実質86)
83が酸素に荒らされ84に退避した
なので86でOK
さてクリスマスだがw
そして北朝鮮拉致被害者家族の横田早紀江は、安倍晋三の叔母で
あることが発覚しました。
以下のブログを読めば、
世の中がどれほどの嘘と悪で満ち溢れているか
そして我々が悪人のカモにずっとされてきた事に
気づくでしょう。
Kawataのブログ検索
http://kawata2018.com/
【北朝鮮拉致問題は嘘だった!!】横田早紀江と拉致被害者家族のドス黒い闇
http://kawata2018.com/2019-11-09/
RAPTブログ検索
http://rapt-neo.com/?page_id=21576
あながち間違ってないとは思う
フリック入力するとどうしても誤字が多いな
構想段階のH3ヘビーが低軌道28.3トンらしいから
やっぱり開発しておきたいな
大事なのは機体製造に関して、日本がイニシアチブを取ることなんで
もちろん日本の製造業の保護も目的だろうけど、日本の中小企業が造れないなら
他国の企業に頼む事になるだろ、射出座席とかそうなるだろうし
沢山あるでしょ
技術が足りないもの
足りてても安価に作れないもの
品質が保証されないもの
有人宇宙船
なぜしなかったのか
もしくはなぜ出来なかったのか
何かしらの理由があると思うんだけどもしかして自分は当時の関係者より賢いと思ってるの？
有人技術はロシアのもらってもあまり活用できなさそう
なんにしろ大金が必要だし
頓挫資たけれど
当時は、高比推力の水素こそが至高の燃料で
難易度の高い２段燃焼エンジンで一気に世界認められられるロケットを目指していたので、
ケロシンなんて時代遅れって考えてたでしょうね。
実際やろうとして殺された奴もいるんじゃね？
間違ってないんじゃないの、いまでも？
どう頑張ってもケロシンじゃ三百秒＋α
離床推力足りなきゃ固体ロケットブースター使えば
液酸液水の方が性能いいし
値段を下げる
可能なら再使用可能なシステム作る
そうできたら、別にいまの二段燃焼の複雑なエンジンでも構わないし
コスト度外視するなら性能だけ求めてもいいな
液水に拘ったから月面開発を独占でき、水素エコノミーの将来像とシームレスに繋げられた。
妄想ネトウヨオジサンがまた現れたよw
その後、ＬＮＧの方が密度も高いし良さそうだって取り組んだけど、GXで失敗したし、
まぁ、拘ったというよりＨ３ロケットは、冒険はしないで安価なロケットって方針だったしね。
かわいいじゃないか
まぁ楽しみに待とうじゃないか
肝心の比推力も、海面比推力だと300秒台半ばまで落ちるだろ。＞液水＆液酸
言うほど圧倒的な差がある訳でも無かったりする。
・液水は月面で確保できるが、メタンは二酸化炭素と触媒が必要。
・水から液水・液酸を作る技術は水素エコノミーの転用。
・高効率の燃料電池はFCVの必須条件。
日本はこれらを連携させられるので、開発リスクが小さい。
誰も離床推力ぜんぶこれで賄うなんて求めてないだろうに？
第一段の推力は足りなきゃブースター補えば良いだけだろ？
力学的には正解だが
システムが複雑化するから微妙
もう開発費はかからなくて量産費だけなんだから、数字は知らないけど、普通の工業製品だったら打ち上げ機会を増やして生産数あげたら、費用も低減できるだろ？
何倍も作ってもらえるような体制が作れたら、安価なロケット新たに作らなくたって、ホントは良いんだろうと思う
だからといっていまさらケロシンやらLNGやる意味あるのか？
安定して飛ばしてる実績があるのに、システムが複雑化するってのが何か問題なんだろか？
2020年から日本は他国を置いていく。
4月 発送電分離、VPPの導入開始
4月 川崎重工 水素サプライチェーン実証
6月 RV-X
7月 東京五輪で自動運転車導入
12月 はやぶさ2帰還、H3ロケット初号機打上
臭い事言うなら
今の年寄りが死に絶えるまで文科省予算が増える事はありえないから
経産省予算や防衛省予算を混ぜてやりくりしないと
年間軌道投入エネルギー量は増えっこない
H3だけじゃ先細りするのは目に見えてる
だから老害はH3推し
既存産業を温存すればするほど、日本との技術格差が開いていく。
クソみたいな主張撒き散らしてんなコイツ
さっさと消えろや
日本がメタン燃料を検討し始めた昭和末期は、世界中でほぼ日本国しかLNGを使っていなかったのだ。
まず、液化メタンの燃焼物性を調べる事からスタートする状態だったので、
研究開始から十数年は研究処女地とか夢見る童貞状態。
LE-8は盛大にコケたけど、色々と得た知見は多かったりする。
マジで消えろ
アホか
日本だけが研究してたわけないだろ
また単発でデマかよ
スルーするか、NGIDにいれとけ
相変わらずなんでそんなに上から目線なんだw
米国におんぶにだっこされてる身分なのに
H3だけじゃ先細りするってのは良くわかんないな
計画通り進めば開発体制維持できるけど、なんかの都合で打ち上げ機会が伸びただけでも社内のエンジニア確保、維持できなくなる綱渡りしてる分野なんて結構ある
防衛関係なんかもそう
砲の内側を螺旋に削る技術なんてのもそうで、広島の特機工場に一人しか指導できる人いない
アポロみたいな凄いプロジェクトの成果は全部を維持できなくて当たり前だけど、宇宙服作る技術だってアメリカ維持できなくて、四十年も前に作ったの使ってるくらい
二億ドル掛けて新作ろうと頑張ったけど実用化には程遠いって判断してる
なんの技術を開発、維持していくのか長期的に目標立てられれば良いんだけどね
印>露>欧>米
もう公言してるんだが…
日本のロケット産業の話なら
JAXAは、今は「ロケット産業の育成」に重点的に努めてる。
例えば、H-2のMHIへ移管したり、SS520によるスペースワンのアビオの試験したりしてるし、今はISTにエンジン開発をしてる。
今は世界中のベンチャーが立ちあがって来てるので、日本もちゃんと乗り遅れ無いようにしてるよ。
検索できんのか？
>>855
新型の船外服xEMUと与圧服（オレンジスーツ）の開発が進んでる
xEMUは水中試験が何度か行われている
2023年には軌道上で試験
金かかる
こいつ日本語やべーなｗ
https://sorae.info/space/20191016-nasa.html
流れとしてはMarkIII ーZ seriesーxEMU
この全てにILC Doverが係わっており
またアポロ・スカイラブ・シャトル・ISSの船外服に
この会社が係わっている
スレチ
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/739
スレ消えたなあ??
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/9(UTC)
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JA23MJロズウェルwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/745 dっfg
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/10(UTC)
JA23MJロズウェルwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/758 hkjっh
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/11(UTC)
JA22MJモーゼスレイクwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
JA23MJロズウェルwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
JA24MJモーゼスレイクwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/763 おlgfd
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/13(UTC)
JA23MJロズウェルwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
JA24MJモーゼスレイクwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/778 cﾐｳg
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ) 1/14(UTC)
JA23MJロズウェルwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/786
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/15(UTC)
JA23MJロズウェルwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/797
xvkyds
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/17(UTC)
JA23MJロズウェルwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/798
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会員限定有料記事 毎日新聞2020年1月18日 東京朝刊
日EU航空安全協定 朝刊総合面 経済政策・財政 経済紙面掲載記事
政府と欧州連合（ＥＵ）は、それぞれの航空当局が
新たに開発された航空機や航空機部品の安全性を証明
（型式証明）した場合に輸出相手国の証明を免除する
「日ＥＵ航空安全協定」に近く署名する方針を決め
た。多数の項目で審査する型式証明には長い期間を要
するため、二重の審査を省くことで国産機輸出に弾み
をつける狙いが… qshtf
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/18(UTC)
JA23MJロズウェルwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/804 xgrっf
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/19(UTC)
JA22MJモーゼスレイクwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
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JA24MJモーゼスレイクwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/807 ｸｧfrff
クオフできるように」
2020/01/20 01:17CBCテレビ
赤羽一嘉国土交通大臣が、愛知県で三菱航空機の国
産初のジェット旅客機、「スペースジェット」を視察
しました。
赤羽大臣は「多くの国民の皆様が心待ちにしている
中で時間が掛かっている」と話しました。
三菱航空機の国産初のジェット旅客機スペースジェ
ットは、１月６日に最新の試験機が完成し、工場から
県営名古屋空港に移されました。
これまでに５回納入延期となる中、ことし半ばの納
入開始を目標としていますが、機体の安全性を認める
型式証明を取得するにはアメリカの飛行試験に試験機
を投入する必要があります。
現状について、赤羽大臣は「官民挙げて、早く試験
をパスしてテイクオフできるようにしなければならな
い」と述べ、国が協力していく姿勢を示しました。
ﾝlpss
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/20(UTC)
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/813
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/21(UTC)
JA22MJ JA23MJ
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/816 xzwrｼﾞｭ
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/21,22(UTC)
JA24MJモーゼスレイク-フェアバンクスぐるぐるぐるぐるw
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/820 っcxdf
https://www3.nhk.or.jp/news/html/20200124/k10012258161000.html
あ
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/23(UTC)
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/826 xwqd
H2A,B合わせて49機目。随分と打ち上げたなあ。
今までで一番成功したシリーズやね。
H-IIAロケット41号機の打上げについて
2019-12-16
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三菱重工業株式会社
三菱重工業株式会社は、H-IIAロケット41号機（H-IIA・Ｆ41）による情報収集衛星光学7号機の打上げ（※1）について、下記のとおりお知らせいたします。
（※1）内閣衛星情報センターが行う打上げを、契約に基づき三菱重工業株式会社が執行する。
記
打上げ予定日 ： 2020年1月27日（月）
打上げ予定時間帯 ： 10時00分～12時00分（日本標準時）
打上げ予備期間 ： 2020年1月28日（火）～2020年2月29日（土）
打上げ場所 ： 種子島宇宙センター 大型ロケット発射場
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/24(UTC)
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/836 xzww
今の所28日10時34分～10時39分予定
1年に2本ちょっととかペース遅すぎだろ
生産本数が少ないので量産体制をとれない
打上げ延期について
2020-01-25
三菱重工業株式会社
三菱重工業株式会社は、種子島宇宙センターから情報収集衛星光学7号機を搭載したH-IIAロケット41号機（H-IIA・F41）の打上げ（※1）を2020年1月27日に予定しておりましたが、打上げ当日の天候悪化が予想されるため、下記のとおり打上げを延期いたします。
（※1）内閣衛星情報センターが行う打上げを、契約に基づき三菱重工業株式会社が執行する。
記
打上げ日
： 2020年1月28日（火）
打上げ時間帯
： 10時34分～10時39分（日本標準時）
打上げ予備期間
： 2020年1月29日（水）～2020年2月29日（土）
なお、1月28日の打上げの可否については、明日以降の天候状況を踏まえ、再度判断いたします。
https://www.youtube.com/watch?v=y5fNEf5ANdQ
い＝三菱重工
2020/01/27 09:49
［東京 ２７日 ロイター］ - 三菱重工<7011.T>は
２７日、子会社の三菱航空機の「三菱スペースジェッ
ト」について、「開発スケジュールに関する報道があ
ったが当社が発表したものではなく、開発スケジュー
ルの延期を決定した事実はない」とのコメントを発表
した。
最新設計案を反映した追加の飛行試験機（１０号機）
については１月６日に三菱航空機に引き渡しており、
現在、地上試験を行って初飛行に向けた準備を進めて
いるという。
ＮＨＫは２４日、三菱航空機が「ことし半ば」として
いた三菱スペースジェット初号機の納入時期を来年以
降に延期する方針を固め、来月上旬に明らかにする見
通しとなったと伝えた。
反日wって素敵やなあw ( ＾∀＾)ｹﾞﾗｹﾞﾗ w
ペースジェット納入延期報道に
2020年01月27日14時44分
三菱重工業は２７日、子会社の三菱航空機（愛知県
豊山町）が小型ジェット旅客機「スペースジェット」
（旧ＭＲＪ）の初号機納入を目標の２０２０年半ばか
ら来年以降に延期すると報道されたことについて「当
社が発表したものでなく、開発スケジュールの延期を
決定した事実はない」とのコメントを出した。 【時
事ドットコム】
H-IIAロケット41号機の第1回Go／NoGo判断会議の結果は、「Ｇｏ」です。機体移動作業開始可と判断されました。
https://www.jiji.com/jc/article?k=2020012800054&g=eco
三菱重工業は２８日、同日朝に予定していたＨ２Ａロケット４１号機の打ち上げを中止すると発表した。
新たな打ち上げ日は未定。打ち上げ準備の作業中、機体に窒素ガスを供給する配管から過大な漏えいが発生していることが判明したためだという。
Ｈ２Ａ・４１号機は政府の情報収集衛星光学７号機を搭載。
鹿児島県・種子島宇宙センターから２８日午前１０時３４分に打ち上げを予定していた。
https://stocks.finance.yahoo.co.jp/stocks/detail/?code=7011.T&d=3m
打ち上げ前なのに株価下がってるな。
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/27(UTC)
JA22MJモーゼスレイクwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
JA24MJフェアバンクスwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/913 vﾝjyt
窒素ガス漏れ
確実に工作だと思う()
＞ガス供給を示す圧力数値の異常が判明。
＞発射地点から約30メートル地点にある配管のつなぎ目に
＞直径5センチの穴が空いていることがわかったという。
＞昨年5月と12月の点検では異常はなかったとしている。
たしかH3に向けていくらか刷新するんじゃなかったかな
破損口の状態を確認して破損原因を推定。12月の点検内容と結果の記録をしっかり調べて何が起こったのか公表して欲しい
前回といい緩みすぎ
いずれ大爆発しそう
原発 客船でもそうやった!()
整備直後の小牧でw
FUD（ファド）とは、マーケティング用語のひとつです。
不安感をあおり、相手を不利な状況に立たせたり評価を下げさせたりすることで、その状況を打破する方法をもつものに目を向けさせるというアンチマーケティング手法です。 『Fear(不安)』、『Uncertainty(不確実)』『Doubt(疑念)』の頭文字を取っています。
窒素で金属が腐食
誰が書いたかソースをどうぞ
GSD10 cmなんてアメリカしかもってないわ
日本はよくてせいぜい25 cm程度
デマはこうやって作られるのだなぁ
今回打上の情報衛星からデータ中継衛星対応になるのが強化の目玉。
成功して欲しいものです。
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/28(UTC)
JA22MJモーゼスレイクwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
JA24MJフェアバンクスwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
ぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/920
hsqdっw
窒素
⑦金属腐食性が無いため、ほとんどの金属が使用可能。但し液化窒素の場合、低温脆性の無い材料を
使用する必要がある。プラスチック・ゴムなどほとんどの材料が使用可能である。
同社などによると、穴は直径約５センチ。配管は鉄製で約３０年前に建物の外に設置された。同センターは海沿いにあるため、塩害による腐食が考えられるという。
ロケットの機体を発射地点まで移動させた後の２７日深夜、機体の温度管理に使う窒素ガスの供給を始めたところ急に圧力が低下。配管内を窒素ガスが流れたことで穴が生じた可能性があるという。昨年１２月２３日に配管を点検した際は、異常は見つからなかった。
配管の耐用年数は１５年間で、その後も点検しながら使用。背景には、同センターで問題視される施設の老朽化があるとみられる。
日本はどこでもこんな形で設計寿命を無視して運用してるよな。
福島の汚水タンクもいずれは・・
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/28-29(UTC)
JA23MJモーゼスレイクwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
JA23MJ JA24MJぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
JA23MJモーゼスレイク-パスコwぐるぐるぐるぐるぐるぐる
JA24MJフェアバンクス-モーゼスレイクぐるぐるぐるぐるぐる
https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1559222295/959-960
H3に代替わりしても採算は取れないでしょ
MHIは国に対して年間最低発射回数の保証と、1機あたり2割とかの補助を要求してるくらいだから
今回の配管の根本なんて配管振動による金属疲労が集中する場所
耐久性の見積もりが甘かったのだろうね
H-IIA/B,H3ロケット総合スレ part84
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1562819596/
次スレね
破損したのはHGSからのgn2配管で、破損した箇所はＬＢに入る壁貫通部。写真見る限り屋外露出部分だから、壁伝いで雨水がかかり続けて錆びてたんだろ、雨水と言っても沿岸部だからほぼ塩水みたいなもんだろうし、30年も持ったほうがすげーよ
中国様がビビり上がってたよ。
>>910
窒素配管が何で腐食するんだよw
塩水らしいのに、なぜか窒素"で"腐食したというデマが
>>930
ソースをと聞いてるのだけど
>>932
中国様が震え上がっているソース
https://www.excite.co.jp/news/article/Searchina_20200116039/
安倍政権は中国共産党を見限った。協力者は終わるよ。
10cm(30cm)
これはいくらなんでも
車のナンバープレート読み取ったり、顔を判別して個人識別したりなんて、もうかなり昔からやってる話
ど素人の記者のヨタ記事だよ
なんで真下だけしか観測しないと思うんだか
1/8,000秒でシャッターを切っても
被写体ブレが1mである。
解像力10cmなら1/80,000秒でシャッターを
切らなくてはならず(実際にはTDI-CCDの転送クロック)、
巨大で明るい望遠鏡を偵察衛星に搭載しなければならなくなるのです。
ハッブル宇宙望遠鏡みたいなアレ。
そんな金は今の日本にない。残念ながら。
○分解能
＞ハッブル宇宙望遠鏡みたいなアレ。
軍事偵察衛星のキーホールの流用品だからね
偵察衛星のカメラが固定カメラなわけないだろｗ
ハードでもソフトでも移動体撮影の補正機能あるっての
その補正機能のクロックが高解像力になるほど上昇しますから、
ピクセル10cmブレ10cmで抑えるなら1/80,000秒(80kHz)なのです。
だいち3号なら
解像力80cmだいち3号の予定スペックなら
横9万ピクセル(撮像素子が単体の場合)の
TDI-CCDを10kHzで転送しながら撮影
することで地表に追従しますけど、
分解能0.5mのASNARO-1だと16kHz、
米商用衛星だと20kHzと周波数が上がって、
いくのです。
（半導体の製造にも苦労するし、
そして光量も足りなくなる。）
補償光学は天文台に使われてる奴だって凄いもんだし
だから、衛星の移動速度だけから性能推定してもあんまりね
どっちみち確たる証拠はないけどね
動画撮影じゃあるまいし
処理クロックは解像度と全く関係ないこと
転送はゆっくりやってもいいんだよ
ある時点の瞬時のデータは全ピクセル分同時のものだ
臭いおっさん坊やかよ。
https://www.canon-elec.co.jp/space/
シャッタースピードを上げないとブレるって話。
処理クロックとか用語の問題はどうでもいい。
手振れ補正の技術で被写体ブレの低減ができるんじゃって話じゃないの。
なお新幹線は80m/秒
被写体があっという間にレンズの外にカッ飛んで行くから、色々と大変。
技術史的には2000年に打上たイスラエルの地球観測衛星EROS-Aから電子式手ブレ補正(笑)が搭載された事になっている。
2000年打上のEROS-Aは従来型CCDでピクセルサイズ2m(1.8m?)
2006年打上のEROS-BはEROS-Aと共通筐体で、
電子式手ブレ補正（TDI-CCD）を載せて、
ピクセルサイズ0.7mに向上したという説も。
ピクセル面積が1/8以下になっているのでレンズが同じなら光量も8倍以上が必要。
EROS-Bでは地上の同じ場所をブレずに1,4,8,16,32,48,96回露光して明るさを稼ぐようになる。
情報収集衛星のレンズをほんの数秒間地上の一点にトラッキングさせる技術なんてわけないでしょｗ
衛生が進む距離だけブレるとか幼稚な発想恥ずかしい
リアクションホイール制御で微妙に衛星の姿勢を変化させながら地上の対象物へ狙い続ける仕様だと安易に想像できるでしょｗ
ランドサットじゃないんだから固定カメラで広範囲を撮影し続けてるわけじゃない
なお、H-IIAロケットスレでは
この手の話題は何度も出ているので、
最近vip界隈から来た荒らしだろう。
お前って酸素魚雷？馬鹿地主？それともまさか新種？
飛行機から地面みたことない？
地面がそんなに高速に動いてるように見えたか？
君はちょっと鬱陶しいな
逆にハッブルは撮影地点が無限遠点なので、撮影時は回転しないように制御してると考えられる
どっちもリアクションホイールで制御、リアクションホイールの制御範囲を超えた場合はスラスタ等で修正してるのでは？
地球観測衛星のカメラ部分の画像や
撮影の実際は確認できるだろうに。
先日運用を停止したSLATSつばめも、
口径20cmのレンズと衛星固定の撮像装置に、
64段露光のTDIセンサで地上画像を得ている。
超小型衛星用のコンポーネントも販売されている。
僕の考えた完璧でクレバーな衛星制御！とか
犬や小学生の黒歴史ノート並に痛いぞ。
撮影時に偵察衛星をどのくらいの速度で回転させればいいのかわかってないやつが多いみたいだね
垂直方向には一時間半で一周、水平方向には１日で一周するペースで回転させるのはほぼ止まってるようなもんだと思うけど
あとハッブル宇宙望遠鏡は姿勢制御用のエンジンは付いてないよ
馬鹿地主ごっこはやめなよ
ああなったら人間終わりだよ
三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/30(UTC)
https://i.imgur.com/IPNxdgn.jpg
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三菱航空機 三菱スペースジェット(MSJ)1/31(UTC)
https://i.imgur.com/QAFZPL6.jpg
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https://i.imgur.com/oaN5nqA.jpg
JA23MJモーゼスレイク-スポークンwぐるぐるぐるぐるぐる
https://i.imgur.com/xsW5MTi.png
JA24MJモーゼスレイク-パスコwぐるぐるぐるぐるぐるぐる
https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1580285963/26,32
スパイ衛星には、補償光学といって手振れ補正に似たものがあるけど、
大気の揺らぎを補正するもので単純な手振れ補正じゃなくもっと高精細なもの
キャノン電子の小型衛星にはEOSのデジカメベースのカメラが使われているけど、レンズは専用設計の反射望遠鏡だよ。
三菱航空機 三菱スペースジェットファミリー(MSJF) 2/1-2(UTC)
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JA24MJモーゼスレイクwぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1580285963/32,35
三菱重工業(株)
https://stocks.finance.yahoo.co.jp/stocks/detail/?code=7011.T&d=3m
https://ai.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1562819596/
三菱航空機 三菱スペースジェットファミリー(MSJF)
2/2(UTC)
久しぶり
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1580285963/44
gﾝjhf
三菱航空機 三菱スペースジェットファミリー(MSJF)
2/3(UTC)
JA22MJ JA23MJ
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1580285963/50 wｼﾞｭgc
三菱航空機 (前回更新は1/23)
@MitsubishiAirJP 2/5 44分前
先日、EUホロレイ運輸総局長が三菱スペースジェッ
トの最終組み立て工場を視察されました。製造中の機
体の内外を興味深く熱心にご覧になり、「欧州当局と
スペースジェットプロジェクトのより良い活動を願
う」と言及されました #三菱航空機 #spacejet #最終組み立て工場
2/6wを前に余裕w (・∀・)ﾆﾔﾆﾔ w qsgtd
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国産ジェット旅客機6度納入延期 三菱航空機、社長は交代（共同通信） - Yahoo!ニュース
https://headlines.yahoo.co.jp/hl?a=20200206-00000102-kyodonews-bus_all
>三菱重工業の泉沢清次社長は6日、三菱航空機（愛知県豊山町）が開発を手掛ける国産初のジェット旅客機スペースジェット（旧MRJ）に関し、
>今年半ばを目指していた初号機の納期が、2021年度以降になると発表した。延期は6度目。
延期されたぞ
https://www.asahi.com/articles/ASN264V2WN26ULBJ00L.html
三菱重工業は6日、ガス漏れで打ち上げを延期したH2Aロケット41号機について、
9日午前10時34～39分に打ち上げると発表した。
情報収集衛星「光学7号機」を搭載する。
H2Aは先月28日に打ち上げ予定だったが、
発射地点まで移動したところで、
機体に窒素ガスを供給する外部施設の配管に穴が見つかった。
配管が腐食していたといい、修理と再点検を終えたという。
https://stocks.finance.yahoo.co.jp/stocks/detail/?code=7011.T&d=3m
下げ止まったな。
1月28日の打上げ延期原因とその後の補修点検作業。
流下雨水(支援機械棟外壁に付着した塩が融けていた)が壁貫通穴と配管の隙間に保持され腐食が進行。
当該配管を交換,隙間をコーキング。
他配管,ケーブルについても外観点検を行い、予防的な補修を施した。
https://twitter.com/nvslive/status/1225666062638710786
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H2AF41打ち上げ前プレスブリーフィング終了。2020年2月9日10時34分打ち上げ予定ということで、時刻については前回同様のようです。
破損箇所のパイプはフランジとフランジの間を交換。他、予防的に補修を行った箇所あり。といったところです。
H2AF41の記者会見の補足。一見するとフランジ（繋ぎ目の部分）が太くて配管の交換をどうするのかと思ってしまうのですが、フランジはパイプを通したあと溶接するものなので、貫通穴を通すのは何の問題も無いとのこと。
ネットでフランジを検索するといろいろ出て来ますね。図はJAXA提供のものです。 https://pbs.twimg.com/media/EQKknuvVAAAEx1t.jpg
よって壁のコンクリも削るなどの加工はしていないとの話でした。
H-IIAロケット41号機（H-IIA・Ｆ41）
2月9日(日)
午前10時34分～39分
https://www.sed.co.jp/tokusyu/rocket.html
https://stocks.finance.yahoo.co.jp/stocks/detail/?code=6702.T&d=3m
https://www.youtube.com/watch?v=OBtfD_uvBJg
6 人が待機しています•2020/02/09 に開始予定
18 時間後にライブ配信
2月9日 9:30
https://spaceflightnow.com/launch-schedule/
Feb. 8/9H-2A ? IGS Optical 7
Launch window: 0134-0139 GMT on 9th (8:34-8:39 p.m. EST on 8th)
Launch site: Tanegashima Space Center, Japan
A Japanese H-2A rocket will launch an Information Gathering Satellite with
an optical reconnaissance payload for the Japanese government. Delayed
from Jan. 26. Scrubbed on Jan. 27 by ground facility problem. [Feb. 7]
三菱航空機 三菱スペースジェットファミリー(MSJF)
2/6,7(UTC)
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1580285963/98,101 swqsふぇc
９日午前１０時３４分に種子島宇宙センターから打ち
上げられます。
Ｈ２Ａロケット４１号機は先月２８日に打ち上げられ
る計画でしたが、施設の配管に、塩分を含んだ雨水が
長年当たり続けたことで腐食して穴が開き、ガス漏れ
が発生したことから打ち上げが延期されていました。
南種子町の見学場には、９日の打ち上げに備えて下見
する観光客らの姿がありました。ロケットに搭載され
るのは政府の情報収集衛星「光学７号機」で、事実上
の偵察衛星です。
Ｈ２Ａ４１号機は、９日午前１０時３４分に打ち上げ
られる予定で、この時間帯の天気は晴れが予想されて
います。
MBC南日本放送 | 鹿児島 cfっwz
見守る配信
https://youtu.be/OBtfD_uvBJg
https://youtu.be/He37HtejQ7Y
打ち上げ
https://youtu.be/J0qgi_k06Og
打ち上げ後会見
情報収集衛星なので、他の配信は多分ない
三菱航空機 三菱スペースジェットファミリー(MSJF)
2/8(UTC)
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1580285963/120 cきyっd
SpaceXだって散々失敗してようやく今の技術確立させたし
すっかり安定していいことだ。
もうちょっと盛り上がるのに
2.H-IIAの開発時期は00年代で、重要部品でないものは部品枯渇しているだろうし、再設計には金がかかる。
H-IIAは諦めてH3に標準で搭載されることを願いましょう。
打ち上げの設備ですら点検をしながら設計寿命の倍、穴が開くまで使ってるような状態だし
三菱航空機 三菱スペースジェットファミリー(MSJF)
2/9(UTC)
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1580285963/135 vﾝhgf
三菱航空機 三菱スペースジェットファミリー(MSJF)
2/10(UTC)
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1580285963/146,148 zっdヴぃc
三菱航空機 三菱スペースジェットファミリー(MSJF)
2/11(UTC)
JA23MJ
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1580285963/182 xmkhvm
三菱航空機 三菱スペースジェットファミリー(MSJF)
2/12(UTC)
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https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1580285963/183 xgwbっg
https://www3.nhk.or.jp/news/html/20200213/k10012284211000.html
実験棟外から撮影した動画あり
https://twitter.com/tnsc_JAXA/status/1227420821003522048
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三菱航空機 三菱スペースジェットファミリー(MSJF)
2/13(UTC) JA23MJ
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シアトル-ポートランド wぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐるぐる
https://lavender.2ch.sc/test/read.cgi/airline/1580285963/201
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1562819596/
次スレ実質86
84、3周目だぞ
LE9の方は本来は去年のうちに認定型の試験まで終わらるはずだったのか半年くらい遅延してるな
元からエンジン試験は余裕持たせてるからまだ年末ぎりぎりのスケジュールには収まってるが
https://rio2016.2ch.sc/test/read.cgi/galileo/1562819596/
次スレ 実質?
