ロケット総合スレ15

1 ：名無しさん＠お腹いっぱい。：2014/07/02(水) 13:51:04.31 ID:llsOrnNY.net

国産から海外、過去、現在、未来、ありとあらゆるロケットの総合スレです。
専用スレがある話題でも、他との比較や総合的な話題など必要な場合は適宜こちらで。
（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）

前スレ
ロケット総合スレ14
http://wc2014.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1380021133/

671 ：名無しさん＠お腹いっぱい。：2014/11/20(木) 20:38:59.01 ID:kQDj0mEo.net

インジェクターをアポロの物を使ってるって、
どこかで聞いた気がするが、そういう意味だったのか
勉強になった

672 ：名無しさん＠お腹いっぱい。：2014/11/20(木) 20:56:32.28 ID:4pVDuGqK.net

LNG については，理論的には比推力はケロシン系列より高くって，
密度は液体水素よりずっと大きい，
燃焼振動はケロシン系列より起こりにくいとのことだった．

実際に JAXA+IHI が推力10トンクラス開発に取りかかると，燃焼速度が遅いという問題で，
ケロシン系列での燃焼振動とは別系列の燃焼不安定性に直面．
それは一応解決したんだが，燃焼効率 91% でメリットが無い．

その後も噴射器エレメントの改良続けて，推力 3-4 トンクラスだけど燃焼効率 96% 達成(2012 年)
試験での真空中比推力は約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
http://www.jaxa.jp/press/2012/07/20120704_sac_lng.pdf

一応の水準に達したんだけど，その後の利用計画などは聞いてない．
イプシロンロケットの3段目＋PBS に応用すると良さげではあるけど．

なお．JAXA+IHI の LNG エンジンはアブレーター冷却なので，
大推力のブースターに使うつもりなら，再生冷却の研究がいるだろうな．

673 ：名無しさん＠お腹いっぱい。：2014/11/20(木) 21:18:26.59 ID:kQDj0mEo.net

そもそも上段エンジンで重くなるアブレーター冷却はないでしょ

674 ：名無しさん＠お腹いっぱい。：2014/11/20(木) 21:30:31.96 ID:O4vm1Fot.net

ケロシンの上段で比推力359秒とか実現してるロシアは凄いのう

675 ：名無しさん＠お腹いっぱい。：2014/11/20(木) 21:35:14.92 ID:6eUCc1NH.net

成熟したケロシンとそれなりに使える液水+SRBを乗り越えて、ごく短時間しか稼働しない一段目用の巨大LNGエンジンを開発できるか？というと…
再使用ブースターが出てきてからが勝負ですかね。
構造重量と比推力のバランスで液水より安くなるか、再使用の容易さでケロシンより有利になるか、ってあたりでしょう。

676 ：名無しさん＠お腹いっぱい。：2014/11/20(木) 22:25:15.86 ID:7gU6/a5m.net

ガスジェネで始まったLE-5系列のエンジンが
液体水素以外では成立困難なEXBCに発展したため、
日本の基幹ロケットの将来ロードマップから
液化メタン燃料が外されたという不運。

まあ必要とされていたら、デスマーチで
死屍累々だったろうから運は良いほうかもしれない。

677 ：名無しさん＠お腹いっぱい。：2014/11/20(木) 23:07:35.15 ID:r0GbHNcV.net

早めの見切りも大切だからね

678 ：名無しさん＠お腹いっぱい。：2014/11/20(木) 23:39:34.79 ID:4pVDuGqK.net

再使用ブースターと言うと，関連してエアブリージングエンジン．

空力加熱を冷却するのに燃料を使うなら，液体水素か液体メタンくらいで，
ケロシンは論外になるな．

679 ：名無しさん＠お腹いっぱい。：2014/11/22(土) 11:48:03.67 ID:yuPNg9TO.net

>>662
どこに出しても恥ずかしいエンジン
ディスってんのか！！

680 ：名無しさん＠お腹いっぱい。：2014/11/22(土) 11:59:12.85 ID:DgsB1Tsd.net

>>679
LE-8を擁護するのはちょっと難しい…… (´・ω・｀)

以前、どっかの話でエキスパンダーブリードのLNGエンジンの話を見た気がするが何処だったかな
あくまで検討というかその位だったけど。