専用スレがある話題でも、他との比較や総合的な話題の場合はこちらで。
（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）
>>2-10など
（前スレ）
ロケット総合スレ11
http://uni.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1322732570/
コピペとアップデートは誰かお願い。
H-IIA Launch Services http://h2a.mhi.co.jp/
ULA http://www.ulalaunch.com/
ILS http://www.ilslaunch.com/
Starsem http://www.starsem.com/
Sea Launch http://www.sea-launch.com/
Land Launch http://www.sea-launch.com/land-launch/
Arianespace http://www.arianespace.com/
GenerationOrbit http://www.generationorbit.com/
CALT http://www.calt.com/
IAI http://www.iai.co.il/
OSC http://www.orbital.com/
SpaceX http://www.spacex.com/
なお
RpK http://www.rocketplanekistler.com/
はリンク切れ
運用中・開発中の衛星打上げロケット
【アメリカ】
・Atlas V ・Delta IV
・Taurus ・Pegasus ・Minotaur I ・Minotaur IV
・Falcon 1 ・Falcon9 (復活中・Athena III?)
(開発中・Taurus-II ・MinotaurV ・次期HLV)
(運用終了 Delta II ・Space Shuttle）
【ロシア・ウクライナ】
・Proton ・Soyuz ・Zenit ・Tsyklon ・Kosmos
・Dnepr ・Rokot ・Volna ・Start
(開発中・Angara ・Rus-M)
【ヨーロッパ】
・Ariane 5
・Vega
(開発中・Ariane 6)
【中国】
・長征2号 ・長征3号 ・長征4号
(開発中・長征5,6,7号)
【日本】
・H-IIA ・H-IIB
(開発中・H-X ・Epsilon)
【インド】
・PSLV ・GSLV
(開発中・GSLV Mk.II ・GSLV Mk.III)
【イスラエル】
・Shavit
【イラン】
・Safir
(開発中・Simorgh)
-ここより実験中-
【北朝鮮】
(実験中・銀河2号)
【ブラジル】
(実験中・VLS)
【韓国】
(実験中・KSLV-1,KSLV-2)
【インドネシア】
(開発中・RPS-420)
【ルーマニア】
(開発中・Haas)
コメント：
アメリカで Delta II ・Space Shuttle は運用終了としました．
ヨーロッパの Vega は2012年2月打ち上げで開発中から運用中へ
日本の NL-520 ・SpaceSpikeA-2 と言うのはなに？
宇宙ニュースの小部屋
http://d.hatena.ne.jp/t-naka/
sorae.jp : 宇宙（そら）へのポータルサイト
http://www.sorae.jp/
アストロアーツ
http://www.astroarts.co.jp/news/index-j.shtml
宇宙開発情報
http://www.spaceref.co.jp/
dat落ちした過去スレを読むサービス http://mirrorhenkan.g.ribbon.to/
【関連スレ】
ロケット打ち上げを見に行こう★12機目
http://uni.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1336681601/l50
｡･ﾟ:●｡ﾟ・ 人工衛星総合スレッド8
http://uni.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1316252531/l50
【シャトル】宇宙船総合【HTVこうのとり】
http://uni.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1305594545/l50
宇宙関連の番組情報スレ
http://uni.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1299476358/l50
H-IIA/Bロケット総合スレ part 五十八
http://uni.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1337951947/
> 日本の NL-520 ・SpaceSpikeA-2 と言うのはなに？
確かSS-520を改造する、超小型衛星用のロケット
SpaceSpike-2はそれを空中発射するやつ
あとTaurus-II は Antares に名前が変更されてる
乙です
前ｽﾚ1000の人は参考文献を読むより前に
人のレスをちゃんと読んだ方がいいと思いますよ。
そのままだと的外れな回答ばっかり
繰り返すことになると思いますんでｗ
しつこいなあ．
まあ，所詮趣味のスレだから専門知識は必修ではないが，
ある程度は勉強しないと，自己流解釈の披露の堂々巡りになるだけ．
なお，ロケット工学の基本的な部分は大学の理工学部の１，2年次の知識で何とかなる．
たとえば，ディーゼルエンジンとかジェットエンジンの熱力学を理解していれば，
比推力の理論値が何で決まるかの数式を追うことが出来る．
でも一度その種の式を追った経験が無いと，どうしようもない．
せめて高校の物理の熱効率とか断熱膨張の知識がベースに無いと．
結局，化学ロケットエンジンは熱エネルギーを運動エネルギーに変換する熱機関ととらえることが出来て，
比推力の理論値のそれから求まる．
断熱膨張のポアソンの法則
http://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%83%9D%E3%82%A2%E3%82%BD%E3%83%B3%E3%81%AE%E6%B3%95%E5%89%87
とか追わないと，比推力の理論値に比熱比が登場する理由がわからない．
性能評価の指標のひとつに圧縮比があるんだが，
ロケットエンジンでも対応するパラメーターが出てくる．
ただし，外気が真空の場合には圧縮比に対応するパラメーターが無限大または0となって，
効率の計算には影響を与えなくなる.
ということで， 真空比推力の理論値には燃焼室圧力は関係がない．
海面上では大気圧があるので，比推力の理論値に燃焼室圧力が重要なパラメーターになる．
真空で働く上段エンジンでの燃焼室圧力は真空比推力ではなく，
エンジンの寸法を実用的な範囲に収めるという工学的な要請から制限される．
しつこいっていうか
僕が他の人と話しているのに割り込んできて
自説を延々と述べてるのはあなたの方なんですけどね。
もしかして何処が回答として足りないのか
ちゃんと説明しないと
おわかりにならないのでしょうか？
それも変だなあ．
匿名掲示板では，質問者は特定の人の回答を求めているわけじゃないでしょ？
できれば知識を持っている人からの，的確な回答が欲しいわけで．
で．匿名掲示板で知識を持っているか，的確な回答かどうか判定するには，
ソースの引用と，質問者と回答者が詳しい場合には化学式や数式の展開くらい．
一応趣味の掲示板とはいえ，専門板ですので．
何についての答えを求めているかによりますが，化学ロケットの比推力の上限については
http://aero.metro-cit.ac.jp/nakano/rocket/Rocket1.htm
のほか，
http://aero.metro-cit.ac.jp/nakano/rocket/Rocket1.htm
の(9),(10) 式
「比推力はおおむね燃焼温度の平方根に比例し，気体分子量の平方根に反比例する」
この他には，
比熱比
燃焼室圧力とノズル出口の圧力比
にもよるが，後者は真空中では変化しようがないので燃焼室圧力は関係なくなります．
あ，そうでしたね．
>>7
の指摘有難うござます．
次のスレまでにアンタレスロケット上がる事を期待しますが．．．
http://www.orbital.com/SpaceLaunch/Antares/
4月ころのニュースでは7月ころとありましたが．．．
http://www.space.com/15251-antares-rocket-launch-pad-testing.html
控えめなおせっかいは、皆から感謝されるが、
積極的(押し付け的)なおせっかいは皆を不幸にする。
語り合うのも無理だと思いますんで
説明だけしときます。
>>978
> 978:名無しさん＠お腹いっぱい。(sage)
> 2012/07/06(金) 13:30:16.83 ID:c9Isu9W3
> 比推力の上限て耐熱温度で決まってるんか、化学反応のエネルギーで決まってるんか
> どっち？
まず、質問がこうなってますんで
１耐熱温度
２化学反応のエネルギー
の両方に触れながら
回答していないものは
まず無効です。
質問者の意向をないがしろにして
延々と理論的な説明をしてもしょうがありません。
おそらく小学校で教わることです。
で、この後に解答の解説です。
> >>978
> 化学反応のエネルギーです。
> 取り出せる割合が温度でだいたい決まるけど
> たいていはシステムの圧力上限の方が
> 先に問題になります。
液酸液水系ならば
混合比をずらしていくことで
平均分子量が下がって
比推力があがります。
このとき水素の割合を増やしているのに
比推力が減少をはじめて最大値をとるのは
化学反応のエネルギーが足りなくなって
温度が下がるためです。
だから１が回答になってます。
あなたの解答例にある
「たいていはシステムの圧力上限の方が先に問題になります」
はどこで関係しますか?
それがさっぱり分からない．
で、２の耐熱温度に関してですが
化学エネルギーの制限が緩和されたとして
気体分子をどんどん詰め込めば
とりあえず温度は上昇します。
このとき燃焼室内に存在する分子数も
非常に大きなものになるので
温度が上がりきるまえに
圧力が激しく増大してしまいます。
このためシステム側の
昇機構や燃焼室の設計圧力を越えてしまい
耐熱温度に至る前に圧力の制限に引っ掛かるということです。
普通の人が普通に文を読めば
燃焼系の話をしているのは
わかると思うんですが、、、
あと必要な知識も高校卒業レベルでしょう。
まぁ、僕は独学でロケット工学の本読んだだけなんで
間違ってるかもしんないですけどｗ
自分らの答えを満足するための議論なら、議論スレで好きなだけやれ、
前にも誘導したが、お前らの個スレではないぞ。
えーと，そこでどうして圧力が登場するのですか?
>>19
の後半部分は
「比推力はおおむね燃焼温度の平方根に比例し，気体分子量の平方根に反比例する」
なので，異論はありませんが，
冒頭で圧力が制限要因になるところが全く不明です．
大きな圧力に耐えるためには容器を充分高い強度に作れば良いだけで，
材料の耐熱温度よりクリアしやすいです(こちらも適切に冷却すれば済むが，より面倒)
2.
そもそも真空で稼動するロケットエンジンでは，燃焼室圧力はそれほど高くありません．
実例では
RL-10 24 気圧
ケストレル (ロケットエンジン) 9気圧
BT-4 17 気圧
LE-5B 36気圧
理由は，
真空で稼動するロケットエンジンでは，比推力は追求するが推力は要求されないこと．
まわりが真空なので，比推力に関係する
「燃焼室圧力／ノズル出口の圧力比」
が寄与しなくなるためです．
ただし，ある程度圧力をあげないとノズルのサイズがやたらでかくなります．
3．.
第１段ロケットでは大気圧で作動する必要があるので，
「燃焼室圧力／ノズル出口の圧力比」
を十分大きくとる必要があります．
実例では
RD-180 260気圧
LE-7A 120気圧
RS-68 97 気圧
RS-68 の燃焼室圧力は第１段目にしては低いですが，比推力も低いです．
ですが，推力重視とコストの関係でこの設計にしたのでしょう．
4.
同じ酸化剤と燃料の組み合わせで比較すると，比推力は
RL-10 > LE-5B >LE-7A > RS-68
ですが，燃焼室圧力の順番とは一致してませんね．
これにはもちろんエキパンダーサイクルとか2段燃焼サイクルの違いもありますが．
燃焼室圧力が LE-7A や RS-68 の数倍小さくても RL-10 の比推力はもっとも高いのです．
Saturn Vが赤っぽい炎なのは燃料リッチだからなのか。
多分そうです．
摂氏 1000 度程度(ロケットの排気)では，放射平衡では赤い色．
不完全燃焼ガスに炭素微粒子などがあると放射平衡でその色になります．
完全燃焼では，固体微粒子がないので，ほとんど色がつかない(大変色が薄い)．
青い炎は，ろうそくの場合は CH、C2といった反応中間体の輝線スペクトルだそうです．
ケロシンロケットでも酸素リッチ条件なら青い炎となる可能性はあります．
LH/LO の燃焼では，不完全燃焼でも固体微粒子がないので，ほとんど色がつかない．
RS-68 ではアブレーション材からの固体微粒子でしょう．
もうちょっと真面目に答えると，
ロケットエンジンの燃焼室温度は摂氏 2000-3000 度程度ですが，
ノズルで断熱膨張すると熱エネルギーが運動エネルギーになってノズルの排気温度はずっと低くなります．
その温度での黒体放射は赤い色というよりは赤外線放射が主体となります．
ところが，光と気体分子の相互作用が小さくガスの密度が低いのとで，放射にはあまり寄与しません．
一方光と炭素固体微粒子の相互作用は大きいので黒体放射が大きく寄与します．
なので，ケロシンなどで燃料リッチでは排気は赤い色に見えます．
固体微粒子のない条件では炎の色はほとんど見えないでしょう．
したがって LH/LO では炎の色がほとんど見え無いはずですが，RS-68 ではアブレーション材料からでしょう．
ラジカルからの(青い色の)発光は熱平衡条件では無いもので，非平衡条件ならありえます．
ロケットのノズルは超音速流でかなり非平衡なので，仮にケロシンを酸素リッチで燃焼させると
青いノズル炎となるかも．
余計なことですが，超音速ノズル流の非平衡状態で化学レーザーが実現できます．
http://en.wikipedia.org/wiki/RD-180
The engine runs with an oxidizer to fuel ratio of 2.72
ところで，ケロシンを n-CH2 と近似したとき，水と二酸化炭素に完全燃焼する条件は
n-CH2 + 1.5 n O2 --> n CO2 + n H2O
で酸化剤と燃料の比率は 48:14 = 3.4
RD-180 の酸化剤と燃料の比率 2.72 の条件では燃料リッチで，炭素(あるいは炭化水素)固体微粒子が残るはず．
ただし，
n-CH2 +n O2 --> n CO + n H2O
と水と一酸化炭素がでる反応では，
酸化剤と燃料の比率は 32:14 = 2.3
RD-180 の高温高圧の燃焼条件では，煤の固体微粒子ではなく，一酸化炭素がでるのだろうか?
Saturn V の F-7 では煤の固体微粒子がかなり残っていそう(燃焼効率とか)
SpaceSpike-2はGO Launcher 2に改称された
いや、議論する気はさらさらないですよｗ
人の話を聞かない人とはなおさらです。
>>21
×> 昇機構や燃焼室の設計圧力を越えてしまい
○> 昇圧機構や燃焼室の設計圧力を越えてしまい
（ターボポンプの駆動限界とかですね）
言っていることやっていることが矛盾しているな．
ところで，RL-60B の比推力は現用ロケットエンジンでは最高レベル Isp = 465 sec
だが，燃焼室圧力は低い（24 気圧）ことを，あなたの理論ではどう説明するの？
Λ 米空軍自慢の熱い男の燃えるロケット、Delta IV Heavy様が4getだ！！！
|_.|
|_.|
Λ| .|Λ Ares>>1 開発中止ってどんな気持ち？ねぇどんな気持ち？
■■■ H->>2A. ドンガラ重すぎﾜﾛﾀｗｗｗ
ｺﾞ .| .|| .|| .| ｺﾞ. 長征>>3B 「村全滅でも隠蔽」こうですか？わかりません＞＜
ｺﾞ.■■■ｺﾞ .Ariane>>5 浮動小数点演算ミスって自爆してろ（笑笑笑）
ｺﾞ .■■■ ｺﾞ R-3>>6/Dnepr 不良債権乙
ｺﾞ.■■■ｺﾞ R->>7A/Soyuz. ｼﾞｼﾞｨはｽｯｺﾝﾃﾞﾛ
ｺﾞ ,|_.||_.||_.|, ｺﾞ Proton>>8K82KM. えーﾏﾁﾞUDMH！？ｷﾓｰｲ（ﾌﾟ
;(~▲▲▲⌒);, 全段UDMHが許されるのは20世紀までだよねー（ﾌﾟﾌﾟﾌﾟ
(⌒,;从从从～~)⌒); Falcon>>9 クラスタ必死だな
(⌒;,⌒);;("(⌒),;～⌒);, S-3>>10 お前ここ初めてか？力抜けよ
(＿;(⌒;;～";;⌒)"),＿);, Zenit>>11K77 ゼニート（笑）
Q なぜ、熱い男の燃えるロケットなのか？
A 本当に燃えるロケットだから。
http://www.spaceflightnow.com/delta/d352/launch/
画像
ttp://www.spaceflightnow.com/delta/d352/launch/01.jpg
ttp://www.spaceflightnow.com/delta/d352/launch/02.jpg
ttp://www.spaceflightnow.com/delta/d352/launch/05.jpg
他リンク先に画像多数
・宇宙関連の実況。および規制中で書き込めない人は、
アニメ特撮実況板のスレで
http://hayabusa.2ch.net/liveanime/
【NASA-TV】宇宙実況規制避難所★89【JAXA ISS】
http://hayabusa.2ch.net/test/read.cgi/liveanime/1337954958/l50
１、荒らしが出ても完全スルー 絶対にレスしてはいけません（絶対厳守です）
２、スルーしたはいいけど、ただ黙ってるだけだと、どんどん荒らしの書き込みで、スレを埋められて乗っ取られてしまいます。
なので、別の面白い話題の書き込みをたくさんして、荒らしの不快な書き込みを押し流しましょう。
２ちゃん専用ブラウザの、NGあぼーん機能を使うと便利です。
２ちゃんねるブラウザのススメ ２ http://toki.2ch.net/test/read.cgi/qa/1132365606/l50
JAXA関連スレには「いつものいつもの人の人」という、 日本の活躍や、それに喜ぶ日本人が大嫌いなため、
色々な形で嫌がらせをする、粘着アンチ荒らしがいます。気をつけてください。
彼にとっては、敵対する人間は全員いつもの人という同一人物らしいですｗ
（いつものいつもの人との人は、一回書き込むごとにID変えるのが大好きですが、さすがにコピペURLまで変更することは出来ないので、
これらの単語をNGあぼーん登録しておくことがおすすめです）
・永久NGあぼーん登録推奨キーワード
1317594250
1307679109
1297175967
1271481363
1291712226
1293629324
www6.atwiki.jp/test_matome
いつもの人
NGID
自演ちゃん
偽ﾃﾝﾌﾟﾚ
ブラジルは、新しいロケット発射場を作った。だが国産ロケットが研究開発中の事故でまだ無い。
ウクライナは、新型試作ロケットを作った。だが発射場と乗せる衛星が無い。
東大は、ナノジャスミン衛星を作った。だが打ち上げるロケットが無い。
奇跡的な利害の一致
http://www.astroarts.co.jp/news/2010/04/13nano-jasmine/index-j.shtml
http://www.space.t.u-tokyo.ac.jp/nanojasmine/launch/index.html
今回は議論盛り上がったそのまま埋まってしまったみたいだね
じゃあしょうがない
次のスレ立てるときにテンプレ忘れないように注意しないとね
[Delta] Launch of Delta IV Heavy with NROL-15 Payload
http://www.youtube.com/watch?v=oxMuxZWtiOU
新型エンジンで燃えない男になるのかと思ったら、相変わらず燃えてたｗ
超鈍足だったリフトオフが少し改善される希ガス
932 名前： 名無しさん＠お腹いっぱい。 投稿日： 2012/06/30(土) 23:41:06.28
でも、お焦げ具合はかなりレア焼きになったんだね？
933 名前： 名無しさん＠お腹いっぱい。投稿日： 2012/07/01(日) 01:31:14.45
なんか、物足りないよな。
934 名前： 名無しさん＠お腹いっぱい。 投稿日： 2012/07/01(日) 04:49:26.35
>>931
鈍速リフトオフはわざとやってるんじゃないの？
ペイロードが加速度に敏感で、あまり強く加速できないとか？
有人ロケットが鈍足なのとにたような理由
NROだから偵察衛星だろうし
935 名前： 名無しさん＠お腹いっぱい。投稿日： 2012/07/01(日) 16:48:55.36
>>931
なんか早くなってデルタンらしさが失われた気がする、、、
燃焼時間170secベース
①フィード能力限界モデル
ブースターA (85sec) 1/2
ブースターB (127.5sec) 3/4 = A+1/2*1/2
センターコア (297.5sec) 7/4 = B+1
②最短分離モデル
ブースターA (56.7sec) 1/3
ブースターB (141.7sec) 5/6 = A+1*1/2
センターコア (311.7sec) 11/6 = B+1
③対象分離モデル
ブースターA (113.3sec) 2/3
ブースターB (113.3sec) 2/3
センターコア (283.3sec) 5/3 = AB+1
http://www.spacex.com/downloads/COTS-2-Press-Kit-5-14-12.pdf
LAUNCH
Hour/Min/Sec Events
0:01:24 Max Q
0:03:00 1st stage engine shutdown/Main Engine Cut Off (MECO)
0:03:05 1st and 2nd stages separate
0:03:12 Stage 2 engine starts
0:03:52 Dragon nose cone jettisoned
0:09:14 2nd stage engine cut off (SECO)
0:09:49 Dragon separates from 2nd stage
ヘビーだとおそらくMaxQはもうちょっと早くなるはず。
見たかんじからすると
ブースターAをMaxQ前に分離
ブースターBをMaxQ後に分離
って感じが一番よさそう。
回収難易度もブースターAがブースターBよりも数段簡単になるし
現状で回収に失敗している空力破壊もこれだけでかなり緩和される。
>>1もつ
『理論上の』最高比推力は燃料の組み合わせで決まっちゃうんだわ
単位重量あたりの発生熱量が一番デカくなる組み合わせね
現状では 液体水素/液体酸素 だ
では理論上の比推力にいかに近づけるか・・・・という話になると、幾つかの方法の組み合わせがある
① ロケットのサイクル方式を工夫して無駄なく燃料をメイン燃焼室に回す。
・・・・ガスジェネやエキスパンダーブリードみたいにポンプ駆動用燃料は別途捨てるじゃなくて、
全部をメイン燃焼室に回す二段燃焼サイクル・エクスパンダーサイクルのほうが有利
② 燃焼室温度を上げる
・・・燃焼室の材質的限界と冷却方式・冷却効率の工夫が必要
③ 燃焼室の圧力を上げる
・・・燃焼室・スロート部材料の物理的限界
④ ノズル出口/スロート部の開口比を上げる
・・・大気圧では開口比を上げると、ノズル内で噴流の剥離が起きるので
推力・比推力が落ちたり、振動でエンジンが壊れたりする
なので真空中と同じように大きな開口比にすることはできない
②の燃焼温度を上げるのにも限界があるので、V-2みたいにアルコールに水を混ぜたり
水素リッチ燃焼をさせて低い燃焼温度でも比推力を維持するような工夫をする。
LE-7みたいに
二段燃焼サイクルで高比推力を狙ったけど、よく爆発するんで燃焼室圧力を妥協しちゃいました
そしたら、バルカン（ガスジェネ）と比推力がトントンになっちゃいました（ﾃﾍ♪
とかなことになる。
ソ連は金属系・材料系の基礎技術が非常に高い、というか研究に金と人間と時間をかけているので
高燃焼温度、高燃焼圧力・高温酸素リッチ環境に耐える材料やコーティング技術が高いから
ケロシン/液体酸素、同サイズで
・アメリカ F1エンジン
ガスジェネ
燃焼圧力70 気圧 海面上比推力264秒 海面上推力 700㌧
・ソ連 RD170/180シリーズ
酸素リッチプリバーナの二段燃焼サイクル
燃焼圧力245 気圧 海面上比推力309秒 海面上推力 755㌧
みたいな、エンジンをがっつり時間をかけて作ってくる
http://anago.2ch.net/test/read.cgi/tubo/1317594250/
延々と続けた結末かと。
そんなもんだから、誘導に従う訳もなく延々と好き勝手にスレを消費し続けているね。
菊池えり 早見瞳 秋元ともみ 松友伊代 EVE 荻野目翔子 星川ミグ 黒木香 小林ひとみ
斉藤唯 冴島奈緒 田口ゆかり 中沢慶子 新田恵美 前原祐子 八神康子 渡瀬ミク
☆ソウル世代
松坂季実子 あいだもも 樹まり子 青山ちはる 朝岡実嶺 雨宮時空子 桜樹ルイ 仲村梨紗 沙也加
いとうしいな 小川つぐみ 小沢奈美 豊丸 木田彩水 工藤ひとみ 五島めぐ
小森愛 野坂なつみ 松本まりな 森村あすか 後藤えり子 星野ひかる 貝満ひとみ 清水大敬
☆バルセロナ世代
飯島愛 飯島恋 伊藤真紀 大舞じゅりあ 河合メリージェーン 北原志穂 氷高小夜
きららかおり 小松みゆき 高見沢杏奈 地球丸花子 憂木瞳 松本コンチータ
☆アトランタ世代
鮎川あみ 井上詩織 草凪純 小室友里 鈴木麻奈美 涼木もも香 つかもと友希 瞳リョウ 夕樹舞子 三咲まお
三田友穂 若菜瀬奈
☆シドニー世代
森下くるみ 長瀬愛 堤さやか 夏目ナナ 水野はるき うさみ恭香 笠木忍 川島和津実 倉本安奈 椎名舞
新山愛里 葵みのり 広末奈緒
☆アテネ世代
加藤ゆりあ 宝来みゆき 蒼井そら 中根由真 樹若菜 及川奈央 みひろ nao. 星月まゆら 紋舞らん
大塚ひな 黒沢愛 紗月結花 沢口あすか 白石ひより 萩原さやか 南波杏 春菜まい 平井まりあ 長谷川ちひろ 日高ゆりあ
☆北京世代
二宮沙樹 持田茜 Rio ほしのみゆ 椎名りく 河愛杏里 明日花キララ 伊東遥 大沢佑香 小澤マリア
小坂めぐる つぼみ 仲咲千春 長澤つぐみ 萩原めぐ 早咲まみ 原紗央莉 範田紗々
☆ロンドン世代
成瀬心美 弘前亮子 七海なな 秋元美由 やまぐちりこ 神河美音 琥珀うた 早乙女らぶ 篠めぐみ 月野りさ
愛音まひろ 桃音まみる 加藤なつみ 大沢美加
なんか色々増えてるなぁ
ロケットエンジンのノズルの排気温度ですが，
http://www.arsp.sojo-u.ac.jp/usr/showkai/nishida/class/Space_propulsion/chap3%28Nozzle-Flow%29.pdf
の
【演習問題３．２】
では，
燃焼室温度 3200K
ノズル出口温度 621K (摂氏 350度)
程度です．
ただ，この問題では高度１５ｋｍ(外部圧力 0.12 気圧)としてます．
燃焼室圧力 145 気圧，外部の気圧を1気圧で計算しなおすと
ノズル出口温度 1020K (摂氏 750度)
です．
大体はあってますが，
>③ 燃焼室の圧力を上げる
は海面上比推力の向上には大事なパラメータですが，真空比推力にはそれほど寄与しません．
上段エンジンでは RL-10B-2 のように(開口比 250)
>④ ノズル出口/スロート部の開口比を上げる
を展開ノズル(収納サイズをコンパクトにするため)を使って実現しているものもあります．
ちなみに
LE-5 (開口比 140) --> LE-5A (130) --> LE-5A (110)
あと，
LE-7 (開口比 52)--> LE-A (46.7)
と
バルカン（ガスジェネ） (開口比 45)--> バルカン2 (61.5)
を比較すると分かりますが，開口比の寄与が大きいです．
なお，LE-X では開口比 37 ですが，これは SRB 無しなので，地上近くでの効率を重視したためです，
第１段エンジンで(燃焼室圧力一定で)開口比を大きくすると
真空中比推力は上がるが，海面上比推力が低下するので，全体性能が低下することがあります．
Ariane 5 では相当 SRB 頼りの設計のようです．
補足㌧デス
LE-7Aが燃焼時間350秒に対して
バルカンは燃焼時間550～600秒ですもんねぇ
バルカンが真空での比推力重視なのは納得
最近宇宙関係のスレに 色々な手段で嫌がらせやるキチガイが出没してる
宇宙実況スレのほうは どっかのブログやツイッターからのコピペを延々と繰り返してスレを埋めつぶしたりしてる
こっちも 次スレ立てのタイミングに ２以上のID使用で議論や喧嘩のフリして スレ埋めつぶしの嫌がらせやったんじゃね？
同一人物かどうかは知らんが
星出さんとこうのとり３号の打ち上げ近づいて 日本人がこの話題で盛り上がりそうだけど
それが気に入らないからつぶしたくてしょうがない連中がいるのだけは確か>>35
底が浅すぎる……
ID非表示だったから、荒らしもこんなに優しいレベルじゃなかったぜ。
盛り上がるのは結構なんだが
このスレじゃないとこでやればいいのにねｗ
> ケロシン/液体酸素、同サイズで
> ・アメリカ F1エンジン
> ガスジェネ
> 燃焼圧力70 気圧 海面上比推力264秒 海面上推力 700㌧
> ・ソ連 RD170/180シリーズ
> 酸素リッチプリバーナの二段燃焼サイクル
> 燃焼圧力245 気圧 海面上比推力309秒 海面上推力 755㌧
有難うございます．海面上比推力には燃焼室圧力がダイレクトに効きますね．
ついでに，両エンジンの酸化剤と燃料の比率をしらべると，
F1 2.27:1
RD-170/180 2.72:1
http://en.wikipedia.org/wiki/F-1_%28rocket_engine%29
2.27:1 oxidizer to fuel
http://en.wikipedia.org/wiki/RD-180
The engine runs with an oxidizer to fuel ratio of 2.72
で，F1 の方がより燃料リッチになっています．
>>28
> ところで，ケロシンを n-CH2 と近似したとき，水と二酸化炭素に完全燃焼する条件は
> n-CH2 + 1.5 n O2 --> n CO2 + n H2O
> で酸化剤と燃料の比率は 48:14 = 3.4
> n-CH2 +n O2 --> n CO + n H2O
> と水と一酸化炭素がでる反応では，
> 酸化剤と燃料の比率は 32:14 = 2.3
と比較すると，F1 では水蒸気と一酸化炭素がでる反応割合です．
ただし，実際には同じ混合比で
n-CH2 +n O2 --> n/2 CO2 + n/2 C + n H2O
も混じっています(両方の反応の割合は燃焼温度と圧力の平衡条件から決まる)．
燃焼温度はやや低めで相当の煤が出るでしょう．
これに対して RD-170/180 では，一酸化炭素に加え，二酸化炭素まで完全燃焼する割合が増え，
煤の割合は減るでしょう．
また，燃焼温度も高くなります．これは，冷却方式の工夫で乗りきっているんでしょうけど．
あと噴射器の効率とか，燃焼不安定対策も大事ですね．
日本の LE-8 はこれで躓いた．
まさに
>エンジン
幾ら日本がLNGの取り扱い実績が長いといっても、
LNGを気化させて、空気(or酸素)とガス-ガス混合して燃やすものだし。
イキナリ液-液の混合燃焼は荷が重かった。
あれはひどかったな～
ここが出来たときに IDが出るから向こう行こうぜ と話をしたら
徹底的に妨害したよな
でも最近ある程度技術確立されただろう。ニュースリリースがでてた
60 名前：あぼーん
あぼーん
バカなの？ｗｗｗ
【ｽﾚﾁﾏﾙﾁ】宇宙関連「いつもの人」 7【偽ﾃﾝﾌﾟﾚ】
http://anago.2ch.net/test/read.cgi/tubo/1317594250/
http://www.china-defense-mashup.com/china-opens-its-new-long-march-rocket-family-including-giant-launch-vehicle.html
http://www.rbbtoday.com/article/2012/07/13/91755.html
JAXA Channel
http://www.youtube.com/user/jaxachannel?feature=results_main
http://iss.jaxa.jp/iss/jaxa_exp/hoshide/library/live/
【宇宙ﾔﾊﾞｲ】星出さん搭乗のソユーズ、打ち上げ実況 日本時間、15日午前11時40分
http://kohada.2ch.net/test/read.cgi/liveplus/1342261439/l50
化学ロケットの比推力についての FAQ
比推力はロケットの性能にとって重要ながら，理解が難しいところがあります．
ところで化学ロケットの比推力は，上段エンジンでは理論的な値の 90 -95 % にまで
達しています．そこで，比推力について整理してみました．
化学ロケットの比推力(理想的な場合)
Q1. ロケットエンジンの比推力の理論上限は何で決まるの?
A1. 酸化剤と燃料の組み合わせで決まります．
Q2. ロケットエンジンの酸化剤と燃料の割合が完全燃焼の条件からずれているのはなぜ？
A2. ロケットエンジンは化学反応の熱エネルギーを運動エネルギーに変換します．
しかし，比推力は運動エネルギーではなく，速度に比例するので，
熱エネルギー最大の条件と比推力最大の条件は一致しません．
分子レベルで考えると，
温度:T
分子の質量:m
分子の速度:v
ボルツマン定数： k
として
熱エネルギー = k*T
運動エネルギー = 1/2 m*v*v
したがって，
v = C sqrt(T/m)
となり，温度と分子量の比の平方根で比推力がきまります（C は係数)
酸化剤と燃料の割合が，完全燃焼条件からずれても平均分子量が低くなれば
比推力が向上します．
なお，係数の C は分子の種類で変化します．
Q3. 実際のロケットエンジンで，理想的な比推力からの低下要因はなんですか?
A3.
燃焼圧と外部気圧の比
開口比（ノズル出口/スロート部の面積の比)
エンジンサイクル（ガスジェネレーター，2段燃焼サイクル，エキスパンダーサイクル，エキスパンダーブリードサイクル)
材料の耐熱限界，強度限界
冷却方式，効率（再生冷却，フィルム冷却，アブレーション冷却）
ターボポンプの効率
噴射器の性能(燃焼効率)
エンジンサイズの制約(寸法，質量)
などです．
なお，真空中では外部気圧は0ですので，燃焼圧は比推力には直接には関係しません．
実際，現用エンジンで最高の比推力のものは RL-10B-2 (Isp 464 s)
ですが，燃焼圧力は24気圧です．
Q4. 上段エンジンは推力の割にノズルが大きいのはなぜでしょう？
A4. 開口比を大きくして，比推力をあげるためです．
外部気圧は 0 ですので，この場合の理想的な開口比は無限大ですが，
ロケットのサイズに制約されます．
Q5. 1段目エンジンでスペースシャトルの SSME とデルタ 4 の RS-68 を比較すると，
燃焼室圧力は SSME (190気圧)が2倍以上，真空比推力も SSME (452 sec)の方が上回っているのに，
海面上比推力では RS-68 (365sec)の方が上です．なぜでしょう？
A5. 燃焼圧と外部気圧の比に対し最適な開口比があり，これより小さくても大きくても効率が落ちて
比推力が低下します．
RS-68 の開口比(21.5)の方が地上付近の気圧の最適値に近いためです．
スペースシャトルの SSME は，地上よりすっと気圧の低いところに最適化した開口比(77)を
選んでますが，地上付近では固体補助ブースターに頼っているためです．
燃焼サイクルで分類しようとするとどうなる？
2段燃焼ではないし、燃料の一部を燃やしてポンプ動かしてるわけでもない。
H2O2などの別の燃料で動くようだけど
サイクルの正式名称はともかく，ターボポンプの駆動源は
> H2O2などの別の燃料で動くようだけど
です（V2 以来の形式ですな）．
ソユーズロケットの 11A511U-0 の
空虚質量 3,784 kg
燃料搭載後の全質量 44,500 kg
そのうち 1190 kg の過酸化水素と，280 kg の液体窒素が含まれる．
http://www.astronautix.com/stages/soy511u0.htm#more
気化させてタンクの加圧にでも使うのかしら。
初期の宇宙開発ではV2ロケットの影響が大きいな。
今なお過酸化水素タービン回すソユーズも、理由があってのことだろうとは思うけれど。
一つの燃焼室だけのためにわざわざ別のタンクやら何やら積んだら重いでしょ
過酸化水素タービンならば，プリバーナーがないので暴走の要因が減る．
プリバーナーでは，酸化剤と燃料の混合比がずれると(主燃焼室と異なり冷却機構が無いので)
あっという間に耐熱限界に達してしまう．
# 世の中にはプリバーナー＋ターボポンプで冷却機構を備えたエンジンもあるらしいが例外．
二次推進系のコールドガス噴射用だろ
ドッキングの時、大きい噴射は触媒分解反応で生成したホットガス噴射、接近して小さい噴射は化学反応なしの窒素ガス噴射
wikiのV2ロケット説明図にも圧搾窒素充填ボトルが描かれているね。
英語版だと、Compressed nitrogen pressurising bottlesとなってる。
過酸化水素水を押し出すためのガスなんだろうか。
なるほど、安全第一なんだな。
陳腐化しても安全に関わる部分は手を入れない主義と聞いたことがある。
ttp://www.nicovideo.jp/watch/sm1766956
http://anago.2ch.net/test/read.cgi/scienceplus/1342499458/l50
和歌山の反日教育委員会マジ頭悪いな・・・
そんな連中に教わる子供たちがかわいそうだ
一度は退役したDeltaIIに3機のミッションが追加された。2014年7月に二酸化炭素観測衛星OCO2、
2014年10月に土壌水分観測衛星SMAP、2016年11月に気象衛星JPSS1 http://bit.ly/SEGmoy
JPSS1はD2が一時引退前に最後に上げたNPPの後継機か。
アトラスVじゃ大袈裟ってときにちょうどいいし、ペイロード軽ければ惑星探査にも使える。
引退早すぎたんじゃないだろうか。
>>81
これはタンクの加圧用。第1段なんで２次推進系はない。
>>82
RD-107は液体酸素・ケロシンの１軸式ターボポンプに補機がついてて
それで過酸化水素・液体窒素用小型ポンプを動かしてる。
この窒素はメインタンク加圧用で、過酸化水素はタンクからポンプで吸い込まれて
GGに行く。
でも今のデルタIIって一発$95Mもするんだぜ
アトラスVやデルタIVとの価格差は$5M程度
生産ライン廃止前にNK-33単発に改造してブースター無くしとけば
安くなったんじゃないかなあ。Soyuz-2.1vみたいに。
絶対あの9本もあるブースターが値段を押し上げてると思う。
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