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12
http://uni.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1341632128/
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【アメリカ】
・Atlas V ・Delta IV ・Delta II
・Taurus ・Pegasus ・Minotaur I ・Minotaur IV
・Falcon 1 ・Falcon 9 (復活中・Athena Ic,IIc)
(開発中・Antares ・MinotaurV ・SLS ・Falcon Heavy ・Neptune)
【ロシア・ウクライナ】
・Proton ・Soyuz ・Zenit ・Tsyklon ・Kosmos
・Dnepr ・Rokot ・Volna ・Start
(開発中・Angara ・Sodruzhestvo)
【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5,6,7,9,11号)
【日本】
・H-IIA ・H-IIB
(開発中・H-X ・Epsilon ・NL-520 ・GO Launcher 2)
【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)
【北朝鮮】
・銀河3号
-ここより実験中-
【ブラジル】
(実験中・VLS)
【韓国】
(実験中・羅老・KSLV-2)
【インドネシア】
(開発中・RPS-420)
【ルーマニア】
(開発中・Haas)
【アルゼンチン】
(開発中・Tronador II)
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【関連スレ】
ロケット打ち上げを見に行こう★12機目
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Taurus-II→Antares、次期HLV→SLS、Falcon HeavyとNeptuneを追加
Rus-M→Sodruzhestvo、長征9,11号追加、SpaceSpike-2→GO Launcher 2
銀河3号を運用中へ移動、KSLV-1→羅老、アルゼンチンのTronador IIを追加
Alcantara Cyclone Spaceのリンク追加し損なったんで次スレ立てるときは追加お願いします
ACS http://www.alcantaracyclonespace.com/
ﾌｧﾙｺﾝ9のインシデントは
そろそろ報告書あがったのかな。
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）
ゼニット、「世界最凶RD-171の底力！」とかにしてやれよ。
日本版Wikipediaでも記述されたな。英語版とフランス語版でもやっぱり失敗扱いになってるな。
Rマウスパッド
http://www.sorae.jp/030806/4742.html
今年ESA(ギアナ)の衛星打ち上げはソユーズ含めてもう10回目かよ！
とうとう露中米に並ぶ水準になった感じだなあ
今年わずか2回という日本の体たらくがどの国と同じ水準かは前スレの通り・・・
http://space.skyrocket.de/doc_chr/lau2012.htm
ちなみにクールー基地からのソユーズの打ち上げは10回中2回。(ガリレオ２機とプレアデス)
ロシアは表では26回となっているがR-7として1括りになってるためその内の2回がそれ。
ゼニットが今年3回やってるからそれらを勘定すれば27回かな。
中国は今年は19回。最後の打ち上げがトルコの衛星。
長征シリーズは似てないから1括りするは難しいと個人的に思う。
アメリカは今年アトラス5が6回、デルタは4回、ファルコン9とOSCペガサスがそれぞれ2回1回と言う感じ
KSLV-2はイスラエル並みのスカスカになるだろうなw
北 "銀河3号"のエンジンの残骸と推定物体追加引き揚げ（ググル翻訳）
http://www.dailian.co.kr/news/news_view.htm?id=320354
溶接線の特徴から、どうもノドンのエンジンの改良型っポイ？
http://www.b14643.de/Spacerockets_1/Diverse/Nodong/index.htm
http://www.b14643.de/Spacerockets_1/Rest_World/Unha-3/Gallery/Unha-3_debris.htm
http://science.slashdot.jp/story/12/12/30/0317228
もともと再使用を想定してたとはいえ、去年ぶち上げてもうここまで来たのか。
米国にとっては、問題無くクリア出来る技術だと思う
ISASのRTVがほぼ同じ高度まで飛んでるね
グラスホッパーは足の動きがかわいいな
ttp://www.youtube.com/watch?v=JzXcTFfV3Ls
ttp://www.youtube.com/watch?v=B4PEXLODw9c
ttp://www.youtube.com/watch?v=7P7KRqSPJBU
エンジン一機なんかな？
通常スロットリングの範囲内でやれたのかな？
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)
したがって酸化剤と燃料の割合が完全燃焼条件からずれても，
燃焼ガスの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.
燃焼室圧力と外部気圧の比
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サイクル，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，ガス押し式サイクルなど)
材料の耐熱限界，強度限界
冷却方式とその効率（再生冷却，フィルム冷却，アブレーション冷却，放射冷却など）
ターボポンプの効率
噴射器(インジェクター)の性能(燃焼効率)
ノズルサイズの制約(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，
実際には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．
対比用としてＬＥ７ＡとＳＳＭＥなどもあれば更によし
理想比推力について，参考までに以下の資料
http://www.alternatewars.com/BBOW/Space/Propellants.htm
液水液酸で，上段ロケットエンジン RL-10B2 に対応する開口比 285 の場合
Mixture ratio 5.5 で真空比推力 Isp 482 sec
つまり，現実の RL-10B2 エンジンでは 96.3 % の性能
ただし，上記の計算は完全燃焼を前提にしている．
実は燃焼温度が高いと，水素や酸素の一部は未反応のままの方が熱力学的に有利．
燃焼室からでてノズルで膨張するときに断熱膨張でガスの温度も下がるが，
その際に未反応の水素や酸素が反応するが，完全ではない(凍結流)．
>>26
こんなリストの形式にまとめました．
type: Isp(vac) : Isp(SL) : 開口比 : 燃焼圧
SSME: 452 sec : 363 sec :77 : 20.64 MPa
RS-68: 420 sec : 365 sec : 21.5: 9.7 MPa
LE-7: 446 sec: 349 sec : 54 : 12.7 MPa
LE-7A: 440 sec: 338 sec: 52 : 12.0 MPa
Vulcain: 431 sec: 326 sec : 45 : 10.2 MPa
Vulcain2: 434 sec: 318 sec : 61.5 : 11.6 MPa
真空比推力 Isp(vac) には開口比がもっとも大きく寄与し，次にエンジンサイクル，燃焼圧
海面上比推力 Isp(SL) には開口比 10-20 が最適と言うのがわかる．
燃焼室圧力を高くすると，大きめの開口比でも海面上比推力はキープできるし，
ノズルからの剥離も避けられる．
SSME も Vulcain2 も地上付近では固体ブースターに頼った設計ということが分かる．
もっと回収・再利用しやすかったりしないかな？
それはともかくエンジンの再利用は如何に海水に浸さず回収するかが重要だから
内陸の射場からの打ち上げでパラシュートによる地上回収が確実な場合でなければできないと思われ
海水侵入防いでプカプカ浮いてるように出来ないかな、と思ったんだよね。
MPFのエアバッグみたいな感じ？
あれは初めから探査機を包むようにエアバッグを配置してあるから全面エアバッグにできるけど
噴射しなきゃいけないエンジンの場合だとそれは難しいんじゃないか
分離前にエアバッグ搭載部が変形して包みこむようにするとかかね
とりあえずクラスタ化は無理そうな感じだな
エンジン上面に仕掛けがついてて
燃焼終了後にロケット本体から切り離し
パラシュートで上面部を下に落下して仕掛けが作動、
耐水性の生地が巾着風にエンジン全体を包み込んだ状態で着水して漂流、とかね。
パラシュートは上面部に取り付けざるを得ないから上面部を下にして落下させるのは無理では？
垂直着陸する奴は今年テストだっけ？
やっぱ再利用にはそれぐらいの手間が必要なのかねぇ。
そのへんの問題の解決は、素敵なギミックで！
素敵ギミックによる質量増と燃焼終了後の変形時間がどれだけになるかだな
エンジンを回収用のパラシュートとエアバックを積んだ第1段後部筒に埋め込むような設計にして
後部筒ごと切り離して回収するようにした方が色々楽かもしれん
打ち上げごとに交換する部品を考えると利益がないってのがシャトルの教訓。
たしか、ターボチャージャーとかの部品はそうとっかえで、元のコスト高騰と
備品交換後の試験コストを加味すると、比較的単純な使い捨てのほうがコストパフォーマンスが高いとか。
初段部分に飛行機モドキのエンジンユニット使って帰還させるなんてのを考えたが、
最近流行の２．５段ロケットを考えると利益が大きくならないなと思った。
たぶん、無理じゃないかな。 あと50年くらいは。
複数エンジンかノズルをクラスタリングして、クラスタの中心にフックつけて、そこにパラシュートを紐で繋げば、
パラシュート本体はエンジン上面に格納してあっても、展開後に上面部を下にして落とせるじゃないか。
思い付きをだらだら書くなら、こちらでどうぞ
http://uni.2ch.net/test/read.cgi/galileo/1323088631/
と妄想してみた。
http://www.interorbital.com/Neptune%20Page_1.htm
それでペットボトル水ロケットを作って、衛星打ち上げの第１段に採用できるそうだ。
それなら回収・再利用の敷居も低そうだな
300気圧の圧縮空気を半分の重さの高圧ボンベに詰めるとリチウムイオン電池と同程度の重量エネルギー密度のようだが、
さらに軽い素材で100倍ぐらいつっこめばロケットになるか？
熱水ではなく超臨界水蒸気を使う案も有る。
ロケットより先に航続距離が長い空気自動車を実用化したほうがいいな。
液体窒素が807g/lなので、延々と圧縮できないだろｗ
わりとかなり巨大ということかい?
ロケットの一段に使えるサイズが作れるなら
それで軌道エレベーターを造るよねｗ
そもそも需要があるんだろうか？
有るとすればどんな需要？
低軌道の極軌道ぐらいは思いつくが、低軌道衛星は起動エレベーターに
ぶつかる可能性があるから禁止されるんじゃなかろうか。
SSTO や TSTO などロケットの高性能化(コストパフォーマンス向上)にも
使えるということじゃないか?
軌道エレベータに使えるほどの強度／重量比でなくとも，
再使用タイプの建造(特に燃料タンク)には支える．
まず>>46を読み返せ
素材が出来た段階の話であって軌道エレベーターが組みあがった段階の話ではない
軌道エレベーターを実現できる新素材が開発出来たとしても
軌道エレベーターは勝手に組み上がってくれるわけじゃなくて
従来型の宇宙輸送系を使って建設しなきゃいけないわけだろ？
その新素材を使って先に従来型の宇宙輸送系を改良すれば
より低コストで軌道エレベーターを建設できるということ
水が空気化するｗ
広く言えば、軌道エレベーターができた後までを含めた1段目需要が気になって聞いた。
素材ができてから軌道エレベーターができるまでの事は仰る通り。
平均時速1000km/hで静止軌道まで36時間。
低軌道で2〜30分だけど、速度は足りないからそこから放出はできない。
高圧水ロケットなら低軌道まで10分。宇宙速度まで達した状態。
速達便みたいな使い方かな？
http://d.hatena.ne.jp/t-naka/20130107/p2
フランスは次のアリアンを固体1段＋固体2段＋Vinciでやりたい様子。
最近のポンチ絵だと第1段がヴェガのそれを3つ束ねただけに見えてかなりアレ。
第2段…Vega第1段(高高度ノズル化？)
第3段…Ariane5ME第2段を流用
フェアリング…不明、おそらくAriane5から流用可能
こんな感じかな？
確かに費用はかなり抑制できるが、発展性あるのか、これ？
どうでもいいけど以前に出てた4案のどれよりもダサいな…
出来合いのモータのクラスタになっただけ、
と考えればまあ……ではあるが、やっぱりねえ。
単一構成にするのか、第1段のモーター数を変える大雑把な調整で済ますのか。
いずれにせよ後で需要と能力がズレたり、
ATV級ペイロードを上げたくなった時に困らなければいいが。
それと大型液体系の技術継承だな…
アリアン６はケロシンブースタ案も有ったような。
>>67
個人的にはこの無理矢理構造を、
どこぞの外来品礼讃者がどう褒め称えて日本を貶すかが気になる(ぁ
想像図見た感じだとP80より長そうだな
新規設計の可能性もあるが共通化前提だとすればヴェガ+用のP100じゃないかね
アリアン6は元々ソユーズSTKの代替が目的でアリアン5も改良しながら使い続ける計画だから
発展性はそんなに重要視してないのかも
>>71
ケロシンじゃなくてメタン
メタン案の提出は閣僚級会合に間に合ってない
水素案は滑り込みセーフだったはず
と思わないこともない。
ともかく、どうせ使い捨てで空気を使わない純化学ロケットではSSPSだの宇宙工場だの宇宙からの資源採掘だのなんだのが
実現するコストは逆立ちしても実現できないし、そうでない打ち上げ機は我々の生きてる内には実現しねーよバーカ、
と腹をくくった上で、それでもなお宇宙村関係者を生かさず殺さず最小限のコストで維持したい、
となるとこういう方向もあるんだろうなあと。
SF小説『降伏の儀式』（こうふくのぎしき、FootFall）に登場する宇宙戦艦。
軌道上にある「旅する群れ(フィスプ)」（アルファ・ケンタウリからやってきたと推測される異星人）の母船を攻撃するためにアメリカ合衆国が総力をあげて建造した「宇宙戦艦」。
原爆の爆発を推進力として利用するとともにγ（ガンマ）線レーザー兵器のエネルギーとして利用する(核分裂パルス推進宇宙船「オライオン」と同じ原理である)。
「旅する群れ(フィスプ)」の知識には「γ（ガンマ）線レーザー」に関するものがなく、それが突破口を切り開くこととなる。
天からサタンを追放した大天使ミカエルにちなんで「ミカエル」と名づけられた。
艦載機としてスペースシャトルを数機搭載しており大気圏突入用の耐熱シールドは彼らのレーザー兵器をかいくぐって肉薄攻撃することに貢献する。
http://www.up-ship.com/apr/images/Michael1a.jpg
http://www.up-ship.com/apr/images/Michael5a.jpg
http://www.up-ship.com/apr/images/Michael2a.jpg
http://www.up-ship.com/apr/images/Michael4a.jpg
http://www.up-ship.com/apr/images/Michael3a.jpg
追記：21世紀前半（現在）の技術水準で実現可能なロケット推進方式
推進システム：核分裂パルス推進
（1）比推力：6000 - 10万秒
（2）推力：1GN （ギガニュートン）《10万1970トン》 - 1TN（テラニュートン）《1億197万トン》
（3）最終到達速度：秒速1万km
※『オライオン計画』について（英語版）
http://en.wikipedia.org/wiki/Project_Orion_(nuclear_propulsion)
それらが安定したレギュラーの仕事だからね〜ｗ
将来的にアリアン5を置き換えられるように増強する構想もあるにはあるが
当面は改良しながら使い続けるアリアン5と並行して運用される予定
じゃあアリアン6が出来た時に5は何を上げるの？ という気はせんでもない。
サンクス
↓2006年の打上ラッシュにまで遡らないと勝てない・・・
最近1年間(2012年間) - 日本2回 インド2回 (引分け)
最近2年間(2011以降) - 日本5回 インド5回 (引分け)
最近3年間(2010以降) - 日本7回 インド8回 (インドのほうが多い)
最近4年間(2009以降) - 日本10回 インド10回 (引分け)
最近5年間(2008以降) - 日本11回 インド13回 (インドのほうが多い)
最近6年間(2007以降) - 日本13回 インド16回 (インドのほうが多い)
最近7年間(2006以降) - 日本19回 インド17回 (日本のほうが多い)
日本は今年5回やる予定（IGS・GPM・だいち2・HTV4・Sprint-A）らしいけど
例によって1機や2機は年度内という名目で年を越すんだろうなあ・・・
まぁそういう議論は当然出てくるわけなんだが
ヨーロッパでは先進国向けに今より長寿命で高性能な超大型静止衛星の需要が出てくると睨んでる
例えば今オールヨーロッパ体制で開発中の次世代標準バスAlphabusは最大で8.1tまで対応する仕様
あとはJUICEみたいな大型科学ミッションもアリアン6の能力じゃ無理だよね
技術的に陳腐化しやすい長寿命巨大衛星よりは
小さい衛星を短く使う方向にシフトしていくのでは。
そういう動きは勿論あってそっちはOHBに静止衛星用の小型標準バスを開発させてる
ただ万年金欠な既存の衛星通信企業としては技術的先進性よりも維持コストの低減が重要な問題なので
当面は大型化傾向が減速することはあっても無くなることはない
300-500km程度の略円軌道なら数日から数年で落下するから
宇宙ゴミの点ではまだ性質が良いと思うぞ
なんか寂しいものがある
http://www.sorae.jp/030818/4758.html
Briz-KMといい、Briz-Mといい、
どうも品質にバラつきが多いんじゃね？
LE-5Bで言う所のアイドル燃焼モードがダメだったって感じ。
アイマスやったことないけど
セントールもデルタもどっちも液水ロケットじゃない？ なんで同じ二段ロケット別々にあるの？
・・・会社が違うから
ところで、ソーって燃料何？ ケロシン？固体燃料？
アトラスＶ＝上段セントールが液水
デルタIV＝液水
オービタルサイエンスのトーラスやペガサス＝固体
シャトルのＳＲＢの技術の今後は不明
今のアメリカってケロシン全滅？ アトラスの下段はロシアだし
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