Vector Space研究(その2)

前の記事(Vector Space研究)を書いたら流れでVector社のCEOからこんな意見が。

ふむふむ、比推力(Isp)を1段目300秒、2段目340秒出ていると主張しているのか。これは前提が違ってた。

今回も良し悪しみたいな「お気持ち」的なものは抜きにして、物理現象だけを考えていく。プロピレン/LOXのロケットエンジンのIspについての考察はそこまでしていなかったので、NASA CEAによって算出した。ちなみにノズルでの凍結流で計算している。

1つ目は1段目エンジンを想定して、ノズル出口圧力を0.7気圧になるようなノズル膨張比で、燃焼圧毎・O/F毎の真空中比推力(Isp vac)を出している。2つ目は2段目エンジンを想定して、ノズル膨張比を仮に30とした時のIsp vacをNASA CEAから出してグラフ化した。

燃焼圧がいくつか不明だが、1段目の低膨張比ノズルでの真空中比推力(Isp vac)が300秒、2段目の高膨張比ノズルでのIsp vacが340秒というのは燃焼効率やノズル効率が100%という理想的な値でもギリギリの値である。
実際には95%効率達成できればかなりレベル高いものである。現実的には、ガス押し式で燃焼圧2.0MPa程度として285秒、323秒程度が運用段階の現実的な数字になってくると思われる。

Vector社の言うIspで設計成立させる構造効率

Vector社の言うとおり300秒、340秒という理論値なIspが達成されていると仮定して、どれほどの構造効率なら軌道投入可能になるのか考えてみると、構造効率90%、85%で達成可能となる。Vector社はこのようなロケットを考えているのだろう。

これはガス押し式の構造効率としては極端に異常に高いが、他のポンプ式のロケットではこの程度の構造効率は達成しているので、計算上は成り立っている。実現はかなり厳しそう。

95%効率のIspと高い構造効率

Vector社のIspをそのまま受け入れるのは微妙なので、燃焼効率とノズル効率をあわせて95%(これは商用ロケットでやっとの思いでなんとかギリギリ達成される値)を用いると、構造効率と先ほどと同じと仮定してみると、全備重量が17.2トンと1.7倍程度まで膨らんでしまう。おそらくこれだとエンジンから考え直しになると思われる。

95%効率のIspともう少し低い構造効率

構造効率が90%、85%というのは小型ロケットとしては高すぎるので、構造効率が1段目87%まで下がったとして(ガス押し式だとまだ非現実的だが)考えてみると、全備重量が30トン程度と3倍に膨らむ。しかし構造重量を考えると現実的になってきた。このぐらい現実的になると、なんとか飛びそうと思える。

 

まとめ

正直、前の記事で考えたIsp程度しか実現しないのでは?と考えているが、最大限Vector社の意見を取り入れて改めて考えてみた。やはり物理現象から計算していくと実現性に色々と壁があることには変わらない。ロケットは一般的に、Ispと構造効率が変わると大幅にロケットの構成が変わってしまう。特に小型ロケットは構造で数十kg増加すると全体大きさが極端に増えてしまうところが難しい。

自分から半径3mの中では、ロケットのサイジングの検討の甘さからシステムがどんどん変わっていってアレすることを「Fireflyする」と言っているので、Vector社にはそうならないように頑張ってもらいたい。

Vector社のロケットはどのように公言している数字が実現されていくのか、はたまた変更に次ぐ変更があるのか、今後が楽しみ。

 

 

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