MiG25,MiG31について大いに語るスレ

>>886
ありがとうございます。まだ１度目を通しただけなのでこれから読みこみます。

ところで例の物発見しましたのでこちらにコピペ


　　　　　　　　　　　　　圧縮波　　　圧縮波
　　　　　　　　　　　　／　　　　／　　　 　　 　 /　/　
　　　　　　　　　　　／　　　　／ 　 　 　　 　 /　/　　
　　大気圧領域　　　／　　　 ／　 　 　 　　 　 /　/　　高圧領域
　　　　　　　　　／　　　　／ 　 　 　 　 　 /　/　　　　　　　　　　　　　　　　　　膨張波
　　　　　　　　／　　　　／　　　　　　　 　/　/　　　　 　　　　　　　　　　　　　／
　　　　　　　／　　　　／　 -―￣￣ ｀ ―'　 ,　_ 　　　　　　　　　　　　　　　／
　　　　　　／　　　,　´ 　　　　　　　　　　 　 　 ￣"　ー 　　　　　　　　　／　　　　　　大気圧領域
　　　　　／　　_／　　　　　　　　　 　 　 　 　 　 　 　 　 　 ｀　、　　　／
　　　　／　 , ´　　　　　　　　　　　　　　　　 　　,ﾍ　　　　　　　　ヽ／　　＝
　　　／,／　　 ,|　　　　　　 　 　 　 　　　　 　 　●　　　　 　 　,／
　　／と,-‐ ´￣　　　　　　　 　 　 　　　　r(　　 `'　　　　　　く　　　三　＝　　　　　(⌒ ちよ父ジェット排気（正解）
　（(´＿＿　　　､　　　　　　　 　　　　 　`(　　　,ﾍ　　　　　　 ヽ　　　　三　＝(⌒
　　＼　　 ￣￣｀ヾ＿　　　　　　　　　　　　　　　●　　　　　　　 　_>　　　（　⌒　　　　(⌒
　　　＼　　　 　 ,＿ 　＼　　　　　　　　　　　　　`' _＿　　 -‐ ´　　＼
　　　　＼　　　(＿_ ￣~"　＿＿ , --‐一~￣￣￣　　　　　　　　　　　　　　＼
　　　　　＼　　　＼　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　＼　　　　　　　大気圧領域
　　　　　　＼　　　＼　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　＼
大気圧領域　　＼　　　＼　　　　　　　　　　高圧領域　　　　　　　　　　　　　　＼
　　　　　　　　＼　　　＼　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　＼膨張波
　　　　　　　　　＼　　　＼圧縮波
　　　　　　　　　　圧縮波

さらにおまけ…

〜ヽ（○（・∀・;）○）.ノ　
　　　〜 ノﾙﾘﾙﾘヽ　　　
　　　　　　＿
　　　　　／　＼
　　　　｜　　　｜
　　　　　）　　（
　　　　／　　　　＼
　　　／　　　　　　＼
　　　｜｜｜｜｜｜

訂正版
　　　　　　　　　　　　　圧縮波　　　弱い膨張波
　　　　　　　　　　　　／　　　　／　　　 　　 　 /　/　
　　　　　　　　　　　／　　　　／ 　 　 　　 　 /　/　　
大気圧高速領域　　　／　　　 ／　 　 　 　　 　 /　/　　高圧・低速領域
　　　　　　　　　／　　　　／ 　 　 　 　 　 /　/　　　　　　　　　　　　　　　　　　膨張波
　　　　　　　　／　　　　／　　　　　　　 　/　/　　　　 　　　　　　　　　　　　　／
　　　　　　　／　　　　／　 -―￣￣ ｀ ―'　 ,　_ 　　　　　　　　　　　　　　　／
　　　　　　／　　　,　´ 　　　　　　　　　　 　 　 ￣"　ー 　　　　　　　　　／　　　　　　大気圧領域
　　　　　／　　_／　　　　　　　　　 　 　 　 　 　 　 　 　 　 ｀　、　　　／
　　　　／　 , ´　　　　　　　　　　　　　　　　 　　,ﾍ　　　　　　　　ヽ／　　＝
　　　／,／　　 ,|　　　　　　 　 　 　 　　　　 　 　●　　　　 　 　,／
　　／と,-‐ ´￣　　　　　　　 　 　 　　　　r(　　 `'　　　　　　く　　　三　＝　　　　　(⌒ ちよ父ジェット排気（正解）
　（(´＿＿　　　､　　　　　　　 　　　　 　`(　　　,ﾍ　　　　　　 ヽ　　　　三　＝(⌒
　　＼　　 ￣￣｀ヾ＿　　　　　　　　　　　　　　　●　　　　　　　 　_>　　　（　⌒　　　　(⌒
　　　＼　　　 　 ,＿ 　＼　　　　　　　　　　　　　`' _＿　　 -‐ ´　　＼
　　　　＼　　　(＿_ ￣~"　＿＿ , --‐一~￣￣￣　　　　　　　　　　　　　　＼
　　　　　＼　　　＼　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　＼　　　　　　　大気圧領域
　　　　　　＼　　　＼　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　＼
大気圧　　　　＼　　　＼　　　　　　　　　　高圧・低速領域　　　　　　　　　　　＼
高速　　　　　　＼　　　＼　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　＼膨張波
領域　　　　　　　＼　　　＼弱い膨張波
　　　　　　　　　　圧縮波

硬派な所からちよ父に持って行く辺りの解説手腕に感服致しますた

　どこかの学生さんの、こんなのもみつけますた。

NACA0012翼に関する数値計算
ttp://flab.eng.isas.ac.jp/member/tsutsui/research/naca0012.html

ついでに柳田理科雄の、ウルトラセブンは衝撃波でばらばらになる、
との妄説も打破してもらいたい。
セブンがちよ父より弱いわけはないだろう。

ちよ父って、マッハ100で飛べるんだよね。

ちょいと時間がとれましたのでちょいと回答します。

>891
これはイイ！個人的には数値風洞の価値をあまり認めないのですが、
視覚化して説明するには一番でしょうね。

>892
ＡＡを書いたりマッハ円錐を描いたりする必要もなく、説明できます。
音速を超えようがどうだろうが、飛行物体が気流から受ける圧力は
速度の２乗に比例し、大気密度に反比例します。
連載の最初で示しましたが、高高度であればマッハ２．８３で飛行できる
ＭｉＧ２５／３１が海面高度では音速をわずかに超える程度に制限されます。

またこれは、高高度飛行すれば空気抵抗が減らせることも意味します。
さて、ウルトラセブンがミッションを終えて飛び去るシーンを思い出してみましょう。
セブンは海面すれすれの高度で加速しながら飛び去るでありましょうか？
否、高度を急激に上げてゆくことが判ります。
また、ミッションに望む際にも地上にソニックブームをもたらした事例はありませんし、
また地上から肉眼で観測される段階ではすでに音速を切っていることも
（飛行音＆掛け声が事前に届くことから）明らかです。

自らの体強度を基準にしてのことか、あるいは周辺へのソニックブーム被害を
考慮してのことか、明らかにセブンは高高度でのみ超音速飛行を行うのです。

ふぅ、稲刈りが終わった。

さて、柳田理科雄氏の著書と、山本弘氏によるツッコミ本を並べて置いている
書店で立ち読みしてきました。
補足を兼ねて>879をちょいと訂正。
×衝撃波の円錐頂角
○マッハ円錐の半頂角

あと、マッハ円錐面と衝撃波面は一致しません。
（柳田氏も山本氏も案の定、勘違いしている）

　衝撃波 マッハ円錐面
　　/　／　　
　 /／と,（ちよ父のつま先拡大図）`
　（　　 　

衝撃波はマッハ円錐よりも前方で生じます。
というのは、連載の最初で示したように空気を圧縮することによって
温度が上昇し、そして音速（＝圧力の伝わる速度）は温度の平方根に比例して
増大するからです。
温度上昇に見合った「増大した音速」で圧縮波は前方へ「機体を追い越して」
伝わり、ある程度進んだところで「重なり合って」衝撃波となります。

なお、超音速飛行による温度上昇は
上昇後の温度＝もともとの絶対温度×（１＋０．２Ｍ^2）となります。
…０．２２だったかな？
上記した図では、ちよ父のつま先は摂氏１００度を超えると思います。

…たいへん申し訳ありません、イラストが描けませんでした。

小ネタを投下して茶を濁すことにします。

「航続効率」（レンジファクター）
巡航速度に前縁後退角をマッチさせた機体を、たとえば
マッハ０．１刻みごとに作成し、航続効率を計算します。

すると、面白い傾向が見えてきます。

マッハ０．８巡航として設計された機体の航続効率を基準（＝１）とすると、
マッハ０．９あたりから効率は急激に低下し、マッハ１．４〜１．６巡航の
機体の航続効率は０．８で巡航する機体の半分程度になってしまいます。

が、１．７あたりからは航続効率は急激に増大し、
マッハ２．２くらいで亜音速機のそれとほぼ等しくなります。
言い換えるなら、超音速巡航を狙う機体では中途半端な領域に設定せず、
マッハ２＋の領域に設定すべきです。
コンコルドやTu-144が登場してからF-22、MFIが現れるまでの３０年の
時間は、つまりマッハ２＋巡航に比してマッハ１．５前後での巡航が
遥かに困難であることを示します。

ただし、マッハ２＋の領域に前縁後退角を合わせた機体
（マッハ２以上でも亜音速前縁を保てる機体）は亜音速〜マッハ１＋領域では
誘導抵抗が大きく、余剰推力が非常に小さくなります。

亜音速からマッハ２近くまでの広い領域で余剰推力を確保しようとするならば、
最悪の選択とは知りつつもマッハ１．４〜１．６に前縁後退角をマッチさせる
ことになります。

もし、低速での飛行特性を犠牲にしてしまうことが許されるならば、
ＭｉＧ３１を大後退角デルタ翼に改修すればマッハ２＋巡航の機体と
なりましょう。
何に使うのかと問い詰められることになるでしょうけど。

…ホントにすいません。スレを私物化している上に判り難い…

うにゃサンクスです。じっくり考えますので。スローペースでよろしく。

こんな所でチョ父みたよ・・・

マッハ100で飛ぶ
鍵空け出来る
銃弾も跳ね返す

妄想女子高生の頭の中でな。

age

もうじき一年age

間違えた（鬱

ttp://banners.cside.biz/cgi/img-box/img20021005142544.gif
として、超音速前縁での揚力発生について書きました。

前縁と後縁からそれぞれ圧力の波が発生し、圧縮波は重なり合って
いわゆる衝撃波を形成します。
膨張波は扇状に広がります。

さて、結局のところ翼下面では衝撃波に圧縮された空気が低速で
流れ、上面では膨張波によって加速された低圧流れが生じています。

この差圧×面積が空気力（圧縮による空気力）となり、黄色矢印で示したように
翼平均面（弦長面）に直交し、またその面積中心で発生します。
これを進行方向でベクトル分解して圧縮揚力と圧縮抗力が得られます。


さて、超音速では揚力の発生中心が後退すると言われます。
それは上述したとおり、圧縮揚力のベクトル始点は翼面の中心になります。

仮にこの翼が直線翼であるなら、弦長の５０％点が揚力の発生中心となるわけです。


一方、音速以下および亜音速前縁で揚力の大半を発生する粘性揚力は
弦長の２５％点を中心として発生します。

まぁそんなわけで、マッハ数を増せば増すほど（圧縮揚力の占める割合が増すほど）
揚力中心は５０％点（翼の平面形にも依るが）へ近づいてゆきます。
無制限に後退するわけではありません。

ttp://banners.cside.biz/cgi/img-box/img20021005143534.gif


ついで、同じ翼断面で後退角度のみ変えた場合の得失を示します。
ここで示した翼は架空のものですが、どれも結構厚みがあるだろうと
思います。

マッハ１．４で一番抵抗係数が少ないのは後退角６０°の翼ですが、
次善となるのは後退角０°の翼となります。
要するに、求める飛行領域の途中に「効率の谷」が出来てもヨイのであれば、
あるいは下に述べる対策を併せ行うのであれば、
直線翼など、浅い後退角を持つ翼も選択肢に入ってきます。

ロッキードＦ−１０４の各翼、ＸＢ−７０のカナードはこの発想で選ばれた
ものですし、マッハ３級の機体でありながらマッハ１．５そこらの機体と
似たり寄ったりの後退角を持つＭｉＧ２５／３１もその例です。

ttp://banners.cside.biz/cgi/img-box/img20021005144141.gif
翼の厚比を変えることで、抵抗係数のピーク値、またピークを越えてからの
低下度合いも変わります。

極端に薄い翼断面と、浅い後退角の組み合わせとすれば
可変後退角機構などに頼らずとも、広いマッハ数範囲でそこそこ良好な性能を
得られる場合「も」あります。

Ｆ−１５やＭｉＧ２５／３１はその成功例ですが、失敗例も歴史の中には…

>896
に書いたことをイラストで示せば、

ttp://banners.cside.biz/cgi/img-box/img20021005153051.gif
こんな感じになりましょう。

グラフの曲線の下に各速度に適した形態（の、ありがちなもの）を描きました。

たとえば、一番右のダブルデルタではマッハ１以下での特性が極めて
悪いことは容易に想像されると思います。

極端な実例を挙げれば、コンコルドはＩＡＳ４００ｋｔ以下でバックサイドと
なり、着陸するにはアフターバーナを噴かします。


グラフで示すとおりマッハ１．５付近というのは最も効率面で不利ですが、
マッハ２＋巡航するように設計された機体では音速近辺での
空戦機動どころではなくなってしまうので、やむを得ずこの巡航速度
領域を選んだ、と言えましょう。


また、ＹＦ−２３について「空戦時の機動性を無視して巡航性能に特化した」と
評する意見は大間違いだと言い切っておきます。

低速での機動性を無視してヨイなら、誰も好きこのんでマッハ１．５近辺に
巡航速度を設定したりしません。

続編が既に書き込まれてたとわ
油断すてました。参考になります

祝!一周年!!

ミグじゃないけどヨーロッパからモスクワ経由
で日本に帰ったとき モスクワで偶然アントノフ
225を目撃しました。 正直驚きまくりました。で
か過ぎます。空飛ぶ空母みたい。
機内の乗客がみんな驚いてました。
乗ってたジャンボがあまりに小さく思えました。
チェル何とか空港ってとこだったけど軍と共用してるのかな？
旅客機しか見えなかった。民間でも使ってるの？

>>909
シェレメティエヴォだな。
トイレいったか？

空飛ぶ空母かぁ。。。。
そうだろうね。
747の倍のペイロードだもんねぇ。。。

もう1年ですか。そろそろPART2ですね

さてと、ちょっとだけ上げ
ttp://hobby.2ch.net/test/read.cgi/army/1016413866/630氏
解説よろしく

>913
をを、活性化の予感。
特にあちらの６３７，６３９、６４３氏に期待。

……はい、なんとか連載書きます。たぶん今週末は書けるはず。

インテークその０

超音速燃焼ラムジェットを別にすると、どんなジェットエンジンでも
燃焼室入り口での空気流れ速度は音速以下である必要があります。

実際には燃焼室の手前に圧縮機があり、超音速流れに曝されても
効率の保てる圧縮機というのは現実的でないので、つまり
圧縮機手前までに空気を減速しておかないとなりません。
インテークの重要な役目です。

インテークその１
ttp://banners.cside.biz/cgi/img-box/img20021027175502.gif

超音速気流と平行な壁が、途中で凹に折れ曲がるものと考えてください。
気流は折り曲げられ、曲がり角では衝撃波が発生します。

衝撃波面を通過する際に気流は減速・圧縮されます。

インテークその１の続き

曲げ角度が大きいほど、衝撃波は強くなり、圧縮度合いも増しますが
当然温度上昇も大きくなります。

ジェットエンジンが吸気温度に敏感であることはいまさら触れるまでも
ありません。

また、空気流を折り曲げるということはその反作用を受けます。
つまり、傾斜路にはその表面に垂直に、圧縮空気力が作用します。
ベクトル分解すれば圧縮抵抗と圧縮揚力（または圧縮ダウンフォース）が
得られます。

インテークその２
http://banners.cside.biz/cgi/img-box/img20021027175534.gif

強い衝撃波を発生させないようにしつつ亜音速までの減速を
行うには、ちょっとずつ角度を変えてゆけばＯＫ。

というわけで多段式インテークの模式図です。
少しずつ角度が変わる曲がり角からは弱い衝撃波が発生しています。
とは言っても、図の上の方では重なり合って強い衝撃波になってしまう
ことはやむを得ません。

この強い衝撃波を通過することで一気に減速・圧縮された空気は
（機首や各翼前縁ほどではないにせよ）高温になってしまうので、
もったいないですが捨てます。

インテークその３

ttp://banners.cside.biz/cgi/img-box/img20021027175554.gif

多段インテークの発想をさらに押し進めて、曲面で滑らかに
気流を曲げるのが等エントロピ型インテークです。

作図が面倒なので省略しましたが、赤い点線に挟まれた領域では
ごくごく弱い衝撃波（マッハ波）が無数に発生して、少しずつかつ休み無く
空気を減速・圧縮します。

これでもやっぱり、強い衝撃波の発生は免れません。

oo

韓国関係統合スレでこじ付けでもなんでもT-50を叩こうという嫌韓＋スペック厨のレスを
みて吐き気をもよおしました。

このスレを読むとほっとします…

>921
Ｔ−５０はイイ仕事してますね。あのクラス・飛行領域の機体というのは
技術が飽和にいたっていて、Ｔ−３８を超えるものは当面出てこないと
思っていましたが。

今回触れた、傾斜板を用いたインテークは効率が高い代わりに重くなります。
逆に一番軽いのは単純な円筒が口を開いただけのピトー型で、
Ｆ／Ａ−１８系列のインテークもその一変形です。

Ｔ−５０のインテイクも超音速飛行時の効率は低いはずですが、簡素化を
優先していますね。
簡素化だけ優先するなら機首インテイクが一番ですが、それだと今日の
高等練習機／軽攻撃機に要求されるアビオニクスが搭載しづらい、よって……
と形状が導かれます。
ロシアで計画中の同クラス機体にも同じことが言えます。

>921
当該らしきスレを見てきましたが、Ｔ−５０をここで弁護しておけば

比較対照とされているグリペン、Ｆ−２０などに比して
・搭載量／総重量比
・アビオニクスベイ容積
において明らかに勝ります。

問題は値段と、今後の生産と維持設計でしょうね。

>>922-923

冷静なご意見ありがとうございます。

そろそろ次スレについて話し合いませんか

>>923
「維持設計」って何ですか？

>>926
詳しくは知らないけど（だったら答えるなという説もある…）

実際に使ってみて不具合が出た部分を新規生産分に関して設計変更するとか、
部品が入手できなくなったから別の部品を使うように設計変更するとか、不具合
が出たのでそこの部品を新規で設計して全機の部品を交換するとか、色々あり
そう。

システム開発したあとの保守契約と似たようなものではないかな？

>925
スレを私物化していると言われそうな私は、次スレ立てには
加わらない方がイイかなと思ってます（荒らしが目を付けそう）

>926
だいたい、９２７氏の回答で合っています。特に電装品は
あっという間に生産中止になるので、機体が退役する時まで
アップデート＆代替品探しが続きます。

>>928
MiG-25/31スレとは別に

航空力学を学ぶ　初級

なんてスレッドでも建てましょうか？

>929
んんー、板違いな気もしますね^^;
と言いますか、このスレに閑古鳥なので保守を兼ねて書き込んでいたわけなので。

>>930
では、戦闘機のための航空力学講座、なんてどうでしょ←しつこい奴

それこそ、音速の定義とはみたいなところからあーだこーだと騒ぎつつ、時々T/F氏を
はじめとする識者の方々の講義が入るスレッドなんてあったらうれしいんですけど…

出先なのでトリップだせませんが、TFです。
>931
ＭｉＧの次スレ立てることには反対しませんし、停滞したら連載ネタを投入しますが、
講座専用スレにはたぶん参加しません。

おや、まだだな。

息の長いスレだな
目下軍事板の最長老じゃないか?

http://hobby.2ch.net/test/read.cgi/army/993396328/l50
これ最長老かな？

>936
http://hobby.2ch.net/test/read.cgi/army/993396120/l50
こっちの方が3分年上

3分ってのは微妙・・

いささかキツネ兄弟とはズレますが、ちょいとネタを書きます。

インテークの解説に交えて、気流の曲げ角度が大きくなると抵抗が
増えることを述べました。
直感的にも理解できると思います。

さて、ミサイルなどを搭載するスペースを確保するにも同じことが
成り立ちます。

○○○○（前から見て）と配置するほうが、

○○
○○

と配置するよりも抵抗を減らしやすいわけです。
話が逸れますが、後者はＹＦ−２３などに例があります。
この方式ですと、ＡＡＭを4発の代わりに（大柄な）ＡＳＭ１発搭載するなど
融通が利く代わりに、空気抵抗が増えてしまいます。
超音速での造波抵抗を抑えるには全長を伸ばして気流の曲げ角度を
浅くすることが有効ですが、今度は重量と摩擦抵抗が増えてしまいます。

亜音速機では「小さな荷物を多数」と「大きな荷物を少数」は無理なく
両立できましたが、超音速機ではそれが難しいと言う事を示す事例です。

ＭｉＧ３１が大型ＡＡＭを前後に並べていることを想起していただくと、
スレ違いを免れるかなと思います。
（幻に終わった三菱案ＦＳＸにおいてもＡＳＭを前後に並べていました）

年を越せるかな

マッハ3

ちょいと脱線というかきりもみに入りますが、
初心者スレッドでループしていた「無尾翼機の揚力係数」について。

まず、ttp://banners.cside.biz/cgi/img-box/img20021208154732.png
として主翼単体での揚力傾斜を仮に定めます。

迎え角が増すにつれて揚力係数が増してゆく、おなじみの図です。
ここでは、主翼がデルタであるか直線翼であるかなどは無視します。

次いで、テイルアームの大小と水平尾翼面積の大小の相関関係を
ttp://banners.cside.biz/cgi/img-box/img20021208154819.png
に示します。
中島飛行機および富士重工が好んで採用する
「長いしっぽに小さな尾翼」と、GeeBeeレーサーに代表される
「短い尻尾に大きな尾翼」を想起していただければ理解しやすいでしょう。

最後に、水平尾翼が与える「悪影響」を
ttp://banners.cside.biz/cgi/img-box/img20021208154853.png
として示します。

主翼単体での特性を求めるとき、風洞模型の取り付け角度を
変化させて測定します。

しかし実際の機体では、水平尾翼がダウンフォースを発生し、
これをテイルアームに乗じたモーメントによってテイル下げ
（機首あげ）を行います。

テイルアームが小さい（しっぽが短い）ほど大きなダウンフォースを
発生しないと機首上げモーメントが得られないことは梃子の原理
そのものです。

つまり、テイルアームが小さい機体は大きな水平尾翼で
大きなダウンフォースを発生しないとなりません。

主翼の揚力からダウンフォースを差し引いたものが全機揚力です
（胴体の影響は無視します）から、結論としては
「テイルアームが小さいほど、同じ主翼であっても揚力をロスする」
ことになります。

無尾翼機とはテイルアームを極端に短くして、
水平尾翼を主翼後縁に一体化させたものと言えますので、
つまり「極めて大きな水平尾翼を持っている」のと同じです。

そんなわけで、無尾翼機では通常の機体に比して揚力係数が小さくなります。

同一搭載力の機体を同一技術水準で製作すれば、無尾翼機は
通常形式の機体に比して
・大きな翼面積を持つ（XB-35、XB-49、B-2）か、
・極端に長い離着陸滑走距離を受け入れる（SR-71）ことになります。

そのどちらもイヤならば、
・搭載力（ペイロードなり、燃料なり）を犠牲にする
（ミラージュ）しかありません。

ただし、もしここで
「機首上げ時に、揚力中心を前に動かす」ことが出来るならば、
最小限のダウンフォースで機首上げが可能になります。
X-32のボルテックスフラップはこれに挑んだ事例でしょう。
より素直にカナードを付けてやれば、
「カナードのリフトで機首あげ」になり、全機揚力係数でむしろ
有利になります。

初心者スレのデルタ翼のわやわやを読んでいると、
どうしてみんな航空工学や物理学の初歩の初歩も理解せずに
ああだこうだ言ってるんだか小一時間（以下略

>>945
小一年ほど問い詰め続けないときっと同じ事繰り返すぞ＞連中

航空力学はともかく初等物理も理解せずに議論されるとちょっとねぇ

文系のタコな頭にも入る初級物理入門書ってあります？
あさりよしとおのまんがレベルまで来るととっても嬉しいな。

>>946
いやあ前の初心者スレでちょいと口を差し挟んだら、いきなし罵倒されてちゃって。
それ以来口出しは懲りてます。とても小一時間ではおわりそうもない。

>948
ネタ師として有望そうな厨房を指導してるんだから邪魔しないでもらいたい

>949
初心者スレでやるなよ厨房

そろそろ次スレに移行してよろしいでしょうか。
テンプレは以下のように考えております。

「RSK-MiG設計局総合スレッド」

趣味から実用まで幅広い活躍を見せるスホーイ設計局に比べいまいち
ぱっとしないMiG設計局の機体達についてしめやかに語りましょう。

前スレ　「MiG25,MiG31について大いに語るスレ」
ttp://hobby.2ch.net/test/read.cgi/army/1002993045/

そしてこれ以降が2の内容です

MiG-15
ttp://www.fas.org//nuke/guide/russia/airdef/mig-15.htm
MiG-17
ttp://www.fas.org//nuke/guide/russia/airdef/mig-17.htm
MiG-19
ttp://www.fas.org//nuke/guide/russia/airdef/mig-19.htm
MiG-21
ttp://www.fas.org//man/dod-101/sys/ac/row/mig-21.htm
MiG-23
ttp://www.fas.org//nuke/guide/russia/airdef/mig-23.htm
MIG-25
ttp://www.fas.org//nuke/guide/russia/airdef/mig-25.htm
MiG-27
ttp://www.fas.org//man/dod-101/sys/ac/row/mig-27.htm
MiG-29
ttp://www.fas.org//nuke/guide/russia/airdef/mig-29.htm
MiG-31
ttp://www.fas.org//nuke/guide/russia/airdef/mig-31.htm
MiG-35 / 1.42
ttp://www.fas.org//man/dod-101/sys/ac/row/mfi.htm

MiG設計局らしきホームページ?
ttp://www.migavia.ru/

このような形でよろしいでしょうか

>950-951
賛成です。

次スレたてました
「RSK MiG設計局総合スレッド」
http://hobby.2ch.net/test/read.cgi/army/1040004002/
移行お願いいたします。

このスレもいよいよ最期か
長生きだったね（涙

まあしめやかにと言った手前やはりスレ進行もしめやかで
あるということなのであろうか（苦笑
＞次スレ

次スレが軌道に乗るまで、気長に保守しまつ。

ＳＴＯＬ（その１）

旧スレの埋め立てを兼ねてちょいと書き込みます。

世界の傑作機「MiG25」の号に、「BLCシステムを追加した試作機が
存在した」旨の記述がありました。

>2さんの上げてくださったデータを元にして検討してみましょう。
ＢＬＣによって揚力係数を増すことにより、より低い速度でも
失速せずに飛行できるようになります。

しかし、です。
何をいまさらと言われそうですが、
・誘導抵抗は揚力係数の２乗に比例して増える。
・有害抵抗は速度の２乗に比例して増える
ですから、ある速度を境にして全抵抗は
「減速するほど増大する」ことになります。
（バックサイドへの移行）

ＭｉＧ３１に適用することにして算定してみます。
着陸重量を４１トンと仮定し、また足下げ状態での有害抵抗面積を
２．５�u、オズワルド効率を７２パーセントとします。
（今適当に決めたのでツッコミ御容赦ください^^;）

すると、以下のように表が作れます。

V(m/s)　60.35　63.03　66.11　69.69　73.91　79.02　85.35　93.50　104.53
Clreq　　3　　　2.75　　2.5　　2.25　2　　　1.75　　1.5　　1.25　　　1
Di　　　18501　16959　15417　13875　12334　10792　　9250　　7709　　6167
Do　　　555　　　605　　666　　740　　832　　951　　1109　　1331　　1664
D　　　　19055　17564　16083　14615　13166　11743　10360　　9040　　7831

ＳＴＯＬ（その２）

要求される揚力係数Clreqについては、後退翼であるとは言え３くらいまでは実現可能だと
見込みました。
着陸速度Vを小さくするに従って誘導抵抗Diは激増し、一方有害抵抗Doは減ってゆきます。
その和である全抵抗Dは、結局のところ減速するに従って増えます。

MiG25/31は双発機ですから、片発停止状態でも全抵抗Dを上回ることが出来ないと
安全な着陸が出来ません。
手元にエンジン性能が無いので記憶に頼りますが、MiG31でも推力１５トン
（現用戦闘機としては世界最強のエンジンではありますが）ですから、
表を見れば秒速６８ｍあたりに釣り合い速度がありそうです。
（計算してみると、６８．２ｍ／ｓになりました）
実際には停止したエンジンは風車として抵抗源になるので、もう少し高い速度を
保たないと失速しますし、ＢＬＣシステムにエンジン出力の一部を食われます。
７０ｍ／ｓ以上は欲しいところでしょう。

やはりうろおぼえなのですが、ＭｉＧ３１の着陸速度は２９０ｋｍ／ｈ≒８０ｍ／ｓ、
着陸滑走距離８００ｍだったかと思います。
これを７０ｍ／ｓに下げることで（滑走距離は速度の２乗に比例するので）
着陸滑走距離≒６１２ｍとなります。

航空自衛隊で運用される機体なら大喜びで採用決定の改善ですが、旧ソ連防空軍／ロシア空軍にとっては
ＢＬＣシステムの追加による調達／維持コストと故障確率の増大に比べてメリット少ない、と判断されてもおかしくない数値です。
実際の不採用理由は知りませんが…。

STOL（その３）

なお、誘導抵抗は翼幅に反比例します。
機動性能と速度性能の要求が厳しい戦闘機においては、翼幅を増やすのが難しいことは諸兄姉が
よくご存知かと思います。
増してマッハ３にも届こうと言う飛びぬけた性能の機体となれば、なおのこと。
つまり今回の結論としては、
「翼幅が厳しく制約される超音速戦闘機にＳＴＯＬ性能を与える場合、制約となるのは
　揚力係数の上限ではなく推力の上限である」

と言うあたりです。
また、戦闘機用の大推力ターボファンエンジンが実用化されるより以前、可変翼戦闘機が東西両陣営で
流行った理由（そしてあっと言う間に廃れた）も示せたと思います。
Ｆ−１４は実用化を数年遅らせる覚悟を持って、Ｆ−１５と同様のエンジンを採用していれば可変翼にする必要が無かったことでしょう。
もちろん、当時は冷戦真っ只中であり、そんな暢気なことは米海軍が認めなかったでしょうけど。

>961
うむ。グラマンが出したVFAX案はF-14をちょっと小型化して固定翼にしたなかなか
好みのモンだったけど、可変翼を止めたのはコストだけじゃなさそうですね

ボートテイル

についてちょいと書きましょうか。疑問も含めて。

亜音速機の胴体後部が滑らかにすぼめられているのがボートテイル抵抗対策です。

すぼめてないと、あるいは段があると不味いのは直感的に解るかと思います。

音速を超えると（基本的には）膨張波は扇状に広がり、すぼまってなくても、はたまた段があっても
抵抗が増えることはありません。
ただし大抵の飛行機は亜音速でも飛行しますから、段をつけたり、断ち落としたような尾端にしたり
することはありません。
亜音速飛行での性能を無視した機体、たとえばスペースシャトルやＸ−１５などでは
この限りではなく、ご存知のとおり胴体後端は絶壁状態です。

実際には、超音速飛行時にもボートテイルを考慮しないとなりません。
というのは機体表面を流れる空気は摩擦抵抗によって減速され、音速以下になってしまうからです。
（遷音速飛行と言う意味ではありません）
たとえば小銃弾などでは、マッハ３くらいまではボートテイル抵抗を考慮しますし、
旧日本海軍の戦艦の主砲弾もボートテイル抵抗を考慮した形状を採用していました。

実機での境界層の振る舞い、特に超音速でのそれは風洞実験からは類推困難で、
昔も今も日本の航空業界が苦手とするところです。
脱線しますが、ＮＡＬの進める超音速無人実験機の実験テーマのひとつが
「実機規模での超音速境界層の振る舞いの調査」で、亜音速実験も出来ますので
ＮＡＬのサイトなどには「Ｐ−Ｘ、Ｃ−Ｘの開発にも貢献し得る」と言う趣旨の文章が
あったりします。
（私がこの実験機に唯一期待しているのも境界層データ取得だったりします）

さて、キツネの話に戻りましょう。
ＭｉＧ２５ではエンジンノズルにやや上向きに角度を付けて上下方向にすぼめ（側面図をご覧下さい）、
さらに左右にも角度をつけています。平面図で見るとノズルが逆ハの字に配置されている
ことが解ると思います。
鳥養先生も疑問を呈しておいでですが、逆ハの字に配置したことによって
ノズルが一部重なっています。
このため、左右エンジン排気が干渉し、もちろん重なっている分膨張比も低下するので
効率が低下するはずです。
が、ミコヤン設計局の回答は「ボートテイル抵抗を減らすために意図的に行った」とあります。
ＭｉＧ２５の運用を考えると亜音速飛行が占める割合は低いはずですが、それでもこういう形状を
採用している。
となると、「エンジン効率を犠牲にしても対策しないとならないほど、超音速ボートテイル抵抗は
大きい」と考えたくなります。

駄菓子菓子。遥かに亜音速飛行の割合が大きいはずのＭｉＧ３１では上向きと逆ハの字は受け継がれている
ものの、ノズル間隔は広げられており、しかもノズルに挟まれた空間は断ち落とした形どころか
空洞になっています（ＭｉＧ３１Ｍを後部から写した写真が世界の傑作機に収録されています）。
また、ＭｉＧ２５においても後期型はノズル最後段が固定式になり、オーバーラップが無くなっているものが
あります（これも世界の傑作機に写真があります）。

となるともう、訳がわかりません。
ボートテイル抵抗とエンジン効率、優先されるのはどちらなのか？
鳥養先生がかつて推測なされていたように、「設計中にノズル直径が変更になって、それを誤魔化す措置」
の方が正しいのかも…？

＞Ｔ／Ｆ ◆ItgMVQehA6さん

そろそろ新スレの方にお越し願えないでしょうか?

TIMPO

次スレができたというのにまだ生き残っとるのか
これは年を越すな

足掛け三年か
おめ

あけましておめでとうございます
日本のみなさま
こちらもあと八時間で年越しでございます
次スレともども本年もよろしくお願いいたします。

謹賀新年上げ

2003年はMiGにとってどんな年になるかな

大殺界。

Migあげ

＞971
そんな彼等にこの本を送りましょう
ttp://www.bookservice.co.jp/yoyaku/field-y/yfie3011.htm

（＾＾）

＞971
大殺界って何

hosyu

また圧縮か

それではみなさん、最後にMiG25,MiG31の両名に温かい言葉を
かけてこのスレの締めとしたいと思います。

まず私から

単能とかなんとか言われても一芸持ってる奴は強いと言うことを
教えてもらいました。ありがとうございます。

Ｆ/Ａ１８落とした戦果が素晴らしいですね。

ttp://yasai.2ch.net/army/kako/995/995541123.html
↑自分も以前このｽﾚの３４辺りでMiG-31の話書いてました・・・。
実際こんな事は出来ないかもしれないけど、書いてる時は楽しかったなあ・・・。

＞980

読ませていただきました。
私の脳内にあるMiG31のあるべき姿が見事に文章化されていました。
ありがとうございます

機体がステンレスってほんと？

980超えたんで優先ｄａｔ落ち対象だね。
遂にこのスレにも最後の時が来たか。
本当に有意義なスレだった、ありがとう＞ａｌｌ

＞982
どちらも機体の50パーセントぐらいは鉄らしいですよ
＞66辺りを御覧下さい

でもステンレスもステンレス・スチールなんだけど…

1

55

>>982
ニッケル鋼だったはず。

でもどっちも結構チタン使ってなかったっけ

てゆうか新スレでやって。ココはもう上げないように。
http://hobby.2ch.net/test/read.cgi/army/1040004002/

（＾＾；

a

4

新スレは総合で面白くない。

a

aaaaaaaaaaaaaaa

そうなんだよ

うんこが漏れそう

1000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000

1000げｔで終了

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もう書けないので、新しいスレッドを立ててくださいです。。。