ミリタリージェットエンジンを語るスレ　2kN

落ちてたから立てた。

前スレ
ミリタリージェットエンジンを語るスレ　1馬力
http://toki.2ch.net/test/read.cgi/army/1192343293/

>>1
乙

トムとジェリーの真ん中のヤツの、
レシプロ機夫婦の間にできた、
｢ジェット機坊や｣のエンジン型式は何？

カタログ値以外にIHIのXF5エンジンのパワーアップ版の噂を聞くんだけど、
情報を知ってる方、内容を教えてください。
軍研の7月号の特集にも載ってなかった。
マル秘なんだろうか、さわりだけでも教えて欲しいな。
何か「心神のエンジンに」とIHIが推進してる、と言う噂ですけど

＞何か「心神のエンジンに」とIHIが推進してる

元からXF5はATD-Xのエンジンにする予定
あの試験内容なら、今のAB推力10tで十分な筈

MHIでは元のままでいいよ、と言うことらしいが、IHIは「これを使って欲しい」
と言うことらしい。
Mとしては基本要件を詰めた後なので、、、、らしい、と言う噂

以前の1.3倍の推力で、MHIはこの試験はABありでと思ってたのが
ミリタリー推力だけでOKになって飛行時間ひいては試験時間を延長できる、とかか？

IHIはいまNEDOと小型エコエンジン開発してるから、その技術を
移転流用してみたいんかね。

NEDOは高圧タービンブレードで使用可能な合金TMS-196とか開発してるし、
IHIはこれらの材料特性データベースを一生懸命構築してるみたいだし。

はてさて、どうなることやら。防衛省の研究も一部はNEDOをあてに
してるかもしれん。

訂正；；
NEDOはエコエンジン開発の統括してるところで、
合金開発は物質・材料研究機構だった。失礼。
参考
ttp://www.nistep.go.jp/conference/nt100422/pdf/05harada.pdf

NEDOｳﾖ　ｗ

XF5-1のバイパス比を0.2にしたらどうなるの？

燃焼室に入る空気の量はそのままでか？

その場合と、そうで無い場合も。

燃焼室に入る空気の量そのまま、バイパス比が1：0.39→1：0.2　なら　パワーダウン

全体の流量そのままで、バイパス比が1：0.39→1：0.2　なら　パワーアップ
但し、今までより大きなガスタービン機関を扱うことになるから、その分だけ技術的に未知の部分が増える

【自治】軍事板ID強制表示についての議論
http://toki.2ch.net/test/read.cgi/army/1283930928/

>>7
どの程度のパワーアップなのかが不明なんで、その辺りの情報をお持ちの
師匠さん等にお聞きしたいんですよ。

ttp://www.mod.go.jp/trdi/data/pdf/kikanhyo2.pdf
28ページ　先進エンジン構造・材料技術

・大型戦闘機用TFE

F100
F110
F119
F120
F135
F136

・小型戦闘機用TFE

F404
F412
F414
M88

・小型戦闘機用TJE

EJ


それぞれの、ドライ最大推力、推力増強装置使用最大推力、推力重量比を教えてください。

EJ200ね

>>18
EJ200がTJE？ならリストのはほとんどTJEになっちまうぞｗ

イギリスが低燃費のターボジェットと印象付けて
タイフーンを蹴落としたい
朝鮮人、中国人、ボーイング営業マンが>>18の正体

>>21
ボーイングの営業マンならともかく、朝鮮人、中国人は関係ないじゃんｗ

ネトウヨ脳、酷使脳もここまで来れば病気だなｗｗｗ

日本語が変な人の相手をしないで下さい。

ジェットエンジン史上、初めて最大推力が10トンを超えたエンジンと、
初めて乾燥推力が10トンを超えたエンジンを教えてください。

>>24
[Turbojet/Turbofan specifications][検索]←
　　　　↓
[エンジン名称 Wikipedia][検索]←

マルチはほっとけ

　
なぜ日本は独自のステルス戦闘機を開発しないんですか？
http://detail.chiebukuro.yahoo.co.jp/qa/question_detail/q1048045865

ガス欠で墜落中
誰か燃料を

ブルーバックスのジェットエンジンの本は絶対に買い

面白い

自分も買った。これはよい本。

仕組みってやつ？

お、出たばかりなんだね。買ってみよう。

Su-27のエンジン周りが塗装されてないのかものすごく汚く見えますが、
これはどういった理由でああなってるんでしょうか？

高温で塗装が持たないエンジン周りを無塗装にするのはよくある事。
F-15なんかもね。

なるほど。もっと難しい事を想像してましたが、単純に熱なんですね。
ありがとう。

元々錆びる心配の無い材質だけど化学薬品による表面処理ならあるようだね。
他に高温部にセラミックコーティングもあるらしい。

>>34
エンジンは見場じゃないと思う。
戦時中撃墜したB29のショット加工したエンジンの表面を見た日本人は
「米国も苦しいんだ、エンジンの表面を磨かないで出荷するまでになってる。
日本のエンジンの方がマシなんだ」と思ったそうです。

自分の知ってる蘊蓄に無理矢理持ってくなよw

F-100だとアフターバーナー辺りの迷彩塗装が熱で思い切り劣化してる写真を見かけるな。

エンジンのF100でなく、F-100スーパーセイバーかｗ

>>40
Ｆ-１００にＦ１００積んだら凄かったろうな。

YF-107ウルトラセイバーなら意義があったか

でもF-16と殆ど同じものに

ブルバクス買てきた

原子力飛行機がないのはなぜ?
潜水艦や空母は原子力最強なのに。。。。

原子力で加熱した空気をそのまま吐き出すと
放射能汚染された空気を撒き散らして飛ぶ事になるから不可

環境改善しても住めそうに無い星でロボットに開発させるなら
そういう動力を使って移動させるのも有り？
有毒ガスの雲で覆われた星とか
そんな星で、飛行機が原子力ジェットを使って飛ぶ

その環境でロボットを大量輸送する意味が分からん

アメですら諦めた飛行機なんだぜ

つか奴ら実験機造りやがったしな。
ソ連のなんてジェット燃料を消費代わりに
搭乗員の命がガリガリ消費されてくすごいもんだったんだぜ。

>>45
>原子力で加熱した空気をそのまま吐き出すと
メカンダーフレイムを思い出した…ｗ

帰って寝よっと orz

小型の原子炉でも乗員、整備員が安全なレベルまでシールドすると重くて飛べない。
アメリカはそれが判って止めた、だから実験機も原子炉を最低限のシールドで載せただけのもの。
原子力を利用するとか以前の話だよ。

無人機だったら夢再びじゃん



無人の原子炉が飛び回ってるのは考えたくないが…

パイロット以外は被曝上等とは酷い

近世の硫酸の雲を吸い込んで
核反応炉で過熱してノズルから出す無人航空機は
果たして可能なのかどうか

近世　×
金星　○

きんせいでなくきんぼしと読む奴すら出そうだｗｗｗ

>>52 は某研究者なのかよｗ

核反応炉じゃないんだったらおそらく可能だと思うが

放射能汚染された空気とか（ｗ

>>52金星だと大気温度が400℃以上もあるから
原子炉を使って加熱したとしても
あまり熱効率良くないかもな

>>57
>金星だと大気温度が400℃以上もあるから
それは地表。
金星は、高度60kmなら、250Kなので大丈夫。

ところで飛ばしっ放しにするとして
その使用目的は何だろう？

金星に連れ込んだAIロボットが住んでいる植民地Aのロボットを、植民地Bに大量に輸送するために
このような原子力ジェットを使えないか？という目論見なんだが

それから、こんな風に核物質を撒き散らした金星で鉱山が発見されたとして、
ここで精錬&腺蔵した製品を、生身の人間がいる地球や宇宙ステーションにどの位持ち込めるのか？
という問題もある

>>59の目的だと、離着陸しないとダメだなあ

反乱を起こした植民地Aのロボット兵士を全滅させるための永久飛行爆撃機、という
まさにSFヲタ好みのシチュエーションにしか

XF5とXF7は共通コアと言われた時期もあったが
実際にはXF7は1割ほど大型化した燃焼室を使っている

燃焼室一割も大きくしてんの？
ほとんど別物じゃん、それ。

コアは同じと技本が言ってたよな

元は同じだったが、結局実用化の過程で大きくなってしまった

というかXF7の前段のファンはXF5と違うしファンがでかい分、燃焼器が大きくなったり、
後段のタービン経が大きくなったりするのは普通なんじゃね？
中圧、高圧コンプレッサー部やそれを駆動するタービン部とか共通部分が多いってだけで。

燃焼器が大きいってそれもう作動特性別物って事よ？
大きくすればFARの濃厚限界と希薄限界の差が大きくなって技術的には易しくなるけど
重量と容積が増えるから推力重量比は悪化する。

つまり中圧圧縮機に入ってくる空気の量も少し増やしてあるって事だな

>>61
IHIが心神でXF5-1の推力増強版を利用したいと言っていたようだが
　それが、これの利用かね。
　防衛省は拒否したようだが。
　一割拡大なら別物かな。

ジェットエンジンの復活予算はなし

技術コラム・ジェットエンジンの開発試験

航空機用エンジンは、航空機に搭載可能であることを確認するために、多数の試験を実施しなければなりません。
これらの試験は、
エンジン本体を用いたエンジン運転試験、
エンジン運転試験では確認が出来なかったり、効率的に実施出来たりする項目を構成部品毎に試験する部品構造強度試験や
制御・補機試験と大きく３つのカテゴリーに分かれて実施されます。
代表的な試験内容としては、実機以上の過酷な条件で運転してエンジン全体の耐久性を確認する耐久試験、
飛行時の周囲条件で運転して性能の変化等を確認する高空試験、
タービン金属の融解ぎりぎりの状態で５分間作動させる過温度試験、
鳥を離陸速度でエンジンに打込む鳥吸い込み試験、
通常より高い回転数でディスクを回転させ、変形、破断しないことを確認する過回転試験などがあります。

この過回転試験で、一部で噂になった7.7tに耐えたのかもなｗｗｗ

http://www.mod.go.jp/trdi/research/dts2010.files/S3/S3-1.pdf

21ページ目(書き込まれたページの数値としては20ページ)に資料が
世界最高の耐熱温度を有するニッケル単結晶超合金を適用したタービン翼

これは動翼

軽量かつ耐熱性に優れたセラミック複合材料で試作したタービン出口案内翼

これは静翼

こんなもの使ったら、今と同じ規模でも推力1.2倍くらい簡単に達成しそうな？
でもそう簡単には行くまい

そろそろニオブ製ブレードを見たい

('A` )　ﾌﾟｳ
ノヽノ) =3'A`)ﾉ ﾋｬｰ
　 くく　へﾍﾉ

臭ブ

629 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2011/01/02(日) 14:44:24 ID:???
トレント900の燃焼器はサムスン製なんだよな、法則が心配だ。

630 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2011/01/02(日) 15:03:56 ID:???
原因は燃焼器ではなかったが、シンガポールで起きたカンタスのA380のはその兆候かもしれん

631 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2011/01/02(日) 15:50:27 ID:???
サムスンの燃焼器担当は、某国駆逐艦へのエンジン採用とバーターだったみたいだな

632 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2011/01/02(日) 16:04:30 ID:???
エンコリでは「A380のエンジンは実質では韓国製」ってことになってたなあ

633 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2011/01/02(日) 16:30:02 ID:???
ジェットエンジンの燃焼器ってサムスンでも作れるくらい技術レベルが低い物なのか
エンジンの燃焼効率を左右する最も重要なパーツなのかと思ってた

>>74
素人が適当な事書いてて酷いな

サムソンに反応する、こういうのが酷使さまなんですね！

634 :名無し三等兵 :sage :2011/01/02(日) 16:34:07 ID:???
サムスンは舐めて掛かった故にA380もヤバくなったと

635 :名無し三等兵 :sage :2011/01/02(日) 16:57:53 ID:???
結果こそ派手だったが、原因は低圧タービン行く油圧配管の折損かなんかでなかったか？

636 :名無し三等兵 :sage :2011/01/02(日) 17:03:38 ID:???
サムスンとかいうと変なのが沸くなぁ

637 :名無し三等兵 :sage :2011/01/02(日) 17:39:10 ID:???
>>633
作れるが製造の意味なら米軍用の経験があるからできるでしょ
開発の意味だと多分無理、設計開発はRRでしょうから
他の企業の場合は開発からのパートナーだったりするんです

638 :名無し三等兵 :sage :2011/01/02(日) 19:03:43 ID:???
>>637
そう言う意味なら納得、燃焼室は高級なプレス部品みたいな物だもんな。

639 :名無し三等兵 :sage :2011/01/02(日) 19:34:54 ID:???
>>632
F110-STW-129：
K国F-15戦闘機用エンジン、米GE社製F110-GE-129をK国サムスン テック ウィン社でライセンス生産したもの。
エンジンは生産工程の違いで3種類に分類され、最初がGE社製をSTW社が輸入し検査したもの、
次が部品をSTW社が輸入し組み立てたもの、そして最後が部品の一部を国内で製造したものである。

どこが国産？

酷使様ぁ〜ｗ

そこのスレタイだけ書いてもらえば、後は逐一報告頂かなくても結構ですから

そう言えば、最近燃焼室のサイズにこだわってた奴がいたな
燃焼室への流量を増やしたらこれまでと設計がまるで変わってどうのこうのと

そのために数値計算でどこまで補えるか、というのがIHIの人が仄めかした開発法

流量と流速分布(or圧力分布)に合わせて混気を最適にする燃焼室の設計は素人には勿論難しいだろう
大学で数値計算と機械工学を座学と演習で修めてきただけでもやっぱり無理だろう
だが、1企業がやるとしたらどうか

理屈はよく分からないけどIHIなら力学理論無視できるに決まってる、か。
「IHI」を「日本の技術」に変えればニュー速あたりにうようよいる連中と互換できるな。

XF5とXF7で当初は共通のホットコアだったが
最終的にはXF7はやや大きめの燃焼室を使うことになった

＞IHIなら力学理論無視できる

力学理論に沿って設計するんだが？

そして金銭力学と政治力学だと思っていたのがサムスン

A380騒動でイラついてた関係者がここやタイフーンスレで色々やってたんだとさ

>>83
燃焼室が違うってソースだして

>>84
流量に依存しないって数式だして

やっぱり燃焼室のライセンス生産すら出来なかったサムスン関係者かｗ

数値計算は大学受験でﾋｨﾋｨ言ってきたお勉強秀才が
そのまま理屈に当てはめようとしてさっぱり理解できず
になっちゃう場合もある

もちろん流速、圧力、温度の偏微分方程式は必要だ
だがこれをそこらの常微分方程式を解析的に紙上で解くのと
同じ方法使って解こうとしたって解ける筈もない

目の前の箱を使おう

流体方程式は大まかに言って
適度な係数に偏らされて動く拡散方程式
なんて考えられる

その適度な係数は、流速によって決まる
流速は自らと周辺の温度や圧力の勾配で決まってくる

そして、その状態は、境界値、あるいは壁面、この場合燃焼室の壁の状態によって決まってくる

つまり、中の流速を最適にするように壁面の形状を少しずつ変えていくアルゴリズムだって作れるわけだ

だが、どこそこが1500℃でどこそこが1700℃でどこそこが1100℃でどこそこが2000℃で
圧力がどうこうだから、それに従ってこんな係数で流体が動くだろう、なんて考えたとしても
係数がちょっと変わればその挙動は勿論激変する
なにしろ相手はカオス系の代名詞みたいな、境界値依存の強い流体方程式だ

そんな訳で試験が欠かせない
そのために、高空試験施設だって使う
安全に動く所からスタートして、少しずつ厳しくしていく

テストベッド機に搭載して直接試験する方法もあるが、地上の各種試験で安全が確認された後になる
いきなり飛ばしたって、エンジンは回りもしない可能性だってある

せっかく偏微分方程式に纏め上げた数式を
再び差分式に直している2度手間はかなり滑稽ｗ

まあこの辺が分からない人は
1×5の配列に対してそれぞれに隣接する値を
同じく1×5の動的配列に書き込み、元の配列に戻す
その計算を延々とやるあたりから地味〜に練習して、

そのうちに多次元配列にして、他の値も参照しながら計算するようにしたり、
全配列の値を合計して各格子の体積と比熱も考慮して熱量を計算したり
複数の物質が1つのセル内で反応したらどうなるか？とか
あるいは各セル間の値の傾向をフーリエ級数で求めたりだとか

色々遊べるようにはなってくるでしょ

それで、それが正しいのかどうかを検証したり、係数を正確に決めたりするのにまた実験が必要になってくる

作動特性がプライマリエアの流量に影響されないって根拠まだー？

燃焼室がどうしても前後に長くなり、タービンへ送られる流速はどうしても遅くなる

これを取上げて「でかくなると効率が悪くなる決定的な要素があるぞー」と喚いている奴がいた
で、そいつがサムソン

>>96
それ、エンジンの特性が変わるって事じゃないの？

その通り
だからタービン形状も変わる

しかしこれだけを持ち上げて｢ちょっとでも設計変わったら1兆円掛かるぞ〜｣と煽ってた奴は何よ？

民主党員とサムスン社員

>>98
>しかしこれだけを持ち上げて｢ちょっとでも設計変わったら1兆円掛かるぞ〜｣と煽ってた奴は何よ？
こいつ↓
ttp://toki.2ch.net/test/read.cgi/army/1289151030/
>715 ：名無し三等兵 ：2010/12/04(土) 11:35:24 ID:???
>ジェットエンジン開発否定派は
>エンジンがちょっとでも動くように燃焼室の形状を決定するだけで
>1兆円が吹っ飛ぶと思ってるみたいだぜ

どこからともなく1兆円なんて数字持ち出して誰にも反応してもらえず放置されてた。

その前にも見かけたなあ

で、燃焼室の形状変更に伴う
タービン形状の変更も含めて
1800億円、とIHIは言っているんだが、

それを｢物理法則を無視して｣
とかトンチンカンな事言ってるのは誰だ

小型エンジンと大型エンジンを比推力だけで単純比較して
「いつでも追いつく」とかホルホルしてた国史様がいたからだろ。

>571 ：名無し三等兵 ：2010/12/03(金) 14:29:25 ID:???
>内部で使われている技術が同じ程度であれば、エンジン推力は流量に比例する
>XF5の流量は35kg/sに過ぎない
>F100やF110やF119は105〜125kg/sである
>なお、EJ200は77kg/sで、9.2tの推力である
>
>流量が同じ、例えば直径が同じで燃焼室内流量が同じエンジンを作ればいつでも追いつく
>
>ただしそのために、試験設備は最大2000億円かけて改修する必要がある
>
>またXF7開発でも、地上試験中にベアリングが破損する事故が起きた事もある
>その後完璧に改良されて現在に至る
>何度も直しては動かしてを繰り返して、ようやく使えるレベルに達するのだ

国士とか言葉使ってどうすんだ
トレント故障させたサムスンの国の奴がやっかんでただけじゃねえか

よくわからんが相手がアホだから自分もアホ論理を展開って言う話をしてるの？

サムスンだとホント変なの湧くなｗ
正直読み飛ばしてる

>流量が同じ、例えば直径が同じで燃焼室内流量が同じエンジンを作ればいつでも追いつく
物理法則無視すればという条件が欠けてますよ、ってことだろ。

本当に相似倍だけすれば良いのだったら多分30億円とかじゃねえかｗ
試験も地上の気温と気圧で試験して終わりで

それ以外に、やっぱり圧縮機も燃焼室もタービンも再設計がいるから
それと高空試験装置を含めて、1800〜2000億円だ

だが、民主党政権は｢そんな金掛かるなら、それで企業として利益の出る事業にしてくれ｣と言っているが、
それは今の日本の航空機産業だと無理だろ、って事

自民党政権なら、10年くらいの事業にして少しずつ金出してくれるか？知らん

サムスンで揉め出したXC-2のスレでは、MRJのエンジンをあえてF7エンジンベースで国産化できないか
そのために、今の6.1tから7.2tに変えられないか？なんて書いてある
そして他は冷淡

大きさを変えると二乗三乗の法則で様々パラメータが変わるわけで
そう簡単にはいかないと思うんだけどなぁ。
プリンを構成材料そのままに大きくすると、自重で崩れるのとおんなじで。

>>108
>それ以外に、やっぱり圧縮機も燃焼室もタービンも再設計がいるから
そういうのを一から再設計って呼ぶんだが。
つうか数千億円規模の開発予算ってのは
GEなど経験豊富で設備も人員も技術も十分持ってる所のだからだぞ。
日本なら単結晶タービン翼技術の習得だけでいくらかかるものやら。
そして耐空性証明に至ってはどうなるものやら。

1兆円連呼が沸いてきたぞ

やっぱりサムスンだったか

そしてサムスンを援助しようとか考えていた民主党員

自民党政権は軍縮傾向だからなあ。

民主政権は潜水艦増強や護衛艦増強を許可したが。

>>109
細かい話だが15,000lbは6.8tじゃないか？

F7エンジンの番号通りの推力になるのか

XF5の次のエンジンはどのくらいの推力を目指してるんだろう

13t前後とどっかの資料にあった通り

>>118
>13t前後とどっかの資料にあった通り
こういう数値はどれくらい安全率とってプロジェクト始めるのかな。
5t --> 試験で瞬間7t
13t --> 17t ??

その数字はどこの資料にあったものですか？

数字を語るんじゃない
夢を語るんだ

F-1にXF5載せたらどうなるか考えてるんですが、
XF5とアドアだとXF5の方が燃料消費量が大きいんですかね？

アドアのAB推力がXF5のミリタリー推力だ

ええ。wiki見たらそう書いてありましたが、それは即ち
「アドアに比べるとXF5は燃料バカ食い」って事になるんですか？

>>124
>「アドアに比べるとXF5は燃料バカ食い」って事になるんですか？

F-1がアフタバーナー使って経済的に飛行できるなぁ、その説だと。

アフターバーナーは、燃費悪いので10分も使ったらガス欠で墜落らしい。
どっちもミリタリー出力なら、その場合はよく判りません。

>>124
取り敢えずAdour Mk. 801 (TF40-IHI-801A)のSFC 0.74/2.00 kg/hr/kgf、推力 2,320/3,310 kgf (dry/wet)

>>126
そんなもん出したって、比べるXF5のtsfcが何処にも発表されてないのだから全く意味がない

>>124
頭大丈夫か？

うーん、私の聞き方が悪いから返答しようが無いようですね、、、質問を変えます。

F-1にXF5を載せたら、F-1の戦闘行動半径は広がるんでしょうか？
F-1の数値は↓のようですが。
要撃：AAM×2：150nm、
対地支援：500lb爆弾×8＆増槽×2：190nm、
対艦攻撃：ASM×2＆増槽×1：300nm

>>129
XF5の燃費が判らないからその質問に答えられる人間はいない。

、、、それはそうですね。なんと愚かなｗ　では全般的な傾向としてで宜しいのですが、

大体同じくらいの大きさで、最大ミリタリー出力が2.3トンと3.3トンの2種類ののエンジンがあった場合、
同じ推力（まぁ2.3トン以下ですね）で動かすと、どちらのエンジンの方が燃料消費が激しいのでしょうか？

一般的な傾向で結構ですので教えてもらえると嬉しいのですが、、、
それとも、エンジンによってまちまちで傾向など無いのでしょうか？

乾燥推力の大きさじゃ燃費は比べられない。
つうかその最大ミリタリー出力とやらは瞬間なのか連続なのか巡航なのかどうなんだ。

>>131
それぞれのエンジンの設計や特性で違ってくる話だが
基本的には無理の掛からない程度で大きめの力が一番効率が良い。
2.3で全力出すなら、3.3で部分負荷のほうが美味しい可能性は有るが
基本的には2.3のほうが燃料消費率は良くなるだろう（同じファミリーなら）

これが世代も違う全然別のファミリーだと比較にならん。

>>132
>つうかその最大ミリタリー出力とやらは瞬間なのか連続なのか巡航なのかどうなんだ。

一般的な傾向を伺うために出した例なので、瞬間か連続か巡航かが決まらないと判断できない
と言う事でしたら、それぞれ瞬間だったらこっち、連続だったらそっち、巡航だったらこう、
と言う風にしていただけたらと思います。

一般的？
一般的な話なら、吸い込む空気の量と燃焼温度とバイパス比で決まる
同じ空気の量なら燃焼温度の高い方が燃費が良い
同じ温度なら沢山空気を吸い込んで沢山燃料を燃やした方が食う
同じ推力ならバイパス比がデカイ方が燃費が良い

>一般的な話なら、吸い込む空気の量と燃焼温度とバイパス比で決まる

そうすると、以下のエンジンAとエンジンBはどちらが燃料消費量が多いでしょうか？
あくまで一般的な傾向として。
エンジンA
空気流量：42kg/sec
タービン入り口温度：1130℃
バイパス比：1.0

エンジンB
空気流量：35kg/sec
タービン入り口温度：1550℃
バイパス比：0.39

一般的な傾向としてエンジンAの効率が悪い。圧倒的に。

この場合問題になっているのは燃費だが
効率だけではなく燃費も悪いのか？

普通、効率と燃費は同じものでは？

>>138
あなたのいう『効率』とは推力燃料比じゃないなら何の効率だ？
言葉をしっかり定義してくれ。

つーか推力分からんのに燃料消費量比べるって…

推力は空気流量と燃焼温度とバイパス比でだいたい決まる

>>139,140
すまない、効率＝熱効率のつもりで書いてた。
>>137で一般的な傾向として〜とあるから
同じ推力出してる場合、燃費もAの方が悪いと言っているのかと思った。
バイパス比が大きく違うのに断定できるもんなのかなと。

熱サイクルの入力辺りの出力は一般に燃料効率として表されるんだが。
燃料効率と関係ない熱効率とはなんのこと？
繰り返すが言葉をしっかり定義してくれ。

>>144
その言葉はそのまま自分に帰ってくるぞ
熱効率、燃焼効率は言うが燃料効率なんて言葉は使ったことがない

どうしてそんな俄な知識でえばって指摘できるわけ？

燃料効率なんて言葉は使ったことがない？
fuel efficiencyを燃料効率と訳すのは普通なんだが。

えーとですね、、、

今のところ、「エンジンAの方が燃料消費量が多い」という意見をお一人からいただいた、
という状況でしょうか。出来ればいろんな方からご意見をいただきたいですが、、、

>>146
普通使わんな〜
まあ万が一、会社の内輪用語として使われているのだったらさすがに知らんが
世間一般の専門教科書で使われてるのは見たことがない。実例を教えてくれ

普通アウトプット/インプットは熱効率という

>>148
他社やお上向けに外向けの文章書くときも普通に使ってるが。
日本語の対外文書はメール以外あまり書かないけど指摘された憶えはないぞ。
つかなに？
ある熱機関のサイクルについて入力辺りの出力を表す用語として
燃料効率という言葉を使ってると思ったの？
読み返してみれば単体では確かにそう読めなくもないけど、
>>138-144の流れでそれはいくらなんでも揚げ足取りがすぎるんじゃね？

TF30をF110にしたF-14は、それだけで航続距離が60%も伸びた
離着陸にABを使わなくなったお陰でこんなに伸びた

F-1は、ABを使っても、対艦ミッション時の離陸時は滑走路ギリギリで離陸するくらいだったのだ
これが劇的に改善される

F-1は「アフターバーナーのアフターバーナーが必要だ」とまで言われてたからな

　　　　　　　　　（()）
　　　　　　　　 .┌┐
　　　　　　　　 （　　）
　　　　　　　　／ /
　　　　　　.／　/ i
　　　　　　|　( ﾟДﾟ)＜そんなバーナーな
　　　　　　|（ﾉi　　|）
　　　　　　|　 i　　i
　　　　　　＼_ヽ＿,ゝ
　　　　　　　 U" U

F-1てダッソーか三菱か

三菱ですがな。まぁ確かにミラージュF.1もエグゾセ抱えて飛んだからな

アードアと新開発のエンジンと比べるのはオカシイだろ

元々>>122の
>F-1にXF5載せたらどうなるか考えてるんですが、
って所からしてオカシイからしょーがないｗ

焼玉AB？

ぜんぜん関係ないが三菱もミラージュ作ってたな。

直噴、ツインカム、ツインチャージャー、ピエゾインジェクター、
これで最強！

F3-30にアフターバーナーを付けたXF3-400は知ってたが、
XJ3-3にアフターバーナーを付けたXJ3-A/B・Iなんてのがあったとは知らんかった

http://www.mod.go.jp/j/approach/hyouka/seisaku/results/14/jigo/sankou/05.pdf

エンジンの高空試験装置
台湾のデータが無くなっちゃった？ｗ
一方で航空機用ターボファンエンジンのデータは充実

実は、倍の流量が必要という訳でもないんじゃないかなあ？と

http://www.mod.go.jp/j/approach/agenda/meeting/kaihatsukokuki/sonota/pdf/03/001.pdf

JAXAにある施設で、どうやらかなり強力なエンジンを試験できそうですが

>>161
JAXAのATFは千歳より小さいぞ

千歳のに関して言えば

あのチャンバーが大きくて直径1mのエンジンでも入るのは、
つまり将来はそのサイズのエンジンを試験したいという事だ

なんて言っている人もいる
直径1mだとF414程度まで収まる

丸の今月号にH２７年度までに
次世代エンジンの試作試験をする、と載っていた。
２６年度で試作、２７年度で試験だって

主要構成要素の研究だろ
今更過ぎる

その「主要構成要素の研究」と言うのは研究（データーーとって解析）だけか
と思ってたので
試作して性能試験まですろとは思えなかった

政策評価読めよ

嫁ですか
内の嫁はきついので、、、、、

M1戦車のエンジンもジェットだよね？
戦車にタービンとかどういうわけなんだお？

>>169
軽量で高出力
燃費を考えなければ理想的

>>169
小型高性能なディーゼルエンジンが作れなかったから

>>169
燃料の統一化でヘリコプターと共用できるので補給が楽

>>172
ディーゼルで動いてる車両が多数ある中で、それは言い訳に全くなってないのだが

燃費悪い方が、大手石油会社さんたちにウケがいい

射撃時の車体振動を気にしてディーゼルを止めたんだろう。

>>172
タービンエンジンの売りの一つに燃える液体燃料なら何でもOK!!と言うのがある。
（まあ、実際は多少制限等はあるが･･･。)

タービンエンジンだからと言って、航空用JET燃料である必要は無い。

M1エイブラムスは使用燃料としてJP-8(≒灯油)、軽油、ガソリン、A重油(MDF)を想定している。

向こうにもA重油なんて奇っ怪なものあるのか
あれって農林水産保護用の軽油の言い換えだとばかり

MDFって何？
木質繊維材とかMOX実証施設とかは違うよなｗ

>>176
石油弱国の日本もディゼルに拘らず、松根油で動かせるタービンエンジンを研究
するべきかも

MDF は Marine Diesel Fuel じゃね？

微粉炭と水を混ぜた物をガスタービンの燃料にするって話を
ずいぶん前に聞いたことがあるけどどうなったんだろ。

戦時中にドイツでやったが
灰でタービンがすり減ったそうな。

A重油同等品にはMDO = Marine Diesel Oilってのもある

小浜大統領がＦＡ１８Ｅの前の縁台に立ってバイオフュエルの利用により性能を数パーセント向上した
と演説したよね

あれはヤトロファ油なの？
植物由来トリアシルグリセロールをメタノールと混合してエステル化、脱水したわけ？

いいえ、アブラナ科のナガミノアマナズナ(カメリナ)の種子から取れる亜麻なずな油とJP-8の50:50混合です。

>>185
航空用ならFT法で作った灯油ではあるまいか

台所の廃油からディゼル燃料が作られてるんだから、
そのうち台所の廃油からジェット燃料も作られるようになるね。
エコだな

中国なんて台所の廃油から食用油作ってるからエコだぞ

回収や処理のためのコストを考えると総合でプラスマイナスどっちに傾くやら。

いずれにせよ、こうも石油が高いと
CTF やら GTF やら必要になってくる
BTF はまだ量が見込めないが一応やっておくべき

>>189
原料が台所から出てくるだけまだマシ。

…こないだ見たニュースではし尿から作ってやがった

CTL/GTLと表記しないと俺みたいにギアードターボファンと読み間違えるやつがｒｙ

L は liquid ?
しかし、特にガスの場合は液化するだけでは無く組み替えているので、
fuel の方が適当だと思うがな
ガスの場合は一応同程度には使われているようだ
google によれば "gas to fuel" 22 万件、"gas to liquid" 20 万件

石炭の場合は液体化のイメージが強いのか liquid の方が多いが、
これは細かくして水を混ぜたようなものも含む

バイオマスの場合は、、、
何故なんだろうな?

>>194
fuelには液体の意味はないぞ。
核燃料のペレットだってfuelだ。

液体にも燃料の意味は無いだろ

元のガスやコールだって言葉自体に燃料なんて意味はないが。

どちらも不完全だな

どちらも不完全なら、公的機関が採用している名称であるGTL/CTLを採用すべきだなｗ

GTF CTF も使われているよ

gasは気体
liquidは液体

温度25℃、1気圧で液体のメタンやエタンやプロパンやブタンから
同じ温度と気圧で液体の、オクタンからペンタデカンあたりまでの炭化水素化合物を作る
あるいはそれに相当する沸点の、ベンゼン環やシクロアルカン類の場合もあるだろう

天然ガスからジェット燃料の場合はフィッシャー・トロプシュ法で長くし
ケロシンに相当するところだけ使う
石炭なら乾溜法も使えると思う

te

　　　　　　　 /＾l'"'"~/＾i'ﾂ'ｯ.,
　　　　　　ヽﾞ　　　　　　　　　ヾ.　　>1　もさ。
＿＿＿　　ﾐ´ ∀　｀ 　　　　　　彡
＼　　　＼ ｯ　　　　　　 _　　　　　ミ
　 ＼　　　＼＿.,,._,,.,.（,,_,ﾉ,._,,.＿＿,,~)
　　　￣￣￣ ￣
すごく遅いレスで申し訳ないもさ。
http://toki.2ch.net/test/read.cgi/army/1192343293/747
＞インテーク推力
何年か前に他のスレで論じたもさね。
昨日から日本語wikipediaのSR-71やJ58の記事を直していたもさが、
SR-71の記事のノートでのやりとりから、何が誤解を招いているのかわかってきた気がするもさ。


インテーク系での推力発生は、「エンジン本体よりも大きな推力がエネルギー消費なしに発生する」
ようなものではないもさ。
たとえば日本語wikipediaのコンコルドの記事に、英語版でも紹介されていた
http://www.concordesst.com/powerplant.html
など追加してみたもさ。

コンコルドの場合、超音速巡航時にはインテークダクトで推力の63%、ノズルで29%、エンジンで8%の推力が発生するもさ。
エンジン以外で92%、エンジンで8%もさね。
離陸および亜音速での記述には数値の誤記があるもさがそれはさておき。

オリンパス593Mk.610エンジンの超音速巡航時推力10000ポンドがこの比率で各所に配分されるもさ。
「エンジン以外で11万5千ポンド、エンジンで1万ポンドが発生する」わけではないもさね。
インテーク系が推力11万5千ポンドのラムジェットエンジンとして動作するわけでもないもさ。

>インテークダクトで推力の63%、ノズルで29%、エンジンで8%の推力が発生する
こういう事書くから誤解を招くんじゃね？
インテーク推力は単に圧力分布の話だってのはあらかじめ断っておかないと一般の人は容易に混同するよ。
つかジェットエンジンとは全圧を上げる装置で受け止める装置はまた別にあってもいいって解説すればそれですむ気がする。

つまり、本気で解説するには推力とは何かということをもう一度ちゃんと説明してやらなきゃいけない。
一般向けの本にはベルヌーイの定理がそれっぽく図解されて動圧が静圧に変わりますよとやっておしまい。
もちろんそれは正しい説明だけど、分かってない人には分からないと思うんだよね。
圧力とは何かからその分布の設計まで、場合によってはガリレイ変換から説明する必要があるかもしれない。
それを知らない人に超音速自由噴流は推力としては〜とかやっても理解できないでしょ。

"抽気系統とJ58本体の動作概要"の所では、
圧縮機中程から抜くバイパスは wikipedia 中の図には
描かれていない事を明記したほうが良いんじゃねーかな

Wikipediaのラムジェットエンジンのターボ・ラムジェットエンジンの項目が悪文すぎる件

>>204
ちょっと質問させてくれないかな。
インテークで推力発生するのはわかるけど、どうしてインテークで発生させてるのかがわからない俺がここに約一名存在してる。
説明して頂けると嬉しいです。

勝手に発生するんだろ

>>209
なぜ推力が吸気に片寄るかという質問なら本質的には排気の効率が悪すぎるから。
排気は外気流と違いすぎて乱流の発生に多くのエネルギを食われ圧力が上がりにくい。
圧力が上がりにくいと盛大に排気しても燃焼室を進行方向に押す力が増えにくくなる。
また超音速だと衝撃波（ダイヤモンドコーンでぐぐれ）の問題もあってこれもロスになる。
吸気にもインテーク内部の垂直衝撃波に附随する振動の発生など問題はあるけど。

バイパスダクトによって抜けが良くなったので、インテーク部の推力が増大したんだな

>>212
バイパスダクトは空気にエネルギーを与えない。

>>213
そういう意味じゃ無いだろ

掃除機は周りのものを一緒くたに吸い込むけどドライヤーの風は指向性をもつのと似たようなもんか。
てことはあれ？
完全流体なら吸気と排気の効率は同じになるの？

>>215
完全流体では軸流式圧縮機は機能できないとかなんとか以前に
噴流の特徴である不連続面の形成は流体の粘性に起因する。
完全流体で理想化された噴流は衝撃波や圧縮を無視すればRe数極大の
実在流体によく近似するが、これはジェットエンジンでいえば
排気が高速であるほど完全流体に近くなるという事になる。

完全流体なら吸気と排気の効率は同じになるの？

F100だかF110だか知らないけど、イスラエルでF-15/F-16用のエンジンが盗まれたとのこと
http://sg.finance.yahoo.com/news/Fighter-jet-engines-stolen-afpsg-684300105.html?x=0

ジャットエンジンが盗まれるとか、んなバカなと思ったが
よく考えると1.7トンだもんな。
盗もうと思えば盗めるか。

韓国だな

>>219
>ジャットエンジンが盗まれるとか、んなバカなと思ったが
何かの秘密研究に流用したのに決まっている。

ジェットをジャットと書き間違えると
何か大昔のSF番組の防衛軍みたいだね

またスクラップとして中国行だろ

宇宙航空研究開発機構（JAXA）は6月29日、
世界で初めてロケットエンジン全体の高精度流体解析の実施に成功したと発表した。

今回、JAXA情報・計算工学センターが、
次期ロケットエンジンに向けた「LE-Xエンジン技術実証」において、
エンジン全体の作動状況をJAXAスーパーコンピュータ『JSS』上で再現することに成功。
数年後に予定されているエンジン試験に先立って、
エンジン全体の高精度コンピュータシミュレーションで性能確認をした。

これまでの解析技術ではエンジン全体の解析を実施することは困難で、
個々の部品単位での解析を実施することで性能評価を実施していた。

今回開発した解析技術は、ロケットエンジンの信頼性向上に貢献するとともに、
燃焼試験で実証することの困難なトラブル発生時の挙動予測評価などにも適用可能、
今後の研究開発において燃焼試験に代わるもう一つの試験方法として期待されるとしている。

詳細は、欧州、米国の航空宇宙学会で発表する予定。

レスポンス
http://response.jp/article/2011/06/29/158708.html
http://stage.tksc.jaxa.jp/jedi/topics/images/20110629_img01.jpg

JAXA
世界で初めてロケットエンジン全体の高精度流体解析の実施に成功
http://stage.tksc.jaxa.jp/jedi/topics/20110629.html

今度はジェットエンジンで同じものを！！！！！

CFDって解析してもあってるのかどうか微妙だよなぁ

まあ極端に違うことはあまりないが

★ＩＨＩ“藻からバイオ燃料”

・池などに生息する特殊な藻からジェット機などに使われる燃料を生産しようという
　バイオ燃料の事業に、大手機械メーカーの「ＩＨＩ」が参入すると発表しました。

　「ＩＨＩ」はバイオ関連のベンチャー企業と研究開発の会社をことし８月に設立し、
　池などに生息する油を作ることができる特殊な藻を使ってバイオ燃料を作る事業を
　始めるとしています。ＩＨＩなどはこの藻を品種改良して１０００倍の速さで増殖させられる
　技術の開発に成功したということです。現在の生産技術では燃料１リットル当たり１０００円
　程度のコストがかかるということですが、技術開発を進めることで３年後に生産に乗り出し、
　２０２０年までにはコストを１０分の１以下に下げ、ジェット機向けの燃料などとして
　販売したいとしています。サトウキビやトウモロコシを原料とするバイオ燃料は地球温暖化
　対策として有効だとされながらも食糧価格の高騰を招くなどといった影響が懸念
　されていますが、藻の場合、食用にはならずバイオ燃料としての研究が盛んになっています。

　「ＩＨＩ」の出川定男技術開発本部長は「今は生産コストが高いが中長期的には高騰が続く
　原油とも十分、競争できる。原油価格高騰と地球温暖化の両方の解決策になるの
　ではないか」と話していました。
　http://www3.nhk.or.jp/news/html/20110707/k10014059841000.html

ガスタービンエンジンはどのくらいの量の空気を冷却に使っているのでしょうか？
たとえば1MW〜3MWくらいのガスタービンを冷却ありで作るのと、
無冷却で作るのではどのくらい大きさが違うもんでしょう？

>228
漏れも良く知らんが、抽気をブレード冷却に使わないと、燃焼温度が下がって効率がかなり落ちるから、
直径で1.5倍位大きくなるんじゃない？

セラミックタービン等を利用して同じ燃焼温度を冷却無しで実現した場合は？

全セラミックで高温下でも強度が持てば抽気冷却は原理的に必要ないんだろうけど、今のところそんな魔法は無し。
（ISASのATREXはC/Cコンポジットで挑戦してたっけかな？）
無論魔法が使えるんなら抽気冷却と遜色無い大きさになるはず、原理的には。（限界設計のマージンが余計に要る気はする、冷却の逃げ道が無いから）

今現在は表面に溶着でごく薄い所だけ温度特性を改善して内部は冷却している、
そんなんでも1ポイントくらいは効率改善されてるんじゃなかったっけ？

ガスタービンのシステムとしての空燃比は40〜50くらいはあったはず。
で燃料が燃焼できるのは空燃比15前後ということで差分25〜35位は燃焼以外に使われてる

そんなに！

公示第166号 エンジンの性能劣化に関するシミュレーションデータ取得及びアルゴリズム構築作業

>>232
空燃比は大きいほど燃料は薄くなる。

保守

　　　／⌒ヽ
　　/　´_ゝ`）すいません、ちょっと通りますよ・・・
　　|　 　　/
　　| /|　|
　 //　| |
　Ｕ　 .Ｕ
　　　　　　　　　　　　　

ミリタリーでなくて申し訳ないんだけど、旅客機といえどＪＥＴは軍事技術の転用
映画　レスキューズＵＡ２３２でＤＣ１０がＮＯ２エンジンが爆発して
操舵の油圧系統損失状態での着陸で、最後に傾きの修正ができずあの事故（実話）
になったけど、ＮＯ３単発飛行やＮＯ１の逆噴射なんてーのはできなかったのかな
飛行機もののお決まりの機内パニックシーンのない救助隊中心のストーリー展開は
おましろかった　ＣヘストンやＪコバーンも年取ったけどね　笑

ジェット３発って、ＤＣ１０の主翼２尾翼１、　Ｂ７２７の　尾翼に３発　のバリエーションあるけど
３発目の意味は？　このスレならわかるかな

727の3発は全部胴体だぞ
で、3発の意味って推力に決まってるだろ？

推力の問題もあったかもしれないが、主に安全性の問題だよ。

http://ja.wikipedia.org/wiki/ETOPS/LROPS
＞ETOPS制定よりずっと以前のエンジンの信頼性が低かった時代は、
＞近くの空港から60分以上離れたところを双発旅客機が飛ぶことは認められていなかった。

双発機ではなく３発機にすればこの規則を回避できるんじゃねって発想。
いまはエンジンの信頼性の向上から、
双発機でも空港から離れたところを飛べるようになったし、
３発機は燃費やメンテなどの理由で廃れた。

いやDC10もトライスターも外洋遠距離機として開発されてないんだよ
ダグラスなんか遠距離向けの４発も同時に構想してるし
当時は超音速機も予定されてたんでDC10もトライスターも中距離機なんだわ

７２７は尾部に３発でした　　どうして付けにくいところにと思ってましたが　単純にプラス１の安全性ですね　
ＤＣ１０なんかエンジンがフッ飛んだらヤバそうなとこですし
映画みたいにそうそうないか　　　ありがとうございました

　

今の超広バイパスの大出力エンジンで尾翼にエンジン付けたら異様だろうなあｗ

胴体後部にエンジンもってくることでタンクから遠くなるけど、その分主翼揚力は稼げるから翼を小さくできるんだろうね
７８７ができたから　３発も４発もいらんわ

>>234があるから、実際に動かさなくても良い、という事になったか
凄いなあ

DC-10もトライスターも米大陸横断機で始まってるんだよね。

>>243
VC-10の4発配置でたのむ。

トライスターとDC-10の三発って当時の法律上洋上飛行のためだろ

ジェットエンジンってスラストリバーサーっていう逆噴射装置ってあるよね？

羽根車を逆回転させるんじゃなくて排気口の切り替えで前方に噴射する事でブレーキやバックするらしいな
でもジェットエンジンやロケットエンジンってプロペラ機みたいに羽を回転させて発生する揚力が推進力の大半を占めるって話あるけど

それだと噴射方向変えても、プロペラは進行方向に周り続けてる訳だから前に進んじゃう気がするんだけど・・・


ジェットエンジンって車や船みたいにギアチェンジでタイヤやスクリューの回転方向変えるの難しそうだしな

wikipediaあたりのジェットエンジンと逆推力装置の項目見たほうがいいと思うが。

あとロケットエンジンはタービンが直接推力を生み出したりしないし、ジェット機や大型船舶にギアチェンジするような機構はまず無い。

つーかもうこのスレに書きこむ資格無い程の物知らずだな

どうせニュー速あたりからのお客さんだろ。

ようつべで旅客機着陸の動画でも見ればいいのに・・・
JT-8Dなんかすごく分かりやすいし。

先達達に尋ねたいんだが、
「日本が独自にユーロファイター級のジェットエンジンを開発できる！」
って議題なんですが。

個人的には「無理」だと思っているんですが、頑固な奴が
「出来る。F2の時も米の横槍がなければ作っていた」
「アメリカは日本が独自に開発するのを恐れている」
「三菱の奴が言っていた」と言って聞かないんですけど、正しいの？
＊三菱の件はコネが無いと思うんで、ただ闇雲に言い切っていると思う

練習機のエンジンと第一線のユーロファイター級のエンジンじゃ全然違うと思うんだけど。
ソニッククルーズのエンジンなんて無理だと思うって言ったら
新神のエンジンは日本だとか言い出して・・・・

岡部いさくも無理だと書いてたと思うって発言には
「あの人はアメリカ寄りだからそう言うの」って。
俺が間違ってるのか？

ソースなども示して教えてください。

>>253
そんなのが簡単にわかるなら誰も苦労しない。

>>253
XF5とEJ200は技術レベルで見ればほぼ同世代のエンジンであり、（XF5は）幾つかの技術では超えてもいる。
しかし実証エンジンと既に実用されているエンジンの間には、実用の意味でまだ大きな隔たりがあり、
心神にはXF５の戦闘機エンジンとしての実証の意味もある。
さてXF5の技術の延長でEJ200級のエンジンを開発可能かといえば、それは可能であろう。
しかしそれには５・10年単位の更なる時間とテスト環境を含めて大きな開発投資が必要だ。
また完成した時にOutofDateにならない為には更なる技術開発も必要だし、そこには当然リスクも有る。
ついでにたとえ完成したとしてもそれが必要とされる物かどうかは、その時の技術・軍事・政治環境しだいだ。
そんな物に大きなコストを支払うには、政権・国民の支持も欠かせない。
つまり開発に踏み切っても失敗・中止のリスクは幾らでも有る。

要するにやる気があるかどうかの違いである

むしろ、商売になるかどうかの違いではないかと

戦闘機用ジェットエンジンなんて、米軍機に採用されるんでなければ
そうそう商売になるようなもんじゃ無いよ
それは何処の国でも同じ

商売にならなくていいんなら、PWやGEと同程度の開発費と施設設備費を
税金からIHIあたりに渡せばすむんじゃないかね。

現状では商売になる見込みがないのと、
十分な開発費がないからできないだけで。

だから北海道に試験設備を作ったよ
近年拡張もしてるはず

後は人が育つ期間を少し考えとくべきかな。
さすがにいきなりは無理だ。

>>255
つまりすぐ使えるエンジンはP-XのFX-7亜音速エンジンだけ？

推力６ｔA/B無しではA−７クラスの攻撃機が限度だよね
あきらめて純国産機は攻撃機として

輸入機をF-35Aでいくのが良策だと思うがどうだろうか？。

>>262
>輸入機をF-35Aでいくのが良策だと思うがどうだろうか？。
君「面と向かって、バカ」って良く言われるよね。
99%が、大昔にそう考えた事を、「今日、私はユーレカ」してもえね。

今更、F-117に毛が生えた程度のものを作りたいのか？
それとも機外搭載な非ステルス亜音速攻撃機か？

>>264
A-7コルセア�Uのつもりですが何か？

>>262
高バイパス比エンジンで亜音速攻撃機だと、
高亜音速域で余剰推力は少なく、胴体は太くなり抵抗が大きい。
A-10の様な遷音速域に踏み込まない機体ならともかく、
亜音速域での運動性も求めるなら、A-7・AMX等の様に
NonA/Bの低バイパス比ターボファン使うのが定石。
まあどっちにしろ空自は求めてないだろうが。

中古空母の１００ｋｍ手前で対艦ミサイル数発発射して逃げ帰るだけが任務
それほど高性能がいるとは思えないよ？。

それなら哨戒機でもイイジャン

ちと質問。
我が国のエンジン開発能力は、現時点で世界的にみてどのくらいなの？
この先１０年の将来的にはどんなもん？

A/B付き１０ｔエンジンの開発についての現実性は多分無い

技術・設備面よりも資金面で頓挫する可能性が大きい。

220 名前：名無しさん＠十一周年[sage] 投稿日：2010/07/23(金) 13:38:07 ID:YCD69hNC0
>>216
IHIの技術部長によると
XF5-1エンジンの開発にあたり
エンジンの推力として　「8トンでも10トンでも作れる」　と防衛省に伝えたが
防衛省は研究開発費を極力抑え、且つ所期の技術課題が得られる最低の推力として5トンを選択
結果、XF-5は5トンのエンジンに

221 名前：名無しさん＠十一周年[sage] 投稿日：2010/07/23(金) 13:39:13 ID:/xEIEES/0
>>220
ソースは？


25 名前：名無しさん＠十一周年[sage] 投稿日：2010/07/23(金) 13:41:52 ID:YCD69hNC0
>>221
航空情報の6月号、池山部長の談話

>>271
>IHIの技術部長によると
>XF5-1エンジンの開発にあたり
>エンジンの推力として　「8トンでも10トンでも作れる」　と防衛省に伝えたが
>防衛省は研究開発費を極力抑え、且つ所期の技術課題が得られる最低の推力として5トンを選択
>結果、XF-5は5トンのエンジンに

まてまて。したら我が国は予算さえ付けば、いつでもまともな戦闘機エンジンを開発可能だということだぞ？
それはすなわち、国外調達する必要性が無いか、もしくは国外調達するにしても購入価格を値切れるという
ことでもあるがね。今までの常識が軽く覆されるわけだが、ｿｰｽはあるのかね？

技術の制限じゃなくて流量の制限だし

どの道推力10tじゃろくな戦闘機は作れんし。

双発20tなら結構な戦闘機が作れるだろ

>>275
>双発20tなら結構な戦闘機が作れるだろ
ステルスで無ければ？

>>272
お前の言う常識とやらが、クソなだけだろ。

4発40tならどうだ？

それはP-4の話か？
超音速可変翼哨戒機の

炭素繊維複合材多用するステルス戦闘機なら８ｔ双発でも十分だわ。

98 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2009/02/28(土) 13:56:04 ID:???
2月19日の（日刊）防衛通信の記事から、
心神用にXF5の改修型を予備も含め3台製作するそうです。
内容は、推力を5トンから6トンに上げる。
推力2割り増しになって、少しは良くなると思われ

６トン双発で計１２トン程度やっとF-2の出力に近づいたか

実用機だと最低８トン双発以上は欲しいと言い出すと思うが
お金が無い現実が悲しい。
（はやぶさ�Uもカミオカンデも廃止させて暴力的に予算分捕る旧軍方式でいくしかないか。）

>>281
総重量８２００ｋｇの機体に推力１２トン……？

それ3年近く前の、どこまで本当か分からん話じゃん

>>283近年では、離陸時重量9tという話も多くなっていた

"改修型"ってのがソースなしだからなあ。

心神にはインテイクダクトを曲げてる分の、その影響で空気流入量不足があるから、
XF5-1の推力５ｔでは予定の能力を発揮できないことが分かったため、推力向上が必要だからとかあっただろう。
だから、心神の高運動試験の性能向上のためではなくて、維持のためだろうな。
６ｔ化が無理だったら、性能が落ちた心神になるんだろう。

心神は武装を積まないからね
6t 二機なら試験用の機体としては十分な推力

6t化てのがその後、予算付いて今開発中の新型高圧タービン等の採用とかの改修型のこと
を当時言ってたんじゃないの。
違うなら凄いけど。
心神の予算が少なくて機体の耐久性が低いから、それを載せる機会があるか疑わしいけど。

>>286
そういった損失込みでインテークの設計するもんだろ
あんまり頭の悪いレスばかりしてると例のスレにコピペされるぞ

例のスレって何だ？

インテイクと言えばPAK-FAみたいなやり方はどうなんだろうね。

あれ、絶対本国で使う分にだけレーダーブロッカー付けて生産するんだぜ。

素人考えで推力アップには、タービンの直径を大きくすればいいと思うけど、
そうできない何か壁みたいなのがあるのでしょうか？

>>289
6t化の記事が出たときそう言われていたんだが、軍板のスレで。
おそらく、記事自体がそのような内容だったんだろう。

>>293
http://toro.2ch.net/test/read.cgi/army/1323693342/

>>294
過去スレみるなり、その記事探してみれば、お馬鹿さん。
　

これはみっともない

>>281
>>286
>>293
　これ全部、同一人物のレスだから。
その記事の存在自体教えてもらったくせに俺に威張るなよ。
　それとも、それ知っていたの？
>>296

恥の上塗りとはこのことか

>>298

心神はフランスにもっていた機体は前下方から
エンジンブロッカーは見えていたからな。
一方、今年の技本の発表会のでは、ダクトをより上に曲げた設計に
なっていた。
ダクトの形が変わってきてんだが。

>エンジンブロッカー

レーダーブロッカーのことだよ。
御馬鹿さん。

レーダーブロッカーｗｗｗ

でも夢があるなあ…

頭に血が上ってるから凡ミスをする
だいたいインテークダクトの変更はRCS対策
リップやダクト径の変更が確認されてるなら流量不足に対する改修とも取れるが無理矢理すぎ
そもそも高AOA時の吸気効率も考慮してインテーク設計してるのに流量考慮してないとか有り得ねーわ

ＸＦ５−１の推力５ｔの開発て
心神と全く関係ないからな。

>>304
イミフ

記事があった当時は、２ｃｈでそういわれいたからな。
俺は元記事読んでないけど確か。
記事はそのような内容だと思ったんだけど。
技術者を過信しすぎじゃないの。
まあ、エンジン開発費捻出のための理由付けかもしれないけど。

元記事見ても居ないのに言い切る辺りダメダメ

元記事を読んだ奴のレスを読んだんだと思うけど。

で？
元記事の抜粋なら兎も角、レスしてた奴の憶測が混じってた場合は？
お前さん、憶測に憶測重ねてる可能性が高いからはっきり言って信憑性丸で無いわ

過去スレ探してみるか、俺のキオク違いだとまずいけど。

719 名前：698[sage] 投稿日：2009/03/01(日) 00:07:55 ID:???
XF5のスケールアップはまず、ない。
もともと、XF5は、F404のミニュチュア版みたいなエンジンです。
スケールアップすると、色々とまずいことになる可能性があるため。

元々、今回の出力UPは、現状の心神の推重比が1.0前後であるためと思われ。
心神はステルス以外に推力偏向を使った高運動（ポストストール）もやる予定
だから、推力は多ければ多いほど良いのよ。

723 名前：698[sage] 投稿日：2009/03/01(日) 00:29:44 ID:???
補足
XF5の推力は、公称：5トンと言っているけど、
この推力は、最適な状態で行われた試験でのチャンピオンデータです。
これが、一般的なやり方なんです。
言い換えれば、コンスタントに5トンは出ないかもしれないってこと。

また、エンジンを機体にインストールすると、インテークなどで起こる圧力損失や
ジェネや油圧ポンプを動かすために起こる出力損失を考慮すると
推力はどんどん目減りしていきます。
これが、一般的に言われる「サージ・マージン」の正体です。

インテークについて書かれた書籍によると、100%オフセットされたインテークの
圧力係数は0.9と言われています。
心神やF-22を正面から見てファン面が見えないってことは、オフセット量は
100%以上であるといえます。
ですから、心神の場合、5×0.9×2で、MAX9ﾄﾝしか出ないと言えます。

心神スレの過去スレだけど。
本人の推測を入れてるて批判されてたわ。
単なる性能アップを目指してか


736 名前：名無し三等兵[] 投稿日：2009/03/01(日) 12:37:37 ID:+TbI3sle
>>732の言う通りだよ。民間でも昔は特許どんどん取得しましょうという方針だったが
今は、重要な技術ほど公開しないよ。
>>719,723　公開されている数値が正確な数値ではないよ。
F404のミニチュア版ってどこが？
自分の幼稚な推測でかいちゃダメだよ。

レーダーフロッガー

一方で軍研には「現在の高空試験設備では、XF5の最高性能はどうもまだ出せていないようなのだ」
なんて説があったり、

あるいは「XF5は7.7tの過負荷試験に耐えた」なんてガセもあったりするｗ

結局だ現実問題として台湾の経国軽戦闘機レベルの国産能力しか存在してない

これが日本の実力ということか？。

双発にすれば国産エンジンでF35とハイローミックスって夢のある話ですねッ

搭載機　エンジン　出力
F-22　F119　リヒート時156kN
F-35　F135　ドライ出力125kNリヒート時191kN
F/A-18E/F F414 ドライ出力62.3kNリヒート時97.9kN
F-15　F100　ドライ出力79.1kNリヒート時129.6kN
F-2　F110　ドライ出力75.62kNリヒート時131.23kN
ラファール　M88　ドライ出力50.04kNリヒート時75.62kN
EF-2000　EJ200　ドライ出力60kNリヒート時89kN
Su-27　AL-31　リヒート時122.58kN
MiG-29　RD-33　ドライ出力50kNリヒート時81.3kN
J-20　WS-15　リヒート時176.5kN

これを見るとスリムにするよりも、
素直に直径大きくしたほうがよく見えてくるな。
スリムかつパワフルにすると五月蝿そうだし。

>>275
F-15Jとほぼ同等の機体はつくれるな

双発でF135より少し出力が大きいくらいにとどまるんでないの

>>318
出力不足で太らせるのは容積そのものがブーム増量に直結して
排気の余剰エネルギーも減少するから
遷音速以上が命な戦闘機用エンジンとしては最悪の選択
今のアメリカエンジンがバイパス比を増やす事が出来てるのは
コア出力が変態級に高いから余裕を持ってるだけの事

>>321
F119, F135 は>>317 の中でも一番大きい方になるんだけど

>>322
だから
>今のアメリカエンジンがバイパス比を増やす事が出来てるのは
>コア出力が変態級に高いから余裕を持ってるだけの事

と、言っとるがな。
もしかしてスペック表読めても文章読めない人？

小さい方が良いってのは間違いだって事だな

どうだろうな、
レシプロと違ってエンヂンの中を通過できる空気量を
支配するのは排気量でなくて口径だから、スケールに対して
三乗ではなく二乗で効いてくる。

推力重量比では小さくした方が有利っぽいとは言えそうだけど。

あんまり小さくすると制御機構の重さが無視できなくなるとの事
そしてXF5のサイズではその影響が大きい

>>325
何の為にコンプレッサーが付いてるんだよ

推力はおおよそのところ、直径の二乗に比例し、タービン入り口温度に比例する

F119は戦闘機用としては最も大型の部類の 120cm 級で、燃焼温度も一番高い
バイパス比は F-100 より小さい、つまりコアはでかい

エンジン単体での推力重量比が良くなるのは、だいたい 90 cm クラス
戦闘機に組み込む場合は 110 〜 120 cm クラスが全体としては推力重量比が良くなる

ところで>>327って音速ってものを知らないの？

>>325
>推力重量比では小さくした方が有利っぽいとは言えそうだけど。
有利と言っても限界があるじゃろ。
F-35でもコスト･整備性その他を鑑みて双発が必須ではなくなったからこそ
F135の単発ではないのかなぁ？

あれはJSFの初期から単発要件だよ
ハイローミックスのローだから

実際のところ F-35 くらい重くなったら、単発では無理が出やすい

おかげで堅実にVTLO実現を第一に設定したはずのX-32が無理無理の機体に

X32は重心付近にエンジンを付けてるんだろう
噴出し口を工夫したらガゥークができるんじゃねぇ

>>325
レシプロの排気量はシリンダー容積でしかないんだが
入ってくる空気量は空気取り入れ口の口径と流速そのほかいろんな条件で全然違うぜ
間欠か連続かだけでやってる事はレシプロもジェットも一緒
慣性って知ってる？

レシプロでも二乗三乗則が効いてくるから同じ排気量なら多気筒が馬力出る。

駆動損失は？

シリンダー数が増えれば燃費は悪くなるけど馬力は出るようになるな

シナサイトにタービンがEJ200はCMSX-4でF119/F135はCMSX-10って書いてたけど公表されてるの?

回転数を上げるのに多気筒化は有利だが同じ排気量で同じ回転数なら機械的損失で
マルチシリンダーは不利だぞ

>>340
レシプロの機械損失は率的には極僅かだし
一般的に同排気量で同回転数なら
少シリンダーのほうがピストン速度は早いんで、その差は事実上無視して良い

マルチのほうが燃費悪いのは壁面が多い＝冷却損失が増えるからだよ

>>341
ピストンが壁面に横に当たって抵抗に成るのも知らないの？
何で今のエンジンがロングコンロッドにして壁面抵抗を減らそうとしてるんだよ

>>342
そりゃそれらは抵抗だよ？
全体に占める割合は5％も無いけど、潰せるなら潰したほうが良い損失だ

で、それはストローク量が大きいほうが当然摩擦も大きいわけで
つまり気筒数が少ない方が気筒あたりの摩擦は多くなる
だから同排気量のマルチシリンダーと同じ回転数なら
摩擦損失はどっちが多いかというと正直条件次第で逆転する程度なのだよ
（同じピストン速度でならシリンダー数が少ないほうがそりゃ有利だろうけどな）

ありえない仮定で屁理屈こねても意味ないだろ。
それにここではタービンエンジンの話をしろよ。

そういえばM1のエンジンはこのスレの守備範囲なのか？

中国はj15の双発エンジンの同期の仕方が分からなくてうまくいかないという噂だけど
双発になるとどの辺が大変なんだ？

>>345
うーんどうだろ…
ジェットエンジンといったら世間一般では飛行機のガスタービンエンジンを指すからね
Ｍ１はガスタービンエンジンだけどジェットエンジンではないかなとは思う

ターボプロップやターボシャフトをジェットエンジン扱いするのは、少なくとも趣味板ではおかしいだろ。
ましてや陸上用ガスタービンなんて論外。

他にガスタービンエンジンのスレが無いからココで良いんじゃない？

>>348
相変わらず、自分の屁理屈通したいんだな。

誰と混同してるのか知らんが、M1のガスタービンの話なら戦車スレでいくらでも出来るんだが。
長いこと動きがねーから誰もネタにしねーけどな。

ガスタービン　⊃　ジェットエンジン

逆は成り立たない

>>352ラムジェットやパルスジェットやカプロニカンピーニのジェットはガスタービン機構を採用していない

純ジェットしか語れないんなら、誰も来なくなるぞ。ｗ

個人的にはガスタービンは全部OK,当然ターボシャフトは範疇。なのでM1のAGT1500も範疇。
最もAGT1500の何を語るんだろう？とは思うが。

船舶用のガスタービンも有るしな

船舶用ガスタービンの元が航空機用ターボファンの場合も多いな

殆どはそうだね
WR-21 があの出力域では初めての船舶専用のガスタービンでは無いかと思う
RB211 で得た技術を活用しながらも全く別のものになってる

有事ともなれば あっという間に出来上がり！

なんだろうがな

XTS2の開発が終わったら、フォローアップに入るかXTS3(仮称)のどっちに進むかな
T700クラスのエンジンを開発できればいいんだが

T700 は一回り大きくね？

質問いいかな？ジェットエンジンやロケットエンジンは
断面積分しか推力が増えないらしいけどジェットエンジンの全長と速度って
関係ないの？
よければ助言お願いします。
スレ違いなら無視してくれていいよ

関係ないよ
全長は主にコンプレッサーの数で決まるけど
段数が少なくても圧縮比が上げられれば短くてもかまわない

燃焼温度がキモなんだと、熱いとブレードが溶けちゃうからブレードの冷却や熱膨張やらかなり難しいらしいね

そうなのか・・。
じゃあジェット機の加速性能は極論で言えば機体の重さで変化しないのかな？

失礼、誤字。
同じ構造のジェットエンジンを使うなら加速性能は機体の重さでしか変化しない
のかな？

大雑把に言って空気抵抗と重さで変化するけど？

つまり航空機は小型化するほど加速性能や最高速度も速くなるっていうのでいいのかな？

どうでもいい質問にわざわざ答えてくれてありがと。

最高速度と加速性能は別
コンコルドとかSR-71が良い例

翼型と後退角についても学ぶといい。
小型化しても高速に向かない形ってのはある。
A-10を小型化して大推力エンジンに換装しても
超音速突破とか無謀なのはわかるだろ？

それに小型機は搭載燃料も少なくなるから
ミリタリー推力やA/B時の燃費のいいエンジンじゃないと
最高速度を維持できる時間が短くなる。

結果として搭載燃料が多くて大推力の大型エンジン積める大型機体の方が
一般的には速い速度を長い間発揮できる。

後はまぁインテークだな。
境界層を分離したり、超音速衝撃波を上手く処理してやらないと
吸気効率が著しく低下したりエンジンに無理がかかる。

ミリタリー推力やA/B時の燃費のいいエンジンじゃないと
最高速度を維持できる時間が短くなる。

って書いたけど、F-22や一部のロシア機はアフターバーナー使わずに超音速超えられるから
超音速を発揮できる時間は長いってのは御存知の通り。
ステルスってウェポンベイに兵装積んでも空気抵抗増えないから
武装した状態でも速度性能が下がりにくいのよ。

ちょっと気になったのでもいっかい質問

同じ形状、同じ構造の大小二つの航空機で同じ位置からスタートしても結果的に
航続距離や速度は大きいほうが早いのかな？
ホント言うと漫画描くために勉強してんの。でかいから早いみたいないい加減な事描きたくないから。

エンジンを相似形で大きくしてまともに動くんだろうか？

小さすぎるエンジンは分厚くしないと、溶けてしまう

大きなエンジンは2乗3乗則に合わせて厚めに作ってある

最適サイズはEJ200

結局、大きい小さいというよりも、どっちが最適値に近いかっていう普通の話だな

なるほど、強度的な問題と最適に動作するスケールみたいなのがあるのか・・。

たとえば原寸大のA-10と1/10スケールのA-10なら離陸に
必要な時間と距離は十分の一でええのかな？
最高速度はどっちがはやいんだろ？

なんかしつこいようでごめんね。

コレまでの話を聞く限り、正確に答えるには完全新規設計並みの情報が必要になるんじゃねえの？

>>376
縮小率と効率は比例しないよ
物理の本読んで見て

いやいや
マジレスすると
同じエンジンを搭載した、同じ形状の航空機は
小さい方が加速も最高速も上

エンジンもスケールで変わるんなら
小型のほうが不利

>>376
1/10スケール機は、翼面積は1/100、重量は1/1000
言い換えると翼面荷重は10倍低いので、離陸速度は3.16倍低い

☆推力重量比が原型と同じなら
大雑把にいえば離陸加速時間は1/3で良く、離陸滑走距離は1/10で良い

1/10スケールのエンジンは口径面積が1/100なので、推力は1/100でしかないが
機体の重量が1/1000なら、まあ推力重量比は原型の10倍良い
☆1/10スケール機の離陸滑走加速は原型の10倍としたら
離陸滑走時間は原型の1/30、滑走距離は1/100になるかな？

速度は形状抵抗が1/100で、推力が1/100なら同じぐらいになりそうだが
レイノルズ数の関係で、1/10スケール機が同じ速度を出すと
抵抗係数が大きくなるので原型ほどの速度は出せない

大きく長いものほど速度面では有利（船なんかでよくわかるな）

実際には1/10だからって1/100の重量に収まるとは言えないし
推力もスケール比じゃないんで簡単な話じゃないが
小さくすると機敏にはなっても速くはなりにくい

F100造ってんのになんでできねーの？

376です。
いろいろと詳しいアドバイスありがとう。大変助かるよ
巨大航空機や兵器が出るもの描きたかったんだけど最近調べれば銃はでかくなりゃ
初速落ちるし、もぅいろいろ混乱しまくってたの。

迷惑じゃなきゃまたこのジャンルでわかんないこと聞きにくるよ。

漫画のクレジットにはここのこと書いておくから。何年先になるかわかんないけど。

是非BAEライトニングの様な変態飛行機を出してくれ
B-52みたいな8発爆撃機とかな。

まぁそう言っといてなんだけど、
あまり奇をてらうような航空機ばかりだと
漫画にリアリティなくなりかねないから、オナニーにならんように程々にな。

エンジン単体の推力重量比は小さい方が有利なんだよな

とはいえ例えば777をCFM56を8基もつけて飛ばしたら配線と配管の重量が大変なことに。
F404が3発とかJ85が8発とかの変態戦闘機とかも見てみたくはあるが。
あと、調べると商用ターボファンだとでかい方が燃費がいいのよね。
CF6/PW4000/RB211クラスに比べるとCFM56/V2500はどうしても一段落ちるし、
さらにその下のクラスはもっとよろしくない。投入できるコストの違いなのか寸法の影響なのか。

エンジン単体の推力重量比が良くても、燃費が違うだけで簡単に逆転されちゃうからなぁ。

>>385
ガスタービンエンジン全般が大型の方が熱効率高い傾向があるし、バイパス比の差も効いて来るんじゃね？

高速性能無視していいなら
A-6イントルダー程度の対艦攻撃機を純国産してほしいが
亜音速で推力ドライ５ｔ程度双発で大型船舶レーダー搭載した非ステルス攻撃機

その程度の機体を製造できないならもう国産計画破棄して
F-18E購入してF-35の量産ライン稼動をジックリ待つとかF-22の再生産計画持ち上がるのを
画策するとか有りだと思うがミリなんだろうか？。

×　ミリなんだろうか
○　ムリなんだろうか

訂正します。

日本にはもうF-2がありますし保有できる兵器の定数が決まっている中で
対艦攻撃専用機を調達するのはミリです

定数が問題なんだよ

かつて戦艦の軍縮が議論された時代には
定数一杯の戦艦をどうやって性能アップするかで破壊的予算の浪費が起こった

それまでは旧式戦艦を海防艦として残していたが
性能競争のおかげで全て退役即廃艦となりかえって予算が浪費される羽目に陥った
性能競争しても際限なし大東亜戦争突入したら

性能よりも数を求めるほうが有利だとなり
性能を抑えた戦時急造艦に重点がおかれる始末
亜音速でも大型レーダー搭載の作りやすい機体が要求されても
おかしくないと思うのですが。

そうそう
質より量だよ
これからは半使い捨て無人機の時代

>かつて戦艦の軍縮が議論された時代には
>定数一杯の戦艦をどうやって性能アップするかで破壊的予算の浪費が起こった

珍説あらわる

小文字だろ

>>391
RQ-1はMIG-25にすら負けたぞ
無人機優勢の時代はずっと先の話だよ

超強武装のドーレット級戦艦でド級戦艦という言葉まで登場したのに知らないの

>>392モマエアホヤロ！。

低温ジェロケットエンジン出来たらいいな。

弩級戦艦は画期的ではあったけど決して強武装なわけじゃない
まぁ 新しい時代を作ったのは間違いないが…

>>395
スレチの上にド級戦艦の何処が確信的かも知らないで軍板に居るって何目的？

すまんけど「確信的」ではなく「革新的」だと思う。

スルーしなよw

能動的398

>>396いずもざき

>>385＞J85が8発とかの変態戦闘機

XF-109ってその位無かったっけｗ

http://ja.wikipedia.org/wiki/D-188A_%28%E8%88%AA%E7%A9%BA%E6%A9%9F%29

ベル社は垂直離着陸できる戦闘機の構想を持っていた。最初にアメリカ海軍がベル社のD-188案に着目し、1955年になるとアメリカ空軍もこれに着目し、
海軍型D-188、空軍型D-188Aとして開発が進められることとなった。最大速度はマッハ2.3を計画していた。D-188Aは肩翼配置の短い主翼を持ち、
主翼端には各2基ずつのJ89-GE-5・ジェットエンジンを装備している。このエンジンは水平から垂直まで2基組のナセルごと回転する。
機体前部・コックピット後方にはJ85-GE-19・ジェットエンジン2基がリフトエンジン用として垂直方向に装備されている。インテイクおよび排気口には扉が設けられ、
水平飛行時には閉じられるようになっている。以上の4基のエンジンで垂直離着陸を行うが、
この他に水平飛行用としてJ89-GE-5・ジェットエンジン2基が胴体後部に装備されている。操縦手は、8基のエンジン推力の調整を一人で行うこととなっていた。

1960年にモックアップが完成したが、1961年には実用性に問題があるため、開発中止となった。

ベル社は当機の正式採用に向けてD-188にF3L、D-188AにF-109の命名を軍に要請し、D-188についてはXF3L-1の名称が与えられた（与えられなかったとする説もある）が、
XF-109の名称は2度の要請を行ったものの却下された。なお、F-109の名称はD-188Aの他にF-101の全天候型、F-106の複座型などにも予定されたが、
それぞれF-101B、F-106Bと変更され、またライアン社はX-13を発展させたVTOL戦闘機にも使用を希望したが、計画自体が中止されたため使用されなかった。

他の候補機が別名称になったり計画中止になったことに加えて、ベル社では広報にあたって命名されていないにも関わらずXF-109の名称を使用していたため、
一般的に当機がF-109であると認識されている事が多い。

J85は細過ぎる

今なら、XF5を翼端それぞれ2つ、尾部に1つしかも推力偏向ノズルで離陸にも使える、更にXF5とコアが共通のエコエンジン(推力4t)を胴体内に1つ
総推力9tでこのD-188と同じ性能を出せるか

ステルスもクソも無いｗ

殆どの航空機は重心が主翼前縁近くにあるから、
前の方にも下向き推力をつけないと垂直離着陸できない。ひっくり返ってしまう
ハリアーもYak-38もX-32もF-35もそうなっている

前の方にエンジンやリフトファンをつけないと、
主翼端のエンジンを前縁近くで回転させることになり、重量バランスに苦労しそう

あるいは無茶な方法としてはケツのエンジンで上向き推力を発生させてバランスをとるか？

>>406前進翼機の翼端に
上のXF-109みたいな転換式エンジンを積めばいいじゃん

大体、重心は、主翼の翼弦の前の方、1/3〜1/4位のところに置くって言うね。

そこで支えて、水平になるようにバランスを取る。

>>408
前進翼ではエンジン回転軸の強度が足りないだろう
クリップト逆デルタなら可だが、
その場合でも水平飛行時に重心が前に寄りすぎるかもしれない
エンジン回転軸より後にエンジンの重心があれば上手く行くかも知れないが、長さの問題があるからどうか？

＞前進翼ではエンジン回転軸の強度が足りないだろう
なんでそう思うのだろう？

前進翼といえば強度不足

だが速度のない状況なら前進翼でも後退翼でも
翼端に回転軸のあるジェットエンジンポッドなんて付けたら変わらんなｗ

いや結構違うぞ
翼の前の方に着けると言うことは
後退翼なら丈夫な部分に着けるということになる
前進翼なら弱い方に着けるという事になる

>>412
強度不足？
根本的なことを理解していないようだね。

>>413
意味わからん。

>>414は根本的と言いたいだけのバカ

理解してる部分を解説すべきだったな。

エンジンを重心後方に配置してかつ重心付近から推力を取り出すレイアウト
ttp://www.freepatentsonline.com/4901947.pdf
ttp://www.abovetopsecret.com/forum/thread360726/pg1
ttp://www.aircraftdesign.com/rivet3vw.jpg

>>418
こりゃまた強引な
利点は何だろう？

・前方下方からのRCSを小さくできる
・ウェポンベイを配置しやすい

F-117と同じようなものをより小さく安価に構成できるとか？
しかしこの燃料の位置だと飛行中に重心が随分移動するなぁ

まともに飛ぶとは思えんよな。＞燃料配置

やはりコンピュータ無しでは飛べない機体か

水平状態のまま離着陸するから無理がある
やはりZガンダムウェイブライダー的な姿勢がよい

VTOLやなかったっけ？
この機体

>>423
パテントはそうだけど、この絵のままだとVTOLはキツイでしょ
STOLにはなりそうだけど

>>424
どう見てもダイレクトリフトのための構造だと思うが。

二本脚だとひっくり返るよ

　　　　　　　 /＾l'"'"~/＾i'ﾂ'ｯ.,
　　　　　　ヽﾞ　　　　　　　　　ヾ.
＿＿＿　　ﾐ´ ∀　｀ 　　　　　　彡
＼　　　＼ ｯ　　　　　　 _　　　　　ミ
　 ＼　　　＼＿.,,._,,.,.（,,_,ﾉ,._,,.＿＿,,~)
　　　￣￣￣ ￣
>419
RIVETの提案者はいろいろと利点を並べていたもさが、他の方式でも実現できるものが多いもさ。
RIVETにあって他のほとんどの方式のSTOVLには無い利点は、
「STOVL用でないエンジンを用いてSTOVL機が作れる」もさ。

吸気と排気をそれぞれ180度ターンさせないといけない問題が致命的もさが。

ただ、実際に作るとなるとこのレイアウトでは前後バランスが難しいもさ。
燃料も武装も重心の両脇に並べる（燃料は主翼に入れて、武装は主翼に吊り下げる）方が現実的だと思うもさね。
スピードもステルス性能も諦めて、AV-8の後継だけ狙えば成立するかもしれないもさ。
「前線近くの簡易飛行場から運用できる安上がりな亜音速機」として売り込めば、陸軍は支持してくれそうな気が
しないでもないもさ。アフガンでもAV-8を誉めていたもさね＞米陸軍


ところで話変わるもさが、どなたかハインケルの遠心式ジェットエンジンのスペックについてお勧め資料など教えていただきたいもさ。
webで調べてみると、同時代のイギリスの各社や、ユンカースのエンジンに比べて推力あたり燃料消費（TSFC）が
1桁大きい数字ばかり見つかるもさ。

>>426
X-32もF-35も2本足なわけだが

>>428
違うよ

>>426
ショートSC.1に至っては1本脚に近いぞ。

>>427
ターボファンのハリアーでやっとモノになったのに、あのエンジンじゃ無理でしょ。

重心の位置を挟むように幾つかの噴出口が要るのよ
ハリアーはハッキリとした四つ足だし
二つや一つに見えるものも小さな噴出口が幾つかある
そうで無いと制御のしようが無い

>>418 でもそのノズルが翼と頭と尻尾にあるはずだが、
その絵のままだと重い燃料が尻にある状態では、
完全なＶＴＯＬだとかなりの量を尻から噴射せざるを得ず、
燃料が空に近い状態ではちょびっとしか噴射しないという
よく分からんものになる

パテントの方の図の機体はもっと常識的な形状をしているので、
燃料を重心近くに置くという想定なのかも知れんが、
それだと主ノズルの位置はもっと前に無いと

>>432
そんなんエンジン配置の特許の画像だから省いてるだけだろ。
それに制御用の噴射口を入れるならハリアーだって4つ脚どころか7つ脚だ。

燃料タンクは省けない

>>432
省いてるのは燃料タンクではなく制御用ノズルの話。

制御用ノズルも燃料タンクも実機では省けない
ではどうやって重量バランスの問題を解決するのか？
尻に燃料が詰まっているときは垂直離着陸しないつもりかもしれない？
そもそも尻に燃料を入れるつもりは無いのかも知れない？
どうやって制御用ノズルへガスを供給するのか？
熱い排気を使いたくないから、後ろの方から抽気することになるだろうが、
尻のノズル以外ぜんぶエンジンをまたいで引っ張ることになる、
ハリアーは逆だからエンジンをまたぐのは尻のノズルだけだが。
また、尻に燃料がある場合は、抽気量が随分変動してしまう。
要はその特許はエンジンの逆配置を規定しているだけで、
ＶＴＯＬに関して肝心なところは言うつもりが無いんだろう。

今更ながらだが
ハリヤーのペガサスエンジンって凄いんだね

V1のパルスジェットて推力どんくらいなんだろ

>>438
300kg

揚抗比が10くらいか。

パルスジェットなら空き缶で作れるよ
音が凄いけど

［ロストウォーズ〜鋼の大戦争〜］第3サーバー「挟撃戦」が4月18日（水）15時より始動！記念イベントも同時開催

ブラウザゲーム「ロストウォーズ」（http://www.rrgame.jp/war/）の新サーバー[挟撃戦] （http://x3.war.rrgame.jp）を4月18日（水）15：00にオープンし、そしてリリースを記念して限定賞品

が獲得できるイベントも開催することを掲載します。

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新サーバー[挟撃戦]限定イベントその1：定番初心者ボーナス！
■イベント期間：プレイ初期
■対象者：[挟撃戦]サーバー
■イベント内容：毎日ログインするだけで、初心者限定の賞品が貰える。
■賞品内容：ゲーム開始と同時に、一定時間を過ぎると初心者ギフトパックが現れます。
■賞品配布期間：ゲーム開始した後現れます。
■賞品配布場所：ゲーム画面の左上にあるギフトバックで受け取ってください。
※オンライン時のみカウントを行い、ログアウト後は再ログイン時から再開されます。

※詳しくはサイトまで！http://www.rrgame.jp/war/

▼PC版　「ロストウォーズ　〜鋼の大戦争〜」のURL
http://www.rrgame.jp/war

▼IPAD版　「Lost Wars ？HD」のURL
http://itunes.apple.com/jp/app/lost-wars-hd/id509454308?mt=8

daily wing 2012 4 16

＜防衛関連ニュース＞
★次世代エンジン主要構成要素（その2）、IHIと契約
　高推力重量比の将来戦闘機エンジン要素を製造へ
★電子防御装置の搭載試験のためのF-15機体改修
　三菱重工に約8億円で技術確認試験等含めて発注

840 名前：名無し三等兵[] 投稿日：2012/04/16(月) 18:14:13.27 ID:Cofq5q/L [2/2]
>>827補足

WING NEWS 今日
防衛省装備施設本部は先頃、
技術研究本部要求の「次世代エンジン主要構成要素（その2）の研究試作」につき、
IHIと32億9070万円で契約した。

ほぼ３３億
想像してたより太っ腹じゃん

>>443
>IHIと32億9070万円

本当に戦闘機エンジンやるのか。

研究開発費にしか成らん金額じゃん

高温に耐える新素材を使い、新型タービンを作ります
これまでより200℃も高い温度に耐えられるので、推力が1割上がります

また、タービンや圧縮機も従来より軽量かつ高効率に仕上げます
もちろん流量も改善されます
これにより、XF5サイズであれば、推力重量比9.5以上を目指すことが出来ます

こんな研究だ

しかもこの辺の金額だと、たぶん、実際にXF5に組み込んで動かしたりはしないんじゃないのかなあ？との事だが
詳細は不明

いきなり、今までの流量の倍のエンジンに相当するタービンと圧縮機とファンと燃焼室を作って
「これ組み上げて動かしたいので次の予算くださーーーい」とやるかも知れんｗ

そんなにカネかかるの？
XF5サイズなら大規模な設備投資はナシでしょ

予算関連のＰＤＦだと地上試験用に二年間あるから、ぶっ壊す程度に
動かすのかな。予算が少なすぎて、大してテストができるとは思えないけど。

>>448
RRはエンジン昔開発失敗して倒産したよ

参考にならんな、それ

>>450
三軸エンジンの開発にてこずったんだよな。

エンジンのファンにホウ素繊維強化プラスチックを使おうとして断念した

ホウ素、というと、普通の日本人はホウ酸団子しか連想しない

だが、ホウ素の単体はダイヤモンドに次ぐ硬さの結晶構造を取ることも出来る
そんな訳でホウ素＝ボロンを繊維化してプラスチックで固めた複合素材が出来たが、
炭素繊維に比べて強度が低くて、ターボファンエンジンのファンには使えなかった

だがロールスロイス社はそれにこだわり過ぎてどんどん計画が遅延し、ついに倒産してしまった
なお、10年間国の支援を受けた後に、ちゃんと再生した

ホウ素と聞くと超硬度切削工具が思い浮かぶなあ、
ホウ素って結構軽いんだよね。

ホウ素と言えば、釣竿だろ？

RB211 のファンブレードは当初カーボンファイバー製だったんじゃね？
それが上手く行かなかったときのためにチタニウム製ファンブレードも作られていて、
それに換装して完成までこぎ着けたはず

複合材製ファンブレードは確かに遅延の一因となったけど、
それよりエンジンの大きさとバイパス比の大きさと三軸構成が難しかったのだと思われ

XF5 の開発費は確か150億くらいだったような
33億なら改良の予算としてはそんなに少なくないような

釣り竿とかゴルフクラブとかラケットとか、ホウ素というよりボロンと言ったほうが
通りが良いだろうな。

>>453
保険として平行開発してたチタンブレードも上手く行かなかったのが致命的だった。

RB211の開発遅延は、ほぼRB211専用として開発されてたロッキードL-1011
トライスターの納入遅延に繋がり、それによる初期販売不振はロッキードの
民航機開発生産撤退の大きな要因にもなった。

>>457
>33億なら改良の予算
単年度の研究予算が33億？それならびっくりするような巨額。。
ATD-Xスレでは公知の事実として誰も驚かないのだが、
ATD-X予算と対比しても大きい。

>>452なお可変翼のトーネード戦闘機のエンジンであるRB199も3重軸エンジンである
まあファンや圧縮機の回転速度を細かく指定できる方が確かに効率は上がる
軸の強度を無視すればだがｗ

そんな訳で、RB199は戦闘機用エンジンとしては例外的にバイパス比が大きい
1：1.1もある
お陰でRB199はタービン直前温度が1300℃未満である割に燃費が良いとされている
しかも積んだ戦闘機が可変翼であったお陰で、機体本体に対して推力重量比が0.7くらいしかないのだが
Mach2を出せた

物事を単純化しすぎるのは人間の悪い癖

>>459
(その1)は防衛省で検索すれば出てくるが(その2)は出てこないんだな
(その1)は総額50億円で、今まだやっている最中なので、
それに加えて(その2)が契約されたとなればかなりな太っ腹

50億は事業全体の総額だぞ
33億ってのが（その2）
>>443に書いてあるだろうが

その1の額自体も良く判らんな
いずれにせよソース一個だけでは何とも
防衛省の文書が出ればハッキリする

しかし、1割向上という事は XF5 改は 5.5 t 出せるのか
これを F404 と同じくらいの大きさまで拡大すれば
確かに 12 t 級になるなあ

>>464
（その1）の費用なら政策評価に書いてあるだろうが
公式資料を見もしないで防衛省の文書が出ればとか言ってるんじゃないよ

（その1）1億　…　圧縮機、燃焼器、高圧タービンに要求される性能及び各要素の形状等を検討する構想設計
（その2）33億
（その3）16億

その１の費用はわかったが
その2の費用が判らん

>>468
設計の次なら製造と各種試験だろうな

>>469
468をよく見よう
「要求される・・・・・構想設計」ってあるよね
つまり、「次世代のエンジンにはこんな新技術が必要だね！」
っていうレポートを作成するのが（その1）

で、俺はジェットエンジンのことは素人だが、
いまどき50億なんてはした金ではF1のエンジンも設計できん位は聞いたことがある。（年間100億だっけか）
だから（その2）も（その3）も要素技術の一部分をちょこっと研究するだけじゃないかな。
設計とか製造とかはまだまだ先の夢

失礼
468をよく見よう →　467をよく見よう

新エンジンの開発には至らないだろう

じゃあやっぱりXF5への組み込みだ

開発前段階の要素研究だぞ

要素研究にしても何処かでテストせんとね

最後に二年間はテストやることになってるけど、
組み込まないでテストになるの？
ＸＦ５−１開発で４基作って、１５０億円ぐらいだったから、少しは組み込んだ
テストできそうな気がするけど。

機体も開発するのか？
それとも四発機のエンジン一基交換するのか？
予算は10倍は要るだろうな

新設計のエンジンを地上の試験機でテストせずに
機体に乗せてテストするアホはおらん

ちょっと質問。

ターボプロップやジェットエンジンの燃料って、ガソリンでも大丈夫なの？

原理的には大丈夫。

実用的には使用可能燃料の中には普通入ってない。
緊急用とかまで含めるとどうなるかちょっとわからん。

カロリーが全く違うのに問題がないわけないが

大丈夫なように作ればいいだけ
重量あたりのカロリーは特に大きな違いもない

ワイドカット系は半分ガソリンだし

沸点が違うから、一部機構の変更が必要かもね
噴射機その他

小型のタービンエンジンで、代替燃料として性能上の制限や設定変更等の
必要の無いやつがあるな。
アブガスはもちろんのこと、自動車用ガソリンや軽油まで何でもOKってやつ。
ただ、あくまでも代替燃料なのでTBO間の使用時間の限界とかはあるけど。

エンジンとしてはOKなので、あとは機体メーカーがどうするかの問題だな。

カタログを読んでると大概のミリタリージェットエンジンは時間制限付きで
アブガスの使用が出来るらしい

エイブラムスがガスター10なのは、重量に対して出力が大きいのもあるけど
現地調達の油でもなんでも燃料に出来る、マルチフューエル性も考慮しての事なんだろ
ジェット用の潤滑油混ぜてりゃ灯油でも軽油でもとりあえず動くんじゃね

むしろラジコン用ジェットがピーキー且つデリケートな件

胃炎のエイブラムスわろす

>>486
燃料が尽きてきたら、もうその時は負けているので
マルチフューエルはそんなに重要じゃ無いよ

兵站を考慮してシングルフューエルにするなら、
ディーゼルでも可なので
エイブラムスが燃費の悪いガスタービンを採用したのには何らかの政治的な
意図があったのでは無いかと言われてきた

政治的な意図というか単に高出力ディーゼルの開発がうまくいかなかっただけじゃ…

ガスタービンって発電用は効率50％なのに
動力用というか小型は進化出来ないのか

発電用は定常回転させられるけど車両用は頻繁に出力変えるから向かない。

定置の発電用ガスタービンの場合は廃熱回収もあるからなあ。

>>491
そもそもM1のガスタービンは開発されてからこの方載せかえられたことがない。
最新のガスタービンにすればある程度改善するよ。

>>494
エンジン換装の計画はある。
しかし、金が無い。

M1A3 はディーゼルだという話まであってw

ガスタービンエンジンの燃費の問題ってアイドリングでも全開でも変わらず
燃料を消費するって事だろ

>>497
どのエンジンでも消費する量が等しいわけじゃないがな。
ついでに言えば全開とアイドルでも全く同じというわけでもないし。

ディーゼルのAPU積んで解決したんじゃないのか？

>>497
＞アイドリングでも全開でも変わらず燃料を消費する
んな訳あるか。

>>500
ジェットエンジンのアイドリングの燃料消費料と回転数知ってる？
全開と殆んど変わらんよ

相当少なめに見積もって1/2にはなるが
世間一般的に1/2はほとんど変わらないの領域になるのだろうか

>>501
http://turbotrain.net/fuelconsumption.htm
燃料消費率が部分負荷で極めて悪いのは事実だが
「ほとんどかわらん」とは言いがたいのではないかと

>>496
M1戦車のエンジンアップデート計画ではLV100-5ガスタービンになることになってる。
そのまま引き継がれればM1A3はガスタービンでしょ。

>>501=497の知ったかっぷりが恥ずかしすぎるスレ

>>501
お前の言うジェットエンジンがどれか知らんが、俺の知ってるジェットエンジンでは
ほとんど変わらないなんてありえない。
F/F付いているので、具体的な数字も読んでるしね。

お前さんの具体的な数字とソースをどうぞ。

＞ほとんど変わらない
＞意義素・用例
＞考え方・品質などで小差
＞
＞類語・縁語
＞考え方・品質などで小差 （〜と）大同小異 ・五十歩百歩 ・ ほとんど変わらない ・
＞ 違わない ・ ほとんど等しい ・ 似たり寄ったりの ・ 「同じようなものだ」
日本語では、こういう意味だそうだ。

ほぼ変わらないなんて訳あるかよ
アイドルで燃料絞れないから、無駄が多いっつーだけやん

つまり、要約するとアイドルに金を絞り取られてるワケですねｗ
おれは子種を自主的に絞りだしてるが…

大型のフライホイール付ければいいんじゃね？
昔のプレス機みたいに
それからCVTにもすれば

AGT 1500 と LV 100-5 の燃料消費の表あったどー
22, 23 page
ttp://www.dtic.mil/cgi-bin/GetTRDoc?AD=ADA402644

アイドリング中は巡航中のだいたい 14 〜 15 % くらいだねぇ

日本語で大体同じって14〜15％でも良かったのか、勉強になるなｗｗｗｗ

っていうか同軸2段式or多段式でアイドリング時に全負荷となるタービン付け足しゃ済む
動力用タービンはほぼ同じ回転数維持しながら空回りしてるだけ

3軸エンジンにするの？

普通、ターボプロップとかターボシャフトはそういう構造だと思うが

普通は2軸、RRの一部例外が3軸
アイドルで全負荷？となるタービンなど存在しない。
何のために、アイドルポジションがあるか分かってないだろ。

ロールス・ロイスは3軸のターボファンをもってるね

ある程度以上の大きさのターボプロップやターボシャフトでは
3軸構成のが多い
この場合パワータービンを別軸にする

AGT 1500 もそう
LM2500 なんかも

フリータービンは後へくっつけることができるから、
3軸が同じ中心を共有してるわけでも無いけどね

アイドルで全負荷となるタービンは、
普通の構成では無理だろう
何処にも逃げ道がなければ、それ以上回せない
バイパスやら何やら着けていけば近いところまで行けるかも知れないが

＞ある程度以上の大きさのターボプロップやターボシャフトでは
＞3軸構成のが多い
ほう、ターボファンのRB211以外にも実用化されていたとは初耳だな。
具体的なエンジン名を頼むよ。

イフチェンコ・プログレスD-18TとD-36も3軸ターボファンだが、
D-136は3軸じゃないな。

>>516
馬鹿かお前？
1000ｋW20000rpmのタービンと
100ｋW20000rpmのタービンは同じ回転数で出力が違う
これを同軸にすればアイドリング時は100ｋWのブレードだけ使って全負荷運転になるじゃないか

http://www.ivchenko-progress.com/welcome.do?id=168
D-27も3軸なんだな。

>>518
具体的に例が出てるじゃん

そう言えばソ連→ロシアのエンジンにも3軸は多かったね

Tu-160のエンジンも3軸だった

>>520
お前、タービンエンジンのこと知らないんだな。
そんな構成のエンジンがあるなら紹介してくれ。

>>524
普通に高圧タービン・中圧タービン・低圧タービンが同一軸で連結してるタービンあるけど？

もうスクラムジェットでええわ

そりゃ、作れる技術力があるなら、最適化がやりやすい３軸ガスタービンは良い罠、
設計の自由度を上げれるから高圧部分を統一して、中圧、低圧部分を用途に合わせて最適化とかしてなかった？

で、RB系統とCF6ってメンテの苦労、どっちがどれだけなんだろう？

ま
ホンダが次に動力用ガスタービンに参入すれば
あっという間に燃費3割減の奴作ると思うけど
VTECガスタービンとかやりそう

>>525
その場合>>520のような構成にすると何処かに糞詰まりができて
実際には 20000rpm も回らなくなる

これを防ぐにはJ58のような抽気とバイパスを組み合わせる必要がある
しかし、10倍も違うとなかなか難しいだろう
燃焼室が前後に分かれているとか、なかなか楽しいエンジンになるだろう

ロシアはAn-124-300等の為に30t級のエンジンを開発する
http://vpk-news.ru/news/863/

>>528
VTECを何だと思ってるんだろ、こいつ。

>>531
ﾜﾛﾀｗ

>>531
想像通りのツッコミが来た
やはり馬鹿は文字しか見ない

>>529
燃焼室まで分けたら、単に出力大小のツインタービンでしかない
が、部品点数の少ないタービンならそれでも大して変わらんかも

少ない燃焼ガスが、大タービンの糞詰まりを起こすわけがないけどな
過剰圧縮はそのまま排気エネルギーだから±ほぼゼロだし
逆はあるけどそん時は小タービンをバイパスさせれば済むし

そうやって色々くっつけていくと大きくなり部品点数も増えるし
燃料を食う大出力時の効率が下がってしまう

>>533
バカはお前だろｗ

>>533がエスパーを所望しているようです

>>525,534
面白い発想だなー。
3軸エンジンの高圧タービンだけがアイドル時全開なんてエンジン存在しないだろうに･･･。

767 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/04/27(金) 00:39:17.91 ID:???
開発中のPAK-FA用の新エンジンが
目標とするタービン直前温度2100Kを達成したらしい
http://vpk-news.ru/news/859/

>>538
こいつ最高のアホ

＞1000ｋW20000rpmのタービンと
＞100ｋW20000rpmのタービンは同じ回転数で出力が違う
＞これを同軸にすればアイドリング時は100ｋWのブレードだけ使って全負荷運転になるじゃないか
さあさあ、具体的なエンジンの紹介をどうぞ！！

1000ｋWのタービンで100ｋW出力の時と
100ｋWのタービンで100ｋW出力の時とで燃料は後者が圧倒的に少なくて済むという話を

なんでアイドリングで全負荷になると解釈してんの？

補助動力の付け足し方の問題なのに
いつまでもメイン動力のアイドリングから離れることができないカス

だからそういう補助動力をくっつけたガスタービンの例を出してよ
試作とかでも良いよ

>>528
もはや落ち目のミニバンメーカーに夢見すぎ

　　　　　　　　　　　/^l
　　,―-y'"'~"~"~ﾞ´ 　|　　>513
　　ヽ　　　　　　　　　 ;:
　　ﾐ:　　´-――- ｀　ﾐ　　低負荷用の小型タービンを追加して
　　ﾞ,　　 づ⌒/⌒と　ﾐ　　そちらにコンバスタからのガスを流すように切り替えると言う意味もさかな？
　 彡　 .: : :⌒'⌒: : : ミ
　　 ';　（⌒):::::::::::::::: ⌒）　　低負荷タービンで駆動できる小型の圧縮機と、
￣￣￣￣￣￣￣￣￣　　少ない流量でも安定燃焼できる低負荷用の小さなコンバスタも必要になると思うもさ。

ガスタービン艦艇に例があるように、巡航用の小型エンジンの既製品を載せる方が理にかなうと思うもさ。

ただ、もし>497や>525からの流れであるなら余計な質問だったかもしれないもさね。

もし>>542が>>513なら恥さらしを通り越して卑怯者だな。

不可能では無い、かもしれんが、、、
あんまり複雑にしてもな
余計なものをくっつけたらかえって燃料を食うかもしれんし

>>546モサ先生お久し振りです！

モサモサ先生に質問があります
ATD-Xについて「13t級」との話がありましたが、
これについて重くなり過ぎて機動が出来ないのではとか、よほど機内燃料を増やしたのではとか
あるいは増槽をつけられるようになっているのではとか様々な憶測がありますが、

1)もし空虚重量が、XF5×2の推力であるの10tを超えていたとして
ATD-Xの試験はこなせるのでしょうか？

2)もし燃料満載時の重量が13tだったとしたら、これは試験空域に達するまでに燃料を使って
11t程度まで下がり、推力重量比0.9程度でもそれなりの試験が出来る、ということでしょうか？
そしてこの場合、機内燃料満載時のフェリー航続距離はどの位になるでしょうか？
機内燃料3tか4tか？という判断もお願いします

3)もし増槽を付けられるようになっていて、それ込みで重量13tなのだとしたら
その形態で、途中で増槽を投棄した場合(それが可能なら)のフェリー航続距離はどうなるでしょうか？

まず1)　2)　3)　のどの推測が正しいか、あるいはそれに近いかを答えて下さい
そして、その推測での、およその航続距離とか、推力重量比とかについて
解説をお願いします！

　　　　　　　　　　　/^l
　　,―-y'"'~"~"~ﾞ´ 　|
　　ヽ　　　　　　　　　 ;: >549
　　ﾐ:　　´-――- ｀　ﾐ
　　ﾞ,　　 づ⌒/⌒と　ﾐ　どれもモサには答えられないもさ。
　 彡　 .: : :⌒'⌒: : : ミ
　　 ';　（⌒):::::::::::::::: ⌒）13tと言う数字は最近突如として出てきた数字もさ、
￣￣￣￣￣￣￣￣￣　モサはしばらく静観することにしているもさ。

　　　　 　　　　/^l
　 ,―-y'"'~"゛´　|　　追記　乾燥重量13000lbと解釈するとか、
　 ヽ　　　 ´　∀ ｀　　　　　　中間実験機、もといX-3の数字が出てきたと解釈してみるのも
　　ミ　.　　　　　　O　　　　　面白いもさが、部外者（モサ）の憶測もさね。
　　゛;　　　づ⌒　　ヽ＿
　 __ミ　　　 ｿ　　　　　　 ヽ
.／　 ゛ー―（＿＿＿＿／｜
|￣￣￣￣￣￣￣￣￣|／
￣￣￣￣￣￣￣￣￣

>>551TF師匠ありがとうございます！

＞乾燥重量13000lbと解釈するとか

そりゃまた随分軽いですねｗ

＞中間実験機、もといX-3の数字が出てきたと解釈してみる

中間実験機とは、どういう扱いの機体ですか？

・地上試験をこなすためだけの機体である
・実証機と、実用機との中間に位置する機体の構想がもう出て来ている

どちらでしょうか？

　　　　　　　 　　　　　　　　　　"＼
　　　　　　　　　　　　　　　　　│　 ヾ　　 　もさもさもさぁ〜♪
　　　　　　　　　　　　　　　　　│　　　＼,,　　　　　　　　　　　＿_.＿,,,_..,
　　　　　　　　　　　　　　　　　│　　　　　｀"'ﾞ''"'''ﾞ'ﾞ''"'''ﾞ'ﾞ''"ソ　　"　　 　ﾐ　
　　 ┏┓　 ┏━━┓ 　　　　ﾐ　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　／　　　 ┏━┓
　┏┛┗┓┃┏┓┃ 　 　　,."　　　　　　　　　　　　　　　　　　　,.,;"　　　　　┃ 　┃　
　┗┓┏┛┃┗┛┃┏━　.ミ　　　,-‐　　　　　　　　‐-、　　　 ;.ﾐ　　　━┓┃ 　┃
　┏┛┗┓┃┏┓┃┃ 　　ミ　　　　　　　 ﾄ-ｲ　　　　　　　　　 ﾐ　　 　　 ┃┃ 　┃
　┗┓┏┛┗┛┃┃┗━ ミ　　　　　　　　ヽ.ﾉ　　　　　　　　 　 ﾐ　　　━┛┗━┛
　　 ┃┃ 　　 　 ┃┃ 　　　彡::;. .　　　　　　　　　　　　　　　　 　.:ミ.　　　　　 ┏━┓
　　 ┗┛ 　　 　 ┗┛　　　 ﾐ　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　,.;ミ　　　　 　┗━┛

こういう言い方はむしろ中の人って事だｗ

めいこーふぉーちゅなてぃからぃぉぅまで飛んで帰ってもう1回行ける分くらいだろうな

遠心式のコンプレッサーが高速飛行に不向きなんて
過去にどんだけ語られたか分からん程の常識なのに、
台湾政府の経国がマッハ1.8出せるとかの対中華向け
の偽情報をそのまま信じて疑わないバカは、ジェット
エンジンスレで同じ事を言って笑い者になると良い。
まあ、そんな度胸が有ればの話だがwww

ミリタリージェットエンジンを語るスレ　2kN
http://toro.2ch.net/test/read.cgi/army/1283917599/

遠心コンプレッサーが超音速での空戦に不向きなんて
過去の幾多の戦争で歴史的にも証明された常識なのに、
経国がマッハ1.8を出せるとかの台湾の対大陸向けの
欺瞞情報をそのまま信じて吹聴するバカは、ジェット
エンジンスレで同様にして笑い者になると良い。
まあ、そんな度胸がお前に有ればの話だがwww

ミリタリージェットエンジンを語るスレ　2kN
http://toro.2ch.net/test/read.cgi/army/1283917599/

スマソ
さっきぐらいからウインドウズが調子悪いくて

>>556-558
脳味噌の調子はずっと悪いみたいだからそっちを先に謝れよな

↑オマエも悪そうだｗｗｗ

アドーアとほぼ同直系でより軽くて大推力のF125がそれくらいの超音速で使えないはずなかろ。
まさかエンジンの中まで超音速の流れがあるとか思ってるわけではないでしょうが。

↑これ荒らしなの？

>>556が見事にエンジンスレで笑いものになるの巻

↑オマエはもっと悪そうだｗｗｗ

久々にクオリティの高いバカを見たな……。

で、このバカの原産地はどこのスレだ？

>>566
グリペンスレ

>567
見てきたもさ。　純遠心式ターボジェットの話をF125に適用して混乱している人がいるもさね。
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小型のエンジンであり、多段式の圧縮機で、最終段は流速も落ちるからその最終段に限り遠心式圧縮機でno problem

圧縮すると温度が上がるので音速も上がります
火を付けるともっと温度が上がるので、音速もさらに上がります

ホットコアでは流速は小さいのだ

ttp://www.jal.com/ja/jiten/dict/g_page/g228.html
こういうの見たこと無いんだろうな･･･。
見ても理解できないかもしれんが･･･。

ベルヌーイの定理通り
圧力のエネルギーと流速のエネルギーがとりあえず一定
但し点火前後の話とは別

コンプレッサーでガンガンエネルギー与えているのは無視？

一定じゃないね
圧力と速度が共に上がってもおかしくはない

>>575
>>572を見ても、お前がその内容を理解できないことが分かった。

>>576
一定じゃないだろ
圧縮中に速度も圧力も上がっている部分がある

Property variations through the General Electric J79 afterburning turbojet engine
ttp://www.aircraftenginedesign.com/pictures/fig_6.jpg

？
ttp://www.eng.warwick.ac.uk/oel/courses/turbine/36b0f636.jpg

ちなみに圧力が下がると流速が上がる　原理をうぜえええええと嫌っていたのはイリノイである

>>577
コンプレッサーのどこにそんなとこがあるんだよ？
目的分かってる？

>>580
コンプレッサーの中だけで圧縮が進むわけじゃ無い

＞コンプレッサーの中だけで圧縮が進むわけじゃ無い
わぁおぅ！！
あとはドコ？

インテーク推力論争

それは、エンジンじゃないな･･･。

細く小さなエンジンだと、相対的に隙間が狭くなり
部品からの距離が近すぎて境界層の影響が強く、
大型の輸送機用ターボファンと比べて高圧圧縮器付近の流速が遅くなってしまう

そんな環境だからこそ、遠心圧縮機が使える
同じものをもっと直径の大きなエンジンで使ったら効率が悪化する

XF5とTFE1042は同じくらいの規模だが、XF5は日本のジェットエンジンの技術的な発展性も見込んで
全てを軸流圧縮機にしてある

また、ずいぶん頭の悪そうなレスが･･･。

>>582
当たり前の話だぞ

で、どこ？
>>572,578の図にそんなとこは無いよ。

ちゃんとあるだろ

どこに？

そこに

やっぱりただのバカでしたか･･･。

まあこんな感じ
ttp://aeromodelbasic.blogspot.jp/2011/12/principles-of-operation-pressure-and.html
エネルギーを加えているのだから、
途中で圧力も速度も上がる段階があっても何もおかしくない

>>578では燃焼室直前で、インレットより若干遅い程度の速度になっている例もある

流速が上がり過ぎたら圧力が下がっちゃう

かといって入ってくる流速の殺し過ぎでも抵抗になる
じゃあ、なるだけ一定に保ちたい

それで多段の圧縮機で、デコボコしているが全体で速度が一定以上にも一定以下にもならないように圧縮する

最終段に遠心圧縮機使っているからと言って、全てのエンジンが流速を落としてしまうとは限らない
速度を一定以下に落とさない形状と圧縮性能で使うなら問題ない

TFE1024はその範囲内だ
そうじゃなきゃ本物の欠陥エンジンで、輸送機用としても成立しないだろう

>>593
おや、
＞コンプレッサーの中だけで圧縮が進むわけじゃ無い
って話のはずだが？
話をそらして来たねー。

タービンで吸収したエネルギーをコンプレッサーで流入空気に加えて、速度･圧力が上がるのは当然だし、
その与えた速度を圧力に変換するのもコンプレッサー部の仕事なんてのは常識だから。
ローター及びステーター各段でのエネルギーの詳細な状況の説明はいらないから。

>>595
遠心圧縮機で流速を落とすってどこから出てきた都市伝説なの？

超音速機用エンジンでは、輸送機用のエンジンより圧縮比は小さめに作られる

だが流速をなるだけ一定範囲に保ちつつ、圧縮比を大きくするのは超音速用でも亜音速高バイパス比でも同じだ

超音速機用エンジンで圧縮比25以上は要らない、説もあったが、一部では圧縮比35のものも出来ている
将来、戦闘機用でありながら圧縮比40とか50とかのものは出来るかな？

>>598

燃焼室が今のXF5と同じサイズなのに流量がF404以上、もちろんタービン直前温度が遥かに高い、というものが出来上がるのだが

PW9000では圧縮比70の輸送機用エンジンを作るといっているね

ベルヌーイの定理を勘違いしてるアホが居るな

>573
圧縮機の話をしていたはずもさ。
もし総圧一定だったなら、その圧縮機は効率ゼロもさよ。

>569
遠心式空気圧縮機の出口マッハ数は音速を越えるものもあるもさね。
そしてそれでなんら問題ないもさ。
遠心式圧縮機を大型エンジンに採用すると何が問題になるのか、勘違いなさっていると思うもさ。

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>>596
コンプレッサー中で速度が上がらんわけじゃ無いってのが元の話

羽で空気を掻いてエネルギーを与えているわけだから、
その間は速度も上がっておかしくない
あとは設定の問題でコンプレッサー出たときに速度が上がっていても何らおかしくない

エンジンは幅のある条件の中で動くから、
その中にはコンプレッサー出たときに
インレットあたりでの流速を超えていてもおかしくない条件があるはずだわ
離陸の時なんぞは止まってる状態からエンジンは出力を上げるわけだし

遠心力でギューン！

Pressure and velocity changes through a centrifugal compressor
ttp://1.bp.blogspot.com/-ZwX4z9H6VVQ/Tu7RzXzIvVI/AAAAAAAABV4/8Atu9ZcLitw/s1600/6.jpg

>>602
遠心コンプレッサーがどういうものか知ら無いんだろうね･･･。

>>603
で、コンプレッサー以外で圧縮してるのはどこ？

>>603
>>601

>>605
そりゃ図を見れば解る

>>607
どっちの話してんだ？

原発が無くなったんだから、今後はガスタービンエンジンの性能をもっともっと上げないと
そのためには1900℃に耐えるタービンブレードの開発だな

発電用ガスタービンの効率がレシプロエンジンを越えたのは、タービン温度1100℃からである

もしサヨクの言うように「どうせ発電ってお湯沸かしてモーターの逆の発電機回すだけでしょ？」な
蒸気タービンの火力発電だけだったら、原子力発電所が全て止まったら日本はとても存在できなかったのだ

>>609
どんな金属が1900度に耐えられるんだｗｗｗ

アメリカがF135で2000℃というのが本当なのかガセなのかどっちか

日本は次のジェットエンジンで1770℃に挑戦するが、
ロシアは1800℃に成功済みだ

一方日本は発電用ガスタービン、つまり数日間回しっ放しのもので1700℃をとりあえず目指す

金属というより、エアーフィルムの作られ方などブレードの設計そのものも重要になる

ガスタービン＋蒸気タービンでガスタービンブレード直前温度1600℃なら熱効率は60%を超える
蒸気タービンオンリーなら20%だ

つまり日本は同じ燃料の量で、3倍の電力を生産できる

ガスタービンのコジェネで蒸気タービンを回したあとの廃熱でスターリング機関を
を動かして発電することできるのかなあ。

ブレード自体がその温度になってる訳じゃないよ。

ロールスロイスＷＲ２１みたいな中間冷却、熱交換器は欲しい

>>609＞発電用ガスタービンの効率がレシプロエンジンを越えたのは、タービン温度1100℃からである

奇しくもAB付きターボファンエンジンはTF30のようにタービン直前温度1150℃になって始まったんだよな

環境に良い技術と軍事技術は表裏一体か
設置型ガスタービンだって軍事用途で艦艇に使われまくってるしなｗ

更に作動流体を使いMHD発電をすると熱効率70%

だが、この辺でいい加減頭打ちだｗ
後は蒸気タービン後の廃熱をスターリング機関に使っても良いし
フロンガスタービンやアンモニアタービンでも良い

後は50〜70℃の温度を要する産業や、20〜30℃の温度を要する産業に回して熱効率90%弱？かな

>>623
ディーゼルのコージェネ運転してるが
ガス代に排ガスボイラーに冷温水発生器これらの整備費用で

東電から買電するよりも遥かに費用は高額です
昨年の節電の大号令が無ければただの無駄飯食いの評価しかありませんでした。

排熱で動かしたいのが汚泥からのリン採取プラント

でも鉄鉱石のスラグからリンを取るのが無理とか可能とかで揉めてたなあ

採算とれるかどうかギリなんだろう

リンの取引相場が上昇するのを黙って見てるしかないよね。

わりと早くリン鉱石は枯渇するからな
そうなったら汚泥やスラグからのリン回収も採算に乗る

過去に輸入した分は、ほとんど国内にあるんだよな？
しかし、鳥の糞で出来た南の島の分はもう無いのか･･･。

>>606
エネルギーの出入りがあるからベルヌーイの定理に反してないよ

結局コンプレッサー以外で圧縮してるとか言う場所の答えが無いんだが･･･。

>>624
インテーク

>>625
>>584

>>624
場所の話は措いておいて、ラム圧である程度圧縮されるという意味かな？

ラムちゃんのおっぱいパフパフ圧だっちゃ

ラムジェットが成立する位の圧縮力はスピードが出させれば有る

リンは今の鉱山だけで200年分はあるぞ

ロシアは新型のAn-124-300の為に
推力30t級の新型ターボファンエンジンを開発する
http://missiles2go.wordpress.com/2012/05/06/%D0%BF%D0%B4-30-%D1%82%D1%80%D0%B8%D0%B4%D1%86%D0%B0%D1%82%D0%B8%D1%82%D0%BE%D0%BD%D0%BD%D0%B8%D0%BA-%D0%B4%D0%BB%D1%8F-%D0%B1%D1%83%D0%B4%D1%83%D1%89%D0%B5%D0%B3%D0%BE/

J79なんて古臭いエンジンだが、こんな歴史が

CJ-805-3

コンベア 880系列の旅客機で使用した商用版。

CJ-805-23

コンベア 990で使用した商用ターボファン版。


J79の頃は、ターボジェットからターボファンへの移行もなんとか出来たのか
と思ったら、こいつは　アフト式　じゃねーか！！！

ｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗ

だめだこりゃ

そんな周知の事実を今知ったように
しかも相当頭悪そうに書かれても

アフト式よりアプト式の方が好きだ

鉄は巣に帰れ。

航空祭の出店で買ったブレードの質問ですが
コンプレッサブレードと思われるチタン合金かな比重小　巾38ｘ長84　IHI刻印あり
タービンブレードと思われる比重大　巾52ｘ長107　エアフィルムの穴は無しNTK刻印あり
これのみの情報でエンジン形式なぞ判明できる方はいらっしゃいませんか？

モータージェットエンジンは旧式のエンジンということになっているが
出力タービンが無いから燃焼温度を大幅に上げられると思うんだが
そうしても効率の向上にはならないんだろうか？

レシプロスレでプロペラの代わりにコンプレッサーを回して音速を超えることができるかと聞いたら
効率はともかく可能なんじゃない、ということだった

>>637
温度上昇に見合った圧縮比が無いと、効率はあまり上がらない。
で、圧縮するにはエネルギーが要るので……。

モータージェットだと
応答性がいい
コンプレッサーストールに強い
燃焼温度を上げられる
と燃費以外では意外とメリットがありそうだな。

>>637
温度がどれだけ上がる？
燃料変えるの？

>>641
燃焼温度は3000℃以上にもできるだろうな。
タービンの温度制限が無くなるんだから。
燃料についてはよく分からないが。

問題はどの程度のエンジンでどの程度の入力が必要かだが…

量の問題があるからな
初期のジェットエンジンと競争することはできると思うが
流量が増えてくると限界が来る
問題はどの辺で限界になるかということだが

モノを燃やして燃焼温度3000℃なんて出来るの？

水素やアセチレンを燃やせば3000℃以上になるよ。

アセチレンは怖いなあｗ

他社には真似できない燃費性能　ボーイング７８７エンジン向け低圧タービン （産経新聞） - Yahoo!ニュース
http://headlines.yahoo.co.jp/hl?a=20120624-00000546-san-bus_all

＞　燃費改善に大きく寄与する重量の削減は中核のテーマだ。ただ、低圧タービンを構成するブレード（歯）の枚数を削減すると、
逆に空気の流れが変わり、燃費効率が悪化してしまう。形状の変更など試行錯誤の末、
ブレードの素材に軽量で耐熱性に優れている「チタンアルミナイド」を採用するなどして、ようやく求められた規定を上回る燃費向上を達成した。

＞　実際、自信が確信に変わる出来事もあった。昨年３月に発生した東日本大震災で低圧タービンのブレードをつくる同社相馬工場
（福島県相馬市）が被災し、部品の供給が停止したときのことだ。ＩＨＩはこの状況下でも７８７向けの供給を止めるわけにいかず、
やむを得ず同業他社にブレード生産を依頼。しかし、要求水準を満たす部品はどこの社でもつくれなかった。

＞　結局、自社工場の復旧を急ぎ、何とか供給の遅れを最小限に食い止めたが、この一件がＩＨＩの技術力を改めて知らしめる結果になった。

高圧タービンの直前温度ばかりに目が行くが、
低圧タービンだって大事だ
低圧タービンが回すファンや低圧圧縮機がどの程度仕事をしてくれるかで、
高圧圧縮機が行う仕事の量も変わり、そして高圧タービンの仕事も変わる

全体のバランスが大事だよなあ

バランスというか自国でぜんぶやろうとした場合には何か1つでも欠けてる技術があると厳しいからな

IHIの技術力がある部分で世界の超一流だったとしても
足を引っ張る部分があれば高性能のエンジンを開発するのは難しい

といってもホンダジェットがいきなり燃費3割向上、の世界

>>651
それって同クラスの旧式エンジンに比べてって事じゃないのか？
HondaのHPに載ってるSFC　LessThan0.7　ってたいした数値じゃないんだが。

どの会社も手を着けようとしないクラスに国の援助もなしに
自費で開発したエンジンで挑んで達成した結果を何者も否定
する事は出来ない。

【HM単独開発】HA-420 ホンダジェット【MRJはゴミ】
http://toro.2ch.net/test/read.cgi/space/1341739079/

ホンダのビジネスチャレンジはたいしたもんだと思ってるし、応援もしてるが、（買う事は出来んが）
贔屓の引き倒しは気持ち悪いな。

このクラスはあまり儲からないのか、良いのが開発されて来なかったからね
そういう分野には、技術的に可能であっても、新しいものが導入されないという事は良くある
ホンダのジェットエンジンの評価は、それが商売として成り立つかどうかで決まるだろう

そうだな、もうちょっと国内に金が落ちるようにもして欲しい物だが、
いかんともしがたいところがあるからな。

>>652
なんせ、何に対して3割向上か具体的なデータ無しだからね。
651,653みたいな盲信する信者向けのデータでしょ。

国内のガスタービン技術者をかき集めてかつGEの協力を受けて、
それでもなお遅れてるエンジンじゃないですか>HF120
おまけに運用マッハ数より速いとこで造波抵抗が減るとか宣伝してるようじゃ……

過剰に持ち上げる奴もだが貶めるのもなんだかなぁ。
初の商用機へのチャレンジで機体・エンジン独自開発、
これでビジネス的に成功すれば、それは偉業だわ。
GEとの協力はノウハウや認証を考えれば賢明だと思うし。
まあホントは日本の航空産業への他業種文化からの新風と言う面を期待してたんだが、
基本アメリカの企業だしな。

何だか1.5リットルエンジン時代のＦ1チャレンジを思い出しますね

そもそも新規開発なのにプロップファンじゃないのが日和ってる
折角プロップファンに最適な搭載法を選択したのに経営側がビビった？
抵抗がどうこう言って誤魔化しても航空技術系の設計者にはお見通しだな

ド素人なのですが
ホンダジェットのエンジンの位置でプロップファンだと煩くないんですか？

>>661
ここ40年のビジネス機市場はジェット一人勝ちなんだよ
実性能ではターボプロップのほうが勝るぐらいなんだが
こういうの買うのはお金持ち様なので、イメージとか雰囲気とかが重要だし
かといってそんなに奇をてらうとまた失敗するしで、なかなか難しい商売でもあるのさ

>>661
今度はこちらですか。

>>655
「草刈りとかチェーンソーとかのエンジンが画期的に高性能になりました」
みたいなもん？

>>665
どっちかというと世界初のGDIですと宣伝して大恥かいた三菱自動車みたいなもん
ホンダジェットの離昇時の燃料消費率は0.49で
ライバルのウィリアムズFJ33は0.486、FJ44は0.456
ハネウェルTFE731は0.49〜0.44、どっちかというと悪いぐらい
巡航性能はそれなりに良くなってると思うけど、他社も停滞してるわけでもないしね

まあハニウェルは一応GTFだし

ロシアのエンジンネタいろいろ
http://en.take-off.ru/pdf_to/to23.pdf
ロシアの新世代高バイパスターボファンエンジンPD-14の試作機が完成
ルスラン向けにD-18のアップグレード、さらに30tクラスの新エンジンPD-30を開発
既存フランカー向けの推力向上型AL-31FM2のベンチテスト完了
推力が向上したRD-33MAとRD-33MKM
など

>>663
主に買ってるのはエアタクシー会社なんだが？

RD-33シリーズがついに9.5t近くまで来たか

>30tクラスの新エンジンPD-30
を作るってことはそれを載せる機体にもアテがあるってことだよな。

4発でムリヤサイズか

An-124-300という新バージョン向けらしい

ちはにジェットエンジン積んでとばそう

XF5　　とうとうやりましたな( ´ー｀)

何、それ？

日本が産油国になる日

http://www.youtube.com/watch?v=IVObdsDFUFU

推力6t達成とかかねえ？ｗ

13tと発表されたATD-Xを高機動機として飛ばす推力としては
5.8tは絶対に必要だ

エンジン推力重量比10となると、軽量化がされたとしても6tは必要になる

6.6tの推力になると、双発でF110-GE-129単発を上回る
こうなると政治的な意味合いを持ってくる

新開発中のタービン等利用？

>>675　ｷﾀｺﾚ(・∀・)　F35とかもういらんやろ

イミフ

7.5t

事実なら化け物エンジンじゃん。

それがね　　　事実なのですyo↓

という夢を見た

　(??●???????●??) ｳﾌｯ

今夜はBSプライムニュースでエネルギーと食糧問題を考えよう。

20:00〜

7tかよ！

やっぱ日本ってすげーわ

もう少し金と人材と施設があればいいんだけどね・・
全部かｗｗ

これは・・9ってことなのか・・？
釣られすぎかｗ

>>692

推力重量比9
但し、推力そのままで、重さ70kgの軽量化を達成して

とかの可能性もあるｗ

概算要求キタ
http://www.mod.go.jp/j/yosan/2013/gaisan.pdf
ＰＤＦ

戦闘機用エンジン要素に関する研究　　４５億円

戦闘機用エンジン要素に関する研究

機体規模が大型化傾向にある将来の戦闘機において、
ステルス性及び高高度／高速戦闘能力を確保するために
必要となる、スリム化と大推力化を両立させた
戦闘機用エンジン要素に関する研究を実施。

45億円

作ってみて、バーナーで炙ったり高速回転させてみたりして、そしてシミュレーションして終わり
って事かなあ？
でもそれだと高過ぎるなあ

XF5への組込みを妄想するわけだｗ

初年度45億か。全体は数百億だろうな

技本のエンジン開発の場合
要素研究というのは漠然としたテストではなく
技本内部でエンジンの基本設計が既にあり
各部分を分割して要素研究という名目で製造を行う。
要素研究が一通り終了した段階で各パーツを組み合わせると
そのままエンジンのプロトタイプが出来上がる工程をさす。
XF-3　５　７　やヘリ用TS1　XTS2で行われている。

全体で50億円台だったはず

新規開発だぞ。

格安だな

F110の販売価格が15億円か

試作品って販売価格の3倍と聞いたことがある

>>698
それは「次世代エンジン主要構成要素の研究」
http://www.mod.go.jp/j/approach/hyouka/seisaku/results/21/jizen/youshi/23.pdf

>>695＞戦闘機用エンジン要素に関する研究
>>702＞次世代エンジン主要構成要素の研究

次世代エンジン　から　戦闘機用エンジン　に、名前が絞られたのか？

＞名前が絞られた

ごめん文章はしょり過ぎた
絞った内容のためタイトルも変わった、だな

タービンとかは、エンジン直径９０ｃｍレベルのを試作するのかな。

＞次世代エンジン主要構成要素

→ホットコア、つまり燃焼室や高圧タービンや高圧圧縮機

＞戦闘機用エンジン要素

→アフターバーナー、高迎角でもストールしないファン

→アフターバーナー、高迎角でもストールしないファン


初年度４５億で総額ではもっと上行くなら、開発費と合わないような気がするけど。
それともこれが総額かな。

＞戦闘機用エンジン要素

もう1つ、推力偏向ノズルを忘れてはいけない！

高迎角でもストールしないファン、アフターバーナー、推力偏向ノズル

デアゴスティーニ「年刊　ジェットエンジン」方式なわけか

1年50億円

軽量化ファンは前回の要素研究で作ってたな

試作試験のスケジュールと全体の予算がわかるのは何月ごろ？

日本が直径90ｃｍ以下でミリタリー20トンのエンジン
作れるのはいつの日か

>>713　推力10tじゃなくて15tですらなくて、

20tか！！！！！

アメリカの次世代エンジンが物凄い推力重量比になる可能性はあるね
エンジンコアに限れば、輸送機用だと圧縮比70とか言っているから
簡単に言えば今までの倍の流量を同じ体積で通すことになる

だがその流量を素早く通すファンの開発も大事だな

低圧圧縮機もだな

ホットコアに比べていい加減な技術で良いだろうと思われる低圧部だが
なるだけ軽く！それでいて高圧部の負担を軽くするためなるだけこの区間で圧縮して！とか要求されるので
決して生易しい部分ではない

>>713
その昔、日本は直径が小さい割りにパワーの出るエンジンを作ったのだが、
戦争が終わったら誰も誉めてはくれなかった。

誉だけに

航空情報の9月号でもdisってたから、どっかで見たなーまた、だったのか＞誉だけにほめてくれないｗ

まあジェットエンジンではないな

http://www.mod.go.jp/j/approach/hyouka/seisaku/results/24/jizen/honbun/14.pdf

平成２４年度政策評価書（事前の事業評価）
担当部局等名：経理装備局技術計画官
評価実施時期：平成２４年７月〜平成２４年９月
１ 事業名：戦闘機用エンジン要素の研究

３ 事業の概要等
（１）事業の概要
機体規模が大型化傾向にある将来の戦闘機において、ステルス性及び高高度／高速戦闘
能力を確保するために必要となるスリム化と大出力化を両立させた戦闘機用エンジンシス
テムの要素に関する研究を行う。
（２）所要経費
約４５億円（平成２５年度概算要求額。後年度負担額を含む。研究試作総経費約１７２
億円）
（３）事業実施の時期
平成２５年度から平成２９年度まで研究試作を実施し、平成２７年度から平成２９年度
まで所内試験を実施する予定である。
４ 評価のねらい
研究開発事業のうち、平成２５年度に新規に概算要求する総経費１０億円以上の技術研究
について、事前評価を実施するもの。本研究の必要性、効率性及び有効性の観点から評価を
行った。
５ 政策評価の結果
（１）必要性
ア防衛省が当該事業を実施する理由
現在、高圧タービン平均入口温度が最大約１８００℃となる世界最高水準の要素技術
の獲得を目標とした次世代エンジン主要構成要素の研究を実施しているところである。
我が国では既に実証エンジンの研究を通じて高圧タービン平均入口温度が１６００℃級
のエンジンに関するシステムインテグレーション技術を獲得しており、更なる高温化及
び軽量化を図った次世代エンジン主要構成要素の要素技術を適用することで、次世代ハ
イパワー・スリム・エンジンにつながる高いレベルのエンジン要素技術を獲得すること
ができる。

これは凄いね
エンジン1本作る気満々だ

システムインテグレーション技術が獲得可能とあるから作るんじゃないか
「実証エンジンの研究」が150億くらいだっけ

環境エネルギー分野にも応用が広がる、と書いてあるねえ
原発の風当たりの厳しい今日、嬉しいことだ

起動停止や出力調整に有利な高効率タービン技術が普及したら
出力が不安定な自然エネルギー普及にも有利だし、地域冷暖房も普及が促進される。
原発政策の問題点がクローズアップされてる現状は、予算獲得の好機ではあるな。
原発は地震の少ない外国にどんどん輸出して、日本は安い化石エネルギーと再生エネルギーを推進。

高温化タービンの耐熱技術が進めば火力発電の効率化にも繋がるし、民間の技術向上
の観点からも航空機開発の恩恵はでかいな。

ガスタービン技術により、戦闘機用ジェットエンジンは強くなり、戦闘機は、ひいては国家の防衛力は高くなる

ガスタービン技術は同時に、国家のエネルギー消費の熱効率を高め、環境に優しい国家をつくり
エネルギーで国民の財布の紐にも優しい

内に優しく外に強い、そんな金太郎的なマッチョリズムを体現するのが
ガスタービン技術なのである

(ｷﾘｯ

>>726
ガスタービン、マジ漢のロマン

１８００℃削除されたけど何でだろ？

F135がそれを上回っているから？という話が流れている

またPWはこんなエンジンを作っている

Alternatively, a 30,000lb-thrust PW9000 could be adapted for the fighter market, with a re-engining for the F100-series
powering Boeing F-15s and Lockheed Martin F-16s possibly under consideration.
The new engine could provide 18% better fuel economy than the latest F100 product, Reed says.

The disclosure of the PW9000 offers a glimpse of P&W's future strategy for the military market.

Despite largely dominating military engine technology, the company's prospects appeared to dim in 2007.
The Air Force Research Laboratory awarded contracts to start developing the military's next-generation jet engines
to General Electric and Rolls-Royce, rejecting two separate bids by P&W.

http://www.flightglobal.com/news/articles/pratt-whitney-lifts-wraps-on-pw9000-future-military-engine-338771/

2010年の古い記事だ

だがPW9000のタービン流量とかはこの記事だけでは分からない
F100代替だからそんな強力じゃない事になるなあ？

* HEETE (Highly Efficient Embedded Turbine Engine): A three-year program sponsored by the USAF,
HEETE focuses on embedded technologies for the endurance and range of future intelligent surveillance and reconnaissance,
tanker, mobility and unmanned combat air vehicles. The first phase will fund development of an ultra-high-pressure ratio compressor
and associated thermal management technologies - potentially the centerpiece of GE's next compressor system.

Along with a new high-pressure turbine, HEETE will provide a 25 percent improvement in fuel burn
at a 70:1 overall pressure ratio in a full engine. GE completed detailed design and is procuring a compressor rig to run in 2010.

http://www.airframer.com/news_story.html?release=4106

このGEのHEETEが圧縮比70の、バケモンか！

これだけ圧縮比上げに躍起になっているという事は
PWだけでなくGEも、2000℃に達しちゃったのかなあ？

ロールスロイスは、YJ102R　という　ターボジェット　を試験している
これはMach3で巡航するミサイルに搭載される

SR-71のJ58を更に高性能化したような代物らしい

別情報だと、これは可変サイクルだともいう

F-35から発射できるという情報もあるぞｗ

バイパス比が0.25に満たないという意味のターボジェットだな

あるいは、バイパス比0.2〜0.3を行き来するのでターボジェットというレベルかもな
＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿

日本が1550〜1600℃のXF5やXF7で満足している間に、
日米はそれまで1600℃だったのを、一気に2000℃まで達してしまった

そればかりか、ロシアなどは2006年ごろは1530℃程度でも大威張りだったのに
これも一気に1800℃に達してしまっている

今回のジェットエンジンの計画は、日本がこの分野で圧倒的な遅れを取らないように
絶対に必要だ！
前回が1600℃というなら、1800℃では駄目なのか？
ロシアのように300℃アップで1900℃が必要なのかも知れん

タービン自体の素材の耐熱温度は？

物質、としては、この高温高圧環境で力を加えられて耐えられるのは
1200℃でも十分に高い

だがエアフィルムのための適切な孔配置などが重要になる
内部も空気が流れて十分に冷やせる構造になっている

F135では、日本が一部のエンジンでなかなか上手く行かないでいるセラミックコーティングを使っている
日本では数名の技術者がこれに飛びついてはしくじっている（10式のエンジンが当初これの予定だったか）

金属単体粉末〜金属酸化物粉末〜炭化珪素粉末の傾斜素材なんてのを使う時期に来ているのかもなｗ
そんなものを単結晶に近い形で生成可能なのかどうかも分からん

単純に高温にすればいいわけでもなさそう

http://www.ultra-htm.org/outline/index.html

エアーなしでやるのか！！！！！>>737

モリブデンあたりになると精錬もむつかしそうだな

物質材料研究機構とか今まで何やってたんだ

金属は溶けるまでは行かない温度でも、強度は下がります
だから表面をエアーで包んでそれを和らげます

というのがよく見られる説明であったが、「それだと効率が落ちるのも事実」とか言い出す時期に
もう、来てしまったって事だなあ
要求レベルがどんどん上がってるのな

これに成功すると50%の推力アップになるというのだが、その場合F414のサイズで、2000℃であれば
AB推力20t弱になってしまうｗ

原子力ジェットエンジン
グズネッォフNK−14

610 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/12(水) 13:12:23.23 ID:???
>>552
例えばF-4のJ79エンジンのようなターボジェットだと、たったの650℃しか無かったｗ
ターボファンを回すためには、もっと高い温度が必要であった

ターボファンは、そのバイパスのお陰でエンジン燃焼室の熱が機体に伝わりにくくなるからエンジンを高温にしやすい、というメリットも一応はある
だが、圧縮機で無くファンを回すのはやはりそれだけのエネルギーを要し、それが出来るだけの高温と高圧、ねじりの応力に耐える金属が必要なのだ

その後初めての戦闘機用AB付きターボファンとしてTF30が出来た。タービン直前温度は1150℃である
奇しくもこの時期、ガスタービンで発電しよう、という動きが起きる

そう、AB付きターボファンが出来るくらい、つまりファン流をABの炎が逆流したりしないくらいのエネルギーを
余剰に取り出せるようになって、ようやくガスタービンは、地上で発電できるレベルに至ったのであった

しかしTF30は戦闘機には適しているとは言いがたく、それを使ったF-111もF-14もエンジンに悩まされる
それで、F-15のF100が作られることになった
だが、それまでより200℃も高い1370℃の温度に挑戦したわけで、試験中に爆発すら起こり技術者に死傷者まで出した
それでもアメリカはこれを作り上げたのだ

その後、F404やF110では1400℃前後になった
ヨーロッパではRB199、つまりトーネードのエンジンは非力とバカにされつつも1200℃台であったが、
次世代のEJ200で1470℃となった。これはロールスロイス曰く「あまり温度が高いと交換間隔が短いので」との事である
これでも、タービンブレードに単結晶化技術を使うなど高度な技法が使われている

F119では1540℃、スネクマM88では1570℃という
だがF119はその後1600℃に達した
また、GE90の最も強力なタイプでは1630℃に達している

現在NEDOで、1700℃で運転するガスタービンを開発している
数日動くガスタービンで1700℃ならば、3時間動けばよい戦闘機用エンジンであれば、1800℃は十分に達成できるわけだ

というわけで、どうも出所不明なF135の2000℃を除けば、1800℃というのがほぼ世界の超トップレベルの技術といって間違いないです

日本は1600℃のXF5があることを米国への交渉材料にしたら
「F135は2000℃ですが何か？」　と突っぱねられたんだろうなあｗ

1800℃の数値が間違いじゃなく、
世界最高水準て部分が間違いなら、それなりに日本も
進歩してるからいいか。

いきなり200℃を上げるのは、アメリカでは1970年代には冒険であった

だがアメリカは、2000〜2005年の間に、どうやら400℃もアップしてしまったのだ！

こりゃ、たとえ1800℃でも可能な限り少ないエアフィルムor内部冷却でも溶けず、
しかもエアー廻りを最適化したタービンブレード、なんてのが必要になる
上手くすれば、F414サイズでいきなり15tの推力を目指せる可能性もある

なおアメリカに継ぐジェットエンジン開発、運用先進国のイギリスも、この前トレント新型の試験中に大規模な破壊事故を起こしている
エンジン開発は本当に命懸けだ

だがあんまり高度すぎる素材を使って、民生用ガスタービンにフィードバックしにくくなっても困るのなｗ

そこのさじ加減を練り直す意味で、1800℃が削除されたのだろう

「次世代エンジン主要構成要素の研究」では、1770℃を目指していた

だが「戦闘機用エンジン要素に関する研究」では1800℃になり、それすら足りない！と
その数値すら削除されてしまった

一体、何度になるのだろうか？

妄想だよ

いや事実だよ

>>748
よく読もう。
次世代エンジン主要構成要素の研究の目標値が最大約約1800℃

>>675
これは真実だったぽいな。

うむむっ

>>675
結局これって何だったの？

ではXF5に1800℃耐熱タービン、高速流ファンなどが組み込まれ、推力5.8tを達成したのだろうと
勝手に妄想しておくｗ

>>751は>>702にある、もう成功裏に終了した奴だな

まだ終了してないから

60 cm 級 5.8t を 90 cm 級に拡大したら 13t くらいになるね

断面積か？ｗ

だいたい正面の面積に比例すると考えて良いんだよ

F404のサイズで13tとなれば、米軍の主力エンジンで1サイズ大きなものと同じパワーを出せるわけで
（F404、F414のサイズでありながらF110と同レベルのパワーと）

まあ技術の劇的な進歩、と胸を張れるレベルだ

だがアメリカは既にF414-GE-EPEで12tを達成し、PW9000でも30000lbを目指していて
将来のF414のクラスを占める、などと言っている(だが一方でF100の代替もさせる、などというのだｗ)

F-15やF-16に搭載可能な、F414サイズのエンジン、というのを目指しているのかなとｗ
バランス狂いそうだし流量も違うが、F-16Aのインテークのままで推力13.5t出せるバケモンとか作りたいのかな

>>679　エンジンが13tまでの推力を持つとして
どの数値ならどのくらい政治的な意味合いを持つか、考えてみることも出来るね

以下、F404サイズあるいはXF5サイズのエンジンとして考える
XF5サイズのエンジンは、圧縮比を上げまくって今の1.5倍の流量まで上がる場合もあると考えてみる

推力5.5t　XF5サイズで温度が1.1倍、まあ1770℃になったかな
流量そのまま、ファンも改良なし

試験のための離陸重量が13tのATD-Xを、試験空域で試験の後半に推力重量比1以上で
高機動させる、最低限の推力である

推力5.8t　ATD-Xが試験空域に着いたところで推力重量比1になり、即高機動可能である

一方、低バイパス比気味とされるXF5ではAB推力/ミリタリー推力　＝　1.5なので
ミリタリー推力3.8t程度となり、もしこれで双発機を作れば、ミリタリー推力でF-2サイズの戦闘攻撃機を
F-2と同等に飛行させられる
すなわち、滑走路が長ければｗ、同じような形態の対艦運用も出来る、のか？

これがもしあれば、1980〜90年代のFS-Xでエンジンを国産に出来たというレベルだ
しかしこんな高温に耐える素材など当時は普及しておらず、
日本は1990年にXF3-IHI-400で1400℃を達成して、それでやっと推力3.2tと
250℃も低いアドーアと同等の推力を出すのがやっとだったのである(バイパス比や流量も違うので一概に比較できないがｗ)

推力6t

次世代先進エンジン　が推力重量比10が常識、というなら、
現状のXF5を軽量化しても630kg→600kgが限度と思われるゆえ
この推力を達成しないといけない
そしてそれをやっているだけで、エンジン導入交渉で「多少は」有利になる

といっても、アメリカに2000℃を持ち出されるときついですなｗ

推力6.5t

この双発だと、F110-GE-129とほぼ同じになる
つまりこのクラスの飛行機を国産エンジン双発で作れることになる

とはいっても、双発分のエンジンナセルを作ったら機体が重くなるし、
現状のF-2の機体後部をこの形に変えても、そのままではバランスが取れないだろうという人もいるｗ

なお、流量そのままでタービン直前温度2000℃に上げた場合の理論的な限界が
この辺になると思われるｗ

また、現在の1600℃のままで、バイパス比を1:2、つまりアフターバーナーを付けられるエンジンの上限にした場合でも
AB使用時の推力の上限はこの位になる
但しこの場合、流量70kg/s以上に達してしまい、それでこの推力で直径も80cmくらいになるので、戦闘機用にはとても使えない
これは、あくまでも推力で見栄を張りたい場合の仮定であるｗ

また6.5t×2でATD-Xを飛ばせるなら、13tと言われた機体重量と推力重量比で釣り合う事になる
この意味は大きい

というわけで、6〜6.5tは、現状のXF5サイズで達成するなら、日本の航空技術の制限要素を色々と取り払ってくれる事になる
だがそれが出来る頃には、別の技術制限が出来てしまうであろうｗ

推力6.8t

これが、F404の原型であるYJ101の推力に等しいのは興味深い
この推力をXF5サイズで達成したら、完全なブレイクスルー達成という事ができる
YF-17は空虚重量でもF-2とほぼ同じであり、それで同程度の推力だから
まあ翼面荷重や離着陸性能の違いはあれ、まあそこそこって所か、と納得できる

だが、もしタービン直前温度1850℃オーバー、直径90cmの次世代戦闘機用エンジン！
で、AB推力でこれしか出なかったら、まあ大失敗ってところかｗ

なお、F414-GE-400のミリタリー推力は6.7tである

>>764その推力で双発だと、F100-PW-220単発と同じ、
つまりF-16Aと同等の性能の戦闘機を飛ばせる事になる

>>768なお初期トーネードのためのRB199もその推力だ
可変後退翼なら、ある程度納得してもらえる性能かもねｗ

ＸＦ５−１サイズでタービン直前温度１８００℃で
圧縮器、燃焼器が新開発の奴で、ファンも改良があったら推力どうなる？

どの道今の直径のままではどんなに頑張っても主力の戦闘機には使えないね。
そうするとどのタイミングで大型化するつもりなのかが気になる。
研究レベルで可能なのか、国産開発が決定してから取り掛かるつもりなのか。

ウエポンベイ開発のポンチ絵のＸ−３の全長が１５．２ｍ程度ってあったな。

推力7.2t

この双発だと、F110-GE-132単発と同等になる
つまり、F-2のための機体後部をこの推力の小型エンジン双発のために新造する、という状況になった時に
F110-GE-132をアメリカが餌としてぶら下げる事が出来なくなる
自国で、F-16Eと同程度の推力の機体を作れるわけだ
但しこの辺になると、今のXF5の流量のままではどうやっても無理だ
もっとも、インテークがF110向けのF-16Cであれば十分に余裕はあるくらいだが
まあF-2国産エンジン双発型に国産CFTをつけて、とか妄想できるレベルにようやく達すると

なおF404初期型が7.3tであったから、F/A-18Aと同程度の推力という事になり心強い
但し折角の新開発の直径90cm級がこのAB推力だったら、情けないね

RB199の強化したタイプが推力7.4tで、トーネードはこのパワーで飛んでいた
ラファールのM88-2も7.45t程度とされているからほぼこのクラスである
但しM88-2は、XF5とRB199の中間の長さだ

XF5の圧縮比は27.4などとされている
これが何らかの技術的ブレイクスルーによって40、つまり今の輸送機用エンジンの平均レベルまで上がっても
戦闘機用エンジンとして成り立つようになり、更にその分だけ流量も1.5倍程度になって、推力も1.5倍になったら
現在の技術水準のままでも7.5tとなる

これに、1600℃→2000℃が加わると9t強

そして、バイパス比が今の1：0.39→1:2　になってF101と同等になったとしたら11tくらいか
これが、現在のXF5やXF7コアサイズで日本が全力で強力なAB付きターボファンエンジンを作った場合の、最高出力となる
但し戦闘機用としては薦められない（でもF101ってF-16大型化計画で遣われないか検討されたんだよな？ｗ）

ガセか本当か分からんが、XF5は試験的に7.7tに耐えたらしいｗ
だがこれを継続的に出せるようになると、F404-GE-402の7.8tとほぼ同じ推力となり
やっと、FS-Xをカナード付きデルタで想定していたものを、自国で作れるレベルになる
30年前にそんなものを望んだのは確かに日本にとっては無謀だったかｗ
まあF404が買えると目星をつけていたのでこんな妄想も出来たのだ

このレベルに至って、やっと4〜4.5世代機のマルチロールあるいはデュアルロールファイターを
日本の領空を守るに足る機体規模で、純国産出来て、戦闘機産業により日本の雇用に貢献できるようになるわけだ

直径90cmサイズでこのパワーしか出なかったら、中高年国産機ヲタはショボさと、それでもF404を買えなかった当時を思い出して
泣き笑いで目がチカチカとするところだろうｗ

グリペンのエンジンはやや強化されて推力8.2t、F404-GE-F2J3というテジャスや韓国T/A-50に提案されたバージョンは8,4t、
かつてテジャスのために提案されたF404-GE-IN20は8.7tというが、T/A-50はともかく、テジャスはこれでも足りなかったｗ
なおインド国産のカヴェリエンジンは推力7.8tだったが、どんどん増える機体重量についに強化し切ることも安定性を得ることも叶わず
開発中止になってしまった

MiG-29やFC-1のためのRD-33シリーズは推力8.3tである
RD-33MKMでは9,5tを達成している

これらはいずれも流量65〜75kg/sのエンジンだ
XF5をどんなに推力強化してもバイパス比維持ならここには至らない

直径90cmエンジンでこのパワーを達成したら、エンジン開発レベルはまあまあと言えるが
この双発でステルス戦闘機を作り、小さい機体に苦労してウェポンベイを作ってさあAMRAAM導入交渉だと
アメリカと交渉しても、

「ふ〜ん　双発でF-35の18.5tより弱いんだ。苦労して作ってご苦労さん。あとAMRAAMは1つ直接導入80万ドル、ライセンス国産200万ドルね」
で、思いっきり分捕られる事になるｗ

M88-3は実物が存在しないというｗ　が推力9tくらいだとされる
EJ200は9.2tで、エマージェンシーボタンを押すと10tの推力が出るｗ
F414-GE-400は安定して9.8tを出すというが米海軍では更に9.2tに制限している

XF5サイズで9tはギリギリであろう。ここから先はスーパークルーズ不向き、更には戦闘機動が困難になるのを承知で
バイパス比向上しかない

直径90cmサイズで9〜10tならば、双発掛かりでやっとF-35と同等の、実戦用のMach1.3オーバーのスーパークルーズは
出来ない機体、という事になる

中国はMiG-29サイズのステルス機を作っているが、これはRD-93あたりを双発で使うのであろうか？
まあF-35より若干細身の戦闘機になるだろう

この先は直径90cm級ですら実物が殆ど存在しない
だが現在の急速に進むエンジン性能を考えると、米露のエンジンで90cm級は全てこれになる
（RD-33は1mを少し越えるが、短さは同等だ）

そもそもF100-PW-220Eですら推力10.8tである
このパワーは、それなりに大きなエンジンが本来は出せたものだと認識すべきかｗ

EJ230をイギリスはいつでも準備できる、と言っている
そして現在のタイフーンのインテークでもこれは装備できる
推力10tオーバーとちょっとで、より重装備でもスーパークルーズ可能だと言っている
だがあの不器用なCFTを積んだら多分スーパークルーズが厳しい

XF5のサイズでこの数値を出す事はもちろん不可能で、コアサイズを何とか共通のままバイパスを広げた場合に
何とか可能になるかどうかという所である
この場合戦闘爆撃機や超音速戦略爆撃機などにしか使えないｗ
F-111のTF30の初期型より強いが後期形より弱いので、F-111よりやや小さな可変後退翼のステルス戦闘爆撃機に
双発で搭載したら、まあ敵の弾道ミサイル基地攻撃には都合の良いエンジンとなる
タービン直前温度2000℃、バイパス比1:2というエンジンゆえ燃費は抜群で航続距離も期待できる

直径90cmクラスでこれをいきなり出せたら、エンジン技術としてはもちろんご立派なものである
だが、F135でも最新型は推力22t以上を試験レベルで出せているとの事で、これでもF135の将来の単発版と
同等という事になりかねない
F135サイズの戦闘機にこの推力のエンジンを搭載したら、燃料が60%ならば戦術上有効なスーパークルーズが可能になる

この直径で11t台を出せたエンジンとして、PW7000がかつて27000lbを出したという
またF414-GE-404というエンジンは1999年にこのクラスパワーを達成してコリアー賞を受賞した
その後もF414-GE-402とかF414-GE-EDE、これに近い推力のエンジンが何度も提案されている
ユーロジェット社もEJ20xxという27000lbのエンジンを何時でも作れると豪語したが、流量を増やす必要があると述べている
スネクマもM88シリーズでこのパワーを出せるバージョンを何時でも企画できると語っている
スウェーデンもRM12++というエンジンで、これ位狙ってやる（現状の1tの重量を減らしつつ推力を向上して推力重量比12〜14）と言っている

この推力が狙われるのは、F-35より一回り大き目の機体で同等の戦闘機動を行える推力だからに他ならない
推力22〜24tなら、F135の現在の推力18.5tと、F119双発分の推力31.5ｔの、まあ真ん中に近くて
ややF135寄り、というわけで各国にとって手ごろな機体を得られる
F-35ほど強引にギュウギュウ詰めして開発時間を食うことなく、F-22ほど大きくない、というわけで確かに手ごろだ
スウェーデンが韓国に提案したステルス機なんかもこのサイズだろう

但し、スーパークルーズを行いたかったら、F-35に毛の生えたくらいの機体サイズしか狙えない
よほど後退角を大きくすれば別だが

この推力を日本が90cm級でいきなり出せたら、物凄い技術だと世界がびっくりするだろう
だがその程度の推力では、それを搭載し完成する戦闘機は、F-35との差別化を図りにくくなり
財務省も国産戦闘機のための計画を認めにくいだろう

直径90cm長さ4mクラスで12tを出したのは、F414-GE-EPEのみである
このサイズでコンスタントに推力12〜13tを出すのは至難の技であろうが、近い将来は普通になる

これが出来ると総推力25t
ちょうどF135単発と、F119双発の中間の推力になり
スーパークルーズを行うF-22とF-35の中間サイズの機体、に丁度良くなる
但し搭載量などでやや厳しく、AAM-4を積むなら大きさの制限により3発しか積めない恐れもある

もし13tオーバーを出したとしよう
F414を流量も増やしちゃって極めたら、ギリギリで13tに達する、とした文献もある
またPW9000というエンジンが輸送機用で計画されているが、このコア技術を戦闘機用に流用すると推力30000lbクラスだという

これを国産90cm級エンジンで出せたら、推力21tにパワーアップするF135将来型を搭載したF-35とF-22の完全に中間サイズの
戦闘機を企画できる事になる
エンジンが小さいので、AAM-4を4発以上搭載できる
それまでAMRAAMのF-35J？？のための導入に伴い国産中射程のAAM-6が同サイズで出来ているなら
これを5発以上搭載可能になる筈で、速力なども含めて、より日本向けの戦闘機として余裕を持って設計できることになる

しかし、エンジンパワーが戦闘機の規模を決め、そして国防の形をも決めてしまうのだと本当に良く分かる
推力が小さいと、長航続距離にして敵の基地を直接叩くことになり、撃墜の危険も高まり敵国領空侵犯と非難される
割合も高まるのだ

パワーがないならリヒーターを炊けばいいぢゃない

Powerrrrrrrrrrrrrrrr!!!

ジェレミークラークソンがいるｗ

＞エンジンパワーが戦闘機の規模を決め、そして国防の形をも決めてしまうのだと本当に良く分かる
推力が小さいと、長航続距離にして敵の基地を直接叩くことになり、撃墜の危険も高まり敵国領空侵犯と非難される
割合も高まるのだ

でももっとでっかいエンジンを考えると、再び敵国爆撃寄りになるよね

F119双発のF-22は迎撃戦闘機として最高性能になったが、
F135双発だと、まあF135がバイパス比やや広めという事もあってちょっと攻撃機要素が強い
FB-22と呼ばれた計画がこれだが

強力なエンジンを積んでも、機体が大きくなり過ぎたら機動できない
かといって小さい機体に無限に強いエンジンを使っても燃料消費が著し過ぎて行動半径を確保できない

ベストバランスがF-22とPak faなのかなあ？

それとも、日本だったらもう一回り小さくても良いのかどうか？

お金に制限があるから110〜120cm級は過大でしょう
12トン以上出るなら、90cm級は米ロ以外の適正サイズだと思われ
つーか13トンとか出たら米ロでもそれ2発で済んでしまうかも知れない
F-22も結局200機で生産終わったし

国境が長い、領海や経済水域が広い国なら
行動半径の長い戦闘機が必要になる

それで推力重量比も確保しようとしたら、大き目の機体に燃料をたっぷり積んで
十分な機内燃料に推力もたっぷり、というデザインになって、

F-15や、そのコンセプトにかなり影響されたF-22
Su-27やその影響の強いPak fa　となる

更にステルス機時代になってウェポンベイも必須になって大型化が義務付けられてしまった

機内AAM搭載数を控えめにして、併走するUCAVに各種空対空兵器は持たせた方が良いのかな？
もちろん空対地兵器も

ちっちゃなエンジンに大推力出させたらガスの速度が速すぎて空振りして効率悪くないか？
確か、効率の一番良いのは機体の速度とガスの速度が同じときだったような。

それでも F-22 は贅沢すぎるということになって F-35 が主力になるんでしょ
やっぱり大きい方が良いと言っても数を考えたら限界があるよ

F-35が安くなりますように

>>786その分を、どれだけファンに振り向けるか？も鍵になる

国産するならF-35などのアメリカ機を補完するような性能の機体じゃないかと勝手に思ってる。

じゃあ任務を考えるとガス速度が速過ぎるくらいで丁度良いねｗ

>>786本来、ターボファンってガス速度が遅いものだったよな

だが近年のコア部の高温化で、それがどうも怪しくなっちゃった？ｗ
ファン流への振り分けを以前より多めにしてやらないと、ミリタリー推力がMach1.5、あるいは巡航速度でのMach0.9に
丁度良くならない事になるのかなと

というわけで、軽量化・高効率ファンへの改良は続く

戦闘機開発生産の産業基盤の維持のためだから、
贅沢は言ってられない。
全長１５ｍ以上で推力７ｔ双発でもいいわ。
その場合、i3ファイターの開発も確実になるだろうけど。

>>793F-2Bの一部を早期退役させて、X-3をATD-Xを大型化して翼を強化したもので作る
複座で、AAM-4を2発機内ウェポンベイ装備、機外にXASM-3×2搭載のパイロンで十分
増槽も小さめのを搭載で行動半径700km

X-3はXF5が7tになっているならその双発、出来なきゃEJ200双発でいい

東日本大震災のF-2B損失の時に、ATD-Xっぽいものから即流用するとしたらどんなのが良いか？
と考えた案の1つがこれｗ
高等練習機ならぬ、高等支援練習機、というふざけた名前だ
もちろん、6機のF-2Bを再生したが、出来ていない12機もこれになる
出来ればブルーインパルスも！

機関砲もパイロン下に12.7mmでいいなｗ
但し、パイロンごと投下する機能は付けた方が良い

実際、F-2の一部もまた、退役をいつにするか考える時期になっているんだとさ

開発してから引退させるべきだろう。失敗した時のことを考えるべき。

その通りだ

>>794だと、ASM-2の時も2発しか積めないのかな？

練習機としては十分過ぎる
デュアルロール機としても日本でなら文句無い

だが色々と非力だなあ
F-15Jと同じ高度を飛ぶのは辛そうだし、対艦形態でF-1やF-2と同じ超低空も飛べるかどうか分からん
F-2Bを完全に置き換えたら、搭載ASM数の減少、行動半径の減少で対艦戦力の大幅ダウンになってしまう

AAM-4機内装備時のステルス形態でなら、BVR戦なら日本最強、いやユーラシア最強クラスかも知れんが
接近戦で機関砲すら無いのか

ブルーインパルスとF-2B損失分と、あと予備で少しあったとして48機くらいか
小さい割に値段が嵩むな

>>792
じゃあXF5のコア温度が1600℃→1800℃でも、ファン排気と混ざったら温度が同じになるように
ファン流量を増やすとしたら、どこまで増えるかなあ？と

1900K→2100Kと大雑把に計算
XF5は当初は1:0.39
ファン排気は300Kとする

1900/（300×0.39）　＝　16.24

2100/（300×16.24）＝　0.43

0.43で混ぜると、熱量の比率が同じになりそうだなあｗ

F135が1600℃の某原型エンジンまで下がったら？
2300/（300×0.45）＝　17.04
1900/(300×17.04)＝　0.37

何か、もっと低性能のエンジンなら、スーパークルーズできるようなエンジンと
同じくらいの温度に余裕で達してるんじゃねーか？
___________________________＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿

なおこの計算には致命的な欠陥がある

・タービン直前温度の空気が直接排気されているような計算じゃねえか

だめだこりゃｗ
F135はタービンが合計3段だから、もっと温度が下がって排気されているかもねえ

>>692

>>775

7.7tがガセ、というが
今となっては、1770℃のアナグラムだったのではないか？？

となると、>>692の　・・9　とは、1900℃か？

単発を双発にしたらそりゃもう別の機体だよ
まあ電子機器やソフトウエア等はある程度使い回しが効くが
F-2 の代替がすぐ欲しかったら F-2 を50機程再生産するしか無い

F-X のそのまた次ぎという事なら、素直に直径90cmまで拡大するのがいちばん無理が無い
飛行中に入ってくる空気は断面積で決まり、
圧縮比を上げても熱効率は良くなるが流量が増えたのと同じにはならない
無理して掻き込もうとすると窒息気味になる

今要素研究が完成しつつあるなら、次の次には間に合うさ
多少遅れてもラファールみたいにF404で試作機を作るとかで対応

>>798しかしタービン直前温度が高くなったら
排気ももちろん高温だし、圧縮機やファンを回す力も強くなるわけで

ファン流を増やして、これがノズル部分でコアからの排気と混ざるようにして（輸送機用エンジンではとっくにこれをやっている）、
最終的な排気温度を戦闘機としての適正速度に抑えるのも
悪くない、って事になるのかな？

F100-PW-232は、F100シリーズのままでF119並みの技術を投入したもんだから
ついにファン流量を増やさざるを得なかった、という話がある
だが圧縮比も増えまくったため、見かけのバイパス比はどんどん下がっているらしい
（このF100-PW-232に関する説明は、何か矛盾するものを含んでいる気がするｗ）
ともあれ、結果的に総流量は15%位増えて、F110との差別化が難しくなってしまった
前はF110より少ない流量が特徴だったが

＞F-2 の代替がすぐ欲しかったら F-2 を50機程再生産するしか無い

だがアメリカは多分機体後部&左主翼も作ってくれないし、F110を新造機のために売ることすらしないのではないか

となると、日本で全て作るしかないし、その解決策としてXF5×2しか即入手可能なものが存在しないわけだ

F110はライセンス生産だから、ライセンス料を出せば生産することはできるだろう
でないと補修用にも困る

胴体後部と主翼は生産数次第だな

ま、F-2生産できないならF-2の代替品は手に入らない
XF5 を使ってもそれは無理

一瞬F-35とか考えて、

そう言えばF-2Bつまり複座の訓練型の話だから、F-35じゃその目的には適わないなとｗ

ASMの先端に魚雷をつけて
船尾のスクリューと舵を着実に破壊できるものが出来たら
ASM×2でもいいんだがなあ

運動エネルギーが着水でもったいないような気が・・・

運動エネルギーがもったいないどころが魚雷のエンジンと燃料を積むことで圧迫されるペイロードがもったいなさ過ぎる。
まだ画像識別で艦尾に喫水線に突入させるほうがいい。

>>794F-15からF-15Eを作るのですら内部の60%を新設計したという

ましてや飛行時間500時間とされるATD-Xから飛行時間4000時間で機外搭載量6t以上の高等支援練習機？を作ろうとしたら
機内の強度などを考えても完全に別のものになる

そりゃ、外形のステルス形状とか、流体に対する最適形状とかは共通だし、ステルス機ではそこを決めるのが大きな要素なのは事実だが

心神は三次元織炭素繊維複合材を使ってるからF-2
より頑丈だろう、試験対象の部分は。
駄目なのは、古い部品とか使ってるからかな。

ステルス機の設計技術を取得したわけだから、新設計で全然問題無いだろう。

まあ1800℃以上のエンジンコアを日本でも試験しよう、というネタから、ここまで妄想を膨らませてみたわけだが

エンジンの有無によって、得られる航空機の能力に本当に差が出るもんだなあと良く分かるね
まあライト兄弟が初飛行できたのも、軽いガソリンエンジンのお陰という面も強いんだよなあ

（あれは逆風に向かってようやく数十秒飛べたという面が強く、真の初飛行はサントス・デュモンだという説もあるんだっけｗ）

＞エンジンの有無によって、得られる航空機の能力に本当に差が出る

エンジンの有無って、エンジン無かったら飛ばねぇだろうが！

ｗｗｗｗｗ

十分な推力を出せる国産エンジンの有無　というべきなのかなｗ

ところで、同じような話を国産旅客機に適用することは可能かな？
今のところ、アメリカは日本が開発したい輸送機や旅客機全てに、高バイパス比エンジンを販売しているんだよな

>>809
実験機だから長期間運用する強度で設計してないだけ。

>>811
｢得られる航空機｣の能力
つまり買える飛行機のグレード､とエスパー

>>811>>814

そういえば国産エンジンがあれば「うちら何時でも作れるんで」と強気に出やすいのも事実だな
ぼったくり防止になる

独自開発といってもなぁ
アドーアの悲劇とはいうけどあんな低性能なエンジンすら作れないわけで

現在にいたっても現状ではF-15のエンジンすら作れない有様

＞あんな低性能なエンジンすら作れないわけで

XF3-IHI-400で余裕で越えた
XF5で完全に越えたね

タービン直前温度で言えば、もうF100なんて過去のエンジンだよ
そして日本は世界の最先端だ

>>370
技術はある？ワロスワロス
しかも試作品でまだ性能が完全にでていないXF3、XF5をあげるとか

完成もしていないものをあげたりとか推測でつくれもしないのにつくれるとか
もうそういう妄想いいからお前は韓国人か

政治家の責任だからな、防衛省もか。

と韓国人が書いた

F3エンジンは出来てるだろ

政治家の責任だからな、防衛省もか。

と韓国人が書いた



繋がらないだろうが。

実用化量産化製品化してないしー
海外に売った実績ないしー

ケチのハードル上げるのはいくらでも出来るんだぜｗ

>>823最初から売り込みが原則か

必要なのはバーゲニングパワーだけで十分だ

XF5の2008年時点での1600℃では、今ではバーゲニングパワーを発揮できない

それで次世代エンジン研究で1770℃を目指し、今度予算を獲得する奴で
更なる高温を目指す

高運動能力やスーパークルーズを求めなければ、
それでも全然使えるわ。
まず、練習機でも無人機にでも使ってＸＦ５−１は実用化すればいいものを。

無人機も練習機も只じゃ出来ないんだが

当たり前のこと言うなよ。
練習機も無人機も必要な装備で、その後に繋がるんだが。

Ｘ−３がどれぐらいの大きさで、戦闘機エンジン要素開発で組み立てるエンジンは
どの程度の大きさが、公開しろよな、現段階の想定でいいから。、

>>829色々考えたら、やっぱり完成まで公表しないほうが良いのではと思うのだｗｗｗ

公表したら外圧が酷くなるレベルてことかな。

オスプレイに4発搭載してティルトウィングしyo ZE！！

XF5 は練習機や無人機にはもったいないよ

　【嘉手納】米軍嘉手納飛行場で２０日午後３時半ごろ、６カ月の予定で米軍嘉手納基地に配備されている
ステルス戦闘機Ｆ２２Ａラプター５機が千ポンド爆弾１０発を搭載し離陸するのが確認された。
１９日にも爆弾を搭載し離陸するのが確認されている。
Ｆ２２が嘉手納に暫定配備された２００７年以降、沖縄で実弾を搭載して飛行するのは初めてとみられる。
　２０日午後に搭載した実弾は千ポンド（約４５３キロ）爆弾ＭＫ８３ジェイダム。戦闘機からの操作なしに目標を攻撃できる誘導爆弾の一つ。
各機に２発ずつ搭載されて離陸し、午後５時半ごろまでに帰還した。
　Ｆ２２は爆弾を機体内部に格納することから、爆弾を投下したかは、着陸時に目視で確認できていない。
　Ｆ２２は低酸素症に似た症状を訴える操縦士が相次いだため一時運用を停止した。操縦士が着用するベストの不具合が主な原因とされ、
改善策を施したとして１２年５月に飛行高度などを制限して運用を再開。７月末に嘉手納に１２機が暫定配備された。

ソース　琉球新報
http://ryukyushimpo.jp/news/storyid-197151-storytopic-3.html
画像　米軍嘉手納飛行場で実弾を搭載するステルス戦闘機Ｆ２２ラプター＝２０日、嘉手納町道の駅かでなから（金良孝矢撮影）
http://ryukyushimpo.jp/uploads/img505bd87301cf6.jpg

>>832
それってXC-142じゃないの。

ＩＨＩ、スイスの金属加工大手買収へ
ttp://www.nikkei.com/markets/kigyo/ma.aspx?g=DGXNASDD270DT_27092012TJ2000

記事では自動車部品等の小型軽量化への期待が書かれてるけど、
国産ジェットエンジンの将来的にも有望？

Ionbond International ？xA0;-？xA0;Diffusion Coatings
ttp://www.ionbond.com/coating-services/components/aerospace/diffusion-coatings/

イオンボンド 「CVAコーティング装置」
ttp://www.dksh.jp/htm/620/ja_JP/%E3%82%A4%E3%82%AA%E3%83%B3%E3%83%9C%E3%83%B3%E3%83%89%E3%80%80%E3%80%8CCVA%E3%82%B3%E3%83%BC%E3%83%86%E3%82%A3%E3%83%B3%E3%82%B0%E8%A3%85%E7%BD%AE%E3%80%8D.htm?Id=181925&BUId=24905

これでセラミックと金属の傾斜材料コーティングとか成功したら
確かに2000℃とか、1800℃でも従来エアフィルムの1/3なんてのも夢ではない

とりあえずやりたいのはニオブ基合金の対酸化皮膜とかじゃね？

995 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/29(土) 02:52:50.19 ID:???
>>989　1994年から始めて、1999年に完成、2003年くらいでやっと5tを安定して出すようになった

だがそこからXF7にリソースを取られてXF5は、見た目は進歩なし
その後ようやく試験が動き始めてまあ終了した

ところで、1999年は1550℃と言われたタービン直前温度が、いつの間にか1600℃になってしまった訳だｗ

それから、千歳の試験場も、今でも流量があのままなのかという保証はないねえ

996 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/29(土) 03:38:07.55 ID:???
そもそも千歳の試験施設で、ガスタンク空気詰め方式であれば150kg/sの流量をとっくに達成しているのだ

XF5では70kg/sが必要だった、というのは10年以上前の資料で公開済みだ
そしてその時、台湾の施設では90kg/sではないか？と書かれた

そしてTFE1042が45kg/sという資料もあったので、「つまりエンジン流量の倍が必要なのか！」と納得した気分になったもんだｗ
なおイギリスの施設は186kg/sで、EJ200の77kg/sの2.5倍というところ
フランスの施設は380kg/s程度で、これはコンコルドのオリンパス593の流量の倍ちょっとか

更に同じくあまり長くない時間の試験で、流量数トンというのも千歳で試験している
但しこれはエンジン用高空試験装置ではなく、超音速機モデルの周りに流した流量で、
これが連続できるものであるのかどうか、あるいは気圧や温度を厳密にコントロールできるのかどうかは不明だった

但し、XF7の試験は出来なかった
XF7はバイパス比が1:8.4もある
そして、XF5とコアが共通で、ちょっと大きくなったという
更に、XF5のバイパス比は1：0.39である

XF5の流量を35kg/sだとしよう
すると、そのうちコア流量は25kg/sということになる
つまり、XF7のコア部がもしXF5と同じ25kg/sとしたら、総流量はその9倍以上、230kg/sという事になる
もしコア部も若干大きくなっているなら、250kg/sすら考えられる
そしてそれが入る試験装置は、500kg/sを流さないといけない

これはアメリカのアーノルドの施設くらいしか無いなあと、技本はアメリカにXF7を持っていった
そして日本の試験方法をアメリカはニヤニヤと見ていたらしい
あるいは｢そんな全量大量にぶち込まなくていいよ｣とのアドバイスがアメリカから出たか？
ともあれ、XF7はここで6.1tの推力を出したのだ

今度の試験では、もっと簡易にパワーを計測できるような方法に変わったのかも知れないね

997 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/29(土) 03:43:24.32 ID:???
1770℃にチャレンジ！として始まった次世代エンジンの要素研究は
何故か1800℃に耐える保証付き、という所まで至ったそうな

果たして何を使って1800℃をどう試験したのかさっぱり分からぬままだ
＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿

>>982＞前間孝則の数年前のインタビューでは、もっと大きいほうが冷却の関係で設計は楽だったとあったね

小さくするために部品を薄くしたら、熱に非常に弱くなってしまう
それで部品をぶ厚めに作ったら今度は冷却が困難になる
結局、小さな部品の割に、分厚いエアフィルムを使わないといけないから、もうちょっと大きなエンジンより効率が悪くなってしまう

＞これはアメリカのアーノルドの施設くらいしか無いなあと、技本はアメリカにXF7を持っていった
そして日本の試験方法をアメリカはニヤニヤと見ていたらしい
あるいは｢そんな全量大量にぶち込まなくていいよ｣とのアドバイスがアメリカから出たか？
ともあれ、XF7はここで6.1tの推力を出したのだ

＞今度の試験では、もっと簡易にパワーを計測できるような方法に変わったのかも知れないね

アーノルドでのXF7の試験の後に、アメリカは日本の試験方法を興味深そうに見ていて、そして様々な教唆を戴いた、
と後に書いてあった
そしてIHIの人が、日本には試験設備が不足しているがシミュレーション技術によりそれらを補いたい、と書いておられた

ところでグーグルに引っ掛かった謎の文字列
ページには入れない

PDF]
地上エンジン運転試験設備の改修整備 仲田 靖, 水野 拓哉, 田頭 剛, 高 ...
repository.tksc.jaxa.jp/dr/prc/japan/contents/.../64376000.pdf
ファイルタイプ: PDF/Adobe Acrobat
機用ターボファンエンジン”FJR710”の開発を目的に、最大推力 100kN までのエンジン運転が可能な試験設備として建設. された。
... 高バイパス比ターボファンエンジン”FJR710”を開発するため. に建設された .... 今後、空気流量の異なる様々なエンジンを安定し ...

これは、亜音速ならば推力100kN(まあ推力10.2tくらいだなｗ)が試験できるという事なのか、
それとも超音速でもこれが可能なのか、どっちなんでしょうかね？

バイパス比1:5程度とされるV2500の流量は、

www.flightglobal.com/directory/detail.aspx?manufacturerType=Engine&navigationItemId=382&engineId=82&searchMode=Manufacturer&units=Imperial

Airflow: 792 lb/s　だから360kg/s
つまりコア部流量は60kg/sというわけだ

V2500はFJR710と同程度の技術だという。つまり推力11.5tのV2500が60kg/sの流量なら、
推力4.8tのFJR710のコアは、25kg/sか
XF5とかもこの辺だ

日本は昔から、この位のコア部の流量でエンジンを作って来たんだなあ、という事が分かるねえ
F3エンジンもライセンス国産したアドアも全部この位なんだよ

ところで、これを大きくするそうですがｗ

>>843まあ日本は、10t級以上のエンジンを試験できる施設が昔からあったって事だ
それが改修によって多分パワーアップ、かつ幅広い上空条件に対応したんでしょう

しかしそれがどれほどまでかは、公には公開されていないのか
この先は想像に任せるしかない

>>844
でも試験するのはコア部25kg/sばっかりか
XF7で少し大きくしたと言うが、27kg/sなのか、30kg/sなのかも分からん

27.5kgでも10%増なんだよな
それでXF7の推力が今までで最高で6.1tというのはちょっと少ない気がするな

流量を上げてテストするとお金がかかります

>>846経験を積んでいないので慎重にやっただけだ

ここらで大物を作らないと、航空機だけでなく、国産ガスタービンによる
エネルギー政策にまで影響する

発電用や船舶用のガスタービンは地上や海上で使う
気圧変動等も無く高速で移動することも無いので、
特別な設備無しに試験ができるよ

だが国内で輸送機用のも作っておきたいね

それにF-35Aの価格があの調子じゃあ、やっぱ国内で開発すべき

の動きも出るよｗ

>>846
まあお金がないと開発できないからねえ

【軍事】韓国型次世代戦闘機事業、５５１億ウォン投じて中断の危機［09/26］
http://awabi.2ch.net/test/read.cgi/news4plus/1348638117/

こういう国もあるわけで

一社単独でエンジン開発とか資金や開発能力的に
もう軍用でしか採ってないだろ

戦闘機用エンジンなんて中国もインドも開発してるからな。
日本のほうが全然技術力が上なのに、ちまちましてると
はるか上を行かれるわ。

インドはカヴェリは凍結されたが、次の計画が進んでいるのか？

はっきり言って、タービン直前温度1400℃もあれば、十分なレベルのエンジンが作れる
効率が悪いと搭載AAMの本数は減るがｗ

中国ははりぼてパクリと馬鹿にされつつも、その辺の最低条件はしっかり抑えているからな
インドだって失敗を重ねつつ経験値は増えてる

>>850
そっちはお金の問題以上に、技術不足の問題かと

>>854あそこは欲張り過ぎた

正直言ってインドの技術開発は弾道ミサイル以外は悠久のインダス川すぎて……

>>856
あの国はあれでいいんだす

万物は一定ではない
インドのエンジン技術も一定の水準であることは無く
いつかはそのコバルトニッケルも宙を飛ぶ力を得て
またいつしか打ち落とされまたは退役し地に帰る
それがこのインドの大地の真実であり、未来であり、天命なのである

流体力学における有限要素法の配列が相互収束するさまは
まるでインドの曼荼羅が様々な文様を描きつつどこかのパターンにまとまっていく
その様に似ているとしか
言いようが無い

そしてその配列が実物の熱流体の挙動を忠実に表すか？も、また極微小の誤差を伴って真実ではない
そしてその誤差もやがてはエンジンに致命的な熱流体挙動をもたらすのだ

>>843のjaxaサイトからこぼれた情報が薄気味悪いなあ

亜音速のエンジンなら推力10tでも余裕とか、そんな意味じゃない？超音速の戦闘機用は無理なんでしょ？ｗｗｗ
とかナメてみたが、

・そもそもターボジェット、あるいは低バイパスターボファンの方が流量は小さく、流速が大きく超音速向き
・亜音速で10tが可能なら、何でXF7をアーノルドに持って行った？

というわけで、これもおかしいなあ？

試験環境のせいじゃないと分かった

そりゃ拡張されたのがXF7のテストの後なんだからでしょ

http://airex.tksc.jaxa.jp/pl/dr/AA0064376000

>>860
FRJ710も地上環境試験は日本でやった、日本で出来ずRRにもっていってやったのは高空環境試験。
前者は流量の制限なんて関係ない（地上大気で試験するのだから）。
後者は実運用を模した環境で試験するもので、設備により空気密度（高度）・流量・速度・温度といったパラメーターに制約が付く。

なるほどリンク先にも色々あったな

ESPR ターボファンエンジン」（以後、ESPR エンジン

が、現在のXF5の名前？

ESPRで調べたらすげーぞ！

http://www.ihi.co.jp/ihi/file/technologygihou/10011_1.pdf

CO2 排出抑制技術については，ロールス・ロイス社（ イ
ギリス）との共同による軽量セラミックス基複合材( CMC )
タービンシュラウド部品をはじめ，高温特性に優れた単結
晶合金や粉末冶金合金などの多くの先進金属材料部品を開
発した．リグ試験によって部品耐久性を十分に確認した後，
タービン入口温度1 923 K の高温エンジン試験によって先
進材料部品の機能，健全性を確認できた．第5 図にタービ
ン入口温度1 923 K 保持状態のエンジン試験状況を示す．
これらの結果から，CO2 排出抑制に有効な重量削減，冷却
空気削減を実現する先進材料適用技術，先進冷却技術を取
得できた．

うおーっ！
1650℃までこの時点で達成済みだ！
まあ商用でもGE90が1630℃出してるけどさ

しかしロールスロイスもほくほくやね
日本が技術保持の名目でロールスロイスと共同でどんどん高温試験してくれて
それがどんどんトレントにフィードバックされるんだからｗ

http://www.meti.go.jp/committee/materials2/downloadfiles/g100325b05j03.pdf

これは、日本が超音速旅客機を作るとしたらどの位だと採算取れるか？という研究
ESPRでの研究も元になっている

ここでまた興味深いのは、Mach1.6までしか出さなくても競合他社の1.3倍の運賃で戦える！というわけだが、
それに使うエンジンが、それ空気スカスカ過ぎるだろ！と恐れられる、
ファン2段、バイパス比3.4、タービン直前温度1550℃(今の1650℃を100℃下げて保守性を良くしたかｗ)、圧縮比30、という
それ超音速にはバイパス大き過ぎだろと旧世代に突っ込まれそうなエンジンを想定してることだｗ

確かJT8Dでバイパス比1:2でも、Mach1.8の超音速ビジネスジェット機なら飛ばせるという話だったよね
タービン直前温度が高いほど排気温度が平均してMach1.6に最適化されれば良いのであれば
バイパス比が大きくても良いのじゃないかな？という自説が、どうやら正しかったようだ(ｷﾘｯ
ｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗ

まあ当たり前の話なのでドヤ顔するほどの事でもないｗ
それに、バイパス流とタービン排気を上手に混ぜるのって決して易しくないとの事
でも、タービン直前温度2000℃に達したら、バイパス比1:4.2という
高バイパス比でも超音速機として飛ばせるのじゃないか？とも期待できる
但しその場合、窒素酸化物の問題が無視できないから旅客機としては使えない

なおこの機体は、旅客数250席、航続距離11000kmクラスで飛ばすことを想定しているという
陸上上空でもMach1.2を出す、というのだが、燃費が悪くなる速度だよねえｗ

エンジンの推力重量比があまり良くない(4.3くらい)が、AB無しだから仕方ない。
また入り口直径2mとかすげー事書いてあるな
これにもしABつけたら、バイパス比大きいから、推力が1.8倍になって(昔からバイパス比がやや大きめのエンジンの方が
AB時の推力上昇率は大きかった)
確かにこんな巨大エンジンでも推力重量比7くらいになるね
だが輸送機用なのでABなど要らん

完全に長距離戦略爆撃機です。本当にありがとうございました

http://kwat01.web.fc2.com/airshow/ja2004/tokubetu.htm

　「環境適合型次世代超音速推進システムの研究開発(ESPR)」の技術実証用に作られた1/3スケールのターボファンエンジン。
ESPRとは独立行政法人新エネルギー・産業技術総合開発機構(NEDO)が研究を進めている、
エネルギー使用が効率化され環境適合性にも優れた超音速輸送機用推進システムの実用化に向けた基盤技術開発プロジェクトで、
低騒音化、NOx排出削減、CO2排出抑制を研究開発目標としているそうです（以上NEDOのサイトから転載(^◇^;)）。

こいつABついてないけどさあ、

推力42.7kNだってさあ！
◇◇◇◆◇◇◇◇あ◇◇◇ほ◇◇◇◇■◇◇◇の◇◇◇◇◇ふ◇◇◇◇◇◇□◇◇◇◇◇◇◇◇り◇◇◇■◇◇◇◇◇◇◇

日本ってXF5の最大推力5tを境にパワーダウンしてやがんのざまああああああ
予算切れ貧乏日本弱ええええええええええ
プププププププププｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐ
wwwwwwwwｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗっうぇｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗ３ｗｑｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗ３ｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗっうぇ

>>867てめー何勘違いしてるのよバカじゃね？

ファン入り口直径が79cmもある
AB無しでも、推力4.3tなのにそんなにファンが大きいと
しかも前に奇妙な出っ張りがあって、エンジン本体長さ3.4m
後ろにある筒部分も合わせたら5m越えるだろうな

これだと多分バイパス比1:1以上だろうなあ
戦闘爆撃機向きだね

逆に言えば、ABをもし付けた場合、推力向上率は同じく、超音速用としては高バイパスのRB199などの例に従えば
1.8倍になるのだな！

推力7.6t　

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！
1!!!!!!1!!!!!!!!!!!!!!1!!!!!!!!!!！！！！！！！！！！！ｑ！！！！！！！！！！！＃＃！！！！！！！！！！！！！

日本は推力で、M88-2を越えた！(ｷﾘｯ

ESPRのABつきバージョン双発で、一応4.5世代機は作れるって事だね

ESPRは、XF5とは別物だったと
もっと大きなエンジンでファン直径も大きかったと

そして、このサイトを見ても2004年の展示であり、1550℃での推力だな
今なら更に15%増も可能だ
タービン直前温度2000℃を達成したら、推力10tまで期待できる

なお、JAXAではこの3倍のエンジンが欲しいらしいｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗ

またファン段数2段、圧縮機段数5段だから、これって世界の圧縮系では最小段数だよな？
それで圧縮比30近くを達成している！
この時点で物凄い技術っすよ？

こうなったらAB無しで9.9tを達成するエンジンをエンジン試運転ルームで動かして
10t行きませんでしたﾃﾍﾍﾟﾛとか言っとけｗ

ESPRって推力を考えても、エコエンジンと紛らわしかったんだよなあ

ESPRとエコエンジンって別物だったのかよ
断面図とかまるで違うじゃん
ESPRは超音速向けの低バイパス比、エコエンジンはバイパス比4.5で高バイパス比だったと
この時はタービン直前温度1550℃だったから、もっとパワーアップすることも夢じゃなかったと

恐ろしいのは、ファン2段、タービン5段という段数の少なさでこの推力というところだな
ファンも、その中心部に近い部分はもちろん圧縮機の一部とみなせるのだがｗ、
たったの7段で十分な圧縮比に持ち込める技術は物凄いですよ

しかも直径が大きいということは、その推力で十分な大きさのファンを回すエネルギーを得ているんだから
やっぱり超音速機の方で想定しているのと同じ、圧縮比30を達成しているんだろうなあ
バイパス比が大きめでも十分な超音速性能を得られているし

日本の技術は、RB199程度の推力＋1650℃のタービン直前温度なら実用レベルでも平気、
最近1800℃も出しましたがねｗ　というところか

そりゃアメリカもF-35を40%作らせるよｗ

>>775＞直径90cmサイズでこのパワーしか出なかったら、中高年国産機ヲタはショボさと、それでもF404を買えなかった当時を思い出して
泣き笑いで目がチカチカとするところだろうｗ

2004年に展示できるレベルになったESPRで、そのレベルにほぼ達してたって事さ

20年遅かったなあｗｗｗｗｗ

タービン直前温度が2000℃なら
バイパス比は1:4と、A-10のエンジン並みであってもMach1.6までは問題ない！
これまめちしきな

ところでA-10の敵地上空での速度の遅さゆえのAAAからの弱さを指摘した声ってあったな
アフターバーナーでなくパルスデトネーションエンジンをつければ航続距離問題も解決？

肝心の被弾耐性が弱りそうだ

>>873
妄想書き散らすのもいい加減にしろ。

じゃあ何か面白いこと書けよ頭の古いオッサン

そりゃ様々な立場からのアンチ日本国産の輩、賊の類はムカつくでしょｗ

日本は、ドライ推力で超音速性能を出せるエンジンでドライ推力4.3tを出していて
しかもそれがバイパス比やや広め、つまりAB推力時倍率1.8のというのが分かっちゃったんだからさあ

でもこれを今まで、全く喧伝しなかった
この謙虚さが日本が日本たる所以なんですよ

それで戦闘機用エンジン作ったらどれぐらいの推力なるの？

このスレに来ている、エンジンに詳しい人の中に
IHIのおっさんがいるんだよな

社内規約なんだろうけど、バイパス比は高バイパス基準でバイパス側から書くし
ロールスロイスとの事業の時にはリヒーターと書くしで、ウザくてかなわねえｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗ

ニワカで情弱の俺にはよくわからないが
要するに心神の13�dとかの麻雲か朝霧とかのアレでコレな話は根拠あった
という理解でよろしいか

＞ロールスロイスとの事業の時にはリヒーターと書くし

昔アドーアの時に、それでイギリスのマイスターに怒鳴られまくったんじゃねーの？ｗ

>>877ESPRは戦闘機用にしてはバイパス流が多過ぎるから
無理やりAB装備にしても、レスポンスが悪く急な迎角変更などで性能を発揮できないだろうと考えるべき

という訳で戦闘爆撃機にしか使えないのであったｗ

昔、F101をF-16大型版に搭載しようと思った人たちはどうする心算だったのかなあ？
結局F110-GE-129になったわけだが

そりゃアフターバーナーはGEの、リヒーターはRRの、オーギュメンターはP&Hの
商標なんだから他社の商標で呼んだら怒るだろ
日産社員にEFIと言ったら「EGIと呼べ」と言い返されるようなもの

ﾎホウィットニー　？？？？？？？？

えんだあああああああああああああああああああああああああああああああああああ

ｽﾏﾝP&Wだｗ

ESPRのエンジンコア使って戦闘機用エンジン開発したら
どの程度のレベルになる？

>>882-885ｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗ

まあ笑い飛ばして、日本が一定の技術を持っていること、しかし尚も実用化に向けての課題も多く、
ましてや量産となると全くの未知、更にその関連技術で海外から利益を得るのは理想だが茨の道、という認識で良いかなあ

XF5がミリタリー3.3t
その1.3倍出てるんだよな

だが今時の戦闘機用エンジンのバイパス比でAB/ミリタリーの比だと1.5倍、というなら、
バイパス比が下がった場合はミリタリー推力4t行くかどうかも分からんし
まあ6tが精一杯じゃないのかな？

但し、タービン直前温度を1800℃に耐えるものにしたら7tに近づくかなと
2000℃なら7t台半ば？

まあ日本の「技術はある」には根拠もあったって事で

心神用のエンジンでＩＨＩがＸＦ５−１の推力増強版にしてくれって
言ってたけど、役所には無視されたけど、それでもよかったじゃん。

これは長過ぎるんだよｗ

エンジン本体だけで長さ2.3m以上ある
ABつけたら4.5m
何でこんなに長くなったか？
直径も79cmもある

まあこれは、将来JAXAが超音速旅客機用に欲しい、ドライ推力20tだかのエンジンの雛形なんだよなｗ
だから軍用とはまた作りが色々と違うと

JAXAか・・

Makik orz

JAXA

>>889
＞心神用のエンジンでＩＨＩがＸＦ５−１の推力増強版にしてくれって言ってたけど

そんな話あったのかなあ？

まあATD-Xが13tという話が出てから、XF5の5tの推力のままで飛ばせるのか？という問題にまで発展していたから、
日本に何か知らんがXF5以上に強い超音速向けエンジンを作れる技術がある(特に燃焼室を大きく作れる)のが分かっただけでも大収穫と

ESPRエンジンは

・アフターバーナーがついていないから、最大推力が小さく見える
・直径などで、亜音速向けのエコエンジンと紛らわしかった

などの理由で、「これをF-2に双発で使えーーー！！！！！」な厨房の目に留まりにくかったわけで

http://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/344/344250.pdf

超音速輸送機用推進システムから

流量78.5kg/sの化け物！
それで超音速も出せて、可変バイパス(YF120と同じ)で、高圧タービン入り口1600℃とは！

バイパス比0.83　（地上）　だから、ABも余裕で付けられるじゃん
流量と考慮して計算したら、コア部は43kg/sとか出て来たぞ
F404と同じクラスか(F414は15%くらい多い)

これをバイパス比を最小で0.4以下にして、タービン入り口温度1800℃以上にして、
流量はこの流量を維持したエンジンでABと変更ノズルが着けば、戦闘機用エンジンになるのか？

可変バイパスって、0.7〜0.94も、最小時から35%も増やせるんだなあ
バイパス比0.38〜0.5という、スーパークルーズ向け⇔亜音速巡航向け　も切り替え可能と
但しAB使用時、あるいはエンジンを最高に使いたい時はむしろバイパス比増やすと
(バイパス流は冷却も兼ねるので)

但し性能を考えると、ドライ推力4.3tなら多分本気で運転してないんじゃないかなあ？って気がする
まあ環境考慮の窒素酸化物排出を減らした試験だもんな

何はともあれ、XF5よりドライ推力同士の比較で1.3倍もパワフルなエンジンで、
しかもパワーを相当にセーブしているらしいと分かった
1650℃でも大丈夫なのに、本試験じゃ1550℃しか出さないで4.3tのドライ推力だもんな

「ミリタリー推力」とは書かないよ！
これ自体は「民生技術のためのエンジン」だもんね
得られた技術の応用方向はご自由にだが

ｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗ

ところで、ロシアは可変バイパスの研究はしてないのかな？

イギリスはハリアーもその方向を向いているし、>>733のYJ102Rとやらもこのタイプだ
アメリカはJ58があまりにも有名で、その後YF120に繋がった

まあ技術の方向性は全く違うが、RB199と推力レベルでは同じだな

向こうは温度はあまり高くない(1300℃前後？)が、3重軸でABつき、バイパス比が1:1.1(1.3説も)という
超音速戦闘機用に思えない構成ｗだが低速巡航性能は十分！

こっちは1650℃まで出せて、ファン2段圧縮機5段タービン2段の簡素な構成
高速向き
pdfによると、低圧タービンですら1300℃だという！それを日本で、MHIが作っている！

ところで、Mach2.5〜3では全圧力比6　と書いてあるのに気がついた
なるほど、高速向きだ
これは戦闘機にはならんよｗ
偵察機が精一杯

低速での圧縮比が書いていないんだよな
2段のファンだけで2.6に出来るんだから
残り5段の圧縮機で、1段1.2倍としても15くらいには出来そうだが
まあやってないんだろうなあｗ

意外と推力が出てないのは、圧縮比の低さゆえかな？

XF5やXF7で培った高圧縮比の技術と、ESPRの直径を両立させると、同じコア部流量クラスであるF404を
完全に上回る、って感じかな

これはターボファン版のJ58の雛形みたいなものと

圧縮機静翼が可変式であると強調しているよね

こいつの使い方次第で、圧縮比を変えられる筈
そして低速時と高速時でもちろん変わるだろ

それで、低速での全圧力比については未記載と

地上で、100%回転数で2段のファンが2.6の圧力比
1段で1.6

これがMach2.5で73%回転数で2段のファンが1.66の圧力比
1段で1.3

1段あたりで確かに80%にまで圧縮比が落ちてるねｗ

じゃあ、1.18の5乗で2.3となり、2.3×2.6で圧縮比6だったな

1.18÷0.8=1.475
と控えめな？数値を入れ、これを五乗したら7くらい
2.6×7＝18弱

まあまあの圧縮比ですな
低速でも、絶望的に悪い性能じゃないんじゃないの？
地上で圧縮比6だったら悲惨だなあとｗ

但し低圧圧縮機から高圧圧縮機まで、低速時と高速時で同じようにパワーが落ちる、という過程が間違っていたらアウト

>>894
これ大分前だな。
　現状は何やってんだよ。

XF5もESPRも、その後はどうなったか全く分からん
新しいエンジンコアを作ったりしたのかどうかも

強いて言えば、技本で新しい要素技術を作るようになった、くらいだけｗ

http://www.mod.go.jp/trdi/research/R3-2.pdf
もはや枯れたエンジンになってきた？

＞当日は、航空装備研究所がこれまでに実施してきたジェットエンジンの研究開発の概
要と、防衛省策定の「将来戦闘機に関する研究開発ビジョン」に示された次世代ハイパ
ワー・スリム・エンジンの実現に向けた新しい取り組みについて紹介する。

つまり1800℃だか2000℃だかにも触れられ、
同時にファンの高速流対応化、低圧圧縮機の軽量化、最適化、高圧圧縮機の高性能化、
アフターバーナーや偏向ノズルの更なる改良、なんかも言及されるのかなと

http://www.mod.go.jp/j/approach/hyouka/seisaku/results/24/jizen/honbun/14.pdf

１ 事業名：戦闘機用エンジン要素の研究
２ 政策体系上の位置付け：科学技術の発展への対応（研究開発の推進）

ア防衛省が当該事業を実施する理由
現在、高圧タービン平均入口温度が世界最高水準の要素技術の獲得を目標とした次世
代エンジン主要構成要素の研究を実施しているところである。我が国では既に実証エン
ジンの研究を通じて高圧タービン平均入口温度が１６００℃級のエンジンに関するシス
テムインテグレーション技術を獲得しており、更なる高温化及び軽量化を図った次世代
エンジン主要構成要素の要素技術を適用することで、次世代ハイパワー・スリム・エン
ジンにつながる高いレベルのエンジン要素技術を獲得することができる。

イ効果の把握の仕方
試作品の設計、製造及び試験を実施し、具体的な機能及び性能等の確認及び検証を行
う。
６ 事後検証を行う時期
平成３０年度に政策評価（事後の事業評価）を実施する予定である。

７ 総合的評価
次世代ハイパワー・スリム・エンジンにつながる高いレベルのシステムインテグレーショ
ン技術が獲得可能となる研究であり、必要性は理解できる。得られた成果はほかの各種航空
機用エンジンや船舶用ガスタービンエンジンの研究開発に活用可能であり、効率的であると
評価できる。本研究の実施により、ステルス性と高高度／高速戦闘能力を有する将来の戦闘
機に必要なエンジンの研究開発に資する要素技術基盤を獲得でき、その有効性は認められる
ことから、本事業に着手することは妥当であると判断する。

>>905
＞政策体系上の位置付け：科学技術の発展への対応

アメリカが進んだから日本も進めると

＞高圧タービン平均入口温度が世界最高水準の要素技術の獲得を目標とした

つまり1980℃クラスを狙うって事だな

＞次世代ハイパワー・スリム・エンジンにつながる
高いレベルのエンジン要素技術を獲得することができる。

今回の基礎研究がそのままハイパワー・スリム・エンジンになる訳ではないと

＞試作品の設計、製造及び試験を実施し、具体的な機能及び性能等の確認及び検証

やっぱ作って動かしそうだね

＞平成３０年度に政策評価（事後の事業評価）を実施する予定である。

6年も掛かるがある意味すぐだなｗ

＞いレベルのシステムインテグレーション技術が
獲得可能となる研究であり、必要性は理解できる。

（ｷﾘｯ　を語尾に付けたいｗ

＞成果はほかの各種航空機用エンジンや船舶用ガスタービンエンジンの研究開発に活用可能

いいねえ！

是非やって欲しいね！

ところで、初年度の43億円？でこの3部品とも作ってしまうのか？

それとも合計170億円で、3部品を作るのかどっちだ？

最後の年にアセンブルして試験

>>907
設計

設計費にそんな掛からん

646 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/10/14(日) 21:16:08.45 ID:???
>>643
名古屋でXF5-1の現物見てきたよ、
技術者らしき人の話では、推力はスケールの問題で十分世界に追いついているとのこと、
ただし、説明パネルの推重比ではF100を越えたぐらい、明らかにEJ200よりブレードは多そうでしたがね。あと、心神には、乗らないとの事。
F35関連では、光学センサーが見れましたね。

647 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/10/14(日) 22:30:15.18 ID:???
＞あと、心神には、乗らないとの事。


　何のこと？

648 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/10/14(日) 22:34:23.69 ID:???
>>646-647　2014年初飛行を目指す、ATD-Xには
今のXF5-1のままでは搭載されない、という事なんだろうな

それで、ATD-Xは13tクラスの機体、という空自の幕僚長氏の言葉がまた問題になるわけだ

つか載るのはXF5-10だろ
実機搭載用にすっきりさせたヤツ

そもそもその番号が正しいかどうかも分からんなｗ

http://www.ihi.co.jp/ihi/file/technologygihou/10011_1.pdf

IHIによるESPR試験報告
2004年のもの

ここにも1650℃で試験したと書いてある

>>911
展示してたのはXF5じゃない。

>>912
今のところIHIのリリースだと「XF5-1(FT)」と呼称してる。

Aviation WeekにIHIが15トン級のデモンストレーターエンジンを作成すると載っていたが、本当だったらXF5どころの話じゃないな。

2016年というと将来戦闘機開発ビジョンで示された最も早い開発開始時期だな。
戦闘機として開発するよりも心神と将来の戦闘機の繋ぎとしての試験機になりそうだが
そもそも予算が通る気がしないのは何なんだろうな・・・

>>917
>2016年という
2chスレwatchしている米大使館のスタッフのレポートでも読んだのさ。
つまり、このスレの要約の英訳。

362 名前：名無し三等兵[] 投稿日：2012/10/20(土) 19:18:32.11 ID:kLJw+aY0
３５Ｂさんと純白猫さんより拝借

ttp://www.aviationweek.com/Article.aspx?id=%2Farticle-xml%2FAW_10_22_2012_p24-507747.xml&p=1#.UIJlDm8XNn4.twitter

ＩＨＩ
１５tエンジン開発するって書いてるんだよね？

ＩＨＩの人は
以前、他の記事で作ろうと思えば作れるとか読んだことあるんだけど

何か厨房くせぇなあとおもったらｗｗｗｗｗｗ

こんなん記事にするレベルじゃねーだろ

外国人向けを日本人向けと混同してる馬鹿がいるな。

書いた奴が来たな

ジェットエンジンだけは日本産業界のネックだね。Ｃ２にもＭＲＪにも海外
メーカーのエンジン載せるとかもったいなさすぐる。スクラムジェットはなんと
しても世界に先駆けて欲しいな。

>>923
採算性とメンテナンス

産業って採算性だけの話じゃないでしょう？勝負にでないといけない分野もある。
特に軍事絡み。それに、日本はキーになる耐熱素材技術握ってんでしょ？
必ず勝てる。経験なんぞいつでもひっくり返してきたんだから。

>>925
黒字転換できないものは商売になりません
国営企業にやってもらって下さい

別の分野の話になるけど黒字にならないで良いのなら今でも石炭採掘してるんじゃないのかな？
まだまだ取れるぞ？

ヨーロッパはそうしてる

>>927
>黒字にならないで良いのなら今でも石炭採掘してる
1) 陰謀説：欧米石油マフィアに騙された
2) 労働安全説：海底炭鉱ばかり最後に残り危険だった