ミリタリージェットエンジンを語るスレ　2kN

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

日本の場合単に目先の利益を優先しただけだよ
航空産業とかもそう
戦後は産業の保護をあまりやってない

例外的なのは農業の補助金くらい
それもあまり多い方では無い

需要のある（しかもこれからも拡大する）分野で黒字転換できない理由がない。
他の企業がいようと関係ない。そんな事言ってたら何にもできない。

先行企業のブランドが…経験が…って言ってたら何もできない。どんな商売でも
同じ、「参入の余地があるならやる」その意気が無くっちゃぁね。分析つったって
なんでネガティブな事だけ数え上げるの？日本にはアドヴァンテージになる事が
いくつもある。「できない理由探しをするな！！」だね。

>>929
2だよな普通…
まあ現実ただ単に採算が取れないでおｋなんだがｗ

>>932
それで多額の損失が出たらどうするの?それで失敗してるところなんて相当あるだろ。
だから参入して黒字転換出来るのかってところが論点にならなきゃおかしい。

>>931=>>932
できない探しをするな、は結構なことだが、じゃあ君はどうすれば黒字にできるか明確なビジョンはあるのか？
少なくとも最低限説得力のあるプレゼンができなきゃはいはいﾜﾛｽﾜﾛｽで終わりだぞ。

まあ何はともあれ、エンジンの開発予算を申請はしたと

>>需要のある（しかもこれからも拡大する）分野で黒字転換できない理由がない。
必要とされる投資と獲得できるシェア、そこから上がる利益を考えもせずに、
「黒字転換できない理由がない」って絶対経営者になっちゃいけないタイプだろ。

黒字になったら自分の成果、赤字になったら社員が悪いとか言い出しそう。

ホンダが何故GEと飛行機エンジンで提携したか考えれば解るだろ
パーツの供給とメンテナンスシステムを一から構築って幾らコストが掛かるんだ？
既に持ってるR＆RかGEと共同開発が正解

昔は挑戦することが重要だったんだよ
少なくとも80年代まではそうだった
多少無理をしても強い国内経済が基礎体力となって事業を支えてくれたからね

90年代半ばからは国内経済萎む一方なので、
ひたすら我慢することが経営者の仕事になってしまった

>>932
購買層を考えないでガラパゴス化したのが日本の産業
無駄な投資したシャープがどんな状態なんだろうな

>>939
ガラパゴスの意味説明してみてよ。

>>940
939とは別人だが、FeliCa規格のICカードリーダーなんて日本以外にどこが使っているんだ?
内需のみを目的としたものならばガラパゴスでも構わんがね。

ガラパゴスって要するに国内需要のみを考えて商品を作ってきたってことでしょ。
海外でのマーケティング戦略を考慮しなかったら海外で売れるわけ無いじゃん。

>>939
逆じゃね？
確実に売れる購買層だけを考えたからガラパゴス化したのが日本の産業
本気で作ったらグローバルな競争でも充分勝てるとか簡単に思っちゃいまいな？

>>941
FelicaとNFCの歴史くらい調べろよ。

自動車の軽規格ってのもあるな

まあ、いっときの流行った「ガラパゴス」言いたいだけの
時代遅れ人間は、相手にするなって事

軽自動車規格の場合そもそも日本国内の事情だけ考えて外国とか切り捨てて作られた
規格だから、そりゃ日本独自の発展にしかならないよな

> 日本の軽規格
ちょっと排気量上げて圧縮落として低オクタン対策すると
周回遅れのアジアや東欧にジャストフィット

660でずっとやってきてノウハウの蓄積も馬鹿にならないらしいから
新規格ができても当分は出来の割に安く売ってくれないかも
800〜900ccくらいあってもいいけど街乗りでは大差なく
国内に関しては税額変わったら意味ないので悩ましい

いまもやってるかどうかは知らないけど昔（360ccのころ）は軽自動車の車体に
600〜800ccのエンジン載せた車を輸出してたなあ。

>>949
イギリスには軽そのものを輸出してるし輸出用８００ccの軽規格車も販売してる

＞いまもやってるかどうかは知らないけど昔（360ccのころ）は軽自動車の車体に
＞600〜800ccのエンジン載せた車を輸出してたなあ。

軽の輸出は、1000cc 程度がデフォ。走行性能は抜群。

で、盛り上がってるけど
そろそろスレ違切り上げたら？

誰も推力15�dのエンジンの話はしないな

自分は13t台と予想していた

アメリカが、実際の落差との差で叩き要素を作る貯めの下準備を始めている気がする

Car Watch スバルも出展した「2012年国際航空宇宙展（JA2012）」
http://car.watch.impress.co.jp/img/car/docs/569/330/html/70.jpg.html

＞防衛省向けエンジン XF5-1ターボファエンジン。試験用であることを示すXの名前がついており、先進技術実証機に搭載するエンジン

またXF5とIHI-17が混同されてる

>>953
聞かせて下さい。

推力１５ｔは量産機でいいよ、試作機は１３ｔ程度いい。
はやく飛ばして。

>>955
KHIに関してはラ国の民間ヘリの画像キャプションでしか触れてないけど、
C-1、T-4、OH-1（すべて画像あり）がKHI製である事を記者は知らんのじゃ
ないかなｗ

トントン拍子に話がすすんでるな　おい

XF5がやってくれた　とか何とか書き込みがあってしばらくして、F3開発の話とか色々
出て来てるからな・・・

余程良い結果が出たのだろうか

ジェットは兵器に関わる分野だから絶対にやるべき。H2ロケットやはやぶさなんかと
同等に考えなきゃ。結局日本人ならやるよ。「専門家」なんてXP1、CX2の時も「無理だ」
とか「１０年遅れてる」とか「笑われてる」とか言ってたんだから。結局ライバル機
にダブルスコアで勝ってんじゃん？

>>961
ここは夏休みの読書感想文を書く場所ではありません。

>>962
通年休みのレス感想文乙

>結局ライバル機にダブルスコアで勝ってんじゃん？
どこの脳内世界の話だそりゃ

> H2ロケットやはやぶさなんかと同等
つまり満蒙並みに日本の生命線である「ということにして」、
リターンに乏しいのに国費をジャブジャブ垂れ流す分野と同等ということになるけどそれでいいのか。

コア流用で民生用エンジン作って数売って開発費回収しないとね
販売整備も自前でやるのは難しいから、GE、PWやRRにライセンス売ってもいい

それはGE・PW・RRのRSPになって彼らのエンジンの重要部の設計や製造をする現状とどう違うので

現在は高圧タービンや高温タービンや燃焼室の設計は
させてもらっていない

PW4000やPW1200Gの燃焼器ってMHIじゃなかったっけ

ぐぬぬ

旅客機と戦闘機用のエンジンで、
コアは同じってのが、あったような気がする。

>>971昔はあった
近年では、その技術が僅かに使われています、程度になっている

F108

>>972
F110とCFM56はそれほど昔のエンジンじゃないし、コアの共通性は技術が僅かに使われてますなんてもんじゃないけどな。

バカタレCFM56とコアの共通性があるのはF101だ
http://ja.wikipedia.org/wiki/CFM_%E3%82%A4%E3%83%B3%E3%82%BF%E3%83%BC%E3%83%8A%E3%82%B7%E3%83%A7%E3%83%8A%E3%83%AB_CFM56

F110はF101を戦闘機用に低バイパス化したモデルと言えるわけだし
共通性としては同じようなものじゃね

そういうことを言い始めたら殆どのエンジンはその一つ前のエンジンをベースにしているよ

F101DFEとか知らんのか

YJ101とF101も親戚同士と言われていたな
大きさだと燃焼室容積も、高圧圧縮機や高圧タービンの直径や流量もまるで違うが

そしてYJ101を少しバイパス比拡大したのがF404と

Alternate Fighter Engines Competition Study (Hoover, 1986)
によるとコアの共通度はF110とF101で92%、F110とF108で60%。

XF5とF7もほぼ同じ、と言われつつも燃焼室のサイズが違うとか、温度が違うとか色々あるそうな

同じ型番を持つエンジンだって、ダッシュナンバー等が変われば互換性無いのは普通だが･･･。

GEはF110-129の登場時-100シリーズと共通のパーツが全体の
81%である事を謳い、また-129シリーズは改修キットで-132に
アップグレード可能な事を謳っている。

アップグレードでYF120にしてくれ

メーカーの口からでまかせを盲信するバカ発見w

>>985
航空機エンジンメーカーがそんな大事なところで嘘を吐くと思ってる馬鹿発見
同系エンジンの新型が旧型と部品の共通率が高かったり新型と同等に改修可能なのが
どうして不思議に思えるのかが不思議だな

ハイハイ、共通w共通www
馬鹿には部品の子細な違いは区別出来まちぇんねえw

変更された部品を交換すれば新型と同等になるって話だろ、お馬鹿さんですか

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>>988
出来るエンジンもあれば、出来ないエンジンもある。
それだけのことだろ。

> 旅客機と戦闘機用のエンジンで、
> コアは同じってのが、あったような気がする。
いずれにしても60％の共通部品では同じコアとは言えんわなw
一般的に90％を超えないと精々よく似た別物ぐらいが正しい表現だろう

>>990
その通りだが、メーカーが出来ると言ってるものをデマだと言ってる馬鹿がいる、
それだけのこと

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>>992
お前も同類だ、気にするな。

>>994
お前も馬鹿の同類か。気にしないでくれ。

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梅田

梅園

　

旅客機用エンジンとコアが共通な戦闘機用エンジンが存在するとか
そんなの日本の軍ヲタの妄言でＦＡ

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