ミリタリージェットエンジンを語るスレ 10kN
レス数が1000を超えています。これ以上書き込みはできません。
https://www.youtube.com/watch?v=GhxGZh1tqZg&;t=6m2s
XF9用の推力偏向ノズルか
今まではひたすら高温に耐える高圧タービン！そしてそれに空気を与える圧縮機！
燃焼器！そして十分な空気の流量！って原理的な所を議論して来たけど
今後は実装部分になって来るなあ こっちが本スレか
>>999
> 高圧タービンのCMC化はコストの割に発展余裕が少ないからあんま流行らんよな
そんな事はない。 単に難しいからだけの理由。
既に日本はCMCで1400℃のめどがほぼ達成できてるし、改良型SiC繊維（チラノ）の量産も始まったし、実用化は目の前まで来ている。
> P&WがCMCに冷淡なのは、可変バイパスによる効率的な冷却+ニッケル合金の組み合わせの方が遥かに伸び白があるからだし
いや、CMCに手を出していないだけでどこまでできるかお手並み拝見としてるんだろ。
高圧動翼に使わなくても他の所にCMCを使うメリットは大きい。軽量化に大きく貢献するから。
ニッケル合金は 1150℃（～1200℃）だからなんにせよこの温度を上げられれば冷却によるロスも無くせるんだから高温耐熱素材はどこも喉から手が出るくらいに欲しいところ。
最も東北大が開発したモリブデン合金で1400℃は達成できるから、とりあえずはこれの使用が手っ取り早いかも。
しかしそれをコーティング材の一部に使えばCMCの温度もさらに上げられるかもしれない。
いずれにしろCMC採用による軽量化の流れを止めることはできない。
戦略的イノべーション創造プログラム（SIP）
「革新的構造材料」
研究開発成果報告書
https://www.jst.go.jp/sip/k03/sm4i/dl/seika_houkoku201901.pdf
これによると2020年までに低圧タービン翼となってるな。
高圧タービン翼は2025年以降TRL=9（実際のフライト） 2028年認証取得
1200℃の安価CMCと1400℃の耐熱CMCの2種類を開発している。 1200℃安価系はアルミナセラミックバージョンも開発している。
今後は実用化・実証開発フェーズに移行する。この研究フェーズでは、CMC 製タービン部品の試作・評価、及び、デモエンジンの搭載評価を行い、
さらに搭載評価で合格した場合には、実機開発に移行し、材料データベースの取得、実部品設計、エンジン耐久試験、飛行試験等を経て、型式承認を取得後、市場投入を予定している >>5 エンジン全体で売れるわけないじゃん。 全世界にメンテナンス体制を敷かないといけないからかなりの数を売らないと無理。
ホンダですらそれができないからGEの力を借りたのに。 それでも丸ごと作ってるのは偉い。
先ずは儲け頭の高圧動翼に参入することが日本の悲願。 これすらとても高い壁がある。
エンジン元受けは死んでもこれを離さない覚悟だろうから。
P&Wと言えば、MRJの次のエンジンは三菱と共同開発してるね。
しかもなぜか三菱がSIPのCMCタービンブレードの開発の一部を担当している。 >>5
世界中で日本にしか作れない部品なら下請じゃなくて共同開発 後ろから抜けていく空気よりも多く取り入れれば燃焼室の圧力が高まっていくんだろうね >>8
つまりジェットエンジンを2つ縦に繋げば推力が大きくなると、、 >>8
前から取り入れる空気の量を多くすると
それだけ多くの空気が後ろから逃げる
両方のバランスが取れたところが最適な推力を生み出す
それよりあまりにも多くの空気を吸ってしまうとサージ
逆に、あまりにも少なくしか空気を吸えないとストール
なるだけストールやサージに到らない、余裕のある設計も望まれる
XF5をX-2で試験した時は「高空試験装置では十分に試していたものの、
実際の飛行では予想外に大量の空気を吸い込む状況にならないだろうか」
などと心配されたというが、ちゃんとその状況にも耐えて動いてくれた
という記事があった 燃料が燃えて燃焼室の圧力が高まったらコンプレッサーの流入量も多くしないと
ストール（逆流）が起こってしまう。
弁などついてないから 要するにエンジン内部でゲップやゲロが起こるってことね タービン羽根の内部を空洞にして冷たい空気を通して冷却している >>13
昔は、タービンの表面に極小の穴をたくさん開けてそこから空気を出して薄い空気の膜を作って高音の気体が直接タービンに触れないようにしていたもんだが、、、
最近は高温に耐える素材が出来て必要無くなったんですね >>14
>最近は高温に耐える素材が出来て必要無くなった
無冷却タービン翼は、研究に経産省予算が付く程度には、近未来にあるかも？の技術らしいですね。凄く効率アップするらしい。 冷却は甘え、か
もっと凄いのだと静翼なしなんてのもあったがこれはきついか >>17 甘えじゃなくて、無冷却に耐えられる素材がないから仕方ない。 タービン入り口温度を下げて無冷却で、てのはヘリ用とかに需要ありそうではありますが。あとレシプロの置き換え用。 >>10
>>8 はありえない。
吸った空気（の一部）を燃料と反応させ体積（≒温度）を上昇させて、その増加分がエンジンの出力の源泉だから。 >>21 タービン入り口温度を下げると、気体が膨張しないから十分な推力が得られない。 解っていると思うけど程度問題だからね＞無冷却のためのTIT下げ。冷却エアによる損失はそれなりにあるし。
何より面倒な細工が無くなる事によりメンテナンスが楽になるメリットが計り知れない。ヘリは本当にありがたいと思うよ。 >>26
素直に素材で無冷却温度上げた方が良くね？
ターボシャフトエンジンで良いものがあればなあ、国産ヘリはなかなか育たないな ヘリは事故が多いからな、うちの従兄弟も30前後で墜落して死んだ。
ドローンみたいに4以上のプロペラとかにすれば事故は減るだろうけど。 >28 一発死亡でドローンを落とした私は、アレはヘキサ（6発）以上じゃないとダメ、と断言します。
単にPhantomのモーターが小型化の追求のあまりギリギリ過ぎたせい、の気もするけど。
>27 個人的な想定温度は1300度無冷却、現時点ではやっと夢じゃなくなってきたかな？位。
XF-9が1800度だかそれ以上だか、だったっけ？ それに比べたら低いけど、ちょっと前なら無理だろ言われてた温度ではありますわな。 >>28
その分故障確率は増えるからなあマルチコプターは
>>29
ハイレベルCMCで1400度を今試作中で数年後には完成予定になってるな
もうすぐできるぞそれくらいだと >>28
> ヘリは事故が多いからな、うちの従兄弟も30前後で墜落して死んだ。
ヘリは本質的に静安定性がマイナス、つまり不安定な飛行体だから風やら何やらの理由で飛行姿勢がズレると
パイロットが直ちに飛行姿勢を修正しない限りはズレがどんどん自己増幅して墜落に至る
そこが（一部の機動性重視でマイナスの安定性にしている高機動性の戦闘機を除く）普通の飛行機との決定的な違い
普通の飛行機は静安定性がプラスだから、少しのズレからは操縦桿をニュートラルにしていれば自然に回復できる マルチコプターは一発故障で飛ばない、を徹底できるならヘキサ以上だとかなり安全性は高まりますわ。モーターなので交換もそう大変じゃ無いし、そもそもガスタービンより故障しづらい。
で、CMCは静翼ならともかく動翼はどうだろ。個人的には是非物にして水素燃料ガスタービンでマッハ６を目指して欲しいけどｗ >>32 マッハ3以上はラムジェット、スクラムジェット の世界だろ。 >33 つ「 http://www.aero.jaxa.jp/research/frontier/hst/ 」
現実問題として、マッハ６を超えたあたりから、継続した速度の維持が材料的にきつくなってくるけど。 エアターボラムって
ある程度速度が出てから作動し、圧縮機は圧縮比3程度のを「電動モーターなどで回し」、
更に燃料に液体水素を使うので、その冷たい温度を活かしてなるだけ
インテークに入ってくる空気を冷やして(その代わり液体水素は温められ気化して
燃焼室で燃えやすくなる)膨張比を大きくする、
とか説明してあったかな まあ一生懸命作動域を広げるべくいろんな事はしていますわな、エアターボラムエンジン。
ATREXは改めてみると宇宙研の液酸液水エンジンHIPEXの系譜そのものなんだなー。
http://www.isas.jaxa.jp/publications/hokokuSP/hokokuSP46/06-20.pdf
タービンを動かすのにエキスパンダーサイクルだも ただ液体水素は体積が多く必要で機体が大きくなるからなあ
再利用ロケットで高度80キロ辺りまで打ち上げてから点火とかしないと空気抵抗が大きくて強度確保で機体が重くなると悪循環になりそうだな ケロシンと二種類の燃料を使えるような代物だといろいろ楽になるんだけどね。途方もなく難しいとは思われる。 あんまりややこしくすると仮に動くようにできても兵器としての耐久性に問題が出そう
人工衛星の空中発射用航空機とかとして使うならともかく 防衛省が採用するのは MHI 方式だろ。
燃料はケロシンのみ。 冷却もケロシンで行う。
極超音速誘導弾要素技術の研究
ジェット燃料を用いたスクラムジェット エンジンの要素開発 H31～H37 162億円
https://www.mod.go.jp/j/approach/hyouka/seisaku/results/30/pdf/jizen_06_honbun.pdf
自衛隊が極超音速巡航ミサイル用スクラムジェットエンジンを研究開発
https://news.yahoo.co.jp/byline/obiekt/20180831-00095252/
これとは別にJAXA の超音速旅客機用エンジンは、ターボジェットエンジンだけで、離陸からマッハ4まで出す。
試験してたのは水素燃料だが、これをジェット燃料にする事は可能だろう。 >>1
改めて芋乙。
対韓制裁開始のニュースで今朝は朝メシがいつにも増して美味かった成人病オヤジなオレw >>40
> 防衛省が採用するのは MHI 方式だろ。
> 燃料はケロシンのみ。 冷却もケロシンで行う。
同感
ミサイル用にしても戦闘機用にしても極低温に冷却しないと使えない液体メタンや液体水素じゃ実用性がないからね
> これとは別にJAXA の超音速旅客機用エンジンは、ターボジェットエンジンだけで、離陸からマッハ4まで出す。
> 試験してたのは水素燃料だが、これをジェット燃料にする事は可能だろう。
ジェット燃料化したらM4までは出ないぞ
液体水素燃料だから排気ガスの速度が高くなりターボジェットでもM4で十分な比推力を出せるわけで
これをジェット燃料にしたら比推力からしてターボジェットではM3辺りまで（つまりSR-71の速度あたり）が精一杯 >>44 MHI 方式は、ジェット燃料を改質して燃やすから、燃焼スピードは十分にあるのでは？
マッハ6くらいは行きそうだけど。
改質すると、水素と他の炭化物質に分解されるらしいが、どんな内訳なのかよくわからん。
メタンに近いんじゃないのかな？ だって改質してラム、スクラムジェット エンジンで使えるんだから、
https://patents.google.com/patent/JP2013185493A/ja >>45
メタンならマッハ10以上出しても不思議でないぞロケットから考えて >>45
> >>44 MHI 方式は、ジェット燃料を改質して燃やすから、燃焼スピードは十分にあるのでは？
> マッハ6くらいは行きそうだけど。
M4を出せないというのは、そっちじゃなくてJAXAのHST旅客機用のLH燃料ターボジェットエンジンをケロシン燃料化した場合の話だ
それともこちらもケロシンを改質して水素だけ取り出してターボジェットで燃やすのだろうか？
それなら確かに水素燃料ならではの高マッハでの高い比推力は出るはずだね 30ffmから海自がMT30採用するそうだけど、
LM2500系と比べて燃費だけでなく、発電能力も高いんかな 防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 一般競争入札情報
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
第14号 入札年月日 令和元年7月16日 塩酸他４品目 1件 納期 令和元年10月11日
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku01-014.pdf
>納地 防衛装備庁千歳試験場 仕様書 作成部課名 航空装備研究所エンジン技術研究部
>エンジンシステム研究室
第12号 入札年月日 令和元年7月16日 防錆剤他1品目 1件 納期 令和元年8月23日
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku01-012.pdf
>納地 防衛装備庁千歳試験場
千歳試験場のATFでXF9-1を試験すると防衛装備庁長官の国会答弁あり。
イカロス出版のJ-Wingｓ8月号にも記載があるよ。具体的に記載。 >>48
航空用ジェットエンジンと異なり、艦艇用GTは付属の発電機を持たない
艦艇の場合、発電機は機関と別口で持つのが一般的 防衛装備庁 安全保障技術研究推進制度 プレス発表を行った研究成果一覧
ttps://www.mod.go.jp/atla/funding/seika.html
世界初！遮熱コーティング材料にナノドメインを導入し、遮熱性の大幅改善を実現！
一般財団法人ファインセラミックスセンター
ttp://www.jfcc.or.jp/25_press/press20190701.pdf >>52 遮熱コーティング材ってなんか良さそうに思うけど、それ自体が本当に1400℃に耐えられるのかな？
さらに言えば上に行く余力があるのかな？ >>53
酸化ランタノイドなんて融点2000℃以上がザラだ。 >>54 今回のは酸化タンタル系みたいだけど？
ただ融点が高いだけではどうしようもないからね。 強度、熱膨張、酸化耐性、諸々の性質が製品に耐えないといけないから。
融点だけならカーボンブラックが高いけど製品にはなかなかならない。 防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
公示第6号 令和元年度 ＦＲＰのエンジン適用に係る試験方法等検討作業の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-007.pdf
> 本件の履行に必要な、低圧系軸流圧縮機を有する小型の無人機用ジェットエンジンの設計
>及び製造に関する技術的知見並びに、FRPの研究、製造実績に基づく、無人機用低バイパス比
>ターボファンエンジンにFRP部品を適用する場合に設計上必要となる基礎材料物性及び材料試験
>による材料データ取得に関する技術的知見及び専門的な知識を有していること。
>予定納期 令和2年3月13日 予定納地 防衛装備庁航空装備研究所 問題はコーティングの寿命だな。
どのくらいの頻度で塗布し直す必要が出てくるんだろうか。 >>56
小型の無人機用エンジンってことはKHIあたりがやるのか？ >>61
>>56は無人機用とあるのでもっと軽量低コストなエンジンの話でないかな？
F-3用はXF9の発展型になるだろうし >>62
そっちのF-3じゃなくて
T-4に搭載したF3エンジンの方
IHIの事業計画にF3後継エンジンと記載されてたから
それかなと思っただけ 1t以下だと思うよ。 センサー用なら十分だろ。
武器を積むバージョンだともっと大きいのが必要だろうけど。 >>66
発電能力が気になる所だな、センサーというかレーダー載せるとなると電力必要になるからな >>68
>そのまま無人機
結構凄い機体規模。でもそれぐらいになりそうですね。 XF5-1はアドーア位のサイズだっけ？
英国にアドーア搭載した無人機があったような 空自で考えているのは、センサーで偵察するだけの無人機か
自分のイメージする、戦闘機に随伴(味方有人戦闘機の100㎞以内を飛び続ける)し(場合によっては超音速も出し)、
戦闘機の2倍の搭載量のステルスUCAV
もちろん航続距離も同等
というものだと、XF9のコアをベースにバイパス比1:1.5にした
戦闘爆撃機用エンジンみたいなの双発、くらいでないと
実現は難しいのかなあ >>71
F9双発の無人機なんて高すぎてナンセンス
無人機は安くて敵との交戦で喪失しても色んな意味でダメージが小さいことがメリット
F9双発の無人機じゃ喪失で我が方の人的損害はなくとも経済的なダメージは馬鹿にならない
しかもF9のバイパス比を大きくする、つまりファン径まで変えたのを双発となれば更に高コスト
「ぼくのかんがえたさいきょうのむじんき」なんて空理空論の代物よりも、無人機の特性を活かせる現実味のある案を考えたまえ >>72
>>71の話は無人機はむしろ後方でミサイルキャリアーとして使うという話でないかな？
偵察型無人機とミサイルキャリー型無人機を随伴させる有人機というのはあり得るんでないかね
何やら陸のコンバインドアームズめいてくるが 無人機用のエンジンとは新規開発みたいだな
F3やXF5系の改良型ではなさそう
推力によってはT-4後継機にも使用するのでは？ >>73
追記
後ミサイルキャリー型を有人化して爆撃機として運用も考えられるわな 日本の輸出規制強化 米が問題点と深刻さ認識＝韓国外交部局長
http://www.chosunonline.com/site/data/html_dir/2019/07/12/2019071280058.html
米国が３カ国高官級協議に積極的 日本からは返答なし＝韓国高官
http://www.chosunonline.com/site/data/html_dir/2019/07/12/2019071280032.html
これってアメリカの認識が
【コラム】米専門家の間では「今回の韓日対立は韓国が始めた」との見方が多数派
http://www.chosunonline.com/site/data/html_dir/2019/07/12/2019071280027.html
である以上、3カ国協議を開いても日米でウリナラちゃんを枝から吊るしてほぼ全殺し状態になるまで棒で殴りつける大折檻大会にしかならないぞって事をあいつらホントにわかってんのかね？
つか、こっちとしては万が一億が一でアメがなんか勘違いして、韓国の肩を持つ内容を言ってくるようなら
「あんたんとこの同盟国が戦略物資を横流ししてるって事は、あんたのメンツが丸つぶれって事なんだけど、それ分かってんのアメちゃん？」
「てかウチはあんたんとこと同じく優遇なしにしただけだし、それがマズいって言うんなら、あんたんとこから売ってあげれば？」
「そんなマヌケた事やってるからキューバやイランに何十年も梃子摺る破目になってんじゃないの？砲弾使わずに相手を滅ぼすってこういう風にやんだよ、黙って見とけこの能天気野郎」
ってアメに言うだけだしなぁ。
まあオレは普段から脳筋だのデブだのトリガーハッピーなバカだのとアメリカに向かって好き放題言ってるけど、流石にアメリカがそこまで頭悪いとは思ってない。腐ってもあいつら世界の覇権国だしね。 高圧タービンに使われるような高耐熱の合金は戦略物資だけど、かの国だと果たして使い切れるかどうか、位書いておくか。 >>79 韓国の場合は使いこなすも何も、エンジンが作れないのに何の意味もない。
中国の場合は、耐熱合金以前のベアリング辺りから固めていかないとエンジンなんか完成しないよ。 形だけ真似ても耐久性がなければ何にもならないからな。 まぁスレタイ嫁、て事だ。
強いてひねり出すとしたら、鍛造の要らない合金とか流れたら笑えない事態にはなってしまうけど。 >>84 F7 で生きてるから良いだろ。 いろんなエンジンのベースになるから大事なエンジンだと思うよ。
まだまだ発展の余地はある。 >>84
次期戦闘機は自己のステルス性を最大限に活用するために
センサーグリッドとして無人機を活用する方向に進化・発展するのは既定路線と言っても過言ではないが
その無人機のエンジンはXF5-1ベースの実用エンジンになるんじゃないのかな
他に適当な国産エンジンがないからだ
（F9ももちろん国産エンジンだが、F9単発だと無人機としては非常に大型のになってしまい余りにも高額になり過ぎる）
XF5の特徴である小型のA/B付きターボファンというのは色々と使い道があると思うよ
必要なければA/Bを外したバージョンを作ったって良いわけで >>86 それでXF5 を可変サイクルにしてマッハ4とかで飛ばす？ >>87
可変バイパス比エンジンで排気速度を最大にするためにバイパス比を最低の０（ゼロ）に下げてターボジェットにしてもＭ（マッハ）３＋が精一杯
それ以上の速度ではタービンエンジンだと比推力が著しく悪くなるので実用的でない
Ｍ４で飛ぶにはラムジェットが不可欠
あるいはあくまでもターボジェットでＭ４を目指すというなら水素燃料でなければ無理
ターボジェット（あるいはターボファン）で炭化水素燃料を使う限り、Ｍ３＋が精一杯だよ >>86
>>無人機としては非常に大型になってしまい余りにも高額になり過ぎる
ロードマップ通りに行くなら令和6～9年～令和15年迄が戦闘型無人機(随伴無人機)の技術実証期間
戦闘機と随伴して編隊を組んだり機動飛行(PDFに載ってたけど具体的には忘れた)するのが要求されてるあとポンチ絵でミサイル撃ってる
防衛省が想定している随伴無人機は無人戦闘機に近いので大型で高額になるのは必然だと思う >>89
無人機なら固形燃料ロケットのが安くできるな
ある程度燃焼コントロールできるものもあるらしいし >>88 可変サイクルエンジンだから、マッハ3以上はラムスクラムジェット エンジンを使うだろ。
燃料はジェット燃料を改質してメタンにして燃やすから噴射スピードは十分に得られる。
或いはターボジェットのままでも冷却効率次第ではマッハ4位までターボジェットでいけるかも。
JAXAは水素で冷却してマッハ5まで目指してる。(極超音速ターボジェットエンジン) >>91 XF5を可変サイクルエンジンにするという話は、可変バイパスエンジンにするという事の様だ。
その技術的検討を今やってるところ。しかし方式特許は2011年に出してるね。
超音速ビジネスジェットにそれを使うつもりらしい。 その場合はマッハ1.8程度らしい。 勿論ABなし 防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttp://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
公示第12号 令和元年度 戦闘機用エンジンシステムの性能確認試験のうち
エンジン性能確認試験（その２）のための技術支援（その４）-１
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-012.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちスタータ・ジェネレータ系統について性能、
>機能、構造、運転及び整備に関する知識及び技術を有していること。
>予定役務期間 令和元年9月9日から令和元年9月30日までの間の官の指定する14日間
>予定役務場所 防衛装備庁千歳試験場
公示第11号 同上 （その３）-１
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-011.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちファン部について性能、機能、構造、
>運転及び整備に関する知識及び技術を有していること。
>予定役務期間・場所 同上
公示第10号 同上 （その２）-１
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-010.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちアフタバーナ部について性能、機能、
>構造、運転及び整備に関する知識及び技術を有していること。
>予定役務期間・場所 同上
公示第9号 同上 （その１）-１
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-009.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちエンジン及びエンジン試験用支援器材
>について性能、機能、構造、運転及び整備に関する知識及び技術を有していること。
>予定役務期間・場所 同上 無人機用の小型ターボファンエンジンは
F3の改良型やXF5-1の実用型ではなさそうな感じ
無人機搭載に最適なようにF3やXF5より小型にするのか？
もしかしたら次期練習機もその小型エンジンかもしれんな 2002年か2004年くらいに、エコエンジンってあったなあ
バイパス比1:4とか言ってたかな？
ttp://www.jaxa.jp/article/special/aviation/hayashi01_j.html >>94 今川崎が開発中でしょ。 何種類かあったと思う。
数百キロから1トンくらいのやつ。 >>1 芋乙。
https://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1563799499/962
＞つ一式陸上攻撃機
そう言えば今年は折良く令和元年であった。今や制式が使われることも減ったし、別に制式年にこだわる事もないのでは？
◆部隊採用の大型攻撃機かぁ◆なかなかシュール◆ https://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1563799499/958
>>953
＞もちょっとサツイ高めなやつが欲しい
＞最低でも4発、これだ
IHI「えええ？折角だから六発行っちゃいましょうよ。そのほうがウチもエンジン売れて美味しいし」
---
IHI→ローマ字読みでイヒ→化でいいような気がしてきた。
久米田の擬音語「めるめるめる」と同様版権フリー（というかBSD野郎なので"AS IS"で）でいいので、万が一気に入った人がいたら好きなように使ってつかぁさい。 https://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1563799499/984
＞こう、ジェットスクランダー的な変型を…
今さら可変後退角とかケチなことは言わずに、ここは一つゲッター線浴びせてモーフィング可変翼をだな（妄想やめい！
◆スパロボ参戦決定◆どっかの無限力並みにヤバい◆宇宙がホロン部◆いわゆる一つのホロングラフィック宇宙論◆いわゆる一つのチョーさん主義◆わかったか！◆ ですがのタブと間違えて>>97-99を盛大に誤爆った。
スレ汚しすまぬ忘れてくれm(- -)m
◆とりあえずセプク案件◆ 初歩的かも知れませんが、こちらのスレに集うエンジンに詳しい皆様にお教え頂きたいのですが、
ターボファンエンジンを構成する以下の各部の技術的な難易度の順番はどうなるのでしょうか？
戦闘機用の低バイパス比アフターバーナー付きターボファンの場合と
亜音速機用高バイパス比ターボファン（アフターバーナーなし）の場合との各々について
一般的な傾向としての技術的な難易度順を難しいほうから易しいほうへの順で教えて下さいますでしょうか？
【パーツ】
１．ファン
２．高圧圧縮機
３．燃焼器
４．高圧タービン
５．低圧タービン
６．アフターバーナー
御教示のほど、よろしくお願いします
（なお、質問を投稿しますので、スレをageさせて頂きます、どうか御了承下さい） 素人の偏見
低バイパス比アフターバーナー付きターボファンの場合
難
1. 高圧タービン そりゃあもう
2. 燃焼室 やっぱり高温だし
3. 高圧圧縮機 高温高圧は厳しい
4. ファン 高速度で入って来る空気を捉えるのは難しい
5. 低圧タービン 上記よりやや易しい
6. アフターバーナー 枯れた技術になりつつあるが決して易しくない
7. 低圧圧縮機 相対的に楽
易
高バイパス比ターボファン（アフターバーナーなし）
難
1. 高圧タービン やっぱりこっちも難しい
2. ファン これが肝になる
3. 燃焼室 高温だし
4. 低圧圧縮機 厄介なことにバードストライクでも安全に動く性能を高バイパスでは高く要求される
5. 低圧タービン 上記よりやや易しい
6. 高圧圧縮機 さらに易しいが、舐めてはいけない
易
ところで高バイパスでは中圧圧縮機とかがあるものもある
上記まったく信用できませんｗ >>103 XF9 の開発過程では、コア部とそれ以外に分かれてるから、コア部が最重要。
コア部
高圧圧縮機、燃焼器、高圧タービン の3つ。
高圧タービンが最も難しいのは、耐熱温度を高めないといけないから。 >>105さん、>>106さん、早速のレス＆御教示ありがとうございます
他の方々もお教え下さると助かります
宜しくお願いします >>109 今回は完全システム（無人機）と言うのが違う。 実験用だから無人機なのか？
無人機として実用化目指してるのか？ >>108
詳しい資料はここ
ttp://www.jaxa.jp/press/2019/07/20190731a_j.html >>111 実験用の無人機とはいえ本格的なものだな、単なる試験用ならここまで大きくする必要はないから本格的なシステムとしてまとめたいんだろう。 実証機に近い。
それを無人機とするのは、無人機なりの別の需要があるんだろう。
F-3 が無人機を同伴しても、帰還しないともったいないしな。 しかしそれにしてもこの無人機は大きいな。 >>114
そうだね。
資源探査衛星も軍用じゃないからねえ >>114 表向きは軍用であるわけない。 飛行機、ロケット、衛星、皆んな民間平和目的。 防衛省は一部に相乗りさせてもらってるだけだが。
ただ、金を出す政府としては、軍民共通にしてほしいと思うのは当然。
今は垣根がかなり下がりつつあるよ。 目的は超音速ビジネスジェットがどうとかじゃなかった？ >>116
> ただ、金を出す政府としては、軍民共通にしてほしいと思うのは当然。
> 今は垣根がかなり下がりつつあるよ。
少なくともJAXAの研究成果の自衛隊装備向け転用反対を唱える学者がいたら全員JAXAから叩き出すべきだな 民間用とか軍事用とか分けるのは無理だよ。
直接的な爆薬などならいざ知らず。 >>117
この研究の最終目的はそのとおり民間向け。
にしてもここまで技術そろってるんだから実証機なんて温いこと言ってないで、
商用機として開発すればいいのに。
そうしないと他国の開発スピードについていけないだろ。
実証してものになったらそのまま売ればいいし、売れなかったら、
河野大臣が欲しがってた外相専用機にでもして外遊のたびにセールスしてもらってくればいい。 >>120 民間機は軍用機と違って認証を受けないといけないから焦っても仕方ない。
使用部材一つ一つ、メーカーごとに認証を受けないといけないからね。
MRJ で散々懲りてるだろう。 所でもう日本で認証できるようになったのかな？ MRJ はそのための練習台でもあったのだが。
それと例えばエンジン一つとっても日本単独開発のエンジンでは、世界の整備網が整っていない限りは売れないし。
まずはどこかとエンジンの共同開発だな。
焦っても仕方がない。 三菱が自前で世界のメンテナンス網を構築できるようになれば話は別だが。 >>121
50年前にもYS11でFAAの認証取れなくて翼の上反角を変えるという大改造までやったのにMRJで同じ事やってる。
全然教訓がいきてないような所だからなあ三菱は IHIは次期戦闘機用のエンジンは国際共同開発を目指すらしいんだけど
多分これはRRとだし、もしも実現したらRRの整備網に乗れたりするんだろうか >>108
それMRJの次を見据えたプロジェクトなんじゃないかと思う。
2030年代にはMRJもF-3もひと段落しているし、ニッチで勝負するしかない日本の航空産業に超音速旅客機は最適じゃないか。
エンジンの要求推力もなぜかXF9同じ15トンとなっているし。 さらに要求巡航速度はM1.6となっているが、これはコンコルドのスパクル速度と同じ。
機体規模、総エンジン推力がちょうどコンコルドの半分くらい。 >>124 要求推力15トン ってどこに書いてある？ 2026年までに技術実証したいと言うことは、それ以前に XF9 が複数台完成してるということだな。 >>123
RRと共同開発ならアフターバーナーは着かない事になるね。 >>129 何でやねん。 基本仕様はXF9 のままで大きくは変わらないだろう。 >>132
アフターバーナーはGEが商標登録しとる
RRでは確かリヒーターって呼称だった >128
戦闘機は、超音速突破で使うでしょ？
超音速旅客機はたぶん使わないと想像 >>134 boom の奴はアフターバーナー付きなんだよね。
離陸の時くらいしか使い道はないと思うけど。
既存の戦闘機用ジェットエンジンを使うことになるだろうから、アフターバーナーだけ外してくれとも言えないんだろうけど。
NASA の実証機は F414 を使ってる。多分boom が使うのもこれだろう。
ドライ6トン AB約10トン >>133
オーギュメンターって呼んでるのはどこだったっけ？思い出せん。 >>136
>オーギュメンター
P&W
MILでの正式が、オーグメンター（augmentor, 推力増強装置）
なのだそうだ、知らなかったぁ
https://ja.wikipedia.org/wiki/アフターバーナー >>134
コンコルドは離陸してかM2近くに加速するまでアフターバーナー使ってたよ。上空で巡航速度になってからアフターバーナーをカット >>138
>コンコルドは
それでは騒音と燃費が良くないので・・ 何とかならないかなぁ 幻となったコンコルドB型はスラット付けてアフターバーナーなしでの離陸は可能になる予定だった筈。
上空での加速でバーナー使うかどうかは知らん。多分使う予定だったと思われる。
M1.6くらいならスーパークルーズよろしく最初から排気速度の速いエンジンを使えば、機体の空力を工夫すれば加速まで含めて実用的になるとは思うけど。
3500nmiはニューヨーク-ヨーロッパ各地、を当て込んでいるんでしょうね。コンコルドもJFK-LHR、CDGだったし。
日本発だと超の付くギリギリでハワイまで。 本番機はXF9 を２基搭載になるんだろうが、無人試験機のエンジンはどうするんだろうな。
流石にXF9 を2つもつけたら推力過大すぎだろ。
XF5 を２基付けるのかな。 マッハ1.6出るかな？ アフターバーナー炊きっぱなしなら出るかな。
検討中の可変サイクルにしたりして同時実験。 無人だから無理できる。 実際問題双発で50人規模の機体ならXF-9のコア位必要かも知らんしね。
無人実験機でXF-5のコアの流用はあり得るか。ノズルの試験もするだろうからそのまんま、は無いかと。 >>137
> この装置の用語としてはオーグメンター（augmentor, 推力増強装置）を用いるのが正しいとされる。
> プラット&ホイットニー社はオグメンタ（augmentor,（推力）増強装置）という言葉を用いている。
「ギュ」とか「グ」とか「ー」付くかつかないかとか日本語の表記揺れめんどいな
あとつい「精力増強装置」と空目してしまいそう（augmentの単語の意味的にも合ってそう） >>121
未だに型式証明取れてない時点でお察し。
しかも型式証明取得用の最終的な試作機が
未だ完成せず出荷もいつまで遅れるんだか。
6回目の遅延は確実で今はいつまで遅れるかを
調べている所…情けない。
航空局はFAAに手取り足取り教えてもらいながら
一緒にはやってるけど
自己認証できるのはいつになることやら。 >>145
何様なの？ なんら関係ない意味の無い存在なのに >>126
返信するの忘れてた。
「JAXA 超音速旅客機」と検索すればすぐ出てくるよ。例えばこのリンク先。
https://car.watch.impress.co.jp/img/car/docs/601/642/html/250J3667.JPG.html
このリンク先のポンチ絵と>>108のポンチ絵のデザインが異なるが、
プロジェクト自体は97年から続いている同じもの。
多分この書き込みのリンク先のポンチ絵はFHIが作っている。 >>140
実際にTu-144は初期型にアフターバーナー装備の巨大なクズネツォフNK-144を搭載していたが
あまりに燃費が悪く、後日アフターバーナー無しのコレゾフRD-36-51に換装した。
アフターバーナーの有無というよりエンジン自体の効率の差が大きいと思うが、これでTu-144の航続距離2倍に伸ばした。
ちなみにコレゾフRD-36-51は離陸時の推力は24トン、巡航時(スパクル巡航M1.6時)は5.4トン。
単純比較はできないが、コレゾフRD-36-51×4発の巡航時の合計推力と、現時点でのXF9×2発のミリタリー推力はほぼ同じ。 >>133
> アフターバーナーはGEが商標登録しとる
afterburnerはP&Wの登録商標
だからF101/F110はaugmenterと呼ぶ
英国はreheatと呼ぶ（reheatがRRの登録商標か英国での一般的な技術用語かは私は知らない） 俺的にはIHIがええ感じの名前の四文字熟語とかで商標獲ってくれたら嬉しいw
なんやろ？
後然噴射
あかん俺センス無いわ。。。 >>147 へえー、有難う。 なるほどね。
無人機ならスバルが主契約者になるのも納得。
>>151 reheat 直訳で良いじゃん。
再燃機関
>>152 追い炊きいいな、と思ったがヌルそうだな。 >>156 うんそのままだな。 専門知識がない人間でも理解できる。
言葉、専門用語というのはかくあるべきだろうな。
明治の偉人達は、そう言う意識で2字熟語、4字熟語としてまとめてくれた。
有難いことだ。
まあ、英語でアフターバーナー、にしろ、リヒートにしろ日常語そのままなんだからな。 >>147 成る程ね。 しかし、AB15トンってなんか合わない気もするけど、戦闘機はAB で言うからそんなエンジンを使うと言う意味で言ったのかな。
そうだとしたらなんか胡散臭い計画みたいに見える。
AB 使いながら、長距離は飛べないだろ？ >>144
ttps://ejje.weblio.jp/content/augment
augment
(…を)増加させる
レベル：11英検：1級以上の単語
発音記号をカタカナ書きすると オーグメント だね
でも日本人って一回習った英単語の意味と音を引き摺っちゃうんだよな～
こんな英検1級の単語によく似た、もっと早い時期に習う単語があるでしょ
ttps://ejje.weblio.jp/content/argument
argument
議論、論争
コンピュータ用語で「引数」
これはオとアの中間みたいな音から始まって、gの部分はカタカナ書きだとyが混ざって
アーギュメント
まあ、「熱い議論が交わされました」みたいな文章を読むと
何か議論が増強されて熱くなっちゃう連想的な意味の広がりもありかなあ～？って
想っちゃうもんねｗｗｗｗｗ
で、augmenter もオーグメンター がカタカナであえて書くなら近いんだろうけど
まあaugmentとargumentを間違える人が航空・エンジン業界に相当数いたもんで
オーギュメントって書く人が出来たって訳だ XF9-1も実用型ではドライ推力だ13㌧を目指すとの話
F9エンジンの派生型みたいなものを超音速旅客機にというアイデアはあるかも 全長10数m と言うから、X-2 の14m とほぼ同じ大きさだな。 >>161
>全長10数m と言うから
その無人機、どこから離陸するわけ？ >>162 普通の飛行場だろ。 無人で離陸、着陸する。
多分名古屋飛行場かな、そうでなければ調布飛行場かな。
SUBARU は、センサーとソフト、機体の一部だけだと思うけど、宇都宮もなきにしもあらず。
調布航空宇宙センター飛行場分室(JAXA)は、調布飛行場の隣に有る。
ソニックブームのテストは、海の上かな？ 翼が小さいから、小型ビジネスジェット以上の滑走路が必要だろうね。
ホンダジェット は、1219m必要。 これだと800m の調布飛行場は使えないね。
名古屋飛行場なら十分すぎる。 JAXA は、名古屋空港にも飛行研究拠点を持ってるね。
名古屋で決定かな。
アジア N o . 1 航空宇宙産業クラスター形成特区
ここでは、実験用航空機の飛翔の研究をやってる。
https://i.imgur.com/fQbeb00.jpg
静粛超音速機技術の飛行実証
技術試験機搭載機器の機能確認等
もやってる。 >>165
>静粛超音速機技術の飛行実証
そうかぁこいつが実家(南側の進入路直下)の真上飛ぶのか。X-2はまだ一度も実機みていないので超音速実験機は見ていたいよ XF9-1はいちおう試験は順調そう
後は開発が決まったテンペストとFCASのエンジンがどうなるか
XF9-1というプロトタイプエンジンが既にある安心感は大きい > > アフターバーナーはGEが商標登録しとる
>
> afterburnerはP&Wの登録商標
>
> だからF101/F110はaugmenterと呼ぶ
どのデータベースで調べてもアフターバーナーの商標登録は見当たらないが
一体、何で調べてるんだ？ 2019年07月29日
推力5倍、自衛隊の標的機向け小型ターボジェットエンジン
https://newswitch.jp/p/18623
川崎重工業は推力（地上静止時）が４００重量キログラムの小型ターボジェットエンジン「ＫＪ１００」を開発した。
自衛隊の標的機に使われている現エンジン「ＫＪ１４」は推力が７０重量キログラム台で、５倍強の推力を持つ。 話題が古い。先月のパリエアショーで出展してたじゃん >>168
afterburnerがP&WのRTだという話はB-1A戦略爆撃機の初飛行の記事（航空情報か航空ジャーナルだが恐らく航空ジャーナル（注※）で
1974年当時としては格段に先進的で圧倒的に美しい戦略爆撃機の初飛行で特集を組んでいたと思う）で、その旨を書いてあったと記憶している
「アフターバーナーはP&Wの商標でGE製のF101を搭載したB-1では『オーグメンター、オン』と呼ぶ」といった記述があったのが
極めて印象的で明確に覚えているが、残念ながら執筆者までは覚えておらず、その時の号までは手元に残していない
ところが、私の149を投稿した後、Wikipedia日本語版の【アフターバーナー】のページを見ると
>>133さんが書いてるように「アフターバーナーはGEが商標登録」とあるのを見て驚いた次第
それでそのページの他言語版リンクにあるEnglish版の【Afterburner】（【reheat】はこれに転送）やFrancais版の【Postcombustion】のページを見ると、
この名称が商標か否かに関する記述は一切ない
ということで、日本語版Wikipediaの該当部分の出典は何なのか？となるのだが、日本語Wikipediaの当該箇所には出典は明記されてない
更に、手元に残しているB-1関連の記事のある最も古いのはレーガン政権のお蔭でB-1Bとして復活することが決まったことで
航空ジャーナルが特集（1982年２月号）を組んでいるが、青木日出夫、藤田勝啓、寺沢晋也の３氏が名前を連ねている
特集「復活したB-1 その総てを徹底解剖」の中に、寺沢氏が署名した「新時代のハイパワー・エンジン」という記事があり
F101エンジンについて述べている。この記事の中では寺沢氏は「オークメンター」ではなく「アフターバーナー」の語を用いている
という訳で、
>>169さん> 都市伝説でしょ
と書かれている通り、航空エンジン関連での“afterburner”という言葉の商標権の話は最初のB-1Aの記事中の記述やWikipedia日本語版も含めて
根拠のない都市伝説なのかも知れません そういやゲームソフト（機）に？アフターバーナってのがあった気がするが
あれは商標登録されてるのかな？ 誰も商標権持って無いならアフターバーナーの名前確保しろIHI SEGAのゲームのタイトルなら「アフターバーナ」じゃなくて「アフターバーナー」だろ こんな一般的言葉が商標登録できるとは思えないけどな。 確かに対象となる商品が取引される業界で一般化している名称の商標登録は
特別な例を除きほぼ認められません
つか、そんな商売にメリットになると思えない上に、他所への嫌がらせ以外の
何物でもない商標なんて、態々金かけて取る様なものでしょうか？ >>177
最初にイギリスが作った時は一般的じゃなかっただろう >>179 ものがあろうがなかろうが一般的な言葉だと言ってるんだが。 >>180
ものが無いのに言葉だけ先にあるはずが? ドイツはユモ004ジェットエンジンを作ってた時に
離着陸時の推力を増すために、
「燃焼室に」 燃料をいつもより多めに吹き込む
という機構は作った
だが、エンジンの排気の後ろに燃料を吹き込んで更に燃やすなんてアイディアは
ドイツは全く考えてなかった
ターボファンもイギリスのアイディアだったなあ
元々、それで燃費が良くなるなんて考えた事も無くて
ただ燃焼室周辺が高温過ぎるから、それを冷やそうと考えて
外側に空気流してみるかという事で、バイパス比1:0.3の
コンウェイを作ったら、何か燃費が良くなった
それでよく調べたら速度域によってはこっちの方が燃費が良いと計算も出来たので
それ以来世界のジェットエンジンの主流になって行ったと パイロットバーナーで燃焼温度に達した気流に、送風空気と燃料を吹き込んで着火するような仕組み（高温ボイラーとかか？）が
ジェットエンジンより前にあったら、一般名詞たりえたかもしれんけどね＞アフターバーナー
少なくともレシプロエンジン時代にアフタークーラーは用語としてあったから、燃焼器まわりで概念位はあったかもしれん。 ノースロップ・グラマン製の新型スクラムジェットエンジンが1万3000推進ポンドの出力を記録
https://gigazine.net/amp/20190809-northrop-grumman-air-breathing-hypersonic-engine
マッハ4以下で作動始められて今までの試験エンジンから一挙に13倍の出力か……米国が本気になりだすと早いな流石に タービンのステージ間で燃料を再度加えて再燃焼させたり、熱交換器で熱与えて効率を上げる
Reheat(再熱)と言う行程がガスタービンや蒸気タービンでは存在し、これらは再熱サイクル
と呼ばれています
これらの実用化はアフターバーナーより少し後ですが、概念や試験品は1920年代には存在し、
研究自体もずっと継続していた様です
当初、イギリス版アフターバーナーを単にリヒートと呼ばず、テールパイプ・リヒートと呼んだのは、
この辺に原因がありそうです
蒸気タービンのリヒートはまさに言葉通り食品の温め直しまんまですし 軍用ジェットエンジンなのにGEやPWじゃないんかい >>186
エイブラムスのAGT1500エンジンもパワータービン通過後の廃棄ガスで、吸入空気を加熱する"再燃サイクル"だね
http://turbotrain.net/m1tank.htm >>185
「大きく作るのは簡単だ」と日本がXF5→XF9で言っていたが
日本は3倍でドヤ顔してたら、アメリカは13倍にしてきたｗｗｗｗｗ
エンジンの本家怒らせたらあかんｗ >>187
アライアント・テックシステムズ (ATK)が今やNG傘下ってだけ
ttp://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%83%8E%E3%83%BC%E3%82%B9%E3%83%AD%E3%83%83%E3%83%97%E3%83%BB%E3%82%B0%E3%83%A9%E3%83%9E%E3%83%B3%E3%83%BB%E3%82%A4%E3%83%8E%E3%83%99%E3%83%BC%E3%82%B7%E3%83%A7%E3%83%B3%E3%83%BB%E3%82%B7%E3%82%B9%E3%83%86%E3%83%A0%E3%82%BA
NGのAARGM-ERも前はオービタルATK名義だったでしょ >>185 何をほざいてるんだ？ 単に今までのスクラムジェットエンジンの試作機より推力が10倍大きくなったと言うだけで、ジェットエンジンとしての推力としては音聞くないぞ。
別に不思議でもなんでもないし、特別な話でもないだろ。 「ジェットエンジンを大きく作るのは簡単だ」
でも13倍は凄いなあ
本家のデータ蓄積は豊富だなあ
日本～カリフォルニア間を2時間程度で飛べる小型輸送機も作れるって事だな
どっかのVIPでも乗せて飛んでくるかも知れん >>185
>マッハ4以下で作動始められ
PCA用のミニチュア試作？ >>188
再生サイクルと再燃サイクルは別の概念なのです
再生装置(=熱交換器): Regenerator
ttp://i.imgur.com/R06ZtHl.png
再熱器(or 再熱燃焼器): Reheat combustor
ttp://i.imgur.com/gGlY2Ub.png
ライカミングAGT1500 (再生サイクル: Regeneration cycle)
ttp://i.imgur.com/Xqhf9KQ.png
ここは日本語で説明されているのが素晴らしいですね
教えて頂き感謝
ttp://turbotrain.net/variety.htm
ttp://turbotrain.net/en/variety.htm ターボトレインさんのサイトは優に20年は続いているよなー。ただ感謝。
それにしても、高圧タービンと低圧タービンの間に再加熱器を入れるのが本来の意味のREHEATなんだろうけど、
熱交換器まで入れるとなにがなにやらやらｗ >>192
大きいの作るかどうかは予算の違いだけなんだが
技術力の差って訳じゃない >>192 だから、よく読め。 スクラムジェットエンジンの小さな試作版から13倍大きくなったというだけで、今までの試作レベルが小さすぎただけの話だよ。
推力的には大きくない。 5.9トンだよ。 これで何ができるかな？ 大型ミサイルかな。 何を導入しようが無駄だよ。中国はすでに完全独自開発したジェットエンジン「WS－99」を
極秘裏に実戦配備し終わってる。WSシリーズの最新・最終ジェットエンジンで
番号が一気に飛ぶのはこれ以上のエンジンは絶対に開発できないし不要なため。
F-135を搭載したF-35J×１５機編隊と500回もの模擬戦闘を行い撃墜記録8900機、被撃墜記録ゼロという怪物。
最大速度マッハ5.9。可変ターボラムサイクル採用。推力重量比12。カーボンセラミック複合材タービンブレード。タービン入口温度1900度。
戦闘行動可能な上昇限度が50万mだからやろうと思えばICBMでも撃墜できる。航続距離5000m。
日本終わったな。 推力5.9tのスクラムジェット×4の小型極超音速輸送機(極超音速ビジネスジェット機)
を考えてみる
パイロットとどっかのVIPを2人だけ載せても航続距離1000㎞も飛ばない規模かなｗ
コンコルドはあの形だから推力重量比0.5以下でMach2か
この機体はMach6までは出せると皮算用して、機体重量50tに出来るとして、
スクラムジェット以外に通常のジェットエンジンも必要でそれでMach4まで出さないといかん
それで推力25tを出す必要がある
これはラムジェットの内側にAB付きターボファンが埋め込まれたようなものになるか
そんなものを単発で25tの推力にするのは簡単には出来ないから双発にするか
今回の推力5.9tのはやっぱりミサイル目的止まりかなと
超音速輸送機の方は、日本もやっているエアターボラムの方が手っ取り早くかなと >>202
翼の上にエンジン付けると抵抗が小さくなるぞ! 機体重量50tはデカすぎるだろ
根拠はないが30tくらいか >>204
あくまでも、スクラムジェットを輸送機に使うものとしてだ
https://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%82%B3%E3%83%B3%E3%82%B3%E3%83%AB%E3%83%89
コンコルド
最大離陸重量186t
エンジン推力は17t×4
でもこれはMach2級の超音速機の推力重量比だからなあ
B-1Bも全備重量200tオーバーで合計推力56t、
Tu-160は全備重量275tで合計推力100t弱か
でもそれがMach5オーバーの機体でどうなるかはまた別
https://ja.wikipedia.org/wiki/X-51_(%E8%88%AA%E7%A9%BA%E6%A9%9F)
X-51
空虚重量1.8t
>>185の記事によるとX-51のエンジンは推力1000lbだったというので、
450kgの4倍か
空虚重量、と書いてある
しかし英語版wikiによると、燃料搭載量はたったの120kgだったと
それで航続距離740kmか
じゃあもっと欲張って推力重量比0.25でいいなら、
推力6tの4発の4倍くらいで95tのX-51と同じ形の何運ぶか分からん機体でも作る？
人間はどうやっても乗れないだろうけど 推力6tのスクラムジェット4発、空虚重量70t、燃料搭載量30t、
(積分的な燃料減少による機体重量減 ＆ 燃費向上は丸っきり無視して）
1.8t機体重量 ： 450㎏推力 ： 120kg燃料 ： 740km航続距離
100t機体重量 ：25t推力 ： 30t燃料 ： 3700㎞航続距離
くらいの関係で丁度良くなるのか？
すっげー適当な計算
燃料が減るから4500㎞くらいまで伸びないかな～とか皮算用するが、やっぱダメっぽい
やっぱり機内燃料半分くらいにしないと難しいなこりゃ X-43は航続距離1100kmでMach9.8まで加速
だがX-51は航続距離740kmでMach5か
本来はMach10まで加速できるものだ、と考えたら
航続距離4000㎞以上もあるならMach10まで到達できるかもなあ
そうなると、ますます航続距離が延びるかも？とか期待したいが
X-43の推力の情報も無いんだよなあ
一方でX-43の燃料搭載量はたったの1kgだったそうで、これじゃ
単にロケットブースターで加速してMach9.8で飛びながら
最後にスクラムジェットを始動、運転してみましたって
だけじゃないの？などと言われる始末 >>199
>>201
こう言うネタで訂正とか一番萎えるやろ。
いっそほったらかしにして実はそこでボケてます、で良かったのに。
滑りすぎにも程があるわ。 190814
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttp://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
公示第17号 令和元年度 電動化補機システム技術のエンジン適用に係る検討作業
の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-017.pdf
>ジェネレータ内蔵化を適用した１軸式ターボジェットエンジンの機能・性能・構造に
>係る知識、並びに本技術に関する研究、製造実績に基づき、本技術を無人機用２軸式
>ターボファンエンジンへ適用範囲を拡張する場合に設計上考慮が必要となる応答性、
>耐環境性等のエンジン補機類固有の特性及び当該データ取得に関する専門的
>知識を有していること。 予定納期 令和2年3月27日 予定納地 防衛装備庁航空装備研究所 190820
防衛装備庁長官官房会計官一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttp://wwwod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
公示第81号 提出期限 令和元年9月4日 令和元年度インテグラル・ロケット・ラムジェットエンジン
の小型化に関する調査検討の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji31-081.pdf
>インテグラル・ロケット・ラムジェットエンジンの設計や解析に関する専門的な知識及び技能に精通
>していること。 納期 令和2年2月28日 納地 防衛装備庁 XASM-3 を小さくしてF-3 に内蔵するんだろ。大きくする案も進んでたと思うけど。 >>214
対艦攻撃はF-35が果たすべきお仕事だ、そのために攻撃機であるF-35をA/B合わせて150機近くも導入するのだからね
F-3は防空・制空つまり対空戦闘で勝てる（少なくとも負けない）ことと
尖閣や八重山諸島をチャイナの魔の手から守り切れるだけの足の長さとが
何よりも求められている
F-3にとってASM-3を積んでの対艦攻撃というお仕事の重要性は二の次
F-3が対艦攻撃のスペシャリストであるF-2との交替で配備するというのは単なる数の上の話であって
F-2のお仕事を引き継ぐのはF-3でなくF-35
F-3が引き継ぐべきお仕事は邀撃戦闘機としてのF-4EJやF-15Jが果たしてきた防空戦闘機としてのお仕事だ >>216
F1でやってたからできない訳じゃないけど
運用コストとメンテが普通の戦闘機より
大変なのに防空任務に積極的に使うと効率悪くなる。
F35無駄に買いすぎなんだよ。 F-35の時間あたりの飛行コストはF-15を下回って3万ドル台、あと5年でF-16と同じ2万ドル台になるけど、これを「大変」というのは恣意的だと思った >>219
その予定だったけどLMが2万ドル台はやっぱ無理ってよ LMっていっつも見積もり段階では調子いい事言うよな
LMの話は話半分に聞いとかんと駄目だわ >>221
>LMが2万ドル台はやっぱ無理ってよ
自然なインフレで4万ドルになる説に1ウォン 時間的にまだ無理って話を金額的に無理な事にしたいのが居るな
そも見通しが甘かったのはF-35JPOの方なのに >>216
> え、F-35は防空やらんの？
できないことはないが得意じゃない
F-35は基本的には対戦闘機戦闘のための戦闘機ではなく対地攻撃機だからね
運用コストも高い
>>217
> なんか大型の戦闘攻撃機を要望したい見たいだが。
防空戦闘機として九州や沖縄本島から出撃して尖閣・八重山諸島方面での防空を果たすには
F-22やF-35あるいは従来のF-15Jのどれよりも長大な航続性能を求められ、従ってかなりの燃料搭載量が必要になる
またチャイナの多数の戦闘機兵力を考えれば内蔵AAM数もF-22やF-35と同じでは足りない
だから否応なくF-22やF-15よりも大型の戦闘機とならざると得ない
その大型の機体を複合素材とファスナーレス技術を用いて可能な限り軽量に作り
F9エンジンの大推力とベクタードノズルによって自在に振り回できるようにして
空対空戦闘で必要となる優れた運動性を確保するという発想で作られる戦闘機がF-3だよ Ｆー２の後継機（将来戦闘機）は、
国際協力を視野に入れつつ、我が国 主導の開発に早期に着手します 宇宙科学のあゆみ、youtubeに全部？上げてくれたんだ。 >>229 ここまでできるのなら、ジェット燃料の改質でも行けそうな気がするけどな。
できたら画期的なことになる。 液体水素は、燃料としてだけでなく吸入空気の冷却にも利用してるから、
ジェット燃料の改質メタンでは代用は無理そうだな。 >>233 三菱の改質燃料でも冷却に使ってるからそれほど無理では無いのでは？
マッハ６は無理でも、マッハ3～4位は行けるのでは？ ATRの場合だと、液体水素を空気の冷却に使って、逆に液体水素の気化のエネルギーに圧縮されて熱を持った空気を利用して、
燃料送り出しのサイクルに使っていた筈なので、液体メタンであっても果たしてうまくいくのか、とは思う。
あと、マッハ３だと現状のターボジェットで行けちゃうし。マッハ４になった途端に恐ろしく大変な事になるけど。 Mach4はラムジェットを同時に積む、あるいはターボファンのバイパス部分の断面を
等エントロピー圧縮できるような形にしておいて
そこを高速時限定で使うしか無いのかな >>235
> あと、マッハ３だと現状のターボジェットで行けちゃうし。マッハ４になった途端に恐ろしく大変な事になるけど。
M4あたりなら通常のケロシン系だとターボジェットでは無理だが
ラムジェットならばケロシン系燃料でも十分な比推力があるはずだよ
その先に行こうとすればスクラムジェットにしなければならないが
スクラムジェットならばケロシン系でもM7ぐらいまでは必要な比推力が得られるはず 20世紀末に書かれたエンジン関連の書籍には
GEとP&W、それぞれが挑戦しているジェットエンジンに関する新技術として
GE：圧縮機から一部の空気をバイパスに通す可変サイクルエンジン
P&W：速度条件によってはバイパス内の空気にも燃料を噴霧して点火するダクトバーナー
の2つが紹介されていた
前者は高バイパスターボファンと低バイパスターボファンを繋ぐ技術で、
YF120やAETDでどんどん使っているな
というか、J58ターボジェットエンジンで抽気に関しては散々試している
後者については、別の所でボロクソに貶されていたのを見た
1970年代くらいから少しずつ試していたようだが、
「本来、ターボファンエンジンはイギリスのコンウェイで初めて導入された時は
エンジンの燃焼室周囲に空気を流してエンジン燃焼室の熱が周りに伝わらないようにするために
作ったつもりが、妙に燃費が良くなったので再計算したら亜音速ではターボファンの方が
効率が良くなることが分かった、というものだった筈
つまり、バイパスの空気は熱をエンジンから機体との留め具などに伝えないという役割もある。
それがバイパス部分で燃料を燃焼させるなんて事をしたら、エンジン全体が高温になり上手く動かなくなるか
下手すると壊れてしまう。これは失敗する」
実際、ダクトバーナーを使用したジェットエンジンは燃費はあまり期待できなかったとか熱問題が
付きまとった、などとの事である
しかし、GEのAETDを見ると、複数層に分かれたバイパスのうち
一番外側のものが後ろに伸びているんだよな
だから、自分は一番外側の層のバイパスだけ、エンジンの空気が通過するにつれて
等エントロピー圧縮させるようにして、更にエンジン本体の燃焼室とずらしておけば、
ここをラムジェットとすることが出来てMach3あたりでの効率を高められ、熱問題も起こさないと思っている 現代の列強は次の内燃機関パルスデトネーションエンジンの開発競争をしている >>213
SSMやAAMやSAMかもしれん
>>239
日本は今度宇宙で実験する予定だなパルスデトネーションエンジンは 190827
防衛装備庁千歳試験場一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/ippan.html
公示第6号 令和元年度 エンジン高空性能試験装置等の無停電電源装置及び直流電源装置
の点検整備の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji31-006.pdf
公示第5号 令和元年度 エンジン高空性能試験装置の発電機の定期点検の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji31-005.pdf
公示第4号 令和元年度 エンジン高空性能試験装置のうちの供試体燃料流量計の校正点検の
契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji31-004.pdf 190830
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 一般競争入札情報
ttps://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
第39号 入札年月日 令和元年9月19日 Additive Manufacturingを活用した
航空エンジン部品の概略設計作業 1件 納期 令和2年3月13日
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku01-039.pdf
>納地 防衛装備庁航空装備研究所 仕様書 番号1 用語 AM 定義 Additive Manufacturing
>（3Dプリンタを用いた付加製造）のことをいう。 F-3開発が予算化されるので
XF9-1も実用化に向けて動き出しそうだな >>243
そりゃそうだろう、XF9-1が実用エンジンに仕上がらなければF-3も存在し得ないからなあ
（万が一にもXF9-1の実用化に失敗したら、アメリカがF100/F110レベルより新しいエンジンだけを
単体で日本に売ることは考えられないので、F-3のエアフレーム日本主導開発も一気に吹っ飛んでしまうからなあ）
それにしても新戦闘機の開発計画は今までもあったけれど、従来のエンジン他力本願と違って
最新型戦闘機に使えるレベルの軽量大推力エンジンを自前で用意できる見通しがあるのって
こんなにワクワクできるんだなあって個人的にはとても感動してる
だから何としてもF9は実用エンジンとして性能だけでなく保守性などの面でも合格点を付けられるレベルに完成させて欲しい
極端なことを言えば、F-3のエアフレーム開発で失敗してもF9が実用エンジンとして合格レベルに達するまで仕上げられれば
日本主導の戦闘機開発にとっては次がまだ存在し得るが、F9実用化で挫折すれば、日本主導の戦闘機開発の芽が断たれてしまう 地味にF3後継エンジンも気になるところではある
どうもF-3戦闘機に随伴する無人機用エンジンではないかという感じ
川重とかで開発したエンジンより高推力なのかもしれない ラムジェットがあるならウォッカジェットがあっても良い筈（ロシア脳
他にもスピリタスジェットとかアブサンジェットとか。 >>246
燃料としてはまあ可能だな
でもロシアで実際にエタノールで飛んだとか、いやそのつもりで備蓄したら
皆の予想通りみんな飲んじゃったとか話があったような >>248
原子力ターボジェットエンジンか！！
￣￣￣Ｖ￣￣￣￣￣￣￣
∧＿∧
(=ФωФ)ｶﾞﾀｯ
.r ヾ
＿_l_l /￣￣￣/＿ >244
Ｃ－２輸送機のエンジンをＸＦ９を高バイパス比エンジンにするとかして技術経験増やすしかないだろ だがC-2は海外の出先でエンジンメンテナンスを十分得るためにも商用で充分なシェアを持つエンジンの方が優良 >>254
実際ナチスドイツでは石炭の粉を燃料にしたジェットエンジンも計画されたからな やっぱ煤が出ると詰まったりするからできるだけ煤が出ないに越したことはない。 SR-71用の燃料でも検討されていなかったっけ？＞石炭粉 、XB-70だったかもしれないけど。
充分な酸素と圧力があれば、発生熱量は極めて高いけど、保存性にかまけて流動性をガチ無視している気はしないでもない
マッハ３を出す機体を一生懸命支える粉体ポンプｗ >>258
ナノレベルまで微砕粉化すれば流動性上がるかね？
船舶とかに使ったら良いのかしら 限度越して微粉砕化すると、逆に表面改質でもしないと張り付いて固まると思ったけど。
因みに、石炭を使った○○、は国内炭鉱をどうにかして生き残らせるための手段として、国が相当なリソースをぶち込んでかなりいろんな事がなされていて、
その中に石炭燃料の船舶もあったりはする。まだ蒸気ボイラー船があった時代だけど。 微粉炭はわずかな量の気体で運べるよ。
粒度さえ統一しておけば、ポンプで吸い上げることもパイプで圧送する事も簡単。
不活性ガス(単純に窒素や炭酸ガスで良い)が必要だけど大したリソースじゃない。
ただ、漏れて空気と混じった時が最悪。流動してる粉末は静電気を帯びる。
パチパチいってても酸素が無ければどうにもならんが、空気中に拡がると……。
当然、粉塵爆発の強力な奴が発生する。引火性も熱量も高いからね。
可燃性ガスより怖いのが微粉炭。
プラント(火力発電的な規模の)なら実用性あるけど、船や飛行機の動力にする
のは怖いなあ。だから軍事利用は液化石炭に向かった。
んでプラントや船舶の方は石炭と同じぐらいコストが安い代わりに流動性が低い
C重油を加熱して扱う方に進化したので石炭の出番は終わり。
漏れても流れずほっといたら固まるC重油は、安全性が高いのでずぼらな運用
に耐える。
蒸気機関車なら微粉炭は有ったよ。投炭の自動化で省人化出来るのと、
熱量の高さからくる航続距離に利点が有ったので。 しかしめっちゃ健康に悪そうだな…>微粉炭
そもそも普通の石炭でも充分悪そうではあるが、微粉炭で自動化出来るならむしろマシになるのかね >>261
＞流動してる粉末は静電気を帯びる。
あまり関係ないがMHD発電
ttps://ja.wikipedia.org/wiki/MHD%E7%99%BA%E9%9B%BB
何かそのエネルギーを使えないかな 微粉炭をガスタービンの燃料に使用するには灰の処理が面倒と
聞いたような、発電用の石炭火力ガスタービンだと石炭を脱酸素状態
で高温にして水かけて水性ガス（昔の都市ガス）を発生させて
発電させてる。 悲しい事に石炭は原発停止で需要は増している
発電所用に新造の高温ガス炉とかボンボコ立ててるだろ もうCMC高温タービンの超高効率石炭ガス化コンバインド火力発電所を作るしか無いな じゃあ日本はローテーティドデトネーション燃焼室で頑張るしかない 結局、WS-15は当初目標の推力15トン(現在は18トンに変更)と許容できる信頼性(稼働時間)の両方を満足でなかった？ 推力上昇。。 までは無料でも読めた。
燃費も改善するのは、物理法則そのままでしょうね プラット・アンド・ホイットニーは、2026年以降に納入されるF-35の新しいエンジンアップグレードオプションを定義していると軍用エンジンの社長であるマシューブロムバーグは言う。
約6か月で詳細が定義されるアップグレードは、ファンとエンジンアクセサリーの改善に焦点を当てていると、Brombergは空軍協会の空軍、宇宙、サイバーのサイドラインに関する9月17日のインタビューでAerospace DAILYに語った。
推力を10-12％以上改善し、燃料消費を5-6％以上削減し、垂直リフトを約2％増加させ、全体的な電力および熱管理能力を向上させるオプションを提供することを目的としています。
これらの目標は、Growth Option 2.0のアップグレードのために提案された提案されたベースラインの改善であり、2026年以降に提供されるブロック4.2航空機を超えて挿入するための議論に残っています。
P＆Wは当初、推力と燃料の改善のみを提供し、発電と冷却の追加容量を提供しないGrowth Option 1.0アップグレードパッケージを提案しました。
「電力と熱の管理がなかったため、共鳴しなかったことが分かった」
Growth Option（GO）およびEngine Enhancement Package（EEP）のアップグレードはすべて、新しいエンジンコアを設計するために空軍研究所から資金提供を受けているAdaptive Engine Technology Programで開発された技術に由来しています。
プラット＆ホイットニーは、XA101デモンストレーターエンジンの詳細な設計レビューを最近完了した。 >>275
既に2018からF135は一割出力向上してるのでそこから12％アップだな、ドライ出力なんだろ燃費向上だと
ドライ15トン目指すんでね 可変サイクルエンジンが完成するころには、もうF135は同じくらいの性能に進化してそうだなｗ >>277
>同じくらいの性能に進化
そうすると昨年のシンポジウムの、2030年頃の～、はかなり控えめな数字で・・ やはり「わが国の2030年頃の～」の意思表示なのでしょうね。
装備庁の担当者は実現可能性が高いと常日頃から主張されていて、しかしまだ防衛省として正式な研究開発は始まっていない、ぐらい？ >>278
というか今開発中の技術を組み合わせれば2030にはそれぐらいまでは行けるという話だろあれ
JAXAとかでしてる研究まで含めればあれは控え目な数字という可能性もあるけどな 190924
防衛装備庁長官官房会計官一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://wwwod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
公示第91号 令和元年10月9日 令和元年度発電機駆動用ガスタービンの更新の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji31-091.pdf
>本件の履行に必要なエンジン高空性能試験装置についての知識及び技術を
>有していること。 納期 令和4年3月15日 納地 防衛装備庁千歳試験場 防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
公示第34号 令和元年度 戦闘機用エンジンシステムの性能確認試験のうちエンジンシミュレーション試験
（その２）及び（その３）性能図表等の技術資料作成の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-034.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうち電子制御部及びエンジンシミュレーション
>試験用器材の機能・性能に係る知識並びに戦闘機用エンジンのシミュレーションに係る
>技術を有していること。 予定納期 令和2年3月31日 予定納地 防衛装備庁航空装備研究所
公示第33号 令和元年度 戦闘機用エンジ ンシステムの性能確認試験のうちエンジンシミュレーション試験
（その２）のための技術支援の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-033.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうち電子制御部及びエンジンシミュレーション
>試験用器材の機能・性能に係る知識並びに戦闘機用エンジンのシミュレーションに係る
>技術を有していること。 予定役務場所 防衛装備庁航空装備研究所
>予定役務期間 月7日から令和元年10月30日までの間の官の指定する15日間 軍艦用ガスタービンエンジンに転用できないのかXF9-1 当然できなくはないでしょう
個人的にはその前に(揚陸艦とセットで必要になる可能性のある)エアクッション艇のガスタービンエンジン国産で船舶用の実績を積めるとよいのではないかと >>284
エンジンコアそのものはほとんど無改造だから少なくても大丈夫っぽいけどな >>282
そんな発想が必要だよね
せいぜい200台だからと言うのは誰でも出来る 190930
防衛装備庁 中央調達に係る防衛装備庁公示（常続的公示）
ttps://www.mod.go.jp/atla/souhon/supply/kouji/index_jyouzoku.html
航空機調達官（旧装備施設本部航空機第２課）
防衛装備庁が行う随意契約への新規参入の申し込みについて 一部改正
（防衛装備庁公示第３６号 １ ．９ ．２７）
ttps://www.mod.go.jp/atla/souhon/supply/kouji/jouzoku/31-kouji-036.pdf#page=13
> 29 推力偏向ノズルのエンジン搭載試験用補用品等の製造にかかる契約 カ 1.9.27
>要件 推力偏向ノズルの研究試作契約及び戦闘機用エンジンシステムの研究試作契約
>での成果を継承し、当該調達に必要となる技術又は設備等を有することを証明できること。 大した記事ではないけど
ttps://newswitch.jp/p/19328
「F2」後継に搭載が見込まれる戦闘機エンジン、今の実力値 >>278 新エンジンはXF9とは別物と言う考え方。 勿論XF9がベースになるのは当然だが仕様他は新たに設定しなおすだろう。
SiC CMCがどのくらい採用されるかとか、TITが上がるかどうかとかは興味のあるところ。 >>289
> SiC CMCがどのくらい採用されるかとか、TITが上がるかどうかとかは興味のあるところ。
それはもちろん大いに興味がありますが、
> 新エンジンはXF9とは別物と言う考え方。 勿論XF9がベースになるのは当然だが仕様他は新たに設定しなおすだろう。
その新たな仕様がXF9からどういう点で違う設定になるんでしょうね？
バイパス比（ファン直径）もXF9から変更されるのかなあ？
一説には、F-3はCAPでの滞空時間を長くとりたいのでF-22と比べた場合にはスパクル性能では妥協する、という観測もあるのですが
そうなると確かに、F135ほどではないにしてもF119よりもバイパス比は上げたほうが以上の要求にはマッチしたエンジンになりますよね
とにかく試作段階とはいえ、世界でも一流の性能（推力と推力重量比）をクリアした戦闘機エンジンを自前で持ったのは素晴らしい
国産エンジンの見通しがあると新戦闘機開発にこれほどワクワクできるんですね 191002
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 一般競争入札情報
ttps://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
第49号 入札年月日 令和元年10月17日 潤滑油他１品目 1件
納期 令和元年11月1日 >納地 株式会社IHI瑞穂工場
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku01-049.pdf
防衛装備庁千歳試験場一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/ippan.html
公示第10号 令和元年度 Ｏリング他１４品目の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji31-010.pdf 一つわからないのが、IHI は発電機を排出ノズルあたりにつけることを考えてるみたいだけど、具体的にはどの辺になるんだろう。
素人考えでは高温にさらされるから発電効率も下がりそうに思うけど。 関西電力の金貨恫喝の問題で原発危うしと言われ出した
しかし太陽光発電は千葉のダム上施設で火事になって止まったり
となると、ガスタービンで石炭ガス化蒸気タービンコンバインド発電ってことになるが
これもグレタさんにどやされたばかりか(これも熱効率高めてるんだけどなあ) 自家発電でもしてろってこった。
(下ネタじゃないぞ) wniの鈴木里奈の脇くっさ
(6 lゝ､●.ﾉ ヽ､●_ノ |!/
| ,.' i､ |}
', ,`ｰ'ﾞ､_ l
＼ ､'､v三ﾂ /
|＼ ´ ｀ , イﾄ､
／ﾊ ` ｀二 二´ ´ / |:::ヽ
／::::/ ', : . . : / |:::::::ﾊヽ
http://twitter.com/ibuki_air
https://twitter.com/5chan_nel (5ch newer account) 実はSu-27とMiG-29が登場して脚光を浴びたころの航空情報の両機特集別冊を見ていて
当時のMiG-29のエンジンRD-33のTBO（オーバーホール間隔）が350時間ほどだという記述を見たのですが、
現代のアメリカの戦闘機用エンジン、F100, F110, F119, F135, F414などのオーバーホール間隔は何時間ぐらいなのですか？
自分でちょっとググったりしてみたのですが見つけられなかったので、本スレの方々ならば御存知かもと思い
質問させて頂く次第です。御存知の方がいらっしゃいましたら御教示のほど、お願い致します。 >>303
運転時間じゃないのですか？
サイクル数というのはどういう意味ですか？
まさかエンジンの回転数ということじゃないですよね
不勉強で知らないので、お手数をお掛けして申し訳ありませんが教えて頂けますでしょうか 191009
防衛装備庁長官官房会計官一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://wwwod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
公示第97号 提出期限 令和元年10月25日
令和元年度先進技術実証機のエンジン撤収作業等の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji31-097.pdf
>XF5-1(FT)の性能・機能・構造に関する専門的知識並びに設計・製造に
>関する知識及び技術を有していること。
>納期 令和2年3月27日 納地 防衛装備庁 >>304
4ストローク1サイクル内燃機関の場合は点火プラグや軸受など
消耗部品の磨耗よりけりだしジェットファンエンジンの場合は
排気タービン式過給機の動翼を積んでいるしタービン自体の
累計回転数もある。 >>308
つまり現代のアメリカ製ターボファンエンジンだと累計運転時間でなくてタービンの回転数の累計でメンテナンスのタイミングが決まる訳ですか
お教え下さいまして、本当に有難うございました <m(__)m> 191021
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
公示第37号 令和元年度 電動化補機模擬検証試験のための技術支援の
契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-037.pdf
>電動化補機を搭載した航空機用エンジンの機能・性能・構造に係る知識及び電動化
>補機搭載エンジンシミュレーションモデルの取扱いに係る技術を有していること。
>予定役務期間 令和元年11月11日から令和元年11月22日までの間の官の指定する10日間
>予定役務場所 防衛装備庁航空装備研究所 >>312
おいおいおい
ついにCMCがタービンのシュラウドだけでなく
静翼にまで来たのかよ
さすがに動翼まではまだ掛かるか
でも静翼だけでもすげえ
どこぞで、CMCはエンジンの静翼を無くすくらい重要かも知れんなんて
書いている人がいたが、そこまで望むのはちょっと無謀か 他国との15t級の輸送機用エンジンの開発、か
しかし30000lbとも書いてある
スケールとしたらV2500クラスかもうちょっと小さい所かな JAXAの超音速旅客機のエンジンが15トン級だったな
関係あるのかな >>316
>JAXAの超音速旅客機のエンジンが15トン
それは、XF9エンジンコアを転用して、低NOx, 高出力(非AB), 低騒音, 大型ファン+可変バイパス ぐらいではないかなぁ？ >>314
CMCを動翼に使えるようになればあり得るのでないかな>静翼レス >>315 めだだないけど燃焼器にCMCを使うのもNOxが減り燃費が上がるらしいよ。KHI の仕事だけど。
この二つはXF9 にも取り入れられるはず。 XF9の燃焼器より容量がちょっと小さいものを作りそうだな
輸送機用エンジンで15t級というなら、戦闘機用エンジンなら12.5tクラス
輸送機用エンジン30000lbつまり13.7t級なら、戦闘機用なら11.5tクラス >>319
今のジェット燃料でないもの使えばジェットエンジンはもっと良くなるんかねえ？ 191024
防衛装備庁千歳試験場一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/ippan.html
公示第12号 令和元年度 エンジン高空性能試験装置のページング装置基地局等
の機能点検の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji31-012.pdf
公示第11号 令和元年度 エンジン高空性能試験装置の地震計の機能点検の
契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji31-011.pdf >>324
>>323がXF9-1のATFの試験に直接関連かはわからないけど、
XF9のATFでの試験は国会答弁で防衛装備庁長官（当時）が
今年度中にといっていましたし、BLOGSに出ていた防衛装備庁の人が
イカロス出版のJwings 8月号 にATF試験の内容具体的に発言されていましたよ。
去年の防衛装備庁技術シンポジウム2018のオーラルセッションの発表
のスライドにも今年度中と元々記載があります。 日本にATF試験設備が無いから開発出来無い云々は一体何だったんだ？
ブースカちゃんとか言う飛行機マニアおじさんの戯言だったのか マリーアントワネット「設備がないなら造ればいいじゃない」 >>325 の”Jwings 8月号 にATF試験の内容”ってのを
裏付けると思われる調達・公募情報は以前>>93に貼っています。
今年度中にXF9-1の試験を行った後、千歳ATFをさらにPFRT用の
エンジン等を試験するためにATFを改修するのではないかと推察しますが。 >>328
東郷平八郎「
設備には限界があるが訓練に限界は無い」 そんな代用ができるかw
無いものは借りるか作るしか無い。 昭和からミリタリー趣味（）を嗜んでいた向きには、国産は改良が無い、からなかなか頭を切り替えられないとは思われる。ｗ
まさかガチの戦闘機用にエンジン試験施設の改修までするとは思ってなかったでしょうて。 >>331
>無いものは
風洞の前後に中古のジェットエンジンを各2機追加するぐらいみたい。 >>326
基本的にソース主義なので動きの激しい最近の軍事情報についてけてないのよ ソース主義でちょっと頭の固い勢力と
現場の証言や先進技術に感化されちゃって良くも悪くも柔軟な勢力との、2極化が進んでる感じ D-SEND計画には推力141kN級のV2533-A5エンジン寸法で
低バイパス化によるマッハ1.6のスーパークルーズとか
対流圏界面お構い無しで全備40t級がかっ飛ぶための
層流翼とパワーウェイトレシオが必須だろ。
スホーイ＆ガルフストリームのS-21計画はマッハ1.94だし
JAXAはそこらへんを開発目標にしているのだろう。 >>337
20年前のF22がマッハ1.8でスーパークルーズ実現してるのに今更マッハ2以下は無い >>338
>今更マッハ2以下は無い
いや速度アップは重要度は低い。Mach1.8のスパクル持続時間がF-22の5-7分程度から、15-30分になることが必要で多分実現する。PCAはMach3で2時間目標だよね。 >>339 その時間はA/B の時間だろ。 そんな短時間ならクルーズとは言わないよ。 >>340
>その時間はA/B の時間だろ。
どうだろう。ぐぐった範囲では
Combat radius:
460 nmi (529 mi, 851 km) clean with 100 nmi (115 mi, 185 km) in supercruise
シカ出てこない。Mach 1.6で185kmは、360秒ぐらいでしょ？ 191029
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
公示第39号 令和元年度 Ｆ７－１０エンジンの耐環境性能向上に資する技術
を適用したエンジンシステムの検討役務の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-039.pdf
>航空機用エンジンの設計、機能、構造、性能に関する専門的な知識が必要である
>とともに、Ｆ７－１０エンジンに係わる技術と知識を有していること。
>予定納期 令和2年3月16日 予定納地 防衛装備庁航空装備研究所 >>341 飛行距離は往復になるからその2倍以上になるけどね。
スパクルで300海里というのも見る。
>>342 耐環境性能ってなんだろ。 TITアップ？ 耐久性アップ？ >>343
>>312関係でね？推力燃費共に向上狙うんでないかな F7の性能アップに合わせて
XF5のTIT1800℃化と可変サイクル化も！
って訳には行かないだろうなあ >>345
XF5で実証しようとしてるのは既存エンジンの可変サイクル化なのでF7に採用というのはありえるんでないかな？
XF9が納入されれば試験の幅も広がるんだろけど XF5 のはあくまでも実験。 F7 のは実用化を睨んだ上での型式認証まで取るつもり。 >>347
>>312の後にXF5で確立された可変サイクル化を後付けする形になるんでね え？広バイパスエンジンのF7に可変サイクルなんてやらないでしょ
それとも何だ、いっそバイパス部分全部を準ラムジェットみたいにしちゃうの？ 191114
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
公示第49号 令和元年度 戦闘機用エンジンシステムの性能確認試験のうちエンジン性能確認試験（その３）のため
の技術支援（その４）の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-049.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちスタータ・ジェネレータ系統について性能、
>機能、構造、運転及び整備に関する知識及び技術を有していること。
>予定役務期間 予定役務期間： 令和元年12月16日から令和2年2月14日までの間の官の指定する38日間
>予定役務場所 株式会社IHI瑞穂工場
公示第48号 同上 （その３）の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-048.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちファン部について性能、機能、構造、
>運転及び整備に関する知識及び技術を有していること。
>予定役務期間・予定役務場所 同上
公示第47号 同上 （その２）の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-047.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちアフタバーナ部について性能、機能、
>構造、運転及び整備に関する知識及び技術を有していること。
>予定役務期間・予定役務場所 同上
公示第46号 同上 （その１）の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-046.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちエンジン及びエンジン試験用支援器材
>について性能、機能、構造、運転及び整備に関する知識及び技術を有していること。
>予定役務期間・予定役務場所 同上 191122
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
公示第51号 令和元年度 ＦＲＰエンジン部品の構想設計の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-051.pdf
>低圧系圧縮機を有する小型の無人機用ジェットエンジンの設計及び製造に関する
>技術的知見並びにFRPに関する研究、製造実績に基づく、FRP部品を小型の無人機用
>低バイパス比ファンエンジンに適用する場合に設計上必要となる基礎材料物性及び
>材料データ取得に関する専門的知識を有していること。
>予定納期 令和2年3月27日 予定納地 防衛装備庁航空装備研究所
公示第50号 令和元年度 戦闘機用エンジンシステムの性能確認試験のうちエンジン
シミュレーション試験（その３）準備作業の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-050.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうち電子制御部及びエンジンシミュレーション
>試験用器材の機能・性能に係る知識並びに戦闘機用エンジンのシミュレーションに係る
>技術を有していること。 予定納期 令和2年２月21日 予定納地 防衛装備庁航空装備研究所 防衛装備庁千歳試験場一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/ippan.html
公示第14号 令和元年度 露点計センサー他11品目の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji31-014.pdf 露天計ですので成層圏ないしそれに近い条件での試験しますね。 191206
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
公示第62号 令和元年度 戦闘機用エンジンシステムの性能確認試験のうちエンジンシミュレーション
試験（その３）のための技術支援の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji01-062.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうち戦闘機用エンジン（XF9-1）の電子制御部
>及びエンジンシミュレーション試験用器材について性能・機能、並びにエンジンシミュレーション
>試験に関する知識及び技術を有していること。
>予定役務期間 令和2年1月31日から令和2年2月21日までの間の官の指定する15日
>予定役務場所 防衛装備庁航空装備研究所 191209
防衛装備庁長官官房会計官一般競争等に関する情報提供
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
一般競争入札情報
第234号 入札年月日 令和2年1月17日 先進技術実証機のエンジン部品等の廃棄処分 1件
納期 令和2年3月31日 >納地 防衛装備庁
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/koukoku/koukoku31-234.pdf IHI から可変バイパス ジェットエンジンの特許が出てた。
出願は2014年 公開2015年末 特許2018年
特許6264161 ジェットエンジン
https://www.j-platpat.inpit.go.jp/p0200
、、、、
見てもよくわからないけど、要は簡単な構成でできると言う物らしい。
可変バイパスにしないとインテーク流量はAB使用時の最大スピード時に十分な空気を取り入れられる様に設計してるから、巡航時には過大な空気が流れ込み抵抗となる。
ファンスピードだけで調整しようとしても無駄な抵抗となる。
これを改善する必要があると言うのが最近の可変バイパス開発競争につながってる見たい。 >>362
直リンエラーだが、まあホームに戻って可変バイパスで検索すれば辿り着けるねｗ
なるほど、流れる空気の量を見ながらその度合いをエンジン燃焼量やバイパス開閉に
フィードバック出来るようにしましたって事か 加速している時の空気はファンや圧縮機の周縁部を流れ、
巡航時の空気はファンや圧縮機の軸近くを流れる傾向がある
だから、軸近くの流量を巡航時に制限してやれば
自然にバイパスの方に多く流れるようになる
こんないい加減な解釈をしたｗ >>365
最大推力時に必要なインテーク直径では、巡航推力時に流入空気が過大となり抵抗となる。
（特に巡航時と最大時の差が大きい戦闘機用ではロスは大きい。）
これを緩和するには、
1，バイパス路を設け不要な空気をそちらに流す。
この場合、エンジンは大きく重く複雑になる。
2，タービンの角度を変え排気エネルギーから必要な分だけ圧縮用の回転を確保する。
この場合も、1と同じだが、そもそも実現可能性が低い。
この発明では、角度可変の固定（回転しない）ベーンで排気流を回転させ2の効果を実現する。
俺はこうだと思う。 巡航時にファン～圧縮機の静翼をちょっと抵抗大きめになるように制御するって事か
やっぱり静翼はまだまだ重要だなあ ファンて流量が多くても、少なすぎても機能しなくて、設計時の最適な流量ってのが存在するんだよ。
その適切な流量はファンの回転数を下げると下がってしまうので、
流量を変えずに巡航推力まで推力を落としたい場合、回転数を下げずに推力を下げる必要があるわけ。
この特許ではそれを、ファン一段目の静翼の角度を調節して、ファンの一段目の
働きを意図的に下げることで回転数を下げることなく推力を調節しようとしてるわけ。 簡単とは言え結構難しそうだな。 そしてその効果がどの程度あるのかみてみたいな。
同じインテークサイズで巡航時の燃料消費がどのくらい抑えられるのか。
AB使用時のスピードアップには余り寄与しないのかな？
既にシミュレーションで結果はわかってるんだろうけど、実機を作るまでは伏せておきたいところかな？
可変バイパスの研究検討が今行われてる所だが、この方式と他の方式の比較とかやってるのかな。 XF5で可変バイパスを試験してみようか？って話だけ出たらしいが、
その後で動きは無いなあ
国産ジェットエンジンでのこのような機構に対しては、GEで使っている
可変サイクルという言葉は使わずに可変バイパスと呼ぶ方が良いかな >>370
>可変サイクルという言葉は使わずに
可変サイクルでは、わが国ではもっと進んでいて、予算要求して、かなり昔に試作エンジンに成功しているわけで。
財務省にそれは実施済みではと言われます。 失礼、読み直したら間違ってた。
ガイドベーンがあるのはファンの中で排気は関係なかった。
吸気が過大の時、可変角度のベーンで吸気をファンと同じ回転方向に回転させ、
ベーン以降のファンの空振り率を上げ抵抗を減少させる。
同時に回転した吸気の密度は遠心力で外側が大きくなる。
結果として、流路の形状は同じでも外側のバイパス路への流量の割合が増える。
俺はこうだと思う。（2度目ｗ） >>370 可変バイパスの実現性の検討はIHI が受注して続けてるはずだよ。
それがまとまれば開発試作に入るんだろう。 可動ガイドベーンはファンの中に2ヶ所ある。
二つ目は流れを整流するためらしいが。
排気ノズルには口径を変える可変排気ノズルが付いている。 AB 使用時には開放して流れの抵抗をなくす。 F135みたいにフレームホルダを排除したA/Bは作らないのかなぁ 低圧コンプレッサーの途中にバイパス流を流す、なかなか珍妙な事をして燃費を押さえているようで。
前面面積は変えないで、可変静翼でエンジン内の空気圧を加減して、排気ノズルの面積の加減と合わせて圧力損失を押さえて燃費を改善、と。
…川重とロールスロイスが手を組んで3ステージで似たような機構作ったら面白そうｗ 次期戦闘機のエンジンに採用されそうだなそれは>>376
CMC静翼で可変機構付けて素材の強度が確保できるかは気になるがもしできるならスーパークルーズでの燃費大幅向上とか見込めそう、目的地に素早く到達できるな >>378
＞CMC静翼
あれ？ファンや圧縮機の静翼にCMCを使う計画ってあったっけ？
タービンの静翼だけかと思った
aFJRプロジェクトでは、低圧タービン動翼でもCMCを使えるか検討してるんだな
物凄く気合入ってる いや、要らんだろ、コンプレッサ-段にセラミック複合材なんて。上がって600度くらいでなかった？ >>379
ん？ファンの静翼か？だとすまんな勘違いだわ、エンジン静翼と聞いて早とちりしたらしい コンプレッサーやファンにセラミックス静翼なんて
持て余す >>382
耐熱性FRPとかになるんかねえその辺は
>>354とか見ると ファンは既にCFRP
ジェットエンジン
ケーシング２と、ファン３と、低圧圧縮機４と、高圧圧縮機５と、燃焼器６と、高圧タービン７と、低圧タービン８と、シャフト９と、推力増強装置１０と、可変排気ノズル１１（ノズル）と、制御部１２（制御手段）
https://i.imgur.com/bx9Ma64.jpg
https://i.imgur.com/iK5sBEm.jpg 191224
防衛装備庁長官官房会計官一般競争等に関する情報提供 常設的公示
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
公示第123号 防衛装備庁（地方調達）本庁が行う随意契約への新規参入の申し込み
について（一部改正：１.１２.２３）
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/jozoku31-123.pdf#page=9
> 01-38 戦闘機用エンジンシステムの適応性向上技術に関する性能確認試験のうち
>適応性向上技術に関する検討作業 カ R1.12.23 要件 戦闘機用エンジンシステムの
>研究試作契約での成果を継承し、当該調達に必要となる技術又は設備等を有すること。 そういえばファンやタービンの複合材化はよく聞くがコンプレッサーはあまり聞かないな。 このスレにおられる方々ならば、ケルブロック『ジェットエンジン概論』（東大出版会）を読んでおられる方も少なくないと思いまして質問させて下さい。
このケルブロックの訳本では「比インパルス」という言葉が出てきますが、この言葉は通常「比推力」と言われている言葉と同じ意味なのでしょうか？
（比インパルスの単位は [s] つまり物理次元は [T] (時間)のようなので比推力と同じように思えるのですが）
エンジンに関しては正式に学んだことがなく、この本などで独学しているので用語の常識とか知りません。
御存知の方がいらっしゃいましたらば、お教え頂けると助かります。お手数ですが御教示のほど宜しくお願い致します。 門外漢ですが英語版のwikiにこう書いてありますね。
Specific impulse (usually abbreviated Isp) is a measure of how effectively a rocket uses propellant or a jet engine uses fuel. 燃焼室に弁もついてないんだって
前から送られる気流を自然に圧縮するだけなんだって >>387
ttps://ejje.weblio.jp/content/Specific+Impulse >>386 コンプレッサーの翼は小さいから複合材を使ってもそれほど軽くならないから、コスパで好きなものを使うんじゃないのかな。 低圧コンプレッサー段ならCFRPでも材質的には行けそうな気はするけど、軽量化と量産難易度の狭間で揺れそう。
そういうばらつきが少なくてかつ大量生産が必要なCFRP部品の量産技術は他の様々な分野へのフィードバックが効くから基礎研究位はやっても罰は当たらないかな。 >>388さん、>>390さん、レス有難うございます。
なるほど、やはり比インパルスは比推力と同じ意味なのですね。
これで安心して読み続けられます。
御教示どうも有難うございました。 >>385
この特許がF9で実用できたら、とんでもないことになる。
F119と同じコアで、同等の口径でバイパス比を1.58倍にしたF135は、
ドライ出力で1.1倍、ABで1.226倍の推力となっている。
（ABで向上率が大きいのは、バイパス比が大きければ余剰酸素の比率も高いからだろう）
ジェットエンジンのバイパス比は高いほど高性能だが、最大運用速度と排気速の差で制限される。
同程度のコア排気速でも亜音速の旅客機はバイパス比（10程度）が高くできるが、より運用速度が高いF135は0.57，更に高いF119は0.36だ。
XF9はTITがF119より高いのでコア排気速、バイパス比も高いだろう。
この技術での可変域の範囲は不明だが、F135程度までバイパス比を上げるだけでも推力も燃料効率も大幅に上がる。 >>392
ステルス性能的にはCFRP化した方が向上しそうなので研究してほしいところよな 全部のブレードをCFRPにできるならねー。
エンジン部分のステルス化は結局レーダーブロッカーとインテークの非直線化しかやり用無いと思う。プラズマ噛ましたって、即座に吸い込まれるし。 >>395
> ステルス性能的にはCFRP化した方が向上しそうなので研究してほしいところよな
カーボンファイバー(CF)は導電性だから金属と同じくレーダー波を反射するぞ
グラスファイバーや通常のプラスティックのような絶縁体ならば話は違うが wniの鈴木里奈の脇くっさ
(6 lゝ､●.ﾉ ヽ､●_ノ |!/
| ,.' i､ |}
', ,`ｰ'ﾞ､_ l
＼ ､'､v三ﾂ /
|＼ ´ ｀ , イﾄ､
／ﾊ ` ｀二 二´ ´ / |:::ヽ
／::::/ ', : . . : / |:::::::ﾊヽ
http://twitter.com/ibuki_air
https://twitter.com/5chan_nel (5ch newer account) >>397 完全な導電性があるわけではなく、ある程度電磁波を吸収する性質がある。 平成22年行政事業レビュー公開プロセス
防衛省／6月10日（7）／テストセル計装制御設備のうち制御装置等 資料抜粋
前に貼ったけど ようつべ動画があったので
youtube動画
ttps://youtu.be/D0hnVYtTbE4?t=198
(画像) ttps://image02.seesaawiki.jp/f/h/force_army_2ch/hqD6j7RL98.jpg
そもそもこんなものをなぜつくったかと言いますと、平成元年の頃でござい････
昭和から元年の頃にやっておりました次期支援戦闘機、今のＦ－2の開発時代、
あの時にエンジンをアメリカから輸入して航空機の開発を推し進めようとしたわけ
でございますが、当時、米国議会の介入を受けまして、共同開発ということに
あいなりました。で、エンジンを持っていないがゆえに共同開発をしたわけですが、
共同開発の経費は全て日本側負担となっております。なおかつ、量産にわたるまで、
そのシェアの半分をアメリカに取られるということがありまして、エンジン技術を持つ
ということが、これ、いかに重要であるかということが分かりまして、そのために
将来のエンジン、どういうものをつくっていくにしても、施設をまずつくっていこうと
いうことでこういうものをつくったわけでございます。 ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji02-004.pdf
>令和元年度 XF9-1へのアダプティブサイクル適用に関する技術的検討作業の契約希望者募集要領
やはりF-3用エンジンは可変バイパス化しそうだな 初期版に間に合わんでもエンジン交換してもいいしな
研究を進めるのは良いことだ >>406
2035年に配備開始だから間に合うんでないの、XF5で試験するのが「既存エンジンへの可変サイクル機構の搭載について」だったのでF-3用のエンジンに後付けできるだろし
YF-3には間に合わないだろけど この技術を適用するか決まってもいない
是が非でも配備時に間に合わせる必要もない
そのための段階的な開発 >>408
まあ今までの研究開発考えれば普通に採用されるだろけどな この特許は大きいね。
単純にバイパス路の物理的な形状制御は、先行企業が特許を取得済みだろう。
IHIの吸気を回転させる方式は、吸気過大時の圧縮エネルギーロスも減らせるし、
例えその効果が極小でも、特許が回避できるだけでも素晴らしい。
さらにベーンを逆に振ればステータの役割も果たせる。
IHIは将来ステータを無くしたいらしいし。 >>410
>IHIの吸気を回転させる方式
セロ戦のキャブレターにもベーンが付いてて吸気が渦になって燃料が均一に混ざるので薄い混合気で長時間飛べた >>407
YF-3がいつになるかわからんが、試作機に搭載して性能や信頼性を確かめないと
量産機に搭載しないんじゃないのか？ >>412
ブロック制になるだろそこは
後>>403の納期は今年の3月27日までなので少なくとも装備庁は最初から載せる気満々だぞ エンジンの外径が変わらない変更ならいつでも変更可能だからあまり時期を気にする事はないのでは？
試作機はXF9 、量産機は F9-1 、しばらくしてF13に換装でも良いじゃん。 この可変バイパス版はF13となるのか、それとも13は縁起悪くて
日本ではどうもエンジンを奇数番台にしたいみたいだから
F15となるのか >>415
F11になるのかF9改なのか
そもそもXナンバーが取れたF9は最初から可変バイパス機構搭載エンジンという可能性もあるが F11は高バイパスエンジンに与えられる可能性を示唆する人がいる
JAXAがF7で色々やってるけど、最後はXF9のコアをベースに高バイパスで国産のを作るのでは？と https://blogos.com/article/370429/ の
試験の予定日がちょうど台風が近づいていた日で、その日は朝だと20℃くらいまで下がったんですよ。…“生で15t”が達成できたんです。
ここから、XF9の推力を計算してみた。
8月なので、初めは夜明け前の最低気温が20度と理解したが、8月の大樹町の平均気温データからみて試験時に20度のようだ。
15度=>288.15K、20度=>293.15K で大気密度（酸素量）の率から、
15 *（(0.0034837*8314.32*101325*(288.15/288.15))/ 288.15)/（0.0034837*8314.32*101325*(288.15/293.15)/293.15）= 15.525078624
15.52ｔ以上となる。
わざわざ台風云々と言ったのは、台風で低気圧下でと言いたいのだと思ったｗ
40度なら13ｔくらいしか出ないの記述もあるので
15*（0.0034837*8314.32*101325*(288.15/313.15)/313.15）/ （(0.0034837*8314.32*101325*(288.15/288.15))/ 288.15) = 12.7005835207
なのであっているだろう。
密度の計算式は https://pigeon-poppo.com/standard-atmosphere/#i-5 から。 >>422
現時点でウェット16トン以上あっても不思議でないな
ドライ11トン以上達成も外気温20度で達成したんだろか？もしそうならドライも12トン近く出してても不思議でないかも >>421
その計算式で40度で13トンという記事中の説明から逆算すると15度では15.88トンの出力になる
いずれにしても15.5トン以上は間違い無いだろう >>424
>15.5トン以上は間違い無い
F119相当のエンジンを新世代の技術で作り直したようなエンジンであったわけで、推力性能・燃費・重量・推力重量比で劣るわけがなかったと言う事でしょうね。
次のF-3本番用は、一声F135超え？ >>423
工業製品なんだから勝手に推力上げられないだろう。
試作エンジンで得られた知見で可能という事は言えるかもしれないが、実物つくらないと。 >>426
>工業製品なんだから
標準大気(15℃)より温度上で軽く試運転して、標準大気換算の16トン弱出てます。コアエンジンで公開された試験動画と同じように1850℃まで回せば行きますよ。 >>426 勝手に推力が上がるわけはないが、いくらでも推力を上げる技術要素はあり目前に見えている。
何処まで入れ込むかの違い。 >>428
量産型配備開始が2035年だとしてCMC静翼とCMC燃焼器と可変バイパス機構までは確実かと、CMC動翼は2028年に研究完了予定なのでギリギリ間に合うかな？ロータリーデトネーション燃焼器はCMC動翼と同時期か少し後位かねえ？ >>430
>インタビュー記事は
装備庁も、受注しているメーカーもガチな話しか出さないよ。
受託業務をホラ話風に勝手に広報はできないし、投資家向け説明ではホラ話は厳禁。
投資呼び込む系の会社はホラ話100%。国でも純粋研究系は明るい未来＝話半分だね。 機体が軽くなれば、推力アップと同じ効果があるよね。
マグネシウム構造材に期待 >>432
ミノムシ糸複合炭素繊維だと思うけどなあ、マグネシウム合金より強度もあるし軽いしステルス性能的には有利だしな、炭素繊維の欠点だった粘りがとても向上するようだしなミノムシ糸複合炭素繊維は >>433 素材ってのは強い特徴も持ってるのは多いが、実際に使おうとしたら使えないのが殆ど。
燃えるものは航空機には使えない。 >>434
炭素繊維が飛行機に使えないとかどこの世界の人ですか？ >>433 アホが、炭素繊維って何なのか知らないで物を言うな。C は鉱物だぞ。 B787さんがオロオロしていますわ ｗｗｗ F-2さんは余裕の構えですねｗ
ただ、生物由来の繊維を材料にするのは、果たして航空機で採用できるかどうか。遺伝子組み込みで作った繊維なら性状が安定するから行けるのかな？ >>439
ttps://ipforce.jp/patent-jp-A-2019-44117
こういう感じだな、炭素繊維を纏めるエポキシ樹脂に混ぜる形だそうだ
ミノムシ糸単体だと防弾ベストとかパラシュートとか軍服とかかね？ クモの糸もそうだけど、単体では優れた性状でも、いざ工業レベルになると非常に難しい話は、生き物材料の場合山のようにあって。
木材は例外ですわ、切削加工が効く大きさまで育つので。 生物が作る糸はタンパク質。こんな物複合材として使えるわけが無い。ブヨンブヨン曲がったり、燃えたりするものは構造材になり得ない。
炭素繊維は、ナイロン糸を炭化させて、完全な炭素にした物。
動物性の糸であれ炭化させればただの炭素。元の繊維の性質なんて微塵も残らない。 >>441
まあ工業化とか実際に使ってみると問題が見えてくるという可能性はあるだろな
ただ使い方などから見て有望な技術と素材だと思うけどね>>440は >>442
>>440
>窒素置換雰囲気下では、260℃で1時間処理しても熱による質量損失は10%以下であった。これは、ミノムシ絹糸が260℃以下であれば熱分解の影響をほとんど無視でき、同時に260℃に加熱しても本発明の強化繊維複合材料を製造し得ることを示唆している。 アーレイ・バーク級の装甲にも使われているというケブラーとかどうなの?
化学合成されたものではあるがポリアミドなんだけど モシブチック合金はどうだろう
前見た論文だと酸化被膜の形成方法がまだ確立されてないって感じだけど
従来のニッケル合金より難しいのかしらん >>446 東北大が開発した超モリブデン合金が1400～1600℃に耐えるらしい。
少なくとも1400℃の素材としては有望化だが、数々の特性の解明や実用化までの試験後必要だろうが、比較的実用化は早いだろう。
モリブデンもレアメタル備蓄対象金属だよね。Ni もそうだけど。
やはりSiC CMC の実用化が望まれる。 >>445 あのさ、柔らかければ壊れない、柔らかいと物を支えられない。
そう言う事だよ。 クモの糸がいくら強いと言っても針の太さまで固めても金属の剛性には及ばない。
柔軟性と剛性は相反する。 >>447
2024年までCMC静翼とCMC燃焼器、2028年までCMC動翼の研究開発するようなのでそれらに期待だな ええと航空機の何だっけ? エンジン内部の燃焼室やらブレード? 機体の構造?
どこまでの話をしているんだっけ??
概念レベルでは帝国陸軍の構想した富嶽 その後すべての大型旅客機やそれと構造をほぼ共有する爆撃機/輸送機翼は可撓翼を採用している
機体も特に与圧がある場合粘りがないとすぐに金属披露を来す >>432から>>444まではエンジン以外かエンジンでも温度が低い部分、
>>446から>>449までは高温部だな
>>450
硬いと脆い、粘ると柔らかいと素材は難しいわな 過去のノウハウ、材料体の得やすさ等で金属で良いのがあればそちらでなるべく行こうとはする罠。
CMCは超高温耐性だけど、加工ノウハウはまだまだまるで蓄積が足りていないのでこれから。
M-Vロケットの5号機以降がCMCだった気がしたけど、当時のEADSに10億で作ってもらったような気が。
4号機がグラファイトでノズルのエロ―ジョン起こして高温流量で耐えられる材料を躍起になって探したんだろうけど。 モシブチックについてはプレスリリース読むと開発した東北大の先生自身はタービン動翼への適用を考えてるみたいなんだよね 200117
防衛装備庁長官官房会計官一般競争等に関する情報提供 一般競争入札情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
第256号 入札年月日 令和2年2月14日 先進技術実証機のエンジン部品等の廃棄処分 1件
納期 令和2年3月31日 >納地 防衛装備庁
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/koukoku/koukoku31-256.pdf 200124
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報（その1）
ttps://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
公示第18号 令和元年度 戦闘機用エンジンシステムの性能確認試験のうちエンジン性能確認試験（その４）
のための技術支援（その４）の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji02-018.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちスタータ・ジェネレータ系統について性能、
>機能、構造、運転及び整備に関する知識及び技術を有していること。
>予定役務期間 令和２年３月１０日から令和２年４月２４日までの間の官の指定する２８日間
>予定役務場所 IHI瑞穂工場
公示第17号 同上（その３）の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji02-017.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちファン部について性能、機能、構造、運転
>及び整備に関する知識及び技術を有していること。
>予定役務期間 予定役務場所 同上 防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報（その2）
ttps://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
公示第16号 同上（その２）の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji02-016.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちアフタバーナ部について性能、機能、
>構造、運転及び整備に関する知識及び技術を有していること。
>予定役務期間 予定役務場所 同上
公示第15号 同上 （その１）の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji02-015.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちエンジン及びエンジン試験用支援器材
>について性能、機能、構造、運転及び整備に関する知識及び技術を有していること。
>予定役務期間 予定役務場所 同上
公示第14号 令和元年度 高レイノルズ数風洞試験技術の研究のための技術支援の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji02-014.pdf
>標準模型の性能、機能、構造、組立、分解及び整備に関する知識及び技術を有すること。
>予定役務期間 令和２年３月４日から令和２年３月１７日までの間の官の指定する１０日間
>予定役務場所 防衛装備庁千歳試験場 防衛装備庁 中央調達に関る公告
ttps://www.mod.go.jp/atla/cals_koukoku/index1.html
甲-82 入札年月日 R02.02.05 大型エンジン試験装置（その１） 1式 納期 R05.03.31 航空機部品器材室 調達第１班
ttps://www.mod.go.jp/atla/cals_koukoku/kokok/45-82/announcement20191111161031.pdf
甲-114 中止公告 （甲ー82）
ttps://www.mod.go.jp/atla/cals_koukoku/kokok/45-114/announcement20191216164259.pdf
甲-115 入札年月日 R02.02.05 大型エンジン試験装置（その１） 1式 納期 R05.03.31 航空機部品器材室 調達第１班
ttps://www.mod.go.jp/atla/cals_koukoku/kokok/45-115/announcement20191216164408.pdf
>納地 防衛装備庁千歳試験場 今更軍研でB-52のリエンジンの事を見たんだけど、BR725で決まりじゃなくてGEパスポートも含めて検討中、なんだね。
個人的にはパスポートを搭載したB-52という21世紀の今のところの粋を60年の機体の載せる、最早ロマンを期待したいけど、
大きさ等が似通っているBR725で行くんだろうなー。PW1217は流石にネタ臭が…いくらPWだからって無茶すんなｗ せっかくだし既存の8個のエンジンを全部GE90に取り替えればよろしい >>459
B-52って年間何時間飛んでるんだろうなあ
月に3時間位だとすると飛行時間の制限よりもジュラルミンの経年劣化が原因で終了しそう 外皮を替えたり一部の骨を替えたり、はしているそうな＞B-52 翼の交換は有名な事象だしね。
…でも60年選手だけど。作った人間もまさかまさか、だよなホント。
>461 ちぎれちゃうよ… 翼ｗ
そもそも散々言われていたCF6-80換装すら空力的な影響が、とかが理由で止めになったらしいし。 テセウスの船というドラマをやっている
それでテセウスの船をwikipediaで調べると
https://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%83%86%E3%82%BB%E3%82%A6%E3%82%B9%E3%81%AE%E8%88%B9
＞ある物体（オブジェクト）の全ての構成要素（部品）が置き換えられたとき、
基本的に同じであると言える（同一性＝アイデンティティ）のか、という問題である。
＞テセウスがアテネの若者と共に（クレタ島から）帰還した船には30本の櫂があり、アテネの人々は
これをファレロンのデメトリウス[1] の時代にも保存していた。このため、朽ちた木材は徐々に
新たな木材に置き換えられていき、論理的な問題から哲学者らにとって恰好の議論の的となった。
すなわち、ある者はその船はもはや同じものとは言えないとし、別の者はまだ同じものだと主張したのである。
＞「おじいさんの古い斧（Grandfather's old axe）」とは、本来の部分がほとんど残っていないことを
意味する英語での口語表現である。すなわち、
「刃の部分は3回交換され、柄は4回交換されているが、同じ古い斧である。」
この成句は冗談として、明らかに新しい斧を掲げて「これはジョージ・ワシントンの使った斧で…」などと使われる。
おっ
これは航空機の部品保守の問題に関係しそうだな
イランのF-14Aは一体現時点で元の部品がどれだけ残ってるんだろう？なんて言う人もいるね >>465
人間の体の細胞は数年で全て入れ替わるのでイランのイランのF-14Aを認めないならオマエも同一人物ではいられないという事になる >>467
> 人間の体の細胞は数年で全て入れ替わるのでイランのイランのF-14Aを認めないならオマエも同一人物ではいられないという事になる
細胞は入れ替わらない、神経細胞は成人以降は基本的に殆ど増殖しない
ある神経細胞が死んでも代わりの神経細胞で置き換わることはない
細胞が入れ替わるのではなく、細胞を構成する分子が入れ替わるんだ
少しは勉強して正しく言葉を使え >>468
中途半端な知識を広めるのは良くない
増殖する細胞と増殖しない細胞があるし、細胞のターンオーバー周期は大事
そもそも部屋にたまるハウスダストの大半は剥がれ落ちた表皮細胞 >>469
表皮細胞は置き換わっても神経細胞は置き換わらないんだよ
>>467は全ての細胞が置き換わると主張しているからその否定に置き換わらない細胞の例として神経細胞を挙げたのだ
確かに「細胞は入れ替わらない」という表現は正確でなく「細胞は入れ替わるとは限らない」と書くべきだったね
いずれにしても確実に置き換わるのは細胞でなく分子あるいは原子のレベルだ
それは例えば身体に取り込まれた放射性の水分子に含まれているトリチウムが１～２週間程度の半減期で失われて行くことでも明らか
即ち、そのことは放射性の水分子のトリチウムが身体の中の分子の合成反応に使われて生体分子に取り込まれても
その生体分子は生物が死ぬまで恒久的なものでなく分子の種類などによって決まる一定のペースで分解されて行くことを示している >>470
「神経細胞は一生増えない」という定説は、最近では否定されつつあるんじゃなかったか。
「年をとったら脳細胞は死滅していくだけ」と言われてたが、高齢者でも学習を重ねていくと
脳細胞が増えていくという発表があった。
高齢になっても脳神経細胞は増え続ける
2018年5月6日
https://mainichi.jp/premier/health/articles/20180502/med/00m/010/023000c >>471
元の468に「全く」ではなくて「殆ど」と書いてあるだろ
少なくとも神経細胞が極めて増殖しにくいのは確か
それと学習だけでなく頭を使うことによって脳の機能が回復する上で大きいのは
神経細胞の増殖でなくシナプスが伸びて他の神経細胞とのリンクが増えることによる効果、
つまり神経細胞のネットワークのノードが失われることをエッジを増やすことでカバーする効果だ
これによって失われたノードつまり神経細胞が担っていた機能をかなり補える
それと脳のある部位全体が失われた場合には損傷部位が果たしていた機能を他の部位で代替するという脳機能の可塑性による効果も
脳の機能回復の上では極めて大きい
成年後の神経細胞の増殖は皆無ではないが体細胞（増殖が当たり前の体細胞としては例えば469が指摘する表皮細胞や肝臓の細胞）のように
一般的と言えるレベルじゃなくあくまでも例外的なもの つか神経細胞がそこまで増殖活性があるなら半身不随だのの脊髄損傷は相当なレベルまで治療可能になるんだがな。
トカゲの仕組みで研究している気はする。
なお、どうしてもスレチにしたくないなら、神経細胞のしくみを航空機エンジン制御にどうやったら生かせるか、とか捻出するように。 ｗ >>473
神経直結型コクピットでエンジンスロットル制御を考えただけで行えるようにするとか？ >>474追記
神経ならばむしろ考えないで反射レベルで機体操作を可能にしてエンジン制御もそれに連結する形だな 脊髄反射でミサイル発射とかw
畜生、隊長機め！
あ、なんか出ちゃった。出ちゃいけない白い何かが出ちゃった。 エスコンならネタ出そうなモンだが、息子はやってるけど漏れはやってないので何も出せない＞神経直結制御ネタ ｗ >>476
マクロスプラスのここでダウンフォースを発生させたら幸せかな？って妄想したら
機体が実践したやつとか >>474
ぼーっとしてるとエンジン止まったりする。
人間って頭の中で考えてる事は坐禅の修行した人でない限り色んな雑念だらけでコマンドには使えないだろう >>479
そして、チコちゃんに叱られる。
「ボーっと生きてんじゃねぇよ！」
>>473
今までは神経細胞を活性化させる手段が見つからなかったので、
神経細胞は再生しない、という概念が形成されていったということかな。
骨髄損傷で麻痺”iPS細胞”で初の治療へ
http://www.news24.jp/articles/2019/02/18/07417420.html iPS細胞と神経細胞は別の話
しかしやっと骨髄損傷の治験か
10年前同じグループがすでにマーモセット使って動物実験やってたけど、やはり安全性の確認に時間がかかるのか マーモセットが実験動物になるって忘れてた
マーモットと読み間違え、そう言えばマーモットに似てるからモルモットって名前になったんだっけ～？
とか頭の中で色々混乱したｗ 200213
防衛装備庁長官官房会計官一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
公示第8号 提出期限 令和2年2月26日 令和２年度戦闘機用エンジンシステムの適応性向上技術
に関する性能確認試験のうちエンジン等撤去作業の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji02-008.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうち戦闘機用エンジンシステムのうち
>ＸＦ９－１及びエンジン試験用支援器材の性能・機能・構造に関する専門的知識
>並びに設計・製造に関する知識及び技術を有していること。
>納期 令和2年5月29日 納地 防衛装備庁航空装備研究所
公示第7号 提出期限 令和2年2月26日 令和２年度観測ヘリコプター（ＯＨ－１）搭載エンジン
（ＴＳ１－Ｍ－１０Ａ）の振動応答計測試験に係る準備作業の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji02-007.pdf
>観測ヘリコプター（ＯＨ－１）搭載エンジン（ＴＳ１－Ｍ－１０Ａ）の設計・性能・機能・構造
>に関する専門的知識を有していること。
>納期 令和3年11月30日 納地 契約相手方工場
防衛装備庁千歳試験場一般競争等に関する情報提供 一般競争入札情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/ippan.html
第32号 入札年月日 令和2年3月10日 遮断弁ガスケット及び配管等交換作業 1件
納期 令和2年3月27日 > 納地 防衛装備庁千歳試験場
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/koukoku/koukoku31-032.pdf >>484
OH-1というかTS-1はまだ試験するのか、エンジントラブルは改善したと思ったが >>485
>TS-1はまだ試験するのか
失敗プロジェクトだけれど、どうすれば改善できたか、まではやらないとね。 >>485
根本的な改善は出来てない。
誤魔化しながらだ。
これ以上直す気があるのか
それとも千馬力エンジンの為の
調査目的なのか。
あれも同じ問題持ってるだろうし。 最終的に性能低下を許容した対策を取ったのだから問題ない >>488
と思ってたんだが試験すると言うことは改善した形状で試験してみるってことなんかね 一度、評価して合格としたものが後になって問題が出たと言う事は
評価方法にも問題があったと言う事
不具合対策としては問題なくても、何故、最初の評価時点で洗い出せなかったかの検証、研究、対策は必要 >>491
MRJはうまく行ってるぞｗ
違うと言いたいなら、新規参入でMRJ以上にすんなり開発できた旅客機を上げてみろ。
新規参入自体が至難なんだよｗ
エンブラエルなんか既存の機体のエンジン換装とウィングレット追加で1年以上遅延してるぞ。
トップメーカーでも、
ボーイングも三菱が主翼を開発した機体はうまく行ってるが、三菱が開発に関わらない時は機体の改良だけで欠陥機になって墜落してる。
エアバスは毛色の変わったA400Mでは、墜落、重量オーバーで要求性能未達の欠陥機だ。
エンジン改修費だけで6000億円だよｗ
MRJ（MSJかｗ）は同クラスで燃料効率30%向上を実現し、同クラスライバル社を2社とも身売りに追い込んでる。
順調に開発できる会社自体存在しない分野で、新規参入で遅延なしに開発できるわけがない。
まともな人は最初から開発遅延すると思ってるし、性能も達成できないと見ていただろう。
だが、燃料効率は目標値を超えた。
ちなみにGTFエンジンの寄与率より機体の寄与率が大きい。
知識のある人から見れば大成功だ。
これが三菱の開発に起因するキャンセルが出ていない理由だ。 ボーイングも737maxが恐らく今後売る事出来ない、割と追い込まれた状況ではあるけど、
流石にMSJはそこまで擁護は出来んな。開発体制の見込みが甘かったのは事実なので。
その後いろんな状況が追加されて余計に大変な事になったのも事実ではあり、結果、火中の栗拾いで立て続けに爆破を喰らった状況ではある。
だから、ボーイングに737後継機をワーキングシェア30%くらいでやりませんか、と話に行ったら良いんだよ、三菱重工は。 >>494
大量キャンセルが相次いでもはや採算取れないのが確定したけど一応短期間だけ運行するのは確かだよね（笑）
恐らく最初の50機位で受注無しで製造打ち切り。大赤字のまま終了 MRJは実機を作って飛ばすところまでは順調だったが耐空証明のためのFAAの審査で完全に躓いたね
というよりも、FAAは満たすべき基準やそれを達成するための方法などを一切明かさず明確にしていないのが躓きの本当の原因だ
別スレで他の人が書いていたことだが
外国勢を自在に排除しアメリカの航空機メーカを保護するためにFAAは非常に大きな裁量権を握って罠を張っていると理解すれば良い
言い換えればFAAとボーイングなどアメリカの航空機メーカあるいはアメリカ資本が大きく食い込んでいる海外メーカとの間には
明文化されていない暗黙の審査基準や審査マニュアルが共有されていると考えれば良い
（FAAに限らずアメリカで許認可権を握る各種の政府機関は共通して外国勢排除のために基準を明確にはせず大きな裁量権を握っている）
そして三菱重工は当然ながらそんな暗黙の審査マニュアルを共有させてもらえていないから
見事にその罠にはまって泥沼に首まで浸かってしまって既に５千億円を無駄遣いさせられたというわけだ
要するにMRJにダメ出しし続けているFAAが言おうとしていることは
「ジャップが旅客機を作ろうなんて百年早いわ、お前らイエローモンキーは俺達の旅客機を黙って金出して買ってりゃ良いんだよ」ということだ それなら理屈上はMRJは既に路線運用に漕ぎつけることができていたと思うが
国内で捌ける機数だけでは投資した開発費を回収できないだろうな
ただその場合の最大の問題は我が国の国土交通省の役人どもがFAAを無視して独自審査で耐空証明を与える度胸があるかどうかだな >>495
MHI起因のキャンセルはない。
反論したいなら相次いだキャンセル例を具体的に上げてみろｗ
開発遅延を詰りたいなら、MRJ以上に順調に開発できたジェット旅客機の例をあげてみたらｗ >>496
マスコミ報道の5千億は三菱航空機の資本投入の総額の数字だよ。
土地、工場、製造、試験設備、開発用スパコン、EWS、ソフトウェア、その他固定費も含まれている。
開発費ではなく別に償却すべきもの。 >>496
> 「ジャップが旅客機を作ろうなんて百年早いわ、お前らイエローモンキーは俺達の旅客機を黙って金出して買ってりゃ良いんだよ」ということだ
これが成功すると考えていたなら、エンブラエルもボンバルディアもMRJの競合部門を売却するわけない。 >>501
エンブラエルやボンバルディアだってFAAつまりアメリカにとってはアメリカ最後の旅客機メーカのボーイングを守る上で潰すべき相手だろ
逆に言えば、これら２社が自分たちもMRJ同様に潰されると思えば、彼らのMRJ競合部門がアメリカによって潰されない前に
高く売れる間にさっさと売り払ってしまおうと考えるのが両社にとっては経済合理的な判断だ
要するに両社はFAAによるMRJ潰しを見て明日は我が身とばかりに各々のMRJ競合部門をさっさと売り払ったと理解すれば良い
この推論は、ボンバルディアの買い手がボーイングだということで正しさが証明されている
エアバスはGDPの額だけならアメリカ一国を上回るヨーロッパ連合が後ろ盾だから
さすがのアメリカと言えどもFAAによる嫌がらせで小さいうちに潰すのは不可能だったが
（そして今や逆にボーイングが737MAXなどのオウンゴールで窮地に追い込まれているわけだが） > ボンバルディアの買い手がボーイング
まあ少し落ち着け FAAの頼りなさはB787のイオンバッテリーで証明されてるだろう。 単発無人機の話が出て来たか
F-3に随伴して飛行し、目標空域で「適当な範囲を」飛行し
有人機から指示があれば投下用兵器をリリースし、ある時は目標まで誘導する、
ある時はその兵器が自律して目標まで飛んでいくためのデータを渡してリリースし、
即立ち去る
母機の有人機が帰る時に、まあ一緒に帰る
場合によってはしんがりを勤め、犠牲になる事もあるか
そんな目的で使われる飛行機なら、超音速性能もある程度いるが
それ以上に航続距離や滞空時間も必要になるなあ
バイパス比1:3くらいのエンジンが欲しいかもと思うが、これだと超音速軍用機に必要な
加速性を十分に発揮できないよなあ
1:3.4くらいまで、超音速機用エンジンとして使えるのではって話になっているが
これは太平洋を横断するような旅客機の場合だ
やっぱり、F110初期型程度のバイパス比1:0.85程度に抑えないとダメかなあ
もちろん日本で超音速機用エンジンで十分なサイズのものといったら
XF9しかないのだから、その流用品って事になるだろうが
わざわざ無人機のためにバイパス比まで変えた新型のXF9-20？を作る必要は無いよなあ >>507
可変バイパス機構付けた推力5トン位の双発になるんじゃね、XF5位のサイズで
単発だと機体をよほど小型化して空母から飛ばすとかになりそうだし
次期戦闘機用エンジンの単発というのもあるかもしれんけど値段高くなりそうだしなあ
そう考えると練習機と共用でF3後継エンジンに可変バイパス機構を後付けする形になるかと 10t単発だと、XF9のABを無くせば簡単に達成できるというか
ドライ推力でも最大限まで出さなくてもいい程度だな
だがバイパス比の少ないエンジンとなり、行動半径が期待できない
いっそ、現状のバイパス比1:0.4くらいのXF5ベースで、タービン直前温度1800℃に改良して
バイパス比が1:0.5～1:1.3くらいまで変わるバージョンが作れたら
今のXF5-1がドライ推力3.3tだろうから、高温化、やや高バイパス化などでドライ推力4.2tまで増えるか
その双発と
あるいは、F101エンジンと同じバイパス比1:2まで認めても良いかもな
これだとドライ推力5t以上まで行く
単発の方が整備コストは抑えられるなあ
上のようなバイパス比弄りをやると、タービンへの負荷も変わるからタービン形状も変えなければならない
決して開発コストは安くない IHIがF3エンジン（T-4に載っている方）の後継機導入の話を経営計画に書いているし、載せる機体の目星くらいはあるのだろう。
多分戦術無人機と新練習機 >>511
F3後継エンジンはどれ位の推力になるんかねえ、F3のサイズ据え置きでXF5位の推力なのかサイズをXF5位にしてより高推力にするのか >>502
違うよ。
エアバスとボーイングは競合関係にあり、エンブラエルとボンバルディアも競合するが、
エンブラエルとボンバルディアはその他の大型機メーカーとは競合しない。
また、エンブラエルとボンバルディアは小型機市場を2社で独占状態にあったので、相手が降りれば自社で独占できる。
2社とも撤退する理由は燃料効率が30％も優れたMRJの登場以外にない。
エンブラエルもエンジンをGTFに換装した機体を開発しているが、燃料効率の改善は15％程度で機体の寄与率はほぼない。 >>502
日本以外の国はMRJを潰したいだろうが、出来ることは限られる。
スコープクローズ緩和を遅らせるとか、型式承認での嫌がらせとか、MHIに法廷闘争を仕掛けるとか、
マスコミや某掲示板を使ったバッシングくらいだよ。
仮に直接競合する会社が特定３カ国なら、造船のように工場が火事になるかも知れないがｗ
元々は、MRJは日本で認証試験は日本で行う予定で、認証機関は作ったが能力がなく米国での試験に変更になった。
予定性能以上を達成したので、MHIとしては粛々と認証作業すればいい。
幸い、MRJの開発期間を通じてMHIは連結で1000億程度の経常利益を出しているし、
米原発事故を巡る７０００億の損害賠償請求も１４０億で決着した。
当たり前だが、次の機体の開発コストは劇的に下がる。 >>513
ボンバルディアもエンブラエルも大きいサイズではB737クラスになるので競合する機種もある。 >>515
>>515
> ボンバルディアもエンブラエルも大きいサイズではB737クラスになるので競合する機種もある。
ありがとう。
では、ほぼ競合しないと訂正しよう。
ほぼ競合しないエンブラエルが、今までは普通に型式証明も取っていたのにボーイング潰されると考えて旅客機部門から撤退したと主張したいのか？
わざわざ競合するように機体規模を拡大してまで競合し、その結果として嫌がらせを恐れて部門ごと売却したと考えているのか？ >>516
さぁそこまでは？
ただボンバルディアなんかはボーイングとの衝突の余波でカナダ軍がスパホの採用を辞めるようなことまで起きてるからね。
競合しないんだ関係無いんだという分析は間違ってるという指摘だよ。 ボーイングが737の後継小型旅客機を開発するとしたら協力するとこは三菱をはじめとした日本勢
日本勢は日本勢でボーイングとの協力関係は不可欠だから正面衝突にはなりにくいだろう
お互いにテキトーなところで妥協と協力する体制になる確率の方が高いだろ
すぐに生産中止にはならんだろうが737シリーズは最新型の2度の大惨事で今後の発展型展開は政治的にも困難 200218
防衛装備庁長官官房会計官一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
公示第10号 令和2年3月5日 令和２年度観測ヘリコプター（ＯＨ－１）搭載エンジン（ＴＳ１－Ｍ－１０Ａ）
の長時間耐久試験に係るエンジン改修・準備作業の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji02-010.pdf
>観測ヘリコプター（ＯＨ－１）搭載エンジン（ＴＳ１－Ｍ－１０Ａ）
>の設計・性能・機能・構造に関する専門的知識を有していること.
>納期 令和4年4月28日 納地 契約相手方工場 TS1も改良か
だがこれは小さいし性能アップには本当に高度な技術が要りそうだ >>521
トラブル改善してからそれを反映したTS-2に換装なんでないの、ついでにUH-2も換装してくれると良いんだが（尚トラブルは考えないものとする） >>517
>>517
> 競合しないんだ関係無いんだという分析は間違ってるという指摘だよ。
ごく一部競合するのは承知しました。
その上で、俺の主張は変わらないということだ。
> ほぼ競合しないエンブラエルが、今までは普通に型式証明も取っていたのにボーイング潰されると考えて旅客機部門から撤退したと主張したいのか？
> わざわざ競合するように機体規模を拡大してまで競合し、その結果として嫌がらせを恐れて部門ごと売却したと考えているのか？
これに「さあそこまでは？」としか返答しないのは、
キャンセル多発と嘘を書いて、例を挙げられなかったら返答しない人とあまり変わらないのでは？ >>517
嘘云々ではなく、返答しないという意味でね。 >>523
初歩的な間違いを指摘したら解答まで出せとか図々し過ぎるだろ。 >>525
キャンセル多発という明らかな嘘を否定するために書いている。
誤解を生むような中途半端な答え方はやめて欲しいということだ。
解答は俺が書いている。
同意できないなら反論すればいいと言っている。 >>526
他人が書いたウソなんぞ俺にとってはどうでもいいわ。
何をそんなに必死になって噛みついてるのか知らないが、間違いを指摘されるのがそんなに嫌なら一から十まで全部間違いが無いか確認してから書けよ。 >>527
君は誰だｗ
君には聞いてないと思うが？
別に間違いを指摘されるのは嫌ではない。
論点を整理しているだけだよ。 >>527
どうでも良ければレスしなければいい。
同意できないなら具体的に反論してくれと言っている。 >>516
>ほぼ競合しないと訂正しよう。
ボンバルディアやエンブラエルがCシリーズやE2で大型化し始めたのに
脅威を感じたんじゃないかな。そもそもB737、A320とCRJ、ERJ、MRJ
では全長殆ど同じだし。技術的にはアルミパネルの幅を3割程拡げて
主翼を5割程大きくするだけだろ。 >>530
>全長殆ど同じ
結局、胴回りというか、キャビンの室内幅でクラスが決まるよね。
長さはチョチョイと変更している。 >>531
長さで燃費が随分変わるからね。顧客が要求するピッタリの座席数にするには長さで調整 だいたい、ボンバルディア開発のCSeriesは最初売れなくてカナダ政府から補助金更に引き出したし、
結局エアバスが実質引き取ったのに何今更言っているんだか。
エンブラエルもどうなるんだか。737MAXはE195と被りそうで被らないからいい補完関係になると思ったら、あの体たらくだし。
で、三菱は次はM1.2～1.6位を狙った超音速の100人乗りの機種を狙うと良いと思うのですが、どんなエンジンが良いですかね。ｗ
…まだ次期P-Xが超音速離脱が必要になるから、アフターバーナーなしで排気速度を確保するために、てした方が良いか。ｗｗ >>522
oh-1好きだから、生き残ってほしい。 >>530
> ボンバルディアやエンブラエルがCシリーズやE2で大型化し始めたのに
> 脅威を感じたんじゃないかな。そ
ボーイングが驚異を感じて、エンブラエルが身売りするのはおかしいのでは？
反撃が怖いなら元のサイズの機体の商売だけをすればいい。
Cシリーズはエアバスの傘下に入ったので、その他はA,B ２社と競合しないが、その部門も売却している。
そもそも競合機種の方が圧倒的に少なく、自分から競合するサイズに進出し、
その結果、型式証明の嫌がらせが怖いから部門全体を売却するわけがない。
すでに型式証明を取ったE2の販売権を譲渡すれば競合はなくなるが、部門ごと売却している。 >>533
MHIグループとしては、次はM3クラスの戦闘機だろうな。
実際の開発者はMRJと同じでしょうから、
新機軸の旅客機はその目処がついた後だろうね。 >>533
JAXAが2025年までに試験機作るって話だったな超音速巡航旅客機は
川崎のミサイル用エンジンで試験機は作るんでなかったかな >>535
>ボーイングが驚異を感じて、エンブラエルが身売りするのはおかしいのでは？
確かエンブラエルは前年赤字に転落していた様な？
上位企業が下位改企業を買収するのは典型的な汚いやり方だと思う。
20数年前マクドネル・ダグラスと合併したボーイングにエアバスは文句を言っていたな。
今はエアバスも同じ様な事をやっている。MD機が今どうなっているかを見れば解る筈。 ボーイングもエンブラエルもボンバルディアも
ミトハンのIHIやトサハンの三菱重工業や
カガハンの川崎重工業や牙城ハママツの
本田技研工業のような航空エンジン製造企業
ですら無い旅客機ドンガラ組み立て屋だしなぁ。 猪木ボンバルディア
ああブラジルはエンブラエルだったか グラマンロールスロイスWR21みたいな中間冷却器と排熱再生装置を付加した
低燃費ガスタービンが普及しないのは、特許でがんじがらめだからのか
駆動するガスタービン数を調整して巡航では1基のみ、高速航行では全4基と言うように
なるべく常用回転数に近い出力で回せば
複雑なギミックを使用しないでも部分付加で使用しなくて済む
と言うことなのかいな？ 対空あるいは対艦ミサイルの場合、固体燃料ラムジェットにすると酸化剤を最小限にして
なおかつ部品数の多い小型使い捨てジェットエンジンを搭載しなくてもダクト内に
外気をラム圧で導入して固定ノズルで燃料リッチな固体燃料燃焼ガスを混合して燃焼ガスを
噴出するのが超音速ミサイルの動力として効率的なように見えます。
後ろにブースト固体ロケットと前に固体燃料ラムジェットを備えたミサイルは実用化されてるのでしょうか。
単純な固体燃料ロケットと比較してどれくらい射程は伸びるのでしょうか
ASM1を固体ロケットの例として想定しています。 ドローンだけどGQM-163
今はインテグラル式(IRR)が主流だから別体ブースタはこれ位か？ >>542
たぶん、システムが複雑になる割に効果が小さいからだと思う。
ガスタービンで理想的なサイクルは中間冷却再生再熱サイクルで、
これを突き詰めればカルノー効率が得られるエリクソンサイクルとなるが、
実際にこれを実装しようとすると、低圧力比の再生サイクルを複数並べるのと
変わらず、中間冷却や再熱は意味を持たない。
じゃぁ低圧力比再生サイクルがなぜないのかというと正直分からないが、
効率はいいがガスタービンの最大の魅力である出力密度小さくなってしまうからじゃないかな。
シンプルサイクルのガスタービンって結構よくできてて構造が簡単な割に、
圧力比を高めることで、効率も出力密度も高められ余計なことをするより高性能化しやすいんだと思う。 発電施設だとガスタービン排熱は蒸気タービン駆動用の蒸気発生機に導いてエネルギー回収してるし
その方が効率的なんだろうなあ >>546
陸上施設のだと、ガスタービン本体よりも蒸気発生装置回りの方が大型でなかったか？
まあ、吸排気系とかだって本体よりもはるかに大型になるもんだけどさ
あと、艦船だと急加減速するし、極地から熱帯まで行動する必要が有る。実際45型は北大西洋使用で中東に乗り込んでオーバーヒートした 統合ガスタービン発電で艦内の推進力も装備の給電もまかなうわけだから
部分付加でガスタービンを回さないように
単純な航空ファンジェットコアなガスタービンを複数装備した各々に発電機繋げて運転数するガスタービンの数を変えれば済む気はするわな
水上艦でもリチウム電池を積んでおけばダッシュ時は蓄電で電力供給するなら最大連続出力を下げてもよくね？
最大速度なんて実戦でも数時間ぐらいしか出さんだろ？ >>548
何時間もブーストするだけの電池積むくらいなら、ガスタービンの数や出力で調整した方が軽く小さく出来そうだが >>542
エイブラムス戦車のAGT1500は排熱再生器が付いてるよ 200305
防衛装備庁中央調達に係る公告
ttps://www.mod.go.jp/atla/cals_koukoku/index1.html
航部-1 R02.05.13 観測ヘリコプター（ＯＨ－１）搭載エンジン（ＴＳ１－Ｍ－１０Ａ）
の振動応力試験用器材
航部-2 R02.05.13 観測ヘリコプター（ＯＨ－１）搭載エンジン（ＴＳ１－Ｍ－１０Ａ）
の高圧タービン静翼等（その２） 使ってもらえるといいねw
次期戦闘機、日米で共同開発 英国は技術協力のみ
2020年3月6日 2:00 ［有料会員限定記事］
政府は航空自衛隊が2030年代半ばに導入する「次期戦闘機」の開発に関し、日米共同で取り組む方向で調整に入った。
共同開発でも「日本主導」の方針を維持するため、日本が開発費の大半を負担する。
これにより基幹部分を開発し、将来的に機体を自由に改修できる優位性を保つ。同時期に新型戦闘機の計画を持つ英国との関係は技術協力にとどめる。
年内に正式決定する。
次期戦闘機は30年代に退役する「F2」戦闘機の後継機と…
https://www.nikkei.com/article/DGXMZO56436030V00C20A3PP8000/ 記事読んでないの？まぁ読んでないからそんな感想なんだろうけど 極超音速旅客機 機体搭載形態でのエンジン燃焼実験に成功
ttp://www.aero.jaxa.jp/research/frontier/hst/news200306.html
こっちは水素でやってんだな aFJRエンジンは省エネルギー効率と大気汚染環境対策のためケロシン燃料の不完全燃焼ガスに
液体水素LHを添加して希薄予混合で二段燃焼器アフターバーナーで完全燃焼させる仕組みだね。
1943年12月には推力0.51kN級のネ0ラムジェットエンジンをキ48に懸架して試験飛行を繰り返したが
特性として水平爆撃速度域400km/h以上からでないと使い物にならなかったわけだが風洞模擬環境で
マッハ4の4900km/h飛行を想定した動作確認が枯れた技術の追試が成功したのか。 マッハ4なんてすごい
そんなにスピード出したら長持ちしないんでしょ 両方に事情通が居るとも思えんから発信した日本人が誰かで信頼性が変わるな
UK still in the game for Japan fighter partnership
12 March 2020 FlightGlobal
ttp://www.flightglobal.com/fixed-wing/uk-still-in-the-game-for-japan-fighter-partnership/137210.article >>560
次期戦闘機開発関係でソースは日経とか日経読んで経済を語るようなもんだろ ＞According the Nikkei report, the UK offer would give Tokyo more options to update the aircraft ? tentatively designated F-3 ?
as needed, and that this freedom has been an issue with the F-2, which is based on the Lockheed Martin F-16. As such, the report added that Tokyo will also foot most of the bill for research and development for the project.
この辺りかな >>560
>>561
日経云々関係なく、ATLAはJane'sに対して英米に限って共同開発の交渉をしていることを認めたのか >>562
すまんな>>554だったわ
>>560
途中の文章で既に関係ないF-22だのYF-23だの出てきてるとこから見て共同開発でないと作れないと思ってるんでないの、向こうもメーカー御用聞きみたいな記者多いからな >>564
F-3スレでもいってたが改修の自由と調達確保した上での国際協力は別に否定してないからな ＞「我々は、国際協力の可能性を備えた日本主導の開発プロジェクトを立ち上げる」とATLAの広報担当者は述べた。
＞「日本国防省は、相互運用性、費用対効果、および技術的信頼性を確保する観点から、米国および英国と協議中です。これらの2国との協力の可能性を探っています。」
協力を共同開発と呼びたいならね 日経記事の意味はF-35AとF-35Bの相手方事由による契約解除の示唆ってこと？ >>567
共同開発と呼びたいんじゃね？
協力をあえてそう呼んでまた技術力が無いから共同開発になったという論調にどうしても持っていきたいんだろう 海外でもYF-23スキーって居るんだなｗ 私も大好きだがｗ 防衛省の次期戦闘機関連資料に「共同開発」という文言が入っているならともかく、
中期防でわざわざ「国際協力を視野に、わが国主導の開発に早期に着手する」と明記されている。
別に防衛省が防衛装備開発に対して「共同開発」を否定しているわけではない。
SM-3はじめ、「共同開発」と称している装備はいくつもある。（20例くらいあったか）
しかし、次期戦闘機に関して防衛省は「共同開発」という言葉を使っていない。
その意味や意図を読み解いて読者に説明するのが、新聞記者の役割ではないのか、と思う。
記者の判断で安易に言葉をすり替えるような報道はよろしくない。 戦後すぐの英国労働党政権がソ連に当時最先端のジェットエンジンダーウェントを供与し、
ロールスロイスのエンジン工場をソ連人に見学させて靴底で金属屑を回収して分析されたことで、
ソ連のジェットエンジン技術が大きく進歩して、朝鮮戦争でのmig-15ショック等で、ソ連の軍用機が西側の重大な脅威になる大きな原因になったね。
日本でも工作員のような半日政治家が中韓にxf9-1エンジン技術を供与するとか言い出さないだろうか。 200319
防衛装備庁千歳試験場 一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/ippan.html
公示第4号 令和２年度 １２段動翼他３品目の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji02-004.pdf
※次期戦闘機関連かは不明
について幾つか議論が
870
>868
XF9の圧縮機って6段だな
12段も無いねえ
じゃあ12段もあるのって何だろう？
F7もファン1段、圧縮機10段(低圧2段、高圧8段)だな
CF6は低圧3段、高圧14段とかだ
GE90で低圧3段高圧10段
GEｎXでも高圧10段だなあ
874
>870
もしかしてこれがモサ氏が言ってた爆撃機用のエンジンか？
876
>870
遷音速風洞のファンじゃないよなぁ
超音速風洞は基本が真空吸い込み式だし 890
>高圧空気供給
>圧縮機は1基のspey ガスタービンによって駆動されます
ttps://www.mod.go.jp/atla/img/chitose/chitose_twt.pdf
>ロールス・ロイススペイ
>12段HP
https://en.m.wikipedia.org/wiki/Rolls-Royce_Spey
結局三音速風洞の圧縮機だったとの事 200325
防衛装備庁千歳試験場 一般競争等に関する情報提供 一般競争入札情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/ippan.html
第8号 入札年月日 令和2年4月24日 エンジン高空性能試験装置
の第一種圧力容器の点検整備 1件 納期 令和2年5月29日 > 納地 防衛装備庁千歳試験場
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/koukoku/koukoku02-008.pdf 200401
防衛装備庁長官官房会計官一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
公示第27号 提出期限 令和2年4月17日 令和２年度戦闘機用エンジンシステムの
適応性向上技術に関する性能確認試験のうち戦闘機用エンジンの分解検査の
契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji02-027.pdf
>戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうち戦闘機用エンジンシステムのうち
>ＸＦ９－１及びエンジン試験用支援器材の性能・機能・構造に関する専門的知識
>並びに設計・製造に関する知識及び技術を有していること。
>納期 令和2年11月30日 納地 防衛装備庁航空装備研究所 >>581
>ジェットエンジン後方に搭載可能なエンジン内蔵型電動機
RRのテンペスト用はコア部に発電機でしたよね。
IHIのは民間機用なので、ABのある戦闘機用には使えないのか >>581
> 本稿においては，電動機（Electric Motor）だけでなく発電機（Generator）の意味も含んでおり，
> 航空機に必要な電力を発電するとともに，将来的に電力でファンを駆動することも目指しています。
へぇえ、電動で飛ぶ旅客機かーー
その場合の電源はどうする想定なんだろう >>583
バッテリーとガスタービン発電の併用じゃね？ガスタービン発電はエンジンを一定に動かせるなら燃費向上見込めるからな >>585
タービン回すなら普通にそれで推力出せるのに
さらに発電機でファン回すと効率アップするもんなの？ >>583
推進力はガスタービンそのものだろ？
機体へ供給する電力が多く必要になるからその需要を賄えるだけの大型発電機をテイルコーン内に置くと言う記事でしょ >>586
これ説明するの難しいんだけど、ターボファンはバイパス比を高めると効率が良くなるでしょ？
ただ、バイパス比を高くするとファンがどんどん大きくなるのでエンジン重量が増え推力重量比が下がるんだよ。
そこで、コアエンジンで電力だけ生み出して、その電力で複数の小型ファンを駆動すれば、
推力重量比を下げることなく実効的バイパス比を更に上げることができるようになる。 こんなのも
IHI呉二工場、世界の航空エンジンシャフト、ディスク工場の今
http://www.jwing.net/news/23520 ハイブリッドジェットエンジン、がついにできるのか？？
バイパス比1:30のジェットエンジンとかができそうだ >>587-589,591
㌧
バイパス比をさらに高めるために電動化…っていうことなのか
詳しい数字的な理屈はわからないけど面白いね エンジン関係ないけどJAXAの新スパコンということで
https://pr.fujitsu.com/jp/news/2020/04/22.html
京との比較
京（I/Oノード除く） JAXA新スパコン
ピーク性能 10.6PFLOPS 19.5PFLOPS
メモリ容量 1327TB 184TB
メモリバンド幅 5.3PB/s 5.9PB/s
消費電力 12MW 1MW
お値段 800億 60億 ムーアの法則考えたら、8年でようやっと同等が下に降りて来たの？と感じてしまうけど、
そもそもとしてFLOPS値の単純合算が演算能力の指標としてふさわしいのか？という気がする、今となっては。
なお、京はgraph500のランキング1位で引退する、なかなかの代物ではまぁあります。 >>596
>能力の指標としてふさわしいのか？
今は、FLOPS/W が指標ですよ。
お値段下がったのも消費電力下がったのも、メモリ総容量を1/8にしたからですけれどね。
数値計算流体の分野はメモリ/ノードのローカルストレージ/ノード間データ転送もがあまり必要ないようですね。 電力当たりの単純演算能力だと、やや暫く東京工大の液冷試験機、TSUBAME-KFCがトップを走っていたからなー。
京も最初の頃はソフトウエアガー、って騒いでいたけど、用途に向けたチューニングに専任が居たくらいだし、はいはいマスゴミ案件だったんだな、と。
流体計算でも構造計算でも、結局要素の数で精度が決まってくるから、プロセッサー能力が上がればそれに応じた数を増やしていくので、
結果、メモリー容量もバス帯域もあればあるだけ、になります。
結局それ位の容量、帯域で必要十分、て事なんでしょうね。スパコンの仕様書なんて、用途に応じた費用のチューニングですもｗ >>595 >>596 富岳は京の100倍の演算能力だよ。
特徴的なのはAI を意識して8ビット演算ができること。
ARM だから既存の演算ライブラリがフルに使える。
JAXA のは富岳の廉価版だが、NVIDIA のGPU なども使える。 まあ倍精度と半精度を単純に数字だけで比べるのはなんつーかな、と思いますけどね。倍精度だと１０と４００Pflopsで40倍です。十分だけど。
まさかCLAYの頃に半精度なんていう小さい単位を狂った回数繰り返しで使うとか思わなかったよなー、多分。 >>598
> 今は、FLOPS/W が指標ですよ。
データの一つでしかない。
ミスコンでブラのカップサイズが指標と主張するようなもの。
理論FLOPSになんか意味あるのと言う問題もある。
理論FLOPSが効く用途（分散システムでもいいような）もあるが、演算の結果が別の演算の結果に影響する用途がほとんどだよ。
だからキモはインターコネクトチップとなる。
中華HPCのように汎用チップを大量に並べても、実効効率は上がらずMTBFは実用に耐えない程になる。
> お値段下がったのも消費電力下がったのも、メモリ総容量を1/8にしたからですけれどね。
京ベースと富嶽ベースの比較をメモリだけで行っても無意味かと。
> 数値計算流体の分野はメモリ/ノードのローカルストレージ/ノード間データ転送もがあまり必要ないようですね。
詳しくは知らないが、それは違うと思う。
そうであれば、富嶽ベースのFX1000という実効性能にターゲットを置いたシステムを選択しないだろう。 CFDにおいてはメモリアクセスがボトルネックになってるのでメモリバンド幅が重要らしい。
メモリバンド幅を重視して設計されてるNECのSXシリーズがCFDの分野で重宝されているのはそういうことらしい。
（JAXAはNALの時代から富士通と組んできたからずっと富士通製だが）
CFDの場合、計算速度＝メモリバンド幅、扱える問題の大きさ＝メモリ容量と考えればいいと思う。
つまり京ほ大きな問題は使えないが、計算速度は京以上ってところ。
タービンブレードの形状を少しづつ変えて最適化するのとかには向いているだろう。 XF9-1をアダプティブ化したらF-3用エンジンになる？
プロトタイプエンジンをアダプティブ化しても実証エンジンにしかならないと思うのだが > CFDにおいてはメモリアクセスがボトルネックになってるのでメモリバンド幅が重要らしい。
現在のHPCではどこのメモリバンド幅かまで言及しないと議論にならない。
単独のCPUでも実際の物理的メモリと演算ユニット間に何重ものキャッシュやバッファが存在する。
さらに大規模マルチプロセッサーのような分散システムでは規模に比例し、演算ユニット間のバンド幅の確保がは至難となる。
だから、インターコネクトチップの出来が全体の性能に大きく影響する。
富嶽で言えばTofu Interconnect D だ。
> メモリバンド幅を重視して設計されてるNECのSXシリーズがCFDの分野で重宝されているのはそういうことらしい。
> （JAXAはNALの時代から富士通と組んできたからずっと富士通製だが）
昔のNECの単段クロスバー方式では、現在のノード数に対応するのは事実上不可能だ。
> CFDの場合、計算速度＝メモリバンド幅、扱える問題の大きさ＝メモリ容量と考えればいいと思う。
HPCの規模は、用途によって構成される。
メモリ容量は必要なだけの構成になるので、言及しても意味はない。
> つまり京ほ大きな問題は使えないが、計算速度は京以上ってところ。
どういう意味？ 開発、シミュレーションツールとしての話題ならいいがだんだんスパコンそのものが話題の中心になってるもんな。 間違いを書いたやつに言えよ。
間違いが拡散するのをほっておくべきではない。 >604
ネットワーク性能が重要だということを否定する人間はいないと思うが、
富岳のノード当たりのインジェクションバンド幅が前世代機FX100の50GB/sより小さい、
40GB/sに設定されたのは、あなたはどういう意図だと思いますか？ >>608
俺は、意図的に落としたのではないと考えるが？。
調べてないが、
ノード数に比例してインターコネクトチップの性能確保は難しくなる。
別の要素としてレイテンシを優先した結果の場合もある。
間違いの指摘はこのスレでやらないと意味はないが、
それ以外の議論は別スレでやるべきでは？ >>603
先ずプロトタイプエンジンで可変バイパス化を実用化してから次期戦闘機用エンジンに適用するって事じゃね？ >>610
プロトタイプで得た知見を元にからF-3エンジンを開発する。
可変バイパスその他の技術を搭載するかどうかは知らないが、新規技術なしでもF-3用エンジンとして要件は満たせる。
普通は、F-3開発型、初期型用は今のXF9と大きく変えず、引き続き同サイズの改良型を開発。
エンジン完成し、換装のC/P次第で換装する。
俺の予想では初飛行時には可変バイパスで、タービン、ファンの素材も進化しているだろうが、
余剰出力を小径化には回さないで現行サイズのままだろうね。 >>609
>間違いの指摘はこのスレでやらないと意味はないが、
あなたが間違いと指摘している内容と、富岳の設計思想の間に乖離があると指摘してるんです。
>>601,604でスパコンにおいてネットワーク性能こそ重要としているが、京、FX100、富岳と
代を重ねる中でネットワーク性能は他の要素に比してほとんど強化されてない。 >>612
あなたは、
>>608
> ネットワーク性能が重要だということを否定する人間はいないと思うが、
と書いているが？
それに俺は最重要とは言っていないと思うが？
単にメモリ容量やどことも指定のないバンド幅では議論はできないと指摘した。
キモだと言ったのはそれが他と富嶽の一番違うところで、マイニングのような用途ではインターコネクト性能はあまり影響しないが、
その他の一般的用途では重要になるということ。
例えば、クロックは性能に直結する要素だが高クロックには限界がある。
ノードに比例して単段クロスバーもトーラス構造も拡張はできない。
重要なものは必ず拡張できるとでも考えてますかｗ >>613
>それに俺は最重要とは言っていないと思うが？
じゃぁ最重要なのは何なのですか？
>だから、インターコネクトチップの出来が全体の性能に大きく影響する。
こうおっしゃってるが。
ちなみに、
>重要なものは必ず拡張できるとでも考えてますかｗ
明らかに富岳ではネットワークの帯域を絞ってるんですよ。
FX100ではノード間の接続を4本の光配線で約13Gbpsだしてましたが、富岳では
ノードの性能が上がってるにもかかわらず、2本の約７GBbpsで良しとしている。
富岳を機能させるにはこれで充分という判断なんです。
かわりに富岳でどこを強化してるかといえば、メモリ帯域です。
メモリ帯域といえば普通分かると思ってたが、DRAMとCPUの間の帯域です。
CFDをはじめ多くのアプリケーションでメモリ帯域が、パフォーマンスを律速している。
だからメモリ帯域＝速度になるんです。HPCGの結果とメモリ帯域を比べると大きな相関がありますよ。 >>565
向こうからみれば日本も韓国もパキスタンも同じようなもんだから >>614
まだ、続けるのか？
間違いの指摘なら間違いと思う箇所と、根拠を書くべきでは？
他を大きく引き離して最重要なのはMTBF（実用可能なこと）だよ。
10年に1回の故障のユニットでも、1200個並べただけで月に10回の故障となる。
見える故障ならまだいいが、演算結果のエラーがたまに出るようなものもある。
計算結果も丸呑みできないレベルになる。
最初から、
RAMとCPUの演算ユニット間には何重にもキャッシュやバッファが存在し、議論するならどこのバンド幅と用途を特定するべき。
普通のパソコンでも3次キャッシュなんてざらにある、さらに演算ユニットにバッファを持つ。
用途によって重要な箇所が違う。
HPCGの結果は一般的な利用形態とはかけ離れている。
と言っている。
だから、マイニングのような用途と普通の用途を分けて議論すべきと言っている。 >>605
>>606
なんとか言ってやったらどうだｗ 遅くてダメでしょ＞J58あずSST 最低マッハ５が欲しいんじゃないかと、旧ISASのATREX(今の予冷ターボジェット)を見て。 しかし、SR71はマッハ3.2で巡航できたというではないか それ以上のスピードになると機体がもたないだけで、エンジンの方は問題ないというではないか >>611
現行サイズというかF119と同程度（もう15センチ位拡大）になるんでないかね次期戦闘機用エンジンは
今のXF9は周囲にセンサーとかが大量に取り付けられてるのでそれらを外したサイズ的には20センチか25センチ位拡大だろなあ >>622
拡大すると思う理由は何？
現状でも出力は目標を達成し熟成でさらに増大する可能性が高い。
実用化に間に合えば素材変更、可変バイパス化（ベーン方式なら全体のサイズに影響しない）でさらに余裕が出る。
拡大する理由は見当たらないが？ F9はローパワーでもF135の推力重量比を超えてほしいなあ >>624
>F9はローパワーでもF135の推力重量比
ミリタリー推力なら、F135改(AETD)より推力重量比は良くするでしょ？ (と妄想。もちろんF9も可変バイパスでね。) >>623
単純に機体側の変化かね、読売の報道を基にすれば搭載量重視の機体になるようなんでな
XF9を作り始めた時の想定とは求められる能力が変わってきてるかと
発電量の更なる確保とかにも有利だしな MiG25じゃないんだから、ロマンで巨大なエンジン双発を求めるのイクナイ。
つか積載量重要ならインテーク面積はともかくエンジン容積は小さい方が有難いでしょうに。
いや、YF-23の正統後継機のような機体にするんなら多少はウエポンベイを稼げるかもしれんけどさ。 >>622
>>623
F135やIzdeliye30の将来発展型に向こう40年くらい後追いしていくことを考えると、外径でセルフ縛りプレイするのは長期的に不利になるかもね >>628
F119と同程度でも十分スリムではあるからの、元々の装備庁の話はF100と比較してハイパワースリムなんだし いや実際、NK-32は今でもそれなりに魅力的なエンジンですし。ロシアも安売りはしないだろうけど、札束で叩いても欲しい所でもあるよなー >>626
> 単純に機体側の変化かね、読売の報道を基にすれば搭載量重視の機体になるようなんでな
あれだけ共同開発と報道した、マスコミは当てにならないよ。
> XF9を作り始めた時の想定とは求められる能力が変わってきてるかと
むしろ、出力には余裕が出ている。、仮に機体が大型化するならそれを見込んでのことだろう。
P-1のエンジンを見てもプロトタイプの目標値は余裕を持った設定になる。
現状目標値以上の目処は付き、さらに向上の可能性が高い。
> 発電量の更なる確保とかにも有利だしな
発電量のボトルネックはエンジン出力ではなく、ジェネレーターの搭載スペースなのでエンジン大型化は不利になるのではｗ F135は22tまで見えてるわけだから
F9にも22t超えてほしいねぇ サイズ1割弱違うし無理・・・双発機でサイズ上げて迄必要な推力でもないしな ジェネレーター出力については、川重がトロイダル減速機を使った定速発電装置を作っているのでまあ。
T-IDGのしくみ
ttp://www.khi.co.jp/knews/pdf/news162_02.pdf
なお、250kVAまで出力を上げられるそうなので、×２で500ｋVA、400KWは確実に得られるので、レーザー兵器でも使わない限り足りるかと。 >>636
>レーザー兵器でも使わない限り
でも、レーザー兵器は確実に搭載しそうな世の中の勢いだから >>636
ttps://www.defense-tech.or.jp/journal/docs/202005_1.pdf
この中では哨戒艦にレーザーガンシステム載せて不審船や武装漁船を一網打尽に薙払うとか言ってるし米軍は2024年に300kW級レーザーガンシステムを車両に搭載すると言ってるのでな、レーザー砲は次期戦闘機に搭載するつもりではいるだろな
次期戦闘機用エンジンはIHIの後部発電機も採用して更なる発電量の確保に進むんでないかな？ F-3(仮)の段階でレーザー兵器は無いでしょう、その辺時間軸を無視しないよう。ライトスピードウェポンは次かと。
船舶なんて下手したら瞬間的に10万KWとか意味判らん出力を得られる代物と一緒にしてはいかん。 >>639
i3Fighterは次期戦闘機のコンセプト、そしてその中ではライトスピードウェポン搭載も語られてるのだな
レーザーでなくHPMが先だと思ったが想像以上に前倒しになりそうなのよな >>634
f9ノコギリサイズのまま、ドライ出力がf135並みに仕上げられたら本当に革命的なエンジンになるね。 >>641
日本が22t出せるときには、アメリカのAETPが30t出せるようになってるだけだと思う >>642
そら技術的根拠を出さないと意味無いぞ。
アメリカの耐熱材料って何があるの？ そもそもF9サイズで22ｔに根拠がないからな・・・出せたら嬉しいなで
無論、遥か未来なら可能だろうけど 当面2035年に配備始めたいF-3用な訳で アフターバーナーはどっちでも良いけど、ドライ出力で直径買えずにf135並みは夢だなぁ。
ファンブレード大きくして、高バイパス化で出力出すならそう難しいことではないと思うけど アメリカの背中が見えただけでも大進歩
重要なのは空自の要求性能を満たす事が出来る国産エンジンがあるって事でしょう エキゾチック物質を手に入れたロシアが30tエンジンで覇権を握る f9は、ここから画期的な材料とかデバイスじゃなくて、地道に重要回転体の精度とか丁寧にシミュレーションしたブレードの冷却方法とかでパワーアップ出来るんじゃないかなぁ。。 それはジェットエンジン設計の経験知を深めても、革新は生まれない
革命は二重反転パルスデトネーション 2000Kで機械的強度を保て、かつ酸化に強い何か、が出ればねー。 >>650
>二重反転パルスデトネーション
それはどういう原理のエンジンなの？ パルスデトネーションってアフターバーナー内で
再噴射された燃料を燃やす時の方法だよな
それが2重反転ってどうなんだろう？
ローテーティングデトネーションなら燃焼室内で回転してるけど
これも2重反転する理由が難しいなｗ
ttps://www.mod.go.jp/atla/research/ats2018/img/ats2018_summary.pdf
パルスデトネーションによる低燃費アフターバーナーなんてのが
あるかな？と思ったが、これも戦闘機に使うにはやたらと全長が長くなっちゃうんだよなあ
2重反転にするとしたら
低圧タービン～ファンのリンクと
高圧タービン～圧縮機のリンクは
反転させておく必要があるなｗ >>653
スゲー簡単に言うとパルスジェットエンジンの燃焼で安定的に爆轟を起こさせるのがパルスデトネーションエンジン。 >>653
違うものが逆転していても二重反転とは言わんだろ 回転デトネーションエンジンは筒型だから二重にすれば二重反転にできるんじゃないか
意味があるのか不明だけど >>635
> サイズ1割弱違うし無理・・・双発機でサイズ上げて迄必要な推力でもないしな
TITは逆だからｗ
燃料の熱量は同じなので、TITが高くするのは冷却用の空気を減らすしかない。
つまり必要吸入量はXF9が少ない。
どれくらい少ないかは、燃料熱量と大気の比熱で厳密に計算できる。
誰かやってw >>645
F135とF119のコアエンジンは同じ。
熟成もあるが、決定的に違うのはバイパス比（0.36：057）で、
F135は1.58倍もバイパス比が高い。
バイパス比が高ければ高いほど、燃費率も出力も良くなる。
（ファンの揚抗比が効いてくる）
F119がF135並みのバイパス比が実現できないのは最高運用速で制限されるから。
バイパスは早く少ない排気を遅多い排気に変換する機能だが、最高運用速以下にすると出力にならない。
だが、可変バイパスが投入できるとその制限はなくなる。
F135の運用速度域でF9がF135を出力で凌駕しても不思議はない。 >>658
＞F119がF135並みのバイパス比が実現できないのは最高運用速で制限されるから。
＞バイパスは早く少ない排気を遅多い排気に変換する機能だが、最高運用速以下にすると出力にならない。
説明がすっごく微妙w >>658
バイパス比なんて、直径大きくしたら高まるでしょ？
ハイパワースリムで行くなら、ファンブレードの大型化で安直にパワー上げるのではなく、コア部分のブラッシュアップしていくしかないと思うんだけど、それはF119でもF135でも出来ていない未知の領域だと思うんだけど。 >>660
＞バイパス比なんて、直径大きくしたら高まるでしょ？
違う >>661
なんで？
ならばなぜトレントシリーズは大型化してるの？
何故プラットのPWシリーズは大型化してるの？ギアードターボファンつけてまでファンブレードの大径化を進めているの？
民生エンジンとは違う理屈があるの？ ファンがでかくなった分、回す力が余計に必要だけど、ファンを大きくするだけでドコからか湧いてくるしね
部品供給の都合があるからファンの直径以外は一切、変更しないのが民生エンジンの場合は普通 気持ちは判るけど、否定的な断定だけで因果関係を一切書いていないのは、厨扱いされるだけ。
で、「詳しく」書くと「クレクレ厨」断定を喰らうまでが様式美。
個人的には、浅学な下民どもに知識を賜りたく、説明頂けると有難い。ｗ >>662
バイパス比＝コア部の外を通る空気/コア部を通る空気だから
コア部の直径が変わらずファンの直径だけ大きくすればバイパス比は高くなるが
コア部も同時に拡大すれば変わらない >>659
異論があるならちゃんと書いたら？
>>662
バイパス比を大きくした結果、大口径のファンが必要になり口径も大きくなるだけ。 >>662
民生エンジンの運用速はM1以下
F135はM2以下、F119はM2.5以上
ファンを回すエネルギーは排気から得るので、
ファンを大径化しすればその分回すエネルギーをコア排気から奪うことになる。
その結果エネルギーを奪われたコア排気は流速が落ちる。
機体速度より排気速が落ちれば出力とならない。 なんでこんな当たり前のことに疑問が湧くのだろうか？
バイパス比に制限がなければ今のようなバイパス比ではない筈で、
制限があると思う人は何が制限だと考えているのだろうか？
運動エネルギーは速度と質量の積なので、
バイパス比が上がり排気の量が増えれば、排気速は落ちる。
そうでなければ無限のエネルギーが得られる事になる。 今時の趣味誌だとバイパス比とは何ぞや、ターボジェットのコアの排出エネルギーの一部をファンに回して空気の噴流を作り、それで推進力を得ているとかイチイチ書かないも。
一応排気速度（の合計）と機体速度からエンジン効率を出せる式があるみたいだけど、バイパス比と絡めた至適バイパス比とかJ翼あたりで書いてくれれば良いのにね。 >>669
そこからなのかｗ、では単純化した解説を書く。
詳しい人は補足、間違いがあれば訂正をお願いします。
まず、前提として
https://www.ihi.co.jp/ihi/all_news/2017/aeroengine_space_defense/2017-6-28/index.html
これがコアエンジン。
この後ろに、低圧タービン、前にファンが付いてターボファンジェットエンジン（TF）になる。
https://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%83%95%E3%82%A1%E3%82%A4%E3%83%AB:Turbofan_operation_(lbp).png
コアエンジンの排気でタービンを回し、その軸出力でファンを回すのがTFだ。
設計としては、コア排気速と運用速度でバイパス比を決め、それに応じてタービン、ファンの直径が決まる。
低圧タービンのブレードの揚抗比が5なら、タービン抵抗の5倍の軸出力が得られる。
ファンのブレードの揚抗比も5なら更に軸出力の5倍と推力となる。
だから、バイパス比が上がるほど燃費率も推力も向上する。
ヘリが自重より弱い推力のエンジンで飛べるのと同じ理由だ。
ただし、軸の回転に伴うロス、ブレード冷却ロスはある。
吸入された空気はジェットエンジンの中で燃焼前に圧力に変換される。
だから、コア排気速は機体速度と関わりない。
機体速度が排気速を超えれば推力どころか抗力となる。
だから、最適なバイパス比は運用速度で変わり、コア排気速でも変わる。
TITの高いXF9はコア排気速も高いはずで、同じ運用速でもF119よりバイパスは高く設定できる。
F9に可変バイパスが採用できれば、最高速での推力や燃費率は同じでも、
それより低速なスーパークルーズ時の燃費率や推力（そこからの加速）は飛躍的に向上することになる。
仮にバイパス比に制限が無いなら可変バイパス機構なんか重りでしかないｗ >>662
ギアードターボファンは大径化というより効率化の方が主体だろ
径自体は普通のターボファンと比較しても大きくないし大径化も重量問題で限界に近いからな ＞吸入された空気はジェットエンジンの中で燃焼前に圧力に変換される。
＞だから、コア排気速は機体速度と関わりない。
これは酷い ttps://qph.fs.quoracdn.net/main-qimg-62700678e12a14fd22a232a4ee2cc5f3-c その図でも吸気の速度が圧力に変換されてるが？
何が酷いか具体的に書いてくれ。 低圧圧縮機の固定翼に冷媒を通して
中間冷却すると高圧ファン直前の圧力は同じで空気密度が上がって
燃料吹き込み量を上げて推力向上につながると
考えて良いのでしょうか？
排気と高圧ファン出口の熱交換は
取り回しが面倒ですが
低圧圧縮機で等温圧縮して熱を大気に逃すことで、同じ圧縮機駆動出力で
空気取り入れ量を稼げることになりますか？
カルノーサイクルでは吸気の後の最初の圧縮が等温圧縮なので
そのイメージです >>676
それで十分な冷却が出来るかどうかわからんけど、要するに水噴射と同じことを熱交換でやるって事じゃないの？ ということは燃料をアニュラー燃焼管に噴射する前に
低圧ファンでの冷却液に使えば
熱回収できた上に空気量もアップで
2度美味しいわけですか？ まあ艦本式ボイラーでも缶で燃やす前に重油を予熱する
清水を予熱する
吸気を予熱する
とやると劇的に熱効率が改善できたから
ブライトンサイクルでも
どこかで熱交換するプロセスを挟むと
推力や熱効率は改善する気はする
ジェットエンジンでは見たことないけど >>678
Jaxaで似たような極超音速予冷ターボジェットの開発やってるよ。
M5以上の熱からコアエンジンを守るのが主目的だけど。
燃焼時の熱量が上がるわけではないので、
推力は上がるだろうが効率はどうだろうか? 主翼前縁とかに燃料を通して熱分解ガス化することで冷却しつつ
そのガスをジェットエンジンに供給すれば、熱分解に必要な熱量分は
供給燃料を減らして低燃費になる、ってことかいな？
Mig25みたいにエタノールやメタノールを冷媒として用いて、
超音速の圧縮熱の厳しい部位にメタノールを
通して分解したCOガスやH2ガスを燃料に利用するという感じ？ >>681
678と逆で熱的に有利だが空気は増えないな。
距離、温度、燃料ラインのダメージ耐性から熱源はエンジン後半のほうが有利だけど、
やっぱり空気は増えないｗ
燃料改質は燃焼速度が必要なより高速運用のエンジンに有利で、
https://patents.google.com/patent/WO2013133299A1/ja
https://news.yahoo.co.jp/byline/obiekt/20180831-00095252/
ASM3が開発完了も量産せずに射程延伸型開発となったのはこれに目途がついたと思いたいｗ 吸気を中間冷却器通したガスタービンはロールスロイスのWR-21が船舶用で一応実用化されているけど、
アレは結構問題を起こしていた気が。 >>684
より多くの空気を推進剤として噴射したいのに吸気を加熱したって害しかないわ。 >>684
吸気を燃焼前に加熱するとその前に膨張してしまうから、効率が落ちる
だからなるだけ効率を落とさないようにしたい
というわけで予冷ターボファンなんてのも出来る
でも圧縮機で圧縮するだけでも温度が上がるからそこは難しい
また、亜音速用のエンジンでは圧縮機の最終段が
(今の普通のガスタービンの圧縮機に使われているプロペラみたいな
いわゆる軸流型圧縮機とは違う)「遠心圧縮機」が使われているものがある
これは流速がガクンと落ちるのもあって圧縮し易くなり、小型のジェットエンジンには良いのだが
流速が落ちたらベルヌーイの定理通りにそれが圧力に、ひいては温度上昇に掛かって来るから
熱効率的にも良くない場合があり、少なくとも超音速機向けには
ほとんど使われない
(小型ビジネスジェット機用途がメインのTFE1042だけは、このタイプしかないから
経国でもそのまま仕方なく使っている)
そんな訳で、海外ならビジネスジェットのエンジンのサイズだねとバカにされるべき
XF5やF7エンジンの圧縮機が全て軸流圧縮機なのは、世界的には珍しいのだ
これらのエンジンが、初めからその採用国が大型化したエンジンの開発も狙っているという
野心がしっかりと見える
なおaFJRは初期には、描かれている図の限りでは最終段が遠心圧縮機だったかな
でも今は全段が軸流圧縮機になってるなあ >>685
バカ？
ガスタービンって書いてるやろ？ >>687
バカ？
その排気からタービンでエネルギー回収するんだから理屈は何も変わらん。 > ガスタービンてむしろ吸気は加熱しないか？
高校物理で熱機関の基本中の基本を勉強し直しておいで >>684
蒸気タービンなら空気予熱器があれば缶の効率が良くなるが… >>690
ガスタービンだって同じようなもんだろ
燃料噴射してガスにいエネルギー与えるんだから温度高い方が有利なのは言うまでもない
ただしそのタイミングが重要で吸入空気をいきなり温めるのはお勧めできんが 話題チェンジ
XF5と10の機能として酸素抽出の可否
否の場合、X-2は酸素ボンベを積んでいる事に言及したソースをキボンヌ M1エイブラムスのAGT1500ガスタービンはパワータービン通過後のエンジン排気でコンプレッサ通過後の吸入空気を加熱する廃熱再生器を使ってる、燃料消費削減の効果を狙ったものだそうだ。
https://turbotrain.net/m1tank.htm
詳しくはここ >>692
酸素抽出機能付きのエンジンなんて存在しないだろ。
普通、酸素ボンベを使用しないなら、エンジン抽気を機上酸素発生装置に通す事で酸素を得る。 タービンエンジンの肝はタービン入口温度
ともかく車両用ガスタービンに何故エンジン本体よりデカイ熱交換器が付いてるかってこった >>691
吸気を冷やすと同じ圧力でも空気量が増えて、燃料も増える ＝＞ 推力が上がる。
（インタークーラーターボのピストンエンジンと同じ）
吸気を温めると同じ圧力でも空気量が減り、燃料も減るが吸気自体のエネルギーは増える ＝＞ 燃費率向上で、推力は低下。
どちらも、優先目的と動作条件で採用の得失が変わる。 そもそも｢吸気｣でまとめて｢どこで｣がすっぽ抜けてるのがどうしようもない。
インテークで温めるのか、圧縮後に温めるのか。 >>699
熱サイクル上、圧縮後はすでに吸気ではないだろ。 >>700
どう見てもそこを吸気に含めて書いてるやつがいる。 >>699
>圧縮後に温める
ただ圧縮するだけでも温まるのに、さらにそれ以上温めろって書いてるのは誰？ >>700
ほらな。>>702みたいなバカが居るだろ？ >>702
そもそも圧縮後に燃料使って更に空気を高温高圧にするのがエンジン。
排気熱等で加熱出来れば使用燃料を減らせる。 >>698
レス内容の意味も理解できないアホは黙っとけ >>699
吸気だから（少なくとも）燃焼前。
燃焼前なら同じ温度に加熱すればエネルギーは同じ。
だが、常識で考えるとわざわざ圧縮後の温度が上げにくい比較的高温の吸気を温める選択はない。
>>704
効率の問題だ、熱の移動は温度差が大きい方が速いので、
冷却なら圧縮後、加熱なら圧縮前だ、それを逆にするメリットはない。
>>707
どう読んだらそういう感想になるのｗ
具体的に書いてくれ。 >>708
コンプレッサーの能力は決まってるんだよ。
コンプレッサーに入る前に加熱したからって、出てくる空気がその分高温高圧になったりしない。
むしろ入る空気の質量が減るから能力が落ちる。
高温環境ではガスタービンの出力が落ちるってのは常識レベルの話だが。 XF9の試験でも「夏場だけどたまたま21℃くらいの気温の時に試験して
15tを完全に超えた」んだっけ >>709
あり得ないが、仮にそうだとしても
吸気を加熱するなら、その前提で圧縮機を設計するｗ >>711
圧縮機前の空気を加熱して、その熱エネルギーを利用出来るなら、ガスタービンはみんな圧縮機の前で燃料燃やしてるよ。
お前さんの言ってるのはそういうこと。 >>712
違う、爆発的燃焼と熱交換は違う。
圧縮せず燃焼し、効率的にエネルギーが取り出せるなら圧縮機が付いている意味は？
熱交換による熱の移動に圧縮は必要ない。
もう一点、では、熱エネルギーはどこに逃げるのか？
2点、是非答えて欲しい。 >>713
ガスタービンで利用出来るエネルギーはコンプレッサーから出た空気と、タービンに入る空気の持っているエネルギーの差。
熱エネルギーはどこにも逃げないが、それは利用できない。
で、気温が高いとガスタービンの出力が下がるという常識は理解したの？ >>714
> ガスタービンで利用出来るエネルギーはコンプレッサーから出た空気と、タービンに入る空気の持っているエネルギーの差。
違うよ、その考える根拠は?
タービン前のエネルギーと大気エネルギーの差が正しい、エネルギーを変換する機構のタービンの原理を考えれば理解できる。
> 熱エネルギーはどこにも逃げないが、それは利用できない。
何故？、タービンの後ろは大気だが？
> で、気温が高いとガスタービンの出力が下がるという常識は理解したの？
なんの関係があるの？
>>698 俺のレスを読み直してくれ。
> 吸気を冷やすと同じ圧力でも空気量が増えて、燃料も増える ＝＞ 推力が上がる。
> （インタークーラーターボのピストンエンジンと同じ）
> 吸気を温めると同じ圧力でも空気量が減り、燃料も減るが吸気自体のエネルギーは増える ＝＞ 燃費率向上で、推力は低下。
>
> どちらも、優先目的と動作条件で採用の得失が変わる。 >>714
>>709 の
> コンプレッサーの能力は決まってるんだよ。
> コンプレッサーに入る前に加熱したからって、出てくる空気がその分高温高圧になったりしない。
これは今でもそう考えているのか？ >>714
>>713 の
> 圧縮せず燃焼し、効率的にエネルギーが取り出せるなら圧縮機が付いている意味は？
これの答えは？ >>715
まずコンプレッサーはエネルギーを消費してるというのがすっぽり抜けてる。
そこが抜けてるから大気エネルギーとタービン前エネルギーの差なんてアホな考えが出てくる。
それはガスタービンじゃなくて煙突の上で回っている風車だ。
で、コンプレッサーの能力からインテークの加熱は意味がないし、燃費が向上したりもしない、というのは変わらない。
そんなアホなエンジンが有るなら是非紹介してくれ。 ところで
>>693
の中は見ていないが、どーも
陸軍兵器それも海外兵器関連の情報で
ちょっと妙なことが書いてあったから
え？まさか？
って思っちゃったｗ >>718
> >>715
> まずコンプレッサーはエネルギーを消費してるというのがすっぽり抜けてる。
圧縮機がエネルギーを消費するのはタービンから供給されたエネルギーの一部だ。
吸気のエネルギーを消費するわけではない。
>>714 で、
> 熱エネルギーはどこにも逃げないが、それは利用できない。
こう書いた、であれば燃焼前の旧気温は上がっている。
燃料のエネルギーが加われば当然そのぶん温度は上がる。
吸気量は減り、トータル推力も減るだろう、俺はそう書いている。
だが、エンジン後部等から回収した熱エネルギー分の推力は上がる。
従って熱効率は上がると言っている。
コンプレーサーでロスするかどうかは設計次第だ、吸気量を同じに設計すればロスは減る。
> そこが抜けてるから大気エネルギーとタービン前エネルギーの差なんてアホな考えが出てくる。
タービンの前後のエネルギー差がタービン出力の源泉だよ。
ここに異論があるのか、それともタービンの後ろは大気ではないと主張したいのか
> それはガスタービンじゃなくて煙突の上で回っている風車だ。
同じことだ、煙突内と大気とのエネルギー差で回っている。
> で、コンプレッサーの能力からインテークの加熱は意味がないし、燃費が向上したりもしない、というのは変わらない。
> そんなアホなエンジンが有るなら是非紹介してくれ。
理論的な話だ、あるかないかは無関係だよｗ
> で、気温が高いとガスタービンの出力が下がるという常識は理解したの？
最初から理解しているが、どう関係するんだ？
こちらの質問にも答えろよｗ 200519
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供
ttps://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
第42号 入札年月日 令和2年5月29日 空気圧縮機等の設置作業 数量 仕様書のとおり
納期 令和2年6月19日 >納地 防衛装備庁航空装備研究所
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku02-042.pdf
> ２．１ 概要
>本作業は、新エンジン試験器材整備場（仮称）（以下「整備場」という。）に空気圧縮機等を設
>置するものである。整備場の配置を図１に示す。
第41号 入札年月日 令和2年5月29日 構内輸送 数量 仕様書のとおり 納期 令和2年6月19日
>納地 防衛装備庁航空装備研究所
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku02-041.pdf
> ２．１ 概要
>図１に示す原動機整備工場内にある別紙表１の役務対象物品を新エンジン試験器材整備場（仮
>称）に輸送するものとする。図２に輸送元の建物内部、図３に輸送先の建物内部を示す。
>表1 役務対象物品 11 推力偏向ノズルスケールモデル 戦闘機用エンジン関連試験 RCS器材等 モヘアのように貼りついている配管が邪魔だ
F100エンジンは配管なんか見えていないぞ >>723
試作エンジン（XF9-1等）のことならセンサーが多いのは当たり前。
各部の温度、歪、振動を計測するためのエンジンとも言える。 >>719
どうも腑に落ちない部分があるので少し調べてみた。
エンジンの吸気ダクトはエアクリーナーから、車体後方へは排気と思われる。
>>693 及び リンク先のサイトは勘違いではないが、かなり省略されている。
https://forums.eugensystems.com/viewtopic.php?t=3975 の http://www.alexfiles99.narod.ru/agt1500/agt-1500_scheme.jpg
これが正しいようだ。
低圧圧縮 -> 液冷インタークーラー -> 高圧圧縮 -> 熱交換器で加熱 -> 燃焼器 -> 高圧圧縮用タービン -> アフターバーナー -> パワータービン -> 低圧圧縮用タービン
と、ガスタービンを戦車に搭載するためにかなり複雑になっている。
アフターバーナーと熱交換器の主目的は、熱回収による効率向上ではなく冷間始動性だろう。
この議論の例としてはあまり適切ではない。 熱交換器は熱効率の向上だよ
ガスタービン機関の基本だろ
大型発電機の様なガスタービンの後に蒸気発生ボイラーをつなぐ混合発電とかでなくて
駆動力を取り出すガスタービンなら、排熱を熱交換器で高圧圧縮機の直後で熱回収するのは合理的
ロールスロイスグラマンWR-21を見ればわかるだろ >>726
熱効率も当然向上する、だから主目的と書いた。
それに、WR-21にはアフターバーナーはないのでは？
圧縮後に熱交換で加熱するメリットはないという主張は撤回します。
少なくともシステム全体はコンパクトになるのだから、それ以外のメリットは俺には解らない。
>排熱を熱交換器で高圧圧縮機の直後で熱回収するのは合理的
インタークーラーが無ければ、温度差の大きい圧縮前のほうが熱変換の効率がいいのでは？
インタークーラーがあれば温度が高くなる分、熱損失が大きくなるが。 >>727
このエンジンは面白いね。
吸気を一次圧縮後に冷却し、二次圧縮後に加熱している。
しかも、タービンを一つスキップした位置にアフターバーナーを配置している。
戦車に搭載するには良好な冷間始動性を確保しなければならないが、
http://www.army-guide.com/eng/product2832.html
には、cold->>726
starting, instant power, multifuel capabilities の記述がある。
以下は憶測になるが、
冷間始動時には回すタービン（負荷）の少ないアフターバーナーを使い高エネルギー（高温）の排気で吸気を加熱するのだろう。
ターボシャフトは通常負荷変動の少なく、始動性を問われない用途がほとんどだが、戦車は違う。
APU運用で待ち伏せもあるだろうし、ディーゼルエンジンよりアイドリング燃料消費が大きいエンジンを常に回していたら作戦時間は極小となる。
だが、敵が現れれば即時に行動できる必要がある。
そこで、複雑なシステムと巨大な熱交換器を搭載してまで冷間始動性を優先したということだろう。
気化しにくい燃料にもアフターバーナーと熱交換器は有効かもしれない。 >>726
ああ、自分のレスを読んで解ったｗ
熱効率だけなら圧縮前に加熱するほうが効率がいい。
だが、出力は下がる。
インタークーラーの逆で吸気体積（当然燃料も）は減るからだ。
出力とのバランスを考えて熱効率を上げるには圧縮後が適切ということになる。 >>729
ガスタービンは部分負荷で燃費が悪い
ということはハイブリッドにして小型化したガスタービンを発電機にして
リチウム固体電池を空間装甲にして転輪をモーター駆動すれば良くね？ テスト用のセンサー配線けちったから、25年経っても
フルパワー運転できないWS-15 SCiBなら空間装甲として使っても耐えられるかもね（棒） ※釘をぶっ刺しても発火等起きません、SCiB
戦車の場合最高速出しているときはエンジンも最大出力だろうから、バッテリーの意味がごく薄くなるけど。
幅広い負荷に対して、燃料効率が良好な領域が広い今時のディーゼルの優秀さよ。
ガスタービンの場合、負荷が低い場合でも仕事量が馬鹿でかいコンプレッサーを動かし続ける必要がある
故に、低負荷では燃料ダダ流し、という認識なんだけど合ってるのだろうか？ >>737
ハイブリッドにする場合は、エンジン出力も落としてモーター出力と合成で必要な最大出力を得るのが普通だよ。
連続最高速走行が必要ならこの手は使えないけど、そもそも戦車用ターボディーゼルの最大定格時間は最良の10式用でも15分だし。
戦車は静止のような状態ではエンジン止めてAPUだし、移動時は30k/hでも結構な負荷のような気がする。
だが、ハイブリッドの最大のメリットの回生ブレーキは、滑らかな舗装路と車体の走行抵抗が小さい事が前提で、
キャタピラーの戦車では効果はほぼ期待できない。
10式の比較的低出力（1200ｈｐ）で軽い水冷2ストV8ターボディーゼルにCVT（HMT)と有段ミッションを遊星ギヤで合成するのが今の最適解だと思う。
CVT なので変速時にエンジン回転が落ちて出力低下がないので、スプロケット出力では1500ｈｐの90式と同等と公表されている。
ギヤ数は増えるが、遊星ギヤは車のデフと同じでロスの少ない方のミッションが回転数が高くなり（負担が上がり）、結果として伝達効率は上がる。
https://stat.ameba.jp/user_images/20190820/21/makaisinpei/4f/c9/p/o1281088514544966577.png
車体込の出力重量比でみると
23.7.hp/t M1A2 SEPV2 AGT1500 ガスタービン 1500hp 63.28ｔ （タービン回転数は高く伝達ロスは大きい筈）
23.1.hp/t メルカバ Mk4 MTU883 水冷V12ターボディーゼル 1500hp 65ｔ
22.4.hp/t レオパルト2A7 MTU883 水冷V12ターボディーゼル 1500hp 67ｔ
30.0hp/t 90式 水冷2ｓｔV10ターボディーゼル 1500hp 50ｔ
27.3hp/t 10式 水冷2ｓｔV8ターボディーゼル 1200hp 44ｔ （実運用でのスプロケット出力/重量 34.1hp/tと同等）
AGT1500のTITは1190℃らしいので、最新のコアエンジンを流用できれば大幅に性能が上がる可能性もある。
もはや戦車にそんなコストは掛けないだろうけど。 2スト水平対向エンジンが注目されるのは何故？
排ガス規制をクリアー出来る見込みはあるんですの？ 水平対向エンジンは元々振動が少ないし今の2ストは混合油を直接噴射する方式だから排気ガスが清浄なので新しいディーゼルエンジンにこぞって採用されているようだ 商用車の流行りは直列のロングストロークでコモンレールじゃなかったの？ >>740
訂正ありがとう。
90式の10気筒の2気筒カット版と思い込んでたｗ
0式戦車の8VA34WTK は排気量が 22.6ｌ で 90式は 21.5ｌ で2気筒少ない10式が排気量はちょっと大きいのね。
燃焼が回転あたり半分の4サイクルで排気量は4%くらい大きいだけで80%の出力はかなり頑張ったのか、
排気量が82%で、出力が80％のMTU883に対してはもう少し行けた筈なのか、ちょっと微妙ｗ 200526
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
公示第27号 令和２年度 複合材料エンジン適用化に係る材料特性検討作業等の契約希望者募集要領
https://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji02-027.pdf
>本件の履行に必要なFRPエンジン部品の構想設計について十分に理解し、低圧系
>圧縮機を有する小型の無人機用ジェットエンジンの設計及び製造に関する技術的知
>見並びに、FRPの研究、製造実績に基づく、無人機用低バイパス比ターボファンエン
>ジンにFRP部品を適用する場合に設計上必要となる基礎材料物性及び材料試験に
>よる材料データ取得に関する技術的知見及び専門的な知識を有していること。
>予定納期 ： 令和3年3月31日
>予定納地 ： 防衛装備庁航空装備研究所 >>745
>無人機用低バイパス比ターボファンエンジン
えっと。。低バイパス比になるような無人機って
一体、何もの？ XF5系列のエンジンを双発で使うとかかなあ
個人的には対空戦闘をメインにしつつ
基本は有人戦闘機のサポートに徹するような無人機の場合
バイパス比は1:1～1:2くらいがいいのかもなあと思っている F-3の子機だよ
A/Bなしで540kgfの推力
F-3の翼下搭載だからTACOMに毛が生えたレベルだな C-2に搭載していたCF-6のバージョンがもう製造していなくて
同じ型番のを再生産すると鬼のように高コストで予算がかつかつでえらいことになってるそうですね。
同じような性能のGEnxとか製造中の最新型のCF-6を量産型C-2に装備するようにはならないんでしょうか？
旅客機なら、搭載エンジンを割と種類を変えて融通聞きますよね？ 現時点でFedExとUPSの763F、計51機が未納入なので、それらに搭載されるCF6-80C2B6F(FADEC型)の生産はまだ当分続く 今ある無人機は全長10mあっても戦闘機に追随できん
だからダメだというわけじゃないが、もっと違う無人機が必要になる 我が国が始めてジェットエンジンの国際開発に参加したv2500も未だに生産続きそうでよかった
KC-390はラテンアメリカで採用国あるから安泰だね NEOじゃないA320ってまだ生産続いていたっけ？ NEOでPW1000＆CFM LEAPに切り替わったから余程生産継続が怪しい気が。
※PW1000シリーズは相当日本企業が関わっていて、分担だとV2500といい勝負。
あと、今時の旅客機エンジンはあらかじめエンジン会社との協業で決まっているから、換装の融通は昔よりずっと効かない。
だいたいC-2のエンジン問題は目先の銭をけちった財務省だけマター、なのにあいつらC-130Jと比べてC-2をdisる馬鹿を上乗せしおったｗ CF6の最新型とかGEｎXとかだと直径過大だがそこをどうするか 200610
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod..jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
第46号 入札年月日 令和2年6月24日 空気圧縮機等の設置作業
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku02-046.pdf
仕様書のとおり 納期 令和2年7月31日 >納地 防衛装備庁航空装備研究所
第45号 入札年月日 令和2年6月24日 構内輸送 仕様書のとおり
納期 令和2年7月17日 >納地 防衛装備庁航空装備研究所
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku02-045.pdf
※ 第45，46号は前に貼った 新エンジン試験器材整備場（仮称）関連の再掲 >>9
EEライトニング「また私の出番のようですな あまり関係ないが
経済産業省は、二酸化炭素（CO2）を多く出す低効率の石炭火力発電所による発電量を2030年度までに
9割削減する方針を固めた。地球温暖化対策を重視する姿勢を打ち出したい考えだ。
だが、高効率な石炭火力は引き続き利用、建設を認め、石炭火力を安定的な電源として重視する考えも変えない見通しだ。
https://www.asahi.com/articles/ASN7275V2N72ULFA00G.html
この辺にもどんどんCMCやらモリブデン合金やらが入ってきたりして？
燃焼室の燃焼パターンもローテーティドデトネーションになったり CMCはともかく、高耐熱性合金使ったタービンはどんどん入ってくるでしょうね。超超臨界発電とかでタービン入り口温度1700度が当たり前になりつつあるという… そして発電用ガスタービンで長時間の高温運転で実績を作った技術が
またXF9にフィードバックされる >>762
>そして発電用ガスタービンで長時間の高温運転で実績を作った技術が
IHIって、発電用ガスタービン(自社エンジンの製品)やってました？ 部品ならやっててもおかしくないと思うけどどうなの教えてエロい人＞IHIが据え置き型用のガスタービン高圧タービンをやっているか 発電用ガスタービンを三菱が作っても良いんだよ。CMC技術は国を挙げての開発項目なんだから全て技術は共有されている。 >>748
搭載型でなく随伴型用だろから違うんでね
搭載型は川崎のエンジンになるだろ 金属やらプラスチックやらの板の上に水滴を垂らすとまあある程度水を弾いたり
逆に親水性の物質なら水が広がったりする、のはまあともかく
そしてその板の面積が広いほど水を多く乗せられる、のは当然だが
非常に小さい板の場合より、ある程度の大きさの板の方が水を「分厚く」乗せられる
何を言いたいかというと、
XF5でエアフィルムで高圧タービンを包む場合、そのエアフィルムの厚さは小さな高圧タービンゆえ
もし上記の板の上に載せた水滴みたいな現象になっているなら、あまり厚く出来ない
これがF119のような大きなエンジン、ひいてはXF5の高圧タービンより大きな高圧タービンの場合
エアフィルムも厚くし易くなって、熱を少しでも直接伝えにくく出来る、とかはないのかな
これが「大きいエンジンの方が簡単なんだ」という現象の1つでもあるのではないかなあと
実際どうなんだろう？ >>769
繊維強化 プラスチックやセラミック基複合材料 ( Ceramic Matrix Composites:CMC ) の適用により，エンジンの軽量化を 図った.
また，タービン部には CMC や耐熱性の高い先進金属材料を適用することで，冷却空気の削減を図り，エンジンがより少ない空気流量で必要な推力を発揮できるよう努めた. >>769,770
＞タービンシュラウドには，優れた耐熱性を有し，金属材料と比べて軽量な素材として注目されている，
＞CMC を適用し，主流面には高温水蒸気を含む環境からCMCを保護するための耐環境コーティングを適用した 淡々と作ってしまった、ように外からは見える
現場では一杯苦労もあったんだろうけど >>772
>現場では一杯苦労もあった
使った予算が500億ほど。スケジュール超過ほぼ無し。
目標性能一発達成なので：いわゆる開発モノとしてはたいした苦労なく楽勝。
苦労一杯とは、WS-15のように、性能未達のまま25年経過し、2012年以降の6年で日本円で1兆円投入、とかだよ。 >>774
スケジュールどうりだったから苦労が無いとかお子ちゃまかよっ >>775
>苦労が無い
↑
↓
たいした苦労なく
絶望的な開発ってのはね、スケジュール超過20年、費用超過推定2兆円のWS-15みたいなモノだよ。それで2020年現在、1985-90年頃の技術にまだ達していない。 まあ開発責任者が考えるところの「プロジェクト全体としては苦労した部分が少なく」って所だろう
あちこちの部品を作ってた技術者やその部品に関するチーフは赤くなったり青くなったりした事もあっただろう
CMCなんてエンジンとして使われ始めて日も浅いわけで
ファン形状に工夫が出ているけど、まあ数値計算の力も借りてこんな形にしただろうけど
これも大変だっただろうね まあ得られた成果はほぼ目標を掲げた当初の予想通りだから苦労はないとは言わないが
壁にぶち当たってもがくことはなかったんだろう
これを大した苦労はないというのならその通りだと思うが、何が気に入らないだろう
WS-15が引き合いに出されたから気に入らないのか >>778
根拠の無い空想だけで決め付けてるのが気に入らない 実際担当者が話したことや発表された目標と成果は妄想か
よほどWS-15という単語が効いたんだな >>780
PM破って身からするとプロジェクトと言うものは想定外が必ず起きる。スケジュールどうりに進捗させる苦労も知らないド素人のお子ちゃまにわかったような事いわれるとムカつくんだよ
もちろん公式発表では問題無く進捗しましたって報告するに決まってるだろ、鵜呑みにすんな >>781
本音はともかく建て前は大した苦労なく出来たことになっているんだよ。
それで良いじゃない。大人の対応を期待します。 まあ、現場の皆さんはよく頑張って納期まで尽くしていただきました、と
よーっ！
ぱん！ >>783
つまりプロフェッショナルということだな
ここからCMC適用範囲拡大や可変バイパス化やRD燃焼器化とか組み合わせれば軽量化と燃費向上しながらドライ15トン超ウェット22トン超も十分可能だろ そもそもスケジュール通りに進捗させる苦労の話なんて誰もしてねぇだろこれ。文脈わからんとかただのアホやん。 >781 生暖かく見守ったげてｗ 思ったより痛い所付かれた子が居るみたいだし。 最近、超音速ビジネスジェット機開発という機運が欧米ではできている
https://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%82%A2%E3%82%A8%E3%83%AA%E3%82%AA%E3%83%B3_AS2
アエリオン AS2
Mach1.4で飛び、航続距離が8800㎞というところ
全長52mもあるのに14人(乗員2人乗客12人)しか乗れない
エンジンは3発だが、推力7.2tというのは何だろう？と考えた
https://www.geaviation.com/bga/engines/ge-affinity
GEの超音速機用エンジンであるAffinity
2段のファン、9段の圧縮機、3段のタービン
バイパス比について書いてないんだよなあ
推力7.2～9.1t
バイパス比がやや大きめなのを考えると、もしこれにアフターバーナーを付けることが出来たら
(ファンが弱くてABを付けられないかもしれないが)
推力1.6倍くらいで、ドライ推力7.2tなら11.5t
ドライ推力9.1tなら15t弱か コロナ禍でもう会わんでもリモートでいいじゃん、となってビジネスジェット市場縮小したりってのはないん？ >>789
公共交通機関は危ないということで自家用車需要が高まっているからな
飛行機でも同じことが起きるかもしれない
まあ超音速は何かブレイクスルーでも起きない限りペイしないと思うけどね 88式や12式地対艦ミサイルの推進用ターボジェットって川重製なのかな、
KJ14・KJ100等の小型ジェットエンジン作ってるし >>792
コアを共有してると言われるOH-1のエンジンが三菱製なんで88式系列も同じなのでは >>792
>推進用ターボジェットって川重製なのかな
三菱重工製 小型ターボジェット TJM2 推力260kgf 1970年代のエンジンらしい。 >>793
>>794
返信ありがとう。
TJM2っていうのか。
ASM-2も同じエンジンを使ってるね。 200924
防衛装備庁長官官房会計官一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
公示第105号 提出期限 令和2年10月13日 令和２年度戦闘機用エンジンシステムの適応性向上技術
に関する性能確認試験のうちコアエンジン等の分解検査等の契約希望者募集要領
https://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji02-105.pdf
> 3 戦闘機用エンジン要素（その２）の研究試作のうちコアエンジン及び
>試験用支援器材並びに戦闘機用エンジンシステムの研究試作の性能・機能・構造
>に関する専門的知識並びに設計・製造に関する知識及び技術を有していること。
> 納期令和3年7月30日 納地 防衛装備庁航空装備研究所 200928
防衛装備庁長官官房会計官一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
公示第106号 令和2年10月13日 令和２年度戦闘機用エンジンシステムの適応性
向上技術に関する性能確認試験のうち技術資料作成作業の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji02-106.pdf
> 3 戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちXF9-1の性能・機能・構造
>に関する専門的知識並びに設計・製造に関する知識及び技術を有していること。
>納期 令和3年3月31日 納地 防衛装備庁航空装備研究所 >>797 これはFX9 の改良版を作り試験をする為の仕様書作りなんだろうな。
ほぼFX9 の改良は決まりみたいだな。 >>798
IHIにしぼる為の条件付けでもあるんでな？
XF9-1がベースにはなるだろけどそのままかどうかは分からんな 200929
中央調達に係る防衛装備庁公示（契約希望者の公募等に係る情報提供を含む）
ttps://www.mod.go.jp/atla/souhon/supply/kouji/index_koubo.html
航空機調達官付航空機部品器材室（旧装備施設本部航空機第１課）
令和元年度「航空機用整備器材」の契約希望者募集要領（案）（防衛装備庁公示第３６号 ２．９．２９）
ttps://www.mod.go.jp/atla/souhon/supply/kouji/koubo/02-kouji-036.pdf#page=4
募集する品目 1 F7-10エンジン整備用機材 推力としては単発でも十分くらいだな
だがあえて、双発で飛ばすか？ 令和3年度概算要求書（歳出）
ttps://www.mod.go.jp/j/yosan/gaisan/r3/gaisanyoukyu.pdf
P.645 ＡＳＭ－３（改）開発体制の強化に伴う新規増（令和８年度末までの時限）
次期戦闘機の開発体制の強化に伴う新規増
P.647 長官官房装備開発官（次期戦闘機担当）付開発管理室主任研究官
P.668 大型エンジン試験装置（その３）
P.675 大型エンジン試験場新設（その２） >>801
おじいちゃんにユンケル飲ませて頑張らせるみたいだわ空中分解しそうだ
せめてF-15にしろよ 爆速のファントムが見たいんじゃー
F-104でも良いけど… >>806 日本にはイオンエンジンがたくさん宇宙旅行をしています。
はやぶさ2号が帰還中で、イカロスが宇宙を航海中 プラズマジェットエンジン‥‥ 空飛ぶCUT50的な、直ぐ壊れそう。 本格稼動には原子炉クラスの電力源が必要なシロモノだったかと
実験レベルなら日本も1980年から何度かやってる 飛行機が飛ぶ高度の大気でプラズマエンジンってw
どんだけ電力必要なのか知らないのか >>806
よく読んだらこれは戦闘機エンジンじゃなく、マグネトロンで発生させたプラズマが
石英管の中のボールを押し上げたから空気をプラズマ化して推力が発生した！という論文の話だろうこれ
めっちゃ突っ込まれた奴じゃん マグネトロンを使った推進うんたらって、ホールスラスターの事じゃないのか？ つっこみがおいつかない。 なんかICPのトーチにパチンコ玉入れて勢いを計ったらすごかったから、もっとパワーをかけたらジェット機以上だとか言っている気が。 あの論文に他の人が間違いを指摘してたな
著者が推定した推力に気体の全圧が含まれてるから理論上出せる推力の9倍になってる
単純にマイクロ波による加熱が生み出した推力はもちろん発生するけど
プロペラを回すモーターより効率が良いとは思えないと言ってた それってRJヴァンデグラフやJGトランプなどMIT教授陣のライフワークとも言える加速器を
プラズマ高エネルギー粒子ビーム砲だとかのたまわうトンデモレベルだろｗ 新しい艦載戦闘機用の中国のアップグレードされたWS-13IPEエンジン
https://www.youtube.com/watch?v=WDRezcM0-5Y
「ウクライナ危機以後」 >>818
0秒～13秒はIHIの過去のエンジン群だし、中国は映像までパクッてるのか？
2分12秒、3分30秒、3分46秒、4分31秒、6分16秒はXF9-1の映像だろ。 https://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%82%B5%E3%83%88%E3%82%A5%E3%83%BC%E3%83%AB%E3%83%B3_AL-55
サトゥールン AL-55
先進的な練習機や無人機(UAV)や軽攻撃機用に開発、製造されるターボファンエンジンである。
仕様諸元（AL-55I）
一般的特性
形式: 2重系統 ターボファン
全長: 1,950 mm
直径: 462 mm（インレット）
乾燥重量: 315 kg
構成要素
圧縮機: 2軸式低圧 (LP) と高圧 (HP) とアニュラ型燃焼器
低圧圧縮機:3段
高圧圧縮機:5段
タービン: 低圧:単段、高圧:単段
性能
推力: 1,760kgf (離陸推力)
全圧縮比（英語版）: 17.5
バイパス比: 0.515
空気流量: 28.5 kg/秒
タービン入口温度: 1445 Tc
燃料消費率: 0.69 kg/kgf.h (限界点での燃料消費率), 0.645 kg/kgf.h (巡航時の燃料消費率)
推力重量比:
運用寿命: 2,000 時間[13]
オーバーホールまでの時間 200時間[20]
何かXF5に似た部分もあるし違う部分もある
ある意味、XF5の性能を推定する上で参考に出来るかな バイパス比とか空気流量とかタービン直前温度とかを見た上で
普通の推力が1.76t
まあF3エンジンサイズ
だが
AL-55F
アフターバーナーを追加し、推力を3,500kgに増強したもの。ドライ推力は2,200kg。計画中[17]。
これってXF3-IHI-400みたいな感じ？
あるいはTF40とか
AL-155
アフターバーナー追加型。ドライ推力3,200kg、アフターバーナー点火時5,000kg。計画中[17]。
これはXF5の性能を考えるうえで参考にし易いな
ロシアはソビエト時代に各途上国の軍隊を社会主義の視点から近代化する経験を積んだから
どのクラスの航空機を提供すべきかについてはまあアメリカより良く分かっている、
というか、アメリカは分かっててあえて「高いのを買え。あるいは我々の軍隊を駐留させろ」という
殿様商売を冷戦終結後30年にわたって続けることが出来た
T-7が出来たことでアメリカもようやく途上国向けの機体を何とか提供できるようになる 201026
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
一般競争入札情報
第104号 入札年月日 令和2年11月19日 AM構造評価部品の設計作業 1件
納期 令和3年3月26日 > 納地 防衛装備庁航空装備研究所
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku02-104.pdf
>適合条件 1 条件 契約相手方は、航空エンジン用遠心圧縮機の設計、製造の実績及び専門知識
>を有し、ＡＭによるエンジン部品の製造実績を有していること。
公募情報
公示第71号 令和２年度 人工知能のエンジン適用に関する技術検討の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji02-071.pdf
> 3 戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちXF9-1の機能・性能・制御に係る知識
>並びに当該エンジンに関する研究・製造実績に基づき人工知能技術を適用する場合
>に設計上考慮が必要となる応答性等の特性に関する専門的な知識を有していること。
>予定納期 令和3年3月26日 予定納地 防衛装備庁航空装備研究所 サトゥールンAL-55は推力21.57kN級の低バイパスだし
クリミア問題でイーウチェンコAI-222-25のコンパチ品を
露国内でエンジン設計開発生産する必要があったわけで
ソユーズRD-1700やサリュートSM-100との開発競争だが
XF3-IHI-400もTF40-IHI-801Aもこのカテゴリーねぇ。 航空エンジン設計製造技術のブリテン島兵糧攻めも終盤に差し掛かっており
ロールスロイスホールディングス英国本社陥落は天下落ち武者狩りの様相だし
ダービーに続いてバーノルズウィックも工場閉鎖して全員不況解雇だとか
近い将来にはぺんぺん草すら生え無ぇ。 201112
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
公示第79号 令和２年度 航空機用エンジンの燃費・推力性能最適化に関する
技術検討作業の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji02-079.pdf
> 3 戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうち戦闘機用エンジンの性能・機能・構造
>に関する専門的知識並びに設計・製造に関する知識及び技術を有していること。
>予定納期令和3年3月31日 予定納地 防衛装備庁航空装備研究所 201124
防衛装備庁航空装備研究所一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
公示第93号 令和２年度 ローテティング・デトネーションを活用した航空用ガスタービンエンジン
燃焼器の概略設計作業の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji02-093.pdf
>③航空機製造事業法に適合する航空機用原動機の設計、製造等の知見、最新の研
>究動向を踏まえたローテティング・デトネーションに関する専門的知識及びローテ
>ティング・デトネーションの実現象を踏まえた電熱解析を実施できる技術的知見及び
>能力を有していること。
>予定納期 令和3年3月26日 予定納地 防衛装備庁航空装備研究所 マッハ５で飛ぶ迎撃機のエンジンにするのか デトネーションエンジン >>832
>>828はロータリーデトネーションエンジンでなくロータリーデトネーション燃焼器の開発なんでなあ
推力や燃費が大きく向上するであろうなので期待よな、可変バイパスと組み合わせれば燃費が四割位良くなるかもなあ >>834
デトネーションってのは日本語では爆轟と書く
よくテレビで火の玉が出てくる爆発映像ってのがあるけど、爆薬とかエアゾルとかが爆発すると火の玉の拡大速度は超音速(マッハ5以上)になるのよ
ゆえに爆轟
そして普通にものが燃えるよりも燃焼効率がいい
ならば、ジェットエンジンの燃焼室内でこの爆轟を人工的に起こしたらさらに燃費がよくなるし出力も上げられるんでね？
ってのがデトネーションエンジンの発想
ただしこの爆轟を持続的に同一箇所で起こしつづけるのはぶっちゃけ無理
だから1秒間に何度も断続的に起こしてやろつってのがパルスデトネーション
対して「ロータリーデトネーション」ってのは燃焼室を円筒に見立ててある1箇所で起こってる爆轟を円筒の外周を回転させるように移動させることで「1箇所で起こしつづけてはいないながらも全体としては連続して爆轟を起こしつづけている」状態を作り出す技術
あたかも螺旋のようにね
今回のロータリーデトネーション燃焼器の開発は、ジェットエンジンの燃焼室を取り替えてエンジンの大きさそのままに出力と燃費が非常によいものとする目的と思われるわけですね
概略はこんな感じ
間違ってたらごめん ローテティングデトネーションの間違いでしょってつまらん突っ込みだったんですけど詳しく説明してくれてありがとうございます 201208
防衛装備庁長官官房会計官一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
公示第133号 令和2年12月21日 令和２年度哨戒機Ｐ－１用エンジン（Ｆ７－１０）の
設計基準等と欧米の認証基準との適合性確認役務の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji02-133.pdf
>③本役務の履行に必要なＦ７－１０エンジンの設計、製造等に関する知識
>及び技術を有していること。 納期令和3年3月31日 納地 防衛装備庁
公示第132号 令和2年12月21日 令和２年度戦闘機用エンジンシステムの適応性
向上技術に関する性能確認試験のうち戦闘機用エンジンの修理等の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji02-132.pdf
>③ 戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうち戦闘機用エンジンシステム
>のうちＸＦ９－１及びエンジン試験用支援器材の性能・機能・構造に
>関する専門的知識並びに設計・製造に関する知識及び技術を有していること。
>納期 令和3年7月30日 納地 防衛装備庁航空装備研究所
防衛装備庁 中央調達トップページ 入札情報 特定の随意契約における常続的公示
航空機調達官付航空機部品器材室
防衛装備庁が行う随意契約への新規参入の申し込みについて
ttps://www.mod.go.jp/atla/souhon/supply/kouji/index_jyouzoku.html
（防衛装備庁公示第１９号 ２７．１０．１）の一部改正（防衛装備庁公示第５７号 ２．１２．７）
ttps://www.mod.go.jp/atla/souhon/supply/kouji/jouzoku/02-kouji-057.pdf#page=5
> 7 大型エンジン試験施設 オ 2.12.7 要件：大型エンジン試験装置（その１）以降、新規参入の
>申し込みまでに防衛省が締結した当該防衛装備品の製造に係る契約での成果を継承し、
>当該製造の目的達成のためのシステム・インテグレーションが行えることを証明できること。 >>838
大型エンジン試験装置は大型エンジンの試験装置なのか大型のエンジン試験装置なのかどちらなんだろな >>842
たいへん興味深い
17は確実に、18トンくらいはいくかな？ >>844
現時点で15度換算ドライ12トン弱なんで12トン強位は出るんでね XF9-1はフル回転させてないらしいから
それくらいは出るかもしれませんね >>844 ドライ13トンは狙ってるみたいだよ。
13/20迄は視野に入ってるみたい。 輸出を視野に入れるかは知らんが
今迄の自衛隊カタログなら
13/20t⇒11t以上/15t以上な位の表示しかしなかったから真実を公表しないかも？ エンジンの性能はそのまま発表すると思う。民間エンジン市場のシェア拡大のためにも力を見せる必要がある。 F3後継か
XF5じゃ(本当の意味の)役不足になるのかな？
今まで推力がミリタリー推力単発で1.7tだったのが
XF5だとミリタリー推力でも3.3tか3.5tとかになるのかなあ
しかもXF5だとバイパス比が小さ過ぎて、練習機その他に使うなら
燃料の無駄になってしまう
バイパス比を大きくしたら推力4t近くになってそれを何に使うんだって事になる
XF5と比べて、タービン流量が半分程度のエンジンを新開発したいが
それこそ小さいほど難しい！になってしまう
さあ、どうしようｗ
タービン流量73%くらいで推力2.5t程度に抑え込んだらバランス取れるのかな？？？ 想像できるのは
ごく普通に出力を少し上げるとか燃費を改善するとか
飛行艇やLCACに使うことができる程度まで塩害対策を強化するとか
あとは改良の範疇から外れるが船舶用固定用ターボシャフトなどの派生に向けて研究とか F3エンジンを1400℃のコアにしただけでミリタリー推力2.2tだったな
それをケルビンに直して1.25倍の1800℃程度なら2.75t
悪くない倍率か？ >>853 かなりいけてるエンジンになるのでは？
他にも色々と盛り込める要素はあるし、XF5 , XF9 まで見ると面白い。 M-346のエンジンが推力2.85t×2
丁度いいな F3エンジンは改良に留まらず大変貌を遂げるみたいだから楽しみだな。 >>858
第三分類のはセンサー役を想定してるようなのでKJ400辺りでは？島嶼防衛用対艦誘導弾と共通化で量産効果期待できるだろし >>859 KJ14 0.07t
KJ100 0.4t
XKJ300
しか無いはずだが？ >>860
ああすまんなKJ300だわ
KJ300は島嶼防衛用対艦誘導弾をMk41に入れるのを考えると直径50センチ位になるだろし素材の変更とかもしてくるだろから推力800kg位にはなるんでねとおもうのよね kj300て何ぞとググったら、ターボファン化したkj100なのね
予算的にもtacomサイズの機体だろうからあり得そう 210126
防衛装備庁長官官房会計官一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
公示第139号 令和3年2月4日 令和２年度戦闘機用エンジンシステムの適応性向上技術
に関する性能確認試験のうち戦闘機用エンジンの修理等の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji02-139.pdf
>③ 戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうち戦闘機用エンジンシステム
>のうちＸＦ９－１及びエンジン試験用支援器材の性能・機能・構造に
>関する専門的知識並びに設計・製造に関する知識及び技術を有していること。
>納期 令和3年8月31日 納地 防衛装備庁航空装備研究所
※公示第139号は”令和3年1月22日付文書”で既に一度スレに貼っているか、見落として貼り忘れの
可能性あり。 210209
防衛装備庁 契約に係る情報の公表 地方調達 令和2年度12月分 （pdfファイル） 次期戦闘機関連
（航空装備研究所） ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ny_kenkyu_koukuu_ichi.html
物品役務（競争） ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf_ichiran/02-ekimu-kyousou-ko-12.pdf
スクラムジェットエンジンを搭載した極超音速機の基本モデルの作成 １件 R2.12.3 三菱重工業株式会社
物品役務（随契） ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf_ichiran/02-ekimu-zuikei-ko-12.pdf
人工エンジン適用に関する技術検討 １件 R.2.12.2 （株）IHI 要件:XF9-1 人工知能技術 応答性
ローテティング・デトネーションを活用した航空用ガスタービンエンジン燃焼器の概略設計作業 １件
R.2.12.14 (株)IHI >>864
スクラムジェット弾だけでなくスクラムジェットによる極超音速機の開発なあ
無人偵察機なのか次次期戦闘機になるのか
そしてローティングデトネーション燃焼器は期待したいなあ、これが実用化されれば燃費と推力が大きく上がるからな >865
航空用なので、誘導弾用を含むのか含まないのか？
F-3がデトネーションも将来構想に含むのなら、ちょっと凄いというか怖いぐらい。
民間SST用が先になると想像していたけれど、技術革新の時代なのかなぁ >>866
デトネーションエンジンでなくデトネーション燃焼器なので一つ前の技術になるのではなかろか、ローティングデトネーションエンジン単体での機体はもう少し後かと
小型のRDEが実用化されれば機体各所に付けられたスラスタで機動が可能になるので所謂UFOみたいな動きが可能になるかもしれんし艦載機を陸上機からあまり変えないで作れるかもな XF9に人工知能適用か
燃焼室かアフターバーナーの燃焼パターンに
深層学習を適用するのかなあ
あるいはファンや圧縮機の静翼の制御に使うか やっぱり故障の早期検出とか？
ディープラーニングで、今日は音がおかしい、点検しましょう！ 深層学習でファンや圧縮機の静翼の角度を機体速度や
エンジン運転状態、燃焼室の温度、迎角を取った飛行時などに応じて変更させるか
これでゆくゆくは「ダブルバイパスを使わないバイパス比変更」という可変バイパスが
出来るかもなあ >>870
IHIが研究してた可変静翼による可変バイパス化への応用というか可変バイパス化の為の研究か
そう考えると次期戦闘機用エンジンには可変バイパス機構が採用されるかもな そして可変バイパス機構のメリットを生かすには今のXF9-1よりもファン部を拡大したエンジンになるんでないかと思うのだな、例えばF119と同程度まで拡大とかな
機体側もそれに比例して大型化するだろうけどエンジンの推力向上で十二分に解決できるだろしな >>873
FADECで可変バイパス比を実現できる！という大胆な試みだ そういえばXF9-1可変サイクル化の検討はどうなったんだろう
去年度が終わる直前に報告を納品したはずだから、来年度からスタートするエンジンの開発に反映されるなら
そろそろ情報が出てもいいかな >>876
＞ 屋内面積は約7500平方メートルで、RRは「サッカーのプレミアリーグのフィールドより広い」と説明。
航空向け屋内実証施設としては最大で、もっとも先進的なテストベッドだといい、9000万ポンド（約128億円）を投資し、
3年近くかけて建設された。
今回の試験は、英ダービーでエアバスA350 XWB向けエンジンTrent XWB（トレントXWB）を使って実施。
テストベッド80は、Trent XWB、ボーイング787型機向けTrent 1000などの既存エンジン、
次世代高効率エンジン向け技術を試験するUltraFan実証機、ハイブリッドや全電動航空システムといった将来的なものまで、
幅広い種類のエンジンを試験できるよう設計した。
また、ジャンボの愛称で親しまれたボーイング747型機を1基で離陸できる推力155キロ重量ポンドのエンジンなど、
さまざまなサイズのエンジンを試験できるという。
＿＿＿
画像を見る限り高空試験装置ではないな
155000lbのエンジンって書いてあるけど、これはあくまでもその推力まで試験できますよってだけの話だな
Trent XWBでもその6割くらいの推力しかないし X-2が飛ぶとエンジンに倍の量の空気が入りそうになった、みたいな記事があったっけ
適切なFADECによりそういう現象が少しでもエンジン推力増大その他に繋がっていけばいいなあ >>864 航空用ガスタービンエンジンだから、ジェットエンジンではなくて、発電機用の別エンジンではないだろうか。 これにより大出力レーザーを発射するとか。
スクラムジェットエンジンはミサイル用だと思う。
>>872 でもファン口径を大きくしたらスリムじゃなくなるからな、ファン口径も連動させるとか？ >>879
レーザーガンシステム以外にもHPMや電磁砲でも電力は必要だからなあ
エンジンのサイズは機体に合わせてのサイズと推力の話だからその分機体を大きくすれば比率としてスリムになるかと ステルス性は絶対的な大きさが重要なんだから、大きくなったら元も子もない。 210216
防衛装備庁長官官房会計官一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
公示第6号 令和3年3月5日 令和３年度戦闘機用エンジンシステムの適応性向上技術に関する
性能確認試験のうち戦闘機用エンジンの組立・運転等の契約希望者募集要領
ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji03-006.pdf
>③戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうち戦闘機用エンジンシステ
>ムのうちＸＦ９－１及び構成機器等並びに戦闘機用エンジンシステムの
>適応性向上技術に関する試験用支援器材のうちディストーション試験用
>器材の設計・製造に関する知識及び技術を有していること。
>納期 令和3年11月12日 納地 防衛装備庁航空装備研究所 210217
2021/2/17航空装備研究所のページを更新しました。
ttps://www.mod.go.jp/atla/kousouken.html
”ＸＦ９－１の高空試験 令和元年９月から１０月には飛行状態を模擬した条件下で
各種の性能確認を行いました。令和２年７月に制御機能等を確認するために必要
なデータ取得を完了しました。”
”この研究では、試作を行った全周２０度の推力偏向が可能な推力偏向ノズル（ＸＶＮ３－１）
を戦闘機用エンジン（ＸＦ９－１）に搭載して地上試験を実施する計画です。”
動画にXVN3-1の立てておいてある画像がある。 >>883
前から、高空試験装置の流量がどうのとか温度がどうのとかって言ってて
そしてXF9の2倍の流量が必要だろうけどそんな規模の施設はまだ出来てないよとか
色々言われてたのになあ
あっさり終了
これでX-2と同じような飛ばし方の試験だけは出来るってか？
C-2FTBとかあればちょっと積んで飛ばしたいけど難しいなあ >>884
Xf5-1はFTBはしないでATFで耐空性能の
確認を行ったそうです。
XF9-1は試験可能な高高度領域で試験を行った
そうですよ。Jwing 2019年8月号によれば。 もういつでも飛ばせる自信があるから
単発機のポンチ絵まで出て来るんだろうなあ
何かとりあえず初期段階で10台くらい作って
うち4つくらい、イギリスの1000mph自動車開発チームに
レンタルしたらって考えてしまった
でもイギリス人も信用し過ぎるとろくな事にならないな とにかく高空試験装置での試験も終わったのはありがたい事だ ミリタリー用途ではないがPW4000が事故か
あまり知られてないが、今の高バイパス比エンジンではタービンを通る流量が世界最大なんだよなあ
ライバル、というか今ではそちらの方が強力なGE90よりタービンの流量がずっと多い
まあ燃費がその分だけ悪く古いエンジンになる
バイパス比も最大でも6ちょっと
P&Wでは「ギアードターボファンで、同じ燃焼室サイズのエンジンを作れる」と言っているが
GE9XですらGE90よりタービン流量減ったのにバイパス比10のためファンを大きくしたら
GE90を直径で超えてしまったからなあ
ギアードターボファンのPW4000クラスのタービン流量でバイパス比11とかだと
直径4m超えて翼の下に搭載できなくなるな
翼の上に積んでSTOLでも狙うか >>892
>翼の上に積んでSTOLでも狙うか
整備性最悪なのでその設計案は却下しよう 低圧圧縮ファンのガイドベーンなんかをヒートパイプか冷媒循環なんかで
中間冷却できるもんなんでしょうかね？
第一段減速ファンの周辺のシュラウドやナセル表面に冷媒の冷却パイプを這わせると
それなりに冷却できそうですが。
基礎研究だと低圧圧縮ファンと高圧圧縮ファンの間に中間冷却器を設けて
低圧圧縮ファンの駆動エネルギーの損失を減らすようなモデルを提唱してる
研究者もいるみたいですえ 圧縮機でどうしても熱が発生する、か
圧縮過程ではあまり加熱せずに燃焼室だけで高温になった方が良いんだよな >>896
循環ポンプとか付属の重量が燃費向上や推力向上に見合うかでしょうかね
燃料供給ポンプはいずれにしろ必要だからインテグラルタンクにして燃料を外板を通して
高空で冷却したり、燃料パイプを外気で冷却してから冷えた燃料を一度、
低圧圧縮ファンのガイドベーンに通せば低圧圧縮ファンでは圧縮空気は冷却されるので
低圧圧縮ファンの駆動エネルギーは節約できる。一方、燃料は加熱されて
アニュラー燃焼器に導入したら、熱効率は上がるとは思います。
手っ取り早く薄膜フィルム太陽電池パネルを表層滑面塗装がわり主翼や胴体上面に
貼ってリチウム電池に繋げた方が重量効率が良いかもしれませんね。
全駆動力を主翼上面の太陽電池パネルに依存した無人航空機が地球一周を実現してる
から太陽電池を翼面に貼った発電は飛行の効率アップになることは間違いないし >>898
>循環ポンプとか付属の重量が燃費向上や推力向上に見合うかでしょうかね
日本でも欧米でも、そこら辺はきちんと調査検討済みでプリクーラー付きの試作エンジンまで試験済みですよ。(これまでは液体水素使うとか、かなりトンデモない規模でしたが)
液体水素を積んで極超音速民間機なんて絶対に商業的に無理と個人的には思いますが、論文や雑誌記事を見る限り関係者の皆さんは本気見たいですね。 燃料を圧縮機の上流側で冷媒として使用するアイデアはすでに極超音速ジェットエンジンで出されてますね
宇宙航空研究開発機構研究開発報告
JAXA Research and Development Report
飛行実験用極超音速ターボジェットエンジン制御装置の開発
ISSN 1349-1113 JAXA-RR-08-012
-----------------------------------------------------------------------------
ジェットエンジンを極超音速飛行用に 使用する際に最大の技術課題となるのが，エンジンに流 入する空気の過熱対策である.マッハ 5 で飛行する場合， 流入空気の全温は 960 ̊C 以上にも達し，このような高温 環境下で通常の航空機用エンジンを使用することはでき ない.予冷ターボジェットエンジンは，インテークで捕 獲した空気を圧縮機上流で冷却するための熱交換器(プ リクーラ)を具えることで極超音速飛行を可能にするタ ーボジェットエンジンで，液体水素燃料を冷媒として利 用するのが特徴である. 所詮、熱機関だから低圧圧縮機側の駆動エネルギーを減らす小手先の改良より、タービン入口温度を上げる新規耐熱素材や
タービン羽の冷却空気循環や微細孔からの圧縮空気噴出による防護層形成による焼損防止の
方が本道なんだろうねw >>899
液水でなくアンモニアかもな熱伝導考えると
世界初となるアンモニア焚き4万kW級ガスタービンシステムの開発に着手
prtimes.jp/main/html/rd/p/000000208.000025611.html
オーストラリアや中東で水素作ってそれをアンモニアにして輸送とかなれば航空燃料にアンモニア使うのは無理ではなかろ >>901
耐熱材料で無冷却エンジンがこれからのトレンドかと 高性能で低燃費、軽くて信頼性を高い
とか要求が無茶振りだわなw
据え置きだと重くても良いけど数年、止めずに運転とかありだから大変
飛行機はとりあえず毎飛行、降りて点検だから
定期交換による信頼性維持で軽くできる訳だけど >>903
同じ言葉を1980年代初頭に聞いたな
セラミックエンジンとか言ってたっけ >>902
水素もアンモニアも日本式で作って輸入するものは大量の二酸化炭素を出ながら作るんだけどな。 >>806
極薄太陽光発電フィルムとかそのうち旅客機の主翼や胴体に
塗装がわりに貼られてLi電池に電気を貯めるんじゃないの？
成層圏で雲の上なら太陽光照射もかなり強力で発電効率は良いでしょ？
どっちにしろ機体は塗装しないといけないんだから発電フィルム貼ったほうがよくね？ >>903
タービン羽を無冷却にして1800℃を超える燃焼ガスを羽根で受けるのは可能だろうけど
数千回転の遠心力に対抗できる素材なのか、その羽根と軸受の間の円盤との接合が熱ダレしないlか心配だね
激しく赤外線を放射するタービン羽の周囲を囲うケーシングの耐熱性とか
心配だね
レシプロエンジンみたいなピストンリングと潤滑を
タービンの回転部分では考えなくていいから
セラミックタービン翼ジェットは可能なのか？ >>911 既にCMC動翼のテストはしてるだろ。
熱や製造上は問題ないところまで来てる。
先ずは静翼で採用して次に動翼かな。
2030年頃には量産立上げの予定 ジェット/タービンエンジンの話じゃないけど
前世紀の車のセラミック断熱エンジンは熱効率は確かに
高かったが実際には潤滑油冷却だったのであっというまに
潤滑油が炭化するので実用化が見送られたんだが、
今世紀に入って日産が熱効率50％のガソリンエンジンを
開発して時代は変わったんだなあ思った、これで排気廃熱
を回収回生出来れば、最新型のガスタービンに迫る熱効率
を達成するのかな？
ttps://carview.yahoo.co.jp/news/detail/d8f79671dbf6675b68fb0dc7a88da3a36dd7be01/ >>912
次期戦闘機用エンジンでCMC静翼とCMC燃焼器とCMC動翼適用ならば燃費と推力はXF9よりもかなり高まるなあ >895 割とGEのLMS100がそのまんまだと思うが。アレは艦船なら行けるけど、航空機で適応するには重量がちとね。燃料でうまく冷却できれば考える余地は生まれると思うけど。
>896 ターボチャージャーのインタークーラー（アフタークーラー）のまんまの話と思うが。
>899 エアターボラムジェットは、またちょっと話が違って、マッハ６が必要な排気速度の都合からほぼ水素が必須で、高圧縮の空気の冷却に水素の潜熱を有難く使う、という話なので。
>913 廃熱回収（多分動力じゃ無いと思うぞ）を効率に入れる時点でうさん臭さが…、ガソリン機関で最適条件での最高効率として46%は相当頑張っていると思うけど、
タンカーなんかで使っている2ストローク低速ディーゼル機関の熱効率は50%超えているので。 XF9はXF5より吸気効率が断面積あたりで12%向上、か
ファン性能が良いと
スリムエンジンと言われつつも流量はコア部78kg/sとか全体流量も110kg/s近いかもなあ >>915
艦船搭載して電気駆動モードだと割と最適回転数範囲になるように1-4基の運転数を可変にできて
部分負荷を使わないで済むから変なギミックは追加しなくても良いだろうね
そもそも艦船の場合は海水冷却が可能なのは大きいが海水飛沫を含む吸気を処理する
ダクトと飛沫除去のギミックが吸気抵抗損失になったり容積、重量の増加の問題はあるね フネの場合10t程度の重量増は、効率が良くなれば相殺以上になるからねー。
とはいえ中間冷却を入れたWR21を搭載した英の45型はエンジントラブルで有名な艦なので、現時点ではまだお察し。 ペリー級フリゲートみたいにLM2500を2基1軸に繋げるような運用だと
部分負荷による燃費悪化が著しいだろうけど
ポッド式電気駆動でガスタービン発電機を4-6基を積めば
低速、巡行、最大戦速の範囲で1-6基の範囲で安くて信頼性の高い
通常型ガスタービンの運転数を変えるだけで1基あたり80-100%負荷での
燃費的にも統合発電的にも美味しい運転ができるのではなかろうか ガスタービンの効率も5千KWクラスだと熱効率35%とかに達したっけ？程度のお察しなので、騒音問題を解決できるなら（できているなら）
FFMの5千KW以上のディーゼル複数と高速用のMT30クラスの3万KW以上級が割と当面の正解で、ディーゼルを発電機関としてCODLAGが理想なんじゃ。
2万kwクラスのガスタービンだと熱効率40%がそろそろ見えてきて、部分負荷のディーゼルと渡り合えるようになるので。
正直2千KWクラスのガスタービン発電機関は熱効率の面では厳しく、メンテナンスの楽さとスペース確保、交換時の楽さで選んでいると思っています。 >>921
図だとF135は1700℃級?エンジンなのね 2000Kを超えると窒素が乖離し始めて効率が云々言っていた気が。その辺どうにかなったって事なのかね？ >>921
2-2の図では燃焼器出口ガス温度がF119とF135でほぼ同じ値となっていて
英語WikiではF135のタービン入口温度は1980 °Cと記載されているが
タービン入口温度と燃焼器出口ガス温度は別物というなのかね >>925
同じと言えば同じだし違うと言えば違うが
構造上少なくとも燃焼器出口温度がタービン入口温度より低いことはない >>926
wikiの情報なので正確性に欠けますが3,600 °F (1,980 °C; 2,260 K)とされているので
単位ミスでは無いみたいです。
>>927
>>928
やはりこのグラフ記載はF119とF135の関係に違和感がありますね
F135の入口温度がXF9-1を上回っているかは不明としても、F119より後発でありアップグレードされたF135の入口温度が同様というのはありえないかなあ
防衛省の取得している製造メーカーからの公式情報では同じということなのかもしれませんが・・・ >>929
KをCと勘違いしてそこからFとKを換算したならそうなる
根拠不明のWikiよりも実際F135を運用してる防衛省の方が正しいと思う >>929
実際に運用してる防衛省の資料の方が信頼置けそうだと思うの >>929
>F119より後発でありアップグレードされたF135の
TITでF119～F135でないと、F135の2025年頃(次)の改良型で公表されている燃費改善・推力向上が『物理学的に不可能になる』よ。TITが上がるので燃費改善・推力向上があるのでしょう。 >>929 防衛省のデータでは F135 は、1700℃だよ
こっちの方が信用できる。 >>934 そもそも2000℃を達成できる根拠がない
いくら空冷したってロスが大きすぎる。 その温度が何の時の温度か？って問題はあるけどな
単純に数字だけ比較しても意味がない お前の車は50km/hで走ってるときも100km/hで走ってるときも同じ出力なの？ TITは上限温度。それ以上なら寿命が短くなるか、破損する。
えいやで言えば、1980年頃に1400度Cだったのが、2020年頃に1800度Cに到達した。10年で100度アップ。
地球大気の組成的(N2の吸熱反応開始)には2000度Cが限界。 XF9 TIT 1800℃ 動翼耐熱温度1200℃
動翼の耐熱性が上がっていけばTIT は同じでも出力を上げられる。
現在1400℃は実現可能 >>942
TIT2000度クラス、動翼耐熱温度1800度が究極目標らしいがまだ先は長いだなあ
カーボンカーボンで作れれば突破できるようだが難しいようだの
https://www.google.com/url?sa=t&;source=web&rct=j&url=http://www.enaa.or.jp/WE-NET/ronbun/1997/14/masa1997.html&;ved=2ahUKEwij_63OrNzvAhXr_mEKHZOxAl4QFjANegQIBBAC&usg=AOvVaw2buFuUqv97dIg7lhmJHe_C&cshid=1617256381515 F-3を売れとかXF5を売れとかいう話は出ては現実派に叩き潰される
海外のエンジンのセールストークについてRB199、XG-40、EJ200というイギリスのエンジンの売り方についてご教示いただいた
369
RRは昔から実在しないエンジンを提案したりするんだよね
日本に対しても国産FSX案でRB199-67Rとかいう実在しないトーネード用エンジンの発展型を提案してた模様
今回のF-XでもRR製のペーパープランでしかないエンジンの採用を持ちかけてきてた
日本側は相手にせず協力を今後も模索するという事実上のお断りを入れたけどね
アメリカはエンジンを供給しないと言い出すけど英国は実在しないエンジン開発に出資しろと言い出す
出資はしても設計は丸投げしろという方式だから出資する側に相当な権利が無いとリスクだけが大きい話になってしまう
370
アメリカや日本は交渉してから契約を結ぶ。
ヨーロッパやアジアは契約を結んでからが交渉の始まり。
話が噛み合うわけがない。
372
国産FSX案の候補エンジンは本命はF404でF-18Cやグリペン初期型に搭載された推力8㌧程度のエンジン
その他の候補がPW1120とPR199系統のエンジンだった
本命エンジンの推力から考えるとRB199-67Rは推力8～9㌧級エンジンになる予定だったのでは？
ちなみにテジャス初期案へも提案されたという話もあるが相手にされなかった模様
後にタイフーンに搭載されるEJ200のベースはXG-40だったので
RRがどれだけRB199系統のRB199-67Rが実現性があると思って話しをもちかけてたか疑わしい
迂闊に話しに乗ったら開発費だけとられて本当にできるかわからんという話なったと思う
今回の日本のF-X用エンジンでもXF9系エンジン開発に参加すると申し出たわけではなく
RRが構想するエンジンに日本が出資して開発してF-3とテンペストに搭載するという話をもちかけてた模様
ようは英国に都合がよい話をもちかけてただけで日本と対等な共同開発する気があったとは言えない
英国とはレーダーの共同研究しか話しが纏まらず日本はXF9系エンジンの実用型開発へと今年度から動くことが決定した こんな連中だからRB211で会社吹っ飛ばしたりするんだな
そういう人たちからしたら、きっちりと仕様書通りに納期も守って納品する日本企業は
まさに知的階級奴隷としてうってつけだ
FJR710もいい具合にRRに良い部分を乗っ取られてRJ500になってV2500になって
日本はめでたく低圧部分の下請けとして一定の利益だけ得られる立場になった
でも推力4.8tのFJR710 / 600 が出来た後で、推力7t位だったという
FJR710/700がもし作られていたとしたら、
・国産でP-Xをもっと早く作れていた
・十分な大きさのエンジンコアがあったので、FS-XでF404を使えないとなった時に
タービン直前温度1400℃ですぐにミリタリー推力4.5tくらいのエンジンは作れていた
(ABの試験はその後だったな)
などの可能性もあったのか
まあイギリスとしては「我々が失敗した高バイパス比エンジンのファンを
日本は見事に作って後のV2500でも日本が担当したのだから
これは関係者全員Win-Winの国際プロジェクトの成功例である」って事になるんだろうけどなあｗ >>941
タービン入口温度ってのはその時使ってる出力で全然数字（限界）が違うんだが？
何の時の値か明確に記載のない数字を単純比較するのは意味がない… >>947 何を言ってるのか意味不明。
出力はドライマックスで測定するだろ。
マックスで壊れる様なエンジンじゃ使い物にならない。 それ以下でやんわり使う場合など考慮しないでも良い。
TITが最も影響するのは高圧動翼の羽根の表面温度。 ここは普通の金属では世界最高のXF9のNi超合金でも1200℃
それを空冷してTIT1800℃にしたのがXF9
次の戦いは動翼1400℃ 日本はSiC CMC でできる目処をつけたからうまくいけば、1400℃、TIT2000℃も視野に入るが、1400℃、TIT1800℃のままで空冷で消費する損失を無くす方向でも出力を増大できる。 日本でF3エンジンの後継を作ろうって話になっている
XF5ベースなのか？など色々考えられる
エンジンで現在存在しない型を提案してそれがある事を前提に
商売する方法を、日本の
XF5、F7、XF9に適用するとどこまで可能だろうか
自分の勝手な妄想を込めたスペック
XF5：ミリタリー推力3.3t、AB推力5t、バイパス比1:0.39、タービン直前温度1570℃
F7：推力6.1t、バイパス比8.2、タービン直前温度1550℃
XF9：ミリタリー推力11t以上、AB推力15t以上、バイパス比1:0.35前後、タービン直前温度1800℃
これをどこまで弄れるかって事か 同じエンジン名を冠していても、(XF9みたいにタービン直前温度がガスタービン機関における
物理的な限界に近付いてきているものは難しいが)
タービン直前温度が100℃くらい違っている場合は少なくない
XF5の名前が付いていてもタービン直前温度1650℃でも何らおかしくないって事になる
というか日本でもF3エンジンの名前を付けつつXF3-IHI-400は本家より300℃も高いタービン直前温度だった
「双発で合計AB推力17tくらいのエンジンのステルス戦闘機が欲しい！」という中進国に対して
需要を満たせる国は多くない事になっている
ロシアがRD-33を提供出来るがロシアもその国を縛り付けて来る
しかしXF5の名前を持ちつつ、流量が当初の1.5倍の50kg/sもある奴とか作ったら
それはちょっとXF5とは呼べるかどうか分からん
まあそういうものでも
「イギリスがEJ270とかRB199の変なバージョンを提案したなどの事例と同様に
日本もXF5とかの変なバージョンを提案する！開発費は注文して来た国任せ！！！」という
日本が他の二枚舌先進国並みのあこぎな商売をするとしたらどういうラインナップになるか、
って事かねえ
日本にはそういう国にはなって欲しくないが 372
国産FSX案の候補エンジンは本命はF404でF-18Cやグリペン初期型に搭載された推力8㌧程度のエンジン
その他の候補がPW1120とPR199系統のエンジンだった
本命エンジンの推力から考えるとRB199-67Rは推力8～9㌧級エンジンになる予定だったのでは？
ちなみにテジャス初期案へも提案されたという話もあるが相手にされなかった模様
後にタイフーンに搭載されるEJ200のベースはXG-40だったので
RRがどれだけRB199系統のRB199-67Rが実現性があると思って話しをもちかけてたか疑わしい
迂闊に話しに乗ったら開発費だけとられて本当にできるかわからんという話なったと思う
今回の日本のF-X用エンジンでもXF9系エンジン開発に参加すると申し出たわけではなく
RRが構想するエンジンに日本が出資して開発してF-3とテンペストに搭載するという話をもちかけてた模様
ようは英国に都合がよい話をもちかけてただけで日本と対等な共同開発する気があったとは言えない
英国とはレーダーの共同研究しか話しが纏まらず日本はXF9系エンジンの実用型開発へと今年度から動くことが決定した
＿＿
まあRB199-67Rなるエンジンをイギリスは提案してたんだと EJ200やその前身のXG-40と同時期に提案したんだから
もしRB199-67Rのタービン直前温度が1470℃行ってたとしたら
RB199の量産型がタービン直前温度1250℃で推力7.4tだったから
そのまま増加させたら
PS C:\> 7.4*(1470+273)/(1250+273)
8.46894287590282
8.5t弱か
相変わらず3重軸エンジンでバイパス比1:1.1の予定だったのかなあ？
燃費は良かったかも知れんが、ミリタリー推力がやや弱め？となるかも知れん
温度が上がるのに3重軸なんて複雑な機構で、かつサイズが小さいんだから
実現できるかどうか不安だな ラムジェットパルスデトネーションエンジンのデモンストレーターがテストの第1段階を完了しました
https://www.youtube.com/watch?v=HTafYjYsP7o
次世代技術パルスデトネーションエンジンの開発競争は激しい >>953
既にJAXAはPDEより将来性のあるRDEに進んでるのでな
今年度には宇宙で試験する予定だしRD燃焼器も開発始めるようなので遅れてないどころか前にいるだろ >>954 ラムジェット、スクラムジェットデュアルモードエンジンの地上テストも進行中だしね。
何より良かったのは、今までJAXAは宇宙往還機を水素でやってたが、防衛省と統一してジェット燃料にした事。 冷却の目処もついたからだろう。
よく解らないのが三菱が進めてたジェット燃料をメタンガスに改質する方式はなくても極超音速を達成できるようになったのかな？ トルコ製の中距離対艦ミサイルエンジンが世界記録を更新
https://www.defenseworld.net/news/29373/Turkish_made_Medium_Range_Anti_Ship_Missile_Engine_Just_Broke_a_World_Record#.YHzl1Oj7RPZ
以下グーグル翻訳文
---------
トルコ初の自家製中距離対艦ミサイル（MRASM）エアブリージングエンジンTEI-TJ300は、直径240 mmで1,342ニュートンの衝撃力に到達し、世界記録を更新しました。
---------
直径240mm程度のターボジェットエンジンで推力の世界記録更新したそうな >>958
文字化け部分
開発メーカーはTusas Engine Industries 1,342ニュートンか
世界の上位レベルだと130kNとか言っている訳で
もちろんずっと小さな推力だ
>>956のエンジンはあくまでもミサイル用だ
しかし、トルコという中進国も小さいとはいえジェットエンジンを国産するようになった
そのことに意義がある 普通は耐久性とかも問題になるけど、ミサイル用なら数時間持てば十分だから、
手習いとしてはいい用途なんだろうな。 まあそんな使い捨てターボジェットをベースにヘリ用のエンジンを作って酷い目に逢っているOH-1なんつー機体もありますけどね…
ああいう梯子の外し方するから、防衛庁（省）をイマイチ信用してくれないんだろうな。
それ以前に予算縮減、コストカッターばっかり省庁で出世するのがタチ悪いんだけど。 https://www.geaviation.com/military/engines/ge-adaptive-cycle-engine
ここにXA100だかのアダプティブサイクルエンジンのアニメーションがあって
HIGH-THRUSTとHIGH-EFFICIENCYで切り替えると
HIGH-THRUSTだと内側バイパスの気流が増えて
HIGH-EFFICIENCYだと外側パイパスの気流が増えますねえ
ところで
内側バイパスに突き出しているのは、
まさかバイパス内の空気まで燃やすダクトバーナー(P&Wでの用語。1970年代後半に試験され不調で
GEの可変サイクルのみ生き残った)という奴か？？？
可変サイクルがターボファン～ターボジェットへの架け橋としたら
ダクトバーナーはターボファン～ラムジェットへの架け橋 >>963
ダクトバーナー……死んだ筈では
過去に失敗した技術も素材の変更などで蘇るのかもしれんな 内側バイパス流は燃料噴射＋着火しても逆火は起こさないと判断しているのか、アフターバーナー代わり（か追加かはわからん）を狙っているのか果てさて
マッハ２での巡航でも狙っているやも知れず 15年以上前にエンジンに詳しそうな人が
「ダクトバーナーは難しい。
そもそも最初のターボファンエンジンであるコンウェイですら
バイパスはエンジンの冷却という目的で作って、そしたら
燃費が異常に良くなったので計算し直したらこれが旅客機程度の速度に適したものであると分かった
というもので、バイパスはエンジンの冷却も担っている
そこで燃料を燃やすなんて言語道断」
とまで言っていたのだが、それを今再びやってのけるか！！！
自分は2重のバイパスのどっちかでダクトバーナーが可能なのではと妄想した事はあったが
内側でなく燃焼室への影響の少ない外側じゃないかって思ってたんだがなあ
内側バイパスでやってそれで上手く行っているのか
XF9とそれを作ったIHIは素晴らしい
でもF135等を作っているアメリカはまだまだ色んな手を残している
何故かバイパスのファンの静翼を上手く開閉してパルスジェット化して
パルスデトネーションエンジンの燃焼周期と合わせる、という電波が浮かんできたｗ
絶対エンジン痛めると思う >>966
まあXF9もアダプティブ化検討してるみたいだし期待してるわ
ちなみにIHIのアダプティブ化についてこんなレスがあったんだが実際の所どうなんだろな？
788 名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 2132-Xhoa [60.238.132.149]) sage 2020/12/16(水) 17:40:29.34 ID:FGe0LSMg0
>>782
んー、どうだろ？ >IHI式だと太くならない
単純に元のF9にそのままアレを適用した場合、亜音速巡航燃費は変わらず、超音速巡航
してる時のミリタリー推力がちみっと上がる、程度のメリットになるのよな。仕掛けのわりに
ちょっと得るものが少なすぎる感がガｶﾞ……
あるいは径とファンはそのままに少しだけコアを小型化して仕込む、って手もあるが、これは
亜音速巡航時燃費は向上するけど、アフターバーナでの推力はトントンか微減で燃費は悪化
ミリタリー推力はコアの小型化ぶん低下(燃費はよくなるけど)するので、よっぽど極端に
航続重視するんでもなきゃあんまし採りたいオプションではない
上で太くなる、つーたのはコアそのままにファン拡大した上で可変メカ仕込むオプションね
もしやるならこれじゃね、と個人的には思うけど、その場合ベースのF9で構想してた機体より
更に大型化するのが前提となるかな X-2の試験中に「XF5は飛行による流用増大によく耐えた」みたいな文章があったっけなあ
技本でもそういうのを経験しているうちに「スピード上がってきたら少しでも
前進時に抵抗にならないところに空気を流しておきたいし、
さらにそれを燃料を燃やすのに使えればもっといいよな」とは
考えるようになるよな
それでIHIのアダプティブ化のアイディアになったんだろうけど
そしたら「それって却って効率下がらない？」という人も出たか >>968
却って効率が下がるでなく可変バイパスを生かすならファン大型化した方が推力を増やしながら効率も良くなるのでは？という話かと
エンジン直径拡大するデメリットと推力や燃費向上(ファン大型化の効果と可変バイパスの効果の相乗)するメリットを比較しての話だろけどな 3Dプリンターでコスト低減か
やっぱり最大手グループはどんどん手が早いなあ GEは3Dプリンティングを自社のエンジンだけじゃなく世界的に推進させてる企業だから驚く話じゃないでしょ GE Aviation finishes testing on first XA100 adaptive cycle engine
https://www.flightglobal.com/fixed-wing/ge-aviation-finishes-testing-on-first-xa100-adaptive-cycle-engine/143731.article
Testing on GE’s First XA100 Adaptive Cycle Engine Concludes, Proves Out Transformational Capabilities
https://www.ge.com/news/press-releases/testing-on-ges-first-xa100-adaptive-cycle-engine-concludes-proves-out
https://www.ge.com/news/sites/default/files/inline-images/XA100_USAF_Approved_Photo.jpg
GEは、戦闘推進の新時代の到来を告げる、最初のXA100適応型サイクルエンジンのテストを完了しました。
GEは、2020年12月22日にオハイオ州エベンデールの高度試験施設で試験を開始しました。
エンジンの性能と機械的挙動は、試験前の予測と一致し、米空軍の適応型エンジン移行プログラム（AETP）の
目標に完全に合致しました。
今回の試験の成功は、GEのXA100エンジンが戦闘機に革新的な推進力を提供できることを証明するものです。
XA100-GE-100エンジンは、3つの主要なイノベーションを組み合わせて、戦闘推進性能に世代交代をもたらします。
最大出力のための高推力モードと最適な燃料節約とロイター時間のための高効率モードの両方を提供する適応エンジンサイクル
熱管理機能の段階的変更を提供し、戦闘効果を高めるための将来のミッションシステムを可能にするサードストリームアーキテクチャ
セラミックマトリックス複合材料（CMC）、ポリマーマトリックス複合材料（PMC）、積層造形などの高度なコンポーネント技術の広範な使用
これらの革新的な技術革新により、推力が10％増加し、燃料効率が25％向上し、航空機の熱放散能力が大幅に向上します。
これらはすべて、現在の推進システムと同じ物理的範囲内にあります。 やっぱアメリカはすげえなあ
これでF135と同クラスのエンジンなら推力21tを完全にオーバーか >>974
>F135と同クラス
F135の置き換え用ですから、当然ですね。
F135の短寿命問題と合わせて全数交換になりそう。 F136止めたからステルス用はもうやらないのかと思っていた。 >>976
技術はあるんだからそりゃ続けますよ
あと、長さや直径だけならF110などとあまり差が無いんだから
F-16を応用したような4.75世代機のエンジンとしても
一応使えるんだろうなあ
少なくともインテークは改造必須だけど そうじゃ無くてF136をやめたのは代わりのエンジンとして開発費を出さないと国が決めたから自主開発を諦めたって事だ。何兆円かかるか分からない開発費を独自でやるには高額すぎる。
今やってるのは空軍のマークが入ってるから空軍も支援しているって事だろう。
企業単体で独自開発するには高性能で高価すぎるって事。
技術や能力もだが金が無いと開発できない。 >>978
F-35のエンジンをF135のみにしたら少しずつ問題も出て来てるからなあ
>>979
細いエンジンで可変バイパスに成功したら凄いねえ！ >>975 技術的には短寿命問題が解決する要素は見当たらないけどね。 >>982
>短寿命問題が解決する要素
使う材料が新しくなっている。 654
> 641
XAシリーズってダクトバーナーの研究もしてるんでしょ？
アメリカは時代が進んだ今なら素材も仕組みもより精緻化して実現出来る範囲内と見てるみたいだね
なんかPDEでもRDEでも理論が合えば可変バイパスのダクトで実現出来るみたいだし
冷却が依然謎だけど
668
> 654
> 冷却は依然謎だけど
上のPDFに「全面フィルム冷却で熱平衡を達成し長秒時燃燃焼達成の確証を得た」って書いてありますがな
実機による長秒時燃焼の達成自体はこれからみたいだけど冷却の目途は立ってて謎でも何でもない >RDE
もしかしてAXのダクトバーナーについて言ってるのなら、燃やすのはコンプレッサ途中から抽気した
サードフローのほうで冷却はファン流でするつもりと思われ
ちな、ダクトバーナってファン流でもサードフローでもその特性上どうしたって主燃焼室より低圧で燃焼させる
ことになるんでジェットエンジンの原理上効率は下がる。個人的には冷却云々よりもそっちの面で割と懐疑的かな
680
> 668
ちなみにサードフローってのは一番外側のものであって、燃焼器らしきものが見えるってのは内側のハイスラストフローね
外側で燃やすなら熱がヤバいだろうしますます冷却が謎になってしまうのでは
あとラム圧により加熱と圧縮が高まる速さでラムジェット化させて効率を高められるのはいくつも先例がある
その上で熱や燃費が問題になってる訳で、問題は圧力といった技術的なものでは無いと思ってる 688
> 680
おおっっと、誤解してたわ。てっきりコア流、(従来のバイパス)ファン流に加えて第三の(新しい)フローって意味で
「サード」フローつーてると思い込んでた。つーわけで>>668のサードフローはそのハイスラストフローと読み替えてほしい
まあどっちみち論旨は変わらんのだが
根本的に圧縮比がエンジン全体の性能を規定する以上、何をどう弄しようがきっちり圧縮されてない空気で
燃焼させるような機構仕込めば効率は低下するんよ。タービンで膨張させた後の空気で再燃させる
アフターバーナがまさにそれ。ハイスラストフローでのダクトバーナは一見酸素リッチでマシに見えるが
アフターバーナみたく緊要時にごく短時間だけ焚くものと違い、燃焼室を増減させて全体の運転モード調節する
仕掛けな以上、圧縮比の差はむしろこっちのが洒落にならない
「ラム圧縮前提の速度でなら十分有効」ってのはダクトバーナ単体については間違いではないが、搭載する母機と
インテークがそれ前提でないと成り立たない話で、とりまF-35念頭でやってるXAでそれ言うのはどうよ？みたいな
697
アンチダクトバーナーの人がこれだけいるか
少なくとも低速で使うものではないよな
バイパス内部の圧縮比は何倍になってるのかなあ
普通はファンだけで3倍とかいうけど
超音速飛行時にはもっと上がって来るか
707
> 697
その通りで速度が問題なんだよね
ファンの形状で衝撃波や断熱圧縮による熱の分布(エントロピーが云々)を揃える工夫が必要だみたいな話を別スレでしてたなぁ
全くわからんかったけど連想出来る人にとってはクリア出来る「かもしれない」らしい
熱が更に上がるから放出する赤外線の4乗則がステルス性にどう影響するのかも考えものなんだろう
機能し始める速度域が既にSR-71レベルの話になってるから、威力偵察レベルの話なんだろうか ターボファンとターボジェットを繋ぐ(ちょっと大げさ。せいぜいバイパス比を倍にする程度か)のが
可変バイパスあるいは可変サイクルだが
ラムジェットとターボファンを繋ぐ？！という感じなのがダクトバーナーか
でも速度が上がってないと使えないっぽいなあ
それでもスーパークルーズ時の航続距離を増やす意味では重要なのかな どのくらいのバイパス比までアフターバーナーが使えるかというのも議論されるが
他にどの位のバイパス比までAB無しで搭載した機体を
超音速飛行させられるか？というのもある
https://news.yahoo.co.jp/articles/fd687f832fe06e89f073a8de9454707170f377ec
超音速機オーバーチュア、コンコルドと何が違う？ アフターバーナーなしでマッハ1.7
現在の試験機であるXB-1は
J85-15が3基
アフターバーナー無しでMach1.7を出す
これはターボジェットだからまだ分かるが、
＞Boomによると、アフターバーナーなしでも中バイパス比のターボファンエンジンで、マッハ2.2を実現できるという。
中バイパス比、とは何ぞや
バイパス比1:2とか1:3かなあ
もうちょっと調べる https://www.flightglobal.com/airframers/boom-rolls-out-xb-1-supersonic-demonstrator-lays-out-overture-timeline/140513.article
something like a “medium-bypass turbofan with the latest technologies”, Scholl says.
最新の技術で作った中バイパス比エンジン、か
つまりCMCなどを使い、現在の世界ではあまり需要がない
バイパス比1:3あたりのエンジンが必要なんだろうなあ
機体の速度が上がってきたらダクトバーナーとしてバイパスの空気の一部に
燃料を吹き込んで燃やしてもいいかも知れんが
そんなもん無くても、中バイパス比のエンジンですら十分にMach2.2まで出せるぞ！と >>989
ケロシン燃料と大気の反応では無理だろう。
大気とケロシンの燃焼エネルギーは決まっていて、両者の燃焼後の重量も容積も同様なので排気速には上限がある。
さらにタービン耐熱温度の制限から一定の大気を混ぜて排気温度を下げているので、その分の質量も排気速を下げる要因となる。
だからコンプレッサーで圧縮した空気中で燃焼するTJには運用速の限界があり、
それ以上では流れのある空気中で燃焼するラムジェットが必要となる。
TITが高い程冷却用大気が減る分、排気速は高くなるがそれも現状で限界に近い。
TFは運用速と排気速の差をエネルギーとして回収しファンを回しファンブレードの揚抗比分を稼ぐシステムなので、
差の大小が決まってしまえば可能なバイパス比も決まってしまう。 これでMach1.7を実現したいとBoom社は強気だが
実現は無理なのかなあ
細長い形でマッハコーンも急角度なので
抵抗は小さいよな
これが出来るのは旅客機の強みでもある
戦闘機なら機動が大事だからこの形にはできない
以前自分が見たのはJT8D双発でMach1.7で飛ぶというものだったな JT8Dはバイパス比1:1.6か
JT8Dは古いエンジンなのでタービン直前温度も低いから
もし新たにバイパス比1:2未満でCMCなどを使ったエンジンを作れば
温度がずっと上がっていることを皮算用したくなるが
Mach2オーバーはきついかなあ？ https://www.sankei.com/article/20210607-6K2WLOEZPJNBPKXNAQ44FAQVBY/
水素ガスタービンでＣＯ２排出をゼロ 三菱重工、火力代替 世界トップ走る
オランダで作ってるんだなあ
確か水素ガスタービンだとタービン直前温度1700℃を目指せるって10年前に言ってたような
記事では更にアンモニアガスタービンにも言及している >>992
>Mach2オーバーは
最適速度が1.7なのでは？
それ以上でもそれ以下でも燃費悪化とかの書き込みをみました (はず・・) >>994
うむ。そのような情報をあちこちで散々見て来た
でもboom社はAB無しでMach2.2まで行けると意気込んでるね
こうなるとどっちが正しいのか、boom社の将来に期待！ アフターバーナーなしで超音速巡航はできるかもしれんが離陸と音速突破できるのかなあ
コンコルドも巡航時は不使用だったが離陸と音速突破にはアフターバーナー焚いてたよね その辺の見込み違いで航続距離が足らず太平洋横断できませんでしたって
結末は避けたいものだなあ いくら超音速で飛んだとしても、乗り換えとかテクランが発生した瞬間に、ポイントtoポイントで飛ぶ787に到達時間で負けるからねえ。 >>998
どこも彼処もでなく特定の都市間のみ飛ぶならば空の新幹線みたいな形で成り立つだろ >>999
>空の新幹線
大西洋なら、ロンドン・パリ～ニューヨークで新幹線になるけれど
太平洋路線は、ロスアンジェルス止まりだからなぁ
大陸上空は無理なので、シカゴ・ニューヨーク・ワシントンDCまで直接飛べない。 このスレッドは１０００を超えました。
新しいスレッドを立ててください。
life time: 721日 13時間 38分 29秒 5ちゃんねるの運営はプレミアム会員の皆さまに支えられています。
運営にご協力お願いいたします。
───────────────────
《プレミアム会員の主な特典》
★ 5ちゃんねる専用ブラウザからの広告除去
★ 5ちゃんねるの過去ログを取得
★ 書き込み規制の緩和
───────────────────
会員登録には個人情報は一切必要ありません。
月300円から匿名でご購入いただけます。
▼ プレミアム会員登録はこちら ▼
https://premium.5ch.net/
▼ 浪人ログインはこちら ▼
https://login.5ch.net/login.php レス数が1000を超えています。これ以上書き込みはできません。
