ミリタリージェットエンジンを語るスレ 10kN
レス数が950を超えています。1000を超えると書き込みができなくなります。
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 レス数が950を超えています。1000を超えると書き込みができなくなります。
