ミリタリージェットエンジンを語るスレ 6kN [転載禁止]©2ch.net
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>>323
最先端の複合材は密輸頼み。
Su-27のコピー機に国産エンジンを採用するもインテークの設計が出来ずトラブル発生解決出来ず。
イスラエル製のFBWを使い回すも毎年事故続出。
AESAの素子などの部品は台湾制の民生品。 メジャーなエンジンメーカーのRRSP位なってからじゃないと 今年の概算要求にはエンジン関連で目立った話は大雑把な所にはなし
ttp://www.mod.go.jp/j/yosan/2017/gaisan.pdf
つうかもう大方終わってるんじゃないかなあとｗ >>326
むしろ概算要求にF-3がらみの案件がなかった。
大きな要素研究は一通り予算化済み？ 後は開発決定してF-3試作機の製作に予算がつくのを待つだけ？ 段ボールで実物大航空機エンジン ミリ単位で中学生作成
ttp://www.asahi.com/articles/ASJ9D05ZBJ9BUNHB00B.html アメリカも予算が無いのか新型軍用エンジンの話を聞かなくなったな X-2の試験結果を反映させてから再起動じゃないかね 航空機エンジンなら今度自衛隊でスクラムジェットエンジン開発するとかがニュースじゃないの？ >>329
戦闘機用やらヘリ用やら新型エンジンの話題なら結構あるじゃん >>332
ジェット燃料で作るって言ってるから航空機でも使うんじゃね 無人偵察機とかかもしれんし大型爆撃機かもしれんけど >>335
>無人偵察機とかかもしれんし大型爆撃機かもしれんけど
スクラム・・って、成層圏での超音速とかスペースプレーン用なのでは？
偵察機ならいかにもありそう、爆撃機は・・ある？ >>336
弾道弾持つのが政治的に難しいなら次善の策として大型爆撃機ってのはありえるんじゃね 名称は対艦攻撃機かもしれんけど >>337
>次善の策として大型爆撃機っ
B-1 ぐらいの搭載量、ステルス性大幅アップ、高高度超音速侵攻可能、地形追従超低高度飛行可能、とか？ >>338
上の三つは兎も角超低空飛行は諦めないといけないかとスクラムなら 高度高いところ飛べるのが利点なわけだし 将来的には複合サイクルエンジンが目標だよ
ターボジェット＋スクラムジェットみたいな、別種の方式を組み合わせて、
速度域で切り替えるヤツな
ターボラムジェットの方が難易度低いから、そっちが先かな 40代「痛名談合」やりにげ世代甘やかされニュース40代生被害者づら金品請求報道NGワード禁止社員甘やかされ投資家ロスディレクター(はじめリーダーノルマ記者しゅっちょう）クビ日刊アラフォー４０代社員パーソナリティ
https://www.youtube.com/watch?v=L2805v4e48cただのポンコツ発言アイドルデビュー中野４階社員マナーマック張内線中華テレビ朝日コンラッド歯磨き粉
40代やり逃げコンサルプロデューサー投資家NGワード禁止社員40代アウトレットモール騒音アナウンス不買運動千葉ランド大気汚染
https://www.youtube.com/watch?v=qKZgkw5xjpI解雇FXさんどり社長しゅっちょうひ[ヘルシアノートン緑茶] 40代ヤフージャパンオークション社員(渋谷区ノンストップ浅草ぼったくり価格円安）
ニュース報道番倶楽部事件情報報道内容自供コジキグルテンそてい十代FXセーブデータ浅草ぼったくり不動産塾月謝
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関西弁不誠実社員(高級ホテルガイシ戦争サービス不足40代鉄の結束サインください秋葉原警察署児童ポルノ真田丸薬品シャンプーヨウ素
放送大学アイドルマスターサプリ中国人焼き肉昇ショウ 東北大、耐熱1400度の合金 航空機エンジンなどに
ttp://www.nikkei.com/article/DGXLZO07406210Y6A910C1TJM000/ >>342
ロシアは三千度に耐えれるセラミックの開発に成功したらしいな 耐熱合金の耐熱温度は、必要な強度・靭性やその他各種特性を満たす状態での耐熱温度
高圧タービンや、その近辺のシュラウドにつかわれる素材は、一般用途よりはるかに高い性能が必要
ジェットエンジンの場合、一般耐熱合金よりはるかに高い強度・靭性を求められるため、
耐熱温度○度は、ジェットエンジンのホットセクションにつかった場合の耐熱温度なのか、
一般用途の耐熱温度なのかでは異なる
その東北大のは、高圧タービンブレードにつかえる性能で１４００℃いけば
ものすごいブレイクスルーだとおもう 平成15年だかの物質・材料研究機構の報告で、1100度に耐えるニッケル基単結晶合金の開発に成功し、1700度のガスタービンの目処が付いたとある。1400度なら2000度付近までいけるのかな。しかし、重そうだな。 モリブデンを加えたものについては2012年くらいに話題になってたっけ
どうせならCMCと更にこれを適材適所で最適に配置！ >>349
>RRはF136の発展型でも提案するのかな？
可変バイパス技術提供するって言われると。迷うよね。燃料効率２割アップぐらい？ ハイパワースリムをベースにハイパワーバリアブルを作ろう RRやGEがやってる可変サイクルの研究事業ってどれも米の空軍研究所の委託だから
日本は勿論イギリスであっても企業から提供できるものではないと思うけど F136の原型エンジンはGEのY120だからRRの独断で他国に供与できないんだろうなあ >ドハーティ氏は、「我々のツールセットを開示できる。エンジン開発にあたり、
>どうやって設計しているかも示せる」と、情報開示に積極的な姿勢を示した。
ツールセットの内容がよく分からんから何とも言えんなぁ
エンジン関係は特許でがんじがらめだそうだからロールスロイスの持つ特許を
（有償でも）使わせてくれたらありがたいかも 特許は２０年で切れるんだよ
日本が目指すHSEは、欧米の特許切れの技術に、日本の独自技術をすこし足して
高性能なエンジン作りましょうっていう計画では？ タイフーンにバックフィットできたら、
ちょっと売れる？ 英国分だけでも良いよね。 タービンの薄いブレード部が金属のモリブデン入り合金でディスク部がCMC、とか出来たらなあ
でも接合部が辛いか？
逆の組み合わせの方が良いか？？ タービンとディスクが一体型なんてほとんど存在しないが？ ネ20はタービンとディスクが溶接されて一体型になってたな 現状、具体的な戦闘機開発計画がある国は欧州にはないから
RRとしても日本に食い込みたいんだな ＞ニッケル合金より軽量で耐熱性が約２割優れるＣＭＣ
ニッケル合金ですら1650℃あるいは1923Kを余裕で達成する
その2割り増しだと2300kつまり2000℃余裕で突破レベル
となると、冷却を減らした素材で1800℃程度のタービン直前温度、というのが理想になるか 耐熱性が2割優れるって言うのでそのままケルビンに1.2掛けるのは違うんじゃねえかな…… そもそも素材としての耐熱温度はニッケル単結晶でも1200度まで達していないし。CMCはLEAPに採用したもので2400°F,1300度オーバー じゃあ冷却して、その冷却幅を減らすしか無いってことだ 航空ファンジェットで中間冷却とか排熱回収とか
可能なのかな？
ダクトの取り回しで圧損失や重量過多に、なりそう ジェットエンジンにバイパスが作られた当初の理由は「冷却のため」
だが何かこれ旅客機に搭載すると航続距離がやたら伸びるぞ？って分かって
詳しく計算し直したら純ジェットで出すべき速度より遅い速度では燃費が良いと分かって
以降普及して行った
ハリアーのペガサスエンジンなんかも変な所に排気口を付けたなあって感じだよな
それでも全体でちゃんと圧力バランスが保たれている >>372
ジェットエンジンは冷却のために使用しているエアの方が圧倒的に流量が多い。
バイパスエア程度でどうにかなるようなものじゃない。 中国軍の軍用機向けエンジン、ロシアからの調達を継続、国産よりも信頼性重視か―露メディア
ttp://www.recordchina.co.jp/a153584.html 中国は、ハイローミックスで、ハイ側のエンジンはロシア、ロー側のエンジンは国産だよ
いまのところは
そのうちハイ側にも国産使い始めるかもね F7の民間向け転用ってMRJあたりに向けた話でいいのかな？
JAXAの研究がP-1にもフィードバックできるといいんだけど
さらに静粛にできるし ttp://www.mod.go.jp/atla/research/ats2016/image/poster_session_summary.pdf
防衛装備庁シンポジウムの次世代エンジン主要構成要素の研究は6ページ目
これだけ見ているともうほぼ出来上がってるじゃん！って思っちゃうねｗ
金属製タービンで1800℃達成か
次は「戦闘機用エンジン要素に関する研究」となる
今度はCMCタービンかな？ タービンは、今の鍛造ディスクと単結晶ブレードのままでしょ
今年度までの次世代エンジン主構成要素の研究でコアの試作
来年度からの戦闘機用エンジン要素の研究でファンとコアと低圧タービンを組み合わせて動かす
再来年度からの戦闘機用エンジンシステムの研究で、それ以外の部分を作り、HSEのプロトタイプを組みあげる
そこから10年くらいかけて試験の繰り返しだね 本家ハイパワースリムエンジンのスパホが爆音なことからして、
日本のパチモンHSEも完成したら爆音になりそう >>382
実際そうなるだろうね
狭い断面積から推力絞り出すには流速上げるしかないわけだし バイパス比はやっぱり高めのほうが燃費=航続距離や音の面から良いのではなかろうか
そも超音速で何をしようというのだ
逆にこれからは極超音速だなんていってる所もあるが >>388
えっどういう想像で言ってるんだ
大砲の砲弾みたいな加速Gがかかるってんならともかく…？ シールドも何もなく生身（せいぜい革ツナギ程度）で極超音速はむりー、って言いたいんじゃない（はなほじ） 宇宙から帰ってくるスペースシャトルは極超音速じゃないのか 大気圏内を極超音速で飛ぶと
断熱圧縮（摩擦ではないｗ）により生ずる熱が機内に伝わって中の人間が焼け死ぬ、とか考えているのかなあ
Mach4オーバーなら高度5〜8万mの中間圏を飛ぶ事をお薦めする >>388
なるほど、ウィリアム・J・ナイトは飛行中に死んだのか 自転速度秒速460m位、公転速度は秒速30km、太陽系は秒速250kmで銀河面を公転中 >>394
やばいな、そんな自転速度じゃ人類耐えられんよな死んじゃうよ >>397
まぁ、有り得ないけれど自転が止まったら皆東に有る建物や物にぶつかってひちゃげるか富士山の天辺に居たらかなり遠くまで跳ばされるね。結局死ぬだろうけど >>398
そりゃ突然止まればの話だろ。
ゆっくり止まれば問題ない。 ほんとに自転止まったら気候やら何やら滅茶苦茶になって結局は人類滅亡だろう 何で慣性や加速度ごときでこんなに話が続いているんだろうｗ >>377
ロシアから輸入したSu-27/30とライセンス生産機J-11/Aはロシア製エンジンだけど
J-11Bとその派生型は国産エンジンを搭載
当初不具合のあった国産エンジンは改良されて単発機のJ-10Bも搭載 このスレで言うこっちゃないけど、ロシアにも西側にも締め上げられそうなウクライナ。
それが狙い（嫌なら金クレクレ）なんでしょうけど。 ロシアも1800℃か1850℃のタービン直前温度を達成していたなあ
イギリスやフランスではそのくらいの温度をまだ達成していない https://twitter.com/AlertHangar/status/798544879919964160
https://twitter.com/AlertHangar/status/798523151231520769
＞ ハイパワースリムエンジン F110-GE（IHI）-129とほぼ同サイズ
＞ 単発の可能性もある
このサイズで出力15トンだったら、
(自称)ハイパワースリムエンジン、全然ハイパワースリムエンジンじゃないじゃん
ミディアムパワーミディアムサイズエンジンに改名しろよ
直径1メートル以下で15トン出るすごいやつだとおもってたのに
計画通り完成しても、アメリカのエンジン水準からすると３０年以上遅れか？
もし単発になれば、生産数が少なすぎて、メーカーに渡す初度費を大幅に引き上げるか
購入単価やメンテナンス費用大幅に引き上げないとメーカーが死んじゃう
既存のエンジンとサイズを合わせたのは、
既存の戦闘機の改修にも使って生産数を増やしたいってのもあるのかな？ >>407
ただのハイパワーエンジン。というかF119スキーだなw 下手にスリム化に拘って出力低めのエンジンになるよりいいと思う。
更に出力伸ばすのは既定路線ぽいし。 おなじくらいの直径のF-22のエンジンが16トンくらいの出力なので、
アメリカが1990年ころにつくったエンジンの背中がやっと見えてきたかなって感じだね 米製とサイズがかぶってもいいという判断なのか
F-2のときのようなメイドインUSAヲツカイナサーイとかいう押し売りはないってことなのかなぁ 推重比と燃費で優るといいけど。
もしや、これを出汁にしてF119のライセンス生産狙ってるから
サイズ合わせたとかじゃないよな？ スリムというよりショートなエンジンになるな。
F110と同じならトム猫用の延長モデル除けばF135より１ｍも短い。
>>411
超音速も含めたFTB試験機にF-15なりF-2なりの保有機材を使えるからでは。
予算降りずに中間試験機作れなかったりF-3試作機待たずとも研究できる。 >>411
あの時は最初からエンジンはアメリカ製を使うつもりで
貿易赤字でブチ切れ中の議会に"エンジンだけでは売ってやらん"を突きつけられたんでしょ >>410
ライセンスしているF110-IHI-129とほぼ同じ大きさらしいからF119よりは短い。
あと、昨日会場で質問した人のTwitterによると試作品などは17t想定で造っているらしい。また、プロトタイプ後の量産試験では推力講習型の制作の可能性が高いと説明があったみたい。 >>412
F- 2やF- 15Jの載せ変えとかも考えればサイズ的には適当かと ＞インテイク
＞ステルスカナード
＞ガスト耐性
うわぁ、こんな単語を嬉しそうに使うのかｗ
わざわざ(´_J`) ◆PcBaXvHlQUとか名乗る荒らしだしｗ
佐渡の中学生でも使えないぞ普通、これは恥ずかしいな >>407
＞直径1メートル以下で15トン出るすごいやつだとおもってたのに
計画通り完成しても、アメリカのエンジン水準からすると３０年以上遅れか？
>>410
＞おなじくらいの直径のF-22のエンジンが16トンくらいの出力なので、
アメリカが1990年ころにつくったエンジンの背中がやっと見えてきたかなって感じだね
>>415
＞昨日会場で質問した人のTwitterによると試作品などは17t想定で造っているらしい。
プロトタイプ後の量産試験では推力講習型の制作の可能性が高い
XF5にしろHSEにしろ、ファン段数、圧縮機段数、タービン段数などは
F119と同じだよなあ
で、直径がF119と多分同じくらい、タービン直前温度はHSEの方が高い
それでF119の方が推力が大きい可能性がある？というのなら、
エンジンのコアが小さくてバイパス比が大きめ（1：0.8とか）という可能性を考えてみたいなあ
そうなると次に懸念されるのは、ミリタリー推力があまり大きくない可能性だな
1960年代、ターボジェットの時代： ミリタリー推力：AB推力＝1：1.5
これが、1970年代、AB付きターボファン出始めの時代： ミリタリー推力：AB推力＝1：1.7
これは、AB付きターボファンではバイパス流とコアからの排気を混ぜてそこに燃料を噴射してアフターバーナーで燃やす事から
それまでの純ターボジェットより、コアで燃焼に使っていない空気が増えたためである。
しかし、1980年代以降に｢やっぱり戦闘機はミリタリー推力が十分に出ないと｣という流れが強まり、
1：0.3〜0.4程度のバイパス比のエンジンが増えた結果、またミリタリー推力：AB推力＝1：1.5に戻る傾向が高まった
更にタービン直前温度を高める傾向が強まった結果、コア内で高い比率で空気を燃焼に使ってしまうようになり
ABでは外のバイパスからの空気が混ざったところでその分だけ燃料を噴射して燃やす、という比率が高まったため、
F135などではミリタリー推力：AB推力＝1：1.45程度にまで落ち込んでしまっている、という
さて、もしHSEがバイパス比1:0.8であるなら、やっぱりミリタリー推力：AB推力＝1：1.6くらいになるのか？
つまりAB推力が15tならミリタリー推力は9t未満か？一方でAB推力17tならミリタリー推力10tオーバーということになるか？？ HSEはすくなくともスリムエンジンでは無いな、ふつうのサイズのエンジンじゃん
15tならハイパワーを名乗るのは無理だろ
17tでハイパワーエンジンを名乗ってもいいとおもう
日本は航続距離・滞空時間重視みたいだし、
その場合基本アフターバーナーは使えないだろ
アフターバーナーはあくまで緊急用で、
ABつかわずに行動しないと
途中で空中給油しない場合、離陸時もAB禁止で かつて本当にハイパワースリムエンジンを目指してたが、
技術・燃費・騒音・価格・生産数・コスト他のなんらかの原因でハイパワースリムエンジンをあきらめ、
ふつうのエンジンに計画が変更された可能性はある ところで
XF5とF119は技術水準で言えば
ファン段数とタービン段数とタービン直前温度などでほぼ同じなんだよなあ
で、エンジン要素技術研究で圧縮機を作って
「XF5の技術水準で作ったと想定したものより15%も短く作れた」って言ってたよなあ
つまり、F119の圧縮機より短く作れた、って事なのかな？
F119は長さ5.16mもあるが、普通のABつきターボファンエンジンだとエンジン全長の半分がアフターバーナーのある部分だから
残りの本体のうちファン、タービン、燃焼室を除けば更に半分
つまり1.3mくらいが圧縮機か
それが15%短くなったと
そしたら全長5mくらいってことか？
でも、それだとパーティション2.5枚で貼られた図よりちょっと長いかなあ？
あと、大きなエンジンを目指すゆえ、推力重量比では以前思われていたほどは稼げなくなったかもなあと >>422
あの実寸大図面の貼られているパーティションのサイズが分からんと
エンジンサイズもよく分からんね
パーティション高が2.0mだとファン外径100cm、全長460cm
パーティション高が2.2mだとファン外径110cm、全長510cm
くらいに見えるな ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
