ミリタリージェットエンジンを語るスレ　7kN [無断転載禁止]©2ch.net

**名無し三等兵** · 2017/06/28(水) 20:28:26.66

前スレ
ミリタリージェットエンジンを語るスレ　6kN
http://mevius.2ch.net/test/read.cgi/army/1440828436/
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http://peace.2ch.net/test/read.cgi/army/1419210945/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ　4
http://peace.2ch.net/test/read.cgi/army/1389273648/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ　3
http://toro.2ch.net/test/read.cgi/army/1357556393/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ　2kN
http://toro.2ch.net/test/read.cgi/army/1283917599/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ　1馬力
http://toki.2ch.net/test/read.cgi/army/1192343293/

即落ちスレ
ミリタリージェットエンジンを語るスレ　3kN
http://toro.2ch.net/test/read.cgi/army/1352609325/

**名無し三等兵** · 2017/09/15(金) 08:11:29.80

>>375
エンジンだけ民間にも販売したらコスト下がるのに…
金持ちなら観賞用とか、山奥の別荘でエンジン回して楽しむとかｗ

**名無し三等兵** · 2017/09/15(金) 11:24:59.48

技術流出バンザーイ

**名無し三等兵** · 2017/09/16(土) 01:49:28.97

防衛装備庁技術シンポジウム２０１７＞
ttp://www.mod.go.jp/atla/research/ats2017/index.html
ttp://www.mod.go.jp/atla/research/ats2017/img/poster2017.jpg
のFuture Figherの下にあるのはXF5-1みたいだけど、右側の
Test and Evaluationの上の絵はエンジンテストしているっぽいけど何だろう?

**378** · 2017/09/16(土) 01:51:06.22

>>378

誤Future Figheｒ>Future Fighter

**名無し三等兵** · 2017/09/16(土) 10:15:50.12

>>378
IRSTっぽい突起があるね。

**名無し三等兵** · 2017/09/16(土) 22:34:15.87

Altitude Test 何チャラなので、高空試験←→XF5-1

**名無し三等兵** · 2017/10/01(日) 18:40:17.86

防衛装備庁技術シンポジウム２０１７　オーラルセッション(予定)
http://www.mod.go.jp/atla/research/ats2017/img/oral_session_program0929.pdf
11月14日（火）14:55 戦闘機用エンジン（XF9）の研究進捗状況について
11月15日（水）11:10 札幌試験場の概要

**名無し三等兵** · 2017/10/16(月) 19:05:55.21

【電子版】1400度Cの高温に耐えるセラミックス製ポンプ開発、米ジョージア工科大
(2017/10/15 12:00)

溶融スズ、再生エネの熱貯蔵に活用

これまでより数百度C高い1400度Cの高温で稼働するポンプ装置を、米ジョージア工科大学などの研究チームが開発した。
部品にセラミックスを使った機械式ポンプで、溶融スズのような極めて高温の液体の輸送を目的としている。
溶融金属を媒体としたエネルギー変換やエネルギー貯蔵システムに将来応用できるという。

応用面でもっとも期待されるのが再生可能エネルギー用のグリッドストレージ（系統電力用エネルギー貯蔵システム）。
太陽光や風力で発電されたエネルギーを熱エネルギーの形で溶融スズや溶融シリコンに蓄えておき、必要な場合に電気エネルギーに
変換する仕組みだ。蓄電池など既存のエネルギー貯蔵システムに比べ、低コストで実現できる可能性があるとしている。

今回の研究はジョージア工科大機械工学研究科のアセガン・ヘンリー助教と大学院生のキャレブ・エイミー氏らが中心となり、
パデュー大学やスタンフォード大学と協力して実施した。成果は12日の英科学誌ネイチャーに掲載された。
--- 引用ここまで　全文は引用元参照 ---

▽引用元：日刊工業新聞　2017/10/15 12:00
ttps://www.nikkan.co.jp/articles/view/00446713

**名無し三等兵** · 2017/10/27(金) 14:09:47.21

http://www.mod.go.jp/atla/research/ats2017/img/ats2017_summary.pdf
p.5

>戦闘機用エンジン要素は、高圧力比ファン、高負荷低圧タービン及びコアエンジンを試作した。
>高圧力比ファン及び高負荷低圧タービンについては性能確認試験を完了し、所定の性能を
>満足する見通しを得ている。
>コアエンジンについては、平成29年7月より札幌試験場にて性能確認試験を実施しており、
>高圧タービン入口温度1800℃における作動健全性確認を完了し、定常性能、着火特性等に係る
>試験データを取得中である

**名無し三等兵** · 2017/10/27(金) 15:31:34.66

技術シンポジウム2017のパンフレット
ttp://www.mod.go.jp/atla/research/ats2017/img/ats2017_pamphlet.pdf

ポスターセッション
１１月１４日（火）０９：３０～１７：００１５日（水）０９：３０～１７：００
第1展示会場｢珊瑚の間｣
番号1-8
戦闘機用エンジン(XF9) 高負荷低圧タービンローター・アッシー
戦闘機用エンジン(XF9) 断面図
戦闘機用エンジン(XF9) 模型
番号1-9
エンジン適用材料（耐熱材）
燃焼器燃焼試験用供試体
圧縮器空力性能試験用供試体

**名無し三等兵** · 2017/11/02(木) 22:19:56.48

>>385
このパンフレットにあるXF9-1の模型がどの程度正確なのかは分からないけど、
仮にある程度正確なのだとしたら、バイパス比は想定より小さそうだな。

去年発表のあったF119より14％燃費がいいという「将来戦闘機用エンジン」は
どうもXF9-1とは別の様だから、そっちは大きくなってるのかもしれないが、
XF9-1はどういう基準で設計したんだろう？とにかく小型化を目指したのかな？

**名無し三等兵** · 2017/11/03(金) 10:11:57.84

>>386
X-2とF-3の関係と同じでしょ。XF9で要素開発して量産用を別に作る

**名無し三等兵** · 2017/11/03(金) 21:05:11.79

XF9-1のバイパス比は、とりあえず最近の戦闘機用エンジンの傾向を踏襲しただけかもな。
燃費はおそらく、F414やF119と同等か若干悪くなるかもしないが、小型高出力で推重比が高く、
まさしくハイパワースリムエンジンを目指したものなのかもしれん。

これをベースに、将来戦闘機用エンジンでは、F-3の要求に合わせて、バイパス比を高めて
燃費を良くし、さらにAB使用時の推力を上乗せしようという考えなのかな。

**名無し三等兵** · 2017/11/04(土) 04:49:30.84

ファンジェットの概念設計で低圧ファン、高圧ファンの間に中間冷却機をかまして
ファンからのエアーを導入して高圧圧縮前の吸気を冷やして、圧縮効率を上げる
モデルがあった。
中間冷却機の圧力損失やファン後流を冷気として導入する抵抗を考慮すると
高温ファンの固定翼に冷媒通して、冷媒をナセルやシュラウドで表面冷却する方が
ましでなかろうか？

**名無し三等兵** · 2017/11/04(土) 12:59:43.08

その冷媒をどうやって循環させるの？と。
大型のガスタービンだと中間冷却器があるものもあるけど、飛び物用だと、抽気をうまいこと使う方向になるでしょうね。

**名無し三等兵** · 2017/11/04(土) 15:02:59.50

冷却効率がいいのかわからないけど、確かに静翼列が冷却フィンに見えなくもないから冷却はできるかもね。

ただ、中間冷却が意味を持つのはどちらかというと低圧系の方なんだよな。
TS線図書くと分かるけど、高圧側を中間冷却すると、確かに圧縮仕事は小さくなるけど、
高圧圧縮機出口温度が下がるので、燃焼器での昇温に必要な燃料が大幅に増えて
効率は逆に下がっちゃう。

**名無し三等兵** · 2017/11/04(土) 15:26:39.79

そんなのエンジンの一番前に冷却機置くのと一緒だろ。

**名無し三等兵** · 2017/11/04(土) 15:56:53.77

吸入空気よりもさらに低温な熱源をエネルギ消費なしで用意できるならね。

普通の熱サイクルでは、吸入空気がもっとも低温だから、断熱圧縮で昇温した分を
冷却することしかできない。

**名無し三等兵** · 2017/11/04(土) 20:34:37.27

>>389
バリアブルステーターに冷却エアの循環とかマジキチの発想だな。

**名無し三等兵** · 2017/11/05(日) 11:43:51.08

カルノーサイクルでいうところの吸気の後の定温圧縮過程で熱を外気に逃がす過程を
低圧ファンと考えると、低圧ファンの後段側の固定ガイド内に燃料を循環させて
冷却するのはどうだろうか？
燃料は表面冷却してから固定ガイドを通して冷却して空気密度を上げる、
その後、加温された燃料をアニューラー型燃焼環で噴射すれば少しカロリーが稼げる。
少しは

**名無し三等兵** · 2017/11/05(日) 11:47:32.91

>バリアブルステーターに冷却エアの循環とかマジキチの発想だな。

圧縮ファンの前列数段に可変ガイドを設置するのが普通だから、
低圧ファンの後段の固定ガイドに冷媒を通せばいいのかいな

**名無し三等兵** · 2017/11/05(日) 19:03:52.20

>>395
効率的に冷却できるかは分からないけど理論的にはできそう。

ただ、ジェットエンジンの効率を上げるなら、中間冷却より前にやることが多いな。
まず、中間冷却しても圧力比が同じなら、効率はむしろ下がる（出力は上がるけど）。
これはTS線図から明らかだと思う。ただ、圧力比を上げられるなら、別に中間冷却
しなくても、ブレイトンサイクルの性質上どのみち上がるから意味がない。

ただ、BTサイクルは、圧力比を上げると効率は上がるが、TITの制約上、ある圧力比で
出力が最大値となり、それ以上圧力比を上げると効率は上がるが出力が下がるようになる。
この圧力比を超えて効率を上げようとした時に、中間冷却や再熱サイクルを利用すると、
出力を上げつつ、効率の向上が期待できる。こういう状況なら中間冷却などが活きてくるが、
現状のジェットエンジンではその圧力には達してないんじゃないかな。

**名無し三等兵** · 2017/11/05(日) 20:05:07.39

ちょっと補足

あと、低圧ファンにおける圧縮を中間冷却で疑似的に等温圧縮にすると、
ファン出口の温度が下がり、それはそのままターボファンの場合、バイパス流の
温度が下がるので、バイパス流による推力が低下するデメリットもある。
だから中間冷却するとしたら>>389で紹介された研究のように、高圧圧縮機の入口で
冷却するのがベスト。ターボジェットなら関係ないけど、今更ターボジェットが
利用されることもないだろうし。

**名無し三等兵** · 2017/11/05(日) 20:49:33.84

予冷すると聞いてエアターボラムを思い出した

**名無し三等兵** · 2017/11/06(月) 11:17:59.45

H3のメインエンジンも忘れないでね

**名無し三等兵** · 2017/11/10(金) 08:57:40.20

>>182
中国は個人主義だから。
仕事で技術を得たらすぐに軍を辞めて独立して会社作ったりアメリカ行っちゃったりするのでノウハウが残らない。

個人より集団を重んじる日本はどんどんノウハウが集積されるのでアメリカを追い越すようなものが作れる

**名無し三等兵** · 2017/11/10(金) 22:40:33.62

まあ日本はそのぶん独創的な技術とかはまっ先に抹殺されるんで
技術的なブレイクスルーとかはろくに生まれない環境になっちまうが

**名無し三等兵** · 2017/11/13(月) 07:05:58.35

>>402
あんた殺された研究、世に出ていない研究をそんなに知ってるの？

**名無し三等兵** · 2017/11/13(月) 12:22:32.25

民間でも官公庁でも、尖った意見を拾ってくれるケースなんて殆ど無いよ、はちょっとでも関わったら判るよ、日本の場合。
何処の国でも突飛なアイデアは消されるんだけど、日本は極端な同調意識があるから余計に消される。

その代わり、学会とかで反応をもらえるけど、実用には関係なさそうな技術とか研究とか、雀の涙の研究費でちまちまやるのが
特に大学では得意だったんだけど、小泉が国立大独法化、競争的研究予算、とやらで殆ど潰して、毎年ノーベル賞の頃だけ大騒ぎしてる。

**名無し三等兵** · 2017/11/13(月) 21:03:27.13

自助努力では金を引っ張ってこれないのでお上が税金で何とかしてください。
と言うところまで読んだ。

**名無し三等兵** · 2017/11/14(火) 22:09:40.38

412
・XF9エンジン
燃焼器直後温度1800度達成・最大機械回転数も達成と順調であるとの発表
なお、試験時の映像も公開
温度計も映像に出ていて、映像を止めて温度計を示して1800度超えています言っていたけど…
温度計の表示にちょっと驚き（｀・ω・´）

415
>>412
ATFを用いてファンがある状態を再現してコアエンジンの試験やってるってツイートがあった＞XF9

416
>>415
その映像が流れてました
試験前のチェックしている映像とか
IHIの人がエンジンを起動しているシーンとか
燃焼している映像とか
温度計の温度が目まぐるしく変わりながら1800度を軽く超えている映像とかありましたよ

417
>>412
確か1840度に一時的に達してたかな…動画で。

418
あとファン入り口直径を前世代のエンジン技術と比較して3割減とされていた。
やはりハイパワー「スリム」エンジンは捨ててない様子だ。

あと、タービン直前温度はＦ135.119共に1600度程度とされておりXF9は最先端だとの示唆あり。

**名無し三等兵** · 2017/11/15(水) 00:23:06.58

492 名前：名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ df28-wIsL)[sage] 投稿日：2017/11/14(火) 23:07:17.70 ID:jDEPYpoz0 [2/2]
やや興味深い情報
XF9って低圧3段高圧6段とXF5やF119、F135と同じ構成だから圧力比も26～28と同じ程度かと思ったけど、
このツイート見るともっと高いのかもな。
TIT上げても圧力比も上げないと、大して性能上がんないよなぁと気になってた。

ttps://twitter.com/TamakiSyz/status/930315189328658432

**名無し三等兵** · 2017/11/18(土) 19:48:58.66

1800℃達成ってほんとうか？
2000℃まで上げればNOx吸熱反応が起こる直前の温度までいくので
そこが理論最高値？

**名無し三等兵** · 2017/11/18(土) 20:18:19.28

一瞬1850℃辺りまで行ってた！っていう人もいるねｗ

でも温度だけの問題じゃなくてこの先はいかに冷却を減らすかが重要になるんだってさ
同じ温度でも冷却が少なくても耐えられる素材を使うと、推力を上げやすくなると

まあ1900℃ギリギリまで上げてもいいんだろうけど、どんどん窒素酸化物が出来る割合が増えてくる
それくらいなら1800℃でも冷却が少ない方が推力が上がるでしょ？って話になる

今回はタービンのシュラウドまでしかCMCを使ってないんだよな
タービン動翼に使えればもっと推力を上げられるけど、いくら炭化ケイ素セラミック繊維を炭化ケイ素セラミックで固めた
CMCといえども、本質的には脆いセラミックなのも事実（通常のセラミックスよりは遥かに剛性が高いが）
果たして、動翼にCMCを使ったバージョンを日本が将来、作る日は来るだろうか？とｗ

**名無し三等兵** · 2017/11/19(日) 02:23:14.08

私も最初は驚いたが、ここ20年の間でより条件の厳しい商用火力発電で、
1500℃級、1600℃級が次々実用化されてるし、1700℃級も開発中だからね。
XF5から20年経った今、1800℃級コアエンジンが開発されてもおかしくない。

まえNEDOの報告書読んだけど、確か、耐熱材料の進歩＋50℃、TBCの進歩＋50℃、
冷却技術の進歩＋100℃って感じだったと思う。

**名無し三等兵** · 2017/11/19(日) 06:39:50.83

>>405
自助努力とやらでグーグル先生とか今だと中華資本とかの金をもらうと売国奴だろ？

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 05:20:57.03

一般社団法人　日本航空宇宙工業会会報「航空と宇宙」11月号
工業会活動北海道・航空宇宙関連施設見学（PDF/782KB）P6
ttp://www.sjac.or.jp/common/pdf/kaihou/201711/20171103.pdf

>現在は戦闘機用エンジン（XF9）のコア部分の試験が行われている。この
>XF9エンジンはアフターバーナー使用時の推力は15トン級であり、
>F-22戦闘機用のF119エンジンと同等とされている。
>XF9エンジンは、我が国が得意とする耐熱材料技術等により、世界トップクラスである
>高圧タービン平均入口温度最大約1,800°Cでの作動を目指しているという。コアエンジン
>自身は直径約1m、長さ約1.5mで、ATFによりエンジンの作動に必要な温度・圧力の空気
>をコアエンジンに供給して始動特性、定常性能などの試験を行っているとのことである。

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 11:00:16.06

ATF？現状流量足りないはずだが

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 11:06:18.75

>>413
コア部だけの亜音速の実験条件は、F7 用設備でできたみたいだね。

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 11:08:34.55

あれだけ必死になってた試験設備無いおじさんはいったい何だったんだ

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 11:17:04.23

>>415
>試験設備無い
高空条件のAB有り超音速はまだ実験できないはず。
(民間機用のジェットエンジンを追加すれば簡単に試験も出来るらしく、
来年度予算で追加し、年度内にAB有りも試験も終了するみたい？）

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 11:18:54.48

なるほどね、限定された条件下での実験か
計画にある「大型エンジン用実験施設」が、ATFの容量拡大工事かね

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 12:35:42.06

>>412
こういう文章見るたびに思うんだけどさ
20年以上前に開発されたF119は日本の最先端の素材よりも劣ってる素材使ってるわけだよな
でもってF119と同等の性能って、アメリカさんの凄まじすぎません？

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 12:45:12.04

どこまでが素材で実現した性能で、どこからが冷却やエアフィルムで実現した性能なのか
公開情報からはよくわからないのではっきりしないが、アメリカ凄いには同意

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 12:47:24.70

>>418
>でもってF119と同等の性能って
公の文書は「同等」だけど、開発上の仕様は同等以上で、
内部の公然の目標は昨年シンポジウムでのやり取りで出た
17トンでしょ？　ここまでは外部の素人にも想像できる。
F135並みを目標にしていないのは残念だけど、
本当はF135並みを狙っていたりしないかな？

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 13:02:05.91

今更だな
必死にやっても50年遅れを30年遅れに縮めるのがやっとだよ
でも、それをしなければ更に離されるのでね

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 13:54:29.05

>>418
F119はXF-9比で約１５％もデカくて燃料食うエンジンなんだから当然だろう。
戦闘機向けエンジンで推力１５トンというだけなら７０年代にソ連がMig-31で達成している。
ソ連はアメリカに対して２０年は先を行く事になるぞ。

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 14:04:44.17

１５％大きいっていっても、直径なのか断面積なのか長さなのか体積なのか
判別に困る

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 14:39:32.50

80年代にはAL-41で推力18t
NK-32で推力25tを達成していたソビエト(ﾄﾞﾔｧｧ

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 15:04:58.36

各局15トンで十分なんだよな
あとはどれだけ軽量、小型、燃費、耐久性、整備性、信頼性を高めることができるかどうか

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 15:05:37.32

各局→結局

**名無し三等兵** · 2017/11/25(土) 21:35:06.33

まぁNK-32クラスを載せた100tクラスの戦闘機？？にロマンは感じますがｗ　戦闘機型バックファイアーを是非ｗ
いや、空荷で燃料もギリギリにしたらTu-22MのNK-32バージョンなら推力重量比がかなり1に近づくけど、何をしたいんだお前は感は拭えないｗ

**名無し三等兵** · 2017/11/26(日) 00:09:45.57

戦闘機型バックファイアーって現代によみがえったフィドラーだよね

**名無し三等兵** · 2017/11/26(日) 09:00:23.07

ドレミファソフィドラー

**名無し三等兵** · 2017/11/26(日) 18:30:17.82

コアだけでも流量足りるのかねぇ。

ファン径１ｍとするとエンジン流量は120kg/sはあるだろうし、
シンポで展示されてた模型を見ると、バイバス比は0.3とかそれ位な感じするから、
コアだけで90kg/sくらいになりそうな気がするけどな。

早くスペック知りたいな

**名無し三等兵** · 2017/11/27(月) 10:21:38.29

>>412-414
XF5を試験していた頃に高空試験装置の流量は70kg/sと言われていた

そしてその流量がXF5の流量と思しき？35kg/sのほぼ倍だったり（根拠なし）
あるいは
・台湾で経国に使っているTFE1042が流量42kg/sとからしい
・技本で当時出していたpdf資料に、台湾の高空試験装置は推定で90kg/sではなんて書いてあった
・だからジェットエンジン本体の流量の倍が施設には必要ではないかな？

なんてヲタの皮算用がされた
なお、ｻﾖｸは「推力が増やしたらその比率は2乗に比例するから4倍いるぞ～」とか煽ってたｗ

だが、
>>422
＞F119はXF-9比で約１５％もデカくて燃料食うエンジンなんだから
つまり流量が15%大きいって事だな
F119の流量は125kg/sだから1.15で割ると108kg/s程度の値が出て来る

F119はバイパス比1:0.36などとされている
だがより高温でコア内部の空気をより効率よく燃焼反応に使えるXF9では
それだと殆どの空気を使い切ってしまうので、もっとバイパス比が広めになっているのでは？などと言われる事もある
だから1:0.5程度では？と考えると、まあ72kg/sくらいなのかねえ

ちょっと足りないけど、ATFの全流量を流し込めばまあ何とかどうにか？なるかなと

でも、高空環境で実際に飛んでいる時の試験は、現状の規模だともちろん出来ないなあ
圧力も温度も自在に切り替えた空気だけを送り込むなら、送風するパイプからパイプ内壁あたりの遅い異質な空気分子を吸い込みつつ
残りを送り込む仕組みにするため、半分になってしまうって事か

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 08:44:02.95

ttp://aviationweek.com/defense/japan-refines-design-indigenous-future-fighter
ttp://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1509538584/283-284
283
Japan Refines Design For Indigenous Future Fighter
http://aviationweek.com/defense/japan-refines-design-indigenous-future-fighter
At first, 50 test flights were planned?but data from many was so good that later excursions could be skipped,
says the official, speaking at the seminar. The data was accumulated in only 34 flights, each about 1 hr. in duration.

34回のフライトで終了したのは良質なデーターが沢山取れたからで、後は省略したんだってよ。

284
>>283
Radar signature was one area of outperformance, the official says, declining to elaborate.
The IHI XF5 engines also did better than expected under the adverse conditions of high angles of attack.

The X-2 was designed mainly to demonstrate stealth, high agility and low-speed handling.
It has thrust-vectoring engine nozzles.

At the maximum angle of attack, challenging the XF5s with turbulent airflow,
the engines showed no sign of surging, says the official.
Their thrust was a little higher than expected. In other conditions,
they produced much more thrust than expected.

The maximum angle of attack achieved by the X-2 is not disclosed,
but the official says it was almost as high as the 70 deg.
demonstrated by the U.S.-German X-31 experimental aircraft in 1992.
An aircraft flying at such an angle of attack will rapidly lose kinetic energy,
possibly putting it at a disadvantage against an opponent,
but a pilot could use the extreme maneuver to dodge a missile or perhaps to break the track of a radar using Doppler techniques.

Maximum speed achieved in X-2 testing was Mach 0.8 at 6,000 m (20,000 ft.).
The official declined to divulge the minimum speed. The X-2 was at first called the ATD-X. 👀
Rock54: Caution(BBR-MD5:0be15ced7fbdb9fdb4d0ce1929c1b82f)

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 08:45:11.07

推力は予想より大きかった、か
あと今回はMach0.8までしか出さなかったと

音速突破は今後の試験に回されるのかな

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 09:15:53.37

>>406
>1800度を軽く超えている映像
メーターチューンって知ってるか?

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 09:24:28.69

>>434
知っているが、ちゃんとした組織では計測器は検定を受け続けている。

大真面目にそう言うことを書いていると、出身を疑われるよ。

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 09:27:11.13

メーターチューンｗ

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 09:52:19.25

>>432
＞Their thrust was a little higher than expected. In other conditions,
they produced much more thrust than expected.

much more thrustって
5tじゃなくて、マッチモア5tか

（ ´ ・ω・ ` ）モーア？

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 15:17:58.24

>>437
> >>432
> ＞Their thrust was a little higher than expected. In other conditions,
> they produced much more thrust than expected.

まず上の２行の引用部の日本語訳は次の通り：

－　その（訳注：XF5の）推力は期待した推力よりも少し大きかった。他の様々な状態では、
－　それら（訳注：X-2に搭載された2基のXF5）は期待されたよりもずっと大きな推力を生み出した。

であるので、

> much more thrustって
> 5tじゃなくて、マッチモア5tか

違う。

そもそもXF5の推力5トンという数字は１気圧（地上）での静止最大推力についての設計目標値（地上・静止時での期待される推力の値）
であって、ジェットエンジン（ターボファンも含め）の推力は飛行高度（つまり気圧）や大気温度や対気速度や機体の迎え角などの
様々なパラメータに依存して複雑に変化するので飛行テストでの様々な状況下においてXF5に期待される推力は
その値（地上で静止している時の設計値の5t）では有り得ない。

つまり、上の２行の引用部はXF5がX-2に搭載されて飛行中の推力の出方についての話なので、
引用部中の比較級表現much moreの比較基準（つまりmuch more than 〇〇と書く場合の〇〇）は
地上・静止時の期待値である5tでは決してない。

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 15:32:23.17

実機に搭載されて、（ある飛行条件下で）飛行中に事前に予測されてた推力値を上回ったということかね
飛行中の推力なんてどうやって測定したんだろう？（加速値から推定するんだろうか）

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 15:35:48.18

>>439
>加速値から
計算できるけど、抗力(空気抵抗)の算出が面倒そうですよね

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 15:46:14.18

規定値より温度が上がれば喜ぶとか逆だよ

ふつうは規定値より温度が上がると劣化が促進され、寿命が短くなったり故障したりする
よって、うまく制御して温度が上がりすぎないようにしないといけない

規定値より温度が上がってるのは、制御が甘い証拠では？

エンジンは全部、実際はもう少し上の温度までいけるけど、
寿命・信頼性・安全率を考慮して温度を抑えてる

まあ試験なんだから、温度を規定値より上げて劣化等を計測するのも必要だが

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 15:54:43.42

＞まあ試験なんだから、温度を規定値より上げて劣化等を計測するのも必要だが

あくまでも試験でしょ

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 15:56:38.51

>>438
＞地上・静止時の期待値である5tでは決してない。

普通はスピードが速い方が推力は弱くなるとされているな
そして排気速度がエンジンというか機体が進む速度と同じになったら推力0

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 15:58:20.11

>>441
>規定値より温度が上がれば喜ぶとか逆だよ
1800度は目標なので達成しないといけないし喜ぶのが当然、
短時間の1840度は制御の調子が悪いので、要改善だね。

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 16:10:09.00

F135では本来の温度より100℃くらい高いとか問題になった時があったようなｗ
2050℃とかになってしまったそうな

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 16:23:10.82

>>443
> 普通はスピードが速い方が推力は弱くなるとされているな
> そして排気速度がエンジンというか機体が進む速度と同じになったら推力0

それは機体のその速度での余剰推力であって機体に搭載されているジェットエンジンが発生している推力そのものではない。

同一の大気圧下ではエンジンが発揮している推力は少なくともある限界までは速度の上昇と共に上がっていく。
インテークダクトで発生するラム圧効果によってね。

ある瞬間にジェットエンジンが発揮している推力（物理的な次元は力の次元：質量・長さ/時間^2）は、

　　ジェット排気の流率（質量/時間）×ジェット排気の速度（長さ/時間）

で決まる。（もちろん、実際の機体を推進させる推力の実効値については、排気ダクトや排気ノズルにおける排気抵抗や
複数エンジンの場合はジェット排気同士の干渉抵抗など様々なファクターが複雑に影響するけど、ジェットエンジン自体が
ある時点で発生する推力の基本は上の式で与えられる）

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 19:56:55.63

あらゆる開発に当てはまることだろうが、予想よりも強い出力というのは必ずしも良いことではない

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 20:03:59.72

>>445

>　2050℃とかになってしまったそうな

2050℃？2050Kとかじゃなくて?

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 20:41:34.95

必要なエンジンパワー=消費燃料は、
（1/2）×排気質量×排気速度^2

推力は、
排気質量×排気速度、

だから、同じ馬力なら
速度を下げて排気量を増やすほど
推力が上がる。

同じ馬力なら推力の大きさは
ヘリの巨大ローター>プロペラ>ターボファン>ターボジェット

速度を下げるほど燃費が良いともいえる。

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 22:03:53.66

たびたび、F135のTITは2000℃ってネタ出るね。
確か元ネタは海外の情報誌だったと思うけど。

2000℃とかないだろと思ったけど、一応、2000℃にするとどうなるか昔計算したのだが、
F119のコアをベースにTITを2000℃にするとコアエンジンの出力が7割近くも増えるんだよね
（副反応とか考慮せず純粋に加熱した場合）。
そう考えると、2000℃の割には、F135の推力は小さすぎる。
2000Kの間違いだと思うけどね。公式の情報出てないから知らないけど。

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 22:36:16.10

コスト重視のF-35で2000度にしないだろ、寿命どんだけ減るねん

**名無し三等兵** · 2017/11/28(火) 22:46:40.15

＞2000Kの間違いだと思うけどね。
TI2000とかアホだろ？

**名無し三等兵** · 2017/11/29(水) 06:49:03.83

>>438
a little higher than expected.　は最大仰角（ほとんど70度）の時で、
それ以外は、　much more だから、much more 5ｔで大体合ってるのでは？

**名無し三等兵** · 2017/11/29(水) 20:09:17.79

マッチモー
ニッチモー
サッチモー

**名無し三等兵** · 2017/11/29(水) 21:57:28.59

ワラワンダフワーなのか
ニッチもサッチモどうにもブルドッグなのか

**名無し三等兵** · 2017/11/29(水) 22:21:51.53

>>453
だから地上静止最大推力5tの設計値通りに造られたエンジンでも
飛行中の推力は5tでないんだよ、ゼロあるいは小さい迎角でもね

ターボファンも含めジェットエンジンの推力は飛行速度や高度などで大きく変化するという事実を認識しないと正しく理解できないよ

much more はその時の飛行条件（速度・高度など）での設計推力値（その詳細は公表されていないが少なくとも5tではない）に
比べてmuch moreということ

**名無し三等兵** · 2017/11/29(水) 23:01:16.43

>>455
ttps://www.youtube.com/watch?v=m5TwT69i1lU
アフターバーナーより
リヒートより

モヒートだなと

**名無し三等兵** · 2017/11/29(水) 23:48:44.55

>>457
夏に飲みたいね

**名無し三等兵** · 2017/11/30(木) 01:00:08.76

いい歌声だよなぁ

**名無し三等兵** · 2017/12/02(土) 18:02:53.27

>>456
公称の5ｔは最大仰角時ではない。
従ってそれ以外の状況に含まれる。
”much more”は5ｔ発生以外の状況であるかも知れないが、明文化されてない以上、
5ｔの出力条件で”much more”を否定できないのでは？

それとも5ｔを発生するのは最大仰角時だという主張ですかｗ

**名無し三等兵** · 2017/12/02(土) 18:37:24.38

エンジン推力は速度出れば出るほど落ちるからな。
飛行中に5t以上出ているかどうかも疑問だな。

**名無し三等兵** · 2017/12/02(土) 19:11:03.83

>>460
君は日本語をちゃんと読めないの？
>>456に書いてあるのは「公称の5ｔとは、地上大気圧＝１気圧での静止最大推力の設計値のことだ」ということ

迎角の有無以前に飛行中の推力は大気圧や気温や飛行速度などをパラメタとして複雑に変化し、地上での静止最大推力とは異なる推力になる
と書いてあるでしょうが

5tの公称値は飛行中に出すべき設計値ではないんだよ、地上で静止した状態のテストベッドで発揮するはずの設計値

ジェットエンジンのカタログデータで最大推力とかミリタリー推力とか書いてあるのは、特に高度や速度が指定されていない限り
すべて地上１気圧で静止（対気速度ゼロ）状態の値だって知らないの？

飛行中で対気速度があればラム圧によって推力が上がるし高度が上がって気圧が下がれば推力は下がる
気温が上がれば推力は下がる（ジェットエンジンも熱機関だから熱力学の法則の制約からは免れない）
迎角の大きさは実質的な対気速度（つまりラム圧）に影響する
この程度のこと（ジェットエンジンを議論する上での最低限の常識）さえ理解していないのかな？

その程度の常識すら知らずに他人の投稿に草「ｗ」を生やすのは君自身の無知蒙昧さを強調して曝け出しているだけで恥ずかしいよ

**名無し三等兵** · 2017/12/02(土) 19:45:24.82

>>460
"In other conditions"とあるから、そのような特定の条件でないことは明らか。

だいたい、エンジン単体では高空性能試験も済ませてあるんだから、
"expected"より推力が大きかったってのは、つまるところ、
高迎角時の空気の取り込みや、曲がりインテークでの損失が、
"expected"より良好だったという意味じゃないのか？
具体的に書かれてないから想像ではあるが、エンジンの性能が
予想より良かったって意味ではないと思うが。

**名無し三等兵** · 2017/12/02(土) 21:36:27.41

>>462
俺が言いたいのは、
　「公称の5ｔとは、地上大気圧＝１気圧での静止最大推力の設計値のことだ」
　これは最大仰角時に対して"In other conditions"のうちの一つではないのか？
ということ。

**名無し三等兵** · 2017/12/02(土) 21:49:43.43

>>463
> 具体的に書かれてないから想像ではあるが、エンジンの性能が
> 予想より良かったって意味ではないと思うが。
最大仰角時に予想よりよくて、
"In other conditions"　で”much more”をそう取るかｗ

俺は文章の解釈の話をしている。
アンタの予想や希望には何も言っていない。
元の文章が"In other conditions"は「公称の5ｔ」ではないと明確に否定していない以上、
公称の5ｔより良かった可能性を否定できないのでは？　と主張している。
そもそもエンジン性能は設計値ではなく実測値で評価すべきでは？

**名無し三等兵** · 2017/12/02(土) 22:39:58.77

>>465
5トンで設計したエンジンの最大推力がきっかり5トンというのもむしろ考えられないから、
別に最大推力が5.5トンや6トンかもという可能性は否定しない。

ただ、それは既に地上での試験でデータは取れてるから、
担当技師達にとってはもはや"expect"するものではないのではないかということ。

飛行試験するまで"expect"するしかなかったものと言えば、吸気関係じゃない？
というのは私の意見。別にこちらは賛同しなくてもいい。

**名無し三等兵** · 2017/12/02(土) 23:29:21.75

>>464
英文の原記事の全体をちゃんと読んでごらん、飛行試験に関する記事だよ。
その中で"in other conditions"のconditionの１つが飛行中でなく地上のテストベッドのことを指しているならば論理的に支離滅裂だ。

その記事を書いた記者が地上テストでの出力がどうかを言及したいのならば、「地上テストでは予定よりずっと大きい推力がでた。
そして飛行中でも大迎角でも予定以上出たし他の様々な飛行条件でも予定よりかなり大きい出方だった」と書くだろうね、
少なくとも記者が論理的な文章の書ける人間であったら。

**名無し三等兵** · 2017/12/03(日) 03:06:39.67

>>461
新参の素人質問なんだけど、まず高度は不変の水平飛行状態として
速度が上がるとその分エアの流入量が増えてパワー上がって行ったりはしないの？

**名無し三等兵** · 2017/12/03(日) 07:08:17.27

ジェットエンジンも
吸気、圧縮、燃焼、排気のサイクルを
踏んでいるので
速度が速くて強く吸気されれば
吸気と圧縮のエネルギーが
いくらか節約できるかな。

**名無し三等兵** · 2017/12/03(日) 07:12:23.24

そういえば、スクラムジェットで、
吸気を液体水素で冷却して液体空気にして
液体水素と液体空気を混合して
燃焼室に送り込む
LACEなんてエンジンの構想があったな。

空気を液化するんだから、究極の圧縮率になるわけだ。

**名無し三等兵** · 2017/12/03(日) 09:30:01.65

中部電力は１日、９月に一部運転を開始した西名古屋火力発電所（愛知県飛島村）を公開した。
最新鋭のガスタービンを採用し、熱からエネルギーを取り出す指標の熱効率は「６２％以上」と世界最高水準。
同社の従来の最高（５８．５％）を上回り、ギネス世界記録への申請も検討している。

　同発電所は液化天然ガス（ＬＮＧ）を燃料にガスタービンを回し、
その際に出た排熱を使って蒸気タービンでも発電する複合サイクル方式。２つのタービンを回す上、
燃焼温度が高い１６００度のガスタービンを採用したことで熱効率を上げた。

　９月に１基が稼働し、２基目も来年３月に運転を開始する予定。
２基が動けばＬＮＧ消費量はほかの発電所に比べ年５０万トン削減し、二酸化炭素（ＣＯ２）排出量も１４０万トン減らせる見込み。

　長尾和彦所長は「最新鋭の設備で、発電所の競争力を高めたい」と述べた。

SankeiBiz（サンケイビズ）
ttp://www.sankeibiz.jp/business/news/171202/bsd1712020555012-n1.htm

**名無し三等兵** · 2017/12/03(日) 09:38:20.95

国内で効率よくエネルギーを生産して国民の財布の負担を（少しでも）軽くし
(原発の事故処理の問題は別として)

また戦闘機のエンジンとして、あるいは軍用艦のエンジンとして国家を守る

大量のエネルギーを動かすことのできる規模の施設で発生し、
そのエネルギーで動かせるものは国家の外に強く、内に篤いように作用させられる

まさに金太郎的なマッチョリズム
モンゴル相撲の人達には分らん世界という奴ｗ

**名無し三等兵** · 2017/12/03(日) 10:06:08.16

>>466
>もはや"expect"するものではない
これは記者が開発チームに取材して書いたものだから、
公称5ｔで設計したエンジンがベンチで5ｔ以上なら、
その時の事を期待した以上だったとの開発チームの表現でなんか問題あるのか？
最大仰角は飛行テスト時だが"In other conditions"なんだから。

条件は複数形なんだから最大仰角時と含め少なくとも3条件で期待以上の出力で、
性能不足の条件に言及の無い記事を見て、
公称5ｔだが実力は5ｔ以上と判断するのが普通では？
それを否定するのがおかしいと言っている。

**名無し三等兵** · 2017/12/03(日) 10:23:17.86

>>467
飛行試験だけに関する記事ではない。
>>283　には記事のタイトルが
”Japan Refines Design For Indigenous Future Fighter ”とあり、
飛行試験以外の話もある。
例え、飛行試験の記事であっても”ベンチテストに言及したら支離滅裂”とはならない。

> その記事を書いた記者が地上テストでの出力がどうかを言及したいのならば、「地上テストでは予定よりずっと大きい推力がでた。
> そして飛行中でも大迎角でも予定以上出たし他の様々な飛行条件でも予定よりかなり大きい出方だった」と書くだろうね、
> 少なくとも記者が論理的な文章の書ける人間であったら。
普通の人は記者が"in other conditions"の内容を書かないのは内容までは取材できなかったんだろうと判断する。
結論から論理を組み立てるのは止めた方が良い。

**名無し三等兵** · 2017/12/03(日) 11:39:52.44

ちっちゃいけれど
とってもつおいエンジンが
できました
まる

ミリタリージェットエンジンを語るスレ 7kN [無断転載禁止]©2ch.net

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