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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1名無し三等兵
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2017/06/28(水) 20:28:26.66ID:EgMFgfXO
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/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ　5kN
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/
2018/02/25(日) 09:39:49.95ID:u1B2JUjq
イギリスの施設を1割ほど増強するとか？ｗ
2018/02/25(日) 09:50:21.09ID:efmsO8dy
まーB-2はともかくB-1Aは高速枠で残してもいいような気もするが
年経た機体をエンジンポン付け(でも無いが)でぱわーあっぷ！はロマン感じる
よしF-22もついｄ
2018/02/25(日) 10:09:46.62ID:u1B2JUjq
B-1AじゃなくてB-1Bだな

でもあえてスピードの速いB-1Aに戻す？
可変インテークでRCS激増になっちゃうけどｗ
614名無し三等兵
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2018/02/25(日) 13:03:08.31ID:VbxUApg6
TU95のエンジンは基本設計も開発時と同じなの？
改良点は？
2018/02/25(日) 21:34:31.32ID:u1B2JUjq
>>610
これって昔は台湾の施設や韓国の施設についても言及してある奴だったなあ
何か改変されたんだっけ
616名無し三等兵
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2018/02/26(月) 11:29:03.85ID:1Fn8L1UI
>>610
北海道の施設は、流量装置関係だけの増強で、試験可能になるよう、元施設ができてるのか？
2018/02/26(月) 12:30:35.09ID:mNC1Yl2M
増強可能なように作られてると公的な資料で見たことあるが、
どの程度まで流量の増大が可能かはワカランよね
少なくとも、今の4倍程度は必要なはずだし
2018/02/26(月) 12:34:10.46ID:lwFFbU9H
3倍でOK
2018/02/26(月) 13:31:38.12ID:iCg0vlUC
3倍では、105kg/secまでのエンジンしかマトモに試験できない
マトモにというのは、定常状態だけでなく過渡的状態まで含めた全ての試験が出来るという意味だが
XF9は120kg/secを超えるくらい行くのでは
例えば、現在の千歳の流量ではF7は定常状態試験しか出来なかった
過渡的状態の試験は、流量に余裕のあるアーノルドでやらせてもらった
2018/02/26(月) 14:30:56.85ID:VsucBn3b
低バイパス比エンジンなら240kg/secくらいでよさそうだけど
高バイパス比エンジンも作るなら400kg/secくらいいる？
2018/02/26(月) 14:31:25.52ID:lwFFbU9H
>>619
自分はまさに105kg/s程度だと思ってるんだがなあ
XF5の3倍に温度上昇分で
2018/02/26(月) 16:32:31.28ID:VcKolt52
ファン径約１ｍから考えると、120kg/sは最低ありそうだけどな。
それ位はあってくれないと、「大流量ファン」と名のるのはやや恥ずかしい気がする。

流量当たりの推力を上げると、エンジンは小さくなるが燃費は悪くなるので、必ずしもいいことではない。
2018/02/26(月) 17:27:19.30ID:UAiDQh+c
作られてるかどうかより予算が下りるかどうかだけどね
最悪新規に作るって手もあるしさ

逆い言えば、潰したい派はここをつぶせば、あるいは遅らせても間に合わないということで事実上潰せる
2018/02/26(月) 19:56:09.71ID:lwFFbU9H
後はイギリスの施設に頼る、のが可能なのかどうかだなあ
2018/02/28(水) 07:55:16.99ID:NlJbDHva
>>622
XF9のコアは、70kg/sの札幌の施設で試験できた

じゃあ、それに適切なバイパス比を掛けようか
2018/02/28(水) 14:25:12.00ID:Eu9II14C
105kg/s

何かあらゆるデータが105kg/sであることを裏付けるんだがこれは何なんだ
2018/02/28(水) 16:49:10.38ID:lGuH74bR
>>625
適切なバイパス比の根拠は？
2018/02/28(水) 18:41:10.85ID:lGuH74bR
まあでも
http://blog.livedoor.jp/wispywood2344/archives/55607907.html
この辺見ると、今回作ってるのはXF5と同じくらいのバイパス比（0.4）なのかもしれないな。
将来的に低燃費指向のエンジンを開発するならたぶん、0.7～には上げてくるだろう。
2018/02/28(水) 20:07:48.36ID:Eu9II14C
0.4だともしコア部流量70kg/sで正解なら
98kg/sになるよ
2018/03/02(金) 04:37:11.63ID:ZskpdbhE
B-52のエンジンはTF33からBR725になるのか
バイパス比1:4.4とか書いてあるな

MRJのPW1215Gがほぼ全く同じ推力なんだけど、
多分直径が大き過ぎてダメって事なのかなあ？

BR725はファン直径1.27m
PW1215Gは1.42m

TF33は直径1mか

で、TF33は燃費が 0.78 lb/(lbf?h)
lb/lbだから単位は同じだな

前シリーズのBR715で燃費0.63
725ではもっと良くなったのかどうかは分らん
あと、巡航中の燃費と離陸時の燃費を明記してない資料を見ても仕方ないのかな

もしTF33の0.78から、例えばPW1215Gで0.5前後まで下がってるらしいが
それだとやっぱり航続距離3万kmだなｗ
2018/03/02(金) 13:26:17.25ID:amnJSGwC
>630　つ「エンジン重量」　BR725とTF33×２が結構近い重量だったような。

なお、BR725はJT-8Dの換装に良い感じの重量、推力だったりします＞EC-1増やさないかな、とチラ見しつつｗ
2018/03/02(金) 14:37:27.88ID:ZskpdbhE
>>631
＞BR725とTF33×２が結構近い重量だったような。

それ、ヤバくねえか？

と思って調べたら
TF33　重量2t
BR725　重量1.6t
参考F7　重量1.4t

重さも軽減されたな
2018/03/02(金) 15:48:53.31ID:nOYs0bw2
>>632
B-52のエンジンレイアウトは推力が翼を捻る力をエンジン重量で相殺する設計なんで、
（ホンダジェットも同じ設計で、翼上なんで脚は短くできるが、エンジン後流をフラップには当てれない）
軽くても問題になる可能性がある。

ま、大丈夫なんだろうけどｗ
2018/03/02(金) 15:55:58.49ID:ZskpdbhE
重いなら大きなエンジンを積めばいいじゃないって考えてしまったｗ
2018/03/02(金) 17:45:45.55ID:amnJSGwC
ま、バラスト積んで重さ揃えても燃料消費量低減だけで、十分換装のメリットあるから。
2018/03/02(金) 19:58:32.05ID:ZskpdbhE
でも大直径でもPW1215Gとか積んで欲しいなあと

新しいエンジンは高いから使わないだろうけどね
でも航続距離3万㎞、戦闘行動半径1万kmの爆撃機というのはちょっと見てみたいかな？
2018/03/02(金) 20:24:48.89ID:b4vjMkGX
>>633
まあホンダはパイロンで浮かせてるからまた違うが
http://www.geocities.jp/protoplanes/image/Asuka_1.jpg
2018/03/03(土) 15:14:21.88ID:8b2lzmAA
>>629
15トンという目標と、1800℃という燃焼温度から考えても、コア流量は70kg/sくらいだろうね。
もう少し多いかもしれないけど。

おととしのシンポジウムで公開された図面では、ファン径がほぼ１ｍで、、
排気ダクトも拡張されており、それから考えるとエンジン流量は120kg/sはありそうだった。
そうするとバイパス比0.7くらいになり、発表で燃費を強調してたのも理解できる。

ただ、>>628のブログを見ても、現在製造中のXF9-1は、やや細く絞ってるみたいだし、
去年のシンポジウムで公開された図面は、ファン径が95cmくらいで、バイパス流路への
分岐も随分細く描かれてたから、流量100kg/s、バイパス比0.4くらいが妥当かもね。
2018/03/03(土) 22:13:45.20ID:hrf3LhY+
そうなるとXF5で可変サイクル化の研究が出来ないか？って話になってたのが気になる

速度が上がって来たらどんなジェットエンジンでも流量が増えるからサージする方向になるけどXF5は十分に耐えた！とかX-2の試験では
記事になっていたなあ

で、同じ状況でJ58ならバイパスに圧縮機内の空気を一部追い出すんだよな
XF9でもそれが出来たらなあ

そして、XF9ではミリタリー推力11t以上、AB推力15t以上って話になっているが
普通のジェットエンジンに比べてAB推力/ミリタリー推力の比率が小さい
これについて、タービン直前温度が高いから空気を使い果たしてるからでは無いの？って言ってたな

ここで可変サイクルにした場合、流量過剰になった状況でバイパスにうまく逃がすとかして
より高い推力を出せ、AB推力/ミリタリー推力の比率をより適正な1.5だか1.6だかに
する事は可能なのかどうか？
2018/03/05(月) 17:58:07.61ID:EWd97MsB
>>637
そのエンジン配置は構造強度上は不利で、巡航時には排気の干渉で推進効率にも悪影響があるが、
排気による揚力増加を優先したもの。
だが、一般的な実用機で一番揚力が必要なのは離着陸時で、
それは構造強度で有利な翼下前進パイロンでも排気をフラップに当てて対処可能で、
フラップ格納時には排気抵抗も無くなる。
だから、そのエンジン位置の実用機は無いのだろう。
2018/03/06(火) 06:28:27.24ID:+FPtwTiL
その前に実用するには致命的に整備性が悪そう
2018/03/06(火) 11:20:36.80ID:R/CWQ+uS
操縦性が劣悪なんだよな。
上昇しようとすると下降するし、下降しようとすると上昇する。従来の操縦感覚とはかけ離れている。
事故が起こらなくて良かったよ。
643名無し三等兵
垢版 |
2018/03/07(水) 10:02:18.96ID:+uVUlOOL
国産開発断念ニュースのどさくさで
・XF9の耐久性が低い
・XF9のパワーがしょぼい
この2つを理由に挙げてる書き込み見かけたんだけど
いつの間にこんなことになっての？
2018/03/07(水) 10:09:36.64ID:ozT+dPX/
>>643
全く根拠なし
2018/03/07(水) 10:14:23.30ID:ozT+dPX/
F-2がAAM-4を運用できるようになった後も
どっかの奴が書いてたなあ
「現場では機体バランスが悪くなって空戦性能が下がりこれなら前の方が総合的には良かったと散々な扱い」

配備前に岐阜で試験しまくってたんでもしそんなのがあるならとっくに洗い出されてるだろと

F-2のAAM-4運用改修に関する妙な話の場合は、まあ日本への敵対勢力のデマだったのかねえと

で、>>643がアサヒの飛ばし記事を元にしたお祭りのどこで出て来たか知らんけど、
まあその辺の人達かねと
2018/03/07(水) 10:22:10.07ID:OwalQ8SU
>>645
>どこで出て来たか
ν速+ だった気がする。
・日本人には、高出力エンジンができるわけない
・できたが信頼性がないので、当分使えない
の2系統。
まぁ本当に知らない系統の適当な書き込みで工作臭さは無かった
2018/03/07(水) 11:22:27.10ID:68KdP9IX
280 名無し三等兵 sage 2018/01/24(水) 18:04:02.35 ID:KqKcuQYA
F-2の調達打ち切りは現場からの強烈な要望・突き上げがあって、石破さんはボトムアップにやられたという話が出てきたな

F-2によるF-4置き換えのための増産アドバルーン記事を産経に書かせたら、空自さんの中で大反対決起集会勃発
そもそもID:rM36kIwvのような国産信仰・産業保護の思想が現場にもあるんだと思ってたけど、俺らが自尊心を全賭けしてる最前線のスタッフは言うほど国産兵器を信用していない...!?
2018/03/07(水) 11:34:18.11ID:iYuQPt4J
現場はアメリカと同じオモチャが欲しいんだろう。
2018/03/07(水) 12:07:28.89ID:5gRCy9aK
>>647
何回同じ話するんだよ
その時はF-22導入するかもって騒がれてた時じゃないか
現場としては4世代機よりも5世代機が欲しかったんだろ
2018/03/07(水) 12:34:31.51ID:FSmFDnN5
現場はF-4後継にF-22を希望していたそれだけ
2018/03/07(水) 13:47:09.66ID://unY0U8
>>643
それを書き込んだ人間に聞けよｗ
2018/03/07(水) 21:07:05.30ID:aJLIt1ch
結果としてはF-35で良かったじゃん
2018/03/07(水) 23:53:29.62ID:W7DSA+KO
>>604
ホンダジェット
2018/03/08(木) 22:39:54.66ID:uwj7C0Ne
コア流量70kg/sだとして

バイパス比1:0.4　（XF5やEJ200くらい）　流量98kg/s(そんな半端な流量のエンジンは無い)
バイパス比1:0.5　（F135がこんなものだとされている）　流量105kg/s（何故かF100-PW-220と同じくらい）
バイパス比1;0.6　（F100-PW-220くらい）　流量112kg/s（F100-PW-229くらい）
バイパス比1:0.7　（F110-GE-129くらい）　流量119kg/s（F110-GE-129より少しだけ小さい）

でも、コアの温度も高いからなあ
2018/03/09(金) 22:36:46.04ID:ssgmqzes
>642　バックサイド領域はきちんと仰角を取れる飛行機なら多かれ少なかれあるんだけど、
US-2なんかでもあるんだけど
http://www.iadf.or.jp/document/pdf/26-2.pdf
その辺は現代ならフライバイワイヤで解決しちゃうでしょうね、上のpdfの6枚目。
2018/03/10(土) 10:18:46.57ID:uowMw5tH
>>655
レスの流れで読むと>>642　は、
バックサイド云々の話ではなく、
　固定したエンジン配置で排気と翼の影響を利用する高揚力装置は、
　飛鳥の場合その影響で操縦性に問題をもたらした。
という趣旨じゃないの？
2018/03/10(土) 18:30:41.37ID:A+iu7r0n
>656　「飛鳥」「バックサイド領域」で検索すると
https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/47457/1/naltr0001341.pdf
http://koyama-s.la.coocan.jp/KASM_volunteer/ohanasi/003/harada.html
も出てくるけど、挙動がバックサイド領域そのものの、機首下げで速度up、パワー入れで高度上昇、だそうな。

USBは失速に至る速度を大幅に落とすことが出来るけど（上のpdfに出てくる線図を見たら最終的にアプローチ速度69ktと、
速度だけなら空母で使えそうな領域にｗ）、無理やり飛ばしている事に違いは無いんだな、と。
658655
垢版 |
2018/03/10(土) 18:31:55.66ID:A+iu7r0n
なお、飛鳥はフライバイワイヤを取り入れており、にもかかわらず操縦感覚を改善するために相当試験飛行を重ねているようなので、
簡単に解決できる話じゃ無いんだな、と訂正しておきます。
2018/03/10(土) 18:35:23.13ID:/+JeTWgS
2018/3/9 契約に係る情報の公表（地方調達）を更新しました。 平成29年度1月分（平成30年1月）

契約に係る情報の公表（航空装備研究所）
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ny_kenkyu_koukuu_ichi.html

将来航空無人機用エンジン技術に関する調査及び検討作業
１件,H30.1.30,（株）SUBARU
戦闘機用エンジン要素の性能確認試験のうちコアエンジン性能確認試験における抽気分析作業及び排気分析作業
１件,H30.1.26,（株）IHI検査計測　
2018/03/10(土) 21:15:48.44ID:fDG+Fruc
XF9のコアに関しては研究だけで大忙しで政治の問題とか現場では構ってられんって感じ
機械屋と基盤屋と組込み屋だけでなく化学系の分析屋も大わらわ

最後に「F135に比べてNOxを〇■%減らした！」とかやってプレゼンするのかね？
2018/03/10(土) 23:00:02.03ID:KcDUN87g
＞機首下げで速度up、パワー入れで高度上昇、だそうな。
普通の飛行機でも当たり前の挙動だが？
2018/03/11(日) 00:29:29.38ID:AqvtQ9zv
>>661
リンク先は見てないが俺もそう思った
2018/03/12(月) 18:42:53.48ID:bCpwIxxO
>>661
＞機首下げでパワー入れなら高度落ちる
2018/03/12(月) 19:38:36.81ID:48dtVPdg
日本語になってないな。
2018/03/13(火) 13:32:27.38ID:baw154xD
何いってんだか分かんネーヨ！
この宇宙人野郎があああぁあ　
2018/03/14(水) 08:12:43.42ID:Pm8VHnTl
>>663
そしてダイブブレーキを使い忘れて飛行機ごと落ちるw
2018/03/14(水) 14:35:28.58ID:uixfZXwU
>>661
> ＞機首下げで速度up、パワー入れで高度上昇、だそうな。

いや、だから現在の飛行コース（例えば着陸アプローチ）を保ったまま現時点よりも速度を下げたい場合にどうするのか？
と考えるとバックサイド・オペレーションの奇妙さが分かるわけでして、それを考えないと理解できない

速度を下げたいから機首を上げる、だがそのままでは失速してしまうから同時にパワーを上げねばならない
つまり速度を下げるにはパワーを上げるという操作が必要になる
これは普通の操縦での「パワーを上げたら速度も上がる」とは全く逆の操作だ

ということで、>>657のhtmlの方のバックサイド・オペレーションの説明は間違ってはいないが初心者には不親切だと思う
因みに上に書いた説明は、大昔に航空情報だったの連載で読んだバックサイド操作の説明です

あるいは、バックサイド・オペレーションの奇妙さは、次のように言い換えることもできる
通常の操縦領域では、速度の上下はパワーの上下で、高度の上下は機首の上げ下げで、それぞれ行うのに対して、
バックサイド領域では、速度の上下は機首の上げ下げで、高度の上下はパワーの上下で、それぞれ行わねばならない
（速度と高度との制御に対応する操作が通常領域とは逆になる）

>>657のhtmlの資料での説明ならば、せめてこの最後のパラグラフを書いておいてくれれば読者はバックサイド操作の奇妙さを理解し易いと思う
なお、>>657のPDFファイルは流石に正規の技術資料なので、次のように正確かつちゃんと読めば正しく理解可能な説明になっている

６ページ目左カラム＞　STOL機「飛鳥」の場合はこれとは全く逆の飛行領
６ページ目左カラム＞　域バックサイドを飛行している。即ち，飛行中に機首
６ページ目左カラム＞　を下げると速度が増加するが高度は逆に上昇する。ま
６ページ目左カラム＞　た，機首を上げると速度が減少し，同時に高度も益々
６ページ目左カラム＞　降下していく。

（上で私が「そのままでは失速する」と書いた…これは昔の航空情報での解説記事がそうだったから…が、この技術報告書ではより正しく「同時に高度も益々降下していく」とある）
2018/03/14(水) 20:22:26.33ID:DKcP4jyT
>>667
＞機首下げで速度up、パワー入れで高度上昇、だそうな。
この表現なら、
”機首を下げれば速度が上がり、推力を増せば上昇する。”としか読めないのでは？
「これは普通の挙動だ」という指摘だろう。

また、ｐｄｆの表現では、
”機首を下げると速度が増加するが高度は逆に上昇する”とあるが、どこか省かれた表現か誤植では？
そうでないと、物理学の法則に反する。
機首を下げるだけで運動エネルギーと位置エネルギーが得られるわけが無い。
2018/03/14(水) 20:26:41.30ID:DKcP4jyT
>>668
ああ、極端な機首上げ状態から機首下げで抗力が減るという意味か。
でもそれも普通の挙動のような気もするｗ
2018/03/16(金) 00:52:32.20ID:PNx/Em79
某下騾馬スレでジェットエンジンの歴史の講義してる

オーパーツみたいなのが出て来たｗｗｗ
2018/03/16(金) 09:41:19.48ID:s38lBKhU
>>669
バックサイド領域の話は高度と速度の変化をセットで考えないと理解できないよ。
でないと、

機首下げで速度up→降下して速度が上がるのは当たり前
パワー入れで高度上昇→速度が上がって揚力が増えるから高度上昇は当たり前
普通と何も変わらないじゃん

という理解になってしまう。
672名無し三等兵
垢版 |
2018/03/16(金) 12:31:52.78ID:C5TfD7/F
426名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 95cc-CZ08 [122.134.99.218])2018/03/16(金) 07:07:16.49ID:xxbJq3TH0
>>425
コアエンジンって言う程技術いらんしなぁ
2018/03/16(金) 12:58:05.56ID:PNx/Em79
ファンも低圧圧縮機も低圧タービンもそりゃ難しいですよ
でも高温高圧部よりはまだマシだろ

日本は輸送機用の高バイパスエンジンの低圧部は担当してきた
では、戦闘機用の低バイパスエンジンだとどうなんでしょう

ってのを、今年6月から試験する
2018/03/16(金) 22:40:32.46ID:GE5Olbpy
>>667
元のレス>>657読めば分かるがそいつがリンク先の意味を理解せず書いてることに対する突込みだぞ。
無駄に難しく考えるなよ。
2018/03/17(土) 11:54:18.20ID:VyoSvb5g
コアエンジンって呼び方が素人を勘違いさせるのかなあ
コアエンジンモジュールとかで呼べばいいのか
2018/03/17(土) 13:04:33.40ID:6OYTiTmb
ホットコア　ですなｗ

車ヲタはピストンエンジンと区別ついてないし
PCヲタはアプリケーションのエンジンと区別ついてないぞ
2018/03/18(日) 02:31:13.44ID:flUwdWAJ
> そもそもID:rM36kIwvのような国産信仰・産業保護の思想が現場にもあるんだと思ってたけど、
>俺らが自尊心を全賭けしてる最前線のスタッフは言うほど国産兵器を信用していない...!?

こういう物言いをする奴ってのは単に「ジャップが戦闘機（のエンジン）なんて無理に決まってるだろバーカーバーカｗ」
ってのを小難しく言い換えて知的なふりをしてるだけの言動だからね。
2018/03/18(日) 06:46:47.87ID:NSPpXqQg
>>677
最近、必死で日本くさすやつらが出てくるね。在日も追い詰められてんだろうな。
2018/03/19(月) 00:52:50.84ID:Y/ZycpJ9
ツイッターに貼ってあったんだけど
平成29年度12月分（平成29年1２月）

契約に係る情報の公表（航空装備研究所）物品役務（競争）
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ny_kenkyu_koukuu_ichi.html

VTOL機用エンジンの形式等に関する調査及び検討作業
１件,H29.12.12,川崎重工業（株）

オスプレイのことかな?
2018/03/19(月) 07:24:51.97ID:4gW5ih8X
川重やIHIがスーパーマリンガスタービンという低燃費な船舶用ガスタービンエンジンの研究をしてるっていう2002年頃のページが見つかりますが、これ続報が全く見つからないので中止になったんですかね？
2018/03/20(火) 20:25:22.20ID:BjZ25aZ5
飛鳥の頃ってリフトエンジンとかVTOL機の研究を熱心にやってたんだよな勿体ない
2018/03/21(水) 01:05:56.83ID:ZDUfyWxZ
>>680
タービン直前温度1200℃、2600kw程度のガスタービンだね

LM1600が149000kwだからずっと小規模だな
2018/03/21(水) 01:11:28.24ID:ZDUfyWxZ
>>681
飛鳥はSTOLだな

飛鳥はエンジンを翼上に置いたりしたが、お陰で整備性も悪くなったり飛行特性も特異で
FBWの開発が新たに必要だったり、というので見送り

短い滑走路ゆえ地方空港に良いのではなんて言われてたみたいだな
でも地方の空港がみんな長くなってしまった
2018/03/21(水) 21:51:03.21ID:MsKeGE0F
土建万歳行政な日本なので、紋別空港を筆頭に閑古鳥鳴いている2000m級滑走路を持つ空港が結構いっぱい出来ちゃったも。
アレの維持の方が高価かつ特殊な操縦技術が必要な飛鳥みたいな機体より楽な気はするけど、離島おいてけぼりになっちゃったんだよね。

スーパーマリンガスタービンは、船舶用エンジンが一度据え付けると、取り外しオーバーホールが不可能だから、
壊れたら速攻とっかえれるガスタービン良いんじゃね？で作られたと記憶。小型での効率追求で確か34％の熱効率だったような。
同じクラスのディーゼルに結構肉薄したんだけどね。今は高速ディーゼル機関でも熱効率40％位行っていない？
2018/03/22(木) 21:16:18.45ID:znLQw+h2
平成30年度安全保障技術研究推進制度の新規研究課題の公募

別紙1 平成30年度募集に係る研究テーマについて（610KB）
ttp://www.mod.go.jp/atla/funding/koubo/h30/h30koubo_bessi1.pdf

P.52
(22)デトネーションエンジンの安定作動出力制御に関する基礎研究

>本研究テーマでは、従来のエンジンに対して飛躍的な性能向上が期待できるデトネーション
>エンジン、特にローテティング・デトネーションエンジンについて、その成立性、安定性、出力可
>変性等に関して、新規性、独創性又は革新性があり、既存の各種デトネーションエンジン技術
>から特性（出力に限らず、安定性等も含む。）の飛躍的な向上に寄与する基礎研究を募集し
>ます。

P.56
(26)革新的なジェットエンジン技術に関する基礎研究

>航空機等に関する技術において、特にジェットエンジン能力の向上は最重要課題の一つとなって
>おり、常に小型軽量化、大出力化、燃費向上、計測技術の高精度化等、様々な技術分野での
>向上が求められています。本研テーマでは、ジェットエンジン技術の大幅な向上に関して、
>新規性、独創性又は革新性があり、かつ学術的に価値がある基礎研究を募集します。
2018/03/22(木) 21:36:29.45ID:UdjqFNnH
デトネーションバーナーをなるだけ短くして組み込めたらなあ
2018/03/22(木) 21:54:55.27ID:UdjqFNnH
ここで示した研究提案は一例であり、募集テーマに合致した内容を幅広く募集します。
〇ジェットエンジンの小型軽量化を大幅に向上させる研究（例：FRP等軽量化材料、ファン
・圧縮機の圧力損失低減翼形状、
エンジン駆動軸内蔵型発電機/スタータ、油圧駆動補機類電動化に関する技術など）

〇ジェットエンジンの大出力化を大幅に向上させる研究（例：タービン・燃焼器などの高温部品に適用可能な耐熱材料や冷却機構技術、
エンジン構成要素性能の高効率化に関する技術など）

○ジェットエンジンの燃費を大幅に向上させる研究（例：動力システムとしてハイブリッド化、燃料制御最適化に関する技術など）

〇ジェットエンジンの計測技術を大幅に向上させる研究（例：燃焼器部、高圧タービン部の高温ガスの多次元温度分布、非接触による温度・振動等計測に関する技術など）

○ジェットエンジンの性能を大幅に最適化する研究（例：異なるエンジン回転数においても推力・燃費を最適化、
エンジンフライトエンベロープにおけるエンジン着火始動範囲の拡大に関する技術など）

〇ジェットエンジンの騒音低下に関する研究

○ジェットエンジンに使用されるセラミック複合材料の耐熱性向上や超高温領域における機械的強度の向上に関する研究

〇冷却空気を導入することなく超高温に耐えうる耐熱材料に関する研究

これでXF5のダブルバイパス化をやって欲しいなあ
あと次回はぜひ、高圧タービンのCMC化を！
2018/03/23(金) 06:06:29.65ID:6AL9pcv8
なんか、超音速旅客機やっていたはずが、
中間圏高音速侵攻機になっていく
2018/03/24(土) 23:23:58.71ID:uZKyyaqJ
>>688
中間圏って言葉が頻繁に使われる時代が来るのかなあｗｗｗ

対流圏、成層圏、中間圏、熱圏のうち成層圏ばかりが使用頻度が高くて
他の部分は一般人で聞いたことがあるという人は非常に少ない
2018/03/29(木) 10:37:40.36ID:G89Sm9ZG
>>685
防衛省が基礎研究に手を突っ込むのはあまり賛成できんな。
そんなのは文科省か経産省に任せておけばよい。
具体的な装備品の開発など応用寄りの研究は防衛省にしかできないんだから、
そっちに集中すべきだ。
別に兵器として優秀な装備が、必ずしも技術的に優れているものとは
限らないのだから。
逆に、散々基礎研究やっても使う装備品を開発できないなら何の意味もない。
2018/03/29(木) 12:50:33.80ID:zBKTBVmY
>>690
どうでもいい。どっちもやればいいんだよ
2018/03/29(木) 13:10:45.75ID:zOENVvEF
>>690
>防衛省が基礎研究に手を突っ込むのはあまり賛成できんな。
米軍の次世代機が、中間圏高音速侵攻機になるかも、なので防衛省も研究しないとね。
Aurora は、ムー辺りのオカルト言説扱いされるのが2ch軍事板だけど。
カナダ政府の対策チームのメンバーから、高度50km/Mach5、往復の時間から北極超えて中国まで行っていると推定、とポロッと言うのを聞いたからなぁ。
（先方は10年以上前のことなのでと、喋ったのが2000年より前）
2018/03/29(木) 13:51:24.04ID:2EkKiZuo
>>692
TR-3Bだっけか。
2018/03/29(木) 14:10:43.14ID:wwYS9Pa7
どんな推進機関があればそれを実現出来るのか？
旋回半径はどんくらい？
とか類推出来る人は語ってくれても良いのよ( ^o^)
2018/03/29(木) 14:20:58.66ID:alylWSSq
GE58（YF120エンジンをラムジェットに埋め込んだエンジン）でも搭載してないと無理かなあ？

でも普通のラムジェットでもMach5までだっけ
それ以上になると板を並べたスクラムジェットになる
2018/03/29(木) 14:40:13.85ID:alylWSSq
いかんGE57だった
ttps://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20050196667.pdf

だがこれも遥か昔の研究だ
今ではこれにスクラムジェット推進にシームレスに移行できる構造とか出来てたりして？？？
2018/03/29(木) 14:48:06.12ID:alylWSSq
ttps://www.flightglobal.com/news/articles/aiaa-conference-mach-7-engine-to-be-turbine-based-175630/
2003年のこの記事が分かり易い
The engine features a high-Mach fan and compressor, variable bypass ratio and a "hyperburner" augmentor that starts as an afterburner and
transitions to a ramjet as Mach number increases. "At M1.7 we open up the bypass valves
and by M4 we bypass all the turbojet and operate as a ramjet,"
says Bartolotta. Rig tests of the hyperburner, which uses a trapped vortex to sustain combustion, are already under way.

でもこれってAETDとは圧縮の状態が違うだろうなあ
2018/03/29(木) 15:04:49.35ID:U1d5IImB
防衛省とJAXAが協力するとなると旧NALの研究とか軍用機に適用されるようになるんだろうか
2018/03/29(木) 15:10:08.56ID:alylWSSq
ttps://www.flightglobal.com/FlightPDFArchive/1982/1982 - 0705.PDF
36年前にP&WがVSCEなるものを提案した
「ダクトバーナー」という、バイパス内に燃焼器を持つ機構で
ロールスロイスが更に6年前に研究していたが、うるさいし燃費も悪いとの事で却下

まあどこもバイパス部分をラムジェットに近いものとして扱えないか？というので、苦労してたって事ですな

ラムジェットの定義は「（ほぼ）等エントロピー圧縮がされている」事であり、
「超音速機のバイパス広くしてMach1.7とか超えたらエンジン回転数減らしてバイパス通った空気に
勝手に火をつけたらラムジェットになるんじゃね？俺マジ天才じゃね？」という簡単なものではないとの事ｗ
だからF100あたりでコア部を通る空気が1：バイパス部を通る空気が0.6とかだから
それでアフターバーナーを使えば0.6/(1+0.6)の比率でラムジェットだ！！！１１！１！！！！！というオレサマ物理学を展開しても
それってバイパス流がアフターバーナー部に出て来た段階で圧縮が緩んじゃってるからラムジェットじゃないでしょｗｗｗと言われてしまう
（それでも確かにある程度高効率なのは事実だが）

従来の亜音速重視、たまに音速でダッシュもする、という戦闘機のエンジンとは違う気がするね
でも中射程AAMの信頼性が上がってきた（この前はAIM-9Xが外れてAIM-120が当たったんだっけｗ）なんて状況が増えてきたから
それならステルス状態のままで高速で空域を通過してさっさとAAMで敵機を片付けた方がずっと良いからなあ

「ターボファンとターボジェットを繋ぐ」（あるいは低バイパス比ともう少し高バイパス比を繋ぐ）のが可変サイクルエンジンだとしたら
ダクトバーナーによるVSCEは低バイパスターボファンを一気にラムジェットに繋ぐ！というものであった
だがGE57とADVENTでその辺の落とし所をどうするのかねえ？

もっさりさん、カモン！
2018/03/29(木) 16:10:13.24ID:alylWSSq
＞NASA/TM?2005-213803
4
Baseline Hyperburner Design for GE57
Although, highly regarded, the F110-129 augmentor d
esign, shown in figure 3, would not be simple
to implement for the RTA application because of the
fixed geometry mixing chutes used to combine the
fan flow to the core flow. Therefore, the RTA hype
rburner design is based on a more conservative and
simpler concept of separate streams, where the core
flow and the bypass flow are separately fueled and
mixed over a conservative axial length.

普通のAB付きターボファンのアフターバーナーは「バイパス流とコア流を混ぜつつ燃やす」
だがラムジェットとして使うなら、分離して燃やすと

アフターバーナー内の燃焼器が3段くらいあって、速度によって外側と内側で前後入れ替え可能！
なんていう超機能があればなあｗ
素直に2つ作った方が良いかな？

これにパルスデトネーションエンジンの理論も組み合わせればもう最高
2018/03/29(木) 21:52:35.66ID:tYRppmP5
XF9の出力に対してコンパクトって特性を生かしたら圧縮器外にドア付きラムエア導入ダクトを設けた複合エンジンとか可能だろうか
2018/03/30(金) 17:12:28.00ID:qHy8O4R4
普通のアフターバーナーは速度が遅い時に大推力を出すように作るべきだから

・まずファン排気を拡散させる
・その勢いでコア排気と混ぜる
・それから両者に更に火をつける

ようにしたいから、
・外壁に近い所に、低圧タービンから一番近い位置のAB燃料噴射装置を作る
・それからもっとノズルの方に進んだところに、コア寄りあるいはエンジン長軸よりにABの燃料噴射装置を設置する

と、まずファン排気を燃やして拡散させてコア排気と混ぜてからもう一度燃やせるので、低速時でも推力を増大できる

一方、ファン排気を独自にラムジェット化するなら
バイパスをもっと長く独自に持たせるか、

・低圧タービンに近い位置にエンジン長軸に近い位置のAB燃料噴射装置を設置すると、
コアの排気が加熱で更に膨張する
・これによって、外を高速で流れているファン排気がますます圧縮される（俺様物理学ｗｗｗ）
・低圧タービンから離れた位置で、外壁に近い位置にファン排気に燃料を噴射、燃焼装置を付ければ
ファン排気だけを独自に燃やすことが出来る

なんて都合のいい話、本当に起こるんでしょうか？ｗｗｗ

そしてこれなら、外壁寄りにある再燃焼装置が、速度に応じて前後にスライドする（あるいは前後2ヶ所に作ってもいいかねｗ）なら
低速時の推力増大にも、Mach1.7オーバーでのラムジェット的な性質を重視する時にも
最適な位置でファン排気を燃焼させられる

なーんて考えたいけど、そんな都合いい話はない！って怒られそうだなあと
2018/03/30(金) 17:18:14.78ID:qHy8O4R4
でもADVENTの断面を見たら一番外のバイパスが後ろまで伸びてる仕組みになってるから
やっぱりこれっぽい事をやりたいのかもな？と

ところで、非ステルス機ではインテークを可変式にしたり境界層分離の板を付けたりして
超音速時のインテーク内の流れを制御するようにしていたけど
ステルスになったらそれが出来なくなったから昔より戦闘機は遅くなった、なんて説があったっけ
機体をプラスチック製のマトリックスで炭素繊維をまとめた複合素材で作ってるのも原因だろうけど

これまではインテークで流れを制御していたのを、エンジンである程度制御するようになったら
再びMach2オーバーを軽く出せる戦闘機が増える！なんて話だったら、どうするんだろうね？

B-1AはMach2だったがB-1Bでは固定式インテークになって最高Mach1.28になってしまった
一説によるとF119×4だとMach2.2になるらしいがｗ
で、ADVENTなどで流れを制御できるようになると、やっぱり変わるのかなあ？？？
2018/03/31(土) 10:22:54.76ID:gsRf13zn
F-7、XF-9エンジンの次は、ドローンや巡航ミサイル向けの新型ジェットエンジン開発をしないと
2018/03/31(土) 12:26:48.19ID:C2JXE5+v
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/jozoku30-012.pdf
戦闘機用エンジンシステムの形態管理
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。

エンジン性能確認試験支援作業

エンジン性能確認試験性能図表等の技術資料作成

XF9エンジン撤去・分解・検査

エンジン低被観測性試験準備・支援作業

全て一番上のと同じのが契約条件に入っている

「XF9撤去」に脊髄反射するバカタレが大量発生しそうなのはともかくだｗ
その後ですぐに
「エンジン低被観測性試験準備・支援作業」
だから、XF9のホットコアの試験が終わってこれからファン、低圧圧縮機、低圧タービン、アフターバーナーを
取り付けるわけだが、
それがインテークからレーダーで観測されないものであるかどうかを確認する契約を取って来るって訳だな
2018/03/31(土) 17:54:14.01ID:FnJmg1RY
>>703
> ところで、非ステルス機ではインテークを可変式にしたり境界層分離の板を付けたりして
> 超音速時のインテーク内の流れを制御するようにしていたけど
> ステルスになったらそれが出来なくなったから昔より戦闘機は遅くなった、なんて説があったっけ

B-1は試作のA型の高空での最大速度がM2.0だったのに実用化されたB型ではM1.2ぐらいに低下していて
その理由がインテークダクトを可変式からレーダー反射の少ない固定式に変更した事によるという説明だったよね

だから可変ベーンのようなダクト内での衝撃波の発生位置を制御する技術が使えないと最大速度を高くとるのは難しいのは事実だけど
現実の超音速戦闘機が（開発中や受領後の試験飛行は別にして）実運用においてM2かそれ以上で飛ぶケースはほぼないし
ましてや実戦の最中にそんな速度を出すケースなど殆どない（あるとすれば日本のように迎撃用途にしている
恐らくだが、世界中のF-15シリーズ全機の飛行履歴を調べても試験飛行を除いた実運用中にM2以上の速度で飛行した延べ時間は驚くほど少ないだろう

実運用においてM2のような最高速に近い速度で飛ばす一番可能性が高いのは日本のF-15Jのような迎撃用途でF-15を使用している場合だろう
迎撃用の場合は、迎撃機の速度が高速であればあるほど、会敵点を領土からより遠くにとれるので、国土・国民が敵機の攻撃を受けるリスクが低下するという意味で
迎撃戦闘機の飛行速度は国の安全度に直結すると言っても間違いでないからだ

それと、ステルス戦闘機の場合、M2+のような高速で飛べば空力加熱のために機体が加熱されて赤外線センサーで遠くから捕捉されるリスクが急激に高まるので
頭（対レーダー）隠して尻（対IR）隠さずという間抜けな事態に陥るから、会敵点に急行する場合でもステルス戦闘機だと余りな高速は使用できない
（使用するとステルスの利点を自ら損ねる）

ラプターの超音速クルーズの速度の設定は、この空力加熱によるIRシグニチャの急激な増大を避ける速度上限を意識して行ったと思われる
（確かラプターのスパクル速度よりももう少し高速にすると機体表面温度が急激に高くなりIR輻射量も増大するようなデータがあった気がするが現時点で確認はできない）
2018/03/31(土) 19:56:23.31ID:+9qRHwgC
F135はついにアフターバーナーのフレームホルダを全廃してしまったんだよな

排気口から覗くと異様にスッキリしてて驚くし、あの空気流量にどうやって対応してるんだか...(^q^
2018/04/12(木) 02:17:09.16ID:VQTvasGw
F135ではタービン静翼、軸受け、フレームホルダ、レーダーブロッカがすべて統合されてるんだろうか
2018/04/13(金) 18:40:25.09ID:It50EGDL
契約に係る情報の公表（航空装備研究所）平成29年度2月（平成30年2月）
物品役務（随契）
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ny_kenkyu_koukuu_ichi.html

低バイパス比ターボファンエンジンの可変サイクル化に関する技術検討 １件
H30.2.15 (株)IHI

提案企業の募集
ttp://www.mod.go.jp/atla/rfi.html

平成30年4月13日 軽量化エンジン要素の研究
ttp://www.mod.go.jp/atla/rfi/rfi300413_10.pdf

> ２ 情報提供企業の要件
>情報提供企業は、以下の要件を全て満足する企業に限定します。
> 1 日本国法人であり、国内に製造設備を有する企業
> 2 航空機用エンジンの設計及び製造の実績を有する企業（ベンダー含む。）
> 3 防衛省が取扱い上の注意を要する文書等の開示について適当であると認める企業
2018/04/13(金) 19:02:33.25ID:saYOhF5f
>>709その上には
セラミックス基複合材料の熱特性等データ取得作業
もあるね
＞本案件を実施するためには、セラミックス基複合材について常温から約１０００℃までの熱特性を計測する技術、
設備及び知識を有していることが必要不可欠であり公募を実施した結果、応募者が該者一者で評価基準を満たしているため。

しかし、XF5でまだまだまだまだやる気満々じゃないですか！
2018/04/14(土) 03:49:54.36ID:/u7bn+IJ
>>709
軽量化というからには、やっぱり外側の部分か
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