ミリタリージェットエンジンを語るスレ　9kN

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 6a9f-wf+L) · 2018/10/19(金) 11:15:56.13

阿呆
既に予算請求されている

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ bfc2-O6rz) · 2018/10/19(金) 21:03:57.37

想像の域は出ない話か

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa) · 2018/10/19(金) 21:26:10.22

F101-GE-100　ミリタリー推力7.7t　AB推力13.6t　流量158.7kg/s　バイパス比1:2.1　コア部流量51.2kg/s
少ないなあｗ

F110-GE-100　ミリタリー推力7.5t　AB推力12.7t　流量119.7kg/s　バイパス比1:0.87　コア部流量64kg/s
実はF110はコア部はF101より大きい
これまめちしきなｗｗｗｗｗｗｗ

F404-GE-400　ミリタリー推力4.8t　AB推力72.6t　流量64.4kg/s　バイパス比1:0.34　コア部流量48kg/s

YJ101-GE-100 ミリタリー推力4.2t　AB推力6.49t 流量58.1kg/s　バイパス比1:0.25　コア部流量46.4kg/s

CFM56-2A2　　ミリタリー推力10.9t AB推力なし　流量371kg/s 　バイパス比1:5.9 　コア部流量53.7kg/s
CFM56はF101と共通であると有名だね

CFM56-2B1　　ミリタリー推力10t 　AB推力無し　流量356kg/s　バイパス比1:6　　コア部流量50.8kg/s

同じコアと言われるF110とCFM56を比較して、昔のエンジンはAB使用による推力増大の方がファン拡大による推力増大より
大きくし易かったのに、いつの間にか逆転した？と思ってたんだが
なあんだ、そもそもコア部が小さかったんですな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa) · 2018/10/19(金) 21:27:40.75

もっと分かりやすく
これらのエンジンのコア部流量が全て50kg/sであるとすると

F101-GE-100仮想縮小　ミリタリー推力7.5t　AB推力13.3t 流量155kg/s バイパス比1:2.1
F110-GE-100仮想縮小　ミリタリー推力5.9t　AB推力9.9t　流量93.5kg/s　バイパス比1:0.87
F404-GE-400仮想拡大　ミリタリー推力5t　　AB推力7.5t　流量67kg/s　　バイパス比1:0.34
YJ101-GE-100仮想拡大ミリタリー推力4.5t AB推力7t　　流量62.5kg/s　バイパス比1:0.25
CFM56-2A2仮想縮小　　ミリタリー推力10.1t AB推力無し流量345kg/s　バイパス比1:5.9
CFM56-2B1仮想縮小　　ミリタリー推力9.8t　AB推力無し流量350kg/s　バイパス比1:6

CFM56の2バージョンにねじれ現象が発生しましたｗｗｗ

ミリタリー推力とバイパス比を比べると、上昇傾向にはあるんだがやっぱりどんどん丸まって来るのな
y=(a√(bx-c) ) +dくらいで回帰しても良いかな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa) · 2018/10/19(金) 21:30:28.86

A　2.714823
B　-1.25332987
C　0.1570836523

x軸をミリタリー推力、y軸をバイパス比とした2次関数
y=A + Bx + Cx^2　で
定数項と係数は以下の値になった

相関係数は0.999760897と物凄いねｗ

で、このコア流量50kgのF404あたり初期の技術水準の仮想エンジンで
じゃあこれでミリタリー推力8.5tを達成したかったらバイパス比どの位になるかなと計算したら

3.41って出てきたが、ESPRで使うエンジンのバイパス比が仮想で3.41になってたのと、何か関係あるのかね？？？？？

またこれらのエンジンは自分の独断と偏見でタービン直前温度1400℃と仮定したが、
ちゃんと絶対零度分の273℃を加えて1800℃タービン直前温度1800℃にしたら1.24倍、それでコア流量50kg/s、バイパス比3.41なら
ミリタリー推力10.5t、AB推力は1.8倍とか皮算用したら19tか？最後適当

ただ、こうやってとりあえず超音速戦闘機は飛ばせるエンジンが作れたとしても直径が巨大化してしまうからなあ
その分だけウェポンベイ容積も小さくなってしまう。インテークを曲げてエンジンを隠すのも大変になる
今後の戦闘機はAB推力だけでなくスーパークルーズだって出来ればすべき

となると、やっぱりバイパス比1:0.5に抑えて、それで推力15tを出すXF9の登場まで待つのも正解だったのかねえと

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa) · 2018/10/19(金) 21:38:32.17

ところでだ

B-1に搭載されたF101エンジンはAB付きエンジンとしては世界で最もバイパス比が大きく
初期型で1：2.1もあったが
F-111に搭載しようとかF-16に搭載しようとかF-14に積んでみたら凄い性能だったけど量産されなかったとか
妙な話が多いんだよなあ

いつでも飛ばないといけない戦闘機でなく、飛行間隔が長いB-1に搭載するから
頻繁に点検して整備に時間が掛かっても良いものとして作られたエンジンなのかなあ？と

AB使用時には広いバイパスやファンで推力、というか圧力差の一部を受けないといけないので大変だなあ

安易に、「ウチの最大のエンジンでもちっちゃいけどバイパス比をF101並みにでっかくすれば推力出せんだかんな！！！！！！！」
って吠えても、整備間隔の短いものになってしまい実用機には使いにくいものになってしまうんだろうなあと

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ dbbd-IoF+) · 2018/10/20(土) 01:07:29.00

このスレってまだ生きてるの？ってテスト投稿

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa) · 2018/10/20(土) 10:53:15.81

活発に議論されてるじゃん

**名無し三等兵** (ﾜﾝﾐﾝｸﾞｸ MMda-c2Vv) · 2018/10/20(土) 11:18:30.39

たぶん、わっチョイ無しスレの誤爆だろう

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa) · 2018/10/20(土) 13:49:51.20

ヮ無ミリタリージェットエンジンを語るスレ 10kN
https://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1539660099/

これか
無しならなしで面白いかなｗ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ aaab-1E8h) · 2018/10/20(土) 17:35:32.91

>>144
運用速度の違うエンジンをバイパス比を基準に比較してもあまり意味ないし、
TITにしてもタービン素材が違えば冷却損失の差がでるのでは？
似た最高速のステルス戦闘機用エンジン間でしかあまり比較の意味はないと思うが？

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 6a7c-86Kn) · 2018/10/21(日) 16:43:03.09

>>150
>バイパス比を基準に比較してもあまり意味ないし
>TITにしてもタービン素材が違えば冷却損失の差がでるのでは？

1970年代半ばから1980頃のTIT 1400℃前後のエンジンを比較をしてるんだよ。
同等の技術水準でバイパス比を変えた時にミリタリー推力やアフターバーナ
ー推力が度の様に変化するのか？と言う事でしょ。

>>143
コア流量50kgに換算してXF-5とXF9Fと119とF135 を比較してみた。
(XF5のコア流量26kg/s XF9のコア流量78kg/s F119とF135のコア流量94kg/sとした)

1990年-1999年頃のタービン直前温度1600℃前後の戦闘機用エンジン

XF-5 仮想拡大　ミリタリー推力6.35t　AB推力9.62t 流量70kg/s　バイパス比1:0.39
F119 仮想縮小　ミリタリー推力6.12t AB推力8.46t 流量65kg/s バイパス比1:0.3

XF5のバイパス比が多少大きい事を考慮しても0%-8%程 F119を上回っているように見える。

2010年-2020年頃のタービン直前温度1800℃前後の戦闘機用エンジン

XF9 　仮想縮小ミリタリー推力7.05t AB推力10.9t　流量75kg/s バイパス比1:0.5
F135 仮想縮小　ミリタリー推力6.91t AB推力10.37t 流量79kg/s バイパス比1:0.57

XF9のバイパス比が多少小さい事を考慮してF135を4%-9%程程上回っているように見える。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa) · 2018/10/21(日) 17:34:23.69

>>151
面倒な計算ありがとうございます
つうかやってて途中で嫌になってくるでしょうなｗ
よく最後までやり切りました

まあ、作った時代が後か先かとかもあるからなあ
それこそサイズの問題もあるし2乗3乗もあれば熱伝導もあるし

各国で様々な事情もあって作るものだから、これは優れてるだの劣ってるだの
一概に言えない場合もあるかもな
わざと保守性を考えてピーキーな性能にしない場合もあるだろうし

それでも、やっぱり色々面白い値が出て来るとヲタとして見飽きないねえ
大きさに目を奪われてたけどこのエンジンはこの辺の性能だったんかー　って感じで

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 6a7c-86Kn) · 2018/10/21(日) 20:18:16.87

>>152
>大きさに目を奪われてたけどこのエンジンはこの辺の性能だったんかー　って感じで

XF5の推力は5tしか無くて、40年前のエンジンにも遥かに及ばない
と言う人も居たけど、現実は空気流量やバイパス比等を考慮すると
最強のF135とさえ良い勝負に見えます。
初期のF100のコア流量が60kg/s以下と言う事を考えると、XF9は
其の3割増にも成ります。エンジン径が1割程小さく成っても空気
流量は寧ろ増えています。スリムなエンジンで大量の空気を流せ
る様です。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 7e5f-ovCs) · 2018/10/21(日) 20:24:52.20

仮想拡大と仮想縮小のモデルを駆使した
比較対象のニアアプローチ手法として
円筒形に見立てた体積の概算を出していたが
コア流量からの概算とは流石だねぇ。

**名無し三等兵** (ｽﾌﾟﾌﾟ Sd8a-ZrT7) · 2018/10/21(日) 20:48:30.18

こういう考察があるからスレ住民はやめられないですね

2018/10/22(月) 08:22:39.16

ボクのムスコを下層拡張したら何て格下げ？

**名無し三等兵** (ｵｯﾍﾟｹ Srb3-WKrR) · 2018/10/22(月) 16:09:38.70

>XF5の推力は5tしか無くて、40年前のエンジンにも遥かに及ばない
と言う人も居たけど

高名な軍事評論家が数名浮かびましたが

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ aa1f-dPHI) · 2018/10/22(月) 16:13:12.81

>>157
よく雑誌媒体等で目にする『軍事評論家』が数名浮かびました

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2ab3-2Qpo) · 2018/10/22(月) 16:47:25.16

そんなんで軍事評論家を名乗ってる奴いるの？ｗ
2ちゃんねらー以下じゃんｗ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 4be4-ovCs) · 2018/10/22(月) 16:48:25.40

ネ20とXF5-1を比較するとエンジン径620mmは一緒でも各要素実装のため
全長370mm延長して重量172kg増加させタービン入口温度900℃向上により
推力4.6kNから49.0kNへの10.65倍ドーンとなったIHI製品の系譜だが
セラミックマテリアルなど冶金分野を含めた日進月歩を伴う各時代の
技術的ブレイクスルーの積み重ねなんだよ。

ネ20　TR10にBMW003要素を取り入れた量産ターボジェットエンジン
IHI-17　ターボファン化
XJ3-A1　二段燃焼器アフターバーナーの実装
XF3-400　二次元推力偏向ノズルの実装
XF5-1　推力偏向パドル3枚及びレーダーブロッカーの実装

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ aaab-1E8h) · 2018/10/22(月) 19:11:11.03

>>151
素人考えでケチをつけるようで申し訳ないのだが。

TFエンジンは燃焼ガスのエネルギーを機械エネルギーに変換し、さらにファンで再度気体流に変換するエンジン。
エネルギー変換効率は100％はありえないので損失が出る。
それでもTJより有利なのはバイパス+排気ガスで流速を落とし、機速に対して最適な流速で推進効率を上げれるため。
だから、バイパス比はコアエンジンと機速に対して最適値があり、最適値でも推進効率は当然100%以下となる。
また、広い速度範囲で高効率を要求される戦闘機用等のエンジンは速度によりノズルで流速を上げる事になる。
スーパークルーズの可否でミリタリー出力の機速差も大きくなり、最適バイパス比も変わるだろう。
やはり、推力とバイパス比の相関は推力とミリタリー出力での速度との相関以上の意味は無いように思う。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa) · 2018/10/23(火) 03:34:05.69

最初はコア部分が生み出す力＋ファンの力、位をイメージして線形近似して、

それだとやっぱりおかしいからと、まあ某サイトにあったブラウザ上近似式作成アプリで
「推力を、X軸」
「バイパス比を、Y軸」

にして2次式として計算したら、気味が悪いほど一致したんだよな
むしろそっちから計算された値なんじゃと疑ってしまったｗ

ふつうはバイパス比をX軸、推力Y軸だろって思うだろうけど
それだと頭打ちになる、上に凸の曲線にしかならないからなあ
y=√x　型の
それなら逆関数にした方が2次式とかあって当てはめ易い

>>161
＞エネルギー変換効率は100％はありえないので損失が出る。
＞バイパス比はコアエンジンと機速に対して最適値があり、最適値でも推進効率は当然100%以下となる。

ガスタービンに取り付けられているファンあるいはプロペラを無限に大きくして行ったら
最後は物凄く低速でしか動かなくなるって事かなあｗ
摩擦などのために出力も減って来る

現時点でバイパス比10位までのが、巡航速度Mach0.8の旅客機に使われていて
将来的にはバイパス比13とか、20とかを目指している所もある

まあ、バイパス比5～6くらいまでは、グラフ上で見るだけなら機械損失については大丈夫でしょ！というわけで
多くの書籍で「元は同系統のエンジンです」と記されている
F101、F100、YJ101、F404、CFM56を、コア部流量が同じだったらと均してから比較したら
とりあえず綺麗に曲線上に乗った

**名無し三等兵** (ｽﾌﾟﾌﾟ Sd8a-ZrT7) · 2018/10/23(火) 03:45:52.36

想像したよりさらに本格的な解析だったかw

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 6a9f-wf+L) · 2018/10/23(火) 10:34:03.84

オレのムスコを10代の頃に回復させる為には何が必要か？
皆が何が出来るのか？
一人、一人が考えて欲しい。
ジェットエンジンの出力に関する考察は、その後でええ

**名無し三等兵** (ｽﾌﾟﾌﾟ Sd8a-ZrT7) · 2018/10/23(火) 10:42:51.37

歳月人を待たず

**名無し三等兵** (ﾄﾞｺｸﾞﾛ MM22-7DO7) · 2018/10/23(火) 11:02:28.47

>>160
つまりネ20にセラミックを使ってパワー向上させるって事だな

**名無し三等兵** (ｱｳｱｳｶｰ Safb-BwMv) · 2018/10/23(火) 12:35:13.27

>>164
テストステロンレベルを上げれば良い。
アンドリオール飲めよw

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 6a9f-wf+L) · 2018/10/23(火) 13:00:52.90

細いスリム
全盛期の6割
マスターとしては忸怩たる思い
カイフクかいふく直径を回復させろや

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ aaab-1E8h) · 2018/10/23(火) 16:51:55.56

>>162
> ガスタービンに取り付けられているファンあるいはプロペラを無限に大きくして行ったら
> 最後は物凄く低速でしか動かなくなるって事かなあｗ
> 摩擦などのために出力も減って来る

流量が同じなら酸素量も燃焼エネルギー量も同じ。
だから、バイパス比を上げて排気速を遅くしてもエネルギー量の損失はあるが向上はない。

機速より排気速が遅ければ推力は得られない。
https://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%82%BF%E3%83%BC%E3%83%9C%E3%83%95%E3%82%A1%E3%83%B3%E3%82%A8%E3%83%B3%E3%82%B8%E3%83%B3#%E9%AB%98%E3%83%90%E3%82%A4%E3%83%91%E3%82%B9%E6%AF%94%E3%82%A8%E3%83%B3%E3%82%B8%E3%83%B3
　排気の速度が飛行速度より若干速い程度の速度である場合に最も良いものとなる。
だから、コアエンジンと運用速度で最適なバイパス比が決まってくる。
似た規模の機体なら推力と速度は相関するので流量の同じエンジンなら最適バイパス比も相関する。

XF5のデータに関してははこういう比較には使えないだろう。
IHIは大幅な出力向上が可能としていたと思うし、F7と同じく本来の実力よりTITも下げているのではないか。

また、ノズルで絞り排気速を上げる機構の付いたエンジンのバイパス比は上げても総合性能は上がらないと見るべきでは？

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa) · 2018/10/23(火) 20:49:40.21

XF5のコアベースにやや拡大したバイパス比で超音速戦闘機(超音速巡幸までは義務付けない)用の
エンジンを作るのは無理だ、
と>>169は何度も言っている
そしてエンジンコアには固有の速度がある筈だと

だがXF5のコアをベースにして、もちろん小改造もしたがF7という
ずっとバイパス比が大きくて遅い速度のエンジンを作ってしまった実績はあるんだよなあ

では、XF5のコアをベース（タービン直前温度も同じ程度）にして、バイパス比1：2とF101程度で、ABも使えるエンジンで
AB推力6t台後半のものを、XF5からF7を作ったのと同程度の手間をかけて作る事は可能なのかどうか？

こういう問題だ

>>169は、エンジンコアには最適な速度がある！と言っている
だが、それはXF5からF7を作る程度の手間で変えることが出来る、と

実際アメリカはF101、F110、F404、YJ101、CFM56までみんなほぼ同一のコアで、もちろん調整はしつつも米軍定義の低バイパス比ターボ「ジェット」から
最大バイパス比のAB付きターボファンから、輸送機用ターボファンまでみんな作ってしまったわけで

そして日本もXF5からF7は出来たのに、「同程度の改造で」バイパス比1：2のAB付きターボファンを作ろうとしても出来ないか、
出来たとしてもXF5からAB推力3割も増えない、などと言い切れるかねえ？

これは現在とりあえず推力15tと言われているXF9が、将来はもう少しバイパス比も増えるなども込みで17tくらいになるのかも、など
一部ヲタが言っている事にも関わってくるかも知れないね
バイパス比の変更による、ホットコアの改造はどの程度必要か、と

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ebce-o90R) · 2018/10/25(木) 18:17:03.81

第59回航空原動機・宇宙推進講演会
http://branch.jsass.or.jp/ap59/
開催概要
開催日： 2019年3月6日（水）～8日（金）
会　場：長良川国際会議場（岐阜県岐阜市）
主　催：（社）日本航空宇宙学会
共　催：日本機械学会、日本ガスタービン学会、日本航空技術協会
企　画：日本航空宇宙学会　原動機・推進部門、電気推進・先端推進部門

講演募集
ttp://branch.jsass.or.jp/ap59/call4paper/
本講演会では，一般講演および企画講演（OS）における研究発表を募集いたします。
(2)企画講演　以下を予定しております。

1. 極超音速エンジンの飛行実証を目指した研究開発
2. 推進分野における音響と振動
3. 航空機電動化・電動航空機推進系技術
4. モジュール化によりスケーラビリティを実現する将来型エンジン
5. 圧縮機流れシミュレーションの最前線 (2018年9月30日追加)
6. 研究開発における安全・品質管理 (2018年9月30日追加)
7. 将来戦闘機用エンジンに関する研究 (2018年10月06日追加)

なお，講演分野はプログラム編成の都合上，ご希望の分野以外に変更させて頂くことがあります。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 7b9f-fCg2) · 2018/10/26(金) 14:30:02.27

何で品川じゃなくなったん？

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ cd73-YueN) · 2018/10/26(金) 15:05:45.34

>>170
>>169　は自分ですが、

> >>169は、エンジンコアには最適な速度がある！と言っている

そんな事は言ってないよ。
エンジンコアには運用速度によって最適なバイパス比があると言っている。
読み直して見て欲しい。

また運用高度によっても酸素量（=エネルギー量）も変わりコアエンジン排気速も変わるので、
（高度15000mでは10000ｍの半分以下）
これもバイパス比に大きく影響を与える。
旅客機や輸送機のように離陸出力を見たせば巡航での効率を優先するエンジンと、
運用速度も高く運用億度域も広く、運用高度も高いエンジンを同一線上で比較しても大きな意味は無いということだよ。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 259f-7TBo) · 2018/10/26(金) 17:29:44.07

XF5については一番適した速度がMach2.5近いかも知れんなんて
初期には書かれていたぞ

だがそんな速度に適している筈のコアをまるきり一から別開発するのでなく、一定範囲内の改良程度で
バイパス比1:8で最適速度Mach0.8くらいのF7のコアになったんだなあ
もちろんファン、低圧圧縮機、低圧タービンを担当する人たちの尽力の賜物でもあることは間違いない

F101とそのシリーズについても同じ

ただしXF5、F7シリーズを弄るのはあとはF7を使ったJAXAの性能向上版試験と
あとは出来れば、XF5の可変サイクル化試験くらいかな
勿論、F7の性能が向上したら後で実機に搭載されてまだまだ改善されるかも知れんが

そう言えばF7のガスタービン化というのもあったな

あと、このコアエンジンバイパス比最適化強調の人は
可変サイクルエンジンについても「無駄な機能」って思ってるのかなあ

**名無し三等兵** (ｵｯﾍﾟｹ Srb5-k3Xa) · 2018/10/26(金) 17:57:03.51

アメリカのエンジンコア流用は綺麗なエンジンコア流用
アメリカの可変サイクルは綺麗な可変サイクル

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 21e4-3KA+) · 2018/10/26(金) 18:36:05.82

IHIの企業規模では自力設備投資や研究開発費の投資余力のほか
JAXAですら要素技術確立されていない不要不急の分野なのに
スズメの涙程度の防衛省の補助金によるワンオフ生産特注品を
納入しろとかまぁ手一杯だろうなぁ。

XF5可変サイクルはF7GTタービンのように引っ込めるのでなければ
蛇足設計でドタバタ迷走させてもJAXAとIHIには波及させないよう
トヨタ自動車とソフトバンクにでもやらせておけよ。

**名無し三等兵** (ﾄﾞｺｸﾞﾛ MMc7-l0fC) · 2018/10/26(金) 19:08:36.99

IHIといえばかなりスレ違いな気もするけど
「IHI、IHI、IHI、IHI」ってずっとバックに流れてるCMっていつ頃のだったんだろう

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ cd73-YueN) · 2018/10/27(土) 10:47:40.10

>>174
運用速度で最適なバイパス比が変わるのは当たり前の話だ。

タービンもファンもブレードは翼なので揚抗比があり損失が発生する。
バイパス比を上げるほどタ－ビンとファンを通過する空気が増え損失も大きくなる。

エネルギーの損失を許容してまでバイパス比を上げる目的は、
>>169　の
> https://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%82%BF%E3%83%BC%E3%83%9C%E3%83%95%E3%82%A1%E3%83%B3%E3%82%A8%E3%83%B3%E3%82%B8%E3%83%B3#%E9%AB%98%E3%83%90%E3%82%A4%E3%83%91%E3%82%B9%E6%AF%94%E3%82%A8%E3%83%B3%E3%82%B8%E3%83%B3
> 　排気の速度が飛行速度より若干速い程度の速度である場合に最も良いものとなる。
このために、排気速を落とすことだ。

機速に近いほど推進効率（エネルギー量に対する推力）は上がるが、排気速を落とすためにバイパス比を上げれば損失は大きくなる。
高バイパス比に起因するエンジンの大径化等の他の要素を考えなければ、
バイパス比を上げて排気速を落とす事で得られる効率向上とバイパス比を上げる事で発生する損失が同じになるバイパス比が、
最適なバイパス比ということになる。

1，バイパス比を上げる目的は排気速を落として推進効率を上げる為。
2，バイパス比を上げるほど損失も大きくなる
3，最も推進効率が高い排気速は機速より少し速い速度
4，1～3の理由で同じエンジンコアなら運用速度により最適なバイパス比が存在する。
これが納得できないなら、納得できない番号とその理由を答えてくれ。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 259f-7TBo) · 2018/10/27(土) 12:23:56.35

4，1～3の理由で同じエンジンコアなら運用速度により最適なバイパス比が存在する。

これだな
4もそれ自体は正しい

だがあまり大規模なコアの改造は無くても、XF7→F7や
F101→[F404, YJ101, F110, CFM56] のような改造は可能であるというのは事実だからな

というわけで

>>173
＞旅客機や輸送機のように離陸出力を見たせば巡航での効率を優先するエンジンと、
運用速度も高く運用億度域も広く、運用高度も高いエンジンを同一線上で比較しても大きな意味は無いということだよ。

もおかしい
少なくとも同一のエンジンコア由来とされるものなら、比較して良い

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 21e4-7idG) · 2018/10/27(土) 12:38:13.15

>>166
BMW003の要素を取り入れたエンジン構造同士の特性として
ミスリル冶金錬金術を駆使して無理矢理にパワー向上させると
円筒形体積のニアアプローチ手法ではこうなる。

XF5　径620mm×長3070mm≒体積0.926679　49.0kN
XF5延長　径620mm×長4460mm≒体積1.346251　？kN
M88-4E　径696mm×長3538mm≒体積1.345811　75.62kN

サフランがXF5相当品を手掛けると2.5分定格推力52.0kNで
IHIがXF5を4460mmに延長させると75.6kN出せれば及第点だ。

**名無し三等兵** (ｵｯﾍﾟｹ Srb5-k3Xa) · 2018/10/27(土) 12:39:07.96

でもファン直径拡大とバイパス比拡大だけ、コア部は圧縮比増大に備えた改造も一切しない

これだと絶対ぶっ壊れる

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 21e4-7idG) · 2018/10/27(土) 13:06:23.02

ここらへんはaFJRエンジン実証プロジェクトで要素技術は確立されている。
http://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/20180528_aFJR.pdf

軽量メタルディスクと炭化珪素複合材
高速衝撃損傷対策の高効率軽量ファンブレード
ハニカム構造の軽量吸音耐熱ライナ
過回転防止設計重視の軽量低圧タービンブレード
二段燃焼器のグリーンエンジン

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 21e4-7idG) · 2018/10/27(土) 13:18:11.09

主流派であるGEアビエーションとプラットアンドホイットニーと
ロシアンユナイテッドエンジンとはエンジン構造が違うわけで
BMW003要素のみのRR-AG、脛熊、GE-BGAやTR10要素とBMW003要素を
融合させたIHI、RR-Williams、GEホンダのアーキテクチャーは
ベツモノでまるでミスリル冶金を駆使した錬金術さながらだよ。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ cfcb-UJxN) · 2018/10/27(土) 14:20:24.35

>>178
運用速度や推進効率に拘るのは旅客機や輸送機の設計してきた人だからじゃないか？

戦闘用航空機は任務でエンジンの使い方が変わるから、バイパス比や推力の関係を知る必要性はあるんじゃないか

F-2なんかは旅客機や輸送機に近い設計だからバイパス比が高めになっているんだと思う

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 259f-7TBo) · 2018/10/27(土) 14:59:50.90

＞F-2なんかは旅客機や輸送機に近い設計

それを言うとまた面倒なことになるｗ

低空というか海面近くをあまり速くない速度で、多くの兵器と燃料を積んで飛ぶ、
という任務になる
亜音速としてもずっと航空を飛ぶ旅客機ともまた違って来るな

ただし、F110はF100より超音速維持性能ではやや信頼できない、という話があったのも事実だな
その代わり整備し易いなどで、F-15Eの2000年代以降の型にはどんどん使われた

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ebce-o90R) · 2018/10/27(土) 20:39:09.86

平成29年度安全保障貿易管理対象事業
（安全保障上重要な技術に関する生産基盤等実態調査）報告書 2018年1月
MRI 株式会社三菱総合研究所
ttp://www.meti.go.jp/meti_lib/report/H29FY/000430.pdf
調査概要
（１）人工衛星通信機
（２）ロケット技術
（３）高性能材料に使われるチタン合金
（４）高性能材料に使われるニッケル合金
（５）チタンアルミ（TiAl）を適用した航空機エンジン部品
（６）セラミックス複合材（CMC）を適用した航空機エンジン部品
（７）全固体電池
（８）自律化技術

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ebce-o90R) · 2018/10/29(月) 20:07:06.99

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13号平成３０年度　ガスケット他１２品目の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji30-013.pdf

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ cd73-YueN) · 2018/10/30(火) 11:57:46.01

>>179
1，バイパス比を上げる目的は排気速を落として推進効率を上げる為。
2，バイパス比を上げるほど損失も大きくなる
3，最も推進効率が高い排気速は機速より少し速い速度
ここまで納得できて、
4，1～3の理由で同じエンジンコアなら運用速度により最適なバイパス比が存在する。
これが納得できないのかｗ

5，排気速を機速よりちょっと早い程度にすると推進効率が最大になる、つまりバイパス比の最適値は機速に依存する。
6，さらに、バイパス比を上げてればロスも上がる、この為、ロスのない場合より最適値はそれより上がる。
これが違うと考える理由は？

> だがあまり大規模なコアの改造は無くても、XF7→F7や
> F101→[F404, YJ101, F110, CFM56] のような改造は可能であるというのは事実だからな
この議論と何の関係があるんだよｗ

> ＞旅客機や輸送機のように離陸出力を見たせば巡航での効率を優先するエンジンと、
> 運用速度も高く運用億度域も広く、運用高度も高いエンジンを同一線上で比較しても大きな意味は無いということだよ。
> もおかしい
> 少なくとも同一のエンジンコア由来とされるものなら、比較して良い
別に比較してもいいよ。
俺は運用速度を無視してバイパス比を比較しても大きな意味は無いと主張している。
理由は、前述のとおりだ。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ cd73-YueN) · 2018/10/30(火) 12:24:20.81

>>184
> >>178
> 運用速度や推進効率に拘るのは旅客機や輸送機の設計してきた人だからじゃないか？
バイパス比を上げて推力が上がる理由が推進効率の向上で、
コアインテーク流量が同じならエネルギー量は同じだが、バイパス比が上がれば排気速が落ち排気流量は増えるがロス分で総エネルギー量は減る。
推進効率が最大になる排気速は機速により多少速い速度だから、バイパス比を語るのに運用速度は必須だからだ。

> 戦闘用航空機は任務でエンジンの使い方が変わるから、バイパス比や推力の関係を知る必要性はあるんじゃないか
そう、旅客機は巡航速（≒最高速）の効率が最優先ポイントだが、スーパークルーズ可能な戦闘機は運用速度の幅が広い。
さらに戦闘機ではエンジン口径も重要な要素でこれもバイパス比制限に大きな影響を与える。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ebce-o90R) · 2018/10/30(火) 19:55:18.79

防衛装備庁技術シンポジウム2018 オーラルセッションプログラム
ttp://www.mod.go.jp/atla/research/ats2018/img/oral_session2018.pdf

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ bf8a-o1DS) · 2018/10/31(水) 00:32:50.61

https://page.auctions.yahoo.co.jp/jp/auction/m289694801

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ bf8a-o1DS) · 2018/10/31(水) 00:33:07.10

https://page.auctions.yahoo.co.jp/jp/auction/m289694801

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 7b9f-fCg2) · 2018/10/31(水) 00:33:10.09

チンポ
オーラル

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 5be8-7TBo) · 2018/10/31(水) 19:28:45.23

小文字だか大文字だかの荒らしがこのスレに居ついたのか
しばらく鉄道板で暴れて軍事板から離れてたようだが、
なぜかここに目を付けられた

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 4ea5-upsk) · 2018/11/01(木) 23:52:10.99

物理のF=MV、E=1/2MV^2で済む話を何を複雑にしているんだ？
燃焼器出口の流速に対し、圧縮機とファンの駆動に要するエネルギーをタービンで吸収し、
吸収したエネルギーの分だけコアの排気の流速が下がる。それだけ。

F110、F101、CFM56で比べれば、
600：490：320＝sqrt（1/2）：sqrt（1/3）：sqrt（1/7）で近似する。
つまり、CFM56はコア流速が320m/sに落ちるまでタービンでエネルギーを回収し、
そのエネルギーでバイパスエアを320m/sまで加速している、ということ。

コアに入る空気の圧縮に要する仕事量は変わらないから、
バイパスエアに与える仕事量に応じて低圧タービンを変えているだけだよ。

**名無し三等兵** (ｵｯﾍﾟｹ Srbb-yyHz) · 2018/11/02(金) 02:19:19.34

MVは力積なんでもうちょっと詳しく

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 279f-MyS3) · 2018/11/02(金) 14:09:53.90

ttps://www.youtube.com/watch?v=uOoeoAe0XOw
IHI社長「空自次期戦闘機開発は日本主導で」(18/11/02)
ANNnewsCH
2018/11/01 に公開
航空自衛隊の次期戦闘機の開発を巡って、アメリカのロッキードが共同開発を提案するなど攻勢を強めるなか、
IHIの満岡次郎社長は個人的意見としながら「開発は日本主導で行ってほしい」との考えを示しました。
・・・記事の続き、その他のニュースはコチラから！
[テレ朝ｎｅｗｓ] http://www.tv-asahi.co.jp/ann/

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾙ Spbb-IOkt) · 2018/11/02(金) 15:10:01.46

あくまで個人の意見です

**名無し三等兵** (ｵｯﾍﾟｹ Srbb-zV7r) · 2018/11/02(金) 15:58:27.08

だといいなぁ…レベルだな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 5a2b-hNL7) · 2018/11/02(金) 17:24:28.16

wniの鈴木里奈の脇くっさ
　　　　　(6 lゝ､●.ﾉ　ヽ､●_ノ |!/
　　　　　 | 　　 ,.' 　i､　　　 |}
　　　　　　　', 　　 ,`ｰ'ﾞ､_　　 l
　　　　　　　＼　､'､v三ﾂ　　/
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https://twitter.com/5chan_nel (5ch newer account)

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 97ce-QXT6) · 2018/11/02(金) 18:44:46.75

防衛装備庁技術シンポジウム2018パンプレット
ttp://www.mod.go.jp/atla/research/ats2018/img/ats2018_pamphlet.pdf

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 279f-MyS3) · 2018/11/02(金) 20:17:25.78

【米中】中国人ハッカーがターボファンエンジンの情報を盗もうとした容疑で起訴される【8人】[10/31]

ただしソースはスプートニクニュースとの事で眉唾

とはいっても、まあどこも必死だよな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 97ce-QXT6) · 2018/11/02(金) 20:23:50.89

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62号平成３０年度大型エンジン試験施設の効率的な整備に向けた検討作業（その２）の
契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji30-062.pdf
>本件の履行に必要な、エンジン高空性能試験装置の機能、性能等、アフターバーナー付
>低バイパス比ターボファンエンジン及び高バイパス比ターボファンエンジンの
>機能･性能等、エンジン高空性能試験で必要となる試験項目、評価方法に必要な知
>識と技術を有していること。予定納期平成31年3月29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
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/ippan.html
公示第14号平成３０年度　気象観測装置の点検・調整の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji30-014.pdf

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 9373-ZhTV) · 2018/11/04(日) 16:18:46.86

>>195
> つまり、CFM56はコア流速が320m/sに落ちるまでタービンでエネルギーを回収し、
> そのエネルギーでバイパスエアを320m/sまで加速している、ということ。
その320m/sが機速に依存するかどうかの議論だよ。
俺は運用速度に依存する最適値があると言っている。

> コアに入る空気の圧縮に要する仕事量は変わらないから、
> バイパスエアに与える仕事量に応じて低圧タービンを変えているだけだよ。
排気エネルギー=>回転エネルギー=>バイパスエアの加速についてエネルギー変換の損失も発生する。
これはバイパス比が高くなる程大きくなり、最適なバイパス比に影響を与える。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 0e78-EHQK) · 2018/11/04(日) 19:50:03.39

台上試験というか離昇とは違う速度320m/sをマッハ1の
音速に帳尻合わせた地球環境と経済的で省エネルギー対策
抜群な運用最適域のはなしだね。

ジェットファンエンジン燃料は灯油ケロシンなんだよ。
凝固点-46～-20℃、引火点37～65℃、自然発火点220℃

地球中心の内部コアからの距離は重力の井戸そのものだし
赤道直下40700kmとして2点間距離を扇に見立てると
地表外周4070kmは上空外周4139.1km相当となるわけだ。

成層圏11000m（地球中心から約6383km）
音速297m/sの1069km/h　気圧226.2hPa　気温-56.5℃　2点間距離4139.1km

高山地帯5080m（地球中心から約6377km）　
音速320m/sの1152km/h　気圧534.3hPa　気温-18℃　　2点間距離4085.7km

離昇標高0m（地球中心から約6372km）
音速340m/sの1224km/h　気圧1013.2hPa　気温+15℃　2点間距離4070km

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 0e78-EHQK) · 2018/11/04(日) 19:59:47.02

まぁ国際宇宙ステーションへと接岸させる高度まで飛ばすような
液体酸素予混合燃焼ケロシン焚き宇宙ロケットのモーターと
成層圏の航空機ジェットファンエンジンのアーキテクチャーが
似て異なるのはこのような自然環境を考慮する必要があるわけで
液体酸素の予混合燃焼なんて成層圏では全くの不要であるし
有酸素で酸化/燃焼を頑張れとしか言いようが無いわけだ。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 7fd2-zV7r) · 2018/11/05(月) 02:34:44.49

台上試験といえばXF9-1はおそらく吸気面積が0.73m^2くらいで流量が109～140kg/sといった感じで
流速100～150m/sくらいで入ってくるのを500～1000m/s程度の排気速度で15トンを達成してるんだろうけど
排気温度がとても気になる、排気温度でバイパス比も推測つけられそうだし

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ da1f-D+Aa) · 2018/11/05(月) 02:37:29.88

>>207
>バイパス比
さすがにシンポジウムで、それぐらいの情報までは公表だろう

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 7fd2-zV7r) · 2018/11/05(月) 02:44:39.65

スーパークルーズやる気あるのかないのかもなんとなくわかるしなぁ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 36dd-ZA70) · 2018/11/05(月) 03:06:02.75

「最先端EV用電池素材で日本に勝利したロシア、超低価格のカーボンナノチューブ量産化、電池容量が飛躍的に向上」
JBpress　2018.11.2（金）渡邊光太郎
http://jbpress.ismedia.jp/articles/-/54549

ロシアのOCSiAl社は日本の日本ゼオンの3分の１以下の価格で、カーボンナノチューブを量産することに成功した。
カーボンナノチューブ及びカーボンナノファイバーに対する最初の観察と研究は、1952年のソビエト連邦までさかのぼる。

**名無し三等兵** (JP 0Hf6-7j1p) · 2018/11/05(月) 18:57:03.65

>>210 このバカはいたるところにこんなの貼ってるけど、何にもニュース価値なんかないんだぞ。

CNTには、多層カーボンナノチューブ: MWC と
単層カーボンナノチューブ: SWC が有る事くらいは理解してから書き込めよ。
SWC とMWCでは雲泥の差の品質の差がある。
炭素という言葉でダイアモンドと炭を比較してる様な話だな。

今出回ってる電池用のカーボンナノチューブは MWCで昭和電工がすごく安く供給してる。

何がゼオンの1/3だよ。全く常識を知らないバカ記者の記事だな。ゼオンの価格だっていつの価格と比較してるのやら。

**名無し三等兵** (JP 0Hf6-7j1p) · 2018/11/05(月) 19:00:14.19

ゼオンのは SWC ね。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 1a19-zV7r) · 2018/11/05(月) 21:09:42.23

>>211
その意見を、そっくりJBpreeに送りつけてやった方がいいかも。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ d7f2-upsk) · 2018/11/06(火) 00:53:47.80

エンジンコアに対する最適なバイパス比なんてない。
コアとは高圧圧縮機入口から高圧タービン出口だから。
低圧系はコアに含まれない。1軸式エンジンの時代ではないんだよ。
http://tokyoexpress.info/2015/04/22/cfm-leap-1b

2軸式エンジンの場合、高圧圧縮機入口～高圧タービン出口を共通化し、
ファン・低圧圧縮機・低圧タービンの構成を変えることでバイパス比と排気速度を変えられる。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 8bb3-nPUD) · 2018/11/06(火) 00:55:17.92

？

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ d7f2-upsk) · 2018/11/06(火) 01:03:35.46

ジェットエンジンの設計の鍵は排気速度の設定で、バイパス比は結果として決まるもの。
正味推力＝流量×（排気速度－飛行速度）
排気速度＝sqrt（エネルギー量×2÷流量）
この2つの数式を紐解けば、排気速度が飛行速度の2倍の時に
同一エネルギー量における正味推力が最大になることが解る。
排気速度と飛行速度の差が少ないと、流量が多くても正味推力が稼げない。

遷音速に正味推力最大を持ってくるなら、排気速度は600m/sを超えるあたりになる。
離陸上昇時重視なら、巡航出力確保とファン強度の限界の範囲でなるべく下げたい。
スーパークルーズを視野に入れるなら、800m/s程度欲しくなる。
但し、排気速度が速くなる程離昇と巡航の効率は落ちる。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ d7f2-upsk) · 2018/11/06(火) 01:20:15.78

XF5-1のバイパス比を2にしたら、排気速度が落ちすぎて戦闘機には適さなくなる。
ミリタリー4t、アフターバーナー6t位になるだろうが、
ミリタリーの排気速度が480～530m/sになり、遷音速の正味推力が落ちる。
遷音速だと、XF5-1のままの方が1割強推力が高くなる。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 8bb3-7j1p) · 2018/11/07(水) 17:06:49.15

>>209 元記事を見ると一応ロシアのCNTも品質が劣る単層CNTみたいだね。

.....引用
　かつて、1グラムで数万円した単層カーボンナノチューブは、1グラムあたり1000～2000円程度まで安く作れるようになった。

　さらに、この単層カーボンナノチューブの純度はロシアのカーボンナノチューブを凌ぐ。

　しかし、ロシアのOCSiAl社は、金属の粉の上に単層カーボンナノチューブを成長させる技術を開発し、1グラムあたり300円で単層ナノチューブを製造できるようになった。

　純度は日本の単層ナノチューブより低いが、価格は3分の１以下である。
.....引用終わり

既に量産に入っていろんな分野で使われ始めている日本の単層CNTだが徐々に量産効果が現れ始めてるから、1グラム当たり300円は既に達成しつつあるかも。
何もないロシアより常に先んじてるのは当たり前。

問題は、単層CNTのコストに見合う用途が開発されていないこと。多層CNTは電池で実績をあげてるけど。

半導体とかに使われ始めれば革命が起こるかもしれないけど、実験レベルではできていても量産レベルまでは達成されていないこと。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 8bb3-7j1p) · 2018/11/07(水) 17:16:01.94

ミリタリーエンジンとの関係性を探せば、放熱効果かな。
すごく放熱効果がある。

今までCPUクーラーとの間は今まで放熱グリスを塗ってたが、CNTを入れたゴムの放熱シートで今まで以上の効果が得られる様になった。
高価だからどこにどれだけ使うか難しいかもしれないけど、コスト次第。

更にCNTは電磁波吸収特性に優れている。電磁波吸収塗料も開発されてる。

F-3 にも何らかの形で使われるはず。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 4ec8-aMe6) · 2018/11/07(水) 17:18:50.58

>>219
オールCNTエンジンとか将来できんのかね？

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 97ce-QXT6) · 2018/11/07(水) 17:36:00.40

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） ※F7エンジン
ttp://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）
平成３０年度「航空機用整備器材」の契約希望者募集要領（防衛装備庁公示第６８号　３０．１１．５）
ttp://www.mod.go.jp/atla/souhon/supply/kouji/koubo/30-kouji-dai068go.pdf#page=4
ttps://image02.seesaawiki.jp/f/h/force_army_2ch/9G76CZPX9k.jpg

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 97ce-QXT6) · 2018/11/07(水) 17:36:43.23

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64号平成３０年度戦闘機用エンジンシステムの性能確認試験のうち
エンジン低被観測性試験（その１）のための技術支援の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji30-064.pdf
>本件の履行に必要な、戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちエンジン低被観測性
>供試品（電波用）及びエンジン試験用支援器材等の機能・構造に関する知識及び組替・補修
>等の技術を有し、電波反射断面積計測に関する知識を有していること。
>予定役務期間平成３０年１２月３日から平成３１年３月８日までの間の官の指定する５０日間
>予定役務場所株式会社SUBARU宇都宮製作所

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛ Spbb-7j1p) · 2018/11/07(水) 17:45:55.26

>>220 耐熱性はそれほどないからそりゃないだろうけど、エンジンカバーとかの放熱用部品や機体各部のステルス用素材としては使われるかも。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4) · 2018/11/08(木) 20:54:36.46

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15号平成３０年度　中圧空気源装置の運転制御パラメータの調整の契約希望者募集要領
>ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji30-015.pdf
>本件の履行に必要な中圧空気源装置及び当該装置の運転制御パラメータ
>の知識及び技術を有していること。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4) · 2018/11/08(木) 21:24:00.19

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65号平成３０年度観測ヘリコプター（ＯＨ－１）搭載エンジン（ＴＳ１－Ｍ－１０Ａ）の
振動応力試験に係る性能図表等の技術資料作成（その２）の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji30-065.pdf
>本件の履行に必要な、本件の履行において、ＴＳ１－Ｍ－１０Ａの振動低減技術に
>関する知識及び運転試験を安全に実施するための技術的な知見を有していること。
>予定納期平成３１年３月１５日予定納地防衛装備庁航空装備研究所

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4) · 2018/11/09(金) 18:04:32.61

2018/11/9
防衛装備庁技術シンポジウム２０１８の発表要旨を掲示しました。
ttp://www.mod.go.jp/atla/research/ats2018/img/ats2018_summary.pdf

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4) · 2018/11/09(金) 18:33:30.31

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66号平成３０年度 XTS2エンジンの組立作業の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji30-066.pdf
>本件の履行に必要なＸＴＳ２エンジンの機能・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。
>予定納期平成３１年度２月２８日予定納地防衛装備庁航空装備研究所

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 73cb-Gfzg) · 2018/11/09(金) 18:43:22.48

国産攻撃ヘリ来た‼︎

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E) · 2018/11/09(金) 19:52:37.97

>>226
ちょっと前のXF5の発表と同じような位置にXF9が
ちゃんと収まってるのが凄いなあｗｗｗ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 938b-ki2E) · 2018/11/09(金) 20:09:04.97

>>226
ローテティング・デトネーションエンジンの研究

本研究は、科学技術者交流計画（ESEP）において、米空軍研究所で RDE の研究を行っていた
米軍技術者とともに RDE を仮作し、それを用いて燃焼試験を実施することで、
将来の推進システムとして、RDE の実現性の評価を行うものである。

米軍とやってるのか

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E) · 2018/11/09(金) 20:14:05.57

パルスデトネーションともまた違うのか

**名無し三等兵** (ﾜﾝﾐﾝｸﾞｸ MMd3-GGLW) · 2018/11/09(金) 20:27:20.73

なんか、極超音速の時代が今度こそ来るのかな？少年時代、X-15や米・英仏の超音速旅客機構想に心躍らせた時代が戻ってきたのかも。
(1960年代末ね)

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E) · 2018/11/09(金) 20:35:34.98

今までならアフターバーナーのあった場所にポン付けできるようなローテーティングデトネーション装置があるとしたら
高速飛行をしようという場合にミリタリー推力だけだとスピードが足りないなあって時に
ローテーティングデトネーションで推力を増す、みたいな感じになるのかな

でも戦闘機より超音速輸送機向きなのかもなあ？

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 998a-gJxK) · 2018/11/10(土) 04:28:38.06

全然違う。
現行のアニュラ燃焼器をローテーティングデトネーションを用いた燃焼器に置き換えるという話。
そのほかの要素は現行エンジンとほぼ変わらない(もちろん将来のエンジンだから素材等は変わる)。
回転爆轟を用いる訳だから燃焼器内でも圧縮できるようになり、効率が圧倒的に向上する。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E) · 2018/11/10(土) 05:28:52.01

マジか
それで20%も効率アップかよ
ttps://www.jstage.jst.go.jp/article/jcombsj/55/174/55_349/_pdf/-char/ja

ttp://www.mech.kyutech.ac.jp/rfd/detonation2.html
3DCGアニメで分かり易いｗ

ジェットだけでなくロケットエンジンにも使えるんだなあ

将来はジェットエンジンの燃焼室はローテティング・デトネーション・アニュラ型とかになるのかなあ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 8961-WqUE) · 2018/11/10(土) 08:20:45.97

簡単にまとめると本来、間欠燃焼のPDEを連続燃焼にしたのがRDEってところかな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 31b3-P+of) · 2018/11/10(土) 10:49:10.09

>>226 CFRPロケットも地味にすごいね。 60%の射程距離延長到達速度の50%アップ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 939f-Kswl) · 2018/11/10(土) 11:00:19.93

閃きマスター
そのローテーディングデトネーション
こいつを同軸二重反転構造にするんや
誰か特許出願してくるんやで

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 31b3-P+of) · 2018/11/10(土) 11:05:15.73

プラズマステルスアンテナも面白いね。どの程度のアンテナ効率があるか不明だが。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 9398-9Tkw) · 2018/11/10(土) 11:27:13.55

>>238
二重反転にせずこのままでも、充分にガミラス艦のノズルやなw

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 11f0-CBtW) · 2018/11/11(日) 12:39:53.80

>>238
遠心式二重反転型燃焼器は特許無償公開されているよ。

ソラータービン社は石川島重工業とほぼ同時期に圧縮機の基礎研究を開始したが
パワージェッツ社のPowerJetsW.1ターボジェットエンジンの遠心式の要素を
取り入れOEM生産したシロモノこそがJ30-WH-19AとJ31-GE-I16なんだよね。

ウエスティングハウスエレクトリック社とジェネラルエレクトリック社の重電部門は
いずれも原子力発電所蒸気タービンに特化し過ぎてフクイチの巻き添えを喰らって
盛大に誘爆大破炎上して青色吐息だねぇ。

IHIグループはキャタピラ系列のソラータービン社ことPrudden San-Diego Airplane
Company社とは長らく一蓮托生だがBMW-Bramo社やJunkers社とともに圧縮機熱振動と
排気脈動の軸ぶれ共鳴現象に頭を抱えながら開発競争に邁進した仲だしねぇ。

ホイットル空軍中尉とパワージェッツ社が執心した遠心式二重反転型燃焼器は
満足に大量生産出来たのか良く訳判らんがメトロポリタンヴィッカース社こと
ブリティッシュウエスティングハウス社から米国本社へと産業スパイされ
その後追いとして英米間で物資技術供与された。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4) · 2018/11/12(月) 18:50:27.46

防衛装備庁契約に係る情報の公表（長官官房会計官）平成３０年度９月分
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ny_honbu_ichi.html
物品役務（随契）
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf_ichiran/30-ekimu-zuikei-h-09.xlsx
ttps://image02.seesaawiki.jp/f/h/force_army_2ch/82tgfCY2C5.jpg
防衛装備庁契約に係る情報の公表（航空装備研究所）平成３０年度９月分
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ny_kenkyu_koukuu_ichi.html
物品役務（随契）
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf_ichiran/30-ekimu-zuikei-ko-09.xlsx
ttps://image02.seesaawiki.jp/f/h/force_army_2ch/AKRP2VosMN.jpg
防衛装備庁契約に係る情報の公表（千歳試験場）平成３０年度９月分
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/ny_chitose_ichi.html
物品役務（随契）
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf_ichiran/30-ekimu-zuikei-sa-09.xlsx
ttps://image02.seesaawiki.jp/f/h/force_army_2ch/stQ3raXrnn.jpg

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2bc8-7vdd) · 2018/11/12(月) 18:53:39.26

>>227
IHIがターボシャフトエンジン作らないかなあ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4) · 2018/11/12(月) 18:55:22.32

>>242

防衛装備庁契約に係る情報の公表（長官官房会計官）平成３０年度９月分物品役務（随契）
に「将来戦闘機用エンジンの研究開発手法の効率化に向けた開発プロセス及び解析モデル検討作業」
があるな。XF9-1の後に「将来戦闘機用エンジン」を飛行試験用に作るのかな?

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4) · 2018/11/12(月) 18:57:43.43

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
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/ippan.html
第24号２方ボール弁他４４品目 1個他入札年月日平成30年12月10日納期平成31年3月26日
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/koukoku/koukoku30-024.pdf
>納地　防衛装備庁千歳試験場

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 898a-YP9l) · 2018/11/12(月) 19:27:35.10

>>244
すごい。XF9-1でwktkしていたけれど前座でしかなかったのか

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2bc8-7vdd) · 2018/11/12(月) 19:31:25.31

>>246
ドライで20トンだなこりゃ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 131f-55uJ) · 2018/11/12(月) 19:36:19.92

>>247
>ドライで20トンだなこり
TIT=2000度C、CMC動翼(+静翼)、可変バイパス　までは当確
大径化は需要によっては、くらい？

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4) · 2018/11/12(月) 21:20:58.97

>>246

元々情報開示の人の資料でXF9-1と将来戦闘機用エンジン（実物大図がシンポジウムに出ていた）
があるといわれていたんだけど。今のところその通りに入札などが出ている感じですね。

>>247-248

情報開示の人のこれまでの資料や有識者評価の議事録などを見るとそこまでXF9-1から変更はないと思うよ。
P-1哨戒機のエンジンもXF7-1 ＞ XF7-10 ＞F7-10 と段階踏んでるし。コアエンジンの外部評価報告書
でも、CMCを低圧タービン等に適用範囲拡大を検討したらどうか？と言われているが、もしあっても
それくらいでは?

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 9319-YP9l) · 2018/11/12(月) 22:25:06.84

XF9-1が制式化されたら、F9-15くらいになるんかな。

**名無し三等兵** (ｽｯｯﾌﾟ Sdb3-6LfG) · 2018/11/12(月) 22:52:06.81

F-15JをF9に換装とか見たいわー

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E) · 2018/11/13(火) 03:19:04.56

XF9のバイパス比1:0.5、千歳の現状の試験施設にコアを繋げられるからと仮定したコア部流量が70kg/s
くらいでは？などというので

F101、F404あたりの性能、つまりタービン直前温度1400℃、コア部流量50kg/sくらいに押し込んだ式で
バイパス比1:0.5のエンジンを考えると
0.5　=　2.71　-1.25　＊　F　＋　0.157*F*F
に当てはめると、
5.32tのミリタリー推力

これを1800℃、流量70kg/sに直しても、残念ながら9.3tにまでしか達しなかった
ただし、1800℃というのが諸問題を起こさないために抑え込んだ温度である（冷却を減らしてあるなど）と考えるとまた違う

あと、大きな直径のエンジンだと境界層からの影響が小さくなる、というのもあるからなあ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E) · 2018/11/13(火) 04:14:14.62

ではバイパス比の拡大だけで、とりあえず見た目の推力は増やせるんだから
それだけでXF9で15t→17tを達成するとしたら、XF9の現状のバイパス比1:05から
どの位増やせばいいか？と考えてみる

5.32t（ミリタリー）　×　17/15(すっげー大雑把に)
で、6t

そして2.71　-1.25　＊　F　＋　0.157*F*F
という式のFに6を入れたら、まあバイパス比1:0.86とか皮算用することは出来る

しかし実際には、バイパス比がやや大きくなってくるとミリタリー推力からの倍率も増えて来るしなあ
それに、昔からバイパス比1:0.5以下だとAB推力/ミリタリー推力　＝　1.5　くらいって言ってたわけで
それで考えると、XF9の現状のミリタリー推力である11tから、バイパス比なんて大掛かりなものを扱わなくても
もうちょっと色々調整するだけで多分AB推力16.5tまで行くんじゃないの？とも思える

多分バイパス比1:0.65にでもなれば、AB推力/ミリタリー推力　＝　1.6とかになって推力増大の割合も増えるだろうからなあ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 31b3-P+of) · 2018/11/13(火) 09:31:09.33

これからの注目エンジンは、スクラムジェットエンジンでは？
当面は各国とも極超音速ミサイルの開発に力を入れ、そこで基礎技術が確立されたら、戦闘機用にも応用されてくると思う。 JAXAは、極超音速旅客機を研究中だし。

極超音速ミサイル(スクラムジェット)

ロシアキンジャル配備開始
米国 LM に10億ドルで発注
中国凌雲1 何回か試射を繰り返している
日本要素開発スタート

三菱の特許に、ジェット燃料を冷却に使って改質したメタンを燃やすと言うものがある。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2173-Rvv2) · 2018/11/13(火) 12:29:07.16

>>253
> ではバイパス比の拡大だけで、とりあえず見た目の推力は増やせるんだから
いい加減妄想は止めたほうがいい。
もしそうなら、経済性が重要な旅客機用TFに比較して推力が重要な戦闘機用エンジンのほうが、
圧倒的にバイパス比が低い理由がない。
異論があるならその理由を答えてくれ。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 131f-55uJ) · 2018/11/13(火) 13:04:27.84

将来、13～20トンとの書き込みは、Dry 13トン、AB 20トンかな
将来＝F-3部隊運用のための量産時　ぐらいに妄想したい
2040年まではかからないはず

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2bc8-7vdd) · 2018/11/13(火) 13:06:32.89

>>256
ドライ13トンからドライ20トンへでないかな
初期型でドライ13トンで後期型はドライ20トンになるんだろ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 4928-oTCi) · 2018/11/13(火) 13:19:51.20

>>255
コアを固定してバイパス比を変えるか、エンジンの大きさを固定してバイパス比を変えるかの違い。

コアを固定してバイパス比を増やすと、エンジンが大きくなるが推力も増える。
だから、同じコアからより大きな推力が得られるようになるため燃費が良くなる。

エンジンの大きさを固定してバイパス比を増やすと、コアが小さくなるので推力は減る。
戦闘機用エンジンでは大きさがまず制約されるので、その中でより推力を上げようとすると、
バイパス比を下げる必要がある。

**名無し三等兵** (ｵｯﾍﾟｹ Srcd-ow74) · 2018/11/13(火) 13:25:57.56

ところで、AETDとかやたらとバイパスが広いように見えるけどあれって
最大バイパス比どれくらいなんだろう
0.3～1くらいで変化するのかなあ

一番外のバイパスだけ、1970年代にP&Wが試験した
ダクトバーナーとか仕込んでたり？

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ e1c7-sgOD) · 2018/11/13(火) 13:27:24.06

>>257
＞ドライ13トンからドライ20トンへでないかな

ないない・・・数字的に無茶だし　その書き方は既にドライ13トン出せてないと使わない

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 93e0-YP9l) · 2018/11/13(火) 18:23:06.49

F135はやっぱりケルビンだたな
おかしいと思ったんだよ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E) · 2018/11/13(火) 19:55:36.38

>>260
ドライ推力20tってF135サイズのコアの流量で
1900℃のタービン直前温度で更に冷却ゼロ、とかいう条件で
達成できるとか聞いたことがある

**名無し三等兵** (ｽｯｯﾌﾟ Sdb3-qyc0) · 2018/11/13(火) 20:22:10.16

http://www.isas.jaxa.jp/home/kougaku/03_report/29_senryaku/12_kasahara_senryaku29.pdf
ローディングデトネーションエンジンはロケット向けが先行してる
来年飛行試験

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E) · 2018/11/13(火) 20:35:39.14

ローテーティング

rotation回転

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E) · 2018/11/14(水) 03:26:02.09

機体サイズなどさまざまな制約の中で、戦闘機用ターボファンエンジンは
1970年代のものに多かったバイパス比1:1前後から、
F100やF110などの1:0.7、そしてEJ200、F119などのように1:0.4未満へと
バイパス比を減らして行っているのは事実だよなあ
コアサイズが大きくて十分に強い推力を出せるならそれでいいし、更にスーパークルーズが
戦闘機の戦術で重要と見なされるなら確かにそうだ

一方でF110としては初期のF110-GE-100(バイパス比1:0.87)、F100の派生型のF401(バイパス比1:1)、
現在はB-1Bに使われているF101（バイパス比1:2）、トーネードのRB199(バイパス比1:1.1)などは
今の感覚だと戦闘機用エンジンとしてはバイパス比がやや大きい
そしてこれらのうち、戦闘機はとりあえずAB推力時にはMach2は出してるんだよなあ
B-1BはMach1.2くらいしか出せないがこれは固定インテークのせいであり、可変インテークの
B-1AはMach2を軽く出せた
しかし、これらの搭載機はみんな可変翼機だな

F101は
・F-16に搭載しようとした
・F-111に搭載しようとした
・F-14に搭載したら推力重量比1を超えて素晴らしい性能になった

などの話があるんだよね
でもこれもF-16以外は全て可変翼機だなあ

ミリタリー推力では亜音速で良く、AB推力時だけ音速越え！と割り切った運用をするなら
バイパス比1:1オーバーも有りなのかねえ
でも、それは今の戦闘機の運用方法の趨勢からは時代遅れだぞと

XF9の開発方針で、なるだけエンジンを大きくせずに、搭載している機内容積を少しでも確保するようにする、
というのがある
バイパス比が大きくなるとその点でも、大いに不利になっちゃうね

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E) · 2018/11/14(水) 06:12:38.27

>>259
＞ダクトバーナー

P&Wは、ターボファンエンジンは低速では効率が良いが高速だと効率が悪いのを補うため
バイパスの後部にアフターバーナーを付け、低速だとターボファン、高速だと
バイパスが(前部にファンが付いているのである程度圧縮されているが)ラムジェットに非常に近い性質を持つものに
ならないか？と考えて、そのような機構をテストした事がある
ファンでは、空気は3倍程度に圧縮される
これならMach2オーバーでも効率が良い
MiG-25では7倍くらいの圧縮比だったな

だが、ターボファンとラムジェットじゃあまりにもスピードギャップがあり過ぎたなあとｗ
それならターボファンという括りの中でバイパス比を変動させる可変サイクルで良かった
ダクトバーナーを使う方法では、あまり燃費は良くならなかった、とされている

またバイパスエアはエンジンコアの熱を外に伝わり過ぎないように冷却する意味もあるのに、
ダクトバーナーのせいで熱が出過ぎるのも問題になった

だが、AETDみたいな多層のバイパスを持つエンジンで、外側のバイパスでのみ
高速時に外側バイパスの後ろの方で燃やしてやるとちょっとは面白い事もないかなあ？
とか思ってしまうんだが、やっぱ無理かねえｗ
AETDの断面図を見ると、外側のバイパスほど後ろの方まで伸びている構造になっているなあ

まあ、日本ではホットコア部分を大きく作る技術も十分ついたんだからな！

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ d9ed-ki2E) · 2018/11/14(水) 10:52:50.51

エンジンは複雑にするとメンテも含めてコストがマッハ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 31b3-P+of) · 2018/11/14(水) 14:39:18.50

JAXA が極超音速旅客機用に開発している、極超音速ターボジェットエンジンが面白いと思うんだけどな。
離陸からマッハ5まで1つのエンジンで出してる。
http://www.aero.jaxa.jp/research/frontier/hst/

燃料が水素というのが難点だが、ジェット燃料をメタンに改質して燃やせば似たようなものができるのでは？
冷却効果は少なくなるだろうけど三菱はそれでスクラムジェット燃料にするつもりだからできそうな気がする。

ミサイルは(ロケット+)スクラムジェット、旅客機、戦闘機は極超音速ターボジェットが良いのでは？

**名無し三等兵** (ｵｯﾍﾟｹ Srcd-YP9l) · 2018/11/14(水) 16:00:19.94

JAXAのあれは、吸入空気を水素燃料で予冷して、
その水素で更に燃焼器も冷却し、それらでエネルギーを得た水素でタービンを回し、
で、最後の最後で空気と混ぜて燃焼させるという仕組み
高マッハ飛行時の吸入空気を予冷出来ないジェット燃料では無理
ジェット燃料なら、普通にターボラムジェットで行くべきだろう

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ d36b-YP9l) · 2018/11/14(水) 16:04:27.67

F-3を語るスレより転載
XF9のバイパス比はF119と同程度でXF5よりは小さいとのこと

531 名前：名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ feab-7izp [153.197.4.121])[] 投稿日：2018/11/14(水) 15:23:02.44 ID:B+/61l100 [1/4]
Raptor @raputan2016

まずxf9のバイパス比を聞いたんですが、お答えできないとのこと（当たり前）
ただ、丁寧教えて頂いたことをまとめると、
一般的な戦闘機エンジンのバイパス比は0.3～0.5
xf9は、こちらも非公開ですがf119と同程度と言われました。
ただf5の0.4よりは低くなっていると教えて頂いたので、
後は詳しい人のご想像にお任せしますw僕みたいな浅学には荷が重いので・・・

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2173-Rvv2) · 2018/11/14(水) 17:24:13.65

>>258
戦闘機用エンジンはサイズ制約ででバイパス比も制限される。
旅客機用のエンジンも口径は小さい方がいい。
だから、実用化されたエンジンは推力優先の最適バイパス比まで至っていない。
そんなエンジンだけで相関を求めても、バイパス比が高いほど推力が上がるという結論にはならない。
頭打ちになるバイパス比は見えてこないからだ。
年代とともにバイパス比も推力も上がっているのは事実だが、それはタービン、ファンのブレード.の材料、設計技術、
ベアリングの性能向上でバイパス比を上げた時の損失減少で可能になったものだ。
単純にバイパス比のみの予想は無意味だよ。

>>270
XF9の出力と口径（機体抗力も小さくなる）を考えるとスーパークルーズが可能で、
AB無しの運用速度が高いし、小口径化の設計要求も強いのでF5よりバイパス比が低いのは当然だろうね。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 49d2-YP9l) · 2018/11/14(水) 17:34:42.65

バイパス比0.36
半径0.5m軸半径0.1625m吸気面積0.70208m2
流速109.35m/s流量95.19kg/sコア流量69.99kg/s
みたいな感じになるのかな…

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛ Spcd-P+of) · 2018/11/14(水) 17:45:31.78

>>269 でも三菱の特許のスクラムジェットエンジンでは
ジェット燃料を冷却用に使うとともに改質してメタンとして燃焼させてるからあながち無理とは言えないのでは？

水素やメタンは燃焼速度が早いから高速燃料には不可欠で、ジェット燃料のままで高速を求めるのは難しいのでは？

そう言えば、JAXA のLE-9ロケットエンジンの燃料を水素からメタンにする検討を始めてるね。
LE-8は最初からメタンエンジンだったのに中止になった。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 131f-55uJ) · 2018/11/14(水) 19:43:31.22

>>273
>LE-8は最初からメタンエンジンだったのに中止になった。
研究初期がメタンで、コストダウンと称してLNGエンジンになって難航して中止、今はまたメタンに戻して研究中ぐらいでは？
LNGの組成がイロイロでエンジン動作の不安定性とかの書き込みを見かけたけど、良く判らん。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2be8-ki2E) · 2018/11/14(水) 21:32:56.67

>>254
スクラムジェットはミサイルの終末段階に応用されるのがメインじゃね？
途中まで弾道ミサイルで飛んで行って途中からスクラムジェットになる

対艦弾道弾とか、長射程SAMとか、敵ミサイル防衛を突破するミサイルとか

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 418a-4fLB) · 2018/11/15(木) 22:59:06.71

>>275
極超音速滑空弾の後期型とかそんな感じなのじゃないかなと思っています

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ cdbd-HiLI) · 2018/11/16(金) 00:55:59.60

>>268
> ミサイルは(ロケット+)スクラムジェット、旅客機、戦闘機は極超音速ターボジェットが良いのでは？

極超音速は戦闘機には役に立たない
そもそも極超音速が有効に活かせるほど長大な行動半径を持つ戦闘機は未だかつて存在しないし
そんな長大な行動半径を持つには膨大な燃料搭載量が必要になり否応なく極めて巨大で身重な戦闘機になり
運動性が極めて悪くなり、もはや戦闘機としての機能は果たせない

それに極超音速で飛べば機体の空力加熱が重大な問題となりそれも機体の大型化・重量化の原因となる
極超音速に比べれば半分強しかないマッハ３の有人機ですらアメリカでさえ二度と作ろうとしていない

軍用機で極超音速が有効に活用できるのは戦闘機のような戦術用途の機種でなく戦略用途の機種つまり
戦略爆撃機や戦略偵察機だよ、この手の機体は求められる航続距離や行動半径は戦術用機種よりずっと長く
機体も戦術用機よりもずっと大型だからね

ただステルス時代には戦略用機でも極超音速を使うのは辛いだろうね
極超音速飛行で生ずる空気の断熱圧縮は空気（酸素、窒素）分子の電離を引き起こせる温度に達する
つまり極超音速機は電離された大気が機体（の下方）を包んでいるような状況になるが電離気体は電波の良い反射材として機能してしまう
つまり極超音速機は性能の良い電波反射材を纏って空を飛ぶことになるということだ

ということで軍事航空において極超音速飛行の有効性は乏しいということだ
残るは敵地上空でない安全な空域を長距離に渡って飛ばねばならない戦略輸送で極超音速を活かせるぐらいかな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ a5b3-hZg/) · 2018/11/16(金) 08:53:42.48

>>277 マッハ3でもマッハ4でも良いけど、行動半径が大きくなりすぎると言うよりも作戦域に半分の時間で到達できると言うメリットが大きいのでは？
行動半径は今までと同じか少し広い程度でも良いのでは？そうすれば機体が大きくなりすぎるなんてことはない。

確かに機体の形が制限されるのは大きな問題だろうね。ステルス機体形状を作れるかどうか。

電荷がまとわりつくと言うのは、電磁波吸収材が吸収してくれないのかな？

-----
SR-71 のWiKi を見ると膨大な費用を要する為に中止されたと有る。燃費が悪かったんだろうか？それとも機体が高すぎた？
チタンだったために高くなったのかな？加工技術が未熟なために部品の歩留まりが10％だったとか。

今だと高温(700℃)に耐える複合素材は作れそうな気がする。価格に関してはチタンより複合素材の方が高いだろうね。

熱膨張に耐えるために機体に隙間を開けてたから地上では燃料が漏れ出していたとか。

特殊な燃料やオイルで循環冷却してて、オイルは常温では固体な為に温める為に行動の24時間前から燃料循環をしなければならなかったとか。ちょっと無理しすぎ。

あまりにもエンジンが特殊すぎて高度1万m以下ではスピードも出なかったとか。機体のコントロールが難しかったとかいろんな欠点を持ってたみたいだね。

マッハ3までしか出せなかったのは、機体が持たなかったから見たい。コクピットのガラスの強度限界がいちばんの理由だったとか。

全体的な感想としては技術が未熟すぎなのに無理して作った感が半端ない。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 599f-maOp) · 2018/11/16(金) 09:58:45.17

今の時代に有人でMach3～5を目指すならならモニター映像で外を見る構造にした方が良いかもな

SR-72（あるのかどうかも不明）はそもそも無人機だったな

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾗ Sp6d-SBKT) · 2018/11/16(金) 11:32:48.84

>>278
SR71は専用の特殊な燃料を使用しているし
燃費は悪いしで経済的では無い。
冷戦時代だから許されたんだろう。
機体も特殊だし整備など維持管理費も戦闘機と
比べても高いんだろうな。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 86b9-aqVq) · 2018/11/16(金) 18:54:07.39

>>280
特殊燃料なんで空中給油機まで専用機だったからな

**名無し三等兵** (ﾜﾝﾐﾝｸﾞｸ MM5a-KIiQ) · 2018/11/16(金) 19:26:14.59

SR-72、これ書くとオカルト扱いされるんだよね。
自分は、カナダで政府調査団に参加した大学教授から、1990年以前から、高度50kmをmach5で飛翔する物体が有って、米国から来て戻って行っていた、直接聞いたので信じているよ。2000年頃に、それが世の中でAuroraと呼ばれている事を知ったそうだ。
もう一件、米国でいくつかの地域で5万ft以上飛行禁止空域が常時設定されているそうだ、こっちは2010年以降の話だ。
この2件書いているのは、2chで私だけだね。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 29ce-9Fzi) · 2018/11/16(金) 20:19:05.04

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103号異種材料接合/接着平板の材料特性試験 1件
入札年月日平成30年12月4日納期平成31年3月15日
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku30-103.pdf
>防衛装備庁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先進要素研究室
>本役務は、表１に示す Ti-6Al-4V 合金と PEEK（ポリエーテルエーテルケトン）樹脂の異種材料を
>接合／接着させた平板（以下「供試体」という。）について、各規格に基づく試験片形状への加工、
>材料特性取得作業、データ整理等の作業を実施するものである。
第102号航空エンジンのＦＲＰ適用に関する調査及び検討作業 1件
入札年月日平成30年12月4日納期平成31年3月15日
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku30-102.pdf
>防衛装備庁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先進要素研究室
>本役務は、現状のFRPの技術動向を調査するとともに、航空エンジンの設計、製造等の知見に基
>づき、最新のFRP技術の航空エンジンへの適用可能性、適用した場合の性能変化、メリット、デメ
>リット並びに技術的課題等を検討し、その結果についてまとめるものである。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ca9f-zWCr) · 2018/11/17(土) 05:42:00.62

固有名詞を乗せるなよwww

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ a5b3-hZg/) · 2018/11/17(土) 08:58:18.62

>>283 FRP技術のエンジンへの適用と言ったら、動翼しか残されていないよね。この調査報告で判断してGOサインを出すのかな？

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 297c-HrLU) · 2018/11/17(土) 10:37:46.96

>>270
>xf9は、こちらも非公開ですがf119と同程度と言われました。

XF9のバイパス比の事あまり話題に出ないけど、可也重要な
情報だと思うんだけど。自分はバイパス比は0.5程度だと思
っていたので多少驚いた。空気流量はF119に近いか？

XF5のコア流量26kg/s タービン直前温度1600℃ バイパス比 0.39
XF9のコア流量90kg/s タービン直前温度1800℃ バイパス比 0.30
とすると

XF9のミリタリー推力12.0t AB推力17.8t でもよいくらい。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2128-Vevt) · 2018/11/17(土) 11:37:23.26

バイパス比がF119とほぼ同じということは、XF9-1の流量当たりの推力はF119より10～15％高いと思う。
あとはエンジン全体の流量がどのくらいかという問題になるが、
「世界トップクラスの単位面積当たりの入口空気流量を実現」とやらがどの程度かという問題だな。
実際の最大推力はそれ次第。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 8a1f-kOdI) · 2018/11/17(土) 11:42:22.70

>>286
>XF9のミリタリー推力12.0t AB推力17.8t でもよいくらい。
調達仕様書に、ミリタリー11t以上、AB15t以上と書いてあって
ミリタリー理論値11.0tで設計を始めるお馬鹿さんは会社にはいないよね。(防衛省には居るかも。研究所・大学には結構居る）
メーカー側の設計上はミリタリー12.0tと言うのは、如何にもありそうな数字ですね。ほぼ自動的に、AB 17t超が実現すると言う訳ですか。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ a5b3-hZg/) · 2018/11/17(土) 12:00:34.00

>>288 maxで20トンに耐えられるだけの設計はしていると思う。納入したものはコストの問題もあり適正なところで納入してるだろうけど。
実際に将来的には20トンまで考えてるとシンポジウムで言われたからね。

**名無し三等兵** (ﾄﾞｺｸﾞﾛ MM72-vYDo) · 2018/11/17(土) 12:19:44.36

>>289
今後もう一度戦闘機用エンジンを国内開発するチャンスは二度と無いので将来の発展性はそうとう考えてるだろうね。今後のエンジンは全てF9ベースの発展形になるだろうから

**名無し三等兵** (ﾜﾝﾐﾝｸﾞｸ MM5a-jhcM) · 2018/11/17(土) 12:40:04.43

ネタ扱いされるが以前IHIの社長が20トンクラスまで考えてると株主総会が発言したみたい。当時は俺もガセネタだと思ってたが本当だったみたいだな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ c68a-o4km) · 2018/11/17(土) 12:55:55.12

アメリカから借りてもいいけど何かあったときに大変らしいね(現地スタッフで対応しなければならんので

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp6d-6M0q) · 2018/11/17(土) 13:12:29.96

XF9はスーパークルーズできるって事なのかな

**名無し三等兵** (ﾜﾝﾐﾝｸﾞｸ MM5a-KIiQ) · 2018/11/17(土) 13:18:00.25

できる、だけではなく。スパクルで30-60分戦闘するんじゃないかな？ウェアポンベイも超音速で発射できることが要求されている。
今までのスパクルは、5分-15分ダッシュするだけ。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ea6b-4fLB) · 2018/11/17(土) 13:35:15.17

その時点の機体重量の7割程度をドライ推力で出せれば実用的な速度での
スーパークルーズができるという書き込みを昔見た記憶があるな（うろ覚え）

もちろん機体側の設計にも大きく依存するのだろうけど、1基でドライ推力11トン以上
出せるのでそれなりに期待できそう

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp6d-6M0q) · 2018/11/17(土) 14:04:45.25

燃費は悪そう

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ddc7-IXVS) · 2018/11/17(土) 14:09:38.97

F119よりは約14%燃費が良い

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 0ab3-jhcM) · 2018/11/17(土) 14:11:03.23

燃料消費率はF119より良いけどF110よりは悪いかも知れん

**名無し三等兵** (ｵｯﾍﾟｹ Sr6d-HKL4) · 2018/11/17(土) 14:33:33.48

>>294
え、5～15分程度でもスパクルって言うのか？
アフターバーナー使って5分程度の超音速飛行なんてたいていの機体で出来そうだが

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ddc7-IXVS) · 2018/11/17(土) 14:42:49.71

F-22は長くスパクル出来たはず・・・スパクルで飛んだ距離分　航続距離減るけど（亜音速巡航の倍ぐらい燃料使うのかな）

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ d6eb-4fLB) · 2018/11/17(土) 14:59:15.85

>>300
当たり前だろ

最大速度
最大航続距離速度
最大飛行時間速度
等はそれぞれ違う

最大航続距離を出せる速度以上の速度を出せば航続距離は減る一方

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ddc7-IXVS) · 2018/11/17(土) 15:01:24.52

当たり前の事を相手が分かってないと考える理由が判らんな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 0acc-AViy) · 2018/11/17(土) 15:01:31.93

>>289
考えてるってw
ぼくのかんがえたさいきょうのじぇっとえんじん。
レベルかよw

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 297c-HrLU) · 2018/11/17(土) 15:07:05.48

>>287
>あとはエンジン全体の流量がどのくらいかという問題になるが、
>世界トップクラスの単位面積当たりの入口空気流量を実現

>ファンの単位面積当たりの流量向上と高圧力化などにより達成されている。

スリムエンジンだから空気流量は少ないものと思い込んでいたけど、
意外とF110やF119に近いんじゃないかと思う。
例えばF135はF119より20％も空気流量が多いのにも関わらずエンジン径
は殆ど同じだし。確かに敢てエンジンをスリムにする動機がやや弱いと
感じていたけど、小径でも十分な流量を確保出来ていたと言う所か。

>>288
>設計上はミリタリー12.0tと言うのは、如何にもありそうな数字ですね

元々F-3は、F-22(F119)を超える事を目標にしていたんだろうから、中々
良い数字では有ると思う。唯、其の数字を公表すると都合が悪いかも。

**名無し三等兵** (ｽﾌﾟﾌﾟ Sdea-W+Wr) · 2018/11/17(土) 16:24:27.09

>>304
ロシアのSu-57第2期用のIzdeliye 30エンジン(107kN)よりも既にドライ推力は上になっていますからね

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ cdeb-ABD/) · 2018/11/17(土) 16:36:19.48

クズネツォフNK-32エンジン改良版の日露共同開発

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp6d-hZg/) · 2018/11/17(土) 16:40:35.49

>>304 シンポジウムではF119 とF135 の燃焼器出口温度 = タービン入口温度は同じだとみなしてるから、それに比べると1800℃はそれらより150℃位は上だから効率が良くなってるのは間違いない。

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp6d-6M0q) · 2018/11/17(土) 17:57:14.21

やっぱF135のTIT2000度ってのはケルビンなの？

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp6d-hZg/) · 2018/11/17(土) 18:05:58.87

>>308 それが一番妥当だな。

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp6d-hZg/) · 2018/11/17(土) 18:06:49.87

https://i.imgur.com/XqMAuCw.jpg

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ fe10-s0ZD) · 2018/11/17(土) 18:07:32.30

>>308
http://www.suhad.org...syalar/yazilar/2.pdf

https://repository.t...astream/OBJ/download

この辺の文献見てるとF135-PW-100でTIT 1922Kくらいみたいやねタービン翼はニッケル系単結晶合金ベース

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ fe10-s0ZD) · 2018/11/17(土) 18:10:23.65

>>311
https://repository.tudelft.nl/islandora/object/uuid:9cde0103-7518-469b-ba11-feeae40a7b64/datastream/OBJ/download

http://www.suhad.org/dosyalar/yazilar/2.pdf

リンクのコピペミスってましたすいません

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp6d-hZg/) · 2018/11/17(土) 18:15:47.62

F135 の急激なTIT2000℃なんてどんな魔法を使ったんだろうと思ってた。
素材に関しては今までと同じ素材を使ってるはずだし、あり得るのは環境コーティングで防御する技術が上がったのかなと思ってたが、幾ら何でも急激に上がるのはあり得ない。特に最近のエンジンの成長曲線は鈍化してたしね。

色んな意味でエンジンの成長曲線を日本が抜け出すのはそんなに遠く無いと思う。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 297c-HrLU) · 2018/11/17(土) 18:19:57.26

>>305
>ロシアのSu-57第2期用のIzdeliye 30エンジン(107kN)

其のエンジン、10年先でも微妙だと思う。

>>307
>F119 とF135 の燃焼器出口温度 = タービン入口温度
>1800℃はそれらより150℃位は上

もし>>288 の
>世界トップクラスの単位面積当たりの入口空気流量を実現

が事実ならF135のインレット径109cm 空気流量　140kg/s～148kg/s
----------XF9のインレット径100cm 空気流量　118kg/s～125kg/s
となるけど？　そうであれば燃焼温度上昇分、推力はF119を上回って
いる可能性が高いのか？

>>306
>ズネツォフNK-32エンジン改良版の日露共同開発

NK-32は軍用エンジンとしてはもっとも大きく推力の高い、と書いてある
けどソ連末期に無理やり造ったって感じ。
ウィキによると　NK-32-2の開発と生産再開　と言う事らしいけど殆ど
蕎麦屋の出前状態。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ fe10-s0ZD) · 2018/11/17(土) 18:28:42.09

排気再循環とか何やら凝った事考えずにストイキで焚けるようになる日はまだ相当先やろうけど

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ea6b-4fLB) · 2018/11/17(土) 18:40:52.77

>>312
１つ目のレポートの6ページ目、High Pressure Turbineの項に、
The high-strength powder-metallurgy (sintered) high-rotor blades are made of a secondgeneration
single-crystal nickel-based alloy, with advanced outer air seals. The diameter of the HPT is 0.914m
and it rotates at speeds exceeding 15000RPM, generating approximately 47725kW at a gas temperature
over 1920K.

と書かれてるな
これがTITとイコールなのかは分からんがまあそんなものなのだろうな
あと何気に高圧タービンブレードのNi基単結晶合金は第2世代なのね（XF9は第5世代）

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ fe10-s0ZD) · 2018/11/17(土) 18:46:22.61

>>316
Ni基単結晶合金の各世代の比較みたいなのどこかに転がってませんか？

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ fe10-s0ZD) · 2018/11/17(土) 18:53:10.02

>>317
あった
https://www.daido.co.jp/about/rd/journal/83_1/06_technicalreview.pdf

**名無し三等兵** (ｽﾌﾟﾌﾟ Sdea-W+Wr) · 2018/11/17(土) 18:59:11.05

>>314
やけにウェット出力が大きいからどうのかと思った

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2128-Vevt) · 2018/11/18(日) 11:11:09.91

>>314
意外なことに、F135の入口面積当たりの流量って最近のエンジンの中で特に高いわけでもないのよね。
公式の資料当たると（括弧つきはネットで拾った非公式情報）、

入口径(m)　流量(kg/s)　入口面積当たりの流量(kg/s.m^2)
EJ200　　　　0.71　76　192
M88-2　　　　0.70　65　169
F414-GE-400　0.79　77.1　157
F100-PW-229　0.88　(112.5)　185
F135-PW-100　1.09　(140)　150

ファン流量の増加は、小型・高推力・低燃費エンジンを実現するのに極めて重要な技術だからここがいい数字が出てくるとなかなかうれしいが、実際は如何に。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2128-Vevt) · 2018/11/18(日) 11:14:15.88

そういえばF-3スレで拾った情報だが、XF9-1っていつのまにかファン4段になってたのね。
いままで4段の図面は出てきてないから、過去公開された図面から正確なサイズを計るのは無理なようだな。

ttps://blogs.yahoo.co.jp/yamaneforest/15525678.html

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 297c-HrLU) · 2018/11/18(日) 11:59:00.26

>>220
なるほど、EJ200の192kg/s.m^2てのは凄いね。XF9に換算したら150kg/s。
単純に考えると、F119→F135見たいに高バイパス比化すれば其れだけで
小径のまま13t/20t行けそうな気がするけど。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 297c-HrLU) · 2018/11/18(日) 12:02:40.46

>>322
×>>220
○>>320

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 7edd-WIrM) · 2018/11/18(日) 13:29:51.75

izdeliye 30(タービン入口温度1830℃)はもう本命のSu-57に搭載して試験してる。XF9-1はいつになったら実機に搭載されるんだろうか。
C2の片発をXF9-1にしてアフターバーナー試験とかするのかな。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ fd73-YcaA) · 2018/11/18(日) 13:49:03.25

>>314
> が事実ならF135のインレット径109cm 空気流量　140kg/s～148kg/s
> ----------XF9のインレット径100cm 空気流量　118kg/s～125kg/s
> となるけど？　そうであれば燃焼温度上昇分、推力はF119を上回って
> いる可能性が高いのか？
F135として計算すると、
インレット面積は、
>>120,121
> （（（100*.931/2）＾2*π）-（（100*.931/2）*.25＾2*π））/（（（109/2）＾2*π）-（（109/2）*.25）＾2*π））　=　0.7771
流速が同等なら、
推力燃料比が14%高いということは、燃料（≒流量）あたりの推力が14%大きいということになる。
0.777*1.14=0.88578
F135の128.1、191.35に対して113.47、169.49knになる
但し、燃焼温度が高いということは、燃焼温度を抑制のため、理論空燃比より大幅に薄いジェットエンジンの混合比を濃く出来るということで、
XF9は空気量にたいして燃料が多い事になり、この数字より上になるだろう。
バイパス比は最高速がM1.6でスパクル速も低いF135の0.57より、F22を超えるであろうXF9がF119の0.39程度なのは当然だが、
亜音速に最適化の旅客機エンジンとの運用速度、バイパス比との差で考えれば無視できる程度だろう。
コンダイノズルで排気速を制御できるエンジンではバイパス比で不利な速度域でもある程度は取り返せる。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ea6b-4fLB) · 2018/11/18(日) 13:51:16.12

>>321
その発表資料の図でも3段に見えるような…
誤記じゃないのかね

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ cdeb-ABD/) · 2018/11/18(日) 16:33:08.84

>314
日露交渉の材料でしょ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2128-Vevt) · 2018/11/18(日) 17:03:05.31

>>326
発表要旨には普通に3段と書いてあるからそうかも

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛ Sp6d-6M0q) · 2018/11/20(火) 00:42:35.64

ウィキペディアのF135のページ
Titが2000ケルビンに修正されてるな

そもそも2000℃だとする根拠って何だったのか
2000℃って日本語の情報しか引っかからないし
ケルビンで書かれてた海外記事の誤訳だって書き込みを見た覚えがあるけどその元記事は見たことない

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ a5b3-hZg/) · 2018/11/20(火) 01:53:57.55

そもそも温度に関しては、どこにも根拠のある数字はなくて噂だけが一人歩きしてたからな。英語版のWiKi にはTITの記述はないし。

とにかく今確実そうな数字は、シンポジウムの数字だろうな。
将来はまた別の話でありXF9 も将来はまた別の話。

**名無し三等兵** (ｽﾌｯ Sdea-W+Wr) · 2018/11/20(火) 03:23:46.04

>>330
こういう新たな情報の発見や特定というのが見られるのがネットにいることの醍醐味ですね

皆さんありがとうございます

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ fd73-YcaA) · 2018/11/20(火) 16:23:06.45

俺が見た文の趣旨は「F135のTITは2000度を超える事もあった」だったから、常用は2000度以下で、
普通に考えれば、F119と同じサイズで流量20%増で、推力は20%も増えてないし、
TIT1800℃のXF9より14%も推力燃料比が悪いならケルビンだろう。
性能向上型ではもっと上がっても不思議ではないが。

XF9の燃焼温度も実用化時点でドライで13ｔになればもう少し上がるかもしれない。
https://i.imgur.com/PzgYiCA.jpg
公表データでは11ｔ、15ｔのままという可能性が高いだろうがｗ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 95e0-4fLB) · 2018/11/20(火) 17:41:54.26

今必死に耐熱の新素材に置き換えして改良してるんだろうな＞F135

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp6d-hZg/) · 2018/11/20(火) 18:43:12.86

>>333 GEも耐熱素材の応用CMCでは世界一だから、トライはしてるだろう。

しかし日本もアメリカに負けてはいられないから、GEに取り込まれた日本カーボンには見向きもせずに、宇部興産のチラノ繊維の性能向上に力を入れている。

日本の強みは、素材を強化できるところにある。日本の総力を挙げて強化しようとしてるからこれは今までになく期待できると思うよ。
NIMSも環境コーティングに力を上げ始めたし、JAXAも本格的に高圧動翼へのSiC CMCに力を入れ始めた。

総合的に、高圧動翼がGEに追いつくのはXF9 世代だろう。
素材以外の応用技術(可変サイクルとか)はまた金の問題もあるから、開発費が出てこないと難しい問題もある。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ cd19-4fLB) · 2018/11/20(火) 18:57:36.16

>>332
＞公表データでは11ｔ、15ｔのままという可能性が高い

日本の護衛艦が軒並み「最高速度30ノット」と表記するアトモスフィアと
同じものを感じる。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 29ce-9Fzi) · 2018/11/20(火) 19:06:38.84

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（総合評価落札方式）情報
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html
第105号航空装備研究所広報ビデオ入札・提案書提出期限平成30年12月17日
開札日平成31年1月11日納期平成31年3月27日
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku30-105.pdf
>納地防衛装備庁航空装備研究所
第104号戦闘機用エンジンシステムに関する研究広報動画の制作業務
入札・提案書提出期限平成30年12月17日開札日平成31年1月11日納期平成31年3月27日
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku30-104.pdf
>納地防衛装備庁航空装備研究所本研究広報動画の基本方針
>航空装備研究所は、将来の戦闘機のステルス性と高高度・高速戦闘能力を実現するため、スリム
>化と高推力化を両立した戦闘機用エンジンシステムに関する研究を行っている。
>本研究の概要、試験で使用したエンジン（XF9-1）、試験の成果等を紹介し、わが国が有する高
>い技術力と技術的優越の確保のための研究開発に関する取組を広報することにより、航空装備
>研究所及び国内の技術基盤への信頼と理解の促進を図る。また、各種演出技術を活用することにより
>分かりやすい内容とし、広報として効果的な映像を制作する。

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
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/ippan.html
第26号苛性ソーダ他２品目数量仕様書のとおり入札年月日平成30年12月20日
納期平成30年12月26日平成31年1月18日
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/koukoku/koukoku30-026.pdf
>納地防衛装備庁千歳試験場

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 4a7c-HrLU) · 2018/11/21(水) 12:54:56.64

>>325
>推力燃料比が14%高いということは、燃料（≒流量）
>あたりの推力が14%大きいということになる。

燃費が14%(対F119)良いと言う事は、燃料（≒流量）あたりの推力
は＋16%ではないかな？

>F135の128.1、191.35に対して113.47、169.49knになる

やはり比較対象はF119の方が良いと思う。
F119のインレット径を色々探してみたけど信頼できそうな
数字は全く無かった。

>>332の　https://i.imgur.com/PzgYiCA.jpg
↑のF119の推力を推測すると、10.6t/15.9tなんだよね。
F119のミリタリー推力は公表されて無いし、色々調べてみても
下は9.1t、上は11.8tまで様々。
元々F119より空気流量を少なくする必然性は無いんだよね。
詰り空気流量がF119と同等で推力+16%なら　↓

10.6t×1.16＝12.3t　15.9t×1.16＝18.4t　

F119の推力　11.8t/17.7t　なら　↓

11.8t×1.16＝13.7t　17.7t×1.16＝20.5t

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ fd73-YcaA) · 2018/11/21(水) 17:30:42.64

>>337
訂正ありがとう。
> 燃費が14%(対F119)良いと言う事は、燃料（≒流量）あたりの推力
> は＋16%ではないかな？
100/（86％）＝1.16279　でそうなりますね。

自分のインレット面積の比の推定も見た目の比較なので（しかもファン径ｗ）、目安程度にしかならないけど、
XF9の流速はトップクラスで、F135はF119に対し流速20%増しということなのでF135とXF9が同等で計算してます。

理論的にはTITによって空燃比も違い発熱量に影響があるので計算したい気もします。（ヒマな時にでもｗ）

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 4aa8-XS8w) · 2018/11/21(水) 18:56:37.36

超臨界二酸化炭素を冷媒として中間冷却器を付加したジェットエンジンを研究してる助教を科研費データベースで見つけた
船とかならガスタービンの中間冷却はあるけど航空用ジェットエンジンで中間冷却器はかのうなのかな？