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ミリタリージェットエンジンを語るスレ　9kN
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0001名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 9b8a-Mczu)
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2018/09/25(火) 19:44:31.13ID:BUaV1/Zs0
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ミリタリージェットエンジンを語るスレ　8kN
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ミリタリージェットエンジンを語るスレ　5kN
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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/
関連スレ
ミリタリーレシプロエンジン　十六基目
http://mevius.2ch.net/test/read.cgi/army/1453699582/
VIPQ2_EXTDAT: default:vvvvv:1000:512:----: EXT was configured
0142名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa)
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2018/10/19(金) 21:26:10.22ID:h1+UPRnq0
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
0143名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa)
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2018/10/19(金) 21:27:40.75ID:h1+UPRnq0
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
0144名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa)
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2018/10/19(金) 21:30:28.86ID:h1+UPRnq0
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
0145名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa)
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2018/10/19(金) 21:38:32.17ID:h1+UPRnq0
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
0146名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ dbbd-IoF+)
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2018/10/20(土) 01:07:29.00ID:vWo3dVr20
このスレってまだ生きてるの？ってテスト投稿
0150名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ aaab-1E8h)
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2018/10/20(土) 17:35:32.91ID:wYoAkV2+0
>>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？
0151名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 6a7c-86Kn)
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2018/10/21(日) 16:43:03.09ID:IlwV4rJI0
>>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。
0152名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa)
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2018/10/21(日) 17:34:23.69ID:gAxPmvD60
>>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
0153名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 6a7c-86Kn)
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2018/10/21(日) 20:18:16.87ID:IlwV4rJI0
>>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。
0154名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 7e5f-ovCs)
垢版 |
2018/10/21(日) 20:24:52.20ID:xGbYdspB0
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。
0157名無し三等兵 (ｵｯﾍﾟｹ Srb3-WKrR)
垢版 |
2018/10/22(月) 16:09:38.70ID:RDauS6LBr
>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
0160名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 4be4-ovCs)
垢版 |
2018/10/22(月) 16:48:25.40ID:j8Wjpxtg0
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
0161名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ aaab-1E8h)
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2018/10/22(月) 19:11:11.03ID:bSKykFst0
>>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。
0162名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa)
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2018/10/23(火) 03:34:05.69ID:9y3UNrCJ0
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
0164名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 6a9f-wf+L)
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2018/10/23(火) 10:34:03.84ID:rBeEm+uv0
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
0169名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ aaab-1E8h)
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2018/10/23(火) 16:51:55.56ID:1PMlQkM60
>>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？
0170名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 1f9f-nBLa)
垢版 |
2018/10/23(火) 20:49:40.21ID:9y3UNrCJ0
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
0171名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ ebce-o90R)
垢版 |
2018/10/25(木) 18:17:03.81ID:FyUugeG50
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。
0173名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ cd73-YueN)
垢版 |
2018/10/26(金) 15:05:45.34ID:tpsyi5YW0
>>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。
0174名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 259f-7TBo)
垢版 |
2018/10/26(金) 17:29:44.07ID:qKsCRZhZ0
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
0176名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 21e4-3KA+)
垢版 |
2018/10/26(金) 18:36:05.82ID:43dwY/DZ0
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。
0178名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ cd73-YueN)
垢版 |
2018/10/27(土) 10:47:40.10ID:MRkJeYIP0
>>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。
0179名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 259f-7TBo)
垢版 |
2018/10/27(土) 12:23:56.35ID:NY2qmy4+0
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
0180名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 21e4-7idG)
垢版 |
2018/10/27(土) 12:38:13.15ID:YtjCmlq80
>>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。
0181名無し三等兵 (ｵｯﾍﾟｹ Srb5-k3Xa)
垢版 |
2018/10/27(土) 12:39:07.96ID:fPkiTTP9r
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
0182名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 21e4-7idG)
垢版 |
2018/10/27(土) 13:06:23.02ID:KMtxRzfZ0
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
0183名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 21e4-7idG)
垢版 |
2018/10/27(土) 13:18:11.09ID:KMtxRzfZ0
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。
0184名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ cfcb-UJxN)
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2018/10/27(土) 14:20:24.35ID:ejhwM47H0
>>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
0185名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 259f-7TBo)
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2018/10/27(土) 14:59:50.90ID:NY2qmy4+0
＞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
0186名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ ebce-o90R)
垢版 |
2018/10/27(土) 20:39:09.86ID:Px8j2ly80
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
0187名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ ebce-o90R)
垢版 |
2018/10/29(月) 20:07:06.99ID:kwYj0ajX0
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
0188名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ cd73-YueN)
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2018/10/30(火) 11:57:46.01ID:6tr5POQM0
>>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。
0189名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ cd73-YueN)
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2018/10/30(火) 12:24:20.81ID:6tr5POQM0
>>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。
0194名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 5be8-7TBo)
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2018/10/31(水) 19:28:45.23ID:LxKK7Xmt0
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
0195名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 4ea5-upsk)
垢版 |
2018/11/01(木) 23:52:10.99ID:uvr3r+FH0
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。
0197名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 279f-MyS3)
垢版 |
2018/11/02(金) 14:09:53.90ID:ZqG7H/RO0
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/
0200名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 5a2b-hNL7)
垢版 |
2018/11/02(金) 17:24:28.16ID:0W0p/Dck0
wniの鈴木里奈の脇くっさ
　　　　 　(6 lゝ､●.ﾉ　ヽ､●_ノ |!/
　　 　 　 　 | 　 　 ,.' 　i､　 　　 |}
　　　　　　　', 　 　 ,`ｰ'ﾞ､_　 　 l
　　　　　　　＼　､'､v三ﾂ　 　/
　　　　　　　　|＼　´　　｀　, イﾄ､
　　　　　　 ／ﾊ ` ｀二 二´ ´ /　|:::ヽ
　　　　 ／::::/　',　　 : . . :　　/　 |:::::::ﾊヽ
http://twitter.com/ibuki_air
０９０５８６４４３８４
https://twitter.com/5chan_nel (5ch newer account)
0202名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 279f-MyS3)
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2018/11/02(金) 20:17:25.78ID:ZqG7H/RO0
【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
0203名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 97ce-QXT6)
垢版 |
2018/11/02(金) 20:23:50.89ID:HkMy56Km0
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
0204名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 9373-ZhTV)
垢版 |
2018/11/04(日) 16:18:46.86ID:/PJEOyAh0
>>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。
0205名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 0e78-EHQK)
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2018/11/04(日) 19:50:03.39ID:maFH+cfo0
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
0206名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 0e78-EHQK)
垢版 |
2018/11/04(日) 19:59:47.02ID:maFH+cfo0
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。
0207名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 7fd2-zV7r)
垢版 |
2018/11/05(月) 02:34:44.49ID:qq85mshg0
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
0210名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 36dd-ZA70)
垢版 |
2018/11/05(月) 03:06:02.75ID:1dy53W1t0
「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。
0211名無し三等兵 (JP 0Hf6-7j1p)
垢版 |
2018/11/05(月) 18:57:03.65ID:p8FQRFgaH
>>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。
0214名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ d7f2-upsk)
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2018/11/06(火) 00:53:47.80ID:0+Pj24XO0
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。
0216名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ d7f2-upsk)
垢版 |
2018/11/06(火) 01:03:35.46ID:0+Pj24XO0
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。
0217名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ d7f2-upsk)
垢版 |
2018/11/06(火) 01:20:15.78ID:0+Pj24XO0
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。
0218名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 8bb3-7j1p)
垢版 |
2018/11/07(水) 17:06:49.15ID:SIg8ppcP0
>>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。
0219名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 8bb3-7j1p)
垢版 |
2018/11/07(水) 17:16:01.94ID:SIg8ppcP0
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。
0221名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 97ce-QXT6)
垢版 |
2018/11/07(水) 17:36:00.40ID:4S+GUtJz0
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
0222名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 97ce-QXT6)
垢版 |
2018/11/07(水) 17:36:43.23ID:4S+GUtJz0
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
0223名無し三等兵 (ｻｻｸｯﾃﾛ Spbb-7j1p)
垢版 |
2018/11/07(水) 17:45:55.26ID:eDvDUW0wp
>>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。
0224名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4)
垢版 |
2018/11/08(木) 20:54:36.46ID:ncck0+hb0
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。
0225名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4)
垢版 |
2018/11/08(木) 21:24:00.19ID:ncck0+hb0
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
0226名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4)
垢版 |
2018/11/09(金) 18:04:32.61ID:4Zxeoun50
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
0227名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4)
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2018/11/09(金) 18:33:30.31ID:4Zxeoun50
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
0230名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 938b-ki2E)
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2018/11/09(金) 20:09:04.97ID:5yv5+GoU0
>>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
0232名無し三等兵 (ﾜﾝﾐﾝｸﾞｸ MMd3-GGLW)
垢版 |
2018/11/09(金) 20:27:20.73ID:4d9FMxZDM
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)
0233名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E)
垢版 |
2018/11/09(金) 20:35:34.98ID:J5ekNh540
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？
0234名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 998a-gJxK)
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2018/11/10(土) 04:28:38.06ID:M/qfI+Ri0
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。
0235名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E)
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2018/11/10(土) 05:28:52.01ID:sG/Bvd8E0
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
0238名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 939f-Kswl)
垢版 |
2018/11/10(土) 11:00:19.93ID:3MdjvHzw0
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
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