ミリタリージェットエンジンを語るスレ 9kN
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>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 >>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 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 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 >>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。 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 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 >>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 >>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 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 >>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? 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 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。 >>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。 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 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 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。 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 >>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。 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 >>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。 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 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 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。 >>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 >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 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 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 >>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。 >>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。 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 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 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。 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/ 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) 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 【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 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 >>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。 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 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。 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 >>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 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 「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。 >>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。 >>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。 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。 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。 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。 >>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。 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。 >>219
オールCNTエンジンとか将来できんのかね? 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 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 >>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。 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。 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 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 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 >>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 >>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 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) 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? 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。 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 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 >>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 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 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。 >>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 >>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。 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 >>227
IHIがターボシャフトエンジン作らないかなあ >>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? 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 >>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 >>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? >>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? XF9-1が制式化されたら、F9-15くらいになるんかな。 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 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 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。 >>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。 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 >>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 ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています