ミリタリージェットエンジンを語るスレ 9kN
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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 >>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。 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？ >>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 F135はやっぱりケルビンだたな
おかしいと思ったんだよ >>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 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 >>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！ 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 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？ 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 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・・・ >>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。 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… >>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。 >>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。 >>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 >>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 >>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 >>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？
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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。 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 >>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。 >>280
特殊燃料なんで空中給油機まで専用機だったからな 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。 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。 >>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？ >>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。 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。 >>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。 >>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。 >>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 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 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 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。 ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
