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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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前スレ
ミリタリージェットエンジンを語るスレ　8kN
https://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1530771278/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ　7kN
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ミリタリージェットエンジンを語るスレ　6kN
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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
0241名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 11f0-CBtW)
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2018/11/11(日) 12:39:53.80ID:klwHVwTY0
>>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。
0242名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4)
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2018/11/12(月) 18:50:27.46ID:zkTQpkz+0
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
0244名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4)
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2018/11/12(月) 18:55:22.32ID:zkTQpkz+0
>>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?
0245名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4)
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2018/11/12(月) 18:57:43.43ID:zkTQpkz+0
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
0249名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 19ce-Nrm4)
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2018/11/12(月) 21:20:58.97ID:zkTQpkz+0
>>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?
0252名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E)
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2018/11/13(火) 03:19:04.56ID:LoMrWz9A0
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
0253名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E)
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2018/11/13(火) 04:14:14.62ID:LoMrWz9A0
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
0254名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 31b3-P+of)
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2018/11/13(火) 09:31:09.33ID:hPArKxcU0
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。
0255名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 2173-Rvv2)
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2018/11/13(火) 12:29:07.16ID:QpH2Fn1w0
>>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。
0256名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 131f-55uJ)
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2018/11/13(火) 13:04:27.84ID:j5Zu7o9k0
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
0258名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 4928-oTCi)
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2018/11/13(火) 13:19:51.20ID:6eOW9hX+0
>>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。
0259名無し三等兵 (ｵｯﾍﾟｹ Srcd-ow74)
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2018/11/13(火) 13:25:57.56ID:GMKbIqxWr
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？
0260名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ e1c7-sgOD)
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2018/11/13(火) 13:27:24.06ID:rLZnXZQ50
>>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
0262名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E)
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2018/11/13(火) 19:55:36.38ID:LoMrWz9A0
>>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
0265名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E)
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2018/11/14(水) 03:26:02.09ID:fgb7cXeY0
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
0266名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ f99f-ki2E)
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2018/11/14(水) 06:12:38.27ID:fgb7cXeY0
>>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！
0268名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 31b3-P+of)
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2018/11/14(水) 14:39:18.50ID:J/M931gR0
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？
0269名無し三等兵 (ｵｯﾍﾟｹ Srcd-YP9l)
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2018/11/14(水) 16:00:19.94ID:ZqWzZFQ6r
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
0270名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ d36b-YP9l)
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2018/11/14(水) 16:04:27.67ID:okBpvosl0
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・・・
0271名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 2173-Rvv2)
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2018/11/14(水) 17:24:13.65ID:wU0PwzOd0
>>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。
0272名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 49d2-YP9l)
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2018/11/14(水) 17:34:42.65ID:4Rf1l8Ta0
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…
0273名無し三等兵 (ｻｻｸｯﾃﾛ Spcd-P+of)
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2018/11/14(水) 17:45:31.78ID:2DsCrizjp
>>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。
0274名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 131f-55uJ)
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2018/11/14(水) 19:43:31.22ID:hNmqpDoI0
>>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。
0275名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 2be8-ki2E)
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2018/11/14(水) 21:32:56.67ID:X38DxJDn0
>>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
0277名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ cdbd-HiLI)
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2018/11/16(金) 00:55:59.60ID:IxaLlpCH0
>>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
0278名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ a5b3-hZg/)
垢版 |
2018/11/16(金) 08:53:42.48ID:LkTG+mwt0
>>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。
0279名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 599f-maOp)
垢版 |
2018/11/16(金) 09:58:45.17ID:EOK5Xl/t0
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
0280名無し三等兵 (ｻｻｸｯﾃﾛﾗ Sp6d-SBKT)
垢版 |
2018/11/16(金) 11:32:48.84ID:agP0tvOLp
>>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。
0282名無し三等兵 (ﾜﾝﾐﾝｸﾞｸ MM5a-KIiQ)
垢版 |
2018/11/16(金) 19:26:14.59ID:6tKtKRjkM
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。
0283名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 29ce-9Fzi)
垢版 |
2018/11/16(金) 20:19:05.04ID:8yVMJu+m0
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。
0286名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 297c-HrLU)
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2018/11/17(土) 10:37:46.96ID:VxJJBwsq0
>>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。
0287名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 2128-Vevt)
垢版 |
2018/11/17(土) 11:37:23.26ID:e6DX8tSj0
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。
0288名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 8a1f-kOdI)
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2018/11/17(土) 11:42:22.70ID:qTYPbyTi0
>>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。
0289名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ a5b3-hZg/)
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2018/11/17(土) 12:00:34.00ID:dAZIWOU60
>>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。
0290名無し三等兵 (ﾄﾞｺｸﾞﾛ MM72-vYDo)
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2018/11/17(土) 12:19:44.36ID:D0ZlUZgWM
>>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
0291名無し三等兵 (ﾜﾝﾐﾝｸﾞｸ MM5a-jhcM)
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2018/11/17(土) 12:40:04.43ID:hBTjeGHTM
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
0293名無し三等兵 (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp6d-6M0q)
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2018/11/17(土) 13:12:29.96ID:c2TcXnEnp
XF9はスーパークルーズできるって事なのかな
0294名無し三等兵 (ﾜﾝﾐﾝｸﾞｸ MM5a-KIiQ)
垢版 |
2018/11/17(土) 13:18:00.25ID:BiiQ+luVM
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。
0295名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ ea6b-4fLB)
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2018/11/17(土) 13:35:15.17ID:nENbKUyL0
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
0296名無し三等兵 (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp6d-6M0q)
垢版 |
2018/11/17(土) 14:04:45.25ID:c2TcXnEnp
燃費は悪そう
0299名無し三等兵 (ｵｯﾍﾟｹ Sr6d-HKL4)
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2018/11/17(土) 14:33:33.48ID:oKj9n6PUr
>>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
0300名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ ddc7-IXVS)
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2018/11/17(土) 14:42:49.71ID:lax7xOW/0
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）
0301名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ d6eb-4fLB)
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2018/11/17(土) 14:59:15.85ID:l8yZRw6h0
>>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
0304名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 297c-HrLU)
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2018/11/17(土) 15:07:05.48ID:VxJJBwsq0
>>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。
0306名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ cdeb-ABD/)
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2018/11/17(土) 16:36:19.48ID:wyrVoevA0
クズネツォフNK-32エンジン改良版の日露共同開発
0307名無し三等兵 (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp6d-hZg/)
垢版 |
2018/11/17(土) 16:40:35.49ID:3u7x4djpp
>>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。
0308名無し三等兵 (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp6d-6M0q)
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2018/11/17(土) 17:57:14.21ID:c2TcXnEnp
やっぱF135のTIT2000度ってのはケルビンなの？
0313名無し三等兵 (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp6d-hZg/)
垢版 |
2018/11/17(土) 18:15:47.62ID:3u7x4djpp
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。
0314名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 297c-HrLU)
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2018/11/17(土) 18:19:57.26ID:VxJJBwsq0
>>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。
0315名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ fe10-s0ZD)
垢版 |
2018/11/17(土) 18:28:42.09ID:riAj9f5j0
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
0316名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ ea6b-4fLB)
垢版 |
2018/11/17(土) 18:40:52.77ID:nENbKUyL0
>>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）
0317名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ fe10-s0ZD)
垢版 |
2018/11/17(土) 18:46:22.61ID:riAj9f5j0
>>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？
0320名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 2128-Vevt)
垢版 |
2018/11/18(日) 11:11:09.91ID:lqVikv5o0
>>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。
0321名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 2128-Vevt)
垢版 |
2018/11/18(日) 11:14:15.88ID:lqVikv5o0
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
0322名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 297c-HrLU)
垢版 |
2018/11/18(日) 11:59:00.26ID:KBjw2cki0
>>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。
0323名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 297c-HrLU)
垢版 |
2018/11/18(日) 12:02:40.46ID:KBjw2cki0
>>322
×>>220
○>>320
0324名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 7edd-WIrM)
垢版 |
2018/11/18(日) 13:29:51.75ID:IZ1JsZ7Q0
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。
0325名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ fd73-YcaA)
垢版 |
2018/11/18(日) 13:49:03.25ID:GGrIWeU30
>>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。
0327名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ cdeb-ABD/)
垢版 |
2018/11/18(日) 16:33:08.84ID:Gz3hSNNl0
>314
日露交渉の材料でしょ
0329名無し三等兵 (ｻｻｸｯﾃﾛ Sp6d-6M0q)
垢版 |
2018/11/20(火) 00:42:35.64ID:fPtghXRCp
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
0330名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ a5b3-hZg/)
垢版 |
2018/11/20(火) 01:53:57.55ID:/jB3U1F00
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。
0331名無し三等兵 (ｽﾌｯ Sdea-W+Wr)
垢版 |
2018/11/20(火) 03:23:46.04ID:oyJ7eRDbd
>>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
0332名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ fd73-YcaA)
垢版 |
2018/11/20(火) 16:23:06.45ID:XJOD8nlQ0
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
0334名無し三等兵 (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp6d-hZg/)
垢版 |
2018/11/20(火) 18:43:12.86ID:OReGNz0Fp
>>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。
0335名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ cd19-4fLB)
垢版 |
2018/11/20(火) 18:57:36.16ID:LzaSz/0r0
>>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。
0336名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 29ce-9Fzi)
垢版 |
2018/11/20(火) 19:06:38.84ID:kp0xBVy40
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
0337名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 4a7c-HrLU)
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2018/11/21(水) 12:54:56.64ID:utweZ1vK0
>>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
0338名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ fd73-YcaA)
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2018/11/21(水) 17:30:42.64ID:PIocHTT+0
>>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）
0339名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 4aa8-XS8w)
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2018/11/21(水) 18:56:37.36ID:Yw5MkcJJ0
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？
0340名無し三等兵 (ｱｳｱｳｶｰ Sa85-s0ZD)
垢版 |
2018/11/21(水) 20:45:09.39ID:4BSTedASa
>>339
冷凍機をぶん回す動力を何処から捻出するかって問題に帰着するかと
定置型やらの場合排熱から貰って来ることにしたらいいけど 航空用だと排熱も推力になので
そんな気がする
ちゃんと計算したらアリなのかも知れないけど
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