ミリタリージェットエンジンを語るスレ 9kN
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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。 >>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。 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 >>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) >>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? >>314 やけにウェット出力が大きいからどうのかと思った >>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。 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 >>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。 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。 >>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。 >>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 >>326 発表要旨には普通に3段と書いてあるからそうかも 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 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。 >>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 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 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 >>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。 >>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。 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 >>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 >>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) 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? >>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 中間冷却器ってどこに置くんですかね。 コンプレッサーの後ろに置いて車でいうところの充填効率をあげる感じですかね? 直感ですが発電用ガスタービンに使ったら凄いことになりそう。 ターボファンエンジンのファンからの風を冷却フィンにあてて空冷式の中間冷却器にするとか。 >>342 > ターボファンエンジンのファンからの風を冷却フィンにあてて空冷式の中間冷却器にするとか。 SR-71の空力加熱対策じゃないけど、まずは燃料をヒートシンクに使うんじゃないの? 空冷より液冷のほうがずっと効率良く冷やせるし。 どうせエンジンに送って高温で燃やすんだから、タンクからエンジンに送る途中でついで予備加熱を兼ねてってことでさ。 ステルス機は熱がこもりやすいから F-35とか熱管理の問題が結構出てますね 燃料の温度を少しでも下げるために給油車のタンクを白く塗ったりとか いったん飛んだら燃料くらい外気利用ですぐ冷やせそうだけど、そんな簡単には行かないのか 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16号 平成30年度 エンジン高空性能試験装置の健全性調査の契約希望者募集要領 ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji30-016.pdf >本件の履行に必要なエンジン高空性能試験装置のうち冷却棟及び排気装 >置についての知識及び技術を有していること。 >>342 高バイパス比ならアリかも知れないけれど、作動流体で冷やすのはちょっと。 熱交換器での圧力損失に繋がり ひいては流量が目減りする気が。 中間冷却は燃焼器・タービンの能力に余裕があり、コンプレッサの能力がボトルネックになる場合に有効なのでは?足りない揚程を作動流体の冷却で補う事で流量を稼ぐという発想なので。 作動流体冷却の為の熱交換には各段の静翼を利用し、バイパス気の予熱を兼ねてバイパス気で冷媒を収縮させる作戦のようですね。 >>339 冷却式ジェットエンジンの研究はJAXAでやってるじゃん。 液体水素を冷却材兼燃料に使う。 マッハ5位は出る。 三菱もケロシンそのものを冷却用として使いながら、メタンに改質して燃やすスクラムジェット エンジンの特許を出してる。 >>350 > 三菱もケロシンそのものを冷却用として使いながら、メタンに改質して燃やすスクラムジェット エンジンの特許を出してる。 ケロシンからメタンを生成させると炭素が余るからススが大量に発生しそうなんだが、それはどうするんだ? >>349 この助教さん再生サイクルもやろうとしてますね。排気の熱もらって来て燃焼器直前の作動流体 and/or 燃料を予熱するやつ フォイル冷却との兼ね合いで取り回しやら何やらややこしそう いっそ排気再循環やっちゃうのはアリかな >>350 液体水素は他の炭化水素系燃料に比べて体積(重量?) あたりの熱量が小さいから同じ航続距離だと燃料タンクが 異様にでかくなるのがなあ 超臨界二酸化炭素を表面冷却でナセルやファンのシュラウドに配管して循環させればいいのかな? 超臨界二酸化炭素は粘性が低くて熱輸送量あたりの損失馬力が抑えられそうだ >>353 あれはオイルのためじゃなかった? 通常温度では固体で使えないオイル。 だから飛ぶ前に暖めたりする時間が24時間もかかっていた。 >>354 だからロケットでは水素よりメタンに注目が集まりつつある。 H3 エンジンもメタン化の開発がスタートしそう。 >>351 良く知らないけど高熱で燃やすんだから、CO2が出るだけでは? そもそも液化メタンをLNGタンクから燃料ポンプへと送り出すのに LNG焚きとCNG希薄予混合ヘッセルマンエンジンとの汎用2種類が あるね。 三菱日立は製油所で精製した大変貴重な軽油や灯油を鈍重過ぎる SOFC改質で特許を申請したとかこんなもんで環境にやさしいとか まやかしだし日本国内市場でも海外市場でも不要だし馬鹿かよ。 LNGタンクの24kL級はともかく1.4kL級や0.7kL級はLH水素脆化と LNG気化膨張対策再液化装置未搭載は耐衝撃に弱く商業ベースに 乗せる深刻障壁として双璧を成すが安全対策で物理的問題解決 するのは23世紀のはなしだね。 https://twitter.com/XinhuaChinese/status/1056730844885221376 https://twitter.com/5chan_nel (5ch newer account) >>359 なんか話がずれてないか? そんな話は誰もしていないけど。 メタンが環境に悪いのはみんな百も承知だが、それを言ったらジェット燃料だって環境に悪い。 三菱のスクラムジェット エンジンの話だぞ。 また、ロケットの方のメタンエンジンは既にLE-8エンジンで実現されていたが、LE-8エンジン自体が使われなくなったのでボツになっただけ。 ガソリンを燃やすのとメタンを燃やすのでは話が違う。 >>361 何でやねん。 ジェット燃料を改質してメタンとして燃やすんだから結果的なCO2の量は一緒じゃないの? 違うなら炭素はどこに行くんだよ。高温の状態の中で炭素が単独で存在できるとでも思ってるの? 燃えるに決まってるだろ。 家庭のガスコンロと勘違いすんなよ。 ここには逆のことが書いてある。 https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/be8f2e98a375d988db8239436895066f.pdf 液化メタンはこれまで使われてきたケロシンや液体水素などに代表されるロケット燃料に比べ,次のような特長をもつ. ・ 液化メタンは液体水素に比べ単位密度当たりの推進力が大きいので燃料タンクを小さくでき,機体システム全体も小さくできる. ・ ケロシンなどの炭化水素燃料は,大量のすすが出るため,エンジン内の流路にすすが堆積し長期間の運用では流路が閉そくする可能性がある. 一方,液化メタンではすすが発生しないため長期運用でも流路を詰まらせることがない. 自衛隊が極超音速巡航ミサイル用スクラムジェットエンジンを研究開発 https://news.yahoo.co.jp/byline/obiekt/20180831-00095252/ ○ 極超音速誘導弾の要素技術に関する研究(64億円) 極超音速※で巡航が可能なスクラムジェットエンジン※の実現のため、ジェット燃料により稼動するスクラムジェットエンジンの構成要素技術の研究を実施 ※ 極超音速:音速の5倍以上の速度域 ※ スクラムジェットエンジン:超音速の空気流中での燃焼を利用したエンジン https://i.imgur.com/1L8xsfm.jpg 要求項目で「ジェット燃料により稼動するスクラムジェットエンジン」とあり、エンジン冷却に有利な低温の水素燃料ではなく、常温で使える一般的な航空機用のジェット燃料の使用が要求されています。 --- 水素やメタンだと常温保存できないし、蒸発してしまうので長期保存しておくミサイルには不適格だからだろうな。 現状ではスクラムジェットは対地、対艦ミサイルには使えるだろうが 対空ミサイルだと速過ぎて誘導が難しいかな? ロケット式のサイドスラスターを付けるとかしないと 米・中・露「極超音速戦略兵器」と新たな世界秩序の模索 https://sp.fnn.jp/posts/00392130HDK 中国は極超音速飛翔体の飛行試験に成功 中国もまた、極超音速兵器の開発に踏み出している。2018年8月に、極超音速飛翔体「星空二号」の試験を実施し、高度30km・マッハ5.5〜6の極超音速で約400秒飛行することに成功。この他に「WU-14(DF-ZF)」の名前で知られる極超音速飛翔体計画があるとされる。 >>362 よく知らないが、 炭素量は減らすのではなく、水素を補うのだと思う。 反応熱は排熱から水素は排ガス中の水蒸気からだろう。 結果として燃焼発熱量あたりの炭素量は減ることになり、スス(残留炭素)が減るのでは? >>367 排気からの水蒸気回収は面倒いので部分燃焼で水 or 水素を賄うのかも 防衛装備庁安全保障技術研究推進制度 終了評価(平成30年度) ttp://www.mod.go.jp/atla/funding/hyouka.html >>369 漏れたらシャレにならん 増槽投棄もままならん ヒドラジンよりマシだが >>370 極超音速複合サイクルエンジンの概念設計と極超音速推進性能の実験的検証 http://www.mod.go.jp/atla/funding/hyouka/H29hyouka_jaxa_seika.pdf 1.0 委託業務の目的 マッハ5クラスの様々な用途の極超音速無人機への適用を想定して、極超音速複合サイクルエン ジンを提案する。液体水素を燃料とした極超音速予冷ターボジェットの技術を発展させ、常温貯蔵 可能な炭化水素燃料を用いてエンジンを成立させるために必要な技術を確立する。 ---- 以前は液体水素でやってたが今はJET-A1(無鉛ケロシン)でやってる。 まだ効率は悪いが、ターボジェットとラムジェットの複合サイクルエンジンが出来るのは将来希望が持てる。 国産でF135のリフトファン付きの奴の代替は無理だろうな >>368 排ガスから再生しないと意味がない。 部分燃焼すれば炭素と熱が無駄になる。 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108号 将来航空無人機用エンジンのコンセプト設計 1件 入札年月日 平成30年12月20日 納期 平成31年3月27日 ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku30-108.pdf >納地 防衛装備庁航空装備研究所 仕様書 仕様書 ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku30-108.pdf#page=3 無人機と有人機に求められるエンジンの違いってなんだろう >>374 確かに排ガスから貰って来るのがスジだが。排ガス再循環って凄く面倒そう。よく知らんけど。 >>376 安全係数ちょっと減らしても許してもらえそう。その分重量減らすかピーキーな設定にするとか。 >>376 戦闘機は脱出できるから墜落しても人が死ぬ訳じゃないからねえ >>376 10G位出しても良いだろ。 或いはのんびりと何ヶ月も空を泳いでいても良い。 >>378 お前それ自衛隊でも同じこと言えんの(AA略 >>376 XF9-1のさらなるアップデートを見越した技術要素の先行開発に丁度いいかも 可変サイクルとかCMC高圧タービンとか もっとスリム化とか >>381 スリム化より単発用大型化かもしれん、F119とF135の関係みたいな >>381 >技術要素の先行開発 噂や研究が動いているのは、↓これぐらい? ・CMCと新合金でのTIT 2000度C ・無冷却タービン翼(経産) ・簡単な可変バイパス ・複合サイクルで極超音速(防衛省)、SST用(文科省) ・輸送機用らしいF9コア使った大型ターボファンエンジン >>384 ロテーティブデトネーションエンジン(RDE) 米と共同 スクラムジェット エンジンの要素開発 F9コアを使った大型ターボファンエンジン?! そんな噂があるのか? こうしてみると忙しそうだな。 IHI , MHI , KHI , JAXA 総動員だな。素材開発には豊田自動織機、東レ、シキボウ、宇部興産、大学や研究機関なども入ってる。 >>386 そんな噂はないだろ、希望的観測でそんなエンジンの共同開発が出来たら良いなと言う所じゃないかな。 しかし今はそこまで手を伸ばす余裕はないだろ。TIT2000℃にする方が先決。 航空機産業界の再編をどう言うようにするのかは非常に興味がある。 >>377 君が書いた”部分燃焼”も排ガス使うのは同じ、 エンジン排ガスならパイプ一本だが、部分燃焼では燃焼器が別に必要になるだけで後の処理は同じだw まあ、後は最適な温度下の触媒装置のなかで混合するだけだと思うが。 わざわざ燃焼器を追加して、炭素を捨てて熱効率を落とす愚かな設計者はいないだろうw F-3スレより 次期戦闘機、国産エンジンアピール=F35B、「日の丸」模型も−国際航空宇宙展 2018年11月28日23時17分 https://www.jiji.com/jc/article?k=2018112801245& ;g=soc 一部抜粋 >防衛装備庁のブースの目玉は、空自の次期戦闘機への採用を目指してIHIが6月に納入した戦闘機用エンジン「XF9」の説明コーナー。空力データー取得のために試験で使用されたエンジンファンが展示された。 同エンジンの最大推力はアフターバーナー(推力増強)使用時で15トン以上。最強のステルス戦闘機とされる米空軍のF22ラプターに匹敵するハイパワーだ。 アフターバーナーを使わなくても、F15戦闘機がアフターバーナーをたいたときと同じ推力をたたき出せるという。「常時スーパークルーズ(超音速飛行)できる」(IHI担当者)。XF9の試験は2020年3月まで実施する計画だ。 ロテーティブデトネーションエンジンの構造だが参考として 高圧配管内での回転爆轟波の取り扱いの難しさはこのとおり。 https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/9c9e24be53e42c5c2145f83e0cd22364.pdf 圧縮機最終段からタービンへと流れ込む気流ごとタービン内で 火災旋風を形成持続させるためには可変ノズルを駆使した 排気管抽気希薄予混合する必要があるのね。 圧縮機の過回転防止と高温管理と周波数共鳴とエンジン火達磨に 留意した安定制御さえ出来れば若干の推力低下とトルク増大と NOx低減と燃費向上というメリットがあるわけだがこの企業では まぁ無理だなw 内燃機関のブローバイガス処理のためのPCVバルブや 水エタノール噴射の仕組みねぇ。 パルスデトネーションジェットエンジンの抽気混合は コンバインドサイクル式タービン発電機の発生蒸気ごと 圧縮機最終段へと再投入させるような妙な仕組みだし 燃焼試験そのものは1940年以来の枯れた技術なんだよね。 中間圏熱圏電離層では酸素希薄のため炭素を急激酸化 させるのに効率良く燃焼し切れなかった炭素化合物と 酸素との混合ガスの燃え残りはある程度熱覚ましした 排気ごと抽気して完全燃焼させたほうが効率が良いのか 若干の推力低下は致命的なのかは運用思想の匙加減 そのものなんだな。 >392 SSTでは、ぜひ解決して欲しい課題ばかり JA2018のセミナー行った人のツイートで エンジンの分解調査との ことだそうで 防衛装備庁長官官房会計官 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_honbu/ippan.html 公示第52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性能確認試験(その1) 撤去・分解・検査等の契約希望者募集要領 http://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji30-052.pdf >戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうち戦闘機用エンジンシステムのうちXF9−1及びエンジン試験用支援器材 >の性能・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1月31日 予定納地 防衛装備庁航空装備研究所 のことかな? アメリカはジェットエンジン技術で世界トップなのは当然として、 原子力艦艇の建造してるから艦船用蒸気タービンの技術力もすごいんかな。 >>397 原子力潜水艦などの静穏化などは当てはまると思うけど 効率化から見ると加圧水型原子炉はあまり蒸気温度を 上げられないのでそうでもないんじゃないのかな >>399 もともと地球を何百周もできる航続距離があるので、無理に効率あげる意味はないよね 被弾しても安全性が高い構造とかのほうが大事 XF9関連の記事。 無料登録で全部読める。 ttps://vpoint.jp/opnion/viewpoint/125720.html 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113号 訂正公告(公告第102号) ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku30-113.pdf 公告第102号 航空エンジンのFRP適用に関する調査及び検討作業 訂正公告 >>402 将来航空無人機用エンジンのコンセプト設計 http://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku30-108.pdf 将来航空無人機 おおむね10年から20年後の将来に実用化レベルに達する と考えられる、高度な自律・協調化と安全性を有した無人の航空装備品をいう。防衛省が公表している「将来無人装備に関する研究開発ビジョン」における航空無人機を想定する。 2.2.2.1 コンセプト設計の実施 航空無人機用エンジンのコンセプト設計を実施する。 航空無人機 1 機あたりの全推力を約 40 kN を基準とし、それ未満、それ以上となるエンジンの設計をそれぞれ複数実施する。 また、それぞれの設計について航空無人機 1 機あたりに搭載するエンジンの数量を示すこと。なお、コンセプト設計において既存の航空機用エンジンの改修も可能とする。 ---- 川崎で決定かな。 なんとなく無人機は単発だと思ってたけど 「搭載するエンジンの機数」とあるな 将来は戦闘機に人間が乗らなくなるらしいぞ たぶんそこまで見越しているんだろ しらんけど >>403 まさにX-2ベースの双発高等練習機用エンジン XF5改 dry4t/wet6t XF5→F5-10(バイパス比1:1.5、AB無し)にして X-2の翼を幅16mに伸ばしたモデルを作って スコーピオン練習/軽攻撃機みたいな亜音速機を作る しかしステルス形状のサイドエッジの意味がさっぱり無いw やっぱり一から作るかボーイングのを輸入した方が良いのかな 推力40kNから推測すると機体規模はどれくらいになるんだろう 教えてエロい人 ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
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