ヮ無 ミリタリージェットエンジンを語るスレ 10kN
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経済効果は1000億円！？IHIが埼玉に航空機エンジン
新工場
10/15(月) 20:40
経済効果は1000億円！？IHIが埼玉に航空機エンジン
新工場
の組み立てやエンジン整 備などを手がけるIHIの瑞穂
工場（東京都瑞穂町） ghgkkiuyree
農大跡地売却、71億円で
埼玉県は、10月中にもIHIと県農業大学校跡地（鶴
ケ島市）の土地売買契約を結ぶ。県議会本会議で、敷
地を71億500万円で売却する議案を可決した。IHIは
2019年に航空機エンジンの新工場を完成し、稼働す
る計画。IHIが取得する用地は、農業大学校跡地の北
側約13万6100平方メートル。人工知能（AI）や
IoT（モノのインターネット）を活用したスマート工
場を実現する。 👀
Rock54: Caution(BBR-MD5:1341adc37120578f18dba9451e6c8c3b) 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 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 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 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 ATD-X量産妄想スレでこの話をやろうとすると温度も流量も過程や時系列や緊急性をすっ飛ばして
ごちゃまぜにしてしまう人がいて収拾がつかない
ワ付きでやると、今あそこは現役で開発が進んでるエンジンの詳細な情報が必要であって
幾つかの仮定を混ぜた妄想入りの考察がレスで混じっていると読みにくい
ここならその辺の厳密さ、いい加減さが丁度良いかなｗ ＞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、
F101、YJ101、CFM56は全て共通または非常に近いコアであると複数の書籍で見かけ、F110もF101から、F404もYJ101から出来たという話だったので
ほぼ同一技術のコアならAB無しの最大推力がバイパス比との何らかの関数になる、という仮定で
この辺のコア部の流量を某サイトで調べて引っ張り出して、それを1次関数でなく2次関数に当てはめたら、と思ったら
確かにやたらと高い相関係数になった
しかし2次関数なら係数2つ定数項1tそれにx,yで5つ
F101、YJ101、F404、F110、CFM56と5つで解いたら、単に方程式を解いて数合わせましたってだけだなあｗ
実はこの式だとバイパス比が0.2未満になると逆に推力が増え出すという妙な事になっていた
コアサイズも元から近いし微妙な冷却効率なんてそんなに変化が無いだろうからと強引に全て50kg/sのコア流量にして
計算するとかにしてしまったが
その数式に、タービン直前温度で1400℃だったのをXF9並みの1800℃だったら？って事で入れてみたら最後に
AB無しで10tオーバーだのと数値が出たが、冷却技術がまるで違うから本当にそんな数値になるかも分からん
元からコア流量44～55kg/sに殆どが散らばってたからそれで1割くらい減ってもあんまり冷却の差とか出ないだろってことでやってみたが
これに100㎏/sとか25kg/sとかを無理やり入れても、やっぱりロクな事にならないだろうな
(CF6もF101やF110あたりから長い目で見て派生して来た？なんて聞いたことがあったが)
まぐれで一部で妙にピタッとした数値になったが、あくまでもヲタの皮算用
だがこれを各国、各時代、各社のエンジンと比較してどう変わって来るかで技術の向上なんかが見えたらまた楽しいかなあ？と期待
F110やCFM56は複数タイプあるから後期型の技術向上とかが読み取れたら、ヲタレベルで楽しい 前からXF5のコアでバイパス比1:2のF101的なものを作ってステルス戦闘爆撃機を小型化したような運用
つまり第5世代戦闘機としてギリギリのステルスミサイルランチャー的な機体なら何とか！
って主張した事があり、その度に「妄想するなら眠ってやれ」という奴が多かったんだが
F101やF110などの話を見るに、この方法って技術的にまるで無理って訳でも無かったんだなｗ
費用対効果の点で、もっと大きなコアを作った方が将来的に良くなるしそれだけの技術もまああるんだから
バイパス比だけ半端に増やすような案は色々無駄になるよ、というだけで
あとは日本の武装型体外手段の将来取り得る選択肢が増えるのを好まない人達が書いてたか、
まあどっちかｗ インドのカヴェリってターボファンを名乗ってるけどバイパス比1:0.16でアメリカ基準だとターボジェットなんだよな
それでタービン直前温度1400℃オーバーを目指す！将来は1800℃！！！とかやってるけど、
バイパス流ってエンジンを冷却する目的もあった筈なんだよなあ
ちょっと少な過ぎる
それで総流量78kg/sだから、実はコア部分だけだとF110の後期型あたりに近いサイズという事になるんだよな
それを国産初でいきなりチャレンジして、ああなった
ttps://ja.wikipedia.org/wiki/GTRE_GTX-35VS_カヴェリ
何か色々と素晴らしい高い目標を立てておられる
さすが悠久のインド ＞政府高官は“現時点ではエンジンの推力は 70-75 kNだが90?95 kNの推力を望んでいる"
＞カヴェリは可変サイクルでLCA試作機に搭載されたF404-GE-F2J3よりも13%推力が高い。
＞計画では同様にカヴェリの派生形式がすでに存在し、先進的な練習機用にアフターバーナーを備えない形式やKabiniコアを基にした高バイパス比の形式がある。
＞大型化されたテジャスに2基の推力偏向ノズルを備え垂直尾翼を無くす構想もある。
＞乾燥重量 2,427 lb (1,100 kg) [量産型の目標: 2,100 lb (950 kg)]
＞総圧縮比: 21.5:1 [目標: 27:1]
＞タービン入り口温度: 2,218-2,601 °F (1,214-1,427 ℃; 1,487-1,700 K) [目標: 3,357 °F (1,847 ℃; 2,120 K)]
何かワクワクしてきたぞ エンジンコアとバイパス比と最適速度を強調する人がいる
もちろん正しいが
だがそれを乗り越えてコアを流用した例も多い
ところでエンジンコアを色んなサイズで簡単に作れないから他要素で誤魔化すなんて考えてる訳だが
コアサイズに自由度が出てくると、むしろ苦労して同一コアで低温部を弄るより
元から目的に合ったコアを開発した方が安くなる
もう、そう言い切れる時期に来たかもな ttps://www.yo utube.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/ 新幹線の車内に煙が充満する騒ぎが起きました。
9日午後6時前、上野－大宮間を走行中の東北新幹線
「はやぶさ65号」の車内で白い煙が上がったため、乗
客が車内の非常通報ボタンを押しました。JR東日本に
よりますと、6号車に乗っていた乗客のモバイルバッ
テリーから煙が出て、駆け付けた車掌が消火器を使っ
て消し止めました。はやぶさ65号は大宮駅で運転を打
ち切り、現在、大宮駅で乗客を降ろして別の列車に乗
せ換えているということです。この影響で列車に15分
ほどの遅れが出ているということです。
また支那朝鮮謹製か?w 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
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。
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。
20%も効率アップ
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
ジェットだけでなくロケットエンジンにも使える ホリエモンのロケットはパルス型デトネーションエンジンじゃなかった？ 現在はAB推力15t「以上」
「色々調整するだけで」17tになるとされている
「CMCは現在はシュラウドに使われているだけ。これを高圧タービンにも使えるようになると18t行けます」
つまり1.2倍
「多重バイパスへの流し方を変えるADVENTみたいな可変サイクル化で、AB推力10%増はいける」つまり1.1倍
ローテティング・デトネーション型の燃焼室にすれば1.2倍
掛け算していいっすかー？ｗｗｗ
はい推力27t近くです
こうは上手く行かんと思うが、まだまだガスタービン技術の進歩は止まらない >>18 ドライ13トン、AB20トンが世界の趨勢みたいだからそれをめざしてるみたいだ。
多分達成への道筋が見えてるから言えるんだろう。 キチガイが不定すれば実現してきた歴史
→1800℃
→15t
次のキーワード
→20t
次々キーワード予想
→無冷却1600℃
→僅冷却1900℃ >>19 中国には、自動車のエンジンや航空機などのジェットエンジン とか耐久性のある工作物を作るのには無理があるが、ミサイルとかロケットなど瞬間的なものなら壊れても良いしさほど構造も難しくもないからやればある程度はできる。
日本にとって怖いのはミサイルだな。 >>22-23
日本が1800℃のタービン直前温度とか推力15tの戦闘機用エンジンとか作れる訳ないじゃん
→ 達成しましたが？
って話だろ
で、これをAB推力20tとか、冷却なしでも1600℃のタービンとかが
そのうち出来るんじゃないの？と言うんだなw
確か冷却なしだと、今の標準的に冷却しているエンジンの1.5倍以上の推力になるんだっけ
F119サイズならAB推力24tになるって事だ >>25 言ってることは大体わかるんだが、
きちがいが不定すれば
と言う言葉がさっぱりわからなかった。 そこにどんなニュアンスを含んでるのか？ >>28
ｸﾞﾔｼｲって感情が湧いた己の負けを素直に認めろ そういえばメリケンは頑なにF119のフロントファンを見せないね
実物を持ち込んだという本邦のエンジンの展示状態は如何ですの？ ロシア語の文献
ttp://engine.aviaport.ru/issues/index.html
ttp://engine.aviaport.ru/issues/121/pics/2017-1full.pdf
ttp://militaryrussia.ru/forum/viewtopic.php?f=411&t=3160 F9エンジンに関しては
最大推力よりドライ推力でどれだけ稼げるかが重要
極論をいうとドライ推力13㌧が達成できるなら
最大推力は15㌧のままでも大成功だといえる
それは極論だけどドライ推力13㌧達成の方が最大推力20㌧より遙かに大事 >>999
> 高圧タービンのCMC化はコストの割に発展余裕が少ないからあんま流行らんよな
そんな事はない。 単に難しいからだけの理由。
既に日本はCMCで1400℃のめどがほぼ達成できてるし、改良型SiC繊維（チラノ）の量産も始まったし、実用化は目の前まで来ている。
> P&WがCMCに冷淡なのは、可変バイパスによる効率的な冷却+ニッケル合金の組み合わせの方が遥かに伸び白があるからだし
いや、CMCに手を出していないだけでどこまでできるかお手並み拝見としてるんだろ。
高圧動翼に使わなくても他の所にCMCを使うメリットは大きい。軽量化に大きく貢献するから。
ニッケル合金は 1150℃（～1200℃）だからなんにせよこの温度を上げられれば冷却によるロスも無くせるんだから高温耐熱素材はどこも喉から手が出るくらいに欲しいところ。
最も東北大が開発したモリブデン合金で1400℃は達成できるから、とりあえずはこれの使用が手っ取り早いかも。
しかしそれをコーティング材の一部に使えばCMCの温度もさらに上げられるかもしれない。
いずれにしろCMC採用による軽量化の流れを止めることはできない。
戦略的イノべーション創造プログラム（SIP）
「革新的構造材料」
研究開発成果報告書
https://www.jst.go.jp/sip/k03/sm4i/dl/seika_houkoku201901.pdf
これによると2020年までに低圧タービン翼となってるな。
高圧タービン翼は2025年以降TRL=9（実際のフライト） 2028年認証取得
1200℃の安価CMCと1400℃の耐熱CMCの2種類を開発している。 1200℃安価系はアルミナセラミックバージョンも開発している。
今後は実用化・実証開発フェーズに移行する。この研究フェーズでは、CMC 製タービン部品の試作・評価、及び、デモエンジンの搭載評価を行い、
さらに搭載評価で合格した場合には、実機開発に移行し、材料データベースの取得、実部品設計、エンジン耐久試験、飛行試験等を経て、型式承認を取得後、市場投入を予定している 軽いは正義、なんだよね、得てして。高圧タービンみたいに激烈な遠心力がかかる部品だも、軽いは正義だわ。
とはいえ、現状の量産技術なら合金で鋳造等が効くモシブチック合金の安定量産を追求する方が早い気はする。 >>38 SIPでTi合金 Ni合金の鍛造を目指してるよ。
軽いだけじゃなくTITを上げるのも使命。 100度上がると燃費が5%改善されるんじゃyなかったかな。
だからジェットエンジンだけじゃなく、火力発電所のタービンエンジンでもTITアップが悲願。 https://www.mod.go.jp/j/press/kisha/2019/06/21a.html
記者の主観が入った記事を真に受けるより元ネタ読んだ方がいいぞ
これが記事の元ネタだ
元ネタ読むとだ全然印象がちがう 国内で生産するから国産
F-2も国産
でも設計や各種コンポーネントは...(；・∀・) 防衛省の定義があるではF-2は「国産」ではなく「日米共同改造開発」
国産というのは日本が開発とシステム統合をやって外国企業が下請けに回って部品を提供するもの ライセンス国産や共同開発機を国産とは言わん。
ニワカは知らなくても許されるで。 F-2は生産地のみで国産扱いされてるフシがあるから得だよな F-1とジャギュアはインテークの形が違うから自分は違う機体に見えるなあ F1は違うだろ
エンジン買う替わりにイギリスからジュギェヤの図面売ってもらって書き直しただけだからｗ
うっかり製造会社のマークを直し忘れてホーカーとか刻印してある部品があるのは有名な話だし インターネット徘徊老人とな。ｗ
F-2に関しては日本が主体的に改良を加えることが出来ているので、国産機扱いしています、個人的には。
主翼の角度から変えてしまっているし、原型機位の扱いでしょ、F-16は。 F-3もいくら国産とはいえ海外製のコンポーネント入るのは確定だしなぁ AMRAAMやJNAAM、下手したらJASMも搭載するの確定してるわけで、ロッキードやBAEと組むのは確定でしょ >>F-3
「載せたいからOFP開示してよ、けどこっち（機体）はヒ・ミ・ツ」じゃ済まないし >>52
＞F-2に関しては日本が主体的に改良を加えることが出来ているので、国産機扱いしています、個人的には。
お前の妄想はどうでも良い はいはい、おじいちゃん、ごはんはもうたべましたよ♪ >>57
ネットで他人を爺さんという場合100%本人が爺さん
ネットでは年齢がわからないので普段自分が爺さん扱いされてるストレスを解消しようとして他人を爺さん呼ばわりするらしい。
若い人を演じる事で普段自分を爺さん呼ばわりしているストレスが解消されるらしい
普通に考えて若い人がわざわざ爺さんなんて書かないよな。
脈絡無く余計な事を言うのは普段コンプレックスがある証拠 つ「鏡」
実際問題２ちゃんの事実上の前身のあやしいねっと、からの民ではあるけどさ。 ロシアの雑誌
ttp://kr-magazine.ru/archive/
engine.aviaport.ru/ >>59
そもそも5チャンネルの住人の7割は60代以上
昔DOSVパソコンでMNPモデムでピーピャラララ～ってやってた世代が今では60～70歳。
自分がわかい頃の「パソコンは若者のもの」って常識で頭が切り替わってないので気が付かない
今の若者はインスタグラムやツイッターが中心で地味な文字掲示板なんかにこない
みんな60歳以上?って目でいろんなスレ見てごらん加齢臭だらけだぞ（笑） F-3スレを賑わせたロイター記事
チョンのホワイト国除外記事でもフェイク記事だしたな
日経と同じく企業からの金で好き勝って書くマスコミだと解って良かったわ F-3関連のロイターの記事は主に海外メーカーから聞いた話
基本的には日本には戦闘機開発は無理で海外メーカーを頼るはずという話しか記事ならない
日本の国内メーカーへの取材や防衛装備庁のHPすらまともには見ていない
日経新聞はあるシナリオを自分で想像してそれに合わせた記事を書く
きっとトランプ政権は日本の次期戦闘機へ貿易問題を口実に干渉するはずだという思い込み
だから記事の中に日本へF-22やF-35の情報開示や技術移転を認めるのではという根拠なき憶測を書いている
そういう憶測を基にF-22ベース案有力説を唱えたが実際にはアメリカ国防省は一切アメリカ企業を後押ししなかった
F-22やF-35の情報開示や技術移転も認めていない
日経新聞は憶測記事を1面に何度かだして間違ってしまったので引っ込みがつかなくなってしまった 約20年前にターボチャージャーから部品を流用した日本製のジェットエンジンが
アメリカで無人機用のエンジンとして評価された。
Turbocharges to Small Turbojet Engines for Uninhabited Aerial Vehicles.
NAVAL POSTGRADUATE SCHOOL MONTEREY CA, 1998.
ttps://core.ac.uk/download/pdf/36702651.pdf
ttps://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a346353.pdf 1990年代に世界の研究機関に反響を及ぼした当時世界最小の日本製ターボジェットエンジンである
sophia J450に関する研究
本格的に研究されていたらしく無人機やミサイル等の用途への転用が想定されていたらしい。
Hackaday, Gary L. Thrust Augmentation for a Small Turbojet Engine. NAVAL POSTGRADUATE SCHOOL MONTEREY CA, 1999.
https://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a362981.pdf
Andreou, Loukas. Performance of a ducted micro-turbojet engine. Diss. Monterey, California: Naval Postgraduate School, 1999.
https://calhoun.nps.edu/bitstream/handle/10945/13655/99Sep_Andreou.pdf?sequence=1
al-Namani, Suleiman M. Development of shrouded turbojet to form a turboramjet for future missile applications. NAVAL POSTGRADUATE SCHOOL MONTEREY CA, 2000.
https://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a378536.pdf
Garcia, Hector. Testing and development of a shrouded gas turbine engine in a freejet facility. NAVAL POSTGRADUATE SCHOOL MONTEREY CA, 2000.
https://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a386660.pdf
Tsai, Bor-Jang, Hsiao-Wei Chiang, and Yu-Shan Luo. "Blade design and thrust performance for a miniature turbojet engine." International Journal of Turbo and Jet Engines 23.3 (2006): 137-154.
Hobson, Garth V., and Raymond P. Shreeve. Performance of a Ducted Micro-Turbojet Engine. NAVAL POSTGRADUATE SCHOOL MONTEREY CA, 1999.
https://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a370851.pdf
Piper, Ross H. Design and Testing of a Combustor for a Turbo-ramjet for UAV and Missile Applications. Diss. Monterey, California. Naval Postgraduate School, 2003.
https://core.ac.uk/download/pdf/36694809.pdf
Krikellas, Dimitrios. Improvement of the performance of a turbo-ramjet engine for UAV and missile applications. NAVAL POSTGRADUATE SCHOOL MONTEREY CA, 2003.
https://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a420553.pdf NASA公式
Engines and Innovation: Lewis Laboratory and American Propulsion Technology
ttp://history.nasa.gov/SP-4306.pdf
ttps://www.nasa.gov:443/connect/ebooks/aeronautics_ebooks_archive_1.html XF9の試験全て終わらないうちに戦闘機開発の予算つくとは
XF9は相当順調なのかな
というかそもそもIHI社内でクリア済みで手続き上防衛省でも検査が必要というだけ？ XF9-1の出来は良いみたい
なにせ試験開始早々にドライ推力11トン以上を計測して
間もなくA/B使用で15トン以上をクリア
XF3-1やXF5-1が目標クリアするのに時間かかったの比べると
あっけないほど簡単に目標値を出したそうな ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji02-004.pdf
令和元年度 XF9-1へのアダプティブサイクル適用に関する技術的検討作業の契約希望者募集要領 ロシアでは、ユニークな航空機エンジンNK-32の生産が「復活」し、Tu-160M2爆撃機用の
近代化されたNK-32-02エンジンのバッチが顧客に引き渡されました
https://www.youtube.com/watch?v=mPQzvvyMI60 >>72 これはほぼ決まりだな。 IHI方式ならあまり複雑にならないからコストアップもしないだろう。 XF5の推力重量比がそんなに自慢らしいけど
J85と同程度の推力重量比って知ってんのかよ～ｗｗｗ
と2007年頃に書いてあったっけな
改めてJ85について
wikipediaで
＞J85はGEで最も成功したエンジンの一つであり、軍用ジェットエンジンとしては最も長い期間使用されている。
＞軍用のものは推力 2,950 lbf (13 kN) であり、アフターバーナー付きでは最大 5,000 lbf (22 kN) に達する。
このエンジンは、追加の装備やモデルにより 300 から 500 ポンド (140 から 230 kg) の重量であり、
これまでに製造されたターボジェットエンジンの中で、最も推力重量比が高いものである。
ところで、小さいジェットエンジンは作りにくいとＩＨＩの人も言っているのに
J85は何でこのサイズでこんな推力重量比に出来たんだ？という人もいるか
英語版だと＞Turbine inlet temperature: 1,470 °F (800 °C)
ターボジェットとしてはかなり高い？と思ったが
英語版だとJ79では930℃だな
圧縮比は8.3
燃料消費率: 0.96 - 0.97
この辺がやっぱり良くないな
そもそも温度が低くても動かせていた世界なので、断熱性もあまり要らなかったし
重さ230kgのエンジンで当時は各部の電子制御もあまり無くて
推力重量比を稼ぎやすかったのかな https://ja.wikipedia.org/wiki/JR%E3%82%B7%E3%83%AA%E3%83%BC%E3%82%BA_(%E3%82%A8%E3%83%B3%E3%82%B8%E3%83%B3)
JR220というターボジェットエンジン
VTOLのためのフライングテストベッドとして
「VTOL 実験機フライングテストベッド」(ほとんどそのままだなｗ)を1963年から開発したが
それを浮上させるためのエンジンとしてJRシリーズと呼ばれるターボジェットエンジンが作られた
まあ推力重量比15も達成したし、多エンジンのVTOL試験機を浮上させそうな推力を出す、
というだけなら確かに目的は達成している
タービン直前温度もこの時点で950℃に達しているな
しかもこの推力重量比はABなど使わないでやってのけたのだ
でも所詮はターボジェットで、圧縮機6段、タービン1段
簡素過ぎる
圧縮空気の抽気もしているから、ある意味ターボファンに繋がる要素もあった
でも長さ1.1m、直径70㎝前後か
占有体積なんて概念で考えると決して小さくないのに推力2.2tとかでは困る
これはJ85も同じか 81
逆に日本のxf9がそこまで周辺国にとっての注視すべき問題なのかと気になるな 低バイパス比ターボファンジェットの話をしている時に
ターボジェットの話が紛れ込んだ挙句
ターボジェットだとJ85やJR220みたいな小さいのでも推力重量比が高いのに
ターボファンだとF404やRD-33サイズあたりで推力重量比が高くなるのは何故だ？
という問題か
ターボジェットはタービン直前温度1000℃未満だった
これだとタービンの熱対策をそんなにしなくていいので小さい方が作り易い
低バイパス比ターボファンだとタービン直前温度1100℃以上のものが多く
タービンの熱対策をすると小さくは作れないので、F404サイズで推力重量比が高くなる
これは正しいのかどうか >>78
南の人口大国には自国の戦闘機用エンジン計画を拡張したものに
日本を参加させよう！などと言い出す人もいるようだが
国全体ではそんなに動いていない
だが、ここでエンジン行けるぞこれ！となったのは
日本がある程度の性能を出しているという情報がかなり刺激になっているともいう
ドイツもシーメンス社にはかなりの技術があり、実際の細かなスペックはともかく
イメージ的には「日本ごときが作れるレベルで我々に出来ない筈がない」という
感を少なくとも彼らは持っているだろうし
だからこそエンジン開発の部位をめぐって争ったりしている ジェットエンジンが戦闘機を飛ばすのに十分な性能を持っているなら
むしろ戦闘機としての純粋な運用に留まり、周辺国との国防関係がお互い拮抗する形になる
だがエンジンコアがいささか貧弱なのでバイパス比を広げて
その時のAB推力だけ上げました！となると、空戦任務での性能は落ちるから
戦闘爆撃機としての性能を活かして対地攻撃なども重視するものになって行くし
更にバイパス比の大きさゆえ航続距離だけは立派って事になるからますます対地攻撃向きになる
そうなると自国に侵攻してこっちの本土まで荒らしやがったな！というシチュエーションをもっと懸念する事になり
ますます周辺国との緊張が高まる
コア部分はある程度まで十分に大きく作るべきだ、という事になるか AB ってないよりマシというレベルでは？
勿論なくては困るんだろうけど。、 シーメンスも大変申し訳ないですが、今となっては口だけ企業の節が強くてな（というか、ジェットエンジン関連ならMTUじゃないの？）
軍内での図示演習での想定ならともかく、政治案件としてだと単純に出力だけでぎゃーぎゃー言う気がする、かの国。 なんで日本法人は社名をシーメンスにしたんだ？
戦前からずっとジーメンスで通ってたのにめんどくせー https://www.jstage.jst.go.jp/article/tsj1973/11/8/11_8_468/_pdf
ガスタービンの翼冷却について
このpdfの図1に物質の耐熱温度とタービン直前温度の時代ごとの比較があり
1950年代、F-5のJ85が出来た頃にはその温度差は200℃以下だったが
この報告書が書かれた1980年代にはその温度差は500℃にもなっており
それは冷却技術の発展が大きいのが重要であると書かれている
1960年頃のコンウェイエンジンの頃には前縁からの膜冷却もなかったのか
J85だとそれ以前だなあ
新しい方法では内部対流なんてやってるね
対流なんて現象に依存するのでは、小さ過ぎるエンジンつまりは小さ過ぎるタービンブレードだと
空気が冷却孔の内壁にくっ付いてしまい動かなくて冷却しなくなるなあ
これが
ターボジェットだとJ85サイズやJR220くらいのサイズで推力重量比が大きくなるが
ターボファンだとF404サイズで推力重量比が最大になる
理由なのかな ジェットエンジンの圧縮機についてなんだけど、多分ミリタリーじゃなくて旅客機用とかそんなんだと思うんだけど最新のものは圧縮比33って言われてるそうな。
自分理系じゃないから間違ってたらごめんなんだけどこの圧縮比っていうのは空気の体積が1/33っていう意味じゃなくて圧力が33倍になってるってことでいいん？
その時の温度上昇とかってどうやって計算するんだろう。 エンタルピー変化が相当あるので、体積1/33でも圧力、温度は面倒な計算をしないとならん、やり方忘れたので誰かヨロｗ ■ このスレッドは過去ログ倉庫に格納されています
