局地戦闘機雷電その8

**名無し三等兵** · 2019/01/12(土) 22:02:50.28

先代
局地戦闘機雷電その7
http://itest.5ch.net/mevius/test/read.cgi/army/1543328863

**名無し三等兵** · 2019/01/19(土) 23:48:30.61

>>198
>>200

その件は書いただろ、

>>197

>ミリタリーは通常でも使うモードだから
が間違ってるという話

**名無し三等兵** · 2019/01/19(土) 23:55:14.45

http://www.wwiiaircraftperformance.org/P-36/Curtiss_Hawk_75-A_Detail_Specifications.pdf
あとWEPがなかった時代の米軍機はそもそもミリタリーやコンバットという言い方を
あまり使っていない
P-36(ホーク75A)のマニュアルP.8を見ればわかるけど
Horsepower at takeoff (2700 r.p.m.)・・・1100（1030BHP)
Horsepower max at sea level (2700 r.p.m.)・・・700(650BHP)
て書いてあるだろ？つまり離昇＝最大出力

BUNの言う、
「アメリカ政府は援英機も含めて「combat　power」での運転を1942年12月まで禁止していました」
てのはこの本来は離昇時だけ使う条件で空戦やるなってこと
実際には死にたくないから誰も守らないがｗ

**名無し三等兵** · 2019/01/19(土) 23:59:16.03

>>201
「通常」ていうのは、要するに空中戦やらなくても文字通り離昇（離陸）とか
飛ばす限りほぼ絶対使うってこと
（よほどだだっ広い滑走路で軽荷とかなら別かもしれんが）

だからWEP（or コンバット）みたいに、封印切って使ったら
即OHみたいな特別規定は存在しないと言っている

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 00:07:01.46

http://1.bp.blogspot.com/-1pqGOoQJxkE/T6a4f2dqGyI/AAAAAAAACEs/vU59in70DL0/s1600/F6F-5N+Throttle+Quadrant.jpg
「封印」のイメージがわからないのかもしれないから写真載せとくけど
"THROTTLE"て書いてある文字の横にねじで留まったものがあって
スロットルレバーが奥まで押し込めないようになってるだろ、これのこと

つまりWEPが採用されたあとは、封印切らない限りはたとえ実際の離陸の時でも
最大出力を物理的に出せないようになってる

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 00:07:27.44

>>146
雷電の翼根翼厚12.5％はどこソースだい？
「精密図面を読む」からの図面採寸で14.5％ぐらいなんだが？

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 00:10:01.79

>>202-203
うわー、本当に往生際が悪いなぁ
通常の再定義とか、頭オカシイだろ

そしてそうやって自分の非だけは絶対認めない

ミリタリーの話誤魔化すし
何が言いたいのか全然わからん

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 00:14:52.10

ちなみにそのヘルキャットの写真でスロットルより前にある「A.D.I.」ていうスイッチを
オンにしておくとWEPのとき、自動的に数分間水噴射される
ADI＝"Anti-Detonation Injection"

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 00:28:57.01

>>205
Googleブックスのリンクを開き、日本戦闘機のスペックカードを開いて読んでいくと、
雷電のルートでの翼厚が12.8％、って記載出てくるぜ。

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 00:36:04.67

>>206
>>191のお前のレスは全部間違いだって言ってるんだよ
わからないふりしてるなら一行ずつ指摘してやろうか？

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 00:36:29.43

>離昇や公称を使ったら
>規定時間でオーバーホール
>この変もマニュアルに書いてある
>離昇の場合は本当機定時間ですぐオーバーホール
>最悪エンジン交換
↓
意味不明、規定時間でオーバーホールするのはエンジンなんだから当たり前
離昇ってのは本来は文字通り離陸するときに使うんだから
別に使うこと自体がどうというわけじゃない
だからこそ使うのは（離陸中の）1分以内にしろっていう規定がある
それを戦闘で長時間使うことがエンジンの不調や破損をもたらすだけ
公称というのも上で書いたように普通は公称30分定格のことなんだから、
通常の飛行でも上昇したりスピード出したいとは使うに決まっている
つまりお前は離昇とか公称という言葉の意味を全く理解していない

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 00:36:46.03

>だから”緊急出力=WEP”なので、あくまで戦線離脱とか用
>公称(Combat)もエンジン寿命を大幅に下げる
↓
これも意味不明
緊急出力とコンバットを違うもののように言っているけど
要は緊急出力モードが設定される前は離昇出力を戦闘時にも使うことを
米軍がコンバットと称していただけなので実質同じもの

>どちらも使うと稼働率下がる
>後半の日本機稼働率悪かったでしょ、実際にそういう運用
↓
やはり意味不明、米軍機がWEP使うと稼働率が下がるのは
使用後即OHという規定があるから当たり前だが、
日本機はそもそも戦闘緊急というモードは公式にはない
オーバーブーストの使い過ぎでエンジン壊れまくってたから
稼働率が低いのか他の原因で稼働率が低いのかなんて
判断できる材料がそもそもないだろう

>方や連合軍側は稼働率が高いのは
>Combatすら使う時間が少なかったから
↓
いや戦闘になれば使いまくってますがWEP

…なんでこんなポンコツレスして上から目線なんだよお前はｗ

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 00:59:29.46

あと公称＝ミリタリーの書き間違いだって言うなら
>公称(military)もエンジン寿命を大幅に下げる
これは間違いだし
>方や連合軍側は稼働率が高いのは
>militaryすら使う時間が少なかったから
これも間違いだからどのみちイミフだな

ミリタリーパワー出さないなんて、敵機に遭遇しなくてもありえないつーの
通常の哨戒飛行だって離陸、発艦や上昇するとき絶対使うし、
「エンジン寿命を大幅に下げる」とかわざわざ言うことかｗ
そんなもん戦闘機なら当たり前だわ

本当にエンジン寿命を縮める可能性があるのはWEPで
ヘルキャットのパイロットマニュアルにも
"WEP is intended for combat use only,
and should not be used at any other time...
pilots should be alert to the fact thatengine life is shortened
considerably by operation at this power..."
とちゃんと明記されている

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 01:01:26.93

よー分からんが
もともと公称と離昇の二つで済んでいたところに、コンバット・WEPだの何ちゃらをぶっ込んで来た時点で、アメリカ機の方がロクでもない運転に決まってるだろうな

四式戦スレにだが、日本軍機は短時間しか持たない離昇馬力で馬力稼いだだけで戦闘に使える馬力はたいした事ない、だってほら上昇時間や巡航速度が低い～、日本機のカタログなんて5分と持たないみたいな事を書いているヤツがいてほとほと呆れ返ったものだ
どっからどう見ても米軍の方が短距離ランナーみたいな運転だろ
まぁ敵さんの方が補給も潤沢にあるんで、持たざる国とそうでない国との違いではあるんだがね

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 01:07:03.73

>>210

ほら、やっぱ人のソース読んでない
本当にアスペだな

>>188

に書いてあるだろボケ

離昇や公称を使った時のオーバーホール規定は

「火星・誉・栄のマニュアル」に書かれてるんだよ

あとお前、何時もそうだけど

>離昇ってのは本来は文字通り離陸するときに使うんだから
>別に使うこと自体がどうというわけじゃない
>だからこそ使うのは（離陸中の）1分以内にしろっていう規定がある

なんでソース無いんだよwww
もうメンドクサイので、お前のは全部ソース無いなら全部出鱈目でFAな基地外

>>211-212

という訳で、この両方もそうだけど
ソースが無いので全部出鱈目にさせていただきます。

長文読むのメンドクサイし、話まとめれないバカだな

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 01:15:22.66

>>210
あとさ、そんだけ自信あるなら
離昇と公称の試験条件とオーバーホール定書けるよね？
次で離昇と公称の試験条件貼れないなら

ID:jr87lbAW
の書いてる事は全部出鱈目でFAな

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 01:22:22.23

>>214
>>離昇や公称を使った時のオーバーホール規定は
>「火星・誉・栄のマニュアル」に書かれてるんだよ

http://www.warbirds.jp/ansq/1/A2000773.html
のどこにオーバーホールの話が書かれてるんだ？
頭大丈夫？つか触っちゃいけない人だったのか

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 01:25:06.44

プロペラ先端とか、翼端から70％付近のレイノルズ数って、どれぐらいに当たるのかね？
当時の日本（雷電など）で主に使用されてた、3.0～3.5mプロペラの場合って？

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 01:35:59.77

>>216
バカなの基地外なの？
ソース貼れって言ったよな

お前が

>離昇ってのは本来は文字通り離陸するときに使うんだから
>別に使うこと自体がどうというわけじゃない
>だからこそ使うのは（離陸中の）1分以内にしろっていう規定がある

と言い切ったソースを貼れと書いただろ

>>215
も書いただろ、読めないのバカなの？

はい、ソース貼れなかったね
という訳で、
ID:jr87lbAW
の書き込みは全部出鱈目でした

質問してるのはこっちなアスペ
お前他人の揚げ足ししかしない基地外だと証明できたので
これで終了

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 01:41:09.14

>>213
どっちが運転で無茶させてるかなんて一概には言えない
日本だって応急ブースト握杷引きっぱなしで赤ブーストで
10分以上空戦続けたとか出てくる
そんなの当然誰も運転保証なんかしてない、たまたま壊れなかっただけ
空戦なんだからどこの国だって生き残るためには背に腹は代えられないけど

だからこそできるだけ使うな、使うのは5分以内、使ったらOHしろって
最低限の安全ラインを米は定めている
あとWEPまでブースト上げても短時間なら壊れいように、
高オクタン燃料使ったり水噴射をするわけで

四式戦のスレは知らんけど、そもそも米軍が上昇時間や巡航速度計測するときは
普通WEPは使わずミリタリーまでなんで、日本機と比較して
どうこういうのは完全に無意味だと思うよ
http://www.wwiiaircraftperformance.org/f4f/15953-climb.jpg
そりゃ貴重な戦闘緊急を空戦前に上昇や速度アップに使うバカはいないからねｗ

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 01:43:12.03

>>218
お前が勝手に終了しろ
こっちの知ったことじゃない

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 01:43:53.69

>>219
うわー、ほらやっぱりソースだせない

ソース無しの根拠0で出鱈目ばっか書いてるのを、まあ証明しちゃったよ
恥の上塗りと恥ずかし過ぎるよ基地外

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 01:44:57.32

>>220
まだソースだせないのww

何時このソース出てくるんだよww

>離昇ってのは本来は文字通り離陸するときに使うんだから
>別に使うこと自体がどうというわけじゃない
>だからこそ使うのは（離陸中の）1分以内にしろっていう規定がある

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 01:46:04.94

もうお前とは会話する気ないから自分にアンカ付けないでもらえるかな

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 01:47:39.88

>>220
ほら、あとコレもソース付きで教えてくれよ
>>215

それと、お前の妄想書き込みはいらないから
ソース付きでな
日本語通じますか？
外国の方？

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 01:48:38.77

>>223
やっぱソースだせないｗｗｗ
日本語通じないんだな

ソース書けって意味わかる？

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 02:56:03.43

「見苦しい」煽り合いをシカトして。

昭和14年頃、アメリカNACAでプロペラの比較実験やってた際に、
使用してたプロペラ翼型が3つ分かったので、ソースありで紹介しておく。

記事を書いたのは、ヤマハの佐貫センセ（ノンブルで626～627にかけて）。
CLARK-Y、RAF6、NACA2412だそうだ。
NACA23012とかをプロペラ翼型に応用してやろう、との意欲ある研究者、NACAにもいなかった模様だ。
　元の記事： N.A.C.A. Tech. Rep. 642 號; 1938; 1/27頁
https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1934/6/50/6_50_611/_pdf/-char/ja

も一つ、興味深い事例紹介。
日本においては、一段三速過給機の実用化・大量生産は、戦時中には間に合わなかったと言ってもいい。
ただし、一段三速と思しき日本特許が、昭和17年5月段階で中島から出願、翌年に特許第157238號として認定されてる。
　＞航空發動機扇車驅動方式; 特許第157238號, 出願17/5/20/ ,公告18/1/20, 特許18/6/24,
　＞發明者徳田茂作, 特許權者中島飛行機株式會社
　＞　航空發動機の巡航高度に於ける燃料消費率の低減の爲に、第三速扇車増減機構を設け…
https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1934/10/102/10_102_773/_pdf/-char/ja

高高度向けの一段三速過給機の開発がスムーズだったら、【雷電】も鐘馗も、高高度のB-29迎撃に、も少し活躍できたようなモノだが…
特許申請が認められる程度の、技術の進捗があったわりに、どこで停滞してしまったことやら？

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 03:34:13.57

フリーホイリングってなんじゃらほいと思ったらワンウェイクラッチのことか
見た感じそう難しい装置でもなさそうだがなぁ

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 04:31:16.33

>>208
翼根or中央翼弦はキリ番のパーセンテージが普通
12.8％は平均翼厚か何かだな
少なくとも翼根の翼厚はもっと厚い

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 09:26:02.73

煽り合いつか、どうみてもソースよこせえ！の人が
コンバットパワーまたはウォーエマージェンシーパワーと
ミリタリーパワーの区別がついてないようにしか読めない

むしろ小峰が書いてるようにアメリカが実戦的に運転条件変えたんで
日本の計測条件とは対応しなくなってる方が重要だろう

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 12:51:43.60

雷電の主翼は20㎡であり、零戦21の1割ほど小さい。
ルートの翼厚は12.5％（翼端9％）と紹介する英文記事もあり、翼薄であろう。
そのくせ、折り畳み脚・燃料タンク（胴体内合計で420L）・翼内に20mm機銃も押し込み、
恐らくはLB翼型を三菱で改良した、MAC翼型なのだろう。
極めて優秀な主翼っぽく見える。

さて、零戦の性能向上をやる際に、土井武夫バリに堀越が、【雷電】の主翼を零戦に移植していたら？
主翼の全機抵抗は、4割ほど占めると想定できる中、
15％→12.5％の翼薄、22.4㎡→20㎡への面積縮小がもたらす、速度増（空気抵抗減）はどれぐらい？？？
もしも、600kmを超えてくるなら、熟成・仕上がり遅れた雷電の完全なる代替品になり得たりして。
単に主翼の抵抗を12.5／15の比率で単純に縮小させていいなら、600km/h+が視野に入る試算だしね。

2861kgのJ2M1の機体を着陸速度128Km/hと、零戦52甲並みに落とせるぐらいの揚力ある主翼だから、
この改造機は艦上戦闘機としての離発着基準をこなせそうな感じは受けるけれども。

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 13:48:41.42

そういうのは火葬戦記でやってください

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 15:16:27.62

代表的な翼型で、マッハ0.6／レイノルズ数900万、という実機に近い事例で、CLやCDなどの分析事例、
ミシガン大学であろうサイトが一般公開してる。
ClやCd、Cmがどう変化するのか、翼型毎にチェックしてゆくと、なかなか面白い。
XFoilなど二三のシミュレータの結果を読み込ませて、応用してるようだ。

これを用いれば、空気抵抗という観点で、例えば、零戦やNN-2（中島戦闘機）の元になったとも言われる naca2415と
代表的な層流翼との比較ができるし、
戦間期の代表的な翼型、ClarkYとか、RAF34（モスキート）とかの比較もできる。
当時の日本で知られてる翼型で、どこまで揚抗比を改善して、結果高速性能向上が図れたのか、を調べるのに、
使い勝手がよろしいサイトだと思う。
http://mdolab.engin.umich.edu/webfoil/analysis/?airfoil=CLARKY

【雷電】のスレだから、翼厚12％程度の翼型で数字比較を行う。
条件はマッハ0.6、レイノルズ数900万、目分量で揚抗比最大になりそうなアングルを（5度以内で）選択。
ClarkY　アングル3.0で、Cl=0.90332 Cd=0.01154（翼厚11.7％）　…揚抗比78倍
RAF34　アングル5.0で、Cl=0.84223 Cd=0.01132（翼厚12.7％）　…揚抗比74倍

NACA2412 　アングル5.0で、Cl=0.96401 Cd=0.01191　…揚抗比81倍
NACA4412 　アングル4.0で、Cl=1.10052 Cd=0.01324　…揚抗比83倍
NACA23012　アングル5.0で、Cl=0.80289 Cd=0.01381　…揚抗比58倍
NACA641112 アングル5.0で、Cl=0.87077 Cd=0.01063　…揚抗比82倍

アングル5度以内（シミュレータ毎の数値計算結果に差が小さい）範囲においては、NACA6シリーズと
NACA4桁シリーズとで、「揚抗比」の改善がロクに見られないのは、なかなか面白い。
確かにCdは最も小さくなっているけれども。
単に最高速度向上だけを目指すなら、最小抗力地点における揚力比がどうなってるかを見るべき、かな？

>>231
雷電を語ることは、当時の日本海軍が、高速爆撃機迎撃のためにどんな努力をしたのか、またはこんな可能性があった、
と語ることなんだし。
スレ違いのネタではないし、【不毛な煽り合いを延々と繰り返す】空気読めない連中と一緒にしないでくれ（笑）

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 15:46:02.29

どうして→　cM3+rHL3　←こいつはいつもガセばっか書くのだろう？
翼根翼弦にフィレットも入れちゃっただけだろ
本当に航空基礎知識に欠けてる

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 16:01:33.39

>>233　貴様の文句は、著者に言え（冷笑）
Fighter Aircraft Performance of WW2
著者: Erik Pilawskii

オレは、この152p部分を引用・紹介してるだけ。
さらに言えば、「精密図面を読む」からの図面採寸で14.5％ぐらいなら、
そのキミの採寸が正確かどうかの保証もないワケでね。

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 16:04:36.00

愚かしいｗ

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 16:21:47.84

四式戦はかなり厚翼の機体として知られているが、付け根16.5%、翼端18%と、やはり翼端に行くほど失速しやすいので対応して厚翼にしている、てかそれが普通

となると雷電の翼根12.5%、翼端9%は違和感が拭えない、逆ならまだしも

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 16:42:21.59

Fighter Aircraft Performance of WW2
著者: Erik Pilawskii

によれば、ki-84aは
・root（翼根）　NN-2　14.8％
・tip（翼端）　NN-2　9％
とのこと。少なくても翼端18％ってところに、まず違和感を感じてくれ。

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 18:31:30.21

>>237
>>飛行機の性能に重大な関係のある主翼翼型（断面）は、ＮＮ二を胴体にちかい部分に、ＮＮ二一を翼端にちかい部分に使って、翼の厚さを弦長の、一六・五％から八％まで変化させた。

http://ktymtskz.my.coocan.jp/J/JP/abu9.htm
このサイト出展ようわからんけどかなり個別具体事例を特定しているし、その謎ソースより信頼度はあると思われる

16.5%から18パーセントって思ってたが翼端は8%ってそのまんまの事なのかな？
半層流翼みたいに、翼端寄りの外翼だけ前縁半径の小さい層流翼じゃなくて通常翼型にさせて、翼端失速を防ぐ手法は割と知られた話だと思っていたが、これについてはどう思う？
普通に考えて、翼端は失速しにくいようにしないとダメなのに、敢えて失速させやすい前縁半径の小さい薄翼型を用いる理由とは？

まあどのみちその本日本語文献より薄すぎね？ちょっと怪しいぞ

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 19:33:19.64

「疾風の翼端18％クン」、思い込みだけはキツそうだし、IDコロコロしてるし、どうしたものやら？
少なくても翼端18％ってのは、ただの思い込み、資料の読み間違い、または図面採寸の手法が完全に誤ってたか、わけだ（笑）
翼端18％って話に違和感全く覚えない人間の主張の方、「ちょっとどころか極めて」怪しく聞こえるわけ、
わかるかな？

さて、戦間期の翼型代表例・クラークYの翼厚は12.8％だし、NACA2213のスピットファイアなど。
ルート部分の翼厚が13％程度以内の事例なんて、当時、ゴロゴロ転がっていることは事実でね。
曲芸飛行における失速対策をどうするか、という意味において、高速性能を優先して翼型薄くするか、
曲芸飛行性能優先で厚翼選ぶか、この妥協の兼ね合いをどうすっか、って話だろ？

「対爆撃機迎撃を第一義の目的にする」局地戦闘機・乙戦闘機だったら、薄翼選ぶとして、全く合理的だわな。
一撃離脱を多用する国の甲戦闘機だって、薄翼選んだとしても、なるほどね、と頷くだけ。

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 19:43:45.54

こういう解説。
高翼面荷重で、失速性能にいろいろとケチつくハズのBf109ですら、自動スラットのアシストを経て、33.8度/秒の旋回こなすわけで、
補助揚力装置との兼ね合い次第では、多少のネガティブを補えることも事実だ。

～・～・
・スピットファイアの旋回性能については、パイロットが経験不足で、
失速と錐もみに入ることを恐れて十分な急旋回をしない。

・英空軍航空研究所が捕獲したBf109E3とスピットファイアMk1の比較をした場合、旋回半径がBf109が270m、スピットファイアが212mという結果。

・「航空機メカニカルガイド1903-1945」には、
イギリス側でスピットMK.1、ハリケーンMK.1、Bf109Eを用いて旋回テスト（高度3000m、機速500km/h）を行った結果として、
スピットMK.1＝268.2m/7.0G、ハリケーンMK.1＝243.8m/7.5G、Bf109E＝228.6m/8.1Gを記録した。

・イギリス軍パイロットが、Bf109の前縁スロットの効果を知らず、それが出るところまで操縦桿を引けなかったと聞いています。

・旋回率を求めてみると、スピットＭｋ．１が２９．０度／秒、ハリケーンＭｋ．１が３１．５度／秒、Ｂｆ１０９Ｅが３３．８度／秒
http://www.warbirds.jp/ansq/11/A2002168.html

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 19:47:53.93

>>239
じゃあ翼端は9%で構わんけどさ
そのソースが日本側の資料と乖離しているのにはどう思っているの？

あと、半層流翼って外翼は失速対策で層流翼じゃない前縁半径の大きな通常翼型にしているんだけど、これに君は違和感を覚えるのかい？
半層流翼についてその観点からコメントいただけるかな？

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 19:50:05.73

阿呆の極致
暴走引用厨を隔離するスレ

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 19:50:40.40

例えば日本側のソースでは四式戦は16.5パーセントとなっているけど、そのどこぞの外人のは14.8%と薄翼にされているよね
翼型も間違ってる

日本のサイトと外人の文献、どうみても外人の方が怪しくない？

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 20:08:51.29

つまり、翼端は16.5から8%を、16.5～8%という意味だと読み違いした俺のミスだけど

別に翼端の方が厚い事に違和感を感じないお前の言うことなんざ知らん！、と言われると心外なんだけども
半層流翼みたいに、外翼は失速しにくい翼型に遷移させたケースはあまりにも有名で、それに当てはめて考えてもおかしくない

どのみち、翼根の方の翼厚比や翼型も間違っているから、その外人本の方も相当に怪しいぞって話よ。

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 20:12:15.52

翼端18％クンは、
前縁半径を小さくする、つまり前縁を尖らせる行為と、最大翼厚部分の比率の話をゴッチャに理解してそうな悪寒。
キミの知識レベルで、無理にマウント取ろうとするから、単発IDで煽るハメに陥る（冷笑）

一言で言えば「笑止！」
だいたい、「翼端は9%で構わんけどさ」って書いてるところで、お里が知れるよね。

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 20:39:05.68

そもそも、層流翼・半層流翼とはなんぞや、という話から。

翼根から翼端まで全ての部位で層流翼型を用いるか、「翼端失速対策」を兼ねて翼端部分だけに非層流翼型を用いるか、
の違い。
層流翼型はCdの絶対値は小さいがCLも小さい、だからCLの絶対値の高い通常翼型を用いたいって話だ。

揚力を高め抗力を削り、揚抗比を稼ぐなら、形状はどうしても薄翼になる。
翼端失速させたくないなら、翼端の揚抗比高めるために、翼根よりも薄翼の翼型を選択するのは、
空力設計するうえにあたって極めて真っ当だ。

https://ja.wikipedia.org/wiki/ファイル:Wing_profile_nomenclature.svg
この図において、leading edge部分に円が記載されており、この半径が前縁半径。
max thickness（翼厚）とは、概念異なるってこと、知ってた？

確かに、「前縁半径が大きいと翼上面を流れる気流の?離が発生しにくくなり、揚力係数が大きくなる」。

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 20:44:32.79

Fighter Aircraft Performance of WW2
著者: Erik Pilawskii

によれば、ki-84aは
・root（翼根）　NN-2　14.8％
・tip（翼端）　NN-2　9％

とあるが、碇センセの記載「NN二」と同一じゃん。
翼厚の記載はズレてるけれど、翼型の記載は同一なのにも関わらず、
「翼型も間違ってる」と断言するところが、全く理解できない。

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 21:18:56.65

>>246
厚翼も失速対策になるじゃん

層流翼は前縁半径が小さく失速しやすいので、失速しやすい翼端には比較失速しにくい通常翼型を当てる

同様に、翼厚比の小さい、薄い翼型でも失速しやすい為、翼端失速対策に翼厚比の大きい翼型を当てたと考えてもおかしくないだろ

結局翼端から失速始まるので、翼端の方が失速に強くしたいという着想自体、一笑されても心外なんだが

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 21:22:59.41

>>247
中島の命名規則は知らんが、翼根NN-2と翼端NN-21と敢えて分けてある以上、どっちかのサイトの正確性に優劣つけるなら翼端もNN-2と書いてある方を間違いとせざるを得ないと判断したが如何？

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 21:41:46.35

>>248
じゃあ、翼厚がシモ二桁の数字を見れば判断可能なNACA翼型採用機体限定でいいから、
翼端が翼根よりも翼厚となっている事例がどれだけ多数あるか、実際に確認してみれば？
https://m-selig.ae.illinois.edu/ads/aircraft.html

自分は、だいぶ前にココ見てるから、翼端に向けて翼厚削るのは当たり前、って知見ある人だから。

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 21:52:49.01

>>250
だから翼端の件は俺の間違いだって言ってるじゃん
じゃなくて考え方のプロセスまで一笑されては心外なんだよ、というだけだが

じゃなくて、知らんかった俺だけど、翼端に失速に強い翼型を当てる考えを適用した
何かマウント取られたとか被害妄想されてらっしゃるけど、俺どう見てもそんな書き方してないよね？
普通、「そういう見方もあるのか、でも違うよこうだよ」で済むのに、これだから評論家気取りは徹底的に馬鹿にするんだよ

翼端失速対策で、翼端に失速に強い翼型を当てるから特に違和感感じなかったよ、ってのは間違っていても、「あ、そう間違えたのか」とは理解を示せるだろうに

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 22:01:17.62

>>244
疾風の翼厚は翼根16.5%翼端8.0%がメーカー資料の公式値
前縁半径を比べる時は翼弦長が同一の翼形で比較する
主翼の迎え角が大きくなると気流の別れ目(翼上面/翼下面)が
5%翼弦辺りの翼下面側になる
上面に向かう気流は前縁を回り込む事になるから
前縁半径が小さい翼形より大きい翼形の方が失速角度が大きく
その結果最大揚力係数が高いわけ

くだんの英文資料の数値がおかしいのは
図面計測で翼根のフィレットを翼弦長に足してたり測定点がズレてたりするから
もちろんフィレットを含めてしまった翼断面は設計上の翼形とは違ってる

>>248
亜音速で理想的な翼厚は10%から12%とされてる
翼根でそれより厚いのは翼の強度確保と軽量化のため
失速特性の為に翼厚を高めた可能性があるのはP51
翼端翼厚11.5%と普通より厚目
最大厚位置55%の強烈な層流翼形だから8%や9%の翼厚では前縁半径が稼げないからね

翼根より翼端の方が厚い戦闘機も無い訳じゃないXF-91

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 22:02:10.72

こういう記載を見ると、ね。

＞主翼翼型は中島NN型（丸メカによる。世傑では中島NN2と記述）とのことで、九七戦のNN-2翼のデータを流用する。
＞翼厚比は機体中心16.5%、翼端8%、取付角は中心2ﾟ、翼端0ﾟ、上反角は6ﾟ。（これらも丸メカによる。世傑ではねじり下げ2.5ﾟとの記述）

機体の中央こそが翼根であり、その地点の翼厚のことを指すのか、
胴体に接触してる部分は、主翼のしての機能を果たしてないから、フィレット部分、またはその直外側（内翼の最も外側）での翼厚を用いるのか、
そりゃ記事を書く側の主観も入ってくるだろうね。
つまり、root と呼ばれる地点がどこなのか、碇センセの記載と外人くんが一致してるのか、判定する材料を自分は持たない。

まぁ【雷電】の取扱説明書なり設計図なりが、見つかったら解決する水掛け論だから、自分はこれ以上深入りしない。

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 22:11:11.33

こちらも冷静さを欠いていたかもしれないが
「翼端18パーセント信じ込むお前無知すぎww」みたいな言われ方したら、こちらもやや反抗的でありつつもその理由に関しては申し開きせざるを得なくなるだろ、そこらへん理解してくれないかな
こちらとしては、>>236からずっと煽るようなつもりはないのに、○○クンとか、こっちがマウント取られた気分だよ

翼端は更に薄翼型を極める、というのは、俺みたいな素人からら一見すると半層流翼型(翼端ほど失速しにくい翼型)の事例からも想像に至りにくいのは仕方ないだろ、という事をずっと申し開きしていたのだけど…まだ俺が主張していると思われていたのか。遺憾

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 22:20:30.95

あ、あんなに攻撃的だったのはその前に喧嘩していた人と同じだと思われてたのか
IDコロコロと言われても、こっちは>>236からしか参加していないので件の人とは別人だよ
急に攻撃的でびっくりしたよもう

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 22:47:30.42

>>253
手のひら返し超ウケるw

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 23:07:24.06

>>253
雷電一一型だったら今年のコミケで出てたなぁ
まあ肝心な翼型は書いてあったか覚えてないけど

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 23:07:42.87

あ、取説ね？

**名無し三等兵** · 2019/01/20(日) 23:48:46.98

ちなみに、隼や疾風で、精密図面を作ったサイト主が、こんなボヤキ節を書いてる。
つまり、設計者の手記にしても、丸メカであっても、世傑であっても、
意外と記載されてる数字は怪しい、という意味。実機に当てはめようとすると、結構な差が出る、と。

http://soyuyo.main.jp/ki43d/ki43-1.html
主翼について触れておく。
これもよく分からない部分が多い。

まず文献記載の諸元を示す。前述O氏の手記中に取説の抜粋があり、特記しないかぎり他文献の記載と同じ。
セミスパン：I型 5,750mm（翼基準線沿い）、II型 5,450mm（同）、コード：ルート 2,660mm、翼端 1,239.24mm（翼端sta5750仮想、取説図面に記載）、
上反角：6ﾟ、取付角：ルート 2ﾟ、翼端 0ﾟ（取付角の変化率は記載ないが、写真では変化率一定で前後縁は直線に見える）、
翼型：ルートNN2、翼端NN21（手記はNN12とあるが、記載ミスか？）。

翼厚比が悩ましく、文献により数値が異なる。世傑疾風では16%、丸メカ鐘馗では16%あまりとの記載。
ただ、同じ記事で鐘馗を14.5%（世傑）または14%（丸メカ）としており、信憑性には疑問の余地がある（鐘馗の翼厚比の真相は当該製作記参照）。
前述手記には18～8%という記載。
もはや何が何だか分からない。
そこで鐘馗と同様に写真（複数）でチェックすると、16%ではやや薄いが16.5%まではないかな。

**名無し三等兵** · 2019/01/21(月) 00:43:54.01

側面写真から翼厚を測るのは無理があるだろw
上反角のある主翼は地面から垂直に切ると実際より厚く見える
翼小骨のシルエットを真横に投影すると薄く見える
中央翼弦は写真で解るワケないしw

超ウケるw

**名無し三等兵** · 2019/01/21(月) 23:26:45.60

いちいち資料の出し方が人の悪いなあと思いつつ
最初からあらゆる、勘違いに基づく的外れな指摘に対抗するために盛り込むと
飛ばし読みされて条件反射みたいな噛みつき（おまえ、それ最初に書いただろってなる）を招くからねえ

あんたの文量でもすでに「親切」すぎるのかもよ

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 10:56:59.76

悪霊退散

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 13:04:59.87

843 自分：名無し三等兵[sage] 投稿日：2019/01/09(水) 22:49:55.89 ID:44YBTeJZ [4/4]
昭和15年段階の、雷電要求仕様。

・目的： ★敵攻撃機を阻止撃破★ するに適する局地戦闘機を得るにあり
・形式：単発単葉型
・主要寸度：特に制限を設けざるも、なるべく小型なこと
・発動機およびプロペラ：昭和15年9月末日までに審査合格の空冷発動機／恒速プロペラ
・搭乗員：1名

・性能（特記せざるものは正規状態とす：性能要求順序を最大速度、上昇力、空戦性能、航続力とす
　最高速度　高度6,000mにおいて ★325ノット(602km/h)以上★ 340ノット(630km/h)を目標とす
　上昇力　6,000mまで5分30秒以内。実用上昇限度11,000m以上
　航続力　正規状態、高度6,000m、最高速にて0.7時間以上。過荷重状態、高度6,000m、発動機公称馬力の40%出力にて4.5時間以上
　～～～
　離昇能力　降着速度70ノット（130km/h）以下。降着滑走距離600m以下、なるべく小なること
　空戦性能　旋回ならびに切り返し容易にして、一般の特殊飛行可能なること
・本機の強度類別はIX類とす
・兵装　射撃：7.7mm機銃（弾数550発）2挺、20mm機銃（弾数60発）２挺。爆撃：30kg爆弾2個
・艤装　無線電話機：96式空一号無線電話機。防弾：操縦員後方に8mm厚防弾鋼板。酸素装置、計器などは十二試艦戦に準じる

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 13:23:54.33

二速での吸気設計をミスってた火星1x系列（火星13）でのJ2M1（8機生産）

全幅 10.800ｍ
全長　9.645ｍ
全高　3.875ｍ

主翼　20.050㎡
自重　 2,191㎏／総重量　　2,861㎏
発動機　三菱「火星」 13型　　空冷星型複列　 14気筒×１
　　　　　離昇 1,460hp、1速公称　1,400hp/2,700ｍ、2速公称　1,260hp/6,100ｍ（??）

最大速度　312.0kt(578km/h)/6,000ｍ
巡航速度　－－ kt(315km/h)/－－ｍ
着陸速度　－－ kt(128km/h)
上昇時間　6分16秒＠6000mらしい

その他　プロペラ3翅、集合排気管
第一号機は昭和17年２月末に完成、初飛行は３月20日に行われたが、★発動機の出力不足で予定の性能が出なかった★

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 14:31:06.10

雷電は、強制ファン冷却を用いて、火星の出力ダウンと重量増という二重の損をしている。

NACAカウルよりも効率の良いカウル、当時にありえないか、
と言えば、そうでもないらしい。

「メルシェは南東フランス航空機會社の主任設計者で、
覆ひプロペラ系の抵抗節減をねらひ、
1936年から風洞實驗を始め、1937年に950ps發動機付水上機にメルシュ式覆ひを取付けて飛行試驗を行つた」
この結果は、「La Science Aerienne誌1938年9月,10月號」に掲載され、
英訳されて、Drag and Cooling of Air-cooled Engine; P.E. Mercier; Aeroplane 61卷1571號,1572號;1941/7/4及び11; 21/24, 48/50頁、
この英訳版の抄訳が、日本航空會學誌昭和17年3月に紹介されている（ノンブル320）。

「入口から入る内部空氣を、氣筒胴後方で反轉させて氣筒頭に導き、靜壓の出來るだけ低い覆ひ表面に導く」アイデアらしく、
「NA.CA.式とメルシェ式の覆ひの抵抗の比較で、…、NACA.式に比し非常に少ない値になる」とある。
第二図を見ると、NACAカウルは、出口面積を入口の5倍とることから、ナセル（飛行機胴体と類似）中央から後方に乱流発生させてるけれど、
メルシェカウルでは、内部氣流反轉式なので、このネガティブが解消されてるらしい。
レオ45の実機実験では、12mphの速度増加があったとも。
https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1934/9/83/9_83_307/_pdf/-char/ja

1940年、フランスはドイツ占領下にあり、三国同盟結んでた日本は、ラチエプロペラのようにフランスから技術導入可能だ。
フランスの技術誌を読みこなせるカウル設計者が、空技廠か三菱にいれば、
【雷電】は強制ファンなしで、メルシェカウルで冷却する「可能性もあった」のだろう…
論文を基に自力開発するか、フランスからパテント輸入するか？

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 14:52:47.56

推力式単排気管の更なる推力向上のネタ元になり得るものが、
上記の紹介記事の直後にある。
排気ガスが持つ熱エネルギーを、積極的に推力に変えよう、というのものである。
ターボ過給ですら難儀した（タービンよりはエンジン艤装か？）当時の日本向けの研究課題っぽく思える。

導き筒を持つ冷却器及び排氣管の推進効果; Propulsive Effects of Radiator and ExhaustDucting;
M. Rauscher & W.H. Phillips; J. Aero. Sic. 8巻4號;1941/2; 167/174頁.

1. 發動機覆や冷却器覆ひは元來氣流の亂れを防ぎ、空氣抵抗を少くするために用ひられた。
この形状を理論的にすれば、冷却器の持つてゐる熱量、或は排氣エネルギを、有效なる推力に變ぜしめ積極的に抵抗の減少を促すことが出來る
根本理念は、冷却器を適當な導き筒で包み、その入口及び出口を冷却器の前面で壓力を上げ、
そこで放熱をさせ膨脹,收縮をさせる樣なものにすれば、
一つのカルノー・サイクルを畫き前進推力が得られるにある。

3. 導き筒中への排氣放出
冷却器の場と大體同じ考へ方で、排氣の場合も求められる。
…排氣噴出にこのガスの有する熱エネルギは、冷却器を通ずるものより約4倍大であるから、冷却器の場合より見込が多くある。

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 15:10:41.07

推力排気管の起源はソ連かな？開戦前から備えてるし
少なくともスピットファイアやFw190など大戦序盤のタイミングで導入した欧州より時期が遅いのは確定なので、日本は推力排気管の研究でも後追いだった事は否めないな

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 15:20:10.40

まともな風洞ないところでは絵に描いた餅

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 15:24:41.35

乱流や境界層についてきちんと理論やデータ積み上げてない状態で
推力効果とか期待してもね

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 15:35:55.61

いや推力式の排気管登場時点ではどこも境界層意識してなかったじゃん…

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 15:46:25.90

当時の日本の風洞設備で、LB翼TH翼を、あのレベルに持ち込んだり、
中島のKシリーズのような翼型だって実用化したのが当時の日本。
震電あたりですら、風洞実験キチンと行ってるわけだし。

風洞設備の貧弱さに、逃げちゃダメだ、逃げちゃダメだ、逃げちゃダメだ…

人的資源は不足してたけど、「当時の日本の貴重な空力屋」である糸川センセを、
ロケット分野に転向させる無駄遣いしたことも事実だし。
空技廠なら「駄作機」設計させる無駄な時間・人的余裕あったことも事実だし。
　Y-30/R1Y暁雲とか、R2Y景雲とか。

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 15:55:41.72

269はシッタカくんだね（笑）

P-51のラジエーターの設置に関する理論的詰めは、そりゃ層流層が何cmって推定するレベルは必要にせよ、
推力式単排気管とか、カルノーサイクルを応用した廃棄熱の推力化に、層流乱流の関与は小さいし（笑）

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 15:56:41.09

>>271
軍の要求で下っ端としてこき使われる事に嫌気がさして民間に転向したって聞いたけどどうなんすか？

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 16:18:27.94

>>273　雷電のスレだから、長々とは書かないけれど。
後、自分が聞いた話だと、アメリカとの戦争状態に陥るのを危惧したとか？
ロケットでも作って本土爆撃でもしないとヤバいとの危機意識あったとか、なかったとか？

とはいえ、彼の空力設計のノウハウ活かして、
エンジンカウル（ナセル）の改良だったり、プロペラ効率の向上（高L/D比翼型の研究）なり【このふたつは雷電性向にモロに結びつく】
彼だったら改善しそうな、（地道な）空力のテーマ、あるんだよな。
実際、糸川センセは97戦のとき、ヤマハの佐貫センセにプロペラ設計図（NN-27）を提供したとかしないとか…

薄翼と折り畳み脚・20mm機銃との両立（スピットファイア）、ってテーマだって、糸川センセ向きではある。

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 16:21:11.89

>>270
だから推力式にしても対して意味ないと思うんだ
零戦52型は洗練されてないけど乱流抑制効果あったんだろう

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 16:25:02.88

>>272
むしろカルノーサイクルやらメレディス効果がどうとかより、
NACAがラジエーター形状や位置についてデータ出した上でのP-51だろ

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 16:38:09.82

空冷機のカウリング形状にしてもシーフュリーやベアキャットは
環状オイルクーラー、強制空冷ファン採用の損得含めて
実機の実験や比較重ねたあとで
上で書いてる人いたけど冷却とカウル絞りの兼ね合いとか
排気吸い出しを洗練してるわけで
ロケット排気管思いつけば即正解に辿り着けるわけではないかと

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 16:41:26.97

>>275　推力効果があるからこそ、日本だけでなく、特にロールスロイスがお気に入りだったとも言うね。
（最高速付近で）エンジン出力を10-15％向上（速度換算約3-5％増）させるのに等しい、とも。

エンジンと胴体の段差に起因する乱流を吹き飛ばす処理は、FW190の輸入後に、日本で広まったわけだが。
これは【排気管からキチンと推力出てる】からこそ、なせる技。

>>276
ラジエーターの取り付け位置の最適化の話と、メルシェカウルの話を混同するな（苦笑）
メルシェカウルのキモは、NACAカウルの排熱ダクト関連の乱流発生を辞めることで、
【空気抵抗を削る】アイデア。【追加推力を得る】アイデアではない。

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 16:52:10.20

強制空冷ファンによる損失って、FW190では問題視されてないよね？
カウル周りの空気抵抗の低減によるメリットが損失を上回っているという事なんだろうか

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 17:14:20.08

>>279
横だが、フォッケは登場時期考えたら先鋭的だけど、
あれが唯一の正解ではないと思う
シーフューリーつかテンペスト空冷型も、一度は鹵獲フォッケ参考にして
同様のレイアウト考慮したけど、結局は強制空冷ファンや
カウル内オイルクーラーやめてるし
F8Fもフォッケの排気処理参考にはしたが、機体形状は
どちらかといえば緩やかな紡錘形に近い、XP-72もそう
烈風もいろいろ新しい考えは盛り込んでるけど、雷電ほど極端ではないが
似た考えで設計されてるし

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 17:23:35.22

強制ファンを取り付けないと、冷却がどうにもならないかどうか？
強制ファンの装着の重量増を跳ね返す出力があるのかどうか？

J2M1は、火星13の出力不足（恐らく吸気設計ミス）で、予定性能が出せなかったわけで、
その際に、カウリングの改修なり、強制ファン廃止なりの検討の余地はあり得るんだろうな、と思う。
強制ファン止めてキチンと冷却できるなら、
火星1xの場合、90kg程度はエンジン軽くなるし、出力も80-100ps向上する。
強制ファン利得がホントにあったかどうか、検証するいいチャンスだったとは思う。

とはいえ、零戦性向、雷電の熟成でアップアップしてる堀越に、そういう検討の余裕ないだろね…
火星2xの振動問題、最初に疑われたのは、強制ファン周りだったりするし、
J2M2のプロペラ振動問題、強制ファン周りのチェックに費やされた時間が短縮できるのだろうな、と。

なお。
火星が搭載された強風に、二重反転プロペラは採用してても、強制冷却ファンはない。
1500ps級のハ109を搭載する鐘馗に、強制ファンはない。
雷電は、単にカウル絞り過ぎただけじゃか、とも…

川西の菊原センセ、早々とLB翼導入したり自動空戦フラップやってみたり、空力に理解深い技師だし、
糸川センセは言うに及ばず。
三菱の海軍系でも、本庄技師は、一式陸攻性向で、主翼翼型変更（LB翼系）を行うぐらいの大胆さがある。

そういう意味では、堀越サンは、どうなんだろうね？　
「昭和10年代前半に輝いた」ことは事実だしリスペクトするけど、
しかし「10年代後半に」必須な空力設計、という部分で輝かしい実績を残せたか、と言えば…

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 17:37:12.54

機体の外形は結構良くできてるのではなかろうか
実際馬力と翼面積のわりに速いし（雷電除く）
カウル周りが不細工だけど

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 17:50:49.99

零戦の場合、推力式単排気管の効果はかなり限定的だったのではないか
7ノットくらい？
烈風みたいにする手間も暇もなかったか？

零戦六四型はどうなんだろう？
写真では不鮮明でわかんないけど
プラモとかではニョキニョキ一本ずつばらけて生やしてるよね

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 18:00:26.42

>>283　零戦は、代を追うごとに重くなってるし。
同じエンジン同じ主翼でも、全備重量が数10kg増加したら、それに見合う分だけ速度低下してるわけで。

そいつをキチンと補正計算するなら、推力式単排気管の効果はキチンと出てる。
勿論、主翼面積縮小に伴う、空気抵抗減の効果もね。

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 18:07:36.40

メルシエ式カウリングなんて日でも米でも知られてるけど
だからどうなるもんじゃないよ
実機で採用したのはブロックMB151
https://www.aviafrance.com/image.php?im=816
結局、あとでコンベンショナルなNACAタイプに戻してる

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 18:11:37.54

>>284
重量増はどの程度響くのでしょうか

まず公文書に残ってる三二型や二二型の諸元は
栄二一型不調の時期なので参考にしないとしても

翼端を切ったのは100発ドラムと相殺（という設計側の目論見が成功していたとして）
A6M2の計画性能が妥当だとすると、
排気管改造の効果は
翼から飛び出してる20ミリ機銃の銃身（知らん実際どうだったんだろう）と重量増（これも知らん）を相殺して更に3ノットくらいか

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 18:13:19.14

一号零戦から最大速度を記録した高度と馬力から考えても
7ノットくらいではないかと

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 18:18:11.89

>>282
>カウル周りが不細工だけど

A7M1はきれいだよ
A7M2で強制空冷ファン廃止してオイルクーラーの空気取り入れ口を
下に増設した

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 18:28:26.18

双発機では、四式重爆だと推力排気管の導入で試作機の510km/hから537km/hまで上がったらしい、ネットソースだけど
600km/h行くか行かないかで伸び悩んでたレベルの当時としては10ノットでも上がったら当事者の感覚ではそれで十分な成果と言えてたんではなかろうか
零戦の翼端切断がかけられていた期待と同レベルの戦果をタダで出せるんだから

まぁ彩雲なんかは、2000馬力必要なところを所定の高度では1600馬力しか出ないから、残りを推力排気管で補う、なんて過度な期待を寄せられちゃってはいるけど…

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 18:28:29.75

>>285　雷電のカウルと異なり、カウリング中央に、インテークかダクトかは知らないが、
NACAダクトのような凹造形してるんだな。

真正面からの冷却空気の流入がロクにないように見える写真。
正面の垂直方向（上下）に見える突起がインテークか？

これだけタイトに覆って、キッチリ内部が冷えるなら、
と思ってwiki見たら、「深く絞ったカウリングのために冷却不足におちいり」なんだってね。

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 18:35:53.95

>>286
零戦52無印、甲乙丙の正規全備重量と最高速見比べれば、
おおよその重量増に伴う速度減少は掴めるだろ？

また主翼面積縮小を補正しないといけないにしたって、
零戦21から52無印、相当重く仕上がってるわけだし。

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 19:01:29.90

>>290
https://patents.google.com/patent/US2206417A/en
やりたいことはわかるけど、やはりちょっと無理があるな

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 19:02:42.64

290を補足するなら。

カウリングの前後方向中段にある凹整形が、インテークだとするなら（自分には判断する資料なし）
高速時には、それなりの冷気流入が期待できるだろう。

ただし、地上で暖機運転してたり、低速域で、十分な冷気が入ってくるかどうか、
写真を見ただけで怪しく見える。
スピナー周辺までカッチリ覆ってるカウルを採用してるわけだしね。
もう少しルーズに覆ったらどうだったんだろう、と興味が出てくる。

MB151については、必要とされる冷気吸入量と、設計段階でこれぐらいと見込んでた数値が不一致だから、
カウリング改修になるんだろうな。

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 19:19:01.90

>>291
甲乙丙、製造されてる時期が時期だし
後の型が遅いのは仕上げ低下や発動機不調もありそうだし
鵜呑みにできないかなと思って

例えば
100発ドラムのバルジが無くなった甲が速い、
かと思いきや
みたいな因果関係的なものも微妙（それか5ノットの損失という試算が間違ってた？でもバルジによる性能低下は万国であった模様）

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 19:22:19.72

XP-42もダメだったからな

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 19:34:45.97

でもP-36を原型に実験しまくったのは良いことだと思う

海軍だって十三試艦爆で応用性ゼロの液冷機における推力式排気管の実験するくらいだったら
九六戦なりを母体としてロケット排気管や紡錘形胴体試せよという話ですわな
いくら前線に一機でも多く戦闘機が欲しいとはいえだ
アメリカと違って経験も研究者の層も薄く海外の模倣を脱しきれてなかった当時の日本が
既存機を流用して実験しまくるということをせずぶっつけ本番でうまくいくわけがない

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 19:35:06.06

特許資料のイラスト見ると、スピナーと外覆いの間の「僅かの隙間」から、冷却空気を吸入してるようだ。

こうなると、プロペラの根本部分の空力特性との相性にも左右されそうだ。
可変ピッチの時代ならば、迎え角も、速度に応じて可変されてくるわけで、
このカウル内部に吸入するのに最適な角度かどうかも怪しい。

フランスでの特許申請が1937年前後らしいし、いろいろと改良の余地はありそうだ。

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 19:38:12.68

>>296
いや、高速化の開発なら母体は九七司偵（九八陸偵として海軍でも採用）一択か
いいものがあったのに

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 20:15:01.64

火星10型が出力不足って何に載ってるの

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 20:24:00.70

>>288
烈風の機首はきれいだと思います

**名無し三等兵** · 2019/01/22(火) 20:29:06.66

横旋回を多用しない戦闘機の「コンセプトモデル」として、
空技廠が死ぬほど研究すべき機体だったら、自分はアンブロシーニSAI 207（初飛行 1940年）を挙げる。

イソッタ・フラスキーニ・デルタRC.40 空冷12気筒V型 750 hp（87オクタン）搭載でありながら、
最高速635km/hまで引っ張る。【雷電】の最終目標水準を、速度でクリアする。

イソッタデルタの重量は510kg、栄や瑞星と比べて数十kg軽いだけ。
空冷V12だから、栄に載せ替えたところで段差問題が生じるが、推力式単排気管で渦を吹き飛ばすなり、
鐘馗やFW190のような形状に切り替えるなり、そこは弄りようがある。
正面面積増加するから、爆装でないプレーンな剣なみ、600km前後で留まるんじゃないか、と思うが。

翼幅9m、翼面積13.9㎡という、主翼周りの空気抵抗を極限まで削ったモデル。
零戦が560km程度で伸び悩んだ最大の理由の一つは、コイツとは逆に旋回性能に拘りあったから。
そこらあたり、空戦フラップを実験するなり、着陸速度降ろすために強力なフラップ装備したり、
カッチリとツメる必要はあろう。

木製とはいえ、全備2420kg（自重1750kg）の軽量さ（零戦並み）。
零戦の構造設計から言えば、日本でもこの程度の金属製の軽量機は作れる。
馬力荷重が大きいゆえ、6000m到達は7.52分費消するSAI207だけど、
栄21級を積めば、零戦並みの加速・上昇力になるだろう。
13mm 3門程度の武装で許されるか、主翼に20mm装備を求められるかで、主翼翼厚は決まるだろう。

まぁ87オクタンの低馬力エンジン（栄12未満）で630km/hのスピードだけは達成できるわけだ。
武装や上昇力などを、昭和15年の【雷電】要求仕様から緩和できるなら、そういう実験もあり得るだろう。

ハイオクガソリンの量産できない当時の日本で、欲張りすぎる仕様は性能を落とすだけ。
この手の「割り切りコンセプトの実験」は、いろいろと空技廠にやらせたいところ。
暁雲とか、景雲とかを実験してるヒマがあれば。