ミリタリージェットエンジンを語るスレ　10kN

**名無し三等兵** (ｱｳｱｳｸｰ MM3f-ifjA) · 2019/06/20(木) 22:36:29.19

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**名無し三等兵** (JP 0H1f-jB1a) · 2021/03/04(木) 12:32:00.54

高性能で低燃費、軽くて信頼性を高い
とか要求が無茶振りだわなw

据え置きだと重くても良いけど数年、止めずに運転とかありだから大変

飛行機はとりあえず毎飛行、降りて点検だから
定期交換による信頼性維持で軽くできる訳だけど

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 8a01-6N+C) · 2021/03/04(木) 15:00:10.12

XF9-1の調子はどう？

**名無し三等兵** (ﾃﾃﾝﾃﾝﾃﾝ MM86-KOnT) · 2021/03/04(木) 21:50:45.07

>>898
妄想もそこまでいけば大したもんだ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 3b7c-Gj6X) · 2021/03/05(金) 05:40:36.04

>>903
同じ言葉を1980年代初頭に聞いたな
セラミックエンジンとか言ってたっけ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ef54-qgwZ) · 2021/03/05(金) 07:04:51.07

>>907
そっちは車のエンジンの話では？

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾗ Sp4f-Tahf) · 2021/03/05(金) 08:42:32.57

>>902
水素もアンモニアも日本式で作って輸入するものは大量の二酸化炭素を出ながら作るんだけどな。

**名無し三等兵** (ﾃﾃﾝﾃﾝﾃﾝ MM7f-uhEE) · 2021/03/05(金) 10:41:13.53

>>806

極薄太陽光発電フィルムとかそのうち旅客機の主翼や胴体に
塗装がわりに貼られてLi電池に電気を貯めるんじゃないの？
成層圏で雲の上なら太陽光照射もかなり強力で発電効率は良いでしょ？
どっちにしろ機体は塗装しないといけないんだから発電フィルム貼ったほうがよくね？

**名無し三等兵** (ﾃﾃﾝﾃﾝﾃﾝ MM7f-uhEE) · 2021/03/05(金) 10:56:21.92

>>903

タービン羽を無冷却にして1800℃を超える燃焼ガスを羽根で受けるのは可能だろうけど
数千回転の遠心力に対抗できる素材なのか、その羽根と軸受の間の円盤との接合が熱ダレしないlか心配だね
激しく赤外線を放射するタービン羽の周囲を囲うケーシングの耐熱性とか
心配だね

レシプロエンジンみたいなピストンリングと潤滑を
タービンの回転部分では考えなくていいから
セラミックタービン翼ジェットは可能なのか？

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾗ Sp4f-EeSr) · 2021/03/05(金) 14:31:11.87

>>911 既にCMC動翼のテストはしてるだろ。
熱や製造上は問題ないところまで来てる。
先ずは静翼で採用して次に動翼かな。

2030年頃には量産立上げの予定

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 0f2c-jWwn) · 2021/03/05(金) 16:21:04.25

ジェット/タービンエンジンの話じゃないけど
前世紀の車のセラミック断熱エンジンは熱効率は確かに
高かったが実際には潤滑油冷却だったのであっというまに
潤滑油が炭化するので実用化が見送られたんだが、
今世紀に入って日産が熱効率50％のガソリンエンジンを
開発して時代は変わったんだなあ思った、これで排気廃熱
を回収回生出来れば、最新型のガスタービンに迫る熱効率
を達成するのかな？

ttps://carview.yahoo.co.jp/news/detail/d8f79671dbf6675b68fb0dc7a88da3a36dd7be01/

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ef54-qgwZ) · 2021/03/05(金) 17:18:45.24

>>912
次期戦闘機用エンジンでCMC静翼とCMC燃焼器とCMC動翼適用ならば燃費と推力はXF9よりもかなり高まるなあ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ab01-/obZ) · 2021/03/06(土) 21:20:34.77

>895　割とGEのLMS100がそのまんまだと思うが。アレは艦船なら行けるけど、航空機で適応するには重量がちとね。燃料でうまく冷却できれば考える余地は生まれると思うけど。
>896　ターボチャージャーのインタークーラー（アフタークーラー）のまんまの話と思うが。
>899　エアターボラムジェットは、またちょっと話が違って、マッハ６が必要な排気速度の都合からほぼ水素が必須で、高圧縮の空気の冷却に水素の潜熱を有難く使う、という話なので。
>913　廃熱回収（多分動力じゃ無いと思うぞ）を効率に入れる時点でうさん臭さが…、ガソリン機関で最適条件での最高効率として46%は相当頑張っていると思うけど、
タンカーなんかで使っている2ストローク低速ディーゼル機関の熱効率は50%超えているので。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ fb02-/obZ) · 2021/03/07(日) 03:07:55.09

XF9はXF5より吸気効率が断面積あたりで12%向上、か
ファン性能が良いと

スリムエンジンと言われつつも流量はコア部78kg/sとか全体流量も110kg/s近いかもなあ

**名無し三等兵** (ﾃﾃﾝﾃﾝﾃﾝ MM7f-uhEE) · 2021/03/07(日) 09:58:40.50

>>915

艦船搭載して電気駆動モードだと割と最適回転数範囲になるように1-4基の運転数を可変にできて
部分負荷を使わないで済むから変なギミックは追加しなくても良いだろうね

そもそも艦船の場合は海水冷却が可能なのは大きいが海水飛沫を含む吸気を処理する
ダクトと飛沫除去のギミックが吸気抵抗損失になったり容積、重量の増加の問題はあるね

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ab01-/obZ) · 2021/03/07(日) 13:58:45.45

フネの場合10t程度の重量増は、効率が良くなれば相殺以上になるからねー。
とはいえ中間冷却を入れたWR21を搭載した英の45型はエンジントラブルで有名な艦なので、現時点ではまだお察し。

**名無し三等兵** (ﾃﾃﾝﾃﾝﾃﾝ MM7f-uhEE) · 2021/03/07(日) 15:46:58.54

ペリー級フリゲートみたいにLM2500を2基1軸に繋げるような運用だと
部分負荷による燃費悪化が著しいだろうけど
ポッド式電気駆動でガスタービン発電機を4-6基を積めば
低速、巡行、最大戦速の範囲で1-6基の範囲で安くて信頼性の高い
通常型ガスタービンの運転数を変えるだけで1基あたり80-100%負荷での
燃費的にも統合発電的にも美味しい運転ができるのではなかろうか

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ab01-/obZ) · 2021/03/07(日) 16:58:47.65

ガスタービンの効率も5千KWクラスだと熱効率35%とかに達したっけ？程度のお察しなので、騒音問題を解決できるなら（できているなら）
FFMの5千KW以上のディーゼル複数と高速用のMT30クラスの3万KW以上級が割と当面の正解で、ディーゼルを発電機関としてCODLAGが理想なんじゃ。
2万kwクラスのガスタービンだと熱効率40%がそろそろ見えてきて、部分負荷のディーゼルと渡り合えるようになるので。

正直2千KWクラスのガスタービン発電機関は熱効率の面では厳しく、メンテナンスの楽さとスペース確保、交換時の楽さで選んでいると思っています。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ b102-4Ddi) · 2021/03/24(水) 18:01:41.47

https://www.mod.go.jp/atla/research/ats2020/slide01_xf9.html
戦闘機用エンジンXF9の研究

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 13a5-IW6u) · 2021/03/25(木) 08:54:42.71

>>921
図だとF135は1700℃級?エンジンなのね

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 4901-4Ddi) · 2021/03/25(木) 18:46:18.26

2000Kを超えると窒素が乖離し始めて効率が云々言っていた気が。その辺どうにかなったって事なのかね？

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 8b96-yRMK) · 2021/03/25(木) 18:47:40.90

>>923
2000℃からだったかと

**sage** (ﾜｯﾁｮｲ a2bd-pdRJ) · 2021/03/29(月) 21:54:52.06

>>921
2-2の図では燃焼器出口ガス温度がF119とF135でほぼ同じ値となっていて
英語WikiではF135のタービン入口温度は1980 °Cと記載されているが
タービン入口温度と燃焼器出口ガス温度は別物というなのかね

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp79-gOwH) · 2021/03/29(月) 21:57:41.50

KとCの間違いとか

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 6e2d-bb0G) · 2021/03/29(月) 23:16:03.06

>>925
同じと言えば同じだし違うと言えば違うが
構造上少なくとも燃焼器出口温度がタービン入口温度より低いことはない

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 8101-UQPQ) · 2021/03/29(月) 23:16:04.68

>>925 間違い間違い

**sage** (ﾜｯﾁｮｲ a2bd-pdRJ) · 2021/03/30(火) 00:31:42.58

>>926
wikiの情報なので正確性に欠けますが3,600 °F (1,980 °C; 2,260 K)とされているので
単位ミスでは無いみたいです。
>>927
>>928
やはりこのグラフ記載はF119とF135の関係に違和感がありますね
F135の入口温度がXF9-1を上回っているかは不明としても、F119より後発でありアップグレードされたF135の入口温度が同様というのはありえないかなあ
防衛省の取得している製造メーカーからの公式情報では同じということなのかもしれませんが・・・

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp79-gOwH) · 2021/03/30(火) 05:13:11.59

>>929
KをCと勘違いしてそこからFとKを換算したならそうなる

根拠不明のWikiよりも実際F135を運用してる防衛省の方が正しいと思う

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 5e96-T6zR) · 2021/03/30(火) 05:50:46.28

>>929
実際に運用してる防衛省の資料の方が信頼置けそうだと思うの

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 527b-rpWb) · 2021/03/30(火) 07:01:43.46

>>929
>F119より後発でありアップグレードされたF135の
TITでF119～F135でないと、F135の2025年頃(次)の改良型で公表されている燃費改善・推力向上が『物理学的に不可能になる』よ。TITが上がるので燃費改善・推力向上があるのでしょう。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 8101-UQPQ) · 2021/03/30(火) 12:49:29.51

>>929 防衛省のデータでは F135 は、1700℃だよ
こっちの方が信用できる。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 923a-gUXy) · 2021/03/30(火) 17:14:08.56

輸出用はモンキーモデルという可能性がある

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛ Sp79-gOwH) · 2021/03/30(火) 17:23:43.47

日本のF-35は米空軍調達分から回してる

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾗ Sp79-UQPQ) · 2021/03/30(火) 17:42:03.04

>>934 そもそも2000℃を達成できる根拠がない
いくら空冷したってロスが大きすぎる。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 622d-bb0G) · 2021/03/30(火) 18:17:23.96

その温度が何の時の温度か？って問題はあるけどな
単純に数字だけ比較しても意味がない

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 8101-UQPQ) · 2021/03/30(火) 22:36:25.00

TITは一つしかないだろ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 6e2d-bb0G) · 2021/03/31(水) 06:30:14.86

お前の車は50km/hで走ってるときも100km/hで走ってるときも同じ出力なの？

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛ Sp79-gOwH) · 2021/03/31(水) 07:25:54.03

意味不明

**名無し三等兵** (ｽｯﾌﾟ Sdb2-rpWb) · 2021/03/31(水) 10:17:40.80

TITは上限温度。それ以上なら寿命が短くなるか、破損する。
えいやで言えば、1980年頃に1400度Cだったのが、2020年頃に1800度Cに到達した。10年で100度アップ。
地球大気の組成的(N2の吸熱反応開始)には2000度Cが限界。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 8101-UQPQ) · 2021/03/31(水) 10:41:38.44

XF9 TIT 1800℃ 動翼耐熱温度1200℃

動翼の耐熱性が上がっていけばTIT は同じでも出力を上げられる。
現在1400℃は実現可能

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ f654-1T+Q) · 2021/04/01(木) 14:54:27.64

>>942
TIT2000度クラス、動翼耐熱温度1800度が究極目標らしいがまだ先は長いだなあ
カーボンカーボンで作れれば突破できるようだが難しいようだの
https://www.google.com/url?sa=t&;source=web&rct=j&url=http://www.enaa.or.jp/WE-NET/ronbun/1997/14/masa1997.html&;ved=2ahUKEwij_63OrNzvAhXr_mEKHZOxAl4QFjANegQIBBAC&usg=AOvVaw2buFuUqv97dIg7lhmJHe_C&cshid=1617256381515

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2d02-0pr0) · 2021/04/03(土) 10:09:27.61

F-3を売れとかXF5を売れとかいう話は出ては現実派に叩き潰される

海外のエンジンのセールストークについてRB199、XG-40、EJ200というイギリスのエンジンの売り方についてご教示いただいた

369
RRは昔から実在しないエンジンを提案したりするんだよね
日本に対しても国産FSX案でRB199-67Rとかいう実在しないトーネード用エンジンの発展型を提案してた模様
今回のF-XでもRR製のペーパープランでしかないエンジンの採用を持ちかけてきてた
日本側は相手にせず協力を今後も模索するという事実上のお断りを入れたけどね
アメリカはエンジンを供給しないと言い出すけど英国は実在しないエンジン開発に出資しろと言い出す
出資はしても設計は丸投げしろという方式だから出資する側に相当な権利が無いとリスクだけが大きい話になってしまう

370
アメリカや日本は交渉してから契約を結ぶ。
ヨーロッパやアジアは契約を結んでからが交渉の始まり。

話が噛み合うわけがない。

372
国産FSX案の候補エンジンは本命はF404でF-18Cやグリペン初期型に搭載された推力8㌧程度のエンジン
その他の候補がPW1120とPR199系統のエンジンだった
本命エンジンの推力から考えるとRB199-67Rは推力8～9㌧級エンジンになる予定だったのでは？

ちなみにテジャス初期案へも提案されたという話もあるが相手にされなかった模様
後にタイフーンに搭載されるEJ200のベースはXG-40だったので
RRがどれだけRB199系統のRB199-67Rが実現性があると思って話しをもちかけてたか疑わしい
迂闊に話しに乗ったら開発費だけとられて本当にできるかわからんという話なったと思う

今回の日本のF-X用エンジンでもXF9系エンジン開発に参加すると申し出たわけではなく
RRが構想するエンジンに日本が出資して開発してF-3とテンペストに搭載するという話をもちかけてた模様
ようは英国に都合がよい話をもちかけてただけで日本と対等な共同開発する気があったとは言えない
英国とはレーダーの共同研究しか話しが纏まらず日本はXF9系エンジンの実用型開発へと今年度から動くことが決定した

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2d02-0pr0) · 2021/04/03(土) 10:20:09.58

こんな連中だからRB211で会社吹っ飛ばしたりするんだな

そういう人たちからしたら、きっちりと仕様書通りに納期も守って納品する日本企業は
まさに知的階級奴隷としてうってつけだ

FJR710もいい具合にRRに良い部分を乗っ取られてRJ500になってV2500になって
日本はめでたく低圧部分の下請けとして一定の利益だけ得られる立場になった
でも推力4.8tのFJR710 / 600 が出来た後で、推力7t位だったという
FJR710/700がもし作られていたとしたら、

・国産でP-Xをもっと早く作れていた
・十分な大きさのエンジンコアがあったので、FS-XでF404を使えないとなった時に
タービン直前温度1400℃ですぐにミリタリー推力4.5tくらいのエンジンは作れていた
(ABの試験はその後だったな)

などの可能性もあったのか

まあイギリスとしては「我々が失敗した高バイパス比エンジンのファンを
日本は見事に作って後のV2500でも日本が担当したのだから
これは関係者全員Win-Winの国際プロジェクトの成功例である」って事になるんだろうけどなあｗ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ b501-0pr0) · 2021/04/03(土) 11:35:48.89

春だねー。　ｗ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2312-lQ1w) · 2021/04/03(土) 14:24:50.77

>>941
タービン入口温度ってのはその時使ってる出力で全然数字（限界）が違うんだが？
何の時の値か明確に記載のない数字を単純比較するのは意味がない…

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾗ Sp01-XWCR) · 2021/04/03(土) 15:16:36.83

>>947 何を言ってるのか意味不明。

出力はドライマックスで測定するだろ。
マックスで壊れる様なエンジンじゃ使い物にならない。　それ以下でやんわり使う場合など考慮しないでも良い。

TITが最も影響するのは高圧動翼の羽根の表面温度。　ここは普通の金属では世界最高のXF9のNi超合金でも1200℃
それを空冷してTIT1800℃にしたのがXF9

次の戦いは動翼1400℃ 日本はSiC CMC でできる目処をつけたからうまくいけば、1400℃、TIT2000℃も視野に入るが、1400℃、TIT1800℃のままで空冷で消費する損失を無くす方向でも出力を増大できる。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2d02-0pr0) · 2021/04/04(日) 07:02:53.30

日本でF3エンジンの後継を作ろうって話になっている
XF5ベースなのか？など色々考えられる

エンジンで現在存在しない型を提案してそれがある事を前提に
商売する方法を、日本の
XF5、F7、XF9に適用するとどこまで可能だろうか

自分の勝手な妄想を込めたスペック
XF5：ミリタリー推力3.3t、AB推力5t、バイパス比1:0.39、タービン直前温度1570℃
F7：推力6.1t、バイパス比8.2、タービン直前温度1550℃
XF9：ミリタリー推力11t以上、AB推力15t以上、バイパス比1:0.35前後、タービン直前温度1800℃

これをどこまで弄れるかって事か

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2d02-0pr0) · 2021/04/04(日) 07:13:30.20

同じエンジン名を冠していても、(XF9みたいにタービン直前温度がガスタービン機関における
物理的な限界に近付いてきているものは難しいが)
タービン直前温度が100℃くらい違っている場合は少なくない

XF5の名前が付いていてもタービン直前温度1650℃でも何らおかしくないって事になる
というか日本でもF3エンジンの名前を付けつつXF3-IHI-400は本家より300℃も高いタービン直前温度だった

「双発で合計AB推力17tくらいのエンジンのステルス戦闘機が欲しい！」という中進国に対して
需要を満たせる国は多くない事になっている
ロシアがRD-33を提供出来るがロシアもその国を縛り付けて来る

しかしXF5の名前を持ちつつ、流量が当初の1.5倍の50kg/sもある奴とか作ったら
それはちょっとXF5とは呼べるかどうか分からん

まあそういうものでも
「イギリスがEJ270とかRB199の変なバージョンを提案したなどの事例と同様に
日本もXF5とかの変なバージョンを提案する！開発費は注文して来た国任せ！！！」という
日本が他の二枚舌先進国並みのあこぎな商売をするとしたらどういうラインナップになるか、
って事かねえ

日本にはそういう国にはなって欲しくないが

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2d02-0pr0) · 2021/04/06(火) 23:58:42.64

372
国産FSX案の候補エンジンは本命はF404でF-18Cやグリペン初期型に搭載された推力8㌧程度のエンジン
その他の候補がPW1120とPR199系統のエンジンだった
本命エンジンの推力から考えるとRB199-67Rは推力8～9㌧級エンジンになる予定だったのでは？

ちなみにテジャス初期案へも提案されたという話もあるが相手にされなかった模様
後にタイフーンに搭載されるEJ200のベースはXG-40だったので
RRがどれだけRB199系統のRB199-67Rが実現性があると思って話しをもちかけてたか疑わしい
迂闊に話しに乗ったら開発費だけとられて本当にできるかわからんという話なったと思う

今回の日本のF-X用エンジンでもXF9系エンジン開発に参加すると申し出たわけではなく
RRが構想するエンジンに日本が出資して開発してF-3とテンペストに搭載するという話をもちかけてた模様
ようは英国に都合がよい話をもちかけてただけで日本と対等な共同開発する気があったとは言えない
英国とはレーダーの共同研究しか話しが纏まらず日本はXF9系エンジンの実用型開発へと今年度から動くことが決定した
＿＿

まあRB199-67Rなるエンジンをイギリスは提案してたんだと

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 2d02-0pr0) · 2021/04/07(水) 00:06:21.85

EJ200やその前身のXG-40と同時期に提案したんだから
もしRB199-67Rのタービン直前温度が1470℃行ってたとしたら
RB199の量産型がタービン直前温度1250℃で推力7.4tだったから
そのまま増加させたら
PS C:\> 7.4*(1470+273)/(1250+273)
8.46894287590282

8.5t弱か
相変わらず3重軸エンジンでバイパス比1:1.1の予定だったのかなあ？
燃費は良かったかも知れんが、ミリタリー推力がやや弱め？となるかも知れん

温度が上がるのに3重軸なんて複雑な機構で、かつサイズが小さいんだから
実現できるかどうか不安だな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 23cc-rK3i) · 2021/04/09(金) 20:49:35.74

ラムジェットパルスデトネーションエンジンのデモンストレーターがテストの第1段階を完了しました
https://www.youtube.com/watch?v=HTafYjYsP7o

次世代技術パルスデトネーションエンジンの開発競争は激しい

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 4e54-BQFA) · 2021/04/09(金) 20:54:59.12

>>953
既にJAXAはPDEより将来性のあるRDEに進んでるのでな
今年度には宇宙で試験する予定だしRD燃焼器も開発始めるようなので遅れてないどころか前にいるだろ

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾗ Sp5f-Mxza) · 2021/04/10(土) 16:15:55.30

>>954 ラムジェット、スクラムジェットデュアルモードエンジンの地上テストも進行中だしね。

何より良かったのは、今までJAXAは宇宙往還機を水素でやってたが、防衛省と統一してジェット燃料にした事。　冷却の目処もついたからだろう。

よく解らないのが三菱が進めてたジェット燃料をメタンガスに改質する方式はなくても極超音速を達成できるようになったのかな？

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ffd2-B9Cj) · 2021/04/19(月) 11:27:41.46

トルコ製の中距離対艦ミサイルエンジンが世界記録を更新
https://www.defenseworld.net/news/29373/Turkish_made_Medium_Range_Anti_Ship_Missile_Engine_Just_Broke_a_World_Record#.YHzl1Oj7RPZ
以下グーグル翻訳文
---------
トルコ初の自家製中距離対艦ミサイル（MRASM）エアブリージングエンジンTEI-TJ300は、直径240 mmで1,342ニュートンの衝撃力に到達し、世界記録を更新しました。
---------

直径240mm程度のターボジェットエンジンで推力の世界記録更新したそうな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 3702-tdH6) · 2021/04/19(月) 11:32:13.09

どういう基準で計測されたもんなのか

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ffd2-B9Cj) · 2021/04/20(火) 22:03:42.35

>>956
開発メーカーはTusaş Engine Industriesで各種の他国製ジェットエンジンのライセンス生産をしてるとこらしい
https://en.wikipedia.org/wiki/Tusa%C5%9F_Engine_Industries#:~:text=Tusa%C5%9F%20Engine%20Industries%20(TEI)%20(,is%20located%20in%20Eski%C5%9Fehir%2C%20Turkey.

TEI-TJ300は初めてトルコ国内で開発された中距離対艦ミサイル用ターボジェットエンジンだそうだ
https://www.dailysabah.com/business/defense/turkey-tests-its-1st-locally-made-medium-range-missile-engine?gallery_image=undefined#big

https://www.youtube.com/watch?v=gVH-qQvr03E

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ ffd2-B9Cj) · 2021/04/20(火) 22:05:01.56

>>958
文字化け部分
開発メーカーはTusas Engine Industries

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 3702-tdH6) · 2021/04/21(水) 09:13:32.16

1,342ニュートンか

世界の上位レベルだと130kNとか言っている訳で
もちろんずっと小さな推力だ
>>956のエンジンはあくまでもミサイル用だ

しかし、トルコという中進国も小さいとはいえジェットエンジンを国産するようになった
そのことに意義がある

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 57da-Eag9) · 2021/04/21(水) 10:00:25.08

普通は耐久性とかも問題になるけど、ミサイル用なら数時間持てば十分だから、
手習いとしてはいい用途なんだろうな。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ a601-On6t) · 2021/04/24(土) 22:40:14.47

まあそんな使い捨てターボジェットをベースにヘリ用のエンジンを作って酷い目に逢っているOH-1なんつー機体もありますけどね…
ああいう梯子の外し方するから、防衛庁（省）をイマイチ信用してくれないんだろうな。
それ以前に予算縮減、コストカッターばっかり省庁で出世するのがタチ悪いんだけど。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 6502-On6t) · 2021/04/25(日) 13:53:11.74

https://www.geaviation.com/military/engines/ge-adaptive-cycle-engine
ここにXA100だかのアダプティブサイクルエンジンのアニメーションがあって
HIGH-THRUSTとHIGH-EFFICIENCYで切り替えると
HIGH-THRUSTだと内側バイパスの気流が増えて
HIGH-EFFICIENCYだと外側パイパスの気流が増えますねえ

ところで

内側バイパスに突き出しているのは、
まさかバイパス内の空気まで燃やすダクトバーナー(P&Wでの用語。1970年代後半に試験され不調で
GEの可変サイクルのみ生き残った)という奴か？？？

可変サイクルがターボファン～ターボジェットへの架け橋としたら
ダクトバーナーはターボファン～ラムジェットへの架け橋

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 9e54-5l1d) · 2021/04/25(日) 16:36:10.52

>>963
ダクトバーナー……死んだ筈では
過去に失敗した技術も素材の変更などで蘇るのかもしれんな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ a601-On6t) · 2021/04/25(日) 17:24:14.30

内側バイパス流は燃料噴射＋着火しても逆火は起こさないと判断しているのか、アフターバーナー代わり（か追加かはわからん）を狙っているのか果てさて
マッハ２での巡航でも狙っているやも知れず

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 6502-On6t) · 2021/04/25(日) 18:35:47.36

15年以上前にエンジンに詳しそうな人が

「ダクトバーナーは難しい。
そもそも最初のターボファンエンジンであるコンウェイですら
バイパスはエンジンの冷却という目的で作って、そしたら
燃費が異常に良くなったので計算し直したらこれが旅客機程度の速度に適したものであると分かった
というもので、バイパスはエンジンの冷却も担っている
そこで燃料を燃やすなんて言語道断」
とまで言っていたのだが、それを今再びやってのけるか！！！

自分は2重のバイパスのどっちかでダクトバーナーが可能なのではと妄想した事はあったが
内側でなく燃焼室への影響の少ない外側じゃないかって思ってたんだがなあ

内側バイパスでやってそれで上手く行っているのか

XF9とそれを作ったIHIは素晴らしい
でもF135等を作っているアメリカはまだまだ色んな手を残している

何故かバイパスのファンの静翼を上手く開閉してパルスジェット化して
パルスデトネーションエンジンの燃焼周期と合わせる、という電波が浮かんできたｗ
絶対エンジン痛めると思う

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 9e54-5l1d) · 2021/04/25(日) 19:41:15.53

>>966
まあXF9もアダプティブ化検討してるみたいだし期待してるわ
ちなみにIHIのアダプティブ化についてこんなレスがあったんだが実際の所どうなんだろな？

788 名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ 2132-Xhoa [60.238.132.149]) sage 2020/12/16(水) 17:40:29.34 ID:FGe0LSMg0
>>782
んー、どうだろ？ >IHI式だと太くならない

単純に元のF9にそのままアレを適用した場合、亜音速巡航燃費は変わらず、超音速巡航
してる時のミリタリー推力がちみっと上がる、程度のメリットになるのよな。仕掛けのわりに
ちょっと得るものが少なすぎる感がガｶﾞ……

あるいは径とファンはそのままに少しだけコアを小型化して仕込む、って手もあるが、これは
亜音速巡航時燃費は向上するけど、アフターバーナでの推力はトントンか微減で燃費は悪化
ミリタリー推力はコアの小型化ぶん低下(燃費はよくなるけど)するので、よっぽど極端に
航続重視するんでもなきゃあんまし採りたいオプションではない

上で太くなる、つーたのはコアそのままにファン拡大した上で可変メカ仕込むオプションね
もしやるならこれじゃね、と個人的には思うけど、その場合ベースのF9で構想してた機体より
更に大型化するのが前提となるかな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 6502-On6t) · 2021/04/25(日) 23:57:31.70

X-2の試験中に「XF5は飛行による流用増大によく耐えた」みたいな文章があったっけなあ
技本でもそういうのを経験しているうちに「スピード上がってきたら少しでも
前進時に抵抗にならないところに空気を流しておきたいし、
さらにそれを燃料を燃やすのに使えればもっといいよな」とは
考えるようになるよな

それでIHIのアダプティブ化のアイディアになったんだろうけど
そしたら「それって却って効率下がらない？」という人も出たか

**名無し三等兵** (ｱｳｱｳｳｰ Sa83-Ythq) · 2021/04/27(火) 18:28:20.42

>>968
却って効率が下がるでなく可変バイパスを生かすならファン大型化した方が推力を増やしながら効率も良くなるのでは？という話かと
エンジン直径拡大するデメリットと推力や燃費向上(ファン大型化の効果と可変バイパスの効果の相乗)するメリットを比較しての話だろけどな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 9f02-gUNg) · 2021/05/07(金) 18:19:04.75

GEアビエーションが何やら。
https://www.3dprintingmedia.network/ge-engineers-switched-four-existing-parts-from-castings-to-metal-3d-printing/

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 9f02-DjaX) · 2021/05/07(金) 20:16:38.74

3Dプリンターでコスト低減か
やっぱり最大手グループはどんどん手が早いなあ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ bb01-KOFH) · 2021/05/07(金) 20:21:12.68

GEは3Dプリンティングを自社のエンジンだけじゃなく世界的に推進させてる企業だから驚く話じゃないでしょ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ c3e9-Adon) · 2021/05/16(日) 22:16:06.76

GE Aviation finishes testing on first XA100 adaptive cycle engine
https://www.flightglobal.com/fixed-wing/ge-aviation-finishes-testing-on-first-xa100-adaptive-cycle-engine/143731.article

Testing on GE’s First XA100 Adaptive Cycle Engine Concludes, Proves Out Transformational Capabilities
https://www.ge.com/news/press-releases/testing-on-ges-first-xa100-adaptive-cycle-engine-concludes-proves-out
https://www.ge.com/news/sites/default/files/inline-images/XA100_USAF_Approved_Photo.jpg

GEは、戦闘推進の新時代の到来を告げる、最初のXA100適応型サイクルエンジンのテストを完了しました。
GEは、2020年12月22日にオハイオ州エベンデールの高度試験施設で試験を開始しました。

エンジンの性能と機械的挙動は、試験前の予測と一致し、米空軍の適応型エンジン移行プログラム（AETP）の
目標に完全に合致しました。
今回の試験の成功は、GEのXA100エンジンが戦闘機に革新的な推進力を提供できることを証明するものです。

XA100-GE-100エンジンは、3つの主要なイノベーションを組み合わせて、戦闘推進性能に世代交代をもたらします。

最大出力のための高推力モードと最適な燃料節約とロイター時間のための高効率モードの両方を提供する適応エンジンサイクル
熱管理機能の段階的変更を提供し、戦闘効果を高めるための将来のミッションシステムを可能にするサードストリームアーキテクチャ
セラミックマトリックス複合材料（CMC）、ポリマーマトリックス複合材料（PMC）、積層造形などの高度なコンポーネント技術の広範な使用

これらの革新的な技術革新により、推力が10％増加し、燃料効率が25％向上し、航空機の熱放散能力が大幅に向上します。
これらはすべて、現在の推進システムと同じ物理的範囲内にあります。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 6502-sort) · 2021/05/16(日) 23:03:14.07

やっぱアメリカはすげえなあ

これでF135と同クラスのエンジンなら推力21tを完全にオーバーか

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ efff-Inhl) · 2021/05/16(日) 23:22:34.42

>>974
>F135と同クラス
F135の置き換え用ですから、当然ですね。
F135の短寿命問題と合わせて全数交換になりそう。

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp63-jcq0) · 2021/05/17(月) 08:52:34.22

F136止めたからステルス用はもうやらないのかと思っていた。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 6502-sort) · 2021/05/17(月) 10:44:10.27

>>976
技術はあるんだからそりゃ続けますよ

あと、長さや直径だけならF110などとあまり差が無いんだから
F-16を応用したような4.75世代機のエンジンとしても
一応使えるんだろうなあ
少なくともインテークは改造必須だけど

**名無し三等兵** (ｻｻｸｯﾃﾛﾚ Sp63-jcq0) · 2021/05/17(月) 11:41:41.16

そうじゃ無くてF136をやめたのは代わりのエンジンとして開発費を出さないと国が決めたから自主開発を諦めたって事だ。何兆円かかるか分からない開発費を独自でやるには高額すぎる。
今やってるのは空軍のマークが入ってるから空軍も支援しているって事だろう。
企業単体で独自開発するには高性能で高価すぎるって事。
技術や能力もだが金が無いと開発できない。

**名無し三等兵** (ｽｯﾌﾟ Sd03-Inhl) · 2021/05/17(月) 11:53:14.84

F414系には可変バイパスは・・無い？？

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 6502-sort) · 2021/05/17(月) 11:57:30.91

>>978
F-35のエンジンをF135のみにしたら少しずつ問題も出て来てるからなあ

>>979
細いエンジンで可変バイパスに成功したら凄いねえ！

**名無し三等兵** (ｱｳｱｳｸｰ MM23-u+PU) · 2021/05/17(月) 12:18:30.89

ミリタリージェットエンジンを語るスレ　11kN
http://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1621221494/

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ cd01-Wl6h) · 2021/05/17(月) 12:23:59.72

>>975 技術的には短寿命問題が解決する要素は見当たらないけどね。

**名無し三等兵** (ｽｯﾌﾟ Sd03-Inhl) · 2021/05/17(月) 12:25:30.43

>>982
>短寿命問題が解決する要素
使う材料が新しくなっている。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 871b-yoCo) · 2021/05/17(月) 21:54:48.65

>>981
スレ立て乙。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ b902-4Wjq) · 2021/05/30(日) 21:16:41.22

654
> 641
XAシリーズってダクトバーナーの研究もしてるんでしょ？
アメリカは時代が進んだ今なら素材も仕組みもより精緻化して実現出来る範囲内と見てるみたいだね
なんかPDEでもRDEでも理論が合えば可変バイパスのダクトで実現出来るみたいだし
冷却が依然謎だけど

668
> 654
> 冷却は依然謎だけど
上のPDFに「全面フィルム冷却で熱平衡を達成し長秒時燃燃焼達成の確証を得た」って書いてありますがな
実機による長秒時燃焼の達成自体はこれからみたいだけど冷却の目途は立ってて謎でも何でもない >RDE
もしかしてAXのダクトバーナーについて言ってるのなら、燃やすのはコンプレッサ途中から抽気した
サードフローのほうで冷却はファン流でするつもりと思われ

ちな、ダクトバーナってファン流でもサードフローでもその特性上どうしたって主燃焼室より低圧で燃焼させる
ことになるんでジェットエンジンの原理上効率は下がる。個人的には冷却云々よりもそっちの面で割と懐疑的かな

680
> 668
ちなみにサードフローってのは一番外側のものであって、燃焼器らしきものが見えるってのは内側のハイスラストフローね
外側で燃やすなら熱がヤバいだろうしますます冷却が謎になってしまうのでは
あとラム圧により加熱と圧縮が高まる速さでラムジェット化させて効率を高められるのはいくつも先例がある
その上で熱や燃費が問題になってる訳で、問題は圧力といった技術的なものでは無いと思ってる

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ b902-4Wjq) · 2021/05/30(日) 21:19:49.13

688
> 680
おおっっと、誤解してたわ。てっきりコア流、(従来のバイパス)ファン流に加えて第三の(新しい)フローって意味で
「サード」フローつーてると思い込んでた。つーわけで>>668のサードフローはそのハイスラストフローと読み替えてほしい
まあどっちみち論旨は変わらんのだが

根本的に圧縮比がエンジン全体の性能を規定する以上、何をどう弄しようがきっちり圧縮されてない空気で
燃焼させるような機構仕込めば効率は低下するんよ。タービンで膨張させた後の空気で再燃させる
アフターバーナがまさにそれ。ハイスラストフローでのダクトバーナは一見酸素リッチでマシに見えるが
アフターバーナみたく緊要時にごく短時間だけ焚くものと違い、燃焼室を増減させて全体の運転モード調節する
仕掛けな以上、圧縮比の差はむしろこっちのが洒落にならない

「ラム圧縮前提の速度でなら十分有効」ってのはダクトバーナ単体については間違いではないが、搭載する母機と
インテークがそれ前提でないと成り立たない話で、とりまF-35念頭でやってるXAでそれ言うのはどうよ？みたいな

697
アンチダクトバーナーの人がこれだけいるか
少なくとも低速で使うものではないよな

バイパス内部の圧縮比は何倍になってるのかなあ
普通はファンだけで3倍とかいうけど
超音速飛行時にはもっと上がって来るか

707
> 697
その通りで速度が問題なんだよね
ファンの形状で衝撃波や断熱圧縮による熱の分布(エントロピーが云々)を揃える工夫が必要だみたいな話を別スレでしてたなぁ
全くわからんかったけど連想出来る人にとってはクリア出来る「かもしれない」らしい
熱が更に上がるから放出する赤外線の4乗則がステルス性にどう影響するのかも考えものなんだろう
機能し始める速度域が既にSR-71レベルの話になってるから、威力偵察レベルの話なんだろうか

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ b902-4Wjq) · 2021/05/30(日) 21:27:50.20

ターボファンとターボジェットを繋ぐ(ちょっと大げさ。せいぜいバイパス比を倍にする程度か)のが
可変バイパスあるいは可変サイクルだが
ラムジェットとターボファンを繋ぐ？！という感じなのがダクトバーナーか

でも速度が上がってないと使えないっぽいなあ
それでもスーパークルーズ時の航続距離を増やす意味では重要なのかな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ d902-PRuz) · 2021/06/05(土) 15:21:54.06

どのくらいのバイパス比までアフターバーナーが使えるかというのも議論されるが
他にどの位のバイパス比までAB無しで搭載した機体を
超音速飛行させられるか？というのもある

https://news.yahoo.co.jp/articles/fd687f832fe06e89f073a8de9454707170f377ec
超音速機オーバーチュア、コンコルドと何が違う？　アフターバーナーなしでマッハ1.7

現在の試験機であるXB-1は
J85-15が3基
アフターバーナー無しでMach1.7を出す
これはターボジェットだからまだ分かるが、

＞Boomによると、アフターバーナーなしでも中バイパス比のターボファンエンジンで、マッハ2.2を実現できるという。

中バイパス比、とは何ぞや
バイパス比1:2とか1:3かなあ

もうちょっと調べる

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ d902-PRuz) · 2021/06/05(土) 15:25:46.30

https://www.flightglobal.com/airframers/boom-rolls-out-xb-1-supersonic-demonstrator-lays-out-overture-timeline/140513.article

something like a “medium-bypass turbofan with the latest technologies”, Scholl says.

最新の技術で作った中バイパス比エンジン、か

つまりCMCなどを使い、現在の世界ではあまり需要がない
バイパス比1:3あたりのエンジンが必要なんだろうなあ

機体の速度が上がってきたらダクトバーナーとしてバイパスの空気の一部に
燃料を吹き込んで燃やしてもいいかも知れんが
そんなもん無くても、中バイパス比のエンジンですら十分にMach2.2まで出せるぞ！と

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 355f-IO17) · 2021/06/07(月) 10:36:41.80

>>989
ケロシン燃料と大気の反応では無理だろう。
大気とケロシンの燃焼エネルギーは決まっていて、両者の燃焼後の重量も容積も同様なので排気速には上限がある。
さらにタービン耐熱温度の制限から一定の大気を混ぜて排気温度を下げているので、その分の質量も排気速を下げる要因となる。
だからコンプレッサーで圧縮した空気中で燃焼するTJには運用速の限界があり、
それ以上では流れのある空気中で燃焼するラムジェットが必要となる。
TITが高い程冷却用大気が減る分、排気速は高くなるがそれも現状で限界に近い。
TFは運用速と排気速の差をエネルギーとして回収しファンを回しファンブレードの揚抗比分を稼ぐシステムなので、
差の大小が決まってしまえば可能なバイパス比も決まってしまう。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ d902-PRuz) · 2021/06/08(火) 13:58:24.29

これでMach1.7を実現したいとBoom社は強気だが
実現は無理なのかなあ

細長い形でマッハコーンも急角度なので
抵抗は小さいよな
これが出来るのは旅客機の強みでもある
戦闘機なら機動が大事だからこの形にはできない

以前自分が見たのはJT8D双発でMach1.7で飛ぶというものだったな

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ d902-PRuz) · 2021/06/09(水) 10:32:36.81

JT8Dはバイパス比1:1.6か

JT8Dは古いエンジンなのでタービン直前温度も低いから
もし新たにバイパス比1:2未満でCMCなどを使ったエンジンを作れば
温度がずっと上がっていることを皮算用したくなるが
Mach2オーバーはきついかなあ？

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ d902-PRuz) · 2021/06/09(水) 10:36:31.36

https://www.sankei.com/article/20210607-6K2WLOEZPJNBPKXNAQ44FAQVBY/
水素ガスタービンでＣＯ２排出をゼロ　三菱重工、火力代替　世界トップ走る

オランダで作ってるんだなあ

確か水素ガスタービンだとタービン直前温度1700℃を目指せるって10年前に言ってたような

記事では更にアンモニアガスタービンにも言及している

**名無し三等兵** (ｽｯｯﾌﾟ Sdea-swQZ) · 2021/06/09(水) 10:57:05.48

>>992
>Mach2オーバーは
最適速度が1.7なのでは？　
それ以上でもそれ以下でも燃費悪化とかの書き込みをみました (はず・・)

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ d902-PRuz) · 2021/06/09(水) 11:09:47.21

>>994
うむ。そのような情報をあちこちで散々見て来た

でもboom社はAB無しでMach2.2まで行けると意気込んでるね

こうなるとどっちが正しいのか、boom社の将来に期待！

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 6f66-kYqb) · 2021/06/11(金) 08:52:37.03

アフターバーナーなしで超音速巡航はできるかもしれんが離陸と音速突破できるのかなあ
コンコルドも巡航時は不使用だったが離陸と音速突破にはアフターバーナー焚いてたよね

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 3302-t88l) · 2021/06/11(金) 09:55:57.77

その辺の見込み違いで航続距離が足らず太平洋横断できませんでしたって
結末は避けたいものだなあ

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 23da-o2FR) · 2021/06/11(金) 10:18:36.20

いくら超音速で飛んだとしても、乗り換えとかテクランが発生した瞬間に、ポイントtoポイントで飛ぶ787に到達時間で負けるからねえ。

**名無し三等兵** (ﾜｯﾁｮｲ 8f54-v8Xi) · 2021/06/11(金) 12:05:40.27

>>998
どこも彼処もでなく特定の都市間のみ飛ぶならば空の新幹線みたいな形で成り立つだろ

**名無し三等兵** (ｽｯﾌﾟ Sd1f-Llhs) · 2021/06/11(金) 12:14:58.22

>>999
>空の新幹線
大西洋なら、ロンドン・パリ～ニューヨークで新幹線になるけれど
太平洋路線は、ロスアンジェルス止まりだからなぁ
大陸上空は無理なので、シカゴ・ニューヨーク・ワシントンDCまで直接飛べない。

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ミリタリージェットエンジンを語るスレ 10kN

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