【GCAP】F-Xを語るスレ323【日英伊共同開発】

**名無し三等兵** · 2025/04/21(月) 16:08:45.17

共同開発になって本当によかった
うれしくて　うれしくて　言葉に　できない♪

GIGO始動して本スレが賑やか

前スレ
【GCAP】F-Xを語るスレ317【日英伊共同開発】
//mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1739537671/
【GCAP】F-Xを語るスレ318【日英伊共同開発】
https://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1740394177/
【GCAP】F-Xを語るスレ319【日英伊共同開発】
https://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1741432079/
【GCAP】F-Xを語るスレ320【日英伊共同開発】
https://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1742628871/
【GCAP】F-Xを語るスレ321【日英伊共同開発】
https://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1743426933/
【GCAP】F-Xを語るスレ322【日英伊共同開発】
https://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1744504871/

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 15:42:43.75

プロトングラファイト耐火レンガってのが1700度から1800度に耐えるんだってよ
タービンに使うと割れちゃうのかね

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 15:59:22.42

燃焼器温度2000℃のF135のTITは1750℃だがな

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 15:59:26.06

しかし今日の念仏は皆に構ってもらえてレスを伸ばしてるな

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 16:02:15.83

F135は1960℃

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 16:04:20.62

ほらよ
念仏が統合失調症の急性期に入るとスレの消費が早いから新スレを建てておいたぞ

【GCAP】F-Xを語るスレ324【日英伊共同開発】
https://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1745910107/

_ · 2025/04/29(火) 16:05:26.14

「燃焼室温度が2000度C」ってのは、2004年の記事ですら、一般的なことって書いてあっただろ
2004年の時点で一般的なことを、ロールスロイスが言ってることに変わりはないだろ

テンペストくんが、燃焼器温度=TIT温度だと言い張るなら
なんで、最新のF35用のエンジンですら、TIT温度が1727度にとどまっているんだ

2004年の段階で、一般的なジェットエンジンの燃焼室温度は2000度Cに達すると書いてあった
アメリカは、F35のエンジンに、なんでTITが1727度Cのエンジンを使ってるんだよ

スタンフォード大学の、ジェットエンジンの説明ページ、2004年3月16日の記述。
「Inside the typical commercial jet engine, the fuel burns in the combustion chamber at up to 2000 degrees Celsius. 」
「一般的な商用ジェットエンジンの内部では、燃焼器内で燃料は2000度Cにまで達します。」と書かれている。
https://cs.stanford.edu/people/eroberts/courses/ww2/projects/jet-airplanes/how.html

2004年3月16日の記事で、一般的な商用ジェットエンジンで、燃焼器内の温度は2000度Cに達すると書かれている。　

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 16:06:39.47

R&Rは前世代でタービン入口1600位だったから
今自前でやっても1700度行かないだろ
2000とか言ってるが何夢見てるだか・・・

まぁスネクマも同じだが
実証試験機つくって火いれて回してるだけマシ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 16:07:52.33

>>856への返しなら
パターン2
住民「日本のXF9の採用が決定された！他に使えるエンジンはない！」
アホ「でもまだ地上試験しかしていない代物でしょ？」
住民「地上試験まで済んでるし燃焼器も改良済み、後はFTBを残す程度まで進捗してるよ」

という事になる
食材を切っただけの代物でしょ？いいえ料理までだいぶ近く進んでおります、となる
アホ「地上試験しか！地上試験まで！」

先がある、残念でしたｗ
でもスレ立ては乙だ、もう来なくていいぞ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 16:10:20.29

>>884
そこはほら、日本が素材提供して単体試験をして、部品単位から製品単位まで実証試験を行って
データをもとに都度微調整して最終製品を作って、地上試験と負荷変動試験と機上試験を行ってだな
これを3年でとかいったらRRの技術者死ぬわおいおい

でも、F119よりハイパワーになるならやる価値はある
F135よりだいぶ小さいエンジンなんだし19tまでは求めなくていい

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 16:10:49.81

>>885
返しになってないぞ(笑)
>>856への返しなら
パターン2
念仏「日本のXF9の採用が決定された！他に使えるエンジンはない！」
住民「でもまだ地上試験しかしていない代物でしょ？」
念仏「地上試験まで済んでるし燃焼器も改良済み、後はFTBを残す程度まで進捗してるよ」
住民｢だから地上試験しかしてないんでしょ？｣

どこが返しなんだ(笑)
さすが統合失調症
それと住民ってお前が自演している脳内のお人形さん達？
全員が同じキチガイ論法で話をするからバレバレなんだよ(笑)

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 16:12:48.62

しかし返しといいながら
地上試験しかしていないのを自分で認めてしまう
ほんとキチガイはすげー

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 16:13:15.72

>>887
さらに馬鹿にされ乙ｗ
必死なバカ「だから地上試験しかしてない！」
これの味噌は「地上試験までしかしない！そこで止まる！」
と書けないところだな、必死くんｗ

住民ってのはお前以外のほぼ全員だぞ、キチガイ論法で「までしかしない！」と書いてみたまえ
笑ってやるからｗ

お前がオホってる間にも試験は進んでいく、残念だったなぁｗ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 16:14:17.11

機上試験まで近いのを必死にごまかす糖質くんｗ

FTB開始したら「FTB試験しかしていない！」とわめくのに切り替えるんだろう
搭載寸前になっても延々と、いや永遠とｗ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 16:34:31.44

https://view.officeapps.live.com/op/view.aspx?src=https%3A%2F%2Fwww.mod.go.jp%2Fj%2Fpolicy%2Fhyouka%2Frev_suishin%2Fr05%2Frev_fin_r04%2F0202.xlsx&wdOrigin=BROWSELINK

令和5年度行政レビューシートでも次期戦闘機
開発は順調

機体基本設計　三菱重工
エンジン詳細設計　IHI

https://jm2040.blogspot.com/2020/11/f3-dev.html?m=1

https://jm2040.blogspot.com/2020/06/fx-mi.html?m=1

次期戦闘機関連の契約一覧

https://www.mod.go.jp/atla/research/ats2024/pdf_exhi_pos/p-28.pdf

戦闘機用エンジンシステムの研究
ファンと燃焼機の改良成功

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 16:45:22.73

>>858
6 March 2024 の英議会公聴会
https://committees.parliament.uk/oralevidence/14441/html/　のQ7
　Japan brings massive industrial scale and the ability to manufacture at an unbelievable quality, albeit often quite slowly
　 and expensively. It has engine test facilities that we no longer have, which are very useful, and brings an extraordinary
　 engineering base at a scale and quality that we do not really have in the UK anymore.
"that we no longer have" だ
この時点で試験施設は無いし、建設計画があればこんな書き方はしない

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 16:49:44.29

>>887
他の地上試験を2018年に追えたエンジンがあるならリンク貼ったらいいだけだよ
地上試験を2018年に終えたエンジンの代わりに開発予定のエンジンが代替できると考えているのか？

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 16:53:08.23

目途が付いていないものに調達の予算は付かない
去年の8月ごろの概算要求時期にはエンジンも機体もほぼ固まっている
令和7年度調達予定品目表（速報版）
https://www.mod.go.jp/atla/souhon/pdf_choutatsuyotei/r07_choutatsuyotei_sokuho.xlsx
　1519 次期戦闘機（その６）（１）納期R11.3
　1520 次期戦闘機（その６）（２）次期戦闘機用エンジン（その５）納期R11.3

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 17:10:19.48

まあイギリスのエンジン資料出すのが一番だよな

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 17:11:02.18

一番だめなやつだろう＞ぶりかす

警備員[Lv.8][新芽] · 2025/04/29(火) 17:12:10.32

今年度中に試作機の制作を開始する段階でRRが潜在的にどういう能力があろうと関係ない
日本はXF9-1と更にファンと燃焼機の改良に成功し、更に搭載用エンジンの詳細設計を進めた
そこまでの成果を英伊に対して提示できている
それに対してイギリスはエンジンに関して何を提示できるかという段階に入っている
RRがJane'sのインタビューで語っているのは、日本で言えば2013年頃の話をやっている
XF9-1を実際に設計開始する前の段階レベルの話を得意気に語っている
そして英国政府は2025年も予算を付けなかった
もうRRが燃焼機内の温度を何度を達成しようが関係ないのさ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 17:13:29.95

TIT1730℃のF135より優れたエンジン技術持ってるならF-35に採用されてただろ
現実はF136すら不採用

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 17:13:57.27

もしエンジンがIHI主導ならすごいことだな
株価的に爆上がりしそう
そう信じるなら、今のうちに仕込んでおくか

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 17:25:09.15

十中八九公開することにあるから止めとけ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 17:33:47.98

>>892
だから一部を切り取っても無意味なんだよ
その部分は日英伊の中でGCAP開発に必要なスキルを供給できるのかという質問に、イタリアはアビオニクスの
ハードウェアで優れ、イギリスには第5世代とさらに次世代のエンジンを作れる世界でもごく少数の企業の一つの
RRがあり、機体設計、エンジン、インテグレーションで優れたものと日伊をはるかに上回るステルス技術があり
日本にはイギリスにはもう無い類のとても役に立つエンジン試験施設と大規模で高品質な工業、エンジニアリング基盤が
あるという答えなんだから、それを見てイギリスはエンジン開発できないと妄想するのは頭の悪い国産厨房だけ

警備員[Lv.8][新芽] · 2025/04/29(火) 17:38:31.22

基本的にはF136はGEの作品であり、RRは下請け業者に過ぎない
RRがF136を候補エンジンに出すということは不可能
仮にF136開発でなにかしらの技術を得たとしても、RRは1からGCAP用エンジンの試作をして提示しないとIHIには対抗できない
日本がXF9-1の燃焼機やファンを改良し、更に搭載用エンジンの詳細設計と同等な正確を提示しないと
RR製エンジンが次期戦闘機/GCAP用エンジンには検討すらされない

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 17:38:32.37

F9の知的所有権の大きい部分はお国が国有
生産700基のうちの部品ベースで日本は1/3-1/2くらい？
恐らく、言う程ガポガポ儲からないよ

RR民間エンジンはは知的所有権全部で所有して
認証バリアがタカくて３者独占のうちのビリじゃないの？
技術的にゴミだろうが儲ければOKかな

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 17:46:36.06

>>901
全部ここに書けるわけないだろｗ
リンクを貼っているんだから確認したらいい
俺が言っているのは
1、エンジン試験施設は既にないと1年前に英国人が認めているという事
2、建設予定があればこんな書き方はしないので予定もないという事だ
>>858
> ATF設備も公表してないだけで新型実証エンジンの開発に合わせてすでに完成してる可能性高いしな
これはあり得ないと根拠付きで否定している

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 17:50:02.03

>>898
F135のTITは1650℃だよ、F119と共通コアなのでTITも同じ
https://drive.google.com/file/d/1vEAisfLcnKQfOUENZYWT3NPlm3dC7xWL/view
防衛技術シンポジウム2016で行われた「~将来技術の獲得に向けて~航空装備研究所の取り組み」という講演の発表資料
P31のグラフの1650℃付近の二つの点がF119とF135だ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 17:54:18.92

そんな回りくどい資料じゃなくても、はっきりTITは1727度Cと自衛隊が公表してる
https://i.imgur.com/J7hr3AD.jpeg

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 18:00:55.84

アンチに言わせれば日本の資料は常に虚偽だからなw

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 18:10:16.86

実用エンジンではTITをわざと下げて使うことも多々あるし
戦闘機エンジン特有の性能低下もある
XF9は実用エンジンとしてどれだけ性能と耐久性を両立できるかわからないから
運用実績のある本物の戦闘機エンジンと比べられるものではないな

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 18:20:22.00

>>906
それはWikipediaの2000℃の表記を2000Kと解釈した数字だと思う
実際に日本語Wikipediaでは一時は2000Kと表記されていた
TITは平均タービン入り口温度でそんな端数が出るような数字ではないし、非公開データだ
航空装備研究所の人の記名の講演資料が一番信用できる
コアが共通のF119のTITもその程度だと推定されている

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 18:22:23.41

>>908
比べるならF119の実証エンジンが適切だろう
XF9は15ｔ以上の試験結果で本番用ではさらに推力が上がる模様だ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 18:35:55.12

>>899
>そう信じるなら、今のうちに仕込んでおくか

まあ、気が付くのが少々遅い。まだ上がりそうだがね。

IHI 株価　↓
://finance.yahoo.co.jp/quote/7013.T/chart?styl=cndl&frm=wkly&scl=stndrd&trm=2y&evnts=volume&ovrIndctr=sma%2Cmma%2Clma&addIndctr=
三菱重工　株価　↓
://finance.yahoo.co.jp/quote/7011.T/chart?styl=cndl&frm=wkly&scl=stndrd&trm=2y&evnts=volume&ovrIndctr=sma%2Cmma%2Clma&addIndctr=

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 18:39:49.26

>>753
日本は今も戦勝勢力（勢力であって国ではない。ディープステート（DS））の植民地ですよ。
大手マスゴミはことごとくGHQに首輪を付けられて以来、アメリカ極左メディアのコピー垂れ流し。
日本の郵便貯金350兆円は彼らが私腹を肥やすために欲しいまま運用してます。
日本のために投資運用して、その収益で税金を下げるのが世界のトレンドなのに。
こいつらはトランプやプーチンら保守勢力の敵でもありますね。何度も暗殺未遂してますし。
安倍さんはやられましたね。

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 18:55:17.60

>>909
設計値だろうけど 2000kで間違いないみたいよ
https://www.sciencedirect.com/science/article/abs/pii/S037604212300043X

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 18:57:21.88

>>906
oh…

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 19:01:22.91

>>877
それを言うなら燃焼器出口温度では

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 19:06:04.01

普通に考えて一般人への公開用に細かい難しい数字は出さない
切の良い2000と言う数字を出しただけだろな

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 19:08:52.22

燃焼器内の温度が2000℃に達していようが、それはタービン前で大幅に下げて効率悪化しているという結論になる
機構的な問題は解らないが、指標としては燃焼器内温度よりも普通は燃焼器出口温度、タービン入口温度が用いられるのが普通
燃焼ガスをいかに温度を下げずタービンに導けるか、つまり冷却流を削減出来るかって話にならないか？

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 19:51:31.59

出口温度ってのは燃焼器温度と同じ
そうでなければ出口温度は均一にならないし安定しない

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 19:54:41.22

ストーブのコアと同じだよ
真っ赤っかに蓄熱させて燃焼と温度を安定させる仕組み

それなしで気体混ぜるだけで安定させるのは困難だ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:05:57.60

>>913
F100のTITは1600〜1700 K、燃焼器ΔTは850 Kです。F119のTITは1850〜2000K、ΔTは1200Kです。F135のTITは2000-2260 Kに増加した

2260Kって書いてあるけど？

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:07:22.44

>>913
TITは平均タービン入り口温度で、最高値ではないよ
少なくとも防衛省では平均値でXF9のTIT1800℃も平均だ
~将来技術の獲得に向けて~航空装備研究所の取り組み　のP31には高圧タービン平均入り口温度になっている
XF9の推力試験では1850℃の計器温度が写り込んだ動画があるらしい（俺は未確認）
そのページに記載のF119の1850～2000Kの平均なら1925K、摂氏に直すと-273で1652℃になる
F135が2000～2260KとF119と違うのはあり得ない、コア（高圧タービンを含む）が共通だからだ
この点で航空装備研究所の記載では同じTITであり確度が高いと思う
俺は1650℃で妥当だと思うよ
F135の2000℃の根拠は「推力試験中に2000度に達することもあった」という関係者の話が
一般に言われているTIT2000℃は、絶対温度と摂氏、最高値と平均値と2重の誤解でそうなっているのだろう

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:13:58.09

>>920
これを信じると1725℃ではないという事になるが、F119とF135はコアが共通でTITが違う事自体がおかしい
これだけTITが上がって、バイパス比が1.6倍になって推力の増加があの程度だというのもおかしい
XF9はTIT1800℃でファンの入り口面積がー16%でF119と同等の推力になっている

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:30:09.03

>>922
コアが共通なわけないでしょ
素材は進歩してんだよ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:33:45.47

バイパス比が1.6倍っつったって
元のバイパス比が0.3程度で、それがたかだか0.5程度になっただけじゃん
コア流量から見たら誤差レベルでしかない
それで19tまで上げてんだから明らかにTITが違う

そもそも資料にだって違うって書いてあるじゃんかｗ
馬鹿なのか？

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:33:59.40

日本はFACO持っててF-35の重整備してるんだから
そこで整備済のエンジンの定格試験もやるだろ
勿論その時にTITも見られてるよ
スペック通りに出力してるかね

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:39:56.32

＞次世代の戦闘機用エンジンは、最大2400 KのTITと約1600 KのΔTと0.06のFARを持つと予想されています

ついでにこうも書かれてるしな
TIT1800℃のXF9はお呼びではないってことがはっきりしたな

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:43:21.37

自衛隊がTIT1727℃と言ってるなら間違いない

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:46:28.25

2260Kって英語wikiとも合致してるしな

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:48:29.90

>>913が見事なオウンゴールだったな
ご苦労さんｗ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:48:57.82

F-35が1700と考えると
1800なら、前後の技術的にありうる話だし
航空機の世代的な性能に問題はない
新F-35ナスカは1800かな？

2000とか現実にはない
バカ言ってないでいいかげんにしろｗ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:50:06.56

>>920
普段LMが公表してるのが2000Kで、部分的に高低があるので2000~2260Kとなるだけだろう
そもそもF135は設計値よりも温度を落として運転してる

XF9-1の説明でもタービンの長寿命化のためにTITにムラが無い設計にしたという説明があったくらいなので。

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:56:41.73

>>921
XF9-1の推力試験じゃなくてその2017年のコア部だけの試験の時の映像ね。シンポジウムのセミナーで公開された映像で計器が映り込んだ映像で1850°Cとなっていた。
同じセミナーの映像で「トレンドとしての2030年前後世界水準」という資料もあって
そのエンジン推力はミリタリー１３t、アフターバーナー２０tとなっていた。XF9-1の最終目標はその辺りにあると思われる。

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:57:38.63

>>931
むりやりこじつけようったって君はもう終わりだよｗ

設計値より速度落としてるから何だって？
そんな理屈ならXF9の数値だって意味がなくなるぜ
実用上は1600℃程度かな？ぶはははは

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:57:43.83

エンジンの素材は日本製なんだから
もし同じ素材を使ったのなら最終的に日米の最新のエンジンの温度の上限は全く一緒になる
あとはエンジンの寿命との相談で最適な温度にするだけの話

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:58:32.50

>>924
資料によって違うから考察が必要になる
F-35の導入を決める部署の航空装備研究所の次期戦闘機の講演を行う人が間違うとは考えにくい
コアが共通で耐圧タービンを2段にしたものという資料は多いよ、君が知らないだけ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 20:59:49.07

>>927
航空祭の手書きの看板だよそれ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 21:01:47.71

>>922
部品点数を大幅に減らしたという話もよく語られるし、コアは共通じゃないね。
設計に類似があるだけ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 21:03:47.90

>>931
F135のTITは非公表だよ
全て推定だ
だがF-35の配備を決める部署は詳しいデータをもっている
LMの公表データがあるならリンクで示せばいい

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 21:04:58.49

>>934
F135のタービンはアメリカの製造だし、素材もアメリカだが、MX-4という合金名だったかな

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 21:06:51.81

>>935
しつこい馬鹿だな
それでAB推力が15tから19tまで上がるかっての

ついでにいうとF119はX-32搭載版の時点でF135並みに進化してる
そのコアと同じって意味で書かれてるともいえる
要は寸法的に同じでも、素材が違うし冷却方式も進歩してんだからTIT違って当たり前だっつーの

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 21:17:29.00

>>940
X-32も単発だコアが進化しなくてもF135並のバイパス比が可能だよ
1、君が考えるバイパス比とは？

_ · 2025/04/29(火) 22:05:12.39

>>938
LMの公式発表値はないはずだけれど
F-35を運用している日本の防衛省が、
F135-PW-100エンジンに「タービン入口温度　2000度K（1727度C）と説明つけてる画像があったやろ
見たことないか？

_ · 2025/04/29(火) 22:06:40.00

あーごめん、レス先のアンカー番号まちがえた

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 22:14:30.74

>>942
それって今までの流れからいって
防衛省の方こそ勘違い、もしくは意図的に2000℃を2000Kにしちゃったって見たほうが辻褄合うね

_ · 2025/04/29(火) 22:15:58.32

お詫びに、いま検索した画像のURLを貼るわ
航空自衛隊の航空祭の展示やったはず

https://pic4.zhimg.com/v2-5b6a471ad92aeb41c1f028c816968ea7_r.jpg

F-35AのエンジンであるF135-PW-100の説明として
「タービン入口温度　2000度K（1727度C）」と書かれとる

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 22:16:48.13

TIT80℃差といっても燃費効率2%くらいの差だからな
XA100なんかは25%の燃費向上と言っているし結局TITは一部の要素の話しだわ

警備員[Lv.4][警] · 2025/04/29(火) 22:21:04.74

その燃費効率2%差ってどこから来た数値やねん
ソースを出せソースを

_ · 2025/04/29(火) 22:30:23.86

>>944
ねえよ

2000度K（1727度C）と書かれているそのまんまを、誤解しようがないだろ

アメリカのF-110が1510度C、英国のEJ200が1527度C、中国のWS-15が1577度C、ときて、
なんで突然F-135になって、400度Cもハネ上がるんだよ

それで推力19トンしかでてないとか、
F-35はアフターバーナー使わないと結局スーパークルーズできないとか
逆におかしいだろ

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 22:50:26.23

NIMSの人が言っているな
実際は旅客機より小さな戦闘機はもっと燃費効率は上がらないだろう
さらにリニアな指標ではなくて2000℃に近づくほど効率は悪くなるし
ttps://www.gov-online.go.jp/eng/publicity/book/hlj/html/201101/201101_14j.html

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 22:50:35.76

今、一番GCAPの情報を狙ってる中国は
どの程度把握してるのかな？やっぱりIHIに
スパイを送り込んでいるのかな？

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 22:53:01.55

>>950
俺たちも迂闊なこと言えないな

警備員[Lv.6] · 2025/04/29(火) 23:11:33.31

防諜に関しちゃ天下のMI5様が入ってくれてるから大丈夫さ
日本の公安より余程頼りになる

_ · 2025/04/29(火) 23:13:00.34

>>913　のURL先を読んだけれど、F-135のタービン入口温度が2000-2260度Kという情報は、
[16] を参照と書いているんだけど、その出典を示す項目がそのページには無くて

調べてみたところ、いちおうここで全文が読めたんだけど
https://www.scribd.com/document/843018611/1-s2-0-S037604212300043X-main

結論として、「メカニカル　エンジニアリング　マガジン　2007年4月号34-37ページ」の
L.S.ラングストン、ファーレンハイト　による記事が出典という話なんだけど、
それどこまで信用できるん？　その情報の出所は何なん？
という感じなんだけど

>>913　の記事の執筆者は、中国の清華大学の研究者ではあるようやけれど、
情報の出所の、「メカニカル　エンジニアリング　マガジン　2007年4月号34-37ページ」
に書かれていた情報がどういうものか分からんと、何とも言えんなー

F-35の実物を運用している、航空自衛隊の最近の説明文のほうが、信憑性有ると思うけどなー
違うというなら、「メカニカル　エンジニアリング　マガジン　2007年4月号34-37ページ」
を、調べて教えてくれよ

警備員[Lv.6] · 2025/04/29(火) 23:15:58.26

一般刊行物なら国会図書館データベースに電子化したのがアーカイブされてるかもな

_ · 2025/04/29(火) 23:36:22.02

いや、俺が面倒くさくてカタカナで書いたんだけど、
メカニカルマガジンは、アメリカの刊行物やねん

ただし、俺には結論はついたぞ
2007年の記事は知らんが、そこの頃から、F-135のタービン入口温度が1980度C（2260度K）という話はあって
それ、数字がおかしくね？
という話は、英語圏でもされてはいてだな。

https://aviation.stackexchange.com/questions/43197/what-is-the-operating-temperature-of-a-turbofan-engine-and-how-is-it-kept-at-th

タービンとロケットの専門誌でも2025年までは1726度Cと書かれていて、
GEのガスタービンでも1710度Cなのに、おかしくね？　と。まだ続くで。

Q1: Assuming that by operating temperature you mean turbine inlet temperature, this article says the Pratt & Whitney F135 engine in the F-35 (JSF) has a TIT of 3600 °F (1982 °C / 2255 K), but that most high performance aircraft engines do not exceed 3000 °F (1649 °C / 1922 K), while non aviation engines are nearer 2700 °F (1482 °C / 1755 K) or lower. Exact figures for modern engines are very unlikely to be stated in public. Mattingly, in his book "Elements of Propulsion: Gas Turbines and Rockets" has a table (6-2, P363) that gives a general guideline, depending on the age of the engine. He says:

1955-1965 2000 °R = 1540 °F (838 °C / 1111 K)
1965-1985 2500 °R = 2040 °F (1116 °C / 1389 K)
1985-2005 3200 °R = 2740 °F (1504 °C / 1778 K)
2005-2025 3600 °R = 3140 °F (1726 °C / 2000 K)

The GE J79 gas turbine which had its first run in 1954 is claimed to have a TIT of 1710 °F (932 °C / 1205 K), so these guidelines look reasonable.

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 23:48:44.27

F-135のタービン入口温度の話、続き。
以前、ここで同じ話を、ここの人たちとした記憶があるんやけど。

F-135のタービン入口温度は、3600度Rなのを、3600度Fと間違えて流布されたのではないか？
（ランキン度。絶対零度から数えるファーレンハイト度。絶対零度は-460度F）
という話だったんだよね。
（2260度なんていう、下2桁が60度になるような数は、-460度Fの扱いくらいしか出ようがないし）

https://www.f-16.net/forum/viewtopic.php?f=56&t=16555&start=30
by sirsapo » 17 Dec 2011, 02:10
I would also doubt that the F135 has a turbine inlet temperature of 3600 degrees Fahrenheit. Its probably more in the ballpark of 3600 Rankine, which would put it in the level of technology of the F119...

I'd say Fahrenheit, as the F100-PW-229's TET runs ~2500*F which is around 3000*R

Our friend J@nE'$ says the F135's "HPT rotates at speeds exceeding 15,000 rpm, generating 47,725 kW (64,000 shp) from gas at just over 1,649°C (3,000°F), cooled by air supplied at 538°C (1,000°F) from the HPC.

That would be a TET of 3459.87 degree Rankine (or 1922.15 kelvin)

**名無し三等兵** · 2025/04/29(火) 23:54:19.06

https://www.youtube.com/watch?v=SfCo627C6J4
米軍のB1B戦略爆撃機が青森・三沢空港で立往生　1時間半にわたり滑走路閉鎖

_ · 2025/04/29(火) 23:54:27.21

ということで、ネット上での推定としては、
F-135のタービン入口温度は、3600度R（=3140度F）=1726度C=2000度K
というのが、正しい。

というのが、俺が読んだ中では、一番説得力がある説明なのよね。
この説明を書いていた英語のコメントは、2011年のものね。

_ · 2025/04/29(火) 23:57:00.16

ついでに念のため補足しておくけど、
F-135エンジンのタービン入口温度が、1726度Cというのは
自衛隊の航空祭での、説明文とも整合するので、これが正しいと判断できる。

ということやね。

_ · 2025/04/30(水) 00:27:26.85

>>955
俺が書いたここは、読み返してみたら、誤訳やった。

>GEのガスタービンでも1710度Cなのに、おかしくね？　と。まだ続くで。

ここは忘れてくれ。
論旨や結論は変わらんで。

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 02:10:40.44

>>950
IHIに大した技術はないから大丈夫

>>951
統合失調症のお前の｢情報｣なんか単なる妄想だから大丈夫

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 02:17:15.75

言うだけ言っとくってやつだな(笑)

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 02:47:11.28

>>962
夜中でも10分以内に反応する念仏
アプリの通知で目覚めたか？(笑)

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 03:01:01.70

ごめん
20分だった
じゃ　おやすみ
また早朝のお勤め頑張ってね

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 05:02:07.60

>>945
F135のTITは1650℃だよ、F119と共通コアなのでTITも同じ
https://drive.google.com/file/d/1vEAisfLcnKQfOUENZYWT3NPlm3dC7xWL/view
防衛技術シンポジウム2016で行われた「~将来技術の獲得に向けて~航空装備研究所の取り組み」という講演の発表資料
P31のグラフの1650℃付近の二つの点がF119とF135だ
メーカーが非公表だが航空装備研究所はF-35の配備を決める立場のの組織だよ
ここに情報が来ないわけがない、ただし守秘義務つきだ
だからエンジンの名称は書いていない
現場の人が計器で確認したのが2000K（最高値）なら理屈は合う
守秘義務付きの非公開データを堂々と看板にするとは考えにくい
P31のグラフには高圧タービン平均入り口温度となっていてXF9の1800℃も平均だ
比較するなら平均どうしで比較するべきだよ

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 05:19:58.89

>>959
965の1725℃は最高値という俺の意見はどう思う？
”メカニカル　エンジニアリング　マガジン　2007年4月号34-37ページ”の引用以外では
https://www.sciencedirect.com/science/article/abs/pii/S037604212300043X　のF119の1850～2000 Kとも辻褄が合う
F135のコアはF119と共通で低圧タービン（コア以外）を2段化してバイパス比を上がてものと認識しているんだが
ざっと検索したらWikipediaしか記述がなく、出展情報もないようだ
これについてご存じの事があれば教えて欲しい

警備員[Lv.11][新] · 2025/04/30(水) 06:32:42.48

F119の話を必死にしてもRR製エンジンなんて間に合わない

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 06:42:42.41

発表見るとGCAP機のエンジンは普通にRRの設計がベースだし間に合うだろ
そのエンジンはXF9ではないしXF9の発展系でもないとIHIの人が言ったし

! 警備員[Lv.23] · 2025/04/30(水) 06:48:43.00

>>968
その設計とやらは実証値あるの？

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 06:49:37.50

開発中の実証エンジンに「実証値あるの？」て聞く馬鹿

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 06:49:54.62

>>968
嘘と印象操作しかできないの？

_ · 2025/04/30(水) 07:04:24.13

次期戦闘機は「機体設計と全体調整は三菱重工、エンジンはIHI」という、
メディアの記事や、防衛省の契約発注をもとに判断してるおれのような人間は
F-135エンジンのタービン入口温度の話のように、
色々調べて根拠を書いて、判断結果を書いているわけやが

テンペストくんのように、日本をディスる印象操作がしたいだけの人が
必死に、次期戦闘機は日本の技術ではないと
根拠もなく、口からデマカセを書き込み続けているのが、良く分かるわな

! 警備員[Lv.23] · 2025/04/30(水) 07:07:18.61

>>970
設計はしたが不具合が出るかは一切不明、て事か？
あの会社、レシプロエンジンならゴスホークや
バルチャー等理論先行のエンジン開発して
航空機開発失敗に繋げた過去があるけど
(双発機が４発機になったりしましたw)

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 07:07:32.74

>>970
今、実証エンジンを開発中で今年度内の本番用の試作に間に合うと考えているのか？
機体はエンジンの外径、重量、重心が決まらないと詳細設計に入れない
機体も今年度中に試作機製造に入る、どうやって試作機製造に入るのか？

_ · 2025/04/30(水) 07:13:42.58

日本のIHIの、XF9-1は実証試作された実物があるエンジンで、
タービン入口温度は1800度C、推力18トンは出るとされる

テンペストくんが主張するロールスロイスの新型エンジンは、
まだ実証試作エンジンも発表されておらず、模型とCGしかないが、
ロールスロイス自身が、空気吸入量が100kg/秒と言っていて、中国のWS-10（公称120kg/秒）にも劣る数字

まだ実物もなく、ロールスロイスが言ってるスペックは中国のJ-10に載ってるエンジンにも劣る
ここまでが事実

テンペストくんは、次期戦闘機に採用される高性能エンジンが
日本企業がほぼ開発してるものになるのが気に食わず
それはロールスロイスのエンジンだと、根拠も挙げずに毎日ひたすら主張し続けている（何年も何年も）

初めて見る人のための解説や

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 07:15:47.04

心神とかもそうだけどテンペストとか言う名前に異常に拘るのはなんなんだろう
イギリス国内でも破棄されたプログラム程度にしか認知されてないんじゃないの？

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 07:19:16.59

>>970
まだ試験すらしていない「実証」エンジンを
今年から開発が始まる試作機にぶっつけ本番で載せるとか、パイロットが可哀想だなw