【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) 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

_ · 2025/04/30(水) 07:25:23.99

エンジンに関する補足

なぜ、ロールスロイスの言ってるスペックが、中国のWS-10にも劣るようなものなのかというと
英国で構想されていたテンペスト計画では、
欧州で数を売りたいために、中型のマルチロール機だったから
発電量は重視するものの、推力はそこまで大きなものでなくても良かった

いま共同開発中の次期戦闘機は、大型の制空戦闘機で
日本が主張していた、航続距離と武器搭載量を重視するほうが壊死損姓が高いという
2016年ごろまでに行われた防衛省の防空シミュレーションの結果によるもの

テンペストくんは、ここでも、根拠もなく次期戦闘機のコンセプトは英国テンペスト案のものだと
情報工作に必死なわけだが
テンペスト案なら、様々な武装に対応するため、機外にコンフォーマル・ウェポンベイを付ける
日本案だと、そんなものは、着脱可能にするぶん、余計な重量がかさむだけで
制空戦闘機には無駄でしかないのでつけない
コンフォーマル・ウェポンベイなんか、次期戦闘機につくという発表はされていない
テンペスト構想とは違う

ここまでが解説

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 07:27:24.83

>>978
「壊死損姓」って、へんな誤変換しちゃった

「日本が主張していた、航続距離と武器搭載量を重視するほうが生存性が高いという
　2016年ごろまでに行われた防衛省の防空シミュレーションの結果によるもの」

と訂正しておくで

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 07:30:41.92

ほんとに朝5時から念仏を唱えていやがる

_ · 2025/04/30(水) 07:33:15.17

>>977
そう、ロールスロイス案だと、まだ作ってもいないエンジンが
中国の15トン級エンジンにも劣るスペックなんやもの

発電量は大きいんだけど、それすら実用に足る実測値ではなかったんじゃないかと
疑わしくなってくるような動き

なんで、18トン級のXF9-1ベースのエンジンを捨てて、
中国のWS-10以下の推力のエンジンを作り直すはず、と主張できるのか、
それで他人が納得すると思うのか不明なんだけれど、

テンペストくんは、ただひたすら日本が優秀性を発揮するのが気に食わないという
判断基準がそこだけやからな
ただひたすら、嘘ついて、日本をディスるプロパガンダを繰り返してるだけ

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 07:37:57.11

エンジンがないのではなくてネット上では見つけられないだろ
自分たちがネットで見つけられないものは存在しないｗ

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 07:53:35.98

>>980
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？

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 07:54:49.68

>>982
君はどこで見つけたんだ？

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 07:57:47.21

>>982
ないことの証明は事実上不可能で悪魔の証明と呼ばれている
あると主張する方が根拠を示して証明するんだよ

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 08:01:15.39

>>983
朝からパターン通りの念仏お疲れ様

日本主導開発に決定したと毎日自演で妄想を書き続ける人がいますがそのような事実はありません

念仏君と呼ばれている統合失調症患者です
書き込み内容は以下のパターンが多いです

パターン1
念仏「日本のF-3を共通機体とすることが決まった！日本政府は日本企業としか契約してないのが証拠だ！」
住民「正式に決まるのは来年で、今は主導権争いをしていると中の人が言ってただろ？」
念仏「うるさい！チョンめ！KF-21はショボい！嫉妬するな！」
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「うるさい！チョンめ！KF-21はショボい！嫉妬するな！」
パターン3
事実を元に推測を重ねてできた妄想を事実とすり替える
「要は」「明らか」などの用語を使う
毎日毎日この念仏の繰り返し

! 警備員[Lv.23] · 2025/04/30(水) 08:01:51.72

>>986
コピペ念仏が現れたんかい…↑

_ · 2025/04/30(水) 08:07:32.54

>>986
もう、いまは「来年」を通り過ぎていて
日本のメディアはこう報じているし、IHIは自分がエンジン開発を主導すると堂々と言い出してるで？

（NHK　2024年12月29日）
日本は、技術力を生かして主に機体のデザインを担う方向で調整が進んでいます。

（日経　2025年1月15日）
3カ国のこれまでの調整で日本が機体設計などを担うことが固まった。複合材に強みを持つ技術力を生かし、レーダーに映りにくいステルス性能の向上に寄与する。

（読売　2025年1月17日）
設計を含め全体調整を三菱重工業、エンジン開発をIHI、電子機器を伊レオナルドがそれぞれ担う予定だ

（IHIの求人情報　2025年3月）
求人概要：（次期戦闘機の国際共同開発プロジェクトは）日本、イギリス、イタリアによる大規模な共同開発で、IHIがエンジン開発を主導します。

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 08:20:38.27

>>986
このスレでKF-21で検索するとこのコピペ以外は
>>498
> 我慢できずにKF-21買っちゃう国とか出てきそう
ここまででこれだけだがｗ

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 08:29:46.65

>>971
発狂してんな
「開発中」なんだから発表されるまで待てよ
開発スケジュールが発表されてんだから、遅くても来年再来年にはわかるし
今公表されてる情報だけじゃベースはRR、発電機は2個、第三気流備えてることしか分からん
あと、IHIの人がはっきりとXF9じゃないと言ってんだからいい加減諦めろ

! 警備員[Lv.23] · 2025/04/30(水) 08:44:40.17

>>978
>英国で構想されていたテンペスト計画では、
>欧州で数を売りたいために、中型のマルチロール機だったから
>発電量は重視するものの、推力はそこまで大きなものでなくても良かった

今更アノ実証エンジン…ガチでEJ200ベースに開発しようとしてる？パイプは生やすけど。
実証飛行機もEJ200 縛りを変えられなかった英国だから
十分ありえるがムダ過ぎでしょと

>>990
実機エンジンが完成するのは何時の事になるんでしょうね
…果報は寝て待てと言いますが2040年位に起きれば
良いンでしょうか…更に遅れて2045年位になれば
コールドスリープの技術が必要になるけど、RR社は
それなら適した冷却技術とか持ってそうw

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 08:48:56.55

他にないから
防衛省に納入されたXF9-1のファミリーだろうと予想し、
XF9-1が20024年度まで防衛省のもと改修が行われて
燃焼室とファンをいじった事が資料公開され、
2024年度にエンジン詳細設計に予算が投入された。
ここまで事実のみw
だから今作ってんのはXF9なんだろうなー
というそれだけの話だ。

RRのエンジンは証拠もってこいといわけたら
伝聞と妄想と模型とCGなんだよなw

そら信用無いわ。英国政府ですらそう言ってるw

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 08:51:51.08

俺はF135が2260Kって方を信じるよ
そして次期は2400K予想ってのもね

突拍子もなく2400Kって数字が出てくるわけがないしさ
wikiも一向に修正されないのは、否定派の証拠だけが無いからでしょ

同じ圧縮比だとTIT高くなりすぎると効率低下するが
その圧縮比も上がってきてるからこそTITも伸びしろ増える

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 08:54:08.33

ユーロファイタータイフーン開発で生じた
あのような遅延は二度と招いてはならない。
だってお。8年遅れだっけw

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 08:54:27.16

おおかた防衛省はじめとして、否定派は
2000K～2260Kってのを、悔しいからって最小の2000Kだけ取り上げたもんだよ

普通は超音速で全開中こそ、ラム圧加わって温度高くなるから
高い側の数値こそ正しいんだけどねぇ

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 09:02:18.93

2000℃超えると大気の78％を占める窒素がプラズマ化されて悪さをするから実質的にエンジンの温度の上限は2000℃
仮に2400Kがあったとしてもエンジン寿命を伸ばす以上の意味しか無い

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 09:02:45.84

>>986
>朝からパターン通りの念仏お疲れ様
いや「キミがネンブツ」だよ。
政府が詳細設計に入ったと公式発表したからには、エンジンは何かであるかは確定している。そしてそのエンジンは「詳細設計」に既に入ったエンジンで無ければならない。

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 09:13:27.19

要は1800℃でホルホルは恥ずかしいってことだ

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 09:13:28.37

>>990
> 「開発中」なんだから発表されるまで待てよ
> 開発スケジュールが発表されてんだから、遅くても来年再来年にはわかるし
今年度内の本番用の試作エンジンの製造が始まるんだよ
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

> 今公表されてる情報だけじゃベースはRR、発電機は2個、第三気流備えてることしか分からん
> あと、IHIの人がはっきりとXF9じゃないと言ってんだからいい加減諦めろ
事実なら根拠のリンクを貼れよｗ

**名無し三等兵** · 2025/04/30(水) 09:14:06.28

シャフト屋はシャフトで頑張れｗ

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