ミリタリージェットエンジンを語るスレ 6kN
ttp://mevius.2ch.net/test/read.cgi/army/1440828436/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ 5kN
ttp://peace.2ch.net/test/read.cgi/army/1419210945/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ 4
ttp://peace.2ch.net/test/read.cgi/army/1389273648/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ 3
ttp://toro.2ch.net/test/read.cgi/army/1357556393/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ 2kN
ttp://toro.2ch.net/test/read.cgi/army/1283917599/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ 1馬力
ttp://toki.2ch.net/test/read.cgi/army/1192343293/
即落ちスレ
ミリタリージェットエンジンを語るスレ 3kN
ttp://toro.2ch.net/test/read.cgi/army/1352609325/
ttp://www.mod.go.jp/atla/pinup/pinup290628.pdf このエンジンにソフトウェア的にリミッター入れて
旧世代エンジンのアップグレードに使えばいいよ
F-2がハイパークルーズできるようになるのかしらん
P-1やC-2も派生型エンジンに換装とかないかしらん
IHI、将来の戦闘機用を目指したジェットエンジンの主要部分（コアエンジン）を納入
ttp://www.ihi.co.jp/ihi/all_news/2017/aeroengine_space_defense/2017-6-28/index.html 
ttp://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/images/media/images/pr170628/247067-1-jpn-JP/pr170628.jpg セラミック基複合材(CMC)，先進的な冷却技術，高度な電子制御技術，ステルス技術
といった，日本が世界に誇る技術を随所に採り入れた戦闘機用エンジンを提案しました。
また，圧縮機，燃焼器，高圧タービンを試作し，これらは，所期の目標性能を満足して
いることが既に確認されています。
続いて，IHIは，2013年度に「戦闘機用エンジン要素の研究試作」を受注し，
コアエンジンの設計製造を進め，2017年6月に所定の機能性能を満足することを確認し，
本日，納入の運びとなったものです。
さらにIHIは，2015年度に「戦闘機用エンジンシステムの研究試作」を受注し，
国内企業のご協力も得ながら，コアエンジンをベースとして前部にファン，後部に
低圧タービン，アフターバーナと排気ノズルを装着した戦闘機用エンジンの
プロトタイプ（XF9-1）の設計製造を推進しています。
-----------------------------------------------
（XF9-1）のドライ11ｔ max15ｔ は既定値なんですね。
量産実用エンジンで max17ｔを予定するのか
プロトタイプXF9-1の推力が目標15t以上（15tより上）でありそこで出力が決まる
実用エンジンで推力を変えたらまた開発のやり直しだよ
長く運用し現場が必要と考えればマイナーチェンジはあり得るし
それで一定の性能向上は見込める
ただし、改造してあるなら普通はその情報が公報で掲載されている
妄想であれこれ言い過ぎると酷い目に合う
寸法も少し違う。
ttp://blog.livedoor.jp/wispywood2344/ あるいはYF119からF119でバイパス比が上がってたりとか
とにかくちょっと推力増すためにバイパス比を大きめにするというのはよくあるのかねえ？
ところがシンポジウムではプロトタイプ完成から量産化まで時間があるので
その間に推力アップやらの改修をやると言っててな。
強化するならウェットよりドライを上げて欲しいなぁ
エンジンの発するエネルギーは一緒でも
バイパス比を上げて、ファン風量を増やせば
推力は上がるっていう仕組みかな?
ですよね。
そのファンの大きさで
速度と推力のバリエーションを増やしてるのは
いろいろありそうですね。
XF9-1、ドライで11t以上ということは、ドライで12tの可能性もあるのか・・・
バイパス比の大きい巨大ファンにすると
旅客機や輸送機のエンジンになると。
DMUのシミュレーションで航続距離（滞空時間）重視になったからなぁ
11t・15tの方が癖があるよ 11t・17tの方が普通かも
公式にスリムは無くなってるんだろ
技術的な壁であきらめたのか、それとも設計思想の変更でやめたのかどっちかは知らん
省燃費、航続距離・滞空時間重視のためにやめた気がするよ
バイパス比を上げると推力と燃費は確かに上がるが、エンジンが大きくなるので
推力重量比が下がる。
小型で、推力重量比の高いスリムエンジンを目指すか、
大型で、高推力低燃費な高効率エンジンを目指すかは、機体の仕様次第。
現在は、どっちの要求にもこたえられるように、要素技術を開発してるとこ。
>大推力かつコンパクトなエンジン
コンパクト
つまり今度からはHSEでなくHCEか
4ヶ月半後を楽しみにまとう
・IHIのエンジンの型番は伝統的に奇数だから奇数番台のXF9だ
・いや型番はトン数を表す。F3エンジンはXF3-IHI-400が3tオーバーだった
XF5が5t、F7エンジンはもうちょっと本気出すと7ｔなんだろう(適当)
だから次のエンジンは10t級だろうからXF10だ！
そのうち作る戦闘機の規模について議論になっていった
MiG-29やホーネットサイズでステルス機だと1.3倍くらい重いだろうから
推力12tくらいかなあ？と
そしてそれを達成できるエンジンサイズはやっぱりF404程度なのかなあとか
そして高圧タービンに使える素材の耐熱性なども調べて、もっと行けるか？いや
13t台か？といってたところで
「ハイパワー・スリム・エンジンでは15tが必要」
公式から出てきてみんなぶったまげたｗ
エンジン型番も推力に合わせてXF15か？と言われたりした
更に去年のシンポジウムで大きさが数値は非公表だが巨大なパネルで展示され、これはF404じゃなくて
F110サイズじゃねえか！とみんなひっくり返った
全然スリムじゃねえぞと
そして推力も15tは最低目標で17tすら目指す？！というからもうねｗ
そして型番もXF9であると分かった
だが何はともあれ、圧縮機、燃焼室、高圧タービンがセットになったホットコア部が納入されただけでも
良かった良かった
なおホットコアと呼ばれる部分の範囲も色んな人が問題にしており、燃焼室だけをホットコアと呼ぶという人と
いや高圧圧縮機や高圧タービンも含めてホットコアだという人に分かれていた
少なくとも今回のXF9においては、6段の圧縮機や1段の高圧タービンも含めてホットコアと呼ぶ決まりみたいだな
(圧縮機6段を1段の高圧タービンで回すんだから凄いよね)
J隊の発表の性能は実力より低い事が多い。
P-1の後部AESAの存在にも言及しないし、
C-2の最大搭載量も36t（2.25G）と32t（2.5G）からの計算値より低い。
そのうち公開するでしょ
乙です
エンジン口径のサイズについてですが、参考に[F100-PW-229]の諸元と見比べてみました。
F100-PW-229 （Diamerter 直径のみ…）
Inlet diamerter: 34.8 inches (0.88m)
Maximum diamerter: 46.5inches (1.18m)
ttps://www.pw.utc.com/Content/Press_Kits/pdf/me_f100_pw_229.pdf これを参考にると、XF9-1の「１ｍ」はファンが取り付けられる予定の入り口なので、
インレットの口径と考えて良さそうなんですよ。
そうなると、エンジン全体の直径はもっと大きくなりそうだし、そもそもF100-PW-229
より口径の大きな「ハイパー・‘スリム”・エンジン」って何んだろう？ と考え込んでしまいます。Ｗ
このインレット直径の88cmには気流をバイパスするインレット部分は含まない
可能性が高いですね。そうなると、XF9-1の方が多少はスリムになるのかな？
開発関係者は1日5回メッカに向かってお祈りします。
2のPDFの画像から寸法比率で推測すると
F100-PW-229のMaximum diamerter: 46.5inches (1.18m) は同じくらいじゃないかな。
長さも4.8程度で同じくらいだし
ダイエットを諦めるのは世の常
魔法鳩さんの所の図だとXF-9はインレット９６ｃｍ～１００ｃｍの直径１００～１０６㎝だから
F119比で１～２割くらいスリムというところか。
ドライで11t以上とかイマイチ信じきれない俺ガイル
で
>圧縮機，燃焼器，高圧タービンを試作し，これらは，所期の目標性能を
>満足していることが既に確認されています。
>続いて，IHIは，2013年度に「戦闘機用エンジン要素の研究試作」を受注し，
>コアエンジンの設計製造を進め，2017年6月に所定の機能性能を満足することを確認…
とあるのでIHI社内でも基本的な性能確認はやってるでしょ
逆に要素部品の性能は設計どおり出てるのに、全体を組み上げてみたら性能が出ないと
なったら設計自体がまずいってことになるのかね
（信頼性とか耐久性とかは別にして）
ムチ使わなくても持ったままでスーパークルーズしてバーナー使えば末脚な感じですか
千歳から大空へ駆け上がり対馬海峡や五島列島沖へ超音速巡航で駆けつける
これですよねこれがロマンですわ別冊宝島はこの方向で動画作ってもらいたい
するとですね、HSE（ハイパワースリム・エンジン）というのは、アメリカの商売敵にならない
ニッチ市場を目指すエンジンですよ！というアレなアレですね。Ｗ （国産エンジン開発について知る人はアレで解る…）
ｗｗｗ
最近ファンにギアを入れたジェットエンジンが実用化された（まるでターボプロップみたい）
戦闘機用エンジンもGTF化すればいいのに
XF9にしろF119にしろ新型エンジンではタービンは高圧タービン1段の後に低圧タービン1段の合計2段しかない
（F135では高圧1段で低圧2段）
もしファンとタービンの間にギアを噛ませろっていうなら
いっそ後ろは高圧1段だけで前にギア付けてファン回す？ｗ
さすがに無駄が多そうだな
ttp://www.secretprojects.co.uk/forum/index.php?topic=23340.0 F401 had a larger fan, with an additional IP compressor stage attached to the rear of the fan to supercharge the compressor.
F401 F100
Entry diameter: 42in 36.5in
Overall diameter: 50.5in 47in
Bypass ratio: 1.0 0.7
Weight: 3,649lb 3,036lb
Thrust, dry: 16,400lb 14,375lb (+14%)
Thrust, AB: 28,090lb 23,810lb (+18%)
SFC, dry: 0.62 0.68
F100の派生型のF401-PW-400 はこんなスペックだった
バイパス比広げ過ぎのため
当時のエンジンがタービン直前温度1350℃くらいで低温なせいもあって(それでも当時としては冒険レベルで、開発時に死者まで出た)
アフターバーナ使用によりドライ出力の1.7倍以上もパワーアップしていた
今ではバイパス比もそんなに高くないこともあって1.5倍までしか上がらない
F110-GE-400はフル出力でF401とほぼ同じ推力を出したが、どっちにしろF-14に要求されてるよりは
AB推力で過剰に過ぎたかｗ
ミリタリー推力が上がったことでAB無しで離陸できるなど大いに燃料の節約になり行動半径が6割も増えた
RB199エンジンもバイパス比1:1.1もあって推力の倍率が物凄く良い
しかしこれは輸送機用のRB211のための準備も兼ねた？か
3重軸もあるという戦闘機用エンジンにあるまじき仕様
XF9-1はあくまでもプロトタイプだからなあ
そこから小規模な改良なら幾らでもあり得る
F135もX-35の時に推力18tくらいだったのか
いつの間にか19.3tまで上がっていた
そう信じたい
結局は筋力質のボディ作りでいいでしょう。
無理に絞る必要は無いと思うよ。
ロールスロイスって民生用エンジンに関しては
タービン直前温度を少し下げて推力を落としてメンテナンス間隔を伸ばしましたって
改良がやたら目立つなあｗ
ええ、そうですよ、防衛装備庁が『15トン以上！！』と断言していますもの。Ｗ
重量軽減が意外と難しい様な…
民生用の大型エンジンの場合は「NOx]窒素酸化物を低減させる目的でも、あまりタービンインレット温度を
高温に出来ないという話があったけど、最近のＧＥ９０とか戦闘機用のエンジン並みに高温だったりしますね。
技術革新の力か…
最大推力は設計が妥当ならまあそれなりに出るだろうけど、耐久性は苦労しそうだなあ
戦闘機用エンジンはTITや重量なんかもギリギリを攻めてくるだろうし
千葉銀に就職したんかね
まじで？
適度に硬くまっ平らで直線が延々と続くような場所が必要なんだぞ。
鳥取砂丘なんて話にならん。
その昔F1のレギュレーションでガスタービンエンジンは"可"だったし、ロータスだったかが実戦で走らせた。
とかいうレギュレーションになって
パワー縛りで辞めたそうな。
確かF7エンジンの説明で「欧米のエンジンは機体寿命の2～3倍なのは過剰性能
でそこまでの耐久性は当面求めていない」と言っていたな。
だからF9でも同様の手法で性能は同等へ持っていくが、耐久性で妥協だと思う
梅雨明けしたっぽい
アトピー泣かせの夏や
早く台風来て
求む大陸性高気圧ガール
今から2～3カ月は鬱や
11月のチンポジウムを心の支えに乗り切ろう
非公表だけどね
何処の地方？
ロッキードが、それより弊社のこの２0年前にボツになった案の方が・・
と言う売り込みをさせないため。ぐらいしか思い付かない。
ブサイク過ぎて恥ずかしいから出さない
それお前のかあちゃんやんけ
それ、多分、最高速を争うレコードブレーカー。
単純な記憶違いだろうが、超音速（スーパーソニック）領域での巡航能力だからハイパーじゃなくてスーパークルーズな。
だが極超音速（ハイパーソニック）領域での巡航という浪漫溢れる記憶違いはオレは嫌いではない、むしろ気に入ったぞw格好ええやんハイパークルーズ。
ステルスが形状依存とか、レーダー位置とか、隠し玉があるんじゃね？！
初期のDMUみたく「とりま23はラプターの機体形状、24はYF-23の形状を参考にしてみました」ってレベルから、ガチで機体形状の検討に入ったってことじゃね？ステルス機設計経験のある本職の設計者なら形状からある程度のステルス性の予測がつくらしいし。
防衛省的には国際共同に傾いてるから公表をやめた…なんてこともあり得るか
国産決まればエンジンは採算合うぐらいの数を出せそうだな
スケジュール的にギリギリだけど国産エンジン間に合うのかな
最短で35年（2023年）に初飛行する必要があるな
36中期防後半から調達開始だと2025年初飛行くらいの日程か
出た当初は見劣りするんじゃないかな、でもそれは仕方ないと思うよ
いきなり欲張ると価格が跳ね上がり納期が遅れ、調達数が減る
まずは定数充足だし、機数を確保できればその分だけ価格が下がる＝発展型はベースモデルが安くなった分だけスペック盛れる訳で
あとバンバン廃業や撤退してる下請を引き留める為にもさっさと調達を進めないと
ハード面の妥協では無くアップデートが比較的容易なアビオニクスやソフトウェア面であって欲しいけど
まさかF100-PW-229採用だったりして
米の動向見ると、可変バイパスでは、
F135比で推力20%アップ燃費30%向上、ぐらいなので・・
それぐらいになりそう？？ ドライ13t, AB 21t ぐらい
ドライ13トンかやはりな
最終的にはそれくらいにはなるだろな
向こうのスレざっと見てきたけど、モサ師匠の言う「現代版デルタダガー」がクック・クレイギー地獄に嵌まり込まない事を祈るわwデルタダガーって言うとどうもそのイメージが強くて。
クック・クレイギー式の開発スタイルは戦時中の四式戦の開発過程で増加試作機を作りまくる似たようなやり方をした時にそこそこうまく行ってる（あくまで開発進捗として。品質管理はまた別の話）から日本は割りにうまくやれるような気もするけど。
試作機をいきなり量産するって意味じゃないというか、そんなアホはどこにも居ないかと
ランニングコストを下げるのが目的なのに、試作機を量産してしまったら不具合改修や変更追い付きでバカみたいにコストかかる
消耗前提で後日手当する事を考えなくて良かった四式戦の増加試作機と一緒にしたらダメ
初期のスカスカ軽戦F-16がブロック重ねる毎に機能追加されまくったようなイメージじゃね
もしくはタイフーンのトランシェ、A/B→C/D→E/Fと改修されまくったグリペンとか
不明のビスが出てきた、と戦史にはでてるな。
にそろえていると理解してよろしいのですかね？
今のHSEのサイズも同じようですね。
それバラストじゃね？
ビス程度でバラストとか笑わせるな。
2000℃こえてくると燃料が燃焼する前に熱分解しちゃって吸熱作用を起こし、却って推力減っちゃう事態になるから、
これ以上の耐熱素材は意味をなさなくなる。
えっ、水素使おうって？？ そんなふつーの制空戦闘機なのに極超音速でも狙うわけじゃないしｗ
無冷却を考えれば まだ600℃近い改善余地がある
巡航ミサイル用とかあり得るのでは？
水素使うとなるとえらく大きくなりそうだけど
このあたりで窒素と酸素が吸熱反応を起こす
窒素を使わない純酸素なら理論限界はもっと↑だな
なんかも重要だからな
がんばってほしいですね
灯油なんか贅沢だわ…けしからんｗ
点火できるだけのスピードまで上げられるのかな。
多分SR-71にパッシングして追い越し掛けれるだろｗ
まさかのネ-20式マルチフュエル対応の大復活w永野治も大歓喜。
鯨油は記憶にないけど、ネ-20に松根油食わせて飛ばそうって話があったのは何かで読んだぞ。
推力があっても排気ガスの速度が遅ければスピードは出せない
例えばエアバスA380の４基のターボファンを非常に小さく軽い機体に積んでも音速は超えられない
A/Bなしでバイパス比の高いターボファンは静止推力は極めて大きいけれどファンエアが主体の排気ガスの速度はとても遅いからね
SR-71が高速を出せる理由の一つには、エンジンのP&W J-58が普通のA/B付きターボジェットではなく一部のエアをバイパスさせて
（ターボファンでのバイパスとは異なる概念であることに注意）、高マッハ時にラムジェット効果を生み出し
高マッハでの比推力が通常のA/B付きターボジェットより高くなるようにしていることがある
またそれ以外にも機体側がスパイクコーンやインテークダクトなどの設計もマッハ３以上で高い効率と推力とを生み出せるように特殊な設計をしている点も大きい
これって言い切っちゃっていいのかね？ｗ
ラムジェットの定義って（ほぼ）等エントロピー圧縮だっけ
横のバイパスの管を通ってる間は等エントロピー圧縮に近いが
その後でアフターバーナー部に出てきたところで再び減圧されてるから
等エントロピー圧縮ラムジェットでは無いってことになってしまい
単にエンジン全体の抵抗が普通のターボジェットやターボファンならファンや圧縮機により大きくなってしまうのを
バイパスにより抑えているだけ、って事になるのかなあ？
それを言ったらAB付きターボファンもAB使ったらラムジェット的なのかな？って事に
まあ、「空気抵抗が小さくて空気がバーナーまで直接ドババババーッっと流入して
そこで燃料とともに点火されてドゴオオオオオオオオオーーーーーーーーーーー！って燃焼して推力を出すのが
俺のかんがえたさいきょうのラムジェットの定義だ！」っていうのなら
AB付きターボファンもラムジェットなのかも知れんがｗ
>その後でアフターバーナー部に出てきたところで再び減圧されてるから
これはあなたの勘違いでは？
最後のノズルで膨張する過程で圧力は下がるのであり、AB部の圧力は、
ラム圧で圧縮されたインテーク出口圧と同じです。
ちなみに、ターボファンの場合も、AB部の圧力はファン出口圧と同じです。
AB付きターボファンとラムジェットの違いは、圧縮過程にファンがあるか、
ラム圧のみかの違いですね。
ttp://www.lockheedmartin.com/us/news/features/2015/sr-72.html SR-72はマッハ６での巡航を実現させるためにラム・エンジンとタービン・エンジンを並列配置した
「コンバインド・サイクル推進」を採用していますね。
無冷却で2000度か そうなるとセラミックしか考えられんが脆いからなぁ
カーボンナノチューブの繊維フィルム入れて強化とかかしら
CMCだよ
無冷却とはいかないらしい。（Ni基合金より大幅に軽くなるだろうが）
完全な無冷却化には高温でも化学的に安定した酸化物系セラミックスの適用が望ましいが、
高温強度に課題があり実用化に至ってないとのこと。
この前GEが高圧タービン動翼で試験してたのはどちらだろう。
ttp://www.gereports.com/space-age-cmcs-aviations-new-cup-of-tea/ 間違い低圧タービン動翼だった。
"GE makes CMCs from tiny silicon carbide fibers embedded in a silicon carbide matrix. "
SiCだね。
いきなり高圧とはいかないだろうな。
低圧すら担当出来ない未来が
少なくともJ-58を開発した連中は高マッハで有利になるラムジェット的な効果を期待してその特殊なバイパス管を設計し搭載したのは確かだし
高マッハでの飛行時にJ-58が期待に応えて同規模の単純なA/B付きターボジェットよりも余計に推力を出せたのも確か
そのJ-58独特のメカニズムと効果とがラムジェットの学術的に厳密な定義に合うかどうかはまた別の話
量産化は無理でもX-2のATD-X計画の次に、垂直尾翼なしのスパンローダー型のUAVの
実証実験とかに使ってほしい。
>XF5-1の量産化
T-4後継をコスト低減と称して単発化・・が無理筋なワンチャンスかな。
AB部は取り外しね
F-2より強いじゃん
ちょっとスーパークルーズができる位の大人しい練習機デスよ？
＞T-4後継機
単発ならABを残して、双発ならABなしの廉価版。了解しました。
ブルーインパルス向けは推力変更ノズルを付けて欲しいですね。＾＾
何の為に？
および無茶な機動をしない
とかかなあ
アメリカのT-Xがなー…
ttp://sorae.jp/030201/2016_12_21_tx.html ttps://www.youtube.com/watch?v=cp8PkWzsJQQ 空力だけで見るとホーネット系の最高傑作なんじゃね？って気がするｗ
良さげだな
軍板は次期練習機の話題になると「現在は実機は使わないのでいらない」とのレス一色になっていた時期が長かったが
チョンのT-50を導入すべきというレスには突っ込みが入らず賞賛レスが続くという
奇妙な現象が発見された
軍板で常識扱いされてる事は一度疑った方が良い
マジか･･･。
シムで代替するのは複座型の話でそれは機種以降訓練等での話で
訓練機で行う操縦士としての基礎的な訓練には当然実機が必要なんだがな･･･。
>音速突破の際に非常に不安定になる
そんな話聞いたことないぞ
機体は当然ソニックブーム発生を考慮の上で設計されてるよ
現代のヒコーキで音速突破のために特別何かの操作や対処が必要なんて話は無いでしょ
何処かで読んだ体験談だと、高高度であれば外の景色もゆっくーり流れるだけで変わらんし
べつにショックも何もなく音速突破して、音が静かになるとかいう話ならあったかな
日本での次期T-Xは中等練習機の代替だから、T-50とかネタ扱いだったかと。賞賛はいつものひと扱いでスルーしてただけだし。
ま、3年は前からT-4をグラスコックピット化して、極最低限の兵装扱い（LIFT過程用）が可能なように再生産で良い、と私は言っていますがｗ
F404だったような
そもそも遷音速時から空力性能は変化してるだろ？ 音速に近づけば近づくほど部分的に衝撃派が発生して衝撃抵抗が
途端に強くなったりするし、水平尾翼とか尾翼上部に衝撃波の壁が出来て舵が利かなくなったりするから、オールフライング
テールを超音速戦闘機は軒並み採用するようになったんだし・・・・・
旧来の直線翼だと遷音速域において主翼上部に衝撃波が先ず先に発生して揚力の減少及びエルロンの利きも極端に
悪くなったりする。 更に機体が音速を超えてマッハ1.2とかそこらが一番抵抗が増大し、マッハ1.6以上で巡航した方が
機体にかかる抵抗は却って減るとかね。
まあ今の戦闘機とかだとフライバイワイヤとかコンピュータ制御だから人間様はあんまり意識せずに操縦桿を操作できる
けどな。
日本の場合、XF-5のAB無双発程度か
シミュレータ自体がかなりお高いという問題
F-3複座作って練習機と言って使えば宜しい
このスレ的にはF9双発だな リヒートは外して良いだろ
あっても駄目じゃな程度M-346はぎりぎりマッハ１程度だし
ｔ－５０は練習機としては悪くないにせよ積極的に採用する理由もないし
戦闘機で独占してるロッキードマーティン社が逆に仇となるだろう。
ボーイングはこれのがしたらおそらく撤退だろう
だがこのスレとレーションスレを見てたら
リヒートをモヒートと誤読した
それを外すなんてとんでもない！
>モヒート
じゃあIHIが商標化するときは「追い焚き」とか「IH直火炊き」みたいな風呂釜とか炊飯器風味で和風テイストを演出。
どうせならドライとウェットが変わらんからリヒート外しました位まで行って欲しいかもF9以降は
>ドライとウェットが変わらんから
そんなエンジンあるの？
無冷却で2000度位までいけばリヒート付ける利点より付けない利点の方が大きくなるかと
バイパス流の存在を忘れておられませぬか？
たとえ、燃焼器において理論混合比で燃焼させたとしても、
バイパス流と混合させることで、温度が下がりかつ、酸素も
供給されるので、リヒートすれば推力は大幅に向上します
バイパス比が1:0.8とかになっても余裕でスーパークルーズって事になるのかなあ
同じ出力を得るのに必要なコア流量は少なくて済みます。
ですので、相対的にバイパス比は高くなります。
F135がF119より出力が大きいのに、バイパス比まで高いのはそのためです。
ちなみ、
>バイパス比が1:0.8とかになっても余裕でスーパークルーズって事になるのかなあ
おそらく今作ってるXF9-1や昨年のシンポジウムで公開された将来戦闘機用エンジンは
そんなエンジンになると思われる。
支那チャンコロやバカンコクだと、ドンガラ作ってからエンジンとか開発し始めて、見事に失敗しそう
とはいうものの、そのコピーすらも難しいいのが兵器の世界なんだよな。
韓国が76mm速射砲を勝手にコピーし輸出しようとしてOTOメララから怒られたのは良い思い出ｗ
あと、K2戦車のパワーパックな。＞韓国
Y社のMBで、K社のCPUで、N社のHDDで、D社のメモリーを集めて、、、、
みたいな発想してる。
しかもその正規会社品のパクリ品や非正規流通品などで
日本だって同じじゃん
むしろいまは数多くの分野で中国の軍事技術が日本を上回ってる
無茶を言うない
米国製買った方が色々と都合が良かった所有るからなあ
まあF-3は期待してるよ エンジンも何とかなりそうだしな
F9派生のヘリ用エンジンって作れんかな？
ちょっと待てーーー！！！！！
あんなもんでヘリのエンジン作ったら全長60mくらいのヘリが離陸できるぞ
Mi-12を余裕で上回る規模だな。ちょっと萌えた。
宜しい、ならばジェット・ジャイロダインだ
蛇の目の花園こと英国兵器はキモいスレへようこそ。
IHIなんか、ジェットエンジン開発じゃあ、発注元に次ぐシェア持ってるぞ。
主機クラスはみな航空転用やね >艦艇用
艦上で大型GTの整備なんてできんので
陸揚げ必須になるから仕方ないね
結局は淘汰され、生き残った物が正解なんでしょう。
XF9の要素技術を転用してT700並みに小型のエンジンを新設計するしかないんじゃね？
あとヘリの場合はエンジンの駆動力を変換してローターに伝達するための装置であるトランスミッションも重要になってくるからなぁ
中国なんかは冶金技術の未熟さからか、このトランスミッションの信頼性が低くて中国国産ヘリの開発に難儀してるらしい
日本では防衛省が数年前に一体型MDCってのを研究してたけれどあれの事後の事業評価はどんなだったっけな
ベル４１２ベースの機体に付与するかはわからん
冶金技術じゃなくて機械設計の技術というか経験
ドローンみたいに電動にすればいいんじゃね
一体化MDC適用はまずないだろうなあ
412EPIとの違いはドライラン能力の付与と広多無搭載くらいだったりして
XTS2もこのままお蔵入り？
ターボエレクトロニックになるのかシリーズハイブリッドになるのか
シリーズハイブリッドならばバッテリーで出力調整してガスタービンは一定回転で発電するとか？
川重のトランスミッションがどれだけ信頼されているのかも知らんのか･･･。
そのカワサキのヘリのOH-1がずっと飛行停止なのは何でだぜ
技術力不足なんじゃないの
ドイツがそれを航空機用エンジンに応用、さらに中国にも技術移転
とかすると、中国のエンジン性能がめっちゃ発展して世界トップレベルになる
エンジンは三菱製だがリアルでアホなの？
「クラッチ切らずにタイミング合わせるだけでシフトできるスグレモノですよ？」
戦力が半分という奇形児軍隊なんだが
ドイツの国防費には軍人用の年金でも含まれてんのか？
じゃあ三菱が技術力不足なんだ
やっぱり日本って航空機作りには向いてないな
やっぱり？
何が言いたいのか知らんがトラブルは何にでもつき物なんだがな～。
後は解決する意思と必要性の問題だけでしかない。
何でもただでは出来ないので少ない予算の中で優先順位をつけてやってるだけ。
ゆとりちゃんはマジにリアルでアホなんだな～。
日本より経済力小さいイタリアやフランスも自国でヘリ作ってんのに
日本はMH2000(笑)とOH-1(笑)だもんな
中国にも追い抜かれたし日本はもう終わった国だね
次どうぞ(笑)
それは費用対効果で開発国産の必要を感じていないからか、必要順位が低いから。
日本の民間用ヘリはどういう訳か全くもってダメだった(販売後墜落もしている)。ビジネスジェットもダメだった。大型客船もダメだった。
お前が言いたいのは、日本のすべてにおいて呪いの言葉吐きたいだけ。
なんに対してもそう。まともな理屈もない
今に自分に返る。
国土の広さに比べ、人口密度が少ないと言う環境もあるのかな。
民間向けヘリの成功は。
取り敢えずF-3実用化テストの過程でその障壁を目標に使用して兵装試験という案はどうだろう？どうせやらなきゃならん試験だし、文句垂れてる連中も国産戦闘機実用化のために我が身を投げ打つことができれば感涙ものだろう（おい
人口密度は関係ないだろ。そもそもヨーロッパと日本じゃ人口密度は対して変わらん。
もうアホは黙っとけ。
これだけ国土が細長くて、それなりの人口集積地がホント津々浦々に広がっている、航空需要が確実にある国なんだから、日本は。
海外メーカーが墜落してもここまでの騒ぎにはならない。
現にMH2000はたったの4機しか売れなかった(いずれも国内)。
あまりにもの巨大な負債と絶望的な販売不振でMH2000の後継機の開発など不可能だった。
誰がそんなもん買うんだよ
>それなりの人口集積地がホント津々浦々に広がっている
それはむしろ、飛行中にエンジン止まった場合の不時着地が非常に限られてしまうという問題の方が大きいんじゃないのか
調布の事故なんかをみても、日本で民間航空とか盛んになるのは正直あんま歓迎できないわ
そこら辺じゅうに送電線やら架空電線が張り巡らされてるし、開けた場所は
地盤の弱い田圃だし、道路に下りれば車にぶつかる。
これはヘリ運用を想定してたのか、まさかドローンなんて無かった時だし。
ラジコン飛行機とかライトプレーンでは？
セスナ等の小型飛行機だぞ。
飛行機で農産物を輸送する構想だった･･･。
まさに逝ける･･･orz。
アレは農林水産省が航空利権が自分所も欲しい＆有人での空中農薬散布が小型固定翼でも可能性が残ってた時期のあだ花、て所ですかね。
あとは、広域農道よろしく、国土交通省（現在の）が目くばせしてくれないど田舎への公共事業配布のため。
パイロットになるのも航空機を維持するのも金が破格にかかる日本じゃ目論見は当然外れ、地味に無人ヘリの農薬散布が異常に発達してたりします。
あんなのコンピュータが自動で動かせばいいのに
無人化のためには障害物判別のための画像認識やレーザー、測位、気候土壌に合わせた操縦制御、作物の状況を判断するシステム、管制室や僚機との情報通信システムなどの課題があるし
幾つか無人トラクタとか発売されてるけど、現状では人が乗った方が圧倒的に安い
コンバインが最初に入れるスペースを作ってからコンバインが入る
大規模化で整理されているところもあるがまだまだ追いついていない。
試験も何も設計時の強度が分かっているだろうにと･･･。
結果の分かっていることに何の試験が必要なんだ？
小型機向けなのでC-1なんて無理ですよ。
で、センシングをコテコテに積んだ田植え機は当然試験されていますよ。売るかどうかは、人間乗った方がいろいろ汎用性が高いから怪しいと思うけど。
無人化トラクターは、人手がどうしても確保できない北海道の畑作地帯で普通に入りつつありますよ。
超精密GPSもあと何年かで衛星だけで10㎝精度を確保できそうだし、みちびき抜きでも。
>240
公共事業のネタなんて、「実際にやってみないと判らない」で充分ですし。
接地圧は極めて低いC-1でも、全重があるから、汎用はまぁ無理でしょうけど。
田んぼだとレールつけることが可能か
それが他の作業の邪魔にならないか
ちょっと献灯してボツになったことはある。
GPS+補正でトラクター動かすのはもうあるね
最近のブームは田植えでなく筋状直まきよな
ホバークラフトやボートで押すなり引くなりする方法のほうが下手に車輪で入るよりは良いかもね
レシプロより効率が良くなる範囲で小型化というとどの位のサイズになるんだろジェットというかタービンエンジンは
燃料効率はピストン内に封入して管理するピストンエンジンに負ける。
その反面ピストンエンジンが燃焼に寄与してない時間である圧縮の中間過程がないので
燃焼室を常時燃焼に使えて重量あたりの出力が上がる。
だからピストンエンジンと対比してのメリットは大型にすればするほど大きくなる。
無人機だけか。
マジですか～。
＞ピラタスPC-21
＞最大速度：685 km/h (370 knots, 428 mph)
P-51と模擬空中戦やって欲しいねってさすがに無理か
ハ43は何も残ってないからね。
これは将来変わるの？
スピード出す場合ジェットエンジンじゃないと
ばかでかいラジエータつけた液冷レシプロの予定だったな
まあケースバイケースではあるけど、現代航空機で求められる
大半のケースにおいてはガスタービンのが有利かと
一定回転で運転する場合はタービンが有利じゃないかな。
都市圏防空返り討ちされても住宅密集地に墜落させないための焼直しそのものだし
セスナサイテーション直協機くらいなら出撃が出来そうorz
国交省と経産省も絡んでいるという文科省所管のJAXAが基礎研究しているという
2段2速水平対向レシプロエンジンは自動車局と自動車メーカーの意向だとしても
非力でも高度2万ｍ航続72時間は航空局飛行検査と国土地理院測量部と海上保安庁のほか
水管理国土保全局防災や地方整備局の大規模災害早期状況把握にはかなり魅力的だろ。
農水省や地方自治体の漁業取締船だが特別司法警察員による海上法執行観点から
失速速度45ktで不審船や密漁船をひたすら追い掛け回すことは船舶ではあまりにも
足が遅過ぎるし都道府県警察消防の回転翼機を逐次投入しても航続距離が短いのが
難点だし抜本的解決策ねぇ。
どうせなら固定翼機で至近距離曳火射撃とか逃走ルート阻止のため前方威嚇射撃とか
自動擲弾銃で閃光音響スタングレネードをばら撒きながら観念させて安全的拿捕する
という方法なら石川県知事が積極推進しそうだなorz
スバルの提案は液冷の誉か？
ぶっちゃけ農業なんてどう効率化したところで
土地と人手が有り余ってる国には勝てないし、補助金ジャブジャブなアメリカやフランスにも勝てんわ。
高い機械を借金して買っても、肝心の作物の値段がダダ下がりしてるからねえ
合理化よりオカルトに走ったほうが儲かるっていうね
無慈悲な知事ですいません。（石川県民）
F3は当初は径80㎝程度だと思われてたのが、径100㎝になったのは効率的には正解
だったと言うことか？
どこの誰がそんなこと言ってたんだ？
ファンインレットの直径がF119の2割減、と言われてたよ
それだと何センチになるんだ？
F119-PW-100、のインレット直径は非公表なので「解らない」というのが答えになります。
アメリカのこのクラスのエンジンの最大径は全て共通で、1,180ミリです。インレット径を想像するヒントとしては
公開されている、F100-PW-229 の880ミリがあります。このデーターを参考にするとHSEのインレット径は700ミリ
ということになりますね。
しかし、XF9-1 のインレット径は約1,000ミリ（１ｍ）と公表されていますね。どうなんだろ、これって？
>どうなんだろ、これ
やはり途中で、HSE(414クラス) ―> 普通のF119対抗エンジン、
の方針変更があった？
2010年の英字報道で日本が他国のエンジンを将来戦闘機の
プロトタイプのために探しているというのがあった
挙げられていた物はF404サイズの物だったから、国産エンジンの規模も
そんなところだろうと言う観測が当時あったな
補機を含めた最大径は抑えて、インレット径は逆に大型化したって事じゃねえの？
重量はF119-PW-100よりも重そうだし
次世代エンジン主要構成要素の研究で最初に基礎設計をやってる。
そして続く戦闘機用エンジン要素の研究の段階で、既に現在のエンジンの全体図が
公表されてる。この段階から何も変わってない。
でも、その根拠になる数字はあなたは何も提示していませんよね？
公表されていない数字についてみんなで考察している訳なので、そんな長文の煽りを入れるのは止めてくれませんか？
ただ、いろんな戦闘機用のエンジンのイラストを見ると、ほぼファン径プラスアルファが最大径みたいです。
そう考えると、むしろXF9-1にファンが装着したときにどんだけ大口径になるか逆に気になりますね。W
Inlet diameter : 34.8 inches (0.88m)
Maximum diameter : 46.5 inches (1.18m)
ttps://www.pw.utc.com/Content/Press_Kits/pdf/me_f100_pw_229.pdf 全長が約4.8mである点とかXF9-1はこのサイズにほぼ等しいのではないかと想像しています。どうでしょう？
貴方が何を考察したいのかわかりませんが、XF9-1のエンジンのサイズに関しての考察は、
公式情報をもとに済んでますよ。
ttp://jump.5ch.net/?http://blog.livedoor.jp/wispywood2344/tag/XF9-1">ttp://blog.livedoor.jp/wispywood2344/tag/XF9-1 ttp://www.pw.utc.com/Content/F135_Engine/pdf/B-2-4_F135_SpecsChart.pdf インレット径1.09m
そしてF100-PW-229 はXF9-1よりも11㎝小さいんだね。
全長もF１１９より短いのにな。
よほど重い部品使ってるのか？
耐熱材が重いのか？
オフィシャルで重量が出るだろうか？
XF7-10からだから、たぶん、現在の段階で重量のデータがなく適当にF119と同じにしただけだと思う。
来年夏にF-3の開発が決まったらそのとき同時に、F-3搭載用のエンジンの開発も決まると思うから、
その仕様書には目標とする推力重量比が記載されてると思う。
なかったら、そのエンジンが完成するまで出てこないかもね。
XF9-1君は筋肉質で無駄な脂肪が無い詰まった体をしてるから重いんでしょう。
＞XF9-1が重い…
それは推測であり来年の6月に完成品が納入されてみないと現実の重量は分からないですよ。
ブロガーの情報はあくまでも当推量にすぎないですよ。
そこから派生して「航空機にも使います。」などとのロードマップを提示されたりして。
素材新しいのが出たら軽くなるんじゃね
概ね１６６６～１８８８ｋｇの範囲であることはほぼ確定と見ていい。
重量自体は後期のF100やF110の空虚重量が１８００ｋｇ前後だからサイズ的に妥当。
後は上記同様にシンポジウムで明言されたプロトタイプからの推力増強などの改良でどこまでやるか次第じゃね。
かつてT-4前にやってたXF3もプロトタイプ試作から２年後には軽量化・推力増強モデル試作をやっているわけで。
２０２５年頃のXF-3初飛行前に２～３年の飛行前試験を考慮すると、プロトタイプ改良には４年前後の時間があると。
ではないけど艦船用に派生せんかなぁ？
防衛省としては艦船用のGTへ発展させたいだろうね。
エンジン開発動向について IHI 2017年05月15日
ttp://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/gijyutu/gijyutu2/004/shiryo/__icsFiles/afieldfile/2017/07/13/1387797_005.pdf P22 技術開発バリューチェーン
航空エンジンに適用する新技術を実機に適用するためには、エンジンに組み込んで試験実証する必要がある。国際共同開発
の大手パートナーが所有するエンジンで技術実証を実施した場合、日本国発の新技術でも、その知財権には使用制限がかか
り囲い込まれる
P23 CMC高圧タービン部品の適用計画
2020年度までに，上記で開発した技術を用いて部品施策を行い、JAXA殿に納入予定の国産F7エンジンにて，技術実証試験を行う。
ついにCMCを高圧タービンの静翼には使うようになったか
静翼ももちろん従来から冷却はしていたから、その冷却を大幅に減らせる事になる
つまりより高温のままの空気を動翼に当てられる
しかしその分だけ動翼の冷却を却って増やすことになりましたってなったら本末転倒なので
全体のバランスで効率を上げられるシステムに仕上げて欲しいものだ
単発でドローンに使おうぜ
ターゲットドローンったって全部4ローターや6ローターのヘリコプタータイプって訳じゃないんだから
話の流れから普通に意味を取ればいいだけだろ。
DJIの電動ドローンとは違って
まあ新しい言葉だけにそのうち英語圏の人が定義してくんだろうな
日本でUAV用ならプロップのが向いてそうだがはて
シリアやイラクでは、政府軍も反政府軍もDJIの民生ドローンを偵察に使ってる
ターボファンに近い速度性能とターボプロップに近い低燃費性を両立出来るそうだが。
防空手段を持たないゲリラや弱小国相手なら使えそうだが
ドローンと言う言葉自体は無人機と言う意味で昔から使われているぞ。
マルチコプターの類も昔からある。
巡航ミサイルがプロップファンで間に合うような低速でいいのか？
ttps://ja.wikipedia.org/wiki/%E6%A8%99%E7%9A%84%E6%9B%B3%E8%88%AA%E6%A9%9F カタカナで書くと混乱する事があって
target droneなら無人標的飛翔体って事になりそうだが
target drawnかと思って、旗か凧か吹き流しみたいな曳航標的かと思ってたｗ
あれの動力にしたらいい
F１５に無人機積んでスクランブルできないかな
>無人機積んでスクランブル
領空接近に対するスクランブルの仕組みでは、
無人機は無いでしょ？
今二機でスクランブル上がってるけどフランカー相手に近寄って警告
してるけど、すぐドッグファイトに入るような状態で警告するより
ミサイルでロックオンできる距離で無人機出して偵察と警告は無人機でできればいいのにと思っただけ
ふむ。つまりは現代版パンジャンドラムを開発せよと、そう仰りたい訳ですな！
節約できる燃料よりそっち砲が高くつくし、射程距離にしても余計に燃料を積むほうが手っ取り早い
コンパクト化が可能
ジェットエンジンは畳めないからね
それを駆動するのはジェットエンジンだからねえ
大して変わらんないんじゃね？
コアエンジン技術の研究開発について
平成29年6月14日
国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
航空技術部門
ttp://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/gijyutu/gijyutu2/004/shiryo/__icsFiles/afieldfile/2017/08/07/1388547_2.pdf P11 【参考】Ｆ７エンジンの導入について
「コアエンジン技術の研究開発」の概要（案）資料55-1-1
ttp://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/gijyutu/gijyutu2/004/shiryo/__icsFiles/afieldfile/2017/08/07/1388547_1.pdf やや悠長になってるな。
IHIの言うように20年度までに実証して海外メーカーに提案できるレベルにまでできるなら、
XF9の量産型に適用とか期待したいな（もちろん自信があるならだけど）
ttp://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/gijyutu/gijyutu2/004/gijiroku/1387776.htm 【和田委員】 CMCの高圧タービンですけれども，2020年度から本格的に開発するということですが，
実際に製品開発をして販売の段階に入るまでにはどれぐらいの期間がかかるのでしょうか。
【IHI今成副所長】 最速で2025年だと思います。大体2025年から2030年の間には来るだろうと
思っております。
【李家主査】 ほかはいかがでしょうか。
では私から一つ。17ページのCMC技術のところで，2.5次元とか3次元の織物とか，そういったところで
優位な技術を持っていらっしゃるという御説明がありましたが，この辺のところはこれまで長年の技術の蓄積とか，
先見的にこういった研究開発をされてきたので，現在，優位に立っておられると考えてよろしいでしょうか。
【IHI今成副所長】 そうですね。弊社は何だかんだでもう25年ぐらいやっていまして，製品化が最初に進むGEと大体同じです。
やはり向こうは自分でエンジンを持っている分だけ一歩先んじられていますけれども，大体くっついているところです。
ほかの会社はやはり遅れていたので，今，明らかな優位性が見える状況になっております。
ttp://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/gijyutu/gijyutu2/004/gijiroku/1388551.htm 【佐藤委員】 F7をターゲットとしたときに，例えばエアラインのエンジンはもっと大きいですが，小さいものができれば，
大きいものも延長でできるという考え方でよろしいでしょうか。
【JAXA立花計画マネージャ】 計画マネージャの立花と申します。
基本的には，例えば燃焼器については，小さい方がその中で完全に燃焼させることは難しいです。そういう意味では，
小型で実証すれば大型の方にいきやすいということはございますが，次世代航空機エンジンの条件とF7の条件というの
は正確には一致しませんので，エンジン実証も行い，次世代の条件に合わせた要素試験も併せて実施して，それらを
相補的に合わせて次のターゲットを狙った開発を行うという形になるかと思います。
なんてこともあるからね
あるいはまったく新しい別エンジンが出来るのか？
前に進まんと結果なんて得られる訳がないから、着実に進まんと。
新しいのくれー
流量の関係からも今の高空試験装置じゃちょっと試験できない筈だよなあ？
今はプロトタイプエンジンだからやんない
楽しみだわ
しかし、ミリオタでも用語を知らない人が増えたな
情けないわ
正しくは
シンポジウム×
チンポジウム
勿論ネタだよｗ
「軍オタ注目のチンポジウムはヒトツじゃない」
NEDO次世代航空機材料チンポジウム
8/25 ザ・グランドホールでボクと握手
講演内容
CMCの最新動向
高圧タービン用高性能Sic繊維の開発
低コスト航空機体開発を実現するための
数値シミュレーション技術開発
等々
誰か逝ってレポ
正しくはスレ的にはチンポジウムねｗ
日本に寄生し三菱への恨みだけで生きてるクズですよ。
日本のにはしないのか
だとイイネ
RRの艦船用エンジンスペイのライセンス生産はKHIが担当してたから、
MT30もKHIがライセンス生産しそうだね
安定したエンジンならいいが…（ちょっと心配）
いったいどうなってるんだ！
マスゴミ仕事しろ
大切なチンポジウムの記事が無いとはマスゴミはけしからんな
334 名前：名無し三等兵 (ﾜｯﾁｮｲ be2c-EUPY) 投稿日：2017/08/26(土) 19:35:46.33 ID:JxjXLG6G0
ttps://1.bp.blogspot.com/-khawFPda5r4/WAv3h63mH-I/AAAAAAABO4Y/epClhJPPVW0iV3xcJk8n4i9BIBScYi91gCLcB/s1600/variablecycle.JPG ｱﾒﾘｶの６世代戦闘機新エンジン。
パククネだし複雑で重そう
クネクネで効率悪そう…
お前さんの書き込みのせいで、上院議員と下院議員がみんな総出で手にロウソク持って開発中止に追い込むヘンな絵面が見えちまったじゃねーかwどうしてくれるんだ謝罪と賠s
大変申し訳ありませんでした…m(__)m
賠償は身体で払います…。
パククネワロタw
しかし見事にくねくねしてるし、可変箇所も多いのね。素人考えだけども脆そう…
ttp://jbbs.shitaraba.net/bbs/read.cgi/sports/37992/1490891526/352 ロシアが、中国向けSu-35K 1機に対して、117Sエンジン4発を売るんだって
当然2つしかいらないわけで、保守・スペア用に置いとく分をのぞいてもエンジンが余るので、
J-20とか中華ステルス機に積まれるのでは？
中国がJ-20を10機作るのに、Su-35Kが12機くらい売れるなら、ロシアとしては美味しいのでは？
全損送ればOHして返すのかな？
ttp://www.mod.go.jp/atla/pinup/pinup290829.pdf 【大規模研究課題：６件】
・極超音速領域におけるエンジン燃焼特性や気流特性の把握に関する基礎研究
（研究課題名）極超音速飛行に向けた、流体・燃焼の基盤的研究
・従来の耐熱温度を超える高温耐熱材料に関する基礎研究
（研究課題名）無冷却タービンを成立させる革新的材料技術に関する研究
【小規模研究課題：８件】
・従来の耐熱温度を超える高温耐熱材料に関する基礎研究
（研究課題名）超高温遮熱コーティングシステムの開発
スクラムジェットエンジン案件か
水素使えればマッハ15とかも見えてくるが難しいかな
日本も中国のスクラムジェットミサイル迎撃試験のために、自国でつくる必要がある
思ってたら、モリブデン合金やニッケル合金なんだな
＞二ッケル合金なんだな…
（－ωー） 呼んだ？
日立製作所ＭＭＣスーパーアロイ株式会社、耐熱合金
ttp://www.hitachi-metals-sa.co.jp/products/heatresist.html インコネルＸで終わりではなく、まだまだニッケル系合金には伸びしろがありそうですよ。
>大型エンジン試験装置の整備（７４億円 ）
>航空機用大型エンジンの運転・計測等の効率化を図るために必要となる
>新たな大型エンジン試験評価施設を千歳試験場（仮称）へ整備
大型ってのがちょっと引っかかるけど、これ将来戦闘機用エンジン（ハイパワースリムエンジン）の
試験評価施設ってことだよね
スリムもHSEも消えた
アメリカ基準だとハイパワーでは無いが、アメリカ以外基準だとハイパワー
スクラムジェットまだ研究してたんやな
スリムかどうかは・・・まぁ、個人の感想ということで。
女の身体と一緒だよなｗ
タイミングからいって、まずはF９エンジン用で間違いはない
が、逆に言うとこれを認めなければエンジン開発は試験できない
阻止したい勢力からすれば狙いどころだなあ。
軍民共用ですから！民間エンジンも研究するから！みたいな絵を描いてなんとか通してほしい
XF7は自分の皮算用だと220kg/sくらいの流量が必要なので
亜音速ならぴったり同じ流量、超音速なら倍の流量？という
全く物理学的に根拠のない仮定をすると、XF9で求められる流量に丁度いいな
全くの出鱈目ｗ
IHI技報のF7-10 エンジンの設計 P32
ttps://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/2ff97500b352235724b55513fea41f61.pdf 第1 表 F7-10 エンジンの主要諸元に 空気流量 約240kg/sと記載されてる。
thx！
自分の皮算用よりもうちょっと多いのか
もうちょっと真面目に計算
1. XF5とF3エンジンはほぼ同じ流量だろうから37kg/s程度かな
2. XF5はバイパス比1:0.39などというからコア部の流量は26.6kg/s
3. XF5とF7エンジンのコアサイズが同じ程度で、バイパス比が1:8.2などというから、9.2倍して、239.6kg/s
おお240kg/sとほぼぴったり
日本企業が航空機エンジン市場に食い込むきっかけになれたから大きな飛躍のはずなんだがね。
「戦闘機用エンジンシステムの研究試作」が30年度概算要求で141億円
一気に計上されてるな
終了予定年度は今のところ平成31年度で特に遅延はないようだ
エンジンだけ民間にも販売したらコスト下がるのに…
金持ちなら観賞用とか、山奥の別荘でエンジン回して楽しむとかｗ
ttp://www.mod.go.jp/atla/research/ats2017/index.html 
ttp://www.mod.go.jp/atla/research/ats2017/img/poster2017.jpg のFuture Figherの下にあるのはXF5-1みたいだけど、右側の
Test and Evaluationの上の絵はエンジンテストしているっぽいけど何だろう?
誤Future Figheｒ>Future Fighter
IRSTっぽい突起があるね。
ttp://www.mod.go.jp/atla/research/ats2017/img/oral_session_program0929.pdf 11月14日（火）14:55 戦闘機用エンジン（XF9）の研究進捗状況について
11月15日（水）11:10 札幌試験場の概要
(2017/10/15 12:00)
溶融スズ、再生エネの熱貯蔵に活用
これまでより数百度C高い1400度Cの高温で稼働するポンプ装置を、米ジョージア工科大学などの研究チームが開発した。
部品にセラミックスを使った機械式ポンプで、溶融スズのような極めて高温の液体の輸送を目的としている。
溶融金属を媒体としたエネルギー変換やエネルギー貯蔵システムに将来応用できるという。
応用面でもっとも期待されるのが再生可能エネルギー用のグリッドストレージ（系統電力用エネルギー貯蔵システム）。
太陽光や風力で発電されたエネルギーを熱エネルギーの形で溶融スズや溶融シリコンに蓄えておき、必要な場合に電気エネルギーに
変換する仕組みだ。蓄電池など既存のエネルギー貯蔵システムに比べ、低コストで実現できる可能性があるとしている。
今回の研究はジョージア工科大機械工学研究科のアセガン・ヘンリー助教と大学院生のキャレブ・エイミー氏らが中心となり、
パデュー大学やスタンフォード大学と協力して実施した。成果は12日の英科学誌ネイチャーに掲載された。
--- 引用ここまで 全文は引用元参照 ---
▽引用元：日刊工業新聞 2017/10/15 12:00
ttps://www.nikkan.co.jp/articles/view/00446713 ttp://www.mod.go.jp/atla/research/ats2017/img/ats2017_summary.pdf p.5
>戦闘機用エンジン要素は、高圧力比ファン、高負荷低圧タービン及びコアエンジンを試作した。
>高圧力比ファン及び高負荷低圧タービンについては性能確認試験を完了し、所定の性能を
>満足する見通しを得ている。
>コアエンジンについては、平成29年7月より札幌試験場にて性能確認試験を実施しており、
>高圧タービン入口温度1800℃における作動健全性確認を完了し、定常性能、着火特性等に係る
>試験データを取得中である
ttp://www.mod.go.jp/atla/research/ats2017/img/ats2017_pamphlet.pdf ポスターセッション
１１月１４日（火） ０９：３０～１７：００ １５日（水） ０９：３０～１７：００
第1展示会場｢珊瑚の間｣
番号1-8
戦闘機用エンジン(XF9) 高負荷低圧タービン ローター・アッシー
戦闘機用エンジン(XF9) 断面図
戦闘機用エンジン(XF9) 模型
番号1-9
エンジン適用材料（耐熱材）
燃焼器燃焼試験用供試体
圧縮器空力性能試験用供試体
このパンフレットにあるXF9-1の模型がどの程度正確なのかは分からないけど、
仮にある程度正確なのだとしたら、バイパス比は想定より小さそうだな。
去年発表のあったF119より14％燃費がいいという「将来戦闘機用エンジン」は
どうもXF9-1とは別の様だから、そっちは大きくなってるのかもしれないが、
XF9-1はどういう基準で設計したんだろう？とにかく小型化を目指したのかな？
X-2とF-3の関係と同じでしょ。XF9で要素開発して量産用を別に作る
燃費はおそらく、F414やF119と同等か若干悪くなるかもしないが、小型高出力で推重比が高く、
まさしくハイパワースリムエンジンを目指したものなのかもしれん。
これをベースに、将来戦闘機用エンジンでは、F-3の要求に合わせて、バイパス比を高めて
燃費を良くし、さらにAB使用時の推力を上乗せしようという考えなのかな。
ファンからのエアーを導入して高圧圧縮前の吸気を冷やして、圧縮効率を上げる
モデルがあった。
中間冷却機の圧力損失やファン後流を冷気として導入する抵抗を考慮すると
高温ファンの固定翼に冷媒通して、冷媒をナセルやシュラウドで表面冷却する方が
ましでなかろうか？
大型のガスタービンだと中間冷却器があるものもあるけど、飛び物用だと、抽気をうまいこと使う方向になるでしょうね。
ただ、中間冷却が意味を持つのはどちらかというと低圧系の方なんだよな。
TS線図書くと分かるけど、高圧側を中間冷却すると、確かに圧縮仕事は小さくなるけど、
高圧圧縮機出口温度が下がるので、燃焼器での昇温に必要な燃料が大幅に増えて
効率は逆に下がっちゃう。
普通の熱サイクルでは、吸入空気がもっとも低温だから、断熱圧縮で昇温した分を
冷却することしかできない。
バリアブルステーターに冷却エアの循環とかマジキチの発想だな。
低圧ファンと考えると、低圧ファンの後段側の固定ガイド内に燃料を循環させて
冷却するのはどうだろうか？
燃料は表面冷却してから固定ガイドを通して冷却して空気密度を上げる、
その後、加温された燃料をアニューラー型燃焼環で噴射すれば少しカロリーが稼げる。
少しは
圧縮ファンの前列数段に可変ガイドを設置するのが普通だから、
低圧ファンの後段の固定ガイドに冷媒を通せばいいのかいな
効率的に冷却できるかは分からないけど理論的にはできそう。
ただ、ジェットエンジンの効率を上げるなら、中間冷却より前にやることが多いな。
まず、中間冷却しても圧力比が同じなら、効率はむしろ下がる（出力は上がるけど）。
これはTS線図から明らかだと思う。ただ、圧力比を上げられるなら、別に中間冷却
しなくても、ブレイトンサイクルの性質上どのみち上がるから意味がない。
ただ、BTサイクルは、圧力比を上げると効率は上がるが、TITの制約上、ある圧力比で
出力が最大値となり、それ以上圧力比を上げると効率は上がるが出力が下がるようになる。
この圧力比を超えて効率を上げようとした時に、中間冷却や再熱サイクルを利用すると、
出力を上げつつ、効率の向上が期待できる。こういう状況なら中間冷却などが活きてくるが、
現状のジェットエンジンではその圧力には達してないんじゃないかな。
あと、低圧ファンにおける圧縮を中間冷却で疑似的に等温圧縮にすると、
ファン出口の温度が下がり、それはそのままターボファンの場合、バイパス流の
温度が下がるので、バイパス流による推力が低下するデメリットもある。
だから中間冷却するとしたらで紹介された研究のように、高圧圧縮機の入口で
冷却するのがベスト。ターボジェットなら関係ないけど、今更ターボジェットが
利用されることもないだろうし。
中国は個人主義だから。
仕事で技術を得たらすぐに軍を辞めて独立して会社作ったりアメリカ行っちゃったりするのでノウハウが残らない。
個人より集団を重んじる日本はどんどんノウハウが集積されるのでアメリカを追い越すようなものが作れる
技術的なブレイクスルーとかはろくに生まれない環境になっちまうが
あんた殺された研究、世に出ていない研究をそんなに知ってるの？
何処の国でも突飛なアイデアは消されるんだけど、日本は極端な同調意識があるから余計に消される。
その代わり、学会とかで反応をもらえるけど、実用には関係なさそうな技術とか研究とか、雀の涙の研究費でちまちまやるのが
特に大学では得意だったんだけど、小泉が国立大独法化、競争的研究予算、とやらで殆ど潰して、毎年ノーベル賞の頃だけ大騒ぎしてる。
と言うところまで読んだ。
・XF9エンジン
燃焼器直後温度1800度達成・最大機械回転数も達成と順調であるとの発表
なお、試験時の映像も公開
温度計も映像に出ていて、映像を止めて温度計を示して1800度超えています言っていたけど…
温度計の表示にちょっと驚き（｀・ω・´）
415
ATFを用いてファンがある状態を再現してコアエンジンの試験やってるってツイートがあった＞XF9
416
その映像が流れてました
試験前のチェックしている映像とか
IHIの人がエンジンを起動しているシーンとか
燃焼している映像とか
温度計の温度が目まぐるしく変わりながら1800度を軽く超えている映像とかありましたよ
417
確か1840度に一時的に達してたかな…動画で。
418
あとファン入り口直径を前世代のエンジン技術と比較して3割減とされていた。
やはりハイパワー「スリム」エンジンは捨ててない様子だ。
あと、タービン直前温度はＦ135.119共に1600度程度とされておりXF9は最先端だとの示唆あり。
やや興味深い情報
XF9って低圧3段高圧6段とXF5やF119、F135と同じ構成だから圧力比も26～28と同じ程度かと思ったけど、
このツイート見るともっと高いのかもな。
TIT上げても圧力比も上げないと、大して性能上がんないよなぁと気になってた。
ttps://twitter.com/TamakiSyz/status/930315189328658432 2000℃まで上げればNOx吸熱反応が起こる直前の温度までいくので
そこが理論最高値？
でも温度だけの問題じゃなくてこの先はいかに冷却を減らすかが重要になるんだってさ
同じ温度でも冷却が少なくても耐えられる素材を使うと、推力を上げやすくなると
まあ1900℃ギリギリまで上げてもいいんだろうけど、どんどん窒素酸化物が出来る割合が増えてくる
それくらいなら1800℃でも冷却が少ない方が推力が上がるでしょ？って話になる
今回はタービンのシュラウドまでしかCMCを使ってないんだよな
タービン動翼に使えればもっと推力を上げられるけど、いくら炭化ケイ素セラミック繊維を炭化ケイ素セラミックで固めた
CMCといえども、本質的には脆いセラミックなのも事実（通常のセラミックスよりは遥かに剛性が高いが）
果たして、動翼にCMCを使ったバージョンを日本が将来、作る日は来るだろうか？とｗ
1500℃級、1600℃級が次々実用化されてるし、1700℃級も開発中だからね。
XF5から20年経った今、1800℃級コアエンジンが開発されてもおかしくない。
まえNEDOの報告書読んだけど、確か、耐熱材料の進歩＋50℃、TBCの進歩＋50℃、
冷却技術の進歩＋100℃って感じだったと思う。
自助努力とやらでグーグル先生とか今だと中華資本とかの金をもらうと売国奴だろ？
工業会活動 北海道・航空宇宙関連施設見学（PDF/782KB）P6
ttp://www.sjac.or.jp/common/pdf/kaihou/201711/20171103.pdf >現在は戦闘機用エンジン（XF9）のコア部分の試験が行われている。この
>XF9エンジンはアフターバーナー使用時の推力は15トン級であり、
>F-22戦闘機用のF119エンジンと同等とされている。
>XF9エンジンは、我が国が得意とする耐熱材料技術等により、世界トップクラスである
>高圧タービン平均入口温度最大約1,800°Cでの作動を目指しているという。コアエンジン
>自身は直径約1m、長さ約1.5mで、ATFによりエンジンの作動に必要な温度・圧力の空気
>をコアエンジンに供給して始動特性、定常性能などの試験を行っているとのことである。
コア部だけの亜音速の実験条件は、F7 用設備でできたみたいだね。
>試験設備無い
高空条件のAB有り超音速はまだ実験できないはず。
(民間機用のジェットエンジンを追加すれば簡単に試験も出来るらしく、
来年度予算で追加し、年度内にAB有りも試験も終了するみたい？）
計画にある「大型エンジン用実験施設」が、ATFの容量拡大工事かね
こういう文章見るたびに思うんだけどさ
20年以上前に開発されたF119は日本の最先端の素材よりも劣ってる素材使ってるわけだよな
でもってF119と同等の性能って、アメリカさんの凄まじすぎません？
公開情報からはよくわからないのではっきりしないが、アメリカ凄いには同意
>でもってF119と同等の性能って
公の文書は「同等」だけど、開発上の仕様は同等以上で、
内部の公然の目標は昨年シンポジウムでのやり取りで出た
17トンでしょ？ ここまでは外部の素人にも想像できる。
F135並みを目標にしていないのは残念だけど、
本当はF135並みを狙っていたりしないかな？
必死にやっても50年遅れを30年遅れに縮めるのがやっとだよ
でも、それをしなければ更に離されるのでね
F119はXF-9比で約１５％もデカくて燃料食うエンジンなんだから当然だろう。
戦闘機向けエンジンで推力１５トンというだけなら７０年代にソ連がMig-31で達成している。
ソ連はアメリカに対して２０年は先を行く事になるぞ。
判別に困る
NK-32で推力25tを達成していたソビエト(ﾄﾞﾔｧｧ
あとはどれだけ軽量、小型、燃費、耐久性、整備性、信頼性を高めることができるかどうか
いや、空荷で燃料もギリギリにしたらTu-22MのNK-32バージョンなら推力重量比がかなり1に近づくけど、何をしたいんだお前は感は拭えないｗ
ファン径１ｍとするとエンジン流量は120kg/sはあるだろうし、
シンポで展示されてた模型を見ると、バイバス比は0.3とかそれ位な感じするから、
コアだけで90kg/sくらいになりそうな気がするけどな。
早くスペック知りたいな
XF5を試験していた頃に高空試験装置の流量は70kg/sと言われていた
そしてその流量がXF5の流量と思しき？35kg/sのほぼ倍だったり（根拠なし）
あるいは
・台湾で経国に使っているTFE1042が流量42kg/sとからしい
・技本で当時出していたpdf資料に、台湾の高空試験装置は推定で90kg/sではなんて書いてあった
・だからジェットエンジン本体の流量の倍が施設には必要ではないかな？
なんてヲタの皮算用がされた
なお、ｻﾖｸは「推力が増やしたらその比率は2乗に比例するから4倍いるぞ～」とか煽ってたｗ
だが、
＞F119はXF-9比で約１５％もデカくて燃料食うエンジンなんだから
つまり流量が15%大きいって事だな
F119の流量は125kg/sだから1.15で割ると108kg/s程度の値が出て来る
F119はバイパス比1:0.36などとされている
だがより高温でコア内部の空気をより効率よく燃焼反応に使えるXF9では
それだと殆どの空気を使い切ってしまうので、もっとバイパス比が広めになっているのでは？などと言われる事もある
だから1:0.5程度では？と考えると、まあ72kg/sくらいなのかねえ
ちょっと足りないけど、ATFの全流量を流し込めばまあ何とかどうにか？なるかなと
でも、高空環境で実際に飛んでいる時の試験は、現状の規模だともちろん出来ないなあ
圧力も温度も自在に切り替えた空気だけを送り込むなら、送風するパイプからパイプ内壁あたりの遅い異質な空気分子を吸い込みつつ
残りを送り込む仕組みにするため、半分になってしまうって事か
ttp://aviationweek.com/defense/japan-refines-design-indigenous-future-fighter ttp://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1509538584/283-284 283
Japan Refines Design For Indigenous Future Fighter
ttp://jump.5ch.net/?http://aviationweek.com/defense/japan-refines-design-indigenous-future-fighter">ttp://aviationweek.com/defense/japan-refines-design-indigenous-future-fighter At first, 50 test flights were planned?but data from many was so good that later excursions could be skipped,
says the official, speaking at the seminar. The data was accumulated in only 34 flights, each about 1 hr. in duration.
34回のフライトで終了したのは良質なデーターが沢山取れたからで、後は省略したんだってよ。
284
： [sage] 2017/11/28(火) 08:45:11.07:c1yHySbO
あと今回はMach0.8までしか出さなかったと
音速突破は今後の試験に回されるのかな
>1800度を軽く超えている映像
メーターチューンって知ってるか?
知っているが、ちゃんとした組織では計測器は検定を受け続けている。
大真面目にそう言うことを書いていると、出身を疑われるよ。
＞Their thrust was a little higher than expected. In other conditions,
they produced much more thrust than expected.
much more thrustって
5tじゃなくて、マッチモア5tか
（ ´ ・ω・ ` ）モーア？
>
> ＞Their thrust was a little higher than expected. In other conditions,
> they produced much more thrust than expected.
まず上の２行の引用部の日本語訳は次の通り：
－ その（訳注：XF5の）推力は期待した推力よりも少し大きかった。他の様々な状態では、
－ それら（訳注：X-2に搭載された2基のXF5）は期待されたよりもずっと大きな推力を生み出した。
であるので、
> much more thrustって
> 5tじゃなくて、マッチモア5tか
違う。
そもそもXF5の推力5トンという数字は１気圧（地上）での静止最大推力についての設計目標値（地上・静止時での期待される推力の値）
であって、ジェットエンジン（ターボファンも含め）の推力は飛行高度（つまり気圧）や大気温度や対気速度や機体の迎え角などの
様々なパラメータに依存して複雑に変化するので飛行テストでの様々な状況下においてXF5に期待される推力は
その値（地上で静止している時の設計値の5t）では有り得ない。
つまり、上の２行の引用部はXF5がX-2に搭載されて飛行中の推力の出方についての話なので、
引用部中の比較級表現much moreの比較基準（つまりmuch more than 〇〇と書く場合の〇〇）は
地上・静止時の期待値である5tでは決してない。
飛行中の推力なんてどうやって測定したんだろう？（加速値から推定するんだろうか）
>加速値から
計算できるけど、抗力(空気抵抗)の算出が面倒そうですよね
ふつうは規定値より温度が上がると劣化が促進され、寿命が短くなったり故障したりする
よって、うまく制御して温度が上がりすぎないようにしないといけない
規定値より温度が上がってるのは、制御が甘い証拠では？
エンジンは全部、実際はもう少し上の温度までいけるけど、
寿命・信頼性・安全率を考慮して温度を抑えてる
まあ試験なんだから、温度を規定値より上げて劣化等を計測するのも必要だが
あくまでも試験でしょ
＞地上・静止時の期待値である5tでは決してない。
普通はスピードが速い方が推力は弱くなるとされているな
そして排気速度がエンジンというか機体が進む速度と同じになったら推力0
>規定値より温度が上がれば喜ぶとか逆だよ
1800度は目標なので達成しないといけないし喜ぶのが当然、
短時間の1840度は制御の調子が悪いので、要改善だね。
2050℃とかになってしまったそうな
> 普通はスピードが速い方が推力は弱くなるとされているな
> そして排気速度がエンジンというか機体が進む速度と同じになったら推力0
それは機体のその速度での余剰推力であって機体に搭載されているジェットエンジンが発生している推力そのものではない。
同一の大気圧下ではエンジンが発揮している推力は少なくともある限界までは速度の上昇と共に上がっていく。
インテークダクトで発生するラム圧効果によってね。
ある瞬間にジェットエンジンが発揮している推力（物理的な次元は力の次元：質量・長さ/時間^2）は、
ジェット排気の流率（質量/時間）×ジェット排気の速度（長さ/時間）
で決まる。（もちろん、実際の機体を推進させる推力の実効値については、排気ダクトや排気ノズルにおける排気抵抗や
複数エンジンの場合はジェット排気同士の干渉抵抗など様々なファクターが複雑に影響するけど、ジェットエンジン自体が
ある時点で発生する推力の基本は上の式で与えられる）
> 2050℃とかになってしまったそうな
2050℃？2050Kとかじゃなくて?
（1/2）×排気質量×排気速度^2
推力は、
排気質量×排気速度、
だから、同じ馬力なら
速度を下げて排気量を増やすほど
推力が上がる。
同じ馬力なら推力の大きさは
ヘリの巨大ローター>プロペラ>ターボファン>ターボジェット
速度を下げるほど燃費が良いともいえる。
確か元ネタは海外の情報誌だったと思うけど。
2000℃とかないだろと思ったけど、一応、2000℃にするとどうなるか昔計算したのだが、
F119のコアをベースにTITを2000℃にするとコアエンジンの出力が7割近くも増えるんだよね
（副反応とか考慮せず純粋に加熱した場合）。
そう考えると、2000℃の割には、F135の推力は小さすぎる。
2000Kの間違いだと思うけどね。公式の情報出てないから知らないけど。
TI2000とかアホだろ？
a little higher than expected. は最大仰角（ほとんど70度）の時で、
それ以外は、 much more だから、much more 5ｔで大体合ってるのでは？
ニッチモー
サッチモー
ニッチもサッチモどうにもブルドッグなのか
だから地上静止最大推力5tの設計値通りに造られたエンジンでも
飛行中の推力は5tでないんだよ、ゼロあるいは小さい迎角でもね
ターボファンも含めジェットエンジンの推力は飛行速度や高度などで大きく変化するという事実を認識しないと正しく理解できないよ
much more はその時の飛行条件（速度・高度など）での設計推力値（その詳細は公表されていないが少なくとも5tではない）に
比べてmuch moreということ
ttps://www.youtube.com/watch?v=m5TwT69i1lU アフターバーナーより
リヒートより
モヒートだなと
夏に飲みたいね
公称の5ｔは最大仰角時ではない。
従ってそれ以外の状況に含まれる。
”much more”は5ｔ発生以外の状況であるかも知れないが、明文化されてない以上、
5ｔの出力条件で”much more”を否定できないのでは？
それとも5ｔを発生するのは最大仰角時だという主張ですかｗ
飛行中に5t以上出ているかどうかも疑問だな。
君は日本語をちゃんと読めないの？
に書いてあるのは「公称の5ｔとは、地上大気圧＝１気圧での静止最大推力の設計値のことだ」ということ
迎角の有無以前に飛行中の推力は大気圧や気温や飛行速度などをパラメタとして複雑に変化し、地上での静止最大推力とは異なる推力になる
と書いてあるでしょうが
5tの公称値は飛行中に出すべき設計値ではないんだよ、地上で静止した状態のテストベッドで発揮するはずの設計値
ジェットエンジンのカタログデータで最大推力とかミリタリー推力とか書いてあるのは、特に高度や速度が指定されていない限り
すべて地上１気圧で静止（対気速度ゼロ）状態の値だって知らないの？
飛行中で対気速度があればラム圧によって推力が上がるし高度が上がって気圧が下がれば推力は下がる
気温が上がれば推力は下がる（ジェットエンジンも熱機関だから熱力学の法則の制約からは免れない）
迎角の大きさは実質的な対気速度（つまりラム圧）に影響する
この程度のこと（ジェットエンジンを議論する上での最低限の常識）さえ理解していないのかな？
その程度の常識すら知らずに他人の投稿に草「ｗ」を生やすのは君自身の無知蒙昧さを強調して曝け出しているだけで恥ずかしいよ
"In other conditions"とあるから、そのような特定の条件でないことは明らか。
だいたい、エンジン単体では高空性能試験も済ませてあるんだから、
"expected"より推力が大きかったってのは、つまるところ、
高迎角時の空気の取り込みや、曲がりインテークでの損失が、
"expected"より良好だったという意味じゃないのか？
具体的に書かれてないから想像ではあるが、エンジンの性能が
予想より良かったって意味ではないと思うが。
俺が言いたいのは、
「公称の5ｔとは、地上大気圧＝１気圧での静止最大推力の設計値のことだ」
これは最大仰角時に対して"In other conditions"のうちの一つではないのか？
ということ。
> 具体的に書かれてないから想像ではあるが、エンジンの性能が
> 予想より良かったって意味ではないと思うが。
最大仰角時に予想よりよくて、
"In other conditions" で”much more”をそう取るかｗ
俺は文章の解釈の話をしている。
アンタの予想や希望には何も言っていない。
元の文章が"In other conditions"は「公称の5ｔ」ではないと明確に否定していない以上、
公称の5ｔより良かった可能性を否定できないのでは？ と主張している。
そもそもエンジン性能は設計値ではなく実測値で評価すべきでは？
5トンで設計したエンジンの最大推力がきっかり5トンというのもむしろ考えられないから、
別に最大推力が5.5トンや6トンかもという可能性は否定しない。
ただ、それは既に地上での試験でデータは取れてるから、
担当技師達にとってはもはや"expect"するものではないのではないかということ。
飛行試験するまで"expect"するしかなかったものと言えば、吸気関係じゃない？
というのは私の意見。別にこちらは賛同しなくてもいい。
英文の原記事の全体をちゃんと読んでごらん、飛行試験に関する記事だよ。
その中で"in other conditions"のconditionの１つが飛行中でなく地上のテストベッドのことを指しているならば論理的に支離滅裂だ。
その記事を書いた記者が地上テストでの出力がどうかを言及したいのならば、「地上テストでは予定よりずっと大きい推力がでた。
そして飛行中でも大迎角でも予定以上出たし他の様々な飛行条件でも予定よりかなり大きい出方だった」と書くだろうね、
少なくとも記者が論理的な文章の書ける人間であったら。
新参の素人質問なんだけど、まず高度は不変の水平飛行状態として
速度が上がるとその分エアの流入量が増えてパワー上がって行ったりはしないの？
吸気、圧縮、燃焼、排気のサイクルを
踏んでいるので
速度が速くて強く吸気されれば
吸気と圧縮のエネルギーが
いくらか節約できるかな。
吸気を液体水素で冷却して液体空気にして
液体水素と液体空気を混合して
燃焼室に送り込む
LACEなんてエンジンの構想があったな。
空気を液化するんだから、究極の圧縮率になるわけだ。
最新鋭のガスタービンを採用し、熱からエネルギーを取り出す指標の熱効率は「６２％以上」と世界最高水準。
同社の従来の最高（５８．５％）を上回り、ギネス世界記録への申請も検討している。
同発電所は液化天然ガス（ＬＮＧ）を燃料にガスタービンを回し、
その際に出た排熱を使って蒸気タービンでも発電する複合サイクル方式。２つのタービンを回す上、
燃焼温度が高い１６００度のガスタービンを採用したことで熱効率を上げた。
９月に１基が稼働し、２基目も来年３月に運転を開始する予定。
２基が動けばＬＮＧ消費量はほかの発電所に比べ年５０万トン削減し、二酸化炭素（ＣＯ２）排出量も１４０万トン減らせる見込み。
長尾和彦所長は「最新鋭の設備で、発電所の競争力を高めたい」と述べた。
SankeiBiz（サンケイビズ）
ttp://www.sankeibiz.jp/business/news/171202/bsd1712020555012-n1.htm (原発の事故処理の問題は別として)
また戦闘機のエンジンとして、あるいは軍用艦のエンジンとして国家を守る
大量のエネルギーを動かすことのできる規模の施設で発生し、
そのエネルギーで動かせるものは国家の外に強く、内に篤いように作用させられる
まさに金太郎的なマッチョリズム
モンゴル相撲の人達には分らん世界という奴ｗ
>もはや"expect"するものではない
これは記者が開発チームに取材して書いたものだから、
公称5ｔで設計したエンジンがベンチで5ｔ以上なら、
その時の事を期待した以上だったとの開発チームの表現でなんか問題あるのか？
最大仰角は飛行テスト時だが"In other conditions"なんだから。
条件は複数形なんだから最大仰角時と含め少なくとも3条件で期待以上の出力で、
性能不足の条件に言及の無い記事を見て、
公称5ｔだが実力は5ｔ以上と判断するのが普通では？
それを否定するのがおかしいと言っている。
飛行試験だけに関する記事ではない。
には記事のタイトルが
”Japan Refines Design For Indigenous Future Fighter ”とあり、
飛行試験以外の話もある。
例え、飛行試験の記事であっても”ベンチテストに言及したら支離滅裂”とはならない。
> その記事を書いた記者が地上テストでの出力がどうかを言及したいのならば、「地上テストでは予定よりずっと大きい推力がでた。
> そして飛行中でも大迎角でも予定以上出たし他の様々な飛行条件でも予定よりかなり大きい出方だった」と書くだろうね、
> 少なくとも記者が論理的な文章の書ける人間であったら。
普通の人は記者が"in other conditions"の内容を書かないのは内容までは取材できなかったんだろうと判断する。
結論から論理を組み立てるのは止めた方が良い。
とってもつおいエンジンが
できました
まる
>ちっちゃいけれど
普通サイズでした。
辺りの流れから、
XF5の話であると読んでくださいなｗ
でも静止推力5tとした方が、各種の条件と経験則を考えると辻褄は合うんだよな
タービン直前温度1600℃とかも含めて
XF5の研究は既に10年も前に終わってて、それを前提にX-2の設計をしてるのに、
今更予想以上もないと思うが、
はい、
ttp://www.mod.go.jp/atla/research/gaibuhyouka/pdf/XF5_20.pdf こっちに公称ではなく試験結果出てる。
5.05トンだって。
これで満足？
西名古屋火力発電所の最新ガスタービンはGE製、
バカウヨが日本すごいやってるつもりが、実はアメリカなんだよな
航空機エンジンよりは、発電所用ガスタービンの方が日本メーカーの世界シェアは高い。
まだ、それだけだよ
> 今更予想以上もないと思うが、
期待以上の出力だった事実を記者が開発者から取材した事を記事にしただけだ。
記事の時点で、開発者が予想以上だと考えたと取るほうが難しい。
結論から理由を探すからそうなる。
> はい、
>
ttp://www.mod.go.jp/atla/research/gaibuhyouka/pdf/XF5_20.pdf > こっちに公称ではなく試験結果出てる。
> 5.05トンだって。
> これで満足？
何が？
思い込みが激しいようなので念のため書くが、
俺の主張は「”much more”はベンチテストの事だ」ではなく、「その可能性を否定するのはおかしい」だからな。
ttp://www.nedo.go.jp/content/100091197.pdf その段階でもタービン直前温度1650℃なんかで試験してたんだなあ
ttps://twitter.com/wingnews/status/937930730188894208 >F-35A戦闘機用エンジンF135の国内組立初号機を、今年10月に出荷したことを明かした。
>同エンジンは今年1月よりIHI瑞穂工場で組立作業を行っていた。試運転場で運転試験も完了している。
>引き続き年産6台の生産体制の整備を進めている。
ttps://jp.sputniknews.com/russia/201712064351106/ Izdeliye 30 エンジンの初飛行に成功だって
メーターチューン
ttps://www.technologyreview.jp/nl/general-electric-sets-a-record-for-gas-turbine-efficiency-giving-natural-gas-another-win/ 64%になった！！！
の量産出荷開始が2020年に予定されているらしい。高圧タービン平均入口温度1800℃
と散布図に明記されて他のエンジンと一緒にプロットされている。
2002年と2007年に1670℃でプロットされている不明のエンジンがどこのなんだろうか
とのこと。(F119とかF135って量産開始いつだったっけ?)
回り始めるのが2018年だから、飛行可能型エンジンの製造・試験が完了するのは早くても
2023年頃じゃないかなあ
その場合量産型エンジンの製造は2023年頃、試験（QT）が完了するのは2027年頃となるが
（あくまでもF7エンジンの日程と同じと仮定してだけど）
F119エンジンはその散布図の1990年代後半に量産化された1600℃辺りの点かね（もうひとつの点はEJ200？）
2000年代のはよく分からん
エンジンコアテスト 現在やってる
実エンジン制作(地上試験用)
実エンジン制作(飛行試験用)
実エンジン制作(量産試験機)
実エンジン制作(量産機)
みたいな順番では？
飛行試験用と量産試験機は開発が順調なら１つにしてもいいかもね
>F119とF135のTITはATLAの基準では1670℃くらいになる、と。
あれっ魔法鳩さんは2000年代の2台はF119とF135と見たのか
F119の量産化って1990年代後半じゃなかったっけ
０７年はF135で確定、０７年に最初奴が納入されて地上試験始めたはず。
０２年は判らんけど、近いのはF136がフルエンジンで試験したのが０４年という事なので納入は０２年なのかも。
XF3の開発スケジュールをなぞるなら２０年に出さないと２４年初飛行に間に合わない。
XF3の例からすればXF-9-1の試験中に本命エンジンが試作が開始されてこれが将来戦闘機用ということになる。
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji29-092.pdf 平成２９年度 低バイパス比ターボファンエンジンの可変サイクル化に関する技術検討の
契約希望者募集要領
>本件の履行に必要な、実証エンジン（ＸＦ５－１）の機能、性能等及びアフターバーナー付
>低バイパス比ターボファンエンジンの可変サイクル化に関する知識と技術を有していること。
ほうXF5エンジンで可変サイクル化の研究を検討してるのか
将来的にXF9-1の可変サイクル版が作られるのか
まだ基礎研究の技術検討段階だから、やるとしても
かなり先の話だろうけどね
>将来的にXF9-1の可変サイクル版が作られるのか
そりゃやるだろう。
全速度域で燃費改善、超音速巡航能力の飛躍的改善。
50年前に、直ぐに来ると想った未來がやっと来るという感じかな。
民間SSTも、もう一度夢が見られるかも。
何じゃあこりゃあああああああ！！！！！！！１１！！１！１！１！！！！！！１！
もうこうなったらタービン直前温度1800℃プラスCMC高圧タービンの極微冷却とかも一緒に試して
更に可変バイパスで最小バイパス比1:0.5、最大バイパス比1:2くらいにして
低燃費モードだとJT9Dより燃費が良く、最大AB推力7tくらいのを作っちまえｗｗｗｗｗｗｗ
F7エンジンはCMCを組み込まれたが、XF5だってまだまだまだまだ頑張りますなー！
他の国なら、一気にまとめてXF9で通常版と可変サイクル版を作ってそれぞれ試験するとでも言うのかね？
まだコアしか動かしていないXF9でいきなり可変サイクルを動かすのは冒険過ぎるなあ
これからは日本製の低バイパスターボファンで試験活動を大々的に行うのはXF9になるが、
その間に他の先進的な技術を、運用経験を積んだXF5で試すって事さ
ttps://www3.nhk.or.jp/news/html/20171218/k10011263131000.html ライセンス生産の戦闘機エンジン部品 米へ逆輸出決定
12月18日 21時23分
＞アメリカ企業からライセンスを受けてＩＨＩが生産している戦闘機の「Ｆ１００エンジン」の部品４点について「防衛装備移転三原則」に基づき、
ライセンス元のアメリカ企業に逆に輸出することを認める決定を行いました。
＞輸出されるのは、エンジンの振動を抑える部品や炎が消えるのを防ぐ部品などで、防衛装備庁によりますと、同じ部品を作っていた
アメリカの下請けメーカーが撤退して供給不足に陥ったため、日本側に打診があったということです。
・アメリカで作るのをやめたライセンス生産の旧式装備
・日本からアメリカに輸出、受け取ったアメリカから引き合いのある世界各国に輸出
ttps://jp.reuters.com/article/budget-f3-idJPKBN1EG08M …と思いたいが
雲行きが怪しくなってきたかなーと
防衛装備庁の人もスケジュール的に間に合うって書いてるし
ま、冗談抜きで、イギリスもEJ200の後を考えないとイカンからね
ドイツはフランスと組んだしな
戦闘機用エンジンの技術を継承する為にも、何かやらないとマズイ
エンジンも日本と共同開発というのは有り得る
>衛装備庁の担当者はロイターに対し、Ｆ３開発の検討状況と試験装置の取得費計上の見送りは
>関係ないと回答。「開発判断してから試験装置の整備に着手しても間に合うと考えている」とした。
とりあえずは、取材して得られた回答はこの部分だけじゃない？あとは記者の意見を記事にした。
他のメディアの続報か、公式に記者会見での発言がないと最近はあてにできない。
>RRの施設借りれる
XF7のときにはアメリカ空軍のアーノルド技術開発センター
のATFを使わせてもらって高空試験を実施したと技本のHPに前に
載ってたけど、国の機関の施設で行わなくて民間の会社の施設で
行えるものなのかなあ?
（アメリカもUKも試験施設を使わせるの断って、機体込みでうちの開発したのを買えー
とかいってこないよなあ？P-1は国内開発できたんだけどね・・・）
エンジンは先に万全にしとくほうがほんとはいいだろうけど
XF9開発がちょっとある所から先に進みにくくなるので、とりあえず
XF5で先端技術を試験する（具体的には可変サイクル）という方向
とにかく来年で、XF9をどこまで試験するのかが分からなくなった
また「編集：田巻一彦」だと。
最近この左翼記者はF3のネガティブ報道に力を入れているように見える。
中共から指令でも受けてるのかな。
> 中共から指令でも受けてるのかな。
冗談抜きにそれは大いにあり得る
財務省がアメリカ相手に忖度したって奴か？ｗ
他国で試験したら、っていう人がいるけど、データや技術の無償提出くらいは覚悟の上だな
日本のステルス設計技術がダダ漏れ
米国はずっと進んでいるので試験設備も日本には見せたく無いのだろう。
建物構造から測定装置やちょっとした電線の引き回しまで、ノウハウの塊。電波暗室で試験の経験が有れば、20mある機体がカブトムシのサイズの電波反射しかしない=試験室の造り方が根本的に違うと想像すべきだよ。
こういう金のかかる基礎技術の蓄積は本当に大切なんだけど、どんな分野でもないがしろにされ続けている。
アメリカ 630kg/s
ロシア 800kg/s
フランス 380kg/s
イギリス 178kg/s
日本 70kg/s
だったかなあ
で、マニア諸氏が皮算用して
・試験装置の流量ってエンジンの流量の倍が必要なんじゃねえか？
ってなったんだよなあ
そして送風管の内壁に境界面の吸い込み層みたいなのがあって、中央の層流になった部分だけを
エンジンに送り込むようにしないと、Mach2で77kg/s(EJ200)だの107kg/s（F100-PW-220E）だの125kg/s（F110）だのを
試験できないのではないかと
確かXF5の時はMach2.5まで試験したんだっけ
で、現在XF9のコア部分は、日本の試験装置で試験できている
自分の皮算用ではXF9はバイパス比1:0.5、つまりコア部分の流量が1に対してバイパス部分の流量が0.5
これだと、札幌試験地の流量の70kgがコア部の流量だとしたら、全体で105って事になる
コア部に、ファンや圧縮機を通ってきた空気と同じような空気が入って来るのなら、今の流量でもいいのだが
ファンまで含めた全体に、Mach2オーバーの空気がぶち当たる状況を再現するには今の3倍が必要って事になるのか？
これだと、イギリスの装置ですら足りんなあ
昨今ではイギリスとの軍事協力のニュースが多くて、JNAAMで協力するのが有名だが
エンジンに関してもイギリスの装置を借りられたらMach2相当くらいまで試験できないかなあ？と思うが、難しいか？
ロイターが皮肉な記事を書きまくってるが、この状況でXF9をイギリスに持ち込むかね？
ttps://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%82%AF%E3%83%AA%E3%83%BC%E3%83%A2%E3%83%95_RD-33 RD-33の派生型は面白いな
推力8.1tだった原型が、8.3tとか8.5tとか9.2tとか9,5tとか
試作品では推力10tのものやタービン直前温度1720℃のものまで作られている
F-35Bといえばリフトファンと、それを回せるような強靭な延長シャフトを持つ
F135-PW-600だなあ
XF5は数が限られてるからあんまり色んなものは作れないが、
可変サイクルも面白いけど、延長軸でリフトファンも回してみる、というのも試せたら
もっと面白いかもなあｗ
更に日本独自の技術として、双発エンジンで1つのファンを回してみるとか
一般的には双発ジェット機でVTOLやSTOVLは、エンジン推力が安定しないので
アメリカですら実用に耐えるものは作ってないって話だな
さすがに財務省もそんな無駄な実験やめれって断るレベルかな
そもそも双発が必要なほどのペイロードかつ滑走路がない場合は大型ヘリで大抵のことが済んでしまうんやで
F414-GE-400も自衛隊が扱うことになるのかな?米軍のF/A-18E/Fは
日本飛行機が整備しているそうだけど。
日本飛行機株式会社 米軍機整備
ttp://www.nippi.co.jp/aircraft/usa.html でもこれは電子戦機だから無駄な金は掛けられんな
将来航空無人機用エンジン技術に関する調査及び検討作業
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku29-119.pdf >空無人機用エンジンの技術動向を調査するとともに、将来航空無人機用エン
>ジンに必要となる機能・性能等を検討し、その結果についてまとめるものである。
戦闘機用エンジン要素の性能確認試験のうちコアエンジン性能確認試験における
抽気分析作業及び排気ガス分析作業
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku29-118.pdf >本役務は、戦闘機用エンジン要素の性能確認試験のうちコアエンジン性能確認試験におい
>て、抽気分析作業及び排気ガス分析作業を実施するものである。
貼り忘れ。
戦闘機用エンジン要素の性能確認試験のうちコアエンジン性能確認試験における
抽気分析作業及び排気ガス分析作業
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/koukoku/koukoku29-118.pdf > 10 枚中の 7 枚
>図 1 ATF 1 階 平面図
> 10 枚中の 8 枚
>図 3 ATF テストチャンバー内配置図（図 1 矢視 A）
日本カーボンと宇部興産しか作れない
ttp://toyokeizai.net/articles/-/204733 XF9はそれより低い1800℃、とされる
しかし使っている素材を考えると温度以上のポテンシャルはあるのかな？
という事は、やっぱり冷却弱めなのか
温度が上がり過ぎると窒素酸化物ばかり出来るという
果たして、XF9では窒素酸化物の量を上手く抑え込めているかどうか？
ttp://www.jfca-net.or.jp/data_files/view/2585 があり、クリックしたらPDFファイルを 開くか保存するか聞いてくるな。
>中国からの発表・参加者ともにゼロだったのは関係者を驚かしたが実情は分からない。
>を中心とする先進的な研究開発により、現在では CMCを高圧ター ビンのシュラウド
>に使用した LEAPエンジンが A320neoや Boeing737 MAXに 搭載されるに至っている。
など記載されてる。
あの構造では普通の材料工学水準では1400度も厳しいはずで、専門家ほどパニックになるはずかも？
>ロシアはタービン直前温度1850℃を達成している
1850ケルビンじゃないよね?
1850℃を超えたというニュースは2012年には出ていたよ
>1850℃を超えたというニュースは2012年には出ていたよ
wikipediaに
Izdeliye 30 ＞ タービン直前温度は2,100K（1826.85℃）
ttps://vpk-news.ru/news/859/ 2012年のニュースかな？ ありがとう。教えてくれて
むしろロールスロイスがお得意の「温度を下げてメンテ期間を延ばした」という改造ばっかりやってる
>ロールスロイスがお得意の「温度を下げてメンテ期間を延ばした」
10年前のNHKスペシャルでNIMSのニッケル単結晶超合金開発した方の
インタビューで話した説明の中で聞いたような。
イギリスのＲＲだけ置いてきぼりだな。
ttp://www.sjac.or.jp/ ジェットエンジン屋の夢(PDF/183KB）
株式会社ＩＨＩ
取締役 常務執行役員 航空・宇宙・防衛事業領域長 識名 朝春
>
ttp://www.sjac.or.jp/common/pdf/kaihou/201801/20180101.pdf >将来戦闘機用エンジンの研究試作も防衛省主導で行われており、
>機体、エンジン、アビオニクスの全てが国内で開発された純国産戦闘機
>も技術的には可能となっています。
防衛装備庁長官官房審議官 藤井 敏彦（PDF/476KB）
ttp://www.sjac.or.jp/common/pdf/kaihou/201801/20180103.pdf >将来戦闘機用エンジンについては、心臓部分となる
>コアエンジンの試作が完成し、納入されました。さらに防衛装備庁札幌試験場
>における所内試験において、目標性能値を達成し、作動健全性確認を完了
>しております。今後は、X-2を含む将来戦闘機に関する研究成果等を踏まえ、
>国産の道を採るか、共同開発の方向に進むか等を検討していきたいと
>考えています。
追加
文部科学省研究開発局 局長 佐伯 浩治（PDF/479KB）
ttp://www.sjac.or.jp/common/pdf/kaihou/201801/20180105.pdf >特に、JAXAの地上エンジン実証試験設備に防衛省が開発した国産
>のF7エンジンを導入し、整備を進めております。これにより我が国が
>培ってきた高度な技術を実エンジン環境下で実証することが可能
>となり、国内航空機産業の発展に大きく貢献できると期待しております。
>今後も産業界の方々との一層の連携等に貢献していきます。
今すぐ答えるアルヨ
XF5を試験した時、つまり施設の流量70kg/s、エンジンの流量35kg/sだった時
LM1600を送風側に2台、LM2500を排気側に1台
元がF404のLM1600
燃料室流量50kg/s
2台で100kg/s
元がCF6のLM2500
燃焼室120kg/sくらい
F7エンジンの燃焼室流量は23kg/sくらいだったかなあ
つまり、吸気側に5台、排気側に6台のF7ベースのガスタービンを置いて、やっとXF5が試験できる
じゃあ、XF5の3倍の流量と思われるXF9を試験するなら？
とりあえずF7を(5+6)×3=33台注文するか？ｗ
そ、その発想はなかった…
アフターバーナーの難易度はともかく、高バイパスの輸送機用エンジンは
低バイパスの戦闘機用エンジンより開発が難しいみたいだな
地上設置にすると割り切って作るとどんなものだろうね？
XF9のコアはもう出来てるから、そのコアをベースに地上運転用の
ガスタービンを同時開発する
当初は連続10時間運転でも構わん、って条件で
上のインチキ皮算用に従えば、合計8台以下のXF9由来のガスタービンがあればよいって事になる
では航空機用の耐久試験は？
詳しい者は語ってよいでおじゃる
アレは据え置きとはいわないか…
地上据え置き型のLM2500は言われてみたらある意味航空機より過酷に使われてる場面
（電力需要の調整しろとして昼間だけ全開を延々夏中繰り返す）がありそうではありますなｗ
基本２４時間動いてる・・・はずだが、実際は電力需給に合わせて止めることもあるのでは？
整備員の話だと潤滑油の問題がなければ数百時間は連続
運転できるらしい
そういう運用はサイクル管理上はエンジンにとって余り大きな負担にはならない。
止めずに延々と運用できるはず・・・
油圧が生きていればずっと回していられるが
油圧が死ぬと軸受が溶ける。
レシプロだろうがタービンだろうが当然のことだが？
よく解らないけど、
当然の事をいうより、あり得ない事をいう にツッコんだ方がいいと思う。
どの辺が「ネタ交じり」だったのか教えてくれ
303
ニワカ新参だけどみんなヨロシクおなしゃす。
F-3の基礎研究って進展具合どんな感じですか？テンプレのリンクが大量すぎて・・・ざっくりで良いので。
キモのエンジンはスレタイにある「XF9-1 推力15トン以上」って、コレは目標？
自民の女性閣僚のせいで、試験設備が大出力エンジンに対応できないって話だったと思うから
「これ位行ける目処が立った」とか辺り？
X-2でパドル式を採用した推力偏向ノズルだけど、行けると思って試してみて「やっぱ駄目だった」って所ですか？
ロシアのノズルみたいに成りそうなんだね、今の所の情報では。
女性閣僚 って誰でしょうかね？
良く聞く無知の言い訳だなこれ。
恥の上塗りしていないで間違いを認め無知を恥じろよ。
2018.2.11 21:43
ttp://www.sankei.com/west/news/180211/wst1802110050-n1.html 昨今の太陽光発電モジュールの低価格化により
ガスタービン勢が窮地に追い込まれたかと思われたが、
日本には降雨と森林と、間伐もしてない荒れた山があったｗ
太陽光だの風力だの自然（）エネルギーに比べてまだ計算できるしね。
オオワシ、オジロワシ、タンチョウ、オオハクチョウその他叩きまくっちゃうんだもん
低周波騒音の被害を及ぼさない程度に住宅地から離しても十分な土地があると言えばあるのが北海道、特に北側はｗ
で、送電網が人口7万人くらいで想定しているから全然足りなくて（6万ボルトだも）増設に2千億とかもう何したいんだか状態ｗ
wikiにはRB211にするって書いてあるな
燃費は大幅に向上する
しかしRB211は推力18tか
XF9がもしAB推力15tだとして、エンジンが同じホットコアで広バイパスにした例（XF5→XF7、F101→CFM56）を幾つか見ると
大体1.2倍なんだよなあｗ
国産広バイパスエンジン4発のB-52とか面白そうだし、只でさえ滅茶苦茶に長いB-52の航続距離が
26000kmくらいになるかも知れんが、まあRB211でも十分すぎる航続距離になるだろうなと
8発からは変えたくないそうで
二発エンジンを一発にして
直径大きくして高バイパス比にすれば
推力を上げて、燃費も良く出来そうだけどな。
ロシアならそのへんのEg付け直して飛ばした
興味がある人はどうぞ
グーグル検索⇒『金持ちになりたい 鎌野介メソッド』
94IVO
共同研究に関する取決めの締結について 防衛装備庁
ttp://www.mod.go.jp/atla/nichiei_02.html イギリスでのXF9試験、来るか？？？？？
ジャギュアが英仏だったのが今度は日仏でと。
それはソースがあるのか？
日仏×
日英〇
これで17tも出したら主従関係が逆転でござるなの巻
ロールスロイスのメンツ丸つぶれじゃないですか？
夜はキドニーパイとうなぎのゼリー寄せで祝勝会だ
あとパイロンと主翼周りの流れの変化を最適化する設計や数値計算、部品生産、試験が金がかかる
B737みたいになさるを歪ませるぐらいで済まないのか
まああれが最適解なんだろうけど
8発→4発ではエンジン関係操作機器や計器類が全部変更
英国脳「ならば主翼に埋め込もう」
ホンダ脳「いやいや、翼上面にエンジンを乗せればry
以上、「こんなB-52はイヤだ」スレより引用（ねーよ
どのみち総グラスコクピットへ改修するって話だから、そこは気にしなくてもいい気がするんだけどな
英国の施設ってどれくらいまで可能なのだろう？
日本の場合、既存のでは7トンくらいでＦ7が限界という話だけど
ttp://www.mod.go.jp/j/approach/hyouka/seisaku/results/14/jigo/sankou/05.pdf この別紙４によると、現状の日本の施設よりは良くても米国どころか仏にも及ばないように見えるが
空気流量と推力は必ずしも比例しないみたいだが
戦闘機用の低バイパスエンジンなら、希望的観測なら
ｘｆ９－１エンジンがぎりぎり収まる？
（空気流入量で約２．５倍、タービン入口温度等の工夫で数割、しめて5トンのＸＦ５エンジンの3倍で15トン、という雑な計算）
年経た機体をエンジンポン付け(でも無いが)でぱわーあっぷ！はロマン感じる
よしF-22もついｄ
でもあえてスピードの速いB-1Aに戻す？
可変インテークでRCS激増になっちゃうけどｗ
改良点は？
これって昔は台湾の施設や韓国の施設についても言及してある奴だったなあ
何か改変されたんだっけ
北海道の施設は、流量装置関係だけの増強で、試験可能になるよう、元施設ができてるのか？
どの程度まで流量の増大が可能かはワカランよね
少なくとも、今の4倍程度は必要なはずだし
マトモにというのは、定常状態だけでなく過渡的状態まで含めた全ての試験が出来るという意味だが
XF9は120kg/secを超えるくらい行くのでは
例えば、現在の千歳の流量ではF7は定常状態試験しか出来なかった
過渡的状態の試験は、流量に余裕のあるアーノルドでやらせてもらった
高バイパス比エンジンも作るなら400kg/secくらいいる？
自分はまさに105kg/s程度だと思ってるんだがなあ
XF5の3倍に温度上昇分で
それ位はあってくれないと、「大流量ファン」と名のるのはやや恥ずかしい気がする。
流量当たりの推力を上げると、エンジンは小さくなるが燃費は悪くなるので、必ずしもいいことではない。
最悪新規に作るって手もあるしさ
逆い言えば、潰したい派はここをつぶせば、あるいは遅らせても間に合わないということで事実上潰せる
XF9のコアは、70kg/sの札幌の施設で試験できた
じゃあ、それに適切なバイパス比を掛けようか
何かあらゆるデータが105kg/sであることを裏付けるんだがこれは何なんだ
適切なバイパス比の根拠は？
ttp://blog.livedoor.jp/wispywood2344/archives/55607907.html この辺見ると、今回作ってるのはXF5と同じくらいのバイパス比（0.4）なのかもしれないな。
将来的に低燃費指向のエンジンを開発するならたぶん、0.7～には上げてくるだろう。
98kg/sになるよ
バイパス比1:4.4とか書いてあるな
MRJのPW1215Gがほぼ全く同じ推力なんだけど、
多分直径が大き過ぎてダメって事なのかなあ？
BR725はファン直径1.27m
PW1215Gは1.42m
TF33は直径1mか
で、TF33は燃費が 0.78 lb/(lbf?h)
lb/lbだから単位は同じだな
前シリーズのBR715で燃費0.63
725ではもっと良くなったのかどうかは分らん
あと、巡航中の燃費と離陸時の燃費を明記してない資料を見ても仕方ないのかな
もしTF33の0.78から、例えばPW1215Gで0.5前後まで下がってるらしいが
それだとやっぱり航続距離3万kmだなｗ
なお、BR725はJT-8Dの換装に良い感じの重量、推力だったりします＞EC-1増やさないかな、とチラ見しつつｗ
＞BR725とTF33×２が結構近い重量だったような。
それ、ヤバくねえか？
と思って調べたら
TF33 重量2t
BR725 重量1.6t
参考F7 重量1.4t
重さも軽減されたな
B-52のエンジンレイアウトは推力が翼を捻る力をエンジン重量で相殺する設計なんで、
（ホンダジェットも同じ設計で、翼上なんで脚は短くできるが、エンジン後流をフラップには当てれない）
軽くても問題になる可能性がある。
ま、大丈夫なんだろうけどｗ
新しいエンジンは高いから使わないだろうけどね
でも航続距離3万㎞、戦闘行動半径1万kmの爆撃機というのはちょっと見てみたいかな？
まあホンダはパイロンで浮かせてるからまた違うが
ttp://www.geocities.jp/protoplanes/image/Asuka_1.jpg 15トンという目標と、1800℃という燃焼温度から考えても、コア流量は70kg/sくらいだろうね。
もう少し多いかもしれないけど。
おととしのシンポジウムで公開された図面では、ファン径がほぼ１ｍで、、
排気ダクトも拡張されており、それから考えるとエンジン流量は120kg/sはありそうだった。
そうするとバイパス比0.7くらいになり、発表で燃費を強調してたのも理解できる。
ただ、のブログを見ても、現在製造中のXF9-1は、やや細く絞ってるみたいだし、
去年のシンポジウムで公開された図面は、ファン径が95cmくらいで、バイパス流路への
分岐も随分細く描かれてたから、流量100kg/s、バイパス比0.4くらいが妥当かもね。
速度が上がって来たらどんなジェットエンジンでも流量が増えるからサージする方向になるけどXF5は十分に耐えた！とかX-2の試験では
記事になっていたなあ
で、同じ状況でJ58ならバイパスに圧縮機内の空気を一部追い出すんだよな
XF9でもそれが出来たらなあ
そして、XF9ではミリタリー推力11t以上、AB推力15t以上って話になっているが
普通のジェットエンジンに比べてAB推力/ミリタリー推力の比率が小さい
これについて、タービン直前温度が高いから空気を使い果たしてるからでは無いの？って言ってたな
ここで可変サイクルにした場合、流量過剰になった状況でバイパスにうまく逃がすとかして
より高い推力を出せ、AB推力/ミリタリー推力の比率をより適正な1.5だか1.6だかに
する事は可能なのかどうか？
そのエンジン配置は構造強度上は不利で、巡航時には排気の干渉で推進効率にも悪影響があるが、
排気による揚力増加を優先したもの。
だが、一般的な実用機で一番揚力が必要なのは離着陸時で、
それは構造強度で有利な翼下前進パイロンでも排気をフラップに当てて対処可能で、
フラップ格納時には排気抵抗も無くなる。
だから、そのエンジン位置の実用機は無いのだろう。
上昇しようとすると下降するし、下降しようとすると上昇する。従来の操縦感覚とはかけ離れている。
事故が起こらなくて良かったよ。
・XF9の耐久性が低い
・XF9のパワーがしょぼい
この2つを理由に挙げてる書き込み見かけたんだけど
いつの間にこんなことになっての？
全く根拠なし
どっかの奴が書いてたなあ
「現場では機体バランスが悪くなって空戦性能が下がりこれなら前の方が総合的には良かったと散々な扱い」
配備前に岐阜で試験しまくってたんでもしそんなのがあるならとっくに洗い出されてるだろと
F-2のAAM-4運用改修に関する妙な話の場合は、まあ日本への敵対勢力のデマだったのかねえと
で、がアサヒの飛ばし記事を元にしたお祭りのどこで出て来たか知らんけど、
まあその辺の人達かねと
>どこで出て来たか
ν速+ だった気がする。
・日本人には、高出力エンジンができるわけない
・できたが信頼性がないので、当分使えない
の2系統。
まぁ本当に知らない系統の適当な書き込みで工作臭さは無かった
F-2の調達打ち切りは現場からの強烈な要望・突き上げがあって、石破さんはボトムアップにやられたという話が出てきたな
F-2によるF-4置き換えのための増産アドバルーン記事を産経に書かせたら、空自さんの中で大反対決起集会勃発
そもそもID:rM36kIwvのような国産信仰・産業保護の思想が現場にもあるんだと思ってたけど、俺らが自尊心を全賭けしてる最前線のスタッフは言うほど国産兵器を信用していない...!?
何回同じ話するんだよ
その時はF-22導入するかもって騒がれてた時じゃないか
現場としては4世代機よりも5世代機が欲しかったんだろ
それを書き込んだ人間に聞けよｗ
ホンダジェット
バイパス比1:0.4 （XF5やEJ200くらい） 流量98kg/s(そんな半端な流量のエンジンは無い)
バイパス比1:0.5 （F135がこんなものだとされている） 流量105kg/s（何故かF100-PW-220と同じくらい）
バイパス比1;0.6 （F100-PW-220くらい） 流量112kg/s（F100-PW-229くらい）
バイパス比1:0.7 （F110-GE-129くらい） 流量119kg/s（F110-GE-129より少しだけ小さい）
でも、コアの温度も高いからなあ
US-2なんかでもあるんだけど
ttp://www.iadf.or.jp/document/pdf/26-2.pdf その辺は現代ならフライバイワイヤで解決しちゃうでしょうね、上のpdfの6枚目。
レスの流れで読むと は、
バックサイド云々の話ではなく、
固定したエンジン配置で排気と翼の影響を利用する高揚力装置は、
飛鳥の場合その影響で操縦性に問題をもたらした。
という趣旨じゃないの？
ttps://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/47457/1/naltr0001341.pdf ttp://koyama-s.la.coocan.jp/KASM_volunteer/ohanasi/003/harada.html も出てくるけど、挙動がバックサイド領域そのものの、機首下げで速度up、パワー入れで高度上昇、だそうな。
USBは失速に至る速度を大幅に落とすことが出来るけど（上のpdfに出てくる線図を見たら最終的にアプローチ速度69ktと、
速度だけなら空母で使えそうな領域にｗ）、無理やり飛ばしている事に違いは無いんだな、と。
簡単に解決できる話じゃ無いんだな、と訂正しておきます。
契約に係る情報の公表（航空装備研究所）
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ny_kenkyu_koukuu_ichi.html 将来航空無人機用エンジン技術に関する調査及び検討作業
１件,H30.1.30,（株）SUBARU
戦闘機用エンジン要素の性能確認試験のうちコアエンジン性能確認試験における抽気分析作業及び排気分析作業
１件,H30.1.26,（株）IHI検査計測
機械屋と基盤屋と組込み屋だけでなく化学系の分析屋も大わらわ
最後に「F135に比べてNOxを〇■%減らした！」とかやってプレゼンするのかね？
普通の飛行機でも当たり前の挙動だが？
リンク先は見てないが俺もそう思った
＞機首下げでパワー入れなら高度落ちる
この宇宙人野郎があああぁあ
そしてダイブブレーキを使い忘れて飛行機ごと落ちるw
> ＞機首下げで速度up、パワー入れで高度上昇、だそうな。
いや、だから現在の飛行コース（例えば着陸アプローチ）を保ったまま現時点よりも速度を下げたい場合にどうするのか？
と考えるとバックサイド・オペレーションの奇妙さが分かるわけでして、それを考えないと理解できない
速度を下げたいから機首を上げる、だがそのままでは失速してしまうから同時にパワーを上げねばならない
つまり速度を下げるにはパワーを上げるという操作が必要になる
これは普通の操縦での「パワーを上げたら速度も上がる」とは全く逆の操作だ
ということで、のhtmlの方のバックサイド・オペレーションの説明は間違ってはいないが初心者には不親切だと思う
因みに上に書いた説明は、大昔に航空情報だったの連載で読んだバックサイド操作の説明です
あるいは、バックサイド・オペレーションの奇妙さは、次のように言い換えることもできる
通常の操縦領域では、速度の上下はパワーの上下で、高度の上下は機首の上げ下げで、それぞれ行うのに対して、
バックサイド領域では、速度の上下は機首の上げ下げで、高度の上下はパワーの上下で、それぞれ行わねばならない
（速度と高度との制御に対応する操作が通常領域とは逆になる）
のhtmlの資料での説明ならば、せめてこの最後のパラグラフを書いておいてくれれば読者はバックサイド操作の奇妙さを理解し易いと思う
なお、のPDFファイルは流石に正規の技術資料なので、次のように正確かつちゃんと読めば正しく理解可能な説明になっている
６ページ目左カラム＞ STOL機「飛鳥」の場合はこれとは全く逆の飛行領
６ページ目左カラム＞ 域バックサイドを飛行している。即ち，飛行中に機首
６ページ目左カラム＞ を下げると速度が増加するが高度は逆に上昇する。ま
６ページ目左カラム＞ た，機首を上げると速度が減少し，同時に高度も益々
６ページ目左カラム＞ 降下していく。
（上で私が「そのままでは失速する」と書いた…これは昔の航空情報での解説記事がそうだったから…が、この技術報告書ではより正しく「同時に高度も益々降下していく」とある）
＞機首下げで速度up、パワー入れで高度上昇、だそうな。
この表現なら、
”機首を下げれば速度が上がり、推力を増せば上昇する。”としか読めないのでは？
「これは普通の挙動だ」という指摘だろう。
また、ｐｄｆの表現では、
”機首を下げると速度が増加するが高度は逆に上昇する”とあるが、どこか省かれた表現か誤植では？
そうでないと、物理学の法則に反する。
機首を下げるだけで運動エネルギーと位置エネルギーが得られるわけが無い。
ああ、極端な機首上げ状態から機首下げで抗力が減るという意味か。
でもそれも普通の挙動のような気もするｗ
オーパーツみたいなのが出て来たｗｗｗ
バックサイド領域の話は高度と速度の変化をセットで考えないと理解できないよ。
でないと、
機首下げで速度up→降下して速度が上がるのは当たり前
パワー入れで高度上昇→速度が上がって揚力が増えるから高度上昇は当たり前
普通と何も変わらないじゃん
という理解になってしまう。
コアエンジンって言う程技術いらんしなぁ
でも高温高圧部よりはまだマシだろ
日本は輸送機用の高バイパスエンジンの低圧部は担当してきた
では、戦闘機用の低バイパスエンジンだとどうなんでしょう
ってのを、今年6月から試験する
元のレス読めば分かるがそいつがリンク先の意味を理解せず書いてることに対する突込みだぞ。
無駄に難しく考えるなよ。
コアエンジンモジュールとかで呼べばいいのか
車ヲタはピストンエンジンと区別ついてないし
PCヲタはアプリケーションのエンジンと区別ついてないぞ
>俺らが自尊心を全賭けしてる最前線のスタッフは言うほど国産兵器を信用していない...!?
こういう物言いをする奴ってのは単に「ジャップが戦闘機（のエンジン）なんて無理に決まってるだろバーカーバーカｗ」
ってのを小難しく言い換えて知的なふりをしてるだけの言動だからね。
最近、必死で日本くさすやつらが出てくるね。在日も追い詰められてんだろうな。
平成29年度12月分（平成29年1２月）
契約に係る情報の公表（航空装備研究所）物品役務（競争）
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ny_kenkyu_koukuu_ichi.html VTOL機用エンジンの形式等に関する調査及び検討作業
１件,H29.12.12,川崎重工業（株）
オスプレイのことかな?
タービン直前温度1200℃、2600kw程度のガスタービンだね
LM1600が149000kwだからずっと小規模だな
飛鳥はSTOLだな
飛鳥はエンジンを翼上に置いたりしたが、お陰で整備性も悪くなったり飛行特性も特異で
FBWの開発が新たに必要だったり、というので見送り
短い滑走路ゆえ地方空港に良いのではなんて言われてたみたいだな
でも地方の空港がみんな長くなってしまった
アレの維持の方が高価かつ特殊な操縦技術が必要な飛鳥みたいな機体より楽な気はするけど、離島おいてけぼりになっちゃったんだよね。
スーパーマリンガスタービンは、船舶用エンジンが一度据え付けると、取り外しオーバーホールが不可能だから、
壊れたら速攻とっかえれるガスタービン良いんじゃね？で作られたと記憶。小型での効率追求で確か34％の熱効率だったような。
同じクラスのディーゼルに結構肉薄したんだけどね。今は高速ディーゼル機関でも熱効率40％位行っていない？
別紙1 平成30年度募集に係る研究テーマについて（610KB）
ttp://www.mod.go.jp/atla/funding/koubo/h30/h30koubo_bessi1.pdf P.52
(22)デトネーションエンジンの安定作動出力制御に関する基礎研究
>本研究テーマでは、従来のエンジンに対して飛躍的な性能向上が期待できるデトネーション
>エンジン、特にローテティング・デトネーションエンジンについて、その成立性、安定性、出力可
>変性等に関して、新規性、独創性又は革新性があり、既存の各種デトネーションエンジン技術
>から特性（出力に限らず、安定性等も含む。）の飛躍的な向上に寄与する基礎研究を募集し
>ます。
P.56
(26)革新的なジェットエンジン技術に関する基礎研究
>航空機等に関する技術において、特にジェットエンジン能力の向上は最重要課題の一つとなって
>おり、常に小型軽量化、大出力化、燃費向上、計測技術の高精度化等、様々な技術分野での
>向上が求められています。本研テーマでは、ジェットエンジン技術の大幅な向上に関して、
>新規性、独創性又は革新性があり、かつ学術的に価値がある基礎研究を募集します。
〇ジェットエンジンの小型軽量化を大幅に向上させる研究（例：FRP等軽量化材料、ファン
・圧縮機の圧力損失低減翼形状、
エンジン駆動軸内蔵型発電機/スタータ、油圧駆動補機類電動化に関する技術など）
〇ジェットエンジンの大出力化を大幅に向上させる研究（例：タービン・燃焼器などの高温部品に適用可能な耐熱材料や冷却機構技術、
エンジン構成要素性能の高効率化に関する技術など）
○ジェットエンジンの燃費を大幅に向上させる研究（例：動力システムとしてハイブリッド化、燃料制御最適化に関する技術など）
〇ジェットエンジンの計測技術を大幅に向上させる研究（例：燃焼器部、高圧タービン部の高温ガスの多次元温度分布、非接触による温度・振動等計測に関する技術など）
○ジェットエンジンの性能を大幅に最適化する研究（例：異なるエンジン回転数においても推力・燃費を最適化、
エンジンフライトエンベロープにおけるエンジン着火始動範囲の拡大に関する技術など）
〇ジェットエンジンの騒音低下に関する研究
○ジェットエンジンに使用されるセラミック複合材料の耐熱性向上や超高温領域における機械的強度の向上に関する研究
〇冷却空気を導入することなく超高温に耐えうる耐熱材料に関する研究
これでXF5のダブルバイパス化をやって欲しいなあ
あと次回はぜひ、高圧タービンのCMC化を！
中間圏高音速侵攻機になっていく
中間圏って言葉が頻繁に使われる時代が来るのかなあｗｗｗ
対流圏、成層圏、中間圏、熱圏のうち成層圏ばかりが使用頻度が高くて
他の部分は一般人で聞いたことがあるという人は非常に少ない
防衛省が基礎研究に手を突っ込むのはあまり賛成できんな。
そんなのは文科省か経産省に任せておけばよい。
具体的な装備品の開発など応用寄りの研究は防衛省にしかできないんだから、
そっちに集中すべきだ。
別に兵器として優秀な装備が、必ずしも技術的に優れているものとは
限らないのだから。
逆に、散々基礎研究やっても使う装備品を開発できないなら何の意味もない。
どうでもいい。どっちもやればいいんだよ
>防衛省が基礎研究に手を突っ込むのはあまり賛成できんな。
米軍の次世代機が、中間圏高音速侵攻機になるかも、なので防衛省も研究しないとね。
Aurora は、ムー辺りのオカルト言説扱いされるのが2ch軍事板だけど。
カナダ政府の対策チームのメンバーから、高度50km/Mach5、往復の時間から北極超えて中国まで行っていると推定、とポロッと言うのを聞いたからなぁ。
（先方は10年以上前のことなのでと、喋ったのが2000年より前）
TR-3Bだっけか。
旋回半径はどんくらい？
とか類推出来る人は語ってくれても良いのよ( ^o^)
でも普通のラムジェットでもMach5までだっけ
それ以上になると板を並べたスクラムジェットになる
ttps://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20050196667.pdf だがこれも遥か昔の研究だ
今ではこれにスクラムジェット推進にシームレスに移行できる構造とか出来てたりして？？？
ttps://www.flightglobal.com/news/articles/aiaa-conference-mach-7-engine-to-be-turbine-based-175630/ 2003年のこの記事が分かり易い
The engine features a high-Mach fan and compressor, variable bypass ratio and a "hyperburner" augmentor that starts as an afterburner and
transitions to a ramjet as Mach number increases. "At M1.7 we open up the bypass valves
and by M4 we bypass all the turbojet and operate as a ramjet,"
says Bartolotta. Rig tests of the hyperburner, which uses a trapped vortex to sustain combustion, are already under way.
でもこれってAETDとは圧縮の状態が違うだろうなあ
ttps://www.flightglobal.com/FlightPDFArchive/1982/1982 - 0705.PDF 36年前にP&WがVSCEなるものを提案した
「ダクトバーナー」という、バイパス内に燃焼器を持つ機構で
ロールスロイスが更に6年前に研究していたが、うるさいし燃費も悪いとの事で却下
まあどこもバイパス部分をラムジェットに近いものとして扱えないか？というので、苦労してたって事ですな
ラムジェットの定義は「（ほぼ）等エントロピー圧縮がされている」事であり、
「超音速機のバイパス広くしてMach1.7とか超えたらエンジン回転数減らしてバイパス通った空気に
勝手に火をつけたらラムジェットになるんじゃね？俺マジ天才じゃね？」という簡単なものではないとの事ｗ
だからF100あたりでコア部を通る空気が1：バイパス部を通る空気が0.6とかだから
それでアフターバーナーを使えば0.6/(1+0.6)の比率でラムジェットだ！！！１１！１！！！！！というオレサマ物理学を展開しても
それってバイパス流がアフターバーナー部に出て来た段階で圧縮が緩んじゃってるからラムジェットじゃないでしょｗｗｗと言われてしまう
（それでも確かにある程度高効率なのは事実だが）
従来の亜音速重視、たまに音速でダッシュもする、という戦闘機のエンジンとは違う気がするね
でも中射程AAMの信頼性が上がってきた（この前はAIM-9Xが外れてAIM-120が当たったんだっけｗ）なんて状況が増えてきたから
それならステルス状態のままで高速で空域を通過してさっさとAAMで敵機を片付けた方がずっと良いからなあ
「ターボファンとターボジェットを繋ぐ」（あるいは低バイパス比ともう少し高バイパス比を繋ぐ）のが可変サイクルエンジンだとしたら
ダクトバーナーによるVSCEは低バイパスターボファンを一気にラムジェットに繋ぐ！というものであった
だがGE57とADVENTでその辺の落とし所をどうするのかねえ？
もっさりさん、カモン！
4
Baseline Hyperburner Design for GE57
Although, highly regarded, the F110-129 augmentor d
esign, shown in figure 3, would not be simple
to implement for the RTA application because of the
fixed geometry mixing chutes used to combine the
fan flow to the core flow. Therefore, the RTA hype
rburner design is based on a more conservative and
simpler concept of separate streams, where the core
flow and the bypass flow are separately fueled and
mixed over a conservative axial length.
普通のAB付きターボファンのアフターバーナーは「バイパス流とコア流を混ぜつつ燃やす」
だがラムジェットとして使うなら、分離して燃やすと
アフターバーナー内の燃焼器が3段くらいあって、速度によって外側と内側で前後入れ替え可能！
なんていう超機能があればなあｗ
素直に2つ作った方が良いかな？
これにパルスデトネーションエンジンの理論も組み合わせればもう最高
・まずファン排気を拡散させる
・その勢いでコア排気と混ぜる
・それから両者に更に火をつける
ようにしたいから、
・外壁に近い所に、低圧タービンから一番近い位置のAB燃料噴射装置を作る
・それからもっとノズルの方に進んだところに、コア寄りあるいはエンジン長軸よりにABの燃料噴射装置を設置する
と、まずファン排気を燃やして拡散させてコア排気と混ぜてからもう一度燃やせるので、低速時でも推力を増大できる
一方、ファン排気を独自にラムジェット化するなら
バイパスをもっと長く独自に持たせるか、
・低圧タービンに近い位置にエンジン長軸に近い位置のAB燃料噴射装置を設置すると、
コアの排気が加熱で更に膨張する
・これによって、外を高速で流れているファン排気がますます圧縮される（俺様物理学ｗｗｗ）
・低圧タービンから離れた位置で、外壁に近い位置にファン排気に燃料を噴射、燃焼装置を付ければ
ファン排気だけを独自に燃やすことが出来る
なんて都合のいい話、本当に起こるんでしょうか？ｗｗｗ
そしてこれなら、外壁寄りにある再燃焼装置が、速度に応じて前後にスライドする（あるいは前後2ヶ所に作ってもいいかねｗ）なら
低速時の推力増大にも、Mach1.7オーバーでのラムジェット的な性質を重視する時にも
最適な位置でファン排気を燃焼させられる
なーんて考えたいけど、そんな都合いい話はない！って怒られそうだなあと
やっぱりこれっぽい事をやりたいのかもな？と
ところで、非ステルス機ではインテークを可変式にしたり境界層分離の板を付けたりして
超音速時のインテーク内の流れを制御するようにしていたけど
ステルスになったらそれが出来なくなったから昔より戦闘機は遅くなった、なんて説があったっけ
機体をプラスチック製のマトリックスで炭素繊維をまとめた複合素材で作ってるのも原因だろうけど
これまではインテークで流れを制御していたのを、エンジンである程度制御するようになったら
再びMach2オーバーを軽く出せる戦闘機が増える！なんて話だったら、どうするんだろうね？
B-1AはMach2だったがB-1Bでは固定式インテークになって最高Mach1.28になってしまった
一説によるとF119×4だとMach2.2になるらしいがｗ
で、ADVENTなどで流れを制御できるようになると、やっぱり変わるのかなあ？？？
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/jozoku30-012.pdf 戦闘機用エンジンシステムの形態管理
戦闘機用エンジンシステムの研究試作契約での成果を継承
し、当該調達に必要となる技術又は設備等を有すること。
エンジン性能確認試験支援作業
エンジン性能確認試験性能図表等の技術資料作成
XF9エンジン撤去・分解・検査
エンジン低被観測性試験準備・支援作業
全て一番上のと同じのが契約条件に入っている
「XF9撤去」に脊髄反射するバカタレが大量発生しそうなのはともかくだｗ
その後ですぐに
「エンジン低被観測性試験準備・支援作業」
だから、XF9のホットコアの試験が終わってこれからファン、低圧圧縮機、低圧タービン、アフターバーナーを
取り付けるわけだが、
それがインテークからレーダーで観測されないものであるかどうかを確認する契約を取って来るって訳だな
> ところで、非ステルス機ではインテークを可変式にしたり境界層分離の板を付けたりして
> 超音速時のインテーク内の流れを制御するようにしていたけど
> ステルスになったらそれが出来なくなったから昔より戦闘機は遅くなった、なんて説があったっけ
B-1は試作のA型の高空での最大速度がM2.0だったのに実用化されたB型ではM1.2ぐらいに低下していて
その理由がインテークダクトを可変式からレーダー反射の少ない固定式に変更した事によるという説明だったよね
だから可変ベーンのようなダクト内での衝撃波の発生位置を制御する技術が使えないと最大速度を高くとるのは難しいのは事実だけど
現実の超音速戦闘機が（開発中や受領後の試験飛行は別にして）実運用においてM2かそれ以上で飛ぶケースはほぼないし
ましてや実戦の最中にそんな速度を出すケースなど殆どない（あるとすれば日本のように迎撃用途にしている
恐らくだが、世界中のF-15シリーズ全機の飛行履歴を調べても試験飛行を除いた実運用中にM2以上の速度で飛行した延べ時間は驚くほど少ないだろう
実運用においてM2のような最高速に近い速度で飛ばす一番可能性が高いのは日本のF-15Jのような迎撃用途でF-15を使用している場合だろう
迎撃用の場合は、迎撃機の速度が高速であればあるほど、会敵点を領土からより遠くにとれるので、国土・国民が敵機の攻撃を受けるリスクが低下するという意味で
迎撃戦闘機の飛行速度は国の安全度に直結すると言っても間違いでないからだ
それと、ステルス戦闘機の場合、M2+のような高速で飛べば空力加熱のために機体が加熱されて赤外線センサーで遠くから捕捉されるリスクが急激に高まるので
頭（対レーダー）隠して尻（対IR）隠さずという間抜けな事態に陥るから、会敵点に急行する場合でもステルス戦闘機だと余りな高速は使用できない
（使用するとステルスの利点を自ら損ねる）
ラプターの超音速クルーズの速度の設定は、この空力加熱によるIRシグニチャの急激な増大を避ける速度上限を意識して行ったと思われる
（確かラプターのスパクル速度よりももう少し高速にすると機体表面温度が急激に高くなりIR輻射量も増大するようなデータがあった気がするが現時点で確認はできない）
排気口から覗くと異様にスッキリしてて驚くし、あの空気流量にどうやって対応してるんだか...(^q^
物品役務（随契）
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ny_kenkyu_koukuu_ichi.html 低バイパス比ターボファンエンジンの可変サイクル化に関する技術検討 １件
H30.2.15 (株)IHI
提案企業の募集
ttp://www.mod.go.jp/atla/rfi.html 平成30年4月13日 軽量化エンジン要素の研究
ttp://www.mod.go.jp/atla/rfi/rfi300413_10.pdf > ２ 情報提供企業の要件
>情報提供企業は、以下の要件を全て満足する企業に限定します。
> 1 日本国法人であり、国内に製造設備を有する企業
> 2 航空機用エンジンの設計及び製造の実績を有する企業（ベンダー含む。）
> 3 防衛省が取扱い上の注意を要する文書等の開示について適当であると認める企業
セラミックス基複合材料の熱特性等データ取得作業
もあるね
＞本案件を実施するためには、セラミックス基複合材について常温から約１０００℃までの熱特性を計測する技術、
設備及び知識を有していることが必要不可欠であり公募を実施した結果、応募者が該者一者で評価基準を満たしているため。
しかし、XF5でまだまだまだまだやる気満々じゃないですか！
軽量化というからには、やっぱり外側の部分か
4万4000ポンド＝200kN
ttp://headlines.yahoo.co.jp/hl?a=20180415-00010000-binsider-int 早くF-3開発決まんないかなぁ。
なんか色々と開発スピードすごいよな
kgfかトンに統一してほしい
200 kNは、本当かどうか。
これまでは、180 kN説が主で、2009年の初号機では160 kN程度説。
ttps://ja.wikipedia.org/wiki/WS-15_(エンジン) ttps://en.wikipedia.org/wiki/Xian_WS-15 英語wikipedia の1850K説が正しいとすると、かなり控えめな目標が
まだ達成できてない？
日英版からリンクされている
中国語版は非常に詳細。どなたか解説して下さい！
1.02m直径、1850Kでは、200 kN行かないと想うのですが・・
まあ直径ってのがインレット径なら、200kN行ってもおかしくはない。
ただ、200kNという数字がどこから来たのかもわからないし評価不能だね。
>200 kNは、本当かどうか。
中国って国はさ、競合する機体やエンジンより少しだけ
高性能に見せ掛けるって言うのがお約束だから。F135が192kN
だからWS-15は200kNにした程度の事だろう。
↓は戦闘機用低バイパス比エンジンのコアを使って高バイパス比エンジンにしたもの。
戦闘機用低バイパス比エンジン→高バイパス比エンジン
WS-15--20t-----------------→SF-A---13t(開発中)
WS-10--14.8t---------------→WS-20--12t
XF5----5t------------------→F7----6.1t(既に実用化)
中国の輸送機Y-20
ttps://ja.wikipedia.org/wiki/Y-20_(%E8%88%AA%E7%A9%BA%E6%A9%9F) >ロシア製のソロヴィヨーフ D-30KP-2（推力12トン）
>試作5号機がWS-20を搭載したとされている
>しかし、WS-20に関しては出力不足という意見もある
詰り、WS-20は推力12tさえ出て無いのだろう。↑を見ると中国の戦闘機用
エンジンは推力10tそこそこしか出ていなのでは？
F101（B-1のエンジン）とCFM56が同じコアなんだよな
そういうので見ても、低バイパス比エンジンのAB推力に1.2倍くらい掛けて
同じ程度のコア、あるいは同じ流量で技術水準もほぼ同じコアの高バイパス比エンジンの推力、
というのが、本来の傾向だ
WS-20の例は何なんだろうねえ？
輸送機用エンジンだと耐久性を要するから、旧東側基準の戦闘機用エンジンの基準より
推力を抑えて運用することになる、って話かねえ
煙モクモクでも何でもいいから吹かしてでも数値稼ぐって訳には行かないと
1984年から使われてるCFM56-3B-1が89 kN 1985年から使われてるF101-GE-102が137kNだぞ
中国の戦闘機で、垂直上昇とかあんまみたことないな。
>輸送機用エンジンだと耐久性を要するから、旧東側基準の戦闘機用エンジン
>の基準より推力を抑えて運用することになる
P-1用のF7エンジンは燃焼器出口温度をXF5の1600℃から1500℃に下げて耐久性
を向上させて尚、推力6.1tを達成しているね。旧ソ連や中国のエンジンは耐久性
を無視して推力を向上させているんじゃないか？
例えば、産業用や船舶用のガスタービンは10万時間程度の耐久性が必要らしい。
米ロに戦闘機用エンジンをガスタービン仕様にした物が有るので比べてみると
面白いかも。
中国のステルス機J-20の試作機に搭載されていたと言う旧ソ連のAL-31Fと
アメリカの戦闘機用中型エンジンの例を比べて見ると良く分かる。
戦闘機用低バイパス比エンジン→ガスタービンエンジン
AL-31F---12.5t--------------→AL-31ST---出力16MW（21750馬力)
F404--------8t--------------→LM1600----出力14.3MW（19440馬力）
ttp://www.umpo.ru/en/production/gas-turbine-power-industry/al-31-st/ ttps://www.socalgas.com/documents/business/gasquality/elec_gen_fuel_flexibility_ge_lm_engines.pdf 中国はエンジンですでに世界トップクラスに入ってる
まあ日本は要素研究をやって、出来るとわかってから走り出すから、
やってないように見えて研究はしているけど。
パキスタンは中共エンジンのFC-1はエンジンだめだめで
露西亜エンジンでないと受領しないと言ってるんだが
おまえ韓国人みたいだな
おまえ韓国人みたいだな
エンジンもそれに見合ったパワーの目処がついたということ？
後は、組み上げて所定の性能が得られることを確認するだけだが、
それが間もなく始まる。
LM案拒否と読むべきだと思うわけで
となるとエンジンの目処がついてるのは確定かな
楽しみだね
それと、LMの案でもエンジンは日本製だって。ロイターの記事、英語版には
"Any aircraft built with international partners must have
Japanese-designed engines and radar"とある。
> それと、LMの案でもエンジンは日本製だって。ロイターの記事、英語版には
> "Any aircraft built with international partners must have
> Japanese-designed engines and radar"とある。
ああ、これは非常に重要だね、というかこれさえ許されるのならばF-3開発において日本にとって最も重要な自主開発項目は守られることになる
日本はずっと戦闘機用の大推力エンジンを自前で作れなくて苦渋を飲まされ続けてきたから
コアは完成して良好と伝えられるXF9のXを外してF9エンジンにする開発が継続できF-Xに使えるのならば
日本の戦闘機開発の自主性をずっと縛ってきた大きな頸木を漸く外せる
F9をちゃんと実用化して性能や寿命が一流レベルをクリアできて、日本でも自前で高性能エンジンを開発できるノウハウ・経験・体制が確立されたら
アメリカの思惑や押し売りにばかり振り回されずに日本の国防のニーズに従って必要なときに必要な戦闘機を開発しようと思えばできるようになる
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html 公示第14号 平成３０年度燃焼風洞装置の点検整備の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji30-014.pdf >燃焼風洞装置の機能、性能及び構造の知識を有していること。
>納地 防衛装備庁札幌試験場
公示第15号 平成３０年度ガスタービン制御装置等の点検整備の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji30-015.pdf > 中圧空気源装置及びエンジン高空性能試験装置に設置されている各ガス
>タービンの機能、性能及び構造の知識を有していること
>納地 防衛装備庁千歳試験場
公示第16号 平成３０年度エンジン高空性能試験装置のうちの蒸気配管等の修理
の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji30-016.pdf >エンジン高空性能試験装置についての知識及び技術を有していること
>納地 防衛装備庁千歳試験場
公示第17号 平成３０年度中圧空気源装置のうちの制御装置等の修理の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji30-017.pdf >中圧空気源装置の知識及び技術を有していること。
>納地 防衛装備庁千歳試験場
公示第18号 平成３０年度中圧空気源駆動装置の換装の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji30-018.pdf > 中圧空気源装置及び中圧空気源駆動装置についての知識及び技術を有し
>ていること。
>納地 防衛装備庁千歳試験場
暫く使わなかったらあちこち故障してたか
で、XF9の試験予算はまだ付いてなかったから、
これはXF5可変サイクル版を試験するのかなあ
ロイター記事翌日に読売がLM案否定の防衛省リーク記事をだしたということが重要
先ずは情報提供者と情報発信者の思惑と意図を汲めるのが先決ダヨネ！
英語の記事も読めるようになろうね。強がるなよ。
ID変えてご苦労だな（笑）。
外国語に習熟しても知性や教養に難がある映画評論家という分かりやすい存在をマスメディアで散見するけどねぇ
自称軍事評論家も同類だなwww
>高性能ターボファンエンジン
今年度から、SSM/ASMの射程大幅延長の研究が始まる。
・島嶼防衛用新対艦誘導弾の要素技術の研究(54億円)
現有の対艦ミサイルの射程及び残存性の向上を目的
ttp://www.mod.go.jp/j/yosan/2018/yosan.pdf (13/64 page) 研究が間に合わないので、JSM取得、LRASMやJASSM-ERのための機体改修調査が先行するわけね
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/ippan.html 第3号 排気ガス測定検査 数量1件 入札年月日 平成30年5月25日 納期 平成31年3月29日
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/koukoku/koukoku30-003.pdf >将来戦闘機への搭載を目指したエンジンの研究開発等に携わっています。
>札幌試験場で行われる戦闘機用エンジンの心臓部であるコアエンジンの
>性能確認試験に参画しました。試験前後にコアエンジンと他器材の確認、
>試験中は計測室にて試験動向の記録、問題があった場合の状況確認等、
>現場を動き回りました。
>平成３０年度からは、エンジン全体の試作品の性能確認試験が開始される
>ため、その準備も進めています。
ロシア軍機、米軍機に進路妨害 バルト海上空
ttps://www.cnn.co.jp/world/35118624.html それどこですか？
ttp://www.mod.go.jp/atla/saiyou/sougou_saiyou.pdf ここにあるね
女性を舐めちゃいけません。
MHIの航空機の生産現場でも女性の管理職やエキスパート職員の方はいます。
女子挺身隊いらいのポジションですから。
重要な部署に勤務
熟練が減り徴用で負けたとも言える
ロシア戦闘機がシリア沖の地中海に墜落、操縦士ら2人が死亡
ttp://www.afpbb.com/articles/-/3173411?cx_part=top_block&cx_position=1 高出力で故障の少ない安定したエンジンが作れたらいい戦闘機が作れる
どんなにいいガワがあってもプァなエンジンだったらその性能の1割も引き出せないからね
F-22みたいな単機の性能・戦闘力を重視したコンセプトは既に時代遅れで、
F-35みたいなネットワークで戦う電子的能力が最重要だ
で、F135みたいなでかいエンジンが出来るので、「今」においてはまだまだ戦闘用航空機のエンジンは極めて大きなウエイトを占めると思うぞ。
無人機ネットワークによる空戦時代とかになって、目と攻撃をバラバラにできるようになると話は変わるかもしれないけど、相当未来の話。
F-3（仮）の提案もF-35の機体コンセプトにF-22のガワ（＋レーダーの大きさ）で言ってきたし。
LCSの開発といった戦闘力縮小の試みを行ったがいずれも失敗している
ネットワーク能力強化の真の価値は持てる戦闘力の最適化にあって
単機の戦闘力が低ければどうにもならないように思える
エンジンの話をすれば高性能化した電子機器を動作させるには
強力な発電能力が必要となりやはり高性能なエンジンが必要となるだろうし
基板からチップに!
ロシアでは舟原発だそうだがw
これで全部解決する
日本もはよ始めないとやばい
報道もあるか
何の話？
ttps://trafficnews.jp/post/80285 旧ソ機MiG-21は過去の遺物にあらず
退役進む一方、別モノ派生機が第三世界の空へ？
>XF9って組み立てた全体の試験だと今年7月からだっけ？
納品6月なので、7月から千歳で試験でしょうね。
口から、ケツの穴から音速で空気を移送せよ
３交代で２４時間体制で検証な
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html 公募情報
公示第21号 平成３０年度エンジン高空性能試験装置の推力校正システム等
の点検整備の契約希望者募集要領に係る役務作業の契約希望者募集要領
納期 平成31年1月31日 納地 防衛装備庁札幌試験場
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji30-021.pdf エンジン高空性能試験装置の推力校正システム等（テストセル装置及び
供試体制御計測装置）の機能、性能及び構造の知識を有していること。
当面はXF5 variable cycleで試験か
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ny_honbu_ichi.html 物品役務（随契）
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf_ichiran/30-ekimu-zuikei-h-03.xlsx 物品役務等の名称及び数量,契約を締結した日,契約の相手方の商号又は名称
戦闘機用エンジンシステムの試験用支援器材（その１）の製造１式,
H30.3.29,(株)ＩＨＩ
推力偏向ノズル用治具の製造１式,H30.3.29,川崎重工業（株）
三音速風洞装置のうちの高圧圧縮機駆動システムガスタービンの分解点検整備等
１件,H30.3.30,川崎重工業（株）
戦闘機用エンジンシステムの補用部品の製造１式,H30.3.30,(株)ＩＨＩ
エンジン関係で、ここに貼り忘れがあるかもしれないので、ここも確認してね。
JM2040 防衛省の調達実績について掲載します。
ttps://jm2040.blogspot.jp/ ttp://tokyoexpress.info/2018/05/08/%e3%83%ad%e3%83%bc%e3%83%ab%e3%82%b9%e3%83%ad%e3%82%a4%e3%82%b9%e3%80%81%e3%80%8c%e3%82%a6%e3%83%ab%e3%83%88%e3%83%a9%e3%83%95%e3%82%a1%e3%83%b3%e3%80%8d%e5%ae%9f%e8%a8%bc%e3%82%a8%e3%83%b3%e3%82%b8/ 圧力比70とかすごいな。
話は違うが、前からXF9-1の圧力比はかなり高いんじゃないかと思ってたが、
高圧10段で70とか技術的に可能なんだったら、XF9-1が圧力比35～40とかあっても、
別におかしくなさそうだな。
推力偏向ノズルってXF9用か？
圧縮比
総圧力比、という言葉も使われていたなあ
圧縮比だと一定体積内の空気の分子の総数の比になるが
圧力比だと温度が上がった分だけ上昇してる分も計算してると誤解されるから気を付けろ、
と言われてた時期もあったが、最近ではあまり気にせず使われてるなｗ
いろいろ気になる部分の多いエンジンだけど、コンプレッサー前三段と後ろ七段の
間で径絞ってる部分の空間はありゃ何だ？航空用でまさかとは思うが中間冷却器？
ピストンエンジンのような等積燃焼をするエンジンでは、圧縮時の体積比が重要だから圧縮比。
ガスタービンのような等圧燃焼するエンジンでは、圧縮時の圧力比が重要だから圧力比。
圧力比70は凄いね
2010年くらいにGEが「次世代のエンジンはそれ位の圧力比が必要だ」と発言して
他社が失笑したらしいんだが、結局どこもそうなってしまった
GE9Xはそれよりは抑えたが圧力比60超え
１段高圧タービンのアウターシールにはセラミック・マトリックス・複合材(CMC)が使われてるからこの辺りはIHIが担当するのかな？
二軸にしたか…それにしてもでかいエンジンだな…
A350XWBのエンジンも大きさに
圧倒されたがそれ以上だな…
ttp://www.sangiin.go.jp/japanese/kaigijoho/shitsugi/196/s066_0011.html >Ｆ２戦闘機の後継となる将来戦闘機の選定についての防衛省の検討状況
参議院インターネット審議中継
開会日：2018年5月15日.収録時間：約3時間23分.会議名：外交防衛委員会 【質疑者】中西 哲君（自民）
ttp://www.webtv.sangiin.go.jp/webtv/detail.php?sid=4710&type=recorded 7:55位 鈴木防衛装備庁長官「将来戦闘機関連技術各研究の状況に付きましては、高出力小型レーダーの研究や大推力エンジン
はいすれも試作品を製造し、実際に作動して確認する段階にあります。」
＞大推力エンジンは試作品を製造し、実際に作動して確認する段階にあります。
去年7月にコア部を納入して、
1年間の試験の後に納入
↓
今年の6月にコアの試験を終了してそれから納入
↓
今年の7月には組み上がったものが見られる？
or
今年の8月から組み上がったものが見られる？
しかし政治的なものも大きいからなあ
2度納入なんてないよ。 検修までに1年もかかることあるかな？
6月のエンジン納入は、メーカー試験後の完動品だよ。 写真くらいは防衛省から公表があるだろう。
プロトタイプエンジンXF9-1を6月までに試作
↓
今年の7月には組み上がった物の公開とかは無い
↓
今年のシンポジウムにXF9-1の動作試験の低解像度の映像が見られる？
↓
その後公開は無く、試験は続く
>今年の7月には組み上がった物の公開とかは無い
防衛大綱+中期防に、国産エンジン搭載のF-2後継機を開発する、と書くためには7月にも大々的に公表するはず。(日経他の各紙一面記事、NHKニュース)
無い場合は、F-3正式着手が3年は遅れそう。しかし関連研究は着実に進むはず
高空環境の模擬はその後
日本オリジナルの戦闘機エンジンが標準大気で静止推力17トン重を出す日が間もなく来ると思うと冗談抜きに胸熱だな
ちゃんと開発が完成できるように試験設備などにもしっかり予算を出してやって欲しい
高高度での推力がどのぐらい出せるか不安と期待が入り混じったなんとも言えない気持ちだ
万一どころか億に一でもF-3は海外からの完全購入になったとしても
XF9エンジン開発は必ず最後まで完成させて次に戦闘機用可変サイクルエンジンの開発に取り掛かって欲しい
自前の優れたエンジンを持っていなければ他国の言いなりにされて苦汁を飲まされ続ける、そんなのはもう御免だ
部品製造や整備の実績で
日本が最後は何時も総取り
モスクワ郊外ジュコーフスキーで飛行実験を続けている。ブログ「bmpd」が伝えた。
ttps://jp.sputniknews.com/russia/201805214897837/ ttps://twitter.com/ilax200/status/997114165629087749 ttps://bmpd.livejournal.com/3202227.html ttps://russianplanes.net/id229921 ttps://russianplanes.net/id229984 ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji30-019.pdf ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji30-020.pdf 戦闘機用エンジンシステムの性能確認試験の契約希望者募集要領が上がっとるの
>③戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちアフタバーナー部について性能、機能、構造、
> 運転及び整備に関する知識及び技術を有していること。
>③戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちファン部について性能、機能、構造、
> 運転及び整備に関する知識及び技術を有していること。
>申請書提出期限 平成３０年６月５日
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html 公募情報 公示第22号 平成３０年度 大型エンジン試験施設の効率的な整備に向けた検討作業の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji30-022.pdf 本件の役務対象物品である本装置に関する構造、機能、性能を熟知しており、保守点検整備を行うために必要な本装置
に関する知識及び技術を有していること。予定納期 ：平成31年3月31日 予定納地 ： 防衛装備庁航空装備研究所
公募情報 公示第21号 平成３０年度 戦闘機用エンジンシステムの性能確認試験のうちエンジン性能確認試験（その１）
のための技術支援（その４）の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji30-021.pdf 戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちスタータ・ジェネレータ系統について性能、機能、構造、運転及び整備に関
する知識及び技術を有していること
予定役務期間： 平成30年7月2日から平成30年9月28日までの間の官の指定する46日間
予定役務場所： 株式会社ＩＨＩ瑞穂工場
[PDF]外部評価報告書 ｢電動アクチュエーション技術の研究｣ 防衛装備庁 別紙2 図のエンジン隣の発電機（始動発電機？）
ttp://www.mod.go.jp/atla/research/gaibuhyouka/pdf/Elec_Actuator_29.pdf シンフォニアテクノロジー 航空宇宙機器カタログ P.10 交流発電機＞ブラシレス始動発電機（構想図）目標値200KW
ttp://www.sinfo-t.jp/pdf/Data/aerospace/N03-100.pdf?201803 公募情報 公示第20号 平成３０年度 戦闘機用エンジンシステムの性能確認試験のうちエンジン性能確認試験（その１）の
ための技術支援（その３）の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji30-020.pdf 戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちファン部について性能、機能、構造、運転及び整備に関する知識及び技術を
有していること
予定役務期間： 平成30年7月2日から平成30年9月28日までの間の官の指定する46日間
予定役務場所： 株式会社ＩＨＩ瑞穂工場
公募情報 公示第19号 平成３０年度 戦闘機用エンジンシステムの性能確認試験のうちエンジン性能確認試験（その１）の
ための技術支援（その２）の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji30-019.pdf 戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちアフタバーナー部について性能、機能、構造、運転及び整備に関する知識
及び技術を有していること
予定役務期間： 平成30年7月2日から平成30年9月28日までの間の官の指定する46日間
予定役務場所： 株式会社ＩＨＩ瑞穂工場
公募情報 公示第18号平成３０年度 戦闘機用エンジンシステムの性能確認試験のうちエンジン性能確認試験（その１）の
ための技術支援（その１）の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji30-018.pdf 戦闘機用エンジンシステムの研究試作のうちエンジン及びエンジン試験用支援器材について性能、機能、構造、運転及び
整備に関する知識及び技術を有していること。
予定役務期間： 平成30年7月2日から平成30年9月28日までの間の官の指定する46日間
予定役務場所： 株式会社ＩＨＩ瑞穂工場
>シンフォニアテクノロジー 航空宇宙機器カタログ P.10 交流発電機＞
>ブラシレス始動発電機（構想図）目標値200KW
よくこんな情報見つけてきたな。双発で４００ｋｗか。
7月からの試験をIHIでやるということは、来月のお披露目はIHIでやるのか。
楽しみだ。
F-35のF-135は191kN。
ttps://sputniknews.com/military/201707251055871091-pak-fa-new-engine/ 仏大富豪S・ダッソー氏死去 93歳
ttp://www.afpbb.com/articles/-/3176335?cx_position=11 成金
高空環境
模擬テスト
擬
テ
ス
ト
でも機体に内装できずに露出させないと冷却が追いつかない
高温耐久素材技術がイマイチ昇華できていないのかな
バイパス比とか諸々のファクターが熟成されていないんでしょうね
まぁその辺を力技で強引に使ってるあたりがロシアらしいのだけど
ロシアは冶金学は非常に優れているから耐熱性に非常に優れた合金に頼った高温燃焼型のエンジンを作りたがりまた実際に作れるのだろう
合金の耐熱性が西側のよりもずっと優れているから軽量にできるが、同時に冷却が困難なので、エンジンの寿命は短くなり、また強引に冷却するために
が指摘する通りステルス機でもエンジン剥き出し状態にせねばならないんだろうね
要するに他国とは並外れて優れた合金の耐熱性に頼った結果が、軽量大出力だが短命の戦闘機エンジンということだと思われる
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html 公募情報 公示第32号 平成３０年度三音速風洞装置の点検整備の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji30-032.pdf 三音速風洞装置の機能、性能及び構造の知識を有していること
納期 平成31年3月22日 納地 防衛装備庁千歳試験場
公募情報 公示第31号 平成３０年度中圧空気源装置のうち中圧空気源装置１号機のうちの空気圧縮機のうち
圧縮機本体の点検整備の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji30-031.pdf 中圧空気源装置のうち中圧空気源装置のうちの空気圧縮機のうち圧縮機本体の機能、性能及び構造の知識を
有していること。 納期 平成30年12月28日 納地 防衛装備庁千歳試験場
防衛装備庁航空装備研究所 一般競争等に関する情報提供
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ippan.html 公募情報 公示第22号 平成３０年度 大型エンジン試験施設の効率的な整備に向けた検討作業の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji30-022.pdf 本件の役務対象物品である本装置に関する構造、機能、性能を熟知しており、保守点検整備を行うために必要な本装置
に関する知識及び技術を有していること。予定納期 ：平成31年3月31日 予定納地 ： 防衛装備庁航空装備研究所
去年夏の概算要求に記載されて、平成30年度の予算に載らなかった｢大型エンジン試験装置の整備（７４億円｣が補正予算
か次年度予算に盛り込まれるのかな?
我が国の防衛と予算－平成30年度概算要求の概要－(PDF:6MB) （平成29年8月31日掲載）P.34
ttp://www.mod.go.jp/j/yosan/2018/gaisan.pdf >大型エンジン試験装置の整備（７４億円）
>航空機用大型エンジンの運転・計測等の効率化を図るために必要となる新たな大型エンジン試験
>評価施設を千歳試験場（仮称）へ整備
>※各種試験等について地元自治体・住民の理解を得て円滑に遂行していくため、大型エンジン試験装置
>の整備などの試験場の体制強化にあわせ、札幌試験場から千歳試験場（仮称）へ名称変更
愛知か静岡らへん走ってる時に見えた気がする
剥き出しなのは初期の試作機だけ。F-22も試作機はエンジン部分が金属剥き出しだったり、金蒸着キャノピーじゃなかった。
F-35の試作機もステルス性の低い無金蒸着外枠式キャノピーが量産型では金蒸着内枠式キャノピーになってる。
概念実証機ではあるが、フランスで実物大模型でRCS試験やったX-2もキャノピーはT-4の流用(但し、X-2のキャノピーにはステルスコーティングが施されている)。
キャノピーとかは試作機の段階では量産を意識した設計ではなかったりする。
ttp://files.hangame.co.jp/blog/2012/63/cae1b573/09/09/39417122/cae1b573_1347198010333.jpg 金属剥き出しのSu-57(T-50-1(飛行可能な最初の試作機)の機体上面
ttp://ruslet.webnode.cz/_files/system_preview_detail_200009634-c3b2fc4abe/T-50-2_032.jpg 金属剥き出しではないSu-57(T-50-9)(機体番号509)の機体上面
ttp://pbs.twimg.com/media/DGEXggdXUAELFy3.jpg 金属剥き出しのSu-57(T-50-4) の機体下面
ttp://ruslet.webnode.cz/_files/system_preview_detail_200009646-f1e2ff37d7/T-50-4_028.jpg 金属剥き出しではなく、なおかつエンジン部が直線的になっているSu-57(T-50-9)(機体番号509)の機体下面
ttp://ruslet.webnode.cz/_files/system_preview_detail_200010964-2364b245e3/T-50-9_05.jpg これでもSu-57がエンジンを露出しなければエンジンを冷却できないというのであれば、エンジンに沿って機体下面を湾曲させているF-35のほうがエンジン冷却に苦労しているという話になる。
F-35の機体下面
ttp://stonewashersjournal.com/wp-content/uploads/2018/01/171104-F-YQ806-911.jpg なるほど、私のの間違ってる点の御指摘と色々な御教示どうもありがとう
ITOは金色。金はITOではない
透明で可視光を投下する導電性物質。主に液晶をはじめとしたディスプレイや、MEMS分野で利用。
金蒸着と違い、完全に透明なコックピットを実現できる。
F9-IHI-10は発電機付ギアードターボファンエンジンに
低バイパス比の予混合2段燃焼器もやらせる変態仕様かよｗ
トラクションドライブ無段変速機付き一定周波数発電装置T-IDG 容量250kVA（200kWe）
V2決定・失速速度域で低周波ロール振動抑制に威力発揮する油圧ポンプ・電動機一体型アクチュエータEHA
「金蒸着と違い、完全に透明なコックピットを実現できる」
↑F-35のキャノピーはITOコーティングらしいけど、どう見ても透明には見えない。
ttp://designer.home.xs4all.nl/aircraft/a-F35/f35-canopy.jpg ttp://1.bp.blogspot.com/-dfeKROqfl2M/VaBSTdZAynI/AAAAAAAAD0c/C8ewJ1KUlEQ/s1600/2013_F35A_wpns_marks_13J00382_12_1267828237_8508.jpg ttp://cdnph.upi.com/svc/sv/i/6771418045928/2014/1/14180477397274/Navy-wins-award-for-F-35-canopy-making-process.jpg 高性能なレーダーやEODASで敵を発見すればいいんだし、
ヘッドマウントディスプレイで周囲の状況を把握するからな
つまり、F-35はITOではないという事だ
F-22と同様の金の蒸着だろう
考えられる理由は
・ITO膜の厚さがとても厚い
・別の物質も製膜してる（赤外放射も抑えるとか？）
・光の加減でそう見えるだけ
・ITOではない
・X-2はより透明度が高くなる最新の製膜技術を使ってる（そんなのがあるかは知らん）
直接外を見るのは、トラブル時や平時くらいだろ
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html 一般競争入札情報 第92号 技術シンポジウム会場借上 1件
入札年月日 平成30年7月11日 納期 平成30年11月16日
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/koukoku/koukoku30-092.pdf 防衛装備庁千歳試験場 一般競争等に関する情報提供 公募情報
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/ippan.html 公示第3号 平成３０年度 空気加熱器エレメントキットの製造の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji30-003.pdf >物品の製造に関する知識及び技術を有していること。 提出期限 平成３０年６月１８日
>提出先 防衛装備庁千歳試験場業務班 調達概要の交付時期 平成３０年６月１８日
公示第2号 平成３０年度 エンジン高空性能試験装置の高精度圧力発信器の校正点検の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji30-002.pdf >本機器の機能、性能及び構造の知識並びに取り扱いに関する知識及び技術を有していること。
>提出期限 平成３０年６月１８日 提出先 防衛装備庁千歳試験場業務班
>調達概要の交付時期 平成３０年６月１８日
公示第1号 平成３０年度 エンジン高空性能試験装置のうちのタービンメーターの校正点検の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf/kouji/kouji30-001.pdf >機器の機能、性能及び構造の知識並びに取り扱いに関する知識及び技術を有していること。
>提出期限 平成３０年６月１８日 提出先 防衛装備庁千歳試験場業務班
>調達概要の交付時期 平成３０年６月１８日
数字を伴わない感情教育
外部評価
ttp://www.mod.go.jp/atla/research/gaibuhyouka/pdf/ENG_for_fut._Figter_29.pdf ファン部と低圧タービン部の写真が初めて公開されたようだね
素晴らしい
なかなか面白い
ttp://nanonet.mext.go.jp/ntjb_pdf/nanoInnov-28.pdf 米国は金持ちだから金の蒸着を採用したんだろう。
見た目もキンキラで豪華に見える。大統領の別荘のように、お気に入りなんだろう。
日本は堅実にIOTなんだろうな。
資産家のトランプ大統領と安倍首相の差だな。
> 米国は金持ちだから金の蒸着を採用したんだろう。
> 見た目もキンキラで豪華に見える。大統領の別荘のように、お気に入りなんだろう。
冗談抜きにそれは本当にあるかもな、アメリカには前例があるからなあ
A-5ヴィジランティは、そのパワープラントである２基のJ79エンジンの放熱効率を上げるために
胴体後部両側のエンジン収納カバーの内側に金箔を貼り詰めたって豪勢さだからなあ
もちろん熱伝導性とか耐腐蝕性とかの物理的特性に基づくちゃんとした理由づけはあるのだけど
読んでてラストの方で感動して涙が出た・・・；＿；
去年の防衛装備庁技術シンポジウム2017発表要旨集のpdfで公開されてたよ。
＞
＞ファン部と低圧タービン部の写真が初めて公開されたようだね
ttps://i.imgur.com/cYlqZ32.jpg この低圧タービンって、挿入位置を間違えてる。
ファン コアエンジン 低圧タービン アフターバーナー の順のはず
ttps://i.imgur.com/SlCle1A.jpg コアエンジンは、圧縮機、燃焼器、高圧タービンが含まれてるんだから低圧タービンは高圧タービンの後ろのはず。
こりゃ低圧圧縮機の位置ですなｗ
