相互RSS


ミリタリージェットエンジンを語るスレ 8kN

1 :名無し三等兵:2018/07/05(木) 15:14:38.66 ID:yBXQMWmq.net
前××××
ミリタリージェットエンジンを語る×××× 7kN
http://mevius.5ch.net/test/read.cgi/army/1498649306/
ミリタリージェットエンジンを語る×××× 6kN
http://mevius.2ch.net/test/read.cgi/army/1440828436/
ミリタリージェットエンジンを語る×××× 5kN
http://peace.2ch.net/test/read.cgi/army/1419210945/
ミリタリージェットエンジンを語る×××× 4
http://peace.2ch.net/test/read.cgi/army/1389273648/
ミリタリージェットエンジンを語る×××× 3
http://toro.2ch.net/test/read.cgi/army/1357556393/
ミリタリージェットエンジンを語る×××× 2kN
http://toro.2ch.net/test/read.cgi/army/1283917599/
ミリタリージェットエンジンを語る×××× 1馬力
http://toki.2ch.net/test/read.cgi/army/1192343293/

関連××××
ミリタリーレシプロエンジン 十六基目
http://mevius.2ch.net/test/read.cgi/army/1453699582/

2 :名無し三等兵:2018/07/05(木) 15:20:23.96 ID:TfLnbHhg

一物
東レも頑張りましょう

3 :名無し三等兵:2018/07/05(木) 15:36:07.69 ID:pxAlx9K9

>>1

前××××984
なるほど国家として保護されてたんだな
これで素材系は一安心、かな?

4 :名無し三等兵:2018/07/05(木) 21:00:40.63 ID:MeAuMr5Q

>>1

××××立て乙!

5 :名無し三等兵:2018/07/06(金) 14:31:30.11 ID:mXTK4sIS

6 :名無し三等兵:2018/07/06(金) 16:20:33.61 ID:dsEqZIJg

一乙

7 :名無し三等兵:2018/07/06(金) 17:15:23.49 ID:UeKTft7k

ミリタリージェットエンジンを語る×××× 7kN [無断××××禁止]
http://mevius.2ch.net/test/read.cgi/army/1498649306/
前×××× 無事に終了

8 :名無し三等兵:2018/07/06(金) 19:13:05.96 ID:cczyExM9

信頼性・寿命・安全率を無視すれば大抵のエンジンはもっと出力を上げられる
そのあたりを満たしたうえでの実用出力じゃないと

9 :名無し三等兵:2018/07/06(金) 20:32:25.46 ID:P86nFaNW

航空エンジン3系譜
BMW003系列 ネ20 RD-20 Atar クライスラーCTE HF118
JUMO004系列 RD-10 J47-GE-1 J52-PW-3 ライカミングT53
W.2系列 J31-GE-1 アリソンJ33 RD-500/VK-1

とりあえず推力と離昇軸出力のおよその換算値ね。
JUMO004 27.3kN≒4600hp
F3-IHI-30B 16.37kN≒2700hp
TS1/MG5-110 5.5kN≒922hp
HF118 7.42kN≒1250hp
F7-IHI-10 60.0kN≒10000hp 発電装置T-IDGの供給電力90kVA級

ちなみに供給電力250kVA級が商品化待ちだがIHI製エンジンで166.6kN級は存在せず?

10 :名無し三等兵:2018/07/06(金) 21:50:22.98 ID:TK5HYbE2

>>前××××995
> というかエンジン単体の最大静止推力って技術的にはともかく戦闘機の性能としては参考値以上の意味なくない?
> 機体につけたら大抵その推力は出ないんだし、大きな意味を持つのは静止推力ではなく飛行中の余剰推力でしょ。

仰る通り。
それに機体に搭載されて飛行している際に実際に発揮できる最大推力は飛行高度と飛行速度で変化するから
その意味でも海面上の静止最大推力の値ってパイロットにとっては余り重要な意味を持たないしね。

それはともかく、XF9が完成して社内試験をパスして無事に納品されたのは本当に目出度い。
いよいよ次は折角のこの国産の戦闘機エンジンを実際に搭載する戦闘機を量産配備することだ。

11 :名無し三等兵:2018/07/07(土) 02:34:59.94 ID:PQ1XjMNW

XF5の可変サイクル化を同時進行で試験するのはちょっと難しそうだなあ

12 :名無し三等兵:2018/07/07(土) 07:14:08.48 ID:U7nfMflc

離昇馬力だが巡航中はあまり意味が無くても静止状態から
V2決定速度域までの滑走路上のウインドシア挙動阻害と
艦載機による空母全速前進合成風力を駆使した離着艦のみ
非常に重要なのね。

対空誘導弾接近を遥か遠方で察知して水平線の下に潜ったり
接近格闘戦で妙な挙動により敵機後方を取りに行ったり
台風が頻繁にやって来る全天候型作戦機が必須な地域では
墜落損失ゼロにさせることは悲願だと思うよ。

13 :名無し三等兵:2018/07/07(土) 08:36:35.29 ID:kxUwPqgQ

実際の性能はわからんが、確かなことは防衛装備庁が呈示する性能要件を満たしたということ
これは安心できる

どこぞの装甲車みたいにポシャることなくうまく続いてくれ

14 :名無し三等兵:2018/07/07(土) 09:04:48.33 ID:lbDJVYRF

>>11 あれはJAXAが設計をやるんじゃ無いのかな。
コンピュータを駆使するのはJAXAの得意とする所。

15 :名無し三等兵:2018/07/07(土) 13:33:58.80 ID:XSTFT1BV

三菱も石川島播磨もロケットエンジンを作っているんやでw
(・∀・)ニヤニヤ

16 :名無し三等兵:2018/07/07(土) 13:43:03.41 ID:O6NK77Zr

>>15 なんでニヤニヤ? JAXAのコントロール下で作ってただけだけど?
最近になって民間移管し始めてるけど。

23 :名無し三等兵:2018/07/08(日) 11:15:01.68 ID:hdVIdK2o

JAXAはaFJRの高バイパス比の希薄予混合二段燃焼器のおつぎは
F5の可変サイクル化ことターボジェット、ジェットファン、
ラムジェットの切り替えとはいっても興味が沸かないようだし
F7を弄くることに邁進する方向性だろう。

F7だが高バイパス比のままアフターバーナー焚かせるより
F7-GTタービンの実用化というかKAC兼松エアロスペースが
TP400エンジン用プロップリダクションギアボックスの
OEM供給で四苦八苦しているようだしあわせて鍛え上げれば
軸出力10000hp級ガスタービンとマリンギアの組み合わせにも
応用が利くわけだがもはやそれはJAXAの航空宇宙部門でなく
JRTTの共有船舶建造部門の仕事だからねぇ。

青函航路にナッチャン投入したり伊豆七島小笠原航路の
テクノスーパーライナー計画で営業投入せずに解体とか
迷走劇はともかく博釜航路にシャア専用ムサイを投入して
カメリアラインを3倍速力でぶち抜くとか青函、稚泊、博釜の
JNR3航路や陸軍船舶暁部隊とヒ号船団とミ号船団のような
伊達と酔狂っぷりは相変わらず健在なんだねorz

18 :名無し三等兵:2018/07/07(土) 14:23:56.38 ID:XSTFT1BV

>>16
指示は役所作るのは民間なんやでw
原発や戦艦さえもw

19 :名無し三等兵:2018/07/07(土) 17:12:14.70 ID:kxUwPqgQ

>>17
コマツのうんこ捨てる判断はできるからだいじょーぶ

20 :名無し三等兵:2018/07/07(土) 17:30:16.68 ID:gWUGk4VK

そもそも要求仕様がおかしいんだよなぁ

21 :名無し三等兵:2018/07/07(土) 18:56:35.49 ID:PQ1XjMNW

F7エンジンの流量
ttps://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/2ff97500b352235724b55513fea41f61.pdf
240kg/s
バイパス比はここには8と書いてあるが昔は1:8.2と書いてあったなあ
1/9.2 と総量から割ってやると、コア部流量は26.1kg/sとなる

F5エンジンのコア部はF7と共通と言われつつも、僅かにF7の方が大きかったなんて言うねえ
24kg/sかな?とか皮算用して、バイパス比は昔の資料で1:0.39と書いてあった記憶があるので33.4kg/sとか出てくる
これは随分小さいなw
25kg/sと仮定すると34.8kg/sで、これなら千歳の高空試験装置の70kg/sの半分、で、昔からヲタが
エンジン本体の流量の倍が試験装置に必要だ〜!!!って根拠も無く喚いていたのと同じになるw

F3については昔の本に40kg/sとか書いてあったかなw
バイパス比は1:0.9だからコア部の流量は21kg/s

TF40とかもみんなこの辺のコア部流量だったようなw
でも2000年代にはだれが作ったか知らんがそういう表も一杯webにあったが、
2010年代にごっそり消えてしまったみたいだなあ
何故消したのかな?wwww

アメリカのエンジンは今でも結構調べやすいかな
F110なんかは簡単に検索できる
だがF100はなかなか調べられず、どっかのpdfになってレポートでやっとF100の古いタイプの奴で見つかったが
昔のは105kg/sくらいで、まさにXF9につてヲタが皮算用してるのと同じくらいなんだよなあ

22 :名無し三等兵:2018/07/08(日) 09:38:01.49 ID:VGncUMNN

そもそもJNRがJRCC横浜のおかげで破綻してCATT横浜とJAMSTEC横須賀の
大部分を事実上吸収して連絡船航路船舶設計運用部門を残したまま
航空宇宙部門ごと分離したのがJRTT横浜&RTRI国分寺という系譜なのね。

JAXA成立には東京大学航空研究所を巻き込んだわけだが産学官連携のため
基礎研究と要素技術の確立までがテリトリーだしそこから先の軍用機は
防衛装備庁による機能統合システムインテグラルよりけりなんだよ。

JAXA拠点だが社風そのまんまw
陸軍航空技術研究所調布出張所
第4陸軍技術研究所相模原
日本産業東京本社(鮎川財閥、春光懇話会)
陸軍小牧飛行場(愛知県営名古屋空港)

17 :名無し三等兵:2018/07/07(土) 14:21:16.32 ID:DSKCHQzY

>>13
その防衛装備庁が最も信用できないいい加減な
役所なんだけどね…

24 :名無し三等兵:2018/07/08(日) 13:35:30.86 ID:a4vYpyfM

>>22
>JAXA拠点だが社風そのまんまw
航研 → 東大宇宙航空研究所 → 宇宙研
航研 → NAL

25 :名無し三等兵:2018/07/08(日) 14:39:23.52 ID:Ba2nFSjn

時々
XF9から高バイパス比エンジンを作り
更にそれを拡大していってC-2のCF6を代替できないかなあ、

という意見がある

XF9は推力15tって事になっているが、まあ可変サイクルにしたりして最終的には推力16.5tを目指せるくらいになる、と仮定して
更にそれが、「同一の燃焼室サイズ、同一のコア部流量なら、高バイパスエンジンの推力はAB付きターボファンのAB推力の1.2倍」という
独断と偏見塗れの皮算用が正しいとして、推力20tくらいになるw

これじゃあ、C-2に搭載されているCF6-80C2の代替にはちょっと足りないなあ

推力20tのエンジンというと歴史的にはTF39、あるいはその民間型のCF6-6くらいか
そこから燃焼室の流量を、XF9の1.4倍に増やす必要がある
つまりコアだけで100kg/s

そして世界的な潮流としてバイパス比を1:13とかにしたいみたいだから、総流量1300kg/sかw
GEnXよりデカくなっちまうなあ

ttp://www.mtu.de/fileadmin/DE/7_News_Media/2_Media/Broschueren/Engines/GEnx.pdf
これを見るとGEnXはもうちょっとコア部の流量が多いって事になるね
そして総流量では少ない
まあ、推力28tは出せるかなあとw

そんなデカブツどうやって作るのよwwwww
その前にまずはXF9のコアで発電機作った方が良さそうだな

GE9Xの方は、GE90よりコアも小さくして推力も43tまでにするよ〜って言ってたら
イヤだイヤだ45t超させろ!って航空会社がゴネて仕方なくバイパス比もどんどん大きくなって
最後は推力47tのバージョンまで出来ちゃったんだよなw
そして歴代のジェットエンジンで直径最大になってしまった
こっちの方にまともに付き合うと変な競争に引き摺り込まれて大損しそうだなあ

26 :名無し三等兵:2018/07/08(日) 14:47:39.11 ID:3oAkasv5

1つ言っておくと XF9系の将来戦闘機用エンジンで17t出すのに可変サイクルは不要 
まあ可変サイクルは まだまだ時間掛かるだろうけどね

27 :名無し三等兵:2018/07/08(日) 14:49:30.48 ID:Ba2nFSjn

コア部の流量だけで言えばGE9Xより旧世代(それだって最終型はタービン直前温度1630℃もあった)のGE90の方が多くて
160kg/s
更にP&Wのやや古い製品と言えるPW4000シリーズはコア部の流量は190kg/sもあったがこれは推力43tでバイパス比も1:6程度

恐ろしい事にP&Wでは、ギアードターボファンでPW4000と同じコアのエンジンを作れると言っている
つまりバイパス比10オーバーを狙えると

下手すると総流量2200kg/s、あるいは2800kg/sなんてエンジンを作っちまうかもしれんが
それって直径4.5m以上になって、既存機の翼下に収まらなくなるかもな

28 :名無し三等兵:2018/07/08(日) 14:54:14.54 ID:Ba2nFSjn

>>26
マジか
じゃあ可変サイクルをもしXF9レベルのエンジンに組み込んだとしたら18tオーバーすら狙えるのかねえ??

高バイパスの方は、当面はJAXAでやってる、XF7のタービン直前温度1700℃、バイパス比1:13(だったか??)のバージョンで我慢しよう
それだって推力7.5tとか、あるいはもっとになるかもなあ

29 :名無し三等兵:2018/07/08(日) 14:54:56.90 ID:a4vYpyfM

F119とサイズ・構成がほぼ同じ、TITだけ1600℃→1800℃なので
既に今月時点で16.5トン達成済みだよねと、素人は想う。
静翼・低圧/高圧タービンの素材が良いので、もっと良いかも(と素人)

30 :名無し三等兵:2018/07/08(日) 15:00:28.72 ID:a4vYpyfM

>>28
>18tオーバーすら狙える
F119(1600℃)〜約16トン
1800℃化だけで、17.7トン
可変サイクル10%アップ、19.5トン !!

33 :名無し三等兵:2018/07/08(日) 16:51:25.11 ID:xVPZIyGg

>>31
燃費性能で14%のアドバンテージがあるなら、
同流量で出力は14%上回らないと計算は合わなくなる。

38 :名無し三等兵:2018/07/08(日) 22:38:01.04 ID:LOm9Rmwv

つまり?可変サイクルってのは燃費が良くなるだけということ?

41 :名無し三等兵:2018/07/08(日) 22:51:08.29 ID:xPr6RvVU

もちろんピュアジェットで低速飛行するよりは燃費がよくなる
(ことを期待して開発導入されるのがコレ)

44 :名無し三等兵:2018/07/09(月) 06:03:01.61 ID:occIYhUk

2018年4月14日土曜日
航空装備研究所、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を契約
https://jm2040.blogspot.com/2018/04/blog-post_14.html?m=1
防衛装備庁航空装備研究所は2018年2月に「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」をIHIと契約しました。

品目 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
契約日 2018/02/15
契約相手方 IHI
契約額 2,496,960 円

本案件を実施するためには、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。                 

出典
防衛装備庁 契約に係る情報の公表(航空装備研究所)
物品役務(随契)/29年度/2月
http://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ny_kenkyu_koukuu_ichi.html
http://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf_ichiran/30-ekimu-zuikei-ko-02.xlsx

http://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji29-092.pdf
4月 14, 2018

47 :名無し三等兵:2018/07/09(月) 06:40:25.50 ID:boiUOAoa

そのままのバイパス比だとミリタリー時MAX推力には最適だが
AB時の最適でもないしドライ推力省エネモードでも最適でないから
バイパスに逃がす

って所かねえ

51 :名無し三等兵:2018/07/09(月) 10:47:32.37 ID:tjerKetN

>>45
> それは可変サイクルによって推力が増えたのではなく、ターボジェットだから推力が大きいんです。
> 当然、ターボジェット運用しているときは、AB使用時ほどではないが、燃費はくそ悪いです。
燃費を考慮して採用できなかった程低いバイパス比を、可変サイクルのおかげで採用できたら、
そのエンジンは可変サイクルで推力が向上したと表現してもいい。

52 :名無し三等兵:2018/07/09(月) 11:54:50.58 ID:V4G7Y+c2

そもそも43のソースがほしいところだが
比較対象となっている”同級”エンジンが何を指すのかわからない
重量?サイズ?エンジン径?

59 :名無し三等兵:2018/07/09(月) 20:52:07.34 ID:q6CMStyK

SR71はマッハ3.2を謳い文句にしながらマッハ2.88の3529.56km/hが
物理的限界だったがPW製J58エンジンの物理的制約すら克服出来ない
極めてトホホな結果だったとはいってもGEは基礎研究すら行わない
未知の領域なんだよね。

SurgingとCompressor-stall
3672km/hを超える速度域で成層圏飛行する際にエンジン過剰出力で
渦流や高温の空気が流れ込んだ場合に後段の圧縮空気が前段に
向かって逆流する等で正常に機能しなくなる流体力学的失速の
現象でありエンジンが燃料ポンプを通して燃料を吸い取ろう
とする力が燃料の流れを制御するポンプの能力を超えてしまうと
空気の流れが低圧の圧縮機を迂回してエンジン全体として
ラムジェットエンジンのような状態になりエンジン出力の制御が
不可能となりやがてエンジンごと火達磨となる。

63 :名無し三等兵:2018/07/10(火) 08:13:49.89 ID:LWgFIOCS

59〜62は小文字だか大文字だか忘れたが有名な荒らしだから

93 :名無し三等兵:2018/07/14(土) 12:31:43.13 ID:3FOORA0N

いやー、インフレしてますなぁ

117 :名無し三等兵:2018/07/15(日) 14:15:32.55 ID:AY/atqrH

>>109 1700℃の試作機は数年前に作られ成功している。
しかしまだSiC CMCの使用比率が低いので、それがもっと使えるようになった段階で、商品化するんじゃないかな。 その時には1800℃は優に超えるだろう。

162 :名無し三等兵:2018/07/16(月) 13:28:46.71 ID:HXLEamTP

車用に研究されている奴は主にレシプロまたはロータリーで内燃機関だけどな

270 :名無し三等兵:2018/07/29(日) 14:25:18.77 ID:YXENyl5h

タービンブレード1万100万円です
ってプリンターのインク商法ならぬタービンブレード商法すればいいんですよ

389 :名無し三等兵:2018/08/06(月) 01:40:42.41 ID:c2Jdh7x5

中進国の罠があるから、そうそう上手くは産業を獲得できないよ
なんたって先進国になるには文化を根本から変えなければいけないから
そして先進国の何処の国も、多大な血を流してそれを実現した

現在の先進国にはそれをまた行う力と蓄積があるけど、今先進国になっていない国にはそれがない
そうそう上手く産業構造の移転は起きないよ

424 :名無し三等兵:2018/08/07(火) 11:35:31.94 ID:XTMYLoxk

英国政府の思惑はGEアヴィオとKKR-MTUエアロエンジンズは米国資本であり
情報筒抜けで信用性皆無だし仏サフランと西セネルとは技術水準の違いで
コラボしたくても隣国とは距離を置きたいジレンマがあるのだろう。

ロールスロイスホールディングスを構成する各部門
plc コラボ大好き国営時代感覚
inc アリソン
AG BMWエンジン
ユーロジェットターボ RRの株式持分は半数未満
ユーロプロップインターナショナル RRの株式持分は半数未満

インターナショナルエアロエンジンズはRR撤退で米国勢74.75%となったが
KC-390が量産化さえ断念すればA320ceoとともに終焉となるため日本勢は
トレント共同開発に回ったところ盛大に自爆したわけだがEJ200設計改良も
地雷なのかもねぇ。

560 :名無し三等兵:2018/08/22(水) 03:38:46.71 ID:ewTgfvhE

逆張りばかりしてると実現できたときに恥ずかしいんだから
いいかげん順張りできるようにしとけよな

653 :名無し三等兵:2018/08/26(日) 15:47:20.90 ID:E7dMDzp5

ステルスつってもKu‾Xバンドで見えないってだけの話で、ラファールのFSOやF-35のEOTS、EODASなんかのパッシブ系他波長だと100km前後で補足できちゃうみたいね

725 :名無し三等兵:2018/08/31(金) 11:20:40.73 ID:n2PYZST2

ついに自衛隊も水素商法の餌食に

873 :名無し三等兵:2018/09/09(日) 09:37:20.45 ID:YgcF111M

熱出力なら200〜300MWくらいあるだろ

900 :名無し三等兵:2018/09/11(火) 12:00:54.39 ID:k42uKXDi

>>899 10年前までは盛んに発表が続いてたが、それ以降はほとんど発表しなくなってる。

なぜなのかは不明だが、SiC CMC の実用化を急いだんだろう。
SiC CMCで、1400℃は行けそうだからTIT2000℃を越す事は可能。 SiC繊維の改良は継続している。

それ以上のところを目指してMGCの再開発が必要になりそう。 10年前にMGCで1700℃と言ってたのはタービン入口温度の事らしく、実際のタービン翼の表面温度は1450℃。これでは中途半端。 上手くいって実用化は2040年以降になるだろうな、

どちらにしても、宇部興産、IHI がメインで取り組んでるから両方同時というのは難しいのかも。
そう言えば宇部興産でMGCの繊維化に取り組んでるな。 MGCは鋳型成型ができるのが良いと思ってたんだが繊維にすると何が期待できるんだろう?

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