ミリタリージェットエンジンを語るスレ　3

1 ：2013/01/07 〜 最終レス ：2013/10/24

前スレ
ミリタリージェットエンジンを語るスレ　2kN
http://toro.2ch.net/test/read.cgi/army/1283917599/
その前スレ
ミリタリージェットエンジンを語るスレ　1馬力
http://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
http://toro.2ch.net/test/read.cgi/army/1352609325/

2 ：

ジェットエンジンなんて風車や扇風機の一杯ついた筒の中で火が燃えているだけで
ピストンエンジンに比べたら単純で技術的にも楽でしょ、なんて考える人もいるが、
実際にはその構造だけで、前半分で空気を圧縮し、それを2000℃で燃やし、それを1500℃以上でタービンに浴びせ
そのエネルギーで圧縮機も回している
というわけで、高度なバランスの元でようやくその作動が成り立つものだと分かる
一方で巨大化しやすいから、ガスタービンは発電機には非常に適している

3 ：

今まで、エンジンを流れる流量の倍の流量の高空試験施設がないと
エンジン開発は出来ないのではないか？と懸念されていた
それどころか、今後は更に2乗比例だ〜とデマを飛ばす左翼もいたんだ
それについて安心したのはこの説明だ
フランスはオリンパス 593を開発したがオリンパスは175kg/sで、フランスにある最大のエンジン試験施設でも
流量は360kg/sである
つまり、日本は35kg/sのXF5を70kg/sの施設で試験したが、オリンパス593のような巨大なエンジンでも比例する規模で
大丈夫だった、というわけだ。

4 ：

誰もメガロドンしなかった痛恨のページ　720 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/11(火) 19:54:27.66 ID:???
http://www.mod.go.jp/j/approach/hyouka/seisaku/results/24/jizen/honbun/14.pdf
平成２４年度政策評価書（事前の事業評価）
担当部局等名：経理装備局技術計画官
評価実施時期：平成２４年７月〜平成２４年９月
１ 事業名：戦闘機用エンジン要素の研究
３ 事業の概要等
（１）事業の概要
機体規模が大型化傾向にある将来の戦闘機において、ステルス性及び高高度／高速戦闘
能力を確保するために必要となるスリム化と大出力化を両立させた戦闘機用エンジンシス
テムの要素に関する研究を行う。
（２）所要経費
約４５億円（平成２５年度概算要求額。後年度負担額を含む。研究試作総経費約１７２
億円）
（３）事業実施の時期
平成２５年度から平成２９年度まで研究試作を実施し、平成２７年度から平成２９年度
まで所内試験を実施する予定である。
４ 評価のねらい
研究開発事業のうち、平成２５年度に新規に概算要求する総経費１０億円以上の技術研究
について、事前評価を実施するもの。本研究の必要性、効率性及び有効性の観点から評価を
行った。
５ 政策評価の結果
（１）必要性
ア防衛省が当該事業を実施する理由
現在、高圧タービン平均入口温度が最大約１８００℃となる世界最高水準の要素技術
の獲得を目標とした次世代エンジン主要構成要素の研究を実施しているところである。
我が国では既に実証エンジンの研究を通じて高圧タービン平均入口温度が１６００℃級
のエンジンに関するシステムインテグレーション技術を獲得しており、更なる高温化及
び軽量化を図った次世代エンジン主要構成要素の要素技術を適用することで、次世代ハ
イパワー・スリム・エンジンにつながる高いレベルのエンジン要素技術を獲得することができる。

5 ：

726 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/12(水) 23:33:49.56 ID:???
ガスタービン技術により、戦闘機用ジェットエンジンは強くなり、戦闘機は、ひいては国家の防衛力は高くなる
ガスタービン技術は同時に、国家のエネルギー消費の熱効率を高め、環境に優しい国家をつくり
エネルギーで国民の財布の紐にも優しい
内に優しく外に強い、そんな金太郎的なマッチョリズムを体現するのが
ガスタービン技術なのである
727 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/13(木) 02:13:59.70 ID:???
(ｷﾘｯ

6 ：

「次世代エンジン主要構成要素の研究」
http://www.mod.go.jp/j/approach/hyouka/seisaku/results/21/jizen/youshi/23.pdf
難しいところを、もう作り終えたところ

7 ：

＞次世代エンジン主要構成要素
→ホットコア、つまり燃焼室や高圧タービンや高圧圧縮機
＞戦闘機用エンジン要素
→アフターバーナー、高迎角でもストールしないファン、偏向ノズル！

8 ：

164 名前：名無し三等兵[] 投稿日：2011/04/01(金) 17:11:48.26 ID:9/koM1+k
丸の今月号にH２７年度までに
次世代エンジンの試作試験をする、と載っていた。
２６年度で試作、２７年度で試験だって
165 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2011/04/01(金) 17:14:57.55 ID:???
主要構成要素の研究だろ
今更過ぎる
166 名前：名無し三等兵[] 投稿日：2011/04/02(土) 11:21:43.94 ID:NqOFRf75 [1/2]
その「主要構成要素の研究」と言うのは研究（データーーとって解析）だけか
と思ってたので
試作して性能試験まですろとは思えなかった
167 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2011/04/02(土) 11:56:18.14 ID:???
政策評価読めよ

9 ：

220 名前：名無しさん＠十一周年[sage] 投稿日：2010/07/23(金) 13:38:07 ID:YCD69hNC0
>>216
IHIの技術部長によると
XF5-1エンジンの開発にあたり
エンジンの推力として　「8トンでも10トンでも作れる」　と防衛省に伝えたが
防衛省は研究開発費を極力抑え、且つ所期の技術課題が得られる最低の推力として5トンを選択
結果、XF-5は5トンのエンジンに
221 名前：名無しさん＠十一周年[sage] 投稿日：2010/07/23(金) 13:39:13 ID:/xEIEES/0
>>220
ソースは？

25 名前：名無しさん＠十一周年[sage] 投稿日：2010/07/23(金) 13:41:52 ID:YCD69hNC0
>>221
航空情報の6月号、池山部長の談話

10 ：

いちおつ

11 ：

98 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2009/02/28(土) 13:56:04 ID:???
2月19日の（日刊）防衛通信の記事から、
心神用にXF5の改修型を予備も含め3台製作するそうです。
内容は、推力を5トンから6トンに上げる。
推力2割り増しになって、少しは良くなると思われ
283 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2011/12/18(日) 10:35:01.13 ID:???
>>281
総重量８２００ｋｇの機体に推力１２トン……？
284 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2011/12/18(日) 11:17:07.13 ID:???
それ3年近く前の、どこまで本当か分からん話じゃん
>>283近年では、離陸時重量9tという話も多くなっていた

12 ：

354 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/03/10(土) 14:14:13.71 ID:???
純ジェットしか語れないんなら、誰も来なくなるぞ。ｗ
個人的にはガスタービンは全部OK,当然ターボシャフトは範疇。なのでM1のAGT1500も範疇。
最もAGT1500の何を語るんだろう？とは思うが。
355 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/03/10(土) 14:16:57.93 ID:???
船舶用のガスタービンも有るしな
356 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/03/11(日) 00:00:55.61 ID:???
船舶用ガスタービンの元が航空機用ターボファンの場合も多いな
357 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/03/11(日) 04:32:47.94 ID:???
殆どはそうだね
WR-21 があの出力域では初めての船舶専用のガスタービンでは無いかと思う
RB211 で得た技術を活用しながらも全く別のものになってる

13 ：

373 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/03/13(火) 05:26:48.47 ID:???
小さすぎるエンジンは分厚くしないと、溶けてしまう
大きなエンジンは2乗3乗則に合わせて厚めに作ってある
最適サイズはEJ200

14 ：

767 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/04/27(金) 00:39:17.91 ID:???
開発中のPAK-FA用の新エンジンが
目標とするタービン直前温度2100Kを達成したらしい
http://vpk-news.ru/news/859/

15 ：

549 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/04/28(土) 22:02:23.36 ID:???
>>546モサ先生お久し振りです！
モサモサ先生に質問があります
ATD-Xについて「13t級」との話がありましたが、
これについて重くなり過ぎて機動が出来ないのではとか、よほど機内燃料を増やしたのではとか
あるいは増槽をつけられるようになっているのではとか様々な憶測がありますが、
1)もし空虚重量が、XF5×2の推力であるの10tを超えていたとして
ATD-Xの試験はこなせるのでしょうか？
2)もし燃料満載時の重量が13tだったとしたら、これは試験空域に達するまでに燃料を使って
11t程度まで下がり、推力重量比0.9程度でもそれなりの試験が出来る、ということでしょうか？
そしてこの場合、機内燃料満載時のフェリー航続距離はどの位になるでしょうか？
機内燃料3tか4tか？という判断もお願いします
3)もし増槽を付けられるようになっていて、それ込みで重量13tなのだとしたら
その形態で、途中で増槽を投棄した場合(それが可能なら)のフェリー航続距離はどうなるでしょうか？
まず1)　2)　3)　のどの推測が正しいか、あるいはそれに近いかを答えて下さい
そして、その推測での、およその航続距離とか、推力重量比とかについて
解説をお願いします！

16 ：

550 名前：TFR ◆IBMOSAtBIg [sage] 投稿日：2012/04/28(土) 22:04:41.49 ID:???
　　　　　　　　　　　/^l
　　,―-y'"'~"~"~ﾞ´ 　|
　　ヽ　　　　　　　　　 ;: >549
　　ﾐ:　　´-――- ｀　ﾐ
　　ﾞ,　　 づ⌒/⌒と　ﾐ　どれもモサには答えられないもさ。
　 彡　 .: : :⌒'⌒: : : ミ
　　 ';　（⌒):::::::::::::::: ⌒）13tと言う数字は最近突如として出てきた数字もさ、
￣￣￣￣￣￣￣￣￣　モサはしばらく静観することにしているもさ。
551 名前：TFR ◆IBMOSAtBIg [sage] 投稿日：2012/04/28(土) 22:08:25.99 ID:???
　　　　 　　　　/^l
　 ,―-y'"'~"゛´　|　　追記　乾燥重量13000lbと解釈するとか、
　 ヽ　　　 ´　∀ ｀　　　　　　中間実験機、もといX-3の数字が出てきたと解釈してみるのも
　　ミ　.　　　　　　O　　　　　面白いもさが、部外者（モサ）の憶測もさね。
　　゛;　　　づ⌒　　ヽ＿
　 __ミ　　　 ｿ　　　　　　 ヽ
.／　 ゛ー―（＿＿＿＿／｜
|￣￣￣￣￣￣￣￣￣|／
￣￣￣￣￣￣￣￣￣

17 ：

609 名前：名無し三等兵[age] 投稿日：2012/05/06(日) 13:26:40.83 ID:???
原発が無くなったんだから、今後はガスタービンエンジンの性能をもっともっと上げないと
そのためには1900℃に耐えるタービンブレードの開発だな
発電用ガスタービンの効率がレシプロエンジンを越えたのは、タービン温度1100℃からである
もしサヨクの言うように「どうせ発電ってお湯沸かしてモーターの逆の発電機回すだけでしょ？」な
蒸気タービンの火力発電だけだったら、原子力発電所が全て止まったら日本はとても存在できなかったのだ
612 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/05/06(日) 13:40:01.60 ID:???
ガスタービン＋蒸気タービンでガスタービンブレード直前温度1600℃なら熱効率は60%を超える
蒸気タービンオンリーなら20%だ
つまり日本は同じ燃料の量で、3倍の電力を生産できる
616 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/05/06(日) 17:13:11.04 ID:???
>>609＞発電用ガスタービンの効率がレシプロエンジンを越えたのは、タービン温度1100℃からである
奇しくもAB付きターボファンエンジンはTF30のようにタービン直前温度1150℃になって始まったんだよな
環境に良い技術と軍事技術は表裏一体か
設置型ガスタービンだって軍事用途で艦艇に使われまくってるしなｗ
617 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/05/06(日) 21:10:18.40 ID:???
更に作動流体を使いMHD発電をすると熱効率70%
だが、この辺でいい加減頭打ちだｗ
後は蒸気タービン後の廃熱をスターリング機関に使っても良いし
フロンガスタービンやアンモニアタービンでも良い
後は50〜70℃の温度を要する産業や、20〜30℃の温度を要する産業に回して熱効率90%弱？かな

18 ：

675 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/07/24(火) 09:46:56.21 ID:???
XF5　　とうとうやりましたな( ´ー｀)
678 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/07/25(水) 01:32:46.26 ID:???
推力6t達成とかかねえ？ｗ
679 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/07/25(水) 01:44:04.96 ID:???
13tと発表されたATD-Xを高機動機として飛ばす推力としては
5.8tは絶対に必要だ
エンジン推力重量比10となると、軽量化がされたとしても6tは必要になる
6.6tの推力になると、双発でF110-GE-129単発を上回る
こうなると政治的な意味合いを持ってくる
689 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/07/27(金) 18:03:25.30 ID:???
7tかよ！
690 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/07/27(金) 23:03:58.06 ID:???
やっぱ日本ってすげーわ
693 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/07(金) 03:53:01.73 ID:???
>>692
推力重量比9
但し、推力そのままで、重さ70kgの軽量化を達成して
とかの可能性もあるｗ

19 ：

>1 乙です。
どうもこのスレを読んでいないなぁ、と思ったら
11/10に埋めた後に、落ちて誰も建てなかった？

20 ：

概算要求キタ
http://www.mod.go.jp/j/yosan/2013/gaisan.pdf
ＰＤＦ
戦闘機用エンジン要素に関する研究　　４５億円
695 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/08(土) 08:59:23.14 ID:???
戦闘機用エンジン要素に関する研究
機体規模が大型化傾向にある将来の戦闘機において、
ステルス性及び高高度／高速戦闘能力を確保するために
必要となる、スリム化と大推力化を両立させた
戦闘機用エンジン要素に関する研究を実施。
45億円

21 ：

日本が1550〜1600℃のXF5やXF7で満足している間に、
日米はそれまで1600℃だったのを、一気に2000℃まで達してしまった
そればかりか、ロシアなどは2006年ごろは1530℃程度でも大威張りだったのに
これも一気に1800℃に達してしまっている
今回のジェットエンジンの計画は、日本がこの分野で圧倒的な遅れを取らないように
絶対に必要だ！
前回が1600℃というなら、1800℃では駄目なのか？
ロシアのように300℃アップで1900℃が必要なのかも知れん
735 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/13(木) 19:55:58.02 ID:???
タービン自体の素材の耐熱温度は？
736 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/13(木) 20:09:19.62 ID:???
物質、としては、この高温高圧環境で力を加えられて耐えられるのは
1200℃でも十分に高い
だがエアフィルムのための適切な孔配置などが重要になる
内部も空気が流れて十分に冷やせる構造になっている
F135では、日本が一部のエンジンでなかなか上手く行かないでいるセラミックコーティングを使っている
日本では数名の技術者がこれに飛びついてはしくじっている（10式のエンジンが当初これの予定だったか）
金属単体粉末〜金属酸化物粉末〜炭化珪素粉末の傾斜素材なんてのを使う時期に来ているのかもなｗ
そんなものを単結晶に近い形で生成可能なのかどうかも分からん

22 ：

737 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/14(金) 00:01:01.47 ID:???
単純に高温にすればいいわけでもなさそう
http://www.ultra-htm.org/outline/index.html
738 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/14(金) 01:09:19.19 ID:???
エアーなしでやるのか！！！！！>>737
739 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/14(金) 02:37:07.31 ID:???
モリブデンあたりになると精錬もむつかしそうだな
740 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/14(金) 08:07:59.11 ID:???
物質材料研究機構とか今まで何やってたんだ
741 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/14(金) 10:16:54.93 ID:???
金属は溶けるまでは行かない温度でも、強度は下がります
だから表面をエアーで包んでそれを和らげます
というのがよく見られる説明であったが、「それだと効率が落ちるのも事実」とか言い出す時期に
もう、来てしまったって事だなあ
要求レベルがどんどん上がってるのな
これに成功すると50%の推力アップになるというのだが、その場合F414のサイズで、2000℃であれば
AB推力20t弱になってしまうｗ

23 ：

865 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/30(日) 09:41:04.02 ID:???
ESPRで調べたらすげーぞ！
http://www.ihi.co.jp/ihi/file/technologygihou/10011_1.pdf
CO2 排出抑制技術については，ロールス・ロイス社（ イ
ギリス）との共同による軽量セラミックス基複合材( CMC )
タービンシュラウド部品をはじめ，高温特性に優れた単結
晶合金や粉末冶金合金などの多くの先進金属材料部品を開
発した．リグ試験によって部品耐久性を十分に確認した後，
タービン入口温度1 923 K の高温エンジン試験によって先
進材料部品の機能，健全性を確認できた．第5 図にタービ
ン入口温度1 923 K 保持状態のエンジン試験状況を示す．
これらの結果から，CO2 排出抑制に有効な重量削減，冷却
空気削減を実現する先進材料適用技術，先進冷却技術を取
得できた．
うおーっ！
1650℃までこの時点で達成済みだ！
まあ商用でもGE90が1630℃出してるけどさ
しかしロールスロイスもほくほくやね
日本が技術保持の名目でロールスロイスと共同でどんどん高温試験してくれて
それがどんどんトレントにフィードバックされるんだからｗ

24 ：

866 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/30(日) 10:06:34.54 ID:???
http://www.meti.go.jp/committee/materials2/downloadfiles/g100325b05j03.pdf
これは、日本が超音速旅客機を作るとしたらどの位だと採算取れるか？という研究
ESPRでの研究も元になっている
ここでまた興味深いのは、Mach1.6までしか出さなくても競合他社の1.3倍の運賃で戦える！というわけだが、
それに使うエンジンが、それ空気スカスカ過ぎるだろ！と恐れられる、
ファン2段、バイパス比3.4、タービン直前温度1550℃(今の1650℃を100℃下げて保守性を良くしたかｗ)、圧縮比30、という
それ超音速にはバイパス大き過ぎだろと旧世代に突っ込まれそうなエンジンを想定してることだｗ
確かJT8Dでバイパス比1:2でも、Mach1.8の超音速ビジネスジェット機なら飛ばせるという話だったよね
タービン直前温度が高いほど排気温度が平均してMach1.6に最適化されれば良いのであれば
バイパス比が大きくても良いのじゃないかな？という自説が、どうやら正しかったようだ(ｷﾘｯ
まあ当たり前の話なのでドヤ顔するほどの事でもないｗ
それに、バイパス流とタービン排気を上手に混ぜるのって決して易しくないとの事
でも、タービン直前温度2000℃に達したら、バイパス比1:4.2という
高バイパス比でも超音速機として飛ばせるのじゃないか？とも期待できる
但しその場合、窒素酸化物の問題が無視できないから旅客機としては使えない
なおこの機体は、旅客数250席、航続距離11000kmクラスで飛ばすことを想定しているという
陸上上空でもMach1.2を出す、というのだが、燃費が悪くなる速度だよねえｗ
エンジンの推力重量比があまり良くない(4.3くらい)が、AB無しだから仕方ない。
また入り口直径2mとかすげー事書いてあるな
これにもしABつけたら、バイパス比大きいから、推力が1.8倍になって(昔からバイパス比がやや大きめのエンジンの方が
AB時の推力上昇率は大きかった)
確かにこんな巨大エンジンでも推力重量比7くらいになるね
だが輸送機用なのでABなど要らん
完全に長距離戦略爆撃機です。本当にありがとうございました

25 ：

867 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/30(日) 10:13:17.42 ID:???
http://kwat01.web.fc2.com/airshow/ja2004/tokubetu.htm
　「環境適合型次世代超音速推進システムの研究開発(ESPR)」の技術実証用に作られた1/3スケールのターボファンエンジン。
ESPRとは独立行政法人新エネルギー・産業技術総合開発機構(NEDO)が研究を進めている、
エネルギー使用が効率化され環境適合性にも優れた超音速輸送機用推進システムの実用化に向けた基盤技術開発プロジェクトで、
低騒音化、NOx排出削減、CO2排出抑制を研究開発目標としているそうです（以上NEDOのサイトから転載(^◇^;)）。
こいつABついてないけどさあ、
推力42.7kNだってさあ！
◇◇◇◆◇◇◇◇あ◇◇◇ほ◇◇◇◇■◇◇◇の◇◇◇◇◇ふ◇◇◇◇◇◇□◇◇◇◇◇◇◇◇り◇◇◇■◇◇◇◇◇◇◇
日本ってXF5の最大推力5tを境にパワーダウンしてやがんのざまああああああ
予算切れ貧乏日本弱ええええええええええ
プププププププププｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐｐ
wっうぇw３ｗｑw３wっうぇ

26 ：

869 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/30(日) 10:41:34.60 ID:???
ファン入り口直径が79cmもある
AB無しでも、推力4.3tなのにそんなにファンが大きいと
しかも前に奇妙な出っ張りがあって、エンジン本体長さ3.4m
後ろにある筒部分も合わせたら5m越えるだろうな
これだと多分バイパス比1:1以上だろうなあ
戦闘爆撃機向きだね
逆に言えば、ABをもし付けた場合、推力向上率は同じく、超音速用としては高バイパスのRB199などの例に従えば
1.8倍になるのだな！
推力7.6t　
!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！！
1!!!!!!1!!!!!!!!!!!!!!1!!!!!!!!!!！！！！！！！！！！！ｑ！！！！！！！！！！！＃＃！！！！！！！！！！！！！
日本は推力で、M88-2を越えた！(ｷﾘｯ
ESPRのABつきバージョン双発で、一応4.5世代機は作れるって事だね
ESPRは、XF5とは別物だったと
もっと大きなエンジンでファン直径も大きかったと
そして、このサイトを見ても2004年の展示であり、1550℃での推力だな
今なら更に15%増も可能だ
タービン直前温度2000℃を達成したら、推力10tまで期待できる
なお、JAXAではこの3倍のエンジンが欲しいらしいw
またファン段数2段、圧縮機段数5段だから、これって世界の圧縮系では最小段数だよな？
それで圧縮比30近くを達成している！
この時点で物凄い技術っすよ？

27 ：

894 名前：名無し三等兵[] 投稿日：2012/10/01(月) 02:49:26.96 ID:llNdeRgq
http://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/344/344250.pdf
超音速輸送機用推進システムから
895 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/10/01(月) 09:29:20.04 ID:???
流量78.5kg/sの化け物！
それで超音速も出せて、可変バイパス(YF120と同じ)で、高圧タービン入り口1600℃とは！
バイパス比0.83　（地上）　だから、ABも余裕で付けられるじゃん
流量と考慮して計算したら、コア部は43kg/sとか出て来たぞ
F404と同じクラスか(F414は15%くらい多い)
これをバイパス比を最小で0.4以下にして、タービン入り口温度1800℃以上にして、
流量はこの流量を維持したエンジンでABと変更ノズルが着けば、戦闘機用エンジンになるのか？
可変バイパスって、0.7〜0.94も、最小時から35%も増やせるんだなあ
バイパス比0.38〜0.5という、スーパークルーズ向け⇔亜音速巡航向け　も切り替え可能と
但しAB使用時、あるいはエンジンを最高に使いたい時はむしろバイパス比増やすと
(バイパス流は冷却も兼ねるので)
但し性能を考えると、ドライ推力4.3tなら多分本気で運転してないんじゃないかなあ？って気がする
まあ環境考慮の窒素酸化物排出を減らした試験だもんな
896 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/10/01(月) 09:49:59.88 ID:???
何はともあれ、XF5よりドライ推力同士の比較で1.3倍もパワフルなエンジンで、
しかもパワーを相当にセーブしているらしいと分かった
1650℃でも大丈夫なのに、本試験じゃ1550℃しか出さないで4.3tのドライ推力だもんな
「ミリタリー推力」とは書かないよ！
これ自体は「民生技術のためのエンジン」だもんね
得られた技術の応用方向はご自由にだが

28 ：

898 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/10/01(月) 11:15:38.03 ID:???
まあ技術の方向性は全く違うが、RB199と推力レベルでは同じだな
向こうは温度はあまり高くない(1300℃前後？)が、3重軸でABつき、バイパス比が1:1.1(1.3説も)という
超音速戦闘機用に思えない構成ｗだが低速巡航性能は十分！
こっちは1650℃まで出せて、ファン2段圧縮機5段タービン2段の簡素な構成
高速向き
pdfによると、低圧タービンですら1300℃だという！それを日本で、MHIが作っている！
ところで、Mach2.5〜3では全圧力比6　と書いてあるのに気がついた
なるほど、高速向きだ
これは戦闘機にはならんよｗ
偵察機が精一杯
低速での圧縮比が書いていないんだよな
2段のファンだけで2.6に出来るんだから
残り5段の圧縮機で、1段1.2倍としても15くらいには出来そうだが
まあやってないんだろうなあｗ
意外と推力が出てないのは、圧縮比の低さゆえかな？
XF5やXF7で培った高圧縮比の技術と、ESPRの直径を両立させると、同じコア部流量クラスであるF404を
完全に上回る、って感じかな
これはターボファン版のJ58の雛形みたいなものと

29 ：

899 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/10/01(月) 11:19:45.87 ID:???
圧縮機静翼が可変式であると強調しているよね
こいつの使い方次第で、圧縮比を変えられる筈
そして低速時と高速時でもちろん変わるだろ
それで、低速での全圧力比については未記載と
900 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/10/01(月) 12:15:11.84 ID:???
地上で、100%回転数で2段のファンが2.6の圧力比
1段で1.6
これがMach2.5で73%回転数で2段のファンが1.66の圧力比
1段で1.3
1段あたりで確かに80%にまで圧縮比が落ちてるねｗ
じゃあ、1.18の5乗で2.3となり、2.3×2.6で圧縮比6だったな
1.18÷0.8=1.475
と控えめな？数値を入れ、これを五乗したら7くらい
2.6×7＝18弱
まあまあの圧縮比ですな
低速でも、絶望的に悪い性能じゃないんじゃないの？
地上で圧縮比6だったら悲惨だなあとｗ
但し低圧圧縮機から高圧圧縮機まで、低速時と高速時で同じようにパワーが落ちる、という過程が間違っていたらアウト

30 ：

905 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/10/06(土) 18:45:58.76 ID:???
http://www.mod.go.jp/j/approach/hyouka/seisaku/results/24/jizen/honbun/14.pdf
１ 事業名：戦闘機用エンジン要素の研究
２ 政策体系上の位置付け：科学技術の発展への対応（研究開発の推進）
ア防衛省が当該事業を実施する理由
現在、高圧タービン平均入口温度が世界最高水準の要素技術の獲得を目標とした次世
代エンジン主要構成要素の研究を実施しているところである。我が国では既に実証エン
ジンの研究を通じて高圧タービン平均入口温度が１６００℃級のエンジンに関するシス
テムインテグレーション技術を獲得しており、更なる高温化及び軽量化を図った次世代
エンジン主要構成要素の要素技術を適用することで、次世代ハイパワー・スリム・エン
ジンにつながる高いレベルのエンジン要素技術を獲得することができる。
イ効果の把握の仕方
試作品の設計、製造及び試験を実施し、具体的な機能及び性能等の確認及び検証を行
う。
６ 事後検証を行う時期
平成３０年度に政策評価（事後の事業評価）を実施する予定である。
７ 総合的評価
次世代ハイパワー・スリム・エンジンにつながる高いレベルのシステムインテグレーショ
ン技術が獲得可能となる研究であり、必要性は理解できる。得られた成果はほかの各種航空
機用エンジンや船舶用ガスタービンエンジンの研究開発に活用可能であり、効率的であると
評価できる。本研究の実施により、ステルス性と高高度／高速戦闘能力を有する将来の戦闘
機に必要なエンジンの研究開発に資する要素技術基盤を獲得でき、その有効性は認められる
ことから、本事業に着手することは妥当であると判断する。

31 ：

911 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/10/14(日) 23:10:31.64 ID:???
646 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/10/14(日) 21:16:08.45 ID:???
>>643
名古屋でXF5-1の現物見てきたよ、
技術者らしき人の話では、推力はスケールの問題で十分世界に追いついているとのこと、
ただし、説明パネルの推重比ではF100を越えたぐらい、明らかにEJ200よりブレードは多そうでしたがね。あと、心神には、乗らないとの事。
F35関連では、光学センサーが見れましたね。
647 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/10/14(日) 22:30:15.18 ID:???
＞あと、心神には、乗らないとの事。

　何のこと？
648 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/10/14(日) 22:34:23.69 ID:???
>>646-647　2014年初飛行を目指す、ATD-Xには
今のXF5-1のままでは搭載されない、という事なんだろうな
それで、ATD-Xは13tクラスの機体、という空自の幕僚長氏の言葉がまた問題になるわけだ

32 ：

362 名前：名無し三等兵[] 投稿日：2012/10/20(土) 19:18:32.11 ID:kLJw+aY0
３５Ｂさんと純白猫さんより拝借
ttp://www.aviationweek.com/Article.aspx?id=%2Farticle-xml%2FAW_10_22_2012_p24-507747.xml&p=1#.UIJlDm8XNn4.twitter
ＩＨＩ
１５tエンジン開発するって書いてるんだよね？
ＩＨＩの人は
以前、他の記事で作ろうと思えば作れるとか読んだことあるんだけど

33 ：

791 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/12/25(火) 15:27:30.83 ID:???
先進技術実証機
ttp://www.mod.go.jp/trdi/research/R3-1p.pdf
793 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/12/25(火) 15:42:24.98 ID:???
全長14.2m
全幅9.1m
全高4.5m
当初の想像よりまた大きくなった？
なお、重さについて詳細無し
更にこの機体って翼幅がかなり狭いんだよな

34 ：

819 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/12/29(土) 14:08:22.87 ID:???
他の資料まだ貼って無かったのな
ジェットエンジンの現在、そして次世代への挑戦
http://www.mod.go.jp/trdi/research/R3-2p.pdf
ウェポンベイ周りの空力現象
http://www.mod.go.jp/trdi/research/R3-3p.pdf
撃てば即当たるマイクロ波兵器〜ライト・スピード・ウェポン〜
http://www.mod.go.jp/trdi/research/P-10p.pdf
821 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/12/29(土) 14:45:22.04 ID:???
>>819　GJ!!!
ジェットエンジンの現在、そして次世代への挑戦
http://www.mod.go.jp/trdi/research/R3-2p.pdf
XF5はこの推力で決定だな
そして今年の予算が、pdfの18枚目にあるピラミッドの3段目なんだよな
pdfの14枚目に、各国の推力の伸びがあるねえ
日本の技術の伸びを直線にしたら、推力重量比12〜14ってことになっちゃうなｗ
あとXF3-400の推力を知らなかったが、
34kNだから、日本用のアドアの推力を上回っていたわけだｗ
まあF-1に搭載される事はなかったが

35 ：

　政府・自民党は7日、民主党政権下で2010年に閣議決定した「防衛計画の大綱」を凍結し、安倍政権の防衛政策を反映した
新大綱を夏の参院選までに策定する方針を固めた。現大綱と、それに基づく中期防衛力整備計画（中期防、11〜15年度）は、
13年度予算編成が本格化する前に閣議で凍結を決定。防衛省は「陸海空で1万8000人の自衛官増員が必要」（幹部）としている。
　防衛大綱は、10年間の防衛力整備の指針を示したもので、現大綱は菅政権当時に決定した。この中では、
自衛隊をより機動的に運用する「動的防衛力」構想を打ち出し、陸上自衛隊の定員を15万5000人から1000人削減することを盛り込んだ。
　しかし、3年3カ月ぶりに政権に復帰した自民党は、沖縄・尖閣諸島周辺で中国が海洋活動を活発化させていることなどを受け、
防衛力強化の必要性を主張。安倍晋三首相は政権発足後、小野寺五典防衛相に大綱の見直しを指示した。　
時事通信 1月7日(月)19時14分配信
http://headlines.yahoo.co.jp/hl?a=20130107-00000119-jij-pol

36 ：

予算の回し方もあるからなあ

37 ：

去年ATD-Xの中央胴体が公開された時に｢この機体は13tクラス｣という発言があって
そんなでかかったら音速突破すら怪しくなったぞ！と問題になった
結局、F-1/T-2の主脚を使っているから、13tの機体が離着陸する負荷に耐えられる、
という意味に過ぎなかったようだｗ
というわけで、多分エンジンパワーアップはATD-Xに対しては
行われないのでは、という見方が最近では多いんだっけ

38 ：

＞結局、F-1/T-2の主脚を使っているから、13tの機体が離着陸する負荷に耐えられる、
という意味に過ぎなかったようだｗ
だが空将がどうもこの機体に何か積ませたいような意図も感じられたがｗ

39 ：

>>12>>17現在文部省が認めている地理の資料集に従えば
火力発電は「お湯を沸かしてタービン回す」って書いてあるんだよなｗｗｗ
確かにそのタイプのもたくさん残っているが、最新型だと石炭火力発電所すら
石炭を蒸し焼きにしたガスをガスタービンに入れて回しているというのに
もちろん蒸し焼きにした熱も蒸気タービンに回る
学校教育レベルから認識を変えてもらわないと困るのかよ
何てこった

40 ：

http://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%82%B3%E3%83%BC%E3%82%AF%E3%82%B9
コークスはドイツ語 Koksで、英語ではコーク cokeである。漢字では骸炭と書く。
蒸し焼きにすることで石炭から硫黄、コールタール、ピッチなどの成分が抜ける。この乾留工程を経る事で燃焼時の発熱量が
元の原料の石炭より高くなり、高温を得ることができることから蒸気機関車や鉄鋼業などを中心に、現在においても重厚長大産業には
欠かせない燃料となっている。外見は石炭に似るが、多孔質であるため金属光沢は石炭に比して弱い。多孔質は、乾留（1,300℃以上）の
際に石炭中の揮発分が抜けてできるものであり、結果的に炭素の純度が高まり高温度の燃焼を可能とする。
乾留時に可燃性のコークス炉ガスが得られ、このコークス炉ガスは、かつては都市ガスの主成分となっていたが、液化天然ガスを原料とした
ガスの普及に伴い、コークス炉ガスは、含有する一酸化炭素による中毒事故の危険性が高いため、2011年現在、日本では見られなくなっている。
乾留の工程でコールタールが副産品として生じるが、これはかつてはトルエン、ベンゼンなど多くの化学製品の原料として使われていた。
コークスには石油精製から作られるものもあり、石油コークスと呼ばれる。常圧蒸留残油や減圧蒸留残油などの重質油を、コーキングという
熱分解処理を行ったときの残渣である。石油コークスには、一般に石油コークスと称されるディレード・コークス (delayed coke) と、
コーキング装置から採取されたそのままの生コークス (raw coke)、さらに生コークスをもう一度焼いて揮発分を除去した
�V焼（かしょう）コークス (calcined coke) とがある。またコーキングの方法によってはフルード・コークス (fluid coke) と称する
粉状で燃料に使用されるものも製造されている。
なお、石油コークスは用途上、硫黄分・金属分などは好ましくない。そのため原料油は低硫黄分のもので、バナジウム、ニッケルなどの
重金属分の少ないことが望まれる。また、高硫黄残油ではコーキングの前処理として直接水素化脱硫装置にかけられ、
脱硫および脱メタルが行われることもある。

41 ：

インド、「カヴェリ」ターボファンンジンの出力向上に協力してくれる外国企業を募集することに
ttp://www.business-standard.com/india/news/defencemin-goes-global-in-search-for-kaveri-partner/497740/
この件については仏スネクマ社が技術支援を行うことになっていたが、それを解消して新たな
パートナーを募集することになった
カヴェリは昨年の段階で推力70.4kNを達成しているが、これは近代的な戦闘機に求められる推力
としては不足であり、AMCAに求められる推力としては少なくとも90kN程度が必要とされる
Gas Turbine Research Establishment(GTRE)のカヴェリ計画の責任者であるCP Ramnarayanan博士
は、ジェットエンジンの核となる技術を外国から導入する事によりカヴェリの能力向上を達成す
る必要性を強調した
カヴェリ改良型はインド国産第5世代戦闘機AMCAに搭載される予定。当初、カヴェリの使用を考え
ていたテジャスについては、アメリカ製エンジンを搭載する（テジャスMK1はF404、MK2はF414）
一方、通常型のカヴェリはアフターバーナーを作動しない状態で50KNの推力を有しており、インド
国産のUACVのエンジンとして使用する事を想定している
現在、カヴェリのテストはロシアで行われているが、ボーイングの支援を受けてインド国内で試験
を行う施設の建設が計画されている

42 ：

何でミリタリー50kNなのに、AB推力70.4kNしか出せないんだ？
そもそも昔の資料だって78kNと書いてあった筈なのになあ
ノズルの耐熱性が低いのかなあ

43 ：

ヤクザやなりすましを使い成人式を荒らしているのは広告代理店やテレビ局の自作自演です。
反原発デモでチンドンや太鼓を鳴らし、ソントを行っている在日
街宣車に乗り、騒音を撒く朝鮮人
構図は全て同じです
http://mamorenihon.files.wordpress.com/2011/10/zainichi_seijinshiki_1.jpg
http://4.bp.blogspot.com/-1_jEcAWVs1s/Tm4X2mLBhhI/AAAAAAAABok/MObw2nzMyoI/s1600/IMG_9062-714071.jpg
http://wave.ap.teacup.com/renaissancejapan/timg/middle_1228711905.jpg
ソント(声闘)・・朝鮮人は、声が大きければ音が大きければ、主張が通る、どんな凶悪犯罪でも無罪になると思い込む。
だから、朝鮮人は大音量で街宣車を走らせる。
原発サウンドデモ＝ソント
在日(もちろんテレビや新聞は通名で報道)が凶悪犯罪を起こしたとき、人権派()弁護士が異様に沢山付くのも
弁護士が多ければ=声が大きければ、無罪になると思い込んでいるから。

44 ：

XF5もUAV/UCAVのエンジンに使う事を想定して
推力を設定したのかもね

45 ：

>>45その場合も、F5×2で推力増強版を使う事になるな
但し母機として何を使うか

46 ：

しかし最初から10t級(XF10)を作ればよかったんだよ
IHIは10tでも作れるって言ってたんだから
心神はXF10単発機にして、派生の高バイパスエンジンでP-1は双発機に出来たかも
XF10はファン直径80cm以下、出力10tのスリムエンジンにして、
コアの高温高圧化で13t超のハイパワー化を目指せば良かった
晴れてハイパワー・スリムエンジンを手に入れることが出来たら、双発の国産戦闘機が…ﾌﾞﾂﾌﾞﾂ

47 ：

当時はテストできなかったよ
10t級作れるというのは、お金さえくれればという意味さ

48 ：

今は、作るための技術的バックグラウンドが確立して来ているからな

49 ：

54 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2013/01/13(日) 21:45:27.50 ID:???
>>23
>蒸気カタパルト
艦艇用ガスタービンの排熱程度で達成できる蒸気発生速度では、発艦間隔がクソ長くなる。
どういうことかって？
一機発射すると高圧蒸気タンクの中身を消費するので、次の機体を発射するには蒸気を貯める必要があるよね。
その時間は(蒸気発生器の)蒸気発生速度に依存し、蒸気発生速度は熱源の熱出力に依存するわけだ。
すごく大雑把に言うと、艦載機の発艦間隔は主機の熱出力で決まる。
ニミッツ級の蒸気カタパルトのC-13では、熱出力1100MWの主機からの熱で作った蒸気を使って1分につき1機発射できる。
熱出力が高々百数十MWしかない艦艇用ガスタービンの熱で蒸気を作るとして、1機発射するのに必要な量の蒸気を貯めるのに何分かかるのよ？
1個飛行小隊4機を上げるのに30分かかるとか、そんなんじゃ戦力として意味が無い。
>電磁式カタパルト
燃料武装込みで20tの艦載機を全長100mのカタパルトで200km/hに加速するのに必要な電力を見積もってみようか。
まず、加速終了時の艦載機の運動エネルギーは30.9MJ。
等加速運動とすると加速度は1.57Gで加速時間は3.6s、仕事率は8.57MW。
これを賄える発電設備なり蓄電設備なりを持つ必要があるけど、
10MWとなると発電機をガスタービンごともう一個追加するようなもんで、結構めんどい。
ちなみに中央リニアの加速度は0.15Gで、カタパルトとは桁が1つ違う。
原理が単純だからって一緒くたにするなよ。

50 ：

なんか誤爆が？

51 ：

こういうレスを見ると、ハイパワースリムジェットからガスタービンにどんどん技術転用が進んで欲しいなあと思うねえ

52 ：

XF5に浮かれていたら、F125とかのシリーズでAB推力4.5tのが出来ているんだよなあ

53 ：

【社会】防衛費増、400億円に圧縮へ
http://uni.2ch.net/test/read.cgi/newsplus/1359182977/

54 ：

>>53ひょっとして、エンジンは？？？？？
と思ったら？！
http://www.mod.go.jp/j/yosan/2013/yosan.pdf
戦闘機用エンジン要素
に関する研究
機体規模が大型化傾向にある将来の戦闘機において、ステルス
性及び高高度／高速戦闘能力を確保するために必要となる、スリ
ム化と大推力化を両立させた戦闘機用エンジン要素に関する研
究を実施。
45(億円)
ありがたやありがたや ( ー人ｰ)

55 ：

これってあと4年くらい続いて総額140億円だっけ

56 ：

心神の初飛行は何時頃になるの？

57 ：

それは来年
そしてエンジンはXF5で大丈夫で、
一時期言われた機体重量13tというのもありえない、らしい

58 ：

今回の新規事業のジェットエンジンは、XF5の倍どころでは済まない推力になるなんて言われているからな
どこまで強くなるかは全く不明だが
例のフライトグローバルの記事も何かヲタ願望が英訳されただけ？みたいに思えたし
(でも自衛官自らがそれっぽい事を語ったと言う記事もあったらしいなｗ)

59 ：

個人的には15tはにわかには信じがたいｗ
だが、
・自衛隊は10t前後あるいはそれ以上の推力のエンジンを作るだろう
・XF5、XF7と来たが、どうも奇数番号にするらしい。次はXF9か？
・いや番号は推力を表す！次はXF10だ！
・それなら奇数番号に統一してXF11だろ？
・おいXF7って最大推力6.1t、一般的には5.8tだぞ？
・ちょっと待て11t×2じゃ次の国産戦闘機がF-35との差別化が難しいぞ
・でも13tって数字の縁起が悪い
・じゃ、XF15で良くないか？
この辺が色々廻り回って、15tという数値が出てきたのかも知れないね

60 ：

443 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2013/02/05(火) 10:46:37.63 ID:???
>>438 >>439 >>442
防衛省のエンジン開発は何段階かあり
まず漠然とした研究で技術的にどこまで可能か確認し
次に内部で想定しているエンジンを前提に要素の研究という名目で
各部分を試作しこの試作されたパーツを「そのまま組み合わせると」
プロトタイプエンジンが出来上がるという過程をとっている。
で現在要求されている予算はこの要素研究のほぼ最終段階にちかく
最近防衛省が喧伝しているハイパワースリムエンジンのプロトタイプが
数年後には完成する。
他国で言えばとっくにエンジン開発に着手しかなり進んでいるのと同じ事を
進行過程を細分化する事で判りにくくなっている。

61 ：

447 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2013/02/05(火) 11:58:24.64 ID:???
いやこの流れは技本のインタービュー記事であったと思う。
もちろん開発を偽装しているというのではなく
各要素研究はそのまま組み合わせる事が出来るというような話だったと記憶しているが・・
448 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2013/02/05(火) 12:01:35.94 ID:???
ついでながらこの手段はエンジンだけでなく戦車でも使われていて
要素研究終了段階で実働するプロトタイプ戦車が作られ
かなり後から写真が公開されたりしている。
450 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2013/02/05(火) 12:14:56.75 ID:???
結果的に海外というか、仮想敵国からもわかりずらくなって一石二鳥じゃないか

62 ：

452 名前：名無し三等兵[] 投稿日：2013/02/05(火) 15:46:35.85 ID:hXi4m4MX [2/2]
>>446
要素技術の統合での要素間の摺り合わせやらシステム全体コントローラー
の開発やら解決しなきゃならないものが多いだろう。
でもF3、XF5、F7での経験がある程度積み上がってきてるので
IHI内部情報だとXF5にしても5t型と5tオバー型があるみたいよ
TRIDでは5tオバー型は認めて無いらしいけど

63 ：

>>62＞IHI内部情報だと
色んな話が2ch初期にあったもんだ
XF5は5t出すが、どうもIHIにはその倍のパワーのものが既に出来ている！とか
その後、「そういう話は聞いていません」と某氏が書いているｗ

64 ：

流量そのままで倍にするには温度を倍にせねばならんだろ

65 ：

>>64
要求性能が5tで試験設備がそれなりだったから5tて事だけど、ポテンシャルは2割増しあって、改で7t
で、スケールアップと温度上げて13tまでは出来ていて、更に改良して15tて妄想と
別のコアで余裕で15tとか妄想すると眠れない

66 ：

実際には温度で倍は無理だな
殆どの物質が溶けるし、
空気中の窒素が酸素と反応し始める
NOｘが出来たら効率が悪く、有害排気を撒き散らすだけだ
消されたpdfでは1800℃とあったが、もっと高くなるかも知れない
また2000℃以降で効率が悪化するという話だが、そうなると
「いかに薄いエアフィルムで、最適にタービンや燃焼室を守るか」
というのが重要になる
また、そのための耐熱素材も重要になる
F135は2000℃前後だというが、本当にエアフィルムゼロだと、
その更に1.5倍の推力は出せる筈だとの事

67 ：

空気は前から入ってくるんだから流量ってのは基本的に漏斗の大きさで決まってる
いくら空気を掻いてもあるところでちょん切れちゃうからな

68 ：

その分を圧縮する事になる

69 ：

XF5の流量は35kg/s程度しかない
F135はその4倍の140kg/s前後だ
ハイパワー･スリム化といっても、80〜90kg/sであれば
これまでの2.5倍以上になるのである
さらに温度向上、直径増大による機械表面の境界層からの影響が弱まる事を考えれば
更に全体の流速も上がる

70 ：

XF5の圧縮比は27.4であり、F119が一部で35とか言われているのに比べて低い

71 ：

ハイパワースリムエンジンで圧縮比40にしたら流量も
他の圧縮比28程度のエンジンの1,4倍か
EJ200クラスのエンジンだとしても、流量110kg/sになって
F100と同クラスの流量になるな
インテークがクソでかくなるｗ

72 ：

流量はインテークで決まる
F-16でやったようにインテークを少しばかり大きくできるが限度がある
結局エンジン直径でだいたい決まる
圧縮比を上げるなら、より小さな容積へ押し込み、より高い温度で燃やす事になる

73 ：

どうやら40億円の今年の予算は確保できたみたいだな

74 ：

公示第25号 先進技術実証機のエンジン地上試験のうちＡＴＦ試験（その２）に係る準備作業（エンジン関連）
http://www.mod.go.jp/trdi/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/k-25.pdf
公示第26号 先進技術実証機のエンジン地上試験のうちＡＴＦ試験（その２）に係る準備作業（機体装備品関連）
http://www.mod.go.jp/trdi/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/k-26.pdf

75 ：

なんでまたATF試験やるの？
XF5ってなんか改良加えてるの？

76 ：

安全に安全を重ねるんでしょ

77 ：

パワーアップとやらをやったのかもなあ？と妄想するも楽し

78 ：

まだ本物じゃないよ！って注意書きまである
謎の予算だ

79 ：

先進技術実証機にも使えるエンジン
だったりして

80 ：

エンジンナセルには収まるがずっと巨大　とかか？

81 ：

IHIが求めたという、ダクト流入量の増加はどうなったのかね

82 ：

単発用のナセルが別に出来ていたりｗ

83 ：

弄るとしたらESPRベースの改良型で

84 ：

25年度防衛費　重要施策を見る　＜6＞研究開発　
「日の丸ステルス戦闘機」の開発に全力　研究開発費は平成に入って最低額
2013年3月11日更新
同時に技本も国産ステルス戦闘機の開発に全力を注いでおり、秋山義孝技本長は「防衛省の最優先事業だ」と
強い決意を示す。
　そのプロトタイプ「先進技術実証機」は現在、三菱重工業で組み立て中だ。機体は平成25年度中にほぼ完成し、
26年度の初飛行を目指す。同社の技術者によれば、「忍者のような機体で、エンジン排気口に推力偏向パドルが
あり、ミサイルもひらりとかわせる」という。
　技本の25年度予算では、この「日の丸ステルス戦闘機」向けに、エンジン、ウエポン、センサーなど各要素研究
を加速させる。
　新開発のエンジンは推力約15トンのスリム＆ハイパワー型で、実機では双発となる。ウエポンは交戦時に胴体下
の兵器倉を開け、素早くミサイルを発射できるシステムにする。搭載センサーには「低ＲＣＳ対処ミサイル誘導制御
技術」が組み込まれ、侵入ステルス機を遠方で早期に探知し、長射程ミサイルで撃破できる能力が付与される。
http://asagumo-news.com/homepage/htdocs/members/news/news-flash/201303/130311/13031101.html
http://asagumo-news.com/homepage/htdocs/members/news/news-flash/201303/130311/photo/13031101.jpg

85 ：

13t台が精一杯と思ったら
15tだなんて、大きく出たものだ！！！

86 ：

>>84
F-35がぐたぐだな今が国産機開発のチャンスだな

87 ：

チャンスというかF-35では不安

88 ：

国産の方が不安だよw

89 ：

>>88
>国産の方が不安だよw
両方が同時に駄作機の可能性は、数学的には減る。

90 ：

前スレで話題に上っていたモリブデンを活用した耐熱タービンブレード用合金の開発に成功したらしい
ttp://www.nikkan.co.jp/news/nkx0820130318aaao.html

91 ：

1600だった時代に｢今までより200度も高い、1200℃に耐える合金ができた！｣とニュースになったんだよな
つまり、素で1200℃に耐えられるなら、エアフィルムがあれば1800℃に耐えられるのか？って感じかね
それが1400℃に耐えられた、ということは、これを使えば、F135と同じ2000℃を目指せるぞ！
あるいはより薄いエアフィルムで1800℃で動かしても、高い効率を得られるだろう
F135の流量は140kg/s弱程度だ
もし国産のハイパワースリムエンジンが90kg/sの流量であるとしたら、
F135の現在試験設備内で出せている最大推力は21.5tらしいので
まあその63%、13t台後半は狙えるかな？というわけだ

92 ：

XF5にこの合金を使ってタービン直前温度を2000℃にしたら、推力6.5tオーバーを流量増加無しで狙えるレベルだね

93 ：

それとも日本のエネルギー問題を考えて、ガスタービン発電をするとしたら
発電効率がコンバインドサイクル発電だとしたら70%オーバーとかになりかねんなｗ
更なる周辺排熱の利用や、あるいはMHD発電まで組み合わせたら90%こえるかもなあｗｗｗｗｗ
半分の燃料で同じ電力を生み出せるかなと

94 ：

阪大など、１４００度Ｃで耐用可能な合金開発
掲載日 2013年03月18日
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　大阪大学大学院工学研究科の萩原幸司准教授、中野貴由教授、京都大学大学院工学研究科の弓削是貴助教らは、１４００度Ｃで
耐用可能なタービンブレード用合金の開発に成功した。従来の合金は１１００度―１２００度Ｃ程度までしか耐えられず、
新合金により長期間にわたり安定的に使用できるようになる。東日本大震災後、
原子力発電所の停止に伴い火力発電の使用頻度が高まる中、燃焼効率の向上に寄与する材料として期待される。
　開発した合金は、ニオブとモリブデンを含有させたシリコン合金に、ジルコニウムとクロムをそれぞれ含有させた。
ニオブとモリブデンを含有した合金はすでに開発していたが、１４００度Ｃの高温下では約１週間でひずみが発生し、
合金組織全体に波及して“ひび割れ”のような状態になるため、高温では長時間の保持が難しかった。
素晴らしいねえ！

95 ：

>>94
>素晴らしいねえ！
200度ジャンプかぁ。　凄い。　
しかし、すぐ300度アップぐらいはあったり。
発電所は全部これに代えよう。
ジェットエンジン・ガスタービンの類は、
パワーアップか寿命延長か燃費向上。。。

96 ：

ずっと前、1000℃→1200℃になったのって7〜8年前だったっけなあ
このペースだと、25年後にはエアフィルム無しに素で2000℃に耐える素材が出来るって事になるかも知れんが
まあそんな訳には行くまいｗ
そうなると推力が同規模で今の1.5倍になるそうな

97 ：

メタンハイドレートも実用化出来そうだし、もう火力発電で良いんじゃなかろうか？

98 ：

あとは室温靱性の改善か

99 ：

>>97　30年後にメタンハイドレートが商用化できるかどうかって所なんだろ？
その頃に日本の人口がどのくらいかとか、電力使用量がどのくらいかを総合的に判断して
火力1本にするか原発も使うか地熱まで含めるか、を決めることになる
ところで温泉客って増えてるのか減ってるのかどっちかな？
1980年代なんて温泉なんぞダサいって言ってた若者も多かった訳で
この連中が50歳代である現在、温泉地の客になってくれているのかどうか？
それ次第で、温泉地のいくつかを地熱発電所にすることも検討することになる
温泉客が減っているのなら地熱発電所にするのも止むを得まい

100 ：

>>94
？
三菱の1500℃タービンは無いことになってんのか？

101 ：

冷却なしで純粋にそれだけ耐えられるってことじゃね？

102 ：

>>100-101
その通り
1000℃に耐える金属に、エアーフィルムを使うことで1600℃に耐えるタービンブレードになっていた
タービン直前温度　と表記されるが、直前と書くのが煩わしくて省略していたら
たしなめられた
「おいおい、そんな高温で更に圧力まで掛かったら今のタービンブレードじゃ折れちゃいますよ」と
エアーフィルムで包まれているからこそ、｢直前｣なのだ、という解説だったのである！
そして、
1200℃であれば、1800℃になるという
だから、1400℃であれば、2000℃も目指せるのか？って事になる
実際には1950℃付近を越えると吸い込んだ空気に含まれる窒素と酸素が反応を始め、
それが吸熱反応となって却って効率が落ちるという
だったら、エアーフィルムを薄くして、もっと圧力が直に加わる構造にして効率を上げればよい
それだけの事だ！

103 ：

>>102
吸気温度がそんなに上がるエンジンって何？

104 ：

燃料突っ込んで燃やした後でしょ
ジェットエンジンは燃料に対して空気の量が多いから酸素が沢山残る

105 ：

>>130は圧縮機直前温度と読み間違えたんだろうなｗ

106 ：

TBCも研究が盛んだし効率いいかは別として余裕で2000度まで行きそう

107 ：

機体はMHI、エンジンはIHIって、役割分担はそのまんま？
アビオニクスはNEC？

108 ：

NOｘも後段で燃やしたいよなー　熱源にはなる
吸気タービン前縁の音速突破時の挙動が良くわからん
吸気速度と回天速度がかかるから、音速突破前提だよね
離着陸時の音速以下と、巡航というか高速発揮時の都合はどう付けてるんだ？
インテーク内というか吸気速度は音速以下かも知れないけど、ブレード前縁では超音速だよね
それで、どうやって圧縮してるんだろ

109 ：

インテークやらショックコーンやらで圧力を上げながら空気の速度を落とす
軸流式で圧縮機を超音速領域まで使ってるのは無いんじゃねーかなぁ
可変式インテークが欲しいね
それでも速度が上がってくると一部の圧縮機は抵抗にしかならん状態になってくる
そこでバイパスをつけるという発想が出てくる

110 ：

吸気タービンとかね（ｗ
ジェットエンジン（工学）の本とか
いくらでも出てるだろ
それ以前に、気の利いた戦闘機本なら
可変インテークの説明ぐらい載ってる

111 ：

＞NOｘも後段で燃やしたいよなー
酸化されているものをどう燃やすんだ？
更に酸化数を上げるのか？
NH3なら燃えるけど

112 ：

春休みだから馬鹿が多いのは仕方無い

113 ：

679 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/07/25(水) 01:44:04.96 ID:???
13tと発表されたATD-Xを高機動機として飛ばす推力としては
5.8tは絶対に必要だ
エンジン推力重量比10となると、軽量化がされたとしても6tは必要になる
6.6tの推力になると、双発でF110-GE-129単発を上回る
こうなると政治的な意味合いを持ってくる
762 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 11:36:18.89 ID:???
>679　エンジンが13tまでの推力を持つとして
どの数値ならどのくらい政治的な意味合いを持つか、考えてみることも出来るね
763 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 12:29:31.28 ID:???
以下、F404サイズあるいはXF5サイズのエンジンとして考える
XF5サイズのエンジンは、圧縮比を上げまくって今の1.5倍の流量まで上がる場合もあると考えてみる
764 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 12:31:52.43 ID:???
推力5.5t　XF5サイズで温度が1.1倍、まあ1770℃になったかな
流量そのまま、ファンも改良なし
試験のための離陸重量が13tのATD-Xを、試験空域で試験の後半に推力重量比1以上で
高機動させる、最低限の推力である

114 ：

765 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 12:39:20.37 ID:???
推力5.8t　ATD-Xが試験空域に着いたところで推力重量比1になり、即高機動可能である
一方、低バイパス比気味とされるXF5ではAB推力/ミリタリー推力　＝　1.5なので
ミリタリー推力3.8t程度となり、もしこれで双発機を作れば、ミリタリー推力でF-2サイズの戦闘攻撃機を
F-2と同等に飛行させられる
すなわち、滑走路が長ければｗ、同じような形態の対艦運用も出来る、のか？
これがもしあれば、1980〜90年代のFS-Xでエンジンを国産に出来たというレベルだ
しかしこんな高温に耐える素材など当時は普及しておらず、
日本は1990年にXF3-IHI-400で1400℃を達成して、それでやっと推力3.2tと
250℃も低いアドーアと同等の推力を出すのがやっとだったのである(バイパス比や流量も違うので一概に比較できないがｗ)
766 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 12:46:54.10 ID:???
推力6t
次世代先進エンジン　が推力重量比10が常識、というなら、
現状のXF5を軽量化しても630kg→600kgが限度と思われるゆえ
この推力を達成しないといけない
そしてそれをやっているだけで、エンジン導入交渉で「多少は」有利になる
といっても、アメリカに2000℃を持ち出されるときついですなｗ

115 ：

767 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 13:26:45.72 ID:???
推力6.5t
この双発だと、F110-GE-129とほぼ同じになる
つまりこのクラスの飛行機を国産エンジン双発で作れることになる
とはいっても、双発分のエンジンナセルを作ったら機体が重くなるし、
現状のF-2の機体後部をこの形に変えても、そのままではバランスが取れないだろうという人もいるｗ
なお、流量そのままでタービン直前温度2000℃に上げた場合の理論的な限界が
この辺になると思われるｗ
また、現在の1600℃のままで、バイパス比を1:2、つまりアフターバーナーを付けられるエンジンの上限にした場合でも
AB使用時の推力の上限はこの位になる
但しこの場合、流量70kg/s以上に達してしまい、それでこの推力で直径も80cmくらいになるので、戦闘機用にはとても使えない
これは、あくまでも推力で見栄を張りたい場合の仮定であるｗ
また6.5t×2でATD-Xを飛ばせるなら、13tと言われた機体重量と推力重量比で釣り合う事になる
この意味は大きい
というわけで、6〜6.5tは、現状のXF5サイズで達成するなら、日本の航空技術の制限要素を色々と取り払ってくれる事になる
だがそれが出来る頃には、別の技術制限が出来てしまうであろうｗ
768 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 13:38:35.34 ID:???
推力6.8t
これが、F404の原型であるYJ101の推力に等しいのは興味深い
この推力をXF5サイズで達成したら、完全なブレイクスルー達成という事ができる
YF-17は空虚重量でもF-2とほぼ同じであり、それで同程度の推力だから
まあ翼面荷重や離着陸性能の違いはあれ、まあそこそこって所か、と納得できる
だが、もしタービン直前温度1850℃オーバー、直径90cmの次世代戦闘機用エンジン！
で、AB推力でこれしか出なかったら、まあ大失敗ってところかｗ
なお、F414-GE-400のミリタリー推力は6.7tである

116 ：

ところで1400℃に耐える素材を阪大が作っていたね>>90-91
これをエアフィルム冷却すれば2000℃まで行ける
今のXF5と同じ流量で6.3t以上出せるようになる筈だし
多分エネルギーをファン流にも振り分けてもっと流量も増やすだろう
適度なバランスで6.5tくらい行くのかなあ？

117 ：

769 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 13:41:08.30 ID:???
>764その推力で双発だと、F100-PW-220単発と同じ、
つまりF-16Aと同等の性能の戦闘機を飛ばせる事になる
>768なお初期トーネードのためのRB199もその推力だ
可変後退翼なら、ある程度納得してもらえる性能かもねｗ
773 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 16:09:22.69 ID:???
推力7.2t
この双発だと、F110-GE-132単発と同等になる
つまり、F-2のための機体後部をこの推力の小型エンジン双発のために新造する、という状況になった時に
F110-GE-132をアメリカが餌としてぶら下げる事が出来なくなる
自国で、F-16Eと同程度の推力の機体を作れるわけだ
但しこの辺になると、今のXF5の流量のままではどうやっても無理だ
もっとも、インテークがF110向けのF-16Cであれば十分に余裕はあるくらいだが
まあF-2国産エンジン双発型に国産CFTをつけて、とか妄想できるレベルにようやく達すると
なおF404初期型が7.3tであったから、F/A-18Aと同程度の推力という事になり心強い
但し折角の新開発の直径90cm級がこのAB推力だったら、情けないね
RB199の強化したタイプが推力7.4tで、トーネードはこのパワーで飛んでいた
ラファールのM88-2も7.45t程度とされているからほぼこのクラスである
但しM88-2は、XF5とRB199の中間の長さだ

118 ：

774 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 16:16:12.93 ID:???
XF5の圧縮比は27.4などとされている
これが何らかの技術的ブレイクスルーによって40、つまり今の輸送機用エンジンの平均レベルまで上がっても
戦闘機用エンジンとして成り立つようになり、更にその分だけ流量も1.5倍程度になって、推力も1.5倍になったら
現在の技術水準のままでも7.5tとなる
これに、1600℃→2000℃が加わると9t強
そして、バイパス比が今の1：0.39→1:2　になってF101と同等になったとしたら11tくらいか
これが、現在のXF5やXF7コアサイズで日本が全力で強力なAB付きターボファンエンジンを作った場合の、最高出力となる
但し戦闘機用としては薦められない（でもF101ってF-16大型化計画で使われないか検討されたんだよな？ｗ）
775 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 16:21:41.78 ID:???
ガセか本当か分からんが、XF5は試験的に7.7tに耐えたらしいｗ
だがこれを継続的に出せるようになると、F404-GE-402の7.8tとほぼ同じ推力となり
やっと、FS-Xをカナード付きデルタで想定していたものを、自国で作れるレベルになる
30年前にそんなものを望んだのは確かに日本にとっては無謀だったかｗ
まあF404が買えると目星をつけていたのでこんな妄想も出来たのだ
このレベルに至って、やっと4〜4.5世代機のマルチロールあるいはデュアルロールファイターを
日本の領空を守るに足る機体規模で、純国産出来て、戦闘機産業により日本の雇用に貢献できるようになるわけだ
直径90cmサイズでこのパワーしか出なかったら、中高年国産機ヲタはショボさと、それでもF404を買えなかった当時を思い出して
泣き笑いで目がチカチカとするところだろうｗ

119 ：

776 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 16:36:28.54 ID:???
グリペンのエンジンはやや強化されて推力8.2t、F404-GE-F2J3というテジャスや韓国T/A-50に提案されたバージョンは8,4t、
かつてテジャスのために提案されたF404-GE-IN20は8.7tというが、T/A-50はともかく、テジャスはこれでも足りなかったｗ
なおインド国産のカヴェリエンジンは推力7.8tだったが、どんどん増える機体重量についに強化し切ることも安定性を得ることも叶わず
開発中止になってしまった
MiG-29やFC-1のためのRD-33シリーズは推力8.3tである
RD-33MKMでは9,5tを達成している
これらはいずれも流量65〜75kg/sのエンジンだ
XF5をどんなに推力強化してもバイパス比維持ならここには至らない
直径90cmエンジンでこのパワーを達成したら、エンジン開発レベルはまあまあと言えるが
この双発でステルス戦闘機を作り、小さい機体に苦労してウェポンベイを作ってさあAMRAAM導入交渉だと
アメリカと交渉しても、
「ふ〜ん　双発でF-35の18.5tより弱いんだ。苦労して作ってご苦労さん。あとAMRAAMは1つ直接導入80万ドル、ライセンス国産200万ドルね」
で、思いっきり分捕られる事になるｗ
777 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 16:44:24.93 ID:???
M88-3は実物が存在しないというｗ　が推力9tくらいだとされる
EJ200は9.2tで、エマージェンシーボタンを押すと10tの推力が出るｗ
F414-GE-400は安定して9.8tを出すというが米海軍では更に9.2tに制限している
XF5サイズで9tはギリギリであろう。ここから先はスーパークルーズ不向き、更には戦闘機動が困難になるのを承知で
バイパス比向上しかない
直径90cmサイズで9〜10tならば、双発掛かりでやっとF-35と同等の、実戦用のMach1.3オーバーのスーパークルーズは
出来ない機体、という事になる
中国はMiG-29サイズのステルス機を作っているが、これはRD-93あたりを双発で使うのであろうか？
まあF-35より若干細身の戦闘機になるだろう

120 ：

778 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 19:23:44.50 ID:???
この先は直径90cm級ですら実物が殆ど存在しない
だが現在の急速に進むエンジン性能を考えると、米露のエンジンで90cm級は全てこれになる
（RD-33は1mを少し越えるが、短さは同等だ）
そもそもF100-PW-220Eですら推力10.8tである
このパワーは、それなりに大きなエンジンが本来は出せたものだと認識すべきかｗ
EJ230をイギリスはいつでも準備できる、と言っている
そして現在のタイフーンのインテークでもこれは装備できる
推力10tオーバーとちょっとで、より重装備でもスーパークルーズ可能だと言っている
だがあの不器用なCFTを積んだら多分スーパークルーズが厳しい
XF5のサイズでこの数値を出す事はもちろん不可能で、コアサイズを何とか共通のままバイパスを広げた場合に
何とか可能になるかどうかという所である
この場合戦闘爆撃機や超音速戦略爆撃機などにしか使えないｗ
F-111のTF30の初期型より強いが後期形より弱いので、F-111よりやや小さな可変後退翼のステルス戦闘爆撃機に
双発で搭載したら、まあ敵の弾道ミサイル基地攻撃には都合の良いエンジンとなる
タービン直前温度2000℃、バイパス比1:2というエンジンゆえ燃費は抜群で航続距離も期待できる
直径90cmクラスでこれをいきなり出せたら、エンジン技術としてはもちろんご立派なものである
だが、F135でも最新型は推力22t以上を試験レベルで出せているとの事で、これでもF135の将来の単発版と
同等という事になりかねない
F135サイズの戦闘機にこの推力のエンジンを搭載したら、燃料が60%ならば戦術上有効なスーパークルーズが可能になる

121 ：

779 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 19:37:16.12 ID:???
この直径で11t台を出せたエンジンとして、PW7000がかつて27000lbを出したという
またF414-GE-404というエンジンは1999年にこのクラスのパワーを達成してコリアー賞を受賞した
その後もF414-GE-402とかF414-GE-EDE、これに近い推力のエンジンが何度も提案されている
ユーロジェット社もEJ20xxという27000lbのエンジンを何時でも作れると豪語したが、流量を増やす必要があると述べている
スネクマもM88シリーズでこのパワーを出せるバージョンを何時でも企画できると語っている
スウェーデンもRM12++というエンジンで、これ位狙ってやる（現状の1tの重量を減らしつつ推力を向上して推力重量比12〜14）と言っている
この推力が狙われるのは、F-35より一回り大き目の機体で同等の戦闘機動を行える推力だからに他ならない
推力22〜24tなら、F135の現在の推力18.5tと、F119双発分の推力31.5ｔの、まあ真ん中に近くて
ややF135寄り、というわけで各国にとって手ごろな機体を得られる
F-35ほど強引にギュウギュウ詰めして開発時間を食うことなく、F-22ほど大きくない、というわけで確かに手ごろだ
スウェーデンが韓国に提案したステルス機なんかもこのサイズだろう
但し、スーパークルーズを行いたかったら、F-35に毛の生えたくらいの機体サイズしか狙えない
よほど後退角を大きくすれば別だが
この推力を日本が90cm級でいきなり出せたら、物凄い技術だと世界がびっくりするだろう
だがその程度の推力では、それを搭載し完成する戦闘機は、F-35との差別化を図りにくくなり
財務省も国産戦闘機のための計画を認めにくいだろう

122 ：

780 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2012/09/16(日) 19:48:33.54 ID:???
直径90cm長さ4mクラスで12tを出したのは、F414-GE-EPEのみである
このサイズでコンスタントに推力12〜13tを出すのは至難の技であろうが、近い将来は普通になる
これが出来ると総推力25t
ちょうどF135単発と、F119双発の中間の推力になり
スーパークルーズを行うF-22とF-35の中間サイズの機体、に丁度良くなる
但し搭載量などでやや厳しく、AAM-4を積むなら大きさの制限により3発しか積めない恐れもある
もし13tオーバーを出したとしよう
F414を流量も増やしちゃって極めたら、ギリギリで13tに達する、とした文献もある
またPW9000というエンジンが輸送機用で計画されているが、このコア技術を戦闘機用に流用すると推力30000lbクラスだという
これを国産90cm級エンジンで出せたら、推力21tにパワーアップするF135将来型を搭載したF-35とF-22の完全に中間サイズの
戦闘機を企画できる事になる
エンジンが小さいので、AAM-4を4発以上搭載できる
それまでAMRAAMのF-35J？？のための導入に伴い国産中射程のAAM-6が同サイズで出来ているなら
これを5発以上搭載可能になる筈で、速力なども含めて、より日本向けの戦闘機として余裕を持って設計できることになる
しかし、エンジンパワーが戦闘機の規模を決め、そして国防の形をも決めてしまうのだと本当に良く分かる
推力が小さいと、長航続距離にして敵の基地を直接叩くことになり、撃墜の危険も高まり敵国領空侵犯と非難される
割合も高まるのだ
_____________________________________＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿＿
そしてここ最近、15t行くぜ！って喚いているがあれがネタかガセかは知らんが
実現した場合、
F119が35700lb程度だったからその5%減程度というわけで、
F-22と殆ど変わらないサイズの機体、という事になる
更に日本の技術力で？か何か知らんが、複合素材による軽量化をもっと行えば
同規模で、5%減の機体重量なんてのも考えられる
でもI-3ファイターとやらはセンサーの塊になるからどうしても重くなるだろうなあ

123 ：

つまり、15t (いや、ほぼ16tだぜ)とは、
F-22近未来版相当を作れます宣言なのですか。

124 ：

しかし、今まで日本のアビオニクスやセンサ類は世界トップ！と思っていたら
意外に高G航空機搭載環境での作動に不安がある、などで
新規開発を余儀なくされている事情もある
高Gが掛かったらコンデンサーのセラミックが割れたなんて状況では困るのだ
低温下で部品の抵抗が減少して電流が流れ過ぎたとかも
この辺は慣れだが、金は掛かるのは事実なのだ

125 ：

>>124
>高Gが掛かったらコンデンサーのセラミックが割れたなんて状況では困るのだ
>低温下で部品の抵抗が減少して電流が流れ過ぎたとかも
この辺りは、普通に社内レビューでつぶせるでしょ？
MHI, MELCO, 東芝, NECでは問題になることは無かったです。
(防衛省関係ではありませんが、航空宇宙系で、うまくレビューできなかった事例は、
幾つか知ってます。次はミスしないで下さいね。。
発注側レビューで指摘できなかった、私達が全て悪いのです。　orz　　）

126 ：

結局は情報の連携なんだよなあ

127 ：

子供っぽいレスの転載は止めて欲しいな。

128 ：

春は頭の弱い奴が湧く季節ですな〜

129 ：

【航空】三菱重工、旅客機エンジン国内生産　MRJ用、2013年にも［09/10/29］
http://anchorage.2ch.net/test/read.cgi/bizplus/1256778648/
【航空】国産旅客機開発へ能登空港で飛行実験　JAXAと三菱重工が来月９日から [09/10/29]
http://anchorage.2ch.net/test/read.cgi/bizplus/1256793874/
次期エアバス新エンジン開発、重工３社が合弁へ
http://www.yomiuri.co.jp/atmoney/news/20110721-OYT1T00612.htm
【技術】炭素繊維でジェットエンジン　県工業技術センター、ＩＨＩなどと試作へ　２、３年後の製品化目指す…福井
http://raicho.2ch.net/test/read.cgi/newsplus/1311202814/

130 ：

■ANIグループ向け三菱リージョナルジェットに PurePower PW1200G エンジンを供給
http://prtimes.jp/main/html/rd/p/000000001.000003024.html
（P&Wプレスリリース）
2011年6月20日、パリ・エアショーにて発表：
プラット・アンド・ホイットニーは、ANIグループ・ホールディングスが確定発注した
5機の三菱リージョナルジェット（MRJ）用にエンジンを供給することを本日発表しました。
10基のPW1200Gエンジンが、PureSolutionSM 保守契約付きで2016年から供給されます。
（以下は上記URLにて）
■三菱航空機、ERJエンジン換装でも優位性強調
ERJのGTF搭載は重量増や多額資金・時間が必要
http://www.jwing.com/w-daily/bn2011/0622.htm
三菱航空機の江川豪雄社長らが6月21日、開催中のパリ国際航空ショーにおいて記者会見に臨み、
エンブラエルがERJ195でギアド・ターボファンエンジン搭載等エンジン換装に踏み切ることを示唆していることについて、
「エンジン換装をするためには、多額の資金と時間を要する。現段階ではとくに問題とは考えていない」等との見解を示した。
さらにの宮川淳一常務執行役員も「既存の機体に、ファン直径が大きいエンジンに付け替えることは
簡単な話ではない。重量も追加されるだろう」と話し、たとえERJがエンジン換装を実施したとしても、
MRJの方が高い燃費効率を発揮することができる、との認識を示した。
三菱航空機MRJに搭載のPW1200Gエンジン-第1弾のテストフライト終了
http://flyteam.jp/news/article/12435
■三菱重工、MRJ搭載のジェットエンジン「PW1200G」事業に参画
http://www.ecool.jp/press/2012/08/mhi12-mrj0809.html
■MRJエンジンの最終組立を愛知県で実施
http://www.mrj-japan.com/j/news/news_120809.html
三菱重工、ＭＲＪ用エンジンの最終組み立てを来夏スタート−名古屋に専用ライン
http://www.nikkan.co.jp/news/nkx0120120828bcaf.html
三菱重工、航空機向けエンジン部品を増産−名古屋に１０億円投資
http://www.nikkan.co.jp/news/nkx0120130320aaar.html

131 ：

【航空】他社に真似できぬ燃費性能　ボーイング787エンジン向け低圧タービン[12/06/25]
http://anago.2ch.net/test/read.cgi/bizplus/1340550548/
　米航空機大手ボーイングの最新鋭中型旅客機「７８７」のエンジン向けに、
ＩＨＩの「低圧タービン」が受注を伸ばしている。部材や構造などを見直して大幅な軽量化を実現し、
エンジンの燃費性能を大きく改善できると評価されたためだ。
ＩＨＩでは、同タービンの受注総数を向こう２０年間で約３２００台と見込んでおり、
長期間にわたり業績を牽引（けんいん）する“基幹装置”の一つとして大きな期待を寄せている。
ＩＨＩ、米ＧＥとビジネスジェット用エンジン開発
http://www.nikkei.com/article/DGXNASDD2407Q_U2A920C1MM8000/
　ＩＨＩは個人や企業が所有するビジネスジェット機用エンジンを米ゼネラル・エレクトリック（ＧＥ）と共同開発する。
低圧タービンなどの主要部品を中心に全体の約３割の開発と生産を担う。ビジネスジェットは欧米やアジアで
需要が拡大している。

ＩＨＩ　米国に民間航空機エンジンの修理拠点新設
http://sankei.jp.msn.com/economy/news/121010/biz12101014470012-n1.htm
ＩＨＩ、米に航空機エンジン部品修理の合弁設立
http://www.nikkei.com/article/DGXNASDD100JT_Q2A011C1TJ1000/
IHIとしては初となる米国での民間航空機エンジンの修理拠点を設立　
〜米国International Component Repair社と航空機エンジン部品修理の合弁会社を設立〜
http://www.ihi.co.jp/ihi/all_news/2012/press/2012-10-10/index.html

132 ：

ＩＨＩ、エアバスの航空機エンジンにＦＲＰ技術を提供
http://www.nikkan.co.jp/news/nkx0120120622aaav.html
　ＩＨＩは欧エアバスの次期航空機用エンジンに、繊維強化プラスチック（ＦＲＰ）技術を提供することを決めた。
エンジンの燃費向上が期待でき、エンジンメーカーの米プラット・アンド・ホイットニー（Ｐ＆Ｗ）から新エンジン
への採用を許可された。
　２０１５年をめどに数十億円を投資し、年４００―５００台分の部品を作る量産ラインを立ち上げる。世界的に
航空機需要が拡大する中、競争力を確保し事業拡大につなげる。ロケット開発で培ったＦＲＰ技術を航空機エンジン
に転用する事例として注目される。
　Ｐ＆Ｗの新エンジン「ＰＷ１１００Ｇ―ＪＭ」のファンケースやファンブレードなどに提供する。子会社のＩＨＩエアロ
スペース（東京都江東区）がロケットのモーターケースやノズルなどにＦＲＰを導入しており、樹脂加工のノウハウ
をもとに開発した。
ＩＨＩ、相馬工場に１００億円を投資し増強　エアバス部品生産、雇用増も
http://sankei.jp.msn.com/economy/news/130328/biz13032809520024-n1.htm
　ＩＨＩが、欧州エアバスが開発中の新型旅客機「Ａ３２０ｎｅｏ」のエンジン部品を生産するため、福島県相馬市の
相馬工場に１００億円超を投資することが２８日、わかった。合わせて、数十人の従業員を新たに採用する予定で、
東日本大震災からの復興につながることも期待される。
　Ａ３２０ｎｅｏは燃費を向上した小型機で、格安航空会社などの発注が伸びている。ＩＨＩは米プラット・アンド・
ホイットニーが開発を進めるエンジンの部品生産を担当する計画だ。
　平成２７年から量産が予定されているため、それまでに計１００億円超を投資して、軽くて強いチタン部品や
炭素繊維複合材を製造するための新たなラインなどを設置する。

133 ：

【国防】防衛省、５年以内に新型戦闘機Ｆ−３の開発開始　その性能はＦ−２２、Ｆ−３５を超える★4
http://uni.2ch.net/test/read.cgi/newsplus/1351168241/
【中国】ロシア専門家「米国を追い抜くため10年以内に第6世代戦闘機製造へ」【12/18】
http://awabi.2ch.net/test/read.cgi/news4plus/1355791543/
【中国】ボーイング・エアバスの独占的地位に挑む国産大型旅客機C919、14年末に初飛行か[03/05]
http://awabi.2ch.net/test/read.cgi/news4plus/1362483214/
【航空】中国が航空機エンジン開発に大規模投資計画、技術流用困難で[12/10/31]
http://anago.2ch.net/test/read.cgi/bizplus/1351727033/
【中国経済】国産航空機エンジン開発に1000億元投下へ[02/28]
http://awabi.2ch.net/test/read.cgi/news4plus/1362042792/

134 ：

ホンダジェットにGOサインを出した、福井威夫前社長。
http://ja.wikipedia.org/wiki/%E7%A6%8F%E4%BA%95%E5%A8%81%E5%A4%AB
その父親は、戦時中に日本海軍の軍艦技術者で、
戦後は軍艦史料や写真の収集公開で有名な福井静夫氏なのだ。
http://ja.wikipedia.org/wiki/%E7%A6%8F%E4%BA%95%E9%9D%99%E5%A4%AB

135 ：

今まで｢タービン直前温度｣という言葉が使われてきた
なぜ直前なのかというと、薄いエアフィルムでタービンを保護しているからであり
その中のタービンは1000℃なり1200℃なり、かなり低温に保たれてきた
だが阪大で1400℃に耐える素材が出来たが、これでエアフィルム有りで2000℃に耐えられるとしたら
今後は1500℃だろうと1600℃だろうと、タービン直前温度そのものは2000℃で変わらない
それ以上にしたら酸素と窒素が化学反応を起こして効率が悪くなる
とはいっても、エアフィルム無し！とまでは言わないまでも、エアフィルムを少しずつ薄くすれば、
あるいはエアフィルムが要らない部分はエアフィルム無しにして縁の部分だけにする、などにすれば
タービンで圧力をダイレクトに受けられるため、その温度に耐えられるのであれば
よりパワーを出せる
今後は、タービン直前温度　ではなく、　タービン温度　という指標が出てくる可能性もあるねｗ

136 ：

普通は「タービン入口温度」
熱機関としての高温熱源の温度の意味で
＞なぜ直前なのかというと、薄いエアフィルムでタービンを保護しているからであり
といった機構的な細かな事は関係ない。

137 ：

それがエアフィルム無しだと、同じ2000℃でも1.5倍になる！って主張があるんだってさ

138 ：

なんだ、そのトンデモ主張は！

139 ：

冷却が損失になってるんだわ
ttp://www.ultra-htm.org/outline/index.html
もし無冷却にできれば、それだけでも随分効率が上がる

140 ：

冷却の為の空気の圧縮の仕事が損失のなるという話と、
熱機関の効率の指標として高温源の温度以外の指標を使うという話は、
直接的な関係はない。

141 ：

圧縮だけが損失ではないよ
タービンの表面の空気の層が、タービンに力を与える時の妨げになっている
空気を通すからタービンの形状にも制限がある

142 ：

言ってることは分かるが、1.5倍は盛りすぎ。

143 ：

1.5倍どころかもっと上がりそうなグラフになってる
ttp://www.ultra-htm.org/outline/image/outline_zu1.jpg

144 ：

しかし全く冷却無しというのも有り得んからなあ
F135はタービン直前温度1950℃の達成が主眼になっちゃった？節がありｗ、
その分だけエアフィルムを厚めにしてしまったのかなあ？

145 ：

燃焼温度とタービンの耐熱のバランスを取らないと、何をしたいんだ一体、になるかもね、確かに。
燃焼温度そのものを上げるのは容易いんだし。

146 ：

燃焼温度も2000℃が上限だ
そして2000℃はもう20年くらい前に達成してしまい
その先は窒素と酸素が反応するので無意味なので上昇していない
だが、燃焼室もエアフィルムに包まれる構造になっているが
これがどんどん薄くなっているだろうと想像される
そして燃焼室からの排気もタービンからの排気も、どんどん酸素が含まれる割合が減っているんだろうなあと
そうなるとアフターバーナーによる推力の増大率もどんどん下がってしまうなあ
バイパス比をまた1:0.6くらいに増やすか？

147 ：

マイクロジェット噴射ノズル、2.35EPNdBの騒音低減
　日仏共同研究で達成、日本の市場競争力強化に期待も
　次世代の騒音低減技術として注目されているエンジンへのマイクロジェット噴射ノズル搭載。
ごく細いジェット噴流を主ジェット流にぶつけることによってその乱れを抑え、騒音低減をする騒音低減技術だが、この研究が日本でもIHIやIHIジェットサービス、宇宙航空研究開発機構（JAXA）、
そしてフランス側からフランス国立航空宇宙研究所（Onera）、そして仏エンジンメーカーのスネクマが共同で研究を実施していた。
この共同研究を通じて、大型風洞を使って実機の離陸想定した実証実験を実施、2.35EPNdBの騒音低減を達成することができていたことが分かった。
ttp://www.jwing.com/w-daily/bn2013/0412.htm

148 ：

無響風洞なんちゅーもんがあるのか

149 ：

これはスリムエンジンで音うるさくなるのをどうにかできて
地球市民涙目ってことですか胸熱

150 ：

P-1の流れ見るに騒音なんて口実の一つでしか無い

151 ：

F135の流量は138kg/sくらいとされている
そして2000℃のタービン直前温度で18.5tくらいのAB推力
これに比例させると、高々流量90kg/sのハイパースリムエンジンは
もし2000℃のタービン直前温度だとしても、12t弱程度の推力しか発揮できないぞ？って
事になってしまう
但し、F135の推力は実際には19.3tであるらしく、それなら12.4t
更にF135は試験では21tまで出しているので、13.5t、って事になるのかなあ
でもこれじゃ15tにはまるで届かない
ここで可能性が出てくるのが「F135はどうもタービン周辺のエアフィルムが厚過ぎ？」という話だ
そしてそれを取り払えば1.6倍弱まで見込める、というスレの上のほうにある話だ
もしタービンそのものが1200℃の従来品程度の耐熱性しかないのに無理やり2000℃にしていたとしたら、
スレ内に出てきた、1400℃耐熱の素材を使ったら、1.15倍くらいの推力増になるかな？というわけで、
13.5　×　1.15　なら、確かに15.5t　となる
しかし、こんなものはあくまでも皮算用だ
実際には15.5tから1割のマージンを差し引いて14tで運用するのが賢明というものだろう
それでも、第5世代機としては大したものだが
一部で、第6世代機は20t×2が常識になるかも知れんぞ？という人もいるが
どんなデカいセンサーをどんだけ一杯詰め込んで、更にどんだけの機内燃料を詰め込んで
弱AB使用によるMach2.5オーバースーパークルーズでも企てているのかとｗｗｗ
もしi3ファイターとやらが2030年に完成するとしたら、それまでにタービンブレードに1600℃や
1800℃の耐熱性のある部品を使える時代が
来ている可能性だって、全く無いわけではないのだよな
何しろ7年で200℃耐熱性が上がる世界だからなあ

152 ：

タービンそのものの温度1400℃で1.15倍、が可能なら、
タービン直前温度1600℃で推力5tだったXF5が
2000℃で5.8t、その1.15倍で6.67tと
まあ2倍してF110-GE-129レベルになるわけか
もちろん圧縮比増大による流量増加とかバイパス比変更とかが
一切無いとしての話だ
実際には高温になった分、エンジン全体を冷やすためにバイパス流が増える、とかになるのかなあ
それも込みで7tとか、あるいはもっと多いか
でも、XF5は小さくて部品も薄くなりがちなのを無理やり厚くしていたから
同サイズのエンジンをこんな高温で使うのはやっぱり難しいだろうね

153 ：

無冷却のタービン翼でググったらこんなの出てきたんだが、できるのか？
「1800℃級無冷却ガスタービン用高融点超合金」ってｗｗｗ
http://sakimori.nims.go.jp/JIM_2013s.html

154 ：

1800℃だとぉおおおお？？？？！！！！！！！

155 ：

無冷却1400℃ですげーっ！って言ってたら
もう1800℃とか目指してるのかよ！
タービン入口温度　が　タービン温度　に
時代が変わりやがった！！！！！

156 ：

去年の秋に技本でタービン直前温度1800℃を目指しているというpdfが一瞬出て即伏せられたんだっけ
これらの急激な開発ペースが絡んでたのかなあ？
2chでは「単にF135の2000℃を警戒しただけじゃね？」という論調だったが、実際には国内ですら
とんでもない高みを目指した研究が進んでいたとは！
タービン直前温度ではF110で1400℃だの、F414-GE-400で1530℃だの、F119で1600℃だのと10年前は言っていたら
物凄い勢いで開発した結果、タービンのじかの温度が1800℃まで目指すぞーっ！！！
というわけで、まああっという間に耐熱性で800℃も跳ね上がってしまった
F135の現在のタービン直前温度、タービンじか温度、流量を皮算用して、
同レベルの技術で90kg/sのエンジンを作ると、まだ12.5t/sにしかならないという
だが、直温度で1800℃が本当に可能なら、その1.4倍の推力アップすら見込める！
推力17t？と皮算用しても良いが、まあそこまでは無理じゃねーかなあ？ｗ
でも15tという大見得が、実現不可能どころか、十分可能どころかむしろ控えめすぎるくらいであると
明らかになった！！！！！
ただ、いきなりこんな試料を持ち込まれたらIHIではパニックっすよｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗｗ

157 ：

まあ、合金の開発はそう簡単にはいかないだろうから、
直ちに適用されることはないだろう
↓のように合金以外の研究もされていて、一様形にはなってるみたいだから
それぞれのトレードオフで決定されていくんだろうな
http://www.meti.go.jp/policy/tech_evaluation/c00/C0000000H24/121129_koukuuki/koukuu6-8-4-1.pdf

158 ：

>>157はタービンの静翼にセラミックス繊維複合材　CMCを使うのか
炭化珪素で
そして、早速45%も冷却空気を減らせたぞ！と

159 ：

素材そのものが1300℃まで耐えられるんだからなあ
それも静翼でｗ
まあ動翼の方がもっと高温に耐えられるから、
静翼の耐熱性を持て余すような状態にはなってないねｗ

160 ：

＞静翼の耐熱性を持て余すような状態にはなってないねｗ
静翼を持て余ｒｙ

161 ：

>>160メタルギアソリッドｗｗｗ
だがこの静翼はメタルではなくセラミック繊維との複合素材だ

162 ：

無冷却ガスタービンが一般化したらもうそれは完全に技術革新だよな。
可能性が大きく広がるし、他分野にもどんどん派生して欲しいな。

163 ：

技術革新ではなく技術革命とまでいって良いと思う。
それにしてもスーパースリム本当に実現可能だとは・・・

164 ：

>>163
確かに革命だろうな
今のジェットエンジンで一番コストがかかるところが
タービン翼だが、これは複雑な冷却機構の加工のせい
もし無冷却や、そうでなくても大幅に冷却流量が減るならこの加工が不要か
もっと簡略になって、大きなコスト削減になるかもしれない
軍用ならライフサイクルコストの削減、民生用なら既存のメーカーに対する
技術的優位性を持つようになるかもな

165 ：

何にせよ、頑張ってほしいものです。

166 ：

>>160-161だがソリッドの方は正しいな
固浸法だからｗ

167 ：

穴が減るとしても、そもそも精錬加工が難しい素材ばっかだから、
エンジン全体としてコスト下がるかどうかは微妙
燃料代まで入れたら確実にお得だろうが

168 ：

>>152もう一回、XF5サイズで見直し！
冷却ありの1800℃で5.8tが、冷却無しで1.5倍になって8.7t！
それはオーバーにしても8tは超える？
でもやっぱ小さ過ぎるから無理すんなｗｗｗ
もし「XF5あるいはXF7などと同じサイズの燃焼室（XF7の方がやや大きい）」で、
ABを付けて超音速軍用機として使える上限のバイパス比1:2にした場合、無冷却1800℃であれば
それだけでF101オーバーの14t台半ばを出す！
どんな長航続距離になるんだかｗ
でも日本が戦略爆撃機作ってもあんまり意味無いんだよ
次期哨戒機を早くも妄想しているとかならともかくさｗ

169 ：

新垣結衣ちゃん可愛いねえ。
やっぱり時代は16 teaかなあ。

170 ：

＞次期哨戒機を早くも妄想しているとかならともかくさｗ
P-1ですら可変翼とか、いざとなったら高高度を飛びながら潜水艦に爆撃、とか
ムチャクチャな案が出まくってたなｗ
＞ABを付けて超音速軍用機として使える上限のバイパス比1:2にした場合、無冷却1800℃であれば
それだけでF101オーバーの14t台半ばを出す！
偶然にも、今のF7エンジンの倍くらいの出力だなあ？
双発で同規模の哨戒機が出来るかもな？
だが4発でB-1Bクラスの機体を作りたくもなるな
コアサイズがF7と同じでミリタリー推力8tとかだから
B-1Bと全く同じような性能だ
それで哨戒機ｗで、ステルス性能もあり、可変翼で超音速突破可能
中国やらロシアやらとの関係が今後どうなるか分からんからなあ

171 ：

trdi/org/pdf/25yosan.pdf
今年の予算が決まった
無事40億円以上ついた
また高空試験設備の電気機器更新予算も2億ばかり

172 ：

NIIGATA SKY PROJECTの小型エンジンって国産UAVに使えないだろうか
ttp://www.city.niigata.lg.jp/business/kigyo/sokushinho/sky_project/engin.html
ttp://www.jasst.jp/symposium/jasst12niigata/pdf/S2.pdf
ttp://www.youtube.com/watch?v=RyNSr_x6ugA

173 ：

エンジンサイズを考えても偵察用が精一杯かなあ
あるいは観測/軽攻撃機くらい
戦闘機を支援する外付けウェポンベイとして
高度10000〜15000mを飛んでAAMをぶち撒けるサイズには出来ないね

174 ：

たまにNOxの発生により、高温にするほど効率が悪くなる
という書き込みがあるが、これも今後の技術発展で多少は対応できるかも
https://www.evernote.com/shard/s47/sh/44821f45-76f7-4363-b2e6-95fe94b93f30/2a16f75ebd9b0455b793aa66ec7e48be
要は今までの拡散燃焼方式だと温度分布にムラがあり、局所的にNOxが発生してしまう部分がある。
そこで最初から空気と燃料を混ぜて燃焼させる予混合燃焼を行うことでムラをなくし、
局所的な高温によるNOxの生成を防ぐという技術
↑のは旅客機用だから戦闘機用にも適用可能かは知らんが

175 ：

燃焼安定性が悪いからなぁ・・・

176 ：

>>174
それは1600℃とか1800℃で燃焼させても部分的に2000℃以上の部分ができてしまい
NOxが発生してしまうので、それを均一に燃焼させることでNOxの発生を抑えるという話ではないの？
全体を2000℃以上で燃焼させるとダメなんじゃないの？

177 ：

いや、ちょっと待てよ？
エンジンの燃焼室内部の空間を、例えば10個の配列に分解しよう
その配列内には温度とか流速とかの要素が含まれるが、この中で温度のみに注目して
この配列を　T[i]　としよう　
T[1]=1830 T[2]=1770 T[3]=1930 T[4]=1870 T[5]=2030 T[6]=1970 T[7]1930 T[8]=1870 T[9]=1830 T[10]=1770
平均、1880℃
そして、2000℃を超える　T[5]=2030℃の部分では周りからむしろエネルギーを奪う方向に反応が進んでやがる！って訳だな？
ここで、T[5]に>>174の技術で冷却を行い、1970℃に下げたとしよう
当然平均も-6℃で1874℃
これだとエネルギーも減っちゃうか？
じゃあ、全体で6℃上げようぜ！！！！！
T[1]=1836 T[2]=1776 T[3]=1936 T[4]=1876 T[5]=1976 T[6]=1976 T[7]1936 T[8]=1876 T[9]=1836 T[10]=1776
平均　1880℃
そして、T[5]　区画でのエネルギーを奪う反応も起こらず、同じ温度で更に効率が良くなった！って訳だ
エンジンって研究すべき事がいーっぱいあるんだなあ！！！！！

178 ：

ジェットエンジンの氷結テストの時、霧を発生させるノズルはどこのメーカー製？

179 ：

KIRIN

180 ：

ビールの泡たて用のノズル？

181 ：

1800℃級は、実験ではできてるが実用化には程遠いのか、
実用化のめどが立ってるのかどっちなの？

182 ：

エアフィルムを通常厚さまでとっての試験ならもう余裕で出来る
だがこれを可能な限り薄くしての試験だと、まだ今年3月に出来立てほやほや！

183 ：

一応F135エンジンがタービン前温度2000度を達成した、ってなっているけど、ホントどんなモンなんでしょうねー？
産業用だと連続駆動時間が桁違いに長いから、1700度を実用化、とかなると超の付く大事なんだけど。

184 ：

1800℃で無冷却なんてなったら熱効率どこまで上がるんだかｗ
ガスタービン単体60%排熱の蒸気タービンで＋20%行っちゃうか？

185 ：

稼働時間が限られるし小型軽量化しないといけない飛行機用と、
基本的に24時間稼働（っていっても火力発電は夜は止めたり出力を大幅に下げたりしてるが）で
重くて大きくてもいいから熱効率重視の発電用タービンって、
どのあたりまで技術を共用できるんだろ

186 ：

サイズにもよるだろうけど本当に一番でかいサイズの火力発電用タービンで考えたらかなり少ないんじゃない？
実際問題MHIが大型の火力発電機造ってても大型ジェットエンジンは作れていないように（まあ商売的な理由もあるだろうとはいえ）
飛行機用→同じサイズの発電用だったらそれなりにあるんだろうけど

187 ：

温度ばっかり話題になってるけど、結局は圧縮比だよな
適宜に冷却空気を入れた方が効率は上がんじゃねーの？
と素朴な疑問

188 ：

タービン入り口温度を高める事によって向上するのは比出力（機関サイズあたりの出力）
圧力比を高める事によって向上するのは熱効率（燃費）

189 ：

チラノ繊維　エンジン構造材としても？

190 ：

圧縮比同じでも温度上げられたら熱効率は上がるでしょ

191 ：

ブレイトンサイクルの熱効率は圧縮比と比熱比に依存
まあ理論上は

192 ：

ＩＨＩとＧＥ、新素材で省エネ航空エンジン開発
燃費１割改善
ttp://www.nikkei.com/article/DGXNASDD140KL_X10C13A6MM8000/

193 ：

イギリスと防衛協力するとかいってるし、RRはイギリスメーカーだから、
すこしは技術やら情報分けてもらえるのかな？

194 ：

RRの技術は職人の熟練の中に収まってるんので、それを移転しようとすれば
徒弟として職人を送り込む以外にない。
そして10年後に移転完了とかになるんじゃないか。

195 ：

日本はアドーアでロールスロイスには散々な目に遭わされたし
F-136ではジェネラルエレクトリック（電動将軍じゃないよw）が
同様の目に遭っている
それにA380のエンジンでも大きな欠陥を出していて経営が危ない
こんなまともなエンジンも作れない上にどこの会社とも上手く
パートナーになれない企業と組む意味は全くないと思うが…w

196 ：

とりあえず WR-21 は欲しい

197 ：

>>195
アードアで問題なんて出て無いぞ

198 ：

アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア
　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アード
ア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アー
ドア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　ア
ードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　
アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア
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ア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アー
ドア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　ア
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ア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アー
ドア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　アードア　ア

199 ：

>>195
特許関連じゃないかね。
回避するの大変っていうし。

200 ：

ベンツがV12で気筒休止するためにホンダからVTECを買ったようなもの。

201 ：

将来戦闘機事業と次世代エンジン主要構成要素の研究の関係
http://www.mod.go.jp/j/approach/others/service/kanshi_koritsu/h25/h25_kouhyoushiryo_hosoku.pdf

202 ：

行政事業レビュー「公開プロセス」各種資料
http://www.mod.go.jp/j/approach/others/service/kanshi_koritsu/h25/25_materials.html
平成２５年度公開プロセス資料
http://www.mod.go.jp/j/approach/others/service/kanshi_koritsu/h25/h25_kouhyoushiryo.pdf

203 ：

行政事業レビューの11pにファンと低圧タービンの組み合わせにより
エンジン推力を15トン級に設定とあるね
Aviationweekの記事本当だったのか...

204 ：

行政事業レビューの件、エンジン１０％の軽量化だと思ったら圧縮機の軸長１０％以上の短縮化だった・・・
まあ十分すごい訳だけど

205 ：

>>204
>行政事業レビューの件
・高温化燃焼器の 平均出口温度約1,800°C
・高温化高圧タービンの平均入口温 度最大1,800°C
・軽量化圧縮機の軸長短縮約10%
・図6 戦闘機用エンジンへの適用　推力を15トン級
なかなか凄い書きぶりだなぁ

206 ：

90cm級で15トンか
凄い時代になったな

207 ：

小口径大出力で騒音も凄い時代になりそうな悪寒

208 ：

そこで>>147

209 ：

AB付き15tクラスとか次の固定翼哨戒機に使っても良いですか

210 ：

ファミリー化構想の方が気になるなあ
高パイパス比化しても使い道がないだろう

211 ：

F135のタービンってどんな材料を使ってんの?
無冷却でどれくらいに耐えられるの?

212 ：

>燃焼器においては、燃料の噴霧特性の改善などにより、燃焼器出口でタービンに悪影響を及ぼす
>局所的に高温となる部分を抑制して、平均出口温度が実証エンジンの約1,600°Cから約1, 800°Cに
>向上する見通しを得ている。
これって>>174の技術を使ってるのかな。

213 ：

エコでクリーンな戦闘機用エンジンが作れるようになるのか。
早く特許を取得して、ジュネーブ条約で汚いエンジンの使用を禁止して
エコでクリーンな空中戦ができるように

214 ：

撃墜されて爆発・炎上したらエコもクソも無いな。

215 ：

エコでクリーンというのは反応由来の生成物に
既知の汚染物質が少ないという意味でいいんだろうか
反物質の対消滅で膨張する大気をお皿で受けて反動推進してはどうだろう

216 ：

対消滅もある程度の規模になったら色々厄介なのを出してくるよ

217 ：

水素ジェットエンジンはよ

218 ：

水素は燃料の運搬・保管に難がありすぎて現状軍用で使うのは無理

219 ：

飛行機が成層圏を飛ぶだけで環境に悪いのにクリーンとかバカか？

220 ：

ジェットエンジンからオゾンとかマイナスイオンとか出すようにすればちょっとはマシになんじゃね

221 ：

＞飛行機が成層圏を飛ぶだけで環境に悪いのにクリーンとかバカか？
お前がバカすぎだな。

222 ：

エコ=燃費が良い
クリーン=排ガスの低視認化

223 ：

燃焼器出口温度とタービン入り口温度がおんなじとか、やる気に満ち溢れているなｗ
軸長短縮も、インテーク形状の自由度が高まるからいろいろ意味があるし。

224 ：

熱効率二倍の燃焼方式だそうな
まだ検証段階だから実現するかはわからんが
http://www.waseda.jp/jp/news13/130709_engine.html

225 ：

これはレシプロエンジン限定か
車や戦車にはいいな

226 ：

早稲田大学のその教授の名前でググると凄く残念な気持ちに

227 ：

PDF読むと航空機用エンジンの試作もしてるみたいに書いてあるが、
どうもこの教授の胡散臭さが気になる
「生命のエンジン」なんてわけわからん本書いてるし

228 ：

参考文献が、自分の著書、論文だけ、てのが最早ｗｗｗ　>224の早稲田のセンセ
真空引きで熱機関の膨張過程を限りなく0に近い所からスタートしているから見かけ上の熱効率を
上げられるのかな？（詳しい方解説ヨロ）

229 ：

>>228
PDFを読むと真空引きは始動の為で
理論の基本は圧縮率を従来より遥かに大きくすると
効率が大幅に上昇するのでそれを実現する方法というのが骨子だと思う。
でその圧縮率を上げる方法が数十の燃料噴射を一点にピンポイントに集中し
噴射速度を音速近く上げるとその一点では超高圧縮状態になり自己着火により燃焼し
画期的な効率を得られるというものだと思う。
w

230 ：

三菱重工業は、英国ロールス・ロイス社が手掛ける、ボーイング787搭載の「Trent 1000-TEN」及び
エアバスA350-1000搭載の「Trent XWB-97」の2つの新型エンジン共同開発事業に、
それぞれリスク&レベニューシェアリングパートナー(RRSP)として参画する契約を締結した。
・世界最高水準の環境適合型エンジン
三菱重工業は両エンジンに対し、航空エンジンの中核部分である燃焼器モジュールの開発・製造と
低圧タービンブレードの製造を、また、Trent XWB-97エンジンに対してはそれらに加え、中圧タービンディスクの製造を担当する。
Trent 1000-TENエンジンは、2011年に市場投入されたボーイング社の中型旅客機787に搭載されている「Trent 1000」エンジン
(推力7万4,000ポンド)の燃費・推力向上型。2013年6月のパリ航空ショーで、ボーイング社より事業着手が発表された、
より大型の787-10(300〜330席)を含む、787全シリーズへの搭載が決定している。推力は7万6,000ポンド。
Trent XWB-97エンジンは、現在飛行試験が進められているエアバス社の次期中型旅客機A350-800(250席級)及び
A350-900(300席級)に搭載される「Trent XWB-84」エンジン(推力8万4,000ポンド)の燃費・推力向上型。
より大型のA350-1000(350席級)に、独占的に搭載されることが決定している。推力は9万7,000ポンド。
Trent 1000-TEN、Trent XWB-97両エンジンは、ロールス・ロイスのTrentエンジンシリーズ最新鋭機となる。
ロールス・ロイス独自の3軸構造設計を継承しており、世界最高水準の燃費効率と、騒音・排気ガスの低減の実現が目されている。
http://news.mynavi.jp/news/2013/07/11/158/index.html

231 ：

面白い特許を見つけたので紹介
要は可変バイパス比の技術なんだが、今までのと違って圧倒的に機構が簡単
低圧タービン直後の断面積を可変にすることで、低圧タービン膨張比を増減させ、
ファン回転数の変化によりバイパス比を変える
http://www.ekouhou.net/%E5%8F%AF%E5%A4%89%E3%82%B5%E3%82%A4%E3%82%AF%E3%83%AB%E3%82%A8%E3%83%B3%E3%82%B8%E3%83%B3/disp-A,2012-251542.html

232 ：

＞この発明は、小型ＳＳＴ（Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ）、ＳＳＢＪ（Ｓｕｐｅｒ Ｓｏｎｉｃ Ｂｕｓｉｎｅｓｓ Ｊｅｔ）に搭載される
小型可変サイクルエンジン（ＶＣＥ：Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｃｙｃｌｅ Ｅｎｇｉｎｅ）
アメリカでSSBJ作ろうとした時は、JT8D使う心算だったらしいね
推力9t
そして下の方のスペックを見たら
流量75kg/s、コア流量32.6kg、タービン直前温度1923K、など興味深いデータが続々と
バイパス比が相当広い(1.2〜1.41に可変)で、推力4.7tか
これにABつけたら推力8.5tクラスだねえｗ
とろっくさいエンジンになるけどな
文中に
戦闘機のエンジンを改造してSSBJに使えればなあ、という目的でこれを考えたとかあるね
平和利用ですっ(ｷﾘｯ

233 ：

ESPRの研究殻得られた成果って事かなあ？
基本は日本の10年前の実力だからな
バイパス比を1.2〜1.4の間で動かせるのか
18%増やせるわけで、
1:0.3の飛行機なら1.0.35くらいで、物凄い増加ってほどじゃ無いな
でも、こんな強力なドライ推力の超音速エンジンを日本が試験していたという事実そのものが凄いって訳だ

234 ：

ちっちゃな高バイパス比エンジンのエコエンジンと
ESPRをまとめて扱ったような報告書
http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/gijyutu/gijyutu2/004/shiryo/07080805/004.pdf
これも色々興味深いぞ？

235 ：

将来戦闘機用のエンジンのタービンは単結晶合金でやるの？
セラミックやカーボンでやってほしいが

236 ：

セラミックは脆いイメージだが
それをカバーできる新セラミックでもあれば是非！
金属とセラミックの傾斜配合素材がいいなｗ

237 ：

手持ちのありふれた技術の結集ではなく攻めに攻めた作り込みで頼みたいね

238 ：

ファンやコンプレッサーなんかはセラミックの複合材料でやってるのがすでにあるようだが

239 ：

色んな要望を持つ人がいるもんで
・新素材新技術たっぷり！とにかく世界断トツトップを目差せ！
・いやいや日本は今まで戦闘機用エンジンはろくに開発して来なかったんだ
本当は推力10tでも、エンジン業界に新規参入国！で騒がれてもいい位だしなあ
無茶はせずに既存の技術で
・ハイパワースリムなんかじゃなくてF110と同じ直径で推力1〜2割増でいいじゃん！
・いやいや後の技術の進歩も考慮した上で作らないと。かといって欲張り過ぎたら炎上しちゃうぞｗｗｗ
まあ無理過ぎない程度にバランスよくだな

240 ：

無理をしない　確実に実現する為に中間段階としてXF-5を開発したのだが・・

241 ：

全然違うところでチラノ繊維の話見たから、セラミック基材のタービンブレード、とか妄想が頭に浮かんだのか、漏れ。ｗ
http://www.ube-ind.co.jp/japanese/products/fine/fine_02_02.htm
ブレードそのものが1800度の耐熱性あるなら表面で2000度もいけそうな気がする素人ｗ

242 ：

今はエアフィルム込みでプラス600℃まで耐えられるようにしてるんだよな
これを阪大その他で、エアフィルムをもっと薄くしてプラス200℃で動かしたほうが
やっぱりパワー出るなあ、ってやってるんだよな
そしてタービン直前温度の上限は1950℃あたり

243 ：

>>241
>表面で2000度もいけそうな
Ar + 酸素の大気とか希望。

244 ：

他スレで「F-35なんて出来損ないのF-22が偉そうな面してるアメリカは未来が無い
Pak faとJ-20のユーラシア大面積国にアメリカは主導権をとられる」とか無茶言ってるのがいるねｗ
でもこの調子でエンジンパワーが上がったら、
F135クラスの直径、流量で推力27tとかになる訳だが
これだと単発でも十分過ぎる機体規模に出来るよなあ
あるいはSTOVLじゃなくてVTOL機で作ることも出来るかもな

245 ：

可変バイパス比＋セラミック耐熱素材＋直径９０ｾﾝﾁ台で１７トンを目指すべし

246 ：

それは2030年くらいに達成すれば十分でｗ
それをF/A-18Eに強引に搭載して無理やりスーパークルーズするようになったとかも
見てみたいような見たくないような

247 ：

セラミックとか新素材はためしてもらいたいね
可変バイパス比エンジンも燃費相当改善するはず
小型にするならありでは？

248 ：

直前温度を1950℃ギリギリまで耐えられる素材にしてエアフィルムをとことん薄くする
そうなるとセラミックかカーボンしかなかろうな

249 ：

>>244
B737の次の旅客機は単発になるかもな

250 ：

>>249それでエンジン停止が10年に1回くらいになればあるいは

251 ：

>>250
>エンジン停止が10年に1回くらいになれば
双発で、片方のエンジンは巡航中は止めているのさ。

252 ：

縦に配置しないとな

253 ：

ところでB787の故障がまたぱたっ！と止んだなあ

254 ：

カーボン・カーボンが耐熱という面では優れてるが、高温で酸素に触れると燃えちゃうんだよね
シリコンカーバイドでコーティングする対策もあるみたいだが、冷却のために複雑な加工するとなると現段階では困難だよね

255 ：

ジェットエンジンにニトロみたいな酸化剤ぶち込むとパワーアップする？

256 ：

燃焼温度上がって焼損するんじゃね

257 ：

ジェット／ガスタービンの燃焼って元々超リーンバーンで酸素余ってる
（だからアフターバーナーが使える）から無意味

258 ：

逆に言えば現行のジェットエンジンは、まだまだ燃料をぶち込む余地があるんだよ

259 ：

でも完全燃焼させるための酸素過多燃焼だからね。
無闇に燃料投入したら黒煙吐きそう

260 ：

冷却エアー･･･orz

261 ：

すまんが、F404、F414はなんでA/B使った時の燃費が（比較的）良いの？
最近F/A-18のペーパーモデル作ってるんだけど興味が湧いてきた。

262 ：

>>261
そういうふうに造っているから

263 ：

A/Bの燃費が悪いのは、既にタービンでエネルギーを使って膨張したガスに燃料を吹き込んで点火するから
ガスが十分な圧力を維持していれば、それほど燃費は悪くならない。
だからSR-71で超音速ではインテークで圧縮され、さらにコンプレッサで圧縮されたエアを抽出してA/Bに供給しているし、
MiG-25はごく簡単で圧縮比の小さなエンジン、つまりタービンではあまりエネルギーを失っていないガスをA/Bに供給する。
翻ってF404はバイパス比が小さいので、ファンのお仕事は軽いし、圧縮比は同じGE社のF110なんかに比べると小さい。
つまりタービンのお仕事は比較的軽いから排出されるガスの圧力は（比較的）高い。（だからうるさい）
でもって、A/Bの配置はタービンの直後らしい。
他のエンジンでは酸素を増やすためにバイパスエアと混合してからA/Bに供給する場合もあるがF404ではそうではない。
というわけで、A/Bを使わないときには邪魔（抵抗）になるのでドライ燃費は悪くなるし、
パワーアップできる比率も小さいが効率そのものは悪くない。
以上がB.ガンストンのF/A-18本を基にした俺の推測だ。

264 ：

今年からADVENTのフルスケール試験だっけか

265 ：

Advanced Jet Engine でググッてみた。可変バイパスジェットの一種が出てきた。
面白いけど、GEが前に造ったF120とどこが違うのかよくわからん。

266 ：

＞他のエンジンでは酸素を増やすためにバイパスエアと混合してからA/Bに供給する場合もあるがF404ではそうではない。
そんな構造だっけ？？？

267 ：

川重、航空機の燃費３割改善　小型機で日米路線可能に　　：日本経済新聞
http://www.nikkei.com/article/DGXNASDD1802Q_Y3A810C1MM8000/

268 ：

プロペラ機と書いてある
ターボプロップエンジンの開発に協力するのかな？
原油高騰でターボプロップ機の需要が世界的に伸びている

269 ：

ttp://www.nikkei.com/content/pic/20130819/96958A9C93819696E3EAE2E0838DE3EAE2EAE0E2E3E19F9FEAE2E2E2-DSXBZO5864746019082013I00002-PB1-6.jpg
オープンローターだってさ。
騒音と熱問題を解決できる目処が立ったのか？
搭載できる機体も無いからそこも含めてなのかね？

270 ：

>>269
騒音さえ解決できれば用途はいろいろあんだがなぁ。
数値風洞とかで良さげな結果でも出たんだろか。

271 ：

GTFエンジン搭載の旅客機が秒読みに入った今、逢えてなんだろうけど、ロールスの苦し紛れじゃないことを祈るｗ
川重は、GTFにも展開する気満々な気がするけどｗ

272 ：

おおおおおっ
夢のエンジンだぁ！！！！！
しかし、騒音がネックになるだろうなあ

273 ：

>>267
UDFってむっちゃうるさくて諦めたんじゃないのか．

274 ：

騒音は何とか規定値をクリアしたけどオイルショックが終わって原油価格が下がったから終了

275 ：

NASAとGEも数年前に共同研究再開してたはずだが

276 ：

http://www.mod.go.jp/j/yosan/2014/gaisan.pdf
概算要求
戦闘機用エンジン要素に関する研究
機体規模が大型化傾向にある将来の戦闘機において、ス
テルス性及び高高度／高速戦闘能力を確保するために必
要となるスリム化と大推力化を両立させた戦闘機用エン
ジン要素に関する研究を実施。
129億円
pdfで44ページ、資料内で40ページ

277 ：

まだ決まったわけではないがありがたやありがたや

278 ：

129億円か
1000億くらい予算付かないかなぁ

279 ：

>>278
>1000億くらい予算付かないかなぁ
次世代ハイパワースリムエンジンが2025年完成とかの書き込みがありますが：
129億x12年で、既に1500億超え。総額3000億行くのでは？

280 ：

>>279
>129億x12年で、既に1500億超え。総額3000億行くのでは？
1000億x12年でよろ
それでもF135の638億ドルには及ばないけど

281 ：

>>280
>1000億x12年でよろ
防衛省もIHIも、3000億で十分です・・って言っていたはず。

282 ：

そんなに掛かるかなあ？
1000億円くらいでそこそこの性能のを作っちゃうんじゃないかなあ？

283 ：

やっぱり米軍は湯水のように金を使う癖が抜けてないんじゃねーかと

284 ：

F135はリフトファンの問題もあるから
それに軽量化とか気体の負担を減らすために温度を下げるとか必死だった

285 ：

今回の開発費の総額なんて事前評価書に出てるだろう。

286 ：

55 名前：名無し三等兵[sage] 投稿日：2013/01/30(水) 01:05:12.75 ID:???
これってあと4年くらい続いて総額140億円だっけ
じゃあ何で今年一気に129億円に？？？

287 ：

>>286
一番お金がかかる製造に入るんだから一気に計上しないといけない。
3、4年目で製造費計上してたら試験期間に納入できないよ

288 ：

総経費は172億円予定だったけど概算を足すと174億円（億単位までだから単純に足してもいかんが）
為替とか材料費の変動もあるんだろうね

289 ：

平成27年度まで基礎研究が続く
最終年には、圧力を掛けて火で炙る？とかするのかな
あるいは回して圧縮や流速を計測するとか
何か実質少しずつ作ってるっぽいねｗ

290 ：

>>289
基礎研究じゃなくて作るの

291 ：

評価とは何かってことじゃないの。

292 ：

やっぱ2〜3年以内に地上で、上空の環境では無しにカラ回し位するのかなあ？
それから高空試験装置や、C-1テストベッド(またはC-2？？)に搭載

293 ：

ちょっとまとめると、
�@次世代エンジン主構成要素の研究(H22〜25)
圧縮機、燃焼器、高圧タービンの設計及び研究試作
�A戦闘機用エンジン要素の研究(H25〜29)
ファン、低圧タービンの研究試作及び所内試験
�B戦闘機用エンジンシステムの研究(H27〜)
実証エンジンの研究試作及び所内試験
XF-5では�@�A�Bまとめて実証エンジンの開発とされていた
�@、�Aは研究試作その1からその5とされていた

294 ：

所内試験がもう始まるから、それに供えた予算の上昇って事かな
設備整備
やっぱ国内でやるのかねえ？

295 ：

>>294
>やっぱ国内でやるのかねえ？
昨年度あたりに「変電室」の増強の予算がついていたはず。
国関係で建物の予算申請などに経験があると、いったい何割の設備増強かな・・
とぴんとくるはず。　
（１−２割なら最初からマージンがあるので、最低5割、たぶん数倍増かな）

296 ：

うぬぬぬぬっ！

297 ：

>>293
次世代エンジン主構成要素の研究はH27までじゃなかったか？

298 ：

高圧タービンの物質が今年3月の成果を受けて
いきなり例の薄エアフレームタイプに替わりました、とかになるのか？

299 ：

とにかく前倒ししてくれ。

＞�B戦闘機用エンジンシステムの研究(H27〜)

エンジン４機程度作る予算は、この頃でるのかな。

300 ：

＞エンジンシステムの研究
これはつまり全体を連動させるって意味だな

301 ：

>>297
間違いました>>293
�@次世代エンジン主構成要素の研究(H22〜27)
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　￣
が正解です、失礼しました

302 ：

>>293
あと、XF-5ではなくXF5です
訂正します

303 ：

>>295
＞○ 高圧ガスタービン電気機器等（更新）（研究用機械器具）
＞本機器は、空力推進研究施設の三音速風洞装置、エンジン高空性能試験装置において各機能をつかさどる機器であり、その更新を行うものである。（札幌試験場）
＞２５年度予算: ２億円
変電室ってこれの事か？
＞○ 原動機補機試験場建替（施設整備）
＞航空機用ジェットエンジン補機の研究開発、試験評価を実施するための施設の建て替え。（航空装備研究所）
＞総経費： ９億円 24年度予算： ６億円

304 ：

ミンスが見つけて仕分けしなくて幸いだった

305 ：

仕分けの対象を選ぶのは財務省の連中だし

306 ：

ミンスは防衛予算に関してはヲタ好みのものはむしろ残したんじゃ？と言われているぞ

307 ：

一番の強敵は某長官だったのでは？

308 ：

人民共和国れんほー

309 ：

ナイジェリアでは油田開発のお陰で国に金はどんどん入ってきているが
採油の際の環境基準がいい加減、欧米企業もそれをいい事に漏れまくりの操業をしているので
パイプラインのあちこちで原油漏れとそれに伴う火災、土壌汚染などが発生している
操業が止まった、あるいは住民の反対運動で止められた油井も、いい加減な止め方をしたので
天然ガスが漏れっ放しだ
・・・それで、だ
ガスタービンもちょっとは話題にして良いこのスレ的には、漏れてる天然ガスなんて大好物の燃料だが
原油で汚染された土壌って、基本的にはオイルシェールと同じようなものと見なしてよいのかな？
これを蒸し焼きにしてガス成分を出させて燃料にすることは出来る
しかし処理が終わった土壌の焼きカスは、熱帯土壌だから大半が酸化アルミニウムと酸化鉄だけのカスになっちまうが
これはボーキサイトとか鉄鉱石の代わりになるのか、やっぱ無理かどっちだ？

310 ：

http://www2s.biglobe.ne.jp/~yamabio/env/ENV3.html
石油分解細菌もいるからそいつらに頼るのも1つの手だ
だが油ジュクジュクの土壌は蒸し焼きコースで
そういう事をするには濃度不足だが農業にはまだ汚染度が高いというなら
石油分解細菌を使う
出来れば分解した後でそいつらが菌糸みたいに集まって、それを有機物として再回収できるといいんだがｗ
でもそれらの細菌が原油を食って無害な有機物にしてから死んでくれると、土壌全体としては有機物豊富になって
それを食う各種土壌生物も増えて、通気性が良いなど物理性質が農業に適した土壌になるのも事実だね
だがそういう地域の多くって治安も悪いのだ
各種プラントを輸出するだけでなく護衛する兵士もいないとアルジェリアでの事件のようになってしまうからなあ

311 ：

>>305
>>306
装備は仕分けのでやるべきものじゃないという理由で対象外。
民主党に関係なく坦々と進めていっただけ

312 ：

最初は防衛装備も仕訳対象だったが仕訳人があまりにやばいので
その手の理由で急遽除外した。
例
自動小銃が高すぎる。
（悪い意味での犯罪組織がらみの死の商人が非合法に密造した）
安い自動小銃があるのになぜこれを買わないか！
など（実話）

313 ：

非ライセンス品のカラシニコフ買えって言ってたのかｗｗｗｗｗ
あるいはM16の模造品とか

314 ：

R4マジで頭悪いなwww

315 ：

>>312
政府の方針とそれに基づく整備だからって理由だったはずだが?
仕分け人の大学教授が必要な知識がないのがわかったのは発言の後だし

316 ：

>>313
さすがマジコン使い！

317 ：

仕訳っていっても、まな板の上に乗せる材料を持ってくるのは財務省の仕事で、
財務省がえらんだ材料をって政治家があーだこーだやってたわけだが
まな板に載せられる材料に選ばれるかどうかは財務省の意向次第

318 ：

SNECMA TF306　という、AB付きターボファンエンジンをフランスが1960年代に開発していた
http://www.secretprojects.co.uk/forum/index.php?topic=2040.0
In 1959 Pratt & Whitney Aircraft, through the United Aircraft Corporation purchased a minor holding in SNECMA.
Two important outcomes of this agreement have been SNECMA's overhaul of P&W engines in Europe, notably the JT3 and JT4,
and France's development of the P&W JTF10 turbofan for the Mirage IIIV V/STOL interceptor.
This latter work has evolved in two stages, producing first the TF104 and 106, of 10,500lb and 11,210lb thrust,
respectively (both of which were closely derived from the original civil JTF10)
and secondly the TF306, more closely related to the P&W TF30 powering the General Dynamics F-111.
TF30がどうやって出来たか？の裏話だなあ
フランス版も出来てたと

319 ：

TF104
Dry thrust: 3800kg
A/B thrust: 5800-6200kg
SFC: 0.6/2.55
Bypass ratio: 1.5
Weight: 1550kg
length: 5m
Diameter: 1.3m
TF106A2
Dry thrust: 4200kg
A/B thrust: 7500kg (TF106A3, 500kg more thrust)
SFC: 0.66/2.5
Bypass ratio: 1.3
Mass: 1780kg
TF306
Dry thrust: 5210kg (C), 5780kg (D), 5970kg (E), 6550kg (F)
A/B thrust: 9150kg (C), 10000kg (D), 10330kg (E), 11000kg (F)
SFC: 0.65/2.35
Bypass ratio: 1.03
Mass: 1750kg
Length: 5.3m
Diameter: 1.2m
推力重量比としてはショボいｗ
だが注目したいのは、特に初期版のバイパス比の物凄い大きさだ
これでよくABなんか使えるなあと
大きさや重さを考えても確かにこれはTF30のライバルだな

320 ：

Interesting, Snecma worked in 1966/1967 on "ramjet" TF 306 for
"high Mach fighter projects" (M 48 and M51) (think it was like the PW J58 on SR-71).
フランスはグリフォンという試験機でターボジェット→ラムジェットの転換運用を試験済みだ
バイパス部分を上手く利用して、（純粋な等エントロピー圧縮ではないが）空気抵抗少なめにして
アフターバーナー部分を常時使って飛び続けようなんて発想は当然出てくるわけで
今ではどのジェットエンジンも当たり前にやっていて、これをラムジェットとの混合に近いなどという人は
誰もいないがｗ
J58の圧縮機途中からの抽気はかつてはABには流れ込まないと各国の軍事評論家に思われていたが
今では流れ込む構造になっていると分かり、じゃあ速度一定以上では圧縮をあまり経ずにABに送っている構造なら
MiG-25のR-15がラムジェット的だというなら、こいつはもっとラムジェット的だな！って話になってしまったｗ
バイパス比は1:0.25未満の場合、米軍ではターボファンジェットと見なされないとの事
このTF-306はバイパス比大き過ぎなくらいだから立派なターボファンジェットだな

321 ：

>>298
今年3月の成果とは？
消費されるエアは静翼がほとんどらしいね

322 ：

http://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%82%A4%E3%83%AB%E3%82%AF%E3%83%BC%E3%83%88_MS-21
MS-21 (ロシア語: МС?21 "Магистральный Самолёт 21 века" - "Magistralny Samolyot 21
veka" - "21世紀の旅客機")は現在、統一航空機製造会社(UAC)グループのイルクートとヤコブレフで開発中の
3系統の双発の150-212人乗りの短距離から中距離のジェット旅客機である。
エンジン (x 2)
アヴィアドヴィガーテリ PD-14M
プラット・アンド・ホイットニー PW1400G

323 ：

アヴィアドヴィガーテリ PD-14M
これはどんなエンジンか？と
http://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%82%A2%E3%83%B4%E3%82%A3%E3%82%A2%E3%83%89%E3%83%B4%E3%82%A3%E3%82%AC%E3%83%BC%E3%83%86%E3%83%AA_PD-14
形式: 1段式ファンの2軸式高バイパスターボファン
全長:
ファン直径: 1,970 mm (78 in)
直径:
乾燥重量: 2,770?2,850kg (6,100?6,300lb)
構成要素
圧縮機: 低圧4段、高圧8段
燃焼器: アンニュラー式燃焼器
タービン: 高圧2段、低圧4段
性能
推力: 12,500?15,600kgf (28,000?34,000lbf); (122 kN - 153 kN)
全圧縮比: 38?46
まあCFM56とかV2500のクラスだが、圧縮比が大きくて全体に性能も良いかなあ？というところ
新しいエンジンだから当然か
アヴィアドヴィガーテリってMiG-31のエンジンを作ってるところだな

324 ：

？

325 ：

PD-14つながりで
旅客機のMS-21向けに開発されているが軍用機に載せる計画もあり
PS-90とくらべても燃費効率12％向上らしい
http://bmpd.livejournal.com/612817.html

326 ：

CFM56といえばF101のエンジンコアの応用として有名なエンジンだ
それと同じくらいの推力で性能が上がっているなら、
タービン直前温度で1500℃は余裕で達成している

327 ：

ロシアじゃもう1850℃でも試験では達成しているからな
ただしエアフィルムは従来レベルだろう
各国で超音速ビジネスジェットを目論む人たちがいるが、
http://ja.wikipedia.org/wiki/X-54_%28%E8%88%AA%E7%A9%BA%E6%A9%9F%29
ガルフストリームはX-54という超音速ビジネスジェットのためのソニックブーム試験機を計画しているが
使用するエンジンは、ロールスロイスのテイ　Tay
http://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%83%AD%E3%83%BC%E3%83%AB%E3%82%B9%E3%83%BB%E3%83%AD%E3%82%A4%E3%82%B9_%E3%83%86%E3%82%A4
バイパス比は3.1：1　とあるが、これは戦闘機用とは逆比だなｗ
小さなスペイとでも言うべきエンジンだ。タービン入り口温度も低いなあ
だが推力69Nも出す。長さ2.4m直径1.12m
タービン入り口温度735℃ってずいぶん低いねｗ
だが、燃費などでJT8Dよりマシｗ
それゆえプライベートジェットになったB727に今でも使われているんだとか
そしてJT8Dも超音速ビジネスジェット用に提案された事があるが、同様に本エンジンも超音速用に提案されたって訳だ
しかし、
バイパス比1：3.1　じゃ戦闘機用には無理だなｗ
AB付けたら、バイパス比がバカ広いから推力12.5tは出るかもね？
ところで、wikiにスペイの技術の流用とか書いてあるし
その後15%もパワーアップしているからやっぱり温度でも上げたかなあ？と考えてひらめいた
タービン入り口温度735℃って、華氏→摂氏変換を2回やっちゃったんでない？
実際変換したら1355F　と出てきたがこれって摂氏だと技術水準を考えて実に丁度良いねえｗ
でも自分の仮説に過ぎんし、http://en.wikipedia.org/wiki/Rolls-Royce_RB.183_Tay　英語版でも摂氏735度と書いてある
今の輸送機用エンジンは戦闘機用にはならんとされるが、超音速を出すだけなら
まだまだ候補っぽいものが転がってるって訳だ

328 ：

＞タービン入り口温度735℃って、華氏→摂氏変換を2回やっちゃったんでない？
どう見ても計器読みの数字そのままだろ。
計れない燃焼室出口温度なんかパイロットは気にもしない。
RRではなんていってるのか知らんが「TIT」なら直訳すれば「タービン入り口温度」だから。
TIT,TOT,T4,etc･･･みんな計ってる場所は同じだから。

329 ：

RRのTayをC-1換装用に汁、と何度もほざいている私が通りますよｗ
そもそもTayはSpayの改良型だし。
でも超音速ビジネスジェットはそれこそJT8Dの使用も目論まれていたような。排気速度が亜音速には勿体無い速さが故かと。

330 ：

PAKFA用のエンジンも太っとそうだな、、

331 ：

AL-31と大して変わらんでしょ
現行の117や準同型の117Sが直径932mmだし
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D0%9B-41%D0%A41

332 ：

そんなに細かったの？
Ｆ119なんかは115ｾﾝﾁくらいあるってのにロシアは９０ｾﾝﾁ台か、、まさにハイパワースリムエンジンだな

333 ：

多分計ってる場所が違う

334 ：

一番細いところか、内側かな(笑)

335 ：

AL-31のwikipedia(en)によると932mmってのはファン径。
AL-31F（ファン径905mm) の外径が1280mmある。

336 ：

ギアボックスとかまで含めた値なの？

337 ：

>>335
F100, F110 より少し大きいな

338 ：

1280mmってかなりでかいぞ
F135と変わらない

339 ：

50センチクラスを3本なり4本並べて
インテークや排気ノズルは2つ
有りやろ？

340 ：

JAXA広報誌「Flight Path」No.2
http://www.aero.jaxa.jp/publication/material/magazine/mag-index.html#02

341 ：

固定翼哨戒機Ｐ−１のエンジン不具合への対応について
http://www.mod.go.jp/j/press/news/2013/09/27b.html
エンジン制御ソフトウェアを改修して問題解決。

342 ：

>>340
これは、すっげーぞ！！！！
http://www.aero.jaxa.jp/publication/material/magazine/fp_pdf/fp_no02.pdf#page=4
次世代ジェットエンジン技術をリードする
次世代ファン・タービンシステム
技術実証ミッション（aFJR）
ファンと低圧タービンを軽量化、高効率にする
FJR710」は、実証試験での性能がイギリスのジェットエンジンメーカーであるロールス・ロイスに認められ、V2500と
いうエンジンに技術が継承されていきました。V2500シリーズのエンジンは、現在、エアバスA320シリーズなどの世界
的 な ベ スト セ ラ ー 機 に 搭 載 され て おり 、累積受注台数は7,000台を超えています 。
バ イ パ ス 比 と い う の は 、前方に取り付けられた大型のファン部分のみを通過する空気量と、コアエンジ
ンと呼ばれる中心部分を通過する空気量の比のことです。初期のジェットエンジンはファンを持たないターボジ ェット
エンジンで 、ジ ェ ット か ら 吹き出すガスの排出速度が極めて速いために、音速を超えて飛行するジェット戦闘機には適して
いますが、音速よりも少し遅い亜音速で巡航するジェット旅客機には向いていません。ジェットエンジンの排気速度は、飛
行速度よりも少し速いくらいが最も推進効率が良いのです。
　バイパス比を大きくすると、高温高速のコアエンジンの排気を含めた全体の排気速度を下げることにより、排
気ジェットの騒音を減少させることもできます。
　そのため、亜音速で飛行する旅客機はターボファンエンジンが主流となり、世界的に高バイパス比化が進められてい
ます。先ほどのV2500シリーズのエンジンのバイパス比は5前後ですが、最新のボーイング787に搭載されているRRトレ
ント1000というエンジンはバイパス比が11もあります。また開発中の国産旅客機MRJに搭載されるPW1000G
シリーズ は 、ギヤードターボファンエンジンといって、低圧タービンの高速回転をギアを介して低速でファンを回転させること
で最大でバイパス比12を実現しようとしています。

343 ：

このようなトレンドの中で、aFJRはバイパス比13以上の超高バイパス比の
エンジンを実現させ、既存エンジンと比べてファンの空力効率を1ポイント以上
向上、エンジン総重量をファンとタービンの軽量化によって10％程度減少（ファ
ンで0.9％、タービンで9.1％）することを目標にしています
大型のエンジンには、既にCFRP（炭素繊維強化プラスチック）が使われ始めています
が、内部を中空化したり、構造を見直すことでさらなる軽量化を目指します。CFRPで中空化したもの
は 、まだありません。また、ファンのブレ ードの形状を工夫し、表面を流れる気流の層流が乱流に変わる地点を後方に遅ら
せて抗力を減少させる「層流ファン空力設計技術」をファンに適用します。
　ファンの中心にあるディスク部分については従来のように金属を使用しますが、そちらも新しい加工技術を開発す
ることで、強度を保ったまま軽量化していきます。
　ファンの周 辺 、エンジンのファンナセルの内側にある騒音の軽減を目的としたハニカム構造のライナーの素材を変
更するなどし、軽量化する技術も開発します。
　また、低圧タービンブレードにはセラミックス基複合材料（CMC）の導入が既に検討されています。CMCは金属に
比べ軽い上に耐熱性能が高いという大きな特長を持っています。金属の場合は限界温度が約1100°Cですが、CMCは
約1200°Cです。数値だけを見ると大差が無いように見えますが、CMCを導入することで、耐熱性を十分に保ったまま
重量を軽減することができます。
低圧タービンすら1200℃！！！
FJR710の高圧タービン並みですｗｗｗ

344 ：

本プロジェクト目標エンジン案
推力2万ポンド級　V2500は24800lb
V2500のSFC　0.575lb/s/lbより16%減で、GEnXの15%や
ギアードターボファンのPW1000の12〜15%減を超えたい
バイパス比13、ファン直径86in　V2500は直径63.5in
重さはV2500の22%減(同じ推力として、なのか？)
エンジンコアとしては、燃費減少を考慮したら従来なら7.5tくらいの推力を出した
輸送機用エンジンって事になる
ふむ、FRJ710の倍よりちょっと弱い推力だねえ
何よりバイパス比と燃費をお得にする事を重視した設計かなあ
といっても、2万lbクラス　であり、25000lbかも知れんからなｗ
推力11tオーバーかも知れんし、その場合まんまV2500代替にすっぽり収まるか？

345 ：

エンジンコアサイズを考えたら、
これってC-1につけたも燃費は良くなるし、翼の上に積んだら双発で飛鳥なみのSTOL性能を発揮するなｗｗｗ
でも今更C-1に積んでもあまり意味は無い
FJR710のあとでRJ500を英日共同で作ったが同じ推力で燃費が75%くらいのものを日本単独で作ろうとしているのか
凄いなあ

346 ：

aFJRの目標とスケジュール P18-21
http://www.aero.jaxa.jp/information/event/2013/pdf/murakami0628.pdf

347 ：

そのpdfの21ページ目に工程表があるね
5年後くらいから目処が付くか

348 ：

最後のページ
http://www.jaxa.jp/press/2013/05/20130529_atc_jaxa_j_1.pdf
aFJRはうまくいけば2020年代の「次世代UHBエンジン（国際共同開発）」に反映される

349 ：

最後のページのサブスケールファンってエコエンジンの事かな？？？

350 ：

ATD-Xスレより
daily wing 2013 10 17
IHI、F135エンジンと国産将来エンジンの双方に注力
戦闘機用エンジンの防衛生産・技術基盤維持を
IHIの防衛システム事業部のI池山正隆事業部長は
F-35A戦闘機用F135エンジンへの対応と将来戦闘機用エンジンの研究試作などについて、
「F135エンジンの一部の部品を製造させていただくことは確かだが、
　具体的な品目などはまだ発表できる段階ではない」と語った。
★IHI、F135エンジンと国産将来エンジンの双方に注力
　戦闘機用エンジンの防衛生産・技術基盤維持を
　……F135エンジン部品一部製造へ
　……製造参画範囲の拡大を期待
　……「戦闘機用エンジン要素の研究」に期待
　……全体試作に将来戦闘機構想早期策定を
　……独自開発技術の維持が重要
　……既存エンジン部品の輸出検討も
　……システムインテグレーターとして
　……エンジン以外の防衛事業も拡大へ

351 ：

ブリテンと仲良くし始めたらアメのサービスが良くなるのか

352 ：

ブリテン王族はいまでも世界に相当大きな影響力を持ってるけどね

353 ：

細身で１５トン出すとはすげーと思いつつ、10年後にはふつーになってそうな悪寒

354 ：

それより大きなサイズでは２０トン超がふつーになるってことか？
戦闘機エンジン流用で超音速機つくれそうな…

355 ：

F135エンジンでも、試験的には24トンくらい出してると何とか・・・

356 ：

次期爆撃機は双発で作れるかも…
信頼性が十分あれば単発旅客機もＲＪクラスとかではありかも

357 ：

＞単発旅客機もＲＪクラスとかではありかも
何処にエンジンを付けるんだ？

358 ：

トライスターのように尾翼の真ん中かねえ？

359 ：

胴体中心しかないだろうからDC10みたいに垂直尾翼下部に付けるか、
推力線を真ん中に持って来るためにボーイング727みたいに垂直尾翼下部にインテークを付けてエンジンは機体後端に持ってくるか。

360 ：

＞ボーイング727みたいに垂直尾翼下部
三発機ならバランスが取れるけど
単発で垂直尾翼下部にエンジンを付けると
離陸時にエンジン出力を上げると
その場で仰向けに宙返りをしちゃいそうな気がする

361 ：

戦闘機向けの燃費の悪い低バイパスターボファンなんか旅客機に使うかよ

362 ：

JT8DとF135はどっちが燃費が良いのかなｗ

363 ：

＞その場で仰向けに宙返りをしちゃいそうな気がする
ちょっと何言ってるかわからない。

364 ：

誰か、ある程度の専門知識ある奴、答えてくれ！
今の日本で10年１兆円掛ければ、ミリタリー推力１５トンの戦闘機エンジン自主開発可能か？

365 ：

残された時間は4年

366 ：

特アとサヨクの言い分は、逆読みすると正しくなる。
例）靖国問題は内政干渉ではありません　→　靖国問題は内政干渉です
　　日本は軍国主義に走っている　　　　　　→　中国は軍事独裁に走っている　　

367 ：

>>366
そうやって見てみるとあいつらはあいつらなりに自分らのやってることが正しくないと分かっていて
何らかの後ろめたさを感じて一生懸命人のせいにしようとしているのかな〜〜。
とありえない考えをめぐらせて無駄に時間が過ぎてしまう。

368 ：

>>364
ペイ出来なきゃ作らんよ

369 ：

>>364
F-3の開発費が１５年で８０００億円程度の予定
この中には当然エンジンの開発費も入っている
まあ、レーザー砲とか群制御技術は別枠だけど

370 ：

日本にはCCVの技術がないしな

371 ：

へ？　CCVならT2CCVがあったしF-2の飛行制御は日本がコーディングしている。

372 ：

>>370
無知は披露しないほうが良いよ

373 ：

http://typhoon.starstreak.net/Eurofighter/engines.html
ユーロジェットもハイパワースリムエンジンと同サイズで１２０ＫＮ目指すらしい
>>361
低バイパスでそれだけ出せるならそれをコアエンジンにした高バイパスエンジンならもっと出せるだろう
また、超音速旅客機をやるなら低バイパスが有利だ

374 ：

超音速旅客機のコスト・燃費問題解決のめどが立てば、
ふたたぶ開発されるかもね
客1人当たりの輸送コストが現在の旅客機の2倍くらいまでに抑えられる目途が立てば、
ふたたび作られると思うよ

375 ：

>>373
EJ260の事だな
EJ200とサイズは大して変わらないだろう
ハイパワースリムエンジンは、もう少し大きいよ

376 ：

>>373
バイパス比高くしたら超音速域で出力が落ちてAB必須になる

377 ：

エンジン不具合の海自「Ｐ１」、２３日飛行再開
http://www.yomiuri.co.jp/national/news/20131022-OYT1T00334.htm

378 ：

そこで可変サイクルエンジンですよ

379 ：2013/10/24

>368
>369
いや、聞きたいのは採算性では無く（軍事技術に採算性も無いと思うが）
日本の技術ソースで開発可能か？という事を知りたい。
今のショボ過ぎる予算環境では無理な事は分かってるが、米国のように毎年1千億円10年1兆円の予算を掛ければ
技術的には可能なのかなと思うわけ。
中国の軍備増強ぶりを見てると不安になってくるから。