ミリタリージェットエンジンを語るスレ　1馬力

ミリタリージェットエ ..

2:名無し三等兵
07/10/14 15:30:51
ふーん

3:名無し三等兵
07/10/14 15:32:34
ぶーん

4:名無し三等兵
07/10/14 15:44:47
ジェットエンジンの推力はトンじゃね？

5:名無し三等兵
07/10/14 15:54:14
XF-5

6:名無し三等兵
07/10/14 16:44:07
>>4
ポンド、トン、ニュートンと入り乱れてるよな

7:名無し三等兵
07/10/14 18:54:17 nAWG3ENN
Jumo004Bの何に問題があったのだろうか

8:名無し三等兵
07/10/14 19:04:27
C-17はPW2000と心中

9:名無し三等兵
07/10/14 19:07:07
アフターバーナを使用しないで得られる推力をミリタリー推力と呼ぶ。
アフターバーナを使うと燃料消費が激しいので、
ミリタリー推力はジェットエンジンの性能を表す重要な指標となる。

ではなぜ、アフターバーナを使うと推力増大に比べて燃費が悪くなるのか。
アフターバーナ方式では噴出速度を速くする事により推力増大させている。
(噴出速度と推力は比例する)
だが噴出速度をn倍にする為にはn×n倍のエネルギーを必要とする。
なので推力と割りに合わないほど燃料消費が激しくなる。
つまり推進効率が悪くなったという事である。

決して熱効率が大幅に悪くなったという訳ではない。
もちろん燃料をタービン前で燃焼させた方が熱効率がいいが
タービン通過後の圧力が十分残っていればタービン通過後に燃料を燃やしてもそんなに悪くはならない。
むしろ温度を高くした方が熱効率は高くなる。

10:１
07/10/14 20:47:18
そうなのか・・・。
スレタイのミリタリーは「おもに軍用機に使われている」という意味でつけたんだが、
日本が開発したXF-5はAB仕様で推力重量比が８トン。F-15のエンジンは７トン。
しかしミリタリー推力ではまた違った見方が得られるかもということですね。

11:名無し三等兵
07/10/15 02:52:41
ハインケル社の開発した延伸式ジェットエンジンが何なのか未だに理解できない漏れ
オーパーツと化してて何が何やら

12:名無し三等兵
07/10/15 11:24:38
F-15のエンジン推力は11tonぐらいじゃなかったかな？
アフターバーナは30%の推力アップの割には飯を食い過ぎるということですね。
燃焼温度を上げれば効率（推力）アップになるけど現状のブレード材質では
1400度が限度で逆に冷風を混合させている。

13:名無し三等兵
07/10/15 21:04:14
>>7 レアメタルが入手できないから鉄系素材でタービン翼製作→寿命が短い。

14:名無し三等兵
07/10/15 22:34:43
日本ももしどこかの国と総力戦になればレアメタルが手に入らなくなる。
戦闘機のエンジンのタービンブレードは鉄系素材で作らざるを得ないだろうね。
まあ、そんなことないかいまどき

15:名無し三等兵
07/10/15 22:59:18
>>10
「比」がトン？

16:名無し三等兵
07/10/15 23:19:23
ジェットエンジンの出力は吸入口面積(一辺の二乗)に比例し重量は体積(一辺の三乗)に比例するから
小型のジェットエンジンほど重量あたりの出力が大きくなるという。
現在のジェット戦闘機がほとんど双発なのもその理由らしい。
大型のエンジン1つより小型のエンジン2つの方が同質量での出力が大きいからだ。

なのになぜ大型のエンジンで推力重量比が8近くもあるのに
1Kgの小型ジェットエンジンで推力が5～8kgしか無いってどういう事よ。明らかに出し惜しみしてるだろ。

17:名無し三等兵
07/10/15 23:43:51
素人でスマンが

＞ジェットエンジンの出力は吸入口面積(一辺の二乗)に比例し重量は体積(一辺の三乗)に比例するから
＞小型のジェットエンジンほど重量あたりの出力が大きくなるという。

それ、よく聞くんだが、どうもよく理解できないところがある。
外径に比例して全長も長くなるなら、確かに体積は三乗に比例する。
しかし、小型エンジンに比べて大型エンジンが長くならなきゃいけない理由は何だろう？
空気の量が増えたって圧縮・燃焼・膨張のサイクルは同じなのだから、同じ長さでいいんじゃないかなあ。

18:名無し三等兵
07/10/16 01:36:33
二乗三乗の法則。面積は長さの二乗に比例するが、体積は三乗に比例する。
レシプロエンジンの場合、気筒数、ボアストローク比が同じ時、総排気量を
2の三乗である8倍にしても、ボア面積は二乗である4倍にしかならないので
総排気量に正比例して馬力があがる訳ではない。

ジェットの場合も似たようなものだろう。

19:名無し三等兵
07/10/16 07:18:51
>>16
そいつぁエンジンコアだけで見てくれや

20:名無し三等兵
07/10/21 22:22:21
1Kgの小型ジェットエンジン
ってことは、模型用のエンジンでコンプレッサーが１段しか無いんでないかい？
大型（長い奴）だと圧力かけるためにコンプレッサ側のフィンが多段になってるんじゃないかな
それに、設計組み立てにかけられるコスト（材料と精度と細かい制御）がかけられるのも大きいかな

21:名無し三等兵
07/11/01 11:21:15 Rb8KofBE
即死

22:名無し三等兵
07/11/01 17:01:11
>>1
軍板の不文律

自ら語れないスレを立てるなかれ。

23:名無し三等兵
07/11/01 19:35:31
ジェットエンジンの部品には、耐熱性も重要な要素になる、
この分野では、小型化の恩恵は、あまり無く、重量比的には
大型エンジンのが有利、ということで一概に小型エンジンのが重量比推力で
有利とはいえない、またエンジンの付属部品やその空気抵抗まで考えるとその差は、
単発と双発でほぼ同等か単発有利、さらにエンジン数を増やして行くと、
だんだん効率が落ちて行く傾向にある。戦闘機としては、値段で単発を取るか、
信頼性で双発にするかの２択になる。

24:名無し三等兵
07/11/06 14:39:33
レシプロエンジンの外径のデータって見つけ易いけど
ジェットエンジンの直径や長さを比べられるサイトってありますか？
初期のジェット機にはエンジンの開発が失敗して道連れに消えていった物
も多くあって「代わりにこのエンジンが手に入れば少しは長生きできた
かも知れないのにね…」などと言って偲びたいと思ってるんですが。

25:名無し三等兵
07/11/06 14:45:21
ここはどう？
URLﾘﾝｸ(www.jet-engine.net)

26:名無し三等兵
07/11/07 20:23:23
>>25　これは凄い！
これだけの物を作るのはなみなみならぬ苦労だったろうに
こんなに一度に並べられてもむしろ見辛いっていうのはなんとも…
見たかったサファイヤの直径は載って無いって調べるだけでも大変だった…

27:名無し三等兵
07/11/08 10:47:16
>>26
そっくりエクセルにコピペしてオートフィルタとウィンドウ枠の固定で物凄く見やすくなるよ。

28:名無し三等兵
07/11/08 19:09:19
ありがとう、そうやって使うための物なのか。

29:名無し三等兵
07/11/16 03:00:26
アフターバーナーってのは実はＧＥの商標なんだってね。
しらなかった。

機器としての名称は「オーグメンター」と呼ぶそうだ。

ロールスロイスはお上品に「リヒーター」って呼んでる

30:名無し三等兵
07/11/19 12:38:11
上品なのかそれ？

31:名無し三等兵
07/11/20 02:28:35
BURN!!!!!

よりも

HEAT

のほうがお上品だろ

32:名無し三等兵
07/11/22 11:40:26
なるほど！
なんとなくわかった気がするｗ

33:名無し三等兵
07/11/22 18:24:21
>>18

単純に2乗3乗則で、熱機関を評価する事は出来ない。

分厚い方が熱伝導が当然遅れる。
しかし、小さく作った場合当然分厚さもなくなるため
熱に弱くなってしまう。それで、小さく作るためには
もうちょっと大きなバージョンより相対的に厚めになってしまう
場合がある

ジェットエンジンの場合、2乗3乗で評価すると
F404のサイズからF100のサイズでは納得し易いのだが
それより小さい、XF5などは評価出来ないのだという

34:名無し三等兵
07/11/22 18:27:42
>>12
タイフーンのエンジンのEJ200で1470℃、
F-22のエンジンF119で1540℃
ラファールのエンジンであるM88で1570℃になる。

XF5は、1550℃である。
1400℃台前半だったのは1970年代まで。
それ以降に開発されたエンジンでは、全てそれ以上の温度に耐えている

35:名無し三等兵
07/11/22 18:33:19
>>17
＞それ、よく聞くんだが、どうもよく理解できないところがある。
外径に比例して全長も長くなるなら、確かに体積は三乗に比例する。
しかし、小型エンジンに比べて大型エンジンが長くならなきゃいけない理由は何だろう？
空気の量が増えたって圧縮・燃焼・膨張のサイクルは同じなのだから、同じ長さでいいんじゃないかなあ。

実際、F404が3.8mなのに対してF119は4.6mであり
直径比が3.4程度なのに比べてあまり長くなっていない。

単純な2乗3乗則が成り立たない部分としては
エンジンの制御装置部が大きさに関わらず一定である事も挙げられる

36:名無し三等兵
07/11/26 02:02:51
URLﾘﾝｸ(www.designation-systems.net)
エンジンの命名規則だが、日本で独自につけてるのって
これの（２）の部分は通し番号ってのは異論ないと思うけど、
（４）の部分はどういう使い方してるんだろう？仮に3ケタの数字をXYZとして、

XF3-1、XF3-20、XF3-30、XF3-400を見るに大きなモディファイで"X"の桁が増える。
XTS1-1→TS1-10、XF7-1→XF7-10って例を見る限り、試作エンジンから
実用エンジンにするためのモディファイをすると"Y"の桁が追加。
XF3-400しか例を知らないけど"Z"の桁は実用エンジンベースの試作エンジンへってので
追加されるってとこかな？

それとTS1-M-10って記述も見たけど、(3)のとこ三菱が作ると"M"なのか…

37:名無し三等兵
07/12/04 03:59:56
保守

38:名無し三等兵
07/12/06 19:39:11
sageでも保守れルの？

39:名無し三等兵
07/12/06 19:41:37
保守れるよ

40:名無し三等兵
07/12/06 22:42:53
>>34
その温度は燃焼温度ですか、それともブレード温度ですか？

41:名無し三等兵
07/12/06 23:41:13
普通ジェットで温度言う時はタービン入り口温度でね？

42:名無し三等兵
07/12/10 13:54:17
F135の温度は例外な訳？

43:名無し三等兵
07/12/13 21:44:07
ブレードの耐熱温度は1200度ぐらいが最高じゃね、ブレード表面に空気を流して
保護する技術とかあるみたいだけど。

44:名無し三等兵
07/12/18 16:40:50
F135がタービン直前温度2000℃と聞いた後
TFR師曰く

普通2000℃だと、空気中の酸素と窒素が反応して
吸熱反応になるんですけどね

だとさ

そしてもう1つの問題は、タービン直前温度が2000℃なら
もっと温度の高い燃焼室の温度は何度なんだ？という事だ

手元の
航空工学講座　ジェット･エンジン(構造)
日本航空技術協会
の107ページには
燃焼室温度が1600～2000℃であっても
出口温度は800～1300℃くらい、などと書いてある
これじゃ温度差が大き過ぎる

45:名無し三等兵
07/12/18 16:44:18
なお、タービンブレードそのもので冷却機構無しだと
1200℃とかまでしか、熱+圧力に耐えられない

それに小穴を開けて空気の薄い層で包んでやると
1500℃だか2000℃だかまで、耐えられるようになるのだと

なお、各種のpdfのエンジン試験レポートを見ていても
2002年当たりの奴でも「新しい合金を用いて、1650℃の
タービン直前温度とした」と書かれている程度であり
2000℃って有り得るのかなあ？と思える

燃焼室温度と、タービン直前温度を故意に混ぜて書いていたり
あるいはタービン直前温度の平均値とするか、上の方5%部分を
ピックアップするかでも差が出るだろう

46:名無し三等兵
07/12/26 22:15:23
保守合同

47:名無し三等兵
08/01/01 01:49:25 8oMBSAzi
？

48:名無し三等兵
08/01/01 02:16:38
２０００Ｋを２０００℃と間違えたとか？

49:名無し三等兵
08/01/01 04:23:41
しかし、

やっぱ2000℃なんだとさｗ

こりゃ燃焼室は2700℃で燃えてるな

50:名無し三等兵
08/01/01 14:53:22
燃えじゃねー萌えだろカス君（wwwwwwwwwwwwwww

51:名無し三等兵
08/01/05 16:33:12
空気中で燃料を燃やす限り、温度に上限があると思うんですが…

52:名無し三等兵
08/01/07 22:15:29
石油が枯渇しそうな今、スイーツエンジンが注目を浴びている。
燃料：砂糖
アフターバナナ機構を標準装備(アフターバーナではない)
※エンジン後方にバナナ状の棒を設け、その角度を変える事により
エンジン推力をある程度偏向する事ができる。
推力偏向パドルより耐久性が期待できる。

53:機械・工学＠2ch掲示板
08/01/07 22:48:01 deoQaRKF

理想的なエンジンを作ろう
ｽﾚﾘﾝｸ(kikai板)l50

≡≡　面白いエンジンの話－２　≡≡
ｽﾚﾘﾝｸ(kikai板)l50

54:機械・工学＠2ch掲示板
08/01/13 22:53:28 P4P9hCu+

≡≡　面白いエンジンの話－３　≡≡
ｽﾚﾘﾝｸ(kikai板)l50

55:名無し三等兵
08/01/13 23:32:25 ROjJ0pRC
【航空/技術】東京－ロス2時間、極超音速機、マッハ5へ挑戦：エンジン燃焼実験成功 [08/01/13]
ｽﾚﾘﾝｸ(bizplus板)

これミリタリーエンジンに使えないのか？

56:名無し三等兵
08/01/13 23:35:06
>>55
システム的に急加減速に滅茶苦茶向いてない。
使うとしても凄く用途が限定されるだろう。

57:名無し三等兵
08/01/13 23:47:17
長距離戦略爆撃機ぐらいしか用途なさそう。

58:名無し三等兵
08/01/13 23:50:29
しかしそんな旅客機できたら、ハワイや中米でハイジャック
されても１時間後にはペンタゴンに突っ込むんだよな。
情報確認してハイジャックかどうか判断する前に
つっこまれちまうわけだ。

59:名無し三等兵
08/01/14 00:27:22
使えるとしたら極超音無人偵察機とか
極超音ステルス巡航ミサイルあたりかな

60:名無し三等兵
08/01/14 05:58:26
開発費が３億円とか書いてるからこれ利用したらミサイルとか爆撃機とかそうとう安くつくれるんじゃないか？

61:名無し三等兵
08/01/15 00:16:56
そんな金額じゃ原理の確認段階で終わりそうな希ガス
ペンシルロケットレベルね
実用機はあと2桁下手すれば3桁足らん

62:名無し三等兵
08/01/15 07:38:26
数百億程度で済むなら万々歳

63:名無し三等兵
08/01/22 17:18:54 6leM7KRq
今月の航空ファンによるとXF5のスケールアップに目処がついたとのこと
それとは別に次期国産戦闘機には最大出力12～13t級のエンジンが必要だとのこと
XF13？

64:名無し三等兵
08/01/22 17:26:06
小さい頃に図鑑かなんかでみたが光を推力にするよくわからんエンジンについて

65:名無し三等兵
08/01/22 18:32:04
光子推進は宇宙ネタだが…
対消滅反応で放出されるガンマ線をパラボラ状の反射鏡で反射して高速を出す、という原理。
理論上は最も高速を出せるんだが、大量の反物質とかガンマ線に耐えられる反射鏡とか課題もたくさんある。
軍事用にするには初期加速が悪すぎてどうにも。

66:名無し三等兵
08/01/22 18:50:10
つ太陽帆

エンジンじゃないし、微妙に光でもないきはするがｗ

67:名無し三等兵
08/01/25 05:34:37
航空ファンの石川のF-35記事見ていたら
F135エンジンは高圧タービン1段、低圧タービン3段と書いてあったので
？？？と思った

確か高圧1段、低圧2段だと思ったがなあ
まあ低圧2段でも今時の戦闘機用ターボファンとしては多いのだが
同型でこのタービンの力を使いリフトファンまで回す訳だし仕方ない

ちなみに、航空ファンにはエコエンジンの記事もあるのだが
これがタービン全部で4段なのだｗ
ギアードターボファンも同じく4段。

68:名無し三等兵
08/01/31 12:02:29
ハインケル社のジェット機の資料読んでたら
地上試験用の試作エンジンは水素燃料で稼動と書かれていた

ロシアとアメリカは水素ジェットエンジンも試作してるんだろうか？

69:文系 ◆ZQnDvd.l.U
08/02/10 02:23:22
素人考えだと、燃料は液体が一番楽そうに見える。
燃料補給する気がないなら固形でもいいんだろうけど、気体は燃料タンクにあまり入らないというイメージがあって、航続距離があまり長くないんじゃないか?

70:名無し三等兵
08/02/10 04:40:54
実際そんなもんだｗ
水素燃料が普及しない理由の一つが
燃料タンクに十分な高圧でないと詰められない、というのがある訳で

水素を結晶格子内に含み易い合金というのが研究された
常温で水素を溜め込み、温度が上がると水素を吐き出すので
タンクごと温度を上げる仕組みだという

更にその合金を研究し、金属の化合物であるセラミックスとしても
なお結晶内に水素が入り込みやすいようにして、
更に多孔質の粒子とすることでギリギリまで水素貯蔵力を高めた素材、

というものを研究していたが
そこからどうなったかなｗ

メタノールなどから触媒で改質してその場で水素を発生させる方式も研究されていた

71:名無し三等兵
08/02/10 08:17:56
水素貯蔵合金の類いは、温度の上げ下げで壊れて、粉が出て
それが配管系に詰まるとか、壊れて行くので寿命が短いとか
色々と問題が有ったようです、水素も液水にするのが体積を
減らす良い方法なんだけど、それでも、石油系燃料に比べた
ら、バカでかいタンクを用意しないとならないからね。

72:名無し三等兵
08/02/10 08:18:51
＞メタノールなどから触媒で改質してその場で水素を発生させる方式も研究されていた

これは、過去形じゃなくて、燃料電池車なんか用に盛んに研究
されてるね。

73:名無し三等兵
08/02/10 11:43:35
水素燃料エンジンのメリットは「燃焼がスムーズ」って所にあるんじゃなかったかな。
特に開発初期のジェットエンジンは異常燃焼に悩まされたそうだし…

軍用ではないがGXロケットの二段目のLNGエンジンは、だいぶ難航しているようで。

74:名無し三等兵
08/02/10 12:14:16
ＧＸの開発は、停止されるんじゃなかったっけ？

75:名無し三等兵
08/02/10 16:09:23
ロケットに液酸液水が多用されるのは、速いガスが作れるからだよ。
質量当たりで勘定すると、最終速度が出るようになる。
ただし、それでは肝心の打ち上げ時に推力がたらんので、固体燃料ブースターを付ける。
ブースターと言いつつ、実は打ち上げの推力の大半を受け持っていたりするw

76:（￣ー￣）ニヤリッ ◆dTQkcZeb9M
08/02/11 14:58:07
>>75
だから・・・
サターン５の１段目はケロシン＋液体酸素なワケだな？

77:名無し三等兵
08/02/12 13:10:25
>>70なるほど。搭載空間ドカ食いで小型化無理
と言うことは最初に採用されるにしても戦闘機ではなく輸送機か

78:名無し三等兵
08/02/13 03:11:33
液体水素はかさばりすぎるからな
同体積で言えばケロシンのほうがはるかにエネルギー量は上

79:名無し三等兵
08/02/13 03:26:08
GXロケットがで難航してるのはLNGエンジンじゃなくて、LNGタンク

80:名無し三等兵
08/02/15 13:11:28
>>78確かに戦闘機向きの燃料じゃないな。
液体水素の経済性のメリットしかない

81:名無し三等兵
08/02/15 18:01:34
>>63 XF5は発展型を次期国産FXに載せる前提で開発したはず。
実証試験専用エンジンになるのかな。他に使い道ないしね。
もったいなくない？

82:名無し三等兵
08/02/15 20:12:55
コアの基本設計が同じF7エンジンがXP-1に搭載されたんだから文句は無い

83:名無し三等兵
08/02/15 20:44:10
>>81
>>82に同意なわけだけども、それにしても勿体ないんで台湾の経国のエンジンリプレース用
に輸出できねーもんかと妄想したり。サイズも推力向上率もちょうど手頃、三軸TVCを採用す
ることでどんだけ既存機から機動性が向上するか妄想するとオモロいなと思ったりする。

84:WAKUWAKU！
08/02/15 20:58:23
>>82 ナルホドです。
F-XのエンジンもF5発展型ですか。
将来大型エンジン対応コアエンジン等として全くの新開発をするのですか。

85:名無し三等兵
08/02/16 00:45:18
XF5はＴ-4のF3にA/B付けたんじゃなかったっけ
先月だかの軍研の記事にATDXを基にＴ-4の後継機を、と言う意見が防衛省内にあるとか
これ、ここじゃタブー？

86:名無し三等兵
08/02/16 02:41:50
>>85
＞Ｔ-4のF3にA/B付けたんじゃなかったっけ
そりはXF3-400

軍事研究って読んだこと無いけど、そんなにひどい内容の雑誌なのか。

87:日本は技術立国やんな？
08/02/16 03:12:33
で、F5はどの低度まで発展出来るんすか？
日本もF110程度の実証エンジン位持っていて欲しい。
大して税金も払ってないがw。

88:名無し三等兵
08/02/16 07:34:28
ＸＦ－５は、将来的には、スケールアップして推力２０ｔぐらいまで可能
とりあえずは１０ｔの拡大型を構想中のとこ

89:名無し三等兵
08/02/16 13:13:45
20ﾄﾝまでいけますか！
構想＞妄想の間違いじゃ無いよね。

90:名無し三等兵
08/02/16 14:08:22
あのスケールアップの意味が分からんのだよなあ

・現状の長さと直径を維持したまま、推力を10%ほど
上げる方針と方法を考えてみたよ

なのか、

・全長3m直径60cm前後のエンジンで十分な推力を出す
技術はほぼ確立した。
これで、全長4m直径90cm（F404(ホーネット用エンジン)、F414(スパホ用エンジン)、
EJ200(タイフーン用エンジン).、RD-33（MiG-29用エンジン）くらいのサイズのエンジンでも
十分に動かせる目処がついた）

それとも

・もう燃焼室流量100kg/s(F100など)だろうと
120kg/s(F110など)だろうと
もっと多かろうと、自在に設計してやるぜ！！！！！

と言い切れる意味でのスケールアップなのか、どうか？

91:名無し三等兵
08/02/16 16:19:21
＞88
＞ＸＦ－５は、将来的には、スケールアップして推力２０ｔぐらいまで可能
それは願望だろｗ

つーか妄想

92:名無し三等兵
08/02/16 16:48:09
＞・もう燃焼室流量100kg/s(F100など)だろうと
120kg/s(F110など)だろうと
もっと多かろうと、自在に設計してやるぜ！！！！！

そしてCF6サイズの燃焼室のバケモノエンジンが誕生するｗ

93:エンジン位簡単だ
08/02/16 17:54:23
>>-92 やっぱり日本技術だな。
今までやらなかっただけで、GEとかアメリカなんか大したこと無いな。

94:名無し三等兵
08/02/16 19:49:05
それが>>93の声を聞いた最後だった

95:名無し三等兵
08/02/17 02:29:34
>>90
F414と同サイズ同出力でより軽量とか聞いたことがあるけど
コンプレッサーとタービンの段数がＦ414より少なくするとか

96:名無し三等兵
08/02/17 03:25:04
タービン段数は減らせないだろうなｗ
戦闘機用エンジンのタービンは高圧1段低圧1段だけ
1段だけじゃ、ファンと圧縮機を一緒に回す事になってしまう
これはちょっと難しい

圧縮機段数は研究次第でまだまだ減らせるだろう
いっそ4段とかｗ

97:名無し三等兵
08/02/17 15:38:30
XF-5 のコアは XF-7 だったかに使われて、次期哨戒機に載ってるんじゃないの？

98:名無し三等兵
08/02/17 18:19:06
>>97 今さっきその話をしてた所ら。

99:名無し三等兵
08/02/17 19:38:27
もうカネさえあればそれなりのエンジンを作れるようにはなってるんだろ。

残る問題は試験施設。
XF-7 だって米の施設を借りて試験せざるをえなかった。

100:名無し三等兵
08/02/17 20:46:34
＞XF7 だって米の施設を借りて試験せざるをえなかった

あれは屈辱だったなｗ

101:名無し三等兵
08/02/18 00:01:38
試験施設の建設にもノウハウが必要
先進的な試験施設を借用してこうしたノウハウを吸収するのは意味のあること
分を知り学ぶことを恥じる必要は無い
それに、米はＸＦ-7に興味があったはず
ノウハウを開示しても情報を欲しがった
従来は米の施設を借りることが出来ず、英ＲＲの施設を借りていた

102:名無し三等兵
08/02/18 01:22:44
次ぎ借りれるかどうか判らんからとかいう理由で国内施設が必要という意見はわかるし、
もっともだが、屈辱とか言う奴は、基地外で馬鹿。

103:名無し三等兵
08/02/18 02:31:09
XF7 異物吸入テストの動画有るかな。
ブロイラー打ち込むやつ。

104:名無し三等兵
08/02/18 05:00:41
いや、恥じるべきだろう。
これまで設備投資を怠ってきたという事だからな。

105:名無し三等兵
08/02/18 05:33:31
とりあえず国内である程度、使う需要の見込みが立てばいいだろな。
いままでの使用ペースだと建設予算が下りないから、でかいのを作らなかったんだろうし。

まあ昔は無人標的機のエンジンすら海外持ってって試験せにゃならんかったらしいしな。

106:名無し三等兵
08/02/18 07:27:09
このような設備はどうせ元は取れない。
ある程度の割り切りが必要。

107:ここでよろしく
08/02/18 07:55:10
千歳のニュースを見て。妄想した物。
ブリードエアを用いた翼面防氷装置とかは出来ないかな。
翼面に沿って抽気エアーを流して除雪する。
離着陸時は境界層制御の機能も兼ねる。
可能性として？！

108:名無し三等兵
08/02/18 08:59:39
ああいう基礎的な実験施設がないから、JAXAの旧NALが「論文書き」なんて揶揄される体たらくに堕したんだよ
JAXAに予算手当てして作らせて、防衛省と共同利用させればいいじゃね？

109:名無し三等兵
08/02/18 23:15:19
NALシスト

つうかオナニーってかｗ

110:名無し三等兵
08/02/19 15:49:34
URLﾘﾝｸ(usfighter.tripod.com)

どこまで本当か分からんが

Pratt & Whitney is developing an upgraded version of the PW-229, called the F100-PW-229A,
which features a larger and more efficient fan. Designed to provide up to 35,000 pounds of thrust
without sacrificing durability, the new model will greatly enhance durability and lower costs
when operated at the current PW-229 thrust rating. An experimental engine demonstrated
37,154 pounds of thrust in cold weather at the company's Connecticut test facilities.
This equates to more than 35,000 pounds of thrust at sea level, standard day conditions.
The PW-229A is a candidate for the F-15E and F-16C/D fighters. It is designed to be installed
in both aircraft and could be retrofitted into the current fleet.
The PW-229A provides the capability of tailoring engine performance to meet mission requirements.
It is also a candidate for future international fighter applications.

以前はF119の技術をフィードバックしたF100-PW-232が最強タイプになると思われていたが
これより楽に、F100-PW-229Aというバージョンでより安定したパワーアップを果たしたのかなあ？

37154lbの推力は試験場で出したものだから実機搭載で確実に出せるのは35000lbと。
それでもF119のミニマムな公称値と500lbしか変わらない（F119自体が17.5～18tくらい出してるというのだがｗ）

F100-PW-229Aでは-229よりタービン直前温度を50℃下げた、とか別サイトで読んだがなあｗ
ファンを大きくして効率を良くした、というが、燃焼室やタービンを流れる流速を落とさない構造になったかもな
あと、流量も増えたと言う話も別サイトで見た。ややF110の方向に進歩してしまったのでは無いか？

F135の燃焼室温度2000℃というのは未だに眉唾ながらも、まあそうやってF135で散々苦労した成果が
既存機にどんどん降りてきているのが凄いなあ
インド向け提案のスーパークルーズ可能なF-16というのもこれ搭載になるのかどうか

111:名無し三等兵
08/02/19 15:53:31
URLﾘﾝｸ(zh.wikipedia.org)
しかしF100-PW-229Aをそこまで評価していない情報もあったりするｗ

別サイトだと14.4t程度、現在のF110-GE-132と変わらないのでは無いかという人もいる

112:名無し三等兵
08/02/19 16:06:38
最近はF110-GE-132の推力は14.6t以上だろうとする情報が多い

以前はF100-PW-232は14.7tだろうと言われたが
一部では15.4tになっていた

URLﾘﾝｸ(it.wikipedia.org)

F100-PW-229とF110-GE-129のAB推力は
かつてはF100-PW-229の方が若干(100lb程度)強いと言われたが
最近ではむしろF110-GE-129の方が500lbほど強いのではと
いう人が多いのだが、

ミリタリー推力では一貫してF100-PW-229の方が500kgほど上回り続けている
バイパス比の小さなF100-PW-229が、AB推力が同じ程度ならミリタリー推力で
逆転するのは当然だ

それで、F100-PW-229Aがファン効率を良くしたなどの改善でF110-GE-132と同程度の
AB推力を出していたとして、ミリタリー推力はどの位になるかというのが問題になる
F100-PW-232は96kNのミリタリー推力でスーパークルーズ可能というのはよく語られたが
それと同程度のAB推力でファンにこだわりを持たせ、更にタービン直前温度を
50℃下げたのだと言うのであれば
ミリタリー推力は落ちると考えたほうが良いかも知れない

F-2をAAM-4運用可能、レーダーを探知距離増大させた上でF-4EJ改代替にするのであれば
F100-PW-229Aにしよう、と言っている人がいるｗ
まあスペック通りF100-PW-229Aが15.3tの推力を出すのなら、空戦時推力重量比で
十分に1を突破してくれるから良いのだろうかｗ

113:名無し三等兵
08/02/20 21:33:58
F5改型ならF110なんか、鼻クソらしいです。

114:名無し三等兵
08/02/20 22:19:08
>>113
F5改？J85でまだひっぱるのか？と混ぜっ返してみる。

115:名無し三等兵
08/02/20 22:21:16
F-xxとFxxの違いについて

116:名無し三等兵
08/02/20 22:33:02
>>115
そこはあえてボケてみた。ムシャクシャしてやった。特に反省はしていない。

117:名無し三等兵
08/02/21 17:53:43
Wikipedia項目ﾘﾝｸ(%E8%88%AA%E7%A9%BA%E6%A9%9F)

インドのLCAテジャスのエンジンについて

＞F404-GE-F2J3　　　　推力 18,300lbf
F404-GE-IN20　　　　推力 20,200lbf
カヴェリGTX-35VS　　推力 20,200lb（予定）
カヴェリGTX-35VSエンジンは可変サイクル均一比率機構を採用したインド国産の
ターボファンエンジンで、特にインドの高温、高湿度の環境に適合する事を要求されている。
開発にはアメリカやフランスの各企業も協力していたが、核実験に対する制裁の一つとして
技術協力が得られない時期があった事から現在も開発は終了しておらず、
LCA初期量産型40機にはアメリカ製F404エンジンが搭載される事になった。

-F2J3ですら、F404の系列では最高クラスと言われていたが
IN20に至ってついに推力9tオーバー、つまりEJ200と変わらなくなってしまった

更にカヴェリが
可変サイクル均一比率機構

を使っているというのだが、可変で均一って何だ？

可変サイクルと言えばYF120に代表される、バイパス流量と燃焼室流量を変化させる機構だが
可変サイクル均一比率機構　は、可変サイクルとは別物なのかどうか？？

また謎なものが出てきたなあ

118:名無し三等兵
08/02/21 17:55:58
F404-GE-IN20について、推力8.7tとした資料もあったんだがなあ
カヴェリはかつては推力7.8tほどとされていたが、パワーアップの目処が立ったのかな？
（7.8tのものすらまだ使用に耐えるものになり切っていないのではと危惧されるが）

ともあれ、インドは2割近いパワーアップに挑戦する訳だ

119:名無し三等兵
08/02/21 18:07:55
URLﾘﾝｸ(en.wikipedia.org)

＞The Kaveri is a low-bypass-ratio (BPR) afterburning turbofan engine featuring a six-stage core
high-pressure (HP) compressor with variable inlet guide vanes (IGVs),
a three-stage low-pressure (LP) compressor with transonic blading,

6段の高圧圧縮機と3段の低圧圧縮機、という構造はF100あたりと同じで古いか？
だが、ファンが何段か書いていない事を考えるとファン3段と間違えた可能性もある。
その後に、これはEJ200やM88やF119に近いなどと書いてあるし

＞The core Turbojet engine of the Kaveri is the Kabini Core engine,
named after the Kabini River (which is a tributary of the Kaveri river).

その前にターボジェットも作ってたのか

＞Consequently, the bypass ratio that can be supported, even with a modest fan
pressure ratio, is only about 0.16:1, which means the engine is a "'leaky' turbojet" like the F404.

これじゃ冷却出来ないんじゃないか？？

＞The GTRE's design envisions achieving a fan pressure ratio of 4:1 and an overall pressure ratio of 27:1,
which it believes will permit the Tejas to "supercruise"

技術レベルで、XF5に近いところに迫っているようで日本かなりピンチ！
まあ向こうは2000年代に一気に追い上げてこれなのだがｗ
日本が2010年代前半に、どれだけ差を開くか分からん
そして、インドがテジャスのエンジンに現状のkaveriがパワー不足としていたのは
スーパークルーズが出来ないから、という事だったのかｗ

120:名無し三等兵
08/02/21 18:23:15
計画開始は1986年だから日本のXF5より古い
そしてそれ以来600億円も掛けているとか

＞The original plans called for 17 prototype test engines to be built.
そりゃ金掛かるよｗ

インド人の目標の高さはアッパレだｗ

Dry weight: 2,427 lb (1,100 kg) [Production model goal: 2,100 lb (950 kg)]
減らせるかなあ？

Full afterburner:18,210 lbf (81.0 kN) [Goal: 20,200 lbf (90.0 kN)]
1割アップはきっついなあｗ

Airflow: 172 lb/s (78.0 kg/s)
現在8.3t程度でF404よりやや強い程度だが、流量はEJ200と同じくらいだ

Overall pressure ratio: 21.5:1 [Goal: 27:1]
21.5から27目指すなんて再設計した方がいいんじゃねえか？

Turbine entry temperature: 2,218-2,601 °F (1,214-1,427 °C;
1,487-1,700 K) [Goal: 3,357 °F (1,847 °C; 2,120 K)]

目標高すぎ！これなら、推力10t目指せるだろｗｗｗｗｗ

121:名無し三等兵
08/02/23 00:15:44
RCSの関係でインテーク回りが悩みの種のようだけど、
いっそ現代の技術で遠心圧縮機をリバイバルさせたらどうだろうと、
ふとそう思う

122:名無し三等兵
08/02/23 03:59:33
遠心圧縮機で太くなるエンジンの何にRCS関連で期待するのだろう？

123:名無し三等兵
08/02/23 08:49:56
URLﾘﾝｸ(en.wikipedia.org)

輸送機用エンジンとして十分こなれたCF6シリーズ

その前身はTF39エンジンで
C-5輸送機を十分な航続距離で飛ばすために
1960年代半ばにバイパス比8以上、タービン直前温度1370℃を達成した

但し当時の技術ではそのバイパス比でMach0.8は出せなかった。
まあアメリカにおける軍用輸送機の運用を考えるとそれで良いのだが

30年後に、世界のトップレベルの高バイパスターボファンはバイパス比8～10で
Mach0.8以上で大型旅客機を飛ばせるようになる

またこのような高温に耐える技術はF101でも使われて
後にF110やCFM56にも使われるようになる

124:名無し三等兵
08/02/23 16:15:19
今更だがジェットエンジンならスレタイは馬力じゃなくてニュートンとかがよかったな

125:名無し三等兵
08/02/23 16:27:49
アメリカもイギリスも、ターボファンの話が出始めた当たりから
社内研究で自社製ターボジェットの前段数段を延長してバイパスを通る構造にする
研究を始めていた

しかし、当初は旅客機用なのにバイパス比1：0.3とかであったｗ
スペイなんか、その小さなバイパス比ゆえ後になって戦闘機用に転用できる始末

126:名無し三等兵
08/02/23 16:39:27
結局未完成だったが、戦時中にドイツが計画してたDBの007も今で言うターボファンだった
って話をなにかの本で読んだ記憶があるんだけど、その話は本当？ガセ？

誰か情報持ってる人がいたら教えてplz

127:名無し三等兵
08/02/23 16:39:33
F-100戦闘機に使われたターボジェットのJ57を小型化して
J52にしてA-6に搭載し、

これの燃焼室などを元にターボファンのJT8Dが完成し、

これにスウェーデンでアフターバーナーを付け直してRM8Aになったｗ

一方、JT3DはJ57から直接改造でターボファンになった
この時代はターボジェットからターボファン、旅客機用から戦闘機用への
技術の転用が容易であった

128:名無し三等兵
08/02/23 16:45:54
V2500エンジンの歴史に必ず出てくるのがRJ500
URLﾘﾝｸ(en.wikipedia.org)

The partners in the Japanese Aero Engines Corporation originally collaborated
with Rolls-Royce in the late 1970s to develop the 20,000 lbf (89 kN) thrust
RJ500 for commercial aviation's most successful platform, the Boeing 737-300,
but the RJ500 programme was cancelled in the early 80's, after two engines had been rig tested.

このエンジンコアがどんなものだったのか、
はたまたRJ500の燃焼室を流用して、どこまでパワフルな戦闘機用エンジンが出来ていたことやら？！？！！

と夢想するのは勝手だ。
日本はRJ500の自由カスタマイズの権利を有しておくべきだったのではないか？

そうすれば、FS-Xでこれを低バイパス化して使うという選択肢があったかも分からんのだ
ともあれ、一応地上テストまではやっていた訳か

129:名無し三等兵
08/02/23 16:51:52
URLﾘﾝｸ(en.wikipedia.org)

高圧圧縮機9段、低圧タービン3段
ちょっと戦闘機用にしては多いｗ

高圧タービンを1段で回せたら何とかなったか？ｗ

JT8Dと近い推力でより少ない段数ではるかに大きなバイパス比でXF7エンジンは動いている。

FJR710と同程度の推力とバイパス比でより低燃費、低タービン&圧縮機段数で
エコエンジンを運転できた

だが、RJ500を超えるのは並大抵では無いなあ

130:名無し三等兵
08/02/23 17:18:46
RJ500-01
離陸時、海面高度
推力 20,000lbf
流量 618lb/s

30000ft M0.8 巡航時
推力 4,965lbf
SFC 0.654lb/lbf/Hr
バイパス比　4.94
全圧比　20.2

JAECの担当部分はファンと低圧タービンあたり

131:名無し三等兵
08/02/23 19:21:59
同一コアで低バイパスAB使用時と
高バイパスのものを比較すると

まあ同じ推力か、高バイパスのものが2割高いくらいになる

また、流量 618lb/s バイパス比　4.94
を見ても、まあEJ200などと同じくらいの燃焼室の流量だな、と分かる

圧縮比（IHI用語で全圧力比）が20くらいかｗ
これと同じくらいの燃焼室の流量の戦闘機用エンジンを作ったとしたら、
RB199の出来損ないをもうちょっと流量増やして燃費悪くした、くらいの
代物になっていただろうｗ

そして、FS-Xに搭載してもASM-2×4での行動半径830kmは微妙だったかもなあ、と

132:名無し三等兵
08/02/23 19:41:12
>>128
　RJ500を持ち出すならFJR700が有るじゃない、完全自主開発だ。

133:名無し三等兵
08/02/23 20:18:56
>>132それじゃパワーがRJ500の55%しかない。
燃焼室流量も少な過ぎる

134:名無し三等兵
08/02/23 20:25:18
ロールスロイスが3軸エンジンをRB211でブチ上げたのは、

この時期までに、ロールスロイスがタービン直前温度で1200℃台までしか
上げられなかった事が原因と見て良いのだろうか
アメリカはTF39でとっくに1370℃に達していたというのに

アメリカもTF30までは1150℃とかだったんだが
TF39やF100で一気に他に差を付けた

RRは仕方なく、エンジンの構造で勝負するしかなくなってしまった

そこに、1970年代末に1200℃台後半のエンジンを作れるようになったよと
抜かす日本がやって来た。そしてFJR710で不調の時が1度も無かった

そして日本の技術は、V2500でとりあえず全部吸い上げてから捨てたｗ

135:名無し三等兵
08/02/23 22:18:43
>>126 URLﾘﾝｸ(en.wikipedia.org)
The very first running turbofan was the Daimler-Benz DB 670 (aka 109-007)
which was operated on its testbed on April 1, 1943. The engine was
abandoned later while the war went on and problems could not be solved.

136:名無し三等兵
08/02/23 23:20:30
>>135
おぉthx。俺の記憶違いや、ガセつかまされてたんじゃなかったんだな。
おかげですっきりしたよ。

137:名無し三等兵
08/02/23 23:38:29
ターボファンはタービン直前温度と圧力が強過ぎて
初期の経験も知見も無い時期には辛かったんだろうな

それでも、ガス速度と仕事率のバランスを考えて
ナチス時代に試してはいたという事か

138:名無し三等兵
08/02/24 03:57:06
>>134
断片的な情報から勝手なストーリーを作ってるに過ぎない。

139:名無し三等兵
08/02/24 08:57:53
>>138
「捨てる」て具体的にどういう行動なんだろうな。

その後も主要な新型エンジンの開発に日本の企業が参加してるのが現状なわけだが

140:名無し三等兵
08/02/24 15:19:13
急に念ったんだけど、
ジェットエンジンの消音に、アクティブ消音装置とかはダメなの？
吸気口やカウル内に逆位相スピーカー設置して消音すれば良いんだよ。
新発明かな？

141:名無し三等兵
08/02/24 20:03:54
パイロットが使う奴は有るが？
アクティブ消音器。

142:名無し三等兵
08/02/24 21:02:27
>>141

＞＞騒音の発生源で対処する。離着陸時の騒音対策に効果が大きい。
ヘッドホンや、車の音振対策に使われてるのは知っています。
それの発展型、源流主義。
飛行機にはどのくらい、使われてるのだろう？

143:名無し三等兵
08/02/24 23:27:29
音源を一致させなきゃ全方向に対するノイズキャンセルってできなくね？

144:名無し三等兵
08/02/25 04:09:12
もの凄いエネルギーが必要になるだろうな。
そのエネルギーは当然エンジン出力からとらざるをえん。

ということはw

145:名無し三等兵
08/02/25 07:03:04
>>144
もう一台エンジン追加！。
APU GEN ON ！

146:名無し三等兵
08/02/25 21:06:10
しかし、追加したそのエンジンも騒音を発するだろう。

と、いうことはw

147:名無し三等兵
08/02/25 22:47:42
このエンジンは消音システム電力供給専用、よって問題無し…。……
話し変えるけど、あのさ
アッもう寝る時間だ…
後宜しくw

148:名無し三等兵
08/02/26 06:59:45
TF39で自信付けてF100に挑戦したら
当初ぶっ壊れまくりのアメリカ

日本ではXF5では問題なかったようだが
共通コア（つまり内部温度なども同じだろうか？）のXF7で
ベアリング破損程度のトラブルは試験段階であったか

フランスやイギリスではどうだったのかな

149:名無し三等兵
08/02/27 01:32:36
＞まあ、ふと浮かんだんだけど、

抽気Airモーター駆動、プロペラユニット。
ターボプロップ機で、大型エンジンを積み、
抽気でもう一つのプロペラユニットを駆動する。
エンジン４発→双発で、
整備維持コスト削減。
小径ペラが採用できる。
プロップファンに有利。

もしかして、発明？

150:名無し三等兵
08/03/01 11:33:28
中国のWS-10A「太行」ターボファンエンジンに関する報道

空軍装備部部長、瀋陽のWS-10A「太行」エンジン開発研究所を視察。
URLﾘﾝｸ(junshi.daqi.com)

（抄訳）
設計主任の張恩和技師からWS-10Aの開発状況について報告を受けた。
魏鋼空軍装備部部長は開発速度を上げるように希望した。また、エンジン
開発では信頼性を最重視して行うべきで、性能については優先すべきだ
が、信頼性を犠牲にすべきでは無いとした。
------------------------------------------------------------
写真には字がぼけていて判読しにくいが「太行定型？発動機装試転産儀
式」と書かれており、試験段階から生産へと移行することを記念する式典
のようだ。ただし、開発が継続されていることから、本格的生産というより
増加試作型生産といったところではないだろうか。

151:名無し三等兵
08/03/01 17:29:00
Jet Engine ID 165
Country Russia
Manufacturer Soyuz
Engine model R-79
Take-off rating (dry) 107.6 kN (24,200 lb) D
Take-off rating (wet) 152.0 kN (34,170 lb) W
Weight (dry) 2,750 kg (6,063 lb)
Airflow 120 kg (265 lb)/s
Arrangement 5F, 6A, a/b3
BPR 1
Diameter 1,100 mm (43.3 in)
Length 5,229 mm (205.9 in)
Classification Jet Engine

Yak-141のエンジンだが意外と小さくまとめたんだなあ
燃費はどんなもんか知らんが

152:名無し三等兵
08/03/01 17:31:38
バイパス比1なら性能も期待できるだろう

これでF110と同じ流量120kgクラスで
推力15t達成なんて、十分高い技術レベルだと思うんだが

ただ、機体重量を考えても
AB使って垂直離陸したんだろうなｗ

153:名無し三等兵
08/03/01 17:41:22
よく見たらメチャクチャ重いなあｗ

耐熱合金で良いのが無くてタングステンでも使ったのかなｗ

154:名無し三等兵
08/03/02 12:47:32
じゃあ、錆にはつよいな。

155:名無し三等兵
08/03/04 21:51:32 FtXSwUcI
やっぱユモ００４が一番萌え

156:名無し三等兵
08/03/05 00:43:38 tv/YIbBS
コンプレッサ、燃焼室、タービンなので、
タービン直前温度って、燃焼ガスの温度だよね。
で、入り口温度というのは、燃焼室入り口、コンプレッサ最終段あたりの温度？

157:名無し三等兵
08/03/05 00:57:03
>>156
排気ガスだが未燃焼空気と混合されてるので燃焼温度より大分低い、
というかタービンが耐えれる温度まで下げてる。
入口温度ってタービン入口温度の事だと思うが。

158:名無し三等兵
08/03/06 17:29:57
ＴＩＴのことだろ＞入り口温度。

159:名無し三等兵
08/03/21 21:37:41
ちょっと質問。

X-32の図を見てたらエンジンが妙に短いんですけどF-4とかF-15とかの
エンジン引っこ抜いた写真とか見るとどう見てもあんなに短くないですよね？

これってどこが違うんでしょうか？

160:名無し三等兵
08/03/21 22:23:17
F119やF135は圧縮機段数がJ79の11段（？）とか
F100の9段に比べてずっと減り、7段しかない

お陰で短く作れるようになった

161:名無し三等兵
08/03/21 22:33:36
ありがとう。
技術の向上で圧縮機の段数が減らせたって事ですね。

162:名無し三等兵
08/03/21 23:05:36
F100では5mオーバーだったのが
F119では4.6mだったかな？

163:名無し三等兵
08/03/21 23:11:53
昔は、輸送機用のターボファンエンジンのバイパス比が1：1程度だったから
強引にアフターバーナー付けて動かすか！という大技をやる場合も多かった
実際、TF30とかRM8Aなどはそうやって作られた
当時はタービン段数も低圧、高圧合わせて4段などで、まだ何とかなった

その後バイパス比4以上になり、タービン段数が低圧5、高圧2などになって
とてもアフターバーナーなどつけられなくなってしまった。

だが、更に最近になって推力7t程度のエンジンで
圧縮機段数8、タービン段数が低圧3、高圧1などになってきた
それでバイパス比8～12を確保しよう！というのもあるのだ(何を隠そうGTFなど)

GTFでは、低圧タービンの回転数も従来より遥かに速くなった。それでいて
ギアのお陰でファンの流量も激増し、バイパス比12まで達成出来るようになったわけだ

これなんてちょっと弄れば！なのだが、まあ妄想に過ぎんｗ

164:名無し三等兵
08/03/27 01:43:48
日本が推力10tクラスの超音速飛行用ジェットエンジンを国内開発する場合
どうやって予算を取るかが問題になる

幸いにも、超音速旅客機の研究会というのはある
またアメリカで、SSBJを作ろうという気運がある。JT8Dの最新型を使うらしい

つまり、推力9～13tくらいをミリタリー推力で出す、バイパス比1：2のエンジンが必要だ
B-1のF101に近い
そして、JT8Dより燃費を良くする事を要求する

このようなエンジンが、将来需要が見込まれるSSBJに必要で
わが国もそこに食い込む実力が必要であろう、と力説して、
予算を取ってくる事になる

そして、そのためのエンジンとほぼ共通コアで、バイパス比1：0.25～0.4のものを
作りたいから、そのために千歳のエンジン高空高速試験装置を拡大する予算を戴きたい、

とまとめるべきだろう

165:名無し三等兵
08/03/28 13:36:38
転載
129 名前：名無し三等兵 [sage] 投稿日： 2008/03/27(木) 21:09:09 ID:???
インド、国産戦闘機テジャスのエンジンに関する検討委員会発足
URLﾘﾝｸ(www.bharat-rakshak.com)

（記事要約）
テジャスの機体重量が当初の予定を1トン以上上回ったため、開発中の
カヴェリエンジンでは十分な推力を確保できないことが判明した。

カヴェリの改造についてロシアとフランスが協力を申し出たが、両者とも
空軍の要求を満たすには至らなかった。

DRDOでは、エンジン検討委員会を発足させ、要求を満たしうる外国製
エンジンについて調査を行うこととした。カヴェリの開発状況によっては
外国製エンジンで代替する可能性が出てきた。

なお、現在量産が決定している20機のテジャスはアメリカ製GE F404を
搭載して就役する。

166:名無し三等兵
08/04/19 15:42:21
URLﾘﾝｸ(forum.keypublishing.co.uk)

M88-3はとっくに搭載された型が飛んでいるかと思いきや
M88-2の改良計画というのが進み、推力そのままで
寿命を増すなどの改修が行われたようだ

M88-3の方は90kNを出したのは2005年が最初で、
それまでは86.5kNだったなどと？

だが、この情報も怪しいもんだなあ？ｗ
最後の方荒れてるしｗ

167:名無し三等兵
08/04/19 15:47:19
Find on URLﾘﾝｸ(www.deagel.com)
M88-2
Diameter/Caliber 700mm 27.56-in
Length 3.5 m 12-ft
Max Weight 897 kg 1,978-lb
Thrust 75.5 kN 17,000-lb
Airflow 65Kg/s

M88-3
Diameter/Caliber 790mm 31.1-in
Length 3.6 m 12-ft
Max Weight 985 kg 2,172-lb
Thrust 89.9 kN 20,250-lb
Airflow 72Kg/s

ちっこいエンジンだよなあ

168:名無し三等兵
08/04/19 15:50:05
URLﾘﾝｸ(forum.keypublishing.co.uk)
同じ話題がその前から続いていたのか？
強引に割り込んで来た奴がここにもいるなｗ

169:名無し三等兵
08/04/22 19:27:33
URLﾘﾝｸ(www.pratt-whitney.com)
index.jsp?vgnextoid=2e35288d1c83c010VgnVCM1000000881000aRCRD&prid=eacceb66a66a6110VgnVCM100000c45a529f____

Pratt & Whitney’s Geared Turbofan? Demonstrator Engine Achieves Full Power

EAST HARTFORD, Conn., Dec. 4, 2007 ? Pratt & Whitney’s Geared Turbofan?
demonstrator engine has successfully completed its first series of engine runs,
reaching full power - 30,000 pounds of thrust - at the company’s
advanced test facility in West Palm Beach, Fla. The full-scale demonstrator engine
ground test program will run through May 2008 when flight testing will begin.
Pratt & Whitney is a division of United Technologies Corp.

航空ファンにもあった推力13tクラスのGTF
燃費は2割減ったんだっけ？

GTFは輸送機用エンジンの典型だが、
今までよりコアの排気速度は速いままでバイパス比を眼一杯大きく出来る構造だから
タービンや圧縮機の段数は少なく、戦闘機用ジェットエンジンにタービン構造などは近い

それで、13tを出したわけだ。
13tと言えばCFM56と同じくらい、つまりF110程度のコアなのだが
この燃費をを2割減らしたなら、燃焼室流量も2割減ったと単純に考えて
このエンジンはコア流量が70kg/sの8割、まあ56kg/s程度だから
戦闘機用エンジンで言えばF414やEJ200のサイズと言う事になる

こいつをチョイチョイと弄ってryと考えるのは勝手だｗ
あるいは戦闘機用エンジンのアプローチからギアを介して
輸送機用の商用が見込めるエンジンを作れるのではと妄想して、
国内のジェットエンジン産業でもうまく生かせるかも？と僅かに期待する

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