ヮ無 ミリタリージェットエンジンを語るスレ 10kN

67 ：名無し三等兵：2019/09/21(土) 02:48:00.99 ID:rV3VVrM5.net

約20年前にターボチャージャーから部品を流用した日本製のジェットエンジンが
アメリカで無人機用のエンジンとして評価された。

Turbocharges to Small Turbojet Engines for Uninhabited Aerial Vehicles.
NAVAL POSTGRADUATE SCHOOL MONTEREY CA, 1998.

ttps://core.ac.uk/download/pdf/36702651.pdf
ttps://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a346353.pdf

68 ：名無し三等兵：2019/11/02(土) 07:25:14.76 ID:ic/7bBuj.net

1990年代に世界の研究機関に反響を及ぼした当時世界最小の日本製ターボジェットエンジンである
sophia J450に関する研究
本格的に研究されていたらしく無人機やミサイル等の用途への転用が想定されていたらしい。
Hackaday, Gary L. Thrust Augmentation for a Small Turbojet Engine. NAVAL POSTGRADUATE SCHOOL MONTEREY CA, 1999.
https://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a362981.pdf
Andreou, Loukas. Performance of a ducted micro-turbojet engine. Diss. Monterey, California: Naval Postgraduate School, 1999.
https://calhoun.nps.edu/bitstream/handle/10945/13655/99Sep_Andreou.pdf?sequence=1
al-Namani, Suleiman M. Development of shrouded turbojet to form a turboramjet for future missile applications. NAVAL POSTGRADUATE SCHOOL MONTEREY CA, 2000.
https://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a378536.pdf
Garcia, Hector. Testing and development of a shrouded gas turbine engine in a freejet facility. NAVAL POSTGRADUATE SCHOOL MONTEREY CA, 2000.
https://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a386660.pdf
Tsai, Bor-Jang, Hsiao-Wei Chiang, and Yu-Shan Luo. "Blade design and thrust performance for a miniature turbojet engine." International Journal of Turbo and Jet Engines 23.3 (2006): 137-154.
Hobson, Garth V., and Raymond P. Shreeve. Performance of a Ducted Micro-Turbojet Engine. NAVAL POSTGRADUATE SCHOOL MONTEREY CA, 1999.
https://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a370851.pdf
Piper, Ross H. Design and Testing of a Combustor for a Turbo-ramjet for UAV and Missile Applications. Diss. Monterey, California. Naval Postgraduate School, 2003.
https://core.ac.uk/download/pdf/36694809.pdf
Krikellas, Dimitrios. Improvement of the performance of a turbo-ramjet engine for UAV and missile applications. NAVAL POSTGRADUATE SCHOOL MONTEREY CA, 2003.
https://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a420553.pdf

69 ：名無し三等兵：2019/12/10(火) 01:08:52.47 ID:60VC0LZr.net

NASA公式
Engines and Innovation: Lewis Laboratory and American Propulsion Technology
ttp://history.nasa.gov/SP-4306.pdf

ttps://www.nasa.gov:443/connect/ebooks/aeronautics_ebooks_archive_1.html

70 ：名無し三等兵：2019/12/23(月) 06:59:13 ID:3O/J8O/c.net

XF9の試験全て終わらないうちに戦闘機開発の予算つくとは
XF9は相当順調なのかな
というかそもそもIHI社内でクリア済みで手続き上防衛省でも検査が必要というだけ？

71 ：名無し三等兵：2019/12/28(土) 05:17:09.67 ID:5gIbZBqJ.net

XF9-1の出来は良いみたい
なにせ試験開始早々にドライ推力11トン以上を計測して
間もなくA/B使用で15トン以上をクリア
XF3-1やXF5-1が目標クリアするのに時間かかったの比べると
あっけないほど簡単に目標値を出したそうな

72 ：名無し三等兵：2020/01/07(火) 17:37:43 ID:lrvXw1Me.net

ttps://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji02-004.pdf
令和元年度 XF9-1へのアダプティブサイクル適用に関する技術的検討作業の契約希望者募集要領

73 ：名無し三等兵：2020/09/09(水) 16:17:29 ID:LcTfGAzT.net

ロシアでは、ユニークな航空機エンジンNK-32の生産が「復活」し、Tu-160M2爆撃機用の
近代化されたNK-32-02エンジンのバッチが顧客に引き渡されました
https://www.youtube.com/watch?v=mPQzvvyMI60

74 ：名無し三等兵：2020/09/19(土) 01:25:15.00 ID:s2qiC1uW.net

>>72 これはほぼ決まりだな。　IHI方式ならあまり複雑にならないからコストアップもしないだろう。

75 ：名無し三等兵：2021/06/11(金) 12:24:34.37 ID:PN/aJffl.net

ドライ15tはムリタリーエンジン

76 ：名無し三等兵：2021/07/16(金) 00:02:12.14 ID:5iJqQ7gl.net

XF5の推力重量比がそんなに自慢らしいけど
J85と同程度の推力重量比って知ってんのかよ〜ｗｗｗ

と2007年頃に書いてあったっけな

改めてJ85について
wikipediaで
＞J85はGEで最も成功したエンジンの一つであり、軍用ジェットエンジンとしては最も長い期間使用されている。

＞軍用のものは推力 2,950 lbf (13 kN) であり、アフターバーナー付きでは最大 5,000 lbf (22 kN) に達する。
このエンジンは、追加の装備やモデルにより 300 から 500 ポンド (140 から 230 kg) の重量であり、
これまでに製造されたターボジェットエンジンの中で、最も推力重量比が高いものである。

ところで、小さいジェットエンジンは作りにくいとＩＨＩの人も言っているのに
J85は何でこのサイズでこんな推力重量比に出来たんだ？という人もいるか

英語版だと＞Turbine inlet temperature: 1,470 °F (800 °C)
ターボジェットとしてはかなり高い？と思ったが
英語版だとJ79では930℃だな

圧縮比は8.3
燃料消費率: 0.96 - 0.97
この辺がやっぱり良くないな

そもそも温度が低くても動かせていた世界なので、断熱性もあまり要らなかったし
重さ230kgのエンジンで当時は各部の電子制御もあまり無くて
推力重量比を稼ぎやすかったのかな

77 ：名無し三等兵：2021/07/16(金) 00:17:10.61 ID:5iJqQ7gl.net

https://ja.wikipedia.org/wiki/JR%E3%82%B7%E3%83%AA%E3%83%BC%E3%82%BA_(%E3%82%A8%E3%83%B3%E3%82%B8%E3%83%B3)
JR220というターボジェットエンジン

VTOLのためのフライングテストベッドとして
「VTOL 実験機フライングテストベッド」(ほとんどそのままだなｗ)を1963年から開発したが
それを浮上させるためのエンジンとしてJRシリーズと呼ばれるターボジェットエンジンが作られた

まあ推力重量比15も達成したし、多エンジンのVTOL試験機を浮上させそうな推力を出す、
というだけなら確かに目的は達成している
タービン直前温度もこの時点で950℃に達しているな
しかもこの推力重量比はABなど使わないでやってのけたのだ

でも所詮はターボジェットで、圧縮機6段、タービン1段
簡素過ぎる

圧縮空気の抽気もしているから、ある意味ターボファンに繋がる要素もあった
でも長さ1.1m、直径70�p前後か
占有体積なんて概念で考えると決して小さくないのに推力2.2tとかでは困る
これはJ85も同じか

78 ：名無し三等兵：2021/07/16(金) 09:08:16.23 ID:5iJqQ7gl.net

81
逆に日本のxf9がそこまで周辺国にとっての注視すべき問題なのかと気になるな

79 ：名無し三等兵：2021/07/17(土) 00:22:07.43 ID:j65+eapY.net

低バイパス比ターボファンジェットの話をしている時に
ターボジェットの話が紛れ込んだ挙句

ターボジェットだとJ85やJR220みたいな小さいのでも推力重量比が高いのに
ターボファンだとF404やRD-33サイズあたりで推力重量比が高くなるのは何故だ？

という問題か

ターボジェットはタービン直前温度1000℃未満だった
これだとタービンの熱対策をそんなにしなくていいので小さい方が作り易い

低バイパス比ターボファンだとタービン直前温度1100℃以上のものが多く
タービンの熱対策をすると小さくは作れないので、F404サイズで推力重量比が高くなる

これは正しいのかどうか

80 ：名無し三等兵：2021/07/23(金) 20:48:05.96 ID:vB6rlwYH.net

>>78
南の人口大国には自国の戦闘機用エンジン計画を拡張したものに
日本を参加させよう！などと言い出す人もいるようだが
国全体ではそんなに動いていない
だが、ここでエンジン行けるぞこれ！となったのは
日本がある程度の性能を出しているという情報がかなり刺激になっているともいう

ドイツもシーメンス社にはかなりの技術があり、実際の細かなスペックはともかく
イメージ的には「日本ごときが作れるレベルで我々に出来ない筈がない」という
感を少なくとも彼らは持っているだろうし
だからこそエンジン開発の部位をめぐって争ったりしている

81 ：名無し三等兵：2021/07/23(金) 20:56:19.73 ID:vB6rlwYH.net

ジェットエンジンが戦闘機を飛ばすのに十分な性能を持っているなら
むしろ戦闘機としての純粋な運用に留まり、周辺国との国防関係がお互い拮抗する形になる

だがエンジンコアがいささか貧弱なのでバイパス比を広げて
その時のAB推力だけ上げました！となると、空戦任務での性能は落ちるから
戦闘爆撃機としての性能を活かして対地攻撃なども重視するものになって行くし
更にバイパス比の大きさゆえ航続距離だけは立派って事になるからますます対地攻撃向きになる

そうなると自国に侵攻してこっちの本土まで荒らしやがったな！というシチュエーションをもっと懸念する事になり
ますます周辺国との緊張が高まる
コア部分はある程度まで十分に大きく作るべきだ、という事になるか

82 ：名無し三等兵：2021/07/24(土) 02:16:26.30 ID:C4RjwHzZ.net

AB ってないよりマシというレベルでは？
勿論なくては困るんだろうけど。、

83 ：名無し三等兵：2021/07/24(土) 10:10:00.70 ID:Lne/zJ/9.net

シーメンスも大変申し訳ないですが、今となっては口だけ企業の節が強くてな（というか、ジェットエンジン関連ならMTUじゃないの？）

軍内での図示演習での想定ならともかく、政治案件としてだと単純に出力だけでぎゃーぎゃー言う気がする、かの国。

84 ：名無し三等兵：2021/07/24(土) 12:33:23.12 ID:a9WIf5dq.net

なんで日本法人は社名をシーメンスにしたんだ？
戦前からずっとジーメンスで通ってたのにめんどくせー

85 ：名無し三等兵：2021/07/24(土) 16:51:43.23 ID:h3t7eaz0.net

https://www.jstage.jst.go.jp/article/tsj1973/11/8/11_8_468/_pdf
ガスタービンの翼冷却について

このpdfの図1に物質の耐熱温度とタービン直前温度の時代ごとの比較があり
1950年代、F-5のJ85が出来た頃にはその温度差は200℃以下だったが
この報告書が書かれた1980年代にはその温度差は500℃にもなっており
それは冷却技術の発展が大きいのが重要であると書かれている

1960年頃のコンウェイエンジンの頃には前縁からの膜冷却もなかったのか
J85だとそれ以前だなあ

新しい方法では内部対流なんてやってるね
対流なんて現象に依存するのでは、小さ過ぎるエンジンつまりは小さ過ぎるタービンブレードだと
空気が冷却孔の内壁にくっ付いてしまい動かなくて冷却しなくなるなあ

これが

ターボジェットだとJ85サイズやJR220くらいのサイズで推力重量比が大きくなるが
ターボファンだとF404サイズで推力重量比が最大になる

理由なのかな

86 ：名無し三等兵：2021/11/23(火) 12:44:06.74 ID:GS5j1Qg/.net

ジェットエンジンの圧縮機についてなんだけど、多分ミリタリーじゃなくて旅客機用とかそんなんだと思うんだけど最新のものは圧縮比33って言われてるそうな。
自分理系じゃないから間違ってたらごめんなんだけどこの圧縮比っていうのは空気の体積が1/33っていう意味じゃなくて圧力が33倍になってるってことでいいん？
その時の温度上昇とかってどうやって計算するんだろう。

87 ：名無し三等兵：2021/11/23(火) 12:53:13.16 ID:qVnKN3B2.net

体積が1/33だよ

88 ：名無し三等兵：2021/11/23(火) 19:26:09.14 ID:tSpgM9cX.net

>>87
マジで？
相当温度高くなってるよね多分

89 ：名無し三等兵：2021/11/27(土) 16:18:48.31 ID:/jaMMYnb.net

エンタルピー変化が相当あるので、体積1/33でも圧力、温度は面倒な計算をしないとならん、やり方忘れたので誰かヨロｗ

90 ：名無し三等兵：2021/11/27(土) 19:36:02.46 ID:697imCHR.net

最初は断熱変化と見なす