ミリタリージェットエンジンを語るスレ 8kN
ミリタリージェットエンジンを語るスレ 7kN
http://mevius.2ch.sc/test/read.cgi/army/1498649306/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ 6kN
http://mevius.2ch.sc/test/read.cgi/army/1440828436/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ 5kN
http://peace.2ch.sc/test/read.cgi/army/1419210945/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ 4
http://peace.2ch.sc/test/read.cgi/army/1389273648/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ 3
http://toro.2ch.sc/test/read.cgi/army/1357556393/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ 2kN
http://toro.2ch.sc/test/read.cgi/army/1283917599/
ミリタリージェットエンジンを語るスレ 1馬力
http://toki.2ch.sc/test/read.cgi/army/1192343293/
関連スレ
ミリタリーレシプロエンジン 十六基目
http://mevius.2ch.sc/test/read.cgi/army/1453699582/
東レも頑張りましょう
乙
前スレ984
なるほど国家として保護されてたんだな
これで素材系は一安心、かな？
スレ立て乙！
http://mevius.2ch.sc/test/read.cgi/army/1498649306/
前スレ 無事に終了
そのあたりを満たしたうえでの実用出力じゃないと
BMW003系列 ネ20 RD-20 Atar クライスラーCTE HF118
JUMO004系列 RD-10 J47-GE-1 J52-PW-3 ライカミングT53
W.2系列 J31-GE-1 アリソンJ33 RD-500/VK-1
とりあえず推力と離昇軸出力のおよその換算値ね。
JUMO004 27.3kN≒4600hp
F3-IHI-30B 16.37kN≒2700hp
TS1/MG5-110 5.5kN≒922hp
HF118 7.42kN≒1250hp
F7-IHI-10 60.0kN≒10000hp 発電装置T-IDGの供給電力90kVA級
ちなみに供給電力250kVA級が商品化待ちだがIHI製エンジンで166.6kN級は存在せず？
> というかエンジン単体の最大静止推力って技術的にはともかく戦闘機の性能としては参考値以上の意味なくない？
> 機体につけたら大抵その推力は出ないんだし、大きな意味を持つのは静止推力ではなく飛行中の余剰推力でしょ。
仰る通り。
それに機体に搭載されて飛行している際に実際に発揮できる最大推力は飛行高度と飛行速度で変化するから
その意味でも海面上の静止最大推力の値ってパイロットにとっては余り重要な意味を持たないしね。
それはともかく、XF9が完成して社内試験をパスして無事に納品されたのは本当に目出度い。
いよいよ次は折角のこの国産の戦闘機エンジンを実際に搭載する戦闘機を量産配備することだ。
V2決定速度域までの滑走路上のウインドシア挙動阻害と
艦載機による空母全速前進合成風力を駆使した離着艦のみ
非常に重要なのね。
対空誘導弾接近を遥か遠方で察知して水平線の下に潜ったり
接近格闘戦で妙な挙動により敵機後方を取りに行ったり
台風が頻繁にやって来る全天候型作戦機が必須な地域では
墜落損失ゼロにさせることは悲願だと思うよ。
これは安心できる
どこぞの装甲車みたいにポシャることなくうまく続いてくれ
コンピュータを駆使するのはJAXAの得意とする所。
(・∀・)ニヤニヤ
最近になって民間移管し始めてるけど。
その防衛装備庁が最も信用できないいい加減な
役所なんだけどね…
指示は役所作るのは民間なんやでw
原発や戦艦さえもw
コマツのうんこ捨てる判断はできるからだいじょーぶ
ttps://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/2ff97500b352235724b55513fea41f61.pdf
240kg/s
バイパス比はここには8と書いてあるが昔は1:8.2と書いてあったなあ
1/9.2 と総量から割ってやると、コア部流量は26.1kg/sとなる
F5エンジンのコア部はF7と共通と言われつつも、僅かにF7の方が大きかったなんて言うねえ
24kg/sかな？とか皮算用して、バイパス比は昔の資料で1:0.39と書いてあった記憶があるので33.4kg/sとか出てくる
これは随分小さいなｗ
25kg/sと仮定すると34.8kg/sで、これなら千歳の高空試験装置の70kg/sの半分、で、昔からヲタが
エンジン本体の流量の倍が試験装置に必要だ～！！！って根拠も無く喚いていたのと同じになるｗ
F3については昔の本に40kg/sとか書いてあったかなｗ
バイパス比は1:0.9だからコア部の流量は21kg/s
TF40とかもみんなこの辺のコア部流量だったようなｗ
でも2000年代にはだれが作ったか知らんがそういう表も一杯webにあったが、
2010年代にごっそり消えてしまったみたいだなあ
何故消したのかな？ｗｗｗｗ
アメリカのエンジンは今でも結構調べやすいかな
F110なんかは簡単に検索できる
だがF100はなかなか調べられず、どっかのpdfになってレポートでやっとF100の古いタイプの奴で見つかったが
昔のは105kg/sくらいで、まさにXF9につてヲタが皮算用してるのと同じくらいなんだよなあ
大部分を事実上吸収して連絡船航路船舶設計運用部門を残したまま
航空宇宙部門ごと分離したのがJRTT横浜＆RTRI国分寺という系譜なのね。
JAXA成立には東京大学航空研究所を巻き込んだわけだが産学官連携のため
基礎研究と要素技術の確立までがテリトリーだしそこから先の軍用機は
防衛装備庁による機能統合システムインテグラルよりけりなんだよ。
JAXA拠点だが社風そのまんまｗ
陸軍航空技術研究所調布出張所
第4陸軍技術研究所相模原
日本産業東京本社（鮎川財閥、春光懇話会）
陸軍小牧飛行場（愛知県営名古屋空港）
F5の可変サイクル化ことターボジェット、ジェットファン、
ラムジェットの切り替えとはいっても興味が沸かないようだし
F7を弄くることに邁進する方向性だろう。
F7だが高バイパス比のままアフターバーナー焚かせるより
F7-GTタービンの実用化というかKAC兼松エアロスペースが
TP400エンジン用プロップリダクションギアボックスの
OEM供給で四苦八苦しているようだしあわせて鍛え上げれば
軸出力10000hp級ガスタービンとマリンギアの組み合わせにも
応用が利くわけだがもはやそれはJAXAの航空宇宙部門でなく
JRTTの共有船舶建造部門の仕事だからねぇ。
青函航路にナッチャン投入したり伊豆七島小笠原航路の
テクノスーパーライナー計画で営業投入せずに解体とか
迷走劇はともかく博釜航路にシャア専用ムサイを投入して
カメリアラインを3倍速力でぶち抜くとか青函、稚泊、博釜の
JNR3航路や陸軍船舶暁部隊とヒ号船団とミ号船団のような
伊達と酔狂っぷりは相変わらず健在なんだねorz
>JAXA拠点だが社風そのまんまｗ
航研 → 東大宇宙航空研究所 → 宇宙研
航研 → NAL
XF9から高バイパス比エンジンを作り
更にそれを拡大していってC-2のCF6を代替できないかなあ、
という意見がある
XF9は推力15tって事になっているが、まあ可変サイクルにしたりして最終的には推力16.5tを目指せるくらいになる、と仮定して
更にそれが、「同一の燃焼室サイズ、同一のコア部流量なら、高バイパスエンジンの推力はAB付きターボファンのAB推力の1.2倍」という
独断と偏見塗れの皮算用が正しいとして、推力20tくらいになるｗ
これじゃあ、C-2に搭載されているCF6-80C2の代替にはちょっと足りないなあ
推力20tのエンジンというと歴史的にはTF39、あるいはその民間型のCF6-6くらいか
そこから燃焼室の流量を、XF9の1.4倍に増やす必要がある
つまりコアだけで100kg/s
そして世界的な潮流としてバイパス比を1:13とかにしたいみたいだから、総流量1300kg/sかｗ
GEｎXよりデカくなっちまうなあ
ttp://www.mtu.de/fileadmin/DE/7_News_Media/2_Media/Broschueren/Engines/GEnx.pdf
これを見るとGEｎXはもうちょっとコア部の流量が多いって事になるね
そして総流量では少ない
まあ、推力28tは出せるかなあとｗ
そんなデカブツどうやって作るのよｗｗｗｗｗ
その前にまずはXF9のコアで発電機作った方が良さそうだな
GE9Xの方は、GE90よりコアも小さくして推力も43tまでにするよ～って言ってたら
イヤだイヤだ45t超させろ！って航空会社がゴネて仕方なくバイパス比もどんどん大きくなって
最後は推力47tのバージョンまで出来ちゃったんだよなｗ
そして歴代のジェットエンジンで直径最大になってしまった
こっちの方にまともに付き合うと変な競争に引き摺り込まれて大損しそうだなあ
まあ可変サイクルは まだまだ時間掛かるだろうけどね
160kg/s
更にP&Wのやや古い製品と言えるPW4000シリーズはコア部の流量は190kg/sもあったがこれは推力43tでバイパス比も1:6程度
恐ろしい事にP&Wでは、ギアードターボファンでPW4000と同じコアのエンジンを作れると言っている
つまりバイパス比10オーバーを狙えると
下手すると総流量2200kg/s、あるいは2800kg/sなんてエンジンを作っちまうかもしれんが
それって直径4.5m以上になって、既存機の翼下に収まらなくなるかもな
マジか
じゃあ可変サイクルをもしXF9レベルのエンジンに組み込んだとしたら18tオーバーすら狙えるのかねえ？？
高バイパスの方は、当面はJAXAでやってる、XF7のタービン直前温度1700℃、バイパス比1:13（だったか？？）のバージョンで我慢しよう
それだって推力7.5tとか、あるいはもっとになるかもなあ
既に今月時点で16.5トン達成済みだよねと、素人は想う。
静翼・低圧/高圧タービンの素材が良いので、もっと良いかも（と素人）
>18tオーバーすら狙える
F119(1600℃)～約16トン
1800℃化だけで、17.7トン
可変サイクル10%アップ、19.5トン !!
流量がちょっと少ないっぽいのが気がかり
それを温度アップでどう補ってるか
逆に日本の素材と同じ温度でF135と同じ流量にしたらどうなんの？とも思うが
そんな事言ったらADVENTみたいに3重のバイパスにしたりとか限りなく弄り倒したくなるねｗ
そこまで強力だったら可変翼ステルス機とか考えたくなるなあ
NATFか
たまたまノースロップ・グラマンが名乗りを上げて来たな
これじゃ本当に6.5世代機と称するものになるなあ
燃費性能で14%のアドバンテージがあるなら、
同流量で出力は14%上回らないと計算は合わなくなる。
あれ、別にエンジンの性能があがるわけじゃないからな。
自動車で言えば、ギアに相当する技術で、今までABあり/なしの2速しか選べなかったのを、
さらに、低燃費モードの３速選べるようになるってこと。
機体の運転状況にあわせてギアを変えれば最適な状態でエンジンを動かせるから効率が良いということ。
ただ、それを実現するには現状では割とエンジンを複雑にしなくちゃならないから、
割に合わずはやってないだけ。別に難しい技術じゃない。
YF120が不採用になってF119が採用された理由を考えればわかると思う。
何が言いたいの？
効率が良くなったら、性能が上がったでいいのでは？
コアの流量が多過ぎると却ってABまで温度が上がる事で
コアにも負担が掛かり過ぎる、って言うんだよな
だからこの場合にはコア流を減らしてバイパスに流す
スーパークルーズで、ミリタリー推力を最大にするならコアの流量を増やす
だがアフターバーナーは特に使わずにひたすら省エネ、というならまたバイパスの流量を増やす
ややこしいねｗ
可変サイクルエンジンを導入したところで最大出力が向上するわけではないということだろ
明らかに誤解してるようなやつもチラホラいるし、指摘として変なところは無いのでは？
燃費が良くなるのは大きいことでは？
ただしそのためにどっちかだけのエンジンより重く高価で故障しやすくメンテも煩雑になる
なのでそれぞれのモードにおける性能は重くなる分バイパス比固定のものより微妙に悪くなる
(ことを期待して開発導入されるのがコレ)
バイパスダクトを開け閉めして、閉めればターボジェット、開ければターボファンエンジンとして働く。
ＡＣＥは、同級エンジンに比べて推力が２０％、燃費が２５％、航続距離が３０％以上も向上するという。
航空装備研究所、低バイパス比ターボファンエンジンの可変サイクル化に関する技術検討を契約
https://jm2040.blogspot.com/2018/04/blog-post_14.html?m=1
防衛装備庁航空装備研究所は2018年2月に「低バイパス比ターボファンエンジンの可変サイクル化に関する技術検討」をIHIと契約しました。
品目 低バイパス比ターボファンエンジンの可変サイクル化に関する技術検討
契約日 2018/02/15
契約相手方 IHI
契約額 2,496,960 円
本案件を実施するためには、実証エンジン（ＸＦ５－１）の機能、性能等及びアフターバーナー付低バイパス比ターボファンエンジンの可変サイクル化
に関する知識と技術を有していることが必要不可欠であり公募を実施した結果、応募者が該者一者で評価基準を満たしているため。
出典
防衛装備庁 契約に係る情報の公表（航空装備研究所）
物品役務（随契）/29年度/2月
http://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/ny_kenkyu_koukuu_ichi.html
http://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf_ichiran/30-ekimu-zuikei-ko-02.xlsx
http://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_kenkyu_koukuu/pdf/kouji/kouji29-092.pdf
4月 14, 2018
当然、ターボジェット運用しているときは、AB使用時ほどではないが、燃費はくそ悪いです。
2016-07-04(平成28年）
米空軍はGE及びP＆Wの両社と「アダプテイブ・サイクル技術(adaptive cycle technology) 」を使う次世代型エンジンの開発契約を結んだ。
これは第６世代エンジンの発注を考慮した契約で、現在のF-35戦闘機のエンジンP&W F135の将来の更新に選ばれる可能性を含んでいる。
契約金額はそれぞれ10億ドル(1,000億円)。
AB時の最適でもないしドライ推力省エネモードでも最適でないから
バイパスに逃がす
って所かねえ
ダクトの開け閉めとか負担が掛かりそうだけど
まじで？？！
> それは可変サイクルによって推力が増えたのではなく、ターボジェットだから推力が大きいんです。
> 当然、ターボジェット運用しているときは、AB使用時ほどではないが、燃費はくそ悪いです。
燃費を考慮して採用できなかった程低いバイパス比を、可変サイクルのおかげで採用できたら、
そのエンジンは可変サイクルで推力が向上したと表現してもいい。
比較対象となっている"同級"エンジンが何を指すのかわからない
重量？サイズ？エンジン径？
第６世代戦闘機とは ①
2016/01/21
http://s.webry.info/sp/hiroaki1959.at.webry.info/201601/article_21.html
具体的には、F135エンジンが最初の対象になるみたいだが。
2015年2月2日
http://tokyoexpress.info/2015/02/02/民間用エンジンの開発が目白押し、軍用エンジン-3/
第６世代機用エンジンAETD
米空軍研究所では、将来の第６世代戦闘機用として、AETD (Adaptive Engine Technology Development)”アダプテイブ・エンジン技術開発”と呼ぶ推力45,000lbs級のエンジン開発計画を進めている。
AETDエンジン計画は、2015年から始めて４年かけて可変サイクル・エンジン(variable-cycle engine)として完成させようと云うもの。
このAETDエンジンに組込む新技術(複数)は、別途AETP (Adaptive Engine Transfer Program) “アダプテイブ・エンジン(技術)転移プログラム”として先行して開発し、AETDエンジン開発のリスクを軽減させる。
GEとP&Wは、AETDエンジンの初期設計を今年(2015)初めから進め、早ければ2016年にかけて部分的な試験を計画している。
アダプテイブ・エンジンとはADVENT (ADaptive Versatile ENgine Technology)
プログラムとも呼ばれる。
AETDあるいはADVENTエンジンとは、これまでのエンジンが設計ポイントを１つ(つまり速度)に絞る“単サイクル”であるのを改め、複数の設計ポイントを持つ”可変サイクル”エンジン(Variable Cycle Engine)である。
すなわち、軍用に必要な速度と民間用に求められる低燃費性能を同時に取得するのが目的である。現在の“単サイクル”エンジンに比べ、燃費は25%低減、運転温度を30%高くし、推力を5-10%増加させ、さらにアダプテイブ・ファンで効率的な冷却を図ろうと云うもの。
http://tokyoexpress.info/wp-content/uploads/2015/02/eb32b76330a5cfd6873b7c3f9ca2ce52.jpg
図：(GE Aviation)アダプテイブ・エンジンの概念図。
ファン空気流は、これまで同様コアを通過するのに加え、２層のバイパス・ダクトを通り排出される。
離陸や攻撃回避など高推力が必要な時はバイパス・ダクトを2つとも閉じてターボジェットとして運転し、長距離巡航では燃費を節減するため２層のバイパス・ダクトを開けてファンエンジンとする。
3層目(外側)のバイパス空気流はバイパス効果だけでなく、排気ガスを包み冷却して、赤外線エミッションを減らしステルス性を高める。
可変サイクルのためのダクト開閉は、センサーを含むデジタル燃料管制装置で行う。
これを基に前述のGE9XあるいはAETDエンジンのタービンブレードをCMC製とすべく進めている。
サンキュー
それなら出力が向上するという言い方で間違いないね
それを理解している人は問題ないと思う。
ただ、一連の流れを見ると推力と燃費が「同時に」良くなる夢の技術と誤解してる
人がいそうだったので突っ込んだまでです。
物理的限界だったがPW製J58エンジンの物理的制約すら克服出来ない
極めてトホホな結果だったとはいってもGEは基礎研究すら行わない
未知の領域なんだよね。
SurgingとCompressor-stall
3672km/hを超える速度域で成層圏飛行する際にエンジン過剰出力で
渦流や高温の空気が流れ込んだ場合に後段の圧縮空気が前段に
向かって逆流する等で正常に機能しなくなる流体力学的失速の
現象でありエンジンが燃料ポンプを通して燃料を吸い取ろう
とする力が燃料の流れを制御するポンプの能力を超えてしまうと
空気の流れが低圧の圧縮機を迂回してエンジン全体として
ラムジェットエンジンのような状態になりエンジン出力の制御が
不可能となりやがてエンジンごと火達磨となる。
XB70はGE製YJ93エンジンでも三昧火葬炉と成り果て
犠牲を払って来たわけだがJTD11D-20BをJ58と改称して
SR71に積んで速度制限を掛けて慎重に飛行させたわけで
300℃以上もの大気摩擦熱と風圧のもの凄い威力を
物理的克服させる再チャレンジこそが可変サイクル
エンジン計画の到達目標なのだろう。
カワサキなんだからC-2輸送機はCF6-80C2の双発機をaFJRやXF9の四発機にさせると
アフターバーナーを焚かせてみたり発電装置T-IDGの供給電力1000kVAを常時使い放題
とか妙な方向性へと相転移する恐れがあるがGE90-115Bタービン化も似て異なるのね。
離昇推力512.9kN級ごと軸出力111526hpとか1発あれば低速接岸用ディーゼルエンジンと
COGAGとアジマスラスター可変ピッチプロペラCPPをうまく組み合わせるとこれらの
全長248m級艦船の出力域となるが発電機または1基1軸マリンギアをセット開発するとか
GEアビエーションもIHIもこんな馬鹿げたシロモノは手出ししないだろ。
ヘリコプター搭載護衛艦かが 112000hp
航空巡洋艦カヴール 118000hp （incrociatore portaeromobiliかよｗ）
正規空母ヨークタウン 120517hp
改造空母加賀 125000hp
改造空母赤城 133000hp
全く採用無しとか何のために製品化したのか良く訳判らんが軸出力106546hp級の
マリントレントLM11000とか艦内給電向け排熱利用コージェネレーション発電装置と
1基1軸マリンギアを組み合わせたようなセット製品化でもやったほうがまだマシかなぁ。
オーディシャス級空母ベースとしてイラストリアス級艦橋配置と最新技術を駆使した
幅40m未満と喫水線下凌波造形なら軸出力111000hpで最速30.5ノットは出そうだね。
断続的に欠航なんですw
お察しw
C2輸送機にの単発化ができますね。
KHIも噛んでるから、垂直尾翼の根本にでも付けて試作してみるのも良いかもね。
普通に二つ付ければ宜しい
いずも型廉価版っぽいシロモノをダース単位でry
> SR71はマッハ3.2を謳い文句にしながらマッハ2.88の3529.56km/hが
まさかSR-71が超音速巡航する高高度でも音速は標準大気（１気圧、15℃）の場合の340 m/sだと思ってるの？ｗ
冗談抜きに真面目な話、君って筋金入りの無知な馬鹿なんだねえ
音速は大気圧（大気の密度と言い換えても可）や気温に依存して様々に変化する
そして「マッハ１」とはその時の温度・大気圧での音速に等しいことを意味する
つまり一口に「マッハ１」と言っても海面高度（高度ゼロ）とSR-71が巡航する高度とほぼ同じ２万５千メートルとでは km/h としての速度は全く違う
SR-71が飛行する高度の大気の気圧・気温ではSR-71の時速をマッハ数に換算するとマッハ3.2なんだよ
そして同一の機体形状の場合、衝撃波の発生の有無や衝撃波のコーンの形（円錐の頂点角度）などは km/h としての時速で決まるのでなくマッハ数によって決まる
無意味でトンチンカンなことを書いてる暇があったら少しは基本的な知識を勉強しろよ、バカ
その後で1060km/hって書かれたなあ
一方、昨今の航空機本には1120km/hくらいを使っている書籍が多い
自分は今でも音速＝1224km/hと聞くと「ああ地べたの音速ね」って思っちゃうなｗ
XF9とかF7とかのコアをベースにして船舶用や発電用のガスタービンを作れないのかなあ
もしそういうのが可能だったら護衛艦のガスタービン機関とか防衛省管轄下の各自衛隊基地や施設の非常用発電のガスタービンとかは
それらをベースにしたものを最優先で使用するようにルール作りして欲しい
そうやってIHIなどが更に次の先端的な航空用エンジンの研究開発の資金を得てXF9から更に先へと進めて行けるプラスの循環を構築することが
日本がエンジン技術で本当に自立する上では不可欠だと思う
でないと、XF9が優れてても次の研究開発に注ぎ込むお金がなければこれで止まってしまい、また大きくビハインドになってしまう
>船舶用や発電用のガスタービン
艦船用＝台数があまり出ないらしい
発電など民生には、高度過ぎるとか｛IHIは発電用やっていないらしい）
2機並べればMT30くらいにはなる。
船舶や発電用ならもっと大型化して大出力にしたエンジンを開発するべきだな
そのままだと小さすぎて今の船には使いにくいかと
民需か輸出を指向しないと。
いい方法は分からないけど。
アメリカのG.Eと出資比率50-50の合弁企業、CFMインターナショナルを作ってCFM56を開発・生産している。
CFM56は世界で最も多く製造されたジェットエンジンの一つで
ボーイング、エアバスの各旅客機・軍用機の他に川崎のC2輸送機にも採用されている。
現在、CFMインターナショナルはCFM56の後継にLEAP-Xを開発中。
スホーイ・スーパージェット向けのSAM146
はスネクマとロシアのリューリカ=サトゥールンとの共同開発である。
ジェットエンジンとして史上最大の出力を誇るG.E90の部品の23.5%はスネクマ社の製造によるものである。
スネクマ社は現在、民間機用のジェットエンジンであるシルバークレストを単独で開発中。
発電や船舶用にはXF9はパワー不足。
むしろXF5を小型にして別に練習機用とか、無人機用を作った方が良いと思うけどな。 ホンダでも良いが。
IHIはLM2500のライセンス生産、
川重はスペイやMT30のライセンス生産するようだ。
あと川重はL30Aっていう出力32MWの陸上用ガスタービン作ってるけど、これは艦船用としてはちょうどいい出力だと思う。
防衛装備庁ATLAがやるわけ無いため民間企業自力開発のほかは
JAXAの航空宇宙部門ではなくJRTTの共有船舶建造部門なんだよ。
あの日本国鉄と陸軍鉄道連隊と陸軍船舶暁部隊の成れの果ては
地を這う40t級滑空機で605km/h爆走する路線開業に邁進しており
ターボシャフトエンジンTS1-M-1OコンパチのMG5-110を納品させ
発電機端730kVA級発電機のMG5-110-Gに勝手に改造したうえで
超伝導物質冷凍庫の試乗会まで何度も開催しておきながら
三菱電機と日立製作所を巻き込んで非接触大容量誘導集電を
実用化したという理由によりあっさりと捨ててしまったため
三菱重工業は相当怒っているのね。
防衛装備庁 契約に係る情報の公表（長官官房会計官） 平成30年度5月分
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ny_honbu_ichi.html
物品役務（随契） ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf_ichiran/30-ekimu-zuikei-h-05.xlsx
物品役務等の名称及び数量,契約を締結した日,契約の相手方の商号又は名称
戦闘機用エンジンシステムの性能確認試験のうちエンジン性能確認試験（その１）支援作業１件,
H30.5.31,（株）IHI
防衛装備庁 契約に係る情報の公表（千歳試験場） 平成30年度5月分
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/ny_chitose_ichi.html
物品役務（競争）
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_chitose/pdf_ichiran/30-ekimu-kyousou-sa-05.xlsx
物品役務等の名称及び数量,契約を締結した日,契約の相手方の商号又は名称
排気ガス測定検査 １件,H30.5.25,（株）エコニクス
契約が終わって1ヶ月以内に、
XF9はどっかのチャンバーで地上接置状態の気温、気圧、流速での試験を終えたのか
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/ippan.html
公募情報 公示第43号 平成３０年度将来戦闘機用エンジンの研究開発手法の効率化に向けた開発プロセス
及び解析モデル検討作業の契約希望者募集要領
ttp://www.mod.go.jp/atla/data/info/ny_honbu/pdf/kouji/kouji30-043.pd
>防衛装備庁で研究試作を行った戦闘機用エンジンの機能及び性能に関する知識及び技術を有していること。
>納期 平成31年3月29日 納地 防衛装備庁航空装備研究所
まあ民生用市場への参入は今のままじゃ辛いってのは本当だわな。
おっと書き忘れがあったんで自己レス。
まあ民生用については共同開発で噛んでるから商売としては慌てる必要はないけど。参入がきついってのは日の丸印の独自のエンジンでの参入って意味ね。
MiG-1.44(ソ連崩壊により量産されず)のAL-41(可変サイクルエンジン) 出力178kN タービン入口温度1600℃
Su-47のR-179-300(Su-47計画の不透明さから実機には搭載されず) 出力206kN タービン入口温度非公表
仮想F-3のXF9-1 出力147kN タービン入口温度1800℃ (量産型は167kNの予定)
Su-57のizdeliye30 出力191kN タービン入口温度1830℃ (当初予定の178kNから出力向上。地上試験が終了し、現在Su-57に搭載して空中試験中)
F-35のF135 Growth Option 1.0 出力210kN タービン入口温度不明(初期型を含め非公表。
2000℃説があるが開発当時の技術水準から不可能との話があり、F119と同じ1600℃説あり)
J-11B(J-20量産化のため生産終了)、J-16、J-20のWS-10 出力132kN タービン入口温度1480℃
J-20のWS-15 目標出力202kN(当初目標の180kNから出力向上) タービン入口温度 1570℃(開発中。試作機が160kNを達成)
防衛装備庁技術シンポジウム2016
グラフの点の位置から推察した数字だろ
F135。公式にざっくりでも載せてくれれば変な議論しなくて済むのに。
当時の技術では不可能なはずというのはエアフィルム厚いんでしょうな
なんとしてでも単発大推力が必要だったわけで。
ファーレンハイト度の話なら、完全な信頼はできないと思う。
ただ1600度だとする説、2000ケルビンだとする説も憶測に過ぎないし
公式にざっくりとでも（正解を）載せてくれれば、と思っている。
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