Ｐａｇｅ 302 ━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━ 通常モードに戻る ┃ ＩＮＤＥＸ ┃ ≪前へ │ 次へ≫ ━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━ ▼液冷機の冷却器の効果・Ans.Q航空97、155について じゃま 09/8/12(水) 13:21 ┣Re:液冷機の冷却器の効果・Ans.Q航空97、155について ＳＵＤＯ 09/8/13(木) 0:13 ┃ ┗それはちょっと違う じゃま 09/8/13(木) 11:56 ┃ ┗Re:それはちょっと違う ＳＵＤＯ 09/8/13(木) 15:05 ┃ ┗ラムジェットの成立する速度 じゃま 09/8/14(金) 10:23 ┃ ┗Re:ラムジェットの成立する速度 きるろい 09/8/14(金) 10:58 ┃ ┗ラム効果 じゃま 09/8/14(金) 12:02 ┣Re:液冷機の冷却器の効果・Ans.Q航空97、155について ど素人 09/8/13(木) 15:55 ┃ ┗Re:液冷機の冷却器の効果・Ans.Q航空97、155について じゃま 09/8/14(金) 10:26 ┗Re:液冷機の冷却器の効果・Ans.Q航空97、155について い 09/8/14(金) 20:18 ┣ツッコミありがとうございます じゃま 09/8/15(土) 7:27 ┗拡大ダクト じゃま 09/8/15(土) 8:17 ┣Re:拡大ダクト Ｇ_samon 09/8/15(土) 20:33 ┃ ┗話の全体を読んでみると、推論ができるが・・・ 青江 09/8/15(土) 23:27 ┃ ┗Re:話の全体を読んでみると、推論ができるが・・・ い 09/8/16(日) 1:09 ┗Re:拡大ダクト い 09/8/16(日) 11:59 ─────────────────────────────────────── ■題名 ： 液冷機の冷却器の効果・Ans.Q航空97、155について ■名前 ： じゃま ■日付 ： 09/8/12(水) 13:21 -------------------------------------------------------------------------
| Ans.Q航空97、155で取り上げられた、液冷機についている冷却器についてです。 Ans.Qでは、流入した空気が冷却器内部で熱をもらって、高速で流出するので、推力源となる、というように書かれています。 しかし、これは違うのではないか、逆に損失が増えると思うのです。 冷却器に流入した空気は、冷却器内部で加熱されますが、 熱エネルギによる空気の膨張・流速増大は同時に圧力損失の上昇とバランスしているので、推力がキャンセルされてしまいます。 推力となるなら、冷却器内部の全圧が流入空気よりも高くなるはずです。 しかし、もしそうなるなら、冷却器に空気が入らなくなってしまいます。 むしろ、冷却器に流入する前後では圧力損失が生じますので、空気密度の低下によって、かえって損失が増えます。 冷却器に空気が流入するときと、内部管巣を通過するときと、流出するときと、それぞれ圧力損失が生じます。 この圧力損失は ΔP＝0.5×空気抵抗係数×空気密度×空気流速×空気流速 これは、加速損失acceleration lossと呼ばれます（加速はしないのですが）。 以下、計算例を示します。 【仮定】 エンジン ：マーリンV-1650 1500ps 大気温度 ：15℃ 高度 ：海面高度 飛行速度 ：400km/h エンジン正味熱効率：20％ 冷却損失 ：30％ 冷却器出口空気温度：80℃ 【結果】 冷却放熱量 ：1329kW 冷却空気流量 ：26.3kg/s 冷却器入口動圧 ：7.56kPa 冷却器空気抵抗係数（仮定）： 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 圧力損失 [kPa] ： 0.76 1.51 2.27 3.03 3.78 動力換算損失[kW] ： 19.91 39.83 59.74 79.66 99.57 動力換算損失[ps] : 27.08 54.15 81.23 108.30 135.38 エンジンパワーの9％近くが損失となる可能性があります。 <Mozilla/4.0 (compatible; MSIE 7.0; Windows NT 6.0; SLCC1; .NET CLR 2.0.50727; ...＠softbank220006023102.bbtec.net> |
| なぜジェットエンジンは成立するんでしょう？ 同じことなんですけどね。 <Opera/9.64 (Windows NT 5.1; U; ja) Presto/2.1.1＠p3024-ipbf6701marunouchi.tokyo.ocn.ne.jp> |
| > なぜジェットエンジンは成立するんでしょう？ > 同じことなんですけどね。 ちょっと違うと思います。 ジェットエンジンはコンプレッサーで流入する空気の全圧を上げているから、内部の圧力損失上昇に抗して空気を押し込むことができます。 ジェットエンジンを始動させるとき、各点の圧力をモニターしていると、着火の瞬間にポンと圧力が上がる様子を見ることができます。 液冷機の冷却器で空気を押し込むのには、飛行速度における空気の動圧しか利用できません。 冷却器の前に圧縮機をおけば、ＳＵＤＯさんの言うとおりになると思います。 <Mozilla/4.0 (compatible; MSIE 7.0; Windows NT 6.0; SLCC1; .NET CLR 2.0.50727; ...＠softbank220006023102.bbtec.net> |
| > 液冷機の冷却器で空気を押し込むのには、飛行速度における空気の動圧しか利用できません。 ラムジェットはそれで成立してますよ。 <Opera/9.64 (Windows NT 5.1; U; ja) Presto/2.1.1＠p3024-ipbf6701marunouchi.tokyo.ocn.ne.jp> |
| > > 液冷機の冷却器で空気を押し込むのには、飛行速度における空気の動圧しか利用できません。 > > ラムジェットはそれで成立してますよ。 ラムジェットは少なくともマッハ数3以上の超音速でなければ成立しません。 超音速流でなければ、衝撃波をつくることができないので、動圧から静圧への変換ができません。 レシプロエンジン機に同じアナロジを使うのはちょっと無理だと思います。 <Mozilla/4.0 (compatible; MSIE 7.0; Windows NT 6.0; SLCC1; .NET CLR 2.0.50727; ...＠softbank220006023102.bbtec.net> |
| > > > 液冷機の冷却器で空気を押し込むのには、飛行速度における空気の動圧しか利用できません。 > > > > ラムジェットはそれで成立してますよ。 > > ラムジェットは少なくともマッハ数3以上の超音速でなければ成立しません。 効率がよくないだけで成立はするのではないでしょうか。 ラムジェットエンジンの始動に必要な速度は音速以下のはずですが、マッハ３まで加速をかける必要は無いですよ。 <Mozilla/4.0 (compatible; MSIE 6.0; Windows NT 5.1; SV1; GTB6; .NET CLR 1.1.432...＠ntsmne012222.smne.nt.ftth.ppp.infoweb.ne.jp> |
| > 効率がよくないだけで成立はするのではないでしょうか。 > ラムジェットエンジンの始動に必要な速度は音速以下のはずですが、マッハ３まで加速をかける必要は無いですよ。 おっしゃるとおり、ラムジェットエンジンの始動は、ごく低速でできますね。 でもこの状態では、燃焼エネルギーが、ラムジェットエンジン内部の圧力損失に食われて出力はゼロ、効率もゼロです。 ラムジェットエンジンの内部は、デコボコがあるので。 クルマのエンジンのアイドリングに相当する状態です。 まずいことに、圧力損失は速度の自乗で増加するので、速度をあげてもなかなか出力が出てこない。 音速を超えてはじめてラム効果が得られますが、それが従来型の軸流圧縮機の効率（70%前後か）と勝負できるまで上がってくるには、マッハ数3程度は必要ではないかと思います。 <Mozilla/4.0 (compatible; MSIE 7.0; Windows NT 6.0; SLCC1; .NET CLR 2.0.50727; ...＠softbank220006023102.bbtec.net> |
| 難しいことはわかりませんが、空気取り入れ口と流入経路の断面積の差は関係ありませんか？ <Mozilla/4.0 (compatible; MSIE 7.0; Windows NT 5.1; GTB6)＠218.223.132.241.eo.eaccess.ne.jp> |
| はじめまして。 空気取り入れ口や流入経路の断面積を工夫して、損失を減らすことはできるかもしれませんが、推力を生み出すようにするのはできないのではないかと思います。 <Mozilla/4.0 (compatible; MSIE 7.0; Windows NT 6.0; SLCC1; .NET CLR 2.0.50727; ...＠softbank220006023102.bbtec.net> |
| > 以下、計算例を示します。 > > 【仮定】 > エンジン ：マーリンV-1650 1500ps > 大気温度 ：15℃ > 高度 ：海面高度 > 飛行速度 ：400km/h > エンジン正味熱効率：20％ > 冷却損失 ：30％ > 冷却器出口空気温度：80℃ > > 【結果】 > 冷却放熱量 ：1329kW > 冷却空気流量 ：26.3kg/s > 冷却器入口動圧 ：7.56kPa > > 冷却器空気抵抗係数（仮定）： 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 > 圧力損失 [kPa] ： 0.76 1.51 2.27 3.03 3.78 > 動力換算損失[kW] ： 19.91 39.83 59.74 79.66 99.57 > 動力換算損失[ps] : 27.08 54.15 81.23 108.30 135.38 > > エンジンパワーの9％近くが損失となる可能性があります。 計算例についてチャチャ入れです。 拡散ダクト場合の場合、ダクト内部で減速していますのでラジエター正面の動圧は機体の対気速度から算出される数値の1/10程度です。 動力損失（仕事率）を算出する場合、圧力損失に面積と速度をかけたものでないと次元が一致しません。抵抗による動力損失算出に用いる基準として、ラジエター、吸気孔等どこかの場所の面積と速度を指定する必要があります。 吸気と排気の運動量の差より推力を求める方法は一般的な水力学の教科書に解説されています。排気側の運動量を増す方法として加熱による加速（この場合微量ですが）が考えられるということでよろしいのではないでしょうか。 <Mozilla/5.0 (Windows; U; Windows NT 6.0; en-US) AppleWebKit/530.5 (KHTML, like...＠eAc1Ach218.osk.mesh.ad.jp> |
| > 計算例についてチャチャ入れです。 > 拡散ダクト場合の場合、ダクト内部で減速していますのでラジエター正面の動圧は機体の対気速度から算出される数値の1/10程度です。 ダクト内部の拡大損失（空気抵抗係数）がどの程度か、ダクトの形状によって異なります。 そこで、空気抵抗係数 （＝拡大ダクトの空気抵抗係数＋管巣の空気抵抗係数＋縮小ノズルの空気抵抗係数） をパラメータとして計算してみました。 > 動力損失（仕事率）を算出する場合、圧力損失に面積と速度をかけたものでないと次元が一致しません。抵抗による動力損失算出に用いる基準として、ラジエター、吸気孔等どこかの場所の面積と速度を指定する必要があります。 おっしゃるとおりなのですが、面積×速度＝体積流量なので、面積と速度を個別に指定しなくてもよいと思います。 > 吸気と排気の運動量の差より推力を求める方法は一般的な水力学の教科書に解説されています。排気側の運動量を増す方法として加熱による加速（この場合微量ですが）が考えられるということでよろしいのではないでしょうか。 加熱によって加速されると、その自乗で圧力損失が増加するので、実際には加速はほとんどなくて、単に空気温度が上昇するだけではないかと思います。 冷却器内部の静圧は最大で対気速度の動圧に等しくなるまで上昇できますが、これは加熱がない場合でも生じます。 もし、排気の運動量が吸気より増すなら、冷却器内部の静圧上昇は対気速度の動圧を上回っていなくてはなりません。 でも、そうなると、冷却器にはいってくる空気量が減少してしまいます。 運動量＝質量×速度 の質量が減少してしまいます。 だから加熱の有無にかかわらず、排気側の運動量が吸気側より大きくなることはないと思います。 <Mozilla/4.0 (compatible; MSIE 7.0; Windows NT 6.0; SLCC1; .NET CLR 2.0.50727; ...＠softbank220006023102.bbtec.net> |
| > 拡散ダクト場合の場合、ダクト内部で減速していますのでラジエター正面の動圧は機体の対気速度から算出される数値の1/10程度です。 この場合の「1/10」は、ダクトで均一に拡大した場合の理想的な値と思いますが、 均一に流れを拡大できるダクトの広がり角度は7°くらいが限界です。 だから、こうしたダクトは流れ方向におそろしく長くなります。 たぶん、6ｍ以上にはなると思います。 とても飛行機に適用できるものではありません。 実機のダクトは50°以上になっているでしょう。 内部では猛烈な偏流と損失が起きているはずです。 熱線流速計の校正用の風洞を設計したことがありますが、置き場所との兼ね合いで大変苦心しました。 <Mozilla/4.0 (compatible; MSIE 7.0; Windows NT 6.0; SLCC1; .NET CLR 2.0.50727; ...＠softbank220006023102.bbtec.net> |
| エンジン廃熱により、吸入された空気が膨張すれば当然推力は発生します。 ラジエターは空気抵抗を考慮して設計しているため、無視できない推力を発生できると考えられます。 実際にはいくらか損失をキャンセルできるだけですが。 <Mozilla/4.0 (compatible; MSIE 6.0; Windows NT 5.1; SV1; .NET CLR 1.0.3705; .NE...＠softbank219199114046.bbtec.net> |
| > エンジン廃熱により、吸入された空気が膨張すれば当然推力は発生します。 > ラジエターは空気抵抗を考慮して設計しているため、無視できない推力を発生できると考えられます。 > 実際にはいくらか損失をキャンセルできるだけですが。 私の知る範囲での話ですと、ラムジェットの転嫁と実用的な運用ができる速度は、６００Km/h前後からです。 そして、パルスジェットがラム圧ために出せる最高の速度は、V-1等でご存じの通り。 つまり、流体に加熱すれば、膨張する。体積に限りがあり流速が変わらなければ、圧力が上がり推力となる。 だが、圧力を逃がそうとして流速が上がるとか、 逆に圧力が上がることで流れを妨害するとかのことによって損失が生じ、 逆に推力は失われるという事になる。 このあたりの言葉遊びになっているような・・・ つまりは、パルスジェットのように圧力で流れを塞いだりする様な状態なら、流れを妨害して第1意義の冷却自体が無意味、不可能になる。 高速なら、ラム圧で過熱による圧力増大による内部発生の熱圧力は、 推力になるが、低速では、このようなことは無理。 だが、加熱発生圧力を流れの方向に逃げるようにしてあれば推力になるという事。 冷却をスムーズにする方向で、設計していたら、高速でラム圧がうまくかかり、 たまたま、ラムジェットの効果が出たという事と推論するのですが、如何・・・？ <Mozilla/4.0 (compatible; MSIE 8.0; Windows NT 5.1; Trident/4.0; .NET CLR 2.0.5...＠p12207-ipad46hodogaya.kanagawa.ocn.ne.jp> |
| > エンジン廃熱により、吸入された空気が膨張すれば当然推力は発生します。 > ラジエターは空気抵抗を考慮して設計しているため、無視できない推力を発生できると考えられます。 > 実際にはいくらか損失をキャンセルできるだけですが。 私の知る範囲での話ですと、ラムジェットの転嫁と実用的な運用ができる速度は、６００Km/h前後からです。 旧日本軍にネー０というラムジェットエンジンがありました。 KI-48（99軽爆）を母機とした空中試験で始動に成功しております。 点火しない状態で数十km/hの速度低下、点火することにより数十km/hの増速となっていますので、500km/h前後の速度域でも点火と推力は発生できるのでしょう。 レシプロエンジンのラジエターの増速効果については、P-51の冷却系に対して排気温度が華氏182度（82℃）以上で推力を発生、推力は排気温度の1次関数で増大という解析結果があります。 （AIAA-91-3288、Lednicer, D. and Gilchrist, I., ”A Retrospective: Computational Aerodynamics Analysis Methods Applied to the P-51 Mustang,”） レシプロエンジンのラジエターが圧縮比、温度比の非常に小さい、効率の悪いラムジェットとして成立する可能性はあると思います。 水冷エンジンのラジエターでは、熱源となるクーラント温度の上限が100℃程度なので、ラジエター出口の空気温度の上限もそれ以下になります。土井先生の著書に出ているKI-61の冷却器のスペックから計算すると、冷却器出口空気温度は20-30℃に設定されているようなので、P-51の推力発生の限界値（82℃）の実現は難しく冷却系の抵抗の一部が加熱により相殺されているというのが妥当な解釈だと思います。 <Mozilla/5.0 (Windows; U; Windows NT 6.0; en-US) AppleWebKit/530.5 (KHTML, like...＠eAc1Ach218.osk.mesh.ad.jp> |
| > > 拡散ダクト場合の場合、ダクト内部で減速していますのでラジエター正面の動圧は機体の対気速度から算出される数値の1/10程度です。 > > この場合の「1/10」は、ダクトで均一に拡大した場合の理想的な値と思いますが、 > 均一に流れを拡大できるダクトの広がり角度は7°くらいが限界です。 > だから、こうしたダクトは流れ方向におそろしく長くなります。 > たぶん、6ｍ以上にはなると思います。 > とても飛行機に適用できるものではありません。 > > 実機のダクトは50°以上になっているでしょう。 > 内部では猛烈な偏流と損失が起きているはずです。 > KI-61の冷却器の設計では、ラジエター前の流速を対気速度の0.15倍、ラジエター上流のダクトの入り口断面積とラジエターの正面面積の比を1:2、冷却器の抵抗係数を2.4としています。（「飛行機設計50年の回想」土井武夫209-213頁） 上記のスペックより、 ダクト入口の流速は対気速度の30%、 ラジエータ前の動圧は対気速度基準で算定した場合の2.3％（=速度比0.15の2乗）となります。 拡散ダクトの開き角は教科書的には7度程度で剥離となっていますが、短いダクトで急拡大を図る場合ダクトの中にガイドベーンを設けるなどの細工が行われます。ki-60、KI-61の断面図をみるとラジエータ上流のダクトにガイドベーンが付いているように見えます。 また、ダクトの下流にラジエータなどの大きな抵抗を置いた場合、拡散ダクトの限界開き角度はもう少し大きくなるようです。 ご指摘の通り、拡大ダクト出口（ラジエター前面）で均一な動圧分布を得ることはできません。昔から偏流と圧力損失は問題になっていたようで、ラジエター正面の圧力分布についてNACAの風洞試験に計測結果が記載されています。（NACA WR L-438など NASAのHPで入手できます。） > 熱線流速計の校正用の風洞を設計したことがありますが、置き場所との兼ね合いで大変苦心しました。 校正風洞というとかなり小型のものでしょうか？境界層が相対的に厚くなるので、プローブを設置する流量の均一な領域の確保が難しいですね。 <Mozilla/5.0 (Windows; U; Windows NT 6.0; en-US) AppleWebKit/530.5 (KHTML, like...＠eAc1Ach218.osk.mesh.ad.jp> |