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先日は挨拶も無しに失礼しました。 現在のジェット戦闘機は空気抵抗に対抗する強度と摩擦による温度上昇等に耐える ためにチタニウムが多用されていると聞きましたが、そうなると、一番空気抵抗を 受けそうな機首部分がなんでグラスファイバーで保つんでしょうか? ろーえん |
・実際の運用ではマッハ2も出すことは無いので、要求される
耐熱強度はアルミニウム合金のレベルである
・実機のレドームを見ると、ひび割れては補修を繰り返した跡が目立つ
つまり、「補修すればグラスファイバーで持つ範囲の熱しか掛からない」
ということでしょう。
チタニウムを使うのは耐熱性能よりも強度重量比によってのことでは
ないでしょうか。
ただ、唯一実運用でマッハ2を超えるMig25系列はどうしているのか
気に掛かりますね。
たかつかさ
ジェット排気の圧力と温度の事では無いのでしょうか?
F-4ファントムは尾部に無塗装の部分がありますが、
私はこの部分のみがチタニウムで、あとは(ほとんどの部分)ジュラルミンだと思っていました。
(間違ってましたら、どなたか突っ込んで下さい。)
また、F-14にチタンが多用されているのは、
たかつかさ先生が言われている通り、重量あたりの強度を上げるため、
つまり軽量化のためであると読んだ事があります
どんべ
機首部にFRP等を使うのは機首にレーダーを装備しているので仕方がないからでしょう。空力加熱が問題になるのはSR71やMiG25あるいはコンコルドといったごく一部の機体で、多くの飛行機はそれほど高いレベルは要求されていないと思います。
舞弥
ささき
当面はマッハ1.8を制限速度とするようです。
EF2000については私は良く知りません。
……ただ、実用装備でスーパー・クルーズが
出来るようには思えないのですが……>EF2000
たかつかさ
用いている・・・とありましたが・・・・。重過ぎて
飛べないような気がするのは素人考えでしょうか>たかつかさ様
SADA
「ステンレススチールの比重はアルミ合金の3倍だが、重量あたり強度も3倍なので、同じ強度の部品の重さは同じ」
らしいです(世傑より)。
ただし、接合部分や機材の取付け部等、「3分の1の太さにできない」部分があったり、剪断力に対してだけは「3倍強く」ないので剪断力がかかる部分は太くしなければならなかったりで、全体としてはやはり重くなるのだそうです。
Schump
BUN
Schump
記憶するのですが。他の部分に多用されていたのでしょうか?
takukou
とりあえず、「超音速巡航を行わなければFRPでも問題ない」といったところ
でしょうか。確かにSR−71やコンコルドのような特殊な飛行機を除いてはほ
とんど音速以下で飛行するのが普通だと言う事を失念しておりました。
時に、↑のXB−70ですが、確かステンレスの強度と重量の軽減を両立させる
ためにハニカム材の張り合わせにしたら、きれいにくっつかないで燃料がダダ漏
れになっちゃったんですよね。
数年前に、名古屋空港だったかで人工衛星に使用されているステンレスハニカム
が展示されているのを見たんですが、「こりゃ、密閉できんわなぁ」と思いまし
た。
ろーえん
あと、F−4については、確か主翼前縁にも(耐熱のため?)チタニウムが使用されていたと読んだ覚えが有ります。
F−14はどうなんでしょうね?
ろーえん
のエンジン周辺に使用しました。F-14には油圧系統の配管にチタニウムを使用。
水平尾翼は、チタニウム上にボロン(硼素)/エポキシの外皮を張って造られ
ています(複合材料)。機体構造の約25パーセントがチタニウムらしいです。
詳しい事は「F-14トムキャット・米海軍が誇る最強の戦闘機」(原書房、アー
サー・リード著)に載ってます。
VANDY1
SHI