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Utilisateur:赤九/Brouillon

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Modèle:Infobox 航空機

Schempp-Hirth Duo Discusは滑空機の競技を含むクロスカントリー飛行のために高性能複座の滑空機。しばしば先進的な訓練に使用される。

設計と開発[modifier | modifier le code]

Duo DiscusはSchempp Hirthの高性能複座練習機としてJanusを置き換えた。名称は成功を収めた標準型のDiscusと同じではあるものの、実質的には別物である。1993年に初飛行して以降、今尚チェコ共和国のOrlicanの工場で生産中である。主翼は20mで運搬のために4分割可能で緩やかな前進翼で後部の操縦士は重心に近い。滑空比は44:1である。格納式の2ストロークエンジンを既存の機体に搭載可能で長時間の滑空に利用できる。これまで500機以上のDuo Discusが2007年8月以降に製造された。主要な競合機種はDG Flugzeugbau DG-1001である。 アメリカ空軍ではTG-15Aとして知られる。

Duo Discus X[modifier | modifier le code]

Duo Discus Xは2005年に発表された改良型である。これは着陸フラップが着陸時の制御を向上するために改良された。同様にウイングレットも改良され、サーマルソアリングの飛行特性が向上した。操縦席と地面との間の距離が広がったので乗り込むことが少し困難になったが、翼の迎角はわずかに高くなった。

Duo Discus XL[modifier | modifier le code]

Duo Discus XLは最新型の派生機種である。胴体はSchempp-Hirth ArcusとSchempp-Hirth Nimbus 4Dと共通で操縦席は座席の快適性と安全性、人間工学上の理由のために10cm延長された。エアブレーキは4cm前縁に移動して18㎜高くなった。

諸元 (XL)[modifier | modifier le code]

  • 乗員:2
  • 容量:200 kg (440 lb) 水バラスト
  • 全長:8.73m
  • 翼幅:20.00m
  • 全高:1.60m
  • 翼面積:16.4m2
  • 縦横比:24.4
  • 翼型:DFVLR HX 83
  • 空虚重量:410㎏
  • 全備重量:700㎏
  • 最高速度:263㎞/h
  • 滑空比:46-47
  • 降下比:0.58m/s

関連項目[modifier | modifier le code]

脚注[modifier | modifier le code]

Sur les autres projets Wikimedia :

[[Category:ドイツの滑空機]] [[Category:Schempp-Hirth aircraftの航空機|Duo Discus]]

Modèle:Infobox weapon

LORA ("Long Range Attack")はイスラエル製の戦域 準弾道ミサイル。

射程は400 kilomètres ( Unité «  » inconnue du modèle {{Conversion}}.)でGPSとTV終末誘導の併用時の平均誤差半径(CEP)は10 mètres ( Unité «  » inconnue du modèle {{Conversion}}.)である。

標準的なコンテナに格納され、艦船と同様に地上からも発射できる[1][2]。

2018年にイスラエル軍に提案されたが、まだ導入されていない。

類似のシステム[modifier | modifier le code]

脚注[modifier | modifier le code]

  1. ↑ Joseph Trevithick, « Israel Just Launched A Containerized Ballistic Missile From The Deck Of A Ship », sur thedrive.com (consulté le )
  2. ↑ (en) Peter Farquhar, « Israel can now hide missile launch systems in shipping containers », Business Insider Australia,‎ (lire en ligne)

外部リンク[modifier | modifier le code]

{{DEFAULTSORT:Lora}} [[Category:戦術弾道ミサイル]] [[Category:イスラエルのミサイル]] [[Category:イスラエル・エアロスペース・インダストリーズ製のミサイル]]

Modèle:Infobox weapon

MLGB (Medium-weight Laser Guided Bomb) は固定と移動する標的のどちらも攻撃可能な250ポンドレーザー誘導 滑空爆弾[1] イスラエル・エアロスペース・インダストリーズ (IAI)によって開発された[2][3] The relatively light warhead is optimized for such missions where minimum collateral damage is of high importance.[4]

関連項目[modifier | modifier le code]

出典[modifier | modifier le code]

  1. ↑ http://defense-update.com/20110613_mlgb.html
  2. ↑ http://www.iai.co.il/Sip_Storage//FILES/1/41081.pdf
  3. ↑ http://www.iai.co.il/Shared/UserControls/Print/PopUp.aspx?lang=en&docid=42738
  4. ↑ http://www.spacewar.com/reports/IAI_to_Unveil_its_new_advanced_Medium_weight_Laser_Guided_Bomb_999.html

Modèle:Israel-stub Modèle:Missile-stub [[Category:イスラエルの誘導爆弾]] [[Category:イスラエル・エアロスペース・インダストリーズの製品]] [[Category:航空爆弾]] [[Category:誘導爆弾]] [[Category:イスラエルの兵器]]

Modèle:Infobox rocket engine

RD-263 (GRAU 分類 15D117) はN2O4とUDMHを酸化剤リッチ二段燃焼サイクルで燃焼する液体 ロケットエンジンである[1]RD-264 (GRAU 分類 15D119)推進モジュールは4基の RD-263 である。[2] R-36M KB ユージュノエのみが1段目の推進をエネゴマシュへ発注し、両段の代わりにRD-270が開発された。1970年4月にユージュノエはエンジンの書類を入手した。1972年末以降エネゴマシュは独自の試験設備でエンジンの燃焼試験を開始した。1973年9月にエンジンは飛行のための認証を取得した。[3] エンジンの製造は終了したものの、ICBM と同様に2015年時点でドニエプル-1が運用中である。[4]

派生型[modifier | modifier le code]

基本的なエンジンを以下に示す

RD-0210 系列のエンジン
エンジン RD-263 RD-268 RD-273
別名 15D117 15D168 RD-263F
推進モジュール RD-264 N/A RD-274
開発期間 1969-1975 1970-1976 1982-1988
エンジン種類 液体式 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル を使用してN2O4/UDMH 推進剤 O/F 比は 2.67
燃焼室内圧力 20,6 MPa (2 987,77662 psi) 22,6 MPa (3 277,85202 psi) 22,6 MPa (3 277,85202 psi)
推力 (真空中) 1 130 kN ( lbf) 1 240 kN ( lbf) 1 240 kN ( lbf)
推力 (海面高度) 1 040 kN ( lbf) 1 130 kN ( lbf) 1 130 kN ( lbf)
Isp (真空中) 318s 318.5s 318s
Isp (海面高度) 293s 295.6s 296s
全長 2 150 mm (84,645669205 po) 2 150 mm (84,645669205 po) 2 150 mm (84,645669205 po)
全幅 1 080 mm (42,519684996 po) 1 083 mm (42,6377952321 po) 1 080 mm (42,519684996 po)
乾燥重量 870 kg (1 918,021662 lb) 770 kg (1 697,559402 lb) 不明
搭載機 R-36M (15А14) とR-36MUTTKh (15A18) コアステージ MR-UR-100 (15А15) と MR-UR-100UTTKh (15A16) 1段目 R-36M2 (15A18M) と (15A18M2) 1段目
状態 製造終了 引退済[12] 引退済[13]
出典 [1][9][6][10][5][11]

モジュール[modifier | modifier le code]

複数のこれらのエンジンをモジュール化される。主なモジュールを示す:

  • RD-264 (GRAU Index 15D119): 4基のRD-263で構成される。R-36MとR-36MUTTKhの1段目(15А14 と15A18)の推進モジュール。[5][2]
  • RD-274 (GRAU Index ): 4基のRD-274で構成される。R-36M2 (15A18M)と (15A18M2)の1段目の推進モジュール。[14][7][11]

関連項目[modifier | modifier le code]

出典[modifier | modifier le code]

  1. ↑ a b et c « RD-263 », sur Encyclopedia Astronautica (consulté le )
  2. ↑ a et b « RD-264 », sur Encyclopedia Astronautica (consulté le )
  3. ↑ Anatoly Zak, « R-36M/15A14/SS-18/Satan/RS-20 », sur RussianSpaceWeb.com (consulté le )
  4. ↑ Anatoly Zak, « The Dnepr launcher », sur RussianSpaceWeb.com (consulté le )
  5. ↑ a b c et d « NPO Energomash list of engines », NPO Energomash (consulté le )
  6. ↑ a et b « RD-268 », sur Encyclopedia Astronautica (consulté le )
  7. ↑ a b et c Jonathan McDowell, « Russian engines », sur Jonathan's Space Report (consulté le )
  8. ↑ « History », NPO Energomash (consulté le )
  9. ↑ a et b « RD-263F », sur Encyclopedia Astronautica (consulté le )
  10. ↑ a et b « RD-273 », sur Encyclopedia Astronautica (consulté le )
  11. ↑ a b et c Christian Lardier, « Liquid Propellant Engines in the Soviet Union », IAA History Simposia, American Astronautical Society, vol. 19, {{Article}} : paramètre « date » manquant, p. 39-73
  12. ↑ « Ballistic Missiles », Missile Threat (consulté le )
  13. ↑ « Kazakhstan Missiles », Nuclear Threat Initiative, (consulté le )
  14. ↑ « RD-274 », sur Encyclopedia Astronautica (consulté le )

外部リンク[modifier | modifier le code]

Modèle:ロケットエンジン [[Category:ロケットエンジン]] [[Category:ソビエト連邦のロケットエンジン]] [[Category:ハイパーゴリック推進剤のロケットエンジン]]

Modèle:Infobox rocket engine

RD-58 (製造品番 11D58)は1960年代にソビエトのOKB-1, 現在のRKK エネルギアが開発した液体燃料ロケットエンジンである。エンジンは当初は世界初の二段燃焼サイクルのエンジンであるS1.5400[1]を元にMikhail Melnikovの管理下でN-1の上段であるブロックDの動力として開発された[2]。この段の派生型が現在のプロトンやゼニットで使用される[3] 。短いノズルが特徴の燃焼室の異なるRD-58の代替型式ではN-1ロケットのロール方向の姿勢制御エンジンとして使用された。

RD-58は二段燃焼サイクルで液体酸素を酸化剤として使用し、RG-1を燃料としている。一方向にのみ傾斜できるジンバルの燃焼室と垂直の遠心ポンプと補助ブースターポンプと酸素リッチガス発生器[4]から構成される[5]。近年の改良によりNPO Iskraで開発された軽量の炭素複合材による伸展式ノズルを備える[6][7][8]。

ブラン宇宙船は2基のRD-58Mの発展型でR17D12と呼ばれる後継機を主軌道修正エンジンとして使用した。RG-1の代わりにシンチンを燃焼し、15回まで再着火可能である。[9][10] ほぼ同じ比推力でブロック DM-2Mに搭載されるRD-58Sの原型である。[11] しかし製造会社は両方の推進剤を使用可能だとする。[1]

現行の派生型は推力はやや低減されたものの比推力が向上したRD-58M (製造分類11D58M)である。開発中の新型はRD-58MF (製造分類 11D58MF)として知られる。全長を保つために推力を49,03 Unité « kN » inconnue du modèle {{Conversion}}. ( lbf)に低減したが膨張比は500:1に向上した。これは比推力を20秒(推定372秒)高めたことでもたらされた。ブロックDM-03に搭載される。[12] このエンジンの新しい派生型はKrasnoyarsk 機械製造工場で製造される。[13][14] 2014年11月のインタビューで機械製造工場の化学部門の副総監督であるVladimir Kolmykovはブロック-DMの製造状態は年内に拡大される予定であるとしたが、RD-58MFの開発作業は2015年に中断した。[15]

派生型[modifier | modifier le code]

エンジンは長年にわたり多くの派生型がある。:

RD-58 シリーズのエンジン
名称 RD-58 RD-58M RD-58M
(炭素複合材ノズル) 		RD-58S RD-58Z RD-58MF 17D12
分類符号 11D58 11D58M 11D58S 11D58Z 11D58MF
開発年 1964-1968 1970-1974 2000-2004 1986-1995 1981-1990 2002-2009 1981-1987
エンジン種類 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル 上段 液体 ロケットエンジン 軌道修正 液体燃料ロケットエンジン
推進剤 RG-1/液体酸素 RG-1/液体酸素 RG-1/液体酸素 シンチン/液体酸素 RG-1/液体酸素 RG-1/液体酸素 シンチン/液体酸素
O/F 2.48 2.48 2.82 ? 2.6 2.82 ?
燃焼室圧力 7,8 MPa (1 131,29406 psi) 7,75 MPa (1 124,042175 psi) 7,9 MPa (1 145,79783 psi) 79,4 MPa (11 515,99338 psi) 7,8 MPa (1 131,29406 psi) 7,9 MPa (1 145,79783 psi) 7,94 MPa (1 151,599338 psi)
推力 (真空中) 83,4 kN ( lbf) 83,4 kN ( lbf) 85 kN ( lbf) 86,3 kN ( lbf) 71 kN ( lbf) 49,03 kN ( lbf) 86,24 kN ( lbf)
比推力 (真空中) 349秒 (3.42 km/s) 356秒 (3.49 km/s) 361秒 (3.54 km/s) 361秒 (3.54 km/s) 361秒 (3.54 km/s) 372秒 (3.65 km/s) 362秒 (3.55 km/s)
ノズル膨張比 189 189 280 189 189 500 189
点火回数 4 4 7 5 5 ? 15
燃焼時間 600秒間 720秒間 1200秒間 680秒間 660秒間 ? 秒間 680秒間
全長 2,27 m (89,370078649 po) 2,27 m (89,370078649 po) 2,72 m (107,086614064 po) 2,27 m (89,370078649 po) 2,27 m (89,370078649 po) 2,27 m (89,370078649 po)
直径 1,17 m (46,062992079 po) 1,17 m (46,062992079 po) 1,4 m (55,11811018 po) 1,17 m (46,062992079 po) 1,17 m (46,062992079 po) 1,17 m (46,062992079 po)
重量 300 kg (661,38678 lb) 310 kg (683,433006 lb) 340 kg (749,571684 lb) 310 kg (683,433006 lb) 300 kg (661,38678 lb) 230 kg (507,063198 lb)
搭載機 N-1 とブロックD ブロックDM 2003年以降のブロックDM-SLとブロック DM-SLB ブロック DM-2M ブロック DM-SL 11S861-03 ブラン宇宙船
初打ち上げ 1967-03-10 1974-03-26 2003-06-10 1994-10-13 1999-03-28 ? 1988-11-15
状態 引退済 引退済 製造中 引退済 引退済 製造中 引退済
出典 [23][16][20][5][12][7][6][10][24][3][9][11][2][17][18][19][21]
  • 全長: 2270 mm
  • 直径: 1170 mm
  • 重量: 300 kg
  • 推進剤: 液体酸素/ケロシン
  • 推力: 8.5 tf (83.4 kN)
  • 比推力: 349 s
  • 燃焼室圧力: 7.8 MPa
  • 開口比: 189.0
  • 推重比: 28.33

出典[modifier | modifier le code]

  1. ↑ a et b « Engines », sur RSC Energiya Official Page, RSC Energiya (consulté le )
  2. ↑ a b et c « RD-58 », Encyclopedia Astronautica (consulté le )
  3. ↑ a et b « Zenit-3SL », sur Spaceflight 101 (consulté en )
  4. ↑ 旧ソビエト、ロシア、ウクライナでは二段燃焼サイクルのプリバーナーを"ガス発生器"と称する。
  5. ↑ a b et c (ru) « Двигательная установка. 11Д58М », Ecoruspace (consulté le )
  6. ↑ a b et c (ru) M.I. Sokolovskiy, S.N. Petukhov, Yu.P. Semenov et B.A. Sokolov, « Разработка углерод-углеродного соплового насадка для жидкостных ракетных двигателей », Thermophysics and Aeromechanics, vol. Vol. 15, no N°4,‎ , p. 721-727 (lire en ligne [PDF], consulté le )
  7. ↑ a b c et d (ru) A.V. Mezhevov, V.I. Skoromnov, A.V. Kozlov, N.N. Tupitsin et V.G. Khaskekov, « Внедрениесоплового насадка радиационного охлаждения из углерод-углеродного композиционного материала на камеру маршевого двигателя 11Д58М разгонного Блока ДМ-SL », Вестник СГАУ [Bulletin SSAU], RSC Energia, no Number 2-2 (10) 2006,‎ (lire en ligne [PDF], consulté le )
  8. ↑ a et b (ru) « Раздвижные сопла и сопловые насадки для РДТТ и ЖРД », sur www.npoiskra.ru, NPO Iskra (consulté le )
  9. ↑ a b et c « 17D12 », Encyclopedia Astronautica (consulté le )
  10. ↑ a b et c (en) Bart Hendrickx et Bert Vis, Energiya-Buran: The Soviet Space Shuttle, UK 2007, , 127-131 p. (ISBN 978-0-387-69848-9, lire en ligne)
  11. ↑ a b et c « Block DM-2M 11S861-01 », Encyclopedia Astronautica (consulté le )
  12. ↑ a et b (ru) « Двигательная установка. 11Д58МФ », Ecoruspace (consulté le )
  13. ↑ (ru) « Research and development », sur www.krasm.com, JSC Krasnoyarsk Machine-Building Plant (consulté le )
  14. ↑ (ru) « 2014-02-28 Our Krasnoyarsk Krai "Krasmash. Future projects" », sur www.krasm.com, JSC Krasnoyarsk Machine-Building Plant (consulté le )
  15. ↑ (ru) Galina Yakovleva, « Владимир КолмыКоВ: «Перед Красмашем стоят серьезные задачи» », Журнал "Синева" [Magazine "Sineva"], vol. 2014, no Sineva № 7-8,‎ , p. 2 (lire en ligne [PDF], consulté le )
  16. ↑ a et b (ru) « Двигательная установка. 11Д58 », Ecoruspace (consulté le )
  17. ↑ a et b « RD-58M », Encyclopedia Astronautica (consulté le )
  18. ↑ a et b « RD-58MF », Encyclopedia Astronautica (consulté le )
  19. ↑ a et b « RD-58S », Encyclopedia Astronautica (consulté le )
  20. ↑ a et b (ru) « Двигательная установка. 11Д58С », Ecoruspace (consulté le )
  21. ↑ a et b « RD-58Z », Encyclopedia Astronautica (consulté le )
  22. ↑ « 17D11 », Encyclopedia Astronautica (consulté le )
  23. ↑ (ru) « Энергия, Ракетно-Космическая Корпорация имени С.П.Королева, открытое акционерное общество » [PDF], K204,‎ (consulté le )
  24. ↑ (en) Land Launch User's Guide (Revision B), Space International Services, (lire en ligne), « DESCRIPTION OF ZENIT-2SLB, ZENIT-3SLB, ZENIT-3SLBF INTEGRATED LAUNCH VEHICLES », p. 29

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Modèle:ロケットエンジン {{DEFAULTSORT:RD-58}} [[Category:ロケットエンジン]] [[Category:二段燃焼サイクルのロケットエンジン]] [[Category:ソビエト連邦のロケットエンジン]] [[Category:ロシア連邦共和国のロケットエンジン]] [[Category:ケロシン/液体酸素を推進剤とするロケットエンジン]]

センチネル計画は1967年ジョンソン大統領によって承認されたミサイル防衛システム。

概要[modifier | modifier le code]

当初はナイキ-Xを配備する予定だったが、当時の仮想敵国だったソビエトの核ミサイルの数が増えたことにより、配備に必要なナイキ-Xの数が大幅に増えてその費用の負担が重くなりつつあった。さらに1967年に中国が核武装したことで1970年代後半には中国からの核攻撃が現実味を帯びるようになり、その妥協的な対策としてボストン、シカゴ、シアトル、ワシントン、ニューヨーク、ロサンゼルスなどおよそ15の主要都市周辺に配備する計画が策定された。内容は早期警戒レーダーで相手のミサイルを検知したら、核出力 5 MtのW71熱核弾頭を搭載するLIM-49 スパルタンミサイルで侵入する敵国の弾道ミサイルの弾頭を高度数百キロメートルの宇宙空間で迎撃して、さらに大気圏外でスパルタンミサイルが撃ちもらした目標を大気圏内において弾頭部分にW66放射線強化核弾頭を装備したスプリントミサイルで突入するミサイル弾頭の電子機器や核弾頭を中性子線により無力化するという極めて粗雑な計画だった[1]。当時の技術水準で実現可能で一見配備には問題はなさそうに見えた。しかし、配備を阻む伏兵は意外なところに潜んでいた。それはこの計画を危惧した国民達で彼らは各地で次々と反対運動を組織して、彼らに歩調を合わせるが如く、上院軍事委員会委員の多くも反対したので、センチネル計画はニクソン政権下で配備からわずか18ヶ月後に中止され、防衛範囲をミサイル基地周辺に限定したセーフガード計画に引き継がれた[1]。

政府は主戦場を上院軍事委員会の影響の及ばない弾道弾迎撃ミサイル制限条約の交渉の場に移すことになる[1]。

脚注[modifier | modifier le code]

  1. ↑ a b et c Modèle:Web cite

関連項目[modifier | modifier le code]

Modèle:デフォルトソート:せんちねるけいかく [[Category:ミサイル防衛]]


セーフガード計画は冷戦下の1970年代初頭に短期間運用されたミサイル防衛システムの計画。

概要[modifier | modifier le code]

ボストン、シカゴ、シアトル、ワシントン、ニューヨーク、ロサンゼルスなどおよそ15の主要都市周辺に配備する計画だったがニクソン政権下で配備からわずか18ヶ月後に中止されたセンチネル計画を引き継いだ計画で防衛範囲をミサイル基地周辺に限定した。仮想敵国からの弾道ミサイルの迎撃手順はセンチネル計画を踏襲しており、早期警戒レーダーで相手のミサイルを検知したら、核出力 5 MtのW71熱核弾頭を搭載するLIM-49 スパルタンミサイルで侵入する敵国の弾道ミサイルの弾頭を高度数百キロメートルの宇宙空間で迎撃して、さらに大気圏外でスパルタンミサイルが撃ちもらした目標を大気圏内において弾頭部分にW66放射線強化核弾頭を装備したスプリントミサイルで突入するミサイル弾頭の電子機器や核弾頭を中性子線により無力化するという当時の社会情勢を鑑みても極めて粗雑な計画だった[1]。

相互確証破壊による抑止力を揺るがしかねたいため、軍縮の機運を損ねるとして配備と並行して進められていた弾道弾迎撃ミサイル制限条約の発効により、当時建設中だった配備予定の基地の建設は中止され、既に運用されていた基地での運用も停止された。

脚注[modifier | modifier le code]

  1. ↑ Modèle:Web cite

関連項目[modifier | modifier le code]

Modèle:デフォルトソート:せふかとけいかく [[Category:ミサイル防衛]]


IAE V2500 スーパーファン(IAE V2500 SuperFan) はIAE V2500から派生し、構想された高バイパスギヤードターボファンエンジンである。1987年1月、エアバスA340のエンジンの選択肢の第一候補として提案された。複数の顧客がこのエンジンの購入に調印したものの、インターナショナル・エアロ・エンジンズの経営陣は1987年6月にエアバス社に部分的にA340の再設計を強いるスーパーファンの開発を中止する事を決定した。

開発計画[modifier | modifier le code]

1986年7月、IAEはV2500のコア構成要素を流用した高バイパスエンジンの概念の設計調査を開始した。このエンジンは計画された最大推力が28,000–32,000 lbfでV2500のわずか80%の燃料消費率だった。IAEの株主であるロールス・ロイス plc、 プラット・アンド・ホイットニーとMTUアエロエンジンズは高バイパスエンジンのために可変ピッチブレード、ギヤード ファンや(同様に減速歯車機構も備える)同軸反転式の概念を含む複数の仕様を検討した。これらの設計調査の検討の結果、6月に可変ピッチブレードを備えたギアード・ファン式単一方向回転高バイパスエンジンの仕様が選ばれた。予定されたファンの直径は108–118インチだった。バイパス比は18:1から20:1だった。エンジンは1992年から1994年に入手できる予定だった。[1]

1986年12月にV2500 スーパーファンは公式に当時開発中だったエアバスA340のエンジンとしてエアバス社に提案された。提案に伴い、より細部の設計を明らかにした。さらにV2500コアエンジンにIAEは開発された技術から全ての構成要素を派生できると主張した。RB.211の大きさのファンはタインの技術のギアボックスを介して駆動された。この仕様ではバイパス比は20:1で期待された推力は 30,000 lbfだった。[2] 既存の技術の活用により、スーパーファンの開発計画の費用と同様にリスクも競合するCFM56-5エンジンよりも低く抑える事が企図された。[3]

低い燃料消費率と高推力比の設計にA340は改良された。航続距離はA340-200として識別された元の設計は7,000海里だったのに対して満席状態で8,000海里まで拡大された。[4]

エアバス社は1986年12月26日にA340の第一候補のエンジンの選択肢としてスーパーファンを提案する事を決定した。[5]

ボーイング社も同様に7J7計画の選択肢としてスーパーファンを検討した。[6]

新型のギアードターボファン技術の高リスクを危ぶむ声だけでなく、同様に1987年2月に予定されたスーパーファンの出荷が潜在的に失敗する可能性も懸念された。さらにV2500はまだ承認されておらず、公開されたスーパーファンの実物大模型は試験エンジンとして触れられるに留まった。[5] 同時期、ドイツのルフトハンザ航空とエアバス社はスーパーファンを備えたA340を15機購入する契約を交わした。最初の納入は1992年4月で合意した。[7] (ルフトハンザの経営陣の副会長の)Reinhardt Abrahamはルフトハンザはスーパーファン計画に付随するリスクを受け入れる姿勢だが、IAEに対して性能のデータと出荷日の保証を求めた。彼は同様にスーパーファンよりも既存の複数のプロップファン計画の技術の方が当時は望ましいのではないかと考えた。[8] A340よりも安く、競合するMD-11を販売するマクダネル・ダグラスはスーパーファンの日程に疑問を呈した。さらに実証機を失い、試験エンジンで必要とされる20,000 SHPの減速機は挑戦的だった。[9] 競合するCFMインターナショナルではスーパーファンの完成はたとえ可能であっても1992年までかかると予想していた。[10] これらの懸念にも関わらずエアバスは1987年3月13日の経営会議でA330/A340計画は9社から104機の受注を獲得して可能であるとの見通しを発表した。4月3日にノースウェスト航空はスーパーファンを搭載したA340を20機まで購入すると発表した。1987年4月7日の経営会合で[11] 公式にスーパーファン計画は"無期限延期"と発表された。

この決定後、公式の声明は無かったが、ロールスロイス社の管理監督であり、IAEの経営陣でもあるRalph Robinは低圧システムに深刻な問題があり、1992年の出荷予定に影響がある事を認めた。エアバスは3月半ばに公式にこの技術的なリスクに関して言及した。彼はIAEが直面しているV2500の高圧圧縮機の問題が同時にスーパーファンの遅延には繋がらないと主張した。IAEは同様にスーパーファンはこれ以上の技術的な調査は無く、エンジンを開発する事は約束しないと主張したにもかかわらずギヤードターボファンの概念のさらなる調査が公表された。[12]

IAEのスーパーファンに関する調査はあくまでも技術調査としてであって、ルフトハンザの経営陣の副会長のReinhardt Abrahamはルフトハンザの経営陣はスーパーファンが膠着した開発計画であると実感した。彼はルフトハンザはスーパーファンのリスクは認識していたがIAEの親会社の経験と評判に頼っていた事を認めた。1987年初頭に会合で遅延の理由を尋ねられた時、IAEは複数の問題に直面しており、減速機だけでなく同様に可変ピッチ機構とバイパスダクトにも問題があると述べた。しかし、Abrahamのこれらの問題に関する意見はV2500の高圧圧縮機がスーパーファンの中止の引き金になったと主張する。[13] 従来型のターボファン用に最適化されたコアエンジンではギアードファンのために大幅な改良を加えない限り、低推力時にサージングが生じる事が判明した。[14]

スーパーファンが入手できない事が明らかになった時、エアバスはA340にCFM56-5Cを搭載する事を決めた。スーパーファンを動力とする機種の性能に到達する為にデータを比較すると燃料搭載量を増やすために翼幅を2.6m延長した。[15]

設計の特徴[modifier | modifier le code]

スーパーファンのファンの直径は計画では107 in (2,72 m)で複合材製のナセル込みだと120 in (3,05 m)だった。良好な性能と同様に逆噴射装置は18枚のファンブレードを可変式のピッチにする機構を備えて行う予定だった。ブレード自体は中空のチタン製ブレードだった。[16][17] ファンの減速機の減速比は3:1でロールス・ロイス タインの派生型の減速機だったと結論され、スーパーファンの減速機はヘリカルギアを備えた遊星歯車が実現する予定だった。

仕様緒元[modifier | modifier le code]

Modèle:Jetspecs

出典[modifier | modifier le code]

  1. ↑ Stanley W. Kandebo, « IAE Examines Ultra High Bypass V2500 SuperFan Engine Concept », Aviation Week & Space Technology,‎ , p. 26 (ISSN 0005-2175)
  2. ↑ « SuperFan powered A340 a possibility », Flight International, vol. 130, no 4040,‎ , p. 4 (ISSN 0015-3710, lire en ligne, consulté le )
  3. ↑ « Engines big and little », Flight International, vol. 130, no 4040,‎ , p. 1 (ISSN 0015-3710, lire en ligne, consulté le )
  4. ↑ Jeffrey M. Lenorovitz, « Airbus Industrie to Offer International Aero Engines SuperFan on Proposed A340 », Aviation Week & Space Technology,‎ , p. 33 (ISSN 0005-2175)
  5. ↑ a et b (de) Rolf Dörpinghaus, « Langstrecken-Airbus A340:Lufthansa-Entscheidung setzt Zeichen. Noch viele Fragen offen », Aerokurier,‎ , p. 114–115 (ISSN 0341-1281)
  6. ↑ Richard G. O'Lone, « Boeing Will Consider Alternative To Unducted Fan for Twin-Aisle 7J7 », Aviation Week & Space Technology,‎ , p. 31 (ISSN 0005-2175)
  7. ↑ Götz Wange, « SuperFan ist im Wort », FlugRevue,‎ , p. 24 (ISSN 0015-4547)
  8. ↑ (de) Heinz Auth et Rolf Dörpinghaus, « Lufthansa wählt Airbus A340 mit IAE v2500 SuperFan. Vorvertrag über je 15 Festbestellungen und Optionen. Ein Interview mit Reinhardt Abraham », エアロクーリエ,‎ , p. 130–135 (ISSN 0341-1281)
  9. ↑ Richard G. O'Lone, « McDonnell Executives Question Target Date of superFan Engine », Aviation Week & Space Technology,‎ , p. 30–31 (ISSN 0005-2175)
  10. ↑ « Airbus Industrie Faces Decision Of Whether to Launch A330/A340 », Aviation Week & Space Technology,‎ , p. 215–219 (ISSN 0005-2175)
  11. ↑ (en) Bill Gunston, Airbus, London, Osprey, , 194–197 p. (ISBN 0-85045-820-X)
  12. ↑ David A. Brown, « IAE Board Cancels Development of V2500 SuperFan Version », Aviation Week & Space Technology,‎ , p. 34–35 (ISSN 0005-2175)
  13. ↑ (de) Rolf Dörpinghaus et Heinz Auth, « IAE stoppt SuperFan. Reinhardt Abraham:Vertrauensverhältnis stark belastet. Airbus A340 jetzt mit CFM56-Motoren », Aerokurier,‎ , p. 524–528 (ISSN 0341-1281)
  14. ↑ (de) Peter Duchstein, Getriebeturbofan und konventioneller Turbofan - Ein Vergleich auf der Basis stationärer Leistungsrechnungen, Hamburg, Diplomica Verlag, , 22 p. (ISBN 978-3-8428-6200-5)
  15. ↑ « Airbus Defines A340 with Larger Wingspan, CFM56-5C1 Engines », Aviation Week & Space Technology,‎ , p. 38 (ISSN 0005-2175)
  16. ↑ (de) Kyrill Gersdorff, Helmut Schubert et Stefan Ebert, Flugmotoren und Strahltriebwerke, Bonn, 4th, , 433–434 p. (ISBN 3-7637-6128-4)
  17. ↑ « Pratt & Whitney Expands Role In V2500 Compressor Work », Aviation Week & Space Technology,‎ , p. 33–34 (ISSN 0005-2175)

関連項目[modifier | modifier le code]

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