【震電改】日本航空機開発史改竄編【流星艦戦】

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279: 名無し三等兵 [sage] 2014/05/25(日) 15:29:50.67 ID:acuV/JaV

>>273　彩雲の失速速度、着陸速度が132km/h＠正規重量（4450kg）というから、÷1.3として、大凡100km/hだ。
そして、4450×9.8＝0.5×1.225×翼面積×CLmax×（失速秒速）＾2が成立する。

翼面積を主翼面積25.5㎡とし、CLmax2.35で置くと、「失速秒速」は34.47m/s＝124.1km/hとなる。
【本来は失速速度＜着陸速度】だからこそ、翼面積を25.5㎡、and/or CLを2.35で計算するのは誤り、
もっと踏み込んで言えば、これらの数値、特にCLはもっと大きいかも、と考えることができるだろう。

失速秒速を28.19m/s（着艦速度÷1.3：民間機基準）と置くと、翼面積×CLの値は、89.6となる。
さて、CL2.1～2.2しかない、という記述、計算上の翼面積が40.7㎡がないと、失速速度100km/hが成立しない…
主翼面積25.5㎡、フラップ面積3.5㎡、水平尾翼4.57㎡だった彩雲、
この３面積を全て加算した33.57㎡を前提にCLを計算しても、CLは2.67と、風洞の実験値2.35よりも高い。
従って、失速速度×1.3が着陸速度が正しく、かつ彩雲の着陸速度が132km/hが正しい場合、
「実機では2.1～2.2しか無い」との記載はかなり疑わしい ???

民間機だと失速速度×1.3＝着陸速度であるが、軍用機だから、リフトオフ速度≒着陸速度かも、
との屁理屈で、彩雲の真の失速秒速を29.97（着陸速度÷1.2）と仮定すると、
翼面積×CLmaxの値は79.27だから、CL2.35が正しいという前提で、翼面積を計算すると、33.73。
主翼＋フラップ＋水平尾翼を全て加算した翼面積に近しい。

さて、全幅スラット、主翼面積の13％を親子ファウラーフラップ（比率は彩雲同様）、
エルロンも両下げできるエルロンフラップを装備した主翼を、11㎡で作ること自体はできるだろうが、
その際に彩雲同様のCLmaxを期待してはいけない真の理屈は何？

>>274　操縦席右後方に、胴体内増槽として、52乙型から自動漏れ止めタンク140Ｌを増設してないか？

http://peace.5ch.net/test/read.cgi/army/1393248944/279

445: 名無し三等兵 [sage] 2015/03/15(日) 16:02:25.67 ID:W2AUzgQx

推力式単排気管に関し、昭和16年9月段階で既知の情報
https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1934/8/77/8_77_958/_pdf
1939年に発表された論文があるわけだから、
39年年末から研究を開始していれば、40年とか41年には実用化（史実を数年早められた）できた可能性あるだろうな。
↓
昭和17年3月段階における、中島・三谷氏の小論文「排気噴出に依る推進」　[PDFの17頁目]
https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1934/9/83/9_83_307/_pdf
利得は14％という紹介のされ方してるね。速度換算すれば、立方根で4.4-4.5％増相当かな？

日本航空學會誌で、昭和14-17年段階の資料をパラパラ見てると、結構興味深い。
例えば、100オクタンガソリンの量産に失敗した日本においては、
高速機を量産させるためには、空気抵抗（主翼面積）や重量を減らす方向で機体設計せざるを得ないなか、
失速速度を低下させる必要性があることから、フラップ等の改良は必須、とは言える。
こんななか、失速速度40km/hのライアンYO-51は、学会誌で2回以上取り上げられている。

昭和15年8月 　https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1934/7/64/7_64_778/_pdf　　[PDFの5頁目]
昭和18年11月 https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1934/10/103/10_103_849/_pdf　[PDF冒頭]

アメリカの新鋭機の紹介記事の日付を見てみると、
昭和16年までに実験機のネタが紹介された機体に関しては、ソコソコのタイミングと精度で日本側も情報持っていたんだな、
と窺えた次第。勿論、エンジン（過給機）の世代を加味する必要はあるにせよ、ね。
【例】
XF4U　https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1934/7/65/7_65_865/_pdf　【PDF 5頁目：昭和15年9月】
P-51　https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1934/8/77/8_77_1005/_pdf 【PDF 5頁目：昭和16年9月】

ちなみに、試作機1機のみ製作で終わったXB-15ですら、こんな感じ。
https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1934/9/83/9_83_331/_pdf 【PDF 5頁目：昭和17年3月】

http://peace.5ch.net/test/read.cgi/army/1393248944/445

702: 名無し三等兵 [sage] 2015/04/30(木) 22:07:40.67 ID:hYAhFGYB

誘導抵抗の実数は、
{重量[kg]＾2÷(0.5×空気密度×代表面積×π×アスペクト比×翼端形状の係数)}/（秒速）＾2
だから秒速の二乗に反比例、つまり高速になればなるほど、形状抗力などの影響がグングン高くなる。

零戦32において、以下の数値を用いて、推力と「形状抗力＋誘導抗力」が釣り合う速度は、時速550km/h付近となり、
544.5km/hに極めて近しい数値となる。
・出力　980ps
・プロペラ効率　0.76
・主翼面積　21.5
・CD　0.0215
・空気密度　0.6601@6000m
・正規全備重量　2535
・ｱｽﾍﾟｸﾄ比　5.80
・翼端形状定数　0.80

550km/h時において、形状抗力の計算値は「3,561.0」、誘導抗力の計算値は「2.7」、
形状抗力が極めて支配的、な速度領域と言える。また、550km/h時におけるCLは0.1500、とも計算できる。
また、秒速152.8m、翼弦2.5ｍ、Kinematic Viscosityを1.2462E-5（-10℃）とするなら、レイノルズ数は大凡3000万。
　http://airfoiltools.com/calculator/reynoldsnumber

JAVAｆｏｉｌで、
　http://www.mh-aerotools.de/airfoils/jf_applet.htm
①NACA2315の翼型を呼び出し（Geometryタブ）、
②Modifyタブの「Smooth Y」ボタンを押し、
③Designタブの「Setup」ボタンだけを押し、Velocityタブの「Analyze It」だけを押し、Flowfieldの「Analyze It」だけを押し、
④BoundaryLayerタブで、「Re 3000万」と、Surface「NACAStandard」を入れて「Analyze It」を押し、
⑤Airplaneタブで、「Wing Roading 120」、「Chord length 2.5」、Surface「NACAStandard」を入れたうえで、
AoAを自分の任意の角度を入力し、Stall ModelがCalcfoilのまま、Transition Modelを「Xfoil after 1991」を選択して
「Analyze It」を押すと、ポーラーカーブや詳細計算結果が出力される。

AoA-0.8、Re18.80E＾6のとき、CL0.1550でCdが0.01078となる。
主翼の抵抗が全機の半分ぐらいとする経験則があるなら、零戦32の0.0215の数値から見て、この試算精度はそれなりと判断した。

http://peace.5ch.net/test/read.cgi/army/1393248944/702

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