設計と開発

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設計と開発

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「LZ 129 (飛行船)」の記事における「設計と開発」の解説

ヒンデンブルクの構造材はジュラルミン製で、全長に沿って15枚の大観覧車のような隔壁が取りつけられていた。そしてそれにはさまれて16個の木綿製のガス嚢が置かれた。各隔壁はその外周に置かれる縦の桁によって強化されていた。飛行船の外皮は、紫外線から気嚢を保護するためと、オーバーヒートの原因となる赤外線から守るためにドープを塗った木綿でできていた。しかし、使われた薬品はアルミニウムと酸化鉄の混合で、激しく熱せられるといわゆる「テルミット反応」を起こすものであった。 ヒンデンブルクの内装は、プルマンコーチや外洋客船、ドイツ海軍の軍艦などの経験を持つフリッツ・アウグスト・ブロイハウス教授によってデザインされた。上層のAデッキは、中央に旅客用の小さな区画と大きなパブリックラウンジが並び、ラウンジとダイニングルームが左舷に、ライティングルームが右舷に配置されていた。ダイニングルームの壁にはグラーフ・ツェッペリンの南アメリカへの飛行の絵が描かれていた。ラウンジの壁は枠つきの世界地図に覆われていた。両デッキには、全長にわたって傾斜した長い窓が設けられていた。乗客は、窮屈なキャビンよりむしろこのラウンジで大半の時間を過ごすよう考えられていた。ヒンデンブルクの乗客は、これが史上最も贅沢な航空機であるということを疑わなかった。そして、ただの一人も飛行機酔いにかからなかった。 下層のBデッキには洗面所、乗員用食堂と喫煙ラウンジがあった。グッドイヤー・ツェッペリン社のアメリカ側代表者であるハロルド・G・ディックは次のように回想している。『漏れた水素が一切侵入しないように加圧された喫煙室への唯一の入り口は、回転するエアロックドアを持つバーの向こう側にあった。出ようとする乗客は、火の付いたタバコやパイプを持ち出さないかどうか、バーのスチュワードによってとことん調べ上げられた。』

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「ギャレット TPE331」の記事における「設計と開発」の解説

TPE331は元は1961年にヘリコプターの動力のガスタービン("331"型)だった。1963年に量産が開始された。1973年末の時点で既に700基以上が出荷された。 ターボシャフト (TSE331) とターボプロップ (TPE331) の両方のために設計されたが、ターボシャフト版は量産には入らなかった。しかしながら1963年に最初のエンジンが生産されて以来、14,000基以上のTPE331が販売され、1964年にエアロ・コマンダーに搭載され、1965年6月にエアロコマンダー ターボコマンダーが量産された。このほかMU-2にも採用されている。

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「デ・ハビランド ドン」の記事における「設計と開発」の解説

「ドン」は英航空省要求仕様 T.6/26の多用途練習機に応じて設計された単発の木製応力外皮構造の単葉機であった。DH.93 ドンは操縦士、無線士と銃手訓練のための練習機として計画され、射撃訓練用に胴体背面の銃塔の搭載が要求された。

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「Fw 191 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1939年7月にドイツ航空省（RLM）は高性能中型爆撃機「"B爆撃機"計画」の要求仕様を発行した。この要求仕様は最高速度600 km/h (373 mph)、フランスかノルウェーの基地から英国のあらゆる場所へ4000 kg (8820 lbs)の爆弾を搭載して飛行できる機体というものであった。それに加え新型爆撃機には搭乗員の与圧キャビンと遠隔操作の武装を備え、開発中の新しい2,500馬力級のエンジン（ユンカースJumo 222又はダイムラー・ベンツ DB 604）を使用する予定であった。アラド社、フォッケウルフ社とユンカース社がこの要求仕様に応じた。アラド社のAr E340は失格となり、ドルニエ社のDo 317は開発契約の優先度が落とされた結果ユンカース社のJu 288とフォッケウルフ社のFw 191が全規模開発されることに決まった。 Fw 189偵察機の開発にも携わったケーゼル博士（Dipl. Ing E. Kösel）がFw 191の設計チームを率いることになっていた。Fw 191は肩翼配置の主翼を持つ全般的に洗練された機体で、主翼のナセルに2基のユンカースJumo 222 24気筒エンジン（この方がDB 604 エンジンより実現性が高かった）を搭載していた。興味深い特徴としてはハンス・ムルトップ（Hans Multhopp）が開発した着陸用のフラップとダイブブレーキを併せ持った独創的な機構のムルトップ・クラッペ（Multhopp-Klappe）を装着していたことであった。全ての燃料は爆弾倉の上に配置された5つと胴体とエンジンナセルの間の2つの燃料タンクから供給された。 尾部は多少上反角がついた水平尾翼と双垂直尾翼、双方向舵で構成されていた。降着装置の主車輪は平たく寝るように90度回転しながら後方に引き込まれ、エンジンナセル内に収納された。尾輪も前方に引き込まれ胴体内に収納された。4名の搭乗員は与圧されたコックピットに座った。航法士用に大型のプレキシグラスのドームが備えられ、通信士はこれで後部の遠隔銃塔の照準に使用した。 Fw 191はドイツ空軍の慣例に従って搭乗員を機首のコンパートメントに集中配置しており、ここは高高度の運用のために与圧されていた。提案された武装は、機首下の銃塔にMG 151 機関砲を1門、胴体背面にMG 151連装遠隔銃塔、胴体下面にMG 151連装遠隔銃塔、尾部銃塔に1丁か2丁のMG 81 機関銃、エンジンナセル後部に遠隔操作の武装であったが、試作機には別の組み合わせの武装が施された。照準装置は搭乗員のコンパートメントの上部と下部に備えていた。 Fw 191は胴体内に爆弾倉を備え、それに加えて胴体とエンジンナセルの間に爆弾や魚雷を懸架できる外部ラックを持っていた。設計では最大速度は600 km/h (373 mph)、爆弾搭載量は4,000 kg (8820 lb)で航続距離はフランスとノルウェーの基地から英国のあらゆる標的に爆撃できるように考えられていた。

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「ドルニエ Do P」の記事における「設計と開発」の解説

Do Pの製作は1929年7月に始まり、1930年3月31日に初飛行を行った。本機の試験はリペツクのような場所で行われた。構造は主に金属製の単葉機であったが、一部は羽布張りで、エンジンは出力530 hpのジーメンス ジュピター VI 星型エンジンを4基使用していた。搭乗員は6名で構成されていた。本機は後にドルニエ Do 11へと発展した。

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「Me 310 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

メッサーシュミットMe 310 は失敗作となったMe 210の改良型としてMe 410と同時期に開発され、Me 410が重戦闘機であるのに対してMe 310は高高度戦闘機として開発された。Me 310は与圧されたコクピットとダイムラー・ベンツDB 603A エンジンを2基装備し、武装はMe210A-1と同じ武装で設計され、20mmMG 151/20機関砲×2、7.92 mmMG 17 機関銃×2、後方射撃用に遠隔操作の13mmMG 131 機関銃×2を装備する計画だった。一機の試作機がMe210から改造して製作され、1943年9月11日に初飛行を行った。 しかし、開発がMe 410よりかなり遅れた上に、先に飛行したMe 410が期待どおりの性能を示したためにMe 310は1943年末に開発中止となった。

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「メッサーシュミット P.1112」の記事における「設計と開発」の解説

Me P.1112の開発作業は1945年2月25日に開始された。これはヴィリー・メッサーシュミットがメッサーシュミット P.1111の開発中止を決意した後のことである。この機体には標準装備として与圧コックピットと射出座席が要求されていた。本機はMe P.1111の代わりとなるべく、1945年3月3日から30日にかけてメッサーシュミット社のプロジェクト・オフィスの長であるヴォルデマール・フォークト（1907-1980）に設計された。Me P.1112の設計はP.1111のそれより急進性が少なくなり、またメッサーシュミット P.1110の設計開発からの教訓を取り入れていた。フォークトはMe P.1112が1946年中頃までに飛行試験を始められるだろうと推定していた。 計画では1基のハインケル HeS 011ターボジェットエンジンによって駆動することとなっており、3種のMe P.1112のデザインコンセプトが研究された。最後に提案された設計案では、Me P.1112/V1はV字形状の尾翼を使用し、胴体部側面に空気吸入口を設けていた。最初の2種は空気吸入口が翼根部分にあるMe P.1112 S/1、および胴体側面部に吸気吸入口のあるMe P.1112 S/2である。両機とも大型の一枚尾翼を有し、従来的な水平尾翼は備えられていなかった。全3種の設計案は胴体部の最大径が1.1mだった。外観上はメッサーシュミット社のロケット戦闘機であるメッサーシュミット Me163コメートの主翼設計と類似していた。操縦者は半ば横たわるような姿勢で座席に着いた。また射出座席が装備されていた。 Me P.1112 V/1の部分的なモックアップ、具体的には機の胴体前方部分がバイエルン州オーバーアマガウに設けられたコンラート・フォン・ヘッツェンドルフ兵舎で製造されていた。しかし、試作機の製造を開始できるようになる前に、メッサーシュミット社の施設はアメリカ軍によって1945年4月に占領されていた。 Me P.1112が完成することは無かったものの、この型式自体の設計研究が為されたとき、すでに後続の設計案がいくつか提案されていた。これらには夜間戦闘機型の提案が含まれていた。この機体は、翼根部分内部にエンジンを2基装備することを目指していた。 戦争の後、フォークトの無尾翼機の設計という成果は、アメリカの航空機会社チャンス・ボート・カンパニーによって利用された。彼はそこでF7U カットラス艦上戦闘機の設計に関係した。

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「Ar 197 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

Ar 197は、計画された（しかし未完の）ドイツ海軍の空母グラーフ・ツェッペリンとペーター・シュトラッサー（Peter Strasser）から運用する艦上戦闘機への要求に端を発していた。Ar 68Hはアラド社としては完全密閉式のコックピットを持つ最初の機体であり、Ar 197の基となる設計に選ばれた。 Ar 197の試作初号機V1はAr 68Hを基にしており、完全密閉式コックピット、ダイムラー・ベンツ DB 600A 倒立V型エンジンと3枚プロペラを装備していたが、艦上機用装備は備えていなかった。試作2号機のAr 197 V2はV1と似てはいたが、BMW 132Dc 星型エンジンを装着しアレスティング・フックやカタパルト用スプールといった艦上機用装備を備えていた。Ar 197 V1とV2は両機共に1937年春に初飛行を行い、試作3号機は同年夏に製作された。V3はより高出力のBMW製星型エンジンを装着し、2丁の7.92 mm (.312 in) 機関銃と1門の20 mm 機関砲といった武装を施した最初の試作機であった。また胴体下には4発の50 kg (110 lb)爆弾、予備増槽、または煙幕散布器を吊り下げることのできるラックを装備していた。

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「Ha 137 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

ハンブルガー社は、主任設計技師のラインホルト・メーヴェス（Reinhold Mewes）の指導下でこれといった特徴のない複葉の練習機であるHa 135を既に設計していた。この後メーヴェスは別の小企業フィーゼラー社へと移った。ハンブルガー社はメーヴェスの後任として10年間川崎航空機に勤務しドイツへの帰国を考えていたリヒャルト・フォークトを雇用した。日本を離れる前にフォークトは、クロームめっきを施した1本の鋼管（たいていは正方形か長方形断面）で主翼の中央部と燃料タンクの双方を構成するという新しい設計の桁の開発を行っていた。 1934年に急降下爆撃機計画への参加が募られたときにハンブルガー社は応募会社としての指名すらされなかった。フォークトは自身の新しい工法が従来の設計よりも高性能な機体で要求される強度をもたらすと確信していたため、Projekt 6の作業を開始してとりあえず提案した。またより保守的な複葉機であるProjekt 7の作業も開始した。 Projekt 6は本質的にフォークトの川崎時代最後の作である川崎 キ 5の拡大版であった。機体は全金属製、モノコック構造の胴体を持つ設計は急降下爆撃機というよりも戦闘機（特にハインケル He 112に似ていた）のような外観をしていた。主翼は鋼管桁方式を採用しており、この内部は燃料タンクとして270 L (70 US gal)分の燃料が封じ込められていた。降着装置は固定式であったためその長さとそれに伴う抗力を減じるために主翼が付け根から4分の1程のところで逆ガルウィング状に折り曲げられていた。主車輪には片側2本ずつのショックアブソーバーを備えていたため脚柱の覆いは大きなものとなったことからその部分には試験的に7.92 mm (.312 in) MG 17 機関銃を、望めば20 mm MG FF機関砲を搭載することができた。更に2丁のMG 17 機関銃を胴体のエンジン上部に備えていた。 エンジンが不具合の種であることが判明した。フォークトは元々新型のBMW XVを搭載する設計を提案していたが、このエンジンの将来性が疑問視されるとドイツ航空省（RLM）は後にドイツ国内でBMW 132としてライセンス生産されることとなる485 kW (650 hp)のプラット・アンド・ホイットニー ホーネット 星型エンジンに換装するように求めてきた。フォークトの設計チームはホーネットを使用した案をProjekt 6a、その代替案でロールス・ロイス ケストレルを使用した案をProjekt 6bとして設計し直した。RLMはこの改設計案が3機分の試作機製造資金を拠出するに十分魅力的であることと判断した。 ホーネット搭載のHa 137 V1は1935年4月に初飛行を行い、翌月にはV2がこれに続いた。この年の夏に両機はトラフェミュンデへ送られた。ホーネットは大きく嵩張るために急降下中の視認性に大きな影響を与えることが早々と判明したことからRLMは試作3号機をエンジンマウントの変更と幾分奇妙な形状の機首下面のラジエーターの追加で作業が遅れ気味であったケストレル搭載の6b仕様で完成させるように提言した。この時点で急降下爆撃機計画の最終要求仕様は、自社の提案機が採用されることが既に決まっていたユンカース社から直接持ち出された複座配置という条件を求めて引き上げられた。これによりHa 137は競争試作から締め出されることになったが、どちらにしろ現実的にはユンカース機以外が採用される見込みは無かった。 それにもかかわらずRLMは新型ユンカース ユモ 210エンジンを搭載した更に3機の試作機を発注するほどこの機の設計に興味を持っていた。星型エンジン搭載型は後付けでHa 137Aという名称で知られるようになり、その一方で液冷エンジン搭載型はHa 137Bとなった。1936年中に更なる試験が続行され、試作機は6月に開催された「出来レース」の急降下爆撃機競争試作にも参加した。その後も依然として本機は急降下爆撃の代わりに近接航空支援の役割に使用することが考慮されていたが、その年の後にエルンスト・ウーデットが技術局（T-Amt）を引き継ぐと近接航空支援機は不必要であると判断され、ハンブルガー社にこの機種の開発作業中止が伝えられた。 とりあえずユンカース製エンジンを搭載した3機の試作機は1936年から1937年にかけて製作され、最終的にはブローム・ウント・フォス社のテストベッド機として使用された。V1号機は1935年のテスト中に搭載していた銃の弾薬の暴発により墜落し、V6号機のD-IDTEは1937年7月に墜落したが、残りの4機はエンジンの補修部品が欠品となり最後に飛行停止となるまでの数年間使用され続けた。 フォークトはProjekt 11として海軍版の開発作業も行っていたが、着艦装置や11bモデルでのフロートの追加は航続距離を劇的に減らすことになり、実現可能性は無かった。

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「He 116 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

He 116の設計は、アフガニスタンのパミール高原越えの航空路を計画していたルフトハンザ航空が1936年に出した要求に応えて始まった。膨大な燃料を搭載して7,600 mの高さを越えなくてはならないため、この航続性能を達成する航空機を生産するには大きな問題があった。当時はこの種の高高度性能を有するエンジンは無かったが、ヒルト社が500馬力級のエンジンを開発中であった。ギュンター兄弟は、重い燃料重量に対してこのエンジン4基をハインケル He 70「ブリッツ（Blitz、稲妻）」の機体に取り付けることを提案した。 He 116の主翼は、He 70の2本桁に合板表皮（He 70の様に）の楕円翼を改造して使用していた。胴体は全くの新規のジュラルミン製セミモノコック構造で、水上に不時着することを想定して水密構造になっていた。 構造設計の多くがHe 70と共通であったため、試作機のHe 116 V1は1937年早くに完成した。この時点で新しいエンジンはまだ用意できていなかったので、試作機は代わりにもっと小さな270 hp (200 kW)のヒルト HM 508Cを装着していた。 1938年にV2号機とV4号機がルフトハンザ航空に納入され、「シュレジェン」と「ハンブルク」と命名された。V5号機とV6号機は、1938年4月に15,251 km、54時間17分に渡る6日間の飛行を行い日本へ納入された。両機は「乃木号」、「東郷号」と命名され、満州航空において東京-新京路線で利用された。

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「He 114 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

He 114の胴体とフロートは従来通りであり新規性は皆無であったが、主翼の配置は非常に特異なものであった。上側の主翼はパラソル配置の単葉機のように胴体から支柱（cabane strut）で支えられ、下側の主翼は上側とほぼ同じ翼弦を持ってはいたが翼幅が遥かに短かった。

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「Fw 300 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

提案されたFw 300は、全金属製の片持ち式低翼単葉機で50名までの乗客用の個室がある与圧式のキャビンを持っており、降着装置は引き込み式で4基のレシプロエンジンを主翼に配していた。2種類のエンジンの候補は、 ユンカース ユモ 222、24気筒（6気筒の4つのブロックをクランクシャフト周りに星型に配置）、2,500 hp (1865 kW)。戦争中には量産段階に入ることはなかった。 ダイムラー・ベンツ DB 603、倒立V12気筒、1800 hp (1343 kW)。 双方のエンジン共に液冷であった。 軍用モデルの提案では、8名の搭乗員は与圧キャビンに収容されて防御用の銃塔は遠隔操作された。対艦任務では誘導ミサイルを搭載した。 Fw 300の設計作業は戦争の最初の年まで続けられたが、長距離爆撃機や長距離飛行の必要性が減り、他に優先すべき機種が出てきたためにFw 300は棚上げされた。試作機は完成しなかった。

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「プラット・アンド・ホイットニー PW2000」の記事における「設計と開発」の解説

PW2000は2軸式、軸流式圧縮機、アニュラ型燃焼器、高バイパスターボファン、2重系統の完全デジタルエンジン制御（FADEC）システムを備える。1984年に民間用としては初めてとなるFADEC搭載の航空用エンジンとして認証された。 MTUエアロ・エンジンズがエンジンの21.2%の権利を保有し、低圧タービンとタービン外殻と同様に低圧タービン、タービン外殻、高圧圧縮機と高圧タービンの構成要素の重要な部品の製造を受け持つ。 最初のPW2000シリーズのエンジンであるPW2037はボーイング 757-200の動力としてデルタ航空をローンチカスタマーとして民間航空仕様のエンジンが運行開始された。 B757以外の機種で使用されるPW2000は、同様にC-17 グローブマスターIII軍用輸送機の動力として使用される; アメリカ国防総省の制式名称はF117で、C-17ではF117-PW-100が使用される。C-17に搭載されて初飛行したのは1991年である。 PW2000は、Il-96Mの動力でもあり、1993年にこのエンジンを搭載したIl-96Mが初飛行した 2008年10月16日、NTSBはFAAにPW2037型エンジンが2008年8月に想定外のタービンの事故が起きたことにより緊急の点検をするように勧告した。NTSBは、FAAにPW2037 エンジンの点検を飛行時間や飛行頻度にかかわらず、なおかつ定期検査の間隔を狭めて再検査するように勧告した。 現在、製造される最新の標準型は、1994年に開発されたPW2043である。推力は43,000lbf（190kN）以上である。以前のエンジンもPW2043型に改修可能である。

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「Mi-44 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1980年代半ば、オムスク設計局はMi-44を具体化できる軽量で650馬力のTV-O-100エンジンの開発を始めた。このエンジンは離陸重量を1800kgに増加させ、最大速度260km/hでの運用を可能にした。ミルによって1986年から1987年にかけて研究が行われMi-34のもともとM-14V26ピストンエンジンをTV-O-100ガスタービンエンジンに置換するためには機体の変更が必要であると結論付けた。結果として製造されたモックアップではMi-34では床下にあった燃料タンクをギアボックスの下のコンパートメントに再配置する、安定板を尾部のキールビームに移動するなど多くの変更があった。 初期にはヘリはそれぞれ400馬力の2機の発動機を搭載することが求められていた。最も受け入れられた案は飛行中のヘリがより機敏にするTVID-450エンジンの案で、1988年ミルは2機のTVID-450エンジンを積んだMi-44の計画を提案している。設計はプロトタイプと比較して幾つかの小改編が行われた。エンジンの搭載は現在も議論されており、計画は現在も進行中である。

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「TIS (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1938年9月にポリカールポフ設計局は重武装の護衛戦闘機（Tyazholyy Istrebitel' Soprovozhdeniya）の提案を求める最初の要求を受け取ったが、I-180とSPBの試作機の作業に追われて1940年第3四半期まで設計作業にはこれといった進展は無かった。ミハイル・ヤンゲリが主任技師に任命されたが、護衛戦闘機から迎撃戦闘機、急降下爆撃機、最後には偵察機というこの機体の役割の度重なる変更がヤンゲリの仕事を困難なものとした。 内部名称「航空機 "A"」または「TIS "A"」と名付けられた試作機はミクーリン AM-37双発の双尾翼式で全金属製の片持ち式低翼単葉機であった。モノコックの胴体には各銃装弾数1,000発の7.62 mm (0.300 in) ShKAS機関銃を機首に4丁装備していた。操縦士と銃手/無線士はスライド式キャノピーの下で防弾板を挟んで背中合わせに座っていた。銃手はキャノピーを前方にずらせば胴体背面のTSS-1銃架に装備された装弾数750発のShKAS機関銃を操作することができた。また床のハッチを開けて跪けば床板装甲板の下に装備する胴体下面の装弾数500発のShKAS機関銃を射撃することができた。装弾数400発の12.7 mm (0.50 in) UBK機関銃 と装弾数350発の20 mm (0.79 in) ShVAK機関砲の各々1門が左右の主翼の付け根に装備されていた。主翼下面には各1発の500 kg (1,100 lb)のFAB-500爆弾を懸架可能なラックが付いていた。主翼には自動前縁スラットとエンジンナセルに分断される形で片翼に2つ計4つのスプリット・フラップを備えていた。 降着装置はシングルタイヤの主脚がエンジンナセル後部に、尾輪は胴体内に引き込まれた。 'A'の試作機は1941年9月に初飛行を行い、高度5,800 m (19,000 ft)で最高速度555 km/h (345 mph)に達した。この機体は方向安定性の欠如に悩まされ、エンジンは信頼性に欠けると共に高度5,000 m (16,000 ft)以上では振動を発生した。第51工廠は9月の終わりに垂直尾翼の面積を増すことで安定性の問題を解決しようとしたが上手くいかず、10月の飛行試験はLII（ロシア語: Лётно-исследовательский институт—飛行試験研究所）が疎開してきていたノヴォシビルスクで続けられた。安定性の問題は1942年3月になってようやく解決したが、エンジンの方は相変わらず信頼性に欠けたままであった。 1942年の夏にはミクーリン設計局はAM-37の問題を解決する資源に欠けていることが明らかとなり、TISには新しいエンジンが必要となった。しかしポリカールポフ設計局の資源は完全にI-185やITPの開発へ振り向けられており、TISの開発は棚上げとされた。作業の再開はI-185 の計画がキャンセルされた後の1943年の後半になってからで、新しいエンジンにはミクーリン AM-39が選ばれた。設計局内で"MA"と呼ばれた完全に武装が刷新された新しい試作機が製作された。機首のShKAS機関銃は2門のShVAK機関砲に、背面のShKAS機関銃はVUB-1銃架に装備されたUBT機関銃に換装される一方で胴体下面の機関銃は完全に取り払われた。主翼付け根の武装は2門の37 mm (1.5 in) Shpitalny Sh-37機関砲か45 mm (1.8 in) 111P機関砲に替えられた。予定していたAM-39エンジンが入手できなかったことから暫定的にミクーリン AM-38Fが搭載され、ラジエータはエンジンナセルから主翼内に移設された。ラジエータ用の冷却気は主翼の前縁から吸入され、主翼下面から排出された。

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「XA-21 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

陸軍航空隊に納入されてからXA-21と命名されたX-100は全金属製の双発、高翼配置の単葉機であり、第二次世界大戦期のほとんどのドイツ空軍の爆撃機によく似た操縦士と爆撃手の双方を覆う流線型のガラス張りという通常の米国機とは異なったコクピット配置を採用していた。この配置は操縦士の前方視界を制限することが分かり、機体は通常の（段付き）機首とコクピット構造に改修された。この改修は性能には顕著な影響を与えなかったが、XA-21が量産されることはなかった。 XA-21の唯一の試作機のシリアルナンバーは「40-141」であった。

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「XPTBH (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1934年遅くにアメリカ海軍の海軍航空局（Bureau of Aeronautics：BuAer）は、新しい偵察爆撃機と雷撃機の要求仕様を発行した。これに応じて8社合計10機種の応募があったが、この中で単葉機の複葉機の割合は半々であった。ホール社が応募した機体が唯一の水上機であり、試作機1機が1934年6月30日に評価用に海軍から発注された。XPTBH-1の名称が与えられたこの機体は、1922年から1962年まで適用されたアメリカ海軍機の命名規則下で3種類の任務を表す符号を与えられた唯一の航空機であった。 ホール社が選択した双フロートを持つ水上機という形式は、新しい雷撃機には駆逐艦で運用される海軍標準型の魚雷を搭載すべしという海軍側の要求に従ったものであった。指示に従ってXPTBH-1はライト R-1820 "サイクロン" 星形エンジンを搭載する予定であったが、ホール社の生産工場移転による設計作業の遅れにより契約履行が危うくなったことと想定される性能に疑問が出てきたために、機体は幾分小型で2基のプラット・アンド・ホイットニー R-1830 "ツインワスプ" 星形エンジンを搭載するように再設計されることとなった。この再設計により変更された機体は、XPTBH-2という名称を与えられた。 ホール社定番のアルミニウム製鋼管桁を使用し、胴体と主翼前縁はアルミニウムで覆われた一方で主翼のその他の部分と動翼は羽布張りであった。.30口径機関銃を搭載したホール社設計の動力銃座を機首に備えており、1930年代の標準としては本機の武装は充実したものであった。連装機関銃を装備した可動銃座が機体後方の背面と下面に設けられ、爆撃手が使用するように銃座の下の機首部は平面ガラス張りとなっていた。本機の装備する攻撃用兵器としては、Mk13航空魚雷か最大2,000ポンド (910 kg)までの爆弾があり、これらは機内の爆弾倉に収納された。双フロート式という降着装置の形式は、これらの兵器を投下することを可能としていた。

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「スパッド A.2」の記事における「設計と開発」の解説

スパッド社の主任設計士、ルイ・ベシュローが手掛けた初の軍用機が、スパッド A.1原型機である。初期の航空戦の経験により、前方に向けて機銃を搭載するのが望ましいことはすでに判明していたが、プロペラ回転圏内から発射可能な機銃同調装置はまだ実用化されておらず、さまざまなメーカーにより、いくつかの解決策が試行されていた。牽引式の場合、プロペラの裏側に弾丸をはじくくさびを取り付ける、機体を推進式にしてエンジンとプロペラをコクピットの後方に置く、などがその例だが、ベシュローがA.1で試みたものは、かなり複雑な手段と言えた。 A.1はオーソドックスな牽引式の機体だが、通常位置の操縦席に加えて、プロペラの前方に流線型のナセルを取り付け、ここに銃手兼偵察員席を配置したのである。これは牽引式と推進式の利点を折衷した方式であった。偵察員は前方に向け、何にも遮られない射界と視界を得ることができたが、一方で、（特に着陸時に）パイロットの視界を著しく妨げ、パイロットと偵察員の連絡をほとんど不可能にし、しかも偵察員はすぐ後方に回転するプロペラを背負う危険に常にさらされることになった。特に尾輪（尾橇）式航空機では荒い着陸で逆立ちすることがしばしばあり、その場合、偵察員はエンジンに押しつぶされることになった。イギリスでは、同様の理由で推進式の機体は作られなくなった。 「説教壇」と呼ばれた前方ナセルには、鋼管製機銃架に、可動式にルイス機関銃が装着された。ナセルの両側面後方にはエアインテイクがあり、ナセルでほとんど覆われてしまっている80馬力ル・ローン9C ロータリーエンジンに、若干でも空気が当たるようにされていた。また、エンジン整備やスタート時のため、ナセルは上部のロックを外すと、下側のヒンジで前下方に倒せるようになっていた。偵察員席後方には、偵察員がプロペラと接触しないよう、光背状のガードが付けられていた。 この特異な仕組みを別にすれば、A.1はごく一般的な、木製骨組み・布張り構造の機体であった。複葉の主翼は1張間だが、飛行中、長い張り線が過度に振動するのを防ぐため、中間に張り線支持用の補助支柱が一対設けられていた。このため、一見 2張間であるかのような外観となった。胴体は優れた設計で頑丈であったと言われる。A.1は1915年5月に初飛行し、最高速度は153km/hであった。 A.1は生産されなかったが、その小改良型がA.2の名称で生産された。A.2は99機が生産され、うち本国フランスが42機で、ロシアに57機が送られた。ただし、プロペラ効率は前方のナセルの存在で著しく阻害され、飛行特性はなお不満足なもので、さらに前記のさまざまな欠点から、乗員には不評だった。このように、決して成功作とは言えない機体ではあったが、この設計はベシュローとその設計チームに貴重な経験をもたらした。特に1張間の主翼に張り線支持用補助支柱を配する手法は、ベシュローがその後設計した傑作戦闘機スパッド VII にも引き継がれた。

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「ドルニエ Do 31」の記事における「設計と開発」の解説

当初の設計では両翼の内側ナセルにブリストル ペガサス推力偏向ターボファンエンジンを、両翼端のナセルにロールス・ロイス RB162を各々4基搭載することになっていた。より大きなロールス・ロイスRB153ターボファンエンジン（おおよそ5,000lbfの推力）が使用できるようになったあかつきには翼端のノズルとエンジンは使用しないで済ます予定だった。エンジンをポッドに搭載したために胴体は後部ローディングランプ付の容量の大きなスペースを確保していた。 結局、E1、E2とE3 －「E」は実験（Experimentell）を表す－ の3機が製造された。E1はペガサス エンジンのみを搭載し通常の飛行形態のテスト用に設計された。E2は静止試験用のエアフレームで飛行はしなかった。E3はペガサスとリフト用のRB162の両エンジンを搭載し垂直離着陸モードのテスト用に設計された。最初の試作機（E1）は1967年2月10日に2基のペガサス エンジンのみで初飛行を行った。2番目の試作機（E3）は10基全てのエンジンを搭載し1967年7月に飛行した。最初のホバリング飛行は1967年11月22日に実施され、1967年12月には前進と後退の完全遷移飛行が行われた。 Do 31は1969年のパリ航空ショーへのフェリー飛行中に幾種類かのFAI（Féderation Aeronautique Internationale）公認の世界記録を打ち立てた。この機は最初にして現在までで唯一の垂直離着陸可能なジェット輸送機である。 開発プロジェクトは1970年4月にキャンセルされたが、1970年5月4日にハノーファーのILAで最後の公開飛行が行われた。開発がキャンセルされた一因は、大きな抗力と、通常の輸送機と比較して有用なペイロードの少なさと、航続距離を減じるエンジン・ポッドの重量であった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/06/13 16:07 UTC 版)

「フェアチャイルド J83」の記事における「設計と開発」の解説

1953年3月、アメリカ空軍は航空機と地上発射型デコイミサイルで防空施設を飽和させて戦略航空軍団の爆撃機の効果を高めるために全体運用要求 (GOR) 16を配布した。1955年12月にフェアチャイルド社がXSM-73 グースを含む地上発射式デコイ兵器システム123Aの契約を獲得した。マクドネル・エアクラフトは1956年2月に航空機発射型のデコイであるADM-20 Quailの製造に選ばれた。 1954年11月に両方のデコイの開発リスクを最小化する目的で2形式のエンジンの契約が交わされた。それぞれのエンジンの推力は2,450 lbf (10.9 kN)級で推力重量比の目標は 10:1だった。ゼネラル・エレクトリックはJ85の開発契約を獲得してフェアチャイルドは競合するエンジンであるJ83の契約を獲得した。GEはより先進的な設計を使用したことで、より推力重量比が高かった。 J83は1957年初頭に運転され、B-57 キャンベラが改造されて飛行エンジン試験機としてJ83の飛行試験のために使用された。 J83を動力とするXSM-73 Gooseは15回の飛行試験が実施された。 フェアチャイルドはカナディア社のTutorの動力のために他の2社のエンジン製造会社と競った。ライセンス生産のJ85が選ばれた。ノースロップ XQ-4AはJ83エンジンを使用するように開発されたがXQ-4Aが中止された事でエンジンは開発されなかった。 1958年11月、J83はXSM-73の1ヶ月前に中止された。アメリカ空軍はJ85は性能目標を高く満たしていると認識した。J85は同様にADM-20 Quailデコイ、XSM-73 ミサイルとT-38 タロン練習機の動力にも使用された。J83はXSM-73の動力に使用されただけだった。 J83の中止後、フェアチャイルドはエンジンの他の活用先を持たなかった。その結果、ロングアイランドのディアパークのフィアチャイルド社のエンジン部門は1959年の夏に閉鎖された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/06/13 16:08 UTC 版)

「プラット・アンド・ホイットニー・カナダ PW600」の記事における「設計と開発」の解説

2001年10月31日に推力が2,500 lbf (11,000 N)のPW625F実証エンジンが最初に運転された。P&WCは推力900 lbf (4 kN) のPW610Fエンジンの開発を2002年にエクリプス 500の為に開始した。2006年7月27日にカナダの型式認証を取得した。2基のPW610Fを動力とする最初のエクリプス500は2006年12月31日に顧客に納入された。 直径14.5 inch (36.83 cm)のファンを備えるPW610Fはこれまでに量産された最小のターボファンエンジンの一つである。バイパス比は約1.83と信じられる。単段式低圧(LP)タービンで駆動される単段ファンは先進的な広翼弦長のブレードと回転翼ハブが一体化されたスナバレス設計である。新しく特許を取得した高圧圧縮機(HP)はダイアゴナル(i.e. 混合された) フロー段、従来の遠心式過給器は単段高圧タービンで駆動される。反転流燃焼器と強制混合/共通排気も同様にこの設計の特徴である。二重系統の完全デジタル式エンジン制御(FADEC)により仕様通りに円滑に、より高信頼性で運転される。イスパノ・スイザ・カナダは現在このエンジン用のFADECの設計と製造を行う より大型の推力1,350 lbf (6,000 N)のPW615Fは直径16 インチ (40.64 cm) のファンでセスナ・サイテーション ムスタングに搭載搭載される。このエンジンは2005年12月に型式認証され2006年3月に初めて納入された。ムスタングの機体は2006年9月8日に型式認証され2007年から納入が開始された。エンジンは同様に改良型のエクリプス 400でも採用予定だが推力は1,200 lbf (5,300 N)に抑えられる予定である。PW615Fのバイパス比は約2.8である。 さらに推力1,615 lbf (7,180 N)のPW617Fはファンの直径が17.6 インチ(44.7 cm)でバイパス比は2.7,でこのシリーズでは最大でエンブラエル フェノム 100の動力として設計された。最初の運転は2006年6月29日で認証取得は2007年第4半期と予想された。量産機の最初の納入は2008年3月が予想される。 2006年10月15日時点において50基のPW610FとPW615FがP&WCによって納入された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/07/04 15:25 UTC 版)

「ユンカース F.13」の記事における「設計と開発」の解説

F.13は、流線形の滑らかな外観を有し、全金属製・片持ち式低翼単葉機（外部の支持架を持たない）という構造の、製造された当時は非常に先進的な機体であった。1920年代終わりになっても、本機とその他のユンカース社製航空機は、複葉機の生産される時代の中にあって、支持架無しの単葉機という特異な存在であり、同様の近代性はフォッカー社製航空機に見られるのみであった。F.13は世界初の全金属製旅客機であり、ユンカース社にとり初の商用航空機であった。 機体名称のFは「Flugzeug」（フルークツォイク・航空機の意）に由来しているもので、本機はこの命名方式を採用した初のユンカース機であった。初期のユンカース社の表記法ではJ 13であり、ロシアで製造された機体にはJu 13という名称が使用された。 1918年のJ 7から1932年のJu 46まで、約35機種全てのユンカース社製の機体と同様に、F.13はアルミニウム合金（ジュラルミン）で構築した機体の全面を、ユンカース機独特の波形ジュラルミン製応力外皮で覆い、主翼内部構造においては、斜めに走る梁を持つ9本のジュラルミン製円形断面主桁で構成されていた。動翼は全てホーンバランス型であった。 機首の単発エンジンの後には、乗務員用の、屋根付ではあるが側面窓の無い半開放式コックピットがあり、4名の乗客のために、胴体側面に窓とドアが設けてある密閉された暖房付キャビンが用意されていた。当時としては珍しい、乗客用のシートベルトも備えられていた。F.13は、従前通りの尾橇付固定式降着装置を備えていたが、派生型の中にはフロートやスキーを履いたものもあった。 127 kW (170 hp) のメルセデス D.IIIa 水冷直列エンジンを装着したF.13は1919年 6月25日に初飛行を行った。量産初号機は主翼長と翼面積を増やされ、より強力な140 kW (185 hp) BMW IIIa 水冷直列エンジンを装着していた。 多くの派生型の機体が、メルセデス、BMW、ユンカースの液冷直列エンジンとアームストロング・シドレー ピューマ、ノーム・エ・ローヌ ジュピター、プラット・アンド・ホイットニー ホーネットといった空冷星型エンジンを装着した。派生型はほぼ2文字のコードで判別でき、最初の文字が機体を、2文字目がエンジンを示していた。ユンカース L5 エンジンを装着した派生型は全て2文字目が -eなので -fe というのは長胴型 -f の機体にL5エンジンを装着した型を示していた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/07/07 16:20 UTC 版)

「IAI アラバ」の記事における「設計と開発」の解説

アラバの設計作業は1965年に始まり、その設計の目的にはSTOL性能、不整地滑走路からの運用、20名の乗客や嵩張る積荷の搭載といったものが含まれていた。これらを実現するために設計は比較的風変わりなものとなった。 アラバの胴体は樽状の短いが幅の広いもので、胴体後部は蝶番により横開きすることで荷物の積み下ろしを容易にしていた。翼幅は長く、尾翼はエンジンナセルから延びる2本のブームに支えられていた。固定式の首車輪式降着装置は重量を低減するためで、双発の動力には出力715 eshp (533 kW)のプラット・アンド・ホイットニー・カナダ PT6A-27 ターボプロップエンジンが選定された。 試作初号機は1969年11月27日に初飛行を行い、試作2号機は1970年11月19日の試験飛行中に主翼の支柱がフラッターを起こして折損したために破壊された。試作3号機は1971年5月8日に進空した。第四次中東戦争では3機が徴発されてイスラエル空軍の第122飛行隊により使用されたが、戦争後に返還された。また、第103飛行隊でも民間型のアラバ101が徴発され、負傷者の輸送に使用された。 イスラエル空軍は当初アラバを制式採用しなかったが、1983年に9機を購入した。1988年の生産終了までに103機が作られ、その内70機が軍用市場向けであった。2004年にイスラエル空軍はアラバを退役させることを決めたが、数か国ではいまだに現役で使用され続けている。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/04/12 16:08 UTC 版)

「シュド・ウエスト アリエル」の記事における「設計と開発」の解説

S.O.1100 アリエルIは、1947年に初飛行を行った密閉式キャビンを持つ小型の全金属製ヘリコプターであった。マティス G8エンジンでチュルボメカ製圧縮機を駆動し、圧縮機で作り出された低圧の圧縮空気は3枚ブレードローターの各ブレードの先端まで導かれた。各ブレードの先端は燃焼室となっており、そこで空気が燃料と混合されて点火された。アリエルは2枚の垂直尾翼を備える短いテールブームを備えていた1949年3月23日にアリエルIに似ていたが尾翼を刷新された改良型のS.O.1110 アリエルIIが飛行した。 最終型のS.O.1120 アリエルIIIは、前の2つの型とは異なりチュルボメカ アリウス (Turbomeca Arrius) タービン圧縮機を搭載した。動力源を換装したために生じた空間には追加の座席が取り付けられた。もう一つの相違点は尾翼で、アリエルIIIは単一の垂直尾翼と方向舵を備えていた。タービンからのジェット噴流を方向制御に使用しており、方向舵に繋がる方向制御板が噴流を向きを制御していた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/07/21 19:55 UTC 版)

「ハンドレページ ハーミーズ」の記事における「設計と開発」の解説

ハーミーズは1944年に英航空省が発行したファーストクラス34座席かツーリスト・クラス50座席の与圧キャビン付民間旅客機の仕様に合致するように製造され、同時期に英空軍がハンドレページ ハリファックスの代替となる新型輸送機の要求に応えたものがよく似たヘイスティングスであった。従来の尾輪式降着装置のヘイスティングスとは異なりハーミーズは首車輪式降着装置になるように計画されていたが最初の試作機2機は尾輪式であった。製造された2機の試作機の初号機は非与圧の「ドンガラ」であったが、試作2号機は与圧式胴体のフル装備であった。ハーミーズはヘイスティングスよりも先に就航する予定であったが、試作初号機（HP 68 ハーミーズ I、登録記号：G-AGSS）が1945年12月2日の初飛行で墜落したことにより製造は遅延した。民間型ハーミーズの開発は試作初号機の墜落の原因となった機体の不安定を解決するために遅れ、この問題を解消するために胴体が延長された試作2号機（HP 74 ハーミーズ II、登録記号：G-AGUB）が1947年9月2日に初飛行を行った。 一方では、BOAC向けに2,100 hp (1,570 kW) のブリストル ハーキュリーズ 763 星型エンジンと首車輪式の降着装置を装備した決定版のHP 81 ハーミーズ IVが25機とターボプロップエンジンのブリストル シーシュースを装備したハーミーズ Vが2機発注された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/07/21 19:40 UTC 版)

「マイルズ エアロバン」の記事における「設計と開発」の解説

エアロバンは、一部にトウヒ材と金属部品を使用した合板接着プラスチック製の高翼単葉の双発機であった。降着装置は固定の首車輪式、3葉構成の垂直尾翼と方向舵（マイルズ メッセンジャーと似た中央に1枚と水平尾翼の端に備えていたが、高さのある前部胴体により大面積の尾翼が必要とされた）を備えたポッドとブーム形式の胴体であった。2名のパイロットは機首上面を形成するアクリル樹脂製の大型透明風防の直下に座り、客室の側面には乗客用に各4つか5つの円形窓を備えていた。エアロバンには後部のクラムシェル型ドアを使用して乗用車を搭載することができた。1944年に設計された試作機はバークシャーのウッドレーにあるマイルズ社の工場で製作され、1945年1月26日にトミー・ローズ（Tommy Rose）の操縦で初飛行を行った。 エアロバンは主に民間向けに1946年に生産が始まったが、数機が短期間の間イスラエルとニュージーランドで軍用に使用され、1947年遅くに生産は終了した。フランスでのライセンス生産契約が結ばれたが、実際の生産は行われなかった。2機のニュージーランド空軍機が空中散布機に改装されたが成功作とはならなかった。1機のマーク6が1957年にユレル・デュボアの高アスペクト比の主翼を装着した研究に使用され、この機体は後にHDM.105として知られるようになった。試作機は遡及的にマーク1と命名され、後にマイルズ マラソンが装着するアームストロング・シドレー マンバ ターボプロップエンジン用エンジンナセルの5/6大モデルが取り付けられた。 最後まで実働していた機体として知られるのは、1968年にイタリアで運用されていたマーク6であった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/07/26 16:49 UTC 版)

「ハンドレページ HP.115」の記事における「設計と開発」の解説

HP.115は細い胴体を持つデルタ翼機の低速での飛行特性を調べるために設計され、元々は約30,000 ft (9,140 m)の高高度までイングリッシュ・エレクトリック キャンベラ機に曳航されるグライダーとして計画されていた。費用を検討した結果、エンジン付きの機体は時間当たりのコストが95%低く、飛行時間は2倍になると試算された。 非常に低いアスペクト比で75°の後退角のデルタ翼、パーシヴァル プレンティスの主脚とマイルズ エアロバンの前脚を流用した固定式の降着装置を備えていた。コックピットの空間確保のために膨らんだ機首以外は幅の狭い非常に細い胴体で、垂直尾翼の基部に1基のブリストル・シドレー ヴァイパー ターボジェットエンジンが装着されていた。 翼型は、最大厚み比がコード長の40%位置にあるレンズ翼（bi-convex type）であり、これは超音速輸送機に採用されるであろう翼型の代表型として選択された。この主翼は翼弦方向へ良好な横断面の変化を持つため超音速飛行時の抵抗が低かった。独特な合板製の前縁はキャンバー角が異なるものに交換が可能であったが、実際にこの構造が利用されたことは無かった。

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「R6V (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

ロッキード コンスティテューションは、1942年に米海軍、パンナムとロッキード社の共同研究として始まった。当初ロッキード モデル 89と称されたこの機体の設計は、海軍の飛行艇による輸送力を上回る大型輸送機を要求されており、パンナムはこのような大型の機体を民間航空で使用した場合の潜在能力を研究するためにこの計画に参加していた。この機体は17,500 poundsの貨物を搭載して高度25,000フィート (7,600 m)を巡航して航続距離5,000マイル (8,000 km)を飛行し、速度は250 mph (400 km/h)以上となる予定であった。機内は完全に与圧され、ほとんどの主要な部位に機内からアクセスでき、飛行中にでも修理が可能となるはずであった。例えば分厚い主翼の中を通るトンネルは4基全てのエンジンに通じていた。 この機種の設計はロッキード社のウィリス・ホーキンスとW・A・パルヴァー（W.A. Pulver）率いる技術陣により設計され、米海軍のE・L・シンプソン・ジュニア（E. L. Simpson, Jr.）が監督に当たった。「コンスティテューション」という名称はロッキード社の社長ロバート・E・グロスによりこの計画に対し与えられた。 コンスティテューションの設計では「8」の字断面を持つ「ダブルバブル」胴体を採用していた。この特異な設計は元々カーチス・ライト社の主任技術者ジョージ・A・ペイジ・ジュニア（George A. Page Jr.）が考案したもので、カーチス C-46 コマンドーに導入されていた。これは同一容積の大きな１本円柱に比べて容積を犠牲にすることなく与圧キャビンに有利な円柱構造を実現していた。 元々の契約では海軍航空局は50機のコンスティテューションを総額$1億1,125万で要求していたが、対日戦争終結の日にこの契約は僅か2機のみの$2,700万に縮小された。

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「カーチス・ライト CW-22」の記事における「設計と開発」の解説

CW-22は、CW-19から単座のCW-21軽戦闘機/迎撃機の開発を通してカーチス・ライト社のセントルイス工場で開発された。試作機は1940年に初飛行を行った。CW-21よりも低出力と低性能な単葉複座で全金属製のCW-A22は、引き込み可能な尾輪式降着装置を持ち、その主脚は主翼下面の覆いの中に後方へ引き込まれた。 CW-22は民間のスポーツ機や練習機、軍用の戦闘訓練機、偵察機、汎用機として使用された。試作機のCW-A22 ファルコン（米国の民間登録記号：NC18067）は、カーチス・ライト社のデモンストレーション用機として使用され、現存する4機の中の1機である。1機のSNC-1はフロリダ州 ペンサコーラにあるアメリカ海軍の国立海軍航空博物館に展示されている。

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「XP-31 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

カーチスは1932年のP-26との競争試作にXP-934で臨んだ。XP-934は支柱付きの固定式主脚を持つ低翼単葉の機体であり、初飛行は7月だった。アメリカ陸軍航空隊にとって最初の密閉式操縦席を備えた単座戦闘機である一方、固定式主脚と張線付き主翼を持った最後の戦闘機でもあった。 小型の機体であったにもかかわらず重量は過大であり、125ガロン（474リットル）の燃料を搭載した。カーチスは、各種の新技術の導入が同時代の他機と比較して有利なポイントとなると考えていたが、XP-934はすでに時代遅れであり、なにより重要なことに、試験において期待外れの性能しか示すことができなかった。

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「XNQ (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1947年以前において米海軍は常に空軍機に多少の改造を加えた機体を使用していた。当時の初等練習機の代替としてフェアチャイルド社で設計されたXNQ-1は、当時としては最高速の初等練習機であった。モデル M-92は可変ピッチプロペラ、フラップ、電気作動引き込み式降着装置、全金属製外皮、羽布貼り方向舵/エルロン/昇降舵を備えていた。 視界を遮らない一体式涙滴型キャノピーによりタンデムに座る教官と訓練生には全周位への視界が確保され、計器盤の配置は時速600 mphのジェット戦闘機や航続距離5,000-マイルの長距離哨戒機で見られるものに適合したものであった。訓練生が認知し易いように降着装置の上げ下ろしレバーは小さな車輪の形状をしており、フラップレバーもフラップの翼形形状と似ていた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/08/15 19:20 UTC 版)

「SNCAC NC 1080」の記事における「設計と開発」の解説

この計画は元々SNCACの出資で、Pillon技師の指導の下アルセナル VG 90とノール 2200に対抗する単座の艦上戦闘機を製作する目的で始まった。1949年7月29日に初飛行を行ったが、直ぐにスポイラーと水平尾翼の操作に問題があることが判明した。SNCACがSNCANに吸収される一方で、本機の試験はブレティニーとヴィラロッシュで独自に実施された。1950年4月10日のPierre Gallay操縦での試験飛行中に原因不明の墜落事故を起こし、以降の開発は直ぐに中止されたが、機体は修復不可能なほどの損傷を負っていた。 NC.1080は推力2,268 kgのロールス・ロイス ニーン ターボジェットエンジンを搭載し、3門の30 mm 機関砲を装備可能なように設計されており、機体は全金属製の低翼単葉機であった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/08/28 03:54 UTC 版)

「I-4 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

最初の試作機(「アンドレイ・ニコラエヴィチ・ツポレフの戦闘機5」をもとにANT-5と名付けられた)の初飛行の後、I-4は抵抗の小さな新型のエンジンカウルに変更され、上翼にロケットランチャーを追加、尾翼面積を大きくする改設計を受けた。 下翼は主に翼間支柱のための付属物であり、次の生産型であるI-4Zでは下翼は大幅に短縮され、更にI-4bisでは下翼はすべて取り除かれ、複葉機からパラソル翼の単葉機に変更された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/10/02 03:44 UTC 版)

「マイルズ M.20」の記事における「設計と開発」の解説

バトル・オブ・ブリテンの期間にイギリス空軍は、潜在的な戦闘機不足に直面した。ドイツ空軍の脅威にさらされて航空省は、要求仕様F.19/40に合致するM.20の設計をマイルズ社に依頼した。9週間と2日後に試作初号機が進空した。 生産時間短縮のためにM.20は全木製とされ、多くの部品を以前のマイルズ マスター練習機から流用していた。油圧装置は装備しておらず、降着装置はフェアリング付きの固定式であった。エンジンはパワーエッグ型ロールス・ロイス マーリン XXをそのまま使用し、同じくマーリンエンジンを搭載するアブロ ランカスターやブリストル ボーファイターと似ていた。パイロットの視界改善のために水滴型風防を採用したが、M.20はこれを採用した最初の戦闘機の中の1機であった。

設計と開発

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/04/13 01:38 UTC 版)

「ロールス・ロイス RR500」の記事における「設計と開発」の解説

RR500はロールス・ロイス RR300 ターボシャフトの大型版で出力を高めるためにエンジンのコアを大型化した。 補機を伴うエンジンの基本重量は250 lb (113 kg)である。離陸時の出力は約500 shp (373 kW) で巡航時の出力は380 shp (280 kW)である。 前機種であるアリソン 250と同様に全てのタービンエンジン(競合するプラット・アンド・ホイットニー・カナダ PT6を含めて)は航空用ガソリンではなくジェット燃料を使用する。同様にタービンエンジンの整備費用が高い事を差し引いても同規模の出力のレシプロエンジンよりも整備頻度が少ないとされた。 ターボシャフト仕様のRR500TSも同様に開発中である。

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「リード・アンド・シグリスト R.S.3」の記事における「設計と開発」の解説

レスター デスフォードのリード・アンド・シグリスト社は戦間期の主要な計器製造会社であり、特に航空計器に特化したことで1937年にはニュー・モールデンにあるサリー工場に航空部門を設立することになった。最初の製品である双発の高等練習機R.S.1 スナーガッシャー（1939年）は、後に工場とデスフォード飛行場（Desford aerodrome）で主に同社の連絡機として使用された。 次の製品のR.S.3 デスフォード（この名称は社の所在地からつけられた）は、前作と似た規模とコンセプトの機体であったが、類似点はパイロット席と教官席の構成と低翼に配置された主翼のみであった。S.R.3は、R.S.1の高出力のデ・ハビランド ジプシー・シックス シリーズI エンジンではなく出力130 hpのデ・ハビランド ジプシー・メジャーを2基搭載していた。全体的な外観はずんぐりしたR.S.1よりも好ましいものとなり、その良好な操縦性は引き継いでいた。

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「リード・アンド・シグリスト R.S.1」の記事における「設計と開発」の解説

レスター デスフォードのリード・アンド・シグリスト社は戦間期の主要な計器製造会社であり、特に航空計器に特化したことで1937年にはニュー・モールデンにあるサリー工場に航空部門を設立することになった。最初の製品は2基のデ・ハビランド ジプシー・シックスII II (205 hp, 152 kW)エンジンを搭載した特徴のある双発の高等練習機であった。主に木製構造（機体尾部の表面は羽布張り）の胴体/主翼を合板外皮で覆った保守的な中翼配置の尾輪式降着装置を持つ機体で、3名が搭乗するコックピットはスライド式キャノピーを持つ当時の訓練方法の流行に合ったものであった。前部コンパートメントに操縦士と通信士/航法士が、その背後に後方向きの銃手が座る、機関銃1丁を装備した軽爆撃機仕様も提案された。

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「マーチン・ベイカー MB 5」の記事における「設計と開発」の解説

MB 5は、実際にはマーチン・ベイカー MB 3の試作2号機として作られた。これは英航空省の要求仕様F.18/39に応じたもので、時速400 mph 以上で飛行可能であり、イギリス空軍向けの敏捷で頑丈な戦闘機として設計された。1942年にMB 3の試作初号機が墜落し、ヴァル・ベイカーが死亡すると、試作2号機の製作は遅れることとなった。ロールス・ロイス グリフォン エンジンを搭載したMB 3はMB 4として計画されたが、全く新規に設計し直されることになった。 MB 5と命名され、再設計が行われた機体は、主翼はMB 3と似ていたものの、全く新しい鋼管製の胴体を持っていた。出力2,340 hp (1,745 kW)のロールス・ロイス グリフォン83 液冷V型12気筒エンジンが、3枚ブレードの2重反転プロペラを駆動し、車輪間隔の広い引き込み式降着装置を持つ主翼内には、武装として4門の20 mm イスパノ 機関砲を備えていた。 MB 5はMB 3の製造契約と同一の契約の下で製作された。

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「ハフナー ロータバギー」の記事における「設計と開発」の解説

本機は一定の成果を収めたロータシュートの開発の後にAirborne Forces Experimental Establishment (AFEE)のラウル・ハフナーにより設計された。 試作機は1942年にホワイト・ウォルサムにあるR・マルコム社（R. Malcolm Ltd）により製作され、この計画には「特殊回転翼グライダー」（"Special Rotating Wing Glider"）を求めた要求仕様10/42が割り当てられた。 初期の試験でウイリス MBは高さ2.35メートル (7.7 ft)までならば落下させても車両自体に損傷は負わないことが分かった。直径12.4メートル (40 ft 8.2 in)の回転翼が後部フェアリングと方向舵の無い尾翼と共に取り付けられた。この機体を動かすには自動車として走行する場合の運転手と空中で操縦桿を操作するパイロットの計2名が必要であった。当初は「ブリッツ・バギー」（"Blitz Buggy"）と命名されたが、直ぐに「ロータバギー」（"Rotabuggy"）という名称に取って代わられた。 最初の飛行試験は1943年11月16日にダイアモンドT製トラックの後ろに牽引されて行われたが、このトラックはロータバギーを浮揚させる程の速度は出せず、11月27日のより高出力のスーパーチャージャー付き4.5Lエンジン搭載のベントレー車を使用した試験でようやくロータバギーを空中に舞いあがらせることができ、45 mphの速度で飛行した。その後の試験はアームストロング・ホイットワース ホイットレイ爆撃機に曳航されて行われた。 初期の試験ではロータバギーは45マイル毎時 (72 km/h)以上の速度で激しい振動を起こしがちであったが、改良が加えられて1944年2月1日には70 mph (113 km/h)での飛行を達成した。1944年9月に実施された最後の試験ではホイットレイ爆撃機から切り離された後に10分間の高度400フィート (121.9 m)を65 mph (105 km/h)の速度で飛行し、「十分満足すべき」と評価された。しかし、車両を搭載可能な軍用グライダー（ウェイコ ハドリアンやエアスピード ホルサのような）の導入によりロータバギーは不要となり、更なる開発はキャンセルされた。 ロータバギーのレプリカはMuseum of Army Flyingに展示されている。ハフナーはバレンタイン歩兵戦車を使用した同様の装備の「ロータタンク」（Rotatank）を提案したが、これが製造されることは無かった。

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「ハフナー ロータシュート」の記事における「設計と開発」の解説

ロータシュート、又はハフナー H.8として知られる兵員輸送用機器の設計は1940年11月から1941年にかけて産み出された。1941年9月に中央空挺研究所は空挺軍研究所（Airborne Forces Establishment）に改称された。ロータシュート Mark Iの設計は当初一つの座席、ゴム台座に載ったローターハブ、吊り下げ式操縦桿、スキッド式降着装置を備えた鋼管フレーム製構造部に尾翼と一体化したゴム引き羽布製の自然膨張式の後部フェアリングで構成されていた。木製構造の2枚のローターブレードはローターハブのヒンジを介してフラッピングとコーニング機能を実現していた。固定式のフットレストが備えられ、座席の下にはブレン軽機関銃の様な小火器を収納するようになっていた。操縦桿ではロールとピッチの2軸の制御を行うことが可能で、操縦桿を回すことでロール運動を行った。航空省要求仕様 No. 11/42は要求の概要について記述するために遡及的に発行された。航空生産省は、部品の製造をF・ヒルズ。アンド・サン（F. Hills and Sons）、エアワーク・ジェネラル・トレーディング（Airwork General Trading）、ダイナフレックス（Dynaflex）、ダンロップ、H・モーリス（H. Morris & Co.）といった専門企業に下請けに出した。幾つかのあ実物大回転翼がフォード製の平台トラック上に載せられた旋回軸に取り付けられて試験にかけられ、実物大の無人機が地上試験と飛行試験に使用された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/10/02 22:10 UTC 版)

「ブラックバーン B-20」の記事における「設計と開発」の解説

ブラックバーン・エアクラフト社は自社の主任設計技師J・D・レニー（J. D. Rennie）の特許を基に独自企画の機体を設計した。 B-20は水上機と飛行艇双方の最も長けた特徴を組み合わせることを意図していた。水上ではB-20は基本的に胴体下部の巨大な主フロートと安定性確保のため翼端近くの小型フロートを使用して水面に浮く水上機であった。空中では主フロートを胴体下の窪みへ引き込み胴体と一体化するようになっていた。主翼下面の小型フロートは外側に折りたたまれて翼端部となった。 ブラックバーン社と共にスーパーマリン社とサンダース・ロー社が航空省要求仕様 R.1/36 に応じて設計案を提出した。サンダース・ロー ラーウィックとして就役した機体が選ばれたが、航空省はB-20の試作機にシリアルナンバーV8914として認証する程の興味をこの機体に抱いていた。試作機は1940年3月26日に初飛行を行ったが、4月7日の試験飛行中に補助翼のフラッター現象による非常に激しい振動に見舞われ、搭乗員は機外へ脱出した。3名が死亡し、その他2名は武装商船のトランシルヴァニアに救助された。ブラックバーン社の資源は第二次世界大戦の対応へと振り向けられることとなりB-20の開発は試作機が墜落した時点で中止された。 墜落した試作機の残骸は現存するが、戦没者墓地として手つかずのままとされている。1998年にエンジンの1基が漁船の網に引っ掛かり残骸から浅瀬まで引き揚げられた。このエンジンは現在ダンフライズ・アンド・ギャロウェイ航空博物館（Dumfries and Galloway Aviation Museum）に展示されている。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/10/02 22:08 UTC 版)

「ブラックバーン H.S.T.10」の記事における「設計と開発」の解説

H.S.T.10は2基のNapier Rapier VIエンジンを装備した片持ち式の低翼単葉機であった。尾輪式の引き込み可能な降着装置を持ち、2名の操縦士と12名の旅客は密閉されたキャビン内に搭乗した。本機に採用されたダンカンサン翼（the Duncanson wing）として知られる単一桁の全金属製の主翼は、前もってブラックバーン シーグレーブ機でテストされていた。試作機にはB-9というテスト用シリアルナンバーが与えられた。本機の開発計画は1937年に放棄され、B-9は教材用の機体としてラフバラー・カレッジに寄付された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/10/02 16:42 UTC 版)

「フォッカー S.14」の記事における「設計と開発」の解説

S.14 マッハトレーナーのエンジン吸気口は機首に位置し、主翼の形状と大きさは当時のほとんどのジェット機よりも低速で着陸できるように考慮されていた。 主要な任務がパイロットの訓練だったために座席は幾分太い胴体のコックピットの中で並列に配されており、訓練のために4発の11.4 kg (25 lb) 模擬訓練爆弾を搭載することができた。 試作機のK-1はロールス・ロイス ダーウェントV ターボジェットエンジンを装着してテストされた。 S.14はロールス・ロイス ダーウェントVIII（1950年代にFNハースタル（FN Herstal）社でライセンス生産された）を搭載して就役したが、このエンジンはその名称にもかかわらずロールス・ロイス ニーンの縮小版であり初期のダーウェントとは関連が無かった。ダーウェントVIIIは9個の燃焼室と1段タービンを持つ遠心圧縮式 ターボジェットエンジンで、14,700 rpm時の最大出力1,630 kp、62.84 lb (28.50 kg/秒)を発生した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/10/02 21:44 UTC 版)

「アブロ アテナ」の記事における「設計と開発」の解説

アテナは英国空軍向けのターボプロップ エンジン付きの3座高等練習機への英国航空省の要求仕様 T.7/45に合致する機体として設計された。アテナは並列複座のコックピットを持つ全金属製の低翼単葉機であった。航空省は1947年にこの要求仕様を再考し、倉庫に大量の在庫が残っているロールス・ロイス マーリン 35 エンジンを使用する要求仕様T.14/47に変更した。 この要求仕様の変更により最初の3機の試作機はターボプロップ エンジン付きのアテナ T.1となり、アームストロング・シドレー マンバ エンジンを装着した初号機は1948年6月12日に初飛行を行った。マーリン 35 エンジンを装着したアテナ T.2は1948年8月1日に初飛行を行い、ボールトンポール バリオール機と比較評価にかけられた。 英国空軍（RAF）向けに15機のアテナが発注されたが、バリオール機の方が好まれそれ以上の発注は無かった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/10/19 09:38 UTC 版)

「SSZ級軟式飛行船」の記事における「設計と開発」の解説

SSZ級軟式飛行船は、フォークストン近郊のカペル・ル・ファーンに置かれたイギリス海軍航空隊（RNAS）飛行船基地に勤務する3人の士官により作り出された。これはSS級軟式飛行船を代替するものだった。 他のSS級軟式飛行船と同様、SSZ級は容量2,000立方mの気嚢を有し、この中には浮力調節用として容量各180.5立方mの小気室を2個搭載していた。またSSP級軟式飛行船のように、燃料は気嚢の軸線上に吊された、アルミニウム製タンクに搭載された。 操縦室の設計は他のSS級軟式飛行船を出自としたものだった。これはボート様の流線形状を取り、防水され、前端から後尾まで床張りが施された。また側面には、繊維で包んだ8層の材木またはアルミニウム材が張られた。操縦室は快適で、3名の搭乗員を収容した。前方の座席は無線手兼機銃手で占められ、中央座席は操縦士、また機関士は後方に配された。 水冷式75馬力（56kW）ロールスロイス・ホークエンジンが1機、操縦室後部の上方に設けられた架台へ取り付けられた。この機関は推進式形状に配された、直径2.7mの4翅プロペラを駆動した。 SSZ級の設計は、同時期にRNASキングスノースで開発されたSSP級軟式飛行船よりも優れていると判定された。このためSSP級は生産中止となった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/12/31 09:41 UTC 版)

「ビッカース ヴァレッタ」の記事における「設計と開発」の解説

ヴァレッタは民間旅客機のヴァイキングを基に開発されており、ヴァイキングの158番目の機体がヴァレッタの試作機となって1947年6月30日にマット・サマーズ（Mutt Summers）の操縦でブルックランズで初飛行を行った。ヴァレッタは、より強力なエンジン、強化された床と大型の貨物積載ドアを備える点でヴァイキングとは根本的に異なった機体であった。 ヴァイキングとヴァレッタを基に似た外観を持つが、多少大型で首車輪式降着装置と胴体下荷室を備えるヴァーシティが派生した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/10/19 09:38 UTC 版)

「SSP級軟式飛行船」の記事における「設計と開発」の解説

1916年、SS級を元とし、RNASキングスノースで設計が始められた。この操縦室はより高い快適さを求めて作られており、ただ単に航空機の胴体部分を採用してあてがうというものではなくなった。SSP級の操縦室は長方形の横断面を持っており、先端は鈍められた形で、3名の搭乗員を収容できた。 名前が指し示すように、SSP級は、操縦室後方の架台上に据え付けられた出力100hp(75kw)のグリーン・エンジン1機によって動かされた。推力は推進式に取り付けられた、直径2.7mの4翅プロペラによって生み出された。後、SSP級のうち4隻は75hp(56kw)のロールスロイス・ホーク・エンジンに換装した。 6隻のSSP級軟式飛行船が1917年1月から6月まで任務に就いたが、SSZ級軟式飛行船の成功により、このタイプの飛行船がSS級軟式飛行船の標準的な派生型となることが決定され、またSSP級飛行船の計画は終了となった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/10/22 18:37 UTC 版)

「Be-4 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

ベリエフ設計局は1939年に運用上で数多くの問題を抱えていたKOR-1の後継となる機体の発注を受けた。設計局内でKOR-2と命名されたこの新型機は1940年10月21日にタガンログのベリエフ工場で初飛行を行った。 Be-4は若干の逆ガルウィング状を帯びた主翼をパラソル配置にした流麗な機体で、ナセルで覆われた星型エンジンを胴体の上に搭載していた。 試験が行われていた1941年1月にBe-4と命名された機体をモスクワ近郊の工場で量産するようにとの命令が発せられた。しかし第二次世界大戦の勃発により2機が完成しただけであった。この工場は解体されオムスク、その後クラスノヤルスクへ移転され、1943年5月から1945年の終わりまで生産された。最終的に合計47機が完成した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/11/19 17:10 UTC 版)

「アレキサンダー・シュライハー ASK 21」の記事における「設計と開発」の解説

ASK 21は初期訓練と単座飛行の間の隔たりを縮める現代複座機の必要性から、有名なアレキサンダー・シュライハー ASK 13に対応した滑空機として、ルドルフ・カイザーによって設計され、アレクサンダー・シュライハー社による初めての完全GFRP製の複座機となった。試作機の初飛行は1978年12月に行われ、1979年から生産が開始された。今日まで生産は続いており、すでに900機以上生産された。2004年12月にはセルフ・ローンチ型のASK 21 Miの初飛行が行われた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/02/04 08:40 UTC 版)

「フィアット G.91Y」の記事における「設計と開発」の解説

G.91Yはイタリア政府の資金で開発されたフィアット G.91の性能向上型であった。単発のブリストル オーフュース ターボジェットエンジンを搭載した複座練習機型のG.91Tを基に、エンジンをアフターバーナー付きのゼネラル・エレクトリックJ85-GE-13の双発に換装することで推力は60%増加した。機体重量を軽減するために構造を見直したことで性能はさらに向上し、G.91Tの後部座席の空間に燃料タンクを追加して航続距離が延長された。自動前縁スラットを追加で装備して戦闘機動力が改善された。 G.91Yが装備したアビオニクスはイタリア国内でライセンス生産された多くのアメリカ合衆国、イギリス、カナダ製のものを多少改良したものであった。機関砲については、西ドイツ空軍向けのG.91R/3と同じく、2門のDEFA 550 30mm機関砲を装備した。 3機の前量産型で行われた試験飛行では1機が最高速度マッハ0.98に達したが、機体振動を示したため量産型では水平尾翼の位置を多少上げて改善を図った。

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「SNCASE SE.5000」の記事における「設計と開発」の解説

バルデュールは、草地の飛行場から運用するように設計された軽戦闘機である。本機は、機体重量の軽減と製作コストの軽減、草原のような未舗装の飛行場からも容易に離着陸できることを狙って、降着用の車輪を装備しなかった。また、降着装置分の武装搭載量が増加できることも期待されていた。草地からの離陸には車輪付きの台車を使用し、着陸時に使用する安定板を兼ねた尾部のものを含む3本の引き込み式橇は、雪面や氷で覆われた滑走面からの離陸で使用した。この橇には丈夫で軽い素材という理由でマグネシウム材が用いられた。また、離陸に補助が必要な場合は3車輪式の台車にロケット（2発か4発、地面の状態によっては更に2発）を備え付けることもできた。この装置のおかげで、バルデュールは750 m程度の未舗装地からも離陸可能だった。 降着装置以外の点ではバルデュールは38度の後退角を持つ肩翼配置の主翼と尾翼、両側の主翼付け根に吸気口を備えるスネクマ アター 101C ターボジェットエンジン1基を持つ、当時としては平凡な通常の形式の航空機であった。2機の試作機のうちの初号機は1953年8月1日に初飛行を行い、さらにスネクマ アター 101Dを装着したSE.5003と命名された前量産型3機も製造された。飛行性能自体はそれ程悪くはなかったが、ソリを使った着陸は地面と機体との間隔が狭く、かなり操縦が難しいことが指摘された。また、離陸後の台車の回収に手間がかかるため、当初目的としていた草原等での運用には向いていなかった。シュド・エスト社では、生産型においては引き込み式の車輪を装備し、台車・ソリによる離着陸と車輪による離着陸が選択できるようにすることも予定していたが、二つのタイプの降着装置を有することは無駄が多いため計画のみで終わった。結局、運用方法がネックとなり、フランス空軍は本機の採用を見送ることになった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/12/28 08:52 UTC 版)

「Be-2 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

Be-2は操縦士と偵察員用のタンデムに配置された開放式コックピットを備える全金属製の複葉水上機であった。上下の主翼は翼間支柱で繋がれていたが艦船への収納のために後方へ折り畳めるようになっていた。フロートは中央に大きなものが1つと左右の主翼に小さなもの２つという配置で、エンジンはシュベツォフ M-25 空冷 9気筒 星型エンジン（アメリカ合衆国のライト R-1820のライセンス生産）を搭載していた。 最初からBe-2は深刻な取り扱いの困難さと整備上の問題を露呈していたが、適当な代替機が無かったことから量産に入り、合計で約300機が生産された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/02/01 09:53 UTC 版)

「Fi 98 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

フィーゼラー社は、1934年2月11日にドイツ航空省から発行された「低高度攻撃と急降下爆撃用の堅牢な複葉機」という要求仕様に応じてこの機体を開発した。 3機の試作機が発注されたが1機のみが完成し、ヘンシェル Hs 123やより近代的なユンカース Ju 87のためにこの設計は却下された。この機体の張線付複葉という設計は根本的に時代遅れのものであった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/02/02 15:02 UTC 版)

「TB-1 (航空機・ソビエト連邦)」の記事における「設計と開発」の解説

1924年にソ連空軍はTsAGI (Центра́льный аэрогидродинами́ческий институ́т (ЦАГИ) – 中央航空流体力学研究所) に重爆撃機の設計を命じた。TsAGIはアンドレイ・ツポレフの率いる部門にその課題を担当させた。 ツポレフのチームはジュラルミン波板外板―これはフーゴー・ユンカースのユンカース D.Iが先駆者となった全金属製航空機の設計技術を利用するためのツポレフの先行研究に基づいていた―を用い、2つのネイピア ライオンエンジンを搭載した双発の全金属製単葉機 ANT-4を設計した。 最初の試作機は1925年にモスクワにあったツポレフの工場の2階で製作されたため、試作機を分解して運び出すために際に建物の壁を取り壊す必要が生じた。モスクワにあるホディンカ飛行場での再組立ての後、ANT-4は1925年11月26日に初飛行した。 ANT-4の試験は成功を収め、TB-1として生産に移されることが決定された。しかし生産は遅延した。これはアルミニウムの不足と、高価な輸入品のライオンエンジンの代替を見つける必要があったためだった。代替エンジンにはBMW VI、後にソ連による同エンジンのライセンス生産型のミクーリン M-17が用いられた。生産は最終的に1929年にモスクワのフィーリの元ユンカース社の工場で始められ、生産が終了する1932年までに、2機の試作機に続いて216機が生産された。 降着装置に車輪を装備した型とフロートを装備した型の両方が生産された（ANT-4水上機は合計で66機が生産された）。

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「グラマン G-44」の記事における「設計と開発」の解説

元々は民間市場向けに開発されたウィジョンはより小型であったが、グラマン社の以前のG-21 グースと似た機体であり1941年から1955年まで生産された。この機種は第二次世界大戦中にアメリカ海軍、アメリカ沿岸警備隊、イギリス海軍により小型の哨戒機、多用途機として使用された。 試作初号機は1940年に初飛行を行い、量産第1号機は対潜哨戒機としてアメリカ海軍に納入された。軍用の176機を含む総計276機がグラマン社で生産された。第二次世界大戦中にこれらの機体はアメリカ海軍、アメリカ沿岸警備隊、シビル・エア・パトロールとアメリカ陸軍航空軍において運用された。また、イギリス海軍では「ゴスリング」（Gosling）と呼ばれて使用された。

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「He 60 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

He 60は、He 59を設計したハインケル社の設計技師ラインホルト・メーヴェス（Reinhold Mewes）が設計した。この機体は木材/金属混合構造に羽布張りの単発複葉機となった。翼間支柱で結ばれた上下の主翼は翼幅が同じで顕著なスタッガード式（前後にずらした形式）であった。 試作初号機は1933年初めに初飛行を行い、装着する492 kW (660 hp)のBMW VIでは出力不足であることが分かった。試作2号機はより高出力のBMW製エンジンを搭載したが、性能の向上は僅かであり信頼性に欠けていたため量産型では元のエンジンに戻された。外洋での運用を可能とする（仕様に要求された通り）ように設計された保守的な構造のHe 60は頑丈な航空機であった。その結果として本機は常に自機の重量に対して幾分か出力不足であることから操縦性は鈍重で、敵砲火に対して脆弱であった。この出力不足の解消のための試みとして1機にダイムラー・ベンツ DB 600エンジンが装着されたが、量産型にはこのエンジンは搭載されなかった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/01/08 03:01 UTC 版)

「プラット・アンド・ホイットニー・カナダ PW500」の記事における「設計と開発」の解説

PW530は1段のファン、低圧タービンで駆動される2段の低圧圧縮機、高圧タービンで駆動される2A/1CF 軸流-遠心式高圧圧縮機 で構成される。推力は2,887lbfで1997年2月から就航した。 類似のPW535は総圧縮比とコアの流量を増強する為に低圧軸にT段（英語版）を備える仕様である。2000年9月から就航した。 PW535と類似のPW545はより大径のファンを駆動する為に低圧タービンが追加された。1998年7月から就航した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/04/18 00:46 UTC 版)

「ドボワチン D.338」の記事における「設計と開発」の解説

D.338はD.333に引き込み式降着装置を取り付けた発展型であり、1936年に初飛行を行った。翼幅が多少大きくなり、胴体は3.18 m (10 ft 5¼ in)伸ばされていた。短距離路線では22名の乗客を搭乗させることが可能であり、極東で使用された機体は12名分の豪華仕様の座席を備え、その中の6座席は寝台にすることができた。

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「ブレゲー 27」の記事における「設計と開発」の解説

ブレゲー 27は、フランス航空隊による1928年の要求提示に応えて設計された。ブレゲー提案の機体は大型の一葉半（セスキプラン）形式の全金属機で、複座の開放コクピットの直後で唐突に終わる特異な形状の胴体を持っていた。尾翼は、胴体後方に伸びるブームに取り付けられていた。 原型機が試験飛行で示した性能は凡庸なものだった。にも関わらず、軍は1930年に85機、1932年に45機の発注を行い、後者にはより強力なエンジンが搭載されていた。2機の高高度偵察機仕様がブレゲー 33の名で作られたが、この型はそれ以上製作されることはなかった。

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「ブレゲー デュポン」の記事における「設計と開発」の解説

ブレゲー社は第2次世界大戦が終わる前の1944年から早くも2階建て旅客機のブレゲー 761の設計を始め、試作機は1949年2月15日に初飛行を行った。 761は片持ち式の主翼を巨大な胴体の中翼位置に配し、主車輪が2重タイヤの引き込み式の首輪式降着装置を備え、後部胴体の高い位置に垂直尾翼と方向舵を2枚もっていた。試作機はSNECMA社が製造した1,850 hp (1380 kW)を発生するグローム・ノーム 14R 星型エンジンを4基装備していた。 試作機に続き2,020 hp (1506 kW) を発生するプラット・アンド・ホイットニー R-2800-B31星型エンジンを装備した前量産モデルのBr.761Sが3機製造された。このモデルは中央の垂直尾翼をもっていた。 エールフランスはBr.761に興味を示し1951年にBr.763 プロバンスという名称で12機を発注した。763はより強力なエンジンを装備し、主翼が延長、強化され操縦席には3名の乗員が搭乗した。763は1951年7月20日に初飛行し、1952年8月にエールフランスに就航した。エールフランス機には上部デッキに59名、下部デッキに48名の乗客が搭乗できたが、高積載型では135名までが搭乗できた。エールフランスは1964年中に6機のBr.763をフランス空軍へ移譲した。フランス空軍は3機の前量産型のBr.761Sと着脱式の貨物ドアを装備した新造のBr.765 サハラも4機購入した。 英国製エンジンを装備した派生型（英国の潜在顧客向け）を製造することが計画されたが実現しなかった。この計画では766型にはブリストル ハーキュリーズ エンジンを、767型には英国製ターボプロップ エンジンを装備することになっていた。

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「Yak-25 (航空機・2代)」の記事における「設計と開発」の解説

Yak-25は、元々ソ連の北部と東部地域を防衛する長距離迎撃機の要求から開発された。複座、双発のジェット戦闘機とその派生型の偵察機の仕様は、1951年8月6日に発行された。この機体は新しいAM-5 ターボジェットエンジンを装備する予定であった。試作初号機のYak-120は1952年6月19日に初飛行を行った。 新しい設計では、胴体の内部空間を、搭乗員スペースと相当量の燃料を搭載するスペースに割り当てるため、エンジンは主翼に懸架するポッド内に収納し、降着装置を翼端および胴体に直列する自転車式の配置にすることで、無給油（外部増槽付き）で約2,560 km (1,600 mi) の航続距離を持たせることができた。大きくずんぐりした形状の機首レドームには空中迎撃レーダーを搭載しており、武装として各50発の弾丸を有する2門のN-37L機関砲を備えていた。 幾つかの顕著な問題があったにもかかわらず1953年に量産許可が下り、最初の機体は1954年に生産された。Yak-25と命名された初期生産型は翌年に配備されたが、「ソーコル」レーダーの問題のために作戦運用ができる状態には無かった。このため初期型は代替としてRP-1D「イズムルート」（NATOコードネーム: ハイ・フィックス）照準レーダーの改造型を使用した。ようやくRP-6「ソーコル」が使用可能となるとこれを搭載した新しい機体はYak-25Mと命名され、1955年1月から配備が開始された。Yak-25Mは、機関砲のリコイルダンパーの装着、改良型のAM-5A エンジン（同一推力）への換装、搭載燃料の多少の増加といった幾つかの改良が施されていた。1955年と1956年に数機のYak-25Mが空対空ミサイルのテストベッド機に改装された。 Yak-25の派生型である高高度偵察機Yak-25RV（NATOコードネーム: マンドレイク）が1959年に開発された。この機体は全く新しい長さ23.4 m（迎撃機型Yak-25Mの2倍以上）、翼面積55 m2の直線翼の主翼を持っていた。胴体にはカメラ/センサー・パックが追加され、機関砲が1門残された型があった可能性がある。 高高度での少なくないエンジンの不具合、過度の振動、搭乗員に重労働を強いる質素な装備機器といった不具合のために、低翼面荷重であったにもかかわらずYak-25RVの高高度性能はせいぜい許容範囲内といった程度であったが、ソ連空軍はこの機種を1974年まで使用し続けた。放射能汚染測定のために特殊センサーを装備して1970年代末に使用された数機はYak-25RRVと命名された。Yak-25RVを高高度迎撃機型Yak-25PAとする開発の努力は実らなかった。 派生型Yak-26は爆撃機として開発されたが、僅か9機しか製造されなかった。 1961年に高高度標的機として軽量化したYak-25RVの派生型が製造された。このYak-25RV-Iは、武器を使用（実弾射撃無し）しない迎撃演習時に使用する有人標的機として、またYak-25RV-IIは遠隔操作ドローンとして使用された。 406機のYak-25Mと、10機のYak-25R偵察機を含む483機がサラトフの工場で生産され、これに加えて155機のYak-25RV高高度偵察機が生産された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/06/16 20:55 UTC 版)

「タイガーフィッシュ (魚雷)」の記事における「設計と開発」の解説

1950年代半ばにおけるタイガーフィッシュ開発の当初のコンセプトは、きわめて高速（55ノット/時速100キロメートル）かつ深々度に潜行でき、内燃機関により航走する魚雷というものであった。このコンセプトでは酸化剤として高圧酸素を用い、マックル有線誘導研究 （Mackle wire-guidance study dated 1952）により開発された有線システムにより誘導されることになっていた。有線システムは、魚雷を発射した潜水艦のソナーからデータを送信され、1950年代半ばに放棄されたペンテイン魚雷計画（UK PENTANE torpedo project）で開発された自律型の探信/受聴ソナーを使用した。 この開発計画は、当時、ロンドン地下鉄の終着駅であったオンガー駅にちなみ、オンガー計画と称していた。開発に当たった技術者たちは、この魚雷は「魚雷開発の終わり」となるほど先進的なものとなると確信していた。 開発計画は1950年代後半に深刻な問題に直面した。というのも、当初のコンセプトの実現に必要な技術はあまりにも先進的に過ぎ、1969年就役という目標に間に合わせることができなかったからである。加えて、魚雷試験施設（en:Torpedo Experimental Establishment、スコットランド・グリーノック）が1959年に閉鎖され、そのスタッフがポートランド（ドーセット州）に移されたことにより、開発の進行が分裂してしまった。結果、1960年代初めの広範な計画の見直しにより、1969年就役が達成できると現実的に予測しうるように、要求性能諸元の大幅な引き下げが行われた。 推進機関は内燃機関から銀亜鉛電池を動力源とする電気モーターに変更された。これにより、計画上の速力は55ノットから24ノット（時速100キロメートルから44キロメートル）に引き下げられ、最終攻撃局面における短時間の速力は35ノット（同64キロメートル）とされた。誘導システムは単純化され、（Mod 0を除き）水上船舶攻撃の能力を与えられた。有線誘導システムのみは、概ね変更されなかった。これはより早い時期に運用が開始されたMk 23魚雷と同じである。 魚雷の圧壊深度300メートル（1000フィート）という当初の要求は、原子力潜水艦の深深度潜行能力の急速な進歩によって不十分なものとなっており、要求深度は徐々に490メートル（1600フィート）、そして660メートル（2000フィート）にまで増大した。しかし、タイガーフィッシュは、これらの要求を満たすことは出来ず、達成しえた最善のものでも、深度350メートル（1150フィート）、後に440メートル（1450フィート）に留まった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/06/26 17:31 UTC 版)

「PZL 26」の記事における「設計と開発」の解説

PZL.26は、前回大会の1932年度大会用に製造されたPZL.19から開発された。PZL.19と同様にJerzy DąbrowskiとFranciszek Misztalにより設計された本機は固定式降着装置と密閉型キャノピーを持つ全金属製の片持ち式低翼単葉機であった。主翼と尾翼はPZL.19のものに小改良を施したものを流用していた。胴体、主翼と降着装置はより流線型にされ、強化されていた。最も大きな変更点は強力な米国製265 hpのメナスコ バッカニア（Menasco Buccaneer）B-6 S3エンジンを搭載した点であったが、この選択は失敗であることが分かった。1934年に5機が製造され、1機の試作機は静止テスト用に使用された。これらの5機には登録記号：SP-PZLからPZPまでが与えられた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/06/26 17:27 UTC 版)

「PZL.23」の記事における「設計と開発」の解説

PZL.23はポーランド空軍のブレゲー 19とポテーズ 25を代替するために1931年に開発された。主任設計技師のStanisław Praussは「机上」の提案だけで終わった旅客機PZL.13の設計を基礎にして、桁構造の代わりに軽量な閉断面構造（PZL.19で初めて採用された）の主翼を持つ近代的な全金属製の機体を設計した。試作初号機のP.23/Iは1934年4月に初飛行を行い、試作2号機のP.23/IIがこれに続いた。 より良好な視界を確保するために操縦席の位置を上げ、エンジン搭載位置を下げた1935年の試作3号機P.23/IIIが「カラシュ」（Karaś：ポーランド語で「フナ」の意）の名称で量産型に選ばれた。最初の量産型PZL.23Aは、ポーランドでライセンス生産された出力670 hp (500 kW)のブリストル ペガサス IIM2 星型エンジンを搭載していたが、このエンジンは信頼性に欠けることが分かったため最終型のPZL.23Bでは出力720 hp (537 kW)のより新しいペガサス VIIIエンジンが搭載された。 本機は全金属製、金属外皮の片持ち式低翼単葉機という機体構造を採っており、搭乗員はパイロット、爆撃手、後部銃手の3名で構成されていた。戦闘時の爆撃手の定位置は胴体下のゴンドラ内で、ここで胴体下面の機関銃も操作した。固定式の主脚はスパッツで覆われており、その頑丈そうな外観に反して不整地の飛行場には不適であった。主翼下には最大700 kg (1,500 lb) (6 x 100 kg and 2 x 50 kg)の爆弾を搭載することが可能であった。使用されたエンジンは標準出力：570 hp (425 kW)/最大出力：670 hp (500 kW)のペガサス IIM2（PZL.23A）、標準出力：650 hp (485 kW)/最大出力：720 (537 kW)のペガサス VIII（PZL.23B）の2種類で、どちらのエンジンでも2枚ブレードのプロペラを使用した。 ライセンス生産のブリストル・エンジンはポーランド国内向けのみの使用に限定され、輸出向けにはPZL設計の色々な機種に使用されたGnome-Rhône 14K エンジンが使用された。この14Kエンジンを搭載したPZL.23の場合は機体に幾つかの変更が加えられてPZL.43 カラシュとなった。最後の輸出型は出力1,020 hpのGnome-Rhone 14N-01 エンジンを搭載したPZL.43Aであった。合計で52機のPZL.43が生産されたが、これらは全てブルガリア向けであった。ブルガリアでは、PZL.43/43Aは「チャイカ（カモメ）」と呼ばれた。新しいエンジンによりこの機体はかなりの性能向上を見せ、最大速度は365 km/hに増加した。 1936年中には40機のPZL.23Aが、1936年遅くから1938年2月にかけて210機の新しいエンジンを搭載したPZL.23Bが生産された。これらはカラシュAとB、又はカラシュIとIIと呼ばれた。全てのPZL.23には軍用番号の44.1から44.250までが割り当てられた。この機種のことは"PZL P.23"と呼ばれることがあるが、垂直尾翼に略して「P.23」と描かれていても"P"の記号は通常はズィグムント・プワフスキ設計の戦闘機（例えばPZL P.11）に与えられていた。1936年11月に1機がパリ航空ショーに展示され、注目を集めた。 この時期にPZLは部分的にPZL.23の設計を基にした新しい軽爆撃機のPZL.46 Sumを開発したが、1938年に2機の試作機が完成しただけであった。また、双尾翼と胴体内へ引き込みまれる改良型のゴンドラを備えたカラシュの実験的な派生型PZL.42も1機製作された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/06/26 17:19 UTC 版)

「P.7 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

PZL P.7の開発は、才能豊かな設計者であったズィグムント・プワフスキが、1928年に全金属製・金属外皮を採用した単葉戦闘機PZL.P.1を設計したことに端を発する。高翼配置のガル翼を採用した同機は良好な視界を有し、その主翼設計は「ポーランド・ウイング」あるいは「プワフスキ・ウイング」と呼称された。液冷直列エンジンを装備するP.1は最大速度302km/hに達したが、戦闘機にはライセンス生産された空冷星型エンジンを使用するという空軍の決定により、試作に留まった。このため1930年8月に初飛行したPZL.P.6には、ブリストル・ジュピターVI FH エンジンが使用されることとなった。両機とも航空界で高い評価を受け、P.6は1931年の8月から9月に開催された米国国際エアレースで優勝、世界最高の戦闘機の一つであると報じられた。しかしP.6は量産されず、さらに改良を加えたP.7が開発された。同機の試作1号機は、基本的にはP.6のエンジンをより強力なジュピターVII Fに換装したもので、圧縮機の採用により高高度での性能が向上していた。この1号機は1930年10月に、ボレスワフ・オルリンスキの手で初飛行した。当初エンジンには、シリンダーごとにフェアリングが設けられていた。1931年の秋、試作機はルドミル・レイスキの操縦中に墜落して失われる。墜落原因は特定されなかったが、レイスキは脱出して事なきを得た。同年秋に製作された試作2号機はエンジンにタウネンドリングを追加し、機体尾端を細くするなどの変更が加えられ、これがP.7aとして量産されることとなった。再設計された主翼はPZL.P8から流用されたもので、翼幅が若干増しており、さらにエルロンが短縮され、翼表面はリブのない平滑なものとなった。一般にP.7として知られているのは本機である。 量産は1932年の半ばに始まり、ポーランド空軍に納入される1933年までに、計149機（試作2機は含まず）が生産されて6.1から6.151の機体番号が与えられた。 P.7を設計したのち、プワフスキはさらに強力なエンジンを装備する機体の設計に着手し、これがのちにPZL.P.11として量産されることになる。プワフスキ自身は液冷直列エンジンの使用にこだわっており、次作のP.8戦闘機は液冷直列エンジンを装備するスリムな外形の機体となり、最高速度は350km/hに達した。P.9となるはずの発展型も計画されたが、1931年3月にプワフスキが墜落事故で死亡してしまったこと、また空冷のP.11が支持されたことで、以後の液冷エンジン機の設計は途絶えることになった。P.11はポーランドの主力戦闘機となったが、同機の開発に並行して、1932年には輸出型のP.24も開発された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/06/27 13:16 UTC 版)

「ブリストル 138」の記事における「設計と開発」の解説

138は1920年代と1930年代における航空機メーカー間での激しい競争の産物であった。飛行速度、航続距離、高度記録といったあらゆる主要な飛行記録の樹立により数々の名声と共に技術の進歩が生まれた。1930年代では絶対速度記録と絶対航続距離記録は一企業の力の及ばないものとなっており、国家の政府の関与が必要とされた。 ブリストル社はこの分野に参入するには好位置を占めていたが、記録への挑戦と言う場では自社が足踏み状態であることに気付いた。1929年から1934年の間にユンカース W.34、ビッカース ヴェスパ、カプロニ Ca.113や1933年に初めてエベレスト上空を飛行した2機のウェストランド ウォレスといったライバル機により多数の高度記録が樹立されており、これらのライバル機達は全てブリストル社製またはブリストル社設計のエンジンを搭載していた。 航空省がエベレスト飛行の成功に関心を持っていることに気付いたフランク・バーンウェルは、1933年11月に高高度飛行研究用の専用機の製作を提案した。このタイプ 138は、引き込み式降着装置とスーパーチャージャー付のペガサス エンジンを備えた大型の単発単座の単葉機であった。1934年4月にレナート・ドナティ（Renato Donati）が新記録を樹立するまでは何も進展しなかったが、政府援助の下で記録挑戦への飛行を求める大衆の声が高まり、6月に航空省は高度50,000 ft (15,030 m)へ到達可能な2機の試作機に対する要求仕様 2/34を発行した。バーンウェルはタイプ 138の改良型のタイプ 138Aを製作した。この機体は138と同じサイズと構成であったが、特製の2段スーパーチャージャー付のペガサス エンジンを装備し、基本的には単座であったが必要があれば同乗者用の座席を追加できるように考慮されていた。重量軽減を優先事項として鋼管製エンジンマウント以外の胴体は木製モノコック構造、降着装置は軽量な固定式に変更された。 クリフォード・ティンソン（Clifford Tinson）が詳細設計を行ったスーパーチャージャーは、1段目が常時作動で2段目はパイロットが適切な高度で作動させる2段式であった。このシステムでは1段目と2段目の間にインタークーラーを装着していた。 最も効率的な機体設計の確立とパイロットが着用する信頼性のある与圧服の開発という重要な研究は、王立航空研究所とイギリス国立物理学研究所が行った。シーベ・ゴーマン社のロバート・デーヴィスとJ・S・ハルデーン教授が与圧ヘルメットの開発で助けとなった。 1936年初めに完成した標準のペガサスIVエンジンと3枚ブレードプロペラを装備した183Aは、ビッカース ヴェスパ機で世界記録を樹立したシリル・ユーウィンズの操縦で初飛行を行った。更に2回の飛行がフィルトンで行われ、その後に機体はファーンボロへ運ばれてそこで特製のペガサス エンジンと4枚ブレードプロペラ装着のために機体がフィルトンへ戻される前に与圧ヘルメットのテストが実施された。9月5日に機体は再度ファーンボロへ戻ってきた。

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「ブリストル シカモア」の記事における「設計と開発」の解説

ブリストル社は、1944年の連合国軍のノルマンディー上陸作戦の後でビューリー（Beaulieu）にある空挺実験研究所（Airborne Forces Experimental Establishment、AFEE）の技術者を活用できるようになり、自社内にヘリコプター部門を設立した。AFEEはヘリコプター技術の先駆者であるラウル・ハフナーの下でヘリコプターの開発を進めていたが、ノルマンディー上陸作戦でのエアスピード ホルサとゼネラル・エアクラフト ハミルカーの軍用グライダーの成功によりAFEEでのヘリコプター研究に優先度が与えられた。 シカモアの設計は1944年6月に始まり、2年以上に渡り特に機械部品の耐久性に重点を置かれて行われた。450 hpのプラット・アンド・ホイットニー社製ワスプ・ジュニア エンジン（ブリストル社には適当な手持ちのエンジンが無かった）を装備した試作機VL958は1947年7月27日に初飛行を行った。550 hpのアルヴィス レオニデス エンジン（このエンジンがシカモアの量産機の標準エンジンとなった）を搭載した試作機シカモアMk.2は1948年夏に完成した。 Mk.3Aまでのシカモアは左座席に操縦士と右座席に副操縦士という通常の2座席航空機の配置であったが、主量産型であるMk.4は右座席に操縦士が座る米国の標準方式に変更された。初期型からの改良点は幾つかあり4枚扉はMk.4では標準となった。この型はH.R.14として英国空軍に就役した。 民間用モデルにはシカモアという名称は用いられず、簡単にブリストル 171という名称で知られた。

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「P-16 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

バーリナー・ジョイス社（Berliner-Joyce Aircraft Corporation）はバーリナー・エアクラフト社（Berliner Aircraft Company）の資産を受け継ぐ形で1929年に設立された。新会社は当初「バーリナー単葉機」の開発を予定していたが、アメリカ陸軍航空隊の要求による複座戦闘機の設計をすることとなった。XP-16と名づけられた試作機は1929年10月に初飛行した。XP-16は金属骨組みに羽布張りの構造を持ち、翼は片持式の複葉で、翼幅の異なる上翼と下翼が前後にずらして置かれ、下翼は上翼より小さく胴体下面に取り付けられていた。また上翼はガル翼となっていた。パイロットの後ろには偵察員兼銃手が位置した。動力はスーパーチャージャー付きのカーチスV-1570コンカラー（600馬力）インライン・エンジンであった。陸軍航空隊の評価試験の後、合計25機におよぶYP-16の最初の2機の契約が締結された（25機のうち最初の15機は先行生産とみなされた）。試作機と生産型との主な違いは、スーパーチャージャーの付かないコンカラーエンジンであったことと、3翅プロペラを使用していたことであった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/06/27 13:11 UTC 版)

「ブリストル バックマスター」の記事における「設計と開発」の解説

1945年の時点で使用されていたアブロ アンソン、エアスピード オックスフォードや複式操縦装置付きのブリストル ブレニム、ロッキード ハドソンといったいわゆる高等練習機とパイロットが操縦訓練学校卒業後に操縦することとなる第一線機の間には大きな性能格差が生じていた。 航空省要求仕様 T.13/43に応じたブリストル社の機体は、新しく設計された胴体にバッキンガムの主翼を流用したもので、166型として開発された。訓練生と教官は並列に座り、その背後に通信士が搭乗した。 バックマスターは中翼配置のプロペラ双発機であり、尾輪式の引き込み式降着装置を持っていた。星型エンジンには4枚ブレードのプロペラを備えていた。

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「XSO2U (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1930年代遅くにアメリカ海軍は、偵察と着弾観測の双方の役割に使用できる巡洋艦から運用する新型偵察/観測機に関する一連の要求仕様を発行した。複葉機のカーチス SOCを代替することを意図していたこの要求仕様は、折り畳み翼やSOCに優る航続距離と速度を有し、レンジャー V-770直列エンジンを装備すべしとされていた。 海軍の要求仕様に応じてヴォート・シコルスキー社とカーチス・ライト社が設計案を提示した。社内名称モデル403と呼ばれるヴォート社の設計は、米海軍の戦艦に搭載されていたSOCの代替機として当時開発中であった同社製のOS2U キングフィッシャーと非常に似ていたが、モデル403の方はキングフィッシャーよりも単葉の主翼取り付け部が胴体の高い位置に移されており、単胴フロートの取り付け方法が異なっていた。さらにはOS2Uでは星形エンジンを搭載していたが、モデル403では角張ったカウリングを持つV-770エンジンとなっていた。 フロートを備える水上機としてか通常の尾輪式降着装置を持つ陸上機としての双方の運用が可能なように考えられていたXSO2Uは、動翼が羽布張りであった以外は全金属製であった。格納時には雷撃機のTBFアヴェンジャーと同様に主翼は後方に折り畳むことが可能であった。 本機は急降下爆撃機としての能力も有し、爆撃任務や対潜戦では両主翼下のハードポイントに各1発の爆弾か爆雷を縣架することが可能であった。固定武装では2丁のブローニングM2重機関銃を装備し、1丁はプロペラ同調装置を使用してプロペラ圏内から発射する前方固定銃、もう1丁は後方防御用に観測員席の可動銃座に装備していた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/07/31 08:29 UTC 版)

「SA 315 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

SA 315Bは元々インド軍の'高温と高地'環境下での運用要求に合致するように設計され、アルエットIIIのアルトウステ エンジンとローターシステムを強化したアルエットIIの機体を組み合わせていた。SA 315Bは1969年3月17日に初飛行し1970年にはフランスの型式認定を受け、1971年7月に製造元がラマと命名した。 他のアルエット・シリーズと同様にSA 315Bは旅客輸送、農業業務などの様々な用途に使用され、軍用機版では連絡、観測、写真偵察、空中／洋上救難、輸送、負傷者搬送などに使用された。その性能からSA 315Bは山岳地帯での運用に特に適しており、1000 kg (2,205 lb)までの荷物を吊り下げることができた。

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「O-2 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

本機は、セスナ 337の改造型を採用したものである。民間機として開発が進められたのは1950年代で、プッシュプルと呼ばれる、プロペラが機体の前後に存在する独特の推進方式を採用した。そのエンジン配置からキャビン容積に制約こそあるものの、双発で生存性が高く、視界も比較的広い事から観測機として採用された。 O-2A独自の装備としては、主翼下の4基のパイロンにロケット弾ポッドやガンポッドが装着でき、軍用無線機および装甲が追加された。COIN機としても利用できるものの、兵装搭載量は多くない。また、右側の観測員席には下方観測用の窓が開けられた。また、セスナ 337は後部の脚が固定式であるのに対し、O-2Aの後部の脚は機体に格納することが可能。 O-2Bは、宣伝リーフレットの散布や降伏を勧告する放送など心理戦に使用する機体として発注されたため、セスナ 337にスピーカーやリーフレット撒布装置を装備しただけの機体が納入された。 セスナ社における生産のほか、フランスにおいてはFTB337としてライセンス生産が行われた。民間機として用いられたほか、ミリロールと名付けられた軍用型はハイチやモーリタニアなどに輸出された。ただし、フランス軍での配備は行われなかった。

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「Si 202 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

フンメルは単発の並列複座、片持ち式低翼単葉機で、様々な低出力の星型エンジンや直列エンジンを搭載できるように設計され、スポーツ航空や航空クラブ向けの販売を目していた。ほとんどのモデルは鋭く断ち切られた様な主翼と尾翼の先端を持っており、フンメルに同時期の機体と比べて特徴のある角張った外観を与えていた。 構造的にはフンメルは木製であり、主翼は木製の単桁に前縁とエルロンが合板張りでその他の部分は羽布張りであった。胴体と尾翼の固定部分は合板張りの木製構造で方向舵と昇降舵は羽布張りであった。水平尾翼は方向舵のかなり後方に置かれ、最近のパイパー PA-28の配置よりも顕著である。密閉キャビンには複式操縦装置を備え、中央の操縦桿が左右に水平に延長されていた。大きな荷物室を座席の背後に備えていた。固定式の降着装置は分割された車軸に低圧タイアとブレーキを備えており、後ろはバネ付の尾ソリであった。 最初の試作機 D-ESFH はサルムソン9Ad（Salmson 9Ad）9気筒 星型エンジン、34 kW (45 hp)を装着していた。小型機としては異例の数の試作機（少なくとも7機）が製造され、ほとんどの機体に異なるエンジンの装着が試された。装着された主要なエンジンは下記の3つ。3番目の試作機はヴァルター・ミクロン II（Walter Mikron II） 直列4気筒 空冷エンジン、46 kW (62 hp)を装着した。 1939年1月31日にSi 202B D-EMDR が乗員2名で5,982 m （19,625 ft）に到達し小型機としての到達高度の新記録を樹立した。数日後、乗員1名で7,043 m （23,106 ft）に到達しもう一つの世界記録を樹立した。 試作機を含む少なくとも17機のフンメルが戦前のドイツで民間機として登録され、8機がハンガリーで登録された。全てのモデルの合計生産機数は66機と推測される。

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「HSL (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1953年3月3日にアメリカ海軍の対潜ヘリコプターの要求仕様に応じた試作機のベル モデル61が初飛行を行った。1950年6月に競作の中からモデル61が選定され、評価のために3機のXHSL-1が発注された。モデル61は、長方形断面の胴体構造と4脚/6車輪の降着装置を有しており、胴体後部に搭載したプラット・アンド・ホイットニー R-2800 星型エンジンを動力源としていた。搭乗員は2名のパイロットと2名のソナー操作員であった。 調達に迅速性が求められたため、ベル社が3機のXHSL-1を受注したのとほぼ同時に遅いペースでの量産が命じられた。海軍は最終的にイギリス海軍向けの18機分を含む少なくとも160機分の契約を結んだ。米海軍航空局付与番号（Bureau Numbers）は合計234機分が割り当てられた。開発過程の問題のために契約の期日までのスケジュール進捗が遅れために、僅か50機のみしか生産されなかった。全機が納入されたが就役テスト後に機雷掃海手法の開発のために配備されたのは僅かに数える程度の機数であった。残りは納入されるとそのまま倉庫に納められ、そのまま保管された。

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「コンベア モデル48」の記事における「設計と開発」の解説

1959年に米海兵隊の2名の将校が軽々海兵隊攻撃機（Light Light Marine Attack Aircraft：L2VMA）という名称で知られる、前線近くの道路から運用でき、海兵隊への近接支援を行う能力のある、小型で安価な航空機のコンセプトを案出した。米陸軍も、同種の機体に興味を抱いていたこともあり、この手の機種への関心が高まった。ジェネラル・ダイナミクス社のコンベア部門は、1961年に対反乱作戦用航空機の研究を開始した。1963年に軽武装偵察機（Light Armed Reconnaissance Aircraft：LARA）に対する様々な要求仕様が3つの役務に絞られ、米海兵隊と米陸軍での使用ばかりでなくCOIN機と前線航空管制（FAC）任務に使用する米空軍や輸出も視野に入れた機体となった。 この要求仕様には、1964年3月にモデル48 チャージャーを提出するコンベアを含む9社のメーカーから応募があった。モデル48は、機首、後部胴体、翼端がグラスファイバー製で、その他が主にアルミニウム製構造の双胴式単葉機で、首車輪式の引き込み式降着装置を備えていた。プラット・アンド・ホイットニー・カナダ PT6 ターボプロップエンジン（軍用名称：T-74）で3枚プロペラを駆動し、主翼長は、離着陸距離短縮のためプロペラ後流を整流して推力偏向の機能を果たす全幅に渡る後縁のスロテッド・フラップとエンジン内側の前縁スラットの効果を上げるために全体がプロペラ圏内の中に入る程の比較的短い（27ft 6in（8.38m）ものであった。外翼後縁の2重のフラップは低速時にスポイラーにより補助されてエルロンとして機能した。テールブーム先端の垂直尾翼には全浮動式水平尾翼が取り付けられ、その翼幅は左右テールブームの間隔よりも長いもの（20ft（6.1m）であった。 操縦士と観測員はスライド式キャノピーで覆われ、後部胴体には2,000lb（910kg）分の貨物を搭載可能な、ヒンジで開く後端を備えた貨物室を有していた。搭載可能な貨物の中にはPT-6 エンジンを丸ごと1基や非常に窮屈な状態での5名の空挺兵が含まれ、観測員席を使用すれば6人目の空挺兵を搭乗させることもできた。4丁の7.62mm機関銃が胴体側面のポッド内に装備され、その他に主翼下面と胴体下のハードポイントを使用して爆弾、ロケット弾、ガンポッドなどの2,000lb（910kg）分の外部搭載能力があった。水陸両用任務の要求仕様に合致するように2個の大型フロートを取り付けることも可能であった。

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「C-87 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

C-87は当時USAAFの輸送機として最も幅広く使用されていたC-47 スカイトレインよりも長い航続距離と優れた高高度性能を有した大型の貨物と人員輸送機への要求に応じて1942年初めに急きょ設計された。 最初の試作機XC-87は、1943年2月17日にツーソン飛行場の#2滑走路で墜落して破損したB-24D（シリアルナンバー：42-40355）を基に改装したものであった。この事故では旅客として搭乗していたコンソリデーテッド社の従業員6名が死亡し、その他数名が負傷した。 この試作機は、銃塔やその他武装の撤去と共に爆弾倉に床板を通し、貨物用に強化した床を備えるといった様々な改造が施されて輸送機仕様に改装された。B-24のガラス張りの爆撃手席は機体前方からの荷物の積み下ろしができるようにヒンジで開く金属製の覆いが取り付けられ、尾翼の直ぐ前の胴体左側に貨物用ドアが追加され、胴体側面に1列の窓が設けられた。 C-87は貨物の代わりに人員輸送用に取り外し可能な座席と荷棚か担架を装備することができ、最終仕様のC-87は20から25名の乗客か12,000 lbsの貨物を搭載可能であった。戦時の生産能力によるボトルネックと部品の不足のために多くのC-87には戦闘任務用のB-24に装着されたものよりも低ブースト圧で出力の小さなターボチャージャーが取り付けられ、それに応じて上昇限度や上昇率は悪化していた。

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「スコティッシュ・アビエーション ツインパイオニア」の記事における「設計と開発」の解説

2基のアルヴィス レオニダス 531（英語版） 星型エンジンを装着したツインパイオニアは、固定尾輪式降着装置と3枚の垂直尾翼と方向舵を持つ高翼単葉機であった。登録記号「G-ANTP」を与えられたツインパイオニアの試作機は、1955年6月25日にプレストウィック空港（英語版）で初飛行を行った。飛行テストではこの機体の着陸距離が非常に短いものであることが分かり、1955年9月に催された英国航空機製造業者協会のファーンボロー航空ショーに展示された。 3機の前量産型のツインパイオニアが試験、販売、デモンストレーション用に製造された。 1958年に第33号機がフィリピン航空から発注されたプラット・アンド・ホイットニー R-1340 星型エンジンを装着したシリーズ2の試作機に使用された。改良型のアルヴィス レオニダス 531 星型エンジンを装着したシリーズ3も開発された。

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「XCH-62 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

CH-47 チヌークは米国の標準からすると大型のヘリコプターであったが、そのペイロード 28,000 lbという値はソビエト連邦のミル Mi-26 (44,000 lb)や実験機のミル Mi-12 (55,000-88,000lb)といった巨大クレーン・ヘリコプターの前では色あせたものであり、ボーイング社とアメリカ軍部はミル製大型ヘリコプターに匹敵あるいは凌駕する機体を持つことを切望していた。 1960年代終わりにボーイング社はCH-46 シーナイト、CH-47 チヌークと広範囲な類似点を持つが、寸法的にはチヌークの約2倍の大きさの機体の設計を案出した。提案された機体には輸送機型の"モデル 227"とクレーン機型の"モデル 237"があった。 1973年に「重クレーン・ヘリコプター」（"Heavy Lift Helicopter：HLH"）の試作機として陸軍からの契約を受注するとボーイング社は、ローター直径28 m (92 ft)、胴体長27.2 m (89 feet 3 inches)、全長49.5 m (162 feet 3 inches)の特大サイズのクレーン・ヘリコプター"XCH-62"の製作に移った。降着装置の間は大きく空間がとられていたために装甲車両のような大重量貨物の上に跨ることができ、その細い胴体内に12名の兵員も搭乗させることができた。ボーイング社は民間向けに"モデル 301"を販売することも考えていた。この機体は、吸収馬力17,700 shp.のギアボックスに繋がった出力8,079 shpのアリソン XT701-700 ターボシャフトエンジンを3基搭載していた。 XCH-62の試作機は1976年に計画された初飛行を目指して1975年に先行組み立てを開始された。リム部の曲げ効果（the effect of rim bending）を考慮しない分析手法を採用したためテスト中に主トランスミッションのベベルギアに不具合を生じた。これを受けて強化された新しいベベルギアが設計されて取り付けられた。ギアにかかる荷重をより正確に予測するために広範囲な有限要素法が開発された。米陸軍のXCH-62 HLHの後部ローターに使用するトランスミッションは最終的に最大設計値のトルクと速度でのテストを終了したが、アメリカ合衆国議会は1975年8月にこの計画の予算を削除した。ミル Mi-26の設計者達は同様の問題を回避するために主ローターのトランスミッションにスプリットトルク方式を採用していた。 XCH-62の未完成の試作機(73-22012)はアラバマ州、フォート・ラッカー基地内のアメリカ陸軍航空博物館に仕舞い込まれたが、1980年代半ばに米陸軍、アメリカ航空宇宙局（NASA）、国防高等研究計画局（DARPA）が共同して実験飛行を実施するために半完成状態の機体を完成させるために保管所から引っ張り出してきた。しかし米議会が予算を削減したためにこれは実現しなかった。 西側諸国で製作された中で最大のヘリコプターであるXCH-62の試作機は、2005年に廃棄処分にされるまでアメリカ陸軍航空博物館で展示され、2008年に数点の部品が展示用にイギリスのウェストン・スーパー・メアにあるウェストン・ヘリコプター博物館へ送られた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/01/15 09:45 UTC 版)

「BMW VI」の記事における「設計と開発」の解説

BMW VI はBMW IV の気筒数を倍にした発展型である。最初のV型12気筒エンジンは60度のバンク角で作られた。 1926年に生産を開始し、既に1,000基のBMW VI が供給された後で、1930年からドイツが再び軍用機の生産を許されると、追加需要により生産量は急速に上昇した。1933年にはBMW VI はBMW初の燃料直接噴射方式の実験に用いられた。 BMW VI は多くの出力と長距離飛行の記録を樹立した。その中には1930年に行われた、ヴォルフガング・フォン・グロナウの、2基のBMW VIを搭載したドルニエ Do.J 飛行艇による世界初の東から西への大西洋横断飛行も含まれる。 BMW VI は"シーネンツェッペリン"高速鉄道試験車両にも使用され、230.2 km/hの記録を樹立した。 多くの派生型が開発され、日本とソビエトでもライセンス生産された。 日本では日本陸軍が採用し、川崎がライセンス生産し、「ベ式四五〇馬力発動機」（BMW-6）という陸軍制式名称で呼ばれる。 ソビエトではミクーリン M-17としてライセンス生産し、1930年から1941年にかけて27,000基以上が生産された。ソ連軍の航空機や戦車に搭載され、独ソ戦において皮肉にもドイツ軍を苦しめた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/10/05 08:48 UTC 版)

「ブレダ・ピットーニ BP.471」の記事における「設計と開発」の解説

第二次世界大戦後の航空機生産への復帰の一環としてブレダ社はブレダ・ピットーニ BP.471と命名した双発の中型輸送機を開発するためにマリオ・ピットーニ（Mario Pittoni）を責任者に任命した。1950年に初飛行を行った試作機は引き込み式降着装置を持つモノコック構造の全金属製双発単葉機であったが、主脚の短縮と重量軽減が図れるように主翼は逆ガルウィング構成となっていた。キャビンには18名の乗客か貨物が搭載できた。ブレダ社は本機を民間での旅客機/貨物機や軍用の航法練習機/多用途輸送機といった多様な用途へ提案したが、顧客の興味を引くことはできなかった。試作機はイタリア航空省の人員輸送機として運用された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/10/10 09:01 UTC 版)

「Si 201 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

空中観測と陸軍直協機の要求へ応じた設計のSi 201は1938年に初飛行を行い、フィーゼラー Fi 156とメッサーシュミット Bf 163と共に評価試験にかけられた。Fi 156に量産命令が出され、Si 201は2機の試作機のみが製造された。 Si 201は、尾輪式降着装置を持つ支柱付き高翼単葉であり、主翼の上に搭載したアルグス As 10Cエンジンで推進式のプロペラを駆動した。操縦士と観測員がタンデムに搭乗する全面ガラス張りの四角い形状の前部胴体を持っていた。

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「ロールス・ロイス トレント XWB」の記事における「設計と開発」の解説

2004年よりエアバスは顧客からボーイング787に対抗し得る機体の開発を求められており、2005年10月に公式にA350として新型機の設計を立ち上げた。ロールス・ロイスは当初トレント1000エンジンの静止推力を75,000 lbf (330 kN)に高めてトレント1700として対応する予定だった。トレント1000とは異なりトレント1700は従来のブリード・エアエンジンで、川崎重工と共同開発する予定だった。 A350の発表後、ロールス・ロイスは新型エンジンをトレントXWBという名称で供給することに合意した。 これは原型は静止推力が75,000–95,000lbf (330–420kN)だったが、2007年9月にエアバス社は要求水準を75,000–93,000lbf (330–410kN)に引き下げた。しかしこれは再び変更され、ボーイング777-300ERに対する競争力を高めるために、A350の最大型は最大推力97,000 lbfを前提として仕様が見直された。 2007年6月18日にロールス・ロイスはカタール航空との間で同社史上最大となる簿価56億ドルの契約を交わしたと発表した。これはトレントXWBを搭載するエアバスXWB 80機を購入するものだった。さらに、2007年11月11日にはドバイ航空ショーでエミレーツ航空からトレントXWBを動力とするA350-900 50機とA350-1000 20機のほかオプション50機の購入契約が発表された。これは2014年から納入予定とされ、発注額はオプション込みで最大84億ドルに上ると見込まれていたが、2014年6月11日にはエアバス社はエミレーツ航空がA350XWB 70機の契約をキャンセルしたと発表した。 2014年7月時点の販売数は1,400基以上に上る。 最初の地上試験は2010年6月14日に実施され、2012年2月18日にエアバス社はA380試験機に懸架したトレントXWBが初飛行に成功したと発表した。2013年にはエンジン型式認証を受け、最初のエンジンは2014年に運行開始の見込みとされた。トレントXWB搭載のA350XWBは2013年6月14日に初飛行した。 2014年5月15日、ロールス・ロイスは推力84,000 lbのトレントXWBの量産初品をエアバスA350XWBのローンチ・カスタマーであるカタール航空へ出荷した。この量産型エンジンの最終組み立ては2014年2月に開始された。2014年7月15日にはロールス・ロイスはA350-1000用の推力97,000 lbfのトレントXWB-97の初運転を行ったと発表した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/10/31 14:50 UTC 版)

「EFW N-20」の記事における「設計と開発」の解説

スイス連邦航空機工廠（Swiss Federal Aircraft Factory）は第二次世界大戦終結後に4発エンジン搭載の後退翼機の開発を始めた。この航空機は主翼内に4基のターボファンエンジンを装備し、バイパスした空気をエンジン両側の冷気パイプを通し燃焼室へ送り込み、そこで更に燃料をアフターバーナーとして燃焼させることができ、主翼上下面の大きなスロットは空力的フラップやスラストリバーサーとして使用することができるように考慮されていた。航続距離を延ばすために飛行中に2基のエンジンを停止させることができた。N-20は着脱式の武器倉内に相当量の機関砲、ロケット弾、爆弾を搭載できるように計画されていた。 当初この機に装着するエンジンはスイスの企業のズルツァーで設計、製造される予定であったが、同社が1947年にこの計画を諦めたためにN-20用のエンジンの手本に英国のアームストロング・シドレー マンバ ターボプロップエンジン が選定され、プロペラ減速ギアが低圧コンプレッサーに交換された。 奇抜な形状の主翼のテストをするために3/5スケールの木製グライダーが製作され、1948年4月17日に飛行が行われた。このグライダーは着陸時の事故で破壊されたが設計の有用性を証明し、続いて似たような大きさで主翼の上下面に0.98 kN (220 lbf) のツルボメカ ピメーネ（Turboméca Piméné）エンジン付の航空機「アルバレーテ」（Arbalète、クロスボウ）が製作され、1951年11月16日に飛行した。この機体は良好な運動性を見せ、最高速度は750 km/h (466 mph) に達した。 実寸大の機体では最高速度は1,095 km (680 mph) に達すると計画されていたが、1948年にデ・ハビランド モスキートに懸架されてテスト飛行し最初に飛行したターボファンエンジンとなった当初のマンバの改造型SM-1は十分な推力を発生することができず、決定版となる14.7 kN (3,300 lbf) の推力を発生する2軸のSM-5エンジンの開発にはかなりの追加作業が必要であった。4基のSM-1エンジンを装着した試作機は1952年に完成しタクシング・テスト中の1952年4月8日に短時間だけ飛行したが、その後直ぐに搭載エンジンとN-20の機体の開発はキャンセルされた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/11/13 01:48 UTC 版)

「Ju 390 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

2機の試作機が基礎となったユンカース Ju 90とJu 290の主翼に内翼を挿入し、胴体を延長して製造された。 最初の試作機V1号機（登録記号 GH+UK）は、Ju 90 V6号機（製造番号J4918、1940年7月から1941年4月まで民間登録番号D-AOKD、その後1941年4月から1942年4月までKH+XCとしてドイツ空軍で使用された後にユンカース工場に戻されJu 390 V1に改造）を改造して製造された。V1号機は1943年10月20日に初飛行を行い良好な性能を示したためJu 390 A-1という名称で26機が発注されたが、1944年中頃にプロジェクトがキャンセルされた（Ju 290の生産に伴って）ために実際にはこれらの機体は製造されなかった。 試作2号機のV2号機（RC+DA）は、Ju 290の機体（製造番号J900155のJu 290 A1）から改造されたためにV1号機よりも全長が長かった。 洋上哨戒機型と長距離爆撃機型がそれぞれJu 390 BとJu 390 Cと命名された。爆撃機型は自衛用にMe 328 パラサイト・ファイターを携行することが提案され、フリッツX対艦誘導滑空爆弾を搭載したJu 390の試作機がテスト飛行を実施したと信じられている[要出典]。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/12/28 13:15 UTC 版)

「フェアリー ジェット・ジャイロダイン」の記事における「設計と開発」の解説

ジェット・ジャイロダインは試作機であるフェアリー FB-1 ジャイロダイン（英語版）の2番機を改良した物だった。ジェット・ジャイロダインはレシプロエンジンにより圧縮機を駆動し、作成した圧縮空気にレシプロエンジンと共通の燃料を噴射し点火、回転翼から噴出する事によって回転翼を回転させていた。この方法はフェアリー ロートダインにも用いられている。( アフターバーナー式・冷風チップジェット 、チップバーナー式 ) 詳細は「チップジェット」を参照 ヘリコプター型の操縦席を持つ航空機である。エンジンはアルヴィス レオニデス（英語版）9気筒星型エンジンを搭載していた。エンジンの上には2枚の羽根があった。反動を打ち消す為のテールローターは無く、2枚の短い翼があり、3車輪式だった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/12/30 08:30 UTC 版)

「ピアッジョ P.148」の記事における「設計と開発」の解説

P.148は、固定式降着装置付の全金属製の片持ち式低翼単葉機である。2名の乗員は並列に座り、オプションで3人目の席が設けられた。1951年2月12日に初飛行を行い、イタリア空軍によるテストの後で空軍の初等飛行学校向けとして発注された。4座型がP.149として開発された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2018/12/30 20:12 UTC 版)

「T-35 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1948年初めにテムコ・エアクラフト社の社長ロバート・マッキュロッチ（Robert McCulloch）は、スイフトのタンデム複座練習機版への興味を示したフィリピン政府からの要請を受けた。TE-1Aの初号機は、大まかな配置図面を基に手作業で製作され、タンデム配置により実現された幅の狭い風防と後部が涙滴状固定部となる長く伸びた2分割式キャノピーが外観上の主な変更点であった。このTE-1Aの試作機は1948年遅くに完成したが、初期の飛行試験後に元々装着されていた出力125 hpのエンジンが145 hpのコンチネンタル社製のものに換装された。 1949年初めにテムコ社の経営幹部は、アメリカ空軍（USAF）が新しい初等練習機の競争試作を計画しているという通知を受けた。テムコ社はこの競争試作のために更に2機の試作機を製作したが、時間的制限のために改善箇所は小さなものであった。これら3機の試作機は空軍によりYT-35と命名された。テムコ社の機体は、フェアチャイルド XNQ/T-31とビーチクラフト モデル45いう2機種との競作となった。1949年2月24日に空軍練習機評価委員会は4対1の得票でビーチクラフト モデル45を選定し、テムコ社製TE-1Aは3位であった。予算削減のために空軍のこの計画は最終的にこの年度はキャンセルされた。 アメリカ空軍はTE-1Aに対して否定的な決定を下したが外国政府の中にはこの機体へ強い関心を示す所もあり、フィリピン政府が特にそうであった。競争試作の評価を検討した後でテムコ社はTE-1Aに改良を加える計画を進めることに決めた。再設計されたのは以下の点であった： 胴体全長の3インチ延長とタンデム配置の座席により適合するように胴体断面の変更 水平尾翼の位置を9インチ上方へ移設 主翼と胴体の間にフィレット（覆い）を追加 地上操行性能を改善するために主脚の取り付け位置を変更して降着装置を改良 9 Gの荷重に耐えられるように主翼の構造を改良 電子機器の12ボルトから24ボルト仕様へ、通信機器を空軍仕様への変更を含む機器と設備の変更 この全ての再設計と同時にテムコ社は受注を見込んで機体の製作を決定し、これら10機の量産機は出力145-hpのエンジンを装着された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/01/01 05:49 UTC 版)

「クエスト コディアック」の記事における「設計と開発」の解説

クエスト コディアックは、ホームビルト機製造会社であるStoddard-Hamilton Aircraftの前社長Tom Hamiltonとプロテスタント系宣教組織・国際人道援助NGOである「Mission Aviation Fellowship」や「JAARS」との話し合いの中から生まれた。これらの組織は第二次世界大戦のパイロットたちにより、戦後すぐに南米、アフリカ、アジアの未開地へ航空機を利用して宣教する目的のため設立された。MAFやJAARSは、未舗装滑走路や河川から離着陸できる頑丈で経済性の良い小型汎用機を必要としており、Tom Hamiltonはこうした性能を有する航空機は他にも需要があると考えた。 技術設計は1999年に開始され会社組織も2001年に立ち上げられた。市場調査の結果、アルミニウム構造、短距離離着陸性（STOL）を有する乗員10人強の汎用機となった。胴体部はビーチクラフト キングエアを参考として設計された。STOL性能を達成するため、前縁フラップなどに高揚力装置をもうけ、高性能を誇る750 hp (559 kW)のPT6A-34ターボプロップエンジンを採用した。 座席は着脱可能になっている。パイロットが利用するドアの他に、乗客用として胴体後部に48.5インチ×50インチのクラムシェル型ドアが設けられており、ドアの下部は乗降時のステップとなる。 操縦席はガーミンG1000によるグラスコクピットが装備され、オートパイロット可能になっている。 コディアックはフロートを取り付けることで、陸上滑走路だけでなく水上からも離着陸できる水陸両用機（水上機）となる。2010年6月にWipaire製Wipline 7000 Amphibious Floatsを装着した機体で追加型式証明を取得した。2015年8月26日に、クエスト・エアクラフト社の創業者の一人が経営するAerocet社の炭素繊維複合材フロート「Aerocet 6650」を備える機体の追加型式証明も取得した。 スカイダイビング用途として乗降ドアをダイビング用に改造したモデルが発売されている。あるダイビングスクールでは1300ftの滑走路から最大13人のダイバーを乗せて離陸し、一日に20回のフライトを繰り返している。警察・軍・政府機関による情報・監視・偵察（ISR）任務や航空写真撮影にも用いられる。 同年11月には同社はグリコール系フルードを用いる着氷防止装置のFlight into Known Icing (FIKI) 条件下における型式証明も取得した。 日本の国土交通省航空局からの型式証明は2015年11月6日に取得した。欧州航空安全機関による型式証明取得も申請中である。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/02/01 04:12 UTC 版)

「FMA I.Ae. 36 コンドル」の記事における「設計と開発」の解説

新しい国産ジェット旅客機開発計画のプロジェクト責任者に任命されるとタンクはロールス・ロイス ニーンIIエンジンを尾部に星型に5基配置する設計を選択した。後部胴体のおよそ1/3をエンジンが占め、このようなエンジン配置の航空機は空前絶後で現在に至るまで実現していない。当時はジェット旅客機の黎明期で高出力のエンジンの入手が困難で同様に彼が手掛けたFMA I.Ae. 33 プルキー IIに搭載されたエンジンを採用することで経験を活用する事を企図したと考えられる。より高出力のエンジンが入手できるようになった暁には換装を念頭に置いていたとされる。1/34縮尺の風洞実験用の模型が作成され、試験された。

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「GAF ジンディビック」の記事における「設計と開発」の解説

ジンディビックは、イギリスは弾道ミサイルを開発し、オーストラリアは試験施設（後のウーメラ試験場）を提供するという相互協定に端を発する。交渉の結果、オーストラリアは運用要求 E.7/48 に基づく、高度40,000 ftで15分運用が可能な無人標的機の開発契約を得た。開発は1948年に開始され、有人タイプのPikaの最初の試験飛行は1950年に実施された。無人型ジンディビック Kk.1 の初飛行は1952年8月であった。1952年から1986年にかけて、合計502機が製造された。1997年に製造ラインが再稼動され、イギリス向けに15機が製造された。イギリス向けの製品は、フェアリー・アビエーションで組み立てられ、試験された。ジンディビックはオーストラリア空軍、オーストラリア海軍航空隊、及びイギリス空軍で使用された。イギリスでの試験は、主にロイヤル・エアクラフト・エスタブリッシュメント（RAE）が行ない、ウェールズのAberporth Airportが用いられた。 Pikaはコックピットがあったため、空気取り入れ口は機体側面に設けられた。また空気圧駆動式の車輪型ランディング・ギアを持っていた。ジンディビックでは、空気取り入れ口はPIKAのコックピットがあった位置に移動され、着陸装置はソリ型に変更された。 ジンディビック Mk.1 はこのプロジェクトのために使い捨てエンジンとして開発されたアームストロング・シドレー アダー ターボジェットエンジンを搭載した。Mk.1 は14機が製造されたのみだった。Mk.2 はより強力推力1,640 lbfのアームストロング・シドレー ヴァイパー を搭載した。ヴァイパーもまた、短寿命のエンジン - およそ10時間 - であったが、その後一般航空機用の「長寿命タイプ」が製造された。 制御装置はエリオット・ブラザーズ、ゼネラル・エレクトリック・カンパニーなどがRAEの支援のもとに開発した。地上から直接操縦を行うのではなく、ジンディビックはオートパイロット装置を備えており、地上から無線で指令を送ることができた。オートパイロット用の飛行指令は18種類あり、また搭載装置用の指令が6種類使えた。 離陸はトロリーを使って行った。フルルラップ時には110ノットで離陸でき、トロリーは切り離された。着陸速度は125-150ノットであった。方位角と高さを制御して、ドローンを滑走路に戻した。着陸はソリを使用したが、機体が傾いていると翼端の「靴」が滑走路に接触してしまうので、慎重にコントロールされた。

設計と開発

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「STAL Dovern」の記事における「設計と開発」の解説

STAL社は1935年からガスタービンエンジンの設計を進めていた。彼らの最初に運転されたエンジンはSkuten (魔女の意)で地上試験が1949年に実施されたものの飛行はしなかった。 Dovernは次の設計で9段式の軸流式圧縮機と単段のタービンを特徴とした。 最初の運転は1951年で飛行試験は1953年に飛行訓練用のアブロ ランカスターを使用して実施された。エンジンはランカスターの爆弾槽にナセル内を懸架した。ロールス・ロイス エイヴォンが採用されたために不採用になった後も数千時間の地上試験の後、300時間以上、飛行試験が実施された。

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「サーブ 91 サフィール」の記事における「設計と開発」の解説

1945年12月20日に初飛行したサーブ 91は、以前ビュッカー（英語版）社に勤務していたアンデシュ・J・アンデションが設計した全金属製の機体である。アンデションはビュッカー社で全木製のBü 181 ベストマンを設計していたため、サーブ 91はそのコンセプトの多くをベストマンと共有していた。 サーブ 91 Aは125 hpの4気筒エンジン デ・ハビランド ジプシー・メジャー 2cか145 hpのジプシー・メジャー 10を搭載していた。91B、B-2とCは190 hp の6気筒エンジン ライカミング O-145、91Dは180 hp の4気筒エンジン ライカミング O-360-A1A（英語版）を搭載していた。 サーブ 91は後にサーブ 29 トゥンナンジェット戦闘機に使用される新しい後退翼の低速テスト用のプラットフォームとして使用された。

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「デ・ハビランド スペクター」の記事における「設計と開発」の解説

スペクターはケロシンと過酸化水素を用いる二元推進薬型エンジンである。最大推力は8000 lbf（35.7 KN）で、推力は10-100%の範囲で調整可能であった。SR.53はロケット用とジェット用のケロシンを同一のタンクに搭載したが、フルパワーを出した場合、燃焼時間は7分間と予定されていた。 1952年にスペクターDSPe.1の静的試験が実施された。航空機業界には、先行するエンジンはなかったが、必要な推力は 2,000 lbf（8.9 kN）から15,000 lbf（67 kN）の間と見積られた。8,000 lbf（36 kN）から2,000 lbf（8.9 kN）の推力を発生する可変推力形式が採用された。設計哲学はターボジェット（アームストロング・シドレー ヴァイパー）とロケットエンジンを併用し、運用上の柔軟性を最大にするという、SR.53のコンセプトに合致するものであった。 U.M. Barske博士が発明した、革新的なオープン・インペラ型高速遠心ポンプが採用されたが、これは以前にヘルムート・ヴァルターの研究所で研究されていたものであり、ケロシン燃料を冷却流路に循環させて冷却する再生冷却が採用された。燃料タンクはポンプのキャビテーションを回避するために、加圧されていた。 リグ試験は1953年に開始され、1954年中旬からベンチ試験が開始された。さらに、イングリッシュ・エレクトリックキャンベラ爆撃機 2機に搭載されて試験が実施された。1956年秋に飛行許可が出されたが、高空でのスタベーション問題のため試験は一旦中断し、SR.53プロトタイプ機の飛行は1957年5月に開始された。 1957年10月、さらに先端的なSR.177用として、改良版であるスペクターDSpe.5エンジンと、デ・ハビランド ジャイロン・ジュニアターボジェットエンジンを組み合わせ、合計推力14,000 lbf（62 kN）とする契約が結ばれた。エンジンの開発と並行して、ガスタービン用の過酸化水素式始動装置と過酸化水素式補助動力装置の2つの主要な構成要素の開発も開始された。しかしながら、悪名高い1957年度国防白書の影響を受け、イギリスの有人戦闘機開発は凍結され、最終的にはエンジンも開発中止となった。 SR.53の飛行テストは39回実施され、最高速度はマッハ1.33、到達高度は55,000フィートであった。続いてSR.177の開発が始まったが、1958年に中止された。 その後、1959年にデ・ハビランドはブリストル・シドレーに吸収されたが、エンジンの開発は続けられた。スペクター開発計画は最終的に1960年10月に中止された。それまでの総費用は575万ポンドと報告されている。

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「I.Ae. 30 ナンク」の記事における「設計と開発」の解説

パタゴニア原産の鷲から名付けられたI.Ae. 30 「ナンク」（スペイン語: Ñancú）は、1946年にアルゼンチンに渡ってきたイタリア人技術者のチェザーレ・パラヴィチーノ（Cesare Pallavicino）により設計された。パラヴィチーノはアルゼンチン人技術者を率いて、当時アルゼンチン空軍が使用していたアブロ リンカーン爆撃機と組み合わせて運用する高速援護戦闘機の構想で開発を進めた。 I.Ae. 30は全金属構造で2基の1,800 hp/3,000 rpmを発生するロールス・ロイス マーリン 604エンジンと4枚ブレードのプロペラを装備していた。武装は機首に6門の20 mm エリコン製機関砲を装着することになっていたが、後には20 mm イスパノ・スイザ製機関砲、胴体下に250 kg爆弾、主翼下に83 mm ロケット弾を装備することが計画された。しかしながら試作機には武装は施されなかった。 1947年末の時点で最初の試作機3機の発注を受けた。1948年6月9日に試作初号機の地上テストの準備が整い、7月17日エドムンド・オズヴァルド・ワイス（Edmundo Osvaldo Weiss）大尉の操縦でI.Ae. 30は初飛行を行った。

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「Zlin Savage Cub」の記事における「設計と開発」の解説

Zlin Savage Cubシリーズは、 従来の着陸装置を備えた ストラットブレース付きの 高翼航空機です。 胴体は溶接鋼管で構築。 翼は、 アルミニウムの スパーと航空機の布地で覆われた 翼のリブで構成。 燃料は2つの主翼タンクに貯蔵。 操縦翼面はアルミスキンを使用。 デザインは、サベージ、クラシック、クルーザー、カブ、iCub、カブS、ボバー、ノマド、アウトバックの商品名で、 連邦航空局の特別軽スポーツ機として認可。

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「シュド・エスト SE.161」の記事における「設計と開発」の解説

SE.161は元々ブロッシュ MB.161として設計された。初期の12座席旅客機の試作機ブロッシュ MB.160、登録番号G-ARTVは1939年9月に初飛行を行った。しかし同月に勃発した第二次世界大戦とその後のフランスへのドイツ軍による侵略の影響を受けてこの機の開発の進捗は遅く、ドイツ軍による侵略後に設立された新独政権であるヴィシー政府は、1941年12月に生産に入るように命令を発したものの、テスト飛行は1942年1月まで終了しなかった。 さらにこの遅れを受けてエールフランスとルフトハンザ向けの20機の生産の進捗が滞った。諸々の遅れは1942年にルフトハンザから注文を受けた機体を完成させることに、反ドイツ的な工場従業員がサボタージュを行ったことが原因であった。 1944年の自由フランスと連合国軍によるフランス開放の後、臨時政府は1945年9月27日に初飛行したSE.161と改名された最初のシリーズ量産機の生産を再開することに認可を与えた。 ラングドックは2枚の垂直尾翼と方向舵をもつ全金属製の片持ち式低翼単葉旅客機であった。5名の乗務員と標準キャビンには33名の乗客が搭乗でき、キャビンは24名用に減らすこともでき後に1955年には44名用に増やされた。引き込み式の尾輪式降着装置を持ち、4基の1,150hp (858kW) を発生するノーム・ローン 14N 44/45 星型エンジンを主翼前縁のエンジンナセルに装備していた。 エールフランス、フランス空軍とフランス海軍向けに総計100機が製造された。唯一の輸出先はLOTポーランド航空で5機を購入した。

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「Ju 160 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

Ju 160の基となった初期のJu 60はハインケル He 70に対抗するには速度が不足しており、1933年から1936年の期間に僅か3機がルフトハンザ航空で使用されるに留まった。Ju 160は空力的に洗練された形態となり、より強力なエンジンを装備したことにより約72 km/h (45 mph)の速度向上を実現した。Ju 60や当時のユンカース社の伝統に則りJu 160は片持ち式の低翼形式の設計で、主翼は2本のジュラルミン製鋼管桁を持ち、ジュラルミン製外皮で覆ったものであった。初期の頃ユンカース製航空機は全面平滑な外皮を使用していたが、Ju 60は伝統的な波状外皮の翼表面以外の胴体に平滑な外皮を使用していた。Ju 160での性能向上はこの外皮の変更による部分もあった。主翼の翼平面形も前縁のみにテーパーが付けられた。後縁には通常のユンカース機同様にエルロン機能付きの主翼全幅に渡る可動式フラップの「ダブル・ウイング」を備えていた。 その他の空力的改善点は、胴体のラインに上手く一体化したコックピット部と主翼下面に内側に引き込まれ収納時には車輪が完全に格納されるように抜本的見直しが図られた降着装置であった。Ju 60の降着装置はダグラス DC-3風の引き込み方式で収納時にも車輪の一部が露出していた。エンジンは490 kW (660 hp)のBMW 132E 星型エンジンを使用することで出力が10%増強されていた。 6名の乗客の座席配置は前向き2列と後ろ向きが1列であり、パイロットと無線士の乗員2名は閉鎖式コックピットにタンデムで座った。 試作初号機であるJu 160 V1, D-UNORは製造中のJu 60から改装され、1934年1月に初飛行を行った。ルフトハンザ航空がこの機体を試験し、幅広くなった翼弦、幅を狭くされた方向舵、尾輪覆いの追加、ドアの小改良といった幾つかの改良を施されて最終型の試作機（V3）となった。この民間型としての最初の試作機はJu 160 A-0と命名された。試作2号機のV2は軍用機型であった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/09/06 10:12 UTC 版)

「KG72」の記事における「設計と開発」の解説

ジェットエンジン事業部の開発総責任者に大槻幸雄が選ばれ、入社1-2年の技術者を率いて開発に当たった。大槻は、流体力学を専門とし、かつて日本ジェットエンジンに出向した経験を持ち、単車エンジンの開発責任者として「マッハIII」や「カワサキ・Z1」を担当したことがある。 当初は小型の100馬力級エンジンを開発することを考えたが、燃料のコントロール系や燃焼室などの設計が困難で効率も悪いため、安全のため200馬力級を開発することに変更した。1971年7月末に作成の「小型ガスタービン研究開発計画書」によると、小型ガスタービンの試作と技術資料を得るための研究部品の試作を行うこととし、その内容としては、トラブルなく確実に運転でき、世界最高の性能かつ世界一安価な製品の設計を目指していた。販売価格はおおよそ200万円で、用途としては船舶用・発電機用・軽飛行機用などを想定した。また、この試作エンジンの研究により、200馬力級のガスタービン開発だけでなく、100-2000馬力級と広い範囲のガスタービンの開発能力を得ることを主目的とした。 1971年10月末から約1か月かけて行ったマーケットリサーチでは、当初想定していたレジャーボート市場には簡単には食い込めない一方、発電用・コンプレッサー駆動用などの産業用の潜在的市場が見込めるという結果になった。その結果を受け、1971年暮れの幹部会議で将来の大型ガスタービン開発を見込んだ、やや大きい300馬力級の開発許可が下された。 設計方針は、自動車製品の経験を活かし、自動車部品の流用や制御装置の国産化などの使用によるコスト低減を図ること、そしてトラブルなく回り性能向上や資料の蓄積ができるよう頑丈にすること、また、できるだけ単純な構造にすることであった。圧縮機、タービン、燃焼器など各要素の性能テストについては、単車事業部での経験から、要素ごとのテストは省略して、ガスタービンの製品設計を行った。1972年9月、初めて純国産ガスタービンの運転を開始。1973年1月にタービン入口温度980℃で370馬力を記録し、同年9月に設計性能を満たし、1974年9月にはボートに装着した応用テストが成功裏に終了した。本エンジンは、当初の計画通り試作のみで実用化されなかったが、開発経験から得られた技術・経験は、同社のガスタービン事業の推進に活かされた。

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「JJ-1 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

イデオロギーの違いから、ソビエト連邦は1950年代初頭に中国との関係を断絶し、中国がソ連の近代技術、特に航空機や航空関連機器へアクセスできないようにした。中華人民解放軍空軍がジェット戦闘機の再装備と飛行訓練ができるようにするために、瀋陽飛機工業集団は、プロトタイプのジェットトレーナーを設計・作成するために中華人民解放軍空軍のアプローチを受けた。 徐俊寿が主任設計者を務め、黄志千（英語版）と叶正大（英語版）が副設計者を務めた。徐は平均年齢がたった22歳の108人のチームを率いた。チームメンバーのほとんどが大学を卒業したばかりで、航空機の設計経験があるのは、徐、黄、陆孝彭（英語版）の3人だけであった。 中華人民解放軍空軍の要求に応えるために、瀋陽の設計者はJJ-1を設計した。これは直線翼機で、格納式の三輪の着陸装置を持ち、タンデム配置コックピットには前部コックピットを覆うサイドヒンジ式キャノピーと後部コックピットを覆う後方スライド式キャノピー（JJ-5と非常によく似ている）があり、前部コックピットの両側に吸気口がある。 動力は瀋陽飛機開発事務所のPF-1A（ロールス・ロイス ダーウェントのコピーであるクリーモフ RD-500の中国製コピー）、胴体中央部に取り付けられた遠心圧縮ターボジェットで供給され、胴体尾部に伸びるジェットパイプを通って排気された。武装は23mm（0.91インチ）口径の自動小銃1門であったと思われる。 プロペラ機から基本的なジェット戦闘機にパイロットがほぼ問題なく移行できることが判明したため、生産は行われなかった。しかし、中国で設計された初のジェット機として、JJ-1は中国の航空機製造業の新時代を切り開いた。

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「ユーロコプター エキュレイユ」の記事における「設計と開発」の解説

開発は、1970年代初頭にSE.3130 アルエットIIの代替を目的として始められ、1974年6月27日に初飛行した。双発版のAS355 エキュレイユ 2は、1979年10月3日に飛行した。 エキュレイユ 2は、ツイン・エキュレイユ（Twin Écureuil）とも呼ばれる。アメリカ合衆国市場では、エキュレイユが、エイスター（AStar）、エキュレイユ 2がツインスター（TwinStar）として知られる。イギリス国防省では、リスの英称であるスクイレル（Squirrel）と呼称している。ユーロコプター社でEC 130が生産されているにもかかわらず、AS350とAS355、そして、軍用型のAS550とAS555との販売は依然堅調である（双発版は2016年に生産終了）。また、単発・双発版ともにブラジルのヘリブラス社でライセンス生産されている。 ユーロコプターの社名変更に伴い、現在はH125と改称されている。 中国ではAS350がリバースエンジニアリングによりZ-11（直昇11）として生産されている。

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「CAC ウーメラ」の記事における「設計と開発」の解説

1939年初めにオーストラリア政府は多量のブリストル ボーフォート爆撃機を発注したが、鉄道車両工場で生産されることとなったため、地元の航空機メーカーであるCACは除外されることとなった。 ローレンス・ワケット（英語版）が率いるCACは、急降下爆撃機と雷撃機の双方の役割を担える機体を製作してボーフォートを凌駕する性能を発揮することを目指して独自の機体の設計を開始した。重量軽減のためにワケットは従来の自動防漏式燃料タンクではなく主翼内の空間を水密構造にして燃料タンクとして利用していた。オーストラリア政府は当初はこのCACの設計案には興味を示さなかったが、1940年半ばにボーフォート生産計画への英国製部品供給の打ち切り（バトル・オブ・ブリテン期間中に自国の生産量を最大にする必要に迫られて英国が航空機の輸出を制限したため）を受けて、オーストラリア空軍がこの機体に関する意見を表明する前だったにもかかわらず政府はこの設計案の試作機を発注した。この試作機CA-4は1941年9月19日に初飛行を行った。CA-4は乗員3名の低翼、双発の多用途爆撃機であり、機首に4丁の.303口径機関銃と左右のエンジンナセル後部に遠隔操作式の連装銃塔で武装していた。本機は500 lb (230 kg)爆弾、250 lb (110 kg)爆弾か2本の魚雷を搭載することができた。エンジンは元々はプラット・アンド・ホイットニー R-1830-S3C3-G 星型エンジンを装着していた。不幸なことに特徴のある構造の燃料タンクの信頼性が低く、1943年1月にCA-4の試作機は燃料漏れと思われる原因で飛行中に爆発を起こし完全に破壊された。 尾翼と方向舵を再設計され、機首の武装が20 mm機関砲2門と.303口径機関銃2丁に変更されてCA-4はCA-11 ウーメラとなった。

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「X-62 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

NF-16D VISTAテストベッド航空機には、失速後の状況で航空機をよりアクティブに制御できる多軸推力偏向（MATV）エンジンノズルが組み込まれている。その結果、航空機は超機動性であり、従来の操縦翼面が姿勢を変えることができない迎え角でピッチとヨーの制御を維持する。 NF-16D VISTAは、イスラエル空軍バージョンの機体の設計に基づくブロック30 F-16Dである。これは、キャノピーの後方の胴体の長さを走る背側フェアリング（英語版）と、ブロック40 F -16C/Dから派生した重量のある着陸装置を組み込んでいる。 フェアリングには、ほとんどの可変安定装置とテスト機器が収容されている。重量級のギアにより、標準のF-16よりも高い着陸沈下率の航空機のシミュレーションが可能になる。このプログラムは、直接音声入力（英語版）と「仮想HUD 」の開発で注目に値した。これらはいずれも、最終的にF-35ライトニングIIのコックピット設計に組み込まれる予定であった。 現在、NF-16D VISTAはアメリカ空軍テストパイロットスクール（英語版）によって運用され、エドワーズ空軍基地のカルスパンによって保守されている。学生のカリキュラムの出撃、特別な学術プロジェクト、および飛行研究で定期的に使用されている。2021年6月14日の時点で、VISTAはアップグレード中である。X-62Aをスカイボーグとして運用するために、VISTAシミュレーションシステム（VSS）はシミュレーションの自律制御システム（SACS）に置き換えられる。1つのアプリケーションは、自律的に操縦される航空機、おそらく有人航空機のロボットのウィングマンである。

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「EA-41」の記事における「設計と開発」の解説

第二次世界大戦前、砲兵士官のジャン＝ジャック・バールはロベール・エスノー＝ペルトリと共に"rocket shells."の名称で知られる対航空機兵器の開発を工廠の技術部門で行った。それらは1940年12月のドイツ軍の侵攻により一時中断して自由地域（英語版）内で継続された。. ガソリンと液体酸素をロケットの推進剤として使用する事に着目した。これにより25kgから100kgの弾頭を100kmに運搬できる事を確認した。自律推進エンジン1941年型を意味するEA-41の分類名称が与えられた。タンクは液体酸素が中心にある同心円状だった。計画は戦争省に提案され、1941年7月に22基が真の用途を秘匿するためにgazogénérateurs(ガス発生装置)の名称で発注された。 最初の地上試験は1941年11月15日にLarzac宿営地で秘密裏に実施され、次にリヨン近郊のFort Vanciaで実施された。これらの試験は1942年9月まで継続され、推定推力8 kNから10 kNのエンジンが開発された。飛行試験はアルジェリアで継続される予定だったが自由地域へのドイツの侵攻により1945年3月15日まで試験は秘密裏に進めなければならなかった 。4212計画の一環として1945年3月15日にRenardièreで実施された打ち上げ試験では長さ16mの発射装置から打ち上げられたロケットは打ち上げから5秒後に爆発したが、それはフランスで最初の液体式ロケットの打ち上げだった。翌日2回目の打ち上げも失敗した。7月6日に3機が打ち上げられ、部分的に成功して10kmから60km飛行した。最後の2機は1946年7月に打ち上げられて失敗した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/03/09 03:09 UTC 版)

「ブリストル・シドレー BS.605」の記事における「設計と開発」の解説

BS.605の設計は初期のアームストロング・シドレー Stentorの2基の燃焼室の小型の方に搭載された。BS.605の一組のエンジンは南アフリカ空軍のバッカニア S.50攻撃機でエンジンの出力が低下する高温で高地の作戦で使用された。BS.605は同様にDonald Campbellの運転による超音速速度記録自動車のために設計されたブルーバード CMN-8での使用も検討された。

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「ブリストル・シドレー ニンバス」の記事における「設計と開発」の解説

ニンバスは2段式のタービンで駆動される(軸流2段と遠心式1段)3段式圧縮機とアニュラ型燃焼器を備えたガス発生器区画と単段式出力タービンの出力を2段式減速機を介して駆動される出力軸で構成されるターボシャフトエンジンである。 スカウトとワスプの主回転翼の駆動は前部のギアボックスから出力を取り出して伸縮継ぎ手を介してガス発生器の下から伝達され後部のギアボックスから尾部回転翼を駆動する。 燃料供給システムは全ての運転条件下で誤作動せずに安全に運転するように設計され、操縦士は回転翼の速度を設定すれば自動的に回転翼の速度は適正な負荷の範囲内に維持される。 潤滑装置は吸気口の筐体と共に内部に潤滑油タンクが備えられる。 エンジンとヘリコプターの補機は吸気口の筐体上のギアボックス上に設置される。

設計と開発

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/03/09 04:34 UTC 版)

「ロールス・ロイス メッドウェイ」の記事における「設計と開発」の解説

アラン・アーノルト・グリフィスの主導によって設計されたRB.141は後にホーカー・シドレー トライデントになるデ・ハビランド DH.121 旅客機計画の新推進装置の要求に適合するために設計された。DH.121自体は英国欧州航空が1958年2月に出した要求仕様に適合するように設計され、この要求はより小型の航空機で代替する事になり、当初予定された形態のメッドウェイはもはや不要だった。 会社は既に相当の予算を開発に注ぎ込んでおり、計画は将来の他の航空機の計画であるアームストロング・ホイットワース AW.681垂直離着陸機のために再設計され、続行された。エンジンの後部は内部での推力整流のために排気ダクトを介してノズルが傾斜した;この概念はブリストル シドレー ペガサスで使用されたものに似ていた。AW.681計画は中止されたが、同様にメッドウェイの開発もより小型に変更されたが、スペイターボファンに近い物になり、スペイは基本的にメッドウェイを縮小したものでより近代的な技術開発を導入したものだった。 メッドウェイの他の搭載機の候補はサーブ 37 ビゲンだったが、イギリス政府の予算はこの用途へは中止された。 1963年12月にメッドウェイは1,700時間以上の地上試験の完了に成功した。

設計と開発

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/09/09 23:57 UTC 版)

「アームストロング・シドレー マンバ」の記事における「設計と開発」の解説

マンバは、10段軸流式圧縮機、6個の燃焼室と2段タービンを持つ小型エンジンである。プロペラスピナーの中には遊星歯車式減速ギアが内蔵されており、エンジンの始動にはカートリッジが使用された。社内での呼称はASM（Armstrong Siddeley Mamba）といい、ASM.3は1,475 ehp、ASM.6は1,770 ehpを発生した。 通常のターボプロップエンジンはジェット燃料を使用するが、マンバは通常のディーゼル燃料(軽油)も使用できる。 1948年に500時間のテストが実施され、マンバはダグラス DC-3 ダコタに装着された最初のターボプロップエンジンになった。1949年にダコタ機のテストベッドはエンジンを2基共マンバに換装された。 派生型のダブル・マンバエンジンは英海軍のフェアリー ガネット 対潜哨戒機に搭載された。このエンジンは実質的に2基のマンバを並列に配し、共通のギヤボックスを介して2重反転プロペラを駆動した。減速ギヤボックスを外したマンバのターボジェットエンジン版がアームストロング・シドレー アダーとして開発された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/09/10 22:06 UTC 版)

「ボールトンポール バリオール」の記事における「設計と開発」の解説

バリオールは英国空軍向けのターボプロップ エンジン付き3座高等練習機への英国航空省の要求仕様 T.7/45に合致し、競合機のアブロ アテナに対抗する機体として設計された。バリオールは引き込み式の主車輪と固定式の尾輪を備えた一般的な低翼単葉機であった。訓練生と教官はオブザーバーの前に並列に座った。試作初号機は臨時の820 hp (611 kW) ブリストル マーキュリー 30 星型エンジンを装着して1947年5月30日に初飛行を行った。予定していたアームストロング・シドレー マンバ ターボプロップエンジンを装着した試作2号機は1948年5月17日に初飛行を行い、これが世界初の単発ターボプロップ・エンジン航空機の飛行となった。航空省は1947年にこの要求仕様を再考し、ロールス・ロイス マーリン エンジンを使用する複座練習機の要求仕様T.14/47に変更した。 マーリン エンジンを装備したバリオールT.2が1948年7月10日に初飛行を行い、比較評価の結果アテナを破り本機が採用された。イギリス空軍のノースアメリカン ハーバードに代わり多数が発注された。Mk 1のオブザーバー用座席は取り払われたが並列配置の前席は残された。 シー・バリオールT.21は折り畳み式の主翼と着艦用のアレスティングフックを備えていた。 しかし1951年に航空省は再度練習機の要求仕様を変更し、ジェット エンジン搭載の練習機デ・ハビランド バンパイア T.Mk11を調達することを決定した。

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「XH-17 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

重量物吊り上げ用回転翼機のXH-17は、15トン以上の荷物を持ち上げられるように設計された。 製作期間の短縮を図るためにXH-17の各部はその他の航空機から流用されていた。前輪はノースアメリカン B-25 ミッチェル爆撃機、後輪はダグラス C-54 スカイマスター輸送機、燃料タンクはボーイング B-29 スーパーフォートレス爆撃機の後部爆弾倉内に搭載する航続距離延長用の「追加燃料タンク」、コックピット部はウェイコ CG-15グライダーの物で、ヨー制御用に使用されるテールローターはシコルスキー H-19のものを流用していた。 1940年代遅くにヒューズ社がヘリコプターの分野に事業を拡大する意欲を大きくしていたところ、1947年8月にヘリコプター製造業者のケレッ（W. Wallace Kellett）が巨大な「XH-17 フライングクレーン」の設計案をヒューズ社へ売却し、ケレット自身もXH-17実験機の開発に関与し続けた。1948年にXH-17は形となり始め、1952年からカルバーシティ (カリフォルニア州)上空での3年間に渡る飛行試験が行われた。1953年に、XH-17は50,000ポンド (23,000 kg)〔 23t 〕を超える重量の状態で飛行した。 本機は最大の回転翼直径を持つ航空機として世界記録を保持している。その扱い難さとそれ以上の開発による効果が疑問視されたため、1機が製造されただけであった。 推進方式は通常とは異なり、2基のジェネラル・エレクトリック J35 ターボジェットエンジンを使用してローターハブを通して抽気を送出し、高温の圧縮空気が中空のローターブレード内の耐熱・耐圧配管を通って燃料と混合されるチップジェットまで導かれていた。 飛行中にローターは、毎分88回転 (88 rpm)で静かに回転した。 ローターは中心となる軸ではなく先端で駆動されるため、補正すべきトルク（反作用トルク）はほとんど無く、XH-17のテールローターはその大きなメインローターに比べると極めて小さなものであった。 このチップジェットによるローター駆動方式は燃料効率が低く、テスト機の航続距離は僅か40マイル (64 km)でしかなかった。 XH-28は最大重量104,000ポンド (47,000 kg)〔 47t 〕の派生型であったが、木製モックアップが製作されただけで計画は破棄され、実機が製作されることはなかった。

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「スネクマ M88」の記事における「設計と開発」の解説

原型のM88-1は実証エンジンであり、技術水準は3軸式のターボ・ユニオン RB199（英独伊の共同開発機であるトーネード IDSに搭載）と同程度であった。量産型のM88-2はラファール用に開発された先進的なエンジンで、同時期に開発されたライバル機であるユーロファイター タイフーンのパワープラントに選定されたユーロジェット・ターボ製のユーロジェット EJ200に似ている。可変式ファン案内翼を備え、高圧圧縮機は6段、排気ノズルはイジェクタ型で、将来的な構想として推力偏向ノズルの導入も検討されている。 ラファールの機体サイズにあわせて大きさはEJ200より小さく、全長は140インチ以内、乾燥重量は2,000ポンド以内に収まるほどのコンパクトさである。 M88はまた単結晶高圧タービンブレードや粉末金属焼結ディスクや全般デジタルエンジン制御のような最先端技術を取り入れている事が特徴となっている。ステルス性に配慮しており、電磁や赤外線シグネチャを低減するように設計されている。また、M88は整備しやすく運用経費を削減する事を念頭において開発されており、21のモジュールによって構成され再調整やバランス調整をせずに互換性を維持した状態で交換できるようになっている。 推力はドライで50 kN (11,200 lbf)でアフターバーナー使用時には75 kN (16,900 lbf)になる。 搭載機は、ラファールのみであるが、旧ユーゴスラビアの国産戦闘機として計画されていたノヴィ・アヴィオンへ搭載される予定であった。他、サーブ 39 グリペンの輸出用の代替エンジンとして、M88-3を提供するとされていた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/02/25 18:36 UTC 版)

「セスナ サイテーション・ラティチュード」の記事における「設計と開発」の解説

サイテーション・ラティチュードは2011年10月に発表された。それは、サイテーション・XLS +（英語版）よりも大きな航空機としてローンチされ、サイテーション・ソヴリンよりも安価であった。座席数は9でプラット・アンド・ホイットニー・カナダ PW306Dターボファンエンジンを搭載する。サイテーション・ラティチュードは十字形の尾翼と全金属製胴体を特徴とする。 プロトタイプは、カンザス州ウィチタで2014年2月18日に初飛行した。セスナは2015年6月8日にFAAの認定を達成したことを発表した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/08/27 18:59 UTC 版)

「ハインケル HeS 8」の記事における「設計と開発」の解説

遠心式圧縮機の主な問題はエンジン直径が大きい事であった。オハインはこの問題点を1937年のHeS 1を開発している時点から認識していた。HeS 1は、単板遠心式圧縮器とタービン部を背中合わせに配置し、その間の外周にドーナツ状のアニュラ型燃焼器を設けていて、甚だエンジン直径の大きなものだった。彼の最初の対策は、背中合わせに配置されていた圧縮機とタービンを分離し、その間に出来た空間に燃焼室を配置しエンジン直径をコンパクトにすることだった。オハインは、この対策を施したHeS 3を開発した。しかし、この原型の燃焼室配置は、エンジン直径を小さくした反面、不完全燃焼を生じさせてしまった。結局、その更新型のHeS 3bでは、圧縮機とタービンの間に燃焼室を配置するデザインを放棄し、燃焼室はアニュラ・リバースフロー型を採用した。燃焼室自体は、遠心式圧縮機の前方に配置した為、原型ほどではないがエンジン直径がそれほどに大きくならないようにした。HeS 3bによってエンジン直径の問題は改善されたが、依然としてオハインは圧縮機とタービンの間に燃焼室を配置するデザインはエンジン直径の問題の有効な解決策であると思い、彼はHeS 8の開発を開始した。HeS 8以前の形式では、燃焼室に出入りする空気の流路となる空間を遠心圧縮機の外側に設けなければならず、その分エンジン直径を大きくしていた。HeS 8では、圧縮機とタービンの間に燃焼室を配置するデザインを採用し、エンジン直径はほぼ遠心圧縮機の円盤の大きさに収まるよう計画された。 それ以前の形式のエンジンは遠心式圧縮機が不安定でエアインテークからの空気の流れを妨げていたが、HeS 8は、HeS 3やHeS 6と同様に遠心式圧縮機の入り口前にインデューサーを装備し、流入空気に遠心式圧縮機の回転方向と同じ回転を与えて解決した。インデューサーのブレードは14枚であり、遠心圧縮機のブレードは19枚であった。インデューサーと圧縮機はともアルミニウム合金の切削加工によって作られ、HeS3およびHeS6までのリベット組み立てより強度が増していた。タービンは14枚のブレードから成り、鋼製で冷却は行われなかったので、設計の段階では常識としては燃焼ガスの高温により焼損すると思われていた。両圧縮機と1段のタービンは中空のシャフトに接合され、3個のボールベアリングで本体に支持されていた。燃焼室は、2つのディフューザーにより構成され、圧縮機からの空気の速度を減速して2通りの異なる深さの128個のインジェクターから燃料を噴射した。始動装置を含むいくつかの補機類は、インデューサー付近の直径が小さくなった部分の周りに配置され、全体の直径が大きくならないように工夫された。 開発は遅々として進まず、その為He280試作機は1940年9月に準備ができていたがエンジンは飛行できる状態ではなかった。試作機はエンジンが機体に搭載されるまで滑空試験を行った。エンジンが最終的に完成したのは1941年初頭の事でその時点でも推力はわずか500kgで計画の700kgには遠く及ばなかった。エンジンは後に搭載されHe280は1941年4月2日にエンジンから燃料が漏れていたのでカウリングを外して初飛行した。3日後にその航空機は航空省のパーティーで展示され、航空省の人々は感銘を受けハインケルの計画を全面的に支持した。

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「IAR 95」の記事における「設計と開発」の解説

設計は高翼配置の単葉機で両側面に給気口を備えた単発機である。設計は垂直尾翼を2枚備えたり双発機も同様に検討されたが、単発、1枚の垂直尾翼の案が選定された。他の設計はIAR-101とIAR-Sは他の設計配置だった。ルーマニアはユーゴスラビアと共同開発を検討したがノヴィ・アヴィオンの計画が頓挫したので実現しなかった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/09/08 16:06 UTC 版)

「アルバトロス D.III」の記事における「設計と開発」の解説

D.IIIの試作は1916年の7月遅く、または8月前半に始められた。初飛行の日付は知られていないが、8月後半ないし9月前半であったと思われる。成功したアルバトロス D.I、D.IIシリーズと同じく、D.IIIも合板製の胴体によるセミモノコック構造を採用した。ただし、「Idflieg」（航空部隊監察局）の要請により、D.IIIの主翼はフランスのニューポール 11に類似した一葉半（Sesquiplane, セスキプラン）形式のものとなった。下翼の翼弦が減らされ、主桁が1本となった分、上翼は拡大された。そのため翼間支柱はそれまでの平行タイプからV型のものとなり、イギリスの飛行機搭乗員の多くはD.IIIのことを「V支柱（V-strutter）」と呼んだ。 1916年9月26日の公式評価試験の後、アルバトロス社は、ドイツではそれまでで最大の生産契約となる400機のD.IIIの発注を受けた。さらに、Idfliegは、1917年2月と3月に各50機の追加発注を行った。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/03/11 00:52 UTC 版)

「FF (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

FF-1はグラマン社がアメリカ海軍のために計画した最初の航空機である。「FF」の二文字は、前の「F」は「戦闘機」を、後ろの「F」は「グラマン社」を示す記号である。 試作1号機XFF-1（社内呼称G-5、シリアル：A8878）は1931年4月22日に契約され、その年の12月29日に初飛行した。複座、密閉式コクピット、全金属製の胴体を持ち、主翼の大部分は布張りだった。主脚はF4Fまで使用される、胴体側面に引き込まれる形式である。胴体は水密構造を持ち、着水時にはフロートの役割を果たす。その太短い胴体の設計は、機体の表面積を減らす事により空気抵抗を低減しようという意図があり、その後のグラマン戦闘機の伝統となった。 試作機は当初616馬力のライトR-1820-E サイクロン星形エンジンを装備し、314km/hの最高速度を記録したが、のちに750馬力のライトR-1820-F と交換され、当時運行されていたどの海軍戦闘機より速い323km/hの最高速度に達した。 1932年12月19日に27機の複座戦闘機FF-1の発注が行われた。一方、グラマン社では偵察機型XSF-1（社内呼称G-6、シリアル：A8940）の試作も行い、こちらもSF-1の名で33機の発注を受けた。FF-1との相違は主に内部の器材を修正と、発動機のR-1820-84への換装（FF-1の発動機はR-1820-78）である。また他にR-1830ワスプエンジンを装備したXSF-2も製作された。

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「ロールス・ロイス/スネクマ M45H」の記事における「設計と開発」の解説

単段式ファンと5段式低圧圧縮機は3段式低圧圧縮機で駆動され、7段式高圧圧縮機は空冷式単段式高圧タービンで駆動される。アニュラ型燃焼室とプラグ型非混合式排気口は設計の別の特徴である。 エンジン開発当時、ロールス・ロイス社が破産した結果、エンジンの開発は遅延した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/06/16 08:10 UTC 版)

「ゼネラル・エレクトリック YJ93」の記事における「設計と開発」の解説

YJ93は単軸式の可変式静翼式軸流圧縮機と全可変式収束/発散式排気ノズルを備えたターボジェットエンジンであり、エンジンは専用の高温JP-6燃料を使用する。海面高度における最大推力は28,800 lbf (128 kN)である。 YJ93は当初は“ゼネラル エレクトリック X275”としてJ79ターボジェットの拡大版として開発が開始された。このエンジンはマッハ3での巡航が要求された事によりX279に発展してYJ93になった。 本機を搭載するXB-70ヴァルキリーは6基のYJ93エンジンを備え、推力/重量比は5で高度70,000フィート (21,000 m)での目標速度は2,000 mph (3,200 km/h)（約マッハ3）だった。XF-108は2基のエンジンを搭載し、最大速度は同じく2,000 mph (3,200 km/h)を予定していた。 最終的にはXF-108迎撃機の開発は中止され、B-70計画は試作機を製作して試験飛行にこぎつけたものの、研究開発のみで終わったため、YJ93も実用配備はされぬままに終わった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/08/03 18:03 UTC 版)

「SIPA S-200」の記事における「設計と開発」の解説

ミニジェットは、エミール・ドヴォワチンが1938年に設立した（Société Industrielle Pour l’Aéronautique (SIPA)）により製造された。1951年2月にイヴ・ガルダン（Yves Gardan）によりこの機の設計が始められ、2機の試作機のうちの初号機が1952年1月14日に初飛行を行った。 前量産型の5機のミニジェットが1955年/1956年に完成したが、それ以上の生産計画はキャンセルされた。ミニジェットは、高速短距離連絡機と転換練習機の双方の用途に設計されていた。 ミニジェットは、主翼が肩翼配置で双胴のブームが垂直尾翼とその間を結ぶ水平尾翼を支えていた。キャビンは中央胴体の中に位置し、2名の乗員が並列に座っていた。前ヒンジで全体が開くキャノピーが小さなキャビンへの出入りを容易にしていた。試作2号機は予備の翼端増槽の取り付けポイントを備えていた。ミニジェットはアエロバティックが行える強度を有し、エンジンは推力330 lbのチュルボメカ パラスを1基装備していた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/10/09 17:43 UTC 版)

「オースチン・マエストロ」の記事における「設計と開発」の解説

中型下級と中型上級市場向けの新型車はプラットフォームを共有し、内装やスタイリング上の差異で2つのモデルを区別することになった。これは生産のオートメーション化と柔軟性において、コスト面で優位な手法であった。この共通プラットフォームにはBL車の開発序列（LC8はローバー・メトロ、LC9はトライアンフ・アクレイム）に則って「LC10」という開発コードが与えられ、開発は1977年に始まった。 デザインはBLの花形デザイナーのデビッド・ベイチュの指導下でイアン・ビーチ（Ian Beech ）が手掛け、5ドアハッチバックと4ドアノッチバックの主要な2タイプが用意された。A-シリーズ（A-Series）とR-シリーズ（R-Series）エンジンは、フォルクスワーゲン製トランスミッションの片端に取り付けられていた（フィアットがアウトビアンキ・プリムラで先鞭をつけた方式）。それまでのBL車に採用されていたハイドラガス・サスペンションはコスト的な観点から撤廃され、一般的な前輪ストラット・後輪トーションビームという組み合わせとなった。開発に際し、試作車にはフォルクスワーゲン・ゴルフのサスペンション部品を取り付けてテストされた事もある。 その後、5ドアハッチバック版が先に設計されることが決まり、独自の開発コード「LM10」が与えられ、車名も「オースチン・マエストロ」と決定した。続けて設計が着手された4ドアノッチバック版は開発コード「LM11」が与えられ、後にオースチン・モンテゴとして発売された。

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「アヴィア S-199」の記事における「設計と開発」の解説

アヴィア社は戦後もメッサーシュミットBf109G型をアヴィア S-99の名称で生産し続けたが、倉庫の火災で多くのダイムラー・ベンツ DB 605 エンジンが焼失したため、間もなくエンジン在庫が底を付くこととなった。そこで、引き続きBf 109Gの機体を使用し、入手不能となったオリジナルのエンジンでなく、代替エンジンを使用したのがS-199であった。ダイムラー・ベンツDB 605エンジンに代えてハインケル He 111爆撃機で使用されていたユンカース ユモ 211 エンジンとプロペラが使用されることに決まった。これらの部品を組み合わせた結果、S-199の飛行特性は非常にお粗末なものになってしまった。 ユモ 211エンジンはDB 605エンジンに比べて重く応答性に欠け、幅広のパドル形ブレードのプロペラが発生するトルクは操縦をひどく難しいものにしていた。これにBf109の降着装置特有の狭い車輪間隔が加わり、離着陸時は非常に危険性が高かった。最後の隠された危険は機銃の同調装置にあり、意図したようにはうまく作動しなかった。実際にイスラエル空軍では、数機が自機のプロペラを打ち抜く事故を起こした。 総計550機程のS-199が製造され、その中の何機かは練習機型のCS-199（武装有り）とC-210（武装無し）に改装された。初飛行は1947年3月に行われ、生産は1949年に終了した。 チェコスロバキアで運用された最後の機体（チェコスロバキア国土防衛軍の所属）は1957年に退役した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/05/16 01:55 UTC 版)

「CASA 2.111」の記事における「設計と開発」の解説

スペイン内戦中の1937年にナショナリスト軍空軍は、ドイツから多数のHe 111Bの引き渡しを受けた。この引き渡しは改良型のHe 111Dに始まり、内戦終結後のHe 111Eまで続いた。より近代化された機体への要望があったため、1940年にCASAはハインケル社とセビリアで新型のHe 111 H-16を200機生産する契約の交渉を行った。第二次世界大戦の最中であったためドイツ側からの援助はほとんど受けられず、生産準備の進捗は緩慢としたものであった。 スペインはフランス国内にユンカース ユモ 211F-2エンジンの保管場所を手配し、これにより130基のユモ・エンジンを完成させることができた（但し、部品取りエンジンが必要だったため実際に納入できたのは117基のみ）。このようにして完成した機体には、中型爆撃機の2.111A、偵察爆撃機の2.111C、複式操縦装置付き練習機の2.111Fという3種類があった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/10/23 08:02 UTC 版)

「アブロ シャクルトン」の記事における「設計と開発」の解説

シャクルトンはロイ・チャドウィックによりアブロ 「タイプ696」として開発された。この機体はアブロ リンカーンを基にしており、リンカーン自体はチャドウィックの初期の設計作であり、その当時はASW機として使用されていた第二次世界大戦時の成功作であるアブロ ランカスター重爆撃機から派生した機体であった。シャクルトンとなる機体の設計はリンカーンの主翼と降着装置に新しい胴体を結合させるというものであり、開発期間中は当初「リンカーン ASR.3」と呼ばれていた。ロールス・ロイス グリフォン エンジンで直径13 ft (4 m) の2重反転プロペラを駆動し、特徴のあるエンジン音に加え操縦士が聴覚障害を引き起こすほどの高周波音を発生した。MR.1の初飛行が1949年3月9日にアブロ社の主任テストパイロットのJ・H・オーレル（J.H. ("Jimmy") Orrell）の操縦で行われた。ASW任務でシャクルトンはソノブイ、電子支援手段（ESM）、Autolycus（ディーゼル排煙探知装置）と短期間信頼性の低い磁気探知機（MAD）を携行した。武装は爆弾9発、又は3発の航空魚雷か爆雷と20 mm 機関砲を搭載していた。 MR.2は運用からのフィードバックにより改良された型で、熱心な愛好家からはシャクルトンの決定版だと考えられている。全周囲への索敵とバードストライクの危険を最小限に抑えるためにレドームは機首から胴体下面へ移設され、機首と機尾の双方が延長された。尾翼は再設計され、降着装置は強化された。 MR.3は搭乗員からの要請に応じて改設計されたもう一つの型であった。首車輪式降着装置が導入され、胴体は全般的に拡大され、改良型のエルロンと翼端増槽が取り付けられた。15時間に及ぶ飛行を行う搭乗員の士気を高めるために遮音性を向上させ、専用のギャレーと仮眠用スペースが設けられた。これらの改良により英空軍のMR.3は離陸重量が30,000 lb (13,600 kg) (Ph. III) 以上に増加し、離陸するためには補助動力としてアームストロング・シドレー ヴァイパー Mk.203 ターボジェットエンジンの使用（JATO）が不可欠となった。この特殊な型は機体に負荷がかかり、英空軍のMR.3はMR.2よりも早く退役せざるを得ないほど極端に飛行寿命が減じられた。南アフリカ共和国への武器禁輸のお陰で南アフリカ空軍のMR.3にはこの改良策が施されず、南アフリカ独自の改良が続けられた。

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「O-52 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1939年に開発されたカーチス O-52は、USAAC向けに開発された最後の「重」観測機である。"O"シリーズに分類される複座の観測機の起源は第一次世界大戦まで遡る。1940年にUSAACは203機のO-52を発注した。1941年にはO-52は当時の戦闘任務に適さなくなっていた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/03/24 00:19 UTC 版)

「Schempp-Hirth Duo Discus」の記事における「設計と開発」の解説

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。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/03/19 09:02 UTC 版)

「MD エクスプローラー」の記事における「設計と開発」の解説

MD エクスプローラー軽量双発ヘリコプターは最初の新規設計のノーターシステム搭載機である。マクドネル・ダグラス・ヘリコプターズはエクスプローラーをMDXとして1989年1月に発表した。最初の飛行は1992年12月18日に行われた。1994年12月にPW206Bを動力とする最初のMD900が認証を取得した。 最も先進的なヘリコプターのひとつで、MDエクスプローラーはボーイングの唯一のノーター反トルクシステムを装備することによって安全性、操縦性が向上し、反トルク源のテールローター翼端から発生する渦流に起因する騒音が防げる。テールブーム基部に内蔵されたファンの送風をテールブーム末端部のスラスターから噴出させることと、テールブーム途中の溝から吹き出させる風によるコアンダ効果によりヨーコントロールを行う。 元々は前身のヒューズ・ヘリコプターズ社が開発して、後にヘリコプターの事業を引き継いだマクダネル社を1990年代に買収したボーイングは1999年初頭にマクダネルダグラスの民間ヘリコプター部門であるMDヘリコプターにノーター技術を供与した。 同様にエクスプローラーの特徴として、先進的なベアリングレス（可動関節部の無い）5枚ブレードの複合材製メインローターと、炭素繊維製のテール・胴体も挙げられる。 初期のエクスプローラーは双発のプラット・アンド・ホイットニー・カナダ製のPW206As（エクスプローラーは最初のプラット・アンド・ホイットニー・カナダ PW200シリーズ搭載機になった）を搭載したが、後にフランスのチュルボメカのチュルボメカ アリウスが選択肢に加えられたが外された 。尚、トランスミッションは日本の川崎重工業ガスタービン・機械カンパニー（明石工場）が開発・供給している。

設計と開発

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/03/20 07:23 UTC 版)

「GB-1」の記事における「設計と開発」の解説

アメリカ陸軍航空隊は後にアメリカ陸軍航空軍に改編されているが、この当時の1941年3月に滑空爆弾の開発が始められている。爆撃機が搭載爆弾を投下する際、敵軍の高射砲の防御範囲外からスタンドオフできるよう意図したもので、またさらには爆弾が浅い角度の滑空経路をとるためにより精密に照準できる可能性があり、3種類の試作品を作る結果となった。1つはエアロンカが設計担当したGB-1である。ベランカ社の設計したものはGB-2と呼ばれた。またティム・エアークラフトの設計したものはGB-3と呼ばれる。 GB-1は幅3.7mの主翼と双尾翼型の尾部という従来的な小型航空機の設計に、標準的なM34 2000ポンド爆弾（910kg）を合体させたものである。ジャイロスタビライザーをベースとした自動操縦が方位の制御に用いられ、特定の高度および標的までの距離において投下されたのち、爆弾が予定の経路をとるようセットできる。滑空速度は370km/hで、高度4,600mから投下した後の到達範囲は32kmである。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/10/13 14:12 UTC 版)

「イスパノ HA 200」の記事における「設計と開発」の解説

HA 200 サエタ（投げ矢）は、スペイン初のターボジェット航空機だった。本機はウィリー・メッサーシュミットが参画して、前のピストンエンジン装備のイスパノ HA 100から開発された。試作機は1955年8月12日に、最初の量産機は1962年に初飛行した。HA 200はスペイン空軍にE14という名称で配備された。地上攻撃任務の単座型（HA 220）が開発されC10という名称でスペイン空軍に配備された。 HA 200はエジプトのヘルワン航空機でヘルワンHA 200Bアル・カヒラ（Al-Kahira）としてライセンス生産された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/10/13 14:52 UTC 版)

「フィアット G.12」の記事における「設計と開発」の解説

全金属製の片持ち式低翼単葉の旅客機であり、機首に1基と両翼のナセル（英語版）に1基ずつ合計3基の星型エンジンを装備していた。エンジンは3枚ブレードの金属製可変ピッチプロペラを駆動した。降着装置の主車輪はナセルに引き込まれたが、尾輪は固定式であった。 操縦席と客室は完全に密閉されており、乗降は主翼後の左側のドアから行った。 民間旅客機として設計されたが、戦争期間中は主に軍用に使用された。ごく限られた数が製造され、その中の数機は1944年のイタリアの休戦後に製造された。 戦後のイタリアで、最後の3発輸送機であるフィアット G.212へ発展した。

設計と開発

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「CASA C-201」の記事における「設計と開発」の解説

C-201はスペイン政府と航空機メーカーのCASAの間で締結された1トンのペイロード、航続距離1,000 km (620 mi)以上の能力を持つ空軍向け輸送機の開発契約の結果生まれた。この機体の設計は、主脚がエンジンナセルに引き込まれる尾輪式の降着装置を持つ片持ち式低翼単葉の双発機となった。

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「ロッキード トライスター (RAF)」の記事における「設計と開発」の解説

トライスターがイギリス空軍に導入されるきっかけとなったのはフォークランド紛争である。フォークランド紛争において、現地部隊への輸送を担当していたC-130 ハーキュリーズは空中給油を必要とし、この給油任務には爆撃機から転用されたハンドレページ ヴィクターが就いていた。しかし、この任務従事はヴィクターの機体寿命を縮めることになったため、イギリス空軍は長距離運用能力を維持・向上させるべく、空中給油機や輸送機として使用する目的でフォークランド紛争終結後にトライスターを購入した。 調達にあたっては、当初少なくとも4機のワイドボディの機体をもつ空中給油機兼輸送機の要求が出された。この調達要求が出されたのとちょうど同時期、イギリスのフラッグ・キャリアでもあるブリティッシュ・エアウェイズは自社の保有するL-1011-500型機の売却を望んでいたこともあり、6機をマーシャル・エアロスペース社と共同で入札し、受注に成功した。1982年12月14日に最初のブリティッシュ・エアウェイズ機が発注され、1984年には追加で3機のパンナム機が発注された。導入された9機のトライスターは全機がブライズ・ノートン空軍基地に本拠を置く第216航空隊（英語版）に所属した。 購入されたL-1011-500は、全機がマーシャル社で軍用機への改造を受けた。9機のうち、胴体後部にプローブアンドドローグ方式の空中給油装置を取り付け（2基装備されているが、片方はバックアップ用であるため同時には使用されない）兵員輸送と空中給油が可能な2機は命名規則に従ってトライスター K1と称された。このK1の仕様をベースに、さらに貨物輸送能力が追加された4機は、同じく命名規則に従ってKC1と名付けられている。また、残りの3機については兵員輸送機（空中給油能力を持たない）であり、このうち2機がC2、C2とはいくつか異なる電子機器と内部構造を持つ残りの1機がC2Aと命名されている。イギリス空軍では、イラクにおいて地上砲火から機を守るため、トライスターにフライトデッキの装甲化と指向性赤外線妨害機の搭載を含むコクピット改良・更新のため総額2,200万ポンドで契約された近代化改修プログラムを実施している。 イギリス空軍では2010年代の中頃にトライスターの退役を予定し、次期戦略給油機（英語版）（Future Strategic Tanker Aircraft, FSTA）として、新型機に更新されることとなった。この新型機については、EADSやロールス・ロイスを中心とする連合がエアバス A330 MRTTを、ブリティッシュ・エアウェイズやボーイング、BAEシステムズを中心とする連合がボーイング767の改造機をそれぞれ提案し、交渉の結果2004年1月にEADS連合が契約を獲得し、A330 MRTTがボイジャーの名称で導入されることとなり、2014年にトライスターは運用を終了した。 しかし、アメリカ空軍の次世代空中給油機選定計画であるKC-Xにおける選定の混乱はFSTAプログラムにも混乱を招いている。トライスターと共にイギリス空軍で空中給油機として使用されているビッカース VC-10の寿命が近づく中、こうした状況を受けて、トライスターの改造・納入実績を持つマーシャル社は、余剰となっている旅客機型トライスターを中古で購入し、空中給油機に改造することでトライスターをさらに増備する案を提案した。マーシャル社の提案によれば、総額130億ポンドでVC-10の代替需要を満たすことができたが、この提案は受け入れられなかった。

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「スコティッシュ・アビエーション パイオニア」の記事における「設計と開発」の解説

パイオニアは英航空省が発行した小型連絡機の要求仕様 A.4/45に合致するように計画された。出力240 hpのデ・ハビランド ジプシー・クイーン（英語版）を装着した3座の試作機A4/45は、キャビンの屋根に主翼が取り付けられた高翼機であった。"スコティッシュ・アビエーション プレストウィック・パイオニア"（"Scottish Aviation Prestwick Pioneer"）の名称で4機の試作機（シリアルナンバー VL515, VL516, VL517とVL518）が発注されたが、結局最初の2機が完成しただけで、この試作初号機（VL515）は1947年に初飛行を行った。 ジプシー・クイーン エンジンを使用したことは不満足な性能という結果となり、A.4/45は英空軍から発注されることはなかった。その代わりにスコティッシュ・アビエーション社は民間機型を製造することに決め、"パイオニア II"として2機の試作機（VL515とVL516）に新しくより高出力のエンジンを装着することにした。 パイオニア IIの試作機は、G-AKBFの民間登録記号を与えられた以前のパイオニア Iの試作機（VL515）であり、出力520 hp のアルヴィス レオニダス（英語版） エンジンを装着して1950年5月5日に初飛行を行った。パイオニア Iの試作2号機（VL516）も同様に改装され、G-ANAZ の民間登録記号を与えられた。パイオニア IIは非常に優れたSTOL性能を発揮し、英空軍からパイオニア C.C.1として発注された。 英空軍に納入されることになったシリアルナンバーXE512の最初のパイオニア C.C.1は1953年8月11日に引き渡されたが、皮肉なことにXE512は1947年以来のプレストウィック・パイオニアの試作機にアルヴィス レオニダス 星型エンジンを装着し、英空軍の使用向けに仕立て直した機体であった（つまりVL-515がG-AKBZになり、その後再び軍用シリアルナンバーXE512に戻った）。同様に続いて納入された3機の機体（製造番号102、103と104）は、試作2号機のVL516/G-ANAZと半完成品の試作3号、4号機のVL517、VL518であった。これらの機体はXE513、XE514とXE515として各々1953年8月15日、9月3日と1954年2月10日に引き渡された。

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「Re.2005 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

Re.2005はレッジャーネが第二世界大戦中に製造した最後の航空機である。1941年に開始されたこのプロジェクトはロベルト・ロンギが主導し、設計者のアレッジオ、マラスキーニ、トニオーロおよびポッジが参加したチームによって進められた。Re.2002のように既存の設計をもとにした開発ではない新規プロジェクトであるにも関わらず、予備作業は同年末までに完了した。1942年2月に機体の用意ができた時には、DB 605エンジンの納入待ちとなっていた。この新型機は、戦時中の数自国の航空機の中で最高のものの一つであると評価されただけではなく、最高に美しいとは言えないまでも、もっとも優れた外観を有するものの一つだった。半楕円翼、長い機種、大きな尾翼は小型で軽快なこの戦闘機の特徴となっている。 原型機MM.494は1942年5月9日に初飛行したが、その翌日に激しい着陸で降着装置が故障して深刻な損傷を受け、6月まで飛行できなかった（MM.494は試験中にさらに2回損傷している）。この原型機は4丁の12.7 mmブレダSAFAT機関銃と、1門の20 mmマウザーMG 151 機関砲を搭載し、当初試験に使用された後にナポリ防空に使用された。MC.205Nが早々に脱落し、製造上の観点からG.55がより良いと考えられた厳しい審査の結果、イタリア王立空軍は750機のRe.2005を発注したが、これは戦時のイタリアとしては楽観的な見通しだった。

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「MC.205 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

MC.200 サエッタのエンジンをドイツのダイムラー・ベンツ製DB 601に換装したMC.202 フォルゴーレは成功を収め、イタリア王立空軍主力戦闘機として活躍した。1941年、MC.202戦闘機の能力のさらなる向上を求めて、イタリア王立空軍はドイツ製の出力1,100 kW（1,475馬力）スーパーチャージャー付き水冷倒立V12型エンジンであるDB 605のライセンス生産を決定し、このエンジンはフィアット社でR.A.1050 RC.58 ティフォーネ（Tifone、台風の意）として生産された。戦闘機メーカーがこのエンジンを使用したcaccia della serie 5（第5シリーズ戦闘機）開発のために招聘され、原型機で使用するために輸入したDB 605が供給された。各社の機体名称には数字の5が使用され、マッキ社の機体はC.202bisやC.203ではなく、C.205となった。 マッキ社はC.202でより強力な後継機種のDB 605とほぼ寸法が等しいDB 601エンジンを使用していた。このことは、C.202の機体をDB 605用に改修することが容易であることを意味した。計画は、機体にも大幅な改造を施した本命の205N（NはNewの意）と、最小限の改造で済ませた暫定の205Vの2本立てで進行した。オリジナルのDB 605を搭載した原型機は、共に1942年に初飛行したが、大幅な改良を施したわりには、205Nの性能は205Vとほとんど変わらず、むしろ速度では205Vより劣り、実用化の価値なしとして、205Nは早々に廃案となった。試験飛行ではフィアットG.55チェンタウロおよびRe.2005サジタリオはその広い翼面積によって高高度で良好な性能を発揮した。ヴェルトロは先行機種のフォルゴーレと同じ主翼を使用したが、重量が2,350 kgから2,581 kgに増加しており、翼面荷重も140 kg/m2から153.6 kg/m2に増大した。ヴェルトロの性能は、同様に高翼面荷重のドイツ機と似通っており、中高度で最良の性能を発揮して最高速度は642 km/hに達した。C.205ヴェルトロは、G.55およびRe.2005が配備されるまで生産された。 最初の100機の「ヴェルトロ・セリエI」の武装は機関銃だけだったが、多くの機体で20 mm MG 151 機関砲に換装された。「セリエII」は生産されなかったが、主翼に機関砲を標準搭載した150機の「セリエIII」が発注された。 前部胴体の再設計に手間取り、数か月遅れで205Nの準備が整った。プロペラ同軸搭載の20 mm機関砲と、エンジンカウルに4丁の12.7 mmブレダSAFAT機関銃を搭載し、それぞれ300～400発と1,400発の弾薬を積載した原型1号機C.205N1が1942年11月1日に初飛行した。この構成では最高高度は高くなったが、最高速度は629 km/hにとどまった。長く、流線型の後部胴体による良好な空力特性は最高速度620 km/hのMG 151を搭載したMC.205Vよりも良好だった。 原型2号機のC.205N2の初飛行は1943年5月19日に行われ、C.205N1より少し低速の628 km/hの最高速にとどまるとともに、運用高度に達するのにより長い時間を要した。この機体にはプロペラ同軸の20 mm機関砲1門に加えて、主翼搭載の2門の20 mm機関砲と、胴体搭載の2丁の12.7 mm機関銃を備えていた。弾薬としては600発以上の12.7 mm弾と、最大で900発の20 mm砲弾を積載したが、これはC.205N1に積載された弾薬よりもかなり重いとともに、レジアーネ機の490～550発およびフィアット機の650発の20 ㎜砲弾よりも多いものだった。とは言え、1,200機の航空機が発注され、設計はイタリアの降伏によって中止された。 Nシリーズの機体はC.205Vよりも優れた性能を発揮するはずだったが、マッキ社のテストパイロットだったグイード・カレスティアートはその飛行特性が軽量で機敏なC.205ヴェルトロよりも劣っていると指摘した。後者のシリーズも上昇中にオーバーヒートすることがあった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/10/18 15:22 UTC 版)

「カプロニ Ca.161」の記事における「設計と開発」の解説

Ca.161はCa.113の設計を基にした同一翼幅の片翼に2本ずつ支柱を持つスタッガード配置の複葉機であり、与圧服を着用したパイロットは開放式のコクピットに搭乗した。 1937年5月8日にマリオ・ペッツィ中佐が高度15,655 m (51,362 ft)を飛行して高高度飛行の世界記録を樹立した。翌年の1938年10月22日にペッツィはより強力なエンジンを搭載したCa.161bisで17,083 m (56,047 ft)まで到達して記録を更新した。2012年現在この記録は依然としてピストンエンジン搭載の複葉機による世界記録を保持し続けている。 本機による最後の高度記録は1939年9月25日にニコラ・ディ・マウロ（Nicola di Mauro）の操縦で記録されたフロートを装着したCa.161Idroによる13,542 m (44,429 ft)であった。この記録は2012年現在も水上機による世界記録を保持し続けている。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2012/06/15 00:19 UTC 版)

「VFW VAK 191B」の記事における「設計と開発」の解説

VAK 191Bは西ドイツのVereinigte Flugtechnische Werke（VFW）で製造された。計画当初はイタリアのフィアットが参加しており1967年に撤退したが、その後も有力な2次契約社として残った。VAKとはV/STOL偵察攻撃機（Vertikalstartendes Aufklärungs- und Kampfflugzeug）の略語である。 推力はリフトと巡航の両方に使用されるロールス・ロイス／MTU RB.193-12推力偏向エンジンから発生し、これは他の2つの垂直上昇用エンジンの補助にもなった。 開発プログラムは1962年にフィアット G.91地上攻撃機を代替するVTOL機として始まったが、NATOの要求が変更になったことで技術実証機となった。1970年から1975年までの間に3機のVAK 191Bで合計91回の飛行テストを実施した。最初のホバリング飛行は1971年9月20日にブレーメンで行われた。1972年10月26日にはミュンヘンで最初の垂直飛行から水平飛行への遷移とその逆プロセスを行った。試作機は「フライ・バイ・ワイヤ」技術を含む後にパナビア トーネードとなる幾つかの概念テストにも使用された。 VAK 191Bはその概念において英国のホーカー・シドレー ハリアーと似ているが、中、高高度での超音速ダッシュ（マッハ1.2-1.4）が可能であるように設計された。しかし単発エンジンは抗力が大きく、2基のリフト用エンジンは巡航時にデッドウエイトになってしまい、小さな巡航用エンジンでは対重量比で低い推力しか発生できないと判断された。またこの機は高翼面荷重の非常に小さい翼を持っていた。これとは対照的にハリアーは対重量比で遥かに高い推力を持ち格闘戦には有効であり、その大きな翼は短距離の滑走離陸にはうってつけだった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/10/18 15:18 UTC 版)

「Shche-2 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

ドイツのロシア侵攻によりソ連空軍が前線で使用する軽輸送機／多用途機を緊急に入手する必要性が判明した。以前はK・A・カリーニン記念試作設計局で働き、与圧キャビンやグライダーの設計作業の指導を行う前にはポリカールポフ I-153戦闘機の設計にも多大な影響を与えたアレクセイ・シチェルバコフ（Alexei Shcherbakov）がこの"TS-1"と命名された機体の設計と開発を指揮した。 半片持ち式の高翼単葉機であるTS-1は戦略物資を最小限にしか使用しないように設計され、その顕著に流線形な機体のほとんどが木製であった。エンジンは当時入手可能となったシュベツォフ M-11 星型エンジンを2基搭載した。イリューシン Il-2の降着装置と共にラボーチキン La-5の部品も流用されていた。この機体は固定尾輪式の降着装置と2枚の垂直尾翼を持っていた。 1942年遅くに初飛行を行い、1943年初めに初飛行を行ったShche-2と改名された機体は要求に合致する性能を有することが分かった。生産はA・S・ヤコヴレフ記念試作設計局のためにヴァレリー・チカロフが設立したOKB-47で1943年10月に始まったが、シチェルバコフが設計した機体の製造はシチェルバコフの管理下に移管された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/09/28 10:18 UTC 版)

「KJ-200 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

この機体の重要構成部品は、外観的にはサーブ エリアイ システムに似たAESAレーダーシステムで、腹側のセンサードームのほか、後部胴体上部の支柱に取り付けられている。この機体のプラットフォームは陝西 Y-8F-600をベースにしており、プラット・アンド・ホイットニー・カナダ PW150Bターボプロップとハネウェルのアビオニクスが組み込まれていると報告されている。 KJ-200の総設計士は、Y-8の総設計士だった欧阳绍修（Ouyang Shaoxiu）である。欧阳修绍によると、KJ-200はグラスコックピットの採用など、オリジナルのY-8から大幅に改良されているという（約80％）。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/09/30 08:48 UTC 版)

「WZ-132」の記事における「設計と開発」の解説

1960-70年代、中ソ対立と呼ばれ、中ソ関係は非常に緊迫したものとなった。ソ連の戦車設計者との競争の中、中国は59式戦車、62式軽戦車、63式水陸両用戦車などを開発した。WZ-132もこの時期に設計されたが、当時の中国では技術指標が高すぎて大量生産することができず、1975年に設計が頓挫するまで何度も仕様が変更された。 この車両は、銃を含めて全長8.53m（28.0ft）で、1973年までに22.5t（24.8米トン）の重量があった。高さ2.12m（7.0ft）、幅2.92mであった。車長・操縦士・砲手・装填手の4人の乗組員で、主兵装は100mm滑腔砲1門と12.7mm機関銃1門、副砲として7.62mm機関銃2門で構成されていた。パワーウェイトレシオは18kW/tで、道路走行時の速度は65km/h、航続距離は500kmであった。トーションバー式サスペンションを採用していた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/12/26 22:01 UTC 版)

「フリート フォート」の記事における「設計と開発」の解説

フォートは元々高等練習機として設計され、1940年に英連邦航空訓練計画向けに200機が発注された。フリート 60は、楕円形の主翼を持つ低翼単葉機であり、後部コックピットは高い位置にある設計であった。特徴ある機構は、引き込み式のフェアリングを持つ固定式の降着装置であり、これは操縦訓練生を引き込み式降着装置に馴染ませる一方で迂闊な訓練生による機体の損傷を防ぐことを意図していた。 生産は遅滞してカナダ空軍向けの最初のモデルは1941年4月18日に初飛行を行った。フェアチャイルド コーネルが入手できることになり、「高等」練習機の役割に対する認識が変化したことにより契約は早々と打ち切られ、最終的に1941年6月から1942年6月の間に101機のフリートがカナダ空軍に納入されただけであった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/12/26 21:52 UTC 版)

「ビッカース ヴァーシティ」の記事における「設計と開発」の解説

ヴァーシティはビッカース社でビッカース ヴァイキングを基に開発された。ヴァイキングとの主な相違点は延長された主翼と胴体、首輪式の降着装置で、ヴァーシティの試作機「668型」は1949年に初飛行した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/12/30 14:25 UTC 版)

「JB-3 ティアマット」の記事における「設計と開発」の解説

ティアマット計画は1944年1月に始まり、この時ヒューズ・エアクラフトはアメリカ陸軍航空軍から、亜音速で固体火薬ロケットを用いる試験的な空対空ミサイルを開発する契約を受けた。 開発作業はアメリカ航空諮問委員会（NACA）と共同で行われ、どことなく矢のような形と全体のバランスをとったティアマットは、3枚の大型の姿勢制御及び操舵用のフィンをミサイルの後端部に装備し、全長4.37m、全備重量270㎏の大型ミサイルだった。ロケットモーターはブースト用・持続燃焼用の二重推力形式で、推力32kNを3.5秒間発生させ、さらに続いて970km/hでの巡航のため、推力0.89kNを45秒間発生させた。 A-26インベーダー軽爆撃機から撃ち出したティアマットは、敵航空機の追尾のためにセミアクティブ・レーダー・ホーミングを使用でき、重量230kgのミサイル弾頭を撃発させるために近接信管が装着されていた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/06/29 06:28 UTC 版)

「Fi 97 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

複座のツーリング機／練習機であるフィーゼラー F5に続いてフィーゼラー社はドイツ航空省（RLM）からヨーロッパ・ツーリング機選手権の1934年度大会に参加する特製の4座機の開発を後押しされた。 この結果、クルト・アーノルト（Kurt Arnolt）により設計されたFi 97は、通常形式の尾翼を持つ混合構造の低翼片持ち式単葉機になった。胴体は鋼管フレームに羽布を張り、主翼の構造は木製の骨組みに羽布と合板を張ったものであった。格納と陸上運搬用に主翼は後方に向けて折り畳めるようになっており、固定尾橇式の降着装置を備えていた。パイロットと3名の乗客は密閉式のキャビンに搭乗した。 5機のFi 97が製造され、3機は250 hp のヒルト HM8U 倒立V型8気筒エンジンを、2機は225 hpのアルグス As 17 倒立直列6気筒エンジンを装着していた。双方とも空冷エンジンであった。 この機体は短距離離着陸性能を持ち、その最も特筆すべき設計上の機構は低速飛行を可能にする主翼の高揚力発生機能であった。主翼前縁には主翼長の半分以上にわたりハンドレページ式自動前縁スラットを、主翼後縁にはフィーゼラー設計のファウラー式フラップの「オーストロールフリューゲル」（Ausrollflugel）を備えていた。後縁フラップは主翼面積をおよそ20 %も増やすことができた。これらの高揚力装置により飛行速度を58 km/h (36 mph)まで落とすことが可能であり、これらは後に有名なフィーゼラー Fi 156の製造に役立てられた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/08/13 02:16 UTC 版)

「XF7B (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

XF7B-1のボーイング社社内呼称はモデル273といい、陸軍型のモデル264（p-29）とほぼ同じものだった。P-29同様に片持ち式の主翼、半引き込み式（車輪下部が露出）等を持つがコックピットは陸軍型の修正タイプのように開放型のものだった。1933年9月に初飛行したXF7B-1（シリアル9378）はアメリカ海軍によってテストされる最初の単葉戦闘機だったが、着陸速度が高すぎ、空母での運用に適さないと判断されて採用には至らなかった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/04/24 16:28 UTC 版)

「ハンドレページ H.P.42」の記事における「設計と開発」の解説

H.P.42は東方への長距離航空路用に設計されたもので、H.P.45はそのヨーロッパ航空路版だった。インペリアル・エアウェイズでの運用に当たっては、H.P.42は「H.P.42E（EはEastern（東方空路、この場合はインドと南アフリカを指す）の頭文字）」、H.P.45は「H.P.42W（WはWestern（西方空路、この場合はヨーロッパを指す）の頭文字）」と称した。 H.P.42は上下翼の翼幅が異なる巨大な複葉機で、布張りの主尾翼および後部胴体以外は全金属製だった。上下翼はワーレントラス構造の翼間支柱で結び付けられていた。水平尾翼も複葉式で、3枚の垂直尾翼を持っていた。H.P.42は490馬力のブリストル ジュピターXIFエンジン4基で駆動したが、H.P.45は555馬力のスーパーチャージャー付きブリストル ジュピターXFBMエンジン4基装備であり、大パワーを得る代わりに燃料消費量を犠牲にしていた。いずれの型も、エンジン4基のうち2基を上翼に置き、他の2基を胴体左右の下翼に置いていた。 乗員区画は（新機軸として）密閉されており、客室は翼の前後に1区画ずつあった。H.P.42は前方客室に6名（のちに12名）、後方客室に12名の乗客を収容し、手荷物室も大きいものだった。一方H.P.45は手荷物室が縮小された代わりに、前方に18名、後方に20名の乗客を乗せることが出来た。

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「イカルス 451」の記事における「設計と開発」の解説

この名称で製造された最初の機体はパイロットが俯せで搭乗する通常の低翼単葉の双発プロペラ機であり、引き込み式で尾輪式の降着装置の主脚は主翼下のエンジン・ナセル内に後方へ向けて引き込まれた。118 kW (158 bhp) を発生するヴァルター倒立エンジンを装着し、翼幅が6.7m (22 ft) 、最高速度335 km/h (182 knots) 、巡航高度4750m (15,570 ft)のこの機体は1952年に飛行した。この年の末にはパイロットが通常の形式に座り、オリジナルのイカルス 451のヴァルター マイナー 6-III 直列エンジンをチュルボメカ パラス 056A ターボジェットに換装した「451M」（Mlazni - "ジェット"）が続いた。この型では主脚は内側に引き込まれた。武装は20 mm イスパノ・スイザ 404A機関砲を胴体下面に、 RS ロケット弾を主翼下面に装備する計画であった。この基本設計から更なる軍用派生型の開発が意図されていた。 1954年に飛行した「S-451M Zolja」（Wasp、スズメバチ）は延長された胴体、折り畳み式の主翼、吊り下げる代わりに主翼と同一面に再設計されたエンジン・ナセルを備えていた（1960年にS-451M Zolja 超軽量ジェット機は500.2 km/h の速度記録を樹立した）。この機体が近接支援（Jurisnik）任務用に企画された軍用機版「J-451MM Stršljen」（Hornet、クマンバチ）の基礎に供された。この機体がそれまでの一連のものと異なる点は首車輪式の降着装置を採用した点であり、チュルボメカ マルボレはそれまでのエンジンの2倍以上の推力を発生し、武装は胴体下面のHS.404機関砲が2門に強化されていた。この機体は、1957年に750.34 km/hの世界速度記録を樹立した複座練習機の「S-451MM Matica」（女王バチ）と単座アエロバティック機「T-451MM Stršljen II」の基となった。 一連の機体のどれも量産はされず、451、451M、J-451MMは全機がベオグラード航空博物館（Museum of Aviation in Belgrade）に保存されている。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/10/27 14:07 UTC 版)

「イーウチェンコ・プロフレース D-436」の記事における「設計と開発」の解説

D-436は、D-36の予備として開発された。このエンジンの特長は、同社のD-18に由来する。D-436には改良された高回転数のファン、大気汚染物質排出量が少ない燃焼器、新しい圧縮機などが組み込まれている。いくつかの派生機種はFADEC（全般デジタルエンジン制御）を装備する。

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「Ka-31 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

カモフ社（当時はカモフ設計局）は1980年に海軍用中型ヘリコプターKa-31の開発を開始し、1987年に初飛行を行った。この開発は、アントノフAn-71艦上早期警戒管制機がキャンセルされたことのへの対応であった。An-71はソ連海軍初の本格的航空母艦「アドミラル・クズネツォフ」（当時は「トビリシ」の名で知られた）に配備されることを目的としていたが、ヤコブレフYak-44が採用されたためキャンセルされた。Yak-44はその後も開発が進められたが（最終的にはキャンセルされた）、ソ連海軍はそれまでの空白を埋める手段を欲し、海上での別の有効なAEWプラットフォームの研究を開始した。 艦艇からのヘリコプター運用の豊富な知識に基づき、ソ連海軍は、すでにテスト済みで信頼性のあるカモフKa-27を選んだ。カモフ設計局はそのときKa-29の開発を進めていた。ニジュニイ・ノヴゴロド電波技術研究所は、すでに同じ設計（必要な変更は加えたが）のAn-71用レーダーの設計を行っていた。それらの要素は1980年に一体化され、Ka-29RLDと名づけられた。レーダー開発に時間がかかったため、初飛行が行われたのは1987年になってからだった。Ka-29RLD/-31の生産型は結局原型のKa-29とは大きく異なるものとなった。 カモフ Ka-31の主な相違点は以下の通りである。 コックピットの下にあった大きな電子センサー装置の除去 MFDが2台追加されたことによるコックピットの拡大。 ASW能力の除去。 クロンシュタットKabris 12チャンネルGPSの追加。 エンジンの強化（クリモフTV3-117VMAR 2基）（Ka-27は、TV3-117BK） レーダーとC4ISRにパワーを供給するためのTA-8Ka APUの追加。 250マイル以上の有効範囲を持つ16のチャンネルディジタル通信装置。

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「FJ-1 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

XFJ-1は1944年にマクダネルF2D（F2H）、ヴォートF6Uとともに設計指示が出された。本機体はターボジェットエンジン1基を搭載し、直線翼と前輪式着陸装置を持つ。主翼、尾翼およびキャノピーはP-51 マスタングの設計を流用していた。このデザインはアメリカ空軍の戦闘機F-86セイバーの原型であるXP-86のベースにもなった。 試作機の初飛行は1946年9月11日に行われ、生産型30機の配備は1947年10月から始まった。フューリーの航空母艦への最初の着艦は1948年3月10日、航空母艦「ボクサー」において行われた。配属先はVF-5で、航空母艦でのジェット機の運用の道をひらき、またジェット機の離艦時におけるカタパルト装備の必要性を印象付けた。フューリーはカタパルトなしでも発艦することができたが、混雑した飛行甲板では実用性は低かった。また、ジェットエンジンは低速域では極めて効率が悪く、燃料も多量に消費する。当然ながら速度ゼロの発艦時には、ジェットエンジンの効率は最低となる。ジェット機の運用においてカタパルトなしで発艦するのは、非常に危険、かつ上昇力は低く、また発艦時には多大な燃料を消費し航続距離は小さくなり、通常任務に適したものではなかった。 当時は音速域付近において衝撃波発生を遅らせる手段としての後退翼は知られておらず、FJ-1も上記の通りP-51から流用した直線翼を採用していた。しかしP-51の層流翼は当時としては最新の翼型であり、FJ-1開発当初においてこれより新型の翼型の採用など思いもよらない事であった。F-86/FJ-2において後退翼が採用されたのは、第二次世界大戦の終了によりドイツより後退翼の技術の導入があったためである。1940年代は航空技術が急速に発達した時期で、僅かな差によって決定的な性能の差異が生じる事があり、その顕著な例のひとつである。 また主翼にはダイブブレーキが装備されたため折り畳みには適さず、翼の折り畳み装置は装備されなかった。その代わり格納庫スペースを節約するために「頭下げ機構」が装備され、前方のFJ-1の上げた尾部の下に頭を入れるような仕組みになっていた。これは旋回させることのできる前輪とともに本機の特徴であった。

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「AF (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1944年に設計が行われたXTB2Fは3,600ポンド（1,633kg）の兵装搭載量と3,700マイル（5,950km）の航続力を持つ双発の飛行機だった。これはあまりに大きすぎてエセックス級航空母艦からの実運用に適さないと判断され、1945年にキャンセルとなり、F7F タイガーキャットの改良型であるXTSF-1の計画がその代替となった。 しかし最終的に選択されたのは、それとは別のモデルG-70という社内開発番号を持つプランであり、海軍はこれにXTB3Fの番号を与えた。XTB3Fはプラット&ホイットニー・ダブルワスプ星型エンジンを機首に、ウェスティングハウス製のターボジェットエンジンを尾部に備えた混合動力機であったが、この組み合わせは不適当であることが判明し、ジェットエンジンは一度も飛行に使われることなく取り外された。XTB3F-1Sは並列複座で、20mm機関砲2門の武装を備え、4,000ポンド（1,814kg）の爆弾または魚雷、あるいはロケット弾を携行できた。初飛行は1945年12月19日に行われた。 1945年12月24日に、海軍は本機の任務を雷撃から対潜水艦作戦に変更した。新しい任務に必要な器材をすべて1機に搭載することはできなかったため、2種類の異なった機体が製作されることになった。ひとつは「ハンター」でもう一つは「キラー」である。「ハンター」は武装を持たず、その代わりに、APS-20捜索レーダーのための腹部レドームを備え、乗員も2名追加されていた。「ハンター」XTB3F-1Sは1948年11月に初飛行を行った。 「キラー」からは雷撃機が備えていた機関砲は撤去されたが、爆弾倉は残された。また3人目の乗員と、サーチライト及び短距離レーダーが付加された。「キラー」XTB3F-2Sの初飛行は1949年1月だった。

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「カーチス・ライト CW-21」の記事における「設計と開発」の解説

1938年にカーチス・ライト社のセントルイス航空機部門の長を務めるジョージ・ペイジ（George A. Page）は、カール・スコット（Carl W. Scott）設計の2座機モデル 19を基にした戦闘機の開発を決めた。ペイジの構想は、敵爆撃機編隊を奇襲するに足る高い上昇力を持つ軽量迎撃戦闘機であった。戦闘機に対しては格闘戦を行わず、その卓越した上昇性能により戦闘を回避することを想定していた。これはアメリカ陸軍航空軍（USAAC）の戦闘機に対する要求（低空における性能を重視していた）とは真っ向から反するものであったが、この新型戦闘機は輸出を目的としていたため、ペイジは意に介さなかった。 モデル 21又はCW-21と呼ばれる新型戦闘機の詳細な設計は、主任技師のウィリス・ウェルズ（Willis Wells）率いるチームによって手がけられた。これは単座の全金属製片持ち式低翼単葉機で、引き込み可能な尾輪式降着装置を備え、主脚は後方に向け引き上げられ主翼下面の覆いの中に格納された。胴体はコックピットの直後から急激に先細り形状となったセミモノコック構造であった。エンジンは出力1,000 hp (750 kW)のライト R-1820-G5 空冷9気筒星形エンジンを搭載していた。機関銃を2丁、.30 in (7.62 mm)と.50 in (12.7 mm) の多様な組み合わせでプロペラ同調装置と共に機首に搭載するよう設計されたが、装甲板や自動防漏式燃料タンクは重量削減と性能向上のために装備されなかった。 民間の実験機用登録記号NX19431をつけた試作機は、1938年9月22日に初飛行を行った。CW-21はアメリカ軍部から開発を依頼された機体ではなかったが、デイトン (オハイオ州)にあるライト飛行場で試験飛行が実施された。USAACは、この機を着陸させるには天賦の才が必要であるという飛行将校のコメントと共に即刻この機体を却下した。

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「V-11 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1935年、ヴァルティー社は自社製の単発旅客機であるヴァルティーV-1から派生させた軽爆撃機を作り出した。V-1は良い性能を実地に示した一方で、単発機の旅客輸送業務に課せられた制限のため、わずかな数のみしか売れなかった。 結果、ヴァルティーV-11は、V-1の単発低翼の仕様と全金属性の応力外皮構造を保っている。本機は新しい胴体部分をつけ、長くて温室のような見た目のキャノピーの下に乗員3名用の座席を装備し、主翼や尾部の表面形状はヴァルティーV-1のものを組み合わせている。

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「MD 500」の記事における「設計と開発」の解説

ヘリコプターとして成功したヒューズ500/MD 500シリーズは、当初米軍の軽量観測ヘリコプター開発要求に応じて設計試作が開始され、ベルとヒラーとの審査を勝ち抜き、ヒューズモデル 369として生産を開始した。OH-6Aカイユースとしての初飛行は、1963年2月。

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「FMA IA 63 パンパ」の記事における「設計と開発」の解説

1978年にFMAでアルゼンチン空軍のモラーヌ・ソルニエ MS-760の代替機となる機体の予備的設計案の研究が始まった。これらの設計案では単発のギャレット TFE731-2-2N ターボファンエンジンを搭載し、高翼の配された直線翼であった。同時にFMAはドルニエ社と新型機の共同開発に関する契約を締結した。 ダッソー/ドルニエ アルファジェットの設計の影響を受けていたが、「パンパ」はより小型の機体の単発エンジンと主翼はアルファジェットの後退翼に対して直線翼のスーパークリティカル翼であった。機体には主にアルミニウム合金と空気吸入口などには炭素繊維が使用されていた。乗員は一体型のキャノピーの下でタンデムに座り、副次的な攻撃任務に重要なアビオニクスもアルファジェットよりも簡素な物を搭載している。パンパの試作機は1984年10月6日に初飛行を行った。 「パンパ」とはアルゼンチン中部のラプラタ川流域に広がる草原地帯のことである。

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「プラット・アンド・ホイットニー・カナダ PT6」の記事における「設計と開発」の解説

1956年、PWCの社長のRonald Rileyはより高出力で高出力重量比のエンジンの需要を予見しており、技術主任のDick Guthrieに既存のレシプロエンジンを代替するターボプロップの開発を要請した。プラット・アンド・ホイットニー・ワスプ（英語版）星型エンジンは当時でも尚、強力で製造ラインは堅調で採算も良好だった。RileyはGuthrieに100,000カナダドルの予算を与えた。Guthrie はオタワのカナダ国家研究評議会（英語版）とオンタリオのオレンダ・エンジンズから若手の技術者を雇い入れた。 1958年、グループは450軸馬力の出力のターボプロップの開発を開始した。最初のエンジンの運転に成功したのは1960年2月だった。最初の飛行試験は1961年5月30日にデ・ハビランド・カナダのオンタリオ州ダウンズビューの施設でビーチ 18航空機で実施された。1963年から量産が開始され次の年から就航した。2001年には40周年の祝賀飛行が実施され、他の派生型を含まない36,000基以上のPT6Aが出荷された。このエンジンは100型式以上の異なる機体に採用される。 パワータービンと伝達軸の間に自動車のトルクコンバータに相当する流体継ぎ手によって接続する革新的な設計が含まれる。点火はガス発生器のみの始動で部分的な寒冷気候においてもエンジンは容易に始動する。エンジンは整備のために容易に分割可能な2区画で構成される。ガス発生器区画に空気が低圧軸流式圧縮機を通して流入する。これは小中型機では3段式で大型機では4段式である。空気は単段の遠心式圧縮機へ流れアニュラ型燃焼器へ送られ、最終的に単段圧縮機駆動タービンを約45,000 rpmで駆動する。ガス発生器からの高温ガスは分割されたエンジンの出力区画へ流れ、出力タービンを駆動する事により出力軸では約30,000 rpmである。ターボプロップの用途においてはこの出力は2段の遊星歯車減速機で1,900 から 2,200 rpmに減速してプロペラを回す。排気ガスは出力タービンの側面の排気口から排出される。エンジンは出力タービンを燃焼器の内側に配置する事により全長を短縮する。 PT6を搭載する大半の航空機はナセル内に後方を向いて収めるので吸気口は航空機の後部を向く。この配置により出力部はナセルの前方で長い軸を必要とせずに直接プロペラを駆動できる。吸気は通常エンジンの下部に設置されたダクトを流れ2本の排気管から直接後部へ排気される。この配置は同様に整備時においてプロペラを外すだけでガス発生器区画が露出する事が企図される。同様に不整地での運用下において異物吸い込み時に吸気口内の分離装置によって外部へ排出する事を企図する。 PT6の複数の他の派生型は長年使用される。出力タービンを追加して減速比を大きくしたPT6A largeは出力が約2倍の1,090 から1,920 shp (1,430 kW)である。PT6Bはヘリコプターターボシャフト型はフリーホイールクラッチを備えた減速機と出力タービン調速機を特徴として4,500 rpmでの出力は1,000 hp (750 kW)である。ヘリコプター用のPT6Cは単体の側方排気で30,000 rpmでの出力は2,000 hp (1,500 kW)である。PT6T ツインパックでは2基のPT6エンジンで共通の出力軸の減速ギアボックスを駆動して出力はおよそ6,000 rpmで2,000 hp (1,500 kW)である。ST6は元はUAC ターボトレイン用だが、後に定置用も開発されその他に航空機の補助動力装置用もある。 デ・ハビランド・カナダがPT6 Largeのおよそ2倍の出力の超大型のエンジンに関して打診したとき、プラット・アンド・ホイットニー・カナダはPT7として知られる新設計を提示した。これの開発中にプラット・アンド・ホイットニー・カナダ PW100に改名された。PT6とPW100のようなターボプロップではバイパス比が50以上になるが、 プロペラの気流はターボファンよりも遅い。 ST6B-62とSTN 6/76はフォーミュラレーシングカー（「STP-パクストン・ターボカー」と「ロータス・56」）に使われた。

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「H-16 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

社内名称PV-15と命名されたこのタンデムローターのヘリコプターはパイアセッキ社の創業者であるフランク・パイアセッキにより設計された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/10/07 18:36 UTC 版)

「エアスピード クイーン・ワスプ」の記事における「設計と開発」の解説

クイーン・ワスプはデ・ハビランド DH.82 タイガー・モスを基にした無人標的機のデ・ハビランド クイーン・ビー（de Havilland Queen Bee）の代替機を求める航空省要求仕様 Q.32/35に応じて製作された。1936年5月に空軍で使用する車輪式降着装置付きと海軍が洋上での対空射撃訓練で使用するフロート付きの各々1機の試作機2機が発注された。試験飛行プログラムの成功を条件としてアームストロング・シドレー チーター エンジン搭載の合計65機が発注された。 クイーン・ワスプは鋭い先細り形の主翼と羽布張りの動翼を持つ木製構造の単発複葉機であった。無線操縦装置が作動していない時に有人で操縦できるように密閉式キャビンには1名分の座席が用意されていた。無線とバッテリーの作動が確実に途切れないようにするための幾つものバックアップ用安全機器を備えた無線操縦装置は複雑なものとなっていて、受信用垂下アンテナは離陸後に引き出され、このアンテナが自重で滑走路に触れると作動し始める自動着陸装置として機能した。乱気流を伴う天候下でのこの装置の鋭敏さにより、着陸進入を始める前に別の代替信号を使用せねばならなかった。 陸上機型は1937年6月11日に、水上機型は10月19日に初飛行を行った。水上機型は同年11月にHMS ペガサス艦上からのカタパルト射出に成功した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/10/28 19:37 UTC 版)

「メッサーシュミット P.1101」の記事における「設計と開発」の解説

緊急戦闘機計画（英語版）の設計仕様が1944年7月15日に出され、9日間のうちに、W・フォークト率いるメッサーシュミット設計局はP.1101のための予備的なペーパープランを作成した。まず最初に開発された航空機は、短くて幅の広い胴体、三輪式の降着装置、そして胴体部付近では40度の後退角を持ち、翼の外方では26度と角度が浅くなる、中翼形式の主翼を備えていた。1基のハインケル HeS 011ジェットエンジンが胴体内部に装着されることと決められた。気体の吸入用として丸いインテークが2つ、コックピット両側面に1つずつ設けられた。尾翼はV字形状をしており、先細のブーム部分に据えられた。このブームはジェットの排気流の上に伸ばされ、排気を通過させた。一方でコックピットは前部に置かれ、そのキャノピーは胴体のラインと融合し、この航空機の、丸められた機首の一部を形作った。 1944年8月下旬まで、この設計は未だ図面のままであったが、以前の太った胴体形状は延長され、また細められて滑らかさを実現し、コックピット前方には円錐状の鼻部が加えられたものに発展していた。後退角度を二回変える主翼にも見切りが付けられ、より設計に適合するメッサーシュミット Me262の外翼に換えられた。 設計はさらに開発が進み、数種類の主翼と胴体形状が風洞試験を経た後、デザインが改修されて確定した。これに伴い、実物大試験機の製作着手が決定された。この最終的なデザインおよび関連試験データが製造局に提出されたのは1944年10月のことで、製造用資材の選定が始められたのは1944年12月4日だった。 1945年2月28日、ドイツ航空省(RLM）は競争試作されたフォッケウルフ Ta 183を緊急戦闘機計画の勝者とすることに同意した。この決定は、一つにはメッサーシュミットP.1101の設計チームが経験した、設計上のかなりの困難に基づくものだった。たとえば、機関砲の内蔵に際し、非常に混み入って搭載されていたこと、主脚の収納と開閉機構があまりにも複雑だったこと、胴体が荷重に対処するために多数の「補強箇所」を要したこと、また重量増加のため、予期される性能がRLMの仕様以下に落ちたことがあげられる。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/03/04 15:49 UTC 版)

「Do 317 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1940年6月に、ドルニエ社は、Do 217の発展型、Do 317の開発を計画した。Do 317は与圧されたキャビンとDo 217よりも強力なエンジン（DB 604あるいはJumo 222）を搭載する予定になっていた。 Do 317は、"B爆撃機"計画用にドイツ航空省(RLM)に提出された計画の1つだった。このときDo317は2つのバージョンが提案されている:DB 603Aエンジンを2基装備し、従来通りの防御武装を装備したシンプルなDo 317A。それを発展させ、DB 610A/Bエンジンを装備し電動の遠隔操作の防御武装を装備したDo 317B。検討の結果、6機のDo 317Aの試作機が発注され、その一番機、Do 317 V1が1943年9月8日に初飛行を行った。Do 317 V1の外観はDo 217によく似ていたが、与圧キャビンと三角形の尾翼が大きな違いになっている。Do 317 V1の試験の結果Do217からの大きな進歩は見られなかった。そのため、残りの5機は与圧キャビンの装備をやめ、ヘンシェルHs 293ミサイルの発射母機とすることが決定された。この5機の試作機はDo 217Rと名称を変更された。同時期にDo 317Bの開発計画も破棄されている。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/07/15 09:34 UTC 版)

「Ar 64 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

Ar 64はアラド SD IIやアラド SD IIIから派生した機体であり、フォッカー D.XIII戦闘機の代替となる機体を求めるドイツ航空省の要求に基づいて製作された。Ar 64Dと64Eは第1次世界大戦後のドイツで一定数が生産された最初の戦闘機であった。この2種の相違点は、64Dが改良された降着装置と4枚ブレードのプロペラを持ち、64Eはダイレクトドライブ版ジュピター VI 星型エンジンに2枚ブレードのプロペラを装着していた。1932年夏に両タイプ合わせて20機が発注され、その内の19機がシュライスハイムの戦闘機パイロット学校、デベリッツとダムにある航空団（Fliegergruppe）の戦闘飛行隊（Jagdstaffeln）に配備された。

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「ボンバルディア CL-415」の記事における「設計と開発」の解説

より効率が高く高出力で信頼性の高いターボプロップエンジンへと移行する市場の動向に応じてカナディア社は1987年にCL-215のエアフレーム(17)にオリジナルのレシプロエンジン よりも15% 高出力のプラット・アンド・ホイットニー・カナダ PW123AFを取り付ける作業を引き受けた。エンジンを換装された機体はCL-215Tと命名され、数多くの空気力学的付加物と動力補助操縦系統やコックピットの空調を含むシステムの改良と共に電気系統とアビオニクス関連の能力向上が図られた。CL-215Tの最も大きな外観上の特徴は主翼と水平尾翼に追加された空力付加物であった。 成功作のCL-215を基にしてボンバルディア・エアロスペース社（1986年カナディア社を買収）は1993年に新造機としてCL-415の生産を開始した。415は近代化されたコックピットと空力付加物を備え消火液放出機構を変更することにより森林火災の発見/鎮火に使用する空中消火用の水陸両用飛行艇となった。 CL-215と比較すると415は運用重量と速度が増加しており、生産に要する工数と効率が改善されていた。現場近辺の水場から6,140 L (1350 Imperial gal or 1,620 US gal)の水を汲み上げ、必要とあれば化学消火剤と混合し、それを火災現場上空で投下することで、タンクを満たすために基地へ帰還せずに消火活動を行うことが可能である。火災に即応して大量の消火剤を火災現場へ届けることが可能なように専用に設計された415は、防錆材料を使用して信頼性と長寿命を目して製造されている。新型の415GRがより大きな運用重量を有している一方で、ボンバルディア 415マルチロールは準軍事組織による捜索救難活動や汎用輸送任務に使用可能である。 415はオンタリオ州ノースベイのノースベイ/ジャック・ガーランド空港近くにあるボンバルディア・エアロスペース社の工場で生産されており、時折ニピシング湖で完成機がテストされている様子が見かけられる。 2015年に生産終了した後、2016年にはCL-215と共にバイキング・エアに製造権が譲渡された。2022年には近代化型のCL-515がデ・ハビランド・カナダによってDHC-515として再生産されることになった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/08/30 04:33 UTC 版)

「ロータックス 912」の記事における「設計と開発」の解説

ロータックス 912は、超軽量動力機、モーターグライダー用に未認証状態で1989年に初めて販売された。オリジナルの80馬力（60 kW）912 ULエンジンは、容量1,211 cc（73.9 立方インチ）、圧縮比は9.1:1。 このエンジンは、前世代の航空機用エンジン（ライカミング O-235（英語版）など）とは異なり、空冷シリンダーに水冷ヘッドを搭載し、2.43:1のPSRU減速ギアボックスを使用して、エンジンの比較的高い5,800rpmの軸速度をプロペラ用により従来型の2,400rpmに減速している。このギアボックスは、一般的にトラブルフリーが証明されている。912A、F、ULの標準減速比は2.27：1で、オプションで2.43：1である。潤滑はドライサンプ式で、燃料供給はデュアルCVキャブレターまたは完全冗長型の電子式燃料噴射を使用する。電子式燃料噴射型のロータックス 912iSは最近の開発である。 912の潤滑システムが多くのドライサンプ設計と異なるのは、オイルが別の排油ポンプではなくクランクケースの圧力によって貯蔵タンクに押し込まれる点である。このため、飛行前の点検には斬新な手順が必要となります。ディップスティックでオイルレベルを確認する前に、給油口キャップを外してプロペラを回転させ、ゴボゴボという音が聞こえるまでエンジンに吐き出させる。これは、すべてのオイルがタンク内に押し込まれ、オイルレベルが正確にチェックできるようになったことを示している。 912は、コンチネンタル O-200（英語版）などの同等で旧型エンジンよりも燃費が良く、軽量であるが、元々はオーバーホール時間限界（英語版）（TBO）が短かった。導入時のTBOはわずか600時間で、これは以前のロータックスエンジンの2倍だったが、同等のサイズとパワーを持つ既存のエンジンよりもはるかに短かった。TBOが短く、工場製の型式証明を受けた航空機として使用するための認証を受けていなかったため、当初は世界市場の可能性が制限されていた。しかし、このエンジンは1995年にアメリカ連邦航空局（FAA）の認証を取得し、1999年にはTBOが1,200時間に増加した。2009年12月14日にはTBOが1,200時間から1,500時間、シリアルナンバーにより1,500時間から2,000時間まで引き上げられた。低燃費化に加えて、自動車用燃料（モーガス）での運転の認定を受けているため、特に有鉛航空機用ガソリン（英語版）が入手困難な地域でのランニングコストを低減することができる。912は有鉛燃料の使用も可能だが、燃料タンクや減速ギアボックスに有鉛スラッジが溜まりやすいため、推奨できない。また、航空機用ガソリンは推奨の合成油とは相性が悪く、鉛をサスペンションに保持できないため、有鉛燃料を使用する場合は追加のメンテナンスが必要となる。 115馬力（86 kW）のターボチャージャーを搭載したロータックス 914（英語版）が導入された。1999年には912S/ULSが導入された。1,352cm3（82.5立方インチ）に拡大され、圧縮比10.8：1、100馬力（75 kW）を発揮した。912Sは、ヨーロッパで人気の高いダイアモンド DA20（英語版）に採用されているAとFと同様に認証を受けている。912の人気は、欧米でライトスポーツ機のカテゴリーが導入されたことで広がり、エンジンの小型・軽量を十分に引き出すよう設計された工場製航空機が数多く登場することになった。100馬力（75 kW）版は、ゼニス STOL CH 701（英語版）やテクナム P2002（英語版）など、多くのライトスポーツ機に採用されている。80馬力（60 kW）版は、ピピストレル サイナス（英語版）やアーバン エア（英語版） ランバダなどの新世代の効率的なモーターグライダーに十分な出力を供給する。また、テクナム P2006T（英語版）などの一部の双発機にも搭載されている。 2012年3月8日、同社は、燃料噴射装置と電子エンジン管理装置を搭載した100馬力（75kW）版の912 iSを発表した。この派生型の重量は63kg（139ポンド）で、標準の912Sよりも6kg（13ポンド）増加している。未認証の912 iSはライトスポーツ機やホームビルド機市場を狙っており、912 iScは認証を取得。生産は2012年3月に開始され、エンジンのオーバーホールまでの推奨時間は2000時間である。 2014年4月1日、パワーとトルクを向上させ、燃費を改善した新型912 iS スポーツのアップグレードを発表した。2015年7月には、さらなる派生型である135馬力（101kW）のロータックス 915 iS（英語版）が発表された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/01/29 09:58 UTC 版)

「アームストロング・ホイットワース AW.681」の記事における「設計と開発」の解説

NATOのBMR-4仕様および、それに対応するイギリス空軍の作戦要求351(OR351)のC.241に基づき、STOL軍用輸送機の提案が要請された。BAC社の提案を抑えて、ホーカー・シドレー社アームストロング・ホイットワース部門の提案が採択された。 機体の特徴は、主翼は肩翼配置で後退角を持っており、尾翼はT字型尾翼である。胴体尾部に貨物ドアがあり、そこから貨物を搬入できる。4基のロールス・ロイス RB.142 メッドウェイ推力偏向エンジンを翼下にポッド式に懸架している。ブラウン・フラップ、前縁、エルロンで境界層制御を行う。メッドウェイ推力偏向エンジンは、本機にSTOL能力を付与できるとされ、その他に推力6,000 lb（26.7 kN）のRB.162-64ターボジェットエンジンを追加するか、または4基のペガサスエンジンに換装することでVTOL能力を獲得することも計画された。このペガサス 5-6エンジン1基の推力は18,000 lbに達すると評価された。 計画はイギリス空軍の元で進められたが、1964年10月の総選挙により保守党から政権を引き継いだ労働党のウィルソン政権は国防費を非軍事産業の開発へふり替えるという基本方針から1965年1月に中止され、製造されなかった。

設計と開発

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「HSTDV」の記事における「設計と開発」の解説

機体の設計は2004年に完了した イスラエルはイギリスのCranfield大学での風洞実験等、HSTDV計画を支援する。不明な第3国も同様に支援する。インドの主な防衛機器メーカーはロシアから極超音速推進に関して支援を受けていると考えられる。 重量1トン、全長5.6mの機体は製造中で断面は扁平な八角形で機体の中央部に小翼があり3.7mにわたり内部にスクラムジェットを収めた長方形のダクトを備える。スクラムジェットエンジンは機体中央部にあり機体後部に排気ノズルがある。エンジンの開発も同様に進められる。拡散ノズルは燃焼器の後部で25°の角度で広がる。 機体の下部の表面と尾部チタン合金製でアルミニウム合金は上部に限られる。二重壁のエンジンの内部の表面はニオブ合金製で出来ている。 機体に使用される素材は入手が困難なものも含まれるので内部で開発された。これにより、目標とする20秒間の試験の中で初期の3秒間の試験に成功した。

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「Do 215 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

ドルニエ Do 17高速爆撃機はドイツ国外の空軍からの新たなる興味を喚起し（Do 17Kの初期生産後）、1937年にドルニエ社は国外の顧客向けのデモンストレーション用機として前量産型Do 17 Z-0を用意し、民間機用の登録記号D-AAIVが与えられた。この機体は本質的に量産型のDo 17Zと同一である一方で、ドイツ航空省（RLM）は輸出型にDo 215の名称を割り当てた。試作機V1のエンジンは、Do 17Zのブラモ 323（英語版）9気筒星型エンジンのままであった。 ノーム・エ・ローヌ 14-NO（英語版）星型エンジンを装備した試作2号機（Do 215 V2）は無事にテスト飛行を完了したが、Do 17Zに比べて顕著な性能向上は見られずに輸出用の受注は得られなかった。このためドルニエ社はV3試作機に出力1,175 PS (1,159 hp)のダイムラー・ベンツ DB 601Ba 倒立V型エンジンを搭載した（註：これはDo 17シリーズにダイムラー・ベンツ社製エンジンが搭載された最初の例ではなかった）。1939年春に初飛行したV3は、初期の試作機に比べて顕著な性能向上を見せた。 Do 215 A-1の量産は1939年に始まったが、政治的環境によりスウェーデン空軍向けの注文は中止となった。完成していた18機は輸出禁止とされ、第二次世界大戦の勃発に伴い「ドイツ空軍」に配備された。 これらの機体には幾つかの改造が施されDo 215 Bと命名され、これが標準の量産仕様となった。公式な記録では105機のDo 215が1939年から1941年の間にオーバープファッヘンホーフェン（英語版）にあるドルニエ社の工場で生産された。

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「エアコー DH.2」の記事における「設計と開発」の解説

西部戦線上空の初期の空中戦は、前方に発砲できる単座戦闘機の必要性を明らかにした。イギリスは当時まだ信頼できるプロペラ同調装置を持っていなかったため、ジェフリー・デ・ハビランドは既存の推進式のDH.1複座機をもとに、より小さな単座機DH.2を設計した。DH.2は1915年7月に初飛行した。 DH.2の武装は7.7 mmルイス機銃1挺で、当初はコックピット内の3箇所の可動式架台のどれかひとつに取り付けるようになっていた。そしてパイロットは飛行機を操縦しながら、それを別の架台に移せるのだった。しかしほどなくパイロットたちは敵機撃墜をマークするために最も重要なことは銃そのものよりもいかに狙うかであることを知り、機関銃は中央の架台にまっすぐ前を向いて固定されるようになった。もっともこれは当初上層部から禁止されたが、いざというときには外すことのできる機銃固定クリップが承認されることにより解禁された。 大多数のDH.2は100馬力のグノーム・モノスーパープ・ロータリーエンジンを装備していたが、後期型には110馬力のル・ローヌ9Jが与えられた。 DH.2はエアコー社によって合計453機が製作された。

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「ニューポール 28」の記事における「設計と開発」の解説

1917年中頃の時点において、ニューポール 17ではドイツの新鋭戦闘機に対抗できないこと、そして例えばニューポール 24bis.のような17の直系の発展型では著しい性能向上を期待できないことが明らかになっていた。実際、フランス軍ではニューポール戦闘機は既に急速にSPAD S.VIIに交替しつつあった。 ニューポール 28の設計は、ニューポール 17に代表される軽量・高機動性のロータリーエンジン戦闘機のコンセプトを、その当時のより過酷な戦闘環境に適合させる試みだった。武装は最新の同調機銃2挺とされ、強力なエンジンを装備し、翼構造も従来のニューポール機のV型支柱・一葉半タイプのものから上下翼を2本の支柱で支えた通常の形式に改められた。補助翼は下翼にだけあった。尾部のデザインはニューポール 27のものを引き継いでいたが、胴体は非常に細いものとなり、そのため2挺の機関銃を左にずらして装着しなければならないほどだった。

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「ニューポール 27」の記事における「設計と開発」の解説

ニューポール 27の設計は、丸みを帯びた後部胴体の形状や丸い翼端および補助翼などのニューポール 24初期型に非常に近いものだった。24で問題が起き、結局ニューポール 17タイプに再設計されて24bis.が生まれるきっかけとなった丸い形の尾翼の構造問題はこの頃には解決されており、27ではこの新しい形の尾翼が標準のものとなった。しかしその時点ではニューポール戦闘機の大部分は実際には高等練習機として使われており、24bis.の130馬力ル・ローヌロータリーエンジンは110または120馬力のものに交換されるケースもしばしばあった。 ニューポール 27の作戦上の問題点は装備機銃が1挺（フランス軍では胴体上のヴィッカース同調機銃、イギリス軍ではフォスター銃架によって上翼に装備されたルイス機銃）のみであることだった。まれに2挺の機関銃が装備されることもあったが、性能に著しい悪影響を及ぼし、最もうまくいった場合でも以前の型よりほんの少しましな程度であった。

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「ウーラガン (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

占領国の国民としてフランス人は、第二次世界大戦中の航空機設計分野で成し遂げられた大きな成果に対して十分な貢献はできなかった。大戦後に航空機設計者のマルセル・ダッソーは、全フランス製のジェット戦闘機と共に自国の航空機産業の再生を切望し、1947年にはこの概要は描かれていた。この提案に応じた政府は積極的な姿勢を示し、設計が完了すると直ぐに試作機の製作が始められた。 「M.D. (Marcel Dassault) 450」と命名されたこの新型機の詳細設計は1947年10月に始まり、1948年4月にはサン＝クルーのダッソー社の工場で機体の製作が開始された。ウーラガンはリパブリック F-84 サンダージェットよりも小型軽量で、ロッキード F-80 シューティングスターに使用されているような薄い主翼を備えていた。 フランス政府は1947年12月7日に3機の試作機を契約し、「ウーラガン」の試作初号機は1949年2月28日にKostia Rozanoffの操縦で初飛行を行ったが、このM.D.450-01試作機は、与圧式コックピット、武装、特徴のある翼端増槽を備えていなかった。22.27 kN (2,270 kp/5,000 lbf)の推力を発生するロールス・ロイス ニーン 102 遠心式ジェットエンジンを装備したこの機体は、1949年の実用試験で最高速度980 km/h (529 knots, 609 mph)、初期上昇率43 m/s (8,465 ft/min)を記録した。全てのウーラガンで忘れられざる装備となる450 liter (118.9 US gal) 入り翼端増槽は、1949年12月に初めて登場した。与圧式コックピットを備えた試作機2号機M.D.450-02は15,000 m (49,213 ft)の飛行高度を記録し、イスパノ・スイザ社がライセンス生産したニーン 104エンジンを搭載した試作3号機M.D.450-03は15 mmと後に20 mm機関砲の武装試験に使用された。 1949年8月31日にフランス空軍は15機の前量産型を発注した（後に12機に削減）が、結局これらの機体は各種エンジン（スネクマ アターを含む）、武装構成、ペイロードの評価試験に使用された。この契約は1949年12月15日に締結され、機体の生産はパリ郊外のダッソー社の工場で行われた。1950年8月31日にダッソー社はウーラガン150機を、翌年に追加の200機を受注した。

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「RAF S.E.5」の記事における「設計と開発」の解説

S.E.5（索敵機（スカウト、「S」cout）の試作（「E」xperimental）の5番目であることを示す）は、ハンプシャー州ファーンボロにあったロイヤル・エアクラフト・ファクトリー（王立航空工廠）の、ヘンリー・P・フォーランド、J・ケンワージー、およびF・W・グッデン少佐によって設計された。本機は新型の150馬力イスパノ・スイザ8a V8エンジンを想定して作られたが、そのエンジンは優れた性能を持っていたものの、初期には未成熟で信頼性に欠けていた。3機の試作機の1機目は1916年11月22日に初飛行したが、1機目と2機目は事故で失われ、設計者の一人であるF・W・グッデン少佐もその事故（1917年1月28日）で死亡した。原因は翼の設計に弱点があったためで、それは3機目の試作機の生産前に補強された。この設計変更は極めて有効であり、部隊に配備された後のS.E.5は、高速度で急降下することができる、特に強靭な航空機として知られることになった。 大戦中のロイヤル・エアクラフト・ファクトリー製の他の主な航空機（B.E.2、F.E.2、R.E.8等）と同じく、S.E.5は銃砲のプラットフォームとして生まれつきの安定さを持っていたが、それだけでなく機動性も極めて高かった。S.E.5は大戦中最高速の飛行機のひとつであり、その222 km/hの速力はSPAD S.XIIIに勝るとも劣らず、同時期のドイツが配備していた航空機のどれよりも速かった。ソッピース キャメルほどには小回りが利かなかったので格闘戦は不得意だったが、飛行は（特に初心者パイロットにとっては）より容易かつ安全であった。 S.E.5はキャメルが2挺備えている同調式7.7 mmヴィッカース機銃を1挺しか持っていなかったが、フォスター銃架によって上翼にルイス機銃1挺を搭載しており、パイロットはこれを前方だけでなく上方の敵機にむけて発砲することもできた。ヴィッカース機銃の同調装置の信頼性が最初のうちは低かったため、初期のS.E.5飛行隊パイロットにとって、これは大変有り難いことだった。ヴィッカース機銃は胴体の左側に取り付けられ、その尾部はコックピットの中にあった。コックピットの位置は胴体の中央部にあったため、長い前部胴体の先の見通しは悪かったが、それ以外の視界は良好だった。キャメルと比較しておそらく最も大きな利点は、高空性能が優れていたことである。そのため、フォッカー D.VIIが前線に登場したときにも、他の大部分の連合国戦闘機と異なり、圧倒されることはなかった。

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「ロールス・ロイス RB162」の記事における「設計と開発」の解説

RB162は、簡潔さ、信頼性、軽量構造に重点を置いたVTOL機用リフト・エンジンの要求に合致するように設計された。開発費用は、共同開発の協定覚書の締結後に英国、フランス、西ドイツで分担した。このエンジンは、重量を軽減するためにグラスファイバー製のコンプレッサー外皮とプラスチック製コンプレッサー・ブレードを採用することにより製造コストも削減する効果があった。RB162は成功作でありVTOL機市場で大きな成功を収めることが期待されたが、これは実現せずに生産は少数に留まった。

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「P-75 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1942年10月、アメリカ陸軍とGMのフィッシャー・ボディ部門の間で二機の高速戦闘機を試作する契約がサインされ、開発がスタートした。機体設計における基本コンセプトとして既存機種のパーツを効果的に流用することに重点が置かれた。既に大量生産された部品を効率的に使うことで、機体の価格をできうる限り抑えようとしたのがその目的である。設計の初期段階で、主な部分だけでもカーチスP-40戦闘機の外翼、ダグラスSBD爆撃機の尾翼部分、そしてチャンスヴォートF4U戦闘機の主脚を利用している。ただし外翼の部品に関しては、P-51戦闘機のものに変更されている。また、大馬力と(速度性能のための)絞り込まれた流線型の機首を両立するため、P-40などの量産機に搭載されていた水冷エンジンV-1710を横に二基結合したV-3420エンジンを発動機として胴体中央部に搭載し、そこから延長されたシャフトで二重反転プロペラを回転させるという意欲的な方式が採用された。この構造を採用した結果、カタログスペックはエンジン最高出力2,885PS（馬力）、武装はブローニング12.7mm機関銃を胴体・主翼併せて10門という途方もない重戦闘機となった。これは機関銃の搭載数だけで比較すれば、当時最新鋭の爆撃機として開発が進められていたボーイングB-29爆撃機のそれに匹敵する数値であった。

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「XV-9 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

ヒューズ・ヘリコプターズ社の社内名称で「モデル385」と呼ばれた本機は、ホットサイクル推進機構として知られている概念実証機体（デモンストレーター）としてアメリカ陸軍の研究契約の下で開発・設計され製造された。 この従来のヘリコプターの駆動機構に比較して特異な回転翼のチップジェット駆動機構を持つ「モデル385」はアメリカ陸軍の試験記号として、XV-9A の制式記号とシリアル番号 " 64-15107 " を与えられた。 胴体の両側面に位置する 2基の YT64-GE-6・ターボジェットエンジンは、各々の発動機につき 2,850馬力（ 2,126 kW ）を出力するが、その合計 5,700馬力（ 4,252 kW ）全てがホットサイクル機構の噴出ガスの生成機（ジェネレーター）として使用され、後方へ排出する通常のジェット推力はもちろん、ターボシャフトエンジンのように、軸馬力の出力による機械的な回転翼の駆動トルクにも用いられることはなかった。発動機が生成したジェット噴出気流は回転翼の4枚の羽根先端の噴出口に導かれた。 主回転翼の各々の羽根は前縁及び後縁の両方に対して、発動機からの高温高圧ガス管を前後から冷やすための冷却導風管を有していた。 開発と製造費用を最小限に抑えるために、既存の軽・観測ヘリコプターであるOH-6Aの前方の卵形の操縦区画、およびその前方部分の並列の2座席（サイド・バイ・サイド）を備えた操縦席が流用され、降着装置はシコルスキーエアクラフトのシコルスキー S-58〔 米国陸軍制式記号：H-34 チョクトー（Choctaw）〕から流用された。

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「PW-9 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

Model15の設計はフォッカー D.VIIの研究に基礎を置いていた。D.VIIは、第一次世界大戦終結時の対独休戦協定にもとづき、評価のためにアメリカに142機が送られていた。モデル15はアメリカ陸軍航空隊のトマス＝モースMB-3Aの後継機をカーチスモデル33と争う追撃機として、1923年、ボーイング社により製作された。最初の試作機の飛行は1923年6月2日だった。モデル15の胴体は鋼管を組み合わせたものだったが、先細りとなった片持式の複葉の主翼は木製のフレームを持っていた。エンジンは435馬力液冷カーチスD-12で、ラジエーターはエンジンの下の「トンネル」に置かれていた。 結局、カーチス機はPW-8として、モデル15はPW-9として両方とも採用された（「PW」とは水冷エンジン追撃機（Pursuit, Water-cooled engine）を意味する）。航空隊は、速度以外はすべての性能でPW-8を上回り、また無骨なつくりで整備も容易なPW-9を好み、PW-8の25機に対し113機を発注した。海軍向けのタイプも製作され、「FB」と名づけられて42機が生産された。

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「FMA I.Ae. 33 プルキー II」の記事における「設計と開発」の解説

新しい国産戦闘機開発計画のプロジェクト責任者に任命されるとタンクはTa 183の機体を基礎にニーン II エンジンに合わせて改装し、結果として実質的に新しい設計が元となったTa 183に似ているのは外観だけとなった。ニーンはTa 183に搭載される予定であったハインケル HeS 011よりも大きく重くより大出力であり、ニーンの直径は軸流式圧縮機方式のHeS 011よりも太いため再設計された胴体断面は大きくなっていた。 I.Ae.27aとタンクのTa 183再設計案が類似していたために研究所長のユアン・イグナチオ・サン・マルティンはこの並行する2つの案を「I.Ae. 33 プルキー II」として統合した。タンクが設計した胴体には後にI.Ae.27aの降着装置が取り付けられ、高翼配置で下向きの取り付け角で取り付けられた主翼はTa 183のものよりも強い40°の後退角を持ち、僅かに下半角がつけられていた。Ta 183のエンジン配置と比較してニーンはコックピット直後の重心位置に近いところに置かれ、エンジン整備や修理を容易にするために胴体後部は取り外し式になっていた。尾翼は美しい50°の後退角を持つT字尾翼で、与圧式コックピットは胴体背面と滑らかにつながった涙滴型キャノピーで覆われていた。コックピット周辺には装甲板が配され、防弾ガラスを装備していた。燃料搭載量は、当初は胴体内に1,250 l (275 Imp. gal.) と主翼内に800 l (176 Imp. gal.) であった。武装にはエンジン吸気口より幾分後ろの胴体下面に近い側面に各2門を前後にずらして配置した20 mm 機関砲が計画されていた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/08/31 06:31 UTC 版)

「X-56 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

設計は非公式にスカンクワークスと呼ばれるロッキード・マーティン先進開発計画によって行われ、「アビエーション・ウィーク」によって最初に報道された。X-56は能動的なフラッターの抑制と突風荷重軽減技術の研究を目的としている。X-56Aはロッキード・マーティンが以前に開発していたUAVを原型としており、RQ-3やRQ-170、ポールキャットといった機体の影響を受けている。この計画には飛行試験用に製造された翼幅8.4 m（27.5フィート）の主翼4セットと、全長2.3 m（7.5フィート）の胴体2つが求められている。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/06/17 06:26 UTC 版)

「Ju 90 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

ユンカース Ju 90旅客機、輸送機シリーズは、長距離戦略爆撃機の製造を目的としたウラル爆撃機（Uralbomber）計画の候補機ユンカース Ju 89から生まれた。この構想はドイツ航空省（Reichsluftfahrtministerium、RLM）がより小型で高速の爆撃機を好んだために1937年4月に放棄された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/06/17 06:23 UTC 版)

「Ju 290 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

ユンカース Ju 290は、軍事目的用に評価されたJu 90 旅客機から直接派生した航空機であり、1942年の時点でヨーロッパ周辺の「限られた海域」上空でRAFに遭遇した場合にその低速と脆弱性を露呈するようになっていたFw 200 コンドルを代替することを目的としていた。また、大型の輸送機の要求を満たす機体とも意図されていた。爆撃機型のA-8が計画されたが、製造はされなかった。 開発作業はJu 290V1試作機（製造番号：290000001、Stammkennzeichen of BD+TX）として完成し、1942年7月16日に初飛行を行った。この機体は延長された胴体、より強力なエンジンと油圧作動の「トラポクラッペ」（Trapoklappe）後部ローディング・ランプを備えていた。V1号機と最初の8機の量産型A-1は無武装の輸送機で、大型輸送機が切望されていたためA-1は完成し次第就役していった。 1943年初めにはスターリングラードへの空輸に参加した1機とチュニジアのドイツ国防軍への物資の空輸に従事していた2機を含む数機が失われ、本機の武装化が優先課題とされた。 Ju 290は長距離洋上哨戒任務に早急に必要とされ、これも優先事項とされてJu 290A-2が製作された。3機のA-1が生産ライン上でA-2仕様に改装されたが、必要な改修箇所や強力な防御武装を施す作業により作業の進捗は遅かった。A-2は、FuG 200 「ホーエントヴィール」（Hohentwiel）低UHFバンドの捜索レーダーと20 mm MG 151 機関砲を装備した背面銃塔を備えていた。「ホーエントヴィール」レーダーは、高度499 m (1,640 ft)で80 km (50 mi)、999 m (3,280 ft)で100 km (62 mi)までの距離の連合国船団の位置を把握するのに有効であった。これにより、あらゆる対空砲火の射程範囲外から十分な間合いをとって船団を追尾することが可能であった。 すぐ後にA-3が追加の航法装置と、20 mm MG 151 機関砲を装備した油圧作動式のHDL 151銃塔を背面に2基、機首下面のゴンドラに20 mm MG 151 機関砲と13 mm MG 131 機関銃、機尾にうつ伏せになった銃手が操作する20 mm MG 151 機関砲、更に胴体側面の銃座（Fensterlafetten）に2丁の13 mm MG 131 機関銃といった恐らく第2次世界大戦中の機体で最も強力な防御武装を施されて続いた。A-2と同様にA-3も胴体内に大容量の補助燃料タンクを備えていた。両型共に必要な場合に輸送機として使用できるように機体後部のローディングランプは残されていた。 改良型のA-7が1944年春に現れ、13機が完成しそのうち10機がFAGr 5（第5長距離偵察飛行隊）に配備された。何機かのA-7とA-4には前方からの攻撃に備えて機首に20 mm MG 151 機関砲を装備した取り外し式の銃塔が取り付けられた。A-5とA-7は対艦ミサイルの母機とすることが意図されていたので爆弾は搭載しなかった。 実戦用の機体の生産ラインがプラハのレトフ航空機工場に設置された。哨戒任務用に捜索レーダーを装備したJu 290 A-2から生産が開始され、本命のA-5に先立って武装が異なる小改良型のA-3とA-4が生産された。A-6は50名を搭乗させることのできる輸送機であった。

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「SNCASE SE.212」の記事における「設計と開発」の解説

Pierre Satre率いるSNCASEの設計チームは、1951年から軽量の混合動力要撃機の研究に取り組んでいた。その設計はアフターバーナーを備えたSNECMA アター 101Fジェットエンジンを動力源とする、小型で後退角60度の主翼を持つデルタ翼機で、増速時にはSEPR 75（英語版）ロケットモーターを用いる。武装として1発のAA.20（英語版）空対空ミサイルを胴体下部に装備するほか、AA.20の代わりに2門の30mm機関砲もしくは24発のSNEB（英語版）ロケット弾を搭載することができた。 2機製造された試作機のうち、1機目はロケットモーターを装備しない状態で1956年4月20日にイストルで初飛行した。2機目のSE.212は1957年3月30日に初飛行した。飛行試験中の速度は、ロケットモーター未装備時では高度12,300 m（40,400 ft）で1,444 km/h（897 mph）に、ロケットモーター装備後では高度11,800 m（36,300 ft）で1,667 km/h（1,036 mph）に達している。これらの飛行試験は武装を装備せずに行われた。2機目のSE.212は1957年5月にル・ブルジェ空港で開催されたパリ航空ショーにおいて、AA.20を装備した状態で地上展示された。

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「マリーネフェーアプラーム」の記事における「設計と開発」の解説

AからDまでいくつかの型式が開発され、サイズと兵装は型から型へと増していった。こうした舟艇を利用していくつかの特化した派生型、砲兵型や機雷敷設型も建造されている。これらは主に、当初意図した侵攻用途に使われたわけではなく、むしろ輸送や補給任務、護衛、港湾の防備に用いられた。MFPは20mm厚の装甲板で防御されている。

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「F-15 (航空機・初代)」の記事における「設計と開発」の解説

F-15 リポーターは、P-61 ブラックウィドウの最後の戦闘機モデルの実験機であるXP-61Eから武装を取り外して製造された。6カ月も飛行しないうちに最初のXP-61Eはノースロップ社の改造工場に戻され、そこで無武装の写真偵察機に改装された。全ての銃器が外され、各種の偵察カメラの組み合わせが搭載できるように新しい機首が取り付けられた。XF-15と命名されたこの機体はノースロップ社のテストパイロット L. A. 「スリム」・パレット（L. A. "Slim" Parrett）の操縦で1945年7月3日に初飛行を行った。P-61C-1-NO（製造番号 42-8335）もXF-15AとしてXF-15仕様に改装された。この機体はターボチャージャー付のプラット・アンド・ホイットニー R-2800-Cエンジン以外はXF-15と同一であり、1945年10月17日に初飛行を行った。理由は不明だがノースロップ社はF-15Aの機首部分の製造をカリフォルニア州、カルヴァーシティにあるヒューズ工具社へ下請けに出した。F-15Aは既存のP-61Cの主翼（without fighter brakes）、エンジン、後部胴体を使用していたが、一体成型の涙滴型キャノピーの下に2名の搭乗員を乗せる全く新しい細身の中央胴体を持っていた。 ハワード・ヒューズ設計のヒューズ XF-11が開発途上で問題山積であることを受け、アメリカ陸軍航空軍司令部は320機のF-15 リポーターを緊急に調達することに決めた。XF-15の初飛行前であったにもかかわらず1945年6月に175機の初期調達が契約された。テストをしてみると、より低出力エンジンを装着しほとんどが既存の部品を使用するF-15 リポーターが、しかし問題多発のXF-11に近い性能と飛行特性を持つことが分かった。このことがXF-11の更なる開発に終止符を打った。 量産型F-15Aの初号機は1946年9月に納入されたが、1947年に突然契約はキャンセルされた。これはおそらくジェット機が出現したためであり、航空機の性能の急速な向上が見こまれたことによるものと思われる。ジェットの高速性能によりレシプロ機は陳腐化を起こし、大きく価値を下げた。僅か36機の最後の機体は同年4月にアメリカ空軍に納入された。最後のF-15（製造番号 45-59335）はF-15A-5-NOとして製造された。この機体はブロック-1モデルと異なり、機首に装備された内蔵カメラが新型だった。この変更は最後の20機のF-15にも同様に施されたと考えられ、幾つかの記録ではこれらは最終的に全機がF-15A-5-NOと名付けられたと示されている。

設計と開発

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「XF-91 (戦闘機)」の記事における「設計と開発」の解説

XP-84の開発中のリパブリック社は、アレクサンダー・カートヴェリの指導のもと、戦闘機にロケットエンジンを内蔵しようと考えていた。リパブリック社は戦時中のドイツの航空機に影響を受けていた。それらはロケット動力のメッサーシュミットMe 163、試作されたロケット加速のターボジェット機であるメッサーシュミットMe 262C「ハイマートシュッツァー」など、一連の試作迎撃機であった。 サンダーセプターの設計は、もともとリパブリック F-84 サンダージェットを基礎として後退翼に改修した2種類のうちの1種であり、別の方は後に開発されるリパブリック F84-F サンダーストリークになった。この時代のほとんどの後退翼の設計には一つ深刻な問題があり、低速で高い迎え角を取る際、危険な不安定性があった。翼の上で停滞した気流が翼端へとスライドして向かう傾向のため、翼の残りが失速するより先にその部分を失速させた。この状況では揚力の中心が重心と比較して急激に前方へ動き、機首を押し上げ、迎え角を増大させた。または、極端な場合では航空機がくるくると回転を起こした。航空機がこうした態勢に陥るとしばしば失速墜落し、またこのような事故がノースアメリカンF-100スーパーセイバーで相次ぎ、「剣の舞い」の言葉が生まれるに至った。 サンダーセプターの最も特徴的な設計は、この問題への対処を意図している。主翼は、翼根よりも翼端部の翼弦がかなり長くなるよう作られ、主翼がもっと揚力を生み出すようになっている。これは翼端部の失速点を翼全体の失速点にまで遅らせ、「剣の舞い」の問題に巧みに対処している。この設計の副次的な効果は翼端部の内部空間が増したことで、そのため降着装置は外方に引き込み、翼端部に車輪を寝かせている。また主脚の車輪支持部に1個の大型のタイヤをつける代わりに、2個の小型の車輪を直列配置とした。別の設計変更点は、翼全体の取付角を変えられる機能であり、離着陸中の低速運用のために取付角を上向かせ、それから高速飛行や巡航時には水平飛行状態に戻す。これは着陸のときにも胴体を水平状態に近く保つことができ、大きく視界の見やすさを改善した。 迎撃任務を想定したことに合わせて機首部分にレーダーアンテナを内蔵するよう再設計が行われ、エンジンの空気吸入口を原型の装備位置からその下方へと移す事をよぎなくされた。その他の点では胴体はF-84と非常に似通っている。最初の試作機はレドームを組み込んでおらず、第二試作機がこれを装備した。

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「ポテーズ 25」の記事における「設計と開発」の解説

1923年、アヴィヨン・アンリ・ポテーズ航空機工場は、成功作となったポテーズ 15複葉偵察機の生産を開始した。アンリ・ポテーズはその生産で得た経験を生かし、より重く、より速い新しい多目的飛行機の設計に取り掛かった。この機体は「ポテーズ 25（またはポテーズ XXV）」と命名され、1924年には早くも試作が行われた。15との主な違いは、より大きく強力なエンジンと、新たに設計された翼であった。本機には、伝統的な複葉機と異なり、下翼が著しく小さい「一葉半」の形態が採用された。本機の軍用機型にはポテーズ 25 A2偵察機とポテーズ 25 B2爆撃偵察機の2つのタイプがある。 1925年5月、「Service Technique d'Aeronautique」研究所で行われた試作機の試験の結果、その操縦性、速度および耐久性のいずれも有望であることが確認され、その後、量産が開始された。軍から退役した大量の安価な飛行機に占領された第一次世界大戦後の市場にこの新しい飛行機を輸出するため、ポテーズ 25は多くのレースに参加した。最も有名な実績は、ヨーロッピアン・ラリー（7,400 km）と地中海ラリー（6,500 km）で、両方ともポテーズ 25を操縦したパイロットが優勝した。1920年代には有名なパリ＝テヘラン・ラリー（13,080 km）にも参加した。1930年6月、アンリ・ギヨメはポテーズ 25で郵便輸送飛行中にアンデス山脈に墜落したが、山中からの驚くべき脱出行を生き抜き、1週間にわたる捜索活動の末に救出された。 これらの業績によってポテーズ 25は人気を増し、当時最も成功したフランス機の1つとなった。そしてフランスはもとより、スイス、ベルギー、ブラジル、クロアチア、エストニア、エチオピア、フィンランド、ギリシャ、スペイン、日本、ユーゴスラビア、ポーランド、ポルトガル、さらにはルーマニア、トルコ、ソ連などの空軍が購入した。その結果、およそ2,500機がフランスで生産された。 1925年にはポーランドがポテーズ 25のライセンスを購入し、「Podlaska Wytwórnia Samolotów（PWS）」と「Plage i Laśkiewicz」航空機工場で各150機を生産した。最初のポーランド製ポテーズ 25は1928年にワルシャワの航空技術開発研究所でテストされ、ポーランド空軍の要求に適合するため設計への微修正が施された。顕著な違いの一つは前縁スラットの導入である。ポーランドでの生産は1932年に終了したが、その数は長距離/短距離偵察や昼間爆撃などの各型合計300機に達した。ポーランドでは原型のロレーヌ＝ディートリッヒ12Ebエンジンが供給できなかったため、1936年以降、47機に対しては、より強力なPZL ブリストル・ジュピター VIIF星型エンジンへの換装が行われた。 他にもいくつかの国がポテーズ 25のライセンス生産を行った。 日本では1938年（昭和13年）、日本海軍がクレルジェ（英語版） 14F-2星型ディーゼルエンジンの実験機として1機を輸入し、CXPという略符号を与えた。この機体は霞ヶ浦でエンジンの試運転を行ったが、機体が老朽化していたため飛行することはなかった。また、1931年（昭和6年）には、日本陸軍が奉天に進駐した際に奉天飛行場に放置されていた十数機のポテーズ 25を鹵獲し、「保貞号」と称して偵察爆撃機として運用した。このほか軍用ではないものの、中島飛行機が1926年（大正15年）に研究機材として1機を輸入したが、試験飛行中に不時着大破している。

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「アームストロング・シドレー アダー」の記事における「設計と開発」の解説

アダーは、ターボプロップエンジンであるアームストロング・シドレー マンバのターボジェット版で、当初はジンディビック 1標的機のための使い捨てエンジンとして開発された。 最初の試運転は1948年11月に実施された。アダーはアブロ ランカスター III SW342号機の尾部に搭載して飛行試験が実施された。この機体はマンバの氷結試験のために、アームストロング・シドレーによって改造が施されたものであった。 その後、長時間の使用に耐えられるように改良が実施され、より強力な、ヴァイパーへと進化した。

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「ロールス・ロイス タイン」の記事における「設計と開発」の解説

タインはビッカース ヴァンガード向けに設計され、試作機は1959年1月20日に4発で初飛行した。初期のタイン Mk.506 は4,985eshpを発揮した。1959年中期から量産が開始され、英国欧州航空とトランス・カナダ航空向けの43機のヴァンガードに搭載された。 後にタインは出力を増し、ブレゲー アトランティック、カナディア CL-44（英語版）、C-160 トランザールにも採用された。 タインの単段高圧タービンは9段の高圧圧縮機を駆動し、3段の低圧タービンは6段の低圧圧縮機を駆動し減速機を通してプロペラを駆動する。燃焼室はカニュラ型である。 タイン Mk.515 は気温16.8度の国際標準大気で5,730 shpの出力を持っていた。

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「ニューポール 17」の記事における「設計と開発」の解説

ニューポール 17は、先行するニューポール 11をやや拡大したタイプで、より強力なエンジンと大きな翼を持ち、全体的に洗練された構造を持っていた。初めは110馬力のル・ローヌ9Jエンジンを装備していたが、後期型では130馬力エンジンに強化された。17は傑出した運動性と優れた上昇率を発揮したが、その「セスキプラン」と称する一葉半の主翼の下翼はその単桁構造の故に脆弱であり、飛行中に分解する不都合な傾向を持っていた。 ニューポール 17は当初ニューポール11が装備していた翼の上のルイス機銃を引き継いでいたが、フランス軍では間もなくこれをプロペラ同調式のヴィッカース機銃に置き換えられた。イギリス陸軍航空隊では、翼の上のルイス機銃は、改良されたフォスター銃架（パイロットが弾倉を交換したり、弾詰まりを除去できるように曲がった金属製のレールがついたもの）と大容量の97発ドラム弾倉を利用することによって続けて使われた。両方を装備したものも数機あったが、それがもたらす重量の増加などによって性能悪化がもたらされるため、1挺のみの機銃とするのが標準であった。またニューポール11同様、ごく少数機には対気球用に翼の支柱にロケット弾を装備した機体もある。

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「I.Ae. 27 プルキー I」の記事における「設計と開発」の解説

プルキー I の設計はフランス人技術者エミール・ドボワチン（Émile Dewoitine）に率いられたJuan Ignacio San Martín（軍人）、Enrique CardeilhacとNorberto L. Morchioが所属する設計チームによって行われた。 胴体は楕円断面のセミモノコック構造で、空気吸入口は機首に操縦席を取り囲むように設置されていた。胴体の内部容積を減らすために燃料タンクは翼内に追いやられたが、このために航続距離は大幅に短くなった。

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「ダン D.8」の記事における「設計と開発」の解説

J・W・ダンの最初の後退複葉機は自動的な安定性を持つよう設計されていた。この作業は1906年から1909年、彼がイギリスのファンボローに置かれた気球工場（後に飛行機工場）に雇われた時から開始された。軍事機密を守るため、試験はスコットランドのブレア・アソールで行われた。ファンボローを去った後、ダンはブレア・アソール企業組合有限会社という自分の会社を設立した。この社の最初の航空機はダン D.5だった。この飛行機は1911年に墜落した際、D.8として作り直された。両機種は極めて似通った主翼を持ち、同じエンジンを装備していたが、D.5がチェーンで駆動する1対のプロペラを装備した換わりとして、D.8はプッシャー式プロペラを1つだけ装着していた。また、これらの機の胴体と下部構造も異なるものとなっていた。 D.8の構造は、無尾翼で、上下の翼がずれて配置されておらず、また上下翼間は、片翼が支持柱で4つの空間に区切られた複葉機であり、その主翼の後退角度は32度だった。本機の翼弦の変わらない主翼は2本のトウヒ材の翼桁で作られ、前方の一本が翼前縁を形成した。安定性の実現を助けるため、迎角および上下翼間の距離が翼の外方へ行くにつれて減少し、この迎角の変化はマイナスの揚力を生み出した。この主翼先端部分のねじり下げは重心部分から充分に後方で行われており、今日の伝統的な尾翼が主翼より低い迎角を取るのと同様、縦方向の安定性を与えた。主翼のキャンバーは外方で強められた。単純かつ並行配置でペアとされた翼間の支持柱が、翼桁同士を接合した。最も外側の主翼支持柱は布地で覆われ、固定されたサイドカーテンを形成した。これは横方向の安定性を生み出すものだった。また翼端のエレボンが操縦のために用いられ、1組のレバーによって操作された。操縦者は片翼につきレバー1本を操作した。のちにD.8の操縦系統には変更が加えられたが、当初の機体は上翼に設けられたレバー1組だけを用いた。またD.5で装備されたように、サイドカーテンに設けられた長方形の切り欠きがこれらの作動を許した。航空機の大部分はショート・ブラザースによって製造された。 D.8は水冷4気筒、60hp（45kw）のグリーン社製エンジンを装備し、これは4翅のプッシャー式プロペラを直結駆動することで、D.5のチェーン駆動方式と比べて重量を抑えていた。いつプロペラが変更されたかについて定かではないが、大部分の写真では2翅のプロペラを駆動するグリーンエンジンを示している。プロペラ位置変更の結果、胴体が後部で短くなり、また機首部が延長された。最初のD.8は前作のD.5のような単座機だったと推測され、また操縦者は翼弦中央部に座った。 現代の文献ではD.8の下部構造の複雑さについて意見を述べており、これらは緩衝機能を持つ車輪のペア、細い支持部品のペアに翼端のスキッドとを組み合わせた物としている。この複雑性の一部は、ダンパーを欠いていながらも反動を抑えることから来ており、また一部は、機首が地面に突っ込んで転倒するのを防ぐ、精巧なスキッドによる。 このような形状でD.8は1912年6月、ケント州イーストチャーチにおける初飛行を行った。1912年8月、ウィルトシャーのラークヒルで行われた軍の審査に参加したが、競争に加わることはなかった。この機体は1911年から1912年まで定期的にイーストチャーチ上空を飛び、1912年11月になってもそこで活動していた。D.8が両手を用いる操縦配置であるにもかかわらず、1912年6月、隻腕のA・D・カーデン大尉は王立航空クラブの飛行士の証明書を得た。 後に機体が空気力学的な改修を受けたかどうかは定かではないが、1913年8月までにはグリーン社製エンジンが80hp（60kw）を出力する7気筒ノーム・ロータリーエンジンに換装された。以前と比べて全長が非常に短くなったこのエンジンは、2機目の機体にも搭載された。この機は複座であり、操縦席は翼前縁より先に設けられ、副操縦装置のついた乗客席は翼後縁部分に置かれていた。このときには上・下翼に操舵用のエレボンが存在しており、サイドカーテンには先細になるよう1組の切り込みが入れられ、これら操縦装置が可動できるようになっていた。上翼は両側とも1組のエレボンが付き、操舵面積はほぼ2倍となったが、しかしながらこれらの装置が一体で動くのか、差動するのかは明らかになっていない。1913年10月18日、フェリックスの操縦により本機は初飛行した。 1913年8月、フェリックス機長はD.8を操縦し、イーストチャーチからヴェリジー＝ヴィラクブレーまで英仏海峡を横断した。ニューポール社がD.8の製造ライセンスを取得し、フェリックスは彼らのためにフランスで展示飛行を行った。ニューポール社製のダン機がパリの航空サロンに出品されたのは1913年12月である。これは2機目のD.8のようにノーム・エンジンで駆動する複座機であり、重要な違いが空気力学的な点と構造に存在した。この機は上翼の2つのエレボンが1つの面に納められており、後方の翼端が著しく丸められていた。また胴体がわずかに改造を受け、木よりも鋼管でおおよそが作られていた。主翼間の支持柱は流線型の鋼管が用いられた。また極めて単純化された下部構造が取り付けられていた。 ダンはイギリス陸軍省からD.8の発注を2機得たが、納入が遅れたために1機がキャンセルされた。1機、おそらく1913年10月に飛行可能であったものと確実に同様の機体が、1914年3月3日にファンボローへ届けられた。この機体は3月11日、N・S・パーシバルによって幾度か飛行した。彼はイーストチャーチでしばしば最初のD.8を飛ばしていたが、このときはイギリス陸軍航空隊(RFC)の士官になっていた。この機体にはRFCナンバー366が付けられ、少なくとも1914年夏まで残存した可能性があるが、本機が再び飛行したという記録はない。一般的な判定は、安定性と操縦性能とのバランスを追求したとき、ダンの設計は前者に過度に傾倒しているというものだった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/04/19 09:12 UTC 版)

「ブリストル ベルヴェデア」の記事における「設計と開発」の解説

ベルヴェデアは、1952年1月3日に初飛行した10席（後に16席）の民間ヘリコプターの「ブリストル 173型」を基にしている。173プロジェクトは1956年にキャンセルされブリストル社は英国海軍向けとカナダ仕様の191型と193型の開発を進めていた。RAFはこれに興味を示し192ベルヴェデアが造られた。木製のローターと完全マニュアル操縦システムと固定4車輪式キャスター型降着装置を備えた192型の最初の試作機「XG447」が1958年7月5日に初飛行した。5機目の試作機から全金属製の4枚ローターを取り付け、量産型には夜間飛行ができる機器が備えられた。 26機のベルヴェデアが生産され「ベルヴェデア HC Mark 1」として就役した。本機は元来海軍の任務用に設計されたが、後に完全装備の18名の兵員と6,000 lbの合計積載量を運べるように改修された。緊急時に1基のエンジンだけでも飛行できるように2つのローターはシャフトで繋がれ同調していた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/04/19 21:49 UTC 版)

「O-47 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

O-47は、トーマス＝モース O-19やダグラス O-38といった複葉観測機を代替する目的で開発された。本機はそれ以前のほとんどの観測機よりも大型で重く、長いキャノピーの下で3名の搭乗員がタンデムに座った。主翼で遮られる下方への視界や写真撮影は、深い胴体下部の窓により解消されていた。試作機XO-47は元々ノースアメリカン社の子会社であるジェネラル・アヴィエーション社によりGA-15として設計された。陸軍航空隊は1937年から1938年にかけて174機のO-47を発注し、その内93機は州兵部隊に配備された。1938年に陸軍は、冷却性能を向上させた改良型エンジン・カウリングやより高出力のエンジン、改良型通信機を装備したO-47Bを74機発注した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2011/06/28 15:20 UTC 版)

「ネイピア＝ヘストン レーサー」の記事における「設計と開発」の解説

ネイピア＝ヘストン レーサーはネイピア・アンド・サン社のアーサー・E・ハグ（Arthur E. Hagg）とヘストン航空機のジョージ・コーンウォール（George Cornwall）により世界速度記録に挑戦するために設計された単発、低翼の片持ち式単葉機であった。この機体は迅速な製造と"極平滑"な仕上げと流線型の"美しい"線を実現するためにほぼ全てが木製であった。胴体下面のマルチダクトの空気取り入れ口と透明で背の低いアクリル樹脂製のキャノピーが備えられ、20層にも及ぶ手塗りのラッカー塗料が空力的な滑らかな仕上げに貢献していた。サンダース・ロー社は、高圧で木材とレジンを多層に貼り付けた「コンプレグネイテッド・ウッド」（"Compregnated wood"）で製造した主桁を供給した。 極く小さな薄型断面の対象形の主翼の翼型は高速飛行向けに設計されていた。操舵力を最小限にする観点から、全ての動翼は特殊な歯車を介して緩やかに作動するようになっていた。昇降舵の操作は、速度に応じて調整される可変リンケージの「qフィール」（"q-feel"）・システムと呼ばれる装置を備えていた。 この機体は、最高機密で未テストの2,450 hp の24気筒液冷のネイピア セイバー エンジンを搭載するように設計されており、特別に改造されたエンジンは4,000 hpを発生することが可能になると思われていた。このエンジンは元々、英国航空省に提案され最優先のエンジン開発計画として承認されてはいたが、結局ネイピア＝ヘストン レーサーは公式には認可されず、ナフィールド子爵の全面的な資金援助を受けたプライベートベンチャーとして進めなければならなかった。

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「ソッピース パップ」の記事における「設計と開発」の解説

パップは、ソッピース社のテストパイロットであるハリー・ホーカーの個人用飛行機を基礎にしたものである。1915年に設計されたこのソッピース SL TBPと呼ばれた飛行機は、グノーム50馬力ロータリーエンジンを装備していた。 1916年初め、ソッピース社はこの飛行機をもとに戦闘機を開発した。そうして完成したパップは、単座の複葉機で、胴体は木製の枠に布張り、上下の翼は同じ幅を持ち、支柱は左右各1対だった。主車輪の車軸は左右一体でありV字型の支柱で胴体下部の縦通材に取り付けられていた。縦通材の尾部には尾橇が取り付けられた。エンジンはほとんどが80馬力のル・ローヌ・ロータリーエンジンだったが、1917年に本土防空に従事した機体はより強力な100馬力のグノーム・モノスーパープを装備した。武装は7.7 mmのビッカース機銃1挺で、ソッピース＝カウパー断流器によって同調していた。 パップの生産数は全部で1,770機であり、うちソッピース社が96機、スタンダード・モーター社が約850機、ホワイトヘッド・エアクラフト社が約820機、ウィリアム・ビアドモア社が約30機を生産した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/04/29 02:45 UTC 版)

「GT-1 (滑空魚雷)」の記事における「設計と開発」の解説

エアロンカ(Aeronautical Corporation of Americaの略語)によりアメリカ陸軍航空隊向けに開発されたGT-1は、GB-1系列の滑空爆弾から派生したものである。この兵器のエアーフレームは廉価で単純な設計であり、搭載物を携行するカゴ、それに装着される主翼と双尾翼を備えていた。GT-1の飛行経路は自動操縦を予めセットして決定しておくもので、投下後のこの兵器の安定した航路を保持した。 通常、GT-1は高度3,000mで搭載航空機から投下された。理想的な状況下では、これにより40kmのスタンドオフの距離を与えることができた。 GT-1の弾頭は、Mk13 mod2航空魚雷のもので構成されていた。またGT-1はパラベーンを装着しており、機体の本体部分の6.1m下方で曳航された。水面にこのパラベーンが接触すると、爆発ボルトが魚雷を解放するために点火され、それから魚雷はプリセットによって標的を捜索、破壊するための海面走査パターンを実行した。

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「BMW 003」の記事における「設計と開発」の解説

ジェット推進の原理はドイツで1937年初頭にハインケル社に勤務するハンス・フォン・オハインによって実証された。技術革新の潜在的な可能性を認識した航空省はドイツの航空エンジン製造会社に独自のジェットエンジンの開発計画を開始するように通達し、ユンカースとBMWの両社と推力690 kg (1,500 lb)のエンジンの契約を交わした。 BMW003はブランデンブルク発動機工場 ("Bramo "として知られるブランデンブルク発動機工場)社の計画としてヘルマン・オーストリッヒの監督下で開発が開始され、航空省によって (先頭の"109-"は航空省で一般的にジェットとロケットエンジンの計画に使用される) 109-003の識別符号をつけられた。ブラモ社では同様に109-002というターボジェットも開発中だった。1939年BMWはBramo社を買収して両方のエンジン開発計画を統合した。109-002は反動を相殺する為に理想的な同軸反転式圧縮機を備えていたが固有の問題を解決する事はより多くの困難を伴うので、より単純な構造に転換する為に中止された。 製造は同年末に開始され最初の運転は1940年8月に実施された。しかし、推力は期待された6.3 kNの半分以下の150 kg (330 lb)にすぎなかった。最初の飛行試験は1941年半ばにBf110に懸架されて実施された。エンジンの問題は継続中で計画は遅延したので、搭載予定のMe262は飛行試験の準備が整っていたにもかかわらずエンジンが入手できなかったので従来のユモ210レシプロエンジンを先端部に設置して飛行試験を行った。1941年11月までMe262V1がBMWのエンジンを搭載して飛行できず、試験時に両方のエンジンが故障した。試作機はジェットエンジンが停止した時、外されずに残されていたレシプロエンジンで飛行場まで帰還した。 Me262用のMe 262 A-1bとして知られていた2機の実験機を除いてBMWエンジンの正式採用は見送られた。の量産型のMe 262 A-1aではより重く、重心の移動を修正する為に主翼の後退が必要なユモ004が採用された。003の開発作業は継続され、1942年末には出力が強化され、信頼性が向上した。強化されたエンジンは1943年10月にJu88で飛行試験が実施され、1944年8月には量産準備が整った。完成したエンジンは信頼性に問題を抱えており(平均分解整備間隔)50時間毎に分解整備が必要だった。一方のユモ 004の分解整備間隔は30から40時間の間で10時間に満たない場合もあった。 エンジンの開発は推力が900 kg (2,000 lb)に向上した003Cと1,250 kg (2,800 lb)に向上した003Dも含まれ、に8段の圧縮段と2段のタービンが追加された。 003エンジンを採用する機体で量産されたのは改良型の"E"型を搭載するHe162のみだった。この型式は機体の胴体の上に設置する為に垂直設置するように改良された。4発式のアラド Ar234Cも同様に入手できたBMWのジェットエンジンを使用するために設計された。 後期型の一つに推力を増強する為に小型のロケットエンジン(BMW 109-718)を追加した派生型があり、離陸時に3分から5分間1,250 kg (2,800 lb)の推力を増加した。この仕様はBMW-003Rとして知られ、1基の試作機が先進型のMe262(Me 262 C-2b Heimatschützer II)と He 162 (He 162 E)で試験されたが複数の深刻な信頼性の問題を抱えている事が明白になった。両方の試作機共にジェット/ロケットを併用して1945年3月に飛行したが162Eの試験結果は確認されなかった。 およそ500基のBMW 003が生産されたが、そのまま生産が継続していた場合、ドイツのジェットエンジンの生産能力は1946年半ばの時点で年産100,000基に到達していたであろうと推定される。 BMW-003は日本に輸出されたが、実物は届かなかった。代わりに日本人の技術者達はエンジンの設計図と写真を独自のターボジェットであるネ-20の設計に使用した。

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「ノースロップ・グラマン ファイアーバード」の記事における「設計と開発」の解説

ファイアーバードは、2011年4月に引退したアメリカ合衆国の著名な航空機設計家であるバート・ルータンによって設計・監修された最後の航空機の一つで、最高速度370 km/h（230 mph）、運用高度9,100 m（30,000 ft）、最長航続時間40時間で飛行するMALE UAVとなっており、機体は双胴機で、尾端にエンジンと5翅のプロペラを取り付けたプッシャー型配置をとり、プロペラを避けるために双テールブームを伸ばして門型に垂直尾翼と水平尾翼が取り付けられている。 主翼は細長い翼前縁に前進角を持つ。 機体は全幅19.8 m、全長10.3 m、全高3 m、最大離陸重量2,268 kg、積載量562 kgで、ライカミング製TEO-540（英語版）水平対向6気筒ターボ付きレシプロエンジンを搭載する。 ファイアーバードはTEO-540エンジンの出力350馬力（260 kW）から制限が大きいものの、パイロンを介してハードポイントを設置して武装化することもできる設計となっている。 ファイアーバードの派生型として、翼幅を22.0 m から 24.1 mに延長して揚抗比をさらに増大させ、長距離・長時間継続飛行能力を向上させた機体が2018年3月に初飛行し、2019年初頭から販売される予定である。

設計と開発

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「ロールス・ロイス/MAN・トゥルボ RB193」の記事における「設計と開発」の解説

元々VFW VAK 191B計画の要求に合致するように設計されたRB193はロールス・ロイス/MAN・トゥルボで共同開発されたエンジンであり、設計作業は1965年12月のドイツ連邦国防省との契約の締結後に開始された。ブリストル・シドレー社がこのエンジン用の部品製作の2次契約社となった。 RB193の設計概念は、初期のロールス・ロイス ペガサスと近い関連を持ち、スペイと同じ内部流路と「高温」、「低温」を組み合わせた回転推力ノズルを備えていた。VFW VAK 191Bでの有索飛行テストは1966年に始まり、1971年10月にはブレーメンで初の自由ホバリング飛行が実施された。1972年10月にはManchingで空中停止から前進への遷移飛行に成功した。1975年のテスト計画終了までにRB193は合計12時間の飛行時間を重ね、91回の飛行を実施した。

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「パワージェット SaM146」の記事における「設計と開発」の解説

SaM146はリージョナルジェット機用のエンジンとして設計された。ジェットエンジンの設計と開発はプラット・アンド・ホイットニーやゼネラル・エレクトリックやロールス・ロイスのような企業が市場を押さえている。エンジンの開発では顧客の要望に応じて低燃費、低運用経費、高信頼性が求められる。SaM146は技術的にはGEやロールス・ロイスと互角である。 SaM146は推力14,000~17,500 ポンド/62~77.8 kN(6,200から7,700 kg)級のエンジンで60から100席級の地域航空機への搭載を想定している。2003年4月、スホーイ民間航空機会社はSaM146をスーパージェット 100の75-95席型機種のエンジンに選定した。 スネクマはこの計画にCFM56の設計、生産で培った技術を投入する。SaM146は単段のタービンを利用する新設計のエンジンで、国際民間航空機関の定める環境基準(CAEP VI)の2008年達成基準に適合している。 ブレードとディスクを一体加工で作るブリスク技術を使用する事により燃費を向上させ整備費用を低減している。 2010年6月23日、欧州航空安全機関(EASA)はパワージェット SaM146エンジンを認証したと発表した。ロシアでの認証は2010年8月に取得した。

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「マーチン・ベイカー MB 3」の記事における「設計と開発」の解説

以前のMB 1とMB 2から得た教訓を活かしてジェームズ・マーティンとヴァレンタイン・ベイカー大尉は、出力2,000 hpのネイピア セイバー 24気筒H型エンジンを搭載しデ・ハビランド製可変ピッチ3枚プロペラを駆動する新しい設計のMB 3の設計/開発に資金を投じた。 MB 3は英航空省の戦闘機の要求仕様に応じて計画された。主翼内に各200発の弾薬を持つ6門の20 mm 機関砲を装備するこの仕様は、当時の既存戦闘機の中では最も重武装の戦闘機であった。運用の観点からMB 3ではターンアラウンド時間の短縮に努力が払われ、弾薬の装填には手間がかからないように工夫されていた。この設計にために発行された航空省要求仕様 F.18/39により3機が発注された。 基本的な特徴は以前の機種と同様のものである一方で多くの新機軸を採用していたMB 3は、胴体の基本構造は鋼管製を踏襲していたが外板は以前の木製と羽布張りから金属製に替えられていた。主翼は、強度と最小限のたわみしか許さない強固さを与えるトーションボックスと薄板鋼板製主桁の組み合わせた構造であった。 細部にも注意が払われ、マーチン設計の空気作動式降着装置は単純、堅牢、高効率で信頼性に富むものであった。主翼のフラップも空気作動式であり、油圧式につきまとう作動上の不確かさや整備上の問題が排除されていた。主翼下には右側に冷却液用、左側に潤滑油用のラジエーターを備えていた。

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「XP-9 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

XP-9は、アメリカ陸軍の単葉戦闘機の要求に応じて1928年に設計された。航空機設計における本機の意義は、その後の航空機の標準となるセミモノコック構造であった。ボーイングは当時の自社の複葉戦闘機P-12にXP-9の構造の特徴を取り入れ、XP-9に類似したセミモノコック構造の金属胴体を持つP-12Eを製作した。また、P-12Cの降着装置のアレンジは、XP-9に最初に試みられたものを生産仕様に適用したものである。

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「ロールス・ロイス RR300」の記事における「設計と開発」の解説

250-C18型は1965年に認証を取得した当時、出力水準はRR300と同規模だったが、その後40年が過ぎ、その間、改良が重ねられ、より効率化され、出力も向上した。250-C40の総圧縮比は9.2:1で空気流量は6.1 lb/s で出力は715 shpである。 RR300は250-C40/47から遠心式圧縮機を小型化して燃焼室とタービンは250-C20型と似ておりC20の複合式6段軸流/単段遠心式圧縮機を備える。RR300は250型から外観と配置を受け継いだ。 RR300は第2段階として低出力仕様の出力350 shpの250-C20型として1987年のアリソンモデル 225から20年の月日を経て開発された。 新しい5席仕様のロビンソン R66 軽量ヘリコプターはRR300ターボシャフトエンジンを装備し、ロビンソン社は元は標準型の250-C20を使用していた。ロールスロイス社は同様にエンストローム（英語版）、MDヘリコプターズ、ローターウェイ（英語版）とシュワイザーと将来のRR300の搭載について協議するため了解覚書に署名したと発表した。2013年3月、エンジンはスコッツ ベル47GT-6の動力に指定された。47GT-6は47G-3B-2Aの基本設計を踏襲し、現在、ベル47型の認証を保持するスコッツ ベル47によって生産される。 FAAのRR300の型式認証は量産に先立ち2008年2月に取得された。

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「デ・ハビランド ジプシー」の記事における「設計と開発」の解説

ADC シーラスと同様、航空機製造者のジェフリー・デ・ハビランドとエンジン設計者のフランク・ハルフォードが協働して開発された。シーラスとジプシーは、どちらもDH.60に搭載された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/02/27 05:31 UTC 版)

「シコルスキー S-1」の記事における「設計と開発」の解説

S-1は1910年2月から開発が開始された推進式の複葉機であり、同年4月に完成した。離陸試験は同年5月上旬にキエフ近郊で実施された。試験当時は離陸に有利な向かい風があったことから一時的に浮遊したが、その後の試験での進展は乏しかったため、主翼を残して解体された。なお、この主翼は後継の試験機であるS-2に流用されている。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/04/29 20:13 UTC 版)

「デ・ハビランド フラミンゴ」の記事における「設計と開発」の解説

デ・ハビランド・エアクラフト社で設計されたフラミンゴは全金属製の双発民間旅客機であり、同社で製造された初の全金属製の航空機であった。機体は羽布で覆われた動翼を持ち、金属製のフレームのほぼ全面を金属板で覆われていた。コックピットには並列に座る2名の操縦士とその後に無線士が座り、キャビンには12-17名の乗客が座ることができた。引き込み式降着装置、スロテッド・フラップ、可変ピッチ・プロペラを装備したフラミンゴのことをデ・ハビランド・エアクラフト社では、ダグラス DC-3やロッキード L-10 エレクトラといった米国製旅客機に対し高い競争力を持つと期待していた。 890 hp (660 kW)のブリストル ペルセウス エンジンを装備した試作初号機は1938年12月22日に初飛行を行った。この出力のエンジンでも最大離陸重量での離陸距離は230 m (750 ft)、エンジン1発停止時でも高度を維持して190 km/h (120 mph)で上昇できるという良好な性能を有していた。試験結果は良好であり1939年6月30日にフラミンゴは耐空証明を認定され、初期量産型20機の生産が開始された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/06/03 14:06 UTC 版)

「ウィリアムズ FJ44」の記事における「設計と開発」の解説

1992年に推力1,900 lbf (8.5 kN)のFJ44-1Aの量産が開始された。これは、2段の低圧（LP）タービンで駆動される、直径20.9 in (530 mm)20.9in（531mm）の1段ブリスク式ファンと1段の中圧（IP）ブースター、1段の非冷却高圧（HP）タービンで駆動される1段の遠心式高圧（HP）圧縮機で過給される。燃焼室は、衝突冷却式の環状の設計である。燃焼は、通常の燃料空気混合器や気化器ではなく、珍しい回転燃料ノズルシステムによって燃焼室に供給される。バイパスダクトはエンジンの全長と同じ長さである。推力1,900 lbf (8.5 kN)での、国際標準大気、海面高度で静止状態での単位推力毎の1時間あたりの燃料消費率は0.456lb/hr/lbf である。推力を1,500 lbf (6.7 kN)に低減した派生機種であるFJ44-1Cの燃料消費率は0.460lb/hr/lbfである。 推力を2,300 lbf (10 kN)に上げた改良型のFJ44-2Aは1997年に投入された。コア流量を増やすため、2段のブースターが追加され、ファンはより大きな21.7in（551mm）となった。応力が考慮され空気力学的により低い圧縮比になり、高圧遠心式圧縮機の圧縮比がFJ44-1よりも下げられた。他には、排気混合器と電子燃料制御装置を導入した。推力2,400 lbf (11 kN)のFJ44-2Cは-2Aと類似しているが、統合型油圧機械式燃料制御装置を導入した。 2004年にさらに改良された推力2,820 lbf (12.5 kN)のFJ44-3Aが投入された。これは-2Aと類似しているが、ファンの直径を拡大し、デュアルチャネルのFADECを装備している。推力2,490 lbf (11.1 kN)のFJ44-3A-24は-3Aの出力を下げた機種である。 2005年に、新しいローエンド版のFJ44-1APが導入された。離陸推力は1,965 lbf (8.74 kN)で、燃料消費率を5%改善し、内部温度を低減させた。-1APは-1Aと類似しているが、ファンの圧縮比が上がり、新しい燃焼室と低圧タービン、新しい全長を覆うバイパスダクト/排気混合器、デュアルチャネルのFADECを装備した。 2007年に推力3,600 lbf (16 kN)のFJ44-4が投入された。これは-3よりも直径が大きいハイテクファンを備えている。2010年3月の時点で、このエンジンはセスナ CJ4サイテーションジェット（英語版）のみに搭載される。 ピラタス PC-24（英語版）に搭載されたFJ44-4Aは、パッシブ推力偏向と静かなパワーモードを備え、パフォーマンスと効率の面で利点を持ちエンジンを補助電源装置のように使用することが可能である。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/10/06 16:32 UTC 版)

「H-25 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1945年に航空母艦や戦艦、巡洋艦から発艦できる小型の汎用/救難ヘリコプターを求めたアメリカ海軍はヘリコプター各社に応募を掛け、パイアセッキ社やシコルスキー社が参加し競争した結果、パイアセッキ社の試作したXJHP-1(社内名称PV-14)が採用されHUP-1として生産命令が下りた。 HUPは艦内に格納出来るよう折り畳むことが出来る直径11mのメインローターを有した。この比較的小さなメインローター直径により折り畳まずとも空母の昇降機に載せて運ぶ事を可能とした。HUP-1は525 hpの離陸定格出力を持つ1つのコンチネンタル R-975-34星形エンジンを搭載していたが、それ以降の型では550 hpを発揮できるR-975-42またはR-975-46A星形エンジンを搭載した。 捜索・救難任務においては181 kgを持ち上げる事の出来るウィンチを副操縦座席を折り畳んだ状態で使用する事が出来た。高Gに耐える能力をデモンストレーション飛行で披露した際、意図せずループ機動を行った最初のヘリコプターとなった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/10/10 14:30 UTC 版)

「ファントム・レイ」の記事における「設計と開発」の解説

「ファントム・レイ」プロジェクト (The Phantom Ray project) は、ボーイング社内では "Project Reblue" と呼ばれ、2007年中頃に最初に概念化され、2008年6月早々に開始された。このプロジェクトは、2009年5月まではごく一部の経営幹部や技術者達を除けば社内でも秘密にされていた。 ファントム・レイの開発はボーイング ファントムワークスによって、ボーイング社が国防高等研究計画局 (DARPA, Defense Advanced Research Projects Agency)/米空軍/米海軍の共同計画であった"Joint-Unmanned Combat Air Systems"（J-UCAS、統合無人戦闘航空システム）のために独自に開発していたX-45Cの試作機を基本に行われた。しかし、ファントム・レイは特定の計画や競争を狙ったものではなかった。 ファントム・レイは2010年5月10日にセントルイスで公開された。2010年11月末にミズーリ州セントルイスで低速タクシー試験が実施された。実演機は6ヶ月間にわたって、情報収集や監視、偵察、敵の防空の抑制といった支援作戦や、電子攻撃 (electronic attack)、掃討戦闘、そして自律空中給油などの10の試験飛行を行った。ボーイング社は、ファントム・レイが試作機の最初のシリーズになると期待していた。ファントム・レイの初飛行は2010年12月にNASAのドライデン飛行研究センターより行われると予定されていたが、その予定は2011年初頭に延期された。機体は試験飛行の間の2010年12月13日にB-747シャトル輸送機 (N905NA) によってセントルイスからドライデン飛行研究センターへ輸送された。2011年4月27日、カリフォルニア州エドワーズ空軍基地において初飛行を行った。

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「ブリストル 188」の記事における「設計と開発」の解説

イギリス空軍は、高速（マッハ3）偵察機の開発を検討していた（1954年に出された運用要求OR.330に基づきアブロ 730として計画された）が、このような高速機を製造するにはマッハ2以上の高速運用におけるデータ収集が必要であった。このため1953年に運用要求ER.134Tが出され、実験機の作製が要求された。実験機は、長時間マッハ2で飛行し、高速航空機における空力加熱を調べることが目的とされた。実験機の表面温度は300 oCになると想定された。 数社がこの先進的な計画に興味を示し、1953年2月にブリストル飛行機が契約（6/Acft/10144）に成功した。 ブリストルはこの機体をタイプ 188と名付け、3機が製造された。1機は純粋なテストベッドであり、残りの2機（製造番号13518および13519）が飛行試験用であった。1954年1月には、契約KC/2M/04/CB.42(b)に基づき、この2機は機体番号XF923とXF926が割り当てられ、両機は飛行可能となった。アブロ 730偵察爆撃機開発支援のため、さらに3機が発注された（機体番号XK429、XK434、XK436）。しかし、1957年防衛白書によってアブロ 730の計画が中止されたため、この3機の契約もキャンセルされた。ブリストル 188は高速実験機として開発が続けられた。 機体の先進性のため、新しい製造方法が開発された。数種類の素材が検討され、2種類の特殊グレードのステンレス鋼が選択された。チタン安定化18-8オーステナイト系ステンレス鋼とガスタービン用として使われていた12%クロム添加ステンレス鋼である。機体の製造が開始される前に、十分な量が生産されている必要があった。後者についてはハニカム構造を採用して、外皮の製造に使用され、塗装は施されなかった。リベットの代わりに、アルゴンガスを用いたアーク溶接が採用された。この方法を使用したために製造に、遅れが生った。この期間、サブコントラクターとして機体のかなりの部分を担当していたアームストロング・ホイットワース社が、ブリストル社に対して技術指導を行っている。 融解石英キャノピーおよびコックピット冷却システムも設計され、機体に組み込まれたが、想定した使用環境下での試験は実施されなかった。 超音速飛行時のエンジンへの空気供給を最適化するため、可変ジオメトリー空気取り入れ口が使用された。このため、エンジンは機体ではなく主翼に取り付けられた。当初ロールス・ロイス製のエンジンを搭載することが予定されていたが、ロールス・ロイス エイヴォン 200、デ・ハビランド ジャイロン・ジュニアおよびロールス・ロイス AJ.65といった複数のエンジン比較検討され、1957年にジャイロン・ジュニアDGJ10Rの採用が決定された。 ジャイロン・ジュニアを採用することにより推力10,000 lbf（44 kN）で、アフターバーナー使用により海面上で推力14,000 lbf（62 kN）、高度36,000 ft（11,000 m）では推力20,000 lbf（89 kN）で、マッハ2で飛行することができた。ジャイロン・ジュニアは、サンダース・ロー SR.177 超音速要撃機用としてさらに開発が進められ、完全可変アフターバーナーが組み込まれた。このアイドリングからフルパワーまでに対応するアフターバーナーは、航空機用としては最初のものだった。だが、このエンジンをブリストル 188に搭載した場合、典型的な航続時間は25分に過ぎず、高速時の研究を行うには不足していた。チーフテストパイロットのゴドフリー・L・オーティ（Godfrey L. Auty）は、ブリストル 188の遷音速から超音速への移行はスムーズであったが、ジャイロン・ジュニアエンジンは、それ以上の速度ではサージングを起こしやすく、結果として機体にピッチングとヨーイングが発生すると報告している。 空気力学および振動問題を解決するため、数多くのスケールモデルが作製された。これらはロケットの先端に取り付けられ、試験のためにロイヤル・エアクラフト・エスタブリッシュメント（RAE）のAberporthロケット発射場から打ち上げられた。

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「R-6 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

イヴァン・ポゴススキーの下で、またアンドレイ・ツポレフの指導の下、TsAGIはANT-7をTB-1を3分の2に縮小することによって開発した。ANT-7のエンジンは2機の388 kW (520 hp) – 455 kW (610 hp)のイスパノスイザエンジンとする予定だったが、試作機は2機の373 kW (500 hp) – 529 kW (709 hp) BMW VIエンジンを搭載した。 ANT-7の初飛行は1929年9月11日にミハイル・グロモフの操縦によって行われた。TsAGIの決定により飛行試験は冬が終わるまで延期され、1930年の5月から開始された。同年の夏、NII-VVS (Nauchno-Issledovatel'skiy Institut Voyenno-Vozdooshnykh Seel – 空軍科学試験機構)によって行われた試験では水平尾翼の振動問題が判明したが、これは昇降舵を拡大することによって緩和された。次の飛行ではラジエーターの損傷とエンジンの故障が発生したが、それにもかかわらず、ANT-7は受領試験を通過した。

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「Mi-36 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1980年代の当初、小型高性能ヘリコプターに向いた最初の軽量動力装置となるTV-O-100タービンの開発が行われた。これによって新しい形式のより大型でより強力な輸送力、戦闘力、対戦車能力を持つ軽量戦闘ヘリコプターの開発が可能になった。 ヘリには攻撃、近距離戦闘支援、4人程度の兵員や担架の後方への輸送、SAR・CSAR、連絡、軽貨物輸送、偵察、砲撃修正支援などの役割や、さらに斥候、監視、Mi-28やKa-50など専用ヘリでの攻撃のための目標識別承認などの潜在性が想定された。昼夜全天候下での利用性が盛り込まれていた Mi-24のアフガニスタンでの経験によって、RPGや携帯式地対空ミサイルによる歩兵の待ち伏せ攻撃に対するヘリの脆弱性が明らかになっており、この脅威に対抗するには警戒のみでなく全方向からの攻撃者に対して直ちに制圧射撃する必要性があった。このため、新型偵察ヘリコプターは基礎武装として2砲塔を持ち、360度すべての方向からの攻撃に報復できる能力を持つように設計された。これらは7.62mm口径で、Ka-27TB強襲輸送機の基本武装として搭載されていたヘリコプター防衛用の新型のGShG-7.62機関銃（英語版）だったとされる。加えて小翼が取り付け可能で、爆弾、ガンポッド、ロケット、8機の対戦車ミサイル(9k114（英語版）ミサイルか特殊な小翼で上下に2連装ミサイルを載せるか)などが搭載可能であった。 人員を10人か貨物10トンを運べ、二次パトロールや救助用途に利用できる民生版も計画された。 オリジナルの仕様は離陸重量が2500kgであったが、兵器、輸送、生存性のそれぞれの必要性に応えるために重量は3400kgに上昇した。一方、カモフはV-60（英語版）として2200kgの範囲でより特化した設計を行ったが採用されていない。 Mi-36計画は中止されることとなったが、多くの設計理念が維持され、中止の同年に提案されたMi-40の計画につながった。

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「Mi-42 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

開発は1985年に始まり、Mi-40の開発系統に沿って、「航空歩兵戦闘車」のカテゴリで高いパフォーマンスを発揮できるように更なる開発が行われた。 主な役割は兵力の輸送、急速な再配置、護衛、近接航空支援、戦術的強襲などであった。そのほかには物資輸送、医療後送、捜索救難、偵察、通信などの役割も二次的に期待された。当時の指定要件はその他の動作条件も含めて夜間・全天候で運用可能なことであった。加えて、標準的なディーゼル燃料で運用可能で、維持が簡単でパイロットに易しいことも含まれた。 尾部ローターに変えてノーターが用いられる予定であり、ヘリ後方で活動する人員の安全性を高め、より耐久性が高まることが期待された。最終的に航空機がスピードを上げ、空気力が安定性効果を上げるように、ノーターノズルに指向系が計画されており、このためこれは後方に向けることができ、うまくいけば380-400km/hの速度を出せると期待された。 設計は重装甲を意図しており、可動の前方攻撃用機銃とMi-28と同等の装備が可能な4箇所のハードポイントを持っていた。 輸送、移動用、攻撃、襲撃機としての役割など複雑な要件の結果、設計機は徐々に複雑かつ重くなっていった。発動機を向上させ、ノーターを取り替える計画も試みられたが、最終的に計画はミール自身が仕様を満たすことが不可能であると結論付けた。設計はモックアップの段階に達しており、1990年代にはより改良の少ない設計として再開が試みられたが、1980年代の終わりには終了に向かっていたとされる。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/10/12 13:43 UTC 版)

「SNCASO トリダン」の記事における「設計と開発」の解説

フランス空軍は、シュド・ウエストに拠点防衛要撃機の開発を命じ、研究は1948年10月から開始された。提案された機体は、主動力をSEPR社のロケットエンジンとする肩翼機で、増強のために翼端にターボジェットエンジンを装備した。初飛行は1953年3月2日に、テストパイロットのJacques Guignardによって実施されたが、ターボジェットのみを使用したために、離陸には滑走路一杯を使う必要があった。1955年3月から、ダッソーが製造した合計推力7.34 kN（1,654 lbf）のアームストロング・シドレー ヴァイパーターボジェットエンジンを装備したトリダン Iが飛行試験を開始した。このエンジンのおかげで、ロケットエンジンを使用しない場合でも、緩降下時にマッハ1を超えることが出来た。 トリダンの試験飛行は、ノンフィクションライターのBill Gunstonによると、1954年9月にロケットエンジンが装備されるまでは「身の毛がよだつ」ようなものだったと描かれている。18ヶ月間に100回以上の試験飛行が実施され、最高速度はマッハ1.8、到達高度は20,000メートル（65,000 ft）に達した。 トリダン IIのうち1機は、1957年5月21日に、事故のため失われた。 計画は1957年7月に中止された。これは有人航空機ではなくミサイルに重点を置くという、英国の1957年度国防白書の影響を受けたものであった。また、トリダンよりさらに高性能で実用性の高いミラージュIIIの開発が成功（1956年11月17日に試作機が初飛行）したことも影響している。

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「Ha 140 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

Ha 140は、より大型のHa 139に似た逆ガルウィングの主翼を持つ全金属製の双発水上機として開発された。搭乗員はパイロット、通信士、機首の銃塔の銃手で構成され、2つ目の銃座が後部にあった。魚雷や爆弾は機体内部の爆弾倉に格納された。 3機の試作機が製作されたが、類似のハインケル He 115が採用されたため、本機の開発はそれ以上進まなかった。

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「He 70 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

ハインケル He 70 ブリッツ（Blitz：稲妻）は1930年代初めにルフトハンザ航空向けの高速郵便機として就役するために設計された。He 70は、ルフトハンザ航空からの、短距離航空路で使用するロッキード ベガや当時スイス航空が使用していたロッキード L-9 オライオンよりも高速な機体という要求に応えて開発された。He 70の主な特徴は、角が丸い小さな動翼が付いた革命的な設計である楕円翼の主翼を低翼に配置したことで、この主翼形状は設計者のギュンター兄弟がハインケル社に入社する前に既に「バウマー ザウザヴィント（Bäumer Sausewind）」機で採用されていた。要求される速度性能を満たすために、機体表面を滑らかに仕上げる皿リベットの世界初採用、引き込み式の降着装置といった、ドイツ機としては斬新な構造を採用し抗力を最小にする設計であった。エンジンはBMW VI V型12気筒エンジンを採用し、水よりも冷却能力の高いエチレングリコールを使用することでラジエターを小型化することができ、これにより抗力を減少させることができた。パイロットと無線士はタンデムに座り、客室内の4名の乗客は向かい合わせに配置された2座掛けの座席に座った。 試作初号機は1932年12月1日に初飛行し、区間距離速度で8つの世界記録を樹立、最大速度は377 km/h （222 mph）に達する等の素晴らしい性能を発揮した。

設計と開発

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「ブルテュール (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

ブルテュールは機首に「アームストロング・シドレー マンバ」ターボプロップエンジンを、尾部に「ロールス・ロイス ニーン」ターボジェットエンジンを装備した混合動力設計だった。低翼形式の主翼は前縁に後退角がつき、後縁は直線で、中央で折り畳むことができた。降着装置は前輪式で、主脚は翼の折り畳み箇所のすぐ内側にあって胴体側に引込み、前脚は後方に引込んだ。 ブルテュールの操縦士席と副操縦士席は枠付きのキャノピーの中に横に並んでいた。通常の搭載兵装は1トン爆弾1個と8発のロケット弾だった。右翼端にはポッドに収められたレーダーが装着され、左翼端には釣り合いを取るために燃料タンクが付けられた。また、胴体の下には大型の捜索レーダーを装着することもできた。 フランス海軍はやがてターボプロップ攻撃機への興味を失ったが、一方で新たな対潜兵器のプラットフォームを求めており、ブレゲーは2機目の試作機をそのデモ用に改造した。これは今日ブレゲー Br.965 エポーラール（Épaulard、シャチの意）として知られており、アリゼの前駆となるものであった。

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「ベルナール 82」の記事における「設計と開発」の解説

ベルナール 82は、長距離飛行の記録樹立のために製作された長距離機ベルナール 80 GRを基に開発された。全金属製の3座爆撃機は当時「報復爆撃機」（bombardier de represaillies）として知られ、中翼に配置された片持ち式の主翼に、エンジンは860 hp (641 kW)のイスパノ・スイザ 12Ybrs エンジンを搭載していた。試作初号機は1933年12月11日にル・ブルジェ空港から初飛行を行い、1934年3月に試作2号機がこれに続いた。試験飛行の間に胴体側面の連装ラジエーターは前面ラジエーターに変更されたが、最大の問題点は降着装置であった。引き込み式の降着装置は頻繁に故障して、脚が出ないまま着陸することになり、これは解決することなく1935年半ばには試験飛行は中止された。10機の量産契約はキャンセルされた。 1936年8月に試作2号機のエンジンがユンカース・ユモをライセンス生産した650 hp (485 kW)のCLM Lille 6ASに換装された。この航空用ディーゼルエンジンを搭載した機体は「ベルナール 86」と改称され1936年9月に開催されたパリ＝サイゴン・エアレースに参加申し込みをしたが、準備が間に合わず廃棄処分にされた。

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「ポテ 75」の記事における「設計と開発」の解説

ポテ 75は、元々1919年にアンリ・ポテ（Henry Potez）により設立され、再編されたポテ社が開発した。この機体は有線誘導対戦車ミサイルのノール SS.10の発射プラットフォーム用の要求仕様に合致するように設計された推進式のプロペラを装備する全金属製の機体であり、水平尾翼と2枚の垂直尾翼は後部胴体下部から延びるブームにより支持され、首車輪式の固定降着装置を持っていた。ミサイル操作員は機首に座り、その背後の高い位置に操縦席があった。当初ミサイル操作員席は風防で覆われ操縦席は開放式であったが、後に操縦席には風防が取り付けられミサイル操作員席は全面ガラス張りとされ視界が改善された。

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「I.Ae. 24 カルクィン」の記事における「設計と開発」の解説

デ・ハビランド モスキートの成功を受けて、航空技術研究所はアルゼンチンで初めて設計、製造される双発機に類似の全木製構造を採用することにした。I.Ae.24は、片持ち式の中翼配置の木製（全て現地産を使用）主翼に羽布張りの動翼を持っていた。降着装置は通常の引き込み形式で、2重オレオを備えた主車輪はエンジン・ナセルに、尾輪は後部胴体に引き込まれた。2名の乗員は、部分的にアクリル樹脂を使用したガラス製の大型キャノピーの中で並列に配置されていた。武装は機首に4丁の12.7 mm 機関銃を集中配置し、後には20 mm 機関砲や内部爆弾倉に800 kg (1,764 lb) の爆弾と主翼下に12発の75 mm ロケット弾を装備した機体もあった。 元々はI.Ae. 24もロールス・ロイス マーリン エンジンを装備する予定であったが、相当量の供給が不可能となり、結局1,050 hp (782.5 kW) のプラット・アンド・ホイットニー R-1830-G を代替とすることになった。マーリン エンジンを装備する派生型はモスキートと同等の性能を発揮すると計画されたが、R-1830 エンジンを装備した試作機は440 km/h (273 mph) に達するのがやっとであった。後の試作機のI.Ae.28はマーリン エンジンを装着したが、開発計画はより高性能のI.Ae. 30 ナンクに取って代わられた。

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「マッキ MB.323」の記事における「設計と開発」の解説

イタリア軍で使用されていたマッキ M.416を補完する基本練習機として設計されたMB.323は、1952年に初飛行を行った。機首にプラット・アンド・ホイットニー ワスプ 星型エンジンを搭載し、引き込み可能な尾輪式降着装置を持つ単発の片持ち式低翼単葉であった。タンデム複座のコックピットは一体型キャノピーで覆われていた。 MB.323はフィアット G.49と比較評価され、イタリア空軍がG.49の方を好んだためにMB.323は量産されなかった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/10/13 02:45 UTC 版)

「フィアット G.49」の記事における「設計と開発」の解説

G.49は、第二次世界大戦時代の米国製ノースアメリカン T-6高等練習機を代替するためにガブリエッリにより設計され、1952年9月に初飛行を行った。引き込み式の尾輪式降着装置をもつ全金属製低翼単葉機であり、訓練生と教官がタンデム複座に座るコックピットは高いキャノピーで完全に覆われていた。アルヴィス レオニデス 星型エンジンを搭載したG.49-1とプラット・アンド・ホイットニー R-1340 星型エンジンを搭載したG.49-2という2つの派生型があった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/10/13 02:44 UTC 版)

「フィアット G.46」の記事における「設計と開発」の解説

G.46は内側に引き込まれる尾輪式降着装置をもつ低翼単葉機で、訓練生と操縦教官は長いキャノピーの中でタンデムに配置される。 テストでは素晴らしい操縦特性と曲芸飛行の適用性を発揮し、量産への発注がなされた。 イタリア空軍からの150機の発注とは別に70機がオーストリア、アルゼンチン、シリアへ輸出された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/10/13 02:45 UTC 版)

「フィアット G.80」の記事における「設計と開発」の解説

3機の前量産型の前に2機のG.80試作機が製造されたが、イタリア空軍はこの機が空軍の要求に合致しないことを見つけ、まとまった数を購入しなかった。フィアット社は続いてNATOの標準練習機の選考に応募するためにより洗練されたG.82を開発した。 些細な変更点は別として、G.82はより長い胴体内にG.80のデ・ハビランド ゴブリンエンジンに変わりロールス・ロイス ニーンエンジンを装備し、翼端には燃料タンクを着けていた。5機のG.82が製造されたがNATOの選考はキャンセルされ、G.82はNATOにもイタリア空軍にも採用されることは無く開発プログラムは終了した。 夜間戦闘、偵察、近接支援を包括した特殊モデルやアリソン J35エンジンを搭載したG.84の計画があったがいずれも実現しなかった。 G.82は1957年に実験飛行隊（Reparto Sperimentale Volo）に引き渡される前の数年間はアメンドーラ（Amendola）空軍基地にあるイタリア空軍飛行学校で使用された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/02/27 08:38 UTC 版)

「プラット・アンド・ホイットニー PW6000」の記事における「設計と開発」の解説

プラット・アンド・ホイットニーは単純な構造で整備費と重量と燃料消費を抑えることに主眼を置いたエンジンを設計した。しかし試験の結果、当初の5段式の高圧圧縮機のブレードを基にした設計が燃料の燃焼性能に適合しないことが明らかになった。その結果、多くのこれまでの顧客がライバルであるCFMインターナショナル CFM56-5に切り替えた。この問題を解決するためにMTUエアロ・エンジンズによって設計された6段式の高圧圧縮機に更新することで所定の性能に達し、再認証を受けた。 このエンジンは2000年8月21日にプラッツバーグ国際空港(KPBG)から試験飛行に飛び立ち1時間20分の飛行を成功裏に完了した。このエンジンの最終組み立てはMTUエアロ・エンジンズの工場のあるドイツのハノーファーで行われる。 アメリカウエスト航空とCIT エアロスペースはPW6000をエアバスA318に採用した。それらは2006年に納入を予定していたが履行されなかった。[要出典] ラン航空は2005年8月15日PW-6000エンジンを動力とする15機のエアバスA318用に計34基のエンジンを予定する。(30基搭載で4基は予備) 更にオプションとして25機の航空機に予定する。もしラン航空が全てのオプションを購入すればエンジン数は56基(50基搭載、6機予備)になる。 ラン航空は2005年8月に計34基のPW-6000エンジン(30機搭載、4基予備)を動力とする15機のエアバスA318を発注した。さらにラン航空はプラット・アンド・ホイットニーを動力とする最大25機のオプションに調印した。ラン航空は全てのオプションの実行により56基(50機搭載、6基予備)運用する予定である。ラン航空の発注の前に84機のCFM56-5を動力とするA318が既に発注され2005年12月の時点で28機が運用中であった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/11/22 15:53 UTC 版)

「AS 532 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

詳細は「AS 332 (航空機)」を参照 AS 332 シュペルピューマは、SA 330 ピューマの後継機として設計され、1977年9月に初飛行した。これは、出力1,330kWのチュルボメカ マキラ 1A1 ターボシャフトエンジン二基、グラスファイバー製のローターブレード、改良された降着装置とテールフィンを装備していた。 1990年、軍用のAS 332は、AS 532に形式が変更され、愛称もクーガーに改称された。これは、民間用と軍用の市場を区別するためのものであり、AS 365 ドーファンの軍用型も同年にAS 565 パンテルに改称されている。ユーロコプターの社名変更に伴い、現在はH215Mと改称されている。 固有の武装は持たないが、武装型はガンポッド、ロケットランチャーの搭載、ドアガンの運用が可能とされている。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/03/05 22:42 UTC 版)

「パイパー PA-48」の記事における「設計と開発」の解説

1968年にキャバリエ・エアクラフト社の所有者/創業者であるデヴィッド・リンジィは、COIN機での使用を目指してキャヴァリエ マスタングの大規模改造版の開発を始めた。キャバリエは当初ロールス・ロイス ダート 510 ターボプロップエンジンをマスタングIIの機体に組み合わせたものであった。この自社企画の試作機はマスタングIIが製造された目的と同一の近接航空支援/COIN任務用に企画された。ターボ マスタング IIIは、ペイロードの増加と維持費の低減と共に劇的な性能向上を果たし、エンジン、主要部、パイロットを防御するためのブリストル・セラミック装甲も備えていた。アメリカ空軍に対する幾度にも渡る売込みが図られたにもかかわらず、米国軍部も他国の運用者もターボ マスタング IIIを購入したところは無かった。 量産能力を持つ企業を探す過程で「エンフォーサー」と改称されたターボ マスタング IIIは、1970年遅くにパイパー社へ売却された。キャバリエ・エアクラフト社は1971年に閉鎖されたが、創業者/所有者のデヴィッド・リンジィはパイパー社と共にエンフォーサー構想の開発に関与し続けることができた。パイパー社はアメリカ空軍からライカミング T55-L-9エンジン（リンジィが最初から望んでいたのはこのエンジンであった）を貸与してもらうことができ、この機体で200時間以上にわたる飛行を実施した。1984年にアメリカ合衆国議会から1,200万US$の割り当てを受けてパイパー社は新規に2機のエンフォーサーを製造し、この新しい試作機をPA-48と命名した。これらの機体はアメリカ空軍による評価を受けたが、操縦したのはパイパー社のテストパイロットだけであった。 1971年にパイパー社は既存の2機のマスタングの機体に大幅な改造を加えライカミング YT55-L-9Aを装着し、その他特徴ある改造を施した。1機は単座型（PE-1と呼ばれ、FAAの登録記号N201PE）、もう1機は複座型（PE-2、登録記号N202PE）であった。Pave COIN計画の評価を受ける前にN202PEは、1971年7月12日にパイパー社が改造した昇降舵トリムタブ引き起こしたフラッターによりフロリダ海岸沖に墜落して失われた。1971 - 1972年に行われたPave COIN計画の評価テストでアメリカ空軍のテストパイロットが操縦するエンフォーサーは良好な性能を発揮したが、パイパー社はアメリカ空軍との契約を獲得することはできなかった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/10/30 07:03 UTC 版)

「ソーラー・インパルス」の記事における「設計と開発」の解説

ピカールがソーラー・インパルスのプロジェクトを開始したのは2003年のことである。その後様々な分野の専門家50人が6カ国から集まり、約100人がアドバイザーとして関与している。 プロジェクトの資金は私企業が出資している。主要スポンサーはドイツ銀行、オメガ、ソルベー、シンドラーグループの4社。他にコベストロ（旧バイエル・マテリアルサイエンス）、Altran、スイスコムがスポンサーとなっている。サポーターとしては、Clarins、Semper、トヨタ自動車、BKW、STG がある。スイス連邦工科大学ローザンヌ校、欧州宇宙機関、ダッソーが技術的支援をしている。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/08/09 01:02 UTC 版)

「XF8U-3 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

F8U-1と-2と並行してクルセイダー機の設計班は、社内名称V-401としてより高性能で大型の機体の設計にも取り掛かっていた。外観はクルセイダーと似ており可変仰角の主翼といった設計上の要素は共通していたが、この新しい戦闘機はより大型でアフターバーナー使用時の推力29,500 lbf (131 kN)を発生するプラット・アンド・ホイットニー J75-P-5A ターボジェットエンジンを搭載していた。マッハ2以上の飛行時のために胴体後部下面に大型のフィンを2枚備えており、これは着陸時には水平位置に畳まれた。十分な性能を保証するためにヴォート社は、推力8,000 lbf (35.6 kN)のロケットダイン社製XLF-40 液体燃料 ロケットモーターを追加で装着できるように準備していた。アビオニクスにはAN/AWG-7火器管制コンピューター、AN/APG-74レーダー、AN/ASQ-19データリンク装置が含まれていた。これらの装置は、同時に6目標を追尾しその内の2目標を攻撃することが可能であるように期待されていた。 F8U-1（F-8A）と比較して大幅に変更が加えられたことからF8U-2（F-8C）は「クルセイダー II」（"Crusader II"）と呼ばれることもあり、その結果XF8U-3は公式に「クルセイダー III」（"Crusader III"）と命名された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/11/26 05:37 UTC 版)

「カーチス・ライト CW-19」の記事における「設計と開発」の解説

カーチス・ライト社との合併と「カーチス・ロバートソン」ブランドの廃止までの短い期間、本機はカーチス・ロバートソン CR-2 クーペ（Coupe）と呼ばれていた。本機は固定の尾輪式降着装置を持つ並列複座の全金属製の片持ち式低翼単葉機であり、2名の乗員が並列に並んで搭乗した。オリジナルのCR-2試作機を除く全ての型に共通の特徴は、大きなズボン形の主脚覆いであった。当初意図していた民間市場向けの設計は完遂されなかったが、間もなくタンデム配置のキャビンへの変更と機関銃と爆弾を搭載できるようにした軍用機型が開発された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/11/26 09:02 UTC 版)

「BAC ジェット・プロヴォスト」の記事における「設計と開発」の解説

1950年代にRAFは新しい専用のジェット練習機の要求仕様を発行した。ハンティング社はレシプロ・エンジンのパーシヴァル プロヴォスト基本練習機を基にジェット・プロヴォストを開発した。1954年6月26日に試作機はディック・ウェルドン（Dick Wheldon）の操縦で初飛行を行った。英航空省は10機の「ジェット・プロヴォスト T.1」を、1957年6月にはアームストロング・シドレー ヴァイパー エンジン、射出座席、再設計された機体と強化された首車輪式降着装置を備えた40機の「ジェット・プロヴォスト T.3」を発注した。パーシヴァル社は開発段階における構造テスト用専用に1機を製作し、これは技術者が基本設計で達成できることを研究するために役立った。合計で201機のT.3が1958年から1962年に納入された。 1961年に新しいエンジンを搭載した「T.4」、1967年には機首のデザインをより洗練し与圧式コックピットを採用した「T.5」が続いた。 2丁の7.7-mm (0.303-inch) 機関銃で武装した輸出仕様も存在するが、純粋な練習用である本機よりも軽攻撃機としても使用できる派生型・ストライクマスターの方が多く輸出されている。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/02/17 06:34 UTC 版)

「ソッピース クックー」の記事における「設計と開発」の解説

1916年10月、イギリス海軍航空本部の航空機製造部門の長であるマレイ・スーター代将は、ソッピース社に、1,000ポンド（450 kg）魚雷1本と4時間飛行するのに十分な燃料を搭載できる単座航空機を要求した。ソッピース社はそれに応えて、支柱が片翼に3対ある大型の複葉機T.1を製作した。T.1は航空母艦の甲板から行動するように設計されており、主翼は後方に折り畳めるようになっていた。T.1は4秒で飛行甲板から発進することができたが、着艦フックを装備しなかったため、着艦は不可能だった。また胴体下に1,000ポンドMk.IX魚雷を懸架するため、主脚の車軸は左右別々だった。 T.1の試作機は200馬力のイスパノ・スイザ8Baエンジンを装備して1917年6月に初飛行した。公式試験は1917年7月に開始され、8月には海軍本部が100機の発注を行った。しかし契約者となったフェアフィールド・エンジニアリング社とペグラー社は航空機生産の経験がなく、生産は遅々として進まなかった。また、イスパノ・スイザ8エンジンはその限られた供給をS.E.5a戦闘機に優先的に割り振られていたため、T.1はより重いサンビーム・アラブ・エンジンを装備するよう再設計が行われたが、それがさらに生産遅延を招くことになった。 1918年2月、海軍本部は経験豊富な航空機メーカーであるブラックバーン・エアクラフト社に生産指示を行った。ブラックバーンは1918年5月に最初のT.1を提供した。T.1はすぐに主脚と尾橇に問題があることが発覚し、その部分の再設計が必要となった。またT.1には右に曲がる傾向があり、それを解消するために方向舵の拡大と垂直尾翼取付角の変更が行われた。 イギリス空軍イースト・フォーチュン基地で実用試験を行った後、T.1は部隊に配属された。イースト・フォーチュンの雷撃機学校に配属が始まったのは1918年8月初めのことだった。フェアフィールド社は8月、ペグラー社は10月にようやく生産を開始した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/02/20 07:55 UTC 版)

「Tu-360 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

ツポレフ設計局はTu-360をTu-160をマッハ4で飛行するTu-230のように置き換える計画だった。いくつかの資料によればそれはTu-2000BでTu-2000で使用される液体水素ラムジェットエンジンを流用する仕様だった。公式にはTu-360と呼ばれる。Tu-360はTu-230と同じ配置だが、大幅に大型化され高速化された。マッハ6での飛行には液体水素を必要として、2つの爆弾槽内に兵器を格納した。予定された離陸時の重量はおよそ350,000 kgで兵器は10,000 kgだった。ツポレフはTu-360の飛行特性を調べるために重量が176,370 ポンド(80,000 kg)の縮小版の実験機を製造する予定だったがソビエト経済の衰退により必要な予算が得られず中止された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/10/19 02:44 UTC 版)

「ダッソー MD 315」の記事における「設計と開発」の解説

双発小型輸送機の設計作業は1946年に以前の8座連絡機の「マルセル・ブロック MB-30」の計画から発展した「MD 303」の名称で始まった。フランス空軍の植民地向け連絡機の要求に応えた設計の試作機「MD 303」は、Béarn 6D エンジンを装着して1947年2月26日に初飛行を行った。エンジンを換装した型が発注されボルドー＝メリニャックにある新しいダッソー社の工場で量産に入った。量産型はルノー 12Sエンジンを装着した双尾翼を持つ低翼単葉の首車輪式降着装置を持つ機体であった。 「フラマン」（Flamant、フランス語でフラミンゴ）と名付けられた主要な3つの型が生産された。「MD 315」（1947年7月6日初飛行）は10座の植民地連絡機、「MD 312」（1950年4月27日初飛行）は6座の輸送機、「MD 311」（1948年3月23日初飛行）は航法練習機であった。MD 311は爆撃と航法用の練習機という任務のために特徴あるガラス張りの機首を持っていた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/03/04 07:45 UTC 版)

「アリソン T56」の記事における「設計と開発」の解説

T56ターボシャフトはアリソン社の以前のT38シリーズから発した。最初の飛行時には1954年にB-17飛行試験機の先端に設置された状態で飛行した。 当初C-130ハーキュリーズに搭載され、P-3とE-2/C-2にも採用された。また、民間機のロッキードエレクトラ やコンベア580にも民間機用の501-Dが搭載された。T56 の開発作業は1953年5月にアリソン社がロッキード社にT56-A-1を出荷する直前に終了したが、C-130で必要とされていた3,750 shpではなく、たった3,000 hpしか出せなかった。 1953年8月にわずか6.5時間の地上試験で破損した。再設計したエンジンは同年9月に同様の運命を辿った。2度目の再設計後、アリソン社のチームによって成功が実現した。T56は圧縮比の向上と運転温度の上昇を含む改良が加えられた。P-3オライオンに搭載されたT56-A-14は出力4,591 shp、圧縮比は9.25:1であったが、E-2ホークアイに搭載された T56-A-427 では出力5,250 shp、圧縮比は12:1に向上している。また、T56は排気により約750 lbs の推力を発生する。 船舶用の501Kエンジンはアメリカ海軍の現用の巡洋艦や駆逐艦の発電用、そしてジェットフォイルの主機として使用されている。 2013年に提案されたエンジン改良計画では、T56エンジンの燃料消費と運転温度を抑える事により空軍は20億ドルの費用削減とC-130の飛行隊の行動時間延長が期待された。 1996年に初飛行したC-130JスーパーハーキュリーズではT56はエンジンとプロペラの制御にFADEC（全デジタルエンジン制御）を用いるロールス・ロイス AE 2100に置き換えられた。これは6葉のダウティ・ロートル製のシャムシール プロペラ（英語版）を備える。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/03/06 04:03 UTC 版)

「アエルマッキ S-211」の記事における「設計と開発」の解説

SIAI・マルケッティ社は自社のSF-260 ピストンエンジン練習機を使用している既存ユーザーである小国の空軍に採用されることを見込んで、1976年に基本練習機S.211の開発作業をプライベートベンチャーとして始めた。翌年にパリで正式発表され、十分な反響を得たため2機の試作機を製造することになった。最初の試作機は1981年4月10日に初飛行し、1983年にシンガポール空軍が最初に10機を発注した。 S-211はプラット・アンド・ホイットニー・カナダ JT15D-4C ターボファンエンジンを1基搭載し、引き込み式首車輪降着装置を持ったタンデム複座・片翼配置の単葉機である。ジェット練習機としては小型軽量にまとめつつも、M0.8級の性能を有し、当時の最新アビオニクスも備えていた。多くの軍用練習機と同様に、本機は副次的に近接支援任務をこなせるように考慮されており、翼下に4つのハードポイントを設けていた。 S-211AはS-211を小改良し近代化した派生型で、アメリカ合衆国の統合基本航空機訓練システム計画(JPTATS）に応募したが7機種がエントリーした結果、ビーチクラフト/ピラタスが提案したPC-9 Mk.II選ばれ、これが後にT-6 テキサン II になった。S-211はグラマン社、1994年以降はノースロップ・グラマン社との共同提案であった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/03/06 08:12 UTC 版)

「ロイド・キャリア」の記事における「設計と開発」の解説

ロイド・キャリアは、装甲鋼板で組まれた軽量な車体と、15cwt 4x2 フォードソントラックに用いられた機械部品（機関、変速機、動力伝達装置）から構成された。車体後部にラジエーター付きの機関を有した。ラジエーターはエンジン前方ではなく背面に配された。車体前部にアクセルがあり、トランスミッションが作動して車体を前方へ動かした。車体前方にある起動輪と、車体後方にとりつけられた誘導輪はそれぞれ制動装置を備えていた。それらは運転手により、一対のレバーで操作された。車両を左に向ける際には、その側のブレーキをかけると、車体は横滑りし、信地旋回した。車体上部構造の装甲は正面と側面を覆い、後方と上方は開放されていた。しかし、ロイド・キャリアは戦闘車両としての運用を想定しておらず、これは問題とはされなかった。悪天候から乗員を保護するため、キャンバスで覆いを設けることができた。 1939年に陸軍はロイド・キャリアを試験し、「輸送・牽引車、人員輸送用」（すなわち兵員輸送車）として、200両を発注した。最初の生産はヴィヴィアン・ロイド自身の会社によって行われたが、後に生産はより大規模な製造会社に委託された。生産を担当したのは、フォード・モーター、ウーズレイ・モーター（この2社で13,000両を生産した。）、デニスブラザーズ、エーブリング・アンド・バーフォード、センチネルワゴンワークスである。最終的にロイド・キャリアは総計26,000両が生産された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/07/20 10:53 UTC 版)

「ロールス・ロイス ヴァルチャー」の記事における「設計と開発」の解説

ヴァルチャーの原型となったペリグリンは、ケストレルにスーパーチャージャーを追加した排気量21.2 Lのエンジンで、2つのシリンダー・バンクがV型を構成する標準的なV型エンジンの構成だった。ヴァルチャーは基本的には2基のペリグリンをクランクケース部で結合してX型エンジンとしたもので、排気量は原型から倍増して42.5 Lになった。 両エンジンともに開発期間が短すぎて信頼性が非常に低かった。計画値よりもかなり低い出力しか発生できないという問題に加え、コネクティングロッドのビッグエンド部のベアリングは潤滑油の供給不良を起こして頻繁に問題が生じた。その他にも過大な放熱量の問題があった。ロールス・ロイスは当初これらの問題の解決に自信を持っていたが、自社のより小型のマーリンが既にヴァルチャーの当初の規定出力と同等の値に達しており、わずか538基を生産しただけでヴァルチャーの生産は終了した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2015/06/26 04:15 UTC 版)

「SNECMA M88」の記事における「設計と開発」の解説

原型のM88-1は実証エンジンであり、技術水準は3軸式のターボ・ユニオン RB199（英独伊の共同開発機であるトーネード IDSに搭載）と同程度であった。量産型のM88-2はラファール専用に開発された先進的なエンジンで、同時期に開発されたユーロジェット・ターボ製のユーロジェット EJ200に似ている。可変式ファン案内翼を備え、高圧圧縮機は6段、排気ノズルはイジェクタ型で大きさもラファールの機体サイズにあわせてEJ200より小さく、全長は140インチ以内、乾燥重量は2,000ポンド以内に収まるほどのコンパクトさである。 M88はまた単結晶高圧タービンブレードや粉末金属焼結ディスクや全般デジタルエンジン制御のような最先端技術を取り入れている事が特徴となっている。ステルス性に配慮しており、電磁や赤外線シグネチャを低減するように設計されている。また、M88は整備しやすく運用経費を削減する事を念頭において開発されており、21のモジュールによって構成され再調整やバランス調整をせずに互換性を維持した状態で交換できるようになっている。 推力はミリタリーで50 kN (11,200 lbf)でアフターバーナー使用時には75 kN (16,900 lbf)になる。 搭載機は、ラファールのみであるが、ノヴィ・アヴィオンへの搭載も計画されていた。

設計と開発

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「XP-8 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1925年にアメリカ陸軍航空隊によって公募された競争試作に応募するため、ボーイングは1926年、モデル66の自主開発を行った。モデル66はPW-9の機体をベースとし、600馬力の試作パッカード2A-1530エンジンを装備していた。エンジン周辺の外形を流線型化するために、ラジエーターの開口部は下翼の前端に移されており、エンジン周辺部は他に例のない細いものとなっていた。

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「H-12 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1946年にベル・ヘリコプター社はモデル 47よりかなり大型で、大型化したそのローター機構を利用した新しい汎用ヘリコプターであるモデル 42の開発に取り掛かった。3機の試作機を製造したが、深刻なローター関連の不具合と機械機構の複雑さから量産には入れなかった。 モデル 42の最初の派生型は民間仕様であったが、アメリカ空軍はその軍用仕様であるモデル 48の開発を命じ、出力540 hp (403 kW)のプラット・アンド・ホイットニー R-1340-AN-1 星形エンジンを1基搭載した5座機をXR-12として2機発注した。構造上はモデル 42と非常に似通っていたモデル 48であったが、そのローターマストはより短いものとなっていた。R-12Aの名称で34機の量産が命じられたが、これは1947年にキャンセルされた。 2名のパイロットと8名分の座席を備え、更に強力な出力600 hp (447 kW)のプラット・アンド・ホイットニー R-1340-55エンジンを搭載した別の大型化版試作機（XR-12B、モデル 48A）が発注され、その後に自動車の様な機首を持つモデル 42やXR-12とは異なるガラス張りの機首を備えた前量産機型のYR-12Bが10機発注された。飛行試験が実施されている期間にこのヘリコプターはH-12と改称されたが、ブレード・ウィービング（blade weaving）とローターガバナーのお粗末な性能による主ローターの不具合のために試験結果は満足のいくものではなかった。

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「パワー・ジェッツ WU」の記事における「設計と開発」の解説

WUの最初の機種はイギリスと世界中で最も初期に製作され、運転されたジェットエンジンである。純粋な実験用エンジンだったWUは飛行に用いるには非力過ぎて重すぎた。4個の基本要素で構成されていた。:単段、両面遠心式圧縮機、単体の直線型燃焼器、軸流式タービンとジェットパイプに設置された可変式ノズルである。タービンと圧縮機を結合した軸は捩れを防ぐためにできるだけ短くされた。燃焼室と圧縮機の出口はとても大きな単一の螺旋ダクトによって接続された。その結果、エンジンは外観が非対称になった。ホイットルは圧縮比が約4:1の遠心式圧縮機を設計したが、目標には程遠い状態でこれまでの実証された性能はどうにか約2.5:1まで到達した状態だった。彼はインペラーを両面に配置し、エンジンの直径を小型化するだけでなく、軸の回転数を上げた。これにより単段式タービンの負荷が減り、効率が向上した。タービンは外径が16.5 in (419 mm)でコンプレッサーを駆動するために出力が3,000 hp (2,237 kW)に設計、開発された。 試験はW.U. Edition 1.で継続され、1937年8月24日に31回目で最後の運転を行った。B.T.-H.社の主任技術者はRugby工場で安全のために最大回転数を12,000 r.p.m.までで試験をしていたが、8月23日に最大13,600 r.p.m.まで上げた。 試験は同様に大幅に改良されたユニット(W.U. Edition 2)によって1938年3月にレスターシャーのLutterworth近郊のB.T.-H.社のLadywood工場で1938年5月6日にこのユニットのタービンが破損するまで試験が実施された。 著しく異なる対称トロンボーン型の設計が2号機に付与された。10個の螺旋ダクトが圧縮機の出口から大型の反転流式燃焼器に接続され、排出された排気が吸気口に再度入らないようにジェットパイプに通された。 3号機に導入された変更点は複数の反転流式燃焼器が特徴で類似の仕様が後のパワー・ジェッツ W.1とパワー・ジェッツ W.2ターボジェットエンジンにも導入された。この仕様は同様にロールス・ロイス ウェランドやゼネラル・エレクトリック J31ジェットエンジンにも導入された。複数の燃焼器を備える利点の一つは個別にユニット毎に分離して容易に試験が行える事だった。 ホイットルと彼のチームはこれらのユニットの開発中に貧弱な圧縮機の性能や燃焼の不安定やタービンブレードの破損など多くの問題を経験した。このチームはターボジェットはこれまでにイギリスが装備してきた大量のレシプロ式航空用エンジンと再軍備において競合する可能性を実証した。

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「H-43 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

H-43ハスキーは、サーボフラップ効果によって制御される交差双ローター式という特異な推進装置を持っていた。最初の試作機はレシプロエンジン装備機で、1947年に初飛行してHTK-1としてアメリカ海軍に採用され、29機の発注を受けた。 1950年になってアメリカ海軍は新たな汎用ヘリコプタの設計競作を行い、HTK-1を大型化したカマンK-600がHUK-1（海軍）、HOK-1（海兵隊）として採用された。 1957年にアメリカ空軍が消火・墜落機救難用としてK-600に注目し、HOK-1の装備を変更したものをH-43Aとして採用した。 1958年になって、カマン社はエンジンをライカミング T53-L-1Bターボシャフトエンジンを搭載したK-600-3を開発した。これはエンジンの換装によって性能を向上させ、また、それまでレシプロエンジンが置かれていた空間を荷室として搭載量を増したもので、1958年12月13日に初飛行し、ただちにアメリカ空軍から発注を受けて203機が生産された。 最終型となったHH-43F（K-600-5）はエンジンをT53-L-11Aに換装し、燃料搭載量も大幅に増大したものである。

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「Fw 44 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

Fw 44は保守的な配置のテーパー角の付かない真直ぐな主翼を持つ複葉機で、2つの開放型コックピットはタンデムに配置され双方の操縦席に操縦装置と計器を備えていた。降着装置は固定の尾輪式であり、上下の主翼にエルロンを備えていたがフラップは使用していなかった。エンジンはジーメンス＝ハルスケ Sh 14 星型エンジンを使用していた。 最初の試作機は1932年に飛行した。数多くのテストが行われ、耐久性と空力特性を上げるための改善が施された結果Fw 44は素晴らしい耐空性を持つ機体となった。 Fw 44の2番目のモデルは、4気筒倒立直列の空冷エンジンである90 kW（120 hp）を発生するアルグス As 8を装着したFw 44Bであった。このエンジン用のカウルにより機体はより細く空力特性の優れた機首を持つこととなった。 中華民国が20機のFw 44を購入し、戦闘任務用に改修して日中戦争の初期段階に投入した。これらは全機が失われるまで戦闘で使用された。 最後の量産モデルであるFw 44Jは世界中の幾つかの国々に販売されるか現地でライセンス生産された型で、7気筒のジーメンス＝ハルスケ Sh 14エンジンを装着していた。

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「ショート ナックルダスター」の記事における「設計と開発」の解説

イギリス航空省は1931年に「汎用外洋哨戒飛行艇」を求める要求仕様R.24/31を発行し、サンダース・ロー、スーパーマリン、ショートの各社が各々1機ずつの試作機を受注した。他の2社が従来通りの複葉機の設計を選択したのに対して、ショート社はより近代的な全金属製の単葉機を製作することを決めた。エンジンには実験段階の蒸気冷却方式のロールス・ロイス ゴスホークを採用したが、このエンジン自体はより小型のケストレルの発展型であった。 ナックルダスターの側面が切り立った艇体は、艇首から後部の艇体底部の段差が付いた部分までが全金属（アルクラッド）製の箱型断面材構造で、段差から後ろの胴体部分がモノコック構造であった。艇体の中央部分は主翼付け根の取り付け部の荷重を支えるために箱状を筋交いフレームで補強した構造になっていた。 離水時の水しぶきからプロペラを十分に離すためにエンジンよりも内側で30度の上反角が付けられていた主翼は、高い捻じり剛性を持つように箱型断面の桁と4本のテーパーが付いた鋼管ブームで構成されていた。主翼内には燃料タンクが内蔵されており、支柱付の翼端フロートが取り付けられていた。主翼の表面は羽布張りであった。 実験段階の出力720hpを発するロールス・ロイス ゴスホーク 蒸気冷却式エンジンはナックルダスター専用のエンジンであったが、信頼性不足により様々な問題を引き起こした。ナセル上に突き出した目立つコンデンサーを備えたエンジンは、上反角を持つ内翼と水平な外翼の間の折れ角部（ナックル）に搭載されていた。 尾部は胴体から斜め支柱で支えられた水平尾翼にはこれも支柱付の2枚の垂直尾翼と方向舵が取り付けられていた。初期のテスト結果を受けて垂直尾翼の面積は拡大されたが、この尾翼部の大幅な改修はテストパイロットのジョン・パーカーの要請によるものでかなりの費用を要した。 パイロットと航法士が並列に座る閉鎖式コックピットに加え艇首には銃座があり、機関士と通信士と航法士席にはチャートテーブル、覗き窓と2床の折り畳み式ベッドが備わっていた。3つ目の折り畳み式ベッドと2床の固定式ベッドはギャレーも備えた搭乗員用居住区画内にあり、更に後方にはドローグの収納庫とトイレがあった。 その他の武装は機体中央部と後端部に銃座があった。主翼下面の爆弾架に爆弾を搭載することも可能で、輸送用に魚雷も搭載できた（発射は不可）。搭載された機関銃は全て単装のルイス軽機関銃であった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/11/30 04:15 UTC 版)

「G.55 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1939年までに主なイタリアの航空機メーカーは、第二次世界大戦初期に使用していた星型エンジン搭載の第一世代の単葉戦闘機（フィアット G.50やマッキ C.200などの戦闘機）を置き換える、V型エンジンを使用した新しいシリーズの単葉戦闘機の設計に着手していた。このプロセスでは、第一世代の星型エンジン戦闘機をダイムラー・ベンツ DB 601のイタリア製コピーで換装したもので（シリーズ 1/2と呼ばれた）、そのもっとも目覚ましい成果がマッキ C.202フォルゴーレだった（空力的に改善されたマッキ C.200 - マッキ C.201とも呼ばれる - の星型エンジンの代わりにV型12気筒エンジンを搭載していた）。一連の航空機には末尾に数字の「2」を付けた、アルファベットと数字からなる識別名が与えられた。しかしながら、この過程はここに留まらず、1941年には設計者の関心はダイムラー・ベンツ DB 605のライセンス生産品である新しく大型で強力なフィアット RA.1500エンジンに移っていた。この新しいエンジンを搭載した航空機は「セリエ5」となり、すべての末尾が数字の「5」からなるアルファベットと数字の識別名が与えられた（マッキ C.205、レジアーネ Re.2005およびフィアット G.55）。DB 601を搭載した自身が設計したフィアット G.50戦闘機の新しいバージョンを試していたフィアットの設計者ジュゼッペ・ガブリエッリは、DB 605を搭載した新しい設計に取り掛かった。 G.55の原型1号機は、ヴァレンティーノ・クスの操縦で1942年4月30日に初飛行し、すぐにその優れた性能と操縦性を明らかにした。200発の砲弾を搭載し、胴体前部に搭載され、プロペラハブを通して、エンジンのシリンダーバンクの間にから発射される20 mm MG 151 機関砲で武装していた。「サブシリーズ O」の機体にはエンジンカウリング上部に2丁、下部に2丁の合計4丁のプロペラ同期機構付きの12.7 mmブレダSAFAT機関銃も、300発の弾丸とともに搭載した。この配置は、カウリング下部に搭載した機関銃の再装填と整備性に問題があることがすぐに判明したためこの2丁は取り外され、その代わりにその後の生産シリーズである「セリエ1」では主翼内に2丁の20 mm MG 151/20が搭載された（合計3門の機関砲と2丁の12.7 mm機関銃の構成には、主翼内の機関砲の代わりに機関銃を搭載したバリエーションも存在する）。 原型機はグイドーニアに飛来し、ここでそれぞれがライセンス生産された強力なダイムラー・ベンツ DB 605エンジンを搭載した「セリエ5」と呼ばれる他の戦闘機（マッキ C.205V ヴェルトロおよび手ごわいレジアーネ Re.2005 サジタリオ）との比較試験が行われた。この試験でチェンタウロは全体で2番目の性能を示し、イタリア王立空軍が設定した納入条件をクリアすることができた。C.205Vは低高度から中高度で優れており、高速で優れた降下特性を備えていたが、8,000 m以上では、特に操縦性において性能が大幅に低下した。Re.2005は高速で高高度での最良の格闘戦闘能力を有していたが、振動に悩まされ、これはバランスの問題であることが判明した。この問題は修正されたが、技術的にもっとも高度で複雑なため製造に時間がかかり、戦争のこの段階では魅力的とは言えなかった。G.55はC.205とともに大量生産に向けて選択された。G.55の原型機はフル装備でWEP（戦時緊急出力）を使用せずに高度7,000 mで620 km/hに到達した。これは想定よりも少し遅かったが、頑丈な機体と全ての高度で優れた操縦性と安定性を発揮した。G.55のパイロットによる唯一の否定的な評価は、強力なエンジンのトルク反力によって離陸時に顕著に左にヨーイングすることだった。この欠点は、エンジントルクの影響をキャンセルするために垂直尾翼をわずかにオフセットすることで部分的には改善された。 1943年初頭までに、イタリア全土を蹂躙する連合軍の爆撃は増加したが、効果的に対応できる高高度戦闘機がないことが明らかになった。マッキ C.202は爆撃機の通常の高度である高度8,000 m以上では性能が低下し、12.7 mmおおび7.7 mm機銃という軽武装では重爆撃機を撃墜することは困難だった。「セリエ5」の戦闘機の中で、チェンタウロが翼面積の大きさから高高度で最高の性能を示した。第１シリーズの生産で標準化された豊富な弾薬供給（機体中心線に搭載した機関砲に、Re.2005の120発に対してG.55は250発）とともに武装も強力であり、アメリカ製重爆撃機を撃墜するのに十分だった。 イタリア王立空軍は1,800機のG.55の生産を委託し、後に2,400機に変更した。34機の量産前サンプルが発注されたが、これらの機体は飛行特性を改善するための小変更を加えられた以外はほぼ原型機のままだった。これらは異なる武器の配置をとっており、上述したように、下部カウリングの2丁の機関銃が主翼に移されていた。34機の委託された機体のうち19機だけが組み立てられ、そのうちの6機は工場で第１シリーズ基準に変更された。 量産タイプは第１シリーズ（Serie I）と名付けられ、3門の20 mm MG 151/20と2丁の12.7 mmブレダSAFAT機関銃からなる標準武装に加えて、主翼下に爆弾2発（最大160 kg）か落下増槽2個（100リットル）を搭載可能なハードポイントを備えていた。1943年9月8日のイタリアの降伏までに、原型機を含む全てのシリーズの35機のG.55が納入された。そのうちの1機だけがイタリア共同交戦空軍（英語版）に合流するためにイタリア南部に飛行し（2機目のG.55、MM.91150は、1944年の夏にテストパイロットのセラフィーノ・ゴスティーニが、脱走した捕虜のRAF将校を膝に載せて亡命した際に連合軍の手に入った。機体はRAFに接収されてイギリスのタングミア（英語版）の中央戦闘機施設（英語版）に移送され、1945年3月17日に識別番号VF204を与えられてフォードの倉庫に送られたが、最終的な行き先は不明である）。 その日からチェンタウロは、ドイツの支援を受けてムッソリーニがイタリア北部に設立したファシスト国家の空軍であるイタリア国家空軍（英語版）（イタリア語: Aeronautica Nazionale Repubblicana、ANR）に就役した。最終的にドイツ国防空軍が徴発したチェンタウロおよびANRが獲得したチェンタウロの総数はいまだにわかっていない。およそ18機がANRにとりこまれ、12から20機（いくつかの公式報告によると42機の可能性もある）がドイツに徴発された。 ドイツ支配下のトリノにあったフィアットの工場では、約6ヶ月の間生産が続けられた。1944年4月25日にフィアット工場が激しい爆撃にあい、15機のG.55とともに、ドイツ空軍が発注した数機のフィアット G.12三発輸送機、BR.20爆撃機およびCR.42LW複葉戦闘機が破壊された164機のチェンタウロが完成したが、そのうちの97機が降伏の後で生産されてANRに納入された。ドイツの管理委員会である兵器および戦争生産参謀（ドイツ語: Rüstung und Kriegsproduktion Stab、RuK）の助言によって生産はモンフェッラートの小都市に分散され、部品の生産はノヴァーラのCANSAとヴェルチェッリのAVIAに委託された。各部品はその後トリノに集積され、テストパイロットのヴァレンティーノ・クス（英語版）、ロランディ、アゴスティーニおよびカテッラによって試験飛行が行われた。生産は著しく低下し、1944年9月にドイツ当局によって停止された。総計で148機のG.55がANRに納入され、工場が占領された時には37機が完成しており、73機がさまざまな状態で生産ライン上に残っていた。

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「ソコ G-2」の記事における「設計と開発」の解説

ユーゴスラビアの航空技術研究所（Vazduhoplovno Tehnicki Institut：VTI）は1957年に「ガレブ」という名称の機体の設計作業を開始した。ガレブは翼端増槽を装着した直線翼、フォーランド（英語版）製タイプ1-B軽量射出座席、横開き式のキャノピー、小型爆弾とロケット弾を懸架するための主翼下のハードポイントを備えている。試作機ガレブ 1の初飛行は（Ljubomir Zekavica）大尉の操縦で1961年7月31日に行われた。ガレブ 1が胴体内に3つのゴム製燃料タンクを有している一方でガレブ 2は230米ガロンの2つの胴体内燃料タンクと各51米ガロン入りの翼端増槽を備えていた。実寸大の木製モックアップが製作された後直ぐに2番目の試作機ガレブ 2が製造され、G-2という型式名が確定した。 飛行テストの最中に外部装備無しのクリーン状態、無塗装の機体表面を磨きあげた状態で最高速度812 km/h (440 kt) / 6,200 m (20,100 ft)を達成し、緩降下中の最高降下速度はマッハ0.81に達した。 非与圧式コックピットのため実用巡航高度は7,000 (22,800 ft) から 9,000 m (29,000 ft) であり、与圧式を採用すると全ての関連部品を輸入に頼ることになるためコストが15%上昇するはずであった。空軍は未舗装滑走路から運用できる副次的な攻撃能力を持つ練習機を必要としており、このような要求仕様は知られてはいないが設計技師はこの機体の降着装置に航空母艦に着艦できる程の十分な強度を持たせていた。 下手な着陸を許容できる安全な練習機の必要性から主脚は胴体内ではなく翼内に引き込まれる構造により主翼は重い直線翼となっていた。これにより飛行特性は着陸時に失速し難いものとなったが、音速飛行の妨げになった。ガレブは主にユーゴスラビアの空軍学校で使用され、1985年に生産は終了した。 1964年に生産が始まったガレブは、ユーゴスラビアで初めて量産された国産ジェット機（同国初の国産ジェット機は1952年のイカルス 451Mであったが、これは量産されなかった）となり、ソコ 522に続きモスタルのソコ社で製作された2機種目の機体であった。最初の量産型のG-2Aは1965年7月30日にユーゴスラビア社会主義連邦共和国空軍に登録され就役し、最後の1機は1981年1月6日に納入された。G-2Aはユーゴスラビア軍ではN-60という名称で呼ばれていた。リビア向けの改良型輸出仕様機の生産は1983年半ばまで続けられていた。ソコ社は総計248機のガレブを生産し、その内132機がユーゴスラビア空軍で使用された。 派生機として、単座化した対地攻撃機J-21ヤストレブがある。

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「ロールス・ロイス AE 3007」の記事における「設計と開発」の解説

エンジンは9,440 lbf (42 kN)の推力を生み出す。ファン、14段の高圧圧縮機、2段の高圧タービンと3段の低圧タービンで構成される。共通のコアをAE 1107C-リバティー と AE 2100で共有する。

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「T14突撃戦車」の記事における「設計と開発」の解説

1941年、アメリカ合衆国兵器部門の長官は、当時生産中であったイギリスのチャーチル歩兵戦車よりも、強力かつ強固に装甲された装甲戦闘車両の設計に関して議論するため、イギリスを訪問した。 本車の設計は、イギリスのQF 6ポンド砲またはアメリカ製の75 mm 砲を装備するものであった。これらはM4中戦車と多くの部品を共通化していたが、装甲に関しては約二倍の厚みを持つ101.6 mm が砲塔に採用された。 1942年、イギリスでは当初8,500輌の生産を指示していた。1944年に完了した先行試作型の試験は、本車が実戦投入するにはあまりにも過重であることを示していた。この時すでに、イギリス軍は改良型のチャーチル歩兵戦車を、アメリカ軍はM4A3E2中戦車ジャンボを、運用していたことから、T14突撃戦車のこれ以上の開発は中止された。 本車はアメリカン・ロコモーティブ・カンパニーにより2輌のみが製造され、アメリカで試験された車輛と、イギリスへは試験用の車輛が輸送された。イギリスの車輛はボービントン戦車博物館で展示されている。

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「ウェストランド スカウト」の記事における「設計と開発」の解説

ウェストランド・スカウトとワスプはどちらも、サンダース・ロー P.531から発達したものである（P.531はサンダース・ロー スキーターの発展型）。サンダース・ロー社を獲得することによってウェストランド社はP.531と呼ばれる計画も引き継ぎ、それはスカウトとワスプの原型となっている。 P.531は、635 shpのブリストル・シドレー ニンバスと685 shpのデハビランド・グノーム H.1000エンジンとともに開発された。生産型のスカウトAH.1は、1,050 shpのロールス・ロイス（その前にロールス・ロイスはブリストル・シドレーを買収していた）ニンバス101エンジンを使用していた。スカウトの初飛行は1960年8月29日に行われた。 スカウトの降着装置はスキッド式になっており、前部に2つ、後部に3つの座席がある。スカウトは観測、連絡、訓練、捜索救難などの軽度の任務に幅広く使用された。軽攻撃ヘリコプターとしても使用され、そのときは2挺のL7 GPMG機関銃と4発のSS.11対戦車誘導ミサイルを搭載した。死傷者の救出を行うときには外部と内部に2つずつの担架を搭載した。 1968年までにおよそ150機のスカウトが主にヘイズ工場で生産された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/07/09 05:40 UTC 版)

「F-107 (戦闘機)」の記事における「設計と開発」の解説

F-100により強力なエンジンを搭載した改良型の戦闘爆撃機として開発が開始されたものである。開発当初はF-100Bという名称であったが、間もなくF-107Aの名称が与えられた。アメリカ空軍からは1953年10月20日に3機の試作機の発注があり、1954年8月には追加で6機発注されている。 F-100の機体を改良するにあたって、機首にレーダーを搭載する必要があり、エンジンのインテイクをノーズから移す必要があった。ノースアメリカン社では、F-107Aの開発方針として、F-100のインテイクを機体下部に移したモデルNA-211と機体上部に移したモデルNA-212の二つを検討し、NA-212の案を採用した。エンジンへは可変断面積ダクトが用いられ、これはエンジン出力と連動して作動した。この可変断面積のシステムはより発展し、A-5やXB-70のインテイクにも用いられることとなった。 インテイクの位置の他、F-107Aではエリアルールの採用、垂直尾翼の大型化・全遊動化などの改良が行われているが、主翼と水平尾翼はF-100と同等である。ロール制御にはスポイラーを用いた 。操縦性の改良として、後にピッチとヨーのダンパーが追加されている。 インテイクが背中に設けられたのは、核爆弾を胴体下部に半埋め込み式に搭載するにあたり、インテイクの発する衝撃波が投下に影響を与えないようにするためであった。これにより、パイロットの脱出や後方視界に悪影響を及ぼす結果となった。しかし、本機が戦闘爆撃機であることと、当時幅を利かせていたミサイル万能論により、この欠点はあまり問題視されなかった。

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「R38 (飛行船)」の記事における「設計と開発」の解説

R38級は1918年6月に海軍本部が提示した「基地から300マイル以上の距離を6日間にわたって哨戒し、22,000フィートまで上昇できる飛行船」という要求に応えて設計されたものであり、偵察任務のほかにも、水上船舶の護衛任務のために大きな武器搭載量が設定されていた。R38の契約はショート・ブラザーズが獲得し、さらに同型3隻の追加発注が行われた。R38の建造は1919年2月、ベッドフォードシャー州カーディントンで開始された。既存のハンガーの中で建造を進めるために、オリジナルの設計へのいくつかの変更が余儀なくされた。動力用ゴンドラのうち2基は高さを節約するために船体構造の側面に移され、また気嚢の数も16個から14個まで減らされて、併せて船体外周のリングの数も減らされた。 1919年後半になって、平和時における経済の原則に従い、いくつかの飛行船の注文がキャンセルされ、それにはまだ建造に着手されていないR38級の3隻（R39、R40、R41）も含まれていた。削減の対象は拡大され、建造中のR38もキャンセルされそうになったが、実行される前の10月、プロジェクトごとアメリカに売却されることになった。 アメリカ海軍は艦隊に硬式飛行船を加えることを意図し、当初、戦争賠償の一部としてドイツのツェッペリン飛行船を数隻獲得する予定であったが、それらは1919年にドイツの乗員の手で故意に破壊されてしまった。アメリカは新しい飛行船の（ドイツの費用負担による）建造をツェッペリンに求めるとともに、それに付随して自らも1隻を建造する予定だった。R38のキャンセルのニュースを知ったアメリカはその購入を計画し、調査を行った。結局、1919年10月に2,000,000ドルで購入するという合意が成立し、飛行船の建造は再開された。係留塔への係留装置を船首に取り付ける修正が行われ、その1トンの重さを釣り合わせるために尾部にバラストが追加された。この修正は、重量軽減を図った設計を施したこの飛行船の、縦方向の強度に悪影響を与えるものだった。ドイツは戦争の終わり頃に軽量の高高度飛行船を建造していたが、その一つであるL 70は1918年8月に撃墜され、その船体の一部をイギリスは北海から回収していた。しかしイギリスでは、そのタイプのツェッペリン飛行船について、その軽量構造の故に、機動、特に急激な方向転換が制限されていたことには気づいていなかった。

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「X-60 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

GOLauncher 1の不活性試験（GO1-ITA）の最初の2つのセグメントは、2013年12月にマーサー大学の工学研究センター（MERC）で一連の構造地上試験を受けている。 2014年7月、GOは、GOLauncher 1の開発について、空軍研究所、航空宇宙システム局（AFRL / RQ）からフェーズI 中小企業技術革新研究プログラム（SBIR）契約を獲得した。150,000ドル相当の9か月の取り組みは、要件の定義、構成のトレードス​​タディ、および軌道設計に重点を置いていた。2018年10月、GO1機体にX-60Aという名称が割り当てられた。 X-60Aのアプリケーションには、微小重力、天体物理学、極超音速試験、およびアビオニクスの研究のための高高度へのアクセスが含まれている。2014年7月20日、GOはリアジェット35を使用して最初のキャプティブキャリーテストプラットフォームを飛行した。

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「PQ-14 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

カルヴァー・エアクラフト（英語版）社は陸軍がPQ-8として購入した民間向けのカデット LFAの改造機を提案した。PQ-8の成功は"NRD"の開発へと進み、1機のPQ-8が新しい構成へと改装されてアメリカ陸軍航空軍（USAAF）によりXPQ-14として試験にかけられた。PQ-8よりも大型化して高速となったPQ-14も引き込み式降着装置を持ち、胴体、主翼、機体尾部が合板製応力外皮の機体であった。 この試作機の後に実用試験機のYPQ-14Aが続き、合計で1,348機の量産型PQ-14Aが生産された。量産型の内1,198機はアメリカ海軍に移譲されてTD2C-1と命名されたが、「ターキー」（Turkey、七面鳥）という明らかに冴えないあだ名をつけられた。 多少重量の重い派生型のYPQ-14Bは、PQ-14Bへ移行されるまでに合計25機が生産され、合計594機のPQ-14BがUSAAFで標的機として就役した。1機のPQ-14BがエンジンをO-300-9に換装されてXPQ-14Cとなった。第二次世界大戦後にカルヴァー社は自社のカルヴァー モデルV（英語版）小型機を基にしたXPQ-15を開発したが、1946年に同社が破産するまでに僅か4機が納入されただけであった。

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「ニューポール 24」の記事における「設計と開発」の解説

ニューポール 24は成功作であったニューポール 17の発展型で、機体の特徴は主翼が一葉半（セスキプラン）である事とそれを支えるV字型の支柱、曲線的な垂直尾翼である。空気力学的に改善された形態の胴体と丸い翼端を持ち、尾部は小さな固定式のひれと曲線形の方向舵を採用していた。尾橇は内部にばねを持ち、それ以前のニューポール機に比べて露出が少なかった。ル・ローン製の130馬力ロータリーエンジンを装備した軽快な戦闘機であった。 実際に使ってみると新しい尾部には問題があることが判明した。そのため生産型の大部分は、胴体と翼は24のままとし、尾翼と尾橇は17のタイプに戻して方形の方向舵としたニューポール 24bisとなった。新型の尾部はニューポール 27において実用化された。 ニューポール 24bis.はイギリス海軍航空隊のためにイングランドでも生産された。 ニューポール 17の標準武装（フランス軍のヴィッカース同調機銃1挺、イギリス軍のフォスター銃架によって上翼に置かれたルイス機銃1挺）は重量増大を防ぐためそのまま継続され、良好な性能が維持された。ただし高等練習機として使用された24の多くでは武装は取り外された。

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「クズネツォフ NK-12」の記事における「設計と開発」の解説

NK-12 ターボプロップエンジンは、第二次世界大戦後、ソ連に連行されたドイツ・ユンカース社の技術者である"フェルディナント・ブランドナー"(Ferdinand Brandner)の下で原型が開発された。戦時中に検討されていた出力6,000hp、重量3,000kgのユモ012 ターボプロップの設計を元に開発されたものである。1947年に5,000ehp、重量1,700kgのエンジンが完成している。ソビエトは新しいニッケル・クロム・コバルト系の合金（Nimonic）を使用する事で、1951年に出力12,000ehpのTV-12 エンジンが開発された。 NK-12Mは出力8,948kW（12,000ehp）、NK-12MVは11,033kW（14,795ehp）、NK-12MAは11,185kW（15,000ehp）に達した。NK-12はこれまでに製造されたうちで最大出力を有するターボプロップエンジンである。現在これに匹敵するのはプログレス D-27とTP400のみである。 Tu-95爆撃機とその派生機種であるTu-142哨戒機、Tu-114旅客機にNK-12MVが装備され、実用機としては今なお、最速のプロペラ機の一つとなっている。同様にAn-22輸送機にもNK-12MAが装備されている。その他、エクラノプラン（地面効果翼機）であるA-90 オリョーノクにも装備された。 同軸反転プロペラは、14段式の軸流式圧縮機により高度に応じて圧縮比9:1から13:1まで変化し、同様に吸気口の案内翼および排気弁も高度・出力に応じて制御される。燃焼室はカニュラ型でそれぞれの燃焼管噴射装置の下流の中央に備えられ、後端はアニュラ型になっており、同軸反転式プロペラと圧縮機は5段軸流式タービンで駆動される。空気流量は65kg（143lb）/秒である。

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「A-12 (偵察機)」の記事における「設計と開発」の解説

A-12開発は、U-2の後継機を開発するための準備作業として1950年代にロッキード社内で開始され、「天使（Angel）」として知られたU-2計画にちなんで、設計案は「アークエンジェル（Archangel）」と通称された。設計が進化し、形状が変化させられるにつれ、ロッキード社内での呼称が、Archangel-1からArchangel-2等々に変化した。進化した設計案に対するこれらの通称は簡単に「A-1」「A-2」として知られるようになった。A-12は、U-2後継機の開発における12番目の設計であった。個々の航空機に対する多くの内部文書と参考文献では、ジョンソンの好んだ接頭辞による呼称が用いられた。 1959年、CIAはコンベア社のキングフィッシュと呼ばれた提案を斥け、ロッキードのA-12を選定した。1960年1月26日、CIAは12機のA-12を発注した。CIAによる選定の後、さらなる設計と生産が「オックスカート（OXCART）」の秘匿名のもとで実施された。 カリフォルニア州バーバンクのスカンクワークスでの開発と生産の後、1962年4月26日に最初のA-12がグルームレイク試験場に搬入され、ロッキードのテストパイロット、ルー・シャルク（Lou Schalk）がA-12の公試飛行を行った。最初の公式飛行は同年の4月30日である。1962年5月はじめの最初の超音速飛行では、A-12はM1.1の速度に到達した。 1962年、最初の5機のA-12は、17,000ポンド（76kN）の推力を発揮するプラット・アンド・ホイットニー製のJ75 エンジンを搭載して飛行した。J75 エンジン2機を装備するA-12は、おおよそM2の速度を発揮することができた。 1962年10月5日には、新たに開発されたJ58 エンジンを1基だけ装備し、片方はJ75 エンジンのA-12が飛行した。1963年はじめには両方のエンジンをJ58とし、1963年中にM3.2の速度を記録した。また、同じく1963年5月24日に1機のA-12がユタ州ウェンドーヴァー（Wendover）付近で墜落、A-12計画で初の機体喪失が生じた。1964年6月には最後の1機がグルームレイク試験場に搬入された。 A-12は、ジェットエンジン双発のデルタ翼機で、エンジンは主翼中ほどにあり、2基のエンジンナセル上に左右各1枚の垂直尾翼を有する。機首横まで張り出した特徴的なチャインを有している。SR-71との外見的な差異は少ないが、テイルコーンの長さはA-12の方が短く、機首横のチャインもA-12の方が小さい。 A-12計画の生産行程を通じて、18機が製造された。これらのうち、13機がA-12、3機がアメリカ空軍向けYF-12A（これらはオックスカート計画の資金で建造されたものではない）、2機はD-21無人偵察機の母機M-21であった。13機のA-12のうち1機は複座練習機型とされた。2つ目のシートは、操縦士の後ろに備えられ、教官が前方を見ることができるように前席よりも高い位置に取り付けられた。 1967年5月には、沖縄県の嘉手納飛行場に飛来し、ブラックシールド部隊（BLACK SHIELD unit）が作戦状態に入ったことが宣言された。1968年1月には任務をSR-71に置き換える準備として、ロッキード社は、A-12製造に使われた生産設備を破棄するよう命じられた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/04/05 00:46 UTC 版)

「イソッタ・フラスキーニ デルタ」の記事における「設計と開発」の解説

通常後側のシリンダーが冷却不足となりやすい大型の空冷エンジンにあって、デルタはかなり珍しい直列のシリンダーブロックを採用したエンジンであった。このエンジンは通常の型で750 hpの出力を発生したが、その他には900 hpまで増強された型もあった。デルタは幾つかの量産機種や先進的な試作機に搭載されたが広範囲には使用されなかった。 1930年代でさえ空冷エンジンは時代遅れだと考えられていたかもしれないが、このエンジンはエンジン後部の出力軸により駆動される2本のオーバーヘッド・カムシャフトで作動するポペットバルブといった幾つかの先進的な技術的特長を有していた。片側のシリンダーバンクはもう一方のものと対称になっており、排気ポートがエンジンの内側に向けて配置されることで排気管はエンジン・ナセルの下で纏められていた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/06/06 06:43 UTC 版)

「スペース・ローンチ・システム」の記事における「設計と開発」の解説

2010年NASA認可法案では、アレスIとアレスV型の機体設計を、有人用と貨物用とに使用できる単一の打ち上げ機へ変容させることを想定していた。これは時が過ぎるにつれてより強力なものへとアップグレードされることになっている。この時点での計画は以下の通りであった。上段部分を除去した第1段部分の当初の能力は、70t（ブロック0形態。SSME派生型第1段エンジン3機および部分的に燃料を充填された第1段部分）から100t（ブロックI形態。エンジン4機および完全に燃料を充填された第1段部分）を地球の低軌道（LEO）に送り込み、低軌道より彼方への任務に備えるものとなる。地球離脱ステージを上段に搭載し、5基にエンジンを増加した場合の打ち上げ能力の総量は130tに達しており、これは今までに作られた中でも最も強力なロケットになる。 2011年9月14日、NASAは新規打ち上げシステム用に選ばれた設計案を公表し、これは当局の宇宙飛行士を、従来に増して宇宙の遠い場所へ運ぶことができ、また将来におけるアメリカ人の宇宙探査活動のための基礎を提供すると明言した。この発表以来、打ち上げ機には4つの型式が出現した。ブロック0、I、IA、そしてIIである。各形態には異なる第1段、ブースター、そして第2段が利用される。少数の機器にはスペースシャトルで開発された装置が直接受け継がれており、また他のものはSLS用として特別に開発された。後期の型式では5機のRS-25Eエンジンと強化されたブースターを採用し、また直径8.4mの第2段ステージには3機のJ-2Xエンジンが用いられた。5m級のフェアリングは10mもしくはそれ以上の長さを持ち、深宇宙任務のための重量級搭載物を収容できると考えられている。最初のブロックIの2段型では70,000kgから77,000kgの打ち上げ能力を有し、また提案にあるブロックIIの最後期型は、サターンV型ロケットの原型機と同様の打ち上げ能力および全高を持つ。2011年11月、NASAは風洞試験のための5種のロケット形態を選出し、3種の低軌道級を描いた。70t、95t、そして140t級である。 2011年5月24日、NASAはコンステレーション計画で行われていたオリオン宇宙船の開発が、多目的有人機（Multi-Purpose Crew Vehicle、MPCV）として続行されると公表した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/06/24 22:46 UTC 版)

「D-27 (エンジン)」の記事における「設計と開発」の解説

エンジンはイーウチェンコ・プロフレース設計局によって民間と軍用輸送機のために開発された。複数の民間用と軍用の複数の新型エンジンを含む航空製品への高まる需要予測に応じる目的で設計された。最大出力は14000shpである。現在は中型軍用輸送機であるAn-70に搭載して公式試験を進めている。これまでの生産台数は16台である。 D-27は、ターボファンエンジンであるD-36を元に開発された。 D-27エンジンの開発でイーウチェンコ=プログレスは同様にD-27エンジンのコアを基に複数の派生機種の構想を有する。例えば異なる派生型は異なる目的と異なる時期のために予定される。: AI-127 - Mil Mi-26ヘリコプター用に計画される出力14500 hpのターボシャフト派生型。 AI-727 - 推力帯域が9000kgfから11000 kgfの一連の超高バイパスギヤードターボファンエンジン。 (低騒音高翼弦長ファンを減速ギアによって駆動する事が提案される。) D-27の2軸式ガス生成機は軸流式の低圧圧縮機、混合流式高圧圧縮機、アニュラ型燃焼器、単段式高圧タービン、および単段式低圧タービンから構成される。そして、SPE Aerosilaで生産されるSV-27同軸反転プロペラがプロペラの過加速を防ぐための推力計を収めた減速用の遊星ギアを介して4段式のタービンに連結される。

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「3.5インチ FFAR」の記事における「設計と開発」の解説

1942年中にイギリス空軍で行われた対潜兵器としての空中発射型ロケット推進兵器の研究に追従して、1943年夏、アメリカ海軍においても独自の対潜ロケット弾を開発するプロジェクトが高い優先度で立ち上がった。 生まれたロケット弾は、尾部に4枚の安定用フィンを持つ単純なデザインで、1943年からカリフォルニア工科大学で研究中だったロケットモーターで推進されるものとなった。弾頭は炸薬を入れない中実となっていた。ロケット弾の先端は硬い鋼鉄の塊となっており、その重量は20ポンド（約9.07kg）。命中時の高い飛翔速度と弾頭重量による運動エネルギー弾として、目標敵潜水艦の耐圧殻を破るものだった。3.5インチ FFARの先端部は比較的鈍い円錐形をしており、この形状はロケット弾が水面に突入した際に水中弾道を水平向けに最大限持ち上げる効果があることが実験によって分かっていた。この挙動は、浮上している、あるいは浅いシュノーケル深度や潜望鏡深度で航行中の潜水艦に対し致命的な角度で命中する効果をもたらした。水面への突入角度が急すぎると浅い深度で敵に命中する効果がなくなるため、ロケット弾は発射母機を緩降下させながら発射される。このロケット弾は水中を130フィート（約43m）進んでも致命傷を与える効果を残しているため、パイロットは実際の潜水艦の大きさの数倍の範囲を目標として狙うことが可能だった。目標潜水艦の60フィート（約20m）手前に着水させるのが命中率が高いと考えられた。典型的な有効射程は1,500ヤード（約1,400m）であった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/04/13 09:12 UTC 版)

「ゼネラル・エレクトリック T58」の記事における「設計と開発」の解説

開発は、重量400ポンド(180 kg)以下でありながら800馬力(600 kW)の出力を備えるヘリコプター用ターボシャフトエンジンを欲しいとのアメリカ海軍の要請で、1953年に始まった。ゼネラルエレクトリック（現在のGEアビエーション）社は最終的に重量わずか250ポンド(110 kg)で出力1050馬力(780 kW)のエンジンを開発し、ほどなく受注生産に入った。初飛行は1957年に改良型シコルスキーHSS-1で実施され、CT58-100の民生用での認証はその2年後に取得された。 T58には、次のような他とは異なる機能が幾つか組み込まれている。 全軸流コンプレッサ。このパワーブラケット内にある他の大半のターボシャフトは、最終的な圧縮段階として遠心ユニットを備えている。その結果、コンプレッサ後部のブレードは非常に小さく（高さ13mm未満）、非常に薄くなっている。 断片速度でのコンプレッサの取扱いが、ユニット前部に数列並んでいる可変式ステーター（翼列）によって容易になされる。これは同エンジンが最初に導入された時、かなり目新しい特徴であった。 単段パワータービン。これがエンジン後部にパワーを供給する。高温の排気流は、傾斜したジェットパイプ（排気ダクト）によって、出力軸から離れるように横方向へと向けられる[要出典]。 燃焼器は、反転式というよりも直流式のアニュラ型設計である。 エンジンの主な生産バージョンはT58-GE-10で、1400馬力(1044 kW)が開発された。 最も強力なバージョンのT58-GE-16は、1870馬力(1390 kW)を生み出す。

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「パーシヴァル プロヴォスト」の記事における「設計と開発」の解説

プロヴォストはパーシヴァル プレンティスの代替の基本練習機となる英国航空省の要求仕様 T.16/48に則って設計された。英国航空省は、更に新型の高性能レシプロエンジン練習機を規定した運用要求仕様 257（Operational Requirement 257）を発行した。アームストロング・シドレー チータ 18エンジンを装着した試作初号機が1950年2月24日に初飛行を行ったが、後の試作機と量産機ではエンジンがアルヴィス レオニデスに変更された。 ハンドレページ H.P.R 2との評価試験を受け、プロヴォストが生産に移されることが決められ、1951年に最初の発注がなされた。461機が製造され、1956年に生産は終了した。その後プロヴォストはジェット・プロヴォストの基礎となり、英空軍での練習機の座を引き継いだ。

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「P4M (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

本機はマーチン社のモデル219として設計が開始され、1946年10月20日に初飛行を行った。2基のプラット・アンド・ホイットニー R-4360 ワスプ・メジャー 28気筒星型エンジンで駆動されるP4Mは大きくかつ複雑な飛行機であり、拡大されたエンジンナセルの後部に、離陸時や戦闘時のブースト用のアリソンJ33ターボジェットエンジンを装備していた。ジェットエンジンの空気取り入れ口はレシプロエンジン後方下部に開いていた。このジェットエンジンは、大部分のレシプロ/ジェット複合動力機の場合と同様、ジェット燃料でなくガソリンを燃料としていた。 本機の降着装置は3輪式で、前輪は前方に引き込まれた。単車輪式の主脚は翼内に引き込まれたがカバーは無く、収納時でも車輪の側面が露出していた。翼自体も特異な構造で、内翼と外翼とで異なる翼断面を持っていた。 防御火力は強力で、エマーソン式機首銃座とマーティン式尾部銃座に各2門の20 mm機銃を装備し、背面にはマーチン式銃座に12.7 mm機銃の2挺が置かれていた。爆弾倉はアメリカの爆撃機に一般的な短くて深いものでなく、イギリス式の長くて浅いものだった。これにより、長魚雷、爆弾、機雷、爆雷などの武装や長距離飛行用増加燃料タンクなどの多彩な装備が可能となった。

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「BV 222 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

第二次世界大戦に先立ちドイツの航空会社ルフトハンザ航空は多くの大西洋横断郵便飛行を行っていたが、ルフトハンザの主目的は旅客輸送であり、この計画を始めて1936年にリヒャルト・フォークト博士設計のBV 222飛行艇を3機発注した。 最初の試作機V1号機の製造は1938年1月に始まり、続く数週間にV2号機とV3号機の製造も始まった。V1号機は1940年9月7日に民間登録記号D-ANTEをつけてテスト飛行を行った。評価期間中の本機は、短距離を92名までの乗客、または担架72床を乗せて最高速度239 mph (385 km/h)で飛行してみせた。飛行特性は満足のいくものであったが幾つかの改善点が見つかり、評価試験は1940年12月まで続けられた。V1号機がドイツ空軍に引き渡されたときは軍用機用の塗装が施され、登録記号はCC+EQ（後にX4+AH）がつけられた。 BV 222の機内は長い平坦な床で大型の四角い貨物ドアを主翼の後ろの右側に備えていた。平坦な床は当時としては歓迎すべき目新しいものであった。僅か13機のみが完成したとされている。 元々はブラモ 323 ファニール 星型エンジンを装備していたが、後に746 kW (1,000 hp)のユンカース ユモ 207C 2ストローク対向ピストンディーゼルエンジン6基に換装された。ディーゼルエンジンを使用することで、洋上において、同じ軽油を燃料とするUボートから給油を受けることができた。ただし、C-13号機のみユモ 205C（後にユモ 205Dに換装）を装備した。 初期の機体はV1からV8号機と呼ばれ、量産期はC-09からC-13号機と命名された。

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「イスパノ HA 1112」の記事における「設計と開発」の解説

スペイン政府は第二次世界大戦中の1942年に、ドイツから供給されるDB 605エンジン、プロペラ、計器、武装を使用してBf 109G-2をライセンス生産する折衝をメッサーシュミット社と行った。 これはドイツが自国の需要に対応するために不可能になり、結局スペインには僅か25機分の機体（尾部無し）と必要な分の半分に満たない設計図しか届かなかった。この機体にイスパノ社が1,300 hpの12Z-89エンジンを代わりに搭載したものが、1944年にバルセロナで飛行する一方で、VDM製のプロペラと間に合わせのエンジンマウントを取り付けた機体であるHA-1109-J1Lの初号機が、第二次世界大戦でドイツが降伏する2か月前の1945年3月にセビリアで初飛行した。その他の24機分の機体はエッシャーウイス製のプロペラを付けて 1947年から1949年にかけて完成したが実働運用には入らなかった。 イスパノ・スイザ製の12Z-17エンジンに合わせて搭載方法を改善した発展型がHA-1109-K1Lとして1951年5月に開発された。 DH 油圧式3枚ブレードのプロペラを装備した機体は「トリパラ（Tripala、3枚翅プロペラの意）」と呼ばれ、1丁か2丁の12.7mm ブレダ機関銃 とピラタス製8連80mmロケット弾を装備していた。 HA-1109-K1Lは1951年に初飛行を行い、200機が製造されることが計画されたが実際は65機しか造られなかった。上掲の写真の機体はタブラダ（Tablada）、モロン空軍基地（Morón）、トレホン空軍基地（Torrejón）、レオンに配備された後、1955年に退役した。同機は1971年5月6日に航空博物館（Museo del Aire）の所蔵となった。 2番目の型のHA-1110-K1Lはタンデム複座の練習機モデルであった。 最終型はHA-1112-M1L と呼ばれ、HA-1112-M1Lは1,600馬力のマーリン500-45エンジンとロートル社製のプロペラを装着し、1954年3月29日に初飛行した。このエンジンは大きな吸入口を必要としたことから機首下部が膨らんだ形状をしており、「ブチョン（Buchón、ポーターの意）」の名が付けられた。武装は2門の20 mmイスパノ・スイザ HS.404/408航空機関砲と2基のエリコン製かピラタス製の8連80mmロケット弾を装備していた。この型は1965年12月27日まで現役だった。 HA-1112-M1Lは退役後も飛行可能な状態を保っていたことから、飛行可能機が無かったBf 109の代役として『撃墜王 アフリカの星』、『空軍大戦略』、『メンフィス・ベル』、『タスキーギー・エアメン』、『ダンケルク』といった戦争映画に出演している。『空軍大戦略』の中では、イギリス空軍機の塗装を施され、ホーカー ハリケーンを演じている1場面もある。

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「エクリプス 400」の記事における「設計と開発」の解説

エクリプス 400 は2007年7月22日のエアベンチャーで『エクリプス コンセプト ジェット (ECJ)』として発表された。航空機はシーラス Vision SF50、パイパー ジェット、Epic Victoryとダイアモンド D-Jetの単発ジェット機の市場で競合する。エクリプス 400の設計の特徴は単発で4座席でV字尾翼の間にジェットエンジンが設置され、シーラス Vision SF50と類似の形態であるが、やや小型で操縦席を含めて4座の座席レイアウトである。 4座席の試作機はN5184Uとして登録されプラット・アンド・ホイットニー・カナダ社のPW610Fターボファンを搭載し、2007年7月2日に初飛行した。バージニア州のNASAのワロップス飛行施設でスウィフト・エンジニアリングによって秘密裏に組み立てられた。試作機はより大型のエクリプス 500と60%の部品が共通である。 当時の発表では巡航速度は高度41,000 ft (12,497 m)で345 kn (639 km/h)でIFRによる航続距離は1,250 nmi (2,315 km)だった。航空機は総重量4,800 lb (2,177 kg)で非積載重量4,800 lb (2,177 kg)、積載量2,000 lb (907 kg)、燃料搭載量1,261 lb (572 kg)として設計された。 プロトタイプが最初に発表された当時、同社によれば、航空機を量産する意図はなかったと述べられた。 2008年5月30日、エクリプス社は量産型のECJであるエクリプス 400の受注を開始した。400は価格が 135万ドルで、納入が2011年第4半期の予定とされていた。この時期、エクリプス社はエクリプス 500の価格上昇と納期遅延による受注の潜在的キャンセルのリスクを抱えており、エクリプス 500の契約者に対して追加コストなしで400へのオーダーへ移行する提案を行っていた。 しかしエクリプス社はその後資金難に陥り、2008年10月「もしエクリプス 400計画は進めるか否か」との質問に対して同社CEOは「認証過程は始めない。会社としては4席、単発のVLJにつぎ込む資金は無い。」と語った。エクリプス社は2009年3月に会社清算手続きに入ったためエクリプス400の開発作業は中断されている。

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「アンブロジーニ サジッタリオ」の記事における「設計と開発」の解説

サジッタリオにはアンブロジーニ S.7の胴体に新しい木製で前縁が45度の後退翼の主翼と尾翼が取り付けられたが、当初はS.7のピストンエンジンはそのまま残され、この機体はアンブロジーニ S.7 フレッチア（Ambrosini S.7 Freccia）として知られる。 1953年1月5日に初飛行を行い、この形態のまま数度の試験飛行を実施した後でピストンエンジンが取り外された。エンジンが推力3.7 kN (840 lbf)のチュルボメカ マルボレ ターボジェットに換装されるとサジッタリオと改称された。エンジン吸気口は機首の最先端に位置し、排気はコックピットの下の胴体下部を通して排出された。尾輪式の降着装置はそのまま残されたが、尾輪をエンジンの排気から保護するために特製の覆いが追加されていた。 後のアエルフェール サジッタリオ2は、首輪式降着装置と全面ガラス張りのコックピットを有する点が異なっていた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/07/21 06:10 UTC 版)

「CF-100 カナック」の記事における「設計と開発」の解説

第二次世界大戦が終結して冷戦時代となると、カナダ北方の広大な空域はソ連の爆撃機の侵攻に対する前線となり、カナダは防空のために長距離をパトロールできる全天候要撃機を必要とした。それは、パイロットと航空士の複座で、強力な2基のエンジンと、機首には最新式のレーダーおよび火器管制装置を備え、全天候かつ夜間に行動可能な戦闘機となるはずであった。CF-100は、それに加えて短い離陸滑走距離と高い上昇率を持ち、要撃機としての役割をよく満たしていた。 カナダ空軍の全天候戦闘機に関する仕様に対応するための「XC-100」計画が1946年10月にアブロ・カナダ社で開始された。エドガー・アトキン主任設計技師のチームによる研究はその後、デ・ハビランド社にいたジョン・フロストとアブロ社のジム・チェンバリンに引き継がれた。 CF-100 Mark1 の試作機（シリアル18101）は全体を光沢の有る黒で塗装され、胴体とエンジンの側面に白い水平の稲妻模様が描かれた姿で工場から現れた。CF-100試作機は、グロスター社のチーフ･パイロット、ビル・ウォータートンの操縦によって1950年1月19日に初飛行を行った。CF-100は新開発のオレンダ・エンジンを装備することになっていたが、試作には間に合わなかったため、Mark1（シリアル18101と18102の2機）は2,950kgの推力を持つロールス・ロイス エイヴォン R.A.3 ターボジェットエンジン2基を装備していた。 先行生産型であるMk2の試作機10機（シリアル18103～18112）はいずれもオレンダ2エンジン（推力2,720kg）を装備していた。そのうち1機は複操縦装置を装備した練習機型で、Mk2Tと称した。最初の量産型Mk3は、APG-33レーダーを装備して、8門の12.7mm機銃を胴体下にパック式に装着した。エンジンはオレンダ8（推力2,720kg）である。また複操縦装置付のMk3CTとMk3DTも作られ、訓練部隊に引き渡された。

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「Yak-14 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

第二次世界大戦中にソ連はグリボフスキ G-11、アントノフ A-7、 Kolesnikov-Tsybin KC-20といった車両、軽戦車、大砲を搭載不可能な小型のグライダーしか運用していなかった。戦後になってようやくソ連の航空技術者に重量物や嵩張る貨物を搭載可能な中型グライダーを開発するようにという命令が出された。1948年にソ連空軍は、VDV （Vozdushnodesantnyye Voyska - 空挺兵部隊）が必要とする対戦車砲や野砲をその操作員と牽引車両と共に、又は兵員35名までを運搬可能なペイロード 3,500キログラム (7,700 lb)の大型強襲グライダーの要求仕様を発行した。ヤコヴレフ設計局はこのような大型機の設計には比較的経験が浅かったにもかかわらず、この要求に合致する航空機を設計するように指示された。 ヤコヴレフが設計したYak-14は高翼単葉機であり、長方形断面の胴体は鋼管とジュラルミン製の構造材を羽布で覆っていた。貨物の積み下ろしを助けるために機首部は右側へ、機尾部は左側へ折れて開き、2名のパイロットは胴体上部の左側に偏った閉鎖式コックピットの中で並列に座った。パイロットは曳航機の送信機で作動するディスプレイにより雲中飛行時に曳航機と自機の相対位置を知ることができた。主翼はジュラルミンと羽布製で、片側1本ずつの支柱により胴体と繋げられていた。主翼後縁には大型のスロッテッドフラップを備え、固定の首輪式降着装置は空気ばね式ショックアブソーバーから空気を抜くことでニーリング姿勢にすることが可能であった。低められた地上高により貨物の積み下ろしが容易となり、短距離で着陸するために胴体下面に備えた橇を使用することもできた。

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「CASA C-212」の記事における「設計と開発」の解説

1960年代末になるまでスペイン空軍は既に時代遅れとなっていたユンカース Ju52とダグラス C-47という非与圧キャビンでターボチャージャーも付かない3発と双発エンジンの2種類の輸送機をまだ運用していた。CASAはC-212を軽量で信頼性の高いターボプロップエンジンを装備した近代的な選択肢として開発し、最初の試作機はT.12Bの制式名で1971年3月26日に初飛行を行った。1974年にスペイン空軍はアヴィオカーを購入して輸送機材を一新することを決定した。 航空会社がC-212の軍用機としての成功に着目したことでCASAは民間型を開発し、最初の機体が1975年7月に引き渡された。2006年8月時点で総計30機（各型合わせて）のCASA C-212が世界中の航空会社で就航している。 C-212は箱型の胴体に固定式の降着装置を持った高翼配置の航空機で、仕様によって21-28名の乗客を乗せることができる。与圧キャビンの胴体を持っていないため比較的低高度（10,000 ft MSL以下）を飛行する航空会社の使用に限られるが、これは地域航空など短距離をメインとする場合は理想的な機体であると言える。

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「ビーチクラフト モデル 34」の記事における「設計と開発」の解説

この機種は首車輪式降着装置を持つ4発の高翼単葉機であり、元々は14人乗り（横3列座席と側面に6名分の追加座席）として設計されたが、最終的には20名乗りに改装された。キャビン内に貨物を搭載する場合には側面の「ベンチシート」は折り畳むことができた。各座席用の荷物収容スペースは、座席頭上の胴体側に据え付けられていた。大きな貨物を搭載するための貨物ドアが操縦席の近くに設けられていた。 設計上の特異な点はV字型尾翼と通称「ツイン・クワッド」の元となったエンジン配置であった。4基のエンジンは主翼内に置かれ、片側2基のエンジンがクラッチと共有のギアボックスで結ばれて1つのプロペラを駆動した。エンジンは8気筒空冷水平対向エンジンのライカミング GSO-580s（GSOはGeared Supercharged and Opposedを示し、共用ギアボックスに加え各エンジンに減速ギアが組み込まれていた）。このエンジンは400 馬力/3,300 rpmを発生した。ツイン・クワッドの尾翼は通常の航空機で見られる垂直尾翼と1対の水平尾翼とは異なり、当時のビーチ社の新型機モデル 35 ボナンザに取り付けられていた尾翼と似たV字型尾翼であった。V字型尾翼は双発のビーチ AT-10に取り付けられて飛行テストが実施された。 より一般的ではあるがもう一つの設計上の特徴は、主車輪が出ない場合の着陸での損傷を最小限にとどめるために胴体下面に丈夫な埋め込み式の胴体キールとソリを備えていることであった。先端から先端までの翼幅は70 ft (21 m)、胴体長は53 ft (16 m)、地上からV字型尾翼先端までの高さはほぼ18 ft (5.5 m)、設計上の最大離陸重量(MTOW)は20,000 lbsというもので、モデル 34は現在に至るまでビーチクラフト機で最大級、最重量級の民間機であり、より小型の軍用機であるXA-38 グリズリーが重量で上回るだけであった。

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「アグスタウエストランド AW139」の記事における「設計と開発」の解説

当初は、アグスタとベル・ヘリコプターテキストロンが共同で開発を進めていたためAB139と呼ばれており、ベルが計画から撤退した後AW139に改名された。 AW139は、2基のプラット・アンド・ホイットニー・カナダPT6C ターボシャフトエンジンを搭載していて、2基で3360馬力を出し、片発停止時の緊急出力（緊急時は片方のエンジンで2.5分制限で1872馬力を出すことが可能）が大きいため、AW139は片発のみでも全備重量を支えられる世界初の双発ヘリコプターとなった。これによって、最大離陸重量でも屋上ヘリポートからカテゴリーA（日本の耐空類別輸送TA級）での離陸が可能である。キャビン容積はこのクラスでは最大の7.6m2を確保している。 最初のAW139は、2001年2月3日にイタリアのヴェルジャーテで初飛行した。最初の量産型は2002年6月24日に生産され、2003年には受領された。 2006年7月時点で会社は190機受注して30機が納入された。2007年には2番目の生産ラインがフィラデルフィアに開業した。2022年5月現在、世界のありとあらゆるユーザーに認められ、既に1100機以上を受注し活躍している。 軍用機としては要人輸送用としての採用が多く、純粋な軍用としては救難機として採用したイタリア空軍の他、アイルランドやカタールが運用している程度である。アメリカ合衆国軽量多目的ヘリコプターにも提案したが、EC 145を元にしたUH-72Aに敗れている。 2006年のファーンボロー国際航空ショーでは、AW139の拡大版である軍用ヘリコプターAW149を発表した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/05/21 03:47 UTC 版)

「アリソン TF41」の記事における「設計と開発」の解説

TF41はアリソン・エンジンとロールス・ロイス社の合弁事業でスペイエンジンを元に開発された。 アリソンはTF41をライセンス生産してロールス・ロイスは既存のスペイと共通の部品を供給した。TF41はアメリカ空軍向けのLTV A-7D コルセア IIとアメリカ海軍向けのA-7E用のエンジンとして開発された。 1968年から1983年にかけて総計1,440基のTF41が出荷された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/05/21 03:39 UTC 版)

「プラット・アンド・ホイットニー TF30」の記事における「設計と開発」の解説

TF30が導入される前までの超音速ジェット機はターボファンエンジンではなくアフターバーナーを備えたターボジェットエンジンを搭載していた。ターボジェットエンジンは流入した空気を全てエンジンコアが吸い込むのに対してターボファンの設計においては流入した空気の一部はコアを迂回して流れる。ターボファンエンジンは燃焼効率がターボジェットよりも大幅に向上する。アフターバーナーを備えたターボファンエンジンはアフターバーナーを使用することによって推力が大幅に増えると同時に燃料消費も増える。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/05/21 08:18 UTC 版)

「ロールス・ロイス スペイ」の記事における「設計と開発」の解説

1954年、ロールスロイスは最初の商業用バイパスエンジンである推力21,000 ポンド(94 kN)のロールス・ロイス コンウェイを発売した。当時最大だった。しかし小型のシュド・カラベル, BAC 1-11 や ホーカー・シドレー トライデントには大きすぎたので、より小型のエンジンを開発することになった。 RB.163（RB；ロールス・ロイス バロノーズウィック、後に原型のローバーワークスのバロノーズウィックに由来する。）のバイパス比は0.64:1であった。 1964年に運用開始され、1-11 と トライデント両方に搭載された。1960年代を通していくつかのより強力な派生型が作られたが、1970年代に入ると、よりバイパス比が大きく燃費の良いターボファンエンジンの台頭により、民間機用としての運用は終了した。それでもなお、スペイは1980年代に騒音規制によりヨーロッパの空港から姿を消すまでは、軍民を問わず広範囲に使用されていた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/08/09 01:24 UTC 版)

「ノースアメリカン セイバーライナー」の記事における「設計と開発」の解説

ノースアメリカン社はセイバーライナーの開発を社内プロジェクトとして開始したが、UTX計画の要請に応じた提案として軍用機型を空軍に提示した。UTXは人員輸送と戦闘即応訓練という2つの異なる任務を1つの機体で担うというものであった。 ゼネラル・エレクトリック YJ85 ターボジェットエンジンを2基搭載したモデル名称「NA-265」の民間型の試作機は1958年9月16日に初飛行を行った。この型は1963年4月に連邦航空局の型式認証を受けた。T-39Aと命名されたUTX候補機はこのNA-265の構成を表すものであったが、UTX機に選定されて受注契約後にT-39Aが生産に入った段階ではエンジンはプラット・アンド・ホイットニー JT12A8に変更されていた。 民間型の量産機「シリーズ40」は試作機を多少改良した機体で、より高速と広いキャビン空間を持っていた。その後にノースアメリカン社は更に広いキャビン空間を実現するために胴体を3 feet 2 inch延長した「シリーズ60」として販売し、これは1967年4月に型式認証を受けた。「シリーズ60A」では空力性能が改善され、「シリーズ75」ではキャビンの室内高が増していた。 1973年にノースアメリカン社がロックウェル・スタンダード社と合併してロックウェル・インターナショナル社となると、セイバーライナーのエンジンはターボファン・エンジンへと換装された。シリーズ60用にはギャレット・エアリサーチ TFE731が選ばれて「シリーズ65A」となり、ゼネラル・エレクトリック CF700に換装された機体は「シリーズ75A」となった。これらが1981年にセイバーライナーの生産が終了する時まで残った最後の2モデルであった。翌年にロックウェル社はセイバーライナー部門をプライベート・エクイティ・ファンドに売却し、使用を続ける運用者のサポート機構であるセイバーライナー・コーポレーション（Sabreliner Corporation）が設立された。 800機以上のセイバーライナーが生産され、その内の200機がT-39であった。軍用型もFAAの型式認定を取得していたため少なくない数の退役した軍用のT-39が民間機として再就役した。2007年5月の時点で65機が事故で失われている。76機が生産されたシリーズ65が最後の量産型であり、大部分が民間市場で販売された。モンサント社は、1機のセイバーライナー 40シリーズを購入して以来継続的運用を行っている最も古いユーザーであるコーポレートジェット部門を持っている。 1962年のUSN/USMC/USCG航空機の改称の後にT-39Dとなった元々の海軍版T3J-1は、当初はマクドネル F3H-1 デーモン全天候戦闘機のレーダーを搭載し、同機のパイロット用にレーダー訓練機として使用されていた。その後T-39Dは基本海軍航空観測員（Basic Naval Aviation Observer：NAO）、後に海軍航空士官訓練生 (SNFO)課程に投入された。T-39Dの3つのモデルが1960年代、70年代、80年代を通じて使用され、1つ目のモデルはレーダーを装備せずにSNFO中間課程（SNFO Intermediate syllabus）での高高度計器飛行と低高度有視界飛行訓練に、2つ目はLTV A-7 コルセア IIのAPQ-126レーダーを搭載して主に攻撃機の爆撃手/航法士、攻撃偵察航法士、対電子戦士官の訓練に、3つ目はチャンスボート F-8 クルセーダーのAPQ-94レーダーを搭載して戦闘機のレーダー迎撃士官の訓練に使用された。 T-39NとT-39Gは現在アメリカ海軍とアメリカ海兵隊の海軍航空士官訓練生の海軍航空士官攻撃機/戦闘攻撃機課程（NFO Strike and Strike Fighter syllabi）、NATO/同盟国/提携国の航法士訓練生で使用されている。国外の訓練生も中間ジェット課程でレイセオン T-1 ジェイホークの代わりにT-39で訓練を受けている。 セイバーライナーは最低2名の乗員で運用され、キャビンの構成により7名（NA-265からNA-265-40）か10名（NA-265-60以降のモデル）を搭乗させることができる。海軍の練習機としては通常パイロット1名、1名か2名のNFO教官、2名か3名のNFO訓練生か航法士/CSO訓練生が搭乗して飛行する。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/02/14 14:51 UTC 版)

「アトラス (ロボット)」の記事における「設計と開発」の解説

アトラスはアメリカ国防総省の機関であるDARPAとボストン・ダイナミクス社の共同での設計、製造された。ロボットの手の一つはサンディア国立研究所によって開発され、その他はiRobot社によって開発された。 2013年、DARPAの計画マネージャーであるGill Prattは試作型のアトラスと小さい子供を比較して"1歳の子供はどうにか歩ける。1歳の子供はよくこける;... これが私達の現状です。"と述べた。 アトラスはボストン・ダイナミクス社の初期のPETMAN人型ロボットを原型としていて4基の油圧式関節を有する。 航空機用のアルミニウムやチタンで出来ており、身長は約6フィート (1.8 m)で重量は330ポンド (150 kg)で青色LEDで光る。アトラスは2種類の視覚装置を備える。レーザー距離計とステレオカメラで両方とも搭載されたコンピュータで制御され、微細運動技能を備える。関節により合計28自由度を備える。 アトラスは腕や足を個別に使用する事により急傾斜面を案内可能だが、2013年の時点での試作機では安定を保持する為に外部から電力を供給される有線式だった 2013年10月、ボストン・ダイナミクス社はボールをぶつけられながら片足立ちでバランスを取るアトラスの動画を投稿した。 2014年、アトラスはDARPAロボティックスチャレンジで自動車の乗降や運転、ドアの開閉、電動工具の使用等を含む多様なタスクをこなすプラットホームを試験するために異なる6チームによってプログラムされた。多様な他のロボットも同様に競った。競技は2011年の福島第一原子力発電所事故に触発され開催され、総額200万ドルの賞金が優勝チームに贈呈された。 2018年10月11日、最新型アトラスが「パルクール」を軽々とやってのける動作を撮影した新映像が公開された。現状は「歩く」「走る」「ジャンプする」動作に重点を置きすぎており、手に指も無いので人間同様の「仕事」をこなすにはほど遠いのが現実である。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/02/15 14:50 UTC 版)

「ホーカー ホットスパー」の記事における「設計と開発」の解説

ヘンリーと同様の手法でホットスパーは標準仕様のホーカー ハリケーンの外翼パネルを流用していた。1937年に製作が始められた試作機K8309は、ボールトンポール社製背面銃塔の4連装303 in (7.7 mm) ブローニングM1919重機関銃と機首に1丁の303 in (7.7 mm) ヴィッカース重機関銃を装備していた。試作機の完成は1938年までずれ込み、その時点では競合機のボールトンポール デファイアントは既に飛行していた。ホットスパーの試作機は、銃塔の木製モックアップと武装と同等の重量のバラストを搭載して1938年6月14日に初飛行を行った。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/02/19 07:29 UTC 版)

「ダイムラー・ベンツ DB 604」の記事における「設計と開発」の解説

DB 604はダイムラー・ベンツの航空用エンジンの中で24個のシリンダーを6気筒ずつ4列のX型に配置するユニークなエンジンであり、ダイムラー・ベンツ DB 601、DB 603、DB 605といった既存のエンジンを基に開発されたものでは無かった。例えばロールス・ロイス ヴァルチャーは基本的にロールス・ロイス ペリグリン エンジンをクランクケースで結合することでX型のシリンダー配置を実現していた。 DB 604は既存のダイムラー・ベンツの航空用エンジンを発展させたものではなく、ボアとストロークが135 mm x 135 mmというスクエア型という全く新しい設計であり、これにより3,200rpmという比較的高い回転速度を可能にしていた。最初のエンジンは1939年にエンジン試験架台上でテストされ1,725 kW (2,350 hp)を記録した。 最初のテスト用エンジンは更に開発が進みDB 604A/Bとなった。DB 604AとDB 604Bの唯一の違いはクランクシャフトの回転方向であった。DB 604A/Bは2速のスーパーチャージャーを備え、テスト中に1,835 kW (2,500 hp)を記録した。 この有望と思われたエンジンの開発は1942年9月にドイツ航空省によりキャンセルされた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/07/27 09:52 UTC 版)

「EWR VJ 101」の記事における「設計と開発」の解説

ハインケルとメッサーシュミットはVTOL飛行の要求に合致する航空機の設計を進めていたが、1959年にこの2社とベルコウはVJ 101Cを製造するためにEWRというジョイントベンチャーの会社を設立した。新しい提案は初期のベルコウ、ハインケルとメッサーシュミットの計画の特徴を滑らかで流線型の機体の中で融合していた。VJ 101は両翼端のナセルに内蔵された水平方向から垂直方向へ回転するエンジンを搭載している点でベル D-188Aに似ていた。両翼端の主エンジンに加え、ホバリング飛行時に主エンジンを補助する2基のリフト用エンジンが胴体内に装備されていた。 1960年の初めに概念テストのためにEWRは「Wippe」（シーソー）と呼ばれるテスト・リグを造った。基本的な1軸のコントロールシステムのために、中央に垂直方向にリフト用エンジンが設置された水平の梁に簡単な操縦席が取り付けられた物だった。後に造られた「ホバーリグ」は、VJ 101Cの骨組みに飛行する機とほぼ同じ位置に3基のロールス・ロイス RB106エンジンが取り付けられたものだった。各々が2,100 lbf (9.3 kN)の推力を発生する小さなエンジンはテスト・リグを持ち上げるには充分だった。初期テストの後テスト・リグは1961年5月の伸縮する円柱から、1962年3月には自由飛行が出来る「飛べる」ものに発展した。布で覆われた「外皮」で胴体と翼を模した追加テストは良好な結果だった（全ての季節と全天候下で満足いくコントロールを見せた）。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/07/28 23:55 UTC 版)

「ボルボ RM12」の記事における「設計と開発」の解説

ボルボ・エアロによって生産されるRM12はゼネラル・エレクトリックF404-400の派生型である。 F404からの変更箇所は単発機用としての信頼性・生残性の向上（バードストライク耐性の更なる強化を含む）および推力増強（気流量を約10%、排気流量を約15%増大させ、18,000ポンドに向上）と完全デジタルエンジン制御（FADEC）システムの追加が含まれる。 複数の付属機器と構成要素も同様に、整備の必要性を減らすために再設計された。3倍の寿命を確保するためにフレームホルダーが空冷式に変更されたほか、内視鏡で内部を覗くための窓が13箇所設けられた。また、20個のセンサーを取り付けており、飛行5回ごとにデータが自動でダウンロードされ、整備や改良などに使用される。エンジン自体も7つのモジュールに再構成し、モジュールごとの交換を可能とした。 エンジンの吸気口は圧縮ファンからのレーダー反射断面積を最小化するために設計され、航空機全体のレーダー反射断面積を低減した。そのほか、エンジン排気温度を低下させ、赤外線放射を抑制する改良も加えられた。 F404のアナログ式エンジン制御装置はボルボとGEによって共同開発された新しいデジタルエンジン制御に置き換えられた。新しい制御装置は操縦席とデジタルデータバスと冗長系として機械油圧系の電線一本を備えるもので、これによりエンジンに送られる燃料量を制御する。機械油圧式の装備により、冗長性は50-90%に向上した。1996年からは完全デジタルエンジン制御(FADEC)の開発が開始されたが、国防総省が技術提供しなかったため、ボルボ社がGEの協力のもとで開発を進め搭載した。なお、機械的なバックアップ装置はFADEC装備後も残されている。ゼネラル・エレクトリックはエンジンの50%を生産する。ファン/圧縮機 ディスクと筐体、圧縮機軸、ハブ、シール、アフターバーナーはスウェーデンで製造され、同様に最終的に組み立てられる。

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「ドルニエ Do 28」の記事における「設計と開発」の解説

Do 28は1950年代末に単発のDo 27から開発された。この機体は片持ち式高翼配置と揚力増大装置はDo 27と共通で6名の乗客が乗れる後部胴体をもっていた。 新しい設計の最もはっきりした特徴は、他では見られない2基のライカミング エンジンが前部胴体の両サイドの短いパイロンに整形された主車輪のショックアブソーバーと共に取り付けられていることであった。 初期のDo 28の胴体内部容積はDo 27と同じであり、ドルニエは最大13名の乗客を運べるより大型のSTOL輸送機を開発するために西ドイツ政府から財政援助を受けた。この型の名称はDo 28Dとなり後にスカイサーバントと命名された。Do 28Dは完全に再設計され、初期モデルからは基本レイアウトと翼構造のみを踏襲していた。胴体とエンジンナセルの断面はDo 28A/Bの円形とは異なり長方形になった。この機の開発の目的は悪条件下での使用のために簡単で丈夫かつ整備の容易な機体にすることであった。乗員として2名の操縦士とキャビンには最大13名の乗客が搭乗可能で、貨物は大きな2枚ドアから搬入出でき、座席を外せば26.3 m2 (283 sq ft)の突出部の無いスペースが確保できた。Do 28Dの初飛行は1966年2月23日に行われた。 スカイサーバントの更なる派生型はDo 28D-2/OU (Oil Unit)であった。2機にバルト海と北海の油汚染を監視するためにレーダーとSLAR（側方監視航空レーダー、Side-Looking Airborne Radar）が装備された。白く塗装されたこれらの機体は1984年から1995年まで西ドイツ連邦海軍航空部隊のMFG5飛行隊が西ドイツ運輸省に代わって運用した。この機体は胴体に取り付けられたSLARアンテナと操縦席下のレドームで容易に見分けられる。この2機は1991年に国際連合の指揮下で湾岸戦争の期間にペルシャ湾で数週間活動した。1995年の暮れにこの2機はDo228に交代した。これらのスカイサーバントはノルドホルツの博物館に保存されている。 Do 27と似てDo 28は超短距離離着陸（STOL）性能と同様に高い巡航速度を維持でき低スピードでの良好な操縦性という特徴をもっていた。Do 28はその単発の祖先からの正常進化モデルとして容易に受け入れられた。同様のSTOL特性をもった多くの機と共に、生産された多くのDo 28は軍用用途（良く知られるのは西ドイツ連邦軍）に供されたが少数が丈夫で低コストの多用途機として民間で運用された。この機の設計は特筆すべき適応性を有し、オリジナルのD型からD1、D2を経て1980年に導入された128-2型まで数多くの進歩的な派生型が開発された。数多くの改良を施された各派生型は既に持っている多用途特性の発展性を更に広げた。 1997年にハンガリーの技術者アンドレアス・ガル（Andreas Gál）はスカイダイバーの要求に応えるためにD型を基本にして転換型を開発した。ガルはアエロテック･スロバキア(Aerotech Slovakia)社で7機の機体にライカミングピストンエンジンに換えて2基のヴァルター M601-D2ターボプロップエンジンと改良した3枚ブレードのプロペラとスカイダイビング用の装置を取り付けた。CAA（ハンガリー航空局）は簡単にこの換装型に認証を与えたが、エンジンの認証制限のために2007年までJAAの認証は適用されなかった。2008年には全てハンガリー登録の3機がヨーロッパ域内の主にドイツのゾーストとオーストリアのウィーナー・ノイシュタットの降下施設で飛んでいる。

設計と開発

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「Do 26 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

時として「今まで製造された中で最も美しい飛行艇」と称される流麗なDo 26は全金属製で、艇体は中央のキールと艇体途中までのステップ、主翼はガルウィング形状で外翼部には完全引き込み式の薄い安定フロートを備えていた。 4基のユンカース ユモ 205C ディーゼルエンジンは、主翼の上反角部分と水平部分の接合部に置かれた縦列のエンジンナセルに牽引／推進式に取り付けられていた。後部（推進用）エンジンは、前方プロペラが生じさせる飛沫と、3枚ブレードのエアスクリューが衝突することを避けるため、離水・着水時に10度上方へ傾けることができた。 機体尾部は1枚の水平尾翼、1枚の垂直尾翼と方向舵で構成された通常の形式であった。

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「テムコ TT」の記事における「設計と開発」の解説

テムコ社のモデル51は当初アメリカ空軍のジェット初等練習機の競争試作に応じて提案されたが、これにはセスナ T-37 ツィートが選ばれた。モデル51の背景にあるコンセプトは、初等飛行訓練をジェット機で実施するというものであった。モデル51の正式名称はピントであった。 ピントはコンチネンタル・アビエーション・アンド・エンジニアリング（現テレダイン・テクノロジーズ）製J69-T-9（チュルボメカ マルボレのライセンス生産）を装備する中翼配置で首車輪式降着装置、密閉式コックピットを持つ無武装練習機であった。 TT-1は標準的な操縦系統と計器類と共に射出座席、液化酸素発生装置、スピードブレーキといった多くの作戦機と同様の特徴を有していた。飛行特性はかなり良好であったが、比較的低出力であった（空軍でのライバルT-37と同じエンジンを装備していたものの、双発のT-37に対してTTは単発だった）ために"空母への着陸復行"能力は及第点すれすれであった。 1956年の初飛行後に試作機は、ビーチ モデル73 ジェットメンターとの比較評価のためにパトゥセント・リバーの海軍航空テストセンター（Naval Air Test Center：NATC）へ送られた。1955年から1957年にかけてTT-1と命名された14機が生産された。

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「シコルスキー S-75」の記事における「設計と開発」の解説

シコルスキーS-75は、アメリカ合衆国陸軍の先進複合材料機体計画（Advanced Composite Airframe Program, ACAP）の下で開発された。その目標は、軽ヘリコプター実験機（LHX）計画を支援するため、大部分が金属からなる機体よりも軽量で製造コストが低い総複合材料製の機体開発であった。1981年2月、シコルスキーとベル・ヘリコプター（ベル D-292で応募）が契約を得た。S-75は1984年7月に初飛行した。 S-75は、新設計の複合材料製機体を、民間向けヘリコプターS-76Aの2基のターボシャフトエンジン、トランスミッション、メインローターとテールローターと組み合わせた。 S-75の床、屋根、およびほとんどの外面は機体構造の材料よりも耐弾性に勝るケブラーであったが、航空機の基本的な耐荷重構造のほとんどは、グラファイトまたはグラファイトとエポキシの混合材で構築された。機体は、ACAP計画機が既存のすべての軍のクラッシュワージネスを満たすか超えるという陸軍の要件に合わせて、特別に設計された耐衝撃性のある乗員・乗客の座席を備え、降着装置である固定式の三輪には、減衰力の高い空気圧式ショックアブソーバーを装備した。通常、2人のパイロットによって操縦され、100立方フィート（2.8 m 3）のリアキャビンには最大6人の乗客を収容可能であった。

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「アエロ Ae-45」の記事における「設計と開発」の解説

Ae-45の開発は1946年に始まり、設計技師のJiři Bouzek、Ondřej Nemec、František Vikらにより完成された。試作機（登録記号：OK-BCA）は1947年7月21日に、登録記号OK-CDAの試作2号機は1年後に初飛行した。飛行テストは事故も無く進み、1948年に量産が始まった。"45"という型式番号は戦前のアエロ社の命名規則に則ってはおらず、この機体が4／5座席であることに由来していた。

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「フィアット G.18」の記事における「設計と開発」の解説

G.18は2基エンジンを主翼に配置した保守的な低翼単葉機であり、尾輪式の降着装置の主車輪の主要部分はナセルに引き込まれたが車輪の1部は露出されたままだった。客室には18名の乗客が搭乗できた。 3機のG.18が1936年の初めにフィアット自身の航空会社Avio Linee Italiane (ALI)に就航し、本機はアンダーパワーであるという評価を得た。フィアットは翌年に改良モデルであるG.18Vでこれに応えて、ALIは第二次世界大戦が始まるまでヨーロッパ路線で運行した。 1940年6月にALIはイタリア空軍（the Regia Aeronautica）の指揮下に入り、G.18は輸送任務に投入された。1940年11月には対ギリシャ戦の一環でアルバニアへ兵員を運んだ。 イタリアが休戦した時点で作戦運用可能な機体は僅か1機しか残っておらず、別の3機はナチス・ドイツに接収され5機目は残存するイタリア社会共和国軍で使用された。イタリア社会共和国軍で使用された機体は1944年4月30日にブレッソの飛行場で弾薬を積み込み中に滑走路上で爆発し、飛行場に甚大な損害を与えた。

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「サヴォイア・マルケッティ SM.95」の記事における「設計と開発」の解説

SM.95は、その当時3発機が主力であったイタリアで将来の4発航空機を見据えて1937年に発表された。アレッサンドロ・マルケッティが設計したSM.95は1943年5月8日に初飛行を行った。元々は750 hpのアルファロメオ 126 RC.34を4基装着したSM.76という名称であったが1939年により強力なアルファロメオ 128 RC.18（860 hp）を装着したSM.95C（CはCivil：民間）に改称された。 第二次世界大戦が始まると開発計画は1941年12月にL.A.T.I. 航空が南アメリカ航空路で使用する4発機を要求するまで停止された。金属製でより高出力のピアッジオ P.108やカント Z.511と比較して低性能であったが、SM.95は低コストであり急速に開発が進められた。 SM.95は同時代の旅客機と似てはいたが混合構造であった。胴体の構造材は溶接した鋼製で機首、下面、後部胴体を軽合金で覆い、胴体側面と上面を羽布で覆っていた。3本桁の主翼は木製構造に合板の表皮を張っていた。3枚ブレードの金属性プロペラは定速であった。 コックピットの中で2名の操縦士が並列に、その背後に航空機関士（左側）と無線士（右側）が座っていた。コックピットの後には通常20 - 30名、短距離の場合最高38名の乗客が搭乗できる客室があった。 最初にエンジンを強化し武装を施した爆撃機型のSM.95Bが要求されていたが、先にヴェルジャーテでジュリエルモ・アルガロッティ（Guglielmo Algarotti）の操縦で1943年8月3日に飛行を行ったのはSM.95Cであった。 イタリアと連合国との講和により開発作業は中止され、当時完成していた2機のみがドイツ側の要求に従い引き渡された。それらの機体はドイツ空軍が使用し、後に失われた。 1945年7月28日に3番目に機体が飛行し、4機目（戦争終結時には未完成）と共にイタリア空軍で使用された。1機は英空軍に接収され[要出典]、イタリア空軍には1946年4月から就役した。アリタリア航空は6機を購入し、1947年から就航させた。L.A.T.I. 航空は1949年に3機を購入した。最後に4機のSM.95がエジプトのSAIDE航空に買い上げられた。SAIDE航空の機体はカイロ - ローマ - パリ航路で使用された。SM.95を軍事運用したのはイタリア空軍のみで、5機を使用した。 SM.95Cは幾つかの改良を施された。最初の機体はアルファロメオ 128 RC.18エンジンを、3機目はアルファロメオ 131 RC.14/50エンジン装着して製造された。次の機体はブリストル ペガサス 48（1,005 hp）を、LATIはより大出力のプラット・アンド・ホイットニー R-1830（1,217 hp）を装着した機体を使用した。最後にはSM.95S（全金属製）が計画されたが、製造はされなかった。 最後のSM.95が1949年11月18日に完成し、これが公式に製造された20機の最終号機であった。これらの機体はプラット・アンド・ホイットニー製エンジンを装着しても格別優れた性能は発揮せず、与圧機能を全く備えていなかったため高高度を飛行することができなかった。混合構造の機体は耐久性に欠け、最後の飛行は1954年9月28日（アリタリア航空からは1950年に引退）に行われた。

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「XC-35 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

高高度飛行の研究と与圧キャビンの実用性の試験が行える航空機を欲していたアメリカ陸軍航空隊は、ロッキード社と総額$112,197で実験機の製作契約を結んだ。高度25,000 ft (7,620 m)付近を飛行可能で最低でも高度25,000 ft (7,620 m)での2時間の飛行を含む滞空時間10時間の能力を持つ機体の要求が出された。オハイオ州のライト・フィールドにある陸軍航空隊技術部（Air Corps Engineering Division）に勤務する機体構造の専門家であるカール・グリーン（Carl Greene）少佐とジョン・ヤンガー（John Younger）が与圧キャビンの構造設計を担当した。両名はロッキード社と共に1機のモデル 10 エレクトラを10 psi程度の圧力差まで耐えられる円形断面を持つ新しい胴体に改造した。高い気圧差で運用中の破壊の可能性を防止するために新しく小さな窓が使用されていた。キャビンの与圧はエンジンのターボチャージャーのコンプレッサーからキャビン内へ導かれたブリードエアで作り出され、これは航空機関士により調整された。この機構は高度30,000 ft (9,144 m)を飛行中にキャビン内を高度12,000 ft (3,658 m)の気圧に維持することができた。胴体は前部の与圧区画と後部の非与圧区画という2つに分離されていた。前部区画には2名のパイロット、航空機関士1名と乗客2名までを収容した。後部区画には1名を搭乗させることができたが与圧されていなかったため低高度でのみ使用することができた。 XC-35は、基となったモデル 10 エレクトラの出力450 hp (336 kW)のプラット・アンド・ホイットニー R-985-13の代わりに出力550 hp (410 kW)のXR-1340-43を搭載していた。このエンジンは、高高度の薄い空気の中でも稼動できるようにターボチャージャーを装着していた。

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「U級潜水艦 (イギリス海軍)」の記事における「設計と開発」の解説

排水量約630トンのこれらの小型潜水艦は当初、非武装の練習潜水艦として老朽化しつつあったH級潜水艦を代替し、対潜水艦戦訓練において標的役をつとめることを意図したものであった。 最初の3隻、すなわちアンダイン（HMS Undine, N48）、ユニティ（HMS Unity, N66）、アーシュラ（HMS Ursula、N59）は、1936年に発注され、建造中の改正で艦首に内装式魚雷発射管4門および外装式魚雷発射管2門を装備することになった。アンダインおよびユニティを除く全艦は、3インチ（76ミリ）砲1門を装備したが、砲手用のハッチがなかったため、砲手は司令塔のメインハッチから出入りしなければならなかった。 戦争が迫るにつれ、12隻がさらに発注されたが、外装式発射管を備えるのは、ユニーク（HMS Unique, N95）、アプホルダー（HMS Upholder, N99）、アップライト（HMS Upright, N89）、アットモスト（HMS Utmost, N19）の4隻のみとされ、後に建造された艦には外装式発射管は省略された。外装式発射管は大きな艦首波を生じさせ、潜望鏡深度での深度維持を困難にしたためである。 魚雷発射管を備えたU級は、北海やとりわけ地中海のような閉水域において有用な戦闘艦であることを示した。第3グループとしてさらに34隻が1940年から1941年にかけて発注され、これらは第2グループと同じ設計だったがさらに流線型の船型とするために5フィート艦体が延長された。 全49隻のうち2隻を除く全ての艦は、ヴィッカース・アームストロングで建造された。例外は、アンパイア（HMS Umpire, N82）およびウナ（HMS Una, N87）で、これらはチャタム工廠で建造された。U級の機関部はパックスマンのディーゼルエンジン（出力615馬力/460キロワット）と電気モーター（825馬力/615キロワット）からなり、これらにより水上で11.25ノット（時速21キロメートル）、水中で10ノット（時速19キロメートル）の速力を発揮した。従来の単品の手製エンジンではなく市販の既製品のエンジンを搭載するのは本級の技術的な革新点であり、エンジン含めU級の潜水艦同士であらゆる部品が供用可能であった

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2015/07/21 03:33 UTC 版)

「レンジャー V-770」の記事における「設計と開発」の解説

1931年に空冷直列エンジンのレンジャー 6-440を基にして「V-770」は設計図面に現れ、ヴォート XSO2U-1 偵察機に搭載されてテストされた。1938年にカーティス SO3Cシーミュウ 偵察機に搭載されてテストされ、低速飛行時のオーバーヒート傾向を伴う信頼性の問題が発見された。1941年により熟成された「V-770」がXAT-14 ガナー 試作機に搭載され、量産型のフェアチャイルド AT-21 ガナー 練習機へ採用するに満足な結果を得た。 1941年から1945年に生産された「V-770」はアルミ合金製の2分割クランクケース、アルミ合金製シリンダーヘッド、アルミ合金製冷却フィン付の樽形シリンダーを有していた。「V-770」は非常に数少ない量産に入ったV型、直列、空冷エンジンの一つであった。このエンジンは比較的少数が175機生産された双発練習機のフェアチャイルド AT-21 ガナーと2機のベル XP-77を含むアメリカ陸軍航空軍の航空機に使用された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/08/01 08:58 UTC 版)

「パーシヴァル P.74」の記事における「設計と開発」の解説

1951年、パーシヴァル・エアクラフト社はヘリコプター部門を設けP.74という名称の中型ヘリコプターの設計を始めた。この実験ヘリコプターは機首に2座席の操縦席と胴体長一杯を占める大きな客室空間を内包した涙滴型の胴体を持っていた。客室の床下には3本の導出管を通して3枚のブレードの先端から噴出する圧縮空気を生成するネイピア オリックス（Oryx） エンジンを搭載していた。ローターブレードはスクリュージャッキにより作動する後縁のエルロンでピッチ制御を行っていた。通常とは異なるエンジン配置は客室の座席の列を隔てる隔壁内に排気管を通す必要があり、これは予定された乗客に対し望みもしない騒音と熱を与えた。 P.74の試作機（1954年に会社が社名を変更した後にハンティング・パーシヴァル P.74と改称）は1956年の春に完成し軍用登録記号XK889が付与された。最終的な外観は大きく膨れた胴体に小さな"テールコーン"という不恰好なものであった。テールコーンには小径のテールローターを備えていたがチップローターのお陰でトルクの影響が無いためこれは操縦性の向上を目的とした物であった。降着装置は外側に張り出した小翼に付いた4輪で、前輪の2輪は自在方向に操舵した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2015/07/17 08:00 UTC 版)

「BMW 803」の記事における「設計と開発」の解説

大出力エンジン設計する際に常にクランクシャフトの強度が問題となった。この問題は同様のBMW 802等他の2,500馬力級エンジンにも当てはまる。この問題を回避する為に技術者達は共通のクランクシャフトを廃する事を決め二組の独立した2重反転式プロペラを駆動した。前のエンジンは直接前のプロペラを駆動して後部のエンジンは複数の小径の伝達軸でシリンダブロックを超えてエンジンの前方へ伝達して後部のプロペラを歯車を介して回転させた。 このエンジンは乾燥重量で2,950 kg、オイル・冷却水を含めると4,130 kgにもなり排気量は83.5Lという凄まじい重量級エンジンであり、このエンジンの出力は3,900 PS(2,868 kW)に達した。このエンジンはドイツのエンジンなかでも最も高い出力を誇るエンジンだったが、パワーウェイトレシオ(出力重量比)は0.60 hp/lbと低く、ほかの大型エンジン例えばユンカース Jumo 222の1.04 hp/lbに比べるとかなり低い値となっていた。また燃費が悪く34.4 kW/lであり、ユンカース Jumo 222の40 kW/lと比べても劣っていた。 また、後部のエンジンの場合、共通のクランクシャフトがないのでエンジンの補記類はそれぞれ単独で駆動されなければならなかった。過給器自体が数百馬力消費したので後部のプロペラは前方よりも出力が下がった。 同様の双子エンジンとしてダイムラー・ベンツ DB 601エンジンを2つつなげたDB 606も単一のプロペラシャフトを駆動させていたが、DB 606は全で運用されたのに対しBMW 803は試験段階にあり量産はされなかった。

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「ニューポール 11」の記事における「設計と開発」の解説

ニューポール 11は基本的にニューポール 10を縮小・洗練し、単座戦闘機に特化させたものである。機体の特徴は一葉半（セスキプラン、sesquiplane）という下翼が小さく、複葉と単葉の中間を狙ったものである。80馬力のノーム・エ・ロームエンジンを搭載した小型の機体である。 この形式に特有の欠点は、よほど強靭に造られない限り、強い力がかかると翼弦の狭い下翼がねじれて曲がってしまいやすいということであり、これはV型支柱を備えたすべてのニューポール機と、同様の主翼デザインを採用したドイツのアルバトロス D.III、V、Vaに共通する問題だった。 ニューポール 11は、フランス航空部隊、イギリス海軍航空隊のほか、オランダ、ベルギー、ロシア、イタリアの航空部隊に供給された。またイタリアのマッキ社によって646機がライセンス生産された。11の実戦での使用期間は短いものだったが、以降の一連のニューポール製V支柱型単座戦闘機の最初のものであり、その系列ではニューポール 17、24bisおよび27が最も有名である。

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「アルグス As 410」の記事における「設計と開発」の解説

As 410は以前のアルグス社のエンジンから発展したものであり、新たな製造技術を用いることでより高い回転速度と出力を得ていた。このエンジンは、冷却用の深いフィンを刻んだ105 mm x 115 mmという小さなシリンダー、アルミニウム製シリンダーヘッド、ギア駆動のスーパーチャージャー、合金鋼製クランクシャフト、マグネシウム合金製クランク・ケースから構成されている。エンジン重量は約315 kg、出力465 PS (459 hp, 342 kW) at 3,100 rpmであった。およそ2万8,700基のエンジンが製造された。 外観で特徴あるのはプロペラ軸先端の羽の付いたスピナーであった。これは風車のように空気の流れにより駆動され、可変ピッチ式プロペラのアクチュエーター用の動力に使用された。 より高出力で改良されたアルグス As 411はこのAs 410から発展した。

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「ライト J65」の記事における「設計と開発」の解説

1950年にカーチス・ライト社はサファイヤのライセンスを受けて1951年に量産する計画を立案した。しかし、サファイヤの中央区画の鍛造によるディフューザーフレームを溶接接合に変更するようなカーチス・ライトによる設計変更に起因する遅延により2年間も量産開始が遅れた事により、J65の潜在的な市場の大部分をプラット・アンド・ホイットニー J57に奪われた。 量産開始が遅れたものの、イギリス製と同様に性能は良好で当初の予定だったマーティン B-57 キャンベラやJ65搭載仕様のノースアメリカン FJ-3 フューリー / FJ-4、ダグラス A-4 スカイホーク、リパブリック F-84F サンダーストリークと2機のロッキード XF-104 スターファイター試作機に採用された。 出力6,500-10,380ehp のターボプロップ版のJ65(サファイヤ)がライト T49としてカーチス・ライトによって開発され、民間用の派生型のTP51A2も同様に設計された。T49の最初の運転は1952年12月に実施され、この時の出力は8,000 shpで、飛行試験はXB-47D飛行試験機で1955年8月26日から実施された。しかしながら、これ以降、エンジンの市場から撤退した。

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「カプロニ PS.1」の記事における「設計と開発」の解説

PS.1は、元ブレダ社の技術者で1933年にカプロニ社に移籍したチェザーレ・パラヴィチーノ（Cesare Pallavicino）により設計された。試作機2機のみが製造され、I-FRANとI-MELOの登録記号が付与された。

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「XP-13 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

この機体は、1919年に成功を収めたトーマス・モース MB-3に続き、陸軍から発注を受けることを目指してB・ダグラス・トーマスが設計したいくつかの案の一つである。「ヴァイパー」と名付けられた本機は1929年6月に正式に軍に購入され、「XP-13」という呼称を与えられた。 XP-13の胴体は金属フレームを波形のアルミニウム外皮で覆っていた。動翼もやはり金属フレームだったが外皮は伝統的な材質だった。600馬力のカーチスH-1640-1 チーフテンエンジン（12気筒複列星型の空冷エンジンだったが、普通なら2列の星型は角度をずらして取り付けられるところ、前列のシリンダーの真後ろに直接後列のシリンダーが取り付けられるという奇抜なデザインを採用していた）を使用する設計だったが、冷却気を直接エンジンに導き入れることを妨げる複雑なシステムのゆえに、当然の結果としてXP-13のエンジン冷却は十分でなかった。そのため、1930年9月にエンジンは450馬力のプラット&ホイットニーSR1340C ワスプと交換させられた。皮肉にも、馬力の低いエンジンに換えたにもかかわらず、最高速度は24 km/hの増加を見た。重量軽減がその理由に含まれていると思われる。 結局、陸軍は生産発注はしないと結論した。トーマス・モース社はコンソリデーテッド社に合併され、試作機も飛行中の火災で失われた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2011/10/09 07:42 UTC 版)

「アルグス As 411」の記事における「設計と開発」の解説

As 411はアルグス As 410を高出力化した改良型であった。多くのAs 411の生産は占領下パリのルノー社で行われ、これらのエンジンはジーベル Si 204と戦後のダッソー MD 315に使用された。このエンジンは600 PS (592 hp, 441 kW) at 3,300 rpmの出力を発生した。 第二次世界大戦後にルノー社は「ルノー 12S」の名称でこのエンジンの生産を続けた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2013/01/02 14:31 UTC 版)

「シュベツォフ ASh-21」の記事における「設計と開発」の解説

ASh-21は、基本的には複列14気筒のASh-82エンジンを単列化したものである。ASh-82の姉妹機であるASh-62からも多くの部品が流用された。設計は1945年に始まり、1947年までに試験を終えて量産が開始された。1947年から1955年までに7636基のASh-21がソ連国内で生産され、ほかに1952年以降チェコスロバキアでもM-21として生産された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/10/11 09:48 UTC 版)

「イクティネオI」の記事における「設計と開発」の解説

カダケスに居住していた頃。ある日、ムントリオルは珊瑚収穫作業員の死を目撃した。それにより彼は「水中を航行可能で、潜水夫が安全に作業できるような船―即ち潜水艇」という構想を思い立ったのであった。だが、その構想は周囲の嘲笑の的となり、また彼にはそんな船を建造するための資金も無かった。そのために、構想は12年間、実現されないままでいた。 だが彼の友人は、その構想は生かすべきだと彼を説得した。また友人や一般大衆などから、十分な資金も集まった。そのためムントリオルは、潜水艇の開発・建造を決意したのであった。 ムントリオルは潜水艇をイクティネオ（Ictineo）と命名した。イクティネオとは古代ギリシア語の「魚（icthus）」と「船（naus）」の2語を合成した単語であり、「魚のような船」という意味になる。なお本艇イクティネオは、後継のイクティネオIIと区別する場合にはイクティネオIと呼ばれる。 ムントリオルは、流体力学的観点と操舵性の上で最も理想的な船体形状は、魚体形状であることに気づいていた。だが、耐水圧性においての最適船体形状は球体形であった。それ故に、彼はこの二つを内部で組み合わせた。内部耐圧殻は楕円形とし、外殻は魚体形としたのである。そして内殻と外殻の間の空間には、バラストタンクなどの装備が設置された。 1857年9月にバルセロナに帰って来たムントリオルは、10,000ペセタの資本金で、潜水艇に関する営利団体「Monturiol, Font, Altadill y Cia」を創立した。そして1858年に、その計画に関する科学的論文を「イクティネオ、または魚船」（The Ictineo or fish-ship）の名で発表した。 1859年6月28日、イクティネオ初航海への準備が整ったムントリオルは、イクティネオをバルセロナ港へ進水させた。だが不運にも、イクティネオは水中の杭に衝突して一部が損壊してしまった。損壊箇所を完全に修理するには資金が足りなかったので、取り敢えず被害を受けた舷窓、外殻、バラストタンクのみが応急修理され、最大潜航深度を20mまでに制限することで対処された。 1859年の夏、ムントリオルは商売仲間や造船所作業員らと共にイクティネオに乗り込み、20回以上の実験を行った。彼は次第に潜航深度を増加させて行き、やがて制限深度の20mに達した。実験により判明した事柄は、耐圧殻内部酸素のみを使用した場合でも乗組員は2時間の潜航が可能であることと、彼らの忍耐力次第で圧縮酸素と二酸化炭素清浄機の利用時間を倍増できる、ということであった。またイクティネオの操縦性は良好であることが判明したが、人間の筋肉による動力では、その最高速度は失望的なものに過ぎなかった。 イクティネオは約50回の潜航の後の1862年1月、港に投錨中に貨物船に激突されて破壊されてしまった。その後、より改良されたイクティネオIIが後継として製作された。現代では、バルセロナにある海洋博物館にてイクティネオの複製模型が展示されている。

設計と開発

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2013/10/09 06:06 UTC 版)

「ソッピース タブロイド」の記事における「設計と開発」の解説

1913年11月に初飛行したタブロイドの原型機は、当時としては珍しい並列の複座機だった。補助翼は持たず、ローリング運動は主翼をたわめることで行った。当初の発動機は80馬力のグノーム・モノスーパープ・ロータリーエンジンで、ファーンボロにおいてハリー・ホーカーがテストしたときには、1名の乗客を乗せて最高速度148 km/hを記録した。また366 m（1,200フィート）に上昇するのに1分しかかからなかった。タブロイドは合計40機製作された。 1914年4月20日、「ソッピース シュナイダー」として知られる、100馬力グノーム・モノスーパープエンジンを装備したタブロイドのフロート装着型が、ハワード・ピクストンの操縦により、モナコで行われたシュナイダー・トロフィー・レースに優勝した。シュナイダー・レーサーは量産に移され、若干の変更が加えられたものが合計160機生産された。 シュナイダーを水上機母艦から運用する実験が行われ、水上機母艦ベン・マイ・クリーから行われた実験は失敗したが、1915年8月6日、水上機母艦カンパニアからの発進に成功した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2012/04/27 10:31 UTC 版)

「ハインケル HeS 30」の記事における「設計と開発」の解説

ユンカース航空エンジン社(Jumo)では、1936年頃よりヘルベルト・ヴァクナー (Bearbeiten von Herbert Wagner)、アドルフ・ミューラー (Adolf Müller) らが軸流式ターボジェットの基礎研究に着手していたが、同社が親会社のユンカース社と再合併（1938年、Junkers Flugzeug- und Motorenwerke) した(公式には別会社)際に、ミューラー以下一部スタッフは当時最も開発が進んでいたハインケル社に移籍し、そこで遠心式ターボジェットエンジンを担当していたハンス・フォン・オハイン（Hans Joachim Pabst von Ohain) らとは別のチームを組織した。 1939年10月、航空省からの圧力の下でユンカースは全てのエンジンの作業を主工場であるマクデブルクからデッサウ工場へ移動した。ミューラーは移動後、従属的な役割で終わる見られたが、代わりに離れた。彼と元のユンカースのチームの半数はエルンスト・ハインケルによってハンス・フォン・オハインがハインケル HeS 3の作業をしていたロストックへ招聘された。 全ての設計はミューラーによってもたらされ、HeS 30は最も単純で製造しやすい構造だった。ミューラーはユンカースにいた間に既に試験用のエンジンを製造していたが予定の半分の回転数でしか運転できず、常に外部からの圧縮空気を必要とした。この設計は放棄され、ミューラーは去り、ユモのチームは代わりに類似の設計を使用した。ミューラーはハインケルに1年間で試験台上でエンジンを完全に作動すると約束したが、最終的に履行できなかった。 1939年、オハインらが手掛けた HeS 3 を搭載した実験機 He 178 が世界初のジェット推進機として初飛行に成功すると、空軍省 (Reichsluftfahrtministerium, RLM) 技官のヘルムート・シェルプ (Helmut Schelp)、ハンス・アドルフ・マウフ (Hans Adolph Mauch) らは、実戦に足るターボジェットエンジンの発注仕様 109 を纏め、航空エンジン製造各社に開発を非公式に打診した。 これは、この分野で先行するハインケル社が本来航空機メーカーであることから、RLM よりエンジン開発能力に疑義を持たれていた理由もあり、BMW (Bayerische Motoren Werke AG) では BMW 003 (109/003) 、ユンカースでは Jumo 004 (109/004) として各々後に実用化しているが、ハインケルに与えられた開発番号は 109/006 で、社内コードは HeS 30 であった。 同年、エンジンメーカーのヒルト社 (Hirth Motoren GmbH) と合併したハインケル・ヒルト社には、ユンカースで Jumo 004 の基本設計を終えたマックス・ベンテレ (Max Bentele) らが合流し、より野心的な軸流・遠心ハイブリッド構成の HeS 011 計画に拍車が掛かったが、敗戦までに完成を見なかった。 エンジンの作動の鍵となるは特有の構造の軸流式圧縮機だった。当時の大半のドイツのエンジンは静翼が圧縮の全てを受け持ち、回転翼は圧縮するために空気を加速する役割を担っていた。HeS 30の回転翼と静翼は圧縮を約50-50で分担しておりこの設計は元々ユンカースのRudolph Friedrichによって生み出されたものだった。エンジン全体では5段式の圧縮機によって圧縮比3:1が得られ10基の缶型燃焼器で単段のタービンを駆動した。 運転速度に応じて調整する為の案内翼を備えたタービンも同様にこの当時唯一の物だった。大半のドイツの軸流式エンジンのようにこのエンジンも始動時に背圧を下げる為の可変式排気円錐と始動用電動機を備えていた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2012/03/31 01:53 UTC 版)

「ペイヤン Pa 49」の記事における「設計と開発」の解説

無尾翼のデルタ翼機の先駆者であったロラン・ペイヤンは第二次世界大戦前に小型機と戦闘機の2機種を製作し、Pa 49 ケイティは戦後初の設計であった。 全木製の Pa 49は、独立した水平尾翼を持たないという意味で真の無尾翼機であった。主翼の前縁は約55°の後退角を持っていたが、直線状の後縁を持つ定番のデルタ翼機とは異なりPa 49は内側に昇降舵と外側にエルロンという全幅に渡る動翼を備える約30°の後退角がついた後縁を持っていた。 主翼は、推力1.47 kN (330 lbf) のチュルボメカ パラス エンジン用の小さな吸入口を主翼付け根の前縁部に備える胴体と緩やかに一体化していた。コックピットと後退角75°の真っ直ぐな前縁を持つ垂直尾翼は吸入口の直ぐ後ろ辺りから始まり、コックピットのすぐ後ろから徐々に窄まりながら緩やかな後退角を持つ垂直尾翼全高に及ぶ方向舵で終わっていた。初飛行前に記録された写真ではPa 49は短い自転車式降着装置と翼端のスキッドが装着されているが、実際に飛行する時点ではこれは脚柱と車輪が露出した固定式の首車輪式降着装置に換装されていた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2012/01/21 21:24 UTC 版)

「ゼネラル・エアクラフト GAL.38 フリートシャドワー」の記事における「設計と開発」の解説

GAL.38 フリートシャドワーとエアスピード AS.39 フリートシャドワーは、イギリス海軍の夜間に敵艦隊を追跡できる能力を持つ航空機に対する運用要求 OR.52から生まれた要求仕様 S.23/37に合致するように製作された。当初はパーシヴァル、ショート・ブラザーズ、フェアリー・アビエーションの3社もこの計画に関与していた。各社の設計案の評価後にゼネラル・エアクラフト社とエアスピード社の両社が各2機の試作機を製作する契約を獲得した。ゼネラル・エアクラフト社は1938年11月15日に契約を締結した。 設計で想定される要求性能は、高度1500 ftを38 ノットの速度で最低でも6時間飛行でき、航空母艦の飛行甲板上から運用可能であることも要求されたために艦上での格納時には主翼の折り畳み機構が使用できることとされ、観測員の良好な視界の確保と巡航速度での静粛性を有するものを要求された。 GAL.38とAS.39の設計は、両機共に固定式降着装置を持つ高翼機、低速時での揚力を発生させるために主翼全幅に分散配置された小型のポブジョイ社製ナイアガラ Vエンジンといった点が類似していた。ガラス張りの機首には観測員、コックピットの操縦士の後ろの胴体内に通信士の座席があった。 この機体には、主翼のスロテッド・フラップ、スロッテッド・エルロンと下側小翼にスピリット・フラップといった揚力を生み出す様々な装置が付いていた。主翼は油圧の力で付け根の付近のピボットを中心に後方へ折り畳むことができた。 ポブジョイ社でのナイアガラ V エンジン開発での問題を受けて、低出力の民間機用ナイアガラ III エンジンを搭載することが決められた。GAL.38 フリートシャドワー（「ナイトシャドワー」としても知られる）の試作初号機は、ナイアガラ III エンジンを搭載して1940年5月13日に初飛行を行った。プロペラ後流を主翼全幅に渡るフラップに直接吹き当てて生み出す「プロップウォッシュ」（"propwash"）という革新的な装置により、敵艦隊上空を苦も無く巡航可能な39 mph (63 km/h)という驚くべき最低飛行速度を実現していた。1941年2月にキャンセルされたエアスピード社の設計程ではなかったが、本機は試験期間中に空力安定性に関する問題に見舞われた。GAL.38は1941年6月にナイアガラ V エンジンを搭載して飛行を再開する前に3枚形式の垂直尾翼を大きな1枚仕立てのものに変更するといった大幅な改良を施された。未完成の試作2号機を予備部品の部品取りとして使用して、試験飛行は1941年9月まで実施された。10月にゼネラル・エアクラフト社は試作2号機を廃棄処分にすることを命じられ、1942年3月には試作初号機も同様に廃棄処分にする命令が出された。 艦隊追尾偵察機という構想は、リベレーター Iのような長距離哨戒機に搭載可能な効果的な空対艦レーダー（Air to Surface (ASV) radar）が戦時中に開発されたことでこれに取って代わられた。1941年2月に英海軍はこの構想を破棄した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2012/02/02 01:58 UTC 版)

「サンダース・ロー スキーター」の記事における「設計と開発」の解説

スキーターは1948年頃の当初はシェルバ・オートジャイロ社で設計されていたが1957年まで就役しなかった。この長期にわたる開発期間により本機が就役する前に既に時代遅れになっていることは確実であった。グランド・レゾナンス（ground resonance）の問題は145 hpの低出力エンジンによるもので、これは1951年にシェルバ社がサロ社に吸収されるまで解決しなかった。サロ社が200 hpのデ・ハビランド ジプシー・メジャー エンジンを搭載すると1956年にかなりの数が調達された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2015/09/05 06:07 UTC 版)

「XBT-17 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

X-90は片持ち式の低翼単葉機で、乗員は密閉式キャノピーの中でタンデムに搭乗した。固定の尾輪式降着装置を持ち、出力225 hp (168 kW)のライカミング R-680エンジンを搭載した機体は1940年に初飛行を行った。アルミニウムの使用を最小限に抑えるために主翼は木製、前部胴体は鋼管製となっていた。1942年にこの機体は出力450 hp (336 kW)のプラット・アンド・ホイットニー R-985エンジンに換装されてModel X-91に改称された。X-91はUSAAFによりXBT-17として評価を受けたが、それ以上の機体が製作されることはなかった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2015/10/01 23:20 UTC 版)

「アームストロング・シドレー ASX」の記事における「設計と開発」の解説

ASXは他に例を見ない構成だった。吸気口から14段の圧縮機がエンジンの中部付近にあり、空気流は前方へ進み、圧縮された。11器の燃焼器が圧縮機の外側の周囲に配置され、吸気口を通過した流れは戻って最終的にタービンを駆動した。この構成は圧縮機と燃焼器の面積を互いに"folded"する事によりエンジンの全長を短縮したものの、ASXの事例においては全体的な短縮は限定的だった。さらにこれによって圧縮機の整備がより困難になったが、近代的な設計においては"高温部"が全体的に最も整備を必要とされる。 ASXの飛行試験は改造されたアブロ・ランカスターND784の爆弾槽に固定されて1945年9月28日に初の飛行試験が実施された。 最大出力時は回転数が8,000 rpmで海面高度での推力は 2,600 lbf (12 kN)である。巡航時のエンジンは回転数が7,500 rpm で推力は2,050 lbf (9.1 kN)である。重量は1,900 lb (865 kg)である。ASP仕様は第2段タービンでギアボックスを介してプロペラを駆動することにより出力は3,600 shpで同様にジェット推力は1,100 lbf (4.9 kN)だった。 このエンジンは僅かな台数生産されたのみだった。アームストロング・シドレーは戦後、代わりにメトロヴィック F.9サファイヤの設計に引き継がれた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2015/10/01 23:25 UTC 版)

「アームストロング・シドレー ヴァイパー」の記事における「設計と開発」の解説

7段の圧縮機を持ち、同社のアダーエンジンの拡大改良版として設計された。 類似した性能を持つ米国製のゼネラル・エレクトリック J85ターボジェットエンジンと同様に、ヴァイパーはGAF ジンディビック無人標的機用の使い捨てエンジンとして開発されたが、これもまたJ85と同様に、寿命短い安価な部品とトータルロス式の潤滑方式を、有人航空機用に標準的なものに変更された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2015/10/24 11:37 UTC 版)

「プラット・アンド・ホイットニー T34」の記事における「設計と開発」の解説

1945年にアメリカ海軍はターボプロップエンジンの開発に予算をつけた。T34は1951年から1960年に生産されたがアメリカ海軍の量産機では使用されなかった。 YT34エンジンは3葉の広翼弦長プロペラを備え、2機の海軍のロッキード R7V-2 コンステレーション(C-121s)派生型を試験用に使用した。1954年9月1日に飛行試験を実施した。 1950年9月、T34ターボプロップを爆撃の先端部に搭載したボーイングB-17 フライングフォートレスが試験飛行した。最初のT34の搭載機は 後にスーパーグッピーになったボーイング YC-97J ストラトフレイター試作機だった。次の搭載機はダグラスダグラス C-133 カーゴマスターだった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2015/10/29 04:51 UTC 版)

「ブレゲー G.11E」の記事における「設計と開発」の解説

ルイ・ブレゲーは1908年に自身最初のヘリコプターのブレゲー＝リシャ ジャイロプレーンを設計したが、1935年のジャイロプレーン・ラボラトワールの方が大きな成功を収めた。この機はテイルローターを持たない代わりに同軸反転の主ローターを備えていた。第二次世界大戦後にブレゲーは、数名の乗客が搭乗可能な旅客ヘリコプターの案をもってフランス・ジャイロプレーン協会（Société Francaises du Gyroplane：SFG）に働きかけた。戦時中の研究であるG.34という名称の案を発展させて2名の乗客が搭乗可能なブレゲー G.11E、又はSociété Francaises du Gyroplane G.11Eとして知られる機体を開発した。 ずっと大型の機体であったが、G.11Eはジャイロプレーン・ラボラトワールと同様に3枚ブレードの二重反転式ローターを使用していた。当初は出力179 kW (240 hp)の強制冷却ファン付き空冷9気筒星形エンジン ポテ 9Eをローター・シャフト直下の胴体中央部に搭載し、エンジンとローター駆動部の間には6.5:1比の減速ギアを備えていた。ローターはテーパーのついたパイプ状の桁にリブを持つ構造で、前縁はジュラルミンで覆われ、その他の部分は金属に3層の合板を張ったものであった。ローターはフラッピングヒンジの上に載っており、ドラッグヒンジ・ダンパーを備えていた。操縦桿で一組のスワッシュプレートを介してサイクリックピッチを変化させ、ペダルでトルク補正、2つのローターの連動するコレクティブピッチを変化させてヨーイング制御を行った。機械式の慣性調速機がローターの加速を制限しており、緊急の場合にパイロットは調速機が制限している以上にコレクティブピッチを増大させることができた。 G.11Eの胴体はテーパーのついた円形断面で、前部は視界の良いガラス張りの機首に両側スライドドアを持つ軽合金製モノコック、後部は鋼管に羽布を張った構造であった。回転する度に発生するピッチ振動を防止するために操縦桿を介してサイクリックピッチを補正する可動式一体型水平尾翼の背の高いT字型尾翼を備える後部胴体は鋼管構造材に羽布を張ったものであった。広い軸間距離の降着装置は、首車輪が胴体下部から水平に張り出したV字型支柱と胴体側面から突き出した支柱に支えられていた。 初飛行は1949年5月21日に行われたが、試験ではG.11Eが出力不足であることが分かり、ポテ製エンジンをより大型の9気筒 星形エンジンである出力336 kW (450 hp)のプラット・アンド・ホイットニー R-985に換装することが決定された。この機体はG.111と改称され、エンジン出力の増強に伴いローター直径が1.00 m (3 ft 3 in)拡大され、胴体も480 mm (1 ft 7 in)延長されたことで更に2名分の余裕が生まれて乗客4名の搭乗が可能となった。空虚重量と最大重量も各々1,476 kg (3,254 lb)と1,476 kg (3,254 lb)へ増加した。 G.111の飛行試験は1951年に始まったが、翌年にSFGが破産宣告を受けたために完了しなかった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/09/23 09:18 UTC 版)

「ゼネラル・エレクトリック J85」の記事における「設計と開発」の解説

J85は当初は大型のデコイ航空機、マクドネル・エアクラフトADM-20(GAM-20) クェイル (en:ADM-20 Quail) の動力として設計された。ADM-20は、B-52を始めとした戦略爆撃機に搭載され、敵の防空圏に進入する段階で飛行中の母機から投下されて母機と編隊を組んで長距離飛行する、無人の“囮(デコイ)機”である。これによってSA-2を始めとする迎撃側の地対空ミサイルが狙う目標を増大させ、戦略爆撃機への脅威を分散させて生存性を向上させる、というものであった。 この目的のため、ジェット爆撃機に追走できる十分なパワーのある小型のエンジンが要求された。再利用を考慮されない“使い捨て”の機体であるADM-20のエンジンは長時間動作する必要がないので、長期間に渡る信頼性と耐久性を考慮する必要がなく、低品質の材料で製作することができた。これは同時期にイギリスで製造されたアームストロング・シドレー ヴァイパーと同様である。 ADM-20で成功を収めたJ85は、その高い基本性能を認められ、のちに優良な品質の材料で製造される有人機用のエンジンとして設計を改められた。超音速を発揮できるT-38 タロン練習機および姉妹型のノースロップ F-5 フリーダム・ファイター/タイガーII戦闘機をはじめ、カナディア CL-41 チューター練習機、小型攻撃機のセスナ A-37 ドラゴンフライなどの小型のジェット航空機の動力として使用されており、これも前述のヴァイパーと同様である。 のちには、J85はスケールドコンポジッツの宇宙船スペースシップワンの輸送機であるホワイトナイトで使用され、米国のMe 262 ProjectのMe 262再生産機でも使用された。 上述の通り、当時としては推力重量比が極めて高いことが、本エンジンが広く普及した理由である。ジェットエンジンは小型であればあるほど推力重量比が高い傾向（二乗三乗の法則）にあるため、極めて小型にまとめられた本エンジンの高性能は、ある意味では当然のことでもあった。サイズは直径が約18インチ(46 cm)で、全長が45インチ(114 cm)である。2段のタービンで駆動される8段の軸流圧縮機を持ち、最大で2,950 lbf (13 kN)のドライ推力があり、アフターバーナの使用でより大きい推力を得られる。海面高度におけるアフターバーナを使用しない最大出力運転時、1時間当たりおよそ400 USガロン(1,520 L)の燃料を消費する。巡航高度および巡航出力においては、1時間当たりおよそ100 USガロン(380 L)の燃料を消費する。 いくつかの派生機種が作られており、後期型のJ85-21はベース機の8段圧縮機の前に1段追加して、9段の圧縮機とすることで、さらに推力を向上している。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2015/11/07 02:49 UTC 版)

「アルグス As 014」の記事における「設計と開発」の解説

この機種は構造が単純で廉価でエンジンは軟鋼を管状に丸めて製造された。エンジン前部はばねによるフラップ-バルブ・グリッド(シャッター)、燃料供給弁と点火装置が備えられていた。低品質のガソリンでも作動し、シャッターシステムは1回限りで約1時間の飛行時間以上の運転は期待されなかった。エンジンはV-1が地上から発射可能だったので幅広く使用された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/08/06 22:59 UTC 版)

「KTSSM」の記事における「設計と開発」の解説

KTSSMは、北朝鮮の長距離砲を迅速に無力化するために開発された。砲兵キラーと呼ばれ、ハンファが国防科学研究所（ADD）と共同設計した。 固定発射台から4つのミサイルをほぼ同時に発射でき、射程は120km（75マイル）である。発射台とミサイルのセットで190万ドルの費用がかかる。これらのミサイルはGPSで誘導され目標の2メートル以内に命中する精度を持ち、地下数メートルの地下壕や防護された地下目標物、あるいは厚さ1.5メートル（4.9フィート）のコンクリートを貫通することができる成形熱弾頭を持っている。 アメリカ合衆国のMGM-140 ATACMSミサイルに似ているが、KTSSMの方が安価で精度が高く、射程距離も短いが、カウンター攻撃の役を果たすには十分である。このミサイルには2つのバージョンがある。M1978/M1989 コクサン 170mm榴弾砲とM1985/M1991 240mm無誘導多連装ロケット砲（MRLS）へ攻撃用の KTSSM-1 と、KN-09（英語版） 300mm MRLS と KN-02 短距離弾道ミサイルを攻撃する自走式システムの KTSSM-2 があり、熱貫通弾頭を採用したブロック I 版と高爆発弾頭を搭載したブロック II 版がある。 開発は2014年から2017年まで4億1,800万ドルの費用をかけて行われ、2017年10月に試射に成功した。2018年3月、韓国陸軍は、軍事境界線付近の北朝鮮軍の強固に防護された長距離砲拠点を破壊することを目的に、KTSSMとK239 天舞（英語版）MLRSで構成される砲兵旅団を新たに創設し、同年10月に発足すると発表した。配備は2019年に予定されていたが、アメリカが重要部品の購入を承認していなかったため、当初は2023年に延期された。2019年には、2021年にKTSSMが配備されると報じられた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/09/01 08:51 UTC 版)

「ショート サイオン・シニア」の記事における「設計と開発」の解説

サイオン・シニアは6名乗りの双発小型旅客機サイオンを4発9人乗りとした拡大版であった。不運なことに既にデ・ハビランド ドラゴンやドラゴン・ラピードを導入していたイギリス国内の航空会社からの発注は得られなかったが、国外の調査活動や河川旅行用の水上機として着目された。最初の発注はビルマの（Irrawaddy Flotilla Co.）からで、最初の納入機が満足すべきものである場合は更なる発注が約束されていた。サイオン・シニアは、基本は水上機として設計され、陸上機型も選ぶことができた。フロート付き機として製造された最初の2機は耐空証明を取得すると直ぐにラングーンへ出荷され、3番目の機体はショート社がデモンストレーションに使用する陸上機型として製造された。他の3機は水上機型として製造されたが、この中の1機（S.835, G-AENX）は実際には将来水上機に改装することを前提とした陸上機型として製造された最初の機体となった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/03/01 13:56 UTC 版)

「X-55 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

X-55は、従来の高翼配置の輸送機に先進的な複合材製の胴体を使用した場合の効果を実証するために1機だけ特別注文で造られた機体である。X-55を量産に移す計画は無い。 この機体は既存のドルニエ 328 ジェットを基本としており、元のアルミニウム合金製胴体の前部客室ドアより後方を新設計の胴体に交換している。新しい設計では以前の素材よりも低温、低圧環境でのオートクレーブ外生産が可能な複合材料を選定し広範囲に使用している。新たに拡幅された胴体にはローディングランプを使用して荷物の積み降ろしができるようになっている。 新しい胴体部は、垂直尾翼ごと巨大な単一部材でできている。既存の前部胴体と結合されると胴体は全長16.8 m (55 ft) 、直径2.74 m (9 ft) になる。この胴体は上半分と下半分で成り立ち、各々がカヌーに似た略楕円形をしている。上下胴体は環状フレームに接着されている。 前部客室ドアより前方の胴体は既存の（金属製）328 ジェットの部品であり、前部胴体と新規の後部胴体はファスナーで結合されている。 胴体の製造にあたり部品点数を1/10、ファスナ本数を3/40に削減したという。 2008年4月時点では胴体は製造中で、改造した機体の初飛行は2008年/09年の冬と予定されていたが、複合材製胴体製作中の「不具合」により予定はずれ込んだ。遅れは下部胴体外皮の不十分な接着に起因しており、2つめの胴体を製造しなければならなかった。 初飛行は2009年6月2日にカリフォルニア州、パームデールにあるロッキード・マーティン社の先行開発センターの施設（第42空軍工廠）で空軍研究所とロッキード・マーティン社の協力の下完了した。 2009年10月に米空軍によりACCA実証機は「X-55A」と命名された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2020/06/20 23:53 UTC 版)

「ツマンスキー R-25」の記事における「設計と開発」の解説

ツマンスキー R-25はMiG-21戦闘機のツマンスキー R-13を置き換える目的で設計された。R-25は新型圧縮機で圧縮比と空気流量を増やし、可変2段式アフターバーナーとチタンの大幅な採用を特徴とする2軸軸流式ターボジェットである。 R-25 ジェットエンジンの仕様には2台目のアフターバーナー用の燃料ポンプの追加がある。ЦР(чрезвычайный режим - 緊急モード)(CSRモード) 加速装置の使用によってエンジンは高度4,000メートル (13,000 ft)で推力96.8キロニュートン (21,800 lbf)を出力する。格闘戦において1分間の運転に制限されており戦闘時の非常時において3分間が限界でそれ以上使用するとエンジンが過熱して爆発の可能性がある。CSRモード使用後はエンジンを取り外して分解整備が必要でエンジンの稼働時間記録簿に使用回数を記録する。 これは既に運用時間に制限のあったソ連製エンジンの寿命を縮め、分解整備が必要なので整備費用が大幅に上昇するがCSRによる推力の上昇により、MiG-21は推力重量比が1:1以上になるので格闘戦で優位に立ち、F-16を上回る。旧世代の機体に先進的な電子機器とミサイルに更新することによって1982年のレバノン内戦時にF-15Aに対してシリアのMiG-21のみ損傷を与えた。 R-25エンジンは、ソ連製MiG-21シリーズの最終型であるMiG-21bisのみに搭載された。Su-15の改良型であるSu-15bisに搭載する計画もあったが、MiG-21bisの生産が優先されたことなどから、Su-15bisの生産計画自体が中止された。1971年から1975年にかけて累計3,200基のR-25が生産された。このエンジンは同様にインドのヒンドスタン航空機(HAL)でMiG-21bis用にライセンス生産された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2021/10/14 05:21 UTC 版)

「MBB ランピリダエ」の記事における「設計と開発」の解説

ランピリダエの開発は、ステルス性によって近距離でのドッグファイトを回避できる安価な軽戦闘機として、ドイツ空軍との契約に従って1981年から1987年にかけて行われた。機体形状はアメリカのステルス攻撃機F-117と同様に、ステルス性を重視した複数の平面からなる多面体であり、機体前面のレーダー反射断面積（RCS）を従来の戦闘機から約20 - 30デシベル低い値にまで抑えることを目標としていた。 1985年から低速用の1/3.5スケール模型と遷音速用の1/20スケール模型を用いた風洞実験が開始され、多面体の機体形状にも関わらず良好な空力特性を見せた。その後、1987年にオランダのエメロールト（英語版）にあったドイツ・オランダ共用の風洞で、3/4スケールの飛行不可能な有人模型によって、220 km/hでの飛行を想定した15回の実験が実施された。また、これらと平行して実物大模型を用いたRCSの試験も行われていた。開発計画はほどなくして中止されたが、その理由は明らかにされていない。 ランピリダエの開発はF-117とその試作機であるハブ・ブルーとは独立して行われていたが、同様のアプローチに基づいていた。1987年にアメリカ空軍の士官たちがバイエルン州のオットブルン（英語版）にあるMBB社の閉鎖されたセクションで保管されていた風洞実験用模型を見せられたことによって、アメリカでランピリダエの設計が知られることになった。

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「ソッピース トライプレーン」の記事における「設計と開発」の解説

トライプレーンはソッピース・アヴィエーション社の自主的な企画として着手された。胴体と尾翼は先行するパップの丸写しだったが、主任設計者のハーバート・スミスは、パイロットの視界を改善するために新しい飛行機に翼弦の小さい3枚の主翼を与えた。そしてそのすべてに補助翼が取り付けられていた。また水平尾翼の取付角を可変とすることにより、自動的に飛行中の釣り合いを取ることが出来た。1917年2月には水平尾翼を幅8フィートの小型のものとすることで昇降舵の反応が改善された。 トライプレーンは最初、110馬力のクレルジュ9Z ・9シリンダーロータリーエンジンを動力としたが、大部分の生産型は130馬力のクレルジュ9Bロータリーを装備した。少なくとも1機のトライプレーンが110馬力のル・ローヌエンジンでテストされたが、目立った性能向上は見られなかった。 N500のシリアルを持つトライプレーンの試作型は、ソッピース社のテストパイロット、ハリー・ホーカーの操縦で1916年5月28日に初飛行した。ホーカーは離陸後3分の間に連続して3回宙返りを行い、見物人を仰天させた。トライプレーンは非常に機敏で、反応が良く、調和のとれた操縦性を持っていた。しかし、機動の際には変わった癖も見せた。評価者の一人は、ローリングの際に「一連の酔っ払ったような動きをする」ように見えたと書き残している。 1916年7月、N500は海軍航空隊の「A」飛行隊とともにダンケルクに送られ、非常に良い成績を収めた。試作2機目（シリアルN504）は130馬力クレルジュ9Bを装備していた。N504は1916年8月に初飛行し、12月にフランスに送られた。この機体はいくつかの飛行隊のための転換訓練機として使用された。

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「ゼネラル・エレクトリック F118」の記事における「設計と開発」の解説

F118はB-2 スピリットステルス爆撃機専用に開発されたアフターバーナーを備えないF110の派生型である。単段の高圧タービンで9段の高圧圧縮機を駆動して2段の低圧タービンで3段のファンを駆動する。燃焼器はアニュラ型である。アメリカ空軍は、1998年に旧式化してきたロッキードU-2偵察機の性能向上を目的に、エンジンをF118に換装している。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/02/23 09:47 UTC 版)

「BT-12 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

第二次世界大戦が勃発した当時のアメリカ陸軍航空隊（後のアメリカ陸軍航空軍）は、大規模戦争への準備が不十分であった。出来る限り多数の航空機を入手することに傾注していた陸軍航空軍は、ステンレス鋼薄板製造業者であるフリートウイングス社と単葉の基本練習機製造の契約を締結した。試作機のモデル 23は1939年中にXBT-12として発注された。 XBT-12はプラット・アンド・ホイットニー R-985-AN-1 ワスプ・ジュニアエンジンを搭載し、固定式の尾輪式降着装置を持つ全金属製の片持ち式低翼単葉機であった。教官と訓練生は一体型キャノピーの中で各々独立してタンデムに配置されていた。本機は主要部分を溶接ステンレス鋼で製作するように意図された最初の軍用機であった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/03/05 18:40 UTC 版)

「イェンドラシック Cs-1」の記事における「設計と開発」の解説

実験用の100馬力出力のガスタービンエンジンの運転により、1937年、ジェルジ・イェンドラシックはブダペストのガンツ工場でターボプロップエンジンの開発を開始したと見られる。 15段の圧縮機と7段のタービンで構成される軸流式の設計は近代的な特徴が盛り込まれていた。これらには剛性のある圧縮機‐タービンが前部と後部の軸受けで保持されていた。単体のアニュラ型燃焼器と反転流を取り入れる事によりエンジンの全長を短縮したり、空冷式タービンディスクとタービンブレードはディスクへの熱伝導を減らす源流が見られる。環状の吸気口はプロペラ用の減速歯車を取り囲むように配置され排気口もまた環状に配置される。 Cs-1は13,500 rpmで回転時に出力1,000 bhpでハンガリーの航空機産業は近代的な高性能航空機の動力としての潜在性を見出し、製造の開始された双発戦闘爆撃機Varga RMI-1 X/Hの動力として選んだ。 最初の地上試験は1940年に行われ、世界初のターボプロップエンジンになった。しかし、燃焼の問題等により出力は約400bhpに制限された。 1941年にハンガリー空軍が重戦闘機としてメッサーシュミット Me 210を選択したので開発は中止して工場ではそれの動力であるダイムラー・ベンツ DB 605を生産した。 試作された RMI-1 は後に1944年これらのエンジンを搭載した。

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「ゼネラル・エレクトリック F404」の記事における「設計と開発」の解説

GEは、F-15およびF-16のエンジン選定においてプラット・アンド・ホイットニーのプラット・アンド・ホイットニー F100に負けた後まもなくF/A-18に搭載するF404 エンジンの開発を始めた。F/A-18に搭載するためGEは、YF-17用に開発したYJ101をベースに開発を進めた。YJ101をベースに開発されたのは性能より信頼性が求められたこと、コストの低減という目標があったためである。原型となったYJ101 エンジンは、コンティニュアス・ブリード式と呼ばれる新概念のエンジンで、ターボファンとターボジェットの中間的なものであり、バイパス比が0.2と非常に低かった。F404として発展した際にミリタリー推力時の燃費を確保するため、バイパス比が0.2から0.34に引き上げられ、これによって軍用戦闘機としては典型的なターボファンエンジンに分類されたが、それでも同時代のTF30（F-111やF-14など）やRB-199（トーネード）がバイパス比1.0-1.1なのと比べると、かなり低い部類に入る。これは、アフターバーナー使用時の燃費を考慮した結果である。高バイパスになるほど（排気中の余剰酸素が多くなるため）アフターバーナー使用時の出力増強効果は増すが、燃費は著しく悪化するからである。 また、GEは"スロットルプロフィル"の分析の結果、エンジニアが以前予想したよりも頻繁なスロットル操作を必要とすることが判明したため、F404の設計において、制御入力に迅速に応答すること、コンプレッサーストールおよび他のエンジンの故障を回避することを盛り込んだ。初期のターボジェットエンジンにおいては推力操作の変化になかなか応答しないことはプロペラ機からジェット機への転換においてパイロットの共通の不満であった。また、開発に当たってはGE幹部のフレデリック・A・ラーソンとポール・セットは、新しいエンジンはF-4のゼネラル・エレクトリック J79よりも小さいが多くの推力を有し、コストはF100の半分とする目標を設定した。 こうして設計されたF404のエンジンファンは、圧縮機に入る空気の流れを滑らかにするよう設計されており、高迎え角などで起きやすいコンプレッサーストールに高い耐性を有する。また、スロットル入力への即応性にも配慮しており、アイドルからフル・アフターバーナー出力まで4秒程度となっている。また、飛行中のエンジン状態監視システムICEMS（In-flight engine condition monitoring system）を搭載し、部品の疲労度をモニターする。 GEはまた、スイスの要求に応じて推力を増加させたF404-GE-402を開発した。この新しいエンジンは、クウェートのF/A-18、F/A-18C/D（中後期量産型）などの機体に使用されており、旧式のJ79の約6割の質量ながらそれに比肩する出力を誇るなど、この時点において当初の目標を上回る成功を収めた。 T-50に搭載されたF404-GE-102は、FADECを搭載しており、3段のファン、7軸のタービン、アフターバーナーで構成されており、アフターバーナー時の推力は78.7 kN（17,700 lbf）である。 スウェーデンのボルボでは、単発機のサーブ 39 グリペン用にF404の改良型であるRM12を開発・生産している。 詳細は「ボルボ RM12」を参照 A-12用に改良型のF412も開発された。A-12の開発中止とともに開発が中止されたが、研究成果はF414の開発に使用された（F414はF412ベースのコアを使用している）。 またゼネラル・エレクトリックの船用ガスタービンとして、F404のコアを使用したゼネラル・エレクトリック LM1600も開発され、高速フェリーなど向けとして提供されている。 GEは、後にF100 エンジンの代替としてF110を開発するが、開発に当たってF404の技術も盛り込まれている。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/04/29 13:58 UTC 版)

「アルバトロス D.I」の記事における「設計と開発」の解説

D.Iは、ロベルト・テレン、R・シューベルトおよびグナディッヒによって設計された。これは当時、連合国側にニューポール 11「ベベ」、エアコー DH.2など、フォッカー単葉機ほかの初期のドイツ戦闘機を凌駕する戦闘機が出現し、連合国側に広範な制空権をもたらしたことへのひとつの回答だった。D.Iは1916年6月に発注がなされ、8月には実戦に投入された。 D.Iは合板パネル製のセミモノコック構造の胴体を持っており、これは当時の主流であった布張り箱型の胴体よりも軽量かつ強靭で、また空気力学的に洗練された形に整えるのが容易であった。そしてまたフルモノコックの胴体よりも低コストで製作することができた。エンジンは6気筒水冷のベンツの150馬力Bz IIIか、メルツェデスの160馬力D.IIIのいずれかであった。D.Iはかくして、それまでドイツ帝国軍航空隊に導入された最強の戦闘機となった。その強力なパワーにより、シュパンダウ機関銃2挺を固定式に装備しても性能はいささかも低下しなかった。 D.Iはその当時としては比較的高い翼面荷重を持ち、特に操縦性に優れていたわけではなかったが、速度と火力の優位によってそれを補っていた。そしてほどなく、最高の万能戦闘機であることを証明した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/05/08 15:25 UTC 版)

「フレッチャー FD-25」の記事における「設計と開発」の解説

ディフェンダーは、固定尾輪式降着装置を持つ保守的な片持ち式低翼単葉であり、主翼に2丁の機関銃を、主翼下のパイロンに投棄可能な外装搭載部を備える。機体は全金属製で、パイロットは幅広いパースペックス製キャノピーの中に搭乗。練習機型である複座のA型と、軽攻撃機型である単座のB型が存在する。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/05/13 17:07 UTC 版)

「ピアッジョ P.111」の記事における「設計と開発」の解説

P.111の起源は1938年にイタリア王立空軍がピアッジョ社と与圧キャビンを備えた双発3座の高速、高高度爆撃機の試作機製造の契約を締結した時に始まった。P.111専用にピアッジョ社は745 kW (999 hp)を発生する新しい2段スーパーチャージャー付空冷 18気筒 2重星型エンジンのピアッジョ P.XII R.C.100/2vエンジンを製作した。 P.111の試作機を製造中にイタリア王立空軍はこの機体を爆撃機の試作機としてではなく高高度飛行用実験機として使用するように決定した。

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「アエロ HC-2」の記事における「設計と開発」の解説

Jaroslav Slechtaという名の技師により設計されたHC-2は、1951年に試作機の製作が開始され、1954年に試験が始まった。1954年12月3日に初飛行が実施されて、1955年のブルーノ産業展示会（Brno Industries Fair）で公開された。生産は1957年に始まる予定であったが、これはエンジンの不具合によって延期された。本機の最初の量産バッチは200機とされた。 チェコスロバキア空軍はチェコスロバキア人民陸軍と共にHC-2を採用した。本機はパイロットと220ポンドの貨物を搭載して1時間で62マイルを飛行可能であったが、これには僅か4.85ガロンの燃料しか必要としなかった。 1959年の時点でヘリベイビーは最軽量の複座ヘリコプターの1機であり、当初は出力83 hp (62 kW)のプラガ DHエンジンを使用していたが、6年ほどしてヘリコプター用に設計されたより高出力105 hp (78 kW)のアヴィア M 110Hに代替された。 ヘリベイビーは輸送、訓練やその他様々な任務に軍用と民間の双方で使用された。複座の座席に加えて座席の後方に貨物を搭載する空間があり、降着装置は首車輪式で3つの車輪が着地している状態で機体を支えた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/05/13 17:01 UTC 版)

「サヴォイア・マルケッティ S.64」の記事における「設計と開発」の解説

S.64は、主翼の後方へ延びる鋼管剥き出しの2本のトラスで尾翼を支えるという特異なポッド・ブーム設計であり、これと似た構造はS.55で使用された。エンジンは主翼上の支柱で支えられ、1基のエンジンで推進式プロペラを駆動していた。コックピットはずんぐりした形のポッド状の胴体の中に完全に覆われていた。S.64は1928年4月3日にアレッサンドロ・パッセレーヴァの操縦で初飛行を行った。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/05/13 22:55 UTC 版)

「カプロニ Ca.335」の記事における「設計と開発」の解説

1937年10月にベルギーの航空機メーカーのSABCA社はイタリアの航空機メーカーのカプロニ社と特定市場でSABCA社がカプロニ Ca 135、Ca 310、Ca 312といったカプロニ社製軍用機を各々SABCA S.45bis、S.46、S.48という名称で販売する協定を結んだ。この協定の一環としてカプロニ社は、ベルギー空軍が複座戦闘機と偵察機として使用していたが時代遅れとなっていたフェアリー フォックス複葉機の代替機種の開発を行うことになった。 このSABCA社向けの新型機カプロニ Ca.335 マエストラーレの設計作業は、主任技師のチェザーレ・パラヴァチーノに任され、パラヴァチーノは自身の以前の作であるA.P.1攻撃機を基にCa.335を設計した。Ca.335は鋼管に金属外皮を張った胴体に木製と羽布張りの主翼という混合構造の片持ち式低翼単葉機であり、1基のイスパノ・スイザ 12Ycrs V型12気筒エンジンを搭載していた。油圧作動の引き込み可能な尾輪式降着装置を備え、主脚は後方へ向けて主翼下面に引き込められた。パイロットと偵察員はコックピットの中で各々独立してかなり離れて座り、偵察員は1丁の機関銃を、パイロットはプロペラハブを貫通する20 mm イスパノ・スイザ HS.404 モーターカノンと主翼に装備した2丁の機関銃を発射した。小型の爆弾倉には2発の50 kg (110 lb)爆弾を収納し、更に10発の10 kg (22 lb)爆弾を主翼下に懸架することができた。 カプロニ社のポンテ・サン・ピエトロ工場で製作されたCa 335の試作機は1939年2月16日に初飛行を行い、その後分解されて列車でブリュッセルのSABCA社の工場に送られた。再組立て後の9月19日に再度飛行し、初期のテストが成功したことでSABCA社はCa 335のライセンス生産権を購入した。新たにSABCA S.47と命名された機体はベルギー国防省の当局者や多くのその他の国々の代表に披露された。S.47に感銘を受けたベルギー空軍は24機を発注したが、SABCA社の工場はベルギー空軍とフランス向けの41機のブレゲー 693とフランス向けの10機のコールホーフェンFK58の注文で多忙であったために正式な発注は遅れた。 1940年3月14日にオルレアンで試作機がフランス空軍へ披露されている時に着陸時の些細な事故で損傷したが、ドイツのフランスとベルギーへの侵攻により修復はされず、SABCA社での生産計画も頓挫した。試作機のS.47は6月13日に進撃してきたドイツ軍に鹵獲された。カプロニ社がこのS.47を修復しようと試みたがこれは不首尾に終わり、機体は1943年までフランス国内に留め置かれ、最終的には廃棄処分にされた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/05/13 19:22 UTC 版)

「DAR 10 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

DAR 10は1938年に首都ソフィア近郊のボジュリシュテにあるDAR（Darzhavna Aeroplanna Rabotilnica：国営航空機工廠）でZvetan Lazarovにより設計された。 単発複座の片持ち式低翼単葉機という保守的な設計のDAR 10は、パイロットと銃手が閉鎖式コックピットにタンデムに座り、尾輪式の固定降着装置を持ち、主翼は木製構造材に合板の表皮で、フラップは備えていなかった。 比較的幅と深さがある胴体は鋼管フレームとウッドフォームに羽布張りという構造で機首に星型エンジンを搭載し、金属製3枚ブレードのプロペラを使用していた。 異なるエンジンを搭載した2機の試作機が製作された： DAR 10A Bekas (ブルガリア語: "シギ"), 出力950 hp (709 kW)のアルファロメオ 128 R.C.21 9気筒 星型エンジンを搭載。この初号機は1941年7月2日に初飛行を行った。4丁の機関銃（2丁の前方固定と後部銃座に2丁）を装備するように設計されており、主翼下面には5発の100kg爆弾を搭載可能であった。また、1門の20 mm 機関砲を胴体前部に搭載することも計画された。 この機体は1942年10月に墜落した。飛行特性は良好であったがこの型は量産型には選ばれず、代わりに高翼機のKB-11 Fazanが量産されることになった。 DAR 10F （"F" はフィアット製エンジンを示す）出力870 hp (649 kW)のFiat A 74 R.C.38 14気筒 星型エンジンを搭載。この機体は1945年3月に初飛行。DAR-10Aよりも多少重く、長くなっていたが、最大速度は454 km/h (282 mph)を発揮した。強固な構造とダイブブレーキにより急降下爆撃機としても使用することができ、武装は前方向きに胴体に固定された2門の20 mm機関砲、主翼に2丁の機関銃、後部座席に2丁の機関銃を装備していた。1発の500 kg (1,100 lb)か1 x 250 kg (551 lb)と4 x 100 kg (110 lb)を胴体下と主翼下に搭載可能であった。 DAR-10は量産機には選ばれなかった。ドイツのユンカース Ju 87の方が好まれたために見送られたという情報もある。改良型のDAR-10Fは第二次世界大戦が終結するまで採用されず、ブルガリアはイリューシン Il-2やIl-10といった近代的なソビエト連邦製航空機の豊富な供給を受けられるようになった。

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「DFS 228 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

DFS 228の初期設計は戦争勃発前にグライダー用の高高度脱出システムの開発を目指した実験機DFS 54として始まった。この計画は戦争が始まったことで中断されたが、1940年にドイツ航空省（RLM）がDFSに対してロケット動力偵察機の要求仕様を出したことで復活した。 偵察任務にグライダーを使用する利点としては、静粛性、対地速度が低いこと（高精度な写真撮影が可能）、重要地域上空に滞空する潜在能力といったものがあった。この計画はDFSにグライダー設計における主翼後退角の効果と超音速飛行というDFSが関心を持っていた2つの分野への研究の機会を与えることになった。 フェリックス・クラヒトにより設計されたDFS 228は試作初号機が1944年3月に完成し、8月までドルニエ Do 217の背面に背負われて実施された滑空試験が行われた。この機体は従来のグライダー設計に則って細長い主翼と降着装置として機体下面に引き込み可能なスキッドを備えていた。機首部は緊急の場合には分離するようになっており、パイロットのための独立した与圧式脱出カプセルとなっていた。キャビンの与圧機構の不具合のために試作2号機はパイロットが伏臥位で搭乗するようになった。 試作機により約40回の飛行試験が実施され、1945年2月にヴァルター HWK 109-509 ロケットエンジンが搭載されることになっていたが、戦況の悪化によりこの計画は中止された。試作2号機は1945年5月の空襲により破壊され、試作初号機はアメリカ軍により鹵獲されて1946年に調査研究のためにイギリスへ送られて1947年に廃棄処分にされたらしいが、最終的にどうなったかは定かではない。

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「バーデ 152」の記事における「設計と開発」の解説

バーデとはこの航空機の設計者であるブルノルフ・バーデ（Brunolf Baade）のことであり、僅か2機が飛行用に製造された。最初の試作機のV1/I（DM-ZYA）は、以前のユンカースの技術者達がソビエト連邦で設計した「Samoljot 150」、または「Alexejew 150」ジェット爆撃機から派生した。この機はタンデム式降着装置と東側ブロックの航空機に共通のガラス窓の機首を持っていた。152の降着装置は胴体中央線に沿って収納される主車輪と翼端の引き出し式補助輪で、旅客機としては異例であった。（似た型式でより有名なのはボーイング B47） この航空機の初飛行は1958年12月8日に行われ35分間飛行した。152は1959年3月4日にオッテンドルフ=オクリラで行われた2度目の飛行で着陸接近の始めに墜落し、全搭乗員が死亡した。墜落の原因は公表されなかったが、燃料系統は傾斜状態ではテストされないことから燃料系統に起因する問題であることが最も考えられる原因である。 飛行テストは2番目の試作機V4/II（DM-ZYB）で続けられた。この試作2号機の降着装置は、主車輪の配置は1号機と同じであったが補助輪は翼端からエンジンパイロンに移されていた。またこの機では航法士用のガラス窓の機首は廃止された。 3番目の試作機V5/II（DM-ZYC）は地上テストのみに使用された。 旅客機としての飛行テストは1961年初頭にはほぼ終了し、東ドイツの国営航空会社ドイツ・ルフトハンザ（後に改名してインターフルク）用の4機の生産に入った。この時点で東ドイツ政府は全ての航空機産業の活動を停止させた。自国が開発したツポレフ Tu-124を売り込んでいたソビエト連邦が他国からいかなる旅客機をも購入したがらず自国航空機産業の開発に更なる援助をしたためだった。 全ての機体はスクラップにされたが、遺棄された152/II #011の胴体の修復が1995年からドレスデンのEADS EFW（エルベ フルクツォイヴェルケGmbh、Elbe Flugzeugwerke GmbH）で現在行われている。同社はVEBフルクツォイヴェルケ ドレスデン（VEB Flugzeugwerke Dresden）の直系の会社である。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/06/16 13:43 UTC 版)

「デ・ハビランド ゴースト」の記事における「設計と開発」の解説

デ・ハビランドは、後にコメットとして実現する「500mph (800km/h) で大西洋横断可能」なジェット旅客機計画」の研究を1943年に開始したが、これがゴーストの誕生に繋がっている。フランク・ハルフォード（Frank Halford）が設計した最初のジェットエンジンである H-1 （後のデ・ハビランド ゴブリン）の生産は開始されたばかりであったが、ハルフォードはコメットに必要な出力を、H-1 の単純なスケールアップで実現した。H-2は、H-1が小型の燃焼器を16個持っていたのに対し、より大型の燃焼器10個とし、それぞれの燃焼室により多くの空気を送り込めるように「分割型空気取入口」を採用した。プロトタイプが作製されている最中に、デ・ハビランドはハルフォードの会社を買収し、デ・ハビランド発動機（de Havilland Engine Company）が設立されたため、H-1およびH-2は、それぞれゴブリン、ゴーストの名称が与えられた。 ゴーストは1944年には地上試験が開始され、1945年には飛行試験が実施された。これはコメットやデ・ハビランド ベノムの機体の完成にずっと先立っていた。この時点までに、ゴーストはスウェーデンのJxR戦闘機プロジェクト（後のサーブ 29 トゥンナン）での採用が決定していた。トゥンナンの設計中、スウェーデンはスイス経由でドイツの後退翼のデータを入手し、トゥンナンにも後退翼が採用された。トゥンナンの初飛行は1948年であった。量産用トゥンナンには、Svenska Flygmotor（後のボルボ・エアロ）がライセンス生産したRM2が搭載された。 ゴーストの次の採用例は、1949年7月27日に初飛行したコメットであった。このプロトタイプ機は推力 5,000 lbf（22 kN）のゴースト 50 を搭載していたが、より強力なエンジンが開発中であったため、これは過渡的な処置であった。強力なロールス・ロイス エイヴォンを搭載した機体は、コメット 2 となる予定であったが、エンジンの開発は遅れていた。このため、ゴースト搭載のコメット 1 が量産されることとなった。ゴーストの推力不足を補うため、薄い外材を使用することによって軽量化が図られた。これが、後に金属疲労による連続事故の一因となった。コメット用としては複数のバージョンのゴーストが使用されたが、最後のゴースト 50-Mk.4は、金属疲労問題を解決した新しい胴体を持った、コメット 1XBに搭載されている。 イギリス空軍は、デ・ハビランド バンパイアの搭載量を増加する改良を依頼したが、それには大きなエンジンが必要とされた。この性能向上型はデ・ハビランド ベノム（当初はバンパイア FB.8）として知られているが、バンパイアとの共通点は多かった。ゴーストを搭載したベノムの初飛行は1949年9月2日であった。この時点までに、推力4,850 lbf（21.6 kN）を出すMk.103 が完成していた。ベノムは主に戦闘爆撃機として使用されたが、夜間戦闘機としても使用された。イギリス海軍艦隊航空隊も要撃機としてベノムを採用し、シーベノムという名称で広く使用された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/03/15 09:46 UTC 版)

「Yak-4 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

Yak-4はYak-2に高出力のクリーモフ M-105エンジンを装備し、Yak-2での問題点を改修/改良した多数の変更を施した改良型であった。外翼内に2個の燃料タンクを追加して総搭載燃料を180litre (40 imp gal; 48 US gal)とし、銃手用キャノピーは7.62 mm (0.300 in) ShKAS機関銃が操作し易いようにバルジ状に張り出していた。胴体上部は銃手の射撃範囲を広げるために再設計され、オイル冷却器は性能向上のためにエンジンナセルの側面から前方下面に移設された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/08/18 08:22 UTC 版)

「ブリストル・シドレー BS.100」の記事における「設計と開発」の解説

BS.100は全体の構造がペガサスエンジンの設計に似ているがプレナムチェンバーバーナー(PCB)を備え、超音速飛行可能な垂直離着陸機であるホーカー・シドレー P.1154に搭載される予定だった。 PCBはアフターバーナーに似ているがバイパス流(前方のノズル)のみに適用され、ファンからの流れは回転するノズルで方向を曲げられて噴射される。PCBとファンの整合性を維持するために可変面積式前方ノズルが必要とされた。 BS.100は同様にD-24用のエンジンとしても予定された。

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「パーシヴァル マーガンサー」の記事における「設計と開発」の解説

マーガンサーは「乗客に訴えかける」ことに重点を置いて設計された乗客5名乗りの小型旅客機であった。この結果、最高を見晴らしと乗降し易い低床を実現するために高翼の配置と首車輪式の降着装置を採用した。 1946年11月に完成した胴体部はパリ航空ショーに出展するために鉄道連絡船でパリに運ばれたが、エンジンにデ・ハビランド ジプシー・クイーンを選択して設計されていたことと他に適当なエンジンも入手不可能であったことからこの時点で既にマーガンサーの命運は尽きていた。

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「リューリカ AL-5」の記事における「設計と開発」の解説

リューリカ TR-3AはAL-5として1950年にアルヒープ・リューリカによって再設計された。7段の軸流式圧縮機を備えた単軸式のターボジェットエンジンである。24個のノズルを備えたアニュラ型燃焼器と単段のタービンを備える。、固定式の排気ノズルとタービン始動装置を備える。 I-350に使用されたが1951年6月16日の初飛行時に出力を下げた時に失火した。同様に1951年のLa-190の飛行でも類似の問題が生じた。AL-5は失火対策を取り入れてAL-5Gとして改良され、推力は2 kN (450 lbf)に増強され1952年にIl-46爆撃機の試作機の飛行に成功したが、Tu-16が採用されたので量産はされなかった。

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「ハンティング H.126」の記事における「設計と開発」の解説

この機体は純粋に試験目的で設計されたため、引き込み式降着装置といったような装置は備えていなかった。肩翼配置の主翼には1組のストラットを備えていたが、これは支柱の役割ではなくブラウンフラップで使用する圧縮空気を導くための導管を配したものであった。尾翼はグロスター ジャベリンのものと似た比較的小型の三角形状のT字尾翼で、胴体はハンティング ジェット・プロヴォストと似てはいたが小さな単座のコックピットを持っていた。単発のブリストル・シドレー オーフュース ターボジェットエンジン用の空気吸入口は機体の最先端にあった。ジェットフラップ機構は、高温のエンジン排気の約半分を主翼の後縁に沿った16個のノズルから排出することで実現されており、排気の約10%分は低速時の推力姿勢制御を行うために主翼端の小さなノズルから排出された。これと似た機構は後に同様の目的でホーカー・シドレー ハリアーに使用された。前進用推力は残された僅かなものであったため本機は低速飛行に限定されたが、離陸速度はほとんどの軽飛行機でも困難な僅か32 mph (52 km/h)という値であった。 ハンティング社は1959年に2機分の製造契約を受注した。全面黄色とコックピット前の機首上面を防眩用の艶消し黒で塗装された試作初号機XN714は1963年3月26日に初飛行を行ったが、試作2号機は完成せずにシリアル番号も与えられなかった。1963年から1967年にかけて試験飛行が行われ、1969年には一旦NASAに送られ1970年5月に再び戻ってきた。イギリス空軍から除籍される1972年9月まで倉庫に保管されていた。

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「Il-102 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1967年にソ連空軍はジェット機版シュトゥルモヴィーク、重装甲地上攻撃機の仕様を作成した。スホーイが全く新しい単座機のSu-25を設計したのに対し、イリューシンは1953年に製造したIl-40の改良版をIl-42の名称で提案した。この機はスホーイのものとは異なり遠隔操作の尾部銃塔を備えた2座の機体であった。Il-42はソ連空軍により却下されたが、イリューシンはこの機をIl-102と名を変え開発を続行することに決めた。 静止テスト用の2号機が製造される一方でIl-102の最初の試作機は1982年9月25日に初飛行し、1984年にエンジン寿命が尽きて飛行停止になるまで250回の試験飛行を行った。 Il-102は、2基のクリーモフ RD-33B/NBターボファンエンジン（MiG-29戦闘機が装備したエンジンのアフターバーナー非装着版）を装備し、緩やかな後退角（30度）の主翼をもった低翼単葉機であった。第二次世界大戦時のIl-2やIl-10（Il-102はこれら機種の設計思想を受け継ぐ後継機という位置づけである）以来見られなかった尾部銃塔という当時の地上攻撃機としては異例の装備を持ち、これは主翼の後縁辺りのコックピットに座る銃手により遠隔操作された。搭乗員のコックピットとエンジン、燃料タンクは対空砲火に備え装甲が施されていた。 1984年に開発は放棄されたが、Il-102の試作機は輸出市場での受注を目して1992年にジュコーフスキーで催されたモスクワ航空宇宙ショーにて公開展示された。 機首部 コックピット GSh-23L機関砲を装備したIl-102の尾部銃塔 ロケットポッドを装備した形態 爆弾槽

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/10/07 09:21 UTC 版)

「ブレダ・ザパタ BZ.308」の記事における「設計と開発」の解説

航空機設計技師のフィリッポ・ザパタはヨーロッパ航空路と大西洋横断航空路の両用に4発の民間輸送機を開発した。ブレダ・ザパタ BZ.308の製造は1946年中にブレダのセスト・サン・ジョヴァンニ工場で始まった。連合軍の管理将校が作業を中止させ、1947年1月まで再開されなかった。ブリストル セントーラス エンジンの納入の遅れが初飛行を更に遅らせ、初飛行はマリオ・ストッパニ（Mario Stoppani）の操縦で1948年8月27日に行われた。 BZ.308は全金属製の巨大な低翼単葉機で胴体は楕円形断面をしており、垂直尾翼とラダーが付いた大きな水平尾翼に引き込み式の降着装置が付いていた。4基のブリストル セントーラス エンジンが5枚ブレードのプロペラを駆動した。設計では5人の運航要員と2つのキャビンに55名の乗客が搭乗することになっており、高蜜型では80名の乗客を乗せることが計画されていた。飛行テストは順調に進んだが財政的な問題と、戦後の旅客機市場でアメリカ製の旅客機が大きなシェアを占めるだろうということが分かってきた。マーシャル・プランの要請によりブレダの航空産業部門を閉鎖するように圧力がかかり、この計画は破棄された。この後、ブレダは航空機の製造を止めた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/10/20 16:41 UTC 版)

「D-18T (エンジン)」の記事における「設計と開発」の解説

イーウチェンコ-プロフレース機械製造設計局で開発された。1984年からザポリージャのモトール・シーチ工場で生産された。ウクライナの大型輸送機An-124 ルスラーンとAn-225 ムリーヤに使用される。 1980年9月19日 - 実物大エンジンの始動 1982年12月24日 - An-124が初飛行 1985年12月19日 – 公式地上試験に合格 現在、188基のD-18T エンジンが運用中で、総飛行時間は100万時間を越える。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/10/20 13:54 UTC 版)

「Sh-2 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

シャブロフ Sh-2は小型の水陸両用機Sh-1の試作機から開発され、1930年11月11日に初飛行した。国による採用試験は1934年6月12-17日に行われ、Sh-2は問題なく合格した。一連の生産は1934年4月1日に始められ、2年後に終了した。しかし、成功した設計と操縦士の間での人気から、生産は1939年に再開された。合計生産数は700機に及び、1939年以降に数百機が製造された。 Sh-2は1964年まで運用され、飛行艇と水上機のいくつもの記録を獲得した。[要出典] 1942年8月28日、フィンランド側は2機のSh-2を捕獲し、1944年までに連絡機やフィンランド空軍の司令官を運ぶ任務に使用した。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/11/12 04:14 UTC 版)

「I-3 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

I-3の開発は、ポリカルポフ DI-1の事故調査が終了した1926年の中頃に始められた。新型複葉機は以前の設計と多くの特徴を共通していたが、主翼はスタッガード配置で、上翼幅は下翼より長く、これは新しい設計だった。I-3はOSS (ロシア語: Otdel Sookhoputnykh Samolyotov — 陸上機部門) のAviatrest (Aviation Trust) にて、同部門の設計者の長であったニコライ・ポリカルポフの指導の下で設計された。OSSの内部では、新型戦闘機のための適切なエンジンについて多くの議論がなされていたが、ポリカルポフはライト トルネード星形エンジンを拒否し、BMW VI 液冷V12エンジンに賛成した。1927年4月には木製のモックアップが完成したが、設計に対する公式な認可は1927年6月3日まで下りなかった。10月にBMWエンジンのライセンス交渉が終了し、それと同時期にフルサイズモデルを用いた静的試験が始められた。 I-3は樺の合板で作られた「シュポン」で覆われた楕円形のセミモノコック構造の胴体と、胴体に合わせて整形された小さなヘッドレストをもち、エンジンは金属製のカウリングで覆われていた。2つのスパーをもつ主翼は合板と羽布で覆われており、断面はクラークY型だった。主翼の補強のために翼内に張線が使われていた。操舵面はジュラルミン製の枠を羽布で覆っていた。差動式フライズ式エルロンが使用されていた。涙滴断面をもつジュラルミン製のN型翼間支柱が上翼と下翼、上翼と胴体に取り付けられていた。翼間支柱は鋼製のワイヤで補強されていた。ゴム製緩衝装置付きの尾輪式の降着装置と尾橇はジュラルミン製だった。主脚はポリカルポフ R-1と同様にスキーに交換することができた。エンジンの半引込式ラジエータは胴体下、主脚柱の後方にあった。 2つの燃料タンクが搭載され、メインタンクは胴体に、主にエンジンの始動に使われる小さな 2.5 ℓ タンクは上翼の中央部分にあり、エンジン冷却液のタンクと隣り合って配置されていた。合計210 kgの燃料を搭載することができた。当初I-3は2丁の同調式7.62 mm ヴィッカーズ機関銃が搭載されていたが、後にPV-1機関銃に交換された。中央のOP-1光学式照準器にはやや右舷側に設置されたKP-5リングサイトが付属していた。いくつかの機体は2つの11.5 kg爆弾を搭載する爆弾架を装備した。 最初の試作機は1928年の初頭に完成し、2月21日に初飛行した。製造者による試験は3月10日に終わり、国家受領試験は4月14日に終了した。NII VVS(ロシア語: Naoochno-Issledovatel'skiy Institoot Voyenno-Vozdooshnykh Seel – 空軍科学試験機構)は高速時の方向安定性の不足と機動間の応答性のわずかな問題を批判した。 前者の問題の対策として垂直尾翼の面積が増やされ、昇降舵にはホーンバランスがつけられた。後者の問題はスプリット式エルロンによって対応した。実際の使用許可が得られる前に生産が開始されていたため、最初の40機は小さな尾翼を持った形で完成された。二番目の試作機は1928年8月に完成し、高速に適したプロペラの試験をした。最高速度は283 km/hまで上昇したが、離陸距離が増大した。最初の39機と2機の試作機は輸入エンジンを使用したが、後の機体はライセンス生産されたミクーリン M-17エンジンを使用した。 およそ400機が生産され、Gordon and Dexterは389機または399機とする情報源を引用している。彼らは年ごとの生産数を示した表も掲載しており、そこでは1928年に35機、1929年に47機、1930年に250機、1931年に55機、2機の試作機を含んで合計389機としている。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/11/11 18:40 UTC 版)

「エアコー DH.1」の記事における「設計と開発」の解説

ジェフリー・デ・ハビランドは王立航空工廠（Royal Aircraft Factory / RAF）に所属した初期の航空機設計者のひとりで、同工廠が大戦前に製作した航空機のほとんどについて、部分的に、または全面的に責任を負っていた。彼は1914年に工廠を去ってエアクラフト・マニュファクチャリング社（Aircraft Manufacturing Company、エアコー（Airco））の主任設計者となったが、そこでの最初の設計であるDH.1は、王立航空工廠における彼の最後の仕事の1つであるF.E.2bを連想させるものであった。DH.1はF.E.2bと同様に推進式配置であり、機体前部の開放式コックピットに直列に操縦士と観測員を収容するようになっていた。前方の観測員席は操縦士席より一段低く、機関銃を備えていた。翼は布張りの典型的なもので2ベイ式、上下翼とも直線で幅も等しく、前後の位置のずれはなかった。尾翼と方向舵は骨がむき出しとなった長い支柱の最後端に取り付けられていた。 DH.1はF.E.2bと同じく、120馬力のビアドモア水冷エンジンを装備するよう設計されたが、当時すべての利用可能なビアドモアエンジンは、F.E.2bの生産に割り当てられており、そのためDH.1には代わりに70馬力ルノー空冷V8エンジンが割り当てられた。このエンジンではDH.1にはパワー不足であったが、それでもなお注目に値する性能を示したため、生産に移されることとなった。しかしエアコーはすでにより新型の機体で多忙だったため、DH.1の生産はサヴェージズ・オブ・キングズ・リン社によって行われた。 本機の後期生産型はビアドモアエンジンを装備し、DH.1Aと呼ばれた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/03/29 07:16 UTC 版)

「ロールス・ロイス RB3011」の記事における「設計と開発」の解説

RB3011は180-300席の旅客機(例ボーイング737やエアバス A320)を対象として設計された。ロールスロイスは1995年にアリソンエンジンを買収して1980年代に製造されたプラット&ホイットニー/アリソン 578-DXプロップファンエンジンを調査した。 エンジンはエンジンナセルの外部に2基の同軸反転式外部回転翼(ファン)を前方("牽引式")と後部("推進式")の両方に備える。推進式と牽引式の両方のオープンローターの設計はロールスロイスの150席級旅客機市場への多様な試みである長期間の"15-50"構想の一環である。15-50グループの名称は燃料消費率を現行の世代のエンジンよりも15-50%低減するために入手可能で成熟した技術を基にした多様な選択肢に由来する。 オープンローターの設計は騒音をエンジンダクトで抑える構造の通常のターボファンエンジンより騒音が増える事が知られる。前方の回転翼は前方の回転翼端で生じる乱気流の問題を避けるために後部の回転翼よりも大きい。回転翼はエンジンから遊星歯車機構を介して伝達される。これらは大量の熱を生じる。 エンジンはベッドフォードシャーのベッドフォードのAircraft Research Associationで試験が実施された。風洞試験はオランダのマルキネス（英語版）のDNWで実施された。 通常のターボファンエンジンよりも30%まで航空機の燃料消費率を低減する事が期待される。これがこの設計を選択した主な理由である。認証取得は2017-8年、航空会社への販売開始は2020年以降を予定する。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/11/22 13:00 UTC 版)

「XP-15 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

本機は基本的に複葉戦闘機ボーイングP-12の単葉機型である。相違点は下翼を省略したことと、補助翼もふくめて全金属製構造を持っていたことである。XP-15はまた、左右独立した主脚を持ち、尾輪を備えていた。本機のボーイング社内呼称は「モデル202」である。 アメリカ陸軍はテストのために本機にXP-15という記号を与えたが、購入はせず、そのためNX270Vという民間機登録も保有していた。 初飛行は1930年1月に行われ、単葉に対応するためにはP-12Cタイプの垂直安定板をより大きなものにする必要があることが判明した。最高速度は最初のテストでは178 mph（285 km/h）だったが、尾翼面積を広げタウネンド・カウリングを装着することによって、8,000フィート（2,440m）の高度で190 mph（304 km/h）を記録した。一方上昇力は期待外れで、着陸速度も高かった。アメリカ陸軍航空隊はXP-15の生産発注を行わず、試作機は1931年2月7日にプロペラブレードの破損とエンジンの脱落事故によって破壊された。 海軍にもほぼ同じ「モデル205」が提案され、1930年2月に初飛行した。モデル205はアメリカ海軍から発注を受け、飛行テストは1932年に終了したが、それ以上の発注は受けなかった。XF5Bと名付けられた本機は、アメリカ海軍から呼称を割り当てられた最初の単葉機である。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2016/12/26 03:52 UTC 版)

「エアスピード AS.39 フリートシャドワー」の記事における「設計と開発」の解説

イギリス海軍は夜間に敵艦隊を追跡できる能力を持つ航空機（運用要求 OR.52）の必要性を考え、これが航空母艦の飛行甲板上から運用可能な低速度、低騒音、大航続距離を求める要求仕様 S.23/37となった。この特殊な航空機は、高度1500 ftを38 ノットの速度で最低でも6時間飛行できる性能を有するものとされた。 パーシヴァル、ショート・ブラザーズ、フェアリー・アビエーション、ゼネラル・エアクラフトとエアスピードの5社がこれに興味を示した。 ゼネラル・エアクラフト社は、全般的にAS.39と非常に良く似た設計のGAL.38を提案した。ゼネラル・エアクラフト社とエアスピード社の両社は各2機の試作機を製作するように指名され、1938年8月10日にエアスピード社は契約を獲得した。 AS.39は、木製の主翼と尾翼、モノコック構造の全金属製胴体を持つ支柱（胴体外皮から延びる）で支えられた半片持ち式の高翼単葉機、降着装置は固定脚の尾輪式であった。搭乗員はパイロット、観測員、通信士の3名で、観測員は3方が透明窓の機首に、パイロット席は通信士席の斜め上にという特徴的な乗員配置を採っていた。出力130hpという小型のポブジョイ ナイアガラ V 7気筒 星型エンジンを4基主翼に備え、航空母艦で使用する場合にこの主翼は格納時には折り畳むことができた。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/01/15 18:04 UTC 版)

「IMAM Ro.58」の記事における「設計と開発」の解説

1942年5月に初飛行を行ったRo.58は、主にRo.57が使用していたフィアット A 74よりも高出力なダイムラー・ベンツ DB 601を搭載したことにより全般的に性能が向上したと考えられた。当初は不具合が多く、初飛行は熟練のテストパイロットであるアドリアーノ・マンテッリの腕だからこそ無事にすませられた。 本機は胴体背面の前後に長い張り出し（単座のRo.57に対してここに2名の乗員が搭乗している）があることで容易に認識でき、メッサーシュミット Bf 110に似た構成の双垂直尾翼を持っていた。 DB 601エンジンを搭載したRo.58の性能（最高速度：605 km/h at 5,000 m、航続距離：1,500 km、飛行高度：10,500 m）は、当時の多くの単発戦闘機よりも良好なものであった。 Ro.57よりも強力な武装は、機首に3門と胴体下面に2門（胴体下の機関砲は初飛行時には装着されず）の合計5門の前方固定式MG 151 機関砲と後方防御用に12.7 mm ブレダSAFAT機関銃を装備していた。 メッサーシュミット Me 410との比較試験でRo.58の方が優れていることが分かったが、初期の予想以上の不具合は量産を遅らせた。不具合が解消された頃にはイタリアの状況は変わっており、単発戦闘機に振り向ける資源にすら事を欠き、より高コストの双発戦闘機には手が回らなかった。 1940年や1941年に量産に入らなかったRo.57と同様に1942年5月になってようやく登場したより強力な武装を備え高速を発揮したRo.58は1943年9月に連合国に降伏したイタリアにとり量産するには遅すぎる機体であった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/01/19 16:07 UTC 版)

「LZ 130 (飛行船)」の記事における「設計と開発」の解説

LZ 130の設計はLZ 129ヒンデンブルクに2、3の改良を加えたものである。最も目立つ点は、エンジンポッドが完全に再設計され、ディーゼルエンジンが牽引式のプロペラを駆動するようになっていた（後方のエンジンは1基のみ、3枚のブレードを持つプロペラを駆動した）ことである。エンジンには、飛行の間に失われる重量を最小限にとどめるため、排気から水を回収するシステムが備えられていた。客室も、完全に再設計された。食堂は後部甲板の中ほどに移され、展望室の窓はパネル半分だけ低くなっていた。16個のガス嚢は軽量化が図られ、木綿の代わりに軽量の絹でできていた。ゴンドラの下に装備された着陸装置と、上部のガス排出フードの形状も再設計された。さらに、船体外皮のドープ剤も、引火を防ぐために青銅と黒鉛が加えられ、また電気伝導性も改善された。これらの改善により、LZ 130は、それまで飛行した硬式飛行船のうち、技術的に最先端にあったものと考えることができる。 グラーフ・ツェッペリンIIは当初、浮揚ガスとして水素を使うように設計されていた。しかしヒンデンブルク号の事故により、フーゴー・エッケナーは旅客飛行船では二度と水素を使わないことを決め、代わりにヘリウム（ヒンデンブルクにも当初浮揚ガスとしてヘリウムの使用が計画されていた）を使うことにした。大量のヘリウムの唯一の供給源はアメリカ合衆国だったので、エッケナーは自らの飛行船のためのヘリウム供給を請うためにワシントンD.C.におもむき、ルーズベルト大統領本人を訪ねた。大統領は平和目的に限ってヘリウムを供給すると約束した。しかし1938年3月、オーストリア併合が行われるに至り、アメリカ内務長官ハロルド・L・イキーズはヘリウムの供給を拒否した。そのためグラーフ・ツェッペリンIIは結局水素を使わざるを得なかった。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/01/25 08:02 UTC 版)

「アルバトロス D.II」の記事における「設計と開発」の解説

アルバトロスの設計者テレン、シューベルトおよびグネディッヒは、アルバトロス D.Iの視界が十分でないというパイロットの不満への回答としてD.IIを生み出した。その解決策とは、上翼を36 cm胴体に近づけ、併せて若干前に移動させるというものだった。それに合わせて胴体と上翼との間の支柱も再構成され、このことも視界の改善に役立った。それ以外の部分、胴体、エンジン、武装などはD.Iと同一であり、基本的な性能も変わらなかった。Idflieg（航空部隊監察局）は1916年8月に最初の100機の発注を行った。 1916年11月、Idfliegは作戦用航空機へのヴィントホフ「耳型」ラジエターの使用を禁止した。ヴィントホフ製のラジエターがその冷却の対象であるエンジンのクランクケースより低い位置にあり、左右いずれのラジエターが被弾しても、それによって冷却剤が流出してエンジンが故障してしまうということがその理由だった。D.IIの後期生産型は上翼の中央部にテフェス・ウント・ブラウン製の「翼型」ラジエター（テフェス社は21世紀の現在も存在する）を備えるように変更された。

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出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/02/05 18:52 UTC 版)

「ショート シェトランド」の記事における「設計と開発」の解説

要求仕様 R.14/40は、ショート サンダーランドより高速の飛行艇の要求仕様 R.3/38を重武装化した初期の要求仕様 R.5/39に取って代わるものであった。ショート社を含めた各メーカーは要求仕様 R.5/39に則った設計を提出したが、航空省はサンダーランド機を早急に代替する機体への要求に方針を変更した。最大重量が38,102 kg (84,000 lb)とされていた要求仕様 R.5/39に対しR.14/40は爆弾搭載量が9,072 kg (20,000 lb)で最大離陸重量45,359 kg (100,000 lb)とされた。計画された使用エンジンはブリストル セントーラス 星型エンジンかネイピア セイバーとされた。 ショート社と英国のもう1社の大型飛行艇メーカーのサンダース・ロー（Saunders-Roe、"Saro"）社が要求仕様 R.14/40にサンダース・ロー S.41で競作に参加した。どちらか一方の設計を採用するよりも航空省は両社へ作業を分担した共同開発を要請した。詳細設計はSaro社で行われ、主翼の製造と共に艇体の形状は同社の"シュリンプ（Shrimp）"機の経験が活かされた。ショート社は艇体と尾翼の製造と最終組み立てを担当した。

設計と開発

出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2017/02/15 01:14 UTC 版)

「XP-4 (航空機)」の記事における「設計と開発」の解説

1926年、エンジンの性能を向上させる手段としてのターボ過給器に大きな関心を持ったアメリカ陸軍は、ボーイングPW-9の最終機について、エンジンを510馬力のパッカード1A-500に強化するとともに、ターボ過給器を付加することを要求した。このタイプはXP-4と命名された。 それに加えて、PW-9では機首の上に装備されていた12.7mm、7.62mm各1挺の機銃に加え、下翼の下面のプロペラ回転面の圏外（すなわちプロペラ同調が不要な位置）に2挺の7.62mm機銃が装備された。 これらの改造はいずれも重量を増加させたので、下翼の翼幅は9.5フィート（290 cm）広げられた。 試作機は1927年7月27日にテストのためにライトフィールドに納入された。しかし、パッカードエンジンには800ポンド（360 kg）におよぶ重量増を補えるパワーがなく、前身の機体より貧弱な性能しか示せないことが直ちに明らかとなったため、計画は早々に破棄された。

設計と開発

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「サーブ 18」の記事における「設計と開発」の解説

スウェーデン空軍に就役していたユンカース Ju 86の後継機とするための「3座高速偵察機」と呼ばれる要求が後のサーブ 18となった。 ASJA（Svenska Järnvägsverkstädernas Aeroplanavdelning）、SAABとヨータヴェルケン（AB Götaverken、GV）の各社は、空軍の要求に応じた設計を提出した。GV社が提出したGV8が最も要求に合致した設計であったが、この設計はコストが高くつくこととGV社の主任設計技師が退社したことからSAAB社（当時ASJA社と合併していた）の設計が契約を獲得することになった。 SAAB社とASJA社には米国人の設計技師が数多くいたことから、サーブ 18の設計には米国機との類似点が幾つかあった。1939年に第二次世界大戦が始まると空軍の優先事項が変更され、サーブ 18の開発作業を差し置いてサーブ 17の生産に拍車がかけられた。この空軍の方針変更によりサーブ 18に対する要求仕様に中型爆撃機の役割が追加され、この要求仕様の変更によりこの機の初飛行は1942年6月19日まで延期されることになった。 3名の搭乗員のうち操縦士と航法士は胴体左側に片寄せて配置したコックピットにタンデムに座り、爆撃手は機首に座った。サーブ 18の試作機は中翼単葉の双垂直尾翼機であり、プラット・アンド・ホイットニー R-1830 星形エンジンを搭載していた。武装は3丁の13.2ミリメートル (0.52 in) 機関銃を装備し、1丁は操縦士が操作する前方固定式で残りの2丁は航法士と爆撃手が操作する可動式防御機銃であった。1,000キログラム (2,200 lb)までの爆弾を胴体内の爆弾倉に収納し、8発の50キログラム (110 lb)爆弾を主翼下に懸架することができた。 飛行テストでこの試作機は出力不足であることが分かったが、より大出力のエンジンを直ぐに入手できる見込みがないままサーブ 18は爆撃機仕様（B 18A）と偵察機仕様（S 18A）で量産が命じられた。

設計と開発

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「ダグラス クラウドスター II」の記事における「設計と開発」の解説

1940年代初めの頃からダグラス・エアクラフト社は、主翼からエンジンの様な抵抗を発する物を取り除くことで抵抗を低減するために、胴体内に内蔵したエンジンで従来の尾翼の背後に装着した推進式プロペラを駆動する高性能な双発機用の形態を開発していた。この形態は最初に1944年に初飛行したダグラス XB-42 ミックスマスターで検証されて通常の双発機よりも30%の抵抗軽減が見られ、飛行中の片発停止時の左右の推力不均衡に起因する問題も排除していた。 XB-42の当初の成功によりダグラス社はこの将来性のある新しい形態を中距離旅客機のダグラス DC-8と企業幹部やチャーター便での使用に適した5人乗り軽飛行機の「モデル10153」（又は「クラウドスター II」）に採用した。 クラウドスター IIは全車輪式の引き込み可能な降着装置を持つ低翼単葉機であった。パイロットと4名の乗客は角度の付かない層流翼の主翼よりも前方の閉鎖式キャビン内に搭乗し、2基の空冷エンジンは後部胴体内に搭載されていた。尾翼の後ろに装着された直径8 footの2枚ブレードのプロペラはベル P-39戦闘機から流用したドライブシャフトを介して駆動され、主翼前方の吸入口から取り入れられた空気は直接エンジンを冷却した後に胴体下部の排出口から排気された。

設計と開発

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「ウエストランド 30」の記事における「設計と開発」の解説

ウエストランド社は、エセックスとホワールウインド ヘリコプターの代替機の調査を行い、民間市場向けにリンクスを大型にした機種を開発することにした。この民間向けヘリコプターは"ウエストランド 30"と改名される前は"WG-30 スーパー・リンクス"という名称であった。ウエストランド 30の機体は新規の物であったが、トランスミッションやその他の構成部品はリンクスと共通の物を使用していた。 外観の形状はリンクスと似ており同じトランスミッションと、リンクスの物より大きく低回転の4枚ブレードローターを使用していたが、胴体はより大型で全く新規のものだった。胴体は保守的なアルミニウム構造であったが、テールブームには複合材を使用していた。 ウエストランド 30の旅客輸送型は引き込み式タラップとスライディングドアーを持ち22名の乗客を収容でき胴体後部には荷物室を備えていた。 沖合い作業用の装備をしたウエストランド 30-100は250 kmの行動半径を持ち（227 kgの燃料を搭載して）、9名を送り出し13名を回収してくることが出来た。軍用モデルでは14名の兵員を装備と共に、装備無しの兵員を17名又は6床の担架と医療要員を運ぶことが出来た。 最初の試作機WG30は1979年4月10日に初飛行し、同年のパリ航空ショーに出品された。最初の量産型のウエストランド 30-100は1981年に生産が始まり、1984年により強力なエンジンを搭載した30-160の生産がこれに続いた。