推力の問題では？
液冷

質問者です
単純に推力の問題ならば、アフタバーナ（リヒート）装置をつければよいのでは？
たしか、初期のジェット機は、アフタバーナ（リヒート）装置を使わないと超音速を出せませんでした。遠心式でアフタバーナの付いたエンジンて記憶にありませんね。熱等の問題でアフタバーナがつかなかったのかも？
カズ

やはり推力の問題でしょう。遠心式コンプレッサーは一段当たりの圧縮比は高いのですが
1.多段化が困難
2.軸流式に比べエンジン径がはるかに大きい
3.多量の空気を処理できない
等の理由で高圧力化・大型化が不可能、すなわち大出力を発揮できない為推力不足で超音速を出すことが出来ないのだと思います。アフタバーナーは２〜３割の推力増加がせいぜい。小推力エンジンを２〜３割出力アップしてもたかが知れているのでは？
jas1

遠心力の効果で圧縮率を上げようとすれば、直径をデカくする必要があります。そうすれば必然的に前投影面積が大きくなり、当然空気抵抗も大きくなるので結局同じ事です。サーブＪ２９がいい例です。Ｍｉｇ−１５を１５０００ｍ位から４０°の急降下をさせればどうでしょう？
ＹＦ−２３Ａ

『戦闘航空団解剖』には正確にはどのように記載してあるのでしょうか？

一般論として言えば、オーグメンタ（アフターバーナー）のついていない遠心式ターボジェットでも超音速飛行は可能です。但し、エンジン推力に比べて機体の空気抵抗が十分小さくなるように設計してあること等の条件付きです。

現在、航技研が遠心式ターボジェットで飛翔する超音速実験機をつくってる最中です。
↓
http://www.nal.go.jp/www-j/res/nalnews/y99/m05/p03.htm
http://www.nal.go.jp/propul/jpn/e-sys/

有人機として使用するエンジンは大出力であることが前提となります。
大出力の遠心式ターボジェットは元々品種も少なく、現在ではおそらく生産されていません。有人機用の大型遠心式ターボジェットが生産されていた時代には、機体そのものの超音速設計の技術も低かったという事情もあります。このため、『遠心式ジェットエンジン搭載の有人機で超音速飛行をしたものは無い』というような表現で書いてあったのなら理解できます。

ろく

しまった。ダブりの上ので回答したらこっちに同旨の答えがあるじゃんか^^;
で、遠心式圧縮器をもつ現役ジェットエンジンを調べますと…

TFE1042-70：軸流４段＋遠心１段アフターバーナー付
　　　　　　離昇推力2733kgf（A/B 4196kgf）、主な搭載機…IDF経国

ビジネス機用だといくらでも遠心式はあるけども、とりあえず超音速機での実績があるのはこれだけ。
Schump

質問者です。
すいません、ダブりで質問を登録してましたね。
「戦闘航空団解剖」を精読したら、理由が書いてありました。
遠心式だと気圧比が低くてアフタバーナーの燃焼が維持出来ないんだそうです。
でも、今の技術なら可能かなとも思えますね。



カズ

>７
　おや？トムさんはVK-1F＠MiG-17Fを知らないのかしら？ヴェトナムではアフターバーナーをバリバリ焚いてサッドをいぢめまくったのに。ただ、インテイクでの押し込み圧縮に期待できない低速時には焚けなかったという資料もあるにはあるけど。
　なお、TFE1042はターボファンなので、ファンによる圧縮とバイパス流ゆえの酸素供給の豊富さでアフターバーナーは余裕で作動します。特に高速時でインテイク周りでの圧縮が効いてるとコア圧縮比なんて関係ないし。
Schump

＞8. 昨年リノのエアレース、余興のジェットレースで MiG-17 が終始 AB 焚きっ放しで L-39 と T-33 をぶっちぎって優勝してました(ゴミ)。
ささき

うろ覚えですが翻訳版の記述では
「遠心式のエンジンでは超音速に対応できなかった」
だったと
(ヨーグモス)