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ああすこけい
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1 (2) マッハ 1.6 機の検討 ( ア ) 市場要求巡航マッハ 1.2 から 1.8 程度までのいずれの速度が市場的に有用かいくつかの路線につき比較してみた東京から米国西海岸ロサンゼルス米国東海岸ニューヨークそして欧州パリまでの 3 路線につき各巡航マッハによる往復運航をチェックしたが東京 -ロス間と東京-パリ間は超高速機のマッハ 0.98 で1 日 1 往復が可能となる東京 -ニューヨーク間はマッハ 1.2 で1 日 1 往復が可能となるそれ以上の巡航速度アップはマッハ 1.8 位になれば東京 -ロス間と東京-パリ間で多少の運航生産性向上が見込まれるが東京 -ニューヨーク間についてはスケジュール上時間的余裕が増すが 1 日 1 往復である現在最も旅客数が多い北大西洋横断路線例えばニューヨーク-パリ間での往復運航でみるとマッハ 1.2 で1 日おきに1 日 2 往復が可能となりマッハ 1.6 になれば毎日 2 往復が可能となりそうである以上の検討結果から市場からは巡航マッハ 1.6 の超音速機の検討を提案したただし速度が遅くなりエンジン負荷が小さくなるので航続距離を東京 -ニューヨークを迂回ルートで直航可能な 6,500nm としたこれらはあくまでも市場要求でありこれを元に機体仕様の検討を行って現実的な目標機体の仕様を決定する ( 結果として現状目標機体仕様では乗客数航続距離とも市場要求より少ない値を採用している ) 要求値条件設計レンジ 6,500 nm Typical mission rules ペイロード ( 標準仕様 ) 300 席 3 class seating at 210 lbs/ 席巡航速度マッハ1.60 陸上は0.95 亜音速巡航離陸距離 11,000 ft. 以下 at 最大離陸重量, SL, ISA + 20 アプローチ速度 145 kt 以下 at 最大着陸重量, SL 初期巡航高度 40,000~59,000 ft at ステップ巡航高度騒音値 Stage-4 以下 ( 今後の規制動向を見て修正する ) エミッション CAEP-4 以下 ( 今後の規制動向を見て修正する ) 経済性運賃の+30% 以下 ( 図 ) 飛行速度と所要時間 3-A-23

( 図 3-1-2-8)TYO-LAX TYO-NYC TYO-PAR スケジュール ( 図 3-1-2-9)NYC-PAR 往復運航スケジューリング ( イ ) 巡航速度の選定巡航速度としてマッハ 1.6 を選定したその理由はこれまでのマッハ 2.

環境性の最大の課題は離着陸時の騒音を亜音速機並みにすることであり現在の亜音速エンジンはバイパス比を大きくして排気速度を下げることにより低騒音化を図ってきた騒音は排気速度の 8 乗に比例するため非常に効果的であるしかし超音速機では 2 倍以上

2 ( 図 )TYO-LAX TYO-NYC TYO-PAR スケジュール ( 図 )NYC-PAR 往復運航スケジューリング ( イ ) 巡航速度の選定巡航速度としてマッハ 1.6 を選定したその理由はこれまでのマッハ 2.2 ではエンジン騒音低減の為の重量ペナルティが大きいことおよび空力加熱に対処するため耐熱材料の使用により重量コストペナルティがやはり大きくなることを解決するためであるコンコルドの問題点は環境性と経済性でありそれを解決しない限り次世代超音速機が日の目を見ることはない環境性の最大の課題は離着陸時の騒音を亜音速機並みにすることであり現在の亜音速エンジンはバイパス比を大きくして排気速度を下げることにより低騒音化を図ってきた騒音は排気速度の 8 乗に比例するため非常に効果的であるしかし超音速機では 2 倍以上の速度で飛ぶためあまり大きなバイパス比を採用できないマッハ 1.6 程度であればある程度の大きさのバイパス比が可能と考えたそれだけでは騒音規制値を満足できないのでエジェクタ等の消音装置が必要であるがその寸法重量を抑えることができるこの高バイパス化はエンジンの燃費を向上させることにもなるので経済性の向上につながり一挙両得である ( ただしエンジン 3-A-24

3 重量は増加する ) 一方飛行速度の減少により空力加熱が減少するマッハ 2.2 の旧 SST では空力加熱が最高 150 度にもなりアルミはもちろん通常の複合材は使えないそのため耐熱複合材の研究を行ってきたが熱劣化の問題があり強度的にもかなりのデメリットがあった金属の場合はチタンを使うことになるがこれも重量と価格の点でアルミより不利となるコンコルドでは 100~120 度程度であり耐熱アルミを使用していた ( 複合材はなかった ) マッハ 1.6 程度であれば空力加熱は 60 度程度であり通常の高強度複合材の設計要求であるホット条件 (80 度 ) より低くなる高強度で低価格のエポキシ系複合材や通常の高強度アルミ合金系が使用できることになり軽量化低コスト化が期待できる軽量であればエンジン推力を落とすことができ騒音低減にもつながる M2.2 騒音 10 増減量 M1.6 EPNdB 0 Stage 3 レベル Stage4 レベル以下へ低減必要排気速度 (m/s) 機体表面温度 ( ) M2.2 M1.6 アルミエポキシ使用可能巡航速度 ( マッハ数 ) ( 図 ) 飛行速度マッハ 1.6 による騒音と空力加熱の低減マッハ 2.2 の旧 SST(300 席 5,500NM) 機体をマッハ 1.6 で飛ばした場合を計算すると最大離陸重量 : 885,383 LB(401 トン ) 856,057 LB(388 トン ) -3% Block Fuel: 1,811 LBS/ 席 1,715 LBS/ 席 -5% エンジン燃費 : 1.31 LB/hr/LB 1.15 LB/hr/LB -12% となる巡航マッハ数の低下により重量軽減燃費向上が期待できることが分かる前述のようにマッハ 1.6 であれば大西洋横断ルートで 1 日 2 往復が可能であり超音速機としての高速性を保ってなおかつ経済性と環境性を満足し得ると考えるその後の欧米の超音速機計画でもマッハ 1.6~1.8 程度になってきたのを見ても妥当な選択であろう ( ウ ) 陸上超音速巡航の検討目標機体では設計レンジ 6,000NM の約 30% を陸上飛行と想定しこの区間はソニックブームが発生しないよう M0.95 の亜音速で巡航するとしているしかしながら将来陸上超音速飛行が許可されることが期待されるその場合 M1.15~1.2 程度の速度ならばソニックブームは陸上へは 3-A-25

4 到達しない ( カットオフ ) と考えられる M1.2 で陸上を巡航した場合東京 - ニューヨークで約 1 時間の短縮になる超高速機と亜音速機の飛行時間 TYO - NYC PAR - SIN TYO - CHI TYO - PAR 1RT/day Route TYO - LAX PAR - LAX TYO - SYD TYO - YVR TYO - HNL 1.5RT/day PAR - NYC TYO - SIN TYO - BKK TYO - MNL 3RT/day 2RT/day HSTP M1.6 (M1.2 overland) HSTP M1.6 (M0.95 overland) Subsonic (M0.85 ) TYO - HKG Flight Hour ( 図 ) 超高速機と亜音速機の飛行時間比較 ( マッハ 1.6 と 1.2) ( エ ) 目標機体仕様検討当初の市場要求 650 の 300 席 6,500nm 600 で機体を設計すると重量が 600 トンに達し現実的でないことが判明したそこで航続距離を 6,000nm まで下げて旧 SST レベルの 400 トン以下となる 250 席を0 次目標機仕様 Max Take-off Weight [ton] M2.2 SST New HSTP No. of Seats 220 6, ,500 ( 図 ) 機体規模検討 6,500 Range [nm] とし以下の要求を満たす機体仕様を検討した設計レンジ : 6,000 NM 座席数 : 250 席 (3 クラス ) 巡航速度 : マッハ 1.6/ マッハ 0.95( 設計レンジの 30%) 3-A-26

5 巡航高度 : 40,000-60,000 ft (M 1.6 ) 35,000 ft (M 0.95) 離陸距離 : 11,000 ft 海面上 /ISA+20 アプローチ速度 : 145 knot 以下上昇率 : 300 ft/min 以上 ( 巡航開始点 ) 離陸重量 : 400 ton 以下まず機体重量が最も軽くなる主翼平面形を選定するため主翼の抗力係数が小さくなりかつ主翼構造重量が軽くなる主翼平面形 ( 面積一定 ) を検討した 0 次ではマッハ 2.2 の SST と相似形の主翼平面形から出発し一時は超音速前縁の台形翼も検討したがやはり超音速での造波抵抗が非常に大きく不向きであったため亜音速前縁を基本とするクランクドアロー翼に戻したアスペクト比は 2.1~2.5 テーパー比は 5%~10% の範囲とした前縁後退角は内舷で 60 度 ~80 度中間部は 55 度 ~ 内舷前縁後退角 -5 度の亜音速前縁であり外舷で超音速前縁となる 45.4 度としたその結果以下のような主翼形状を第一次案として設定したアスペクト比 : 2.12 テーパー比 : 6.5% 前縁後退角後縁後退角内舷キンク位置外舷キンク位置 : 70 度 60 度 45.4 度 : 4 度 : 35% セミスパン : 75% セミスパン ( 図 ) 飛行ミッションプロファイル旧 SST と異なり外翼の後退角が小さく機体重量軽減に効果的と考えたこの平面形を用いてさらに主翼面積エンジン推力を変化させ最大離陸重量が最も軽くなる機体規模を検討したなお飛行ミッションプロファイルは下図のように設定した 6,000nm の飛行であるが途中に亜音速巡航部分を含むこととした超音速巡航は 40,000ft から開始する諸元策定プログラムによる性能計算結果を基に描いた T-S 線図を用いて目標機体の主翼面積及びエンジン推力 ( 静止最大推力 ) を設定した 3-A-27

6 目標機体の機体規模策定においては抵抗や重量の推算式に将来技術を想定した軽減係数技術改善係数と呼ぶを織り込んでいるこの軽減係数はコンコルド当時の技術レベルを 1.0 としてどの位の割合で軽減できるかという値を推定したものであり各抵抗重量部位毎に程度の値を設定している複合材による軽量化等かなり実現性が高い項目があるものの大部分は依然として厳しい目標値となっていて現状の技術では達成できないこれらの将来技術レベルに到達する係数を用いて設定した機体を目標機体と呼んでいるエンジン推力ための研究が必要でありそのためこの軽減 / B L 基旧 SST では機首を抵抗の少ない細長い形状にする為前方風防を無くし SVS ディスプレで前方視界を得るとの仕様であったしかしこれで本当に安全上問題ないか不安であるオ機首形状検討主翼面積 ft2 図 T-S 推力-面積線図ため今回は巡航時ではある程度の水平視界を得られるような風防を設け離着陸時の下方視界のみ SVS で表示する方式を選定した前方風防ガラスの角度をコンコルドのバイザーとほぼ同じ 15 度に設定した上方視界は一般的な 20 度とし下方視界を５度に設定した前面ガラスで極端な不連続にならぬよう前胴を若干ドループさせたまたこれでは前方風防ガラスが大きすぎるので内側に耐圧風防を通常の位置に設け前面ガラスは単なる固定式バイザーとすることで重量軽減を図る A パイロットからの上方視界正面方向 20度 B パイロットからの下方視界正面方向 5度複座機の後席と同程度図 A-28 風防および機首形状の設定

7 ( カ ) 室内配置 1 初度設定案 SST にはエコノミークラスは不要との意見もあるが他機との機体規模の比較がし易い従来機並みの3クラス制を当初の標準座席配置とした座席幅や通路幅は他機例を参考に将来機としての居住性もある程度アピールできるような数値とした具体的にはビジネスクラスで他機平均値となるように座席幅通路幅を決定すると胴体径は 4.16m となり A320 より約 20cm 大きくなったその結果エコノミークラスでは他機より広くファーストは同等となったピッチは近年エアラインではフラットシートが導入され広くなる傾向にあるが SST は飛行時間が短くなることもあり機体メーカーの提示する標準仕様としては従来並みの 36~40 インチとしたトイレギャレーアテンダント数については旧 SST 研究での国内エアライン要求等を参考に決定した上部胴体は旧 SST のようなエリアルールでくびれた形状ではなく一定断面として客室配置のフレキシビリティを確保する方針をとった座席数は胴体前後の絞りが大きく客席配置には適さないため要求の 250 席を確保できず 226 席になった胴体長を延長して客室を大きくすると重量増を招くためひとまず 226 席を3クラスの標準配置としたこれとは別にプレミアム料金を取りやすい配置として全ビジネスクラス配置を検討したが 40 インチピッチで 147 席となった本機はいわゆる狭胴機であるがワイドボディールックの居住性を与えるため2 通路で配置とした座席数は減少するが高運賃に見合うゆったり感は差別化のための価値があると考えた 2 通路の場合問題となるのはオーバーヘッドストウェージビンで頭上スペースが少ないため通路からのアクセスを考えると外側座席上には設けられないそのため中央に大きめのビンを設置することにした高さを高くしてバッグを立てて ( または上下に2 個重ねて ) 収納できるようにしたビンは電動で上下する ( ドアは連動して開閉 ) ようにして重いビンを苦労して開け閉めしないでも済むようにするしかしこのストウェージビン配置は1 通路の場合は不可能なのでエコノミークラスとの組合せはできない全ビジネスまたはファースト+ビジネス配置のみ可能な方式である扉口サイズと個数を決めるため最も高密度なツアークラス配置 ( 全エコノミークラス ) も検討したその結果は 282 席であり TYPE A が2カ所 TYPE III が2カ所 ( 最大 290 席が可能 ) 必要となった 3-A-29

8 ( 図 ) 客室配置図 3-A-30

9 2 改定案初度設定の座席配置案を国内外のエアラインに提示して意見を聞いたところやはり現状の長距離路線でのビジネスクラスに使用されているレイフラットシートの 60 インチピッチと比べると 40 インチではいかにも狭いという意見が大多数であった SST では時間が短いので眠る必要はないという意見もあったが 5 時間以上の路線では 60 インチが必要とのことであるそれ以下であれば 50 インチでも良いとなったまたエコノミーではなくプレミアムエコノミー (PE) とすることファースト必要不要の両意見がありまた現状ではあまりビジネスクラスが多くとも 1 機でそれだけのビジネス客は取れないとの意見が多く全ビジネス機はオプションとするこれらから標準座席配置はビジネス /PE の2クラスとすることにした座席ピッチを広げていくと当然座席数が少なくなり経済性が悪化するこれまで平均運賃の 1.3 倍の運賃倍率を目標としてきたが出来るだけその倍率に近い運航費を達成できるようなクラス配列を検討しビジネス 60 インチを使用する長距離路線ではビジネス 60 席 PE88 席の 148 席となった扉配置等を詳細に検討すれば少し変わり得るので標準座席配置としては機体性能計算では 150 席クラスとしてビジネス 60 席 PE90 席で計算する一方 5 時間以下の飛行時間路線ではビジネスクラスを 50 インチとしてより多くの座席数が可能としたその結果 2 クラスでは 170 席が可能となった最大座席数を検討するため PE の 1 クラスで 36 インチピッチを設定したところ 220 席となったこの座席数であれば Type A 扉は必要ないので Type B に変更することにした Type B は A の 110 人に対し 75 人まで許可され Type III 翼上脱出口の 35 人と共に合計 220 人までとなる Type B は幅が小さいため軽量化に繋がる TYO - NYC PAR - SIN TYO - CHI TYO - PAR 1 往復 / 日 Route TYO - LAX PAR - LAX TYO - SYD TYO - YVR TYO - HNL PAR - NYC TYO - SIN TYO - BKK 1.5 往復 / 日 2 往復 / 日 HSTP M1.6 (M0.95 overland) Subsonic (M0.85) Flight Hour 5 時間以下の飛行なら 50 インチピッチのビジネス席で十分 5 時間以上の飛行には 60 インチピッチのビジネス席が必要 ( 図 ) 飛行時間とビジネス席の必要ピッチ 3-A-31

10 5 時間以上 5 時間以下 ( 図 ) 飛行時間と座席配置案 3-A-32

11 ( キ ) 超音速機用エンジン仕様の検討マッハ 1.6 では機体抵抗の増大に伴い必要なエンジン推力が増大し且つ高速飛行に伴うラム温度上昇により燃料消費率が悪化しこれらの積として燃料消費量が増大する従って巡航速度に対応したエンジン最適化が課題である最新の亜音速機と較べてバイパス比の低いターボファンエンジンとなるため排気ジェット速度が速くそのままでは騒音規定を満足できない離着陸時の排気ジェット騒音を Stage-4 以下にする最適エンジン仕様の検討を行った排気ジェット騒音低減方式としてエジェクタ方式シュート方式ミキサ方式及び排気速度制御方式について比較検討を実施し重量に若干デメリットがあるが騒音低減の効果が最も高いと予想されるエジェクタ+シュート方式としたなお高周波帯の騒音低減のため吸音ライナを装着する ( 表 ) 排気ジェット騒音低減方式の検討形式エジェクタ方式シュート方式排気速度制御方式 (P&W 方式 ) エジェクタ + シュート方式騒音低減効果 (-5dB 程度 ) (-5dB? 程度 ) (-6dB 程度 ) (~-10dB 程度 ) 重量離陸時のエンジン推力への影響開発リスク総合評価ミキサ方式は基本原理がシュート方式と同じであるため省略する 1エジェクタ方式排気ジェットのエジェクタ効果を利用して外部空気を排気ノズル内に引き込み質量流量を増加させることにより排気出口径を大きくし排気速度の低減を図る方式 2シュート方式排気ジェットを花びら型ノズル内に流すことにより多数の小さなジェットに分散し排気ジェット全体の表面積を拡大させるこれにより花びら型の機器の外側を流れる周囲流との混合を早め排気ジェット速度の減衰を促進する方式 3ミキサ方式排気ジェット内にミキサを挿入し排気ジェットを多数の小さなジェットに分散し排気ジェット全体の表面積を大きくすることにより周囲流との混合を早め排気ジェット速度の減衰を促進する方式で基本原理はシュート式と同じでありこれらの方式は現状の亜音速用エンジンの騒音低減手法としてよく用いられる方式 3-A-33

4 排気速度制御方式外側に速度の速い排気ジェットの流れ内側に速度の遅い排気ジェットの流れを作ることによりコアニュラ効果と呼ばれる現象により騒音低減効果を生み出す (a) エジェクタ方式 (b) シュート方式 (c) ミキサ式 (d) 排気速度制御方式 ( 図 3-1-2-19) 各種の排気ジェット騒音低減方式 H16 年度まではバイパス比 2.

12 4 排気速度制御方式外側に速度の速い排気ジェットの流れ内側に速度の遅い排気ジェットの流れを作ることによりコアニュラ効果と呼ばれる現象により騒音低減効果を生み出す (a) エジェクタ方式 (b) シュート方式 (c) ミキサ式 (d) 排気速度制御方式 ( 図 ) 各種の排気ジェット騒音低減方式 H16 年度まではバイパス比 2.0 のエンジンをベースに検討を行ったが H17 年度より HYPR/ESPR 研究によるデータを参考として用い更にバイパス比を高め燃費の改善を図っているまずエンジン径を出来るだけ小さくして重量増を抑え燃費騒音低減排出ガス低減等を考慮して 2 段ファン全体圧力比 OPR30 タービン入口温度 TIT1550 のサイクルを候補エンジン形態として選択したファン段数およびOPRは比推力やエンジン重量の観点から TITは騒音低減量やNOx 排出の観点からによるまず各種パラメータを振って最適値を検討した 1 全体圧力比 (OPR:Overall Pressure Ratio)= ファン圧力比 ( ファン段数 )=1 段 2 段としてチップ周速を変えて圧力比を変化 3 TIT=1,550 1,600 1,650 1,700 1,750 ( 地上静止時 ) 4 設計点を地上静止 (SLS:Sea Level Static) とし離陸推力要求に見合うエンジンサイズ ( ファン直径 ) を設定して検討を行った 5 バイパス比はファン圧力比 OPR TITからバイパス側とコア側の出口圧力のバランスがとれる設定とした飛行プロファイル上での推力を満足させると 1 段ファンではTITが最大状態となりタービンの寿命という点では厳しい 2 段ファンではTITが離陸時で最大となり超音速巡航時には低くなるので亜音速用エンジンと同じとなる 2 段ファンがチップ周速を低減でき SFC 比推力などの点で望ま 3-A-34

13 しいエンジン形態となるまたエンジン性能による機体の最大離陸重量への影響感度係数を設定し評価を行ったその結果 SFCが最も影響が大きいことが判明したしかしながらエンジン直径は大きすぎると搭載が出来なくなるため重量感度は低くとも現実的なサイズにしなくてはいけない SFCに対する感度: 2.19 (%/%) (M2.2では1.95) エンジン推重比に対する感度: 0.45 (%/%) (M2.2では0.52) エンジン直径に対する感度: 0.25 (%/%) (M2.2では0.30) ( 図 ) エンジンおよびナセルの寸法図エンジンの規模は母機の機体規模により変化するが第 1 次の検討のベース用のエンジンとしてファンチップ周速 427m/s OPR=30 TIT=1550 でMTOWの減少が大きく最終諸元をファン径 =2.5m BP 比 =3.41 エジェクタL/D=0.73( 長さ1.83m) としたエンジン重量はエジェクタ込みで8トン /1 基このエンジンサイズは機体と組み合わせての最適化の中で変化し最終的なサイズが決まる大きな変化があるときにはエンジン内部の空力的な条件が変わるため再度サイクル計算が必要となる現在は要求仕様のエアラインコメントに基づく見直し飛行ミッションプロファイルの最適化等により機体規模が減少しエンジン諸元はファン径 =2.1m BP 比 =3.41 エジェクタL/D=0.73( 長さ 1.5m) エンジン重量はエジェクタ込みで5.5トン/ 基となっている 3-A-35

14 ( ク ) 目標機体仕様のアップデートこれらの室内配置や空力特性最適化やエンジン仕様検討の成果を取り入れて機体仕様をアップデートした新目標機体を設定するに当たって以下のように設定を変更したペイロード:250 席 (F22 B76 E152) 150 席 (B60 PE90) 着陸時残燃料:33.3% 25% 上昇プロファイル: 離陸終了時から巡航開始までを Specific range 最大のパスに設定リザーブ区間:Alternate 距離 : nm Holding 高度 :10,000 1,500ft これらのパラメータを入力して機体諸元検討を行い目標機体を設定した E / G 機体諸元機体性能静止最大推力 (ISA, SL, 1 基当り ) kn/eg 257 ( 57,883lbf/EG) エンシン重量 ( エシェクタ込 1 基当り ) kg/eg 5,531 ( 12,194 lb/eg) 主翼面積 m ( 6,110 ft^2) 水平尾翼面積 m ( 860 ft^2) 垂直尾翼面積 m ( 531 ft^2) スハン m ( ft) MTOW ( 最大離陸重量 ) kg 224,736 ( 495,453 lb) MLW ( 最大着陸重量 ) kg 126,075 ( 277,945 lb) MZFW ( 最大ゼロ燃料重量 ) kg 101,517 ( 223,804 lb) OEW ( 運航空虚重量 ) kg 77,921 ( 171,785 lb) Mission kg 131,547 ( 290,009 lb) ヘ Mission kg 15,268 ( 33,660 lb) Max Payload (=MZFW-OEW) kg 23,596 ( 52,020 lb) kg/ m ( 81.1 lb/ft^2) kg/ m ( 45.5 lb/ft^2) 燃料タンク容量外翼タンク ( ルート~チッフ ) little 103,837 ( 27,431 USG) 胴体タンク ( 中央翼トリムタンク ) little 66,266 ( 17,506 USG) 離陸滑走路長 ( 要求 11,000ft 以下 ) m 2,120 ( 6,956 ft) 巡航開始時上昇率 ( 要求 300ft/min 以上 ) m/min 137 ( 448 ft/min) アフローチ速度 ( 要求 145kt 以下 ) kt ( 269 km/h) 燃料タンク余裕 ( 要求 0 以上 ) USGal 14,269 ( 3,769 USG) SOI 70 装備重量 (ton) 燃料ヘイロート SOI 装備 ( 発動機を含む ) 構造燃料ヘイロート SOI 装備構造重量 (ton) 発動機脚胴体尾翼主翼 SOI 装備発動機脚胴体尾翼主翼 0 0 H21 目標機体 ( 図 ) 機体重量内訳グラフ 3-A-36 H21 目標機体

15 第 1 超音速巡航は 40,000ft から開始し燃料減少と共に高度を上げていくその後一旦亜音速巡航のために 39,000ft まで降下して一定高度で飛行するその後また第 2 超音速巡航のため速度高度を上げるエンジン出力は超音速巡航中はほぼ 100% 出力である高度 ( 100ft) 超音速巡航亜音速巡航超音速巡航 ,000 2,000 3,000 4,000 5,000 6,000 7,000 飛行距離 (nm) エンジンレーティング (%) 120% 100% 80% 60% 40% 20% 超音速巡航亜音速巡航超音速巡航 0% 0 1,000 2,000 3,000 4,000 5,000 6,000 7,000 飛行距離 (nm) ( 図 ) 飛行高度とエンジンレーティング超音速では L/D 最大値よりわずかに下で飛行する H21 M0.95 巡航 10 L/D H21 M1.6 巡航 H21(M1.6, 40000ft) H21(M0.95, 39000ft) CL ( 図 )CL-L/D 3-A-37

16 この機体のペイロードレンジチャートを示す標準の 150 席では 6,000nm であるが最大座席数の 220 席では 5,500nm まで低下する一方全ビジネス 104 座席であれば 6,300nm が可能となる 25,000 20,000 Optional 220 seats(all Premium Economy) H21 HST(HST2112) F: First B: Business PE: Premium Economy Payload Weight (kg) 15,000 10,000 5,000 0 Standard 150 seats (B:60, PE:90) Optional 118 seats (F:6, B:62, PE:50) Optional 104 seats (ALL Business) Standard 150 seats :6,000nm Optional 118 seats :6,200nm Optional 104 seats :6,300nm Optional 220 seats :5,450nm ISA+5C/NO WIND 5% TRIP FUEL ALLOWANCE, 30min HOLDING 200nm DIVERSION PAYLOAD (First 242lb, Business 231lb, Economy 220lb) 0 1,000 2,000 3,000 4,000 5,000 6,000 7,000 8,000 Range (NM) ( 図 ) ペイロードレンジチャート次にこの新目標機体の三面図を作成するため各コンポーネントの配置を検討した胴体形状は座席数は減ったが座席配置を変えただけであり形状はこれまでと変更はない主翼も平面形は H18 年度に設定した形状を踏襲しており ( 翼断面は改訂 ) それを相似形で伸縮している問題はエンジンナセルの位置であるナセルが主翼に比較して非常に大きく主脚より外側に付ける必要があるため主翼に対して取り付け位置の調整代がほとんど無い主翼面積エンジンナセル位置は主翼前縁フラップと主脚からクリアランスを保ってぎりぎりまで近づけることにより主翼後縁からのノズル突き出しをできるだけ小さくするようにしたそれでもエンジン位置は主翼桁間に対してかなり後ろにきてしまいエンジン支持ストラットの設計が非常に難しいエンジン取り付け構造は今後検討が必要であるエンジン取り付け部の主翼地上高 ( 図 ) 脚位置と主翼上半角はエンジンノズルと地面とのクリアランス余裕を保つように上下位置を決定するこの位置で主 3-A-38

脚の長さが決まり横方向の脚位置を調整するエンジン位置はそれにまた影響される現在の第 1 キンク部は翼根から少し上反角が付いている外翼は水平としたのでいわゆるガル翼となっている ( 図 3-1-2-26) 脚位置と主翼上半角 ( ケ ) 脚方式と配置本機は重量こそ広胴機並みであるが胴体は狭胴機であるため広胴機並みの主脚を用いることは出来ない旧 SST ではウイングギアとボディギアの4

17 脚の長さが決まり横方向の脚位置を調整するエンジン位置はそれにまた影響される現在の第 1 キンク部は翼根から少し上反角が付いている外翼は水平としたのでいわゆるガル翼となっている ( 図 ) 脚位置と主翼上半角 ( ケ ) 脚方式と配置本機は重量こそ広胴機並みであるが胴体は狭胴機であるため広胴機並みの主脚を用いることは出来ない旧 SST ではウイングギアとボディギアの4 本脚であったがそのため脚室部による主翼と胴体の切り欠きが大きくなり主翼桁間が小さく重量が増大するという欠点があったそのため8 輪ボギー方式で車輪サイズを小さく抑えて (737 サイズのタイヤ ) 胴体に格納できるサイズとし 2 本脚のみで成立させる方式とした最大 RAMP 重量は FAR25 に従って MTOW の 1.07 倍とした ( 25 図主脚車輪数と最大離陸重量の関係 1 20 主脚車輪数 ( 輪 ). 2-3 ) サイズ H44.5x サイズ H46x サイズ 52x21.0R-22 最大離最大離陸重量 (MTOW) (ton) ( 図 ) 最大離陸重量と主車輪のサイズと数 MTOW が減少したのでこれまでの用タイヤ (H44.5x ) の8 輪から ER 用 (H46x ) の 6 輪ボギー化が可能となった脚引き込みメカニズムのシンプルさと車輪間隔を狭く出来ることからこれまでの縦置き格納 3-A-39

18 方式を改め通常の機体と同様な横置き格納方式とした脚格納部の長さが縦置き方式より約 400mm 短くなるので燃料タンク容量が約 10m 3 増加するこれは全燃料タンクの約 5% に相当するこの分胴体燃料タンクを削減できるなお脚柱長さからするとさらに後方に格納することが可能で脚の斜め引き込み角度を小さくできるがこれ以上桁間を小さくしたくないため後方隔壁位置を不変とした ( 図 ) 主脚方式の検討一方車輪は胴体内には納まりきらないので機外に張り出してしまう超音速機としては付けたくないが脚フェアリングがどうしても必要になる車輪縦置きの方がフェアリングは小さくなるのだが主翼内への脚柱の納まりを考慮すると車輪位置を下げねばならずフェアリングも大きくなるので横置きでも大差ないと考える CFD により縦置き脚フェアリングの抵抗増分を解析したところ 1.4 カウント程度であった ( 図 ) 主脚格納方式 ( コ ) 燃料タンク容量配置の検討燃料タンクは主翼の最外部を除いて桁間全てとするがエンジン上部はドライエリアとする胴体下部は当初は主翼前端から後桁位置までを燃料タンクと考えていたが機体検討の進捗により燃料量が減少してきたので脚室後方の桁間上部と後方のトリムタンク部以外は必要なさそうである主翼桁間貫通部は主翼上面外板を与圧面とするためその上を燃料タンクとする場合はバグタンクになる後方トリムタンクも床を耐圧壁にするのは重量増加となるので現状長距離機のような別の胴体内燃料タンクを設置することになろう燃料タンク容量 ( 前方トリム+メイン ) は 210.3m 3 ( メインタンクが 155.5m3 前方トリムタンクが 54.8m3) となり標準ミッション必要燃料容量である 209.6m 3 を満たしている 3-A-40

( 図 3-1-2-30) 燃料タンク分布飛行中の重心調整は燃料の移送によって行われる

19 ( 図 ) 燃料タンク分布飛行中の重心調整は燃料の移送によって行われるそのため主翼の前方は前方トリムタンクとし胴体の耐圧隔壁の前後に後方トリムタンクを設ける離陸時はトリム用の燃料は前方トリムタンクにあり速度上昇に伴って後方トリムタンクに移送される大量の燃料を高速に移送する技術も必要となる ( 図 ) 燃料移送による重心調整 3-A-41

20 ( サ ) 構造配置次に三面図を元に構造配置を検討した重量軽減の為主要構造は基本的に複合材構造とするマッハ 1.6 では耐熱性の問題が無いためエポキシ系複合材が使用できる但しエンジンや APU 近傍等の高温部では耐熱複合材の使用が必要になる可能性もあるその他の脚取付部等の大荷重部や扉口結合金具等はチタン合金等の金属構造となる胴体構造はスキンストリンガ構造でフレームピッチを 23 インチに設定した扉口は非常脱出要求から当初は Type A を前後に二カ所 Type III を翼上に二カ所設けた最前方の Type A 扉 ( 幅 42 インチ ) は乗降口としての機能性から高さを 74 インチ ( 規定は 72 インチ ) とする後に最大乗客数を 220 席に減少したため前後の乗降口は一回り小さい Type B( 幅 32 インチ ) に変更した胴体後方の耐圧隔壁は平板タイプとしその後はトリム用の燃料タンクとする主翼はマルチスパー構造としストリンガとリブ間隔は出来るだけ広くする上反角の無い主翼であるためコンコルドの様に前後方向を分割して左右翼の一体成形を可能にする但し外翼先端部は翼厚も薄く燃料タンクとしないためフルデプスハニカム構造となる可能性が高いので別構造としてスプライスすることになろう水平尾翼はオールフライングテールとし構造は垂直尾翼とも通常の二本桁とスキンストリンガ構造で前後縁はハニカムサンドイッチ構造である構造分野の要素研究として主翼構造の検討に取組んでおり構造配置の最適化により重量の最小化を図るまた主翼厚みを増加させて重量軽減を図ることも空力抵抗解析とタイアップして検討している今後その成果を取り入れてさらに構造様式を改善していく予定である 3-A-42

21 3-A-43 ( 図 ) 目標機体の三面図

22 3-A-44 ( 図 ) 目標機体の構造線図

23 線1 1.5 往復 / 日路( シ ) 運航生産性現在の法律ではソニックブームを発生する陸上超音速飛行は許されていないため海上のみマッハ 1.6 で飛び陸上は音速以下のマッハ 0.95 で飛ぶ設定になっている従ってルートによって時間短縮率が変わってくるほとんど海上を飛ぶことが可能なニューヨーク-パリ線や東京 -ロス線等ではマッハ 0.85 亜音速機に対し時間短縮が 40~45% となりその分年間運航回数は増加するので亜速機に対し約 25% 前後の運航生産性向上となる一方東京 -ニューヨークや東京 -パリのような陸上の多い路線等では時間短縮が 30% 程度にしかならず運航生産性は亜速機に対し 10% 程度のアップに留まる対象路線全体では運航生産性は平均 17% 程度の向上となるであろう往復 / 日往復 / 日飛行時間 ( 図 ) 超高速機による飛行時間短縮と運航効率向上ニューヨーク-ロンドンパリ等の大西洋横断路線は最も需要の多い路線であるほとんどが海上であるため超音速機の利点が最も活かされコンコルドも最後はこの路線だけを飛んでいた 7 時間の距離が 4 時間強で飛行できるため 1 日 2 往復が可能となり亜音速機 2 機分の働きをすることになる機体価格は高くなるがその半分で賄えるということになる東京 -ニューヨーク等の長距離路線でも1 日 1 往復が可能となり機体を到着地にステイさせる必要がないまた飛行時間短縮により交代乗員を乗せる必要が無く人件費の軽減とともに機体にクルーレスト ( 乗員休憩室 ) を設ける必要もないまた 2 都市間だけでなく 3 都市 4 都市を結んで運航することにより機材を効率的に使える 3-A-45

ようになる長い区間と短い区間を組み合わせば機体の開いている時間を出来るだけ少なくすることが出来る現在は多国間を1 社が自由に路線設定することは出来ないがオープンスカイが広まれば将来そのような運航も可能となるであろう ( 図 3-1-2-35)

以内の都市を1つの都市で代表 ( パリにはフランクフルトやアムステルダムを含む日本は東京のみ ) させて 86 路線を選定した ( 代表 86 路線と呼ぶ ) 2025 年時点でのこの路線の潜在旅客数は約 4 億 5 千万人であり

24 ようになる長い区間と短い区間を組み合わせば機体の開いている時間を出来るだけ少なくすることが出来る現在は多国間を1 社が自由に路線設定することは出来ないがオープンスカイが広まれば将来そのような運航も可能となるであろう ( 図 ) 多都市間運航の検討 ( ス ) 市場性評価需要予測にあたって超高速機の潜在旅客数の増加予測を行った超高速機に適した路線を選定するため 1,100nm 以上の世界の路線から交通量の多い 545 路線を抽出したさらに予測の簡便化のため 1,000km 以内の都市を1つの都市で代表 ( パリにはフランクフルトやアムステルダムを含む日本は東京のみ ) させて 86 路線を選定した ( 代表 86 路線と呼ぶ ) 2025 年時点でのこの路線の潜在旅客数は約 4 億 5 千万人であり大西洋横断路線とアジア域内路線の伸びが大きいことが判るまた有償旅客距離 RPK( 旅客数と路線距離 km を掛けたもの ) でいうと 2025 年で約 2 兆 9 千 3 百億人 km となり全世界の有償旅客距離の約 28% に相当するこのように長距離路線のみの対象機といえども市場規模は充分に大きいと言える 3-A-46

( 図 3-1-2-36) 代表 86 路線の旅客伸びの予測超高速機では亜音速機に較べて燃費の悪さや重量増から運航費が増大するのは避けられないしかし高速性による利便性から運賃が上昇しても利用する旅客は存在しそれは短縮時間に対する運賃上昇の許容値すなわち時間価値で決まってくるこれは個人個人で変わってくるので幅があるが平均運賃の 1.

25 ( 図 ) 代表 86 路線の旅客伸びの予測超高速機では亜音速機に較べて燃費の悪さや重量増から運航費が増大するのは避けられないしかし高速性による利便性から運賃が上昇しても利用する旅客は存在しそれは短縮時間に対する運賃上昇の許容値すなわち時間価値で決まってくるこれは個人個人で変わってくるので幅があるが平均運賃の 1.3 倍程度であれば成立すると考えられるこの時の平均運賃とは乗客が支払っている実際の運賃の全平均 ( ファーストからエコノミまで含めた ) のことでありいわゆる正規運賃のことではない従ってかなり低い運賃であるつまり乗客一人当たりの運航費が競合する亜音速機の 1.3 倍以内なら良いことになる亜音速機も年々経済性が向上するので常に厳しい競争にさらされるだろう比較対象機として座席数のほぼ同等な亜音速機ボーイング 787 を選定し運賃比較を行った路線によって差があるが代表 86 路線網全体では運賃比は約 1.33 倍となったまた需要機数は約 1,650 機となったこれは座席数を以前の目標機体の 250 席クラスとした場合であるので座席数を減少させていくと当然座席数当たりの機体価格が上昇していくので運航費 / 席は増加しシェアと需要機数は減少する現在はエアライン調査結果を基に座席数を減少させて客席幅ピッチを増大させた居住性の良い客室配置を持った機体へ目標機体を改善したそのため座席数当たりの運航費は増加してしまうが運賃単価の高いビジネスクラスの比率を上げまたエコノミークラスを止めてプレミアムエコノミークラスにすることにより充分カバー可能と考えている 3-A-47

26 1.5 2, ,750 運賃倍率需要機数 1, , 燃料費 ($/ ガロン ) 1, 燃料費 ($/ ガロン ) ( 図 ) 超高速機の燃料価格による運賃倍率と需要機数予測これらの市場性検討と機体仕様等に対するエアラインの評価を探るため内外の代表エアラインへの訪問調査を行った結果は巡航速度をマッハ 1.6 に設定したことに対してはほとんどのエアラインが賛意を示したしかし座席数や航続距離についてはエアラインの持つ路線によって様々な希望があり仕様決定の難しさを伺わせる運賃については 1.3 倍以内なら許容できるとする意見が多かったまた客室配置については身近であるため最も多くの意見が寄せられ超音速機といえども現状長距離機並の居住性が要求された座席ピッチはビジネスクラスでレイフラットに必要な 60 インチが必要であるが 5 時間以下なら狭くとも良いとのことエコノミー客は高い料金を払わないのでビジネス客を対象とすべきことプレミアムエコノミークラスを作るべきとの助言を得たファーストクラスは不要という意見とやはりステータスのためにも必要との 2 つの意見に別れたのでオプションとして 3 クラス案も用意することが必要であろう全ビジネスクラスについては座席数が多いため 1 機でそれだけのビジネス客を集められないという意見があるしかしこれは現状の需要からの意見であり将来は増加する可能性があると考える現に大型機を全ビジネスクラスで運航するエアラインも現れてきている全ビジネス配置もオプションとして用意すべきである今後も前記の運航性検討とともにさらに運賃実態調査や運航費推算エアラインとの意見交換を重ね市場性調査を進めていく予定である 3-A-48

27 ( 表 ) マッハ 1.6 機に対する国内外エアラインの意見概要 SST 全般 : 速度 : 航続距離 : 座席数 : 運賃 : 環境性 : 居住性 : 経済性さえ良ければ利便性から将来性があるマッハ1.6で良い 1 機で亜音速機の2 機分の運航ができ効率的 6,000nm(11,120km) 程度を直行便可能な航続距離が必要 100~300 席が適当平均運賃の30% アップ程度以内なら乗客は速度向上を選択するだろう騒音排ガス等の規制値を満足することビジネスクラスを中心とするべきエコノミークラスは不要プレミアムエコノミーなら有り得る 5 時間程度以上の飛行ではビジネスクラスにフラットシートが必要 3-A-49

わが国における超音速輸送機実用化検討について

資料 2-2 わが国における超音速輸送機実用化検討について平成 21 年 8 月 6 日 ( 財 ) 日本航空機開発協会 1 1. 財団法人日本航空機開発協会の概要昭和 48 の設立以降現在までボーイング社との国際共同開発の日本側中核として機体メーカーを取りまとめ 767 および 777 開発事業を成功させ平成 16 年より 787 開発事業を開始したこの他に民間輸送機の市場調査を継続して行うとともに