2020年度第1回超電導応用研究会シンポジウム「将来の電動航空機の概要と周辺技術の動向」
日時：2020年12月15日（火）13:00~17:00
於：オンラインミーティング形式

電動航空機の背景と概要

発表内容
１ ．航空機で電動化等新技術が求められる背景
２ ．推力の発生・推進効率
３ ．分散推進（コア分離ファン）
４．水素燃料航空機（水素燃料の利用）
５ ．航空機の推進動力の電動化
６ ．超電導機器の適用への期待（まとめ）

国立研究開発法人 宇宙航空研究開発機構 航空技術部門

岡井 敬一
2

１.航空機で電動化等新技術が求められる背景

１.航空機で電動化等新技術が求められる背景
長期目標を達成させるため、推進・熱（・伝達）効率を向上させる必要Q in = m f LHV

NASA N3-X

入力エネルギ[J/s]=燃料流量[kg/s]×発熱量[J/kg]

𝜂0 =𝐹𝑢𝑚ሶ𝑓 𝐿𝐻𝑉

発生動力
入力動力
推進動力
𝜼𝒑𝒓 =発生動力

𝜂𝑡ℎ =✓ CO2排出低減目標達成のためには、電動化、燃料更新（バイオ（・合成）燃料、水素燃料）が期待✓ 2010年代初め頃、NASAやEUなどは想定機体設定などで目標設定
航空機電動化

将来ビジョンhttps://www.aero.jaxa.jp/about/hub/eclair/pdf/eclair_vision.pdf✓ 推進効率を中心に、エンジン性能の基本に関する説明（を簡潔に）
Sizmann and A.,Kuhn, H., Advanced Batteries for Future Aviation: Problems, Progress and Perspectives,
Europe-Japan Symposium "Electrical Technologies for the Aviation of the Future," March, Tokyo, Japan.

２.推力の発生・推進効率

２.推力の発生・推進効率(1) 推力(1) 推力F

羽ばたきと異なり、固定翼による（空気力を用いた）揚力発生→必ず抗力（にくわえ機体胴体抗力も）発生→前進するには抗力に見合う前向きの力を発生させる必要→エンジン推力-F𝐴𝑒𝑢𝑢𝑒

航空機の推進力 機体が力 F を受ける
枠内が作用・反作用から同じ大きさ反対向きの力を受ける。
この力を踏まえて、エンジンによって取り込まれて吐き出される空気の立場で関係式を考える。
𝜌𝑉 𝐴 = 𝑚ሶ𝑥𝐴𝑭 = 𝒎ሶ 𝒆 𝒖𝒆 − 𝒎ሶ 𝟎 𝒖

𝜌ඵ 𝑉𝑥 𝜌 𝑉 ∙ 𝑛 𝑑𝐴 = ෍ 𝐹𝑥
𝐶𝑆

エンジンの推進力が、入口出口の運動量流束（質量流量×速度）で表されること。
[N][kg/s] [m/s]・一様に近い流管・Aから入って1秒間に進む距離はVx・1秒間に出入りする体積はA Vx
・その質量は密度を乗じて𝜌A Vx

𝑜𝑛 𝜎（時間変化のない場合）
5

ඵ 𝑉𝑥 𝜌 𝑉 ∙ 𝑛 𝑑𝐴 ඵ 𝑽𝒙 𝝆 𝑽 ∙ 𝒏 𝒅𝑨 = 𝑚ሶ 𝑒 𝑢𝑒 + 𝜌𝑢 𝐴 − 𝐴𝑒 𝑢 − 𝑚ሶ 0 𝑢 − 𝜌𝑢 𝐴 − 𝐴𝑖 𝑢
𝑪𝑺𝐶𝑆= 𝑚ሶ 𝑒 𝑢𝑒 − 𝑚ሶ 0 𝑢 + 𝜌𝑢 𝐴𝑖 − 𝐴𝑒 𝑢
運動量流束[N]（入口出口）の差 = 𝒎ሶ 𝒖 − 𝒎ሶ 𝒖𝒆 𝒆ඵ 𝜌 𝑉 ∙ 𝑛 𝑑𝐴

２.推力の発生・推進効率(1) 推力𝟎𝜌𝑒 𝑢𝑒 𝐴𝑒 + 𝜌𝑢 𝐴 − 𝐴𝑒 − 𝑚ሶ 𝑓 -𝜌𝑢𝐴𝑖 − 𝜌𝑢 𝐴 − 𝐴𝑖 = 0𝑚ሶ 𝑓 + 𝑚ሶ 0 = 𝜌𝑒 𝑢𝑒 𝐴𝑒
定常の場合の連続の式
𝐶𝑆ඵ 𝑉𝑥 𝜌 𝑉 ∙ 𝑛 𝑑𝐴 = ෍ 𝐹𝑥
𝐶𝑆𝑚ሶ 0 = 𝜌𝑢𝐴𝑖

ඵ 𝑉𝑥 𝜌 𝑉 ∙ 𝑛 𝑑𝐴 = 𝑚ሶ 𝑒 𝑢𝑒 − 𝑚ሶ 0 𝑢
𝐶𝑆෍ 𝐹𝑥෍ 𝐹Ԧ =F −(𝑝𝑒 − 𝑝0 )𝐴𝑒𝑜𝑛 𝜎𝑜𝑛 𝜎𝑉𝑥

F𝑜𝑛 𝜎෍ 𝐹Ԧ =F −(𝑝𝑒 − 𝑝0 )𝐴𝑒𝑜𝑛 𝜎= 𝑚ሶ 𝑒 𝑢𝑒 − 𝑚ሶ 0 𝑢 + (𝑝𝑒 − 𝑝0 )𝐴𝑒𝑚ሶ 𝑓 + 𝑚ሶ 0 ≅ 𝑚ሶ 0 燃料流量が相対的に小さいのでほぼ入口空気流量に等しいとすることが多い

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２.推力の発生・推進効率

２.推力の発生・推進効率(2) 推力動力(3) エンジンの発生動力
動力

𝑊𝑗 = 排気噴流の運動エネルギー − [流入空気の運動エネルギー]= 𝑚ሶ 0入口での運動エネルギ（動力） 出口での運動エネルギ（動力）KE＝kinetic energy[W]☆= 𝑊𝑝𝑟 +→ 質量流量で動力 〕[J/kg]・ [kg/s] =[J/s]=[W]𝑚ሶ 0(𝑢𝑒 − 𝑢)2 [W]
2F:推力[N]

３. 分散推進（コア分離ファン）u: 機速η0= ηT ∙ηP ∙ηtrans(4) 推進効率と無次元推進動力

𝜂𝑇 =𝑊𝑗𝑄ሶ 𝑖𝑛𝜂𝑃 =𝐹𝑢2
⇒𝑊𝑗𝑢𝑒 Τ𝑢 + 1

𝑊𝑗 : 発生動力[W].

効率を見る
𝑊𝑗𝑚ሶ (𝑢𝑒 −𝑢)×𝑢

η：効率
ηT :熱効率ηtrans :伝達効率（従来エンジン～1）ηp : 推進効率

Q in : 入力動力[W]Fu: 推進動力[W]= 𝑚ሶ 0 02(𝑢𝑒 −𝑢)(𝑢𝑒 +𝑢)
𝑢22𝑢𝑢𝑒==𝑢𝑢𝑒 +𝑢1+𝑢𝑒

𝑊𝑝𝑟
𝑊𝑝𝑟

=𝑚𝑎𝑥

☆

より多くの空気（流量）を少ない加速Δu
ムダ分
無効なエネルギーを減らすには、
10𝑚ሶ 0 ↑𝑢𝑒 − 𝑢↓9２.推力の発生・推進効率

𝑊𝑝𝑟𝑚ሶ 0(𝑢𝑒2 − 𝑢2 )[W]2𝑚ሶ 0𝑢𝑒2 − 𝑢2 − 𝑊𝑝𝑟2𝑚ሶ
= 0 {𝑢𝑒2 −𝑢2 − 2𝑢 𝑢𝑒 − 𝑢 }2𝑚ሶ
= 0 (𝑢𝑒2 −𝑢2 − 2𝑢 ∙ 𝑢𝑒 + 2𝑢2 )2𝑚ሶ= 0 (𝑢𝑒2 +𝑢2 − 2𝑢 ∙ 𝑢𝑒 )2𝑚ሶ= 0 (𝑢𝑒 − 𝑢)2 より
2= −𝑚ሶ 0 (𝑢 − 𝑒 )2 +𝑚ሶ 0 𝑒

𝜂pr =≅

ここで、⚫ 推力F[N]の作用下で、速度uで飛行
動力＝仕事率
pr: propulsion 推進
𝑊𝑝𝑟 W = 𝐹 ∙ 𝑢 [N][m/s][J/s]=[W]= 𝑚ሶ 0 (𝑢𝑒 − 𝑢) × 𝑢[W]𝑢𝑢2
24𝑢2𝑢
最大値 = 𝑚ሶ 0 𝑒 @ 𝑢 = 𝑒42𝑣2〔単位質量の運動エネルギー2(1+𝑓) 21𝑢𝑒 − 𝑢222(燃焼効率～1を仮定)
バイパス比：ファンからいかに多くの空気流量を通すか𝑚ሶ 0 (𝑢𝑒 −𝑢)×𝑢

Bypass flow𝑢24𝑚ሶ 0 𝑒𝑚ሶ 𝑏𝑢𝑢= 4 (1 − )
𝑢𝑒𝑢𝑒

𝑚ሶ 𝑐

Core flow𝑢ൗ𝑢𝑒
現代のエンジンは、推進効率を高めるために、より多くの空気（流量）を少ない加速Δuさせている。

11

ターボファンエンジンの形式を（仮想的に）仮定して、バイパス比を変化させる➮現実にはバイパス比の制約

JAXA 空と宙 No.36

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３. 分散推進（コア分離ファン）
小さいコアが大口径のファンを駆動
し大半の推力発生
 高バイパス比ターボファンエンジン
制約： bpr ~ 10軸直結式ターボファン(DDTF)
ギアドターボファン(GTF)

４．水素燃料航空機（水素燃料の利用）☞小島氏講演

3:1
1:4

水素利用、その利点と課題

コアとファンを別配置にする解

オープンロータ?

・ファンの口径に対する幾何学的制約
・圧縮機翼高さの制約
・軸重量の制約
・潤滑の難易度・タービン・ファンのミスマッチ

・希薄燃焼が安定して可能・純粋燃料より、寿命が長くなる
・燃焼特性より燃焼器を小型化出来る・冷却空気を減らすことが出来る・エンジンにとっては良いことづくめ
・機体の構成に難点（タンクの扱い、大型化翼面荷重）

JAXA 空と宙 No.40

132011４．水素燃料航空機（水素燃料の利用）
水素利用、その利点と課題

JAXA-SP-08-005 水素燃料航空機の国内外検討調査

４．水素燃料航空機（水素燃料の利用）
水素利用、その利点と課題
JAXA-SP-08-005 水素燃料航空機の国内外検討調査②④

主要な技術課題

大きな利点がある一方課題も多い。
扱いにくい極低温は超電導と親和性
Okai, K., Long Term Potential of Hydrogen As Aviation
15
Fuel, ICAO Environment Report 2010, pp. 164-166①

１．燃料消費は改善
２．空虚重量増大（大型化）
３．最大離陸重量は低減
４．揚抗比悪化（翼が小さく構造的にも問題）

1. Brewer, G. D., Hydrogen Aircraft Technology, CRC Press, (1991).
2. Guynn, M. D. and Olson, E. D., NASA/TM-2002-211926, (2002).
3. Westenberger, A.,” AIAA 2003-2880.

③４．水素燃料航空機（水素燃料の利用）
エンジン性能改善は見込めるか？
欧州の検討例

４．水素燃料航空機（水素燃料の利用）
極超音速ターボジェットエンジン技術の展開⇒亜音速水素燃料航空機 ⇒電動ハイブリッド航空機・・・

1

NASA N3-X

𝜂0 =𝐹𝑢𝑚ሶ𝑓 𝐿𝐻𝑉

Q in = m f LHV
𝟏𝟏ൗ
𝟑ηthxηtrans

0.9

𝟏
𝟑0.8

極超音速飛行☞冷却に極低温水素活用

0.7
SEC 400[kJ/kN/s]

電動ハイブリッド推進
Advanced DDTF
500/GDTF
0.5600
オープンロータ―
既存 DDTF 700

0.60.40.7

𝑆𝐸𝐶 = 𝑆𝐹𝐶 × 𝐿𝐻𝑉

亜音速飛行☞超電導機器に
極低温水素活用

800

0.80.91

ηprop
SEC等高線で示した効率の関係✓ 液体水素燃料は低位発熱量の大きさから燃料消費量（搭載質量）を低減する可能性✓ CO2排出低減には大きく貢献（排出ゼロ）✓ エンジンそのものの性能向上には大きくは寄与しない。➮電動化✓ 長期的視点にたった目標に合致するエンジン性能は従来エンジンより大きく改善要。
JAXA-SP-08-005 水素燃料航空機の国内外検討調査

Kim, H. D., Felder, J. L., Tong, M. T. and Armstrong, M., Revolutionary Aeropropulsion Concept
for Sustainable Aviation: Turboelectric Distributed Propulsion, ISABE-2013-1719

旅客機向け全/部分電動化推進系の検討例
電動化によって、これまでできなかった推進系の配置・形態が実現可能
推進効率向上、熱効率向上
部分ターボ電動推進

2011

５.航空機の推進動力の電動化

５.航空機の推進動力の電動化

ハイブリッド
電動推進

JAXA 空と宙 No.40

機体・エンジン統合効果によって、燃費改善効果が大きければエンジン重量の増大を許容可能
現状のモータの能力（比出力）では困難、超電導技術への期待☞山北氏講演

ターボ電動推進

構成検討例

Boeing SUGAR-Volt
hFan

NASA
Starc-ABL
AircraftBoeing SUGAR phase II
LNG+2045GT+SOFC +BLI

JAXA
Emission-Free
Aircraft

NASAN3-X /ブレゲーの式

𝐿/𝐷𝑢19𝑢𝑊

岡井敬一, 正木亮好, 鶴田亮祐, 大串正太郎, 水鳥聖也, 河野雅大, 西脇大貴, 佐藤哲也, 正木
大作, 推進ファン埋め込みによる機体エンジン統合効果の実験・数値解析による評価,
2A04, 日本航空宇宙学会第59回飛行機シンポジウム (2020).

６．超電導機器の適用への期待（まとめ）✓ 航空機の燃費性能の改善を大きく担ってきたエンジン性能は、さらに大きく向上させることは難しく、エンジンシステムの構成の変更が求められる。
✓ バイパス比の更なる増大（GTF (Geared Turbo Fan)が一つの解）には、動力発生用コアと推進ファンを分離・ファン分散化が理想 実現の手段としての電動化 【機体形式の変更（BWB (Blended Wing Body)など）なども要求しハードルが高い】✓ CO2低減の観点からは、ジェットエンジンの水素燃料化が脚光を浴びている。
燃料消費量（質量）の低減が期待され、軽量化、燃料消費低減とともに、飛行時CO2排出ゼロのため、CO2低減の手段といえる。ただし、エンジン性能の大きな改善がみられる（エネルギー消費低減の観点）わけではない。極低温
液体水素の利用は超電導技術の利用に親和性がある。
✓ 推力アシストなど、飛行時の消費エネルギ低減（効率向上）の観点から、段階的な推進電動化が求められる。このためには、許容可能なエンジンシステム重量である必要があり、高性能・軽量機器としての超電導技術が期待される。