XF9-1 エンジンの概要
Overview of XF9-1 Engine
松本祐

太

航空・宇宙・防衛事業領域防衛システム事業部開発部

主幹

鈴木一

裕

航空・宇宙・防衛事業領域防衛システム事業部開発部

主査

木村建彦

航空・宇宙・防衛事業領域防衛システム事業部開発部部長

中村則之

航空・宇宙・防衛事業領域防衛システム事業部開発部部長

防衛装備庁 ( ATLA ) 航空装備研究所 ( ASRC ) では，2010 年度から将来の戦闘機にステルス性と高い戦闘力を付与するために不可欠である，大推力化とスリム化を両立させた戦闘機用エンジンの研究を開始し，エンジン構想の検討と，エンジンを構成する各要素の研究を進めてきた．株式会社 IHI は，研究開始当初から ATLA との契約のもとASRC の研究を支援してきており，2018 年 6 月に推力 15 t 級のプロトタイプエンジン ( XF9-1 ) を納入し，現在，ASRC により性能確認試験が実施されている．本稿では，XF9-1 エンジンの概要について紹介する．
Air Systems Research Center ( ASRC ), Acquisition, Technology & Logistics Agency ( ATLA ) started research on a lowbypass turbofan engine for the Future Fighter from FY2010, and has studied an engine concept and engine component features.
Based on the contract, IHI has supported ATLA from the beginning of this research, and delivered the engine prototype ( XF9-1 )in June 2018. This paper presents the overview of the XF9-1 engine.

1. 緒

推力偏向ノズル言

将来戦闘機

将来の戦闘機には，ステルス性と高い戦闘力を付与するために不可欠である，大推力化とスリム化を両立させた戦闘機用エンジンが求められている．XF9-1 エンジン ( 1 ) は，その実現に向けて ASRC が進めている研究 ( 2 ) において，フルエンジンシステム

ファン，低圧タービンおよびコアエンジン

ATLA との契約のもと IHI が設計，製造した推力 15 t 級のエンジンであり，現在，ASRC により性能確認試験が実圧縮機，燃焼器および高圧タービン施されている．第 1 図に XF9-1 エンジンの外観を示す．
また，第 2 図に戦闘機用エンジンの研究の概要を示す．本
稿では，エンジンに求められる要件 ( 3 )，各構成要素の特

第 2 図 戦闘機用エンジンの研究の概要 ( 2 )，( 4 )，( 5 )Fig. 2 Overview of fighter engine research ( 2 )，( 4 )，( 5 )

徴 ( 4 )，( 5 ) など，XF9-1 エンジンの概要について紹介する．

2. エンジンに求められる要件
エンジンの設計に当たり，将来の戦闘機にステルス性と高い戦闘力を付与するために，エンジンに求められる要件を整理した．
ステルス性の確保のためには，ウェポンは機体に内装され，インテーク（ 空気取入口 ）ダクトはエンジンの電波反射を遮蔽できる曲がりダクトとなり，ダクト長が伸びる．そのため，機体内のスペース確保が重要な課題とな
第 1 図 XF9-1 エンジン外観 ( 1 )，( 3 )Fig. 1 External view of XF9-1 engine ( 1 )，( 3 )10り，エンジンは燃料タンクおよびウェポンベイのスペースのためにコンパクトであることが求められる．また，イン
IHI 技報Vol.60 No.2 ( 2020 )This document is provided by JAXA.

テークダクトの流路断面積の低減やダクト長の短縮に貢献：アルミ合金：チタン合金：ニッケル合金：コバルト合金：複合材

できるよう，より少ない空気流量で必要な推力を発揮することも求められる．
カウンタステルス対応としては，ステルス化した機体を感知できる高出力レーダの搭載，僚機連携のための情報ネットワークや電子戦のための機器の搭載が想定され，それらの機器に十分な電力を供給するための大容量発電機を安定して駆動できるエンジンが求められる．
高い戦闘力の確保のためには，戦域での位置的優位性の第 4 図 XF9-1 エンジンの適用材料 ( 3 )Fig. 4 Materials used in XF9-1 ( 3 )確保とウェポンの射程延長を可能にする高高度・高速戦闘能力の付与，また，搭載ウェポン数の増加に伴う戦闘持続3. 2 ファンおよび圧縮機能力が重要視されると考えられる．したがって，高高度・ファンおよび圧縮機は低ボス比化によるファンの高比流高速飛行状態に速やかに移行できる余剰推力と戦闘中の低量化，前方スイープ翼形状（ 翼前縁のチップ側が前側に燃費作動が求められる．

張り出した形状 ）などの新たな空力技術の適用や，全段にディスクと動翼を一体化したブリスク構造を適用するこ

3. エンジンの設計概要とで，高比流量化や軽量化を図った．第 5 図にファン要
素供試体，第 6 図に圧縮機要素供試体をそれぞれ示す．

3. 1 エンジン形態
エンジン形態は，高圧軸および低圧軸の 2 軸をもつ，ファンは，低ボス比化を図ることでエンジン入口の単位アフターバーナ ( Afterburner：AB ) 付き低バイパス比

断面積当たりの流量が XF5 ( 6 ) と比較して約 12％向上すターボファンエンジンとした．第 3 図に各構成要素の配るとともに，ポリトロピック効率が約 2.6 pt. 上昇するこ置を示す．各構成要素の詳細は次節以降に示す．とが要素試験で確認された．圧縮機は，軸長短縮により

第 4 図にエンジンの適用材料を示す．比強度の高いチ

XF5 と比較して軸長に対する圧力比が約 17％上昇した．

タン合金を圧縮機前段部まで適用するとともに，繊維強化

また，数値流体力学を活用した三次元翼設計などを実施す

プラスチックやセラミック基複合材料 ( Ceramic Matrix

ることにより，一般的に高負荷化すると空力的な損失が増Composites：CMC ) の適用により，エンジンの軽量化を加して，低下傾向にあるポリトロピック効率についても約図った．また，タービン部には CMC や耐熱性の高い先2.6 pt. 上昇することが要素試験で確認された．

進金属材料を適用することで，冷却空気の削減を図り，エ3. 3 燃 焼 器

ンジンがより少ない空気流量で必要な推力を発揮できるよ

第 7 図に燃焼器内部の流れを示す．燃焼器は，広角ス
ワーラ（ 第 7 図 - ( a ) ）による強い旋回流と貫通度の高う努めた．

い 1 次希釈空気を利用した，広角スワーラ燃焼方式（ 第圧縮機燃焼器

排気ノズル

ファンAB

翼付け根部

RhubRtip

翼先端部

エンジン
中心軸

低圧タービン
ギヤボックス（ 注 ） ボス比：Rhub /Rtip

高圧タービン

第 3 図 XF9-1 エンジンの各要素
Fig. 3 XF9-1 engine cutaway ( 2 )，( 3 )，( 5 )( 2 )，( 3 )，( 5 )第 5 図 ファン要素供試体 ( 5 )Fig. 5 Test rig for fan ( 5 )IHI 技報Vol.60 No.2 ( 2020 )11This document is provided by JAXA.

(a)

従来形状（ XF5 圧縮機動翼 ）前方スイープ翼形状の適用(b)

第 6 図 圧縮機要素供試体動翼形状 ( 4 )，( 5 )Fig. 6 Compressor blade of test rig ( 4 )，( 5 )(a)

広角スワーラ

(b)

燃焼器全体

燃料噴射弁
1 次希釈空気2 次希釈空気1 次希釈空気孔

燃料噴射弁

広角スワーラ

広角スワーラ

第 7 図 燃焼器内部の流れ
Fig. 7 Flow of combustor

7 図 - ( b ) ）を適用した．これにより，燃焼安定性を確保するとともに，燃焼器出口温度を均一化して局所的な温度上昇を抑制し，より少ない空気流量で必要な推力を発揮するための燃焼器出口温度の高温化への対応を図った．
また，燃焼器の壁面（ ライナ部 ）には，二重壁構造やライナ部

噴流冷却（ インピンジメント冷却 ）などの複数の冷却機
構を組み合わせた先進冷却ライナを適用し，高温化への対応を図った．第 8 図に先進冷却ライナを示し，第 9 図にインピンジメント冷却空気

燃料噴射弁取付部

第 9 図 燃焼器要素供試体 ( 4 )，( 5 )Fig. 9 Test rig for combustor ( 4 )，( 5 )
冷却空気によるパネルからの吸熱燃焼器要素の供試体を示す．
フィルム冷却Fig. 812パネル（ 燃焼室内側 ）第 8 図 先進冷却ライナ ( 5 )Air cooling system in combustor liner ( 5 )3. 4 タービン( 1 ) 空力設計および冷却設計
タービン部は，燃焼器出口温度の高温化に伴い，IHI 技報Vol.60 No.2 ( 2020 )This document is provided by JAXA.

従来よりも冷却空気流量を多く設定する必要がある．

グの適用により，燃焼器出口温度の高温化に伴う冷一方，冷却空気は主流と混合する際に過大な空力損却空気流量の増加の抑制を図った．第 11 図にタービ失の要因となり得るため，冷却空気の混合による損ン動翼の内部冷却構造例を示す．

失予測モデルを基に冷却孔位置などの調整を行った．

(2) 材

料

第 12 図にタービン部の主要部品を示す．タービン

さらに，翼部の構造強度を満足させるための冷却設計とのイタレーションにより，冷却空気流量増加に腹側面伴う空力損失増大の抑制を図った．第 10 図に空力要素の供試体（ 高圧タービンの例 ）を示す．
タービン翼部には，冷却空気流路形状の工夫による内部冷却性能の向上や，冷却孔形状の工夫による背側面フィルム冷却性能の向上，翼面への遮熱コーティン（注）

第 10 図 高圧タービン空力要素供試体
Fig. 10 Test rig for HP turbine(a)：背側面：腹側面

第 11 図 タービン動翼の内部冷却構造 ( 5 )Fig. 11 Internal cooling structure of HP turbine blade ( 5 )タービン翼(b)(c)

タービンディスク素材

タービンシュラウド

第 12 図 タービン部の主要部品 ( 4 )，( 5 )Fig. 12 Turbine nozzle, disk and shroud ( 4 )，( 5 )IHI 技報Vol.60 No.2 ( 2020 )13This document is provided by JAXA.

翼には，燃焼器出口温度の高温化への対応として，

3. 6 コントロール・補機

レニウム ( Re ) やルテニウム ( Ru ) の添加量を増加

コントロール・補機システムは，エンジンが必要とするさせて耐熱性を高めた，ニッケル ( Ni ) 基の第 5 世

燃料や潤滑油の供給などをつかさどるシステムであり，代単結晶合金を適用した（ 第 12 図 - ( a ) ）．

① 制御系統，② 電気系統，③ 燃料系統，④ 油圧系統，

タービンディスクには，鍛造性と耐熱性を兼ね備⑤ オイル系統，⑥ 防氷系統，の各系統で構成した．燃料

えたニッケル－コバルト ( Ni-Co ) 基の国産の溶製鍛ポンプや潤滑油ポンプなどを駆動するギヤボックスには，造ディスク材を適用した．このディスク材の鍛造に高出力レーダや電子戦のための機器の搭載に対応し得る，は，経済産業省の助成のもと建造された日本エアロ大容量のスタータ・ジェネレータを搭載可能な構造としフォージ株式会社保有の 5 万 t プレスを使用した

た．

（ 第 12 図 - ( b ) ）．

4. エンジン試験

タービンシュラウドには，優れた耐熱性を有し，金属材料と比べて軽量な素材として注目されている，3 章で述べた技術を適用した XF9-1 部品の製造およびCMC を適用し，主流面には高温水蒸気を含む環境か組立を行い，2018 年 6 月に ATLA に納入した．第 14 図ら CMC を保護するための耐環境コーティングを適にテストセルへの搭載の状態を示す．2018 年 7 月以降，用した（ 第 12 図 - ( c ) ）．

ASRC により性能確認試験が実施され，そのなかで AB

3. 5 AB および排気ノズル

作動時推力 15 t 以上，AB 非作動時推力 11 t 以上の研究

AB は，作動時の推力増強とともに，非作動時の推力低目標の達成が確認された．現在も引き続き，性能確認試験減を抑制するための低圧力損失特性も求められるので，火のなかでデータ取得が進められている．第 15 図に性能試炎を保持する目的の保炎器（ ガッタ ）の設計に当たって験の様子を示す．

は，保炎性能と AB 非作動時の圧力損失低減との両立を図るよう，形状の設計を行った．
排気ノズルは，コンバージェント・ダイバージェント( Convergent Divergent：CD ) 連動の可変 CD ノズルを適用した．また，ステルス性と戦闘力のさらなる向上のため，推力偏向ノズルについても並行して研究 ( 7 ) が進められている．第 13 図に推力偏向ノズルの構造の概略を示す．
推力偏向用
アクチュエータ

コンバージェント部

ダイバージェント部

コンバージェン
ト・フラップ用
アクチュエータ

第 14 図 テストセルへの搭載状態 ( 2 )，( 5 )Fig. 14 Engine installed in engine test cell ( 2 )，( 5 )

推力偏向用リング

コンバージェント・フラップ用
同期リング

第 13 図 推力偏向ノズル ( 5 )Fig. 13 Thrust vectoring nozzle ( 5 )14

第 15 図 AB 着火時 ( 2 )Fig. 15 Engine during AB rating ( 2 )IHI 技報Vol.60 No.2 ( 2020 )This document is provided by JAXA.

5. 結言エンジンに求められる要件，各構成要素の特徴など，
XF9-1 エンジンの概要について紹介した．
ASRC により実施されている性能確認試験のなかで，( 2 ) 枝廣美佳，大石竜輔，橋口勝一，平野 篤，山根喜三郎，及部朋紀，蔵本 毅：戦闘機用エンジンの研究進捗状況について，第 59 回航空原動機・宇宙推進講演会，2019 年 3 月( 3 ) 木村建彦，及部朋紀：戦闘機用エンジンの設計，将来の戦闘機にステルス性と高い戦闘力を付与するために第 59 回航空原動機・宇宙推進講演会，2019 年 3 月

不可欠である，大推力化とスリム化を両立させた戦闘機用( 4 ) 川瀬基之，是枝直樹，萱場邦彦，永井正夫，佐藤エンジンの実現の見通しが得られている状況である．大推

豊一，及部朋紀，松本祐太：将来戦闘機用エンジン

力化とスリム化を両立させた戦闘機用エンジンの実現に向実現に向けた構成要素技術の研究，第 59 回航空原動

け，IHI も引き続き貢献できるよう努めていく．

機・宇宙推進講演会，2019 年 3 月

― 謝

辞 ―

( 5 ) M . K awa s e，M . E d a h i r o，Y. M i y a i r i，R .
Takamura，T. Oyobe，W. Suganuma，Y. Takahara，

XF9-1 エンジンの設計，製造に当たっては，防衛装備

T. Kimura and Y. Matsumoto：Research on a Fighter

庁ほか関係各位から多くのご指導，ご支援，ご協力をいた

Engine，International Gas Turbine Congress 2019

だきました．ここに記し，深く感謝いたします．

Tokyo，2019. 11

参 考 文 献( 1 ) 株式会社 IHI：将来の戦闘機用を目指したジェッ( 6 ) 檀原伸補：飛行実証用アフターバーナ付ターボファンエンジン ( XF5 ) の概要，ガスタービンセミナー第 36 回資料集，2008 年 1 月

トエンジンのプロトタイプ ( XF9-1 ) を納入，https://( 7 ) 菅沼若乃，坂本数貴，真庭正幸，高村倫太郎，児www.ihi.co.jp/ihi/all_news/2018/aeroengine_space_

玉光司：推力偏向ノズルの研究，第 59 回航空原動

defense/2018-6-29/index.html（ 参照 2020. 1. 6 ）機・宇宙推進講演会，2019 年 3 月

IHI 技報Vol.60 No.2 ( 2020 )15This document is provided by JAXA.