IHI 技報 Vol. 53 No. 4 ( 2013 )「 PW1100G-JM エンジン開発 」「 複合材ファンシステム研究開発 」より再編集

PW1100G-JM エンジンプログラムの概要
Development of PW1100G-JM Turbofan Engine
守屋勝義

航空・宇宙・防衛事業領域民間エンジン事業部技術部

岡田拓也

一般財団法人日本航空機エンジン協会

西村圭司

航空・宇宙・防衛事業領域民間エンジン事業部

主幹

IAE プロジェクト部

付部長

副事業部長

PW1100G-JM エンジンは，エアバス社が開発した A320neo の搭載エンジンの一つに選定された次世代エンジンであり，株式会社 IHI は一般財団法人日本航空機エンジン協会のもとプログラムに参加し，開発を行った．本エン
ジンは，先進ギヤシステムを適用した GTF 形態を採用して高い推進効率を実現し，かつ先進複合材技術や最新要素技術を組み合わせ，燃料消費率，排出ガス，騒音レベルの改善を図っている．本稿では，PW1100G-JM エンジン
プログラムの概要と採用された先進技術を紹介する．
The PW1100G-JM is one of the next-generation turbofan engines that has been selected to power the Airbus A320neo ( NewEngine Option ). IHI participated in the PW1100G-JM program as a member company of the Japanese Aero Engines Corporation( JAEC ). The PW1100G-JM employed the Geared Turbo Fan ( GTF ) system and delivers improvements in terms of fuelefficiency, emissions and noise by using state-of-the-art composite materials and component technologies. This paper presents
an overview of the PW1100G-JM program and new technologies that have been used in the engine.

1. 緒言

エアバス社（ フランス ）は，従来型の A320 型機のエンジンを最新型に換装することによって，機体側改造を最小限にしつつ，燃費 15％節減，NOx 排出量国際基準比50％削減，機体騒音 50％低減を達成した A320neo ( NewEngine Option ) を開発した ( 1 )，( 2 )．第 1 図に A320neoの外観を示す．その A320neo に搭載するエンジンの一つ（提に選定された PW1100G-JM を第 2 図に示す．Pratt &供：P&W 社 ）第 2 図 PW1100G-JM 断面図
Fig. 2 PW1100G-JM cutaway view

Whitney（ P&W 社，アメリカ ），一般財団法人日本航空機エンジン協会 ( JAEC )，MTU Aero Engines AG（ MTU 社，ドイツ ）の 3 者で，共同事業体 International Aero Engines

お，JAEC は公益財団法人航空機国際共同開発促進基金

LLC ( IAE LLC ) を設立して，本エンジンを国際共同開発( IADF ) から助成を受け，本エンジンの開発事業を進めした．

た．

IHI は，JAEC の構成メンバーとして参画している．な

PW1100G-JM は，先進ギヤシステムを適用した GTF( Geared Turbo Fan ) 形態を採用し，バイパス比を約 12 まで増加させて高い推進効率を実現し，かつ先進複合材技術や最新要素技術を組み合わせ，燃料消費率，排出ガス，騒音レベルの改善を図っている．
本稿では，PW1100G-JM エンジンプログラムの概要，（提供：エアバス社 ）および IHI が担当した部位の技術的特長を述べる．

第 1 図 A320neo の外観
Fig. 1 Airbus A320neo aircraft42

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

2. PW1100G-JM 開発概要

最新の受注動向より A320neo は 8 000 機程度の受注獲得が期待され，その半数に PW1100G-JM が搭載エンジ

2. 1 開発経緯

ンとして選定されるとすれば，8 000 台程度の需要が想定エアバス社が開発した中小型民間輸送機 A320neo ファ

される．

ミリー機は，従来型の A320 ファミリー機のエンジン2. 3 エンジン諸元（ V2500 および CFM56 ）に換えて，最新型のエンジンをPW1100G-JM の主要諸元を，従来機種の V2500 と比搭載することによって，経済性，環境適合性を大幅に向上較する形で第 1 表に示す．代表として離陸推力約 147 kNさせることができた．のタイプ同士で比較する．本エンジンは，V2500 よりも欧米主要エンジンメーカは，それぞれ新しいエンジンをバイパス比を上げることによって大幅な燃費性能向上と低提案し，2010 年 12 月，P&W 社の PW1100G-JM と CFM騒音化を実現した．バイパス比を高くすることによってInternational 社（ Snecma 社（ フランス ）と General Electric

ファン径が V2500 より大きくなるが，IHI 独自の先進複Company（ アメリカ ）の合弁会社 ）の LEAP-1A が選定合材技術の適用が，エンジンの軽量化に大きく貢献していされた．これらの新エンジンの実現には，安全性の確保をる．

前提とした厳しい要求に応える最新技術の適用が必要で2. 4 開発の流れあった．P&W 社は，新エンジンを V2500 の後継エンジ

PW1100G-JM の開発日程表を第 3 図に示す．PW1100G-ンと位置付け，V2500 国際共同事業のパートナーである

JM の開発は 2011 年に始まり，設計，開発エンジンの試JAEC および MTU 社に対し，これまでの実績に対する信作および各種開発試験を経て，2014 年 12 月にエンジン頼や保有する最新技術に対する期待から，開発事業への参の型式承認を取得し，2016 年 1 月から商業運航を開始し画を要請した．JAEC はこれを受け，P&W 社およびた．第 4 図に初号機による各種運転試験の状況を示す．

MTU 社と詳細にわたる協議を行い，同事業へ参画するこ3. PW1100G-JM の特長とを決定し，2011 年 9 月に共同事業覚書に調印した．
JAEC は，PW1100G-JM プログラムに V2500 のとき

第 5 図に PW1100G-JM と従来エンジンの形態の比較と同じ 23％のシェアで参画し，ファン，低圧圧縮機，低を示す．下段の従来エンジンに対して上段の PW1100G-圧シャフトおよび燃焼器の一部を担当している．MTU 社

JM は，先進ギヤシステムの採用によってファンを低圧圧は 18％のシェアで低圧タービンと高圧圧縮機の一部を，縮機および低圧タービンと異なる回転数でゆっくりと駆動

P&W 社 は そ れ 以 外 の 部 位 を 担 当 し て い る．IHI は，し，より大きなファンによる高バイパス比，高推進効率，V2500 プログラムにおいてファンモジュール主要部品な低騒音を実現した．また，ファンと低圧圧縮機の間に先進どを担当し，JAEC 内では 65％のシェアで参画した．本ギヤシステムを設けることで，高速で回転させる低圧ター

エンジンにおいては，同様にファンモジュール主要部品なビンの径および段数を従来エンジンより縮小・削減するこどを担当し，JAEC 内で 60％のシェアをもつ．とができた．

2. 2 市場規模予測
現在，120 から 220 席クラスの中小型機市場において，ボーイング 737，エアバス A320 などの既存機種が約

第 1 表 PW1100G-JM と V2500 の主要諸元の比較
Table 1 PW1100G-JM & V2500 specifications
項目

単位

諸元

12 000 機運航している．このクラスにおける今後約 20 年

エ ン ジ ン

PW1133G-JM

V2533-A5間の市場規模は，機齢を考慮した場合，現在運航している搭載航空機

A321neoA321

12 000 機のうち 6 000 機程度の代替需要が考えられるほか，さらにこのクラスの市場成長による新規需要が期待でき，需要全体として 16 000 機以上の規模が想定されている．A320neo は，この市場に投入される機体としてエアバス社により開発され，ボーイング社（ The Boeing Company，アメリカ ）も 737 の後継機として 737MAX を投入している．

離 陸 推 力kN

約 147

約 147

ファン直径m( in )

約 2.06( 81.0 )約 1.61( 63.5 )バイパス比 *1－約 12

約 4.5

燃料消費率％

-16

比較基準

騒dB

-15 ～ - 20-5

音 *2

（ 注 ） *1：ファンのみを通過し，圧縮機，燃焼器に吸い込まれない空気量と圧縮機，燃焼器に吸い込まれる空気量との比率を示す．
*2：14 CFR Part 36 Stage 4（ アメリカ連邦航空局の騒音規制値 ）を基に示す．

IHI 技報Vol.60 No.2 ( 2020 )43This document is provided by JAXA.

事前設計
検討

基本設計

開発エンジン
初号機試験開始
詳細設計

試

型式承認取得作
開発エンジン試験

就

初飛行

航

A320neo 飛行試験

2011

2012

2013

2014
西2015

2016

暦 (y)

第 3 図 PW1100G-JM 開発日程表Fig. 3 PW1100G-JM development milestone(a)

地上試験(b)FTB 試験（提第4図

供：P&W 社 ）初号機による地上試験および FTB ( Flying Test Bed ) 試験の状況
Fig. 4 PW1100G-JM first engine ground test and FTB test

第 6 図に PW1100G-JM エンジンの外観を示す．図を

3. 1 ファン部

見ても分かるとおり，ファン部の大きさが，ファンを駆動複合材ファンケースの断面形状を第 7 図に示す．熱伸するコア部に比べて大きい．この大きなファン部の質量をびが小さい複合材ファンケースに熱伸びが大きいアルミニ軽減するため，P&W 社の技術によるアルミニウム中空ウム合金製ファン動翼を組み合わせると，高空（ 低温 ）ファン動翼のほか，IHI の複合材技術を適用したファン条件においてファン動翼先端部の隙間（ チップクリアラン

ケースおよびファン出口案内翼（ Structural Guide Vane：ス ）が拡大し，ファン効率を悪化させる要因になる．これ

SGV，構造案内翼ともいう ）が採用されている．

を防止するため，外殻の複合材ベアケースの内側にアルミニウム合金製のハニカム付き熱伸び調整ライナ ( Thermal

44IHI 技報

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

ファン

低圧圧縮機
ギヤシステムFBO ) でも飛散物をファンケースの外に飛び出させずに，高圧タービン高圧圧縮機低圧タービンファンケース内に閉じ込める機能（ コンテインメント性 ）が求められるが，すでにコンポーネント試験によって所要のコンテインメント性をもつことが確認されている．
次に，複合材 SGV の構造を第 8 図に示す．SGV は，

PW1100G-JM

ファン動翼で圧縮されたバイパス流を低損失で整流することで高い効率を維持する機能をもつ．本エンジンの SGV

従来エンジン

は，下流に配置されるパイロン（ 支柱 ）との干渉を抑制するため，異なる種類のキャンバ角をもつ静翼（ ベーン ）（提供：P&W 社 ）を最適配置している．また，ファンケースを支持する機能

第 5 図 PW1100G-JM と従来エンジンの形態比較 ( 2 )Fig. 5 Comparison of PW1100G-JM and conventional engine
configurations ( 2 )をもち，大きい飛行荷重および FBO が生じた場合には，その荷重に耐え得るとともに，エンジン全体から要求される剛性を満たす設計とするため，複合材ベーンの両端Conforming Liner：TCL ) を配した構造を採用している．

（ 内外径 ）部を金属製のサポート部によって挟み込む構造

この TCL は，熱伸びが複合材ベアケースに制限されないを採用した．

ように支持されているため，ファン動翼外側のライナは高3. 2 低圧圧縮機部

空条件下においてファン動翼と同等の熱伸び量となり，飛本エンジンの低圧圧縮機部は主に，① ギヤシステム行時のチップクリアランスを抑制することができる．ファ( Fan Drive Gear System：FDGS )，② ファンおよび低圧ンケースは，ファン動翼が破断した場合 ( Fan Blade Off：系ロータの主軸ベアリング，③ FDGS を支持するフレー

(a)

(b)

エンジンの外観

ファン部

コア部

ファンケースファン動翼

中空ファン動翼

複合材ファンケース（提主な部品の位置

Integrated Bladed Rotor ( IBR )SGV供：JAEC ）（提供：P&W 社 ）第 6 図 PW1100G-JM エンジンの外観
Fig. 6 PW1100G-JM engine overview

複合材ベアケース（ 外殻 ）熱伸び調整ライナ

第 7 図 複合材ファンケースの断面形状
Fig. 7 Composite fan case cross-section

IHI 技報Vol.60 No.2 ( 2020 )45This document is provided by JAXA.

サポート（ 金属製 ）静翼（ ベーン ）部

ディスク部

動翼部

第 9 図 低圧圧縮機第 2 段 IBR
Fig. 9 Low pressure compressor stage-2 IBR
シース（ 金属製 ）ン開発・量産でも十分な実績がある低圧タービンシャフトも担当した．このシャフトは，従来機種で実績がある材質
サポート（ 金属製 ）Fig. 8第 8 図 複合材 SGV
Composite fan structural guide vaneム（ フロント・センタ・ボディ ），④ 可変入口案内翼，を採用したが，従来機種と異なる点は回転数が高いことであり，エンジン軸振動の点から製造時にハイスピード・バランスを要求している．

4. 部品開発と量産⑤ 3 段低圧圧縮機，⑥ 高圧系ロータの主軸ベアリングを

4. 1 技術開発の概要支持してマウントをもつフレーム（ インターミディエー

ここでは，本エンジンでの技術開発の代表例として，ト・ケース ），から成る．一般的な高バイパス比エンジン

ファン複合材部品について述べる ( 3 )．

は，低圧圧縮機部と高圧圧縮機部にフレームをもち，その航空機ファン構造部品への複合材料の適用において，最フレームで低圧系，高圧系ロータ双方の主軸ベアリングや大の課題は耐衝撃性である．一般に FRP ( Fiber Reinforced

エンジンマウントを支持する．一方，本エンジンは，Plastics ) などの複合材料は耐衝撃性に弱いとされるが，FDGS，ならびにファンおよび低圧系ロータそれぞれの主ファン動翼や SGV は運航中に鳥衝突（ バードストライ

軸ベアリングを支持するためのフロント・センタ・ボディク ）が想定されるため，その材料にはバードストライクを，ファンと低圧圧縮機部の間にもっていることが特徴で後も構造部品として健全性を保つことが可能な，非常に高ある．さらに，このフロント・センタ・ボディは，SGVい耐衝撃強度が求められる．これに対して，ファンケースを介してファンケースを支えている．

は万一 FBO が生じた場合にもファン動翼をケースから外また，従来エンジンより回転数が高い低圧圧縮機は，に飛び出させず，ファンケース内に閉じ込めるコンテイン可変入口案内翼をもつ 3 段から成り，数値流体力学メント性が求められる．このためファンケースの材料には( Computational Fluid Dynamics：CFD ) を用いた三次元撃ち込み衝撃に対する高いエネルギー吸収性能と非貫通性翼設計を適用している．回転部は，高い遠心力に耐えるたが求められる．この特徴は耐弾性に類似している．

め，通常の高圧圧縮機の回転部に似た構造になっており，本技術開発は，ビルディング・ブロック手法に基づいていずれの段も動翼部と内側のディスク部を一体化した進められた．ファンケースの開発例を第 10 図に示す．

Integrated Bladed Rotor ( IBR ) を採用した．第 9 図に低クーポン（ 試験片 ）試験として平板への高速衝撃試験を圧圧縮機第 2 段 IBR を示す．なお，所要のサージ余裕を実施して材料を選定し，サブ・コンポーネント試験として確保するため，低圧圧縮機出口部に可変抽気バルブを配置

実機大の円筒から切り出した曲面パネルおよび 2 分の 1している．

円筒の高速衝撃試験，そしてコンポーネント試験として実3. 3 低圧タービンシャフト

機スケールのファンケースに回転するファン動翼を切り離IHI は，ファン，低圧圧縮機部以外では，従来のエンジして飛ばす FBO 試験が行われた．

46

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板を貫通した際の貫通前後の速度から求められる吸収エネルギーによって行う．

コンポーネント試験

試験結果を第 12 図に示す．破線は質量が同じチタン合金の平板の結果である．この図に見られるように，3D-RTMと高靭化プリプレグの吸収エネルギーはチタン合金の吸収

サブ・コンポーネント試験

エネルギーと同等かそれ以下であるが，FW3 種の改良エポキシのうち D2 と D3 の材料の吸収エネルギーは高く，特に D2 ではチタン合金の 1.5 倍以上の値が得られた．

クーポン試験

ほかの試験片が衝突部周辺のごく狭い範囲で変形している
第 10 図ビルディング・ブロックの例
Fig. 10 Building Blockのに対して，D2 はより広い範囲が膨らむように大きく変形しており，この差が高い吸収エネルギーに寄与していると考えられる．一連のクーポン試験の結果から，ファンSGV についても同様にクーポン（ 試験片 ）試験をつう

ケースの材料および成形法として，D2 樹脂を用いた FWじて材料・成形方法を選定し，サブ・コンポーネント試を採用することとし，この材料系についてビルディング・験，コンポーネント試験で実証するアプローチを行った．

ブロック上位の各サブ・コンポーネント試験およびコン

4. 2 ファンケース開発

ポーネント試験を実施した．

4. 2. 1 クーポン試験（ 平板衝撃試験 ）4. 2. 2 サブ・コンポーネント試験

第 11 図に平板衝撃試験の概要を示す．ファンケースに( 1 ) カーブドパネル衝撃試験

適したエネルギー吸収能力が高い FRP 材料を選定するた

第 1 段階のサブ・コンポーネント試験は，カーブめに，比較的小さいサイズの平板への高速衝撃試験を行っドパネル衝撃試験である．これは実機大の円筒からた．候補材料は強化形態と成形法により 3 種類の材料系

8 分の 1 円の円筒面を切り出して試験体とし，これを選択した．その 3 種類は，① 炭素繊維を三次元に織ったにチタン合金平板をエアガンで撃ち込む試験である．

プリフォームに樹脂を注入・硬化して FRP 化する方法でFBO に際し，破断したファン動翼がファンケース

ある RTM ( Resin Transfer Molding ) の組合せ ( 3D-RTM )，に衝突する挙動は，平板試験のような正面衝突とは② 炭素繊維のシートに高靭化エポキシを含浸させたプリ異なり非常に複雑である．動翼はある姿勢（ 傾き ）プレグ（ 高靭化プリプレグ ）を積み重ね，高温高圧を付とある衝突角をもってファン動翼先端からファン加できるオートクレーブで FRP 化する方法，③ 改良エポケース内面に衝突する．これが第 1 撃である．ここ

キシ樹脂を炭素繊維に含浸させたものを巻き付けるフィラで突き抜けない場合にはファン動翼は転がるように

メントワインディング ( FW ) の組合せ，である．このう回転し，次に動翼のエンジン軸側（ ハブ側 ）がファち，FW に使用したエポキシ樹脂は本開発のなかで改良をンケース内面に衝突する．これを第 2 撃と呼ぶ．こ進めたものを使用した．平板衝撃試験は，試験平板の外周の挙動とケースの損傷を評価するサブ・コンポーネを固定し，飛しょう体（ 鋼製円柱 ）をエアガンで試験板ント試験がカーブドパネル試験である．第 13 図にの中央に撃ち込むものである．評価は，飛しょう体が試験

カーブドパネル試験を模式的に示す．飛しょう体の吸収エネルギー= Ein − EoutEin

Eout

飛しょう体
（ 鋼製円柱 ）（ 注 ） Ein ：衝突エネルギー
Eout：残留エネルギー

第 11 図 平板衝撃試験の概要
Fig. 11 Coupon impact test

低試験片吸収エネルギー高外周固定クランプ
質量が同じチタン合金の平板の結果

B1

B23D-RTM

C1C2プリプレグ

D1D2D3FW

第 12 図 各材料の吸収エネルギー
Fig. 12 Coupon impact test, screening result

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(a)

質量の飛しょう体でのコンテインメント性の評価を衝突角度模式図行うために，実機形状の円筒の 2 分の 1 円での撃ち
衝突方向込み衝撃試験を行った．これがハーフリング試験でqある．第 15 図に模式図と飛しょう体が衝突する瞬間
f

試験片の写真を示す．この試験では，飛しょう体は試験体に垂直な姿勢で，かつ垂直に撃ち込まれた．
平板衝撃試験，カーブドパネル衝撃試験，ハーフリング

飛しょう体衝撃試験の結果をまとめ，高速衝撃試験におけるコンテイ(b)ンメント性のスケール効果の評価を行った．

衝突回転運動模式図

4. 2. 3 コンポーネント試験（ FBO 試験 ）ビルディング・ブロックの最終段階として，FBO 試験
試験片第2撃（注）第1撃を行った．この試験は，前段階までの各種試験の結果によ

飛しょう体り設計されたファンケースの実機サイズの試験体に，チタ

q ：試験片設置角度
f ：飛しょう体姿勢（ 傾き ）：衝突回転運動

第 13 図 カーブドパネル衝撃試験
Fig. 13 Schematic of curved panel impact test

ン合金製ファン動翼を実機と同様に組み込み，回転するファン動翼の 1 枚のダブテール部（ 固定部 ）を火薬によって解放し，ファンケースがこれを閉じ込めるコンテインメント性を確認するものである．第 16 図にファン動翼が解放された直後の写真を示す．FBO 試験の結果，ファ挙動とパネルの損傷については衝撃解析も行い，解析的に予測可能であることを確認した．第 14 図に試験と解析の結果の一例を示す．

(a)ハーフリング試験模式図
飛しょう体

(b)

飛しょう体衝突時の様子

飛しょう体

試験片

( 2 ) ハーフリング衝撃試験
カーブドパネル衝撃試験で使用した飛しょう体は質量が数十 g 程度であり実機のファン動翼の質量との差は大きい．そこで，ファン動翼の質量と同等の(a)

カーブドパネル試験後の試験体
第1撃

第2撃

第 15 図 ハーフリング衝撃試験
Fig. 15 Half ring impact test
ファン動翼が解放された部分(b)

カーブドパネル試験の解析結果
第1撃

Fig. 1448

第2撃

第 14 図 カーブドパネル試験－解析比較Damage mode correlation between test and analysis

第 16 図 FBO 試験
Fig. 16 FBO test

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ンケースに損傷は見られるものの，ファン動翼はコンテイ(a)

SGV 単翼強度試験(b)

ゼラチン撃ち込み試験

3 軸荷重ンされ，設計の妥当性が示された．
4. 3 複合材 SGV 開発

SGV

4. 3. 1 クーポン試験（ ゼラチン衝撃試験 ）SGV に適した耐衝撃性の高い材料を開発するために，平板へのゼラチン高速衝撃試験を行った．試験は，ベーンを模擬した平板試験片に対して，鳥を模擬したゼラチン球ゼラチンをエアガンにて試験片中央に撃ち込むものである．衝撃により試験片端部が波打つように変形し，損傷モードとしては主に層間剥離が生じる．評価は，ゼラチンの衝突エネル
ギーに対する層間剥離面積によって行う．

第 18 図 SGV サブ・コンポーネント試験
Fig. 18 SGV sub-component test

ゼラチン衝撃試験および結果を第 17 図に示す．耐衝撃性のある複合材料として実績のある高靭化エポキシ材（ E 材 ）および熱可塑複合材（ F 材 ）をベンチマークとしSGV 単翼強度試験を実施した．第 18 図 - ( a ) に試て，繊維樹脂界面の改良を重ねた結果，より層間剥離損傷

験概要を示す．試験の結果，通常運航時の繰り返しの小さい熱可塑複合材（ C 材 ）を開発できた．

荷重，FBO 時に SGV に掛かる最大荷重の両条件と本試験の結果から，SGV の材料および成形法として，もに問題なく，健全性が確認できた．

C 材を用いたプレス成形を採用することとし，この材料系( 2 ) ゼラチン衝撃試験

についてビルディング・ブロック上位の各サブ・コンポー

実機サイズ SGV を供試体とし，1.134 kg ( 2.5 lb )ネント試験およびコンポーネント試験を実施した．のバードストライクを模擬したゼラチン衝撃試験を

4. 3. 2 サブ・コンポーネント試験実施した．第 18 図 - ( b ) に試験概要を示す．実際

第 18 図に SGV のサブ・コンポーネント試験の概要をの鳥は SGV 衝突前にファン動翼に衝突することか示す．

ら，解析にてファン動翼衝突後の鳥の状態を予測し，( 1 ) SGV 単翼強度試験

それに基づいた質量・形状のゼラチンを用いた．試

クーポン試験で選定されたウェッジ接合形態を採験後の供試体は外観・非破壊検査ともに損傷は確認

用した実機サイズ SGV を供試体とし，供試体の一されず，SGV の耐衝撃性が確認できた．

端を固定して他端にエンジン運転時の荷重を掛ける(a)

ゼラチン衝撃試験(b)

ゼラチン衝撃試験結果：E 材（ 高靭化エポキシ材 ）：F 材（ 熱可塑複合材 ）：C 材（ 今回開発した熱可塑複合材 ）損傷を受けた部位

試験片E材材FC材衝突エネルギーゼラチン

第 17 図 ゼラチン衝撃試験および結果
Fig. 17 Gelatin impact test and results

IHI 技報Vol.60 No.2 ( 2020 )49

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4. 3. 3 コンポーネント試験（ フルリング試験 ）スやファンフレームを模擬したジグに組み付け，アクチュ

第 19 図に，SGV のフルリング試験の状態を示す．エ

エータを用いてエンジン運転時の荷重を掛けるフルリング

ンジン 1 台分約 50 枚の実機サイズ SGV を，ファンケー試験を実施した．試験条件は，FBO 時に SGV に掛かるSGV（ 約 50 枚 ）

荷重負荷用アクチュエータ最大荷重（ FBO 試験 ）および FBO 後に空港に帰還するまでの間の振動による繰り返し荷重（ 20 万サイクル ）の2 条件とした．両試験とも試験完了まで供試体が剛性を維持できており，健全性を実証できた．
4. 4 製品量産の状況
第 20 図に，ファンケースならびに SGV の製造フローを示す．素材であるプリプレグは，株式会社 IHI エアロスペース ( IA ) の管理のもとに製造し，SGV は IHI の相馬第一工場，ファンケースは IA で量産を行う．いずれの部品も IA で製造基礎技術を開発し，急速に増えた生産量に見合った製造工程を量産ラインにて開発した．

荷重負荷用アクチュエータ

第 19 図 SGV フルリング試験
Fig. 19 SGV full ring test

第 21 図に SGV の製造ラインを示す．SGV については IHI 相馬第一工場での量産に当たり，プリプレグの切FRP 素材（ プリプレグ ）製造成形・加工

IHI エアロスペース（ プリプレグ開発／検査・品質保証 ）IHI エアロスペース

東レ株式会社（ 炭素繊維 ）国 内（ プリプレグ製造 ）株式会社 SHINDO（ 織物製造，福井県 ）ファンケース

ワインディング

接 着SGVIHI 相馬第一工場
IHI エアロスペース *1
三菱ケミカル株式会社（ 炭素繊維 ）株式会社ミツヤ（ プリプレグ製造，福井県 ）
高速プレス

接 着

塗 装

（ 注 ） *1：開発エンジン ～ 量産初期

第 20 図 複合材部品製造フロー
Fig. 20 Composites parts process flow(a)

SGV 製造ライン(b)

自動積層ロボット(d)

ペイントロボット(c)(e)

サーモプレス

サポート加工ライン

第 21 図 相馬第一工場 SGV 製造ライン
Fig. 21 SGV production line at Soma No. 1 Works

50

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断・積層，ベーン成形プレス，ベーンおよびサポート部のSGV切削加工・接着・塗装の一貫製造ラインを構築し，増産に伴いラインを増設している．第 22 図に第 5 加工棟を示す．最終的には，この第 5 加工棟に製造を集約していく予定である．
同様にファンケースの量産に当たっては，プリプレグの切断・積層，自動積層，加工・接着の一貫製造ラインをIA の第 3 工場に構築した．第 23 図にファンケースの製造ラインを設置した第 3 工場を示す．また，同工場では，ファンケースに SGV を組み付けたモジュールの組立も行っている．第 24 図にファン -SGV モジュールを示す．
IBR に関しては，IHI 相馬第二工場に機械加工・検査

ファンケースとともに，ショットピーニングのような特殊工程といわれる工程も一体化した高生産性の一貫製造ラインを構築してFig. 24

第 24 図 ファン -SGV モジュール
Fan-SGV module assembled at IHI Aerospace稼働している．第 25 図に IBR 製造ラインを示す．

第 22 図 相馬第一工場第 5 加工棟
Fig. 22 Soma 5th building at No. 1 Works(a)ファンケース製造ラインを設置した第 3 工場

第 25 図 相馬第二工場 IBR 製造ライン
Fig. 25 IBR production line at Soma No. 2 Works5. 結言

PW1100G-JM プログラムの概要および IHI が担当した部位の技術的特長について紹介した．PW1100G-JM エン
ジンは，2014 年 12 月にアメリカ連邦航空局 ( FAA ) より型式承認が交付され，民間航空エンジンとしての運用が正式に認められ，2016 年 1 月から商業運航を開始した．本
開発は，P&W 社，MTU 社および JAEC の 3 者による国際共同開発事業である．対等な立場で合弁会社へ参画す(b)

オートクレーブ(c)

5 軸加工機るプログラムとしては V2500 以来 2 度目であったが，IHI 独自の複合材技術をはじめ，これまで培ってきた設計・製造技術を発揮しながら，さらにステップアップした取組みを行ってきた．SGV に世界で初めて複合材料を適

第 23 図 IHI エアロスペースファンケース製造ライン
Fig. 23 Fan case production line at IHI Aerospace

用したほか，多種多様な技術試験を経て，IHI 独自の材料・設計が採用されたことは世界に存在感を示し，この成IHI 技報

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果はエンジンの軽量化，燃費改善，CO2 排出量削減に大きく貢献することとなった．なお，PW1100G-JM エンジンは約 5 000 台の受注を獲得し，さらに拡大中である．
生産に当たっては国内企業を可能な限り活用するとともに，製造設備新設のみならず，生産拠点を整備し，国内航空産業の発展にも寄与している．
― 謝

辞 ―

本エンジンの開発と量産は，多大なご支援をいただいている経済産業省，および多くの国内メーカの力強い協力の

参 考 文 献( 1 ) Pratt & Whitney：GTF Engine，https://pwgtf.
com/，（ 参照 2020. 3. 3 ）( 2 ) 佐藤 篤，今村満勇，藤村哲司：PW1100G-JM
エンジン開発，IHI 技報，Vol. 53，No. 4，2013 年
12 月，pp. 28 － 33
( 3 ) 村上 務，盛田英夫，及川和喜：複合材ファンシ
ステム研究開発，IHI 技報，Vol. 53，No. 4，2013 年
12 月，pp. 63 － 67

成果である．ここに記し，深く感謝いたします．

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