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日本ガスタービン学会誌

Vol.47

No.6

2019.11

翼型熱交換器で構築した
軽量ICRエンジン搭載航空機のフューエルバーン
Fuel Burn of an Aircraft with Lightweight ICR Engines
Using Airfoil Heat Exchangers
二ノ宮 竜成＊1

伊藤 優＊1＊2

NINOMIYA Ryusei

ITO Yu長﨑 孝夫＊1
NAGASAKI Takao

ABSTRACT
Along with accommodating the recent increase in demand for aircraft passengers and cargos, the reduction ofaircraft CO2 emissions is an urgent task. It is expected that a reduction in fuel consumption of aircraft engines will
greatly contribute to reducing CO2 emissions. In this study, we focus on a lightweight ICR system using airfoil heatexchangers designed by Ito et al. This ICR system was mounted on the "GEnx-1B64" base engine used in B7878, based on the assumption that the total mass of the engine does not change. Three cases were investigated, namely
the base engine, the ICR engine, and the ICR engine taking into consideration the reduction in loaded fuel mass as aresult of the ICR system. We evaluated the effectiveness of this ICR system by calculating the fuel burn of the entire
aircraft for the flight path between Narita Airport and Chicago O'Hare Airport.
キーワード：ガスタービン，ジェットエンジン，サイクル計算，翼型熱交換，フューエルバーン
Key words : Gas turbine, Jet engine, Cycle calculation, Airfoil heat exchanger, Fuel burn．記号Comb

熱伝達量
［W］

面積

R

再生熱交換器等圧比熱

Re

レイノルズ数燃焼機

SFC

エンジンの単位推力単位時間当たりの燃料消費率

内径

推力

燃料消費量
HPC

高圧圧縮機

TIT

HPT

高圧タービン

Δ lm

対数平均温度差

HTM

熱輸送媒体

εMA

熱容量流量比熱伝達係数

タービン入口温度

IC

中間冷却熱交換器

Φ（=熱輸送媒体の熱容量流量/空気の熱容量流量）
入口での温度差と対数平均温度差の比

ICR

中間冷却再生熱交換器

φ

温度効率

翼弦長

η

対向流熱交換器での統括熱伝達係数

低圧圧縮機

ξΨ

迎角
熱流量の修正因子

LPC
LPT

低圧タービン

M

マッハ数
重量流量

添字

ヌセルト数

air

OPR

全体圧力比

aircraft 機体全体Prプラントル数

entireNu＊＊

原稿受付 2018年11月21日
査読完了 2019年 月30日
東京工業大学 工学院機械系〒226-8502 横浜市長津田町4259‑G3‑33
現所属 東京大学工学系研究科 航空宇宙工学専攻

一つの翼型熱交換器の全体

in入口

out出口htm

HTM（熱輸送媒体）

ー 49 ー
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空気430

翼型熱交換器で構築した軽量ICRエンジン搭載航空機のフューエルバーン．はじめに日本ガスタービン学会誌が解決できず，実用化には至らなかった。
この重量増加の問題を解決するために，伊藤ら⑻,⑼は，近年，グローバル化の背景で，Fig. 1に示すように，2037年までに航空機の旅客，及び，貨物の需要が，それFig. 3に示す航空用ガスタービンエンジンに適した軽量ぞ れ2.4倍（=18587/73371 兆 人・km），2.2倍（=508/227

熱交換器システムを提案した。この熱交換器システム⑴

10億t・km）になると予測されている 。この増大していは，液体や超臨界流体の熱輸送媒体（HTM）によって，く航空機需要に基づき，CO2排出量の増加が予測されて高温部と低温部に設置された熱交換器の間を熱輸送する。

いる航空機でも，地球温暖化対策として，CO2削減が求

HTMは，単位体積当たりの熱輸送能力が空気よりも高められている。

いため，空気よりも小径軽量の接続配管で，同じ熱輸送ICAO（ 国 際 民 間 航 空 機 関 ） は，2010年 の 第37回 総会において，先進国も途上国も含めた中期目標として，率を実現できる。また，既存の空気流路の変更が不要でガスタービンの出力低下をもたらすこともない。

2020年以降CO2総排出量を現在より増加させないこと，さらに，伊藤ら ⑻,⑽ は，Fig. 4に示すように圧縮機固を掲げた。航空機におけるCO2排出量削減には，機体，定静翼やガイドベーン等を伝熱面とする翼型熱交換器を及び，航空推進機（エンジン）の性能向上や軽量化によ考案し，これに前述のHTMを用いた軽量熱交換器シスる燃料消費量の削減が必要である。特に，航空推進機のテムを組み合わせ，航空機用ガスタービンエンジンに性能向上は燃料消費量の削減に大きく寄与することが期適用することを提案した。これにより，金属製のICとR，待されている。さらに長期目標として，2005年を基準と及び，高圧空気用の大径の金属製配管が不要な軽量ICRし2050年までにCO2総排出量を50％削減することを掲げ航空用ガスタービンエンジンの実現が期待されている。
本研究では，B787-8 に搭載されているGEnx・lB64 をており，その内の半分程度の削減に航空推進機の性能向上が貢献することを求めている⑵。

基準エンジンとし，翼型熱交換器を用いた軽量ICR シ

航空推進機におけるCO2排出量の削減方法として，自ステムを導入したケースにつき，航空機全体の重量を考動車と同様に電動化が注目されている。航空推進機は重慮したフューエルバーンの低減効果を検討した。前述の量当たりの出力である出力密度が大きいことが要求されようにICを導入したエンジンは，同一推力では基準エるが，電動航空推進機は，搭載するモータや電池の出力ンジンより小型化でき，その分，軽量となる。この重密度が小さいため，現状としては実用化には至っていな量が小さくなったマージンを用いて，軽量ICRシステムい。電動航空推進機の実用化は，80席級のリージョナルを導入し，ICRエンジンの総重量は基準エンジンと同一旅客機で，2030年代に旅客，及び，貨物を積載しない状とした。このエンジン重量の仮定に基づき，基準エンジ態でかろうじて飛行可能となる程度であり，これより大ンを搭載したB787-8（Case1），ICRエンジンを搭載した型機用の電動航空推進機の実用化には，更に時間を要す

B787-8（Case2），ICRエンジンを搭載したB787-8においると予測されている⑶。てICRシステムにより削減される燃料を考慮し，あらかゆえに，これから数十年においては，現状で航空推進じめ搭載する燃料を減少させたB787-8（Case3）のつ機として圧倒的なシェアを誇る航空用ガスタービンエンの場合を想定した。そして，
SwRL社のNPSS（Numerical

ジンの燃料消費量の削減，すなわち，低燃費化，高効率Propulsion Simulation System）⑾を用いて，サイクル計化が重要となる。低燃費高効率航空用ガスタービンエン

算を行った。この時，成田-シカゴ間のフライトパス（離ジンとして，中間冷却器・再生器付き（ICR）エンジン

陸-上昇-巡航-下降-着陸）を想定し，推力，SFCを計算しが注目されている⑷,⑸,⑹。中間冷却器（IC）システムでた。そのSFC，推力，フライトにかかる時間から，機体は，圧縮過程のコア流と，バイパス流で熱交換を行う。

全体のフライト当たりの総燃料消費量であるフューエル

前段圧縮機で断熱圧縮されたコア流を冷却させることで，バーンを算出した。このフューエルバーンを比較するこ

密度を増加させ，体積流量を減少させるため，後段圧縮とで，翼型熱交換器を利用したICRシステムの燃料消費機の仕事を低減させ，推力を増加させる。そのため，同低減の有効性を評価した。

一推力では，中間冷却器を搭載していないエンジンに比べて搭載したエンジンは小型化，軽量化できる。一方，再生器（R）システムは，燃焼器入口の空気流をコアエンジンからの高温排気ガスと熱交換させ，加熱することで燃料消費量を削減させる。
Wilfertら⑺ は，ICRエンジンの要素試験を行い，基準エンジンと比較して単位推力・単位時間当たりの燃料消費率（SFC）が17%削減されることを報告した。しかし，Fig. 2に示すような従来のICRシステムは新たに付加した金属製のICとRとそれらとガスタービン各部を接続する高圧空気用の大径の金属製配管による重量増加の問題
ー 50 ー
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Fig. 1 Aircraft market forecast

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翼型熱交換器で構築した軽量ICRエンジン搭載航空機のフューエルバーン

翼型熱交換器の枚の熱伝達量 は，⑸式で評価した。
⑸

ここで，Ψはステンレス製の翼型熱交換器の修正因子である。実機で使用されるチタン合金やニッケル基耐熱合金の熱伝導率は，ステンレスに近いため同じ⑹式の修正因子が適用できると仮定した。
0.1236 0.02093| |

1

⑹

MA

ξ は， 入 口 空 気 側 の 翼 の 迎 角 で あ る。 温 度 効 率 φair,φhtmと熱容量流量比εMAは，以下の式で書くことができ

Fig. 2 Conventional ICR engine⑷る。
⑺⑻
MAairとhtm⑼

は，空気とHTMの翼型熱交換器の重量流量であり，P,airとP,htm

枚当たりは，空気とHTMの比熱である。また，ηは翼型熱交換器の熱抵抗を伴わない理想的な対向流熱交換器のための総括熱伝達係数であり，Fig. 3 Schematic of an airfoil heat exchanger system using aheat transport medium between a hot and cold sections

次式のように表される。
1⑽は，枚の翼型熱交換器のHTMの伝熱面積であり，は，枚の翼と空気との伝熱面積である。Δ lmは対htm
air

1
1

数平均温度差であり，次式で表すことができる。
⑾
Φは，入口空気温度とHTMの温度の間の対数平均温度差の比であり，次式のような関係式で表される。
MAFig. 4 New ICR system by using airfoil heat exchangers|

伊藤らは，実験的に翼型熱交換器の性能を評価した

|

||
|

．翼型熱交換器を利用したICRシステムの熱性能評価⑿,⒀。本研究では，その結果である以下の関係を用い

||
|

MA

⑿
⒀

実際の熱交換量は，各段で ×（翼の枚数）によって推算した。また，流路壁を伝熱面として考慮しその面積に応じて，翼の枚数を付加した。

た。
翼型熱交換器の空気に接している翼面の熱伝達係数．サイクル計算の計算手順

は，空気のヌセルト数Nuairによって計算した。

air

⑴

C

Nu

Re

本研究では，B787-8に搭載したGEnx-1B64のサイクル計算を行い，フライト全体での総燃料消費量である⑵

フューエルバーンを算出し，翼型熱交換器で構築した

さらに，翼型熱交換器の冷媒に接触している円筒面の軽量ICRエンジンの燃費性能を評価した。エンジンの熱伝達係数 htmは，Dittus-Boelterの式を用いて，HTMサイクル計算には，ガスタービン用サイクル計算ソフのヌセルト数Nuhtmにより計算した。

トNPSSを用いた。NPSSには，設計点の目標推力を実⑶

Nu

RePr

⑷

現するために必要なガスタービンの構成要素（ファン，LPC，HPC，HPT，LPTの各段）の断面積を求める「設計モード」と，設計した構成要素の断面積を用いて非設ー 51 ー
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翼型熱交換器で構築した軽量ICRエンジン搭載航空機のフューエルバーン

Table 1 Speciﬁcations of engines

計点の推力を求める「非設計モード」が存在する。
.

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NPSSによるモデルエンジンの設計

Table 1に示したように実機のGEnx-1B64と同様の構成要素（ 軸式，ファン 段，LPC 段，HPC10段，燃焼器，HPT段，LPT段）をNPSSに与えサイクル計算を行った。これは，FAA（アメリカ連邦航空局）のType Certiﬁcate Data SheetとEASA（欧州航空安全機関）のTYPE-CERTIFICATE DATA SHEET を元に作成した。はじめに，構成要素の設計パラメータ（圧力比，ポリトロープ効率，燃焼器効率など）を仮定した。次に，
この設計パラメータを用いて，設計点としたTable 2に示す高空巡航時の運行条件，及び，高空巡航時のTITをTable 2 Design parameters

用いて，「設計モード」により各構成要素の断面積を求めた。これが，実機のGEnx-1B64の各構成要素の断面積と同じになるように設計パラメータを修正した。この過程を数回繰り返し実機のGEnx-1B64と同じ各構成要素の断面積を持つモデルエンジンを設計した。さらに，このモデルエンジンを離陸時の運行条件を用いて「非設計モード」で離陸時推力を計算した。この離陸時推力がカタログ値298kNと同様となる時のTITを求めた。このTITが最大許容TIT以下であればモデルエンジンの設計は完了とした。一方，最大許容TITより高ければ，高空巡航時のTITを修正し，構成要素の設計パラメータの設計からやり直した。上記過程により，GEnx-1B64と同等巡航時のTITを用いて，「設計モード」により各構成要の性能・サイズを持つモデルエンジンを設計した。本モ素の断面積を求めた。

デルエンジンを「基準エンジン」とし，基準エンジンのまた，本研究では，Fig. 3で示した翼型熱交換器を使重量はTable 1に示す実機のGEnx-1B64と同重量とした。

用した。その使用箇所をFig. 5に示す。中間冷却器は圧.

縮機の圧力比を等分する位置に配置すると効果的に圧縮

ICRエンジンの設計

ICRエンジンの構成要素，及び，設計パラメータは空気の冷却が行えることが知られている。そこで，中間基準エンジンと同様とした。はじめに，ICを導入する冷却の冷却部は，圧縮機内の圧縮比を考慮し， か所選複数の構成要素，及び，Rを導入する構成要素を選定し，定した。具体的には，LPCそれぞれのIC,Rに流動させるHTMの流量を仮定した。

ガイドベーン，HPC

次に，設計点である高空巡航時の運行条件，及び，高空中間冷却器の放熱部には，ストラクチャードガイドベー

Fig. 5 Installation places of airfoil heat exchangers

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段目とHPC段目の間の段目，及び， 段目の静翼である。

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翼型熱交換器で構築した軽量ICRエンジン搭載航空機のフューエルバーン

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Table 4 Calculation points in the average ﬂight pathfrom Narita to Chicagoンを用いた。
一方，再生器は，加熱部として燃焼器入口部のガイドベーンを，吸熱部としてタービン出口部のガイドベーンを用いた。
HTMは，エンジン内の環境温度で液体であること，高い熱輸送能力（密度×比熱）を持つこと，高い熱伝導率を持つことから，液体金属のガリンスタンを選定した。
ガリンスタンの諸元をTable 3に示す。
本研究において，NPSS上で，これらの翼型熱交換器によるICRシステムはNPSSのユーザー定義関数でコーディングした。この時，熱交換面積は流路壁も考慮し，冷却側と加熱側の熱伝達量 が釣り合うようにサイクル計算を行った。
以上の手順で設計したモデルエンジンを，これ以降.

「ICRエンジン」とした。

必要推力の計算手法及び計算結果

飛行中の航空機にはFig. 7に示す力が作用している。
この航空機に作用する力の関係から，飛行時の必要推力

Table 3 Glinstan speciﬁcations（ ）は，以下の式で計算される。

req⒃
こ の と き，

aircraft,initial

は燃料が充填された初期の状態の機体全体の重量であり， aircraft（ ）は航空機全体（エンジン基分を指す）での時刻 までの積算燃料消費量であり， / （ ）は時刻 での揚抗比である。また，（ ）は，時刻tでの機体の重量である。

aircraft

本論文では，上昇，巡航，及び，3000m以下のフラッ.

プを下した下降時において，Table 5に示す各フライト

ICRエンジンの重量はFig. 3に示した軽量熱交状態における揚抗比を用いて，式⒃より必要推力を算出と，それ以外のICRエンジン部した。ただし，離陸時の必要推力は基準エンジンの最大ICRエンジンの総重量換システムの重量分の重量ICR,HTICR推力である298kNとし，高空より3000mまでの下降はアの和で表される。

ICR,engine

ICR
ICR,HT⒁章で述べたように推力同一条件下では，一般にICR,engine

は基準エンジンの重量Base

イドリングと仮定した。Table 4に示した76点における必要推力，及び，機体重量.に比べて軽くなる。

評価した機体・エンジン・燃料搭載量の組み合わせ

本研究では，Table 6に示すCase1, Case2, Case3の機本研究では，導入研究であるので，式⒂のように，ICRエンジンが軽量化したマージンを利用して軽量熱交換シ体・エンジン・燃料搭載量のステムを導入した。

評価した。

ICR,HTICR（）
をFig. 8に示す。

aircraft

種類の組み合わせ比較・

Case1は， 機 体 はB787-8， エ ン ジ ン は 基 準 エ ン ジICC⒂ICRは基準エンジン，燃料搭載量はボーイング社の提供する787 Airplaneと同一であると仮定した。この仮定は，Characteristics for Airport Planning⒂ を 参 考 に100,000ICRエンジンの導入に際して追加の補強材などが不要でkgとした。本条件は，現在実際に運行されている航空機体側に与える影響が小さいという利点がある。

機に相当し，他の条件の基準とした。

すなわち，ICRエンジンの総重量ンの重量.

Base

フライトパスCase2は， 機 体 はB787-8， エ ン ジ ン はICRエ ン ジ

フューエルバーンを算出するモデルフライトとして，ン，燃料搭載量はCase1と同一とした。本条件の結果を成田-シカゴ間の離陸，上昇，巡航，下降，着陸のフラCase1と比較することによりICRエンジンのフューエルイトパス，すなわち，離陸から着陸までの所要時間と機バーン削減の直接的な効果を評価することができる。

速，高度の関係をFlight Aware社の提供するJAL7009便，及び，JAL7010便の2018年月12日から同年月

Case3は，機体はB787-8，エンジンはICRエンジンで，

日まCase2と全く同一の機体とエンジンであるが，ICRシスでのフライトデータ⒁を平均して推定したものをFig. 6にテムによる消費燃料の削減を考慮し，予め燃料搭載量を示す。フライトデータのサンプル点は，Table 4に示す減少させた条件とした。

76点とし，各サンプル点に対してサイクル計算を行った。
ー 53 ー
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翼型熱交換器で構築した軽量ICRエンジン搭載航空機のフューエルバーン

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Fig. 6 Relationships between altitude, Mach number and time in the average ﬂight path from Narita to Chicago

Table 5 Lift to drag ratio（L/D）

Fig. 7 Forces exerted on an aircraft

Fig. 8 Relationships between aircraft mass, thrust and time in the average ﬂight path from Narita to Chicago

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翼型熱交換器で構築した軽量ICRエンジン搭載航空機のフューエルバーン

Fig. 9 Relationships between SFC, fuel consumption and time in the average ﬂight path from Narita to Chicago

Fig. 10 The temperature distribution in cruise.

フューエルバーンの計算手順たものがフューエルバーンとなる。

はじめに，機体重量，エンジン重量，燃料搭載量から初期機体重量

aircraft,initialを計算した。これを基に，フラCase1, Case2は機体重量，エンジン重量，燃料搭載量 が 等 し い た めTable 6に 示 し た よ う に

aircraft,initial

はイトデータのサンプル点において，Table 5から求めら219,540 kgとおいた。一方，Case3は機体重量，エンジれる / （ ）を用いて式⒃から飛行時の必要推力（）

ン重量はCase1, Case2に等しいものの，ICRエンジン導基搭載されているた入によりフューエルバーンが減少する効果を見込んであを算出した。B787-8はエンジンがreq（ ）となる。そらかじめ燃料搭載量を減少させた条件である。すなわ

基あたりの推力を条件

ち，着陸時の燃料の残重量がCase1と等しくなるようにとしてNPSSの「非設計モード」を用いて，単位推力燃料搭載量を調整した条件で，Table 6に示したようにめ，エンジン基当たりの推力は0.5して，機速，高度，エンジン

req

単位時間当たりの燃料消費率 FC（［）kg/（N・s）］を算出した。このとき，エンジンは218,950 kgとおいた。

aircraft,initial

基分の瞬時の燃料消費率（［kg/s］はC ）

．計算結果

⒄
CFCとなる。これをフライトパスに沿って積分した飛行中の.

フライトデータの各サンプル点におけるSFC，及び，エンジン［kg］は，燃料消費量 aircraft（ ）C

ICRエンジンのSFC・燃料消費率・温度分布FC⒅Fig. 9に示す。また，設計点である巡航時の温度分布をFig. 10 に示す。

である。これを離陸から着陸までフライト全体で積算しー 55 ー
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基の瞬時の燃料消費率fuel consumptionを

巡航時は燃料消費率が重要であるためICとRを両方作

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翼型熱交換器で構築した軽量ICRエンジン搭載航空機のフューエルバーン動させた。この時，ICにより高圧圧縮機出口（HPC 10テムにより削減される燃料を考慮し，あらかじめ搭載すout）の空気は基準エンジンに比べて約10℃冷却された。

る燃料を減少させたB787-8（Case 3）のそれぞれで計算

ま た，Rに よ り 燃 焼 器 入 口（Comb in） の 空 気 はHPCした。その結果，現行のCase 1の機体をCase 2，Case 3

10 outの空気に比べて約35℃加熱された。これらの結果，と置き換えると，それぞれ601 kg ，814 kg程度フュー巡航時のSFCがCase 2で約エルバーンが削減されることがわかった。

％程度，Case 3で約1.3 ％以上により，伊藤らの考案した翼型熱交換器を利用し程度減少した。
.

た軽量ICRシステムの有効性を確認した。

ICRエンジン搭載機のフューエルバーン

このSFCの変化が航空機全体のフライト当たりの燃料消費量であるフューエルバーンの削減に与える影響を参考文献評価した。Fig. 11に示すように，Case 2で601 kgの削減，⑴Case 3で814kgの燃料消費量が削減された。
⑵．結論
ICRシステムを航空エンジンに導入する場合，単位推力単位時間当たりの燃料消費率SFCではなく，フライト⑶当たりの航空機全体の燃料消費量であるフューエルバーンで評価する必要がある。NPSSを用いて，サイクル計算を行い，成田空港-シカゴ・オヘア空港間のB787-8のフライトパス（離陸，上昇，巡航，下降，着陸）にお⑷ける，フューエルバーンを，基準エンジンを搭載した
B787-8 （Case 1），基準エンジンと総重量が同じである
ICRエンジンを搭載したB787-8（Case 2），Case 2と全く同じICRエンジンを搭載したB787-8であるが，ICRシス
Table 6 Calculation conditions

Fig. 11 Fuel burns of cases1, 2, and 3 from Narita to Chicago⑸

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