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日本ガスタービン学会誌

Vol. 49No. 42021.7

次世代ジェットエンジンの性能・重量評価
Performance and Weight Estimation of Next Generation Jet Engines
田口 秀之＊1

西田 俊介＊1

TAGUCHI Hideyuki

NISHIDA Shunsuke

岡井 敬一＊1
OKAI Keiichi

ABSTRACTThe performance and weight of a next-generation jet engine with a thrust of 20,000 lbf class are evaluated. The
specifications of a geared turbo fan (GTF) engine as a reference engine are defined, and the high-altitude performanceand weight is estimated, as the first step. In addition, the performance and the weight of parallel hybrid (PH) engine
and turbo-electric (TE) engine using a superconducting motor/generator are compared to that of GTF engine. Using
the results of these studies, the issues when adding electric elements to the jet engine are discussed.
キーワード：ジェットエンジン，性能, 超電導，電動化
Key words : Jet Engine, Performance, Superconductivity, Electrification．はじめに

規エンジン要素の追加による重量増加の影響について，これまで，宇宙航空研究開発機構（JAXA）におい

熱交換器付きエンジンの重量評価⑷‑⑸や電動要素付エンて，高効率軽量ファン・タービン技術実証プロジェクト

ジンの重量評価⑹を行った先行研究があるが，詳細に検⑴⑵（aFJR） ，グリーンエンジン技術の研究開発 が進めら討した例は少ない。その原因として，新規エンジン要素れてきた。現在は，この研究成果を引継ぎ，コアエンジを組み込む際に発生するジェットエンジン本体の改造にン技術実証プロジェクト（En-Core）⑶，次世代ジェット伴う重量増加を評価するためには，ジェットエンジン全エンジンの設計・解析技術開発（DANTE）が進められ体の再設計を行う必要があることが挙げられる。
.ている。DANTEにおいては，離陸推力で20,000 lbf級の基準エンジンの定義

次世代ジェットエンジンを検討対象として，新規エンジ

そこで，本研究では，短期間で設計を変更できる基準ン要素を含むエンジンシステムを比較検討するための設エンジンを定義することにした。エンジンの推力レベル計・解析手法を確立することを目指している。本論では，としては，近い将来の需要の高い150席級の旅客機に搭比較検討の基準となるGeared Turbo Fan（GTF）エン載できる20,000 lbf級を選択した。エンジン方式としてジンの性能・重量評価結果と，電動要素を含む電動化エは，Pratt&Whitney社が先行開発して燃料消費率の低減ンジンの比較検討結果について概説する。

を達成し，Rolls Royce社も追従開発をしているGearedTurbo Fan（GTF）方式を選定した。

．要求仕様設定.

Fig. 1に， 本 研 究 で 基 準 エ ン ジ ン と し て 設 定 し た
DANTE-GTF Engineを示す。エンジン各部の空力設計

新規エンジン要素の導入における課題
次 世 代 ジ ェ ッ ト エ ン ジ ン の 設 計・ 解 析 技 術 開 発（DANTE）は，既存のジェットエンジンを基準として，様々な新規エンジン要素を導入した際の性能向上と重量増加をできるだけ正確に推算し，その新規エンジン要素の効果を評価することを目的としている。従来，新規エンジン要素として，モータ，発電機，熱交換器，ウェーブロータ，デトネーション燃焼器等の適用が提案され，導入による性能向上の効果が検討されている。一方，新＊原稿受付 2020年 月30日
査読完了 2021年 月 日
宇宙航空研究開発機構〒182-8522 調布市深大寺東町 ‑44‑
E-mail: taguchi.hideyuki@jaxa.jp

Fig. 1 DANTE-GTF Engineー1ー
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日本ガスタービン学会誌

Table 3 Speciﬁcations of Components

においては，開発済のPW1100G-JMの文献⑺も参考にしつつ，ファン，低圧圧縮機，高圧圧縮機，燃焼器，高圧

Polytropic
Efficiency

Number ofStages

Outer Fan（Bypass）

89%

1

Inner Fan（Core）

89%1ることを想定し，設計点の高度は10689m，マッハ数は

Low Pressure Compressor

89%

10.78とした。エンジン入口から燃焼器入口までの全体

High Pressure Compressor

89%8

圧力比を36，バイパス比を13とした。ギアの変速比はHigh Pressure Turbine

90%2とし，ファン軸回転数は4000rpm，低圧軸回転数はLow Pressure Turbine

90%

3

タービン，低圧タービンおよび変速ギアを独自に設計し，CFD解析で性能評価を行った。
Table 1に設計点仕様を示す。国内線旅客機に適用す12000rpmとした。高圧軸回転数は18000rpmとした。
している作動範囲を実現する設計に達していないため，
Table 1 Speciﬁcations at Design Point

継続して改良設計を行っている段階である。

Altitude10668mMach number

0.78．高空性能解析

Overall Pressure Ratio

36

DANTE-GTF Engineについて，国内線旅客機の飛行

Bypass Ratio

13

範囲を想定して，高空性能解析を行った。高空性能解析

Fan Rotation Speed4000 rpm

はエンジン性能解析ソフトウェア⑻に新規に設計したエLPC Rotation Speed

12000 rpm

ンジン要素の性能マップを組み込んで実施した。また，

HPC Rotation Speed

18000 rpm

想定した飛行範囲において，各エンジン要素の作動点が作動範囲から逸脱しないことを確認した。ただし，高圧.

圧縮機に関しては新規設計の圧縮機では作動範囲を逸脱

圧力比と効率の設定するため，既存の圧縮機からスケーリングして，性能解DANTE GTF Engineの要素設計においては，最新の析に適用した。

ジェットエンジンの諸元を参考にしつつ，燃料消費率のFig. 2にDANTE-GTF Engineの正味推力マップを示更なる低減を目指して，少し高めの目標値を設置した。

す。高度

Table 2にエンジン要素の設計点圧力比を示す。コア〜 12000m，マッハ数〜の範囲で正味推導入部のファン圧力比は1.2，低圧圧縮機の圧力比は1.5，力を推算した。離陸時が最も正味推力が大きく，高度，高圧圧縮機の圧力比は20とした。低圧圧縮機と高圧圧縮マッハ数が上昇すると，いずれも正味推力が低下してい機の圧力比バランスについて，トレードオフ検討を行っる。

たが，本研究では空力設計の最適化検討までは行わない

Fig. 3にDANTE-GTF Engineの燃料消費率マップを前提としたため，燃料消費率に対する影響は少なかった。

示す。高度とマッハ数の解析範囲は正味推力と同様であ

高圧タービンと低圧タービンの圧力比は，ファン・圧縮る。高度が上昇すると，燃料消費率は低下する傾向にあ機の必要動力を基にして設定した。

る。一方，マッハ数が上昇すると，燃料消費率は上昇する傾向にある。

Table 2 Pressure Ratio
Outer Fan（Bypass）

1.37

Inner Fan（Core）

1.2

Low Pressure Compressor

1.5High Pressure Compressor

20.0High Pressure Turbine

5.13

Low Pressure Turbine

6.12

Table 3に，エンジン性能解析で目標値として設定した，エンジン要素のポリトロープ効率と段数を示す。
ファン，低圧圧縮機，高圧圧縮機のポリとロープ効率は89%とした。高圧タービン，低圧タービンのポリトロー
Fig. 2 Net Thrust Map（DANTE-GTF Engine）

プ効率は90%とした。エンジン要素のポリトロープ効率については，エンジンの燃料消費率に大きく影響することを確認している。エンジン要素の空力設計において，全てのエンジン要素で設定した目標値を達成できることを確認している。ただし，高圧圧縮機については，想定ー2ーDownload service for the GTSJ member of ID , via 157.1.136.4, 2024/10/20.

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Fig. 3 Speciﬁc Consumption Map（DANTE-GTF Engine）

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Fig. 5 Assumed Trust Pattern．航空機運航時の燃料消費量の推算
DANTE-GTF Engineの高空性能解析結果を適用して，航空機運航時の燃料消費量（積算値）の推算を行った。
Fig. 4に，燃料消費量の推算で使用した仮想飛行経路（高度，マッハ数履歴）を示す。巡航条件は，DANTEGTF Engineの設計点と同じとし，高度10689m，マッハ数0.78とした。仮想飛行経路は先行研究⑹ の結果を参照して設定した。

Fig. 6 Fuel Burn（DANTE-GTF）

る。この性能の違いの主な要因は，バイパス比と全体圧力比の設定値の違いによるものと考えられる。
DANTE-GTF Engineにおいて，エンジン全要素の効率を%向上させた場合は，基準エンジンに比べて燃料消費量が2.5%程度低減している。
今後も，各エンジン要素の改良設計結果を受けて，要素レベルの効率改善がエンジン全体性能に与える影響を評価する予定である。

Fig. 4 Assumed Flight Trajectory．重量推算

Fig. 5に仮想飛行経路を飛行するために必要な仮想推力パターンを示す。この推力パターンも先行研究⑼の結次世代ジェットエンジンに新規エンジン要素を導入す果を参照して設定した。離陸時に大きな推力を必要とする場合，性能向上効果を推算するとともに，追加のエンるため，離陸推力に合わせて，エンジンの大きさを調整ジン要素による重量増加の程度についても，正確に推算し，燃料消費量を推算した。

することが重要である。そこで，今後の検討の基準とす燃料消費量の推算においては，既存エンジンとの比較るために，DANTE-GTF Engineの構造解析と重量推算のため，CFM56 Engineのエンジン諸元を公表データかを進めている。

ら推測して解析モデルを設定し，燃料消費量を推算した。

高圧系のコアエンジンを構成する高圧圧縮機，燃焼器，また，DANTE-GTF Engineについて，飛行時の必要推高圧タービンについては，グリーンエンジン技術の研究力に合わせた寸法拡大を行った上で，Table 3で設定し開発⑵において，熱構造解析，翼振動モード解析，軸振た効率の場合と，エンジン全要素について更に動モード解析等を行い，構造成立性を確認した形状でエ%の効率改善を実現できる場合の燃料消費量を推算した。

ンジンモデルを作成した。

Fig. 6に燃料消費量（Fuel Burn）の推算結果を示す。
グラフの縦軸は燃料消費量の積算値とした。

Fig. 7に減速ギアの形状モデルを示す。PW1100G-JM用の減速ギアの公開情報を参考にして，DANTE-GTF

この図から，CFM56 Engineに比べて，DANTE-GTF

用に減速比

Engineの燃料消費量は，16%程度低減していることが判のサンギア，遊星ギア，リングギアを設計し，重量推算用のモデルを作成した。
ー3ー

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Fig. 10 Pressure Distribution of Casing
Fig. 7 Reduction Gear Model

な個所があることが判明しているが，重量に対する影響は少ないと考えている。

低圧系を構成するファン，低圧圧縮機，低圧タービン

また，低圧系の回転部品の構造強度については，想定については，各要素の基本設計結果とCFD解析結果を反映して，翼，ディスク，ケーシングの形状を設定し，寿命を設定し，ファンから評価を始めている。
並行して，現時点のDANTE-GTF Engineの構造モデ構造解析を進めている。

ルを用いて，従来エンジンとの重量比較を行った。従来

Fig. 8に低圧系を含むエンジン全体のケーシングの構エンジンの重量推算は，以下の手順で行った。

造モデルを示す。ケーシング各部の肉厚は，エンジン各部の内部温度と内部圧力を境界条件として，構造最適化⑴

解析を行って設定した。各部の支持構造の形状について

DANTE-GTFの構造モデルを用いて，ファン部，コア部の換算密度（体積に対する重量）を計算。

は，国産ターボファンエンジンFJR710の図面等を参考⑵にして設定した。

公開情報のエンジン寸法とバイパス比から，ファン部，コア部の体積を概算し，DANTE-GTFの換算

Fig. 9に構造最適化解析で使用したケーシング内部温密度を適用して重量を推算。

度の境界条件，Fig. 10に同解析で使用したケーシング内部圧力の境界条件を示す。
現段階では，ケーシングの内部温度，内部圧力に対す

Table 4 に，従来エンジンとDANTE-GTF Engineのる構造成立性は確認できており，自重と推力荷重の評価仕様（離陸推力，ファン直径，バイパス比），推算重量，を進めている。推力荷重に対して，局所的に補強が必要

離陸推力当たりの重量の比較を示す。従来エンジンの例
として，推力が同程度のCFM56 Engineの推力当たりの重量を推算した。実際の重量と比べて，%程度の推算誤差があったが，エンジン形式の比較検討の際に，参考情報として利用可能と考られる。
CFM56 Engineに比べて，DANTE-GTF Engineの推力当たりの重量は，約%小さくなった。この要因としては，DANTE-GTF Engineの方がバイパス比が大きく，同じ推力に対して相対的にコアエンジンが小さいことが考えられる。
Table 4 Comparison of Estimated WeightFig. 8 Structure Model of Casing

Engine Typeー4ーDownload service for the GTSJ member of ID , via 157.1.136.4, 2024/10/20.

DANTE-GTF

Take-oﬀ Thrust

105 kN

70 kN

Fan Diameter

1524 mm1600 mm

Bypass Ratio

513Fan523 kg

305 kgGear0341 kg

Core963 kg

363 kg

LPT415 kg

161 kg

Total

EstimatedWeightFig. 9 Temperature Distribution of Casing

CFM561901 kg

1169 kgEstimatedWeight / Thrust

18.1 kg/kN

16.7 kg/kN

ActualWeight /Thrust

18.6 kg/kN‑Vol. 49No. 42021.7

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次世代ジェットエンジンの性能・重量評価．電動化エンジンの性能・重量検討
DANTE-GTF Engineをベースにして，新規エンジン要素として，推力に寄与する電動要素（モータ，発電機）を組み込んだ電動化エンジンの性能・重量検討を行った。
Fig. 11に電動化エンジンの一形態として検討した，
DANTE-PH（Parallel Hybrid）Engineの構造モデルを示す。このエンジンでは，低圧軸の後端に超電導モータを接続し，ファン駆動力の約割を電気でアシストする想定とした。飛行フェーズによってファン駆動力が変化するが，アシスト率は約1割で固定した。電気でアシストする場合，その時間によって搭載する必要のあるバッ
テリーの重量が変化するため，エンジン本体，超電導モータ，バッテリー，電装品，および燃料消費量の合計を推進系重量として，比較検討の対象とした。尚，超電導モータでアシストする動力分をコアエンジンの必要動力から差し引いてコアエンジンを軽量化する検討は行っていない。
Fig. 12 DANTE-TE（Turbo Electric）Model
Table 5 Speciﬁcations of Super-Conducting Generator / Motor
DeviceRotation
SpeedPowerWeightPowerDensity

AssistMotor

12000rpm

1.4MW

70kg

21kW/kg

Core
Generator

12000rpm

12MW

374kg

38kW/kg

Fan Motor

4000rpm

12MW

707kg

17kW/kg

構造も設計する必要があるため，出力密度が少し低下し，モータ／発電機の重量が増加する可能性がある。

Fig. 11 DANTE-PH（Parallel Hybrid）Model

推進系重量は，エンジン台当たりのエンジン本体，モータ／発電機，バッテリー，電装品および燃料消費量

Fig. 12に更に電動化を進めた概念として，DANTETE（Turbo-Electric）Engine ⑽を示す。このエンジンでの合計と定義した。

は，コアエンジンに直結された超電導発電機で全てのDANTE-PH Engineについては，動力アシストをする

ファン駆動力を発生し，超電導モータでファンを駆動す時間の長さに応じて，必要とする電力量が変化し，搭載ることとした。このため，DANTE-PH Engineの約10倍するバッテリーの重量が大きく変化するため，以下のの駆動力の超電導発電機／モータを使用する必要がある。

種類について検討した。

超電導モータ／発電機については，固定子に液体水⑴

素温度で良好な超電導特性を示すMgB2線材，回転子にT/O（Take-oﬀ）Assist

液体窒素温度で作動するYBCO線材を適用した全超電導最大推力を必要とする離陸時のみの短時間のファンモータ／発電機を想定し，先行研究⑾の設計手法を用い動力を超電導モータでアシストする。
⑵て設計した。軽量化のため，将来の技術開発を想定して，負荷の程度を決める電気装荷を実績値の約400kA/mとし，回転数も実績値の約

Climb Assist
離陸から加速上昇までの飛行フェーズのファン動力倍のを超電導モータでアシストする。

倍の12000rpmま⑶で許容することとした。

Full Assist
離陸，加速上昇，巡航，着陸までの全飛行フェーズ

Table 5に超電導発電機／モータの基本設計結果を示のファン動力を超電導モータでアシストする。

す。実績のある常電導モータの出力密度が5kW/kg程度であることに対し，今回の検討では17 〜 38kW/kgと，大幅な軽量化を想定している。超電導モータ／発電機をバッテリーの重量については，アシスト動力の時間履

実際に製作する場合は，極低温冷媒の遮熱構造やシール歴から必要電力量を積算して，エネルギー密度で除する
ー5ー

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次世代ジェットエンジンの性能・重量評価

日本ガスタービン学会誌

ことで求めた。バッテリーのエネルギー密度は，将来のGTF Engineより推進系重量が重くなることは明確であ技術開発を想定して，実績値の約2.3倍の500Wh/kgとしり，現段階で検討の対象とする必要は無いと思われる。

た。

．結論

Fig.13 に DANTE-GTF Engine, DANTE-PH Engine,推力20,000lbf級の次世代ジェットエンジンについて，

DANTE-TE Engineの推進系重量の比較を示す。この図
つのエンジン方式においては，電新規エンジン要素を組み合わせた場合の性能・重量評価

導化エンジンの重量推算で，将来技術を想定した楽観的を行うことを目的として，基準エンジンと電動化エンジな仮定を置いたものの，DANTE-GTF Engineが最も推ンの性能・重量評価を行った。結果として，以下の知見進系重量が軽くなるという結果であった。

を得た。

から，今回比較した・バ イ パ ス 比13， エ ン ジ ン 全 体 圧 力 比36のGearedTurbofan Engine（DANTE-GTF Engine）を設計し，高度0 〜 12000m，マッハ〜の範囲で作動できることを確認した。
・DANTE-GTF Engineの航空機搭載時の燃料消費量の推算を行い，従来エンジンより約16%の燃料消費量低減を実現できる可能性を確認した。
・DANTE-GTF Engineの熱構造解析と重量推算を行い，従来エンジンより約10%の軽量化を実現できる可能性を確認した。
Fig. 13 Weight of Propulsion System and Fuel・ファン動力の約1割を超電導モータでアシストする
Parallel Hybrid Engine（DANTE-PH Engine） の 性

DANTE-PH Engineについては，アシスト時間が長く能・重量推算を行い，離陸時に限定したアシストであなると，燃料消費量が少し低減するものの，それ以上にれば，DANTE-GTF Engineに対して推進系重量（エバッテリー重量が増加して，推進系重量全体も重くなンジン本体，電動機器，バッテリー，燃料消費量の合る傾向であることが判った。DANTE-PH EngineのT/計）の上昇が少ないことを確認した。

O Assistであれば，DANTE-GTF Engineよりは推進系

・DANTE-PH Engineにおいて，アシスト時間が長くな重量が重いものの，過大なバッテリー重量の増加が無いると，燃料消費量の低減効果よりバッテリー重量の増ため，今後，詳細な検討を行う価値がある可能性がある。

大効果の方が大きく，推進系重量が増大することを確認した。

推進系重量が少し上昇しても，着陸後に超電導モータで・ファン動力の全てをコアエンジンで発電した電力で供無排気タキシングできる等の付加価値を見出せる可能性

給するTurbo-Electric Engine（DANTE-TE Engine）がある。の性能・重量推算を行った結果，今回の検討範囲では，

DANTE-TE Engineについては，本検討ではエンジン推進系重量が最も大きくなった。

サイクルはDANTE-GTF Engineと共通であり，動力伝達でギアの代わりに超電導モータ／発電機を使用するが，謝辞

動力伝達時の効率は同じで，燃料消費量の変化は無いものとした。一方，DANTE-TE Engine では12MW級の本研究を遂行するにあたり，共同研究先である東京大超電導モータ／発電機およびインバータ等の電装品を搭

学新領域創成科学研究科の大崎教授，寺尾助教の助言を載する必要があり，エンジン本体と同程度の重量増加が受け，超電導機器の設計解析を実施した。また，JAXAあるため，推進系重量は最大となった。実際には，駆動コアエンジン技術実証プロジェクト（EnCore）の福山

用電力の周波数変換に用いるインバータにおける電力損

客員研究員より，航空機軌道解析結果の提供を受けた。

失も考慮する必要があるため，更に重量が増大する可能ここに謝意を表する。

性がある。このため，今回の検討の範囲では，この方式を選択する理由が見当たらない。今後，違う推力レベ

参考文献

ルや，分散ファン等を適用した際に利点を見いだせるか，⑴追加の検討が必要である。
DANTE-TE Engineに燃料電池を組み合わせて，同じ燃料流量で追加の電力を発生させることで熱効率を向上させることも，可能性として考えられる。しかしながら，現在のDANTE-TE Engineに燃料電池の重量が加算されると，仮に燃料消費量をにできたとしても，DANTEー6ー

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西澤敏雄，JAXA の研究開発プロジェクト：高効率軽量ファン・タービン技術実証（aFJR），日本ガスタービ
ン学会誌Vol. 47 No. 1（2018）, P53-54.
⑵ 田口秀之，中村俊哉，田頭剛，石井達哉，山本武，山根敬，次世代ジェットエンジンに適用するグリーンエンジ
ン技術の研究開発, 第46回ガスタービンセミナー（2018）.
⑶ 山 根 敬， コ ア エ ン ジ ン 技 術，JAXA航 空 シ ン ポ ジ ウVol. 49No. 42021.7

次世代ジェットエンジンの性能・重量評価⑼

ム 2019，http://www.aero.jaxa.jp/news/event/pdf/⑷

福山佳孝，山根敬，西澤敏雄，航空機運航燃料消費量へ

sympo190905/sympo19090503.pdf.のエンジン性能と重量の影響評価-エンジン回転数によ

Xu, L., Kyprianidis, K. G. and Grönstedt, T., ,る推力制御の場合，第46回日本ガスタービン学会定期講

Optimization Study of an Intercooled Recuperated
Aero-Engine, AIAA Journal of Propulsion and Power,
29（2）pp. 424-432（2013）.
⑸ 二ノ宮竜成, 伊藤優, 長崎孝夫,「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」日本
ガスタービン学会誌, 47（6）pp. 429-436（2019）.
⑹ 大島竜輝, 姫野武洋, 渡辺紀徳, 伊藤優,「サイクル解析と重量推算に基づく電動化航空推進システムの性能評価」
第48回日本ガスタービン学会定期講演会，B-1,（2020）.
⑺ 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）.
⑻ GasTurb 13, https://www.gasturb.de/software.

ー7ー
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7

演会（2018）.
Okai, K., Taguchi, H., Terao., Y., Ishida, Y., Ohsaki, H.,
Electromagnetic-Component-Coupled Performance
Analysis of Future Turboelectric Aircraft Propulsion
Systems, AIAA-2020-3678, AIAA/IEEE Electric
Aircraft Technologies Symposium（2020）.
⑾ Terao, Y., Ishida, Y., Ohsaki H., Heideman, D. Okai,K., Taguchi, H.,Electromagnetic Analysis of Fully
Superconducting Synchronous Machines for Future
Turbo Electric Propulsion Systems, AIAA-2020-3550,
AIAA/IEEE Electric Aircraft Technologies Symposium（2020）.
⑽