エンジン技術実証
Aer o en gine Te c hn ol o gy Dem ons trat i on

JAXAの航空エンジン研究
Aeroengine Researches in JAXA

宇宙航空研究開発機構 航空技術部門

推進技術研究ユニット / En-Coreプロジェクトチーム

目 次

JAXAの航空エンジン研究● 高効率軽量ファン・タービン技術実証（aFJR）

Aeroengine Researches in JAXAaFJR: Advanced Fan Jet Research（FY2013-FY2017）……………………………………………

宇宙航空研究開発機構 航空技術部門● コアエンジン技術実証（En-Core）

En-Core: Environmentally Compatible Core Engine Technology Research… ……………

推進技術研究ユニット / En-Coreプロジェクトチーム● 次世代ジェットエンジンの設計・解析技術開発（DANTE）

DANTE: Design and Analysis of Next generation Technologies for jet Engines…………

● 航空エンジン技術実証

Aeroengine Technology Demonstration……………………………………………………………

● 極超音速推進技術

Hypersonic Propulsion Technology… ………………………………………………………………

● 航空エンジン制御技術

Aeroengine Control Technology… …………………………………………………………………

● 高性能ターボ要素技術

High Performance Turbomachinery Technology…………………………………………………

3
4
5
6
7
8
9

● 航空エンジン構造・材料技術

Aeroengine Structures & Materials Technology… ……………………………………………… 10● 航空エンジン燃焼器技術

Aeroengine Combustor Technology………………………………………………………………… 11● 航空エンジン騒音低減技術

Aeroengine Noise Reduction Technology………………………………………………………… 12● 高温タービン技術

High Temperature Turbine Technology… ………………………………………………………… 13● 再生可能エネルギー技術

Renewable Energy Technology… …………………………………………………………………… 14

JAXA（NAL）におけるプロジェクト・研究開発
ファンジェット STOL 機の研究（FJR710/600S）
Project on STOL Aircrafts with Fan-Jet Engines

Projects and Research at JAXA（NAL）
NAL
航空宇宙技術研究所

National Aerospace Laboratory of Japan
2003年JAXAに統合
Reorganized into JAXA in 2003

高効率軽量ファン・タービン技術実証プロジェクト
advanced Fan Jet Research（aFJR）Project

V/STOL 機に関する研究（JR100、120、200、220）
Project on V/STOL Aircrafts

JAXA
宇宙航空研究開発機構

グリーンエンジン技術の研究開発
Green Engine Technology Research

2003年よりsince 2003

外部機関との共同研究開発

次世代ジェットエンジンの設計・解析技術開発
Design and Analysis of Next generation Technologies for jet Engines（DANTE）

クリーンエンジン技術の研究開発
Clean Engine Technology Research

民間航空機用高バイパス比ターボ
ファンエンジンの研究開発（FJR710）
Project on High Bypass Ratio Turbofan Engines
for Commercial Applications

Japan Aerospace Exploration Agency

コアエンジン技術実証プロジェクト
Environmentally Compatible Core Engine（En-Core）
Technology Research Project

共同研究開発Joint R&D

MITI

環境適応型小型航空機用エンジン研究開発
Research on Eco Engine

Joint Projects and Research with
External Organizations

NEDO ／ METI

MITI
通商産業省

2000年まで

METI
経済産業省

2001年より

超音速輸送機用推Super/Hyper-Son
Propulsion Syste

Ministry of International Trade and Industry till 2000

進システムの研究開発
ic Transportm（HYPR project）

環境適応型次世代超音速推進システム技術の研究開発
Environmentally Compatible Propulsion System for
Next Generation Supersonic Transport（ESPR Project）

Ministry of Economy, Trade and Industry since 2001

NEDO
新エネルギー・産業技術総合開発機構

NEDO ／ MITINEDO ／ METINew Energy and Industrial Technology Development Organization

1950s

1960s

1970s

1980s

1990s

2000s

2010s

2020s

高効率軽量ファン・タービン技術実証（aFJR）

コアエンジン技術実証（En-Core）

aFJR: Advanced Fan Jet Research（FY2013-FY2017）

En-Core: Environmentally Compatible Core Engine Technology Research

地球温暖化への対策として環境基準が年々厳しくなっており、燃費が良く、排気のきれいな航空エンジンが求められています。aFJRプ
ロジェクトでは、国内メーカーと共同で世界初となる複合材ファンブレードの中空化や、タービンブレードのセラミック基複合材化等による軽量化および高効率化を実現し、海外の最新開発エンジンと比較した燃費低減目標を7割上回る世界トップレベルの燃費低減技術を開発しました。

ターボファンエンジンでファンが推力を生み出すための動力源であるコアエンジンのうち、特に燃焼器と高圧タービンはエンジンの中でも最も高温・高圧で、海外メーカーが強みを持つ部分です。国内メーカーはエンジンの低温・低圧部で一定の分担を獲得していますが、
航空機エンジン産業におけるさらなる飛躍のためには、高圧部分の分担の獲得が期待されます。そこでJAXAでは、NOx（窒素酸化物)や
CO2（二酸化炭素）の排出量を減らす新たな研究開発プロジェクトを開始し、国内メーカーと共同で競争力のある技術の獲得を目指します。略称のEn-Core（アン・コア）は、Environment（環境）を重視したコア（Core）エンジンを意図しています。
En-Coreは2018年度から2023年度までのプロジェクトで、「超低NOxリーンバーン燃焼器」と「高温高効率タービン」の2つの技術課
題に取り組みます。いずれの課題でも、従来の耐熱金属よりも高温で使用できる耐熱複合材（セラミックス基複合材、CMC）を活用して使用する冷却空気を削減することが課題達成の鍵の一つです。

Environmental standards for aircraft engines have become tightened amid global warming, and the world's demand
for more green engines with better fuel efficiency and low emissions is growing. In the aFJR project, in collaboration
with manufacturers, we achieved weight reduction and high efficiency with the world's first hollow composite
fan blade and a turbine blade with ceramic matrix composite. We have developed the world's top fuel efficiency
reduction technology that exceeds the fuel efficiency reduction target compared to the latest engine.
株式会社 IHI、東京大学、筑波大学、金沢工業大学との共同研究
Joint research with IHI Corporation, the University of Tokyo, University of Tsukuba, Kanazawa Institute of Technology

高効率軽量ファン技術● 軽量吸音ライナ● 高効率ファン（空力効率向上）

既存のアルミ製吸音ライナに代わる樹脂製吸音ライナの成形に成功し、アルミ製吸音ライナと比べ40%以上の軽量化を実現しました。

High Efficiency, Light-Weight Fan Technology● High Efficiency Fan(improving the aerodynamic efficiency)
層流化設計を用いたファン動翼を試作し、空力性能試験で空力効率を実証しました。またフラッタ予測CFDが層流ファン
動翼のフラッタ回避設計に有効であることを確認しました。
A prototype rotor blade with a laminar flow design was
manufactured and aerodynamic efficiency was verified
by aerodynamic performance tests. We also confirmedthat flutter prediction CFD is effective for flutter
avoidance design of laminar flow fan blades.

● Light-Weight, Sound-Absorbing Liner

The power for turbo fan engine propulsion is generated by core engine. World's major jet engine manufacturers
dominate the production of core engines, especially high-temperature, high-pressure parts such as combustors andhigh-pressure turbines. Getting its share would be a leap for Japanese manufactures which already have a goodshare in low-pressure parts. JAXA started a new project which aim to obtain competitive technologies to reduce NOx(nitrogen oxides）and CO2 (carbon dioxide). The project name“En-Core”represents an Environmentally compatible
Core engine.
En-Core is a 6-year R&D project until FY2023. It consists of two major targets,“Ultra-low NOx Lean Premixed
Combustor”and“High-temperature, High-efficiency Turbine”technology developments. The usage of CMC(ceramic matrix composite) will be the key technology which reduce the cooling air usage in both targets.

We succeeded in forming a resin sound absorption liner that
replaces the existing aluminum sound absorption liner, achieving
a weight reduction of 40% or more compared to the aluminumsound absorption liner.

❶❷

表面Surface

フルスケール供試体
Full Scale Test Specimen

側面
Side

樹脂製吸音ライナ
Resin Sound Absorption Liner

高効率ファン空力性能試験
High Efficiency Fan Aerodynamic
Performance Test

軽量低圧タービン技術

Light-Weight, Low-Pressure Turbine Technology● 軽量ファン（ブレード､ ディスク）● Light-Weight Fan (blades and disk)
炭素繊維強化プラスチック（CFRP）製ブレードの中空化に成功し、軽量の複合材ファンブレード技術を開発しました。CFRP積層構造やメタル接合部を含め、高速衝撃時の損傷解析技術・設計製造技術を向上させ、中空構造を実現することができました。
Succeeded in hollowing out carbon fiber reinforced plastic(CFRP) blades and developed lightweight composite fan blade
technology. The hollow structure has been realized by improving
the damage analysis technology and design manufacturing
technology at high speed impact including CFRP laminatedstructure and metal joint.

中空構造ファンブレード
Hollow Structure Fan Blade3

高速衝撃試験・解析
High-Speed Impact Test and Analysis

aFJR: Advanced Fan Jet Research (FY2013-FY2017)

コアエンジンCore Engine● 軽量低圧タービン● Light-Weight, Low Pressure Turbine
セラミックス基複合材料（CMC）製ブレードに適した過回転防止設計を開発し、回転衝撃破壊試験において安全にCMCブレードを破壊できることを実証しました。また低圧タービン翼列のフラッタ発生を回避する設計を可能とするため、翼列風洞試験によりフラッタの発生限界を実際に計測しました。
We have developed an over-rotation prevention design
technology suitable for blades made of ceramic matrix composite(CMC), and demonstrated that it is possible to break CMC bladessafely in rotational impact fracture tests.
In order to obtain flutter prediction technology for low pressure
turbine cascades, the wind tunnel cascade test measured theflutter generation limit.

低圧タービンフラッタ試験供試体
Low Pressure Turbine Flutter
Test Model

CMC 翼モデル回転衝撃破壊試験
CMC Wing Model Rotational
Impact Failure Test

ターボファンエンジン
Turbo Fan Engine❶ 超低NOxリーンバーン燃焼器❷ 高温高効率タービン

世界で最もNOxの排出が少ない燃焼器性能の実証を目指します。そのために、CMCの耐熱性を生かして燃焼器の冷却空気を減らすことでリーンバーンに必要な空気量を増やすとともに、発生しやすくなる燃焼
振動を抑制します。同時に燃料ノズルの熱対策や燃料制御など、実用化に必要な性能を確保します。

世界最高レベルのタービン効率の実証を目指します。現行の耐熱超合金よりも約200℃高い耐熱性を持つCMC材料や先進的な冷却構造による冷却空気の削減、三次元空力設計による損失低減を統合して、ター
ビン効率の向上を実現します。

Ultra-Low NOx Lean Premixed Combustor

The world's lowest NOx emission is the target of the combustor
technology development. Increasing the combustion air byreducing the cooling air using the CMC is a key for realizing theultra-low NOx lean burn combustor, as well as the suppression of
combustion oscillations. Technologies for practical combustors,
such as the thermal management of fuel nozzles and fuel control,
will also be developed.

High-Temperature, High-Efficiency Turbine

The competitive higher efficiency is the target of the turbine
technology development. The smaller usage of cooling air andthe 3D aerodynamic design will be integrated to reduce thelosses. CMC with higher heat resistance by about 200 deg. C
than the latest superalloy, the advanced cooling structures, andvarious aerodynamic designs will be incorporated.

En-Core: Environmentally Compatible Core Engine Technology Research

4

次世代ジェットエンジンの設計・解析技術開発（DANTE）

航空エンジン技術実証

DANTE: Design and Analysis of Next generation Technologies for jet Engines

Aeroengine Technology Demonstration

航空エンジンには環境、安全、利便、整備など幾つかの性能を向上させることが求められます。次世代ジェットエンジンの設計解析技術の研究は、エンジンの多様なニーズに応える設計に貢献するべく、システム性能、高圧圧縮機、低騒音、複合材の4つの研究課題に取り組みます。新技術を取り込んだエンジン概念は、燃費や推力などエンジンの基本性能を変化させます。高圧圧縮機の作動を予測すること
は、エンジンの性能を高めます。空力音響設計技術は、高バイパス比化に伴う騒音問題に対処します。複合材の耐久性評価は、要素の寿命改善に貢献します。

航空エンジンは多数の要素が組み合わされた高度なシステムです。エンジンの個々の要素の先進技術も、エンジン搭載環境での実証を経て実用化が可能となります。技術実証用ターボファンエンジンを用いた要素技術の実証と、先進エンジンシステムの概念検討を行います。

Aeroengines are required to improve their performances for safety, convenience, maintenance and environment.
A R&D program of“Design and Analysis of Next generation Technologies for jet Engines (DANTE)”tackles four
key studies regarding performance of engine system, high-pressure compressor, noise reduction, and composite
structure. New engine concepts incorporating new technologies would improve the engine performances, including
fuel consumption and thrust. Precisely predicting the behavior of high-pressure compressors would enhances engine
performances. Aero-acoustic design technologies would resolve the noise issues associated with higher bypass ratio
engines. Evaluating durability of composite structures would contribute to expanding the life of components.

Aeroengine system is composed of many components forming a highly advanced system. Advanced component
technologies developed through research projects are tested by installing in turbofan engines to step forward for thelevel of technological maturity adequate for practical use.

技術実証用ターボファンエンジンを用いた要素技術実証
Aeroengine Technology Demonstration Using Turbofan Engines● 地上エンジン運転試験設備と、エンジン要素技術実証のための技術実証用ターボファンエンジンを整備しています。
● 提案された新しい先進要素技術を地上環境において評価し、産業界や大学・JAXA 等が開発した技術の実用化促進に貢献します。
● The ground-level enclosed jet engine test facility is in operation equipped with turbofan engines
for advanced engine technologies.
● Advanced component technologies developed through projects and fundamental research are tested in❶ エンジン高性能化技術❷ 高性能圧縮機技術

新しいエンジン要素を組み込んだ推進システムのモデルを提案し、燃料消費や重量を評価します。

数値解析コードの精度を高めて、多段圧縮機の設計技術を研究し、圧縮機の高性能・高効率化を目指します。

Engine Performance Improvement Technology

ground-level environment to advance technological readiness level.

High-Efficiency Compressor Design Technology

The models of propulsion system incorporating the new andemerging components are proposed. Fuel consumption andweight of the model are evaluated for these models.

❶

排気塔
Exhaust Stack
吸気塔
Inlet Stack
エンジン架台Thrust Mount

The design technologies for high-performance and high-efficiency
multi-stage compressors are developed using highly accurate
CFD code.

空気の流れ
Airflow

スプリッター型吸音器
Splitter Type Silencer

❷

旋回案内翼
Turning Vane
セル型吸音器Cell Type Silencer

整流スクリーン Inlet Screen

排気ダクト Exhaust Duct

❸ 低騒音化技術

Noise Reduction Technology

数値解析並びに実験を通じて、超高バイパス比エンジンのディストー
ション軽減並びに低騒音化に貢献する技術を研究します。

Overview of the Jet Engine Test Facility

エンジンシステムに関する研究❹

Conceptual and Design Study on Advanced Propulsion System● 環境適合性や経済性に優れたエンジンシステムや機体 / エンジン統合技術を研究しています。

❹ 複合材耐久性評価技術

Fatigue Damage Simulation Technology for Composite Structures

複合材疲労解析によって、CFRP ファ
ン ブ レ ード、 セ ラミクス 基 複 合 材（CMC）低圧タービン翼の耐久評価技術を研究します。

繊 維
fiber

● JAXA is conducting conceptual, preliminary-design and fundamental studies on advanced propulsion system andengine/airframe integration technologies.
Isolated

マトリックスクラック

Isolated

matrix crack

BLI (embedded)

Technologies of evaluating the
durability of composite structures
such as CFRP fan blades and CMC
low-pressure turbine blades arestudied through fatigue analysis.

With computational and experimental approaches, technologies
for reducing inlet distortion and engine noise of future ultra-highbypass engines are studied.

BLI (tail)

JAXA 65cm × 55cm 小型低乱風洞に搭載した実験装置

Experimantal apparatus in JAXA 65cm × 55cm
Low-Turbulence Wind Tunnel.

実験装置

DANTE: Design and Analysis of Next generation Technologies for jet Engines

実験装置概要Schematic of Experimental
Apparatus

Experimantal Apparatus

5

運転計測室
Operation Room

仕切壁 Partition

地上エンジン運転試験設備

エンジン運転セル

Jet Engine Test Cell❸

ブラストバスケット
Blast Basket

ジェットエンジン
Jet Engine

BLI (embedded)

BLI (tail)

軸方向速度成分分布

Axial-Direction Velocity Contour

機体上面における流線分布
Streamlines over Airframe

FaSTAR を用いた数値計算結果例

Numerical Simulation Results Using FaSTAR

Aeroengine Technology Demonstration

6極超音速推進技術

航空エンジン制御技術

Hypersonic Propulsion Technology

Aeroengine Control Technology

極超音速旅客機に適用する極超音速予冷ターボジェットの設計、製作、実験を進めてきました。このエンジンは、極超音速飛行における
高温流入空気を冷却するために、コアエンジン上流に設置された予冷器を使用します。このエンジンは離陸からマッハ５まで連続して作動させることができます。

航空エンジン制御技術の向上のため、高空性能試験設備（Altitude Test Facility）を用いたシステムレベルの実証試験環境を整備しています。また、小型供試体エンジンの開発および各種試験へのエンジンの提供を実施するとともに、外部ユーザーからの要請に応えて設
備外部供用等を実施しています。さらに、これらの試験を実施するために必要な設備の改修等を実施しています。

Design, production, and experiments of hypersonic pre-cooled turbojet engine that can be applied to hypersonicaircraft has been progressed. This engine uses a pre-cooler, which is placed at upstream of the core engine in order
to cool the incoming hot air during hypersonic flight. The engine can be operated continuously from take-off to Mach
5 speed.

Altitude Test Facility (ATF) to demonstrate an aeroengine system have been developed for advanced aeroengine
control technology. The ATF has been contributing to a wide range of research and development: the development ofa small-scale, versatile aeroengine, various types of test requested from public used, etc. To realize the R&D, the ATF
has been continually updated for further progress in advanced aeroengine control technology.

極超音速予冷ターボジェットの実験

高空性能試験設備

Experiments of Pre-Cooled Turbojet Engine

Altitude Test Facility: ATF● マッハ５における空気温度は 1300K 程度になります。この温度が極低温の液体水素を使用する予冷器によって、600K 程度まで低下します。
極超音速予冷ターボジェットエンジンはこの予冷器によって保護されています。また、予冷によって圧縮動力が低減するためエンジンの推力が向上します。極超音速予冷ターボジェットの性能は、地上静止燃焼実験と極超音速推進風洞実験によって検証されてきました。
● The air temperature at Mach 5 is about 1300K. The temperature can be reduced to approximately 600K by
the pre-cooler using cryogenic liquid hydrogen. The pre-cooled turbojet engine is thermally protected by the pre-cooler.
Additionally, the compression power is reduced by pre-cooling and the thrust of the engine is increased.
Performance of hypersonic pre-cooled turbojet engine has been validated by ground combustion experiments
and propulsion wind tunnel experiments.

● 本設備は超音速試験機用ターボジェットエンジンの地上試験のために 2001 年 4 月に建設されました。
● 現在は小型ターボファンエンジンの高空亜音速飛行試験、コアエンジン試験、燃焼器の高空再着火試験、水吸い込み試験、着氷試験、低温起動試験などを実現するために 2021 年 2 月完成予定で改修工事中です。
● The ATF was originally built for ground tests of a supersonic jet engine in April 2001.
● Currently, the facility is being renovated, which will be completed in February 2021 to realize sub-sonic flight tests at ahigh altitude for small turbofan engines, core engine tests, re-ignition tests for a combustor, water injection tests,
icing tests, low temperature starting tests, etc.

E x tendedeflightpe
nve l oe c to
by ej

r

i ght
nal flO ri g ilo p ee nve

flighta to r
nded
riger
e
t
x
E
y ref
b
e
lo p
e nve

地上静止燃焼実験

Sea Level Static Firing Experiment

極超音速推進風洞実験

Hypersonic Propulsion Wind Tunnel Experiment

試験可能範囲

極超音速実験機の設計解析

Available Flight Envelope for the ATF

NE2013超小型ターボファンエンジン

Design Analysis of Hypersonic Experimental Aircraft

Super Small Turbofan Engine(JAXA original)● 極超音速旅客機の実現を目指して、極超音速実験機の設計解析を進めています。国産観測ロケットを用いて、極超音速実験機をマッ
ハ５で 飛行させることを検討しています。この飛行実験で、極超音
速予冷ターボジェットマッハ５推進性能を評価することを目指しています。
● Design analysis of hypersonic experimental aircraft isunder progress toward the realization of hypersonicpassenger aircraft. Mach 5 flight of hypersonic

KJ100

experimental aircraft is studied using Japanese sounding
rocket. Mach 5 propulsive performance will be
evaluated by the flight experiment.
極超音速旅客機

Hypersonic Transport Aircraft

7

Hypersonic Propulsion Technology

イジェクタによる高高度エンジン試験

Stratosphere Altitude Engine Test Realized by Ejectors(Photos courtesy by KHI)

ピトー管着氷試験
Pitot Icing Test

Aeroengine Control Technology

8

高性能ターボ要素技術

航空エンジン構造・材料技術

High Performance Turbomachinery Technology

Aeroengine Structures & Materials Technology

JAXAは、航空エンジンの効率向上による燃費低減の実現に向け、ファン・圧縮機要素を高性能化するため、先進的数値シミュレーショ
ンを用いたファン・圧縮機の空力設計と製作、実機レベルでの先進技術ファン供試体を用いた技術実証、およびそのためのファン・圧縮機
運転試験設備の整備を行っています。

航空機の燃料消費量の削減または CO2 排出量削減を目指して、先進材料・構造の適用によるエンジン軽量化技術に関する研究開発を行っています。

Advanced fans/compressors are essential to realize highly efficient, environmentally friendly aeroengines. To achieve
the goal, JAXA's R&D encompasses aerodynamic designs using advanced CFD analyses, manufacturing,and the technology validation of the advanced fans/compressors, including cutting-edge laminar flow fans. Further,
Fan and Compressor Test Facility is continually updated for the experimentation and the technology validation in apractical level.

The engine weight reduction technologies by applications of advanced structures and materials are developed toreduce fuel consumption or CO2 emissions of aircrafts.

aFJRファンを用いた層流翼技術の実証
Validation of Laminar Flow Fan Technology (aFJR Fan)

軽量ファンブレードのバードストライク試験

Bird Strike Test of Lightweight Fan Blade

層流ファン（aFJRファン）技術実証供試体
先進の3D-Aero デザイン採用遷音速ファン

層流ファン CFD 解析結果（翼面摩擦係数分布）
層流翼技術の適用により翼面の層流境界層領域が拡大、摩擦、損失低減、効率向上

Laminar Flow Fan Test Rig for Technology
Validation
The Transonic Fan Rotors with State-of-the-art
3D-aero Designs.

Computed Friction Coefficient Distributions on the Blade Surface
The application of laminar flow fan technology enlarges the laminar boundary
layer region on the blade surface, leading to a lower friction loss and higher
efficiency.

軽量ディスクの耐久性試験

Durability Test of Lightweight Disk

軽量低圧タービン翼の回転試験

Blade Vibration Test of Lightweight LPT Blade

回転要素試験設備
Fan and Compressor Test Facility

積層複合材の引張強度試験

Tensile Strength Test of Laminated Composite

9

回転要素試験設備概要
JAXAの回転要素試験設備はファンや圧縮機を要素単体で試験を行う
電動機駆動の設備で8MW系と2.2MW系の2系統からなっています。

層流翼研究開発のための試験形態
高高度の乱れの少ない流入空気を再現するため入口に低乱収縮ダクトが取り付けられています。

Overview of Fan and Compressor Test Facility
JAXA's Fan and Compressor Test Facility is utilized for component
testing of fans and compressors driven by electric motors. It
consists of two circuits with a power output of 8 MW and 2.2MW,
respectively.

Experimental Configuration for R & D of Laminar Flow Fan
A low-turbulence convergent duct is attached to the inlet togenerate a low-turbulent inlet air condition at high altitudes.

High Performance Turbomachinery Technology

先進超合金の高温低サイクル疲労試験

High Temperature Low Cycle Fatigue Testof Advanced Superalloy

先進コーティング材の熱疲労試験

Thermal Fatigue Test of Advanced Coating Material

先進複合材の高温酸化加速試験

Accelarated Oxidation Test of Advanced
Composite Material

先進材料の振動試験

Vibration Test of Advanced Material

Aeroengine Structures & Materials Technology

10

航空エンジン燃焼器技術

航空エンジン騒音低減技術

Aeroengine Combustor Technology

Aeroengine Noise Reduction Technology

JAXAは、次世代航空エンジン向け燃焼器開発を支える研究基盤として、大型の燃焼試験設備を運用するとともに、光学計測技術を応用した非定常な燃焼現象の詳細な解析などの先進的な研究開発を進めています。

Research and Development on Low Noise Balanced with Engine Performances

JAXA is operating large combustion test facilities and developing advanced technologies such as the precise
analyses of the unsteady combustion phenomena by utilizing optical measurement techniques as the research
infrastructure for supporting the next-generation aero-engine combustor development.

航空エンジン燃焼器研究開発のための燃焼試験設備● FY2008 ～Tech CLEAN

模型及びターボジェットエンジンを使った実験を通じて、ジェット騒音低減や音響計測に関する技術を研究します。
Technologies on jet noise reduction and acoustic measurement were studied using sub-scale models
and a turbojet engine. (CLEAN Technology Program)

Combustion Test Facilities for Aeroengine Combustor Development

ノッチノズルネイルミキサNotched Nozzles*1

可変面積ノズル

Nail Mixer

Variable Area Nozzle

水注入

Water Injection

ジェット騒音計測

Jet Noise Measurement*1 Joint study with IHI corporation● FY2013 ～高温高圧燃焼試験設備

High Temperature & Pressure Combustion Test Facility.
Inlet Temperature & Pressure (Max): 1000K, 5.0MPa,
Air Flow Rate(Max): 4.0kg/s, Fuel: Kerosene, Methane gas.

環状燃焼器試験設備

Annular Combustor Test Facility.
Inlet Air Temperature & Pressure (Max): 1000K, 2.0MPa,
Air Flow Rate(Max): 18kg/s@900K, 11.5kg/s@1000K, Fuel: Jet A-1.

光学計測を利用した燃焼安定性の診断

吸音パネルの音響性能評価と吸音機構解析
Evaluating acoustic performance ofsound absorbing panels and analyzing
the mechanism(advanced Fan Jet Research Project).

Combustion Stability Diagnostics by Utilizing Optical Measurements

ミキサノズルの音響と空力性能をターボファンエンジンで実証
Examining acoustic and aerodynamic
performances of mixer nozzles using aturbofan engine (Green Engine Program).
Power & Meas.Units

Speaker

OH-PLIF 法や OH* 自発光計測等の光学的画像計測を利用して、燃焼不安定の原因を特定する診断技術の研究を進めています。
（Fig.1：可視化燃焼器、Fig.2：非定常火炎挙動解析結果、Fig.3：局所レイリー指標分布）

aFJR Project & Green Engine

Test section

Fuel Tank

Pressure probe

Reducing acoustic load during lift-off ofspace vehicles(Epsilon Rocket).

RunawayEngine & Test Stand
Microphones
in 20m - arcs

Microphones

宇宙機（イプシロンロケット）の音響負荷軽減

Subscale Model Test

Flow direction

Optical measurements, such as the OH-PLIF and OH* chemiluminescence imaging, were performed on a lean-burnControl & Power Cables

combustor under combustion instabilities. Unsteady flame motions were successfully captured and used to detect the

Amplifiers & Data Acquisition System

Measurement devices

driving source of the combustion instability.

ICD

Particle Velocity

Bypass Notch

Entropyref. Belrin Beamforming Conf. (2016).

● FY2018 ～DANTE

超高バイパス比化に伴うナセル短縮化による騒音増加が見込まれる。ディストーション評価及び低騒音化を研究します。
Ultra-high bypass ratio causes shorter nacelle, leading to noise increase. Study on evaluating the inlet distortion and noise reduction
has been conducted within the Design and Analysis of Next generation Technologies for jet Engine (DANTE).

Fig.1 Schematics of a lean-burn fuel injector mounted on
the combustor with visualization windows.

Fig.2 Dynamic flame structures captured by the phase-resolved
probability distributions in high-gradient OH-PLIF regions and Abelinverted OH* chemiluminescence intensity under unstable experimental
conditions.

Fig.3 Local Rayleigh index map (Positive region indicatesthe driving source of the instability. Only the lower half ofthe domain is shown.)

Figures 1 to 3 are reprinted from Ref. [1], Copyright (2015), withpermission from Elsevier.

Ref.[1] Tachibana, S., Saito, K., Yamamoto, T., Makida, M., Kitano, T., Kurose, R., Combust. Flame 162: 2621-2637 (2015).
11

Aeroengine Combustor Technology① Distortion 増加による
ファン騒音増加② Liner Panel 縮減による吸音量低下～ファン騒音増加
Wing Upwash
Takeoff Roll

ショートナセルの課題

Disadvantage of Shorter Nacelle

ファン及びインテークの模型

Subscale Model of Fan and Intake

吸音ダクトを使った騒音試験
Noise Test of Lined Duct

Aeroengine Noise Reduction Technology

12高温タービン技術

再生可能エネルギー技術

High Temperature Turbine Technology

Renewable Energy Technology

タービン翼の耐熱技術を向上させ航空エンジンの効率向上と燃費低減を実現するため、タービン翼冷却空気を大幅に削減する冷却構
造、連成数値解析による温度予測精度向上技術、実エンジンの熱環境を模擬した試験設備による耐熱材料の寿命評価やエロージョン/デポジション（付着）現象の研究を進めています。

今後、国内でも 2020 年頃よりバイオ燃料が民間機に供給されていく見込みです。このようなことから、バイオジェット燃料を用いた燃焼試験、エンジン試験を行い、燃料変化に伴う影響についてのデータを蓄積し、環境負荷低減効果を明らかにしていきます。
Bio-jet fuels will be supplied to civil aircrafts in Japan in around 2020.
Combustion tests and engine tests have been performed to clarify the effect of the fuel change from petroleum fuel tobio-jet fuels on the emissions of the exhaust gas and the engine performance.

Great improvement of efficiency is essential to environmentally friendly, lower fuel consumption aero-engines.
More effective turbine cooling structures are studied to reduce cooling air as well as the development of conjugate
numerical simulation technology for precise temperature estimation. Resistance of new superalloys and thermal
barrier coatings and erosion / deposition behavior are evaluated under simulated thermal condition of jet-engine
operation in much shorter time than actual usage.

HEFA バイオジェット燃料と灯油の燃焼試験
Combustion Test of HEFA Bio-Jet Fuel and Kerosene

Comparison of PM Emission

Velocity [m/s]1000

JAXA設備JAXA Rig
他研究機関
Other Research
500

0
0

500
1000
Temperature [deg.C]

1500

JAXAバーナ試験設備能力
JAXA Burner Rig Capability

粒子速度計測（PIV）
Particle Velocity Measurement（PIV）

ケロシン Kerosene
バイオジェット燃料 HEFA

実物のタービン翼
Actual Turbine Vane
with Ceramic Coating

評価用試験体Test Piece

損傷 浅Shallow

30deg.

60deg.

90deg.

損傷 深Deep

衝突角度と損傷形状の関係（実験）Effect of Impact Angle on Erosion Profile（Exp.）Air fuel ratio
加熱冷却サイクル試験
Thermal Cycle Test

PM: Paticulate Matter

コーティング耐久性試験
Thermal Coating Test

付着 多
High

付着 少
Low

粒子軌道予測Particle Trajectory Simulation

デポジション（付着）予測
Deposition Simulation

燃料特性の比較

Properties of Fuels

材料の結晶構造の変化で寿命を評価
Duration Evaluation by Crystal Structure Change

EI THCEI NOx

Evaluation of Superalloy and Coating

2.0

6.0
5.0

EI THC [g/kg fuel]Research on Turbine Erosion / Deposition

耐熱材料寿命評価技術の研究

EI NOx [g/kg fuel]

タービンのエロージョン / デポジション（付着）の研究

Kerosene
HEFA

4.0
3.0
2.0
1.0

Kerosene
HEFA

1.5

HEFA（Air fuel ratio = 75）

1.0

PM 排出量の比較

0.5

Comparison of PM Emission

0
40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 170

040 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 170

Air fuel ratio

Kerosene（Air fuel ratio = 75）

Air fuel ratio

EI CO

NOx、THC、COの排出量の比較

高温高速バーナ試験設備
High Enthalpy Burner Rig

Comparisons of Emissions ofNOx, THC and CO

35

HEFAバイオジェット燃料では、ケロシンに比べてPMの排出が大幅に低減される。その他のNOx、THC、COはほぼ同じ。

30
25
20
15
5

0
40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 170

内部冷却側Coolant SideAir fuel ratio

Kerosene

高熱伝達領域
Enhanced Heat Transfer Regions

HEFA

Kerosene

50

25

0

0

Conjugate Heat Transfer and Flow Simulation

13

High Temperature Turbine Technology

試験設備

Test Facilities

kPa (rms)

15
10

s

0

Lean Burn Combustor

550Hz

500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500 5000

Hz00.01 0.02 0.03 0.04 0.05 0.06 0.07 0.08 0.09 0.10

0500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500 5000

s

20

5
0

リーンバーン燃焼器-50

0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 0.06 0.07 0.08 0.09 0.10

20

回転タービン試験設備
Steady Aero-Thermal Turbine Rig

0
-25

-25
-50

HEFA

50

kPa

kPa

25

傾斜ピン Inclined Pin

流体・熱伝導連成解析の研究

The emission of PM is drastically reduced with HEFA biojet fuel while NOx, THC and CO are similar to each other.

Kerosene
HEFA

10kPa (rms)

高温ガス側
Gas Path Side

実環境評価試験設備
High Enthalpy Wind Tunnel

EI CO [g/kg fuel]

40

15
10
5
0

Hz

圧力変動の比較

Comparisons of Pressure Oscillations

Renewable Energy Technology

14

● JAXA

http://www.jaxa.jp/● JAXA 航空技術部門

http://www.aero.jaxa.jp/● En-Core プロジェクト http://www.aero.jaxa.jp/research/ecat/encore/● 推進技術基盤研究

http://www.aero.jaxa.jp/research/basic/propulsion/

国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
航空技術部門
推進技術研究ユニット / En-Core プロジェクトチーム〒182-8522 東京都調布市深大寺東町 7-44-1
Tel 0422-40-3000 / Fax 0422-40-3445

Japan Aerospace Exploration Agency
Aeronautical Technology Directorate

Propulsion Research Unit / En-Core Project Team

7-44-1 Jindaiji Higashi-machi Chofu-shi Tokyo
182-8522 JAPANTel +81-422-40-3000 / Fax +81-422-40-3445
2019年11月発行