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| TP400 | |
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| 2017年パリ航空ショーでサフランが発表したTP400。 | |
| タイプ | ターボプロップ |
| 国籍 | 多国籍 |
| メーカー | ユーロプロップインターナショナル |
| 最初の実行 | 2005年10月28日 |
| 主な用途 | エアバス A400M |
| 建造数 | 400以上[1] |
ユーロプロップ インターナショナル TP400-D6は、ユーロプロップ インターナショナルがエアバス A400M アトラス軍用輸送機用に開発、製造した11,000 馬力(8,200 kW) のエンジンです。TP400 は、単一プロペラを使用する現役のターボプロップ機としては最も強力です。これよりも大きいのは、二重反転プロペラを使用するロシアのKuznetsov NK-12とウクライナのProgress D-27だけです。
発達
TP400はもともと2000年12月にエアバス・ミリタリー社によってA400Mの動力源として選定された。 [2]しかし、スネクマM88ターボファン戦闘機エンジンをベースとしたエンジンコアが重すぎて燃料消費量が多すぎるため、エアバス社は2002年2月にエンジン競争を再開した。 [3] 2002年5月までに、プラット・アンド・ホイットニー・カナダ（P&WC）は、 PW800ターボファンをベースとしたコアを搭載した12,000馬力（8,900kW）のターボプロップエンジンの提案を発表した。 [4]当時開発中だった53～89キロニュートン（5,400～9,100キログラム力、12,000～20,000ポンド力）のリージョナルジェットエンジンで、ギアードファンを備えていた。[5]このコンセプトは後にPW180と呼ばれるようになった。[4] 2003年4月30日の決定期限頃、エアバスのノエル・フォージャード最高経営責任者は記者団に対し、P&WCの提案はTP400よりも20パーセント安く、契約はP&WCに任せていただろうが、政府当局は両社に入札の修正を要請したと語った。最終入札が変更される前に、情報筋は、欧州生産比率が75パーセントだったP&WCの提案は4億ドル低かったと主張した。[6] 5月6日、欧州の政財界指導者からの圧力の中、エアバスは欧州の保護主義を非難されたにもかかわらず、A400M用のエンジン900基を生産する34億ドルの契約をユーロプロップ社に授与した。[7]ユーロプロップ社の1人は決定後、TP400契約はPW180が選択された場合と比較して、227億ドルのA400Mプログラムのコストを約1～2パーセント増加させるだけだと主張した。[4]
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2003年5月27日、エアバス・ミリタリーと欧州防衛調達機関OCCARの間でA400M契約が締結され、77か月（6年5か月）続く予定の航空機開発プログラムが開始された。2003年のパリ航空ショーで、ユーロプロップは、以前のエンジンコンソーシアムのパートナーであるAvioとギアボックスを供給する3億ユーロの契約を締結した。しかし、ロッキード・マーティンがC-130Jスーパーハーキュリーズのアップグレードで、TP400の計画出力の半分の新しいエンジンとプロペラを使用した際に遭遇した機械的および空力的な問題のため、エアバスはエンジン構成とプロペラを独自に選択するオプションを保持した。 TP400の開発スケジュールは非常に野心的と考えられており、契約締結後27か月（2年3か月）、つまり2005年8月までにエンジンのベンチランを行うことが目標とされていた。ユーロプロップは、専用のエンジンテストベッド航空機でのテストは不要であると主張したが、エアバスは最初の地上テストの11か月後にエアバスA300またはA340でそのようなプログラムを開始するよう主張した。エンジンテストベッドプログラムの費用はエアバスに4,000万ユーロと見積もられた。[8]
2003年7月から8月にかけて、エアバスはラティエ＝フィジャック社と最大8億3000万ドルの契約を結び、直径5.33メートル（17.5フィート）で8枚の複合材ブレードを持つプロペラを供給した。 [9] 2004年5月までに、エアバスはA400Mの設計を「左右反転」プロペラ構成にすることを決定した。これは、各翼の一対のプロペラが反対方向に回転することを意味する。これは「エンジン間のダウン」回転として知られる。2つの異なるギアボックスが必要であり、1つにはプロペラの回転を逆転させるための追加コンポーネントが付いている。この逆回転プロペラ設計は、TP400エンジンが2つの異なるギアボックス/プロペラ構成で認証される必要があることを意味した。[10]エアバスは2004年12月にマーシャルエアロスペース社と契約を結び、ロッキードC-130Kハーキュリーズ機にTP400エンジンを搭載して飛行試験を行う予定で、[11] 2006年半ばの飛行を目標とし、同年4月に初飛行を予定している。[12]検討された他の試験機体としては、イリューシンIl-76と、C-130とは異なりA400Mの最高巡航速度に達することができることからエアバス社独自のA340-300試験機が有力視されていた。TP400の大型プロペラは、A340の低い翼にエンジンを搭載しても十分な地上高がある。[13]
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2006 年 9 月に発表されたエンジン マスター プログラムによると、TP400 は 2005 年 8 月末までに最初のエンジン運転を達成し、その年の末までに最初のエンジンとプロペラの組み合わせ運転を達成する予定でした。TP400 は 2006 年末までに専用のテストベッド航空機で飛行し、エンジンはエンジン プログラム開始から 54 か月 (4 年 6 か月) 後の 2007 年 10 月末までに「左右」プロペラで認証される予定でした。翌月末までに TP400 搭載の A400M の最初のテスト飛行が続き、2008 年 3 月末までにベースライン プロペラでのエンジン認証が行われる予定でした。最後に、認定テストは 2009 年 1 月末までに終了する予定でした。[14] : 8
2か月の遅延の後、エンジンは2005年10月28日に初めて稼働しました[15] 。このとき、動力計を使用してエンジンによって発生した出力を吸収および測定しました。その後のテストで、エンジンはフルパワーに達しました。 [16] 2006年2月28日、エンジンはプロペラを取り付けた状態で初めてテストされました。[17]ユーロプロップは、2007年11月19日にエンジンテストベッドの飛行テスト用に最初のTP400エンジンを納品しました。 [18] 2008年6月、TP400はC-130 Kエンジンテストベッドの内側の左翼で最初の地上走行を行い、最初のA400M量産機への統合が完了しました。[19] 24時間の地上走行とタクシー試験の後、TP400-D6エンジン単体での初飛行は2008年12月17日に行われた。エアバスとマーシャルは、18回の飛行、55時間の飛行、61時間の地上試験を経て、2009年9月30日にC-130K試験機での飛行試験を完了したが、C-130Kの機体設計により、巡航速度はTP400プロペラの最高マッハ0.72ではなくマッハ0.64に制限されていた。[11] 2009年11月18日、A400M試験機が4基のTP400エンジンすべてで初めて地上走行を完了し、[20]すぐに2009年11月23日にA400Mの最初のタクシー試験が行われた。 [21] 2009年12月11日、A400Mの初飛行が行われた。 [22]このエンジンは2011年5月6日に欧州航空安全機関（EASA）から民間認証を取得した。 [23] 2012年4月までにEASAはTP400用のラティエ・フィジャックのFH385/FH386プロペラを認証し、[24] 2013年3月13日にはA400M航空機の型式証明を付与した。[25]この航空機とエンジンは2013年9月30日にフランス空軍で正式に就役した。[26]
いくつかの技術的問題によりエンジンの認証試験プログラムが遅れ、A400M航空機プログラム全体のスケジュール調整がさらに必要になった。エンジンの遅れは主に、民間当局の満足のいくフルオーソリティデジタルエンジンコントロール（FADEC）ソフトウェアの完成に問題があったためである。より具体的には、ユーロプロップ社は2008年半ばにエンジンは正常に作動するが、FADECソフトウェアが依然としてEASAの要件を満たしていないと判断した。[27] A400Mは人道的任務を意図していたため、航空機は民間認証も必要だった。ユーロプロップ社は、これはFADECのソフトウェアに加えられたすべての変更を追跡可能にするために文書化する必要があることを意味することを理解していなかったため、EASAはソフトウェアの民間認証を拒否した。この問題のため、2008年9月までに飛行準備が整った最初のA400M試験機は飛行を許可されなかった。ユーロプロップ社は問題を解決するために従業員を3倍に増やさなければならず、[28]その結果、275,000行以上のコードで構成されるFADECシステムが誕生しました。これは、最大の民間ジェットエンジンのFADECソフトウェアの4倍の複雑さでした。[29]
2016年にはプロペラギアボックスでさらなる問題が発生した。減速ギアで発生した熱の異常な摩耗と不適切な管理が明らかになったため、早期の修理が必要となった。[30]この問題により、ドイツ空軍は3機のA400M機のうち2機を一時的に地上に留め、イギリス空軍の航空機では飛行中にエンジンが停止する事態となった。[31]このエンジン問題に対する暫定的な修正は2016年7月に認定された。[32]ギアボックスの問題は解決せず、2018年7月時点では最終的な修正は同年末までに導入される予定であった。[33]
デザイン
TP400は3軸構成で、2軸ガス発生器とそれに続くフリーパワータービンで構成されています。[14] : 10 顎部空気取り入れ口があり、[14] : 10 質量流量は26.3キログラム/秒（3,480ポンド/分）です。[ 34]
ガス発生器では、低圧コンプレッサは、 IPタービンで駆動されるためユーロプロップインターナショナルによって中圧コンプレッサ（IPC）と呼ばれ、 MTUエアロエンジンによって設計され、5段になっています。[13]高圧コンプレッサ（HPC）はロールスロイスによって設計され、6段で、最初の2段は可変です。[35]以前のエンジンプログラムで得られた設計上の教訓と経験が、TP400の設計に取り入れられています。スネクマは、 M88ターボファン戦闘機エンジンの燃焼器をベースにした燃焼器を供給しました。HPCを駆動するために、スネクマはM88の経験を活用して高圧タービン（HPT）を設計しました。MTUのIPT設計では、ターボユニオンRB199とユーロジェットEJ200ターボファン戦闘機エンジンの経験が活用されています。[13]スネクマHPTとMTU IPTはどちらも、シュラウドなしのHPTブレードとシュラウド付きのIPTブレードを備えた1段です。[14] : 10 IPCとIPTを接続するシャフトは、それが通過するHPシャフトとは逆方向に回転します。全体の圧力比は25:1です。[34] IPコンプレッサーの圧力比は3.5:1、HPコンプレッサーの圧力比は7:1です。[36]
低圧タービン（LPT）はIndustria de Turbo Propulsores（ITP）によって提供され、ロールスロイスBR715リージョナルターボファンのLPTから派生しています。[13]このフリーパワータービンは、3番目の同軸シャフトと減速ギアボックスを介してプロペラを駆動します。[34] Avio製のギアボックスの最大出力は約8,000kW（11,000馬力）です。減速は2段階で行われます。第1段階はオフセット設計で、第2段階は遊星システムです。[37]総減速比は約9.5：1です。ギアボックスの最大出力トルクは100キロニュートンメートル（74,000ポンド力フィート）です。初期のプロトタイプのギアボックスケースはアルミニウム合金を使用していましたが、量産エンジンでは軽量化のためマグネシウム合金が使用されています。[16] 2つのプロペラを一方向に回転させ、他の2つを翼上の位置に応じて反対方向に回転させるために、各航空機にはわずかに異なる2つのギアボックス設計が必要です。ギアボックスの違いはアイドラーギアが追加されていることで、アイドラーギアのないものは一方向に回転し、アイドラーギアのあるものは反対方向に回転します。[34]それぞれのエンジンはベースラインとハンディと呼ばれ、どちらにもプロペラブレーキが取り付けられている場合があります。[38]
プロペラはラティエ＝フィジャック社が設計し、直径は5.33m（17.5フィート）である。可逆可変ピッチプロペラには8枚のブレードがあり、各ブレードは複合シェルで囲まれたカーボンスパーとポリウレタンコーティングを備えている。[39]ブレードはシミター形状[34]で、ブレード先端のスイープ角は約55度となり、 [40] A400Mの巡航速度マッハ0.68で290m/s（951フィート/秒、1,044km/h、648mph）の螺旋速度となる。 [39]プロペラには、655、730、842、860rpmの4つの回転速度設定がある。[11] 655rpmの設定は低高度巡航用、730rpmは通常巡航用、842rpmは離陸および特殊操縦用です。[16]プロペラはエンジン出力を110kN（11,000kgf; 25,000lbf）の推力に変換します。[41]
仕様（TP400-D6）
EASA型式証明データシートTP400-D6、発行07、6ページからのデータ[38]
一般的な特徴
- 型式: 3軸軸流 ターボプロップ
- 長さ: 4.18 m (13 フィート9 インチ)
- 直径: 1.218 m (4 フィート0 インチ)
- プロペラ直径: 5.334 m (17 フィート6.0 インチ) [42]
- 乾燥重量:ベースラインエンジンの場合 1,938.1 kg (4,273 lb ) (プロペラ時計回り); 左ハンドルエンジンの場合 1,965.1 kg (4,332 lb ) (プロペラ反時計回り)
- プロペラ重量：683 kg（1,506 ポンド）[42]
コンポーネント
- 圧縮機： MTU 5段中圧圧縮機、ロールスロイス6段高圧圧縮機（2段可変）[13]
- 燃焼器：スネクマ[13] 18個の燃料ノズルを備えた環状燃焼室[34]
- タービン：スネクマ単段高圧タービン、MTU単段中圧タービン、ITP3段低圧タービン[13]
- 燃料タイプ： ジェットA、ジェットA1、ジェットB、JP4、JP5、JP8、JP8+100 [43]
パフォーマンス
- 最大出力: 改良型離陸時: 8,251kW (11,065 馬力);最大連続出力: 7,971kW ( 10,690 馬力) [42]
- 総圧力比： 25 [34]
- 空気質量流量: 26.3 kg/s (58 lb/s) [34]
- タービン入口温度： 1,200℃（2,190℉）[34]
- 燃料消費率： 巡航時：210 g/kWh（0.35 lb/(hp⋅h)） [44]
- パワーウェイトレシオ: 4.26 kW/kg (2.59 hp/lb)
参照
関連リスト
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外部リンク
ウィキメディア・コモンズには、ユーロプロップ TP400に関連するメディアがあります。
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