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| ＸＦ９ | |
|---|---|
| |
| XF9-1 プロトタイプエンジン | |
| タイプ | ターボファン |
| 国籍 | 日本 |
| メーカー | 株式会社IHI |
IHI XF9は、防衛省防衛装備庁と株式会社IHIが開発した低バイパスアフターバーニングターボファンエンジンです。
概要
XF9は、次世代エンジンの主要部品の研究（2010〜2015年）と戦闘機エンジン要素の研究（2013〜2017年）という2つの予備プロジェクトに続くATLAプロジェクト「戦闘機エンジンシステムの研究（2015〜2019年）」の成果である。 [1] [2] XF5ターボファンエンジンの開発（1995〜2008年）後に開始されたこれらの研究プロジェクトは、日本の将来の戦闘機プログラム、または三菱F-2戦闘機の後継機のための予備作業である。
基本的なコンセプトは、「スリムで高出力」なエンジンを生産し、ステルス戦闘機の胴体内に燃料と兵器を収容する容量を増やしてレーダー断面積を減らすことである。高出力スリムエンジンと呼ばれるこのコンセプトは、防衛省の報告書「将来の戦闘機の研究開発ビジョン（2010年）」にも、日本の将来の戦闘機の概念であるi3ファイターの動力源として登場している。[ 3 ]
前身のXF5が小型エンジンだったのに対し、XF9-1試作機はゼネラル・エレクトリック社のF110にサイズが近く、推力クラスではプラット・アンド・ホイットニー社のF119に匹敵する。2,073 K（1,800°C）クラスのタービン入口温度に耐えるコアを備えたXF9-1は、 [4]高い推力を生み出すと同時に燃費も向上させている。2018年現在、試作機の公式公表推力レベルは軍用推力で「11トン（107 kN / 24,000 lbf）以上」、アフターバーナー付で「15トン（147 kN / 33,000 lbf）以上」となっている。[5] XF9は、要求に応じて、より高い推力レベルにもより低い推力レベルにも広範囲に適応できるように設計されている。[6]そして将来の戦闘機エンジンプログラムは、20トン（196kN / 44,000lbf）の最大推力を目標に進められており、これはATLAテクノロジーシンポジウム2018で発表されました。
技術的特徴
XF9-1は、3段ファン、6段高圧コンプレッサ、環状燃焼器、単段高圧タービン、単段低圧タービン、アフターバーナ、収束拡散ノズルで構成される、二重冗長FADECを備えたツインスプール軸流アフターバーニングターボファンです。スリムで高出力というコンセプトにより、三菱F-2が装備しているGE F110と比較して、単位断面積あたりの推力が約30％向上しました。この推力レベルを達成するには、より高い燃焼温度（1,800℃クラス）と最適化された空力設計が必要であり、これには高度な材料、製造、冷却、流体解析技術が必要でした。
各ローターは軽量化と小型化に貢献するブリスクです。 [7]燃焼器には、安定した燃焼と出口でのより均一な熱分布を促進する特許取得済みの新型バーナー、広角スワーラーが装備されています。 コスト削減のため、高圧タービンディスクは、 XF5で採用されている粉末冶金(PM) ではなく鍛造技術で製造されています。材料は、 NIMSが開発したニッケルコバルト基超合金 TMW-24 で、耐熱性は PM 超合金に匹敵します。[8]日本の第一世代ニッケル基単結晶超合金で作られたタービンブレードは、ディスクに摩擦溶接されてブリスクを形成し、セラミックマトリックス複合材料で作られたシュラウドに囲まれています。[9]アフターバーナーは、効率を向上させるために従来の環状フレームホルダーを排除した新しいタイプです。
もう一つの特徴として、XF9-1には180kWの出力を持つスタータージェネレーターが搭載されており、このエンジンを搭載した双発戦闘機は、エンジンだけで360kWもの電力を供給できる。[4] [10]この容量は、ボーイングF-15E（76kW）、ロッキード・マーティンF-22（130kW）、ロッキード・マーティンF-35（160kW）などの従来の第4世代または第5世代戦闘機の容量と比較してかなり大きく、次世代のアビオニクスやその他の高電力を消費する機内機器や設備の搭載が可能となる。
また、エンジンの開発と並行して、推力偏向制御とその故障対応技術を実証する研究が2016年から2020年にかけて行われている。この研究は、ステルス機に有利な操縦性の向上と操縦面の小型化を目指している。XF9-1には、全周方向に最大20度まで推力を偏向できるXVN3-1三次元推力偏向ノズルが用意されている。[11] [12]
タイムライン
- 1995–2008
- XF5エンジンの研究開発
- 2010
- 次世代エンジンの主要部品に関する研究（～2015年）[1]
- 2013
- 戦闘機エンジン要素の研究（～2017年）[1]
- 2017年7月
- コアエンジンの納入[13]
- 2018年6月
- 試作エンジン（XF9-1）の納入[14]
仕様
データ元: [13] [14]
一般的な特徴
- タイプ:アフターバーナーターボファン
- 長さ: 4.8 m (16 フィート)
- 直径: <1 m (3 フィート 3 インチ)
- 乾燥重量:
コンポーネント
パフォーマンス
- 最大推力: > 107.9 kN (24,250 lbf) 乾燥時; > 147.10 kN (33,069 lbf) 湿潤時
参照
参考文献
- ^ abc 「外部評価報告書「将来戦闘機用エンジンの研究」」 [外部評価報告書「将来戦闘機用エンジンの研究」] (PDF ).防衛装備庁、技術物流庁。2019 年8 月 31 日に取得。
- ^ “外部評価報告書「戦闘機用エンジンシステムの研究」” [外部評価報告書「戦闘機用エンジンシステムの研究」] (PDF ).防衛装備庁、技術物流庁。
- ^ 「将来戦闘機に関する研究開発ビジョン」(PDF) .防衛省（日本語）2019 年8 月 31 日に取得。
- ^ ab "ついに完成した世界最高レベルの国産戦闘機用エンジン「XF9-1」 - 日本の軍事テクノロジー開発インタビュー【前編】" [世界最高水準の戦闘機用エンジンXF9-1が完成 - 日本軍事テクノロジー、開発者インタビュー（前編・後編）】。ブログ（日本語）。2019 年8 月 31 日に取得。
- ^ 「戦闘機用エンジンシステムの研究試作（プロトタイプエンジン）の納入について」 [戦闘機用エンジンシステムの研究試作（プロトタイプエンジン）の納入について] （PDF）防衛装備庁、技術物流庁。2019 年8 月 31 日に取得。
- ^ "「5.4.3.2.1…加速！」最大推力試験当日に奇跡は起きた - 国産戦闘機用エンジン「XF9-1」開発者インタビュー【続編】" [5.4.3.2.1…加速！最大推力試験当日、奇跡は起きた。 ～日本の軍事技術、開発者インタビュー（後編/後編）】。ブログ（日本語）。2019 年8 月 31 日に取得。
- ^ 松本裕太、鈴木一博、木村建彦、中村則之 (2020). 「XF9-1エンジンの概要」 [XF9-1エンジンの概要] (PDF)。IHIテクノロジージャーナル。 IHI。60 : 11. 2023-04-04 のオリジナル(PDF)からアーカイブされました。2020年8月20日に取得。
{{cite journal}}: CS1 maint: 複数の名前: 著者リスト (リンク) - ^ 「航空装備研究所の最近の試験」 [航空システム研究センター(ASRC)における最近の試験] (PDF) (日本語).防衛省。2020年8月20日に取得。
- ^ 松本裕太、鈴木一博、木村建彦、中村則之 (2020). 「XF9-1エンジンの概要」 [XF9-1エンジンの概要] (PDF)。IHIテクノロジージャーナル。 IHI。60：13～14。2023-04-04 のオリジナル(PDF)からアーカイブされました。2020年8月20日に取得。
{{cite journal}}: CS1 maint: 複数の名前: 著者リスト (リンク) - ^ ATLA の空気システム研究センター (ASRC)。 『戦闘機用エンジンXF9の研究』アトラ。2021年3月25日閲覧。
- ^ “外部評価報告書「推力偏向ノズルの研究」” [外部評価報告書「推力偏向ノズルの研究」] (PDF ).防衛装備庁、技術物流庁。
- ^ ATLA の空気システム研究センター (ASRC)。 『推力偏向ノズルの研究』（PDF）アトラ。2021年3月25日閲覧。
- ^ ab "将来の戦闘機用を目指したジェットエンジンの主要部分（コアエンジン）を納入" IHI。 2017-06-28 。2020年8月20日に取得。
- ^ ab "将来の戦闘機用を目指したジェットエンジンのプロトタイプ(XF9-1)を納入" IHI。 2018-06-29 。2020年8月20日に取得。
外部リンク
- 次世代エンジンXF9-1の試作機（YouTube）