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アフターバーナ技術について(2)

 第1回はアフターバーナの歴史、原理とその形式等について紹介したが、第2回は実機写真を交え適用されている技術について解説を行う。アフターバーナの代表的な性能指標は以下の5つと前回書いたが、互いに相反する要求であるものも存在する。アフターバーナの代表的な性能指標について改めて述べると、

 ・アフターバーナの燃焼効率が良いこと
 ・アフターバーナが安定して燃焼すること
 ・フレームホルダ、排気ノズル等における圧力損失が小さいこと
 ・軽量であり、小型であること
 ・応答性に優れること

 つまり、

 ・アフターバーナ内部において効率良く燃焼を行い、推力を発生させること
 ・幅広い飛行条件においてもアフターバーナが失火せず安定して作動すること
 ・空力的な損失を極小とすることで高い推力に寄与すること
 ・推力重量比に優れ、機体の一システムとして優れること
 ・パイロットの意のままにアフターバーナの操作ができること

 ということである。

 優れたアフターバーナをつくるためにはこれらの要求を高い次元で成立させる技術が必要があり、これまでに各国、各社がエンジン形式、保炎方式、点火方式、冷却方式、燃料供給方式、排気ノズル等様々なアフターバーナ関連技術の開発を行ってきた。

 本稿ではそれらの技術について、便宜上「エンジン形式」と「保炎方式」について分類した上で、解説を行う。これは外観からその技術変化を確認することができる形式・技術であり、かつ、技術・性能の定性的あるいは定量的な評価を行うことが比較的容易なためである。分類を元にアフターバーナの「世代分け」を行った上で、それぞれに振り分け、個別に解説を行うものとする。本稿における「世代」は便宜的なものであり、また、それぞれの世代で紹介する技術がそのアフターバーナの全てではなく、外観からは判別することができない非常に優れた技術も数多く採用されていることは予め承知されたい。
 尚、推力増強装置としてアフターバーナ、オーグメンタ、リヒート等各社呼び方があるが各々の趣味であり、本稿でも適宜趣味で使い分けるものとするが、何れも熱力学的な本質は変わらない(注:JIS呼称としては「アフターバーナ」である)。

 

◆アフターバーナの分類

 エンジン形式として「ターボジェット」及び「ターボファン」の2種で大別し、保炎方式(保炎器:フレームホルダ)として「環状」、「混合」及び「放射状」として分類する(第1回の中でターボファンには4種類あると紹介したが、ここでは個別で補足するものとしターボファンとして統一する)。これらを踏まえ、アフターバーナの技術世代と代表的な機種を以下のように定義する。

 第1世代:ターボジェット+環状フレームホルダ(例:J47、J58、J79等)
 第2世代:ターボファン+混合フレームホルダ(例:F100、F110、RD33等)
 第3世代:ターボファン+放射状フレームホルダ(例:EJ200、M88等)
 第3.5世代:ターボファン+放射状フレームホルダ+ステルス(例:F119)
 第4世代:ターボファン+統合フレームホルダ(例:F135)

 ※第3.5世代及び4世代については文献ベース、画像等からの解析、推察に基づくものであり、未だに世の中に公式資料として出ていないものであることから、技術的な確証はない。

 

◆第1世代「アフターバーナの実用化」

 第2次大戦中にドイツ、イギリスで生まれたジェットエンジンは戦後世界各国へ拡がりを見せた。各国で急速な研究開発が進められた結果、ジェット機は次々と超音速領域へ突入していくことになる。超音速への加速とその維持には大推力を発揮するエンジンは勿論のこと「アフターバーナ」は必須のものであった。ジェットエンジンこそ広く普及は始めていたが、アフターバーナは未だ研究段階であり、幅広く普及はしておらず、まさに「アフターバーナ黎明期」であった。第1世代はJ47(-17)に代表されるアフターバーナの実用化から、マッハ2級の傑作エンジンであるJ79(-17)の間のエンジンを指す。第1世代のアフターバーナの特徴は大きく以下の3つである。

 ・エンジンの系式はターボジェットエンジン
 ・保炎方式(フレームホルダ)は環状である
 ・アフターバーナの構成要素の模索と成熟

 J47では今日のアフターバーナでも活かされる基本的な技術が全て盛り込まれた(図1)。それはアフターバーナ燃料噴射器(弁)(スプレーバ)、点火器、フレームホルダ(保炎器)、インナーライナー、ダクト、可変排気ノズルであり、今日でもそれらはほぼ変わらない。前回述べたが、タービンを出た直後の高温ガスはマッハ0.5~0.8程度の高速流れであるため、先ずはディフューザ部において減速し、さらに再循環領域を発生させる保炎器によって連続した火炎を生成し、アフターバーナの燃焼が行われる。 

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図1 J47のアフターバーナ部

  

 燃焼と着火には燃料と酸化剤(空気)は勿論のこと、適切な混合比、温度、圧力、ガス速度、点火エネルギーが必要となる。ターボジェットエンジンはタービンから出たガス速度は高速であるが、ガスの温度は高く燃料が燃焼し易い状態にある。そのため、高温ガスを減速し、適切な再循環領域さえ生成することができれば保炎は比較的容易である。しかしながら、ジェット航空機は幅広い高度、幅広い速度域を飛行するため、エンジンの入口状態が変化することから、タービンを出るガスの状態量も幅広く変わる。さらに、アフターバーナの燃焼圧力により、タービン出口状態量も変化するため、ジェットエンジンの作動を安定させる目的とした「可変排気ノズル」は必須である(メカニズムについてはジェットエンジンの教科書を参考にされたい)。J47は上下二つのシェル型のノズルが閉じることによって、可変排気ノズルを実現したが、今日このシェル型ノズルは採用されていない。

 「再循環領域をつくりさえすれば保炎は容易である」とは述べたが、これを実現するためには「空力」と「燃焼」の両者を考慮する必要があり、設計は一筋縄ではいかず、適切な再循環領域をつくり、かつ、適切に混合された燃料を送り込む必要がある。燃料供給方式についてはアフターバーナの基本構成品であり、その方式は上流吹き出し型、内部吹き出し型等細かく分類されるが一般的にはスプレーバと呼ばれる燃料噴射器(弁)からジェット気流中に噴射され微粒化、ガス化、混合がなされる。スプレーバの燃料孔はジェットの気流に対して垂直に開いているものが多く、燃料の噴射速度とジェット速度の関係によって、実験的に噴霧パターンを確認する。専門的には燃料の「貫通距離」と「粒径分布」としてデータ取得することで噴霧性能を取得する(図2)。

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図2 アフターバーナ部の燃料噴霧の模式図  

  

 再循環領域を生成するフレームホルダーが重要になるダクト断面積に占めるフレームホルダーの面積の比を一般に「ブロッケージ比」というが、数々の実験によりブロッケージ比に対する保炎安定性に関する設計データが得られ、これらを参考に基本的な設計を行う。空力的にはブロッケージ比ゼロが損失もなく望ましい一方、再循環領域を生成するためには、なるべく多くの領域で再循環領域を生み出すフレームホルダ(保炎器)を備えることが望ましい。そのために第1世代のアフターバーナでは「連続的な環状」が主にフレームホルダに採用されることが多く、特に燃焼安定性の研究を主眼に様々な形状のフレームホルダの試験が行われた(図3)。

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図3 NACAにおいて行われた研究の一例

 

 数多くの模索の結果、第1世代の完成形であるJ79が完成する(図4)。アフターバーナのダクトを冷却するためのインナーライナーの形状がJ47の単純な形状から波状になり、かつ、複雑な冷却孔が採用されアフターバーナそのものの温度上昇、冷却効率の向上していることが推察される。アフターバーナは一般的には燃焼温度を上昇させる程、推力を発生することができ、冷却効率を向上させる程より多くの未燃の空気を燃やすことができ、同じく性能が向上する。フレームホルダは半径方向(3つの環を接続するストラット)にも再循環領域を生成するV字(or U字)ストラットが追加され、それぞれの環の間の火炎の伝播に寄与し、火炎安定性を高めている。

 またJ79では着火方式として「トーチバーナ方式」が採用されているが、フレームホルダ直前またはフレームホルダ中にトーチバーナを設け、火花点火器によってトーチバーナを点火し、その火炎によりアフターバーナを点火させる。トーチバーナは後述する火花点火方式、パイロットバーナ方式に比べて着火の信頼性が高いが、高速の気流中に比較的大きな障害物を設置することになるため、圧力損失が発生する。 

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図4 J79アフターバーナ部  

 

 第1世代のアフターバーナはターボジェットエンジンのアフターバーナを中心に、基本要素の模索から安定したアフターバーナへの成熟期であった。

 

◆第2世代「ターボファンエンジンの登場」

 世の中にターボジェットエンジンが普及した頃、ターボファンエンジンが登場する。ターボファンエンジンはターボジェットエンジンの発明と時期を近くして構想されたがターボジェットに比べて構造が複雑であり、ターボジェットエンジンの登場から遅れること20余年であった。Rolls-Royceの「コンウェイ」を始めGeneral Electric「TF34」等次々にターボファンエンジンが生まれ、現在主流の形式となっている。ターボジェットエンジンは航空機の飛行速度に対して過剰なジェット速度を排出しており、特に民間機においては騒音も大きく、無駄の多いものであった。軍用機においても徐々に燃料消費率の低減を目的としたターボファンエンジンが登場するようになり、高速の戦闘機においてはバイパス比の小さい低バイパス比ターボファンエンジンが多く採用されるようになった。ターボファンエンジンはターボジェットエンジンと異なり、燃焼器を通過しない比較的低温、低圧のファン流(バイパス流)が存在することから、アフターバーナの作動にとっては不利な状況となる。第2世代はF100、F110エンジンを始めとした低バイパス比ターボファンエンジンへのアフターバーナの適用と実用化までを指す。第2世代のアフターバーナの特徴は大きく以下の3つである。

 ・エンジンの系式はターボファンエンジン(戦闘機に限っては低バイパス比)
 ・保炎方式は環状または混合である
 ・ファン流とコア流の混合方法の模索と成熟 

 Pratt & Whitney「F100」及びGenearl Electric「F110」にはいくつかの型があるが、ここでは先ず例としてF100-220/220E/-229(図5、6)、F110では-129を載せる。

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図5 F100-PW/IHI-220E  アフターバーナ部

 

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図6 F100-PW-229  アフターバーナ部

 

 F100エンジンはターボファンエンジンのうちターボファンミクスドフローであり、アフターバーナ部に入る直前でコア流とバイパス流が合わさりアフターバーナ部に入る。F100エンジンではアフターバーナの着火には-220Eでは「パイロットバーナ方式」、-229では「火花点火方式」を採用しており、前者は極小の循環領域をつくり、燃料に着火させ全体に火炎を伝播させる方式であり、後者は再循環領域の中に火花点火器を設置し着火させる方式である。何れの方式もJ79の項で述べた「トーチバーナ方式」に比べて圧力損失は小さいものの、火花点火器が主流のジェットに晒されるため、耐久性に難点がある。何れの方式においても先ず比較的着火しやすいコア流に着火させ、その後、コア流のアフターバーナを利用し、スロットル開度に応じたアフターバーナ燃料を徐々に追加していく(スロットルレベルについては割愛する)(図7から9)。最大アフターバーナ推力では比較的低温であるバイパス側スプレーバからも最大流量の燃料が供給される。

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図7 アフターバーナ着火直後(イメージ)  

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図8 ミニマム・アフターバーナ  (MINAB)

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図9 最大アフターバーナ(MAXAB)  

 

 ターボファンセパレーテッドフローであるF110エンジン(図10)では低温・低圧のファン流を効率良く燃焼させるように複雑な形状の「プリミキサー機構」がある。これは高温のコア流れと低温のバイパス流れを互い違いに導入・混合することで温度と圧力を適度に調整しアフターバーナの着火性を高めるものである。ターボファン形式が登場した頃からGeneral Electricが研究を熱心に進めていたものであり、特にエンジン入口の状態量がアフターバーナの作動にとって最も厳しくなる高空低マッハ領域(即ち高空における戦闘行動)において燃焼安定性を高めることを目的としている。F110-129でプリミキサーを含めたアフターバーナは完成形になってるように思われる。

 GEではF110-129やF101(図11)等アフターバーナの着火には伝統的に「トーチバーナ方式(またはトーチイグナイタと呼称)」を採用する傾向があるが、これはJ79の項で述べたように多少の圧力損失には目をつむっても高い着火信頼性を追求した結果であると思われる。

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図10 F110-GE/IHI-129  アフターバーナ部

 

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図11 F101-GE-100 アフターバーナ部

 

◆第3世代「より優れたアフターバーナを求めて」

 第2世代アフターバーナまでの開発において戦闘機に必要なアフターバーナは一見完成したかのように思われる。実際F-15F-16F/A-18等は第2世代アフターバーナまでに分類され、今日でも現役として最前線で運用されている。しかしながら、更なる性能向上の研究は日々続いており、冒頭でも述べたアフターバーナの性能の指標のうち、特に空力要素である「圧力損失が小さいこと」と燃焼要素である「安定して燃焼すること」の互いに相反する要求を高い次元で両立させる努力が続いている。例えば、圧力損失を小さくすると燃焼が不安定になり、一方で圧力損失(=再循環領域)を大きくすると燃焼は、容易になるが損失が大きくなりアフターバーナを含むエンジンの性能は低下する。第3世のアフターバーナはこれらの相反する要求を第2世代からさらに高い次元で両立させ、エンジン性能のさらなる向上を狙った機種を指す。これらの技術が適用されている航空機は比較的新しい機体が多く、F-15E、ユーロファイター、ラファール等がある。第3世代のアフターバーナはEJ200(ユーロファイター)に代表されるアフターバーナ部の空力要素の洗練と燃焼安定性の両立が特徴であり、その特徴は大きく以下の3つである。

 ・エンジンの系式は第2世代と同様のターボファンエンジン
 ・保炎方式は放射状である
 ・点火装置と燃料供給装置の性能向上 

 先ず、改めてF100-220E(図12)と後発であるF100-229(図13)を見比べる。

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図12 F100-220E  

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図13 F100-229

 これら2種類を見比べると、-220Eでは放射状のフレームホルダの本数が減り、環状部分のフレームホルダがやや太くなっていることが確認できる。また-220Eではパイロットバーナ点火器であった点火装置が-229ではフレームホルダに組み込まれる形の「火花点火方式」の点火器となっている。高速流体の中で大きな損失を発生させている地点は環状部と放射状部のクロスポイントであり、これを低減することで圧力損失を低下させつつ、パイロットバーナ部の圧力損失を低下させていることが推察される。アフターバーナ部における圧力損失の大部分はこのフレームホルダにおいて発生しており、混合型フレームホルダでは約5%程度の圧力損失が発生している。

 このような理由から研究開発が進みにつれ混合フレームホルダから放射状フレームホルダに進化した。ユーロファイターに搭載されているEerojet社のEJ200はその最も好例である(図14)。EJ200はアフターバーナにおける工夫のみならず、エンジン全体で高性能化を図っており、同推力レベルのエンジンでは群を抜いて高い推力重量比を実現し、ユーロファイターの高性能を支えている。

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図14 EJ200  アフターバーナ部

 

 放射状フレームホルダを採用することにより圧力損失は低下するが、フレームホルダにおいて必要な循環領域を成立させることが困難になることに加え、環状フレームホルダと異なり再循環領域がフレームホルダ毎に独立しているため、火炎伝播性(フレームホルダ間の火の移り、保炎性に直結する)も低下してしまう。そのため、テールコーン近傍まで放射状フレームホルダを延伸し、テールコーンと放射状フレームホルダの間に発生する再循環領域を活用してフレームホルダ間の火炎伝播を実現しているものと推察される。また、EJ200ではアフターバーナに点火する点火装置が見受けられないが、EJ200では「ホットストリーク方式」という特殊な点火方式を採用している。これは主燃焼器内部にアフターバーナ点火用の燃料を噴射し、やや不完全燃焼気味の火炎をタービンを通過させ、フレームホルダを直接点火する方式である。この点火方式はアフターバーナ近傍に専用の点火装置を備える必要がなく、圧力損失の面では有利となるが、タービンに対して多少のダメージを与えることになる。

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図15 M88-2  アフターバーナ部  

 

 ラファールに搭載されているSnecma社のM88-2エンジンもEJ200エンジンとほぼ共通しているが、EJ200に比べるとフレームホルダがさらに少ないことがわかる。M88エンジンではホットストリーク方式による点火ではなく各フレームホルダの付け根にパイロットスプレーバ/火花点火方式の点火器をそれぞれ備えている。またEJ200と同様にテールコーンにフレームホルダの前縁を近接させることで、フレームホルダ先端における火炎伝播性を高めているものと推察される。

 またGEのF110-129の性能向上型であるF110-132(図16)でも混合フレームホルダ及びトーチイグナイタを廃したものが研究されており、第3世代の特徴である放射状フレームホルダを備えるとともに、トーチイグナイタ(イグナイター・カンと呼称)を廃し、圧力損失を低減させ、エンジンの性能向上を実現している。

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図16 F110-129と-132の比較  

 

  文が長くなったため、第3.5世代、第4世代については次回に続く。

 

参考文献

 インターネット航空雑誌ヒコーキジャーナル

 Gordon C. Oates, "Aerothermodynamics of Aircraft Gas Turbine Engines", ASIN B000J4UG8 , 1978

 Ralph E. Grey et al, "ALTITUDE INVESTIGATION OF 16 FLAME-HOLDER AND FUEL-SYSTEM CONFIGURATIONS IN TAIL-PIPE BURNER", NACA RM E51E03 , 1951

 R.G.Laucher, "AFTERBURNER FOR TURBOJET ENGINES AND THE LIKE", US patent 3377804 , 1953

 J.D. Wright, "FLOW MIXERS PARTICULARLY FOR GAS TURBINE ENGINE", US patent 3377804 , 1968

 J.M.Koshoffer, "MIXED FL0W AUGMENTOR PRE-MIXER", US patent 5117628 , 1992