すとーる・まーじん

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アフターバーナ技術について(3)

(2)のつづきです。本稿では以下の2世代について述べます。

 ・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、個人の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3.5世代「ステルスの登場」

 時代は進み「ステルス」が登場する。敵のレーダーをかいくぐる「ステルス」の概念は1960年代ごろからある程度意識され始めていたが、実用的なステルス機はF-117戦闘機が最初である。F-117は湾岸戦争でその真価を発揮し、敵の懐深くに潜り込み、重要施設等を次々に破壊した。しかしながら、このF-117は「戦闘機」ではあるものの亜音速飛行を行い、主に対地攻撃を行う攻撃機的な側面が強かった。そのため超音速飛行に必要なアフターバーナは備えておらず、独特のエンジン排気口を有する形態であった。アフターバーナを有するステルス機の登場はアメリカ空軍先進戦術戦闘機計画(ATF計画)によって開発が進められ、後にF-22として採用された「YF-22」及びその競争相手であった「YF-23」が最初である。ATF計画はF-15の後継として、空対空戦闘能力は勿論のこと、敵対空兵器による探知と被害を「観測性」と「優れた飛行速度」によって極限することを目標としたものであった。特にエンジンについてはその性能を決定付ける重要な要素であり、ステルスを実現し、かつ、高い空対空戦闘能力並びに優れた飛行速度という極めて困難な課題を高い次元で成立させる必要があった。F-22に搭載されているPratt & Whitney「F119」はこれらの要求に応えたエンジンであるが、空対空格闘性能及び優れた飛行速度は機体全体を含めた設計の結果であることから、本稿ではアフターバーナの観点から「観測性」についてのみ述べることとしエンジン性能等については別の機会に記述する。
 第3.5世代のアフターバーナは空力的に洗練された第3世代アフターバーナからさらに「観測性」について考慮されたエンジンを指す。現在、この世代に分類されるエンジンはPratt & Whitney「F119」及び同「F135」であるが、F135については更に進んだ技術が適用されている可能性があるため、「F119」が唯一である。
 第3.5世代のアフターバーナの特徴は以下の3つである。

 ・エンジンの系式は第2、3世代と同様のターボファンエンジン
 ・保炎方式は放射状
 ・観測性(observability)の低減

 F-22は初飛行から20年程が経過したが、搭載エンジンPratt & Whitney「F119」に関する公刊資料は皆無に等しく、ミリタリー推力、内部状態量(圧力比、燃焼温度等)、ジオメトリー等は未だに謎な部分が多く、F-22の調達終了に伴いPratt & WhitneyもF119も生産が終了している状況である。F119のアフターバーナはJay Miller氏の著書「Lockheed Martin F/A-22 Raptor(出版AeroFax)」に掲載されている資料が、一般に入手できる最も鮮明な画像であると思われ(図1)、その他は航空ショー等で撮影された写真が数枚程度あるのみである(図2)。話は前後するが、F119はそのプロトタイプとなったYF119というエンジンがあり、現在はライトパターソン空軍基地に展示されているが、こちらについてはやや疑問があり後述するものとする。 

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図1 F-22アフターバーナ部

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図2 F-22アフターバーナ部

 F119は観測性を抑えるため、特徴的な矩形ノズルを有し、側面/後方赤外線放射量を抑えるとともに、後方からの電波/赤外線による探知を極限するために高温部であり、反射源であるタービンが直視できない構造となっている。この技術は実際にJay Miller氏の著書(図3)から確認することができ、第3世代アフターバーナEJ200(図4)と比べるとその差は歴然である。

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図3 F119アフターバーナ部(拡大)

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図4 EJ200アフターバーナ部(拡大)

 では、これらの構造はどうなっているかというヒントが実は米国特許にある。United Technologies Corporation(UTC:Pratt & WhitneyはUTCの一部門である)によって2007年に取得された特許番号US7,195,456B2“TURBINE ENGINE GUIDE VANE AND ARRYS THEREOF”である。同特許の添付図を図5に示す。この特許では、タービンから出た排気を整流し、エンジン性能を向上することを目的としているが、その本質は観測性を低減することにあり、事実特許の項目でも“The vane may also cooperate with each other to restrict an observer's line of sight to planes upstream of the vane array.”とあり、その効果について明言している。つまり、この技術の適用により、F119は後方直線方向からの観測性を抑え、直視ができるであろう方向には実際にはエンジンダクトがあり、その結果あらゆる方向から高温部であるタービン部が検知されることを防いでおり、観測性を低減している。この概念はスティンガー等の脅威に対応するため、ヘリコプター用エンジン等にIRSとして採用されている。ただし、高温部に対応できるような有効な電波吸収材が技術的に困難であるため、レーダー波等に対する対策ではないと思われる。

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図5 US7,195,456B2(加工済)    

 F119のアフターバーナのフレームホルダは第3世代と同様に空力的に優れた放射状フレームホルダを採用しているが、その燃料供給方式及び着火方式は不明であるが、フレームホルダの根元から点火していると推察される。。そこでF119のプロトタイプであるYF119に注目する。YF119は先述のとおり、ライトパターソン空軍基地に展示されており、誰でもそのアフターバーナを覗きこむことが可能である(図6)。

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図6 YF119-PW-100L(2015年撮影)

 このエンジンは紹介文でYF119-PW-100L Augmented Turbofanと記載があり、YF-22の特徴である二次元矩形ノズルを確認することはできる一方、低圧タービンは直視でき、かつ、フレームホルダ及びスプレーバを確認することができない。しかしながら、YF-22の試験中の写真及び展示直後の写真を確認すると放射状フレームホルダを搭載していることが確認できる(図7)。そのため空軍基地に展示されているYF119-PW-100Lはこのフレームホルダが取り外されているのではないかと思われる。Patent5,230,214においてテールコーン部で逆流ジェットにより循環領域を生成し、フレームホルダを廃した構造であることも推察されるが、テールコーン部がネジ締結されていることから、高温部(火炎暴露部)になるとは考えにくく、フレームホルダが取り外されている状態と考えることが妥当であると思われる。

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図7 YF119PW-100L(展示直後) 

 一般に第5世代戦闘機として分類される戦闘機としてロシアのSu-57、中国のJ-20があるが、これら何れもタービン部は直視できることが確認されており、今後改良が進むものと推察される。

 

◆第4世代「統合フレームホルダ」

 アフターバーナの実用化以来、火炎の保炎方式には必ずフレームホルダが採用されてきた。フレームホルダは再循環領域を生成するために必要な構成品であるが、圧力損失が必ず発生する。特にアフターバーナを使用しない条件(ミリタリー推力まで)はエンジンの効率を低下させる要因でしかない。そのため、これまでにフレームホルダを採用することなく、再循環領域を生成する方式が数多く研究されてきた。代表的なものとしては、旋回流れ場を生成し見かけ上の速度を減速し連続燃焼させる方法、可変フレームホルダによりアフターバーナを使用しない条件で圧力損失を低減させる方法等が検討されてきた。特に旋回流れ場を生成する方式は「スワールオーグメンタ」と呼ばれ、1970年代に実際に試作され、当時最新のエンジンであったF100エンジンに組み込まれ試験が行われた(図8)。この試験では通常のオーグメンタに比べて最大推力が2%程低下したが、アフターバーナは問題なく作動し、安定燃焼領域が拡大した他、燃焼温度も数十℃低下し、排気放射レベルは半減する結果となった。その後の機種に適用された実績はなく、研究レベルで進んているように思われた。しかし、2016年の年の瀬に突如としてyoutubeF-35の後方視を捉えた動画が投稿された(図9)。

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図8 Swirl Augmentor(AIAA 74-1062)

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図9 youtubeに投稿された動画 

 どのような場面で撮影されたカットであるかは不明であるが、光の入り方、その形状を見るにフレームホルダとエンジン排気フレームが統合された「統合フレームホルダ」が採用されているのではないかと思われた。実際にAFRLではF135向けにAdvanced augmentor conceptとして優れた効率と低被観測性を追求したJTDEプログラムXTE67/1として研究を行なっていた(図10)。 

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図10 XTE67/1 Advanced augmentor concepts 

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図11 F110-129 アフターバーナ 

 この資料の中ではペリスコープに写るアフターバーナ内部の様子が掲載されており、その保炎の様子からフレームホルダを有さない「統合フレームホルダ」の研究を行っていることが推定されていた。例えば、フレームホルダが従来機と同様に独立して存在すると、フレームホルダの周囲を取り囲むようにその形状に従って強い循環領域が生成され、その形状の影がはっきりと写る(図11)。他方、XTE67/1では中心にいく程、その影が薄くなり、かつ、リーディングエッジ部(翼前縁)の形状は不明確である一方でトレーディングエッジ部(翼後縁)が鮮明であるこから、当初図9が出た際にスワールオーグメンタを採用しているかに思われたが、XTE67/1では翼面上の後部近傍から燃料を噴射し、トレーディングエッジ後流近傍に強い循環領域を生成していることが推察された。またスワールオーグメンタで得られた旋回場における知見についてもある程度反映されているものと思われる。
 この全く新しい循環領域の生成のメカニズムについて推察を行う。統合フレームホルダでは以下の2点について新しい技術を開発しなければならない。

 ・フレームホルダを廃することによる全く新しいコンセプトの循環領域生成メカニズムの開発
 ・新しいコンセプトに対応する燃料供給(スプレーバ)及び点火方法の開発

 これらを推察する上で非常に有効な手段が米国特許の情報取集、分析である。F119の際にも実配備から程なくしてIRステルスに関する特許が公開されたことから、同じくUTC Pratt & Whitneyによって関連特許が公開されていることが推察される。特に、F119の場合は海外に輸出することないため全てを社外秘とすることで特許として公開する必要はないが、F-35を含むF135エンジンは海外において生産される計画であることから関連する技術は比較的多く特許公開されることが容易に想像できる。そのため、F135エンジンに適用されている可能性のある特許情報を収集し整理を行う。

 先ず、関連する特許について羅列を行い、その後、個別に解説を行う。
 (特許年/特許番号/特許譲受人/件名)

 ・1995/US Patent 5,385,015/UTC Pratt & Whitney/AUGMENTOR BURNER
 ・1997/US Patent 5,685,140/UTC Pratt & Whitney/METHOD FOR DISTRIBUTING FUEL WITHIN AN AUGMENTOR
 ・2007/US Patent 2007/0006590 A1/UTC Pratt & Whitney/AUGMENTOR SPRAY BARS
 ・2010/US Patent 2010/0269508 A1/MITSUBISHI HEAVY INDUSTRIES,LTD./COMBUSTION BURNER
 ・2012/US Patent 8,209,987B2/UTC Pratt & Whitney/AUGMENTOR PILOT
 ・2014/US Patent 2014/0338357 A1/UTC Pratt & Whitney/CAVITY SWIRL FUEL INJECTOR FOR AN AUGMENTOR SECTION OF A GAS TURBINE ENGINE

 

◇1995/US Patent 5,385,015/UTC Pratt & Whitney/AUGMENTOR BURNER

 この1995年の特許ではフレームホルダ、燃料スプレーバ、排気ガイドベーン(EGV)、点火装置を初めて「統合」した特許であり、Pratt&Whitneyが取得している(図12)。これはEGVの翼後縁(トレーディングエッジ)に燃料マニホールドを内蔵し、主流のコア流れに対して垂直に噴射する、またファン(バイパス流)から分岐した空気を同様に噴射する。コア流れと燃料/空気のベクトル合成によりEGV後流には強い再循環領域が生成される。また、その点火方法はユニークであり、エンジンのテールコーン内部で燃料と空気の一部を燃焼させ、EGVのハブ側の付け根から全周方向に放射状に噴射し、着火させる。

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図12 US Patent 5,385,015(加工済)  

◇1997/US Patent 5,685,140/UTC Pratt & Whitney/METHOD FOR DISTRIBUTING

 97年の特許では若干構造がシンプルになったものが提案されており、循環領域のコンセプトについても示されている(図13)。この特許の中ではパイロットバーナについての記載はない。

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図13 US Patent 5,685,140(加工済)  

◇2007/US Patent 2007/0006590 A1/UTC Pratt & Whitney/AUGMENTOR SPRAY BARS

 若干期間が開き、10年後の2007年に公開された特許では、燃料マニホールドの概要について初めて示された(図14)。燃料の供給系統が複数あり、アフターバーナの燃料供給レベルの自由度が高いことを示している。この特許では合わせて燃料マニホールドから放射状に伸びたスプレーバの各点に装備された燃料噴射器についての記載があり、圧力噴射弁であることが確認できる。F100エンジンやF110エンジンではエンジンの外部からアフターバーナ燃料を供給する方式であったが、この特許にて初めてアフターバーナ燃料をエンジンの内部(テールコーン側)から供給する方式の詳細が示された。

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図14 US 2007/0006590 A1(加工済)   

◇2010/US Patent 2010/0269508 A1/MITSUBISHI HEAVY INDUSTRIES,LTD./COMBUSTION BURNER

 2010年には三菱重工がスワール成分を持ったガイドベーン中で燃焼させる際のカーボンの堆積及び翼表面の過温度を抑制する特許を示している(図15)。本特許は以降に続く、Pratt&Whitneyの特許にも引用されているが、現在どの程度の関係性があるかは不明である。

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図15 US 2010/0269508 A1(加工済)  

◇2012/US Patent 8,209,987B2/UTC Pratt & Whitney/AUGMENTOR PILOT

 2012年にPratt & Whitneyが公開した特許では新しいパイロットバーナの方式が公開された(図16)。アフターバーナ燃料、空気の経路は同様であるが、図12において示したテールコーン根元とは異なり、テールコーン内部近傍で燃焼させたガスをEGV翼後縁に導き、全体的な着火性を高めている。 

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図16 US Patent 8,209,987B2(加工済)  

◇2014/US Patent 2014/0338357 A1/UTC Pratt & Whitney/CAVITY SWIRL FUEL INJECTOR FOR AN AUGMENTOR SECTION OF A GAS TURBINE ENGINE

 2014年にPratt & Whitneyが公開した最も新しい特許の一つでは燃料噴射器の形状がさらに洗練されている(図17)。この特許では従来圧力噴射弁であったものに対して、コア流れを利用した気流噴霧方式に変更されており、従来の特許に比べて、燃料噴射弁の個数を減らしより効率的に燃料を噴霧化しているものと推察される。本特許には点火方式、空気の導入について言及はなく、F-35の開発状況を踏まえると、当該技術の適用がギリギリだと思われる。また、特許はその実際の形状が比較的忠実に記載されていることが多く、同特許に添付されている図18はF135の想定断面図に近いものと思われる。 

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図17 US Patent 2014/0338357 A1(加工済)  

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図18 US Patent 2014/0338357 A1(加工済)  

 これらの特許情報を総合するとPratt & Whitneyでは最近20年で、従来、燃料噴射器(弁)(スプレーバ)、点火器、フレームホルダ(保炎器)として分割して存在していた構成品を「統合」した「統合フレームホルダ」の開発を行ったものと推察される。統合フレームホルダの開発により、フレームホルダによる圧力損失がなく、アフターバーナを使用/不使用に関わらず、従来のエンジンに比べ性能が向上している。また、統合フレームホルダはF-22で採用された、observability低減の構造と非常に相性が良く、アフターバーナ的にも、エンジン全体としても理想的な形態であると思われる。

 つい先日、三菱重工小牧において動画撮影されたF-35の離陸シーンがある(図19)。特許に関する情報を踏まえた上で、これと昨年youtubeに投稿された動画を比較すると、その形状が酷似していることが確認でき、F135エンジンには統合フレームホルダが適用されている可能性が高いことが判る。さらに図19を撮影した動画ではフレームホルダ近傍が不自然に明滅していることが確認でき、従来のアフターバーナのようにフレームホルダで生成された循環領域が存在しないと思われ、EGV表面において燃焼していることが推察される。

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図19 三菱重工小牧にて離陸するF-35  f:id:harune3:20171111200930p:plain

図20 特許図との比較  

  ごく一般的な流体解析ソフトウェアを使用し、統合フレームホルダの流れ場の簡易計算を行なった。この計算の目的はEGV後縁部から流れ場に対して垂直にジェットを噴射した場合にどのような流れ場が後流に生成されるかを目的としているものであり、実際には燃焼反応、主流の条件の見直しをする必要がある。

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図21 特許図との比較

 計算の結果、EGV後縁部からある程度の距離まで再循環領域が発生し、またテールコーン近傍では連続的な再循環領域を生成できる可能性があることが判った。連続的な再循環領域は従来のアフターバーナの環状部に相当し、燃焼安定性に寄与しているものと思われる。

 以上まとめると、第4世代のアフターバーナの特徴は以下の3つである。

 ・エンジンの系式は第2、3世代と同様のターボファンエンジン
 ・統合フレームホルダの採用
 ・観測性(observability)の低減

 

◆まとめ

 3回に渡ってアフターバーナの実用化以来、最新機種の推定までを行った。文才が無いため、わかりにくい箇所が多々あるかと思うが、航空機、アビオニクス、誘導兵器等の進化と同様にアフターバーナ単体での進化を紹介したつもりである。最新の第4世代アフターバーナではついに理想とする形態に近づいてきたように思われるが、統合フレームホルダは一つの解であり、必ずしも今後の戦闘機のスタンダードとなるものではない。エンジンに適用する技術は技術の成熟度は勿論のこと、航空機の仕様、レーダー等の脅威、エンジン全体の性能を総合的に判断して適用するものと思われる。

 これから我が国においてF-35の運用が始まるが、今回の分析はあくまでも文献ベースであり、間違いも多々あるかもしれない。通常訓練、航空祭等を経てより詳細な画像、情報が入手した場合には改めて記事を書きたいと思う。

 

参考文献

 F-35@misonor様撮影

 Jay Miller, "Lockheed Martin F/A-22 Raptor", ISBN 1 85780X , 2005

 AFRL, "IHPTET Brochure", http://my.fit.edu/~dkirk/4261/Lectures/ihptet_brochure.pdf

 関連特許(本文中に記載)