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（２） マッハ 1.6 機の検討 （ア）市場要求 巡航マッハ 1.2 から 1.8 程度までのいずれの速度が市場的に有用かいくつかの路線につき比 較してみた。東京から米国西海岸ロサンゼルス、米国東海岸ニューヨーク、そして欧州パリまでの ３路線につき各巡航マッハによる往復運航をチェックしたが、東京-ロス間と東京-パリ間は超高速 機のマッハ 0.98 で１日１往復が可能となる。東京-ニューヨーク間はマッハ 1.2 で１日１往復が可能 となる。それ以上の巡航速度アップはマッハ 1.8 位になれば、東京-ロス間と東京-パリ間で多少の 運航生産性向上が見込まれるが、東京-ニューヨーク間についてはスケジュール上時間的余裕が 増すが、１日１往復である。現在最も旅客数が多い北大西洋横断路線、例えばニューヨーク－パ リ間での往復運航でみると、マッハ 1.2 で１日おきに１日２往復が可能となり、マッハ 1.6 になれば 毎日２往復が可能となりそうである。 以上の検討結果から、市場からは巡航マッハ 1.6 の超音速機の検討を提案した。ただし、速度 が遅くなりエンジン負荷が小さくなるので航続距離を東京-ニューヨークを迂回ルートで直航可能 な 6,500nm とした。これらはあくまでも市場要求であり、これを元に機体仕様の検討を行って、現 実的な目標機体の仕様を決定する（結果として現状目標機体仕様では乗客数、航続距離とも市 場要求より少ない値を採用している）。 要求値 条 件 設計レンジ 6,500 nm Typical mission rules

ペイロード(標準仕様) 300 席 3 class seating at 210 lbs／席 巡航速度 マッハ1.60 陸上は0.95亜音速巡航 離陸距離 11,000 ft. 以下 at 最大離陸重量, SL, ISA + 20℃ アプローチ速度 145 kt 以下 at 最大着陸重量, SL 初期巡航高度 40,000～59,000 ft at ステップ巡航高度 騒音値 Stage-4 以下（今後の規制動向を見て修正する） エミッション CAEP-4 以下（今後の規制動向を見て修正する） 経済性 747-400運賃の＋30%以下 （図3－1－2－7）飛行速度と所要時間

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（図 3－1－2－8）TYO－LAX、TYO－NYC、TYO－PAR スケジュール （図 3－1－2－9）NYC－PAR 往復運航スケジューリング （イ）巡航速度の選定 巡航速度としてマッハ 1.6 を選定した。その理由は、これまでのマッハ 2.2 ではエンジン騒音低 減の為の重量ペナルティが大きいこと、および空力加熱に対処するため耐熱材料の使用により 重量・コストペナルティがやはり大きくなることを解決するためである。 コンコルドの問題点は環境性と経済性であり、それを解決しない限り次世代超音速機が日の目 を見ることはない。環境性の最大の課題は離着陸時の騒音を亜音速機並みにすることであり、現 在の亜音速エンジンはバイパス比を大きくして排気速度を下げることにより低騒音化を図ってき た。騒音は排気速度の８乗に比例するため非常に効果的である。しかし超音速機では 2 倍以上 の速度で飛ぶためあまり大きなバイパス比を採用できない。マッハ 1.6 程度であれば、ある程度の 大きさのバイパス比が可能と考えた。それだけでは騒音規制値を満足できないので、エジェクタ 等の消音装置が必要であるが、その寸法、重量を抑えることができる。この高バイパス化はエンジ ンの燃費を向上させることにもなるので経済性の向上につながり一挙両得である（ただしエンジン

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重量は増加する）。 一方、飛行速度の減少により空力加熱が減少する。マッハ 2.2 の旧 SST では空力加熱が最高 150 度にもなりアルミはもちろん通常の複合材は使えない。そのため耐熱複合材の研究を行って きたが熱劣化の問題があり、強度的にもかなりのデメリットがあった。金属の場合はチタンを使うこ とになるが、これも重量と価格の点でアルミより不利となる。コンコルドでは 100～120 度程度であ り、耐熱アルミを使用していた（複合材はなかった）。 マッハ 1.6 程度であれば、空力加熱は 60 度程度であり、通常の高強度複合材の設計要求であ るホット条件（80 度）より低くなる。高強度で低価格のエポキシ系複合材や通常の高強度アルミ合 金系が使用できることになり、軽量化、低コスト化が期待できる。軽量であればエンジン推力を落 とすことができ、騒音低減にもつながる。 （図 3－1－2－10）飛行速度マッハ 1.6 による騒音と空力加熱の低減 マッハ 2.2 の旧 SST(300 席、5,500NM)機体をマッハ 1.6 で飛ばした場合を計算すると、 最大離陸重量： 885,383 LB（401 トン） → 856,057 LB（388 トン） －３％ Block Fuel： 1,811 LBS/席 → 1,715 LBS/席 －５％ エンジン燃費： 1.31 LB/hr/LB → 1.15 LB/hr/LB －１２％ となる。巡航マッハ数の低下により重量軽減、燃費向上が期待できることが分かる。 前述のように、マッハ 1.6 であれば大西洋横断ルートで 1 日 2 往復が可能であり、超音速機と しての高速性を保って、なおかつ経済性と環境性を満足し得ると考える。その後の欧米の超音速 機計画でもマッハ 1.6～1.8 程度になってきたのを見ても妥当な選択であろう。 （ウ） 陸上超音速巡航の検討 目標機体では、設計レンジ 6,000NM の約 30%を陸上飛行と想定し、この区間はソニックブーム が発生しないよう M0.95 の亜音速で巡航するとしている。しかしながら、将来、陸上超音速飛行が 許可されることが期待される。その場合 M1.15～1.2 程度の速度ならばソニックブームは陸上へは -10 0 10 20 200 300 400 500 600 700 800 Stage 3 レベル M2.2 M1.6 排気速度 (m/s) Stage4レベル以下へ低減必要 騒音 増減量 EPNdB -10 0 10 20 200 300 400 500 600 700 800 Stage 3 レベル M2.2 M1.6 排気速度 (m/s) Stage4レベル以下へ低減必要 騒音 増減量 EPNdB 0 50 100 150 200 1.4 1.6 1.8 2.0 2.2 2.4 アルミ、エポキシ 使用可能 M2.2 M1.6 機体表面 温度 (℃) 巡航速度（マッハ数） 0 50 100 150 200 1.4 1.6 1.8 2.0 2.2 2.4 アルミ、エポキシ 使用可能 M2.2 M1.6 機体表面 温度 (℃) 巡航速度（マッハ数）

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（図 3－1－2－12） 機体規模検討 New HSTP 5,500 6,000 6,500 200 220 240 260 280 300 200 250 300 350 400 450 500 550 600 650 Ma x T ake -o ff W e ig ht [t o n ] . Range [nm] No. of Seats M2.2 SST _{New HSTP} 5,500 6,000 6,500 200 220 240 260 280 300 200 250 300 350 400 450 500 550 600 650 Ma x T ake -o ff W e ig ht [t o n ] . Range [nm] No. of Seats M2.2 SST 到達しない（カットオフ）と考えられる。 M1.2 で陸上を巡航した場合、東京－ニューヨークで約１時間の短縮になる。 （図 3－1－2－11） 超高速機と亜音速機の飛行時間比較（マッハ 1.6 と 1.2） （エ） 目標機体仕様検討 当 初 の 市 場 要 求 の 300 席、6,500nm で機体を設計すると 重量が 600 トンに達 し、現実的でないこ とが判明した。 そこで航続距離を 6,000nm まで下げて 旧 SST レベルの 400 ト ン 以 下 と な る 250 席を０次目標機仕様 とし、以下の要求を 満たす機体仕様を検討した。 設計レンジ： 6,000 NM 座席数： 250 席 （3 クラス） 巡航速度： マッハ 1.6／マッハ 0.95（設計レンジの 30%） 超高速機と亜音速機の飛行時間 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 TYO - HKG TYO - MNL TYO - BKK TYO - SIN PAR - NYC TYO - HNL TYO - YVR TYO - SYD PAR - LAX TYO - LAX TYO - PAR TYO - CHI PAR - SIN TYO - NYC Ro ut e Flight Hour HSTP M1.6 (M1.2 overland) HSTP M1.6 (M0.95 overland) Subsonic (M0.85 ） 1RT/day 1.5RT/day 2RT/day 3RT/day 超高速機と亜音速機の飛行時間 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 TYO - HKG TYO - MNL TYO - BKK TYO - SIN PAR - NYC TYO - HNL TYO - YVR TYO - SYD PAR - LAX TYO - LAX TYO - PAR TYO - CHI PAR - SIN TYO - NYC Ro ut e Flight Hour HSTP M1.6 (M1.2 overland) HSTP M1.6 (M0.95 overland) Subsonic (M0.85 ） 1RT/day 1.5RT/day 2RT/day 3RT/day

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巡航高度： 40,000 - 60,000 ft （M 1.6 ）、35,000 ft （M 0.95） 離陸距離： 11,000 ft 以下 ＠ 海面上／ISA+20℃ アプローチ速度： 145 knot 以下 上昇率： 300 ft/min 以上 （巡航開始点） 離陸重量： 400 ton 以下 まず機体重量が最も軽くなる主翼平面形を選定するため、主翼の抗力係数が小さくなり、か つ、主翼構造重量が軽くなる主翼平面形（面積一定）を検討した。０次ではマッハ 2.2 の SST と 相似形の主翼平面形から出発し、一時は超音速前縁の台形翼も検討したが、やはり超音速で の造波抵抗が非常に大きく不向きであったため、亜音速前縁を基本とするクランクドアロー翼 に戻した。アスペクト比は 2.1～2.5、テーパー比は 5%～10%の範囲とした。前縁後退角は内舷 で 60 度～80 度、中間部は 55 度～内舷前縁後退角－5 度の亜音速前縁であり、外舷で超音 速前縁となる 45.4 度とした。 その結果、以下のような主翼形状を第一次案として設定した。 アスペクト比 ： 2.12 テーパー比 ： 6.5% 前縁後退角 ： 70 度、60 度、45.4 度 後縁後退角 ： 4 度 内舷キンク位置 ： 35%セミスパン 外舷キンク位置 ： 75%セミスパン 旧 SST と異なり、外翼の後退角が小さく、機体重量軽減に効果的と考えた。 この平面形を用いてさらに主翼面積、エンジン推力を変化させ、最大離陸重量が最も軽くなる 機体規模を検討した。なお、飛行ミッションプロファイルは下図のように設定した。6,000nm の飛行 であるが、途中に亜音速巡航部分を含むこととした。超音速巡航は 40,000ft から開始する。 諸元策定プログラムによる性能計算結果を基に描いた T－S 線図を用いて、目標機体の主翼 面積及びエンジン推力（静止最大推力）を設定した。 （図 3－1－2－13） 飛行ミッションプロファイル

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目標機体の機体規模策定においては抵抗や重量の推算式に、将来技術を想定した軽減 係数（技術改善係数と呼ぶ）を織り込んでいる。 この軽減係数はコンコルド当時の技術レベルを 1.0 として、どの位の割合で軽減できるかと いう値を推定したものであり、各抵抗、重量部位毎に 0.85～0.6 程度の値を設定している。 複合材による軽量化等かなり実現性が高い項目があるものの、大部分は依然として厳しい 目標値となっていて、現状の技術では達成で きない。これらの将来技術レベルに到達する ための研究が必要であり、そのためこの軽減 係数を用いて設定した機体を目標機体と呼 んでいる。 （オ） 機首形状検討 旧 SST では機首を抵抗の少ない細長い形 状にする為、前方風防を無くし、SVS ディスプ レで前方視界を得るとの仕様であった。しかし、 これで本当に安全上問題ないか不安である ため、今回は巡航時ではある程度の水平視界を得られるような風防を設け、離着陸時の下方視 界のみ SVS で表示する方式を選定した。 前方風防ガラスの角度をコンコルドのバイザーとほぼ同じ 15 度に設定した。上方視界は一般 的な 20 度とし、下方視界を５度に設定した。前面ガラスで極端な不連続にならぬよう，前胴を若 干ドループさせた。また、これでは前方風防ガラスが大きすぎるので、内側に耐圧風防を通常の 位置に設け，前面ガラスは単なる固定式バイザーとすることで重量軽減を図る。 A：パイロットからの上方視界（正面方向） 20度 B：パイロットからの下方視界（正面方向） 5度 → 複座機の後席 と同程度 （図 3－1－2－15） 風防および機首形状の設定 主翼面積 ft2 （図 3－1－2－14） T-S（推力-面積）線図 765000 770000 775000 780000 780000 785000 ₇₉₀₀₀₀ 80000 82500 85000 87500 90000 8500 8750 9000 9250 9500 10000 10500 11000 11500 12000 80000 82500 85000 87500 90000 8500 8750 9000 9250 9500 300 600 900 1200 80000 82500 85000 87500 90000 8500 8750 9000 9250 9500 142 143 144 145 146 147 148 80000 82500 85000 87500 90000 8500 8750 9000 9250 9500 0 1000 80000 82500 85000 87500 90000 8500 8750 9000 9250 9500 エ ン ジ ン 推 力 L B / 基

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（カ） 室内配置 ①初度設定案 SST にはエコノミークラスは不要との意見もあるが、他機との機体規模の比較がし易い従来機 並みの３クラス制を当初の標準座席配置とした。 座席幅や通路幅は他機例を参考に将来機としての居住性もある程度アピールできるような数 値とした。具体的にはビジネスクラスで他機平均値となるように座席幅、通路幅を決定すると胴体 径は 4.16m となり、A320 より約 20cm 大きくなった。その結果、エコノミークラスでは他機より広く、 ファーストは同等となった。 ピッチは近年エアラインではフラットシートが導入され、広くなる傾向にあるが、SST は飛行時間 が短くなることもあり、機体メーカーの提示する標準仕様としては従来並みの 36～40 インチとし た。 トイレ、ギャレー、アテンダント数については旧 SST 研究での国内エアライン要求等を参考に決 定した。 上部胴体は旧 SST のようなエリアルールでくびれた形状ではなく一定断面として客室配置のフ レキシビリティを確保する方針をとった。 座席数は胴体前後の絞りが大きく、客席配置には適さないため要求の 250 席を確保できず 226 席になった。胴体長を延長して客室を大きくすると重量増を招くため、ひとまず 226 席を３クラ スの標準配置とした。 これとは別に、プレミアム料金を取りやすい配置として全ビジネスクラス配置を検討したが、40 インチピッチで 147 席となった。本機はいわゆる狭胴機であるが、ワイドボディールックの居住性 を与えるため２通路で 1-2-1 配置とした。座席数は減少するが高運賃に見合う「ゆったり感」は差 別化のための価値があると考えた。２通路の場合問題となるのはオーバーヘッド・ストウェージ・ビ ンで、頭上スペースが少ないため、通路からのアクセスを考えると外側座席上には設けられない。 そのため、中央に大きめのビンを設置することにした。高さを高くしてバッグを立てて（または上下 に２個重ねて）収納できるようにした。ビンは電動で上下する（ドアは連動して開閉）ようにして重 いビンを苦労して開け閉めしないでも済むようにする。しかし、このストウェージビン配置は１通路 の場合は不可能なので、エコノミークラスとの組合せはできない。全ビジネスまたはファースト＋ビ ジネス配置のみ可能な方式である。 扉口サイズと個数を決めるため、最も高密度なツアークラス配置（全エコノミークラス）も検討し た。その結果は 282 席であり、TYPE A が２カ所、TYPE III が２カ所（最大 290 席が可能）必要と なった。

（図 3－1－2－16）客室配置図

②改定案 初度設定の座席配置案を国内外のエアラインに提示して意見を聞いたところ、やはり現状の 長距離路線でのビジネスクラスに使用されているレイ・フラット・シートの 60 インチピッチと比べると 40 インチではいかにも狭いという意見が大多数であった。SST では時間が短いので眠る必要は ないという意見もあったが、5 時間以上の路線では 60 インチが必要とのことである。それ以下であ れば 50 インチでも良いとなった。また、エコノミーではなくプレミアム・エコノミー（PE）とすること。 ファースト必要、不要の両意見があり、また、現状ではあまりビジネスクラスが多くとも、１機でそれ だけのビジネス客は取れないとの意見が多く、全ビジネス機はオプションとする。これらから標準 座席配置はビジネス／PE の２クラスとすることにした。 座席ピッチを広げていくと当然座席数が少なくなり、経済性が悪化する。これまで平均運賃の 1.3 倍の運賃倍率を目標としてきたが、出来るだけその倍率に近い運航費を達成できるようなクラ ス配列を検討し、ビジネス 60 インチを使用する長距離路線ではビジネス 60 席、PE88 席の 148 席となった。扉配置等を詳細に検討すれば少し変わり得るので標準座席配置としては機体性能 計算では 150 席クラスとしてビジネス 60 席、PE90 席で計算する。 一方 5 時間以下の飛行時間路線ではビジネスクラスを 50 インチとして、より多くの座席数が可 能とした。その結果、2 クラスでは 170 席が可能となった。最大座席数を検討するため、PE の 1 ク ラスで 36 インチピッチを設定したところ 220 席となった。この座席数であれば Type A 扉は必要な いので Type B に変更することにした。Type B は A の 110 人に対し 75 人まで許可され、Type III 翼上脱出口の 35 人と共に合計 220 人までとなる。Type B は幅が小さいため軽量化に繋がる。 （図３－１－２－１７） 飛行時間とビジネス席の必要ピッチ 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 TYO - BKK TYO - SIN PAR - NYC TYO - HNL TYO - YVR TYO - SYD PAR - LAX TYO - LAX TYO - PAR TYO - CHI PAR - SIN TYO - NYC Ro u te Flight Hour HSTP M1.6 (M0.95 overland) Subsonic (M0.85） 1往復／日 5時間以上の飛行には 60インチピッチの ビジネス席が必要 1.5往復／日 2往復／日 5時間以下の飛行なら 50インチピッチの ビジネス席で十分 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 TYO - BKK TYO - SIN PAR - NYC TYO - HNL TYO - YVR TYO - SYD PAR - LAX TYO - LAX TYO - PAR TYO - CHI PAR - SIN TYO - NYC Ro u te Flight Hour HSTP M1.6 (M0.95 overland) Subsonic (M0.85） 1往復／日 5時間以上の飛行には 60インチピッチの ビジネス席が必要 1.5往復／日 2往復／日 5時間以下の飛行なら 50インチピッチの ビジネス席で十分

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（図 3－1－2－18）飛行時間と座席配置案

５時間以上

５時間以下

（キ） 超音速機用エンジン仕様の検討 マッハ 1.6 では機体抵抗の増大に伴い必要なエンジン推力が増大し、且つ、高速飛行に伴うラ ム温度上昇により燃料消費率が悪化し、これらの積として燃料消費量が増大する。従って、巡航速 度に対応したエンジン最適化が課題である。 最新の亜音速機と較べてバイパス比の低いターボファンエンジンとなるため、排気ジェット速度 が速く、そのままでは騒音規定を満足できない。離着陸時の排気ジェット騒音を Stage-4 以下にす る最適エンジン仕様の検討を行った。 排気ジェット騒音低減方式として、エジェクタ方式、シュート方式、ミキサ方式及び排気速度制御 方式について比較検討を実施し、重量に若干デメリットがあるが、騒音低減の効果が最も高いと予 想されるエジェクタ＋シュート方式とした。なお高周波帯の騒音低減のため吸音ライナを装着する。 (表３－１－２－２) 排気ジェット騒音低減方式の検討 形式 エジェクタ方式 シュート方式※ 排気速度制御方 式（P&W 方式） エジェクタ+ シュート方式 騒音低減効果 △（-5dB 程度） △（-5dB?程度） △（-6dB 程度） ○（～-10dB 程 度） 重量 ○ ○ × △ 離陸時のエンジ ン推力への影響 ○ △ ○ △ 開発リスク ○ ○ △ ○ 総合評価 △ △ × ○ ※ミキサ方式は、基本原理がシュート方式と同じであるため、省略する。 ①エジェクタ方式 排気ジェットのエジェクタ効果を利用して外部空気を排気ノズル内に引き込み、質量流量を 増加させることにより排気出口径を大きくし、排気速度の低減を図る方式。 ②シュート方式 排気ジェットを花びら型ノズル内に流すことにより多数の小さなジェットに分散し、排気ジェッ ト全体の表面積を拡大させる。これにより花びら型の機器の外側を流れる周囲流との混合を早 め、排気ジェット速度の減衰を促進する方式。 ③ミキサ方式 排気ジェット内にミキサを挿入し、排気ジェットを多数の小さなジェットに分散し、排気ジェット 全体の表面積を大きくすることにより周囲流との混合を早め、排気ジェット速度の減衰を促進す る方式で、基本原理はシュート式と同じであり、これらの方式は現状の亜音速用エンジンの騒 音低減手法としてよく用いられる方式。

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④排気速度制御方式 外側に速度の速い排気ジェットの流れ、内側に速度の遅い排気ジェットの流れを作ることに より、コアニュラ効果と呼ばれる現象により、騒音低減効果を生み出す。 H16 年度まではバイパス比 2.0 のエンジンをベースに検討を行ったが、H17 年度より HYPR/ESPR 研究によるデータを参考として用い更にバイパス比を高め燃費の改善を図っている。 まず、エンジン径を出来るだけ小さくして重量増を抑え、燃費、騒音低減、排出ガス低減等を考 慮して、２段ファン、全体圧力比ＯＰＲ30、タービン入口温度ＴＩＴ1550℃のサイクルを候補エンジン 形態として選択した。ファン段数およびＯＰＲは比推力やエンジン重量の観点から、ＴＩＴは騒音低 減量やＮＯｘ排出の観点からによる。 まず、各種パラメータを振って最適値を検討した。

① 全体圧力比(ＯＰＲ：Overall Pressure Ratio)＝20、30、40、50

② ファン圧力比（ファン段数）＝１段、２段として、チップ周速を変えて、圧力比を変化。 ③ TIT＝1,550、1,600、1,650、1,700、1,750℃ （地上静止時）

④ 設計点を地上静止（ＳＬＳ：Sea Level Static）とし、離陸推力要求に見合うエンジンサイ ズ（ファン直径）を設定して検討を行った。 ⑤ バイパス比は、ファン圧力比、ＯＰＲ、ＴＩＴから、バイパス側とコア側の出口圧力のバラ ンスがとれる設定とした。 飛行プロファイル上での推力を満足させると、１段ファンではＴＩＴが最大状態となりタービンの寿 命という点では厳しい。２段ファンではＴＩＴが離陸時で最大となり、超音速巡航時には低くなるので 亜音速用エンジンと同じとなる。２段ファンがチップ周速を低減でき、ＳＦＣ、比推力などの点で望ま （a）エジェクタ方式 （b）シュート方式 （c）ミキサ式 （d）排気速度制御方式 （図 3－1－2－19）各種の排気ジェット騒音低減方式

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しいエンジン形態となる。 またエンジン性能による機体の最大離陸重量への影響感度係数を設定し、評価を行った。その 結果、SFCが最も影響が大きいことが判明した。しかしながら、エンジン直径は大きすぎると搭載が 出来なくなるため、重量感度は低くとも現実的なサイズにしなくてはいけない。 ・ＳＦＣに対する感度： 2.19 (%/%) （M2.2では1.95） ・エンジン推重比に対する感度： 0.45 (%/%) （M2.2では0.52） ・エンジン直径に対する感度： 0.25 (%/%) （M2.2では0.30） エンジンの規模は母機の機体規模により変化するが、第1次の検討のベース用のエンジンとして ファンチップ周速427m/s、 ＯＰＲ=30、 ＴＩＴ=1550℃でMTOWの減少が大きく、最終諸元を、 ファン径=2.5m、 BP比=3.41、 エジェクタL/D=0.73（長さ1.83m）とした。 エンジン重量は、エジェクタ込みで8トン／１基。 このエンジンサイズは機体と組み合わせての最適化の中で変化し、最終的なサイズが決まる。大 きな変化があるときにはエンジン内部の空力的な条件が変わるため再度サイクル計算が必要となる。 現在は、要求仕様のエアラインコメントに基づく見直し、飛行ミッションプロファイルの最適化等によ り機体規模が減少し、エンジン諸元は、ファン径=2.1m、BP比=3.41、エジェクタL/D=0.73（長さ 1.5m）、エンジン重量はエジェクタ込みで5.5トン/基となっている。 （図 3－1－2－20）エンジンおよびナセルの寸法図

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（ク） 目標機体仕様のアップデート これらの室内配置や空力特性最適化やエンジン仕様検討の成果を取り入れて機体仕様を アップデートした。新目標機体を設定するに当たって以下のように設定を変更した。 ・ペイロード：250 席（F22、B76、E152）→150 席（B60、PE90） ・着陸時残燃料：33.3%→25% ・上昇プロファイル：離陸終了時から巡航開始までを Specific range 最大のパスに設定 ・リザーブ区間：Alternate 距離：260→200nm、Holding 高度：10,000→1,500ft これらのパラメータを入力して機体諸元検討を行い目標機体を設定した。

静止最大推力(ISA, SL, 1基当り) kN/EG 257 ( 57,883lbf/EG)

ｴﾝｼﾞﾝ重量（ｴｼﾞｪｸﾀ込、１基当り） kg/EG 5,531 ( 12,194 lb/EG) 主翼面積 ㎡ 567.7 ( 6,110 ft^2) 水平尾翼面積 ㎡ 79.9 ( 860 ft^2) 垂直尾翼面積 ㎡ 49.3 ( 531 ft^2) ｽﾊﾟﾝ m 35.65 ( 117.0 ft) MTOW (最大離陸重量) kg 224,736 ( 495,453 lb) MLW (最大着陸重量) kg 126,075 ( 277,945 lb) MZFW (最大ゼロ燃料重量） kg 101,517 ( 223,804 lb) OEW (運航空虚重量) kg 77,921 ( 171,785 lb) 燃料重量 @Design Mission kg 131,547 ( 290,009 lb) ﾍﾟｲﾛｰﾄﾞ @Design Mission kg 15,268 ( 33,660 lb)

Max Payload (=MZFW-OEW) kg 23,596 ( 52,020 lb)

T/W @MTOW - 0.467 W/S @MTOW kg/㎡ 395.9 ( 81.1 lb/ft^2) W/S @MLW kg/㎡ 222.1 ( 45.5 lb/ft^2) 燃料ﾀﾝｸ容量 外翼ﾀﾝｸ(ﾙｰﾄ～ﾁｯﾌﾟ) little 103,837 ( 27,431 USG) 　　　　　　　　 胴体ﾀﾝｸ(中央翼、ﾄﾘﾑﾀﾝｸ) little 66,266 ( 17,506 USG) 離陸滑走路長 　（要求 11,000ft以下） m 2,120 ( 6,956 ft)

巡航開始時上昇率　（要求 300ft/min以上） m/min 137 ( 448 ft/min)

ｱﾌﾟﾛｰﾁ速度　 （要求 145kt以下） kt 145.0 ( 269 km/h) 燃料ﾀﾝｸ余裕　 （要求 0以上） USGal 14,269 ( 3,769 USG) 機 体 性 能 E / G 機 体 諸 元 構造 SOI ﾍﾟｲﾛｰﾄﾞ 燃料 装備 (発動機を 含む） 0 50 100 150 200 250 H21目標機体 重量 (t o n ) 燃料 ﾍﾟｲﾛｰﾄﾞ SOI 装備 構造 主翼 尾翼 胴体 脚 発動機 装備 SOI 0 10 20 30 40 50 60 70 80 H21目標機体 重量 (t o n ) SOI 装備 発動機 脚 胴体 尾翼 主翼 （図 3-1-2-21）機体重量内訳グラフ

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第１超音速巡航は 40,000ft から開始し、燃料減少と共に高度を上げていく。その後一旦亜音 速巡航のために 39,000ft まで降下して一定高度で飛行する。その後また第２超音速巡航のため 速度、高度を上げる。エンジン出力は超音速巡航中はほぼ 100%出力である。 超音速では L/D 最大値よりわずかに下で飛行する。 300 350 400 450 500 550 600 0 1,000 2,000 3,000 4,000 5,000 6,000 7,000 飛行距離 (nm) 高度 (× 100f t) 超音速巡航 亜音速巡航 超音速巡航 0% 20% 40% 60% 80% 100% 120% 0 1,000 2,000 3,000 4,000 5,000 6,000 7,000 飛行距離 (nm) エン ジン レ ーテ ィ ン グ （ % ） 超音速巡航 亜音速巡航 超音速巡航 （図 3－1－2－22）飛行高度とエンジンレーティング 0 2 4 6 8 10 12 14 16 0.000 0.050 0.100 0.150 0.200 0.250 CL L/ D H21(M1.6, 40000ft) H21(M0.95, 39000ft) H21 M1.6巡航 H21 M0.95巡航 （図3－1－2－23）CL-L/D

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この機体のペイロード・レンジ・チャートを示す。標準の 150 席では 6,000nm であるが、最大座 席数の 220 席では 5,500nm まで低下する。一方、全ビジネス 104 座席であれば 6,300nm が可 能となる。 次にこの新目標機体の三面図を作成するため、各コンポーネントの配置を検討した。 胴体形状は、座席数は減ったが座席配置を変えただけであり、形状はこれまでと変更はな い。主翼も平面形は H18 年度に設定した形状を踏襲しており（翼断面は改訂）、それを相似形 で伸縮している。問題はエンジンナセルの位置である。ナセルが主翼に比較して非常に大きく、 主脚より外側に付ける必要があるため、主翼に対して取り付け位置の調整代がほとんど無い。 主翼面積エンジンナセル位置は主翼前縁フラップと主脚からクリアランスを保ってぎりぎりま で近づけることにより主翼後縁から のノズル突き出しをできるだけ小さく するようにした。それでもエンジン位 置は主翼桁間に対してかなり後ろに きてしまい、エンジン支持ストラットの 設計が非常に難しい。エンジン取り 付 け 構 造 は 今 後 検 討 が 必 要 で あ る。 エンジン取り付け部の主翼地上高 はエンジンノズルと地面とのクリアランス余裕を保つように上下位置を決定する。この位置で主 H 21 H S_T (H_S T 21 12₎ 0 5,000 10,000 15,000 20,000 25,000 0 1,000 2,000 3,000 4,000 5,000 6,000 7,000 8,000 Range (NM） P ayl o ad W e ig ht (k g) ISA+5C/NO WIND

5% TRIP FUEL ALLOWANCE, 30min HOLDING 200nm DIVERSION

PAYLOAD (First 242lb, Business 231lb, Economy 220lb) Optional 220 seats(ALL Premium Economy)

Standard 150 seats (B:60, PE:90)

Optional 118 seats (F:6, B:62, PE:50) Optional 104 seats (ALL Business)

F: First B: Business PE: Premium Economy

･Standard 150 seats :6,000nm ･Optional 118 seats :6,200nm ･Optional 104 seats :6,300nm ･Optional 220 seats :5,450nm （図 3－1－2－25）脚位置と主翼上半角 （図 3－1－2－24） ペイロード・レンジ・チャート

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脚の長さが決まり、横方向の脚位置を調整する。エンジン位置はそれにまた影響される。現在 の第１キンク部は翼根から少し上反角が付いている。外翼は水平としたのでいわゆるガル翼と なっている。 （ケ） 脚方式と配置 本機は重量こそ広胴機並みであるが胴体は狭胴機であるため広胴機並みの主脚を用いること は出来ない。旧 SST ではウイングギアとボディギアの４本脚であったがそのため脚室部による主 翼と胴体の切り欠きが大きくなり、主翼桁間が小さく、重量が増大するという欠点があった。そのた め８輪ボギー方式で車輪サイズを小さく抑えて（737 サイズのタイヤ）胴体に格納できるサイズとし、 ２本脚のみで成立させる方式とした。最大 RAMP 重量は FAR25 に従って、MTOW の 1.07 倍とし た 。 （ 図 1 . 2 -3 ） 最 大 離 （図 3－1－2－27）最大離陸重量と主車輪のサイズと数 MTOW が減少したのでこれまでの 737-800 用タイヤ（H44.5x16.5-21）の８輪から 767-200ER 用(H46x18.0-20）の 6 輪ボギー化が可能となった。 脚引き込みメカニズムのシンプルさと、車輪間隔を狭く出来ることから、これまでの縦置き格納 （図 3－1－2－26）脚位置と主翼上半角 主脚車輪数と最大離陸重量の関係 0 5 10 15 20 25 0 100 200 300 400 500 600 700 最大離陸重量　（MTOW)　　(ton) 主脚車輪数 　　　(輪) 737サイズ　H44.5x16.5-21 767サイズ　H46x18.0-20 777サイズ　52x21.0R-22

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方式を改め、通常の機体と同様な横置 き格納方式とした。 脚格納部の長さが縦置き方式より約 400mm 短くなるので燃料タンク容量が 約 10m3_{増加する。これは全燃料タンク} の約 5％に相当する。この分、胴体燃 料タンクを削減できる。 なお、脚柱長さからすると、さらに後 方に格納することが可能で、脚の斜め 引き込み角度を小さくできるが、これ以 上桁間を小さくしたくないため、後方隔 壁位置を不変とした。 一方、車輪は胴体内には納まりきらないので機外に張り出してしまう。超音速機としては付けた くないが、脚フェアリングがどうしても必要になる。車輪縦置きの方がフェアリングは小さくなるのだ が、主翼内への脚柱の 納まりを考慮すると車輪 位置を下げねばならず フェアリングも大きくなる ので横置きでも大差ない と考える。CFD により縦 置き脚フェアリングの抵 抗増分を解析したところ 1.4 カウント程度であっ た。 （コ） 燃料タンク容量、配置の検討 燃料タンクは主翼の最外部を除いて桁間全てとするが、エンジン上部はドライエリアとする。胴 体下部は当初は主翼前端から後桁位置までを燃料タンクと考えていたが、機体検討の進捗によ り燃料量が減少してきたので、脚室後方の桁間上部と後方のトリムタンク部以外は必要なさそうで ある。主翼桁間貫通部は主翼上面外板を与圧面とするため、その上を燃料タンクとする場合はバ グタンクになる。後方トリムタンクも床を耐圧壁にするのは重量増加となるので現状長距離機のよ うな別の胴体内燃料タンクを設置することになろう。 燃料タンク容量（前方トリム＋メイン）は 210.3m3_{（メインタンクが 155.5m3、前方トリムタンクが} 54.8m3）となり、標準ミッション必要燃料容量である 209.6m3_{を満たしている。} （図 3－1－2－29） 主脚格納方式 （図 3－1－2－28）主脚方式の検討

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飛行中の重心調整は燃料の移送によって行われる。そのため主翼の前方は前方トリムタンクとし、 胴体の耐圧隔壁の前後に後方トリムタンクを設ける。離陸時はトリム用の燃料は前方トリムタンクにあ り、速度上昇に伴って後方トリムタンクに移送される。大量の燃料を高速に移送する技術も必要とな る。 （図 3－1－2－31）燃料移送による重心調整 （図 3－1－2－30）燃料タンク分布

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（サ） 構造配置 次に三面図を元に構造配置を検討した。 重量軽減の為、主要構造は基本的に複合材構造とする。マッハ 1.6 では耐熱性の問題が無いた め、エポキシ系複合材が使用できる。但し、エンジンや APU 近傍等の高温部では耐熱複合材の使 用が必要になる可能性もある。その他の脚取付部等の大荷重部や扉口、結合金具等はチタン合 金等の金属構造となる。 胴体構造はスキン・ストリンガ構造で、フレームピッチを 23 インチに設定した。扉口は非常脱出要 求から当初は Type A を前後に二カ所、Type III を翼上に二カ所設けた。最前方の Type A 扉（幅 42 インチ）は乗降口としての機能性から高さを 74 インチ（規定は 72 インチ）とする。後に最大乗客 数を 220 席に減少したため、前後の乗降口は一回り小さい Type B（幅 32 インチ）に変更した。 胴体後方の耐圧隔壁は平板タイプとし、その後はトリム用の燃料タンクとする。 主翼はマルチスパー構造とし、ストリンガとリブ間隔は出来るだけ広くする。上反角の無い主翼で あるため、コンコルドの様に前後方向を分割して、左右翼の一体成形を可能にする。但し外翼先端 部は翼厚も薄く、燃料タンクとしないためフルデプス・ハニカム構造となる可能性が高いので、別構 造としてスプライスすることになろう。 水平尾翼はオールフライングテールとし、構造は垂直尾翼とも通常の二本桁とスキン・ストリンガ 構造で、前後縁はハニカムサンドイッチ構造である。 構造分野の要素研究として主翼構造の検討に取組んでおり、構造配置の最適化により重量の最 小化を図る。また、主翼厚みを増加させて重量軽減を図ることも空力抵抗解析とタイアップして検討 している。今後その成果を取り入れてさらに構造様式を改善していく予定である。

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（図

3－

1－2－32）目標機

体の三面図

（図３－１－

２－３３）目標機

体の構造線図

（シ）運航生産性 現在の法律ではソニックブームを発生する陸上超音速飛行は許されていないため、海上のみ マッハ 1.6 で飛び、陸上は音速以下のマッハ 0.95 で飛ぶ設定になっている。従って、ルートに よって時間短縮率が変わってくる。ほとんど海上を飛ぶことが可能なニューヨーク－パリ線や東京 －ロス線等ではマッハ 0.85 亜音速機に対し、時間短縮が 40～45%となり、その分、年間運航回数 は増加するので、亜速機に対し約 25%前後の運航生産性向上となる。一方、東京－ニューヨーク や東京－パリのような陸上の多い路線等では、時間短縮が 30%程度にしかならず運航生産性は 亜速機に対し 10%程度のアップに留まる。 対象路線全体では運航生産性は平均 17%程度の向上となるであろう。 ニューヨーク－ロンドン、パリ等の大西洋横断路線は最も需要の多い路線である。ほとんどが 海上であるため超音速機の利点が最も活かされ、コンコルドも最後はこの路線だけを飛んでいた。 7 時間の距離が 4 時間強で飛行できるため、1 日 2 往復が可能となり、亜音速機２機分の働きを することになる。機体価格は高くなるが、その半分で賄えるということになる。 東京－ニューヨーク等の長距離路線でも１日１往復が可能となり、機体を到着地にステイさせる 必要がない。また、飛行時間短縮により、交代乗員を乗せる必要が無く、人件費の軽減とともに、 機体にクルーレスト（乗員休憩室）を設ける必要もない。 また、２都市間だけでなく、３都市、４都市を結んで運航することにより、機材を効率的に使える （図 3－1－2－34） 超高速機による飛行時間短縮と運航効率向上 飛行時間

0.5→1 往復／日

1.5→2 往復／日

1→1.5 往復／日

0.5→1 往復／日

1.5→2 往復／日

1→1.5 往復／日

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ようになる。長い区間と短い区間を組み合わせば、 機体の開いている時間を出来るだけ少なくするこ とが出来る。現在は、多国間を１社が自由に路線 設定することは出来ないが、オープンスカイが広 まれば、将来そのような運航も可能となるであろ う。 （図３－１－２－３５） 多都市間運航の検討 （ス） 市場性評価 需要予測にあたって超高速機の潜在旅客数の増加予測を行った。超高速機に適した路線を 選定するため、1,100nm 以上の世界の路線から交通量の多い 545 路線を抽出した。さらに、予測 の簡便化のため 1,000km 以内の都市を１つの都市で代表（パリにはフランクフルトやアムステル ダムを含む。日本は東京のみ）させて 86 路線を選定した（代表 86 路線と呼ぶ）。 2025 年時点でのこの路線の潜在旅客数は約 4 億 5 千万人であり、大西洋横断路線とアジア 域内路線の伸びが大きいことが判る。また、有償旅客距離 RPK（旅客数と路線距離 km を掛けた もの)でいうと 2025 年で約 2 兆 9 千 3 百億人 km となり全世界の有償旅客距離の約 28%に相当す る。このように、長距離路線のみの対象機といえども、市場規模は充分に大きいと言える。

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（図３－１－２－３６） 代表８６路線の旅客伸びの予測 超高速機では亜音速機に較べて燃費の悪さや重量増から運航費が増大するのは避けられな い。しかし、高速性による利便性から運賃が上昇しても利用する旅客は存在し、それは短縮時間 に対する運賃上昇の許容値、すなわち時間価値で決まってくる。これは個人個人で変わってくる ので幅があるが、平均運賃の 1.3 倍程度であれば成立すると考えられる。この時の平均運賃とは、 乗客が支払っている実際の運賃の全平均（ファーストからエコノミまで含めた）のことであり、いわ ゆる正規運賃のことではない。従って、かなり低い運賃である。 つまり、乗客一人当たりの運航費が競合する亜音速機の 1.3 倍以内なら良いことになる。亜音 速機も年々経済性が向上するので、常に厳しい競争にさらされるだろう。 比較対象機として、座席数のほぼ同等な亜音速機ボーイング 787 を選定し、運賃比較を行っ た。 路線によって差があるが、代表 86 路線網全体では運賃比は約 1.33 倍となった。また、需要機数 は約 1,650 機となった。 これは座席数を以前の目標機体の 250 席クラスとした場合であるので、座席数を減少させていく と当然座席数当たりの機体価格が上昇していくので運航費/席は増加し、シェアと需要機数は減少 する。現在はエアライン調査結果を基に座席数を減少させて、客席幅、ピッチを増大させた居住性 の良い客室配置を持った機体へ目標機体を改善した。そのため座席数当たりの運航費は増加し てしまうが、運賃単価の高いビジネスクラスの比率を上げ、またエコノミークラスを止めてプレミアム・ エコノミークラスにすることにより充分カバー可能と考えている。

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1 1.1 1.2 1.3 1.4 1.5 0 1 2 3 4 5 燃料費（＄／ガロン） 運賃倍率 1,000 1,250 1,500 1,750 2,000 0 1 2 3 4 5 燃料費（＄／ガロン） 需要 機数 （図 3－1－2－37）超高速機の燃料価格による運賃倍率と需要機数予測 これらの市場性検討と機体仕様等に対するエアラインの評価を探るため内外の代表エアライン への訪問調査を行った。 結果は巡航速度をマッハ 1.6 に設定したことに対してはほとんどのエアラインが賛意を示した。 しかし、座席数や航続距離についてはエアラインの持つ路線によって様々な希望があり、仕様決 定の難しさを伺わせる。 運賃については 1.3 倍以内なら許容できるとする意見が多かった。 また、客室配置については身近であるため最も多くの意見が寄せられ、超音速機といえども現 状長距離機並の居住性が要求された。座席ピッチはビジネスクラスでレイフラットに必要な 60 イン チが必要であるが、5 時間以下なら狭くとも良いとのこと。 エコノミー客は高い料金を払わないのでビジネス客を対象とすべきこと。プレミアム・エコノミーク ラスを作るべきとの助言を得た。ファーストクラスは不要という意見と、やはりステータスのためにも 必要との 2 つの意見に別れたので、オプションとして 3 クラス案も用意することが必要であろう。 全ビジネスクラスについては座席数が多いため、１機でそれだけのビジネス客を集められない という意見がある。しかし、これは現状の需要からの意見であり、将来は増加する可能性があると 考える。現に大型機を全ビジネスクラスで運航するエアラインも現れてきている。全ビジネス配置 もオプションとして用意すべきである。 今後も前記の運航性検討とともに、さらに運賃実態調査や運航費推算、エアラインとの意見交 換を重ね、市場性調査を進めていく予定である。

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（表 3－1－2－３） マッハ 1.6 機に対する国内外エアラインの意見概要 SST全般： 経済性さえ良ければ利便性から将来性がある。 速度： マッハ1.6で良い。１機で亜音速機の2機分の運航ができ効率的。 航続距離： 6,000nm（11,120km)程度を直行便可能な航続距離が必要。 座席数： 100～300席が適当。 運賃： 平均運賃の30%アップ程度以内なら乗客は速度向上を選択するだろう。 環境性： 騒音、排ガス等の規制値を満足すること。 居住性： ビジネスクラスを中心とするべき。 エコノミークラスは不要。プレミアムエコノミーなら有り得る。 ５時間程度以上の飛行ではビジネスクラスにフラットシートが必要。

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