超高速輸送機実用化開発調査
事業評価用資料
平成２１年 １２月 ７日
目 次
１ 事業の目的・政策的位置付け……… 1 １－１ 事業の目的……… 1 １－２ 政策的位置付け……… 2 １－３ 国の関与の必要性……… 4 ２ 研究開発目標 ……… 6 ２－１ 研究開発目標……… 6 ２－２ 全体の目標設定……… 6 ２－３ 個別要素技術の目標設定……… 8 ３ 成果、目標の達成度 ……… 11 ３－１ 成果……… 11 ３－１－１ 全体成果……… 11 ３－１－２ 個別要素技術成果……… 15 ３－１－３ 特許出願状況等……… 76 ３－２ 目標の達成度……… 78 ４ 事業化、波及効果 ……… 80 ４－１ 事業化の見通し……… 80 ４－２ 波及効果……… 82 ５ 研究開発マネジメント・体制・資金・費用対効果等 ……… 84 ５－１ 研究開発計画……… 84 ５－２ 研究開発実施者の実施体制・運営……… 86 ５－３ 資金配分……… 88 ５－４ 費用対効果……… 89 ５－５ 変化への対応……… 91１． 事業の目的・政策的位置付け
１－１． 事業の目的
交通機関の歴史はすべて高速化による利便性の追求であるが、航空機はその最先端を行くもので あろう。1903 年に飛行したライト兄弟機以来、設計製造技術の発達により大型化・高速化を発展させ てきたが、レシプロエンジンからジェットエンジンに変わったことにより一段の飛躍をとげた。中でも 1976 年の超音速輸送機コンコルド就航はそれまでの速度を一挙に 2 倍以上に引き上げる画期的なも のであった。初の超音速旅客機に多くの期待が寄せられたが、環境適合性と経済性の問題から市場 に受け入れられず、わずか 16 機の量産で生産中止となり、2003 年には運航も中止となった。コンコル ドに先駆けて飛行した旧ソ連の Tu-144 も早々と運航を中止し、米国を挙げて開発していたボーイン グ 2707 も環境問題や資金難から中止されてしまった。それ以降、民間機については超音速機の開発 は行われず、亜音速領域での大型化と燃費向上による経済効率向上に力が注がれ、高速化は停滞 することになった。 近年 IT 技術の発達と共にメールでの連絡、電話会議等が盛んになり、直接会う必要性が薄れると の指摘もある。しかしながら依然として直接対話は重要であり、重要な議論ほどバーチャルには行え ない。また、現物を見て判断ということも重要性を増している。従って、ビジネスの世界でも航空機によ る移動が不要になると言うことはなく、移動時間の短縮にこそ力を注ぐべきであろう。 超大型旅客機 A3８０が開発されたが、大型化はほぼ上限に達した感がある。また最近では中型機 による長距離直行便が増加する傾向にあり、15,000km 以上の航続距離で米国―アジアを直行するこ とも可能となっている。しかし、このような十数時間におよぶ長時間飛行では乗客、乗員の負担は相 当大きいものになり、高速化による旅行時間の短縮の必要性はいよいよ高まってきている。 （図１－１－１） 航空機発達の今後の方向 １．０ ２．０ 飛行速度（マッハ数） ６００ ５００ ４００ ３００ ２００ １００ ０ プロペラ機 機体規 模 （ 座 席 数 ） 高マッハ数 大型超音速機 ３．０ 今後の方向 超高速化超高速機
大型化・長距離化 亜音速超大型ジェット機 大型化 高速化 ジェット機 １．０ ２．０ 飛行速度（マッハ数） ６００ ５００ ４００ ３００ ２００ １００ ０ プロペラ機 機体規 模 （ 座 席 数 ） 高マッハ数 大型超音速機 ３．０ 今後の方向 超高速化超高速機
大型化・長距離化 亜音速超大型ジェット機 大型化 高速化 ジェット機これまでも、平成元年から 13 年度まで実施された超音速輸送機開発調査において、主にマッハ 2.2 の機体仕様（米国ではマッハ 2.4 の機体）が検討され、多くの技術的知見が得られたが、マッハ 2 以上の次世代超音速輸送機実現にはまだまだ課題が多く、欧米各国とも開発には結びつかなかった。 その理由は、速度の増大とともにエンジン騒音の増加、機体重量の増加、燃料消費の悪化といった （これらは相乗効果的に増大する）コンコルドがクリアできなかったハードルが依然大きく立ちはだかっ ているためである。 コンコルドがニューヨーク－パリ、ロンドン間でしばらく運航を続けたが、これは政治的な妥協の産 物であり、現在、同じ機体を作っても環境基準を満足することはできず、また低い経済性から購入する エアラインもないであろう。しかしながら、逆に言うと環境適合性と経済性さえ満足すれば高速機が販 売できる可能性がある。そこで、本開発調査では、もう少し技術的に現実的な解としてマッハ 0.95 程 度の遷音速からマッハ 2.0 未満の超音速までの速度域で飛行する機体の研究にシフトすることにより、 第１世代機の問題点を克服する次世代の超高速輸送機について、市場性・需要性等の調査、各種 技術開発を行って、実用化の可能性を探ることが本事業の目的である。
１－２． 政策的位置付け
航空機は部品数だけでも十万点を越え、ハイテクの固まりと言われているが、高性能性、安全性、 高信頼性といった要求も他の分野と較べて非常に大きい。特に民間航空機は商業機としての経済性 を強く要求され、それが時として他の要求と相反するため非常な達成困難性を有する。 空力、材料・構造、システム、エンジンの全ての分野について統合的に技術向上を図らない限り、 競合機を凌駕する機体は開発できないが、超高速機では亜音速機と較べて遙かに高度な技術が必 要となる。 そのため、「航空機分野への導入シナリオ」でも装備技術、エンジン要素技術、材料・構造技術と 共に全機開発の中で超高速輸送機実用化開発調査が位置づけられている。技術戦略マップでも超 音速関連技術は開発必要技術として多く挙げられている。空力技術と異なり構造や装備技術では超 音速機に特有の技術は少ないが、高性能、安全、高信頼でかつ経済性に優れた超高速機への技術 的要求は亜音速機よりも更に高く、同じ技術分野でもより高度な技術達成度が必要となる。言い換え れば、超高速機技術開発の過程で生まれた技術は、超高速機への適用の前に亜音速機にも適用で きるものが有るということである。超高速機の実現にはまだ長い年月が必要であろうが、亜音速機への 波及も含めてきわめて有益である。 民間航空機の開発は近年、リスク分散のためサイズを問わず共同開発が主流である。ましてや超 高速機のような先進技術と多大な開発費を必要とし、事業リスクの高い機体開発では、より多くの国、 企業を巻き込んだ国際共同開発が必然である。したがって、我が国だけで超高速機を開発すると言う ことは考えにくく、国際共同開発となると思われる。しかしながら、従来技術では開発できない機体の 開発に参画するには相当な技術レベルに無い限り難しい。また、それを可能とする要素技術だけでなく、独自の機体案をも確立しておかない限り、主体的な参画は難しいであろう。第一世代超音速機 の開発で先行されているとはいえ、この領域は各国とも未知の分野が多く、後発の我が国にとっても 技術的な強みを獲得することは不可能ではない。 （図１－２－１） 技術戦略マップ 航空機分野への導入シナリオ なお、本開発調査では国内の関連機関と密接な連携を持って研究を行っている。 空力関連研究では(独)宇宙航空研究開発機構（JAXA）と多くの共同研究を行っており、エンジン 関連では超音速輸送機用推進システム技術研究組合（ESPR）との間で機体要求に適合したエンジン 仕様の検討等を行っている。 また、これまでもボーイング社を始めとする国外関連機関との情報交換を行ってきたが、平成 17 年 度からは日仏航空宇宙工業会間で「超音速機技術に関する共同研究」の MOU が締結されたのを機 に、一部作業を EADS 社、エアバス社との間で共同研究を行うこととなった。コンコルドの経験を有す るフランスとの情報交換は今後の調査に大きく貢献すると考えられる。（図１－２－２参照） 今後ともこれらの国内外の関連機関との協力をバランス良く実施しながら、研究開発を続けることが 重要と考える。 我が国航空機産業が、基盤技術力を維持・強化し、さらに、その安全性技術、環境適合性技術、 軽量化技術、インテグレーション技術、低コスト化技術等による波及効果によって、他産業分野も含め
た発展に寄与するため、超高速機研究開発をその突破口とすることは我が国の産業政策に合致する ものである。 平成１４年度 平成１５年度 平成１６年度 平成１７年度 平成１８年度 平成１９年度 平成２０年度 平成２１年度 平成２２年度 マッハ0.98機調査 超音速機 機体・エンジン調査 （ESPR、JAXA) 小型超音速実験機研究 （JAXA） 超音速エンジン研究 （ESPR) ソニッククルーザー／ＳＳT（ボーイング） 空力技術等 共同研究 エンジン低騒音化技術 意見交換 エンジン 仕様検討 マッハ1.6機調査 静粛超音速技術研究開発 （JAXA） 空力、低騒音化技術 超音速輸送機技術 日仏研究協力 （図１－２－２） 超高速輸送機実用化開発調査および関連するプログラム
１－３． 国の関与の必要性
航空機産業は、高速・大量輸送を支える基幹産業であるとともに、空力、構造、装備等の最先端 システム技術を大量かつ高度にインテグレートする裾野の広いハイテク産業であることから、高度な 総合的技術力を有する国においてのみ成立が可能である。 また、航空機は最も重要な防衛装備の一つで、各国とも積極的な開発を行うとともに、その高度 技術情報開示に関しては厳格な秘密保持を行っている。そのため、必要な他国の先進技術情報を 得ることは難しく、独自技術の研究・開発が必要不可欠であることからも、航空機技術は直接・間接 に国の安全保障に直結する技術であると言える。 さらに、民間航空機開発は近年、エアライン間の競争激化や環境制約の高まりなどを受け、革新 的技術による運航性、経済性、環境適合性等の向上を強く求められている。その技術的困難性に 加え、いかに市場評価を徹底してもなおかつ変動する需要のもとで巨額の開発・販売コスト、長期 の開発期間及び資金の回収期間を必要とし、開発・事業リスクが極めて高いという特徴がある。この ため各国は、航空機産業を戦略産業として位置付け、積極的な支援を行っている。 欧米では、冷戦崩壊後の軍事支出縮減傾向に伴い、防衛依存度が低下する一方、民需分野における技術の更なる高度化、機体開発費の高騰等を背景として、企業体力・技術開発力の強化を 目指した大規模な合併や買収による企業統合に進展している。その結果、中・大型機分野では米 国ボーイングと欧州エアバスの巨大メーカーが市場を２分している状況である。また、小型機分野で も淘汰が進み、カナダのボンバルディア及びブラジルのエンブラエルが急激に成長した。 このようにメーカーの寡占化は進みつつあるが、新たにロシア及び、中国でも大きな国内需要を テコに新型旅客機開発に乗り出し、一角に食い込むことを目指している。 我が国でも MRJ の開発により再び機体開発への参画を果たしつつあるが、一方では、市場の確 保と開発リスクの分散から民間航空機開発は小型機といえども１国、１社では行えず、国際共同開 発が常識となっている。高度な航空機設計・製造技術をもってしなければとても競合機との競争に 勝てないため、パートナーとしてのプログラムへの参画にも経験に裏打ちされた高度な開発・設計・ 製造能力が必要とされている。 我が国は 767、777、787 の国際共同開発や MRJ 開発、および防需航空機の開発を通じて着実に 実力を付けつつあるが、今後の国際競争力を確保していくためには一層の技術基盤を確立してい くことが急務である。 特に超音速機関連技術は各国とも自国技術の国際競争力保護のため援助を行うとともに他国に は技術開示しない傾向がいよいよ強くなってきている。将来、必ず開始されるであろう超高速輸送 機の開発のための我が国の技術力、発言力を確保するため官民一体となって取り組むことが必要 である。
２． 研究開発目標
２－１． 研究開発目標
前述したように、航空機の発展は必然的にこれまでの大型化から高速性に向かうであろう。しかし ながら、いかに高速機と雖も高額な運賃では利用者は限られた富裕者しかない。コンコルドはファー ストクラス正規運賃のさらに 30%増しであった。我々の目指す超高速輸送機はだれでも利用できるレ ベルの飛行機である。 また、現在の民間航空機に対する要求はコンコルド時代とは較べものにならないくらい厳しくなっ ている。エアライン間の競争激化により収益性は低下し、淘汰が進んでいる。その中で割り増し運賃 を必要とする超高速機の需要を確保するには厳しい経済性の追求が必要である。 また、騒音を始めとする環境規制値も年々高くなってきており、コンコルドのような例外規定は許さ れない状況である。 本開発調査は機体開発そのものが目的ではないが、従来亜音速機より高い巡航速度と、長い航 続距離を有し、環境に適合する超高速輸送機の実現可能性を探ることが、研究開発目標である。２－２． 全体の目標設定
超高速機は亜音速機の二倍の速度で飛行するため、大きなエンジンが必要であり、どうしても相 対的に重く、燃費が悪くなり、同じ運賃は実現できない。これまで我々が行った国内外の主要エアラ イン調査では、格安運賃を利用するツーリストではなく、ある程度の割り増し運賃を許容できるビジネ ス客が主体であろうとの前提であるが、現状平均運賃（正規運賃ではない）の 1.3 倍程度なら良いだ ろうという意見が多かった。もちろん、飛行する路線により亜音速機との運賃比は変わってくるが、平 均で 1.3 倍の運賃倍率を達成する機体とすることを経済性目標とする。これが達成されれば相当数 の需要が存在し、亜音速機と両立して民間機として成立しうると考える。 経済性は民間機としての商品価値であるが、もう一方の要求は法律上の要求である安全性や環 境性がある。これを満足しないと機体の販売や運航は許可されない。安全性は最も重要な要求であ るが航空機として当然である。超高速輸送機にとって最も厳しい要求となるのは環境適合性であり、 その中でも空港騒音基準である。コンコルドの轟音は有名であるが、超高速機は大きなエンジンに よる大推力を必要とするため、離陸時の騒音は亜音速機と比較してかなり大きくなる。騒音基準は国 際民間航空機構（ICAO）で決定されるものであり、超高速機用の騒音基準はまだ存在しないが、お そらく亜音速機並を求められることになるであろう。経済性を受け入れるのは利用者であるが、騒音 は空港周辺住民である。したがって、環境適合性目標として、亜音速機並の騒音基準を達成するこ ととする。この２つの要求の前に安全性は最も重要な課題であるが、これは航空機一般の要求であり、安全 性を満足した上でという前提付きであるが、更に亜音速機より困難性が高い経済性と環境性の２つ を同時に満足出来ないかぎり超高速機は実現しない。特に環境基準は法律であり、わずかでも達 成できなければ承認は降りない。経済性も多少の幅はあるであろうが、よほど経済情勢が好転しな い限り、これ以上の運賃倍率はやはり許容されないであろう。（図２－２－１参照） これらを考慮し、全体の目標を表２－２－１に示すように設定した。 表２－２－１ 全体の目標 目標・指標 （事後評価時点） 目標・指標 （中間評価時点） 設定理由・根拠等 従来亜音速機より高い巡航速度 を有し、しかも環境性要求に適 合し、亜音速機と競合しうる経済 性を有する超高速機の実現可能 性を明確化する。 国内外の航空会社の意見等を 聴取し、市場に受け入れられる 機体仕様要求案を策定する。 また、将来技術レベルを考慮し た機体仕様案すなわち目標機体 案を策定する。 要素研究に対しての目標を示す ため、及び、将来の国際共同開 発に対し主導的な立場で参画す るための独自の機体案を確立す る必要がある。 将来、超高速機を実用化するた めに必要と考えられる空力設計 技術、軽量・低コスト構造設計製 造技術の向上と実現への問題点 を検討する。 目標機体を成立させうる要素技 術の研究開発を行い、本格研究 開発に向け実現可能性と実現へ の問題点、さらなる開発課題を検 討する必要がある。 （図２－２－１）超高速機の達成目標（経済性と環境性） 平均運賃倍率 1.0 2.0 3.0 4.0 Chapter 4 亜音速機並み コンコルド 次世代SST 20dB以上の 騒音低減必要 現状平均運賃の １．３倍程度を目標 空港騒音基準 ICAO騒音基準
？
平均運賃倍率 1.0 2.0 3.0 4.0 Chapter 4 亜音速機並み コンコルド 次世代SST 20dB以上の 騒音低減必要 現状平均運賃の １．３倍程度を目標 空港騒音基準 ICAO騒音基準？
２－３． 個別要素技術の目標設定
前項で掲げた経済性と環境性の目標は、一般的に言って、お互いに相反する要求である。 俗に音の壁と言うように音速付近での急激な空気抵抗の増大のため、超音速機では亜音速機よ り大きなエンジンを必要とする。そのため、燃費は悪化し、燃料搭載量が増加し、さらに抵抗減少の 為に後退角が大きく薄い主翼を用いるため構造重量が増加する。また、エンジン出力の増加は騒 音の増大を生じ、空港騒音規制値を守るためには大きくて重い消音装置を装備しなくてはならない。 このことから、さらに重量が増加し、経済性が低下するという悪循環を繰り返すことになる。 経済性のためには低燃費化による燃料費の削減と機体・エンジンの低価格化が必要である。これ らは軽量化、低抵抗化、低コスト化により達成される。また、環境適合性のためにもやはり軽量化、低 抵抗化が必要になってくる。エンジン自身の低燃費化、低騒音化も必要である。（図２－３－１参照） このように機体としての全体目標達成のためには個別の構造、空力等の要素技術が改善されるこ とが必要であるが、これらは相反することが多い。それらをトレードしながらバランス良く解決していく ことが重要である。そのためには、まず、市場要求、機体仕様設定を含めた機体全体を統合した研 究、評価が必要となってくる。 本開発調査では以下の項目について表２－３－１に示すように個別の目標を設定するが、対象が あくまでも一つの機体であるため、これらの個別技術が組み合わされて前項の全体目標が達成され ることが必要である。 （１）機体統合企画・設計技術の開発 （２）遷・超音速域空力設計技術の開発 （３）軽量低コスト大型構造設計製造技術の開発表２－３－１ 個別要素技術の目標 要素技術 目標・指標 （事後評価時点） 目標・指標 （中間評価時点） 設定理由・根拠等 機体統合企 画 ・ 設 計 技 術の開発 従来亜音速機より高 い巡航速度を有し、 し か も 環 境性 要 求 に適合し、亜音速機 と競合しうる経済性 を 有 す る 超 高 速 機 の 目 標 機 体 仕 様 、 目標性能を明確化 する。 国内外の航空会社の 意見等に基づき機体 仕様要求案を策定す る。 将来技術レベルを考 慮した目標機体を策 定 し 、 市 場 性 等 に つ いて検討する。 空力・構造・エンジン を統合的に検討し、成 立性評価、問題点等 を検討する。 運用者の要求に基づく機体仕様案を 策定し、更に運用性、経済性を検討し た上で運用者の評価を受けることが必 要である。 策定した機体を各要素技術研究の目 標機体とし、得られた要素技術成果を 機体に統合することにより、成立性の 評価、問題点、要改善点を検討するこ とが不可欠である。 遷 ・ 超 音 速 域空力設計 技術の開発 将 来 、 超 高 速 機 を 実 用 化 す る た め に 必要と考えられる空 力設計技術の向上 と 実 現 可 能 性 を 見 極める。 離着陸から超高速巡 航までのすべての速 度領域での機体として の最適化を行うため、 解析、試験技術を含 めた空力設計技術の 向上を図る。 超高速機は低速から、超音速までの広 い速度領域で良好な特性を有する必 要があり、解析、試験技術を含めた空 力 設 計 技 術全 般 の 向 上が 必 要 で あ る。 また、空力特性の向上は構造重量の 増加を招くことがあり、構造設計とのト レードによる全機的な最適化を図る必 要もある。 軽 量 ・ 低 コ ス ト 構 造 設 計製造技術 の開発 将 来 、 超 高 速 機 を 実 用 化 す る た め に 必要と考えられる軽 量・低コスト構造設 計製造技術の向上 と 実 現 可 能 性 を 見 極める。 主要な構造部位の最 適 構 造 様 式 を 検 討 し 、 必 要 な 設 計 技 術 の開発、問題点の検 討を行う。 超高速機の構造を低 コストで製造するため の構造方式、製造技 術 を 開 発 、問 題 点 の 検討を行う。 超高速機に特有な細長い胴体、薄い 主翼は構造重量の増大、コストの増加 を招き、亜音速機以上の軽量化、低コ スト化努力が必要であり、設計手法、 製造手法等の開発が必要である。 また、構造のみの改善は空力特性低 下 を 招 く こ と が あ り 、 空 力 特 性 と の ト レードによる全機的な最適化をも図る 必要がある。
（図２－３－１）経済性、環境適合性向上への方策 （図２－３－２）個別技術の関連性
低騒音化
低騒音化
低排出ガス
化
低排出ガス
化
低ソニックブーム
化
低ソニックブーム
化
高効率エンジン技術開発
高効率エンジン技術開発
環境影響を最小化
環境影響を最小化
低コスト製造技術開発
低コスト製造技術開発
低抵抗空力技術開発
低抵抗空力技術開発
軽量機体技術開発
軽量機体技術開発
経済的競争力
経済的競争力
低燃費化
低燃費化
低価格化
低価格化
騒音低減技術開発
騒音低減技術開発
低抵抗
化
低抵抗
化
軽量化
軽量化
低コスト
化
低コスト
化
低騒音化
低騒音化
低排出ガス
化
低排出ガス
化
低ソニックブーム
化
低ソニックブーム
化
高効率エンジン技術開発
高効率エンジン技術開発
環境影響を最小化
環境影響を最小化
低コスト製造技術開発
低コスト製造技術開発
低抵抗空力技術開発
低抵抗空力技術開発
軽量機体技術開発
軽量機体技術開発
経済的競争力
経済的競争力
低燃費化
低燃費化
低価格化
低価格化
騒音低減技術開発
騒音低減技術開発
低抵抗
化
低抵抗
化
軽量化
軽量化
低コスト
化
低コスト
化
市場性、運用性検討 目標機体検討 遷・超音速域空力 設計技術の開発 軽量低コスト大型構造 設計製造技術の開発 設計技術、解析技術 試験技術 設計技術、解析技術 製造技術、試験技術 重量・コスト－抵抗 トレードオフ 設計要求－重量・コスト トレードオフ 設計要求－形状・抵抗 トレードオフ 市場要求 機体性能評価 機体仕様、全機性能、 要素技術要求 市場要求調査 機体運用検討 機体統合企画・ 設計技術の開発 市場性、運用性検討 目標機体検討 遷・超音速域空力 設計技術の開発 軽量低コスト大型構造 設計製造技術の開発 設計技術、解析技術 試験技術 設計技術、解析技術 製造技術、試験技術 重量・コスト－抵抗 トレードオフ 設計要求－重量・コスト トレードオフ 設計要求－形状・抵抗 トレードオフ 市場要求 機体性能評価 機体仕様、全機性能、 要素技術要求 市場要求調査 機体運用検討 機体統合企画・ 設計技術の開発３．
成果、目標の達成度
３－１．
成果
３－１－１．
全体成果
以前（社）日本航空宇宙工業会が行った「超音速輸送機開発調査」（マッハ 2.2）の結果を踏まえ、 対象速度域をマッハ 0.95 から 2.0 未満に絞って調査研究を行った。結果的には 250 席クラスのマッ ハ 0.98 とマッハ 1.6 の２機種を選定し機体仕様、性能推算、要素研究を続けてきた。 （１）マッハ 0.98 遷音速機 マッハ 0.98 機は 251 席、航続距離 7,000nm（12,964km）に設定し、各要素研究の成果を盛り込ん だ結果、最大離陸重量は 275 トン（605,500lbs）、全長 71m、全幅 59m の機体となった。（図３－１－１ －１参照） この機体はマッハ 0.8 の現状亜音速機と比較すると速度では約 22%の増大であり、その 結果運航生産性が 18%向上する。また、座席当たりの運航費は 767-300ER と比較して機体価格/席 が同等で有れば 6%低減が可能である。例え機体価格/席が 30%増加しても運航費は同等となる。こ れらの数値を基に需要予測を行うと 20 年間で約 400 機～1,000 機程度の需要が有ると思われる。 しかしながら、エアラインの反応は昨今の経営状況の悪化もあって思わしいものではなかった。 一部のエアラインからは１～２時間の飛行時間短縮でも大いに効果があるとの評価が得られたが、 大多数の意見は、この程度の速度向上では運賃増は難しく、また新機材を導入することによるデメ 59 m 全幅 71 m 全長 54 トン ｘ 2 エンジン推力 275 トン 最大離陸重量 251 席 座席数 7,000 nm 航続距離 0.98 巡航速度 （図３－１－１―１）マッハ 0.98 遷音速機の機体仕様マッハ0.98超高速機
リットの方が大きいとのことであった。この機体は比較的近い将来に可能になると言う位置づけである ため、エアラインの現在の経済状態では、より高価な機材に投資することは出来ないのが実情であ る。今後も改善の余地はあると考えるが、リソースの分散を避けるためにも、マッハ 0.98 機の検討は ひとまず置くことを決断した。しかし、構造等の検討は超音速機との共通部分も多く、充分に成果を 反映することが可能である。 （２）マッハ 1.6 超音速機 当初、マッハ 1.6 機は座席数 226 席、航続距離 6,000nm（11,112km）に設定して検討した結果、 最大離陸重量は 350 トン（771,000lbs）、全長 79m、全幅 42m の機体となった。その後、エアラインの 意見を踏まえシートピッチを拡大し、ビジネスクラスとプレミアム・エコノミを主体とした座席配置により 座席数を 150 席とし、更にエンジンの高バイパス化を図り、飛行ミッションプロファイルの最適化など により、最大離陸重量は 225 トン（495,000lb）、全長 79m、全幅 36m の機体となった。 マッハ 1.6 は現在の亜音速機のほぼ２倍の速度であり、海上が大部分のルートでは 45%の飛行時 間短縮が可能である。例えば、東京－ロサンゼルスでは現在の約１１時間が約６時間に短縮される。 また、最も需要の多い大西洋路線であるニューヨーク－パリ、ロンドンでは 7.5 時間が４時間 10 分程 度に短縮される（コンコルドは３時間 45 分）。 この速度でも１日２往復が可能となり、運航生産性は 大きく改善される（図３－1－１－4、図３-１－1-5 参照）。欧米のエアライン調査では多数のエアライ ンがこの点を評価していた。また、航続距離を 6,000nm に設定したことにより、以前のマッハ 2.2 機の （図３－１－１－2）マッハ 1.6 超音速機の機体仕様 35.6 m 全幅 78.6 m 全長 25.7 トン ｘ 4 エンジン推力 225 トン 最大離陸重量 150 席 座席数 11,７00 km 航続距離 1.6 巡航速度
マッハ1.6超高速機
航続距離 5,500nm では不可能であった東京－ニューヨーク直行が可能となった 陸上部分はソニックブームの問題から飛行できない（法律で禁止されている）ため、亜音速で飛行 せねばならない。そのため陸上部分を多く含む路線では亜音速部分が多くなったり、洋上を大きく 迂回したりするため、飛行時間削減効果が少なくなる。東京－ニューヨークでは１２時間半が９時間、 東京－パリではこれまでの約 11 時間半に対し８時間と 40%減以下となる。しかし、それでも３時間半 の削減は充分魅力があると考える。もし、法律が改正され超音速陸上飛行が許されるようになれば、 ソニックブームの影響のないマッハ 1.15～1.2 程度で飛行できるようになり、さらに１時間程度の飛行 時間短縮が可能となる。 ソニックブーム・シミュレータを用いたソニックブーム影響調査では 0.3psf 程度のブーム音圧であれ ば、波形の改善を行うことにより気にならないレベルまで下げられると思われるが、この機体のように 大型機ではマッハ 1.6 で陸上超音速飛行が可能になるほど低下できない。しかし、ブームが地上に 届かないであろうマッハ 1.15～1.2 程度まで上げられるならば時間短縮に大きな効果がある。 現在 ICAO では超音速機の環境基準を決めようとしている。その過程で、低ブームであれば超音 速陸上飛行が許可されるようになれば、我々の大型機にもメリットが出て来るであろう。
Block Time vs Cruise Speed
0.00 2.00 4.00 6.00 8.00 10.00 12.00 14.00 0.50 1.00 1.50 2.00 2.50 3.00 Cruise Speed ( Mach )
Block Time ( hour ) LAX-TYO(4,761nm) PAR-TYO(5,865nm) NYC-TYO(6,207nm) Mach 1.6 NYC-PAR(3,247nm) （図３－１－1－３）飛行マッハ数による飛行時間短縮効果
このように、マッハ 1.6 でも充分な速度向上効果があり、さらに速度の低下は重量軽減と経済性の 向上をもたらす。以前のマッハ 2.2 の機体とは機体サイズや航続距離が異なるので単純な比較はで きないが、同じ 300 席、5,500nm の機体をマッハ 2.2 からマッハ 1.6 にして性能計算を行ってみると、 座席当たりの燃料量は 5%減少することが可能となる。これは約 13 トンに相当する。 またマッハ 2.2 では空力加熱による機体表面温度は最大 150℃になり、材料は耐熱性が要求され るため耐熱複合材かチタン合金を用いる必要がある。しかし、マッハ 1.6 であれば表面温度は 60℃ 程度であり、通常の複合材やアルミ合金が使用できる。もちろん長期の高温暴露による影響は未知 であるため、最終的には試験による確認が必要であるが、これは強度、重量、コスト面で大きな利点 である。 もう一つのメリットは飛行速度低減によりエンジンのバイパス比を大きくでき、排気速度を下げられ る、すなわちジェット騒音を小さくできることである。これはコンコルドが達成できなかった騒音問題を 解決できる可能性があるということである。 ある程度バイパス比を大きくしてもエンジンだけで騒音レベルをクリアすることは難しいと思われ、 エジェクタ等の騒音軽減デバイスをエンジンに組み込む必要があるだろうが、少なくとも重量・コスト ペナルティを軽減することは可能であろう。 （図３－１－１－５）マッハ 1.2 と 1.6 でのニューヨーク－パリ運航スケジュール比較 1 3.2 8.0 12 7 .5 1 0.7 5 .8 7.5 4.1 0 5 10 1 5 Hou r T YO- NY TY O- Par is T YO- LA NY - Par is M ac h 1 .6 Su bso n ic （図３－１－１－４）マッハ 1.6 機の飛行時間短縮効果
３－１－２． 個別要素技術成果 Ｉ．機体統合企画・設計技術の開発 （１） マッハ 0.98 機の検討 （ア）市場要求 巡航マッハ 0.98 の超高速輸送機仕様への市場要求としては、基本的には既存亜音速機への 要求を参考に、競争力のある仕様となるように設定した。この目標仕様を元に機体仕様検討、性 能計算を行い、最終的な機体仕様を設定する。 要求値 条 件 設計レンジ 7,000 nm Typical mission rules
ペイロード(標準仕様) 250 席 3 class seating at 210 lbs／席 巡航速度 マッハ 0.98 at Long Range Cruise
離陸距離 10,500 ft. 以下 at 最大離陸重量, SL, 86°F 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 41,000 ft. 以上 at 最大離陸重量, ISA + 10℃ ( 41,000／45,000 ft. ) at ステップ巡航高度 ワンエンジンアウト高度 16,000 ft. 以上 at 最大離陸重量, ISA + 10℃ 騒音値 Stage-4 以下 エミッション CAEP-4 以下 燃料消費量 767-300ER並 at 座席当り燃料消費量 経済性 767-300ERの at DOC per ASM
DOCより10%減 床下カーゴコンテナー LD-3 x 26 個以上
（イ）目標機体仕様 まず、諸元策定プログラムを用いて機体規模と性能を推算した。 その結果得られた機体仕様は、全幅 58.906m、全長 71.336m、エンジン長 15.726m、エンジン 取付け位置（STA／スパン方向）39.624/9.144m、エンジン最大直径 4.048m、胴体幅 5.36m、胴 体高 5.714m、水平尾翼幅 14.722m である。また、全高（地面から垂直尾翼）17.178m、エンジンと 地面の間隔 1.305m となった。 主脚位置（STA 方向）は 42.250m、主脚幅は 12.462m、前脚位置（STA 方向）は 11.256m とした。 主脚位置は平均空力翼弦（MAC）の 50～55％に位置するように検討したが、エンジン入り口より 前方に位置してしまう。エンジンへの異物混入を避けるためエンジン入り口よりも後方に配置した。 主脚幅は他機例より、重心から両車輪の開き角 90°とした。主脚長は着陸時の尾部下げ姿勢に おける尾部接地角と地面との間隔余裕と翼端角の交点とした。尾部接地角を 12～14°、他機例 より翼端角を 13.5°とし、両者の交点を元に主脚長を設定した。ただし、エンジンの取付け位置 が低すぎるため、この設定では着陸時にエンジン後方部が接地する可能性がある。前脚位置は 機体重量の約 10％を受持つ位置に設定した。主脚は他機例と全機体重量の 90％を支えること から、タイヤサイズ 50x18(in)の全 12 輪とし、前脚はタイヤサイズ 40x14(in)の２輪とした。 （図3－1－2－2）マッハ 0.98 機 三面図
（表 3-1-2-1） マッハ 0.98 目標機 諸元表 主要諸元性能 備考 全長 71.34 (m) 234.04 (ft) 全幅 58.91 (m) 193.26 (ft) 全高 17.18 (m) 56.36 (ft) 最大離陸重量 275 (ton) 605,500 (lbs) 最大着陸重量 199 (ton) 438,700 (lbs) 運用自重 137 (ton) 301,700 (lbs) 巡航速度 マッハ０．９８ 巡航高度 12,497 (m) 41,000 (ft) 標準ミッションでのステップ前巡航高度 13,716 (m) 45,000 (ft) 標準ミッションでのステップ後巡航高度 巡航時揚抗比 15.86 (ND) 巡航時SFC 0.556 (1/hr) 航続距離 12,964 (km) 7,000 (nm) 標準ミッション 主翼諸元 スパン長 58.91 (m) 193.26 (ft) アスペクト比 4.18 (ND) 前縁後退角 65.7／43.0／33.0 (deg) コード長 翼根部 35.29 (m) 115.76 (ft) 翼端部 2.72 (m) 8.91 (ft) テーパ比 0.077 (ND) 翼厚比 翼根部 0.038 (ND) 翼端部 0.030 (ND) 面積 831 (m2) 8,945 (ft2) 取り付け角 0.00 (deg) 未検討 ねじり下げ角 0.00 (deg) 未検討 断面形状 Garabedian-Korn-75-06-12をベースに変形 胴体 胴体長 71.34 (m) 234.04 (ft) 最大幅 5.36 (m) 17.58 (ft) LD-3コンテナが２列で搭載できるサイズ 最大高 5.71 (m) 18.75 (ft) 機首部 Fineness Ratio 6.00 (ND) 胴体一様部直径に対する機首絞り部長さの比率 尾部 Fineness Ratio 5.40 (ND) 胴体一様部直径に対する尾部絞り部長さの比率 水平尾翼 スパン長 14.72 (m) 48.30 (ft) アスペクト比 2.00 (ND) 前縁後退角 55.0 (deg) コード長 翼根部 12.62 (m) 41.40 (ft) 翼端部 2.10 (m) 6.90 (ft) テーパ比 0.167 (ND) 翼厚比 0.040 (ND) 面積 108 (m2) 1,166 (ft2) 取り付け角 0.00 (deg) 未検討 垂直尾翼 スパン長 7.95 (m) 26.08 (ft) アスペクト比 1.00 (ND) 前縁後退角 55.0 (deg) コード長 翼根部 13.63 (m) 44.70 (ft) 翼端部 2.27 (m) 7.45 (ft) テーパ比 0.167 (ND) 翼厚比 0.040 (ND) 面積 63 (m2) 680 (ft2) 取り付け角 0.00 (deg) 未検討 その他 尻擦り角 TBD (deg) 未検討 エンジン 型式 超高速輸送機用エンジン 推力 527 (kN/基) 118,400 (lbs/基)
（ウ）室内配置
まず、市場要求値であるファースト、ビジネス、エコノミークラスの 3 クラス配置で合計 250 席が 配置可能な座席配置を検討した。機体仕様検討で設定された胴体内（胴体幅 5.360m）に配置で きる各クラスで可能な座席幅、通路幅を下記のように設定した。
２列座席幅(inch) 通路幅(inch) 座席ピッチ(inch) ファースト： 52.0 22.0 50.0 ビジネス ： 48.0 22.0 38.0 エコノミー： 43.0 20.0 32.0
各クラスにおけるトイレ、ギャレーカート、アテンダント席の数は他機並みになるよう選定した。
座席数 席数／Toilet G.Cart／席数 席数／A.seat ファースト： 12 6.0 0.667 6.0 ビジネス ： 54 18.0 0.278 27.0 エコノミー： 185 37.0 0.086 30.8 合 計 ： 251 25.1 0.155 25.1 床下貨物室へのカーゴコンテナー搭載数は現用ワイド･ボディ－機並みの LD-3 コンテナが 26 個以上搭載できるように検討した結果、LD-3 は床下貨物室に並列に２個が搭載すると前方貨 物室に 18 個そして後方貨物室に 14 個の合計 32 個の搭載が可能であった。 ただし、これは特に床下コンパートメントには補助燃料タンクを考慮していない場合なので、床 下にも燃料タンクが必要になればコンテナ数は減ることになる。 （図 3-1-2-3）マッハ 0.98 超高速機の 3 クラス客席配置
（エ）構造配置 胴体構造は約 610mm(24in)のピッチのフレームに対して、ストリンガを約 250mm(10in)ピッチに 配置した。外板は板厚 1.5mm 程度、フレーム高さ 120mm（外板から 150mm）、ストリンガ高さ 30mm とした。メインフレームは主翼、尾翼、脚の取付け部に配置した。与圧胴体は前脚室、中央翼、主 脚室を除き STA 1440～STA 56784 とし、前方、後方に与圧隔壁を設けた。 （図 3-1-2-4）胴体構造配置図 主翼構造は、前桁、後桁に囲まれた桁間、前縁、後縁、前縁と前桁の間はストレーキ構造でド ライエリアとした。また、後縁にはエルロン、インナー／アウターフラップ、スポイラを配置した。後 桁はエルロン、フラップ、スポイラに沿って、スパン方向 0.97 からルート部、中央翼に配置した。前 桁は必要燃料タンク容量を満足するよう配置した。 桁間構造は薄翼のため、構造効率の観点と桁間組立作業性／整備性の観点から次の５分割 とした。 ・中央翼と外翼内側部：中央翼を間に両外翼のエンジン取付け位置（スパン方向 0．31） 後桁、前桁の間に後桁と平行に 2 本の中間桁、コード方向には約 770～810mm(30～ 32in)ピッチでリブを配置した。各桁間には約 200mm(8in)ピッチでストリンガを配置した。 ・外翼中央部：スパン方向 0．31 から 0．62 後桁、前桁、中間桁の間に後桁と平行に約 820～1030mm(32～40in)ピッチで桁を配置 したマルチスパー構造とした。後縁の機構取付けを考慮して間にリブを 2 本配置した。主 翼桁間のスパン方向 0．32 までを燃料タンクとする。要求仕様の必要燃料容量 38,400 US.g（約 145m3）に対し、ウェットエリアは約 182m3 である。 ・外翼外側部：スパン方向 0．62 から 0．97 最も薄翼のであるこの部分は、スパン方向 0．62 で平均 186mm、スパン方向 0．97 では 88mm という板厚である。アクセス性が悪く、また高い剛性もが必要なため、ハニカムサン ドイッチパネルと 3 本の中間桁を配置する構造とした。また、この部分はドライエリアとし た。
ストレーキはドライエリアとし、種々の機器等を搭載できるよう考慮した。 （図 3-1-2-5）主翼構造配置図 水平尾翼構造は昇降舵の配置を決定し、後桁、前桁の 2 本桁を通し、桁間をマルチリブ＋ス キン／ストリンガ構造とした。主翼と同様に中央翼で外翼を支える構造とした。昇降舵は水平尾翼 面積の 25％、前縁を 35％とした。 垂直尾翼構造は方向舵の配置を決定し、後桁、前桁の 2 本桁を通し、桁間をマルチリブ＋ス キン／ストリンガ構造とした。方向舵は垂直尾翼面積の 32％、前縁を 21％とした。 巡航速度 0．98 で飛行する輸送機では、一般部には耐熱性は要求されないので、構造重量の 軽減のためエポキシ系複合材とアルミニウム合金を中心に適用する。エンジンまわりの構造等の 高温部や主脚まわり取付け金具の高応力部のような限られた部分にチタン合金を適用した。高 剛性、高強度が要求される脚構造には、合金鋼を適用する。 （オ）運航生産性 超高速機では巡航速度の増加により従来機に較べて短時間で目的地に到達する、すなわち 運用時間が短くて済むため、エアラインでの運航生産性が向上する。これは飛行時間に比例す
るコストが減少することになる。また、１機の機体だけではただ飛行時間が少なくなるだけであるが、 通常エアラインでは数機～数 10 機のオーダーで運用するため、亜音速機より少ない機体で全体 のルートをカバー出来ることになる。 各路線で２地点間を往復運航させた場合、例えば区間距離 3,370nm では巡航マッハ 0.80 の 従来型機に対する超高速機の運航生産性は、マッハ 0.90 まで巡航速度を速めた機体は約 11%、 更にマッハ 0.98 になると 18%程度まで向上する。 更に、２地点間の往復運航だけでなく時間をより有効に使える多路線の放射状運航を行うなら ば、必要機数がマッハ 0.80 従来型機で 6.3%減、マッハ 0.90 機体で 6.8%減、そしてマッハ 0.98 超高速機で 8.7%削減され、スピードアップと共に運航効率が向上する。従って、運航生産性は マッハ 0.90 機体では 0.6%程の改善しかないが、マッハ 0.98 超高速機ならば約 3%アップして約 21%の向上となる。 この生産性向上により従来亜音速機より必要機数が減ることになり、運航コストが減少する。 （図 3-1-2-6） マッハ 0.98 超高速機の運航生産性 （カ）市場性評価 超高速機の市場はボーイングの 767 やエアバスの A330-200 といった既存機が運航されてい る 250 席クラス（230～309 席）に属し、2003 年末で 1,197 機が運航されているが、20 年後には 3,370 機に増加し、需要は 2,900 機と予測されている（この予測には超高速機の出現は含まれて いない）。この基本的な予測をベースとして、超高速機が市場に投入されるいくつかのシナリオを 0.95 1.00 1.05 1.10 1.15 1.20 1.25 0.75 0.80 0.85 0.90 0.95 1.00 1.05 巡航マッハ 運航 生産性 280 300 320 340 360 380 400 必要 機数 運航生産性 往復運航のみ 放射状運航含む 必要機数 放射状運航含む 往復運航のみ －6.3 % －6.8 % －8.7 %
想定し、M0.98 機の需要予測を行なった結果、2004 年から 2023 年の 20 年間で最低でも約 500 機から最大で約 1,600 機の需要があると思われた。 しかしながら、国内外のエアライン調査での結果は、経済状態の悪化もあり、この M0.98 程度 の運航生産性の向上では新型機の購入をためらうエアラインが多かった。特にボーイングのソ ニッククルーザー計画が中断したこともありエアラインは 787 等の経済性重視の機体に目を向け 始めていた。一方 M1.6 超音速機に対しては、将来の機体としながらも、2 倍の高速性から経済性 が向上するなら期待が持てるとの好意的な意見が多かった。そのため、M0.98 機の検討は打ち切 り、今後は M1.6 超音速機の検討に注力することとした。 しかし、構造やシステムは同様の技術が適用でき、市場の要求が変わってきたときには、いつ でも M0.98 機に対応できるよう意識すべきである。
（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
（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
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）
（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
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
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
（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。
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
（図 3－1－2－18）飛行時間と座席配置案
５時間以上
（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。
