⑤ 構造 4列座席配置胴体／エンジン・ウィングマウ ……¢-69 【図Ⅲ-2.1-33 操縦系統－高揚力装置のシステム構成】 SYSTEM FILTER MANIFOLD [LH]

Ⅲ-63

⑤ 構造

4 列座席配置胴体／エンジン・ウィングマウント形態機の構造仕様を初期設定した。MJ-35（30

席クラス機）の全機構造概要図を図Ⅲ-2.1-27 に示す。各部位の仕様概要及び設定に際しての

考え方を(a)項以降に示す。

【図Ⅲ-2.1-27 MJ-35 構造概要図】

(a) 胴体構造；図Ⅲ-2.1-28～29

(ア) 全般

・客室窓と客席ピッチとの整合を確保する為（31inch ないし 32inch で配置される各座席に窓

があるよう）、フレームは 400mm（15.75in）ピッチで配置した。

・主要構造は MJ-35／MJ-50 で共通とした。ストレッチ部（翼胴結合部の前後）はプラグ方式

でなくパネルストレッチ方式を選定した。

(イ) 前胴部

・床上は一般的なマルチフレーム構造、床下部はパネル構造とした。

・整備性に配慮し、風防ガラスを機体外部から取り付けられる構造様式とした。

・鳥衝突対策（前方耐圧壁、風防ガラス取り付け部）として緩衝材を配置した。

(ウ) 中胴構造

・フレームとパネルとの結合は、組立作業性に勝るシアタイ結合ではなく、組立作業性は劣

るが重量軽減及び部品点数削減が可能な直接結合方式（フレームにストリンガのカットア

ウトを設ける）とした。

Ⅲ-64

・翼胴結合は、主翼構造と胴体フレームをファスナで結合する一体結合方式とした。

・前部に乗降扉、サービス扉を設置した。いずれも横方向トランスレーティング方式とした。

・後部の右舷側に荷物室扉を設置した。荷物ハンドリング作業の効率を考慮して、プラグ方

式の外開き機構とした。

(エ) 後胴構造

・後部耐圧壁の隔壁は平板構造をベースラインとして設定する一方、曲面（ドーム）構造との

トレードオフ検討を実施し、ドーム型の方が重量メリットを得られる見込みを得た。装備品レ

イアウトと併せて得失を検討し、何れかの方式を選定する予定である。

・垂直尾翼取り付け隔壁は、前桁、後桁取り付け用に、機械一体削り出しフレームを配置し

た。垂直尾翼の取り付け方式には、隔壁に設置した金具によるピン結合を設定した。

MJ-35

MJ-50

【図Ⅲ-2.1-28 MJ-35/MJ-50 胴体構造線図】

Ⅲ-65

【図Ⅲ-2.1-29 MJ-35 胴体構造概略図】

翼胴結合ﾌﾚｰﾑ/金具

ｻｰﾋﾞｽ扉

乗降扉

荷物室扉

翼胴結合ﾌﾚｰﾑ/金具

ｻｰﾋﾞｽ扉

乗降扉

荷物室扉

水平尾翼取付金具

水平尾翼用ｶｯﾄｱｳﾄ

垂直尾翼取付金具

後部与圧隔壁

水平尾翼取付金具

水平尾翼用ｶｯﾄｱｳﾄ

垂直尾翼取付金具

後部与圧隔壁

非常脱出扉

床上部はﾏﾙﾁﾌﾚｰﾑのｺﾝﾍﾞﾝｼｮﾅﾙ構造

鳥衝突対策用緩衝材

風防ｶﾞﾗｽ取付

非常脱出扉

床上部はﾏﾙﾁﾌﾚｰﾑのｺﾝﾍﾞﾝｼｮﾅﾙ構造

鳥衝突対策用緩衝材

風防ｶﾞﾗｽ取付

Ⅲ-66

(b) 尾翼構造；図Ⅲ-2.1-30

・垂直尾翼、水平尾翼の桁間構造には A-VaRTM を採用する事を前提とした。

・後桁を 50％コード位置に配置し、艤装品は桁間構造の外側に取り付ける方式とした。

・水平安定板のピッチトリムアクチュエータは、後胴の隔壁上部から吊り下げて設置した。

【図Ⅲ-2.1-30 MJ-35 尾翼構造概略図】

(c) 主翼構造

主翼構造検討のベースラインとして、下記を考慮して金属構造線図を初期設定した。構造線

図及び主翼桁間 3D モデルを図Ⅲ-2.1-31 及び図Ⅲ-2.1-32 に示す。

・外翼桁間及び中央翼桁間は燃料タンクとして使用する。

・桁間は二本桁構造とし、外板パネルはストリンガ補強パネルとした。

・左右主翼は、中央翼を介して SOB（Side Of Body）にて結合する様式とし、中央翼は桁、パ

ネル及び SWB（Span Wise Beam）にて左右荷重伝達、燃料区分を担う。

・リブは、他機例で平均的な 550mm 程度のピッチで配置した。（ヒンジ、脚等のバックアップ

機能、アクセスホール幅確保等を考慮してピッチを調整した。）

・ストリンガピッチは、他機例で平均的な、上面：130mm、下面：180mm とした。

　　　後部耐圧壁（平板，ﾄﾞｰﾑ型　の双方で検討）

水平尾翼は後方より装着

　　　後部耐圧壁（平板，ﾄﾞｰﾑ型　の双方で検討）

水平尾翼は後方より装着

Ⅲ-67

全幅：21.8m

【図Ⅲ-2.1-31 主翼構造線図】

【図Ⅲ-2.1-32 主翼桁間 3D モデル】

Front spar

Rear spar

SWB No.1

SWB No.2

Outbd FlapAileron

Inbd FlapSpoiler

E/G

CL

L/E Flap

Landing gear

BL0

SOB

SOB

外翼中央翼

E/G

CL 外翼

Front spar

Rear spar

SWB No.1

SWB No.2

Outbd FlapAileron

Inbd FlapSpoiler

E/G

CL

L/E Flap

Landing gear

BL0

SOB

SOB

外翼中央翼

E/G

CL 外翼

Ⅲ-68

⑥装備・電装 4 列座席配置胴体／エンジン・ウイングマウント形態機の各システムの仕様概要を表Ⅲ-2.1-3

及び図Ⅲ-2.1-33～42 に示す。

また、本仕様に基づいて装備品を配置した結果を図Ⅲ-2.1-43 に示し、各部に配置した装備品

へのアクセス性を評価した結果を図Ⅲ-2.1-44～45 に示す。

【表Ⅲ-2.1-3 30～50 席クラス、ウィング・マウント形態機の装備初期仕様】

システム主な仕様

エンジン・推力7,000-9,000lb級のターボファン・エンジン×2基（ウイング・マウント形態）。・エンジン・コントロールはFADEC。・空調/防氷システム用に高温・高圧のブリード・エアを供給。

アビオニクス・統合モジュラー・アビオニクスを採用（重量、容積、整備コスト低減）。・CMS（Central Maintenance System）による整備作業効率化を狙う。・Weather MinimaはCATⅡ（標準）/CATⅢa（オプション）に対応。

操縦

・主操縦系統（エレベータ、エルロン、ラダー）はFly By Wire方式。（詳細はⅢ2.5項を参照）・前縁スラットあり。・後縁フラップはファウラー方式のシングル・スロッテッド・フラップを採用。・スラット／フラップとも電気式Power Drive Unitで駆動。

油圧・独立した3系統構成、1系統は非常時Ram Air Turbineにより駆動可能。・系統圧力は3,000psi、作動油はリン酸エステル系。

降着・コンベンショナルな油圧式脚揚降システムを採用。・Brake By Wire/Steering By Wireを採用（ブレーキはカーボン）。

電源

・主電源は機構の複雑な定速駆動装置をもたないVF（Variable Frequency）方式のAC Generator（115V/3相）×2。その他に補助電源・緊急用電源としてAPU Generator、バッテリ、ADG(AirDriven Generator)を装備。・配電は115VAC系統と28VDC系統。・主要装備品は1台故障しても運用可能であるよう冗長度を持たせる。

照明・整備性、出発信頼性に配慮し、可能な限り長寿命/低消費電力のLED(Light EmittingDiode)/HID(High-Intensity Discharge lamp)を採用。

空調/与圧・エンジン/APU抽気を使用したコンベンショナルなAir Cycle Machine。・ECS Packは翼胴フェアリング内に搭載。・Cabinの与圧を制御するOutflow Valveは後胴に装備。

防氷・エンジン抽気で主翼前縁/エンジン・ナセル前縁を防氷。・尾翼の防氷なし。

燃料・エンジン始動には電動ブースト・ポンプを使用。・エンジン始動後は、Ejector Pumpにより燃料を供給。・燃料タンク防爆システム搭載のプロビジョンを設ける。

APU ・Tail Cone内に装備し、エンジン始動／空調用の抽気及び電源を供給。

客室・4列扇型座席配置、ローラバッグを収納可能な荷棚容積を確保。・座席幅：18”、通路幅：18”、通路高：79”を確保。・客室前方にGalley、後方にLavatoryを配置。

荷物室・後胴床上に荷物室を設置（Class C）。

Ⅲ-69

【図Ⅲ-2.1-33 操縦系統－高揚力装置のシステム構成】

【図Ⅲ-2.1-34 油圧系統のシステム構成】

Flap PowerDrive Unit

Flap/Slat Control

Unit

Skew Sensor

Asymmetry Sensor

Asymmetry Brake

Gear Box

Ball ScrewActuator

Flap Position Command

Torque Tubeor

Flexible Shaft

Slat PowerDrive Unit

Slat Position Command

Asymmetry Sensor

Asymmetry Brake

Ball ScrewActuatorTorque Tube

orFlexible Shaft

Skew Sensor

Disconnect Sensor

Gear Box



Flap/Slat Control

Unit

Flap/Slat Control

Unit

Skew Sensor

Asymmetry Sensor

Asymmetry Brake

Gear Box

Ball ScrewActuator


Torque Tubeor

Flexible Shaft

Slat PowerDrive UnitSlat PowerDrive Unit


Asymmetry Sensor

Asymmetry Brake


orFlexible Shaft

Skew Sensor

Disconnect Sensor

Gear Box

RESERVOIR

FILTER MANIFOLD

EnginePump

MotorPump

ACCU

M

PMV

O/B MFSpoiler #8

I/B GNDSPLR[LH]

R/H GNDSpoiler #5

L/H GNDSpoiler #4

EL#1 O/B[LH]

UPPERRD PCU

THRUSTRVSR [LH]

System 1

RESERVOIR

FILTER MANIFOLD

MotorPump

MotorPump

ACCU

M

PMV

I/B BRAKE[LH]

AL#1 O/B[LH]

M/B MFSpoiler #7

M/B MFSpoiler #2

EL#2 O/B[RH]

LOWERRUDDER

I/B BRAKE[RH]

NLGACTR

LOCK ACTRSTEERING

MLGUP/DNLOCK

ACTR[LHRH]

O/B BRAKE[LH]

I/B MFSPLR[RH]

I/B MFSPLR[LH]

O/B BRAKE[RH]

MLGASSTACTR[LHRH]

THRUSTRVSR[RH]

System 2System 3

LANDINGGEAR

SYSTEM

BRAKE

THRUSTRVSR

RUDDER

ELEVATOR

AILRON

HYDSYSTEM

GNDSPOILER

MFSPOILER

M MM

RESERVOIR

FILTER MANIFOLD

EnginePump

MotorPump

ACCU

MACCU

M

PMV

I/B GNDSPLR[LH]

UPPERRudder

THRUSTRVSR [LH]

O/B MFSpoiler #1

THRUSTRVSR [LH]

System 1

RESERVOIR

FILTER MANIFOLD

MotorPump

MotorPump

ACCU

MACCU

M

PMV

PV

O/B BRAKE[LH]

I/B MFSPLR[RH]

I/B MFSpoiler #3

O/B BRAKE[RH]

MLGASSTACTR[LHRH]

THRUSTRVSR[RH]

O/B BRAKE[LH]

I/B MFSpoiler #6

I/B MF

O/B BRAKE[RH]

MLGASSTACTR[LHRH]

System 2System 3

HYDSYSTEM

MM MMMM

AL#1 I/B[LH]

AL#2 I/B[RH]

EL#1 I/B[LH]

EL#2 I/B[RH]

AL#2 O/B[RH]

PowerTransfer Unit

PVS.V *1

RESERVOIR

FILTER MANIFOLD

EnginePump

MotorPump

ACCU

M

PMV

M

FILTER MANIFOLD

EnginePump

MotorPump

ACCU

MACCU

M

PMV

MM

AC or DCBUS 1

AC or DCBUS 1

ESSENTIALBUS

AC or DCBUS 2

SVM

1A 1B 3A 3B 2A2B

*1 : Selector Valve forPower Transfer Unit

Ⅲ-70

【図Ⅲ-2.1-35 降着系統（ブレーキ制御系統）のシステム構成】

【図Ⅲ-2.1-36 電源系統のシステム系統図】

< >

< >

< >

< >

BRAKECONTROL

UNIT

BRAKECONTROL

VALVE

BRAKECONTROL

VALVE

BRAKECONTROL

VALVE

BRAKECONTROL

VALVE

<↑

< ↑

SHUTOFFVALVE

SHUTOFFVALVE

<↑

<↑

>

PARKBRAKEVALVE

EICAS

<

<

CMC

>

PILOTPEDAL

CO-PILOTPEDAL

HYDRAULICFUSE

PRESSURESWICH

PRESSURETRANSDUCER

HYDRAULICSYSTEM 1

HYDRAULICSYSTEM 2

SHUTTLEVALVE

WHEEL #1L.H.OUTBOADMEIN WHEEL

WHEEL #2LEFT INBOADMEIN WHEEL

WHEEL #3RIGHT INBOADMEIN WHEEL

WHEEL #4RIGHT OUTBOAD

MEIN WHEEL

WHEELSPEEDTRANSDUCER

&HUBCAP

PRESSURESWICH

PARK/EMERGENSYBRAKE

<↑

PRIMARYCHANNEL

SECONDARYCHANNEL

LVDTLVDTLVDTLVDT

HYDRAULICFUSE

< >

< >

< >

< >

< >

< >

< >

BRAKECONTROL

UNIT

BRAKECONTROL

VALVE

BRAKECONTROL

VALVE

BRAKECONTROL

VALVE

BRAKECONTROL

VALVE

<↑

< ↑

SHUTOFFVALVE

SHUTOFFVALVE

<↑

<↑

>

PARKBRAKEVALVE

EICAS

<

<<

CMC

>

PILOTPEDAL

CO-PILOTPEDAL

HYDRAULICFUSE

PRESSURESWICH

PRESSURETRANSDUCER

HYDRAULICSYSTEM 1

HYDRAULICSYSTEM 2

SHUTTLEVALVE





MEIN WHEEL


&HUBCAP

PRESSURESWICH

PARK/EMERGENSYBRAKE

<↑

PRIMARYCHANNEL

SECONDARYCHANNEL

LVDTLVDTLVDTLVDT

HYDRAULICFUSE

AC Power Distribution

115VAC

UTIL BUS 1

28VDCESS

TRU 1

115VAC

ESS BUS

115VAC

UTIL BUS 2

28VDCTRU 2

28VDCESS

TRU 2

28VDCTRU 1

DC Power Distribution

28VDC

UTIL BUS 1

28VDC

ESS BUS

28VDC

UTIL BUS 2

MAIN BATT

DIRECT BUS

APU BATT

DIRECT BUS

BATT BUS

28VDC

BUS 1

MAINBATT

115VAC

BUS 1

MAINBATTCHGR

APUBATT

APUBATTCHGR

115VAC

SERV BUS

115VAC

BUS 2

115VAC

ADG BUS

GCU ADG No.1GEN

GCUNo.2GENGCU

APUGEN

GCU≪

External AC115V

ExternalPower

Monitor

28VDC

BUS 2

28VDC

SERV BUS



Secondary PowerDistribution（Unit）




略語AC :Alternating CurrentADG : Air Driven GeneratorBATT :BatteryCHGR :ChargerDC :Direct CurrentESS BUS: EssentialGEN : GeneratorGCU : Generator Control UnitSERV BUS: Service BusTRU : Transformer Rectifier UnitUTIL BUS: Utility Bus


115VAC

UTIL BUS 1

28VDCESS

TRU 1

115VAC

ESS BUS

115VAC

UTIL BUS 2

28VDCTRU 2

28VDCESS

TRU 2

28VDCTRU 1


28VDC

UTIL BUS 1

28VDC

ESS BUS

28VDC

UTIL BUS 2

MAIN BATT

DIRECT BUS

APU BATT

DIRECT BUS

BATT BUS

28VDC

BUS 1

MAINBATT

115VAC

BUS 1

MAINBATTCHGR

APUBATT

APUBATTCHGR

115VAC

SERV BUS

115VAC

BUS 2

115VAC

ADG BUS

GCU ADG No.1GEN

GCUNo.2GENGCU

APUGEN

GCU≪

External AC115V

ExternalPower

Monitor

28VDC

BUS 2

28VDC

SERV BUS








115VAC

UTIL BUS 1

28VDCESS

TRU 1

115VAC

ESS BUS

115VAC

UTIL BUS 2

28VDCTRU 2

28VDCESS

TRU 2

28VDCTRU 1


28VDC

UTIL BUS 1

28VDC

ESS BUS

28VDC

UTIL BUS 2

MAIN BATT

DIRECT BUS

APU BATT

DIRECT BUS

BATT BUS

28VDC

BUS 1

MAINBATT

115VAC

BUS 1

MAINBATTCHGR

APUBATT

APUBATTCHGR

115VAC

SERV BUS

115VAC

BUS 2

115VAC

ADG BUS

GCU ADG No.1GEN

GCUNo.2GENGCU

APUGEN

GCU≪

External AC115V

ExternalPower

Monitor

28VDC

BUS 2

28VDC

SERV BUS








Ⅲ-71

【図Ⅲ-2.1-37 照明系統（機外照明への LED/HID の採用方針）】

【図Ⅲ-2.1-38 空調／防氷系統のシステム仕様】

Air Distribution System Arrangement

空調系統仕様Air Control System

ECS Pack : Air CycleもしくはVapor Cycle艤装　　　　：Belly Fairing内

Conventional形態及びME形態を検討

Air Distribution & Temperature Control Systemコックピット及びCabinへのCondition Airの供給

Air Conditioning System(ECS Packs)

Cabin Pressure ControlSystem (Outflow Valves)

Cabin Pressure ControlSystem (Safety Valves)

LED

HIDHalogen

整備性／信頼性の高いライトの積極的な採用

Halogen lampに対するLED/HIDのメリット＆デメリット

６倍～８０倍のランプ寿命２０％～６０％の消費電力少ない放熱量

１．５倍～２倍の重量Power Supplyが必要(HID)１．５倍～３倍の初期コスト

メリット

デメリット

Navigation Lights (White)Navigation Lights (White)

Primary : LED

Secondary : Halogen

AntiAnti--Collision Collision Strobe LightStrobe Light

AntiAnti--Collision Strobe LightCollision Strobe Light

: LED

: 機体上面/下面Logo LightsLogo Lights

: HID

: 左右水平尾翼上面

Landing LightLanding Light

: Sealed Beam

Navigation Lights (Red)Navigation Lights (Red)

Primary : LED

Secondary: Halogen

Navigation Lights (Green)Navigation Lights (Green)

Primary : LED

Secondary : Halogen


Wing Leading Edge Landing & Wing Leading Edge Landing & Taxi LightsTaxi Lights

: HID: 左右主翼前縁

Overwing Emergency Overwing Emergency Exit LightsExit Lights

: LED: 左右非常脱出口下

Emergency Ground Emergency Ground Illumination LightsIllumination Lights

: LED: 左右胴体側面

Wing Inspection LightsWing Inspection Lights

: HID: 左右胴体側面


Emergency Ground and Stair Emergency Ground and Stair Illumination LightIllumination Light


（機外照明への適用例）

LED

HIDHalogen

LEDLED

HIDHIDHalogenHalogen





メリット

デメリット


Primary : LED

Secondary : Halogen


Primary : LED

Secondary : Halogen

AntiAnti--Collision Collision Strobe LightStrobe LightAntiAnti--Collision Collision Strobe LightStrobe Light


: LED

: 機体上面/下面


: LED


: HID


Logo LightsLogo Lights

: HID



: Sealed Beam


: Sealed Beam


Primary : LED

Secondary: Halogen


Primary : LED

Secondary: Halogen


Primary : LED

Secondary : Halogen


Primary : LED

Secondary : Halogen
























Ⅲ-72

【図Ⅲ-2.1-39 燃料系統－システム・アレンジ】

【図Ⅲ-2.1-40 30～50 席クラス／ウィング・マウント形態機－客室断面形状】

79“18“18“18“18“18“

85“102“110“

2“

1.5“

1.5“79“18“18“18“18“

18“

85“102“110“

2“

1.5“

1.5“

Ⅲ-73

【図Ⅲ-2.1-41 30 席クラス／ウィング・マウント形態機－客室レイアウト】

【図Ⅲ-2.1-42 50 席クラス／ウィング・マウント形態機－客室レイアウト】

Ⅲ-74

【図Ⅲ-2.1-43 30～50 席クラス／ウィング・マウント形態機の全機装備アレンジ】

Hydraulics　System　Bay

Auxiliary　Power　UnitBaggage　Bay　Firex　Bottle

APU　Firex　Bottle

Engine　Firex　Bottle

AVIO　RACK

Air　Conditioning　System(ECS　Packs）

Cabin　Pressure　ControlSystem （Outflow　Valves）

Cabin　Pressure Control　System （Safety Valves）

Aft　Fuse　Avionics　Bay

Nose　Avionics　Bay

Ⅲ-75

Cockpit から AVIO ラックへのアクセス機首機器室へのアクセス

AVIO ラック側面へのアクセス Cabin 部から AVIO ラックへのアクセス

【図Ⅲ-2.1-47 50 席クラス・機首部装備品の整備性評価】

Cabin 部から床下へのアクセス前方フェアリング-ECS Pack へのアクセス

後方フェアリング-油圧機器へのアクセス

【図Ⅲ-2.1-44 50 席クラス・中胴内装備品の整備性評価】

Ⅲ-76

燃料ポンプへのアクセス

燃料給油口へのアクセス（RH）

エンジン・アクセサリへのアクセス

【AGB がエンジンの下部位置と側部でのトレード】

インボード・フラップ・アクチュエータへのアクセス

【図Ⅲ-2.1-45 (1/2) 50 席クラス・主翼内装備品の整備性評価】

FWDINBD

FWDINBD

FWDINBD

FWD

OUTBD

FWD

OUTBD

FWD

OUTBD

Looking AFTLooking AFT

AFT

OUTBD

AFT

OUTBD

AFT

OUTBD

Ⅲ-77

スポイラ PCU へのアクセス主脚室へのアクセス

【図Ⅲ-2.1-45 (2/2) 50 席クラス・主翼内装備品の整備性評価】

AFT

OUTBD

AFT

OUTBD

AFT

OUTBD

AFT

OUTBD

AFT

OUTBD

AFT

OUTBD

Ⅲ-78

(2) 競争力評価

図Ⅲ-2.1‐46～48 に MJ-35 と ERJ135 の比較を示す。

三面図の比較から、機体形態の違いがもたらす優位性がわかる。

また、レーダチャートで示すように、MJ-35 はエアラインの実運用に影響が大きい全ての主要性

能で ERJ135 に勝る。特に、エアラインから既存機に対する改善要求が多い上昇率と離着陸滑走路

長、及び燃費性能で、狙い通りの明白な差別化を達成できる見込みである。主要因は、主翼を始め

とする外形形状の空力効率、小型低燃費の新エンジン、及び高性能な高揚力装置である。

表Ⅲ-2.1-4 に MJ 及び競合機の仕様と諸元を纏めた。

【図Ⅲ-2.1-46 MJ-35 と ERJ135 の比較：三面図】

MJ-35

ERJ135

主翼へのエンジン取付け主翼へのエンジン取付け

- エンジンへのアクセス性向上

乗客乗降扉乗客乗降扉

- 標準ボーディングブリッジを使用可能

大きな貨物室扉大きな貨物室扉

- 作業性の向上

44列席客室列席客室

- 幹線機並みの快適な客室

前縁高揚力装置前縁高揚力装置

- 優れた離着陸性能

MJ-35

ERJ135

主翼へのエンジン取付け主翼へのエンジン取付け

- エンジンへのアクセス性向上

乗客乗降扉乗客乗降扉

- 標準ボーディングブリッジを使用可能

大きな貨物室扉大きな貨物室扉

- 作業性の向上

44列席客室列席客室

- 幹線機並みの快適な客室

前縁高揚力装置前縁高揚力装置

- 優れた離着陸性能

Ⅲ-79

【図Ⅲ-2.1-47 MJ-35 と ERJ135 の比較：性能】

【図Ⅲ-2.1-48 MJ-35 と ERJ135 の比較：燃料消費量差分の内訳】

2200

3000

3400

25

1200

1800

5000

420033

700

1400

7000

500041

200

航続距離(nm)

離陸滑走路長(ft)

@最大離陸重量,DRY

着陸滑走路長(ft) @最大着陸重量,DRY 400nm 消費燃料(kg/seat)

上昇率(ft/min )@35000 ft

MJ-35(309) ERJ135LR

☆ MJ-35は、全ての性能で競合機（ERJ135）に勝る(巡航速度は同等)。

60

65

70

75

80

85

90

95

100

105

ERJ135 胴体径増大

①空力設計（抵抗低減

+MDO）

②新ｴﾝｼﾞﾝ+MEｼｽﾃﾑ

③、④構造・装備重量軽減

(VaRTM他)

MJ-35現状達成

見通し

Blo

ck F

uel/

Seat

@400nm

- %

60

65

70

75

80

85

90

95

100

105

ERJ135 胴体径増大

①空力設計（抵抗低減

+MDO）

②新ｴﾝｼﾞﾝ+MEｼｽﾃﾑ

③、④構造・装備重量軽減

(VaRTM他)

MJ-35現状達成

見通し

Blo

ck F

uel/

Seat

@400nm

- %

☆ 燃費目標（対ERJ135で燃料消費量20%減）に対し、16%まで達成の目処を得た。

Ⅲ-80

【表Ⅲ-2.1-4 競合機との比較（機体諸元、性能）】

・ MJは前縁高揚力装置を有するため、競合機よりも長い航続距離でありながら離着陸性能で勝る。・巡航速度は競合機であるERJ145／135と同程度。（競争力への寄与が小さい為）

ModelEngines

Thrust

Seats

Configuration Characteristics

Wing Area (Gross)

Aspect Ratio (Gross)

Λc/4

Fuselage Length

Fuselage Width

Weights and Capacities

MTOW

Max Landing WeightMax Zero Fuel Weight

OEW

Fuel Volume

Performance

Design Range

Cruise Mach Number

Initial Cruise Altitude, ISA+10C

OEI Climb Altitude, ISA+15C

TOFL, SL/ISA

TOFL，5000ft/ISA+20C

LFL-MLW

Approach Speed - MLW

2x7,530lb (2×33.5kN) 2x8,520lb (2×37.9kN) 2x6,050lb (2×26.9kN) 2x7,580lb (2×33.7kN) 2x7,580lb (2×33.7kN) 2x9,220lb (2×41.0kN)

38 50 32 37 50 50

590 sqft (54.8 sqm) 590 sqft (54.8 sqm) 436 sqft (40.5 sqm) 571 sqft (53.0 sqm) 571 sqft (53.0 sqm) 603 sqft (56.0 sqm)

9.3 9.3 9.3 7.6 7.6 8.0

22 deg 22 deg 4 deg 24 deg 24 deg 25 deg

78.2 ft (23.8 m) 88.1 ft (26.9 m) 68.7 ft (20.9 m) 80.2 ft (24.4 m) 91.6 ft (27.9 m) 80.0 ft (24.4 m)


46,737 lb (21,200 kg) 52,249 lb (23,700 kg) 34,524 lb (15,660 kg) 44,092 lb (20,000 kg) 48,501 lb (22,000 kg) 51,000 lb (23,134 kg)

42,108 lb (19,100 kg) 46,958 lb (21,300 kg) 31,724 lb (14,390 kg) 40,785 lb (18,500 kg) 42,549 lb (19,300 kg) 47,000 lb (21,319 kg)37,919 lb (17,200 kg) 43,651 lb (19,800 kg) 28,814 lb (13,070 kg) 35,274 lb (16,000 kg) 39,462 lb (17,900 kg) 44,000 lb (19,958 kg)


1,633 Gal (6,180 liter) 1,633 Gal (6,180 liter) 1,200 Gal (4,542 liter) 1,701 Gal (6,440 liter) 1,701 Gal (6,440 liter) 2,135 Gal (8,082 liter)

1,900 nm (3,519 km) 1,700 nm (3,148 km) 740 nm (1,370 km) 1,700 nm (3,148 km) 1,550 nm (2,871 km) 1,645 nm (3,047 km)

0.74～0.78 0.74～0.78 ～0.66 ～0.78 ～0.78 ～0.81

42,000 ft (12,802 m) 39,700 ft (12,101 m) 34,600 ft (10,546 m)

24,000 ft (7,315 m) 18,400 ft (5,608 m) 18,200 ft (5,547 m) 14,500 ft (4,420 m) 16,700 ft (5,090 m)

4,692 ft (1,430 m) 5,151 ft (1,570 m) 4,535 ft (1,382 m) 5,810 ft (1,771 m) 7,448 ft (2,270 m) 5,800 ft (1,768 m)



121 kt (62.3 m/s) 128 kt (66.1 m/s) 127 kt (65.4 m/s) 129 kt (66.1 m/s) 140 kt (72.2 m/s)

PW306B AE3007A1/3 AE3007A1 CF34-3B1328JET ERJ135LR ERJ145LR CRJ200ERMJ-35

TBDMJ-50

TBDModelEngines

Thrust

Seats

Configuration Characteristics

Wing Area (Gross)

Aspect Ratio (Gross)

Λc/4

Fuselage Length

Fuselage Width

Weights and Capacities

MTOW

Max Landing WeightMax Zero Fuel Weight

OEW

Fuel Volume

Performance

Design Range

Cruise Mach Number

Initial Cruise Altitude, ISA+10C

OEI Climb Altitude, ISA+15C

TOFL, SL/ISA

TOFL，5000ft/ISA+20C

LFL-MLW

Approach Speed - MLW

2x7,530lb (2×33.5kN) 2x8,520lb (2×37.9kN) 2x6,050lb (2×26.9kN) 2x7,580lb (2×33.7kN) 2x7,580lb (2×33.7kN) 2x9,220lb (2×41.0kN)

38 50 32 37 50 50

590 sqft (54.8 sqm) 590 sqft (54.8 sqm) 436 sqft (40.5 sqm) 571 sqft (53.0 sqm) 571 sqft (53.0 sqm) 603 sqft (56.0 sqm)

9.3 9.3 9.3 7.6 7.6 8.0

22 deg 22 deg 4 deg 24 deg 24 deg 25 deg




42,108 lb (19,100 kg) 46,958 lb (21,300 kg) 31,724 lb (14,390 kg) 40,785 lb (18,500 kg) 42,549 lb (19,300 kg) 47,000 lb (21,319 kg)37,919 lb (17,200 kg) 43,651 lb (19,800 kg) 28,814 lb (13,070 kg) 35,274 lb (16,000 kg) 39,462 lb (17,900 kg) 44,000 lb (19,958 kg)


1,633 Gal (6,180 liter) 1,633 Gal (6,180 liter) 1,200 Gal (4,542 liter) 1,701 Gal (6,440 liter) 1,701 Gal (6,440 liter) 2,135 Gal (8,082 liter)

1,900 nm (3,519 km) 1,700 nm (3,148 km) 740 nm (1,370 km) 1,700 nm (3,148 km) 1,550 nm (2,871 km) 1,645 nm (3,047 km)

0.74～0.78 0.74～0.78 ～0.66 ～0.78 ～0.78 ～0.81

42,000 ft (12,802 m) 39,700 ft (12,101 m) 34,600 ft (10,546 m)

24,000 ft (7,315 m) 18,400 ft (5,608 m) 18,200 ft (5,547 m) 14,500 ft (4,420 m) 16,700 ft (5,090 m)




121 kt (62.3 m/s) 128 kt (66.1 m/s) 127 kt (65.4 m/s) 129 kt (66.1 m/s) 140 kt (72.2 m/s)

PW306B AE3007A1/3 AE3007A1 CF34-3B1328JET ERJ135LR ERJ145LR CRJ200ERMJ-35

TBDMJ-50

TBD

Ⅲ-81

(3) 課題

主な技術課題を以下に列記する。これらの課題は、次項以降で記載する 70～90 席クラス仕様の

検討に持ち越し、課題解決に向けて検討を進めている。

① 燃費

20%の燃費低減目標に対して、16%までの達成見通しを得たが、残る 4%の達成方策を見出す必

要がある。

② 主翼・ナセル空力干渉

2.1.1.3(1)④(b)項で示した（及び 2.3 項で後述する）通り、高精度 CFD 解析技術を活用した空力

設計によって大きなリスクは残っていないと思われるが、今後、吸排気を模擬した風洞試験等に

よって解析精度／設計結果を確認する事が必要である。

③ エンジン・パイロン設計（構造、装備）

日本では、民間機の主翼下吊り下げ式ジェットエンジン・パイロンの開発実績がなく、また、胴

体着陸時やエンジン停止時に安全の為にその一部が外れるようにフューズ・ピンを入れる等、多

くの条件を考慮した複雑な設計が必要となる事から、規定適合性証明でも難しさがある。早期に

設計構想を固めると共に、規定適合性証明計画を作成して DER レビュー等で設計妥当性を確認

するの活動が必要である。

④ エンジン・ウィングマウント形態の主翼フラッタ

フラッタ要求を満足する為に主翼構造及びパイロン構造に過大な重量ペナルティを生ずる事

のない設計が必要であるが、日本ではこの形態（「非平面翼形態」）のフラッタ解析の実績がない

ため、早期に当該形態を扱える高精度のフラッタ解析ツールを獲得する事が必要である。

Ⅲ-82

2.1.2 70～90 席の機体構想

2.1.2.1 機体要求仕様／性能目標等の策定

(1) 競合環境の評価

MJ の競合環境として、200 席以下のジェット旅客機の機種と座席数の関係を図Ⅲ-2.1-49 に示

す。

70～90 席クラスには、現在、生産中の機体として、Embraer 社の EMB170／190 シリーズ及び

Bombardier 社の CRJ700／900 があり、これらが MJ の直接の競合機となる。また、このクラスは、

現在、中国の AVICⅠが ARJ21 を、ロシアの Sukhoi が RRJ を開発中であるが、これらの機体はい

ずれも自国市場（中国及びロシア）を中心に事業展開しており、海外からの受注は殆どない。過去

の実績を勘案すると、中国・ロシア製の民間旅客機が上述の既存機に対して十分大きな優位性を

持ち、欧米エアラインの信用を得て無視できない競合相手になる確率は小さいと考えるのが妥当で

あり、従って MJ にとって世界市場における直接の競合相手と認識すべきは、EMB170／190 シリー

ズ及び CRJ700／900 ということになる。

EMB170／190 シリーズは、1999 年にローンチした新型機で、ダブルバブル胴体断面形状の採用

により広い客室を実現しているが、一方で、シリーズ機体で 70 席から 110 席までをカバーするという

製品コンセプトのために、特に 100 席以下の EMB170／175 において機体重量が重くなり、燃費も良

くない為、新型機でありながら運航経済性はエアラインから評価されていない。

CRJ700／900 は、各々、1997 年及び 2000 年にローンチした機体で、50 席機である CRJ200 の

派生型である。CRJ700／900 の運航経済性は EMB170／190 シリーズよりも優れているが、客室断

面形が CRJ200 と同じである為、客室快適性で劣り、また、幹線機では持ち込み可能なローラーバ

ッグが機内に持ち込めない事等がエアラインの不満となっている。

以上のことから、MJ の直接の競合機である EMB170／190 シリーズ及び CRJ700／900 は、エア

ラインが求める運航経済性と客室快適性の両方を満足させる機体にはなっていないと言える。

【図Ⅲ-2.1-49 民間ジェット旅客機の機種と座席数（200 席以下）】

Boeing

Airbus

MJ

Embraer

Bombardier

Sukhoi

AVICⅠ

40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190 20030

MJ-70 MJ-90

ERJ135 ERJ145 EMB170 EMB175 EMB190 EMB195

CRJ200 CRJ700 CRJ900

RRJ60 RRJ75 RRJ95

ARJ21-700 ARJ21-900

A318 A319 A320 A321

B717 B737-600 B737-700 B737-800 B737-900

座席数（1ｸﾗｽ）

：生産中

：計画中/開発中

：共通の設計による

　ファミリー関係

：設計変更を介した


Boeing

Airbus

MJ

Embraer

Bombardier

Sukhoi

AVICⅠ

40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190 20030

MJ-70 MJ-90

ERJ135 ERJ145 EMB170 EMB175 EMB190 EMB195

CRJ200 CRJ700 CRJ900

RRJ60 RRJ75 RRJ95

ARJ21-700 ARJ21-900

A318 A319 A320 A321

B717 B737-600 B737-700 B737-800 B737-900

座席数（1ｸﾗｽ）

：生産中






：生産中






Ⅲ-83

(2) 要求仕様

競合機の仕様を調査し、また、このクラスの機体を運用している国内外のエアラインの意見及び

要求を聴取して、機体に対する要求仕様を設定した。

MJ の競合機である EMB170／190 シリーズ及び CRJ700／900 に対するエアラインの不満点は、

①運航経済性、②客室快適性、③信頼性の 3 つであり、これらは、既存の 30～50 席機に対する不

満点と基本的には同じである。但し、既存の 30～50 席機と違う点は、既存の 70～90 席機では、例

えば、EMB170／190 は客室快適性に優れ、また、CRJ700／900 は運航経済性に比較的優れると

いうように、個々にはエアラインの要求を満足する特徴はあるものの、運航経済性と客室快適性の

両方を同時に満足させる機体とはなっていない点である。また、信頼性についても、既存の 70～90

席機は幹線機に比べると劣っており、従って、①運航経済性、②客室快適性、③信頼性の 3 点を並

立させることが、エアラインが次世代リージョナルジェット機に強く求めている点である。

そこで、MJは、これらの3点全てで競合機を明白に凌駕し、エアラインの要求に応えることを狙い

とした。

①運航経済性

エアラインにとって運航経済性が重要な項目の一つであることは30～50席機と変わらないが、

特に昨今のエアラインの事業環境下（運賃低下及び燃料費高騰）では益々その重要性が増して

いる。30～50 席機と同様に、MJ の運航費は、既存の競合機に対して 15%低いことを要求とした。

②客室快適性

70～90 席リージョナルジェット機は、多くのエアラインにとって幹線機（B737、A320）の直下のフ

リート構成に当るため、30～50 席機よりも客室快適性に対する要求は高くなっている。

特に、EMB170／190 シリーズが B737 と同等以上の客室空間を提供して以降、リージョナルジ

ェット機でも幹線機と同等の客室仕様を有していることが求められるようになった。

そこで、MJ では、幹線機並の快適性を実現する客室仕様である事、及び、幹線機で持ち込み

可能な手荷物を機内に持ち込めることを要求とした。

③信頼性

出発信頼性はエアライン事業の根幹に関わるため、本項目に対するエアラインの要求は機体

規模に関わらず一様に高い。しかしながら、既存のリージョナルジェット機では最新幹線機（B777、

B787 等）に比べて出発信頼性が概して低く、これがエアラインの大きな不満点となっている。

そこで、MJ では、幹線機並の出発信頼性を実現することを要求とした。

以上の 3 点を機体の大きな狙いとし、その他の項目もエアラインから聴取した要求を満足するも

のとし、機体に対する要求仕様を表Ⅲ-2.1-5 の通り設定した。

Ⅲ-84

【表Ⅲ-2.1-5 要求仕様（1/2）】

本ページは非公開とします。

Ⅲ-85

【表Ⅲ-2.1-5 要求仕様（2/2）】

本ページは非公開とします。

Ⅲ-86

2.1.2.2 機体構想の策定

(1) 構想／差別化方針

前述の通り、想定する競合機はボンバルディア CRJ700／900 とエンブラエル EMB170／190 シリ

ーズである。

CRJ700／900 は既存 50 席機である CRJ200 の胴体延長型であり、細い胴体ゆえに燃費経済性

には優れるが、胴体径は 50 席クラスと同じで客室快適性に劣る。

EMB170／190 シリーズは、同社の既存 50 席機である ERJ145 とは全く共通性を持たせず、同一

径の胴体で 70 席から 110 席クラスの 4 機種をカバーするファミリーとして一から設計された機体で、

幹線機に匹敵する客室は CRJ に対して明白な優位性を持つ。他方、幅広い座席数範囲を一つの

胴体径でカバーする為にダブルバブル形態と呼ばれる太い胴体断面を持つため、70～90 席クラス

の機体（EMB170 及び EMB175）は重量・燃費ペナルティを負っている。

これら競合機の特徴を考慮して、70～90 席クラスの製品戦略を図Ⅲ-2.1-50 のように設定した。

① 70～90 席に特化した機体形態

EMB170／190 シリーズは、太いダブルバブル胴体と大きな尾翼により、70～90 席で燃費性能

に劣る。（図Ⅲ-2.1-51 参照）

また、国内外エアラインを調査した結果では、100 席以上（キャビン・アテンダントが 3 名必要に

なる）への拡張性を要求するエアラインは多くない。

MJ は、70～90 席クラスに特化（即ち、100 席超への拡張性を廃する）して、当該クラスでの燃

費性能で明白な差別化を図る事を基本方針とし、4 列座席配置胴体で貨物室を胴体後部に配す

る形態を採用する事とした。

② 幹線機並みの快適性と経済性の両立を狙った新キャビン

ボーイング B737 などの幹線機並みの客室快適性を確保できる最小径の胴体として、114inch

径の真円胴体を選定した。即ち、70 席までのグロスポテンシャルを有する 30～50 席クラス機の

110 inch 径胴体よりも、4 inch 太くした事になる。既述の扇型座席配置を採用すれば、窓側座席

における乗客と機内壁のクリアランスは、エアバス A320 及び EMB170／190 シリーズと同等以上

になる。

即ち、太い胴体を持つ EMB170／190 シリーズと同等の居住性を有しつつ、燃費性能で明白に

優れる機体を実現できる。

③ 後発の利を活かした最新大型機技術の活用

高い複合材適用率や次世代システム、低燃費・低騒音且つ低整備コストを達成する次世代エ

ンジンを搭載した、ボーイング B787 を始めとする最新大型機と比較すると、CRJ はもとより、EMB

シリーズに適用されている技術も世代が古い。

後発の利を活かすべく、最新大型機に適用される（またはその予定の）新技術適用可否を検

討し、更なる差別化を狙う。（図Ⅲ-2.1-52 参照。）

Ⅲ-87

【図Ⅲ-2.1-50 MJ の製品戦略】

【図Ⅲ-2.1-51 70～90 席に特化した機体形態】

（ア）70～90 席に特化した機体形態。

（イ）幹線機並みの快適性と経済性の両立を狙った新キャビン。

（ウ）後発の利を活かした最新大型機技術活用の促進。

【MJ】【EMB170

Operating C

ostCabin Comfort

Better

Better

Worse

Worse

CRJ700/900

EMB170/190 MJ

・ 100席以上への拡張性を要求するエアラインは少数。

・ 70～90席クラスで燃料費を最小化できる4列/床上カーゴ形態を選択。

500nmﾄﾘｯﾌﾟ

717-200717-300X

FD928

FD728

A321A320

A318

A319737-900

737-800737-700

737-600

ERJ145

ERJ140

ERJ135

EMB190EMB195

EMB170

CRJ900

CRJ700CRJ200

MD-90-30

328Jet

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

110

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200 220

座席数（1クラス）

ブロ

ック

フュ

エル

/座

席（500nm

）-

lb/se

at

● : 3 列席

□ : 4 列席

▲ : 5 列席

◇ : 6 列席

４列席機（床上カーゴ形態）（50～90席）

３列席機（～50席）

４列席（床下カーゴ形態）（70～120席）

５列席機（70～170席）

６列席機（110～210席）

737-400

MJのターゲット（70～90席クラス）


717-200717-300X

FD928

FD728

A321A320

A318

A319737-900

737-800737-700

737-600

ERJ145

ERJ140

ERJ135

EMB190EMB195

EMB170

CRJ900

CRJ700CRJ200

MD-90-30

328Jet

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

110

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200 220


ブロ

ック

フュ

エル

/座

席（500nm

）-

lb/se

at

● : 3 列席

□ : 4 列席

▲ : 5 列席

◇ : 6 列席




５列席機（70～170席）

６列席機（110～210席）

737-400



717-200717-300X

FD928

FD728

A321A320

A318

A319737-900

737-800737-700

737-600

ERJ145

ERJ140

ERJ135

EMB190EMB195

EMB170

CRJ900

CRJ700CRJ200

MD-90-30

328Jet

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

110

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200 220


ブロ

ック

フュ

エル

/座

席（500nm

）-

lb/se

at

● : 3 列席

□ : 4 列席

▲ : 5 列席

◇ : 6 列席




５列席機（70～170席）

６列席機（110～210席）

737-400


Ⅲ-88

【図Ⅲ-2.1-52 適用新技術候補】

・ 70～90席クラスで先行各社に伍して市場を獲得するには、低燃費新型エンジンが必須。

・複合材主翼、ME等の最新大型機向け技術採用による製品差別化を検討中。

ネットシート

複合材尾翼

FSW又は複合材主翼

LRUヘルスモニタリング

空力・構造ＭＤＯ

高揚抗比主翼

ME（More Electric）

燃費低減に効果

整備費低減に効果

安全性向上に効果

環境適合性向上に効果燃費低減

整備費低減

新技術適用目的

客室快適性向上

パイロット費用削減

S-FBW

先進コックピット

FSW

新型エンジン

複合材胴体又は

ネットシートネットシート

複合材尾翼複合材尾翼

FSW又は複合材主翼FSW又は複合材主翼

LRUヘルスモニタリングLRUヘルスモニタリング

空力・構造ＭＤＯ空力・構造ＭＤＯ

高揚抗比主翼高揚抗比主翼

ME（More Electric）





整備費低減








整備費低減




S-FBWS-FBW



FSW

新型エンジン

複合材胴体又は

Ⅲ-89

2.1.2.3 機体基本仕様の策定

(1) 機体仕様の概要

① ファミリーコンセプト

表Ⅲ-2.1-6 に 70～90 席クラス機のファミリー構想を示す。国内および北米・欧州のエアライン

でそれぞれ異なる要求を、同一の機体で満足する事を基本方針とした。その際、国内／欧州エア

ラインにとってペナルティが過大とならないよう、一部の北米エアラインの性能要求（大陸横断可

能な航続距離性能など）は取り入れない事とした。

また、MJ-90 の胴体単純シュリンク型として MJ-70 を設定した。米国の Scope Clause による座

席数制限（緩和傾向にはあるが、当面は 70 席程度までが限度）を考慮した仕様でもある。

【表Ⅲ-2.1-6 ファミリー構想】

図Ⅲ-2.1-53 に MJ-90 の三面図、表Ⅲ-2.1-7 に MJ-90 の主要諸元及び性能を示す。

図Ⅲ-2.1-54 に MJ-70 の三面図、表Ⅲ-2.1-8 に MJ-70 の主要諸元及び性能を示す。

なお、表Ⅲ-2.1-5に既出であるが、STD型、ER型、LR型の3種類の型式をMJ-90及びMJ-70

それぞれに設定した。各型式の定義は以下の通りである。

【STD 型】国内路線を想定し、200lbs/pax（乗客 174lbs＋手荷物 26lbs）のペイロードで

1,200nm を飛行することを設計点とした「航空機の型式(Aircraft Type)」。後述する

ER 型、LR 型と航空機のハードウェアは同じで、型式申請する最大離陸重量

（MTOW）の値のみが異なるものとする。

【ER 型】欧州路線を想定し、225lbs/pax（乗客 185lbs＋手荷物 40lbs）のペイロードで

1,400nm を飛行することを設計点とした型式。

【LR 型】北米路線を想定し、240lbs/pax（乗客 195lbs＋手荷物 45lbs）のペイロードで

1,800nm を飛行することを設計点とした型式。

68～74 席

←(de-rated)

基本型→

(de-rated)エンジン

←基本型→主翼

北米仕様(scope clause)

北米／欧州仕様国内仕様

共通パイロット

タイプレーティング

約7約75.3カーゴ容量，checked in

(cu.ft/pax)

シュリンク

1,800

68～74 席×240 lb/pax

MJ-70

←

1,400～1,800

84～88 席×225～240 lb/pax

共通（脚やエアコン容量など規模に関連するものも共通）

基本型

1,200

90 席×200 lb/pax

MJ-90

システム

胴体

航続距離

(nm)

ペイロード

←(de-rated)

基本型→

(de-rated)エンジン

←基本型→主翼

北米仕様(scope clause)

北米／欧州仕様国内仕様

共通パイロット

タイプレーティング

約7約75.3カーゴ容量，checked in

(cu.ft/pax)

シュリンク

1,800

68～74 席×240 lb/pax

MJ-70

←

1,400～1,800

84～88 席×225～240 lb/pax

共通（脚やエアコン容量など規模に関連するものも共通）

基本型

1,200

90 席×200 lb/pax

MJ-90

システム

胴体

航続距離

(nm)

ペイロード

Ⅲ-90

【図Ⅲ-2.1-53 90 席クラス機（MJ-90）の３面図】

【表Ⅲ-2.1-7 90 席クラス機（MJ-90）の主要諸元及び性能】

35.0 m / 115.0 ft

9.8

m /

32.1

ft

28.9 m / 94.8 ft

2.7

m /

8.9

ft

2.4

m /

7.9

ft

0.5

m /

1.8

ft

35.0 m / 115.0 ft

9.8

m /

32.1

ft

28.9 m / 94.8 ft

2.7

m /

8.9

ft

2.4

m /

7.9

ft

0.5

m /

1.8

ft

*1 : 88pax X 102kg (225lb), ISA+10degC, No Wind, Cruise M 0.78 @37,000ft, Alternate 200nm

(592.5)

(135)

(4,888)

(5,971)

(39,000)

(1,950)

(2,964)

(52,691)

(75,619)

(83,555)

(92,815)

(39,000)

(135) 250 250

11,887

M 0.78

11,887

M 0.78

(135)

1,490

1,630

2,593

11,220

23,900

34,300

37,900

39,900

MJ-90ER

(4,888)

(4,921)

(950)

(2,964)

(52,691)

(75,619)

(83,555)

(84,217)

250

1,490

1,500

11,887

M 0.78

1,759

11,220

23,900

34,300

37,900

38,200

66.4 (14,920) x 2

New Engine

16.8

84 - 90

MJ-90STD

m3 (ft3)Check-in baggage compartments

23,900(52,691)kg (lb)Operational empty weight

11,220(2,964)lit. (US gal)Fuel capacity

3,611(1,400)km (nm) Design range *1

Cruise Mach number

(39,000)m (ft)Max operating altitude

1,820(5,348)m (ft)Takeoff field length (MTOW, SL, ISA)

1,490(4,888)m (ft)Landing field length (MLW, Dry)

km/h (kt)Approach speed (MLW)

42,100(87,965)kg (lb)Maximum takeoff weight

37,900(83,555)kg (lb)Maximum landing weight

34,300(75,619)kg (lb)Maximum zero-fuel weight

kN (lb)Thrust

Engine

Passengers

MJ-90LR

(592.5)

(135)

(4,888)

(5,971)

(39,000)

(1,950)

(2,964)

(52,691)

(75,619)

(83,555)

(92,815)

(39,000)

(135) 250 250

11,887

M 0.78

11,887

M 0.78

(135)

1,490

1,630

2,593

11,220

23,900

34,300

37,900

39,900

MJ-90ER

(4,888)

(4,921)

(950)

(2,964)

(52,691)

(75,619)

(83,555)

(84,217)

250

1,490

1,500

11,887

M 0.78

1,759

11,220

23,900

34,300

37,900

38,200

66.4 (14,920) x 2

New Engine

16.8

84 - 90

MJ-90STD





Cruise Mach number








kN (lb)Thrust

Engine

Passengers

MJ-90LR

Ⅲ-91

【図Ⅲ-2.1-54 70 席クラス機（MJ-70）の３面図】

【表Ⅲ-2.1-8 70 席クラス機（MJ-70）の主要諸元及び性能】

2.7

m /

8.9

ft

2.4

m /

7.9

ft

0.5

m /

1.8

ft

28.9 m / 94.8 ft

31.9 m / 104.6 ft

9.8

m /

32.1

ft

2.7

m /

8.9

ft

2.4

m /

7.9

ft

0.5

m /

1.8

ft

28.9 m / 94.8 ft

31.9 m / 104.6 ft

9.8

m /

32.1

ft

胴体の単純シュリンク

*1 : 72pax X 102kg (225lb), ISA+10degC, No Wind, Cruise M 0.78 @37,000ft, Alternate 200nm

(555.2)

(129)

(4,626)

(5,709)

(39,000)

(1,950)

(2,964)

(50,045)

(68,784)

(76,060)

(84,437)

(39,000)

(129) 239 239

11,887

M 0.78

11,887

M 0.78

(129)

1,410

1,570

2,611

11,220

22,700

31,200

34,500

36,400

MJ-70ER

(4,626)

(4,724)

(940)

(2,964)

(50,045)

(68,784)

(76,060)

(76,721)

239

1,410

1,440

11,887

M 0.78

1,741

11,220

22,700

31,200

34,500

34,800

57.7 (12,980) x 2

New Engine

15.7

68 - 74

MJ-70STD





Cruise Mach number








kN (lb)Thrust

Engine

Passengers

MJ-70LR

(555.2)

(129)

(4,626)

(5,709)

(39,000)

(1,950)

(2,964)

(50,045)

(68,784)

(76,060)

(84,437)

(39,000)

(129) 239 239

11,887

M 0.78

11,887

M 0.78

(129)

1,410

1,570

2,611

11,220

22,700

31,200

34,500

36,400

MJ-70ER

(4,626)

(4,724)

(940)

(2,964)

(50,045)

(68,784)

(76,060)

(76,721)

239

1,410

1,440

11,887

M 0.78

1,741

11,220

22,700

31,200

34,500

34,800

57.7 (12,980) x 2

New Engine

15.7

68 - 74

MJ-70STD





Cruise Mach number








kN (lb)Thrust

Engine

Passengers

MJ-70LR

Ⅲ-92

② 適用技術案

図Ⅲ-2.1‐52 に示した適用技術候補の殆どは 30～50 席機構想検討時と同じであるが、競合機

が比較的新しく、明白な競争優位性を確保するためには、特に燃費削減効果が大きい新エンジ

ンの採用が必須である。70～90 席クラスの MJ では、新たに以下の技術を適用候補に加え、採

否を含めて検討することとした。

(a) ネットシート

日本独自の3次元立体織物技術を活用したネット構造の座席で、自動車用座席への適用例

がある。体圧分散による快適性向上の他、シートを薄くできる為、機内スペースの有効活用

（乗客スペースを変えずに座席ピッチを縮める等）、重量軽減等が期待できる。

(b) 低騒音高揚力装置／脚

近年のエンジンの低騒音化に伴い、着陸時などエンジン騒音が小さくなる時には、フラップ

等の高揚力装置や脚から発生する空力騒音が特定の周波数域で卓越するようになった。この

ため、着陸時の空港騒音を低減するためには、機体空力騒音の低減が必要である。

70～90 席クラスの MJ では、主翼前縁のスラット内側のキャビティ形状やフラップ端形状、脚

柱形状などを工夫し、渦の発生を制御して空力騒音低減を狙う。

また、以下の技術については、30～50 席クラスでの検討成果をベースに、70～90 席クラス

機に対象を変えて、適用効果等を引き続き評価中である。

(c) ME （More Electric システム）

機体大型化に伴って、ME 化した際のシステム負荷、燃費向上効果、整備コスト削減効果、

艤装成立性等を見直す必要が生じた。コンベンショナル形式システムの成立性（2.1.2.3 (1) ⑥

項）を評価後に ME システムの採否検討を行う。

先行して策定した空気調和系統（図Ⅲ-2.1-55）および電源系統（図Ⅲ-2.1-56）のシステム

構成を次ページに示す。

Ⅲ-93

【図Ⅲ-2.1-55 ME 適用による空気調和系統のシステム構成】

【図Ⅲ-2.1-56 ME 適用による電源系統のシステム構成】


28VDC Power Distribution

28VDC UTIL BUS 1

28VDCESS BUS

28VDC UTIL BUS 2

MAIN BATT DIRECT BUS

APU BATTDIRECT BUS

BATT BUS

28VDCBUS 1

MAINBATT

MAINBATTCHGR

APUBATT

APUBATTCHGR

115VACADG BUS

GCU ADG

No.2SG

GCU

≪EXT AC

ExternalPowerMonitor

28VDCBUS 2

28VDCSERV BUS



Secondary PowerDistribution (Unit)

No.3SG

GCU

APUGEN

GCU

No.1SG

GCU

No.4SG

GCU

270VDC PowerDistribution





28VDCESS

TRU 1

28VDCTRU 2

28VDCESS

TRU 2

28VDCTRU 1

270VDC

TRU 2

270VDC

TRU 1

270VDC

TRU 4

270VDC

TRU 3

115VAC UTIL BUS 1

115VACESS BUS

115VAC UTIL BUS 2

115VACBUS 1

115VACSERV BUS

115VACBUS 2

115VACSG BUS 1

115VACSG BUS 2



28VDC UTIL BUS 1

28VDCESS BUS

28VDC UTIL BUS 2

MAIN BATT DIRECT BUS

APU BATTDIRECT BUS

BATT BUS

28VDCBUS 1

MAINBATT

MAINBATTCHGR

APUBATT

APUBATTCHGR

115VACADG BUS

GCU ADG

No.2SG

GCU

No.2SG

GCU

≪EXT AC


28VDCBUS 2

28VDCSERV BUS




No.3SG

GCU

No.3SG

GCU

APUGEN

GCU

APUGEN

GCU

No.1SG

GCU

No.1SG

GCU

No.4SG

GCU

No.4SG

GCU






28VDCESS

TRU 1

28VDCTRU 2

28VDCESS

TRU 2

28VDCTRU 1

270VDC

TRU 2

270VDC

TRU 1

270VDC

TRU 4

270VDC

TRU 3

115VAC UTIL BUS 1

115VACESS BUS

115VAC UTIL BUS 2

115VACBUS 1

115VACSERV BUS

115VACBUS 2

115VACSG BUS 1

115VACSG BUS 2

注：水色の部分が、

従来電源系統に対

して追加された高電

圧部分（ME要求）

空調系統スケマチック（ME 適用）

電気式 ECS Pack

スケマチック

Ⅲ-94

③ 全機レイアウト(30～50 席クラス機との相違点)

70～90 席クラス MJ では、30～50 席クラスの機体構想をベースに、図Ⅲ-2.1-57 に示す変更を

加えた。機首と尾翼を含む後部胴体以外は何らかの変更を加えた。30～50 席クラス機（MJ-35

及び MJ-50）と 70～90 席クラス機（MJ-70 及び MJ-90）の主要諸元を表Ⅲ-2.1-9 に示す。

【図Ⅲ-2.1-57 30～50 席クラス機からの主要な変更点】

【表Ⅲ-2.1-9 機体諸元比較】

主主翼翼面面積積のの増増大大 ●MR&Ｏの見直し、およびペイロードの増加に併せて

主翼面積を拡大。

前前方方床床下下カカーーゴゴ ●胴体長の伸張に伴い重心管理が難しくなるため前方床下カーゴを設定

座座席席数数のの増増加加 ●国内線仕様・31 インチ座席ピッチで 90 席を配置。

エエンンジジンンのの大大型型化化 ●機体規模の増加に伴いエンジンも大型化。

脚脚長長 ●延長した胴体に対し十分な尻擦り角を確保するため

脚長を延長。

脚脚・・翼翼胴胴フフェェアアリリンンググのの大大型型化化 ●機体重量の増加に対応して大型化した脚・タイヤを収納するため、翼胴フェアリングも大型化した。

●座席数の増加に伴い後方カーゴも拡大

●床上スペースをキャビンとして有効活用するため、アビオ機器を床下に配置

MR＆Oの見直し，およびペイロードの増加に併せて主翼面積を拡大

　国内線仕様・31インチ座席ピッチで90席を配置

　機体規模の増加に伴いエンジンも大型化

　延長した胴体に対し十分な尻擦り角を確保するため　脚長を延長

　機体重量の増加に対応して大型化した脚・タイヤを　収納するため，翼胴フェアリングも大型化

　座席数の増加に伴い　後方カーゴも大型化

　床上スペースをキャビンとして有効活用するため、　アビオ機器を床下に配置

　胴体長の伸張に伴い重心管理が難しくなるため、　前方床下カーゴを設定

主主翼翼面面積積のの増増大大 ●MR&Ｏの見直し、およびペイロードの増加に併せて

主翼面積を拡大。

前前方方床床下下カカーーゴゴ ●胴体長の伸張に伴い重心管理が難しくなるため前方床下カーゴを設定

座座席席数数のの増増加加 ●国内線仕様・31 インチ座席ピッチで 90 席を配置。

エエンンジジンンのの大大型型化化 ●機体規模の増加に伴いエンジンも大型化。

脚脚長長 ●延長した胴体に対し十分な尻擦り角を確保するため

脚長を延長。

脚脚・・翼翼胴胴フフェェアアリリンンググのの大大型型化化 ●機体重量の増加に対応して大型化した脚・タイヤを収納するため、翼胴フェアリングも大型化した。

●座席数の増加に伴い後方カーゴも拡大

●床上スペースをキャビンとして有効活用するため、アビオ機器を床下に配置

MR＆Oの見直し，およびペイロードの増加に併せて主翼面積を拡大

　国内線仕様・31インチ座席ピッチで90席を配置

　機体規模の増加に伴いエンジンも大型化

　延長した胴体に対し十分な尻擦り角を確保するため　脚長を延長

　機体重量の増加に対応して大型化した脚・タイヤを　収納するため，翼胴フェアリングも大型化

　座席数の増加に伴い　後方カーゴも大型化

　床上スペースをキャビンとして有効活用するため、　アビオ機器を床下に配置

　胴体長の伸張に伴い重心管理が難しくなるため、　前方床下カーゴを設定

23,90022,70013,90012,700運用空虚重量　(kg)

0.78～0.800.74～0.78巡航マッハ数

1,8201,7401,5701,430離陸滑走路長　(m)

　@MTOW，ISA/SL

1,4901,4101,3701,290着陸滑走路長　(m)

　@MLW，ISA/SL

42,100

14,920

35.10

1,900

220lb×38pax

84-90

MJ-90

38,300

12,980

2.90

31.90

81.5

1,900

220lb×38pax

68-74

MJ-70

23,700

8,520

26.90

1,700

220lb×50pax

50

MJ-50

21,200

7,530

2.79

23.80

54.8

1,900

220lb×38pax

38

MJ-35

座席数

主翼面積　(Gross)　(m2)

胴体径　(m)

最大離陸重量　(kg)

静止最大離陸推力　(lb/EG)

胴体長　(m)

航続距離　(nm)

Payload

23,90022,70013,90012,700運用空虚重量　(kg)

0.78～0.800.74～0.78巡航マッハ数

1,8201,7401,5701,430離陸滑走路長　(m)

　@MTOW，ISA/SL

1,4901,4101,3701,290着陸滑走路長　(m)

　@MLW，ISA/SL

42,100

14,920

35.10

1,900

220lb×38pax

84-90

MJ-90

38,300

12,980

2.90

31.90

81.5

1,900

220lb×38pax

68-74

MJ-70

23,700

8,520

26.90

1,700

220lb×50pax

50

MJ-50

21,200

7,530

2.79

23.80

54.8

1,900

220lb×38pax

38

MJ-35

座席数

主翼面積　(Gross)　(m2)

胴体径　(m)

最大離陸重量　(kg)

静止最大離陸推力　(lb/EG)

胴体長　(m)

航続距離　(nm)

Payload

*1 *1

*1 *1

*1 *1

*1 *1

*1　LR型における諸元，性能を示す

Ⅲ-95

(a) 客室設計 70～90 席クラスは 120 席超の幹線機では大き過ぎる路線に投入されるが、エアラインによっ

ては、幹線機と同じ路線で、乗客の数によって（時間帯によって）機材を使い分ける構想を持っ

ている。幹線機と同じ料金を支払う乗客は、当然の如く幹線機と同じ水準のサービスを期待し、

即ち、幹線機と同等の乗客スペースを望む事となる。また、特に欧州のエアラインにとって本ク

ラスの「幹線機」とは A320 シリーズを意味し、A320 シリーズは B737 よりも客室が大きい。即ち、

「幹線機並み」が意味する寸法基準が欧州では厳しい事になる。

初期仕様である 110”径の円形断面胴体ではこの要求を満足できないため、70～90 席クラ

ス MJ では、直径を 4”拡大した 114”径の円形断面を設定した。B737／A320 の幹線機や

EMB170／190 シリーズと同等の客室空間（特に壁とのクリアランス）を確保しつつ、燃費性能

では EMB170/190 シリーズを大きく凌駕し、CRJ700／900 にも勝る。

客室断面を図Ⅲ-2.1-58 に示す。客室レイアウトの一例を図Ⅲ-2.1-59 に示す。

【図Ⅲ-2.1-58 70～90 席クラス MJ 客室断面（114”円形断面）】

【図Ⅲ-2.1-59 MJ-70/MJ-90 客室レイアウト】

MJ-90

MJ-70

FWD Belly Baggage Compartment3.29 m3 (116.3 ft3)

G

L

G

L

AFT Baggage Compartment13.48 m3 (476.2 ft3)

B

FWD CARGO DOOR1.02x0.51m (20.0x40.0in)

AFT CARGO DOOR1.20x1.67m (47.1x65.8in)


G

L

G

L


B



BL

G

L

G





BL

G

L

G





【評価項目】

①　Head Clearance②　Shoulder Clearance③　Arm Clearance④　Foot Clearance

A320

EMB170

MJ

①

③

②

6.0” 【MJ（正対配置）】

7.5” 【A320】

8.3” 【EMB170】

④

9.2”

正対配置扇型配置

【MJ（扇型配置）】

通路幅：19.0” 通路幅：18.0”

傾斜角度はわずか（窓側：7deg/通路

側： 3deg）であり、違和感のないﾚﾍﾞﾙ（客室ﾓｯｸｱｯﾌﾟで確認）

※

扇形座席配置

窓側座席の足元クリアランス拡大

前方

扇形座席配置

窓側座席の足元クリアランス拡大

前方

正対配置で B737 と同等、

扇型配置で A320、EMB170/190 に勝る

Ⅲ-96

(b) 全機アレンジ胴体径の見直し、座席数大幅増に伴う胴体延長、主翼面積増大、エンジン大型化等に加え

て、全機アレンジ上の大きな違いは、前方カーゴの増設と胴体地上高の増大である。

機体後方のみに大きな貨物室を配置する形態では、貨物搭載量の寡多によって機体重心

が大きく変化する。この重心変化は、胴体が長い 70～90 席クラス機では無視できないほど大

きいため、カウンターバランスの搭載に伴う燃費性能の悪化や、重心管理手順を誤ると安全運

航に支障を来たす可能性もある。

カウンターバランス搭載による燃費悪化を避けるため、70 席クラス以上の機体では機体の

前後 2 箇所以上に貨物室を設け、荷物等の搭載量によって前後のバランスを調整できるよう

になっている。

大型機に多い、客室の床下に細長い貨物室を持つベリーカーゴ形態は、貨物室内の作業

性が悪いこともさりながら、胴体径が大きくなって燃費性能が悪化する事から採用せず、

CRJ700／900 のように、機体後方に大型貨物室、機体前方床下に小型貨物室を持つ様式を

採用する事とした。（図Ⅲ-2.1-60）

また、大幅に延長された胴体で必要な尻擦り角余裕を確保するには脚を延長する必要があ

り、この為、胴体地上高さが 50ｃｍ程度増大する。

これらの特徴が、運用上、競合機に比べて不利益を生じないことは運用者に確認済みであ

る（図Ⅲ-2.1-61、62）。

【図Ⅲ-2.1-60 70～90 席クラス機カーゴレイアウトの比較】

・ MJの前方床下カーゴは室内高さも低く作業性は良くないが、貨物室を床下に配置すれば床上の

客室スペースを侵食せずに済むこと、貨物容量が特に多い路線以外では後方の大型貨物室だけ

で事足りることから、特に不利な仕様ではない、とのエアライン評価を得た。

約1.3m

0.94m(37in)

1.49m(MIN)

1.75m

EMB 175（参考）

CRJ900（参考）

1.75m

0.94m(37in)

1.29m(MIN)

約2.3m

1.88m(73.9in)

【前方ｶｰｺﾞ】

2.63m(MIN)

2.01m(79in)

1.96m(MIN)

0.52m

MJ-70/MJ-90

？

【後方ｶｰｺﾞ】

約1.3m

0.94m(37in)

1.49m(MIN)

1.75m

EMB 175（参考）

CRJ900（参考）

1.75m

0.94m(37in)

1.29m(MIN)

約2.3m

1.88m(73.9in)

【前方ｶｰｺﾞ】

2.63m(MIN)

2.01m(79in)

1.96m(MIN)

0.52m

MJ-70/MJ-90

？

【後方ｶｰｺﾞ】

Ⅲ-97

【図Ⅲ-2.1-61 後方カーゴ・ローディングの評価】

【図Ⅲ-2.1-62 前方カーゴ・ローディングの評価】

作業性はモックアップにて評価済み。

スライディングカーペット

0.52m (1.7 ft)

1.8m (5.9 ft)

1.6m (5.3 ft)

4.9m (16.1 ft)

13個のスーツケースを収納可

・ MJの後方カーゴは、立って作業可能であり、作業性良好。TAT短縮に効果大。

・カーゴの地上高は高くなるが、カーゴローダを使用するのは床下カーゴ形態でも同様であり、デメ

リットとならない。

・前後のカーゴへは通常のカーゴローダでアクセス可能。

69個のスーツケースを収納可

想定したスーツケースのサイズ

　79cm（高さ）X 53cm（幅）X 28cm（厚み）

2.7m (8.9 ft)

1.2m (3.9 ft)

1.7m (5.6 ft)

Ⅲ-98

④ 空力

先述の通り、燃費性能を競合機に対して 20%程度改善する事が目標である。

競合する EMB170／190 シリーズや CRJ700／900 は，30～50 席クラスの競合機よりも開発年

代が新しいため，搭載エンジンの効率も向上し、新しい空力設計技術も取り入れている。これら

競合機を大幅に凌駕するには、30～50 席クラスを対象に実施した空力設計を更に洗練／高度化

する必要がある。

空力設計に必要な要素技術は 2.1.1.3 項に既出，且つ 2.3 項で詳述するため，以下ではこれら

要素技術を適用した結果として得られた MJ-70／MJ-90 の空力形状を概説する。

(a) 主翼（図Ⅲ-2.1-63 を参照）

・同クラス競合機に比して高いアスペクト比を選定，構造リスク（重量増のリスク）が過大となら

ないように配慮しつつ巡航性能に優れる形状とした。（図Ⅲ-2.1-64 を参照）

・ 25%コードでの後退角は 24 度とした。

（燃料搭載量と燃費メリット，構造成立性のトレード結果による。）

・主翼断面形状（翼型）は，巡航時の抵抗発散特性並びに揚力発散特性を標定に設計した。

（図Ⅲ-2.1-65 を参照）

・主翼取り付け位置は，重量重心管理と尾翼能力確保を標定に，主翼 25%MAC が胴体長の

46%位置に来るように配置した。

・ウイングレットをオプションとして設定した。MDO により形状を設計し，風洞試験にて燃費性

能が向上する事を確認した。（図 2.1-66）

(b) 高揚力装置；図Ⅲ-2.1-63

・離着陸性能要求より以下の形式を選定した。

- 前縁デバイス； 3 ポジションのスラット

- 後縁デバイス；シングル・スロッテッド・フラップ

Ⅲ-99

【図Ⅲ-2.1-63 MJ-70/MJ-90 主翼・高揚力装置平面形状】

【図Ⅲ-2.1-64 MJ-70／MJ-90 の主翼パラメータの他機比較】

【図Ⅲ-2.1-65 MJ-70/MJ-90 の主翼断面形状】

B737-600/700/800/900

B737-100/200

B737-300/400/500

B767-200/300B757-200/300

B777-200/300

EMB170/175

EMB190/195

MD-11

DC-10-30a

A318/319/320/321

A310

A300

A330

MJ-90-901-020/MJ-70-701-020

CRJ700/900

0.0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

6 7 8 9 10 11 12

主翼アスペクト比 (ND)

主翼

テー

パ比

(N

D)

-10-8-6-4-202468

-10 10 30 50 70 90 110X

主翼前縁下面の曲率変化、厚みを小さく設定

x/c

h/c

-10-8-6-4-202468

-10 10 30 50 70 90 110X

主翼前縁下面の曲率変化、厚みを小さく設定

x/c

h/c

Ⅲ-100

【図Ⅲ-2.1-66 MJ-70／MJ-90－ウイングレット形状設計(MDO)】

(c) 胴体

(ア) 機首形状（図Ⅲ-2.1-67 を参照）

視界要求，構造・装備品配置成立性，抵抗・騒音低減，意匠面での優位性を総合的に検

討して形状を選定した。

(イ) 後胴形状（図Ⅲ-2.1-68 を参照）

尻擦り角要求，水平尾翼の稼動面確保，APU および構造・装備の艤装性，尾翼への特異

な流れを誘起しないこと，等を総合的に検討して形状を選定した。

(ウ) 翼胴フェアリング形状（図Ⅲ-2.1-69 を参照）

フェアリング内装備品（空調機器，油圧系統，主脚等）の配置要求を満足することを条件

に，CFD 解析により，フェアリング前後の形状を変化させて抵抗最小となる形状を設計した。

(d) 尾翼

(ア) 垂直尾翼（図Ⅲ-2.1-70 を参照）

B737NG（B737-600～-900）並みの垂直尾翼能力を確保した。

(イ) 水平尾翼（図Ⅲ-2.1-71 を参照）

B737NG 並みの水平尾翼能力を確保した。

(e) エンジン

・主翼-パイロン-エンジンナセルの推進系干渉低減設計（MDO）を実施し，衝撃波剥離による

抵抗急増・バフェットを通常飛行領域で回避する設計とした。

・エンジン排気とフラップ（強度低下および疲労破壊を誘起），および主脚扉（空力騒音源）と

の干渉が無いことを CFD 解析ベースで確認した。

設計空間

Root chord length

Taper ratio

Sweep angle

Span length

Cant angle

Toe-out (twist) angle

Winglet

Y-Z

X-Y0.5<Cwr/Ct<1.0

0.3<Cwt/Cwr<1.0

24°<Λ25<45°

0.5<lw/Ct<2.0

0°<cant<84°

0°<toe<4°

CwrCt

Cwt

Λ25

canttoelw

＜拡大図＞

Rigid Bar要素

内挿結合要素（RBE3）

主翼構造ﾓﾃﾞﾙ（板要素）

ｴﾝｼﾞﾝﾅｾﾙ構造ﾓﾃﾞﾙ

（集中質量要素）

主翼空力形状

ｳｲﾝｸﾞﾚｯﾄ部空力荷重

（Euler計算ﾍﾞｰｽ）

荷重ﾊﾟｽ

主翼断面翼型

ｳｲﾝｸﾞﾚｯﾄ空力形状

Ⅲ-101

【図Ⅲ-2.1-67 MJ-70／MJ-90－機首形状】

【図Ⅲ-2.1-68 MJ-70／MJ-90－後胴形状の設計方針】

【図Ⅲ-2.1-69 MJ-70／MJ-90－翼胴フェアリング形状（解析例）】

CFD Analysis (Cp Distribution) CFD Analysis (Oil Flow)Styling & Pilot Visibility

B/H位置：真円

側面の削ぎ落としを緩和

艤装成立性による空間確保要件

APUダクトカバー

J103CD=84cts

J105CD=82cts

J108CD=78cts

1.0Cp

-1.0

1.0Cp

-1.0

①

②

Ⅲ-102

【図Ⅲ-2.1-70 MJ-70／MJ-90－垂直尾翼能力の他機比較】

【図Ⅲ-2.1-71 MJ-70／MJ-90－水平尾翼能力の他機比較】

垂直尾翼に対する胴体ファクター＝（胴体直径の2乗）×（胴体長）／（主翼面積）／（主翼スパン長）垂直尾翼容積比＝（主翼－尾翼間距離）×（垂直尾翼面積）／（主翼面積）／（主翼スパン長）　　ただし主翼諸元はgrossのものを、尾翼諸元は台形近似翼のものを使用した。

MJ-90-901-020MJ-70-701-020

A310

A300B4F A321

A320

A319

A318

B737-800B737-900 B737-400

B737-300B737-500

B777-300

B777-200

B767-200B737-600

B757-300

B757-200

B737-700

B767-400ERB767-300

EMB195

EMB190

EMB175EMB170

0.00

0.02

0.04

0.06

0.08

0.10

0.12

0.14

0.00 0.05 0.10 0.15 0.20 0.25胴体ファクター

垂直

尾翼

容積

比

MJ

Airbus機

Boeing機

Embraer機

MJ-90-901-020MJ-70-701-020

A310

A300B4F A321

A320

A319

A318

B737-800B737-900 B737-400

B737-300B737-500

B777-300

B777-200

B767-200B737-600

B757-300

B757-200

B737-700

B767-400ERB767-300

EMB195

EMB190

EMB175EMB170

0.00

0.02

0.04

0.06

0.08

0.10

0.12

0.14

0.00 0.05 0.10 0.15 0.20 0.25胴体ファクター

垂直

尾翼

容積

比

MJ

Airbus機

Boeing機

Embraer機

水平尾翼に対する胴体ファクター＝（胴体直径の2乗）×（胴体長）／（主翼面積）／（主翼MAC長）水平尾翼容積比＝（主翼－尾翼間距離）×（水平尾翼面積）／（主翼面積）／（主翼MAC長）　　ただし主翼および尾翼諸元は台形近似翼のものを使用した。

A330

B777-300

B767-200

B737-200

A318

B737-500

EMB190

EMB170

B737-700

EMB175EMB195

B737-300

A310A320

B737-600

A300

B777-200LR

B767-400ER

B767-300B757-300

B757-200

A319

B737-400

A321

B737-800

B737-900

A340-300

A340-200

B747-400

DC9-20

MD90-10

DC9-10 DC9-30CRJ900

MD80s

F28-4000

F100

F28-1000

F28-3000

BAC111-475

MU300GX

CitationX

HawkerHorizonCRJ200

Falcon200BD100

GV F28-2000

B717-200

ERJ145

DC9-40

MD90-40

DC9-50MD90-30

B727

MJ-70-701-020MJ-90-901-020

0.0

0.2

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

1.4

1.6

1.8

2.0

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 1.8 2.0

胴体ファクター

水平

尾翼

容積

比

2発ｳｲﾝｸﾞﾏｳﾝﾄ機


2発ﾘｱﾏｳﾝﾄ機

3発機

MJ

A330

B777-300

B767-200

B737-200

A318

B737-500

EMB190

EMB170

B737-700

EMB175EMB195

B737-300

A310A320

B737-600

A300

B777-200LR

B767-400ER

B767-300B757-300

B757-200

A319

B737-400

A321

B737-800

B737-900

A340-300

A340-200

B747-400

DC9-20

MD90-10

DC9-10 DC9-30CRJ900

MD80s

F28-4000

F100

F28-1000

F28-3000

BAC111-475

MU300GX

CitationX

HawkerHorizonCRJ200

Falcon200BD100

GV F28-2000

B717-200

ERJ145

DC9-40

MD90-40

DC9-50MD90-30

B727

MJ-70-701-020MJ-90-901-020

0.0

0.2

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

1.4

1.6

1.8

2.0

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 1.8 2.0

胴体ファクター

水平

尾翼

容積

比



2発ﾘｱﾏｳﾝﾄ機

3発機

MJ

Ⅲ-103

⑤ 構造

MJ-70／MJ-90 の構造初期仕様を設定した。構造概要図を図Ⅲ-2.1-72 に示し、設定に際して

の考え方等を以下に示す。

【図Ⅲ-2.1-72 MJ-90 構造概要図】

(a) 胴体構造

(ア) 全般（胴体構造線図を図Ⅲ-2.1-73 に示す。）

・胴体フレームは、客室窓／客席ピッチと整合をとるために 400mm（15.75in）ピッチで配し、

主要構造は、MJ-70/MJ-90 で共通とした。

・ストレッチ部（翼胴結合部の前後）は、プラグ方式ではなくパネルストレッチ方式を選定し、

Ⅲ-104

主翼取り付け部は MJ-70 と MJ-90 で共通とした。

(イ) 前胴部（図Ⅲ-2.1-74 を参照）

・床上部構造は、マルチフレーム方式とストリンガ方式を比較検討した結果、コスト及び組

立性で優位なマルチフレームの一般的な（コンベンショナル）構造とした。

・整備性を考慮し、機体外部から風防ガラスを取り付けられる構造様式を採用した。

・鳥衝突対策（前方耐圧壁構造、風防ガラス取り付け部）として緩衝材を設置した。

(ウ) 中胴構造（図Ⅲ-2.1-75、76 を参照）

・胴体フレームピッチ、ストリンガピッチを変化させて重量インパクトを評価した。フレーム

配置は窓アレンジと密接な関係があるため、今後は窓アレンジと併せて検討を進める。

・フレームとパネルの結合は、組立作業性は劣るものの重量軽減および部品点数削減が

可能な直接結合方式（フレームにストリンガのカットアウトを設ける）とした。

・翼胴結合は、主翼構造と胴体フレームをファスナーで結合する一体結合とした。また、

中央翼は胴体構造として組み立てる構成とし、翼胴結合はボルト結合とした。

・前部に乗降扉とサービス扉を設置、何れも横方向トランスレーティング方式とした。

・前部の右舷下部に荷物室扉を設置、作業性等から下方スライドタイプ（手動）とした。

・後部の右舷側に荷物扉を設置、プラグ方式の外開き機構を設定した。

・中央翼下部にキール構造を配置した。

(エ) 後胴構造（図Ⅲ-2.1-77 を参照）

・後部耐圧壁の隔壁は平板構造と曲面（ドーム）構造を比較検討した結果、曲面タイプが

重量で僅かに優位である一方で、スペース的には平板構造が優位であることから、初

期仕様では平板構造を採用した。コスト、艤装性等を考慮して決定する。

・垂直尾翼取り付け隔壁として、前桁、後桁取り付け用に機械一体削り出しフレームを配

置した。

・垂直尾翼の取り付けは、隔壁に設置した金具（LUG形式）によるせん断結合方式を設定

した。

(b) 尾翼構造（図Ⅲ-2.1-78～80 を参照）

・垂直尾翼、水平尾翼の桁間構造は、A-VaRTM の採用をベースラインとした。

・後桁を 50％コードに配置し、艤装品は桁間構造の外側に取り付ける方式とした。

・水平安定板は、左右翼を胴体中心面で結合した上で、結合した水平安定板の後方を尾

翼後方隔壁とピボット金具で結合し、前方はピッチトリムアクチュエータ結合とした。

・方向舵、昇降舵の取り付け構造は、APU ブレード飛散を考慮したアクチュエータ、ヒンジ

配置とした。

Ⅲ-105

【図Ⅲ-2.1-73 MJ-70／MJ-90－胴体構造線図】

MJ-90

MJ-70

Ⅲ-106

【図Ⅲ-2.1-74 MJ-90 前胴構造（マルチフレーム構造）】

【図Ⅲ-2.1-75 MJ-90 中胴（胴体一般部）構造】

Ⅲ-107

【図Ⅲ-2.1-76 主翼・胴体結合構造】

【図Ⅲ-2.1-77 後胴構造／後方与圧隔壁構造】

FRONT SPAR

AFT WHEEL WELL BKHD

PRESSURE DECK

CENTER WING

REAR SPARFRONT BKHD

FLOOR BEAM

APU 防火壁

水平尾翼 PIVOT

垂直尾翼取り付けラグ

水平尾翼 JACK

平板型圧力隔壁

FWD

ドーム型圧力隔壁

FWD

Ⅲ-108

【図Ⅲ-2.1-78 垂直尾翼構造】

【図Ⅲ-2.1-79 水平尾翼構造】

【図Ⅲ-2.1-80 尾翼－翼胴結合構造】

前桁構造

後桁構造

左右翼を胴体中心面で結合トリムアクチュエータ取り付け

水平尾翼PIVOT金具

Ⅲ-109

(c) 主翼構造

MJ-35／MJ-50 の考え方を踏襲し、金属構造をベースラインとして設定した。

図Ⅲ-2.1-81 に構造線図を示す。

全幅：27.6m

【図Ⅲ-2.1-81 主翼構造線図】

Ⅲ-110

⑥ 装備・電装 MJ-70／MJ-90 の各システムの主な仕様を表Ⅲ-2.1-10 に示し、検討例を図Ⅲ-2.1-82～97 に

示す。また、本仕様に基づく装備品を機体に配置した結果を図Ⅲ-2.1-98 に、後胴に配置した装

備品に対するアクセス性を評価した結果を図Ⅲ-2.1-99 に示す。

【表Ⅲ-2.1-10 MJ-70／MJ-90 の装備仕様】

システム主な仕様

エンジン

・推力15,000lb級のターボファン・エンジン×2基（ウイング・マウント形態）搭載する仕様とする。・最適エンジン・サイズを設定する為に、異なるファン径で以下の評価を実施した。　　・エンジン燃費（SFC）／重量／騒音値の感度　　・地上高へのインパクト　　・降着装置の長さ・重量へのインパクト　　・フラップ排気干渉　　・Block Fuel／COCへのインパクト・エンジン・コントロールはFADECによる。・ナセルはショート・ダクト・セパレート・フロー・タイプをベースラインに設定した。・空調/防氷システム用に高温・高圧のブリード・エアを供給する。

アビオニクス・統合モジュラー・アビオニクスを採用する（重量，容積，整備コスト低減）。・CMS（Central Maintenance System）による整備作業の効率化を狙う。・Weather MinimaはCATⅡ（標準）/CATⅢa（オプション）に対応。

操縦

・主操縦系統（エレベータ、エルロン、ラダー）はFly By Wire方式を採用。（詳細はⅢ2.5項を参照）・前縁スラットあり。・後縁フラップはファウラー方式のシングル・スロッテッド・フラップを採用。・スラット／フラップとも電気式Power Drive Unitにより駆動。

油圧・独立した3系統構成、1系統は非常時Ram Air Turbineにより駆動可能。・系統圧力は3,000psi、作動油はリン酸エステル系。

降着・コンベンショナルな油圧式脚揚降システムを採用。・Brake By Wire/Steering By Wireを採用（ブレーキはカーボン）。

電源

・主電源は機構の複雑な定速駆動装置をもたないVF（Variable Frequency）方式のAC Generator（115V/3相）×2。その他に補助電源・緊急用電源としてAPU Generator、バッテリ、ADG(AirDriven Generator)を装備する。・配電は115VAC系統と28VDC系統。・主要装備品は1台故障しても運用可能であるよう冗長度を持たせる。

照明・整備性、出発信頼性に配慮し、可能な限り長寿命/低消費電力のLED(Light EmittingDiode)/HID(High-Intensity Discharge lamp)を採用。

空調/与圧

・空調装置(ECS Pack)はエンジン/APU抽、,または外部高圧空気源を使用した　コンベンショナルなAir Cycle Machineを搭載。・ECS　Packは胴体下部フェアリング内に2機を搭載。・緊急時はECS熱交換器用のRAM　Air　Intakeより外気を導入可能。・Mix-Manifoldは中胴床下に配置。・空調空気分配用のライザーダクトは片舷8本とし、座席3列に1本の割合とする。・与圧コントロール用のOutflow Valve、Safety Valve等は後方バルクヘッドに設ける。

防氷・エンジン抽気により、主翼前縁、エンジン・ナセル前縁を防氷。・尾翼の防氷なし。

燃料・エンジン始動には電動ブースト・ポンプを使用。・エンジン始動後はEjector Pumpにより燃料を供給。・燃料タンク防爆システム搭載のプロビジョンを設ける。

APU ・Tail Cone内に装備し、エンジン始動/空調用の抽気及び電源を供給。

客室· 4列座席、扇形及び正対配列共に可能で、幹線機並の快適性を確保できる最小胴体径。· 座席幅：18″、通路幅：18"～19"、通路高さ：79"とする。· 客室前方及び後方にGalleyとLavatoryを配置。

荷物室・後胴床上に荷物室を設置（Class C）。

Ⅲ-111

【図Ⅲ-2.1-82 エンジンサイズの地上高への影響評価】

• Ground Clearance in case ofNose Gear Collapse :2.3mm

• Roll Clearance199mm (12deg)

• Ground Clearance :626mm

• Floor Level :2625mm

Nose Gear Collapse Ground Line

• Water spray:22deg



















Ⅲ-112

【図Ⅲ-2.1-83 フラップ排気干渉に関する検討例】

【図Ⅲ-2.1-84 降着装置の長さに対する影響評価検討例】

Static temperature distributions [degC]

Eta =0.35Most severe sectionin the analysis

case1 (ISA+15degC)

case2 (ISA+20degC)Static temperature distributions [degC]

Eta =0.35Most severe sectionin the analysis

case1 (ISA+15degC)

case2 (ISA+20degC)

Fuselage C/L

80.38in (Strut Length)


Rear SparDatum LN

Aux SparDatum LN

LH WingView Locking Down

Fuselage C/L



Rear SparDatum LN

Aux SparDatum LN

LH WingView Locking Down

Ⅲ-113

【図Ⅲ-2.1-85 エンジンサイズの降着装置重量に対する影響】

【図Ⅲ-2.1-86 エンジンサイズの Block Fuel に対する影響】

Delta 400nm Block Fuel

-1.0%

-0.5%

0.0%

0.5%

1.0%

1.5%

2.0%

Delta

Blo

ck

Fuel

Fan Dia -4in

-2in

Baseline+2in

+4in

MJ-90 Fixed Aircraft

Engine Fan Dia(in)

Landi

ng

Gear

Weig

ht

+2in +4in +6in +8in +10in-2in

Weight増

Weight減

Engine Fan Dia(in)

Landi

ng

Gear

Weig

ht

+2in +4in +6in +8in +10in-2in

Weight増

Weight減

Ⅲ-114

【図Ⅲ-2.1-87 操縦系統－高揚力装置のシステム構成】

【図Ⅲ-2.1-88 油圧系統－システム構成】


Flap/Slat Control

Unit

Skew Sensor

Asymmetry Sensor

Asymmetry Brake

Gear Box

Ball ScrewActuator


Torque Tubeor

Flexible Shaft

Slat PowerDrive Unit


Asymmetry Sensor

Asymmetry Brake


orFlexible Shaft

Skew Sensor

Disconnect Sensor

Gear Box



Flap/Slat Control

Unit

Flap/Slat Control

Unit

Skew Sensor

Asymmetry Sensor

Asymmetry Brake

Gear Box

Ball ScrewActuator


Torque Tubeor

Flexible Shaft

Slat PowerDrive UnitSlat PowerDrive Unit


Asymmetry Sensor

Asymmetry Brake


orFlexible Shaft

Skew Sensor

Disconnect Sensor

Gear Box

System 1

RESERVOIR

SVM

System 2System 3

FILTER MANIFOLD

EnginePump

MotorPump

FILTER MANIFOLD

MotorPump

MotorPumpM MM

RESERVOIR

MotorPump

FILTER MANIFOLD

EnginePumpM

HYDSYSTEM

AILERON

ELEVATOR

RUDDER

GROUND

SPOILER

THRUSTREVERSER

BRAKE

LANDINGGEAR SYS

Pressure Gauge

EL#1[LH]I/B ACTR

EL#2[RH]I/B ACTR

AL#2[RH]I/B ACTR

AL#1[LH]I/B ACTR

AL#1[LH]O/B ACTR

AL#2[RH]O/B ACTR

EL#2[RH]

O/B ACTREL#1[LH]

O/B ACTR

RUDDERLWR ACTR

RUDDER

UPR ACTR

MLT FUNC

SPOILER

PMV PMV PMV

Spoiler #1[LH, O/B Multi]

Spoiler #10[RH, O/B Multi]

Spoiler #2[LH, I/B Multi]

Spoiler #9[RH, I/B Multi]

Spoiler #3[LH, I/B Multi]

Spoiler #8[RH, I/B Multi]

Spoiler #4

[LH, GND]

Spoiler #7[RH, GND]

THRUST

RVSR ,RH

P.V.

HYDMotor

HYDPump

PS.V.

P.V.

NLG ACTR

MLG ACTR

ACCUM ACCUM ACCUM

Spoiler #5

[LH, GND]

Spoiler #6[RH, GND]

THRUSTRVSR, LH

MLG BRAKE

RH, LH, I/B

ACCUM

MLG BRAKERH, LH, O/B

ACCUM

RESERVOIR

1A 1B 3A 3B 2B 2A

ON

(Excep

tFla

p UP)

115VAC BUS 2115VAC BUS 1 AC ESS BUS 115VAC BUS 2

ON

(Exce

ptFlap U

P)

ON

(Exce

ptFlap U

P)

STEERINGACTR

Ⅲ-115

【図Ⅲ-2.1-89 降着系統（ブレーキ制御系統）－システム構成】

【図Ⅲ-2.1-90 電源系統－システム系統図】

< >

< >

< >

< >

BRAKECONTROL

UNIT

BRAKECONTROL

VALVE

BRAKECONTROL

VALVE

BRAKECONTROL

VALVE

BRAKECONTROL

VALVE

<↑

< ↑

SHUTOFFVALVE

SHUTOFFVALVE

<↑

<↑

>

PARKBRAKEVALVE

EICAS

<

<

CMC

>

PILOTPEDAL

CO-PILOTPEDAL

HYDRAULICFUSE

PRESSURESWICH

PRESSURETRANSDUCER

HYDRAULICSYSTEM 1

HYDRAULICSYSTEM 2

SHUTTLEVALVE





MEIN WHEEL


&HUBCAP

PRESSURESWICH

PARK/EMERGENSYBRAKE

<↑

PRIMARYCHANNEL

SECONDARYCHANNEL

LVDTLVDTLVDTLVDT

HYDRAULICFUSE

< >

< >

< >

< >

< >

< >

< >

BRAKECONTROL

UNIT

BRAKECONTROL

VALVE

BRAKECONTROL

VALVE

BRAKECONTROL

VALVE

BRAKECONTROL

VALVE

<↑

< ↑

SHUTOFFVALVE

SHUTOFFVALVE

<↑

<↑

>

PARKBRAKEVALVE

EICAS

<

<<

CMC

>

PILOTPEDAL

CO-PILOTPEDAL

HYDRAULICFUSE

PRESSURESWICH

PRESSURETRANSDUCER

HYDRAULICSYSTEM 1

HYDRAULICSYSTEM 2

SHUTTLEVALVE





MEIN WHEEL


&HUBCAP

PRESSURESWICH

PARK/EMERGENSYBRAKE

<↑

PRIMARYCHANNEL

SECONDARYCHANNEL

LVDTLVDTLVDTLVDT

HYDRAULICFUSE


115VAC

UTIL BUS 1

28VDCESS TRU 1

115VAC

ESS BUS

115VAC

UTIL BUS 2

28VDCTRU 2

28VDCESS

TRU 2

28VDCTRU 1


28VDC

UTIL BUS 1

28VDC

ESS BUS

28VDC

UTIL BUS 2

MAIN BATT

DIRECT BUS

APU BATT

DIRECT BUS

BATT BUS

28VDC

BUS 1

MAINBATT

115VAC

BUS 1

MAINBATTCHGR

APUBATT

APUBATTCHGR

115VAC

SERV BUS

115VAC

BUS 2

115VAC

ADG BUS

GCU ADG No.1GEN

GCUNo.2GENGCU

APUGEN

GCU≪

External AC115V


28VDC

BUS 2

28VDC

SERV BUS









115VAC

UTIL BUS 1

28VDCESS TRU 1

115VAC

ESS BUS

115VAC

UTIL BUS 2

28VDCTRU 2

28VDCESS

TRU 2

28VDCTRU 1


28VDC

UTIL BUS 1

28VDC

ESS BUS

28VDC

UTIL BUS 2

MAIN BATT

DIRECT BUS

APU BATT

DIRECT BUS

BATT BUS

28VDC

BUS 1

MAINBATT

115VAC

BUS 1

MAINBATTCHGR

APUBATT

APUBATTCHGR

115VAC

SERV BUS

115VAC

BUS 2

115VAC

ADG BUS

GCU ADG No.1GEN

GCUNo.2GENGCU

APUGEN

GCU≪

External AC115V


28VDC

BUS 2

28VDC

SERV BUS








115VAC

UTIL BUS 1

28VDCESS TRU 1

115VAC

ESS BUS

115VAC

UTIL BUS 2

28VDCTRU 2

28VDCESS

TRU 2

28VDCTRU 1


28VDC

UTIL BUS 1

28VDC

ESS BUS

28VDC

UTIL BUS 2

MAIN BATT

DIRECT BUS

APU BATT

DIRECT BUS

BATT BUS

28VDC

BUS 1

MAINBATT

115VAC

BUS 1

MAINBATTCHGR

APUBATT

APUBATTCHGR

115VAC

SERV BUS

115VAC

BUS 2

115VAC

ADG BUS

GCU ADG No.1GEN

GCUNo.2GENGCU

APUGEN

GCU≪

External AC115V


28VDC

BUS 2

28VDC

SERV BUS








Ⅲ-116

【図Ⅲ-2.1-91 照明系統－機外照明に対する LED/HID 採用方針】

LED

HIDHalogen





メリット

デメリット


Primary : LED

Secondary : Halogen



: LED


: HID



: Sealed Beam


Primary : LED

Secondary: Halogen


Primary : LED

Secondary : Halogen














LED

HIDHalogen

LEDLED

HIDHIDHalogenHalogen





メリット

デメリット


Primary : LED

Secondary : Halogen


Primary : LED

Secondary : Halogen



: LED

: 機体上面/下面


: LED


: HID


Logo LightsLogo Lights

: HID



: Sealed Beam


: Sealed Beam


Primary : LED

Secondary: Halogen


Primary : LED

Secondary: Halogen


Primary : LED

Secondary : Halogen


Primary : LED

Secondary : Halogen
























Ⅲ-117

【図Ⅲ-2.1-92 空気系統－スケマチック】

【図Ⅲ-2.1-93 ECS Pack－スケマチック】

ECS(Environmental Contort System) PackECS(Environmental Contort System) Pack

Ⅲ-118

【図Ⅲ-2.1-94 空調空気分配系統】

【図Ⅲ-2.1-95 Outflow Valve 及び Safety Valve（与圧系統）】

ライザーダクト

O/Hダクト

空調空気分配ダクト(一部)

ECS Pack

：空調系FWD

Outflow Valve

Safety Valve

Ⅲ-119

【図Ⅲ-2.1-96 主翼前縁防氷】

A

A

C

C

B

B

SECT A - A

Ave. 15.5 Slat1

Ave. 20.8

Slat3

SECT C - C

Ave. 18.1

Slat2

SECT B - B

Slat

Slat

Slat

Slat

Ⅲ-120

【図Ⅲ-2.1-97 燃料系統－システム構成】

Ⅲ-121

【図Ⅲ-2.1-98 MJ-70／MJ-90 全機装備アレンジ】

：操縦系統：空調系統

：電子系統：電気系統：燃料系統：降着系統：補助動力系統：ニューマチック系統

：内装：水・水洗系統：コックピット







Ⅲ-122

与圧室アビオラックへのアクセス後部機器室内装備品へのアクセス

APU 及び Firewall の Disconnect（下部）へのアクセス Firewall の Disconnect（上部）へのアクセス

【図Ⅲ-2.1-99 MJ-70／MJ-90 後胴内装備品の整備性評価例

Ⅲ-123

(2) 競争力評価

70～90 席クラスでは、エンブラエル社の EMB170／190 シリーズ、ボンバルディア社の CRJ700／

900 など、比較的開発時期の新しい機種が直接の競合相手となるため、新技術適用等によって明

白な競争力を確保する必要がある。

また、幹線機直下の機体クラスであるため、ボーイング社の B737 シリーズやエアバス社の A320

シリーズ（これらシリーズの中の小機材）に対する優位性も必要となる。（具体的には、例えば

B737-600 に対する十分な優位性がなければ、B737-700 他との高いコモナリティを有する

B737-600 の方が機材構成全体で見ると優位になり得る。）

更に、特に国内市場では、地方路線への投入で数が増えつつあるターボプロップ機、ボンバルデ

ィア社の Dash-8 Q400（70 席クラス）とも競合する。

以下では、これら競合相手に対する MJ-90 の競争力評価の結果を代表として記す。これは現時

点の仕様に対する評価であるので、競争力が不足と判断すれば、仕様見直し等によって必要な競

争力を確保するよう検討を進めるのは言うまでもない。

また、表Ⅲ-2.1-11 に、このクラスの主な機体の諸元・性能を纏める。

① EMB170／190 シリーズ

70～90 席クラスの主要競合機である EMB170／190 シリーズ、中でも機体サイズが MJ-90（

大 90 席程度）とも近い EMB175（大 86 席）を比較対象とした。

図Ⅲ-2.1-100 に燃費（国内重量条件、400nm 運航）の比較を示す。MJ-90 は座席あたり燃費

で EMB175 に対して 21%の優位性を達成できる見込みである。

MJ-90 の EMB175 に対する燃費優位性の内訳を図Ⅲ-2.1-101 に示す。

太い胴体を持つ EMB175（または EMB170／190 シリーズ）は抵抗・重量面でペナルティを持つ

事、競合機よりも更に1世代新しいエンジンを採用する事の効果に加え、新空力設計技術の適

用等による効果を見込んでいる。

② CRJ700／900

CRJ900 に対して約 15%の燃費優位性を見込んでいる。（図Ⅲ-2.1-100）

CRJはMJよりも細い胴体を持つので抵抗・重量面で優位であるが、搭載エンジンが１世代古く

効率が悪い事、その他の適用技術も MJ より古いこと等から、十分な優位性を確保できる。

また、既出の通り、MJ は客室快適性の面で CRJ700／900 よりも明白に有利である。

③ 幹線機

幹線機として国内で運航されている B737-600 と比較すると、MJ-90 は約 10%の燃費優位性を

持つと見込む（座席当り）。エアラインには、座席当り燃費 10%の差は十分大きな値と受け取られ

ており、B737 では大きすぎる路線のダウンサイジング候補になり得る機体と考えられる。

Ⅲ-124

④ Dash-8 Q400

国内で運航されている Dash-8 Q400 と比較すると、MJ-90 は約 9%の燃費優位性を持つ見込み

である（座席当り）。国内ではターボプロップ機の優遇措置があるなど、燃費のみでは一概に優位

とは言えないが、ダウンサイジング用途とターボプロップ機代替用途を一つの機種で行えれば、

マスメリットも出る為にエアラインにとっての魅力が向上するものと思われる。

※縦軸は座席当り燃料消費量、横軸は機体当りの燃料消費量を表す。

【図Ⅲ-2.1-100 競争力評価－燃費】

国内路線想定，400nm運航

EMB175

EMB195

Q400

CRJ900 737-500

EMB190

737-600

30

35

40

45

50

55

60

2,500 3,000 3,500 4,000 4,500 5,000 5,500 6,000 6,500

便当り燃料消費量 (lb/Trip)

座席

当り

燃料

消費

量

(lb/se

at)

MJ-909 %15 %

21 %

10 %

70

座席

数　8

0

90 100

110

120

130

140

150

座席数小（機体規模小）

座席数大（機体規模大）

Ⅲ-125

【図Ⅲ-2.1-101 競争力評価：燃費低減の内訳（MJ-90、対 EMB175）】

【表Ⅲ-2.1-11 70～90 席クラスの機体諸元・性能比較】

表中の航続距離は、航続距離性能を同一条件で比較するために、乗客1人当り重量、座席間隔、Alternate等を統一して算出したものであり、それぞれの機体の設計航続距離とは必ずしも一致しない。

MJ-90 MJ-70 EMB170LR

EMB175LR

EMB190AR

EMB195AR

CRJ700ER

CRJ900LR 728Jet B737-600

90 74 78 86 106 118 70 86 80 13284 68 70 78 98 108 - - - 122

1,800 1,800 1,364 1,241 1,806 1,390 1,335 1,353 1,550 1,150

75 75 70 70 96 96 67 67 70 112

35.10 31.90 29.90 31.68 36.24 38.65 29.23 33.42 27.04 31.20

2.90 2.90 3.01 3.01 3.01 3.01 2.69 2.69 3.47 3.76

2.90 2.90 3.35 3.35 3.35 3.35 2.69 2.69 3.47 3.88

14,920 12,980 14,200 14,200 18,500 18,500 13,790 14,255 13,575 22,700

42,073 38,298 37,201 38,791 50,301 50,791 34,020 38,329 35,200 65,545

23,946 22,669 20,940 21,810 28,081 28,971 19,732 21,546 20,797 36,379

320/0.80 320/0.80 320/0.82 320/0.82 320/0.82 320/0.82 335/0.85 335/0.85 335/0.81 340/0.82

1,817 1,742 1,590 1,825 2,044 2,237 1,676 2,068 1,529 1,661

1,494 1,414 1,316 1,352 1,379 1,428 1,478 1,660 1,398 1,341

胴体幅 (m)

胴体高 (m)

航続距離 (nm) @240lb/pax(31in)

座席数, 1class (31in)

胴体長 (m)

主翼面積（台形） (㎡)

1class (32in)

着陸滑走路長 (m) @MLW, ISA/S.L.

大離陸重量 (kg)

静止大離陸推力(lb/EG)

VMO/MMO (kt/M)

離陸滑走路長 (m) @MTOW, ISA/S.L.

運用空虚重量 (kg)

比較対象：EMB175

3

1

2

5

10

0%

5%

10%

15%

20%

25%

（400nm運航時/2005年6月現在）

競合

機に

対す

る燃

費改

善量

（座

席当

りの

ブロ

ック

フェ

エル

）

21

11

3

1

2

5

10

0%

5%

10%

15%

20%

25%

（400nm運航時/2005年6月現在）

競合

機に

対す

る燃

費改

善量

（座

席当

りの

ブロ

ック

フェ

エル

）

21

11

・新型エンジンの採用

・機体アレンジ工夫による小型化

・構造軽量化・空力・構造同時適化・空力形状の低抵抗化

具体的な対応策（候補）

3次元空力設計による大流量高効率ファンの採用1段当りの圧縮率を高めた小型高効率コンプレッサの採用

新燃焼技術を取り入れた燃焼器の採用

床上荷物室形態、扇型座席配置

A-VaRTM尾翼、B787複合材技術応用新規適化手法の確立/適用CFD技術の精度向上/適用拡大

複合材主翼等

Ⅲ-126

(3) エアライン評価

2006 年 3 月までに国内外合計で 58 のエアラインを延べ 175 回訪問し、MJ 機体仕様に関する意

見を聴取した。MJ-70／MJ-90 に対するエアライン評価結果のまとめを表Ⅲ-2.1-12 に示す。

【表Ⅲ-2.1-12 MJ 機体仕様に対するエアライン評価】

- MJ-70／MJ-90の機体仕様は、国内エアライン要求をよく反映し、ニーズに合致してい

るとの評価

- 欧州と同様に、機体規模（座席数）はできるだけ100席に近い方が望ましい

- 欧州と同様、運航経済性と客室快適性をバランスさせる機体構想を多くのエアライン

が評価

- MJ-70／MJ-90の機体仕様に大きな問題はないが、エアライン毎のパイロット・スコー

プ・クロースの違い、客室仕様要求の多様性等から、今後、各エアラインの個別要求に対応可能な客室配置の成立性の確認が必要

- 燃料費高騰に伴い、客室快適性よりも運航経済性をより一層重視する意見が顕著

- 客室を過度に大きくせず、胴体径を絞って燃費経済性向上を狙った製品企画を多くのエアラインが支持（既存の古い70~100席機に対する代替候補機になると評価）

- 機体規模（座席数）は、できるだけ100席に近い方が好ましい

【欧州】

【米国】

【日本】

- MJ-70／MJ-90の機体仕様は、国内エアライン要求をよく反映し、ニーズに合致してい

るとの評価

- 欧州と同様に、機体規模（座席数）はできるだけ100席に近い方が望ましい

- 欧州と同様、運航経済性と客室快適性をバランスさせる機体構想を多くのエアライン

が評価

- MJ-70／MJ-90の機体仕様に大きな問題はないが、エアライン毎のパイロット・スコー

プ・クロースの違い、客室仕様要求の多様性等から、今後、各エアラインの個別要求に対応可能な客室配置の成立性の確認が必要

- 燃料費高騰に伴い、客室快適性よりも運航経済性をより一層重視する意見が顕著

- 客室を過度に大きくせず、胴体径を絞って燃費経済性向上を狙った製品企画を多くのエアラインが支持（既存の古い70~100席機に対する代替候補機になると評価）

- 機体規模（座席数）は、できるだけ100席に近い方が好ましい

【欧州】

【米国】

【日本】

Ⅲ-127

(4) 平成 17 年度末時点迄の成果纏め

平成 17 年度末時点における機体仕様検討の成果を纏める。

① 機体仕様と技術的成立性

(a) 真円断面・114”径の 4 列座席胴体、後胴床上＋前胴床下の荷物室配置、エンジン翼下搭載

（ウィング・マウント形態）を外形上の特徴とする機体仕様の基本構想策定を完了した。大

限の共通性を持ちつつ、70 席クラス／90 席クラス双方で必要十分な競争力＝燃費優位性等

を確保するよう、70 席クラスと 90 席クラスのファミリー構想を併せて策定した。

(b) 機体構想／初期外形形状（風洞試験模型用の OML）策定の過程で、エンジン／主要装備品

の初期仕様／配置構想、構造初期仕様等を併せて設定、レイアウト成立性を確認した。空力

特性評価を目的とする風洞試験模型設計・製作作業と並行して、構造仕様適化を目的と

する各種トレードオフ検討や装備品メーカとの技術協議を実施中である。

② 競争力

(a) エンジン燃費改善（対 EMB-175 エンジン、SFC＝▲10%）を前提とした解析ベースの推定

（CFD 解析による空力特性を用いたミッション計算）では、MJ-90（90 席クラス）は同クラスの

代表的競合機：EMB175 に対して 20%強の燃費優位性を確保している。

(b) 初期外形形状の空力特性について基本風洞試験で評価中であるが、高速特性（巡航特性）

は概ね解析通りの結果となっている（2.3 項を参照）。また、エンジン・メーカの解析では、エン

ジン SFC の改善量（現時点での見込み）は 10%を上回っており、燃費目標（機体・エンジン合

計で▲20%）は達成見通しありと言える。

③ エアライン要求適合性

(a) 当該機体仕様について、日米欧各地域のカスタマ候補エアラインのレビューを受けた。

(b) 過度な客室快適性（＝乗客と壁との足元／頭部クリアランス等）＝過度に大きい胴体断面を

避けて 70～90 席クラスで燃費（運航経済性）を適化する基本コンセプトには、ほぼ全ての

エアラインが賛同した。個別エアラインの事情（スコープ・クローズ対応等）を勘案して、主とし

て客室レイアウトに関する細部仕様をカスタマイズする必要があるものの、機体構想は概ね

受け入れ可能との感触を得た。

Ⅲ-128

(4) 今後の課題今後の技術課題は以下の通りである。

① 大座席数

欧州エアライン要求を踏まえ、大座席数を 100 席に近づけるべく仕様検討を行う。

但し、図Ⅲ-2.1-102 に示すように、MJ-90 の胴体細長比（Finess Ratio）は、現時点で既に 200

席以下の機体でほぼ大の領域にあることから、リスク回避の為に胴体延長は小限に留め、

胴体剛性低下や脚長増大に伴う重量増、整備性悪化等のペナルティを小化できる仕様を設定

すべく検討を進める。

② 重心管理

長い胴体を持つ機体は、貨物搭載や乗客着座分布による重心移動範囲が広い為、重心管理

に伴う運用制限やバラスト（カウンター・バランス）搭載による重量ペナルティを生じることがある。

現在までの検討では極端な運用制限やペナルティは発生しないと見込んでいるが、上述の仕

様見直しに伴って運用制限やペナルティが増大しないよう（若しくは運用制限を極力緩和すべく）、

慎重に検討を進める。

③ 適用新技術の採否

複合材主翼など、その採否が基本設計／全機仕様に与える影響が大きいアイテムは、機体競

争力への寄与度に加えて開発・量産コスト／リスクも総合的に勘案し、早期に採否を決定する。

【図Ⅲ-2.1-102 旅客機の胴体細長比比較】

A318

A319

A320

A321

737-900

737-800

737-700

737-600

EMB175

EMB170

EMB190

EMB195

328JET

728JET

928JET

MD-90

MD-80

DC9-50

DC9-40

B717-200

DC9-30

DC9-10

RJ100

RJ85

RJ70

CRJ700

CRJ900

CRJ200

F100

F70

DHC-Q400

DHC-300

DHC-100

ERJ-145

EMB120

ERJ-135

ATR42

ATR72

MJ-90

RRJ95

RRJ75

RRJ60

ARJ21-700

ARJ21-900

CSeries130

CSeries110

6

7

8

9

10

11

12

13

14

0 50 100 150 200Max Pax (Single Class)

Fuse

lage

L/D

3-abreast

4-abreast

5-abreast

6-abreast

Fin

ess

Rat

io (=胴

体長

/胴

体径

)

cf.) B757-300；　　　　 Fuselage L/D 13.9 @295pax

B777-300；　　　　 Fuselage L/D 11.8 @500pax

A340-600；　　　　 Fuselage L/D 11.8 @379pax

Ｌは胴体長、Dは胴体高さを表す。

MJ-70

A318

A319

A320

A321

737-900

737-800

737-700

737-600

EMB175

EMB170

EMB190

EMB195

328JET

728JET

928JET

MD-90

MD-80

DC9-50

DC9-40

B717-200

DC9-30

DC9-10

RJ100

RJ85

RJ70

CRJ700

CRJ900

CRJ200

F100

F70

DHC-Q400

DHC-300

DHC-100

ERJ-145

EMB120

ERJ-135

ATR42

ATR72

MJ-90

RRJ95

RRJ75

RRJ60

ARJ21-700

ARJ21-900

CSeries130

CSeries110

6

7

8

9

10

11

12

13

14

0 50 100 150 200Max Pax (Single Class)

Fuse

lage

L/D

3-abreast

4-abreast

5-abreast

6-abreast

Fin

ess

Rat

io (=胴

体長

/胴

体径

)


B777-300；　　　　 Fuselage L/D 11.8 @500pax

A340-600；　　　　 Fuselage L/D 11.8 @379pax


B777-300；　　　　 Fuselage L/D 11.8 @500pax

A340-600；　　　　 Fuselage L/D 11.8 @379pax

Ｌは胴体長、Dは胴体高さを表す。

MJ-70

胴体

細長

比Fin

ess

Ratio (

=胴体

長／

胴体

高さ

）

Ⅲ-129

2.2 先進材料／加工・成形技術の開発

本項の構成は以下の通りである。

検討の前提条件（各部位の寸法、運用条件、荷重等）は 2.1.2 項で策定した機体仕様（MJ-70／

MJ-90）を踏まえて設定した。2.2.2 項の複合材構造技術／金属構造技術は共に主翼を適用想定部位

としているが、トレードオフ検討の結果を踏まえて MJ-70／MJ-90 の主翼材料／加工法を定める。

2.2.1.3 項の検討は機体仕様に直接影響を受ける／与えるものではないが、機体統合（サブ組立／

最終組立）作業の低コスト化に貢献すべく実施しているアイテムである。成果は部品詳細設計、治具

設計及び生産設計に反映する予定である。

2.2.1 胴体・尾翼構造

2.2.1.1 FSW 技術の開発（適用想定部位＝胴体一般部スキンパネル）

2.2.1.2 A-VaRTM 技術の開発（適用想定部位＝尾翼桁間）

2.2.1.3 低コスト製造技術の開発

①部品基準組立法実現の為の課題と適用効果の明確化

②有限要素解析を用いたスプリングバック予測による板金成形部品の高精度化

③計測技術の高度化研究

④微粒子ショット技術の開発

2.2.2 主翼構造

2.2.2.1 複合材主翼構造軽量化技術・低コスト製造技術（適用想定部位＝主翼）

2.2.2.2 金属主翼構造軽量化技術・低コスト製造技術（適用想定部位＝主翼）

Ⅲ-130

2.2.1 胴体・尾翼構造

2.2.1.1 FSW 技術の開発

（1）適用効果と開発課題

摩擦撹拌接合（Friction Stir Welding；以下 FSW と称す）は、英国の TWI 社で 1990 年代初頭に

開発された、材料を溶融することなく接合する技術である。図Ⅲ-2.2-1 に示すように、先端に突起の

ある工具を回転させながら接合したい部分に差込み、工具と材料の摩擦熱で材料を軟化させるとと

もに、軟化した材料を工具先端の突起でかき混ぜて材料を一体化する接合方法である。材料を溶

融せず、接合に伴う変形も小さく、品質安定性も高いために新接合方法として注目され、既にアルミ

ニウム合金製の鉄道車両等の各種構造物に適用されている。

航空機に適用される高強度アルミニウム合金（いわゆるジュラルミン）は、添加されている合金元

素の影響で固液共存域が広いため、材料を溶融させると凝固時に割れが生じやすく、安定した品

質が得られない。このため、高い信頼性が要求される航空機の主構造部材の組立は、リベット、ボ

ルト等のファスナによる機械的結合が一般的で、溶接組立は、民間航空機の主構造にはこれまで

ほとんど適用されていない。しかし、材料を溶融させないFSW では凝固に伴う割れを生じないため、

航空機用高強度アルミニウム合金を安定して接合することが可能となる為、航空機主構造に適用

できる可能性がある。

航空機の組立はファスナで行うため、部材を結合するには板に穴をあける必要がある。構造部

材の穴周りには応力集中が生じて疲労強度が低下するので、応力集中を緩和する為に、結合部の

板厚を増して補強する必要がある。また、与圧胴体では、穴部近傍に水分が浸入したり、外板とリ

ベットで与圧に伴う変形挙動が異なる為に塗装膜がはがれて腐食を生じる可能性がある。

このように、ファスナ穴は疲労強度や耐食性が低下する原因となる為、FSW 接合の適用によって

ファスナ穴を削減し、構造としての寿命／信頼性を向上できる可能性がある。

また、ファスナによる組立作業は、Automatic Riveter が使用できる場合以外は手作業である。自

動化されている場合でも結合速度は最大 150mm/min 程度で、FSW の接合速度 200～1000mm/min

よりも明らかに生産性が低い。即ち、FSW 適用によって生産性の大幅な改善が可能である。

NEDO 委託研究：｢革新的軽量構造設計・製造技術基盤技術開発｣（当社実施期間：平成 14、15

年度）の研究成果から、外板（スキン）と補強材（ストリンガ、フレーム）の結合に FSW を適用する事

が有望と判断した（図Ⅲ-2.2-2 を参照／コスト低減効果が大きく、他の製造工程への影響が小さ

い）。胴体パネル間結合は、工作性や他パネルへの亀裂進展防止の観点から、従来通りのファス

ナ結合とした。尚、上記構造様式は米国 Eclipse 社の小型ジェット機（5 人乗り）に採用されており、

同機は型式証明取得に向けて飛行試験を実施中である。しかし、同機は定期路線に就航する旅客

機ではない為、設計寿命や与圧荷重等の条件は MJ よりも明白に低い。また、Eclipse の構造板厚

は構造剛性や工作上の最小板厚から決まっているので継手部の強度要求は低い（即ち、重い）と

推定されるが、MJ では FSW 適用による重量増は許容できず、多頻度運航ゆえに設計寿命が大き

い点と併せて強度要求も厳しい。即ち、実用化に先立って解決すべき技術的ハードルは高い。

Ⅲ-131

FSW 適用に際する主要課題は以下の通りである。

a) 継手部の強度特性、特に疲労強度

ファスナと FSW では、同じ重ね継手でも接合部近傍の荷重伝達状況が異なるため、特に疲

労強度特性に相違があると推測される。種々形態の継手／構造要素について、静強度・疲労

強度特性を確認する必要がある。また、機体構造設計に供する為に強度解析法や継手強度

特性データ（設計許容値）の取得が必要である。

b) 接合時に発生する残留応力が亀裂進展特性に及ぼす影響

FSW では接合時の熱によって引張残留応力が発生し、亀裂進展特性を大幅に悪化させる。

亀裂進展特性は、機体設計や運用中の点検間隔に大きな影響を及ぼすため、残留応力の影

響や残留応力緩和法策定が不可欠である。

c) 接合部の耐食性の確保

航空機用アルミニウム合金は耐食性に劣る為、耐食性を付与する方法を確立する事は重

要な課題である。通常の溶接では、材料の表面を露出させた状態（塗装等の耐食性皮膜なし）

で接合するのが一般的であるが、当該状態で FSW 接合すると十分な耐食性を付与できないた

め、防食方法の開発が必要である。

ｄ）接合品質の安定性と部品精度の確保

品質が安定しないと安全側で設計せざるを得ず、重量ペナルティを生じるため、接合プロセ

スの安定性を実現する必要がある。接合方法、治工具、補修方法等を開発して製造スペック

に纏める必要がある。

e) 接合部の非破壊検査方法の明確化

非破壊検査は、接合構造の健全性を保証するために不可欠である。FSW でも接合時に欠

陥を生じる可能性があるため、欠陥検査手法と合否判定基準を策定する必要がある。

また、エアラインでは目視検査が一般的であるが、部分的にはさらに細かい欠陥を検出でき

る手法を策定する必要がある。

開発課題を表Ⅲ-2.2-1 に纏めた。表中の「ステータス」は、平成 17 年度末時点の状況を示す。

平成 17 年度までに一通りの検討・評価を完了し、MJ に適用するには、①接合後に残留応力除

去等の追加作業が必要、②応力集中の厳しい箇所への適用はリスク大、など、当初は想定してい

なかった事項が明らかになったものの、現時点では技術的に致命的な欠陥は存在せず、基本的な

構造成立性を確認した。

以下、各項目について検討結果概要を既述する。

Ⅲ-132

【図Ⅲ-2.2.-1 摩擦撹拌接合法（FSW）】

【図Ⅲ-2.2-2 胴体構造への適用構想】

Frame Stringer

FSW

FSW

Frame Stringer

FSW

FSW

ショルダー部

ピン部

回転工具

突き合わせ面

ショルダー部

ピン部

回転工具

突き合わせ面

Ⅲ-133

【表Ⅲ-2.2-1 技術課題と検討状況】

1. 強度･剛性ｽﾃｰﾀｽ注記 2. 開発･量産ﾌﾟﾛｾｽｽﾃｰﾀｽ注記

(1) 静強度特性 (1) 設計許容値ﾃﾞｰﾀ ● 取得計画ドラフト版済(a) 常温強度 ● (2) 解析手法確立 ●(b) 低温強度 ● (3) 製造ﾌﾟﾛｾｽ

(2) 疲労強度特性 (a) 接合ﾌﾟﾛｾｽ開発 ● 基本プロセス設定完了(a) 各構造様式／荷重伝達　　様式毎の特性

● 構造の細部の適正化が必要 (b) 設備開発 ●

(b) 開始･終端部の影響 ● 端末部の処理が必要。 (4) 品質保証方法(c) 表面処理影響 ● (a) 非破壊検査方法 ● 基本的な手法は選定済

(3) 損傷許容性／残存強度 (b) 判断基準の設定 ●(a) 接合部の亀裂進展特性 ● 残留応力の除去工程が不可欠 (5) ﾌﾟﾛｾｽ承認取得(b) Multiple Crack ● (a) ｽﾍﾟｯｸ体系の整備 ● ドラフト版作成済(c) 残存強度 ● (b) ﾌﾟﾛｾｽ承認の取得 ●

(4) 座屈強度

(a) ｸﾘｯﾌﾟﾘﾝｸﾞ ● 3. ﾌｨｰﾙﾄﾞ運用準備ｽﾃｰﾀｽ注記

(b) ﾊﾟﾈﾙ座屈 ● (1) 耐食性 ●(c) せん断特性 ● (2) 非破壊検査方法／判断基準 ●

(3) 補修方法 ●(4) ﾏﾆｭｱﾙ類の整備 N/A

○：　今後検証。 ●：　成立性確認。設計上の配慮は必要●：　問題あり ●：　検証・設定途中。特に問題なし。●：　リスクあり，検証試験が必要。 ●：　問題ない事を確認。

N/A：　採否判断には不要。来年以降，逐次実施。

Ⅲ-134

（2）構造成立性の検討

① 静強度特性

図Ⅲ-2.2-3 に摸式的に示す試験片を用いて、FSW 接合部の静強度特性を取得した。比較用と

してリベットで打鋲した試験片も試験に供した。材質は、航空機スキン用材料として一般的な

2024-T3 材（板厚：2mm）を用いた。継手様式には、突合せ継手（Butt Joint）、及び、重ね接合

（Lap Joint）に伴うスキン材の強度特性を調べることを目的とした Type 1 継手、せん断継手を選

んだ。なお、リベットは表面にリベット頭の出ないカウンターシンクを取ったものを使用した。

図Ⅲ-2.2-4 に継手の引張り試験結果を示す。突合せ継手の引張り強度は母材（Base）の 90%

以上で、接合に伴う強度変化は小さい。Type-1 継手でも、FSW 接合したものは母材とほとんど違

わない強度を示すのに対して、リベット継手は穴周りの応力集中部で亀裂が発生するために強

度は低下する。また、せん断強度も、FSW 継手はリベット継手よりもはるかに強いことが分かる。

これらの結果は、FSW 継手はリベット継手よりも接合総面積が大きく、リベット穴もない事が主要

因と考えられる。

LAP Type 1FSW Rivet

Butt

【図Ⅲ-2.2-3 静強度評価クーポン試験片】

(1) 母材及び継手の引張り強度特性 (2) 母材及びせん断継手の強度特性

【図Ⅲ-2.2-4 引張り試験結果】

また、航空機運用条件の低温側である-60℃においても材料に脆性破壊は起こらず、延性も

含めて強度低下はない事を確認した。このように、静強度特性については、FSW 継手の方がリベ

ット継手よりも優れていることが分かった。

Base FSW FSW Rivet0

100

200

300

400

500

600

18%

87%

72%

97%

103%

66%

Butt Lap Type 2

58%

94%

2024-T3(2mmt)LT-direction

98%

e

σt

σy

Stre

ngth

(MP

a)

0

10

20

30

40

50

60

Elo

ngat

ion

(%)

Lap Type1 Base FSW Rivet

0

100

200

300

400

500

600

28%

78%

2024-T3(2mmt)LT-direction

Stre

ngth

(MP

a)

Ⅲ-135

② 疲労強度特性

FSW 接合部の疲労強度特性を把握するために、スキン～ストリンガ／フレーム構造を部分的

に模擬した 4 種類のクーポン試験片（図Ⅲ-2.2-5 参照）を用いて、①項と同様にリベットで接合し

た試験片と FSW で接合した試験片の疲労強度特性を評価した。Type-1 の試験片は静強度特性

評価試験と同じもの、Type-2 は継手の長手方向、Type-3 は面外方向、Type-4 はフレーム接合

部等に生じる断続接合部を模擬している。疲労試験は、応力比（R）0.1 で 200 万回まで荷重を負

荷し、未破断のものはその時点で試験を終了した。（図Ⅲ-2.2-6 中、「→」と表示）

図Ⅲ-2.2-6 に疲労試験結果を示す。

Type-1 および Type-2 では、FSW 継手の強度がリベット継手よりも高い。破壊形態の相違から、

リベット穴の有無に起因すると考えられる。

Type-3 および Type-4 の継手では FSW 継手の強度の方が低い。Type-3 の継手は、FSW 継手

の接合部と未接合部の間の剛性変化が大きい為に応力集中が生じるのに対し、リベット継手で

は下板と上板の荷重伝達はリベットを介して行われ、穴部の荷重は圧縮の形で付与されるため

に応力集中が少なく疲労寿命が長いと推定される。Type-4 でも、FSW 継手は接合部端部に高い

応力集中が生じるために疲労寿命が短い。この結果から、FSW は面外荷重や断続接合部での

強度が低いことが分かった。

スキン～ストリンガ／フレームパネルは胴体の与圧荷重を受けるため、ストリンガとフレームが

交差するフレームのマウスホール部では、疲労強度に劣る「面外荷重」と「断続接合部」が並存し

ており、この部位の構造成立性評価が必要である。

Type2：Longitudinal direction Type3：Peel

Type4:Mouse hole area

Type1：Cross section

Type2：Longitudinal direction Type3：Peel

Type4:Mouse hole area

Type1：Cross section

【図Ⅲ-2.2-5 疲労強度評価用クーポン試験片】

Mouse Hole Area

Ⅲ-136

【図Ⅲ-2.2-6 疲労試験結果】

0

50

100

150

200

250

1.E+03 1.E+04 1.E+05 1.E+06 1.E+07

Cycles to failure

Stre

ss (M

Pa)

FSW

Rivet

0

50

100

150

200

250

1.E+03 1.E+04 1.E+05 1.E+06 1.E+07

Cycles to failure

Stre

ss (M

Pa)

FSW

Rivet

Type-1R=0.1

Type-2

R=0.1

0

50

100

150

200

250

1.E+03 1.E+04 1.E+05 1.E+06 1.E+07

Cycles to failure

Stre

ss (M

Pa)

FSW

Rivet

0

50

100

150

200

250

1.E+03 1.E+04 1.E+05 1.E+06 1.E+07

Cycles to failure

Stre

ss (M

Pa)

FSW

Rivet

Type-1R=0.1

Type-2

R=0.1

0

50

100

150

200

250

1.E+03 1.E+04 1.E+05 1.E+06 1.E+07

Cycles to failure

Stre

ss (M

Pa)

FSW

Rivet

0

50

100

150

200

250

1.E+03 1.E+04 1.E+05 1.E+06 1.E+07

Cycles to failure

Stre

ss (M

Pa)

FSW

Rivet

Type-1R=0.1

0

50

100

150

200

250

1.E+03 1.E+04 1.E+05 1.E+06 1.E+07

Cycles to failure

Stre

ss (M

Pa)

FSW

Rivet

Type-1R=0.1

Type-2

R=0.1

0

50

100

150

200

250

300

1.E+03 1.E+04 1.E+05 1.E+06 1.E+07

Cycles to failure

Stre

ss (M

Pa)

FSW

Rivet

0

50

100

150

200

1.E+03 1.E+04 1.E+05 1.E+06 1.E+07

Cycles to failure

Stre

ss (M

Pa)

FSW

Rivet

Type-3

R=0.1Type-4

R=0.1

0

50

100

150

200

250

300

1.E+03 1.E+04 1.E+05 1.E+06 1.E+07

Cycles to failure

Stre

ss (M

Pa)

FSW

Rivet

0

50

100

150

200

1.E+03 1.E+04 1.E+05 1.E+06 1.E+07

Cycles to failure

Stre

ss (M

Pa)

FSW

Rivet

Type-3

R=0.1Type-4

R=0.1

Ⅲ-137

③ マウスホール部の成立性

フレームとストリンガの交差部には、フレームがスキンと接しない「マウスホール部」が存在す

る。フレーム内でスキンと接する面を伝わる荷重は、マウスホール部では、スキンまたはフレーム

の連続部分に伝わる必要がある上、与圧荷重によって接合部を面外方向に引き剥がす力も加

わって、前項のType-3とType-4を組み合わせた荷重状態となっており、局所的に応力の高い部

分も生じている。

この部分の構造成立性を評価するには、胴体構造を模擬した円筒状の供試体に内圧を負荷

する試験（バレル試験）を行うことが望ましいが、端部の拘束条件を実機に合わせるには大規模

な供試体が必要で、基礎的成立性を検討するには試験規模が過大である。そこで、スキンにフレ

ームとストリンガを接合したパネルを製作、フレーム長手方向に負荷する引張荷重と同期させて、

フレームを押す方向に面外力を模擬した荷重を負荷してマウスホール部の荷重状態を模擬し、

当該部位の構造成立性を簡易評価した。（図Ⅲ-2.2-7 参照）

試験荷重は、胴体全体を定義した FEM モデルに、与圧と胴体曲げ荷重を負荷して解析した後、

対象部位を順次切り出し、境界条件の整合を取りながら解析モデルを詳細化して、試験供試体

に負荷する荷重を決定した。（図Ⅲ-2.2-8 参照）

疲労試験結果を図Ⅲ-2.2-9 に示す。縦軸は機体設計荷重で無次元化した試験荷重で、「試験

荷重」＝1 が設計荷重負荷時の結果である。横軸は目視で亀裂発生が確認できるまでの荷重繰

り返し数を示す。FSW 供試体に機体設計荷重を負荷した場合、1ｘ106 回の繰り返し荷重を負荷し

ても亀裂発生は認められなかった。機体の設計寿命は 8ｘ104サイクル程度であるため、十分な余

裕がある。荷重を増大させると疲労寿命は短くなり、設計荷重の 1.4 倍以上の荷重を負荷した供

試体では、フレーム接合部の先端に Type-4 の供試体と同様の亀裂が発生した（図Ⅲ-2.2-10 参

照）。一方、リベット供試体については、設計荷重の 2 倍を負荷した場合でも、8ｘ105 サイクル程度

まで亀裂が発生せず、FSW 供試体よりも疲労寿命は長い。

これらの結果より、フレームとスキンの結合にFSWを適用した場合、今回の試験では目標寿命

を達成しているものの、疲労寿命はリベット結合よりも明らかに劣っている事を確認した。

当該部位への適用にはリスクを伴う為、十分な継手強度データに基づいて設計を行い、実機

条件を忠実に模擬した荷重を用いたバレル試験で成立性を検証する必要がある。

Ⅲ-138

【図Ⅲ-2.2-7 マウスホール部の疲労寿命評価用供試体と試験状況】

【図Ⅲ-2.2-8 試験荷重の算出手順】

Ⅲ-139

0.0

0.5

1.0

1.5

2.0

2.5

1.E+04 1.E+05 1.E+06 1.E+07

き裂発生までの寿命　（サイクル）

試験

荷重

FSW Rivet

【図Ⅲ-2.2-9 マウスホール部の疲労試験結果】

Crack

FSW Area10 0 10mm

Crack

FSW Area10 0 10mm

【図Ⅲ-2.2-10 亀裂の発生状況（フレーム接合部の先端、スキン側からの図）】

Ⅲ-140

④接合部の亀裂進展特性

航空機の構造は、静強度、疲労強度に加えて、製造もしくは運用中に欠陥が生じても、それが

原因で構造が致命的破壊に至る前に検査で発見されるように設計する（損傷許容設計）ため、亀

裂進展特性の把握が必要である。

FSW の接合温度は通常溶接よりも低いが、接合部は局所的に融点近傍まで加熱されるため、

接合部には引張残留応力が生じる。残留応力は最大約 150MPa 程度で、母材耐力の 50%程度で

ある。接合部に引張荷重が加わると残留応力と合算されて引張応力が増幅されて亀裂進展を加

速し、接合部の欠陥が急速に進展する可能性がある。また、リベット構造ではスキンに生じた欠

陥がストリンガに直接伝播することはないが、FSW は接合部を経て亀裂がストリンガに伝播し、急

速な破壊に至る危険性がある。そこで、FSW およびリベットで接合したパネルを用いて亀裂進展

特性を評価した。

胴体パネルに負荷される応力は、胴体の円周方向（フレーム長手方向）よりも機軸方向（ストリ

ンガ長手方向）の方が大きいため、パネルをストリンガ方向に引っ張って亀裂進展特性を評価し

た（図Ⅲ-2.2-11 参照）。初期欠陥として、FSW パネルは引張残留応力が存在する FSW 接合部に、

リベット・パネルはリベット穴に、放電加工にて貫通欠陥を付与した。

FSW 供試体、リベット供試体の亀裂進展特性を図Ⅲ-2.2-12 に示す。FSW 供試体の亀裂進展

は明らかにリベット供試体よりも速く、亀裂が両端のストリンガ（亀裂長さ：304mm）まで伸びるま

でのサイクル数は、リベットでは 120,000 回強であったものが、80,000 回弱で、2/3 以下になる。

FSW 供試体は、引張残留応力の存在によってスキン側初期亀裂の進展が加速される事に加

えて、スキン側亀裂の進展が大きくない時点から亀裂がストリンガ側に伝播するために、ストリン

ガの補強効果が失われてスキン側の亀裂進展が更に加速される。

一方のリベット供試体は、結合に伴う残留応力が殆ど存在せず、また、スキンとストリンガのリ

ベット結合は断続的である為に、ストリンガ亀裂の進展はスキンの亀裂がかなり延びた時点で生

じる。

航空機の機体構造の検査は一般的には目視である。目視検査で発見可能な欠陥寸法は通常

50mm を想定するので、スキンに 50mm の欠陥が発生した後、破断に至るまでの寿命を比較する

と、FSW 供試体はリベット供試体の 1/3 程度になる。

この結果から、FSW 接合部の残留応力とスキンからストリンガへの亀裂伝播は、FSW パネル

の亀裂進展特性を著しく低下させることが分かる。この特性を放置すれば、FSW 構造では、機体

の点検間隔を短くする必要があり、エアラインでの運用コストを増加させる事となる。部材の板厚

を増加させて負荷応力を下げることは可能であるが、これは機体重量増をもたらすので望ましく

ない。従って、接合部近傍の引張残留応力軽減等、残留応力の制御が必要である。

Ⅲ-141

STR

SKIN2.0

2.0

1.57

STR

SKIN2.0

2.0

1.57

リベット

FSW

放電スリット

STR

SKIN2.0

2.0

1.57

STR

SKIN2.0

2.0

1.57

リベット

FSW

放電スリット

初期欠陥

【図Ⅲ-2.2-11 パネルの亀裂進展特性取得試験状況】

0

50

100

150

200

250

300

350

400

450

0 50,000 100,000 150,000 200,000 250,000 300,000

繰返し数　(サイクル)

き裂

長さ

　2c

　(m

m)

【図Ⅲ-2.2-12 パネルの亀裂進展特性（FSW まま）】

FSW リベット

目視で発見可能な亀裂長さ

Ⅲ-142

亀裂進展特性を改善するためには、接合に伴う残留応力を除去することが必要である。残留

応力の除去方法として、図Ⅲ-2.2-13 に示すバーニシング処理を検討した。この処理は、ローラで

一定の圧力をかけながら接合部を押さえつけて収縮した材料を延ばすことで残留応力を低減す

るもので、FSW 装置に取り付けて施工できるメリットがある。（特許出願済み）

バーニシング処理を施したパネルについて、再度、亀裂進展特性を評価した。

初期欠陥形状が前述の試験とは異なるので初期亀裂進展速度は異なるが、バーニシング処

理を施した供試体は、リベット供試体よりも亀裂進展が遅くなり、亀裂が目視点検可能な 50mm を

越えてクリティカル長さに達するまでの時間もリベット供試体よりも長くなる事を確認した。即ち、

バーニシング処理によって亀裂進展特性を改善できる目処を得た。

0

50

100

150

200

250

300

350

400

450

0 50,000 100,000 150,000 200,000 250,000 300,000

繰返し数　（N）

き裂

長さ

　2c　

（m

m）

FSWRivet

【図Ⅲ-2.2-13 バーニシング処理】【図Ⅲ-2.2-14 パネルの亀裂進展特性（バーニシング処理後）】

目視で発見可能な亀裂長さ

Ⅲ-143

(3) 製造／検査技術の開発

① 耐食性付与方法

航空機用高強度アルミニウム合金は耐食性に劣るため、アノダイズ等の化学的な表面処理を

施した後にプライマを塗って部品として使用される（図Ⅲ-2.2-15 参照）。また、板が重なる部分へ

の水分の侵入を防ぐため、ファスナにシーラントを塗って打鋲すると共に、プライマを塗った板間

や板の縁にもシーラントが塗布されるのが一般的である。

一方、溶接では、表面処理膜を除去して金属表面を露出させて接合するのが一般的である。

現在の重ね継手構想では、表面処理なしで接合すると、接合後に接合部近傍に表面処理を施す

ことやシーラント類を塗ることは不可能である。そこで、接合界面にアノダイズ処理を施すとともに、

プライマも塗布した状態で接合する方針で耐食性付与方法を検討した（図Ⅲ-2.2-15 参照）。アノ

ダイズ等の表面処理、更にはプライマを塗った状態で FSW 接合を行っても強度低下を発生しな

い事、接合に伴う加熱でそれら皮膜の特性が低下しない事が必要である。

FSW は工具で界面をかき混ぜるため、アノダイズ皮膜も攪拌されて接合部に残存するが、接

合することは可能である（図Ⅲ-2.2-16 参照）。また、疲労強度等の特性も皮膜がないものと同等

である事を確認した。（プライマ塗布なしの場合）また、接合に伴う加熱の影響を評価する為に接

合材の塩水噴霧試験を実施し、耐食効果の劣化も殆どない事を確認した。

構造成立性評価試験でも、アノダイズ処理後の材料を接合した供試体で評価しており、接合条

件を管理した場合においては、アノダイズ層に起因した問題は発生しなかった。

即ち、アノダイズ皮膜を予め付与した材料を FSW 接合すれば良い事を確認した。

次に、プライマを塗布した場合について検討した。工具の「あたり面」にプライマを塗ると、接合

中にプライマがはげて粉塵として舞うので、工具の「あたり面」にはプライマを塗らずに接合し、接

合後に塗布する事とした。接合界面に塗るプライマとして、アルミニウム粉末を含有した熱伝導性

の良いプライマを利用すると、プライマが接合時の熱で軟化して接合圧力で接合部から排出され

るため、プライマを塗った場合でも接合が可能である。また、板間で軟化したプライマは融着する

ので、接合部はプライマでシールされる状況となる。

接合後、2000 時間の塩水噴霧試験を行った後の断面組織を図Ⅲ-2.2-17 に示す。塩水噴霧試

験後も錆の発生は認められなかった。また、プライマを塗布した板材に FSW 接合時を模擬した熱

を加えた後に塩水噴霧試験を行い、プライマ自体の劣化を評価した。加熱による変色は認められ

るものの、耐食性には影響がない事を確認した。

以上の通り、耐食性を付与する膜をつけた状態で接合が可能である事、その状態で耐食性が

確保できる見通しを得た。今後は、安定した品質が得られるよう、耐食性付与方法の適正化や接

合条件の適正化を図る必要がある。

Ⅲ-144

ストリンガ

スキン

ストリンガ

スキン

フィレットシール

アノダイズ皮膜プライマ

シーラント　

ストリンガ

スキン

ストリンガ

スキン

フィレットシール

アノダイズ皮膜プライマ

シーラント　

【図Ⅲ-2.2-15 耐食性の付与方法】

【図Ⅲ-2.2-16 アノダイズ処理材の接合部の断面組織】

接合模擬加熱材の塩水噴霧試験後の外観塩水噴霧後の供試体

耐食性付与後の供試体外観

加熱なし 300℃ 350℃ 400℃ 450℃ 500℃加熱なし 300℃ 350℃ 400℃ 450℃ 500℃

【図Ⅲ-2.2-17 プライマ塗布材接合後、2000 時間塩水噴霧試験後の接合部の断面組織】

Ⅲ-145

② 工作性

FSW 適用に際する工作上の課題は、製造プロセスの安定性と、接合に伴う変形である。

前項迄で示した通り、バーニシング処理や、耐食性処理を行った部材でも接合可能である事な

ど、製造プロセスを構成する個々の要素は成立性を確認している。しかし、良好な接合品質を安

定して再現できるプロセスを設定する（管理パラメータ等の設定）には、装置の特徴・性能を踏ま

える必要があるため、生産用装置を導入後に詳細なプロセス設定／評価作業を行う。

FSW は他の溶接方法よりも歪が小さい事が特徴ではあるが、材料を局所的に加熱するために

変形が生じる事は避けられない。加えて、MJ クラスの胴体スキンの板厚は 2mm 程度しかなく、

剛性が低いために、工具や治工具の設定如何では大きく歪む可能性がある。

そのため、接合用工具を含む接合条件、接合対象を固定する治具構造を適正化して変形を抑

制する方法を開発した。接合前に定盤上に置いた際の「浮き」が 2mm～8mm 程度あったパネル

が、ストリンガやフレームによる拘束効果もあり、接合後には 1mm 以内に減少、リベット組立部品

と同等の精度を持つ部品を得ることができた。強度試験用供試体パネル（強度試験用の補強板

を取り付けた後）には殆ど歪みを生じていない事が分かる（図Ⅲ-2.2-18 参照）。また、曲面パネ

ルについても、胴体パネルを模擬した単曲面パネルを接合出来ることを確認した（図Ⅲ-2.2-19

参照）。以上の通り、モデル部品試作による検証を通じてプロセスの基本的成立を確認した。

今後は、バーニシング処理や耐食性コーティングを含む製造プロセスの安定化、生産性向上

に資するロバスト性の高い製造プロセスの確立と、より実機に近い部品でのプロセス検証が必要

である。

Ⅲ-146

【図Ⅲ-2.2-18 平板パネルの試作品（亀裂進展特性取得用供試体）】

【図Ⅲ-2.2-19 単曲面パネルの試作品】

Ⅲ-147

③ 非破壊検査方法

溶接部の非破壊検査手法は、内部欠陥を X 線検査で検出する手法が一般的である。

しかし、X 線検査では検査時に放射線を遮蔽する必要がある為に作業効率が悪い上に、板厚

差のつかない場合、例えば、重ね接合時の接合幅を特定する事はできない。また、FSW 接合時

に発生する欠陥は、融合不良のような平面状欠陥が多いため、X 線検査は FSW の検査方法とし

ては不向きである。ロケットタンクの FSW 部（突合せ継手）には表面割れ検査を含めて超音波検

査が適用されている為、重ね接合においても超音波検査が適用可能か否かを検討した。

FSWで重ね接合を行った、内部欠陥を有する供試体に反射式超音波検査を適用した結果を図

Ⅲ-2.2-20 に示す。図は、板表面および底面を除く部分から反射された超音波の強度を示してお

り、青い部分が反射のない部分で、緑、赤に近づくほど、反射超音波の強度が高い。健全に接合

された部分は反射がなく青色であるが、接合されていない部分は緑色で、超音波が未接合部分

の上下板界面で反射するので接合部と未接合部の判別は可能である。また、図に示すような欠

陥が発生している部分では、X 線検査では検出しにくい、ほとんど面積のない欠陥も検出が可能

である。また、検出感度や検出領域を調整すれば、アノダイズ層の残存等も検出する事が可能で

あり、FSW 接合部の検査方法として有効である事を確認した。

今後、強度試験の結果に基づいて検査基準を明確すれば、適正な検査方法を設定できると考

えられる。さらに、超音波検査の中でも、複数の探傷子を用いたフェーズドアレー式の超音波検

査方法を用いれば、検査精度向上と高速化が期待できる為、今後の検討課題とする。

接合開始部終端部穴欠陥

探傷子検出範囲

Adv.Adv.

Adv.

【図Ⅲ-2.2-20 超音波検査結果】

Ⅲ-148

(4) 構造様式への反映

構造成立性の検証試験結果を踏まえて実機構造様式の再検討を行った。

スキン／ストリンガ接合には断続接合部が存在しないので疲労強度の問題はなく、バーニシング

処理の有効性を確認した事から亀裂進展特性の問題もない。即ち構造様式見直しの必要はないと

判断した。

他方、スキン／フレーム接合には断続接合部が非常に多い。断続接合部の応力集中が亀裂の起

点を生ずる可能性が高く、運用に供するにはリスク過大と判断した。従って、スキン／フレーム接合

への適用は取りやめ、図Ⅲ-2.2-21に示す通り、スキン／ストリンガ接合のみに適用するよう構造様

式を見直した。

【図Ⅲ-2.2-21 適用構造様式】

(5) DER レビュー

これまでの各種検討結果に加え、規定適合性証明計画案を作成して DER のレビューを受けた。

試験供試体の仕様や試験条件等は実機構造条件と合わせる事が必要であり、機体仕様の策定結

果を踏まえて系統的に証明データを取得する必要があるものの、バーニシング処理の有効性を含

め、現段階では技術的に致命的な問題は存在しない、との意見であった。

その一方、他頻度運航を行う民間旅客機胴体への適用例は存在しないので、設計・製造・検査・

運用・修理の全てのプロセスで遭遇し得る全ての事象に対して安全性を証明する必要がある為、極

めて膨大な量の証明試験データを要する事も明らかになった。

Ⅲ-149

(6) 平成 17 年度末時点迄の成果纏め

① 構造成立性

(ア) クーポン試験／構造要素試験にて、静強度はリベット構造に勝る事を確認した。

(イ) 疲労強度は、面外荷重負荷時、及び、断続接合部でリベット構造に劣る。両条件が重なるマ

ウスホール部を模擬した構造要素試験の結果、MJ で想定する荷重では疲労寿命が設計寿

命を大きく上回るものの、リベット構造に劣る事を確認した。従って、応力を下げる設計上の

配慮が必要である。

(ウ) 亀裂進展特性はリベット構造に劣る。目視検査で見落とす可能性がある最大亀裂寸法（2

inch＝50 mm を想定）に達した後、破断までに要するサイクル数は、リベット構造の 1/3 程度

である。安全性を確保するには検査間隔を短くする等の措置を要し、整備費増大をもたらす

為、実用化の観点からは致命的欠陥となる。

原因は接合時の熱による引張残留応力である事が判明した為、ローラを接合部に押し付け

るバーニシング加工で残留応力を除去する方法を評価した。バーニシング処理後の亀裂進

展速度はリベットよりも低下し、当該処理の成立性を確認した。

② 製造プロセス

(ア) 予め耐食性を付与した部品を接合しても強度・耐食性に悪影響を及ぼさない事を確認した。

(イ) 開発初期段階における薄板パネル試作では、接合に伴う熱によって非常に大きな歪を発生

したが、その後の治工具／工具の改良によって、リベット組立パネルと同等の精度を実現で

きる事を確認した。治工具構想と共に、基本製造プロセスの策定を完了した。

また、欠陥検査手法として、超音波検査手法の成立性を初期確認した。

③ 重量・コスト

(ア) 重量は現段階ではリベット構造と同等、即ち、目標通りと見込む。但し、疲労特性／亀裂進

展特性はリベット構造に劣る事、リベット構造のような「クラック・ストッパ」が存在しない一体

構造様式である為に、規定適合性証明の過程で、応力を下げる設計とせざるを得ない場合

には重量が増大するリスクは残る。

(イ) 他方、量産コストはリベット構造と比較評価を実施中である。胴体スキン～フレーム接合へ

の適用を止めてスキン～ストリンガ接合のみへの適用とした事から、コスト効果は当初想定

よりも小さくなる見込みである。

④ DER レビュー

(ア) 規定適合性証明計画を策定し、DER レビューを受審した。規定適合性の証明を危うくする致

命的欠陥は存在せず、技術的成立性は見込めるとの評価であった。但し、実機設計／荷重

を模擬した試験条件で、多くの試験データを系統的に蓄積する必要ありとの指摘を受けた。

Ⅲ-150

(7) 今後の課題

構造成立性には概ね目処を得たが、DER の指摘通り、実機構造仕様に合わせた試験供試体／

試験条件で規定適合性証明に必要なデータを積み上げる必要がある。

FSW の構造強度は接合プロセスに依存する為、当該データの取得に先立って、設備導入、治具

仕様及び製造プロセス設定、実機相当部品による工作性・品質確認、安定性確認、検査プロセス

／合否判定基準設定等を実施する必要がある。

加えて、上記の製造プロセスを踏まえてコスト評価を実施し、適用効果を確認する必要がある。

Ⅲ-151

2.2.1.2 A-VaRTM 技術の開発

(1) A-VaRTM の適用候補

VaRTM は「Vacuum assisted Resin Transfer Molding」の頭文字の略で、「真空圧と大気圧の差圧

を利用して織物や繊維で形成した基材に樹脂を含浸して複合材を成形する技術」であり、従来の複

合材成形で用いられているプリプレグやオートクレーブを使用しないため、低コストで複合材製品を

得ることが期待される技術である。図Ⅲ-2.2-22 に従来工法との違いを模式的に示す。本事業では

A-VaRTM（Advanced VaRTM）技術すなわち先進 VaRTM 技術と称して、VaRTM プロセスを PSE

（Principal Structural Element）に適用する技術開発を実施している。

MJ では PSE の中でも樹脂含浸時のリスクが小さい、すなわ

ち比較的板厚が薄く、曲率も少ない尾翼桁間構造へ

A-VaRTM 技術を適用することで、従来航空機のアルミ構造と

比較して重量は 15-20％削減（目標許容歪として 4000μ）、コ

ストは同等となることを目標としている。図Ⅲ-2.2-23 に対象と

する MJ 尾部（垂直・水平尾翼）を示す。

(2) A-VaRTM の技術課題

材料メーカ等による事前スクリーニング試験(クーポン)により、A-VaRTM の基本的な材料・成形

法に基づいた特性は、図Ⅲ-2.2-24 に示すとおり、PSE 用に開発されたプリプレグ材に匹敵する強

度特性を有しているが、

① 強度・剛性：構造要素としての強度・弾性率も重量目標を達成し得る特性を有しているか

② 品質安定性：目標に到達し得る強度特性を、常に発現できる品質安定性を確保できるか

③ 低コスト化：ドライプリフォーム特性を活用し、プリプレグ材を凌駕しうる低コスト効果を得られ、

目標とするアルミ並コストを達成しうるか

④ 規定適合性：適合性の証明方法を含め、VaRTM 特有のリスクが解消しうるか

が、MJ 適用に際する技術課題として挙げられる。

真空(加圧後解除)

離型フィルムバキュームバッグ

プリプレグ

成形型

加圧

オートクレーブ(加圧・加熱)

樹脂

樹脂流通媒体

バキュームバッグ

ドライプリフォーム真空

成形型

オーブン(加熱)

樹脂

樹脂流通媒体

バキュームバッグ

ドライプリフォーム真空

成形型

オーブン(加熱)

従来工法 VaRTM 工法

【図Ⅲ-2.2-22 従来工法と VaRTM 工法】

【図Ⅲ-2.2-23 ＭＪ尾部構造】

Ⅲ-152

(3) 強度・剛性の評価

A-VaRTM 材による構造要素の評価項目として、3 ストリンガパネルの圧縮強度試験を実施した。

供試体は、予め成形した幅 850ｘ長さ 1,050ｍｍのスキンにフィルム接着剤を介して I 型断面に付形

した 1,000mm のストリンガ基材を 3 本設置し、ストリンガに樹脂を含浸して硬化すると共にフィルム

接着剤で接着させる「コボンド」で成形した。スキンとストリンガの接合は、硬化と接合を同時に実施

する「コキュア（一体成形）」も考えられたが、スキン/ストリンガの接合面での、未含浸のリスク等を

低減するため、上記コボンド方式を選定した。

供試体成形により、研究室レベルでのクーポン試験片から、より量産時の製造法に近い構造体

の製作プロセスへ移行した。図Ⅲ-2.2-25 にその成形手順を示す。結果として、外観、断面とも良好

な供試体を成形することができ、強度試験に供し得る構造体を製作すること、言い換えれば量産に

向けた成形プロセスの目処付けができた。成形後の供試体代表断面を図Ⅲ-2.2-26 に示す。

PSE 用プリプレグ

A-VaRTM

29602890

0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000

2960289029602890

0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000

0°方向引張

153150

0 50 100 150 200

153150153150

0 50 100 150 200

弾性率(GPa)

15001570

0 500 1000 1500 2000

15001570

15001570

0 500 1000 1500 2000

RT

12801250

0 500 1000 1500 2000

1280125012801250

0 500 1000 1500 2000

82 oC/Wet

強度(MPa)

0°方向圧縮強度（MPa)

500519

0 100 200 300 400 500 600

500519

500519

0 100 200 300 400 500 600

有孔板引張強度 (MPa)

448473

0 100 200 300 400 500 600

448473448473

0 100 200 300 400 500 600

298295

0 50 100 150 200 250 300 350 400

298295298295

0 50 100 150 200 250 300 350 400

有孔板圧縮強度 (MPa)

236238

0 50 100 150 200 250 300 350 400

236238236238

0 50 100 150 200 250 300 350 400

RT

-59 oC

RT

82 oC/Wet

【図Ⅲ-2.2-24 A-VaRTM 基礎特性スクリーニング(代表データ)】

コボンド成形品

積層樹脂含浸準備外板成形外観

ストリンガプリフォーム外観スキンストリンガコボンドバギング

【図Ⅲ-2.2-25 3 ストリンガパネル供試体成形状況】

Ⅲ-153

上記供試体を幅 415×長さ 1,000mm に加工し、端面にアルミブロックを接着して圧縮試験を実施

した。なお、供試体には運用時想定し得る損傷として、MIL-HDBK-17 で規定されるカットオフエネル

ギ（136J）を上限に、衝撃エネルギを与えた上で、残留強度試験も実施した。

圧縮試験実施状況を図Ⅲ-2.2-27 に示す。

(2) ストリンガウェブ断面 (3) コボンド部断面

拡大

(1) スキン断面

【図Ⅲ-2.2-26 3 ストリンガパネル供試体断面状態】

補助糸

補助糸

補助糸

圧縮荷重

1m

【図Ⅲ-2.2-27 ３ストリンガパネル供試体圧縮試験状況】

レイアップ：

[0°：±45°：90°]

=[37.5%：50%：12.5%]

（スキン/ストリンガ共）

Ⅲ-154

残留強度試験供試体には、インパクトダメージを付与した。図Ⅲ-2.2-28 にその位置を示す。

スキン側インパクト供試体：カットオフエネルギ 136Ｊ（断面 A-A、B-B の 2 箇所）

ストリンガ側インパクト供試体：エネルギ 81Ｊ（断面 C-C）

インパクトダメージを付与していない供試体での圧縮試験結果を図Ⅲ-2.2-29 に示す。古典積層

理論による推算値と試験結果は非常に良い相関を示している。

◆FEM解析結果

破壊荷重 = 145.1ｔ

初期破壊位置:ストリンガの内部フランジ(クリップリング) ⇒ 試験結果と解析結果はよく一致

【図Ⅲ-2.2-29 3 ストリンガパネル圧縮試験結果(インパクトダメージ無し)】

壊位置

◆圧縮弾性率

試験結果：66.2GPa

積層理論から算出した弾性率：66.9GPa

◆破壊荷重

試験結果：145ｔ

AC

SECTION A-AVIEW ROTATED 90°CW

SECTION B-BVIEW ROTATED 90°CW

AB

B375mm

C

(Normal to the flange)

C STRINGERL

(Normal to the skin)(Normal to the skin)

SECTION C-CVIEW ROTATED 90°CW

C STRINGERL C STRINGERL

375mm

500mm

C STRINGERL

AC



AB

B375mm

C


C STRINGERL



C STRINGERL C STRINGERL

375mm

500mm

C STRINGERL



AB

B375mm

C


C STRINGERLC STRINGERL



C STRINGERLC STRINGERL C STRINGERLC STRINGERL

375mm

500mm

C STRINGERLC STRINGERLBVID付与

【図Ⅲ-2.2-28 3 ストリンガパネル供試体インパクト付与位置】

インパクト付与

Ⅲ-155

スキンインパクトダメージ供試体強度試験結果を図Ⅲ-2.2-30 に、ストリンガインパクトダメージ供

試体強度試験結果を図Ⅲ-2.2-31 に示す。非常に大きな衝撃損傷を与えた供試体にも拘らず、目

標値4000μを超える破壊歪を発現した。これにより十分尾翼構造適用に耐えうる性能を確保してい

ると結論付けられる。

A-VaRTM は成形プロセスの特徴として粘度の低い樹脂を使用するため、樹脂そのものは Brittle

な状態にあり、そこに熱可塑成分を付与することでタフネス向上を期待した材料設計となっている。

そこで、熱サイクルを経験した供試体の強度低下影響の有無を把握する必要があると考え、図Ⅲ

-2.2-32 に示す MJ の熱サイクルに近いコンディショニングの後、複合材特有の強度として、OHT

（Open Hole Tension）、OHC（Open Hole Compression）、CAI（Compression strength After Impact）

の強度評価を行った。

試験結果を表Ⅲ-2.2-2 に示す。結果的に熱サイクル後供試体はほとんど強度上の影響を与えな

いことがわかった。PSE 用プリプレグと比較しても、影響はほとんどないと判断できる。

本結果から、MJ 尾翼適用に対し、熱サイクルはほぼ影響はないと考えられるが、疲労強度（繰

返し荷重）影響の把握も実施すべきことから、継ぎ手による疲労試験で、最終的に問題ないことを

評価することとし、平成 18 年度の課題とした。

壊位置

パクトダメージ付与

位置

破壊歪：4253μ

【図Ⅲ-2.2-30 圧縮試験結果(スキンダメージ)】【図Ⅲ-2.2-31 圧縮試験結果(ストリンガダメージ)】

終破壊位置

期破壊位置

破壊歪：4251μ

【図Ⅲ-2.2-32 熱サイクル】

42min

4min

19min

4min

Ⅲ-156

各ｎ＝3 で実施。試験条件は RTD。

OHT、OHC はほぼ変化なし。

CAI は A-VaRTM、プリプレグ共に約 5%前後の低下

(4) 品質安定性の評価

上記項目から、尾翼適用に供し得る強度・弾性率特性を有することが確認できた。しかし、従来

プリプレグ複合材でも成形プロセスに依存して強度特性（特に損傷後強度）がばらつくという現象を

発現することがあり、定性的には強度のプロセス依存性がより高いと思われる VaRTM 技術につい

て、強度特性に影響を与えうるプロセスウィンドウを組合せた上で、強度特性のばらつきを確認する

必要がある。

そこで、強度特性を代表して CAI をクーポン試験片で取得し、ばらつきレベルを PSE 用プリプレグ

と比較した。

CAI 試験スペックは公共スタンダードである、SACMA（Suppliers of Advanced Composite

Materials Association）SRM２R-94 を適用し、衝撃エネルギは 6.7J/mm（1500 in-lb/in）を適用した。

A-VaRTM では損傷後強度が影響を受ける可能性の大きい成形パラメータとして、表Ⅲ-2.2-3 の

3 つ（樹脂注入温度、昇温速度、樹脂ブリード量）を選定した。A-VaRTM プロセスパラメータの変動

範囲のイメージを図Ⅲ-2.2-33 に示す。3 つのパラメータ以外のプロセスパラメータについては一致

させた。また、プリプレグ材については、昇温速度（スペック上最遅-1.7℃/分）のみパラメータに選

定した。

これらプロセスのパラメータを実験計画法に基づき組合せ、CAI を取得した結果を表Ⅲ-2.2-4 に

示す。ばらつき量を CV（Coefficient of Variation）値で定量評価した。

力学特性 A-VaRTM

熱サイクル無

A-VaRTM

熱サイクル有

プリプレグ

熱サイクル無

プリプレグ

熱サイクル有

OHT 537MPa 545MPa 522MPa 514MPa

OHC 281MPa 279MPa 293MPa 299MPa

CAI 272MPa 257MPa 320MPa 302MPa

【表Ⅲ-2.2-3 A-VaRTM プロセスパラメータ】

【図Ⅲ-2.2-33 A-VaRTM 基本プロセス変動範囲】

【表Ⅲ-2.2-2 熱サイクル後強度評価】

Ⅲ-157

供試体

数

CAI 最大

（MPa）

CAI 最小

（MPa）

CAI 平均

（MPa） CV（%）

A-VaRTM 64 270 207 237 5.5

プリプレグ 70 348 236 295 7.1

CV が小さい程強度ばらつきは小さいとみなせるため、A-VaRTM 材は PSE 用プリプレグに対し、

同等もしくはそれ以上にプロセスの変動に依存せず、安定した品質に基づく、安定した強度特性を

発現することが確認できた。CAIの絶対値はPSE用プリプレグに比し、低くはなったものの尾翼桁間

には十分適用しうる性能であると考えるため、本結果に基づき、今後は量産に向けたプロセスの全

ウィンドウを設定していく必要がある。

(5) 低コスト化に向けた検討

複合材を民間航空機に適用する上で、最も大きな課題は低コスト化であり、VaRTM 技術開発に

取り組む理由も低コスト化が期待できる点にある。一方、前項までで材料・構造要素としての特性

は十分 PSE 用プリプレグに匹敵し、尾翼への適用性能は保持していることから、VaRTM の「ドライ」

である特性を生かした低コスト工法のコスト効果及び成立性を検証する必要がある。

「ドライ」である特性を発揮し、プリプレグに対しコスト面で大きく凌駕しうる構造体として、ストリン

ガのようにアルミ合金構造でも型材として用いられるような構造を選択した。PSE の低コスト工法を

確立する第 1 歩として I 型ストリンガのドライプリフォーム化検討を開始した。図Ⅲ-2.2-34 に日本の

伝統技術である製織技術を取り入れ、炭素繊維束から直接プリフォーム品を試作したものを示す。

試作品プリフォーム断面観察により、ややボイド・繊維蛇行があるものの、強度試験による圧縮

強度に供し得ると判断しその特性を取得した。また試験後成形治具を改修することで、ボイド・繊維

蛇行は一定量改善することを確認した。図Ⅲ-2.2-35 に示す。

【表Ⅲ-2.2-4 CAI 比較結果】

【図Ⅲ-2.2-34 製織プリフォーム試作品】

Ⅲ-158

上記低コスト製織供試体について、図Ⅲ-2.2-36 のような長さ 400mm での圧縮試験を実施した。

比較のため、NCW（Non Crimp Woven）を用いた、従来 A-VaRTM 材料を成形した供試体についても

圧縮試験を実施した。試験結果を図Ⅲ-2.2-37 に示す。

【図Ⅲ-2.2-36 製織ストリンガ圧縮試験】

ストリンガ供試体

ダイヤルゲージ

歪ゲージ

アルミブロック

アルミブロック

レイアップ：

[0°/±45°/90°]

= [29%/57%/14%]

(a)圧縮強度試験供試体 (b) 改善後

プリフォーム

改善

ボイド

繊維蛇行繊維蛇行

減少

低ボイド

【図Ⅲ-2.2-35 製織プリフォーム試作品・治具改善品断面観察写真】

Ⅲ-159

試験結果から、製織ストリンガは古典積層理論からやや特性が落ちる（5-10%）ことが判明した。

また、図Ⅲ-2.2-38 に示すように、破壊時特性もやや剥離の大きいことが確認された。製織工法と

NCW 工法の材料差異は図Ⅲ-2.2-39 である。ここで製織技術を航空機部品として採用する為の課

題は、以下であると判断した。

① 繊維蛇行を引き起こす原因を検証し、試験結果が古典積層理論で予測可能であること。

② 層間タフネスを向上する工夫をいれること。

破断箇所

タフネスなく破壊時剥離が

大きい。（やや脆性的）

タフネスがあり剥

離が小さい。

【図Ⅲ-2.2-38 ストリンガ圧縮試験片後外観】 (1)製織プリフォーム (2) NCW

圧縮荷重

圧縮荷重（反力） (2)モデル変形図

ウェブ座屈破壊確認箇所

破壊荷重*1

製織（理論）278KN

（試験）263KN

NCW（理論）144KN

（試験）145KN

【図Ⅲ-2.2-37 ストリンガ圧縮試験結果】 (1) 試験状況

弾性率

古典積層理論 65.8GPa

（試験） 64.5GPa

*1：本供試体製作時、製織機の制約から１層あたりの板厚が厚く

なったため、理論上も破壊荷重に NCW と差異が存在

Ⅲ-160

製織プリフォームではストリンガ断面観察写真にもあるように、繊維蛇行が従来積層よりも起こり

やすい傾向にある。図Ⅲ-2.2-39 に示すとおり、製織プリフォームは簡素な工程である反面、積層を

融着材に頼る必要があり、使用する融着材によっては、繊維が局所的に面内/外に蛇行することが

ある。特に糸状融着材はクーポン試験片の断面観察写真で繊維蛇行・不均一な層厚みの要因にな

っていることが図Ⅲ-2.2-40 でも確認できる。これに対し、シート状の不織布にすれば局所蛇行は緩

和されることが判ったので、これを検証するための、実機尾翼仕様を想定した部材での弾性率取得

試験を実施した。

糸状融着材適用不織布融着材適用

Laminate試験片(擬似等方)断面観察結果

融着材

層厚みが不均一な箇所が散見

試験片観察結果（成形品面内）

プリフォーム面内糸プリフォーム面内糸

層厚みがほぼ均一剥離は起き難い反面、ドライプリフォームの賦形性等に影響ない最適投入量も考慮する必要あり

Laminate試験片(擬似等方)断面観察結果

剥離剥離

融着材不足による端面の剥離

【図Ⅲ-2.2-40 製織プリフォーム融着材断面観】

【図Ⅲ-2.2-39 プリフォーム材差異】

炭素繊維

留め糸

熱可塑粒子

融着材

樹脂(主剤)

樹脂(硬化剤)

NCW

製織ドライプリフォーム

樹脂

ドライプリフォーム

成形体

NCW工法

製織工法

積層

混合

製織/散布

製織

炭素繊維

留め糸

熱可塑粒子

融着材

樹脂(主剤)

樹脂(硬化剤)

NCW

製織ドライプリフォーム

樹脂

ドライプリフォーム

成形体

NCW工法

製織工法

積層

混合

製織/散布

製織

Ⅲ-161

図Ⅲ-2.2-41 に示す実機垂直尾翼桁間構造における 12 プライ T 型断面ストリンガの圧縮強度試

験を実施した。シート状の融着材を使用することで、軸方向面内の繊維うねりはほぼ解消された。

一方、図中右の断面写真から判るように、コーナーフィラー近くの繊維にうねりが見られた。これは

プリフォームの寸法精度不足のため、成形型に合わせたときに起きたうねりが残ったものであり、プ

リフォームのさらなる寸法精度向上が必要である。また、T 型での樹脂抜け口であるウェブ先端部

で、樹脂リッチ層が確認された。これは、製織であることに限ったものではないが、今後プロセスコン

トロールにより、品質についても極力向上し、設計データへ反映する。その他品質は Vf＝55%～60%、

コーナーフィラー部精度も確保され問題なしと判断している。（Vf：繊維含有率）

圧縮試験による弾性率取得は、積層理論で十分予測でき、破壊荷重も予想以上、破壊モードも

想定どおりであり、本製織技術を用いたストリンガでも十分従来 NCW と同等を狙えることが判明し

た。

さらに、現状ではタフネスを付与するシステムが何も加えられていない製織材のタフネスを評価

するため、I ストリンガの圧縮試験を実施。ストリンガフランジには、BVID（Barely Visible Impact

Damage）を付与した。I 断面は MJ 尾翼ストリンガでは想定外ではあるが、座屈ではなく材料の強度

での破壊を実現するため、設定した。図Ⅲ-2.2-42 に BVID 付与概要を示す（フランジ端部への付

与）。インパクタ（先端部）直径は 1ｉｎ（25.4mm）を使用した。

【図Ⅲ-2.2-41 T 型断面ストリンガ圧縮試験】

弾性率

古典積層理論 65.1GPa

（試験） 66.6GPa

破壊モード：クリップリングに伴う座屈

【図Ⅲ-2.2-42 I 型断面ストリンガ BVID 付与】

Ⅲ-162

本試験は、冗長性の無い単体のストリンガにインパクトを付与するという意味で、極めて安全側の

初期設定を行っている。

BVID 付与のエネルギは Visible すなわち目視可能損傷を 0.25mm（0.1in）程度と設定し、23J

（200in-lb）で統一し（板厚は全て 6mm）、以下の供試体を準備し付与した結果、以下の表Ⅲ-2.2-5

を得た。

A1-1 製織（一層あたり厚）＋融着材のみ

A1-2 製織（一層あたり厚）＋Zanchor®

A1-3 製織（一層あたり厚）＋Stitch

A1-4 製織（一層あたり NCW 並）＋融着材のみ

A2 NCW（従来 A-VaRTM 材）

*1NDI による測定結果

*2 マイクロゲージによる測定結果

尚、Zanchor®はニードリングの一種である。Stitch は欧州等で採用されている、ポリエステル系

の糸を使用した。ともにメカニカルに層間のタフネスを向上する技術であり、断面写真を図Ⅲ

-2.2-43・44 に示す。

図Ⅲ-2.2-45 に圧縮試験実施状況を示す。全供試体で、BVID 部から圧縮破壊し、不安定な破壊

モードは発現しなかった。

エネルギ（J）層間 Damage Width

（*1、mm）

Damage Length

（*1、mm）

Dent 深さ

（*2、mm）

A1-1 23 なし 11 45 0.37

A1-2 23 Zanchor® 10 25 0.23

A1-3 23 Stitch 11 51 0.31

A1-4 23 なし 11 53 0.41

A2 23 熱可塑粒子 11 62 0.22

【表Ⅲ-2.2-5 BVID 比較結果】

【図Ⅲ-2.2-44 Stitch 写真】【図Ⅲ-2.2-43 Zanchor®写真】

【図Ⅲ-2.2-45 BVID ストリンガ圧縮試験】

D 損傷領域

壊位置

Documents

⑤ 構造 4列座席配置胴体／エンジン・ウィングマウ ……¢-69 【図Ⅲ-2.1-33 操縦系統－高揚力装置のシステム構成】 SYSTEM FILTER MANIFOLD [LH]