JP2012026405A - アフタバーナ及び航空機エンジン - Google Patents

Abstract

【課題】保炎器３７による保炎効果が不要な場合に、複数のブラフボディ３９が圧力損失の要因になることを極力抑えつつ、アフタバーナ２３の燃焼効率を高いレベルまで確保する。
【解決手段】保炎器３７は、ライナ２９内における噴射器３３の後方に放射状に配設されかつ火炎をライナ２９内において伝播可能な複数のブラフボディ３９を備え、各ブラフボディ３９は、ディフューザ２１側からライナ２９側かけて径方向へ延びかつ上流側端部が連結された一対のアームプレート４５，４７を有し、一対のアームプレート４５，４７の開き角度が調節可能になっていること。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機エンジンのコア流路から排出された燃焼ガス（高温ガス）と航空機エンジンのファン流路から排出された空気（低温空気）との混合ガスに燃料を供給して、再燃焼させることにより、航空機エンジンの推力を増大させるアフタバーナ等に関する。

近年、航空機エンジンの高推力化の要請に伴い、アフタバーナについて種々の研究開発がなされており、一般的なアフタバーナの構成等について簡単に説明すると、次のようになる。

即ち、航空機エンジンにおけるエンジンケースの後部には、アウタダクトが設けられており、このアウタダクト内には、混合ガスを流通可能な筒状のライナが設けられている。また、アウタダクトには、ライナ内において燃料を噴射する噴射器が設けられており、アウタダクトにおける噴射器の後方には、ライナ内において燃料を含む混合ガスに点火する点火器が設けられている。

噴射器の後方には、保炎器（フレームホルダ）が設けられており、この保炎器は、後側（下流側）に混合ガスの循環流（渦流）を形成して火炎を保持するもの、換言すれば、後側に保炎領域を生成するものである。また、保炎器は、ライナ内における噴射器の後方に配設されかつ火炎をライナ内において伝播可能な複数のブラフボティを備えている。

従って、航空機エンジンの稼働中に、噴射器からライナ内において燃料を噴射して、点火器によって燃料を含む混合ガスに点火することにより、ライナ内における保炎器の後側に火炎を形成しつつ、再燃焼させる。これにより、ライナ内において燃焼ガスが膨張して加速され、航空機エンジンの推力を増大させることができる。

ところで、アフタバーナを使用しない場合、換言すれば、保炎器による保炎効果（燃焼安定効果）が不要な場合には、複数のブラフボディが圧力損失（エネルギー損失）の大きな要因になる。前述の問題点に鑑みて、本発明の出願人は、航空機の飛行状況及び航空機エンジンの使用状況等に応じて、保炎器の動作状態を変更できるアフタバーナについて出願し、その出願内容も既に出願公開されている（特許文献１参照）。先行技術に係るアフタバーナの特徴部分の構成等について簡単に説明すると、次のようになる。

先行技術に係るアフタバーナの保炎器は、前述の一般的なアフタバーナの保炎器と同様に、ライナ内における噴射器の後方に環状に配設された複数のブラフボディを備えている。そして、各ブラフボディは、ライナに設けられかつ径方向へ延びた支柱と、支柱に設けられかつ仰角を調節可能なアウター可変翼と、支柱におけるアウター可変翼の径方向内側に設けられかつ仰角を調節可能なインナー可変翼とを有している。

従って、例えば航空機の飛行状況が高空低速飛行である時等、温度及び圧力が低く、着火或いは保炎が困難な状況において、保炎器による保炎効果を十分に発揮させる場合には、各アウター可変翼及び各インナー可変翼の仰角を大きくする。また、例えばアフタバーナの使用状況がアフタバーナの最大負荷付近である時等、保炎器による保炎効果を低減する場合には、各アウター可変翼及び各インナー可変翼の仰角を小さくする。一方、例えば航空機の飛行状況が低空飛行である時等、温度及び圧力が高く、着火或いは保炎が比較的容易な状況において、保炎器による保炎効果が不要な場合には、各アウター可変翼及び各インナー可変翼の仰角を０に近づける。これにより、必要に応じて航空機エンジンの推力を増大させつつ、保炎器による保炎効果が不要な場合に、複数のブラフボディが圧力損失の要因になることを極力抑えることができる。

なお、高空低速飛行における「高空」とは、例えば飛行高度３５キロフィート以上の上空のことをいい、高空低速飛行における「低速」とは、例えば飛行マッハ数１以下のことをいい、低空飛行における「低空」とは、例えば飛行高度３０キロフィート未満の上空のことをいう。

なお、本発明に関する先行技術として特許文献１の他に、特許文献２に示すものがある。

特開平９−２５０３９５号公報 特開平６−１３７２１３号公報

しかしながら、先行技術に係るアフタバーナにあっては、保炎器による保炎効果を低減する場合に、保炎器による保炎効果を十分に発揮させる場合に比較して、インナー可変翼と航空機エンジンにおけるディフューザとの間の距離及びアウター可変翼とライナの内周面との間の距離が長くなり、ディフューザの外周面付近及びライナの内周面付近に保炎領域が生成され難くなる。そのため、ライナ内における横断面に沿った全領域において火炎を形成することができず、アフタバーナの燃焼効率を高いレベルまで確保することが困難になる。

つまり、保炎器による保炎効果が不要な場合に、複数のブラフボディが圧力損失の要因になることを極力抑えつつ、アフタバーナの燃焼効率を高いレベルまで確保することは構成上困難であるという問題がある。

そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成のアフタバーナ等を提供することを目的とする。

本発明の第１の特徴は、航空機エンジンのコア流路から排出された燃焼ガス（高温ガス）と前記航空機エンジンのファン流路から排出された空気（低温空気）との混合ガスに燃料を供給して、再燃焼させることにより、前記航空機エンジンの推力（エンジン推力）を増大させるアフタバーナであって、前記航空機エンジンにおけるエンジンケースの後部に設けられたアウタダクトと、前記アウタダクト内に設けられ、混合ガスを流通可能な筒状のライナと、前記ライナ内において燃料を噴射する噴射器と、前記噴射器の後方に設けられ、燃料を含む混合ガスに点火する点火器と、前記ライナ内における前記噴射器の後方に放射状に配設されかつ火炎を前記ライナ内において伝播可能な複数のブラフボディを備え、後側に混合ガスの循環流を形成して火炎を保持する保炎器と、を具備し、各ブラフボディは、前記航空機エンジンにおけるディフューザ側から前記ライナ側かけて径方向へ延びかつ上流側端部が連結された一対のアームプレートを有し、一対の前記アームプレートの開き角度（交角）が調節可能になっていることを要旨とする。

なお、本願の特許請求の範囲及び明細書において、「設けられ」とは、直接的に設けられたことの他に、ブラケット等の別部材を介して間接的に設けられたことを含む意であって、同様に、「配設され」とは、直接的に配設されたことの他に、ブラケット等の別部材を介して間接的に配設されたことを含む意である。

第１の特徴によると、前記航空機エンジンの稼働中に、前記噴射器から前記ライナ内において燃料を噴射して、前記点火器によって燃料を含む混合ガスに点火することにより、前記ライナ内における前記保炎器の後側に火炎を形成しつつ、再燃焼させる。これにより、前記ライナ内において燃焼ガスが膨張して加速され、前記航空機エンジンの推力を増大させることができる。

ここで、前記保炎器による保炎効果を十分に発揮させる場合には、各ブラフボディにおける一対の前記アームプレートの開き角度を大きくする。また、前記保炎器による保炎効果を低減する場合には、各ブラフボディにおける一対の前記アームプレートの開き角度を小さくする。一方、前記保炎器による保炎効果が不要な場合には、各ブラフボディにおける一対の前記アームプレートの開き角度を０度にする等、極力小さくして、各ブラフボディにおける一対の前記アームプレートを燃焼ガスの流れ方向に指向させる（沿わせる）。

また、各ブラフボディにおける一対の前記アームプレートが前記ディフューザ側から前記ライナ側にかけて径方向へ延びているため、前記保炎器による保炎効果を十分に発揮させる場合、及び前記保炎器による保炎効果を低減する場合において、前記ディフューザの外周面付近及び前記ライナの内周面付近に保炎領域を確実に生成することができる。

本発明によれば、各ブラフボディにおける一対の前記アームプレートの開き角度を極力小さくして、各ブラフボディにおける一対の前記アームプレートを燃焼ガスの流れ方向に指向させることができるため、前記保炎器による保炎効果が不要な場合に、複数の前記ブラフボディが圧力損失の要因になることを極力抑えることができる。

また、前記保炎器による保炎効果を十分に発揮させる場合、及び前記保炎器による保炎効果を低減する場合において、前記ディフューザの外周面付近及び前記ライナの内周面付近に保炎領域を確実に生成できるため、前記ライナ内における横断面に沿った全領域において火炎を形成して、前記アフタバーナの燃焼効率を高いレベルまで確保することができる。

図１は、本発明の実施形態に係るアフタバーナの模式的な側半断面図である。 図２は、図１における矢視部IIを示す図である。 図３は、本発明の実施形態に係る保炎器におけるブラフボディの周辺を示す斜視図である。 図４（ａ）（ｂ）（ｃ）は、本発明の実施形態に係る保炎器におけるブラフボディの動作を示す図である。 図５は、本発明の実施形態に係る航空機エンジンの模式的な側断面図である。 図６は、本発明の実施形態の変形例に係る保炎器におけるブラフボディの周辺を示す斜視図である。 図７（ａ）（ｂ）（ｃ）は、本発明の実施形態の変形例に係る保炎器におけるブラフボディの動作を示す図である。

本発明の実施形態について図１から図５を参照して説明する。なお、図面中、「Ｆ」は、前方向（上流方向）、「Ｒ」は、後方向（下流方向）を指している。

図５に示すように、本発明の実施形態に係る航空機エンジン１は、燃焼ガス（高温ガス）と空気（低温空気）との混合ガスを後方向へ排気することにより、推力（エンジン推力）を発生させる装置であって、筒状のエンジンケース３を具備している。また、エンジンケース３内には、燃焼ガスを後方向へ流通可能な環状のコア流路（主流路）５が区画形成されており、コア流路５の外側には、空気（低温空気）を後方向へ流通可能な環状のファン流路（バイパス流路）７が区画形成されている。

エンジンケース３内の前部には、コア流路５及びファン流路７に空気を取り入れるファン９が配設されており、このファン９の前側中央部には、空気を後方向へ案内するインレットコーン１１が配設されている。また、ファン９の後側には、コア流路５に取り入れた空気を圧縮する圧縮機１３が配設されており、圧縮機１３の後側には、燃焼器１５が配設されており、この燃焼器１５は、燃料を含む空気（空気）を燃焼させて燃焼ガスを生成するものである。

燃焼器１５の後側には、高圧タービン１７が配設されており、この高圧タービン１７は、燃焼器１５からの燃焼ガスの膨張によって駆動すると共に圧縮機１３を連動して駆動させるものである。また、高圧タービン１７の後側には、低圧タービン１９が配設されており、この低圧タービン１９は、燃焼ガスの膨張によって駆動すると共にファン９を連動して駆動させるものである。更に、低圧タービン１９の後側には、燃焼ガスを拡散するディフューザ２１が配設されている。

エンジンケース３の後部には、アフタバーナ２３が配設されており、このアフタバーナ２３は、コア流路５から排出された燃焼ガスとファン流路７から排出された空気（低温空気）との混合ガスに燃料を供給して、再燃焼させることにより、航空機エンジン１の推力（エンジン推力）を増大させるものである。また、アフタバーナ２３の後側には、混合ガスとして排気する排気ノズル２５が配設されている。

続いて、本発明の実施形態に係るアフタバーナ２３の具体的な構成について説明する。

図１から図３に示すように、エンジンケース３の後部には、アウタダクト２７が配設されており、このアウタダクト２７は、排気ノズル２５に接続されている。また、アウタダクト２７内には、混合ガスを後方向へ流通可能な筒状のライナ２９が配設されている。更に、エンジンケース３の後部には、ミキサ３１が配設されており、このミキサ３１は、コア流路５から排出された燃焼ガスとファン流路７から排出された空気とを混合するものであって、ライナ２９内に位置している。なお、ミキサ３１の構成は、前述の特許文献２に示す公知のミキサの構成と同じである。

アウタダクト２７には、ライナ２９内において燃料を噴射する複数のスプレーバー３３（噴射器の一例）が周方向に間隔を置いて配設されており、各スプレーバー３３の先端側部分は、ライナ２９内に位置している。また、アウタダクト２７におけるスプレーバー３３の後方には、ライナ２９内において燃料を含む混合ガスに点火（着火）する点火器（イグナイタ）３５が配設されており、点火器３５の先端側部分は、ライナ２９内に位置している。

スプレーバー３３の後方には、保炎器（フレームホルダ）３７が配設されており、この保炎器３７は、後側（下流側）に混合ガスの循環流（渦流）を形成して火炎を保持するもの、換言すれば、後側に保炎領域ＦＡを生成するものである。また、保炎器３７は、ライナ２９内におけるスプレーバー３３の後方に放射状に配列されかつ火炎をライナ２９内において伝播可能な複数のブラフボディ３９を備えており、いずれかのブラフボディ３９は、点火器３５の上流側近傍に位置している。そして、各ブラフボディ３９を含む周辺の具体的な構成は、次のようになる。

アウタダクト２７におけるスプレーバー３３の後方には、径方向へ延びた中空の第１回転軸４１が軸心（第１回転軸４１の軸心）周りに回転可能に設けられており、この第１回転軸４１の大部分（先端側部分及び中間部分を含む大部分）は、ライナ２９内に位置してあって、第１回転軸４１の中間部分には、切欠４１ｎが形成されておいる。また、第１回転軸４１内には、径方向へ延びた第２回転軸４３が軸心（第２回転軸４３の軸心、換言すれば、第１回転軸４１の軸心）周りに回転可能に設けられている。

ライナ２９内におけるスプレーバー３３の後方には、径方向へ延びた第１アームプレート４５が配設されており、この第１アームプレート４５の上流側端部は、第１回転軸４１の外周面に一体的に連結されている。また、第１アームプレート４５は、ディフューザ２１側（ディフューザ２１の外周面側）からライナ２９側（ライナ２９の内周面側）かけて径方向へ延びてあって、第１回転軸４１の回転により第１回転軸４１の軸心（径方向へ延びた軸心）周りに揺動可能である。

ライナ２９内におけるスプレーバー３３の後方には、径方向へ延びた第２アームプレート４７が配設されており、この第２アームプレート４７の上流側端部は、第２回転軸４３の外周面における第１回転軸４１の切欠４１ｎから露出した部位に一体的に連結されている。また、第２アームプレート４７は、ディフューザ２１側からライナ２９側かけて径方向へ延びてあって、第２回転軸４３の回転により第２回転軸４３の軸心（径方向へ延びた軸心）周りに揺動可能である。なお、第２アームプレート４７は、第１回転軸４１の切欠４１ｎによって所定の範囲内の揺動が許容されるようになっている。

ここで、前述のように、第１アームプレート４５の上流側端部が第１回転軸４１の外周面に一体的に連結され、第２アームプレート４７の上流側端部が第２回転軸４３の外周面に一体的に連結されることによって、第１アームプレート４５の上流側端部と第２アームプレート４７の上流側端部が第１回転軸４１及び第２回転軸４３を介して揺動可能に連結されることになる。また、第１アームプレート４５及び第２アームプレート４７が開閉方向（開方向・閉方向）へ同期して揺動することによって、第１アームプレート４５と第２アームプレート４７の開き角度（交角）が調節可能になっている。

アウタダクト２７における第１回転軸４１の近傍（第２回転軸４３の近傍）には、第１アームプレート４５と第２アームプレート４７を開閉方向へ同期して揺動させる油圧シリンダ（アクチュエータの一例）４９が設けられている。また、油圧シリンダ４９は、往復動可能な作動ロッド５１を有してあって、油圧シリンダ４９の作動ロッド５１の先端部は、第１リンク機構５３を介して第１回転軸４１の径方向外側の端部に連結されかつ第２リンク機構５５を介して第２回転軸４３の径方向外側の端部に連結されている。

図１に示すように、アウタダクト２７の内面とライナ２９の外面との間には、ファン流路７から排出された空気の一部を冷却空気として流通可能な環状のライナ冷却流路５７が区画形成されている。

続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。

適宜のスタータ装置（図示省略）の作動によってファン９及び圧縮機１３を駆動させると、ファン９によってコア流路５及びファン流路７に空気を取り込むことができ、圧縮機１３によってコア流路５に取り込まれた空気を圧縮することができる。次に、燃焼器１５によって燃料を含む空気を燃焼させて、高圧の燃焼ガスを生成すると、燃焼ガスの膨張によって高圧タービン１７及び低圧タービン１９を駆動させて、圧縮機１３及びファン９を連動して駆動させることができる。更に、一連の動作（ファン９の駆動、圧縮機１３の駆動、燃焼器１５による燃焼、高圧タービン１７及び低圧タービン１９の駆動）が連続して行われることにより、航空機エンジン１を稼動させることができる。そして、航空機エンジン１の稼動中に、コア流路５から排出される燃焼ガスとファン流路７から排出される空気がミキサ３１によって混合され、混合ガスとして排気ノズル２５から後方向へ排気されることにより、航空機エンジン１の推力（エンジン推力）を発生させることができる。

航空機エンジン１の稼働中に、複数のスプレーバー３３からライナ２９内において燃料を噴射して、点火器３５によって燃料を含む混合ガスを点火することにより、ライナ２９内における保炎器３７の後側に火炎を形成しつつ、再燃焼させる。これにより、ライナ２９内において燃焼ガスが膨張して加速され、航空機エンジン１の推力を増大させることができる。

一方、航空機エンジン１の稼働中に、ファン流路７から排出された空気の一部が冷却空気としてライナ冷却流路５７を流通することにより、ライナ２９の冷却を行うことができる。

ここで、例えば航空機の飛行状況が高空低速飛行である時等、保炎器３７による保炎効果を十分に発揮させる場合には、図４（ａ）に示すように、各油圧シリンダ４９の作動により各ブラフボディ３９における第１アームプレート４５と第２アームプレート４７を開方向へ同期して揺動させて、各ブラフボディ３９における第１アームプレート４５と第２アームプレート４７の開き角度を大きくする。また、例えばアフタバーナ２３の使用状況がアフタバーナ２３の最大負荷付近である時等、保炎器３７による保炎効果を低減する場合には、図４（ｂ）に示すように、各油圧シリンダ４９の作動により各ブラフボディ３９における第１アームプレート４５と第２アームプレート４７を閉方向へ同期して僅かに揺動させて、各ブラフボディ３９における第１アームプレート４５と第２アームプレート４７の開き角度を小さくする。一方、例えば航空機の飛行状況が低空飛行である時等、保炎器３７による保炎効果が不要な場合には、図４（ｃ）に示すように、各油圧シリンダ４９の作動により各ブラフボディ３９における第１アームプレート４５と第２アームプレート４７を閉方向へ同期して揺動させて、各ブラフボディ３９における第１アームプレート４５と第２アームプレート４７の開き角度を０度にして、各ブラフボディ３９における第１アームプレート４５と第２アームプレート４７を燃焼ガスの流れ方向（下流方向）に指向させる（沿わせる）。

また、各ブラフボディ３９における第１アームプレート４５及び第２アームプレート４７がディフューザ２１側からライナ２９側にかけて径方向へ延びているため、保炎器３７による保炎効果を十分に発揮させる場合、及び保炎器３７による保炎効果を低減する場合において、ディフューザ２１の外周面付近及びライナ２９の内周面付近に保炎領域を確実に生成することができる。

従って、本発明の実施形態によれば、各ブラフボディ３９における第１アームプレート４５と第２アームプレート４７の開き角度を０度にして、各ブラフボディ３９における第１アームプレート４５と第２アームプレート４７を燃焼ガスの流れ方向に指向させることができるため、保炎器３７による保炎効果が不要な場合に、複数のブラフボディ３９が圧力損失の要因になることを極力抑えることができる。

また、保炎器３７による保炎効果を十分に発揮させる場合、及び保炎器３７による保炎効果を低減する場合において、ディフューザ２１の外周面付近及びライナ２９の内周面付近に保炎領域を確実に生成できるため、ライナ２９内における横断面に沿った全領域において火炎を形成して、アフタバーナ２３の燃焼効率を高いレベルまで確保することができる。

（変形例）
本発明の実施形態の変形例ついて図６及び図７（ａ）（ｂ）（ｃ）を参照して説明する。なお、図面中、「Ｆ」は、前方向（上流方向）、「Ｒ」は、後方向（下流方向）を指している。

図６に示すように、本発明の実施形態の変形例に係る保炎器５９は、複数のブラフボディ３９に代えて、ライナ２９内におけるスプレーバー３３の後方に放射状に配列されかつブラフボディ３９と異なる構成を有しかつ火炎を径方向へ伝播可能な複数（１つのみ図示）のブラフボディ６１を備えており、いずれかのブラフボディ６１は、点火器３５（図１参照）の上流側近傍に位置している。そして、各ブラフボディ６１を含む周辺の具体的な構成は、次のようになる。

アウタダクト２７におけるスプレーバー３３（図１参照）の後方には、径方向へ延びた中空の固定軸６３が設けられており、この固定軸６３の大部分（先端側部分及び中間部分を含む大部分）は、ライナ２９内に位置してあって、固定軸６３の中間部分には、切欠６３ｎが形成されておいる。また、固定軸６３内には、径方向へ延びた回転軸６５が軸心（回転軸６５の軸心、換言すれば、固定軸６３の軸心）周りに回転可能に設けられている。

ライナ２９内におけるスプレーバー３３の後方には、径方向へ延びた第１アームプレート６７が配設されており、この第１アームプレート６７の上流側端部は、固定軸６３の外周面に一体的に連結されている。また、第１アームプレート６７は、ディフューザ２１側からライナ２９側かけて径方向へ延びてあって、燃焼ガスの流れ方向（下流方向）に指向している（沿っている）。

ライナ２９内におけるスプレーバー３３の後方には、径方向へ延びた第２アームプレート６９が配設されており、この第２アームプレート６９の上流側端部は、回転軸６５の外周面における固定軸６３の切欠６３ｎから露出した部位に一体的に連結されている。また、第２アームプレート６９は、ディフューザ２１側からライナ２９側かけて径方向へ延びてあって、回転軸６５の回転により回転軸６５の軸心（径方向へ延びた軸心）周りに揺動可能である。なお、第２アームプレート６９は、固定軸６３の切欠６３ｎによって所定の範囲内の揺動が許容されるようになっている。

ここで、前述のように、第１アームプレート６７の上流側端部が固定軸６３の外周面に一体的に連結され、第２アームプレート６９の上流側端部が回転軸６５の外周面に一体的に連結されることによって、第１アームプレート６７の上流側端部と第２アームプレート６９の上流側端部が固定軸６３及び回転軸６５を介して揺動可能に連結されることになる。また、第２アームプレート６９が開閉方向（開方向・閉方向）へ同期して揺動することによって、第１アームプレート６７と第２アームプレート６９の開き角度（交角）が調節可能になっている。

アウタダクト２７における回転軸６５の近傍（固定軸６３の近傍）には、第２アームプレート６９を開閉方向へ同期して揺動させる油圧シリンダ（アクチュエータの一例）６５が設けられている。また、油圧シリンダ７１は、往復動可能な作動ロッド７３を有してあって、油圧シリンダ７１の作動ロッド７３の先端部は、リンク機構７５を介して回転軸６５の径方向外側の端部に連結されている。

前述の保炎器５９の構成によると、保炎器５９による保炎効果を十分に発揮させる場合には、図７（ａ）に示すように、各油圧シリンダ７１の作動により各ブラフボディ６１における第２アームプレート６９を開方向へ揺動させて、各ブラフボディ６１における第１アームプレート６７と第２アームプレート６９の開き角度を大きくする。また、保炎器５９による保炎効果を低減する場合には、図７（ｂ）に示すように、各油圧シリンダ７１の作動により各ブラフボディ６１における第２アームプレート６９を閉方向へ僅かに揺動させて、各ブラフボディ６１における第１アームプレート６７と第２アームプレート６９の開き角度を小さくする。一方、保炎器５９による保炎効果が不要な場合には、図７（ｃ）に示すように、各油圧シリンダ７１の作動により各ブラフボディ６１における第２アームプレート６９を閉方向へ揺動させて、各ブラフボディ６１における第１アームプレート６７と第２アームプレート６９の開き角度を０度にして、各ブラフボディ６１における第２アームプレート６９を燃焼ガスの流れ方向（下流方向）に指向させる（沿わせる）。

また、各ブラフボディ６１における第１アームプレート６７及び第２アームプレート６９がディフューザ２１側からライナ２９側にかけて径方向へ延びているため、保炎器５９による保炎効果を十分に発揮させる場合、及び保炎器５９による保炎効果を低減する場合において、ディフューザ２１の外周面付近及びライナ２９の内周面付近に保炎領域を確実に生成することができる。

従って、本発明の実施形態の変形例おいても、前述と同様の効果を奏するものである。

なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限るものでなく、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。

１ 航空機エンジン
３ エンジンケース
５ コア流路
７ ファン流路
２１ ディフューザ
２３ アフタバーナ
２５ 排気ノズル
２７ アウタダクト
２９ ライナ
３１ ミキサ
３３ スプレーバー
３５ 点火器
３７ 保炎器
３９ ブラフボディ
４１ 第１回転軸
４１ｎ 第１回転軸の切欠
４３ 第２回転軸
４５ 第１アームプレート
４７ 第２アームプレート
４９ 油圧シリンダ
５１ 作動ロッド
５３ 第１リンク機構
５５ 第２リンク機構
５７ ライナ冷却流路
５９ 保炎器
６１ ブラフボディ
６３ 固定軸
６３ｎ 固定軸の切欠
６５ 回転軸
６７ 第１アームプレート
６９ 第２アームプレート
７１ 油圧シリンダ
７３ 作動ロッド
７５ リンク機構

Claims (4)

1. 航空機エンジンのコア流路から排出された燃焼ガスと前記航空機エンジンのファン流路から排出された空気との混合ガスに燃料を供給して、再燃焼させることにより、前記航空機エンジンの推力を増大させるアフタバーナであって、
   前記航空機エンジンにおけるエンジンケースの後部に設けられたアウタダクトと、
   前記アウタダクト内に設けられ、混合ガスを流通可能な筒状のライナと、
   前記ライナ内において燃料を噴射する噴射器と、
   前記噴射器の後方に設けられ、燃料を含む混合ガスに点火する点火器と、
   前記ライナ内における前記噴射器の後方に放射状に配設されかつ火炎を前記ライナ内において伝播可能な複数のブラフボディを備え、後側に混合ガスの循環流を形成して火炎を保持する保炎器と、を具備し、
   各ブラフボディは、前記航空機エンジンにおけるディフューザ側から前記ライナ側かけて径方向へ延びかつ上流側端部が連結された一対のアームプレートを有し、一対の前記アームプレートの開き角度が調節可能になっていることを特徴とするアフタバーナ。
2. 各ブラフボディにおける一対の前記アームプレートが径方向へ延びた軸心周りに揺動可能になっていることを特徴とする請求項１に記載のアフタバーナ。
3. 各ブラフボディにおける一対の前記アームプレートのうちの片方のみが径方向へ延びた軸心周りに揺動可能になっていることを特徴とする請求項１に記載のアフタバーナ。
4. 燃焼ガスと空気との混合ガスを後方向へ排気することにより、推力を発生させる航空機エンジンにおいて、
   請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載のアフタバーナを具備したことを特徴とする航空機エンジン。

Images