JP2723488B2 - 航空エンジン用アフタバーナ - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、航空エンジン用ア
フタバーナに係り、特に、アフタバーナにおける燃焼性
能の向上を図る技術に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】航空エンジン用アフタバーナの関連技術
として、石川島播磨技報第３１巻第２号（平成３．３）
に、図３ないし図４に示すようなアフタバーナ付ターボ
ファンエンジンの例が紹介されている。これら各図にあ
って、符号１は航空エンジン、２はファン、３は圧縮
機、４は燃焼器、５はタービン、６はアフタバーナ、７
はフュエルインジェクタ、８は点火栓、９は保炎器、１
０はライナ、１１はダクト、１２は排気ノズル、Ａはタ
ービン排気流、Ｂはファン空気流である。

【０００３】そして、保炎器９にあっては、図４に示す
ように、Ｖ形の断面を有するガッタ形とされて、温度の
低いファン空気流Ｂが流入する場合でも、安定にかつ効
率よく燃焼させ得るものとしている。

【０００４】また、保炎器９の改良例として、図５に示
すものが紹介されている。図５例では、環状ガッタ１３
に、２重レグガッタ１４とスクープ１５とが付加されて
おり、アフタバーナ６として作動させた場合に、燃焼効
率、圧力損失率、燃焼安定性、着火性能、全体空燃比等
の点で満足できる結果を得たと報告されている。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】本発明は、図５例の保
炎器を使用したアフタバーナの技術を踏まえてなされた
もので、燃料の蒸発混合促進を図るとともに、燃焼性能
や着火性能をさらに向上させることを目的としている。

【０００６】

【課題を解決するための手段】タービン排気流と交差状
態に配される環状ガッタと、該環状ガッタに対してファ
ン空気流と交差状態に周方向に間隔を空けて配される２
重レグガッタと、環状ガッタの傾斜表面の近傍位置に環
状に配されタービン排気流を傾斜表面に沿って誘導する
スクープと、該スクープの外表面に配されタービン排気
流の一部を２重レグガッタの間に取り入れるコア流取入
口と、環状ガッタの上流でかつスクープの内側となる位
置に配され環状ガッタの傾斜表面に沿って燃料を噴出す
る内側燃料スプレーノズルとを具備する技術が採用され
る。この場合の２重レグガッタにあっては、少なくとも
環状ガッタの外側に配される。コア流取入口には、その
内部に燃料を噴出する燃料スプレーノズルが配される。
スクープの外側となる位置には、スクープの外表面に沿
って燃料を噴出する外側燃料スプレーノズルが配され
る。該外側燃料スプレーノズルにあっては、燃料スプレ
ーノズルと同一円上に配される。

【０００７】

【作用】燃焼器及びタービンの作動時にあっては、ター
ビン排気流が、スクープの内面で誘導されて環状ガッタ
の傾斜表面に沿って流れ、環状ガッタの下流近傍に環状
ガッタの断面形状に基づく比較的温度の高い流れの停滞
域を形成する。内側燃料スプレーノズルから噴射された
燃料は、タービン排気流に混合した状態で環状ガッタの
傾斜表面から下流に送り込まれるが、一部が停滞域に送
り込まれて内部の燃料濃度が維持されることにより、高
温化とあいまって着火性の確保と保炎とが行なわれる。
タービン排気流の一部が、コア流取入口から２重レグガ
ッタの間に取り入れると、高温ガスが外側に誘導される
とともに、２重レグガッタの下流近傍にガッタの断面形
状に基づくファン空気流の停滞域を形成するとともに、
温度上昇と保炎とが行なわれる。この際に、燃料スプレ
ーノズルから噴出された燃料は、タービン排気流の一部
との混合がなされた状態で２重レグガッタに送り込ま
れ、高温化と燃料濃度の維持とにより、２重レグガッタ
の下流箇所の着火性の確保と保炎とが行なわれる。外側
燃料スプレーノズルから、スクープの外表面近傍に燃料
が供給されると、ファン空気流に燃料が合流して、燃料
と空気との混合が図られ、環状ガッタ及び２重レグガッ
タの火炎により着火され、燃焼範囲が拡大する。

【０００８】

【発明の実施の形態】以下、図１及び図２に基づいて、
本発明に係る航空エンジン用アフタバーナの一実施形態
について説明する。

【０００９】該一実施形態におけるアフタバーナ６にあ
っては、図３及び図４例と同様に、燃焼器４及びタービ
ン５の下流位置に配されるものであり、保炎器９とし
て、タービン排気流Ａと交差状態に配されるリング状の
環状ガッタ１３と、該環状ガッタ１３に対して周方向に
間隔をおいて複数配されかつファン空気流Ｂと交差状態
に配される２重レグガッタ１４とを有するものである
が、これらの技術に加えて、環状ガッタ１３の上流と２
重レグガッタ１４のコア流取入口２１とスクープ１５と
に関連して、フュエルインジェクタ７の機能を一部分担
するように、内側燃料スプレーノズル２２、燃料スプレ
ーノズル２３及び外側燃料スプレーノズル２４が配され
る。

【００１０】前記内側燃料スプレーノズル２２にあって
は、図１に示すように、環状ガッタ１３の上流でかつ内
外のスクープ１５に挟まれた位置の空間に配されて燃料
を噴出する多数の小孔を有するとともに、環状ガッタ１
３の傾斜表面１３ａに沿って燃料を供給するものとされ
る。

【００１１】前記燃料スプレーノズル２３にあっては、
コア流取入口２１の内部に配され、コア流取入口２１か
ら取り入れる主としてタービン排気流Ａの一部に燃料を
噴出して、２重レグガッタ１４の間に燃料を供給するも
のとされる。

【００１２】前記外側燃料スプレーノズル２４にあって
は、図１に示すように、スクープ１５の外側となる位置
に配され、スクープ１５の外表面に沿って燃料を噴出す
る多数の小孔を有している。そして、燃料スプレーノズ
ル２３と外側燃料スプレーノズル２４とは、同一円上に
配されて、全体として環状に形成された一つのリング状
管体により構成される。

【００１３】また、スクープ１５にあっては、外側スク
ープ１５Ａと内側スクープ１５Ｂとを組み合わせて、環
状ガッタ１３の傾斜表面１３ａとの間に若干の間隙を形
成することにより、主としてタービン排気流Ａを環状ガ
ッタ１３の傾斜表面１３ａに沿って誘導するように設定
される。そして、外側スクープ１５Ａには、２重レグガ
ッタ１４を構成する外側レグガッタ１４Ａと内側レグガ
ッタ１４Ｂとが、前述したように周方向に間隔をおいて
複数（複数組）配され、コア流取入口２１から取り入れ
たタービン排気流Ａの一部を、外側レグガッタ１４Ａと
内側レグガッタ１４Ｂとの流路１４ａに導くように設定
される。

【００１４】このように構成されている航空エンジン用
アフタバーナにおいて、燃料点火を行なう際には、内側
燃料スプレーノズル２２のみに燃料を供給して着火と燃
焼及び保炎とを行なう。つまり、前述した燃焼器４及び
タービン５の作動に加えて、アフタバーナ６を作動させ
る場合には、フュエルインジェクタ７、内側燃料スプレ
ーノズル２２、燃料スプレーノズル２３及び外側燃料ス
プレーノズル２４に対する燃料供給量を個々に制御する
とともに、着火に必要な燃料供給量を算出して、内側燃
料スプレーノズル２２から適量の燃料を噴射し、図２に
示すように、タービン排気流Ａの一部を、環状ガッタ１
３の傾斜表面１３ａと外側スクープ１５Ａ及び内側スク
ープ１５Ｂとの間に取り込んで、燃料と空気との混合化
を行なうとともに、これらの混合流の一部を環状ガッタ
１３の下流に図２の矢印で示すように、回り込ませて、
環状ガッタ１３の下流の停滞雰囲気の燃料濃度を最適化
した状態とし、点火栓８を作動させることにより燃料に
点火し、以下、燃料濃度が維持されることと、停滞現象
が生じることと、タービン排気流Ａの温度が高いことと
に基づく保炎が行なわれるとともに、環状ガッタ１３の
周方向に火炎が広がることによる燃焼状態の継続が行な
われる。

【００１５】環状ガッタ１３により保炎を行なっている
状態で、燃料スプレーノズル２３から燃料噴射を行なう
と、タービン排気流Ａの一部と燃料とが混合し、混合流
体が２重レグガッタ１４の流路１４ａにより外側に誘導
されて、外側レグガッタ１４Ａ及び内側レグガッタ１４
Ｂの間から下流に送り出される。流路１４ａを経由する
混合流は、燃料濃度及び温度が高められた状態となって
いるとともに、２重レグガッタ１４の下流近傍に断面形
状に基づく流れの停滞域が形成されるため、複数の２重
レグガッタ１４の下流箇所での着火が促進されるととも
に、複数箇所でも保炎が行なわれる。

【００１６】次いで、前述した各フュエルインジェクタ
７及び外側燃料スプレーノズル２４から、スクープ１５
の外表面近傍等に燃料が供給されると、ファン空気流Ｂ
に燃料が合流して燃料と空気との混合が図られ、これら
の混合流体に環状ガッタ１３及び２重レグガッタ１４の
火炎による着火がなされることにより、燃焼範囲が図４
例のライナ１０の内部全域に広がる。

【００１７】

【発明の効果】本発明に係る航空エンジン用アフタバー
ナによれば、以下のような優れた効果を奏する。 （１） 環状ガッタにスクープを付加して、環状ガッタ
の上流位置に内側燃料スプレーノズルを配して燃料噴射
を行なうことにより、燃料の蒸発混合促進を図るととも
に、温度の高いタービン排気流を利用して、燃料の蒸発
及び混合を促進させるとともに、環状ガッタによる着火
性及び保炎性を向上させることができる。 （２） コア流取入口に、その内部に燃料を噴出する燃
料スプレーノズルが配されることにより、２重レグガッ
タの間の燃料濃度及び温度を高め、燃料の蒸発混合を図
って２重レグガッタによる保炎性をさらに向上させるこ
とができる。 （３） スクープの外側となる位置に、外側燃料スプレ
ーノズルが配されることにより、保炎性とあいまって着
火性能を向上させることができる。 （４） 上記の相乗作用により、全体の燃焼性能を向上
させることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明に係る航空エンジン用アフタバーナの一
実施形態における要部の斜視図である。

【図２】図１の正断面図である。

【図３】アフタバーナ付ターボファンエンジンの例を示
す一部の記載を省略した正断面図である。

【図４】図３のアフタバーナの部分の構造例を示す正断
面図である。

【図５】図３のアフタバーナの保炎器の部分の斜視図及
び正断面図である。

【符号の説明】

１ 航空エンジン ４ 燃焼器 ５ タービン ６ アフタバーナ ７ フュエルインジェクタ ８ 点火栓 ９ 保炎器 １０ ライナ １１ ダクト １２ 排気ノズル １３ 環状ガッタ １３ａ 傾斜表面 １４ ２重レグガッタ １４Ａ 外側レグガッタ １４Ｂ 内側レグガッタ １４ａ 流路 １５ スクープ １５Ａ 外側スクープ １５Ｂ 内側スクープ ２１ コア流取入口 ２２ 内側燃料スプレーノズル ２３ 燃料スプレーノズル ２４ 外側燃料スプレーノズル Ａ タービン排気流 Ｂ ファン空気流

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 柏木 武 東京都西多摩郡瑞穂町殿ケ谷229番地 石川島播磨重工業株式会社 瑞穂工場内 (72)発明者 中野 静嘉 東京都西多摩郡瑞穂町殿ケ谷229番地 石川島播磨重工業株式会社 瑞穂工場内 (56)参考文献 特表 平７−502805（ＪＰ，Ａ)

Claims (3)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 タービン排気流（Ａ）と交差状態に配さ
   れる環状ガッタ（１３）と、該環状ガッタに対してファ
   ン空気流（Ｂ）と交差状態に周方向に間隔を空けて配さ
   れる２重レグガッタ（１４）と、環状ガッタの傾斜表面
   （１３ａ）の近傍位置に環状に配されタービン排気流を
   傾斜表面に沿って誘導するスクープ（１５）と、該スク
   ープの外表面に配されタービン排気流の一部を２重レグ
   ガッタの間に取り入れるコア流取入口（２１）と、環状
   ガッタの上流位置に配され傾斜表面に沿って燃料を噴出
   する内側燃料スプレーノズル（２２）とを具備するとと
   もに、コア流取入口（２１）に、その内部に燃料を噴出
   する燃料スプレーノズル（２３）が配されることを特徴
   とする航空エンジン用アフタバーナ。
2. 【請求項２】 スクープ（１５）の外側となる位置に、
   スクープの外表面に沿って燃料を噴出する外側燃料スプ
   レーノズル（２４）が配されることを特徴とする請求項
   １記載の航空エンジン用アフタバーナ。
3. 【請求項３】 外側燃料スプレーノズル（２４）が、燃
   料スプレーノズル（２３）と同一円上に配されることを
   特徴とする請求項２記載の航空エンジン用アフタバー
   ナ。