JP3962978B2 - ジェット噴流用ローブミキサ - Google Patents
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- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
- F02K1/48—Corrugated nozzles
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、高速の内部流と低速の外部流を混合する流体混合装置（ミキサ）に関する。
【０００２】
【従来の技術】
図４に示すように、アフタバーナを有する航空機エンジン１（ジェットエンジン）は、空気を取り入れるファン２、取り入れた空気を圧縮する圧縮機３、圧縮した空気により燃料を燃焼させる燃焼器４、燃焼器４の燃焼ガスによりファン２及び圧縮機３を駆動するタービン５、推力増大のため再燃焼させるアフタバーナ６等を備えている。
【０００３】
アフタバーナ６は、三角形断面等を有し下流に循環領域Ｘを形成して保炎を行なうフレームホルダ（保炎器）７、燃料を噴出させるための燃料ノズル８、点火栓９等からなり、アウターダクト１０の内側のライナ１１内を通して排気ノズル１２から噴出させ、推力を増大させるようになっている。
【０００４】
また、ファン２で取り入れられた空気は、圧縮機３、燃焼器４およびタービン５を通るコア流１４と、これらをバイパスするバイパス流１３（ファン流）とに分岐され、ミキサ（混合器）１５において合流する。なお、１６はテールコーンである。
【０００５】
ミキサ１５は、図５に例示するように、横断面形状が波形形状の案内壁（隔壁）を有するとともに、この波形形状が下流ほど大きく成形され、この下流端で、ファン流１３（実線）とコア流１４（破線）が合流し、ミキサ１５の下流に循環域Ｘを形成して効率よく混合するようになっている。かかる構造のミキサは一般にローブミキサと呼ばれる。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
図５に例示したローブミキサは、エンジンの内部に設置される場合と外部に露出して設置される場合とがある。また、いずれの場合にも、コアエンジンの後方に離れて設置される場合もある。
【０００７】
図６は一般的なローブミキサの構成を示す図であり、（Ａ）は側面図、（Ｂ）はローブミキサの噴出口を示すＡ−Ａ線における断面図である。ローブミキサは、この図に示すように、ローブミキサの出口で発生する縦渦を利用して、その内側を通過する高速の内部流とその外側に流れる低速の外部流の混合を促進させるものである。
図７は、図６（Ａ）におけるローブミキサ下流側の流速分布を示すシミュレーション結果である。ローブミキサの形状が星型であり、その軸中心位置にローブの存在しない領域があるため、ローブミキサ出口の流れには高速のポテンシャルコア領域が存在する。また、そのまわりには、内部流と外部流が混合した混合領域が存在する。この高速ポテンシャルコア領域は高速の内部流がほとんど減速されずに通過するため、流速の８乗に比例するジェットの騒音レベルが高い問題点があった。
【０００８】
本発明は、かかる問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、高速の内部流と低速の外部流を効率良く混合させ、かつ中心部に形成されるポテンシャルコア領域を縮小してジェット騒音を低減することができるジェット噴流用ローブミキサを提供することにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、高速の内部流と低速の外部流の間を仕切る筒状隔壁と、該隔壁の下流側に設けられ横断面形状が波形形状であり該波形形状が下流ほど大きく成形されているローブ部と、該ローブ部の内側に位置し内部流を複数に分断して半径方向外方に反らす噴流転向装置とを備え、前記噴流転向装置は、ローブ部の下流側端部の内方に固定され半径方向内方に延びる複数のストラットを有し、複数のストラットは、内部流の出口且つ内方端において直接又はポールを介して相互に連結している、ことを特徴とするジェット噴流用ローブミキサ提供される。
【００１０】
本発明の構成によれば、噴流転向装置がローブミキサのローブ部の内側に位置するので、ローブミキサの出口中心部の速度が減少し、ポテンシャルコア領域が減少する。また、噴流転向装置により内部流を複数に分断して半径方向外方に反らすので、ローブ部から流出して外部流と混合する内部流が増加し、ローブミキサ全体の騒音低減の効果が上がる。
【００１１】
また、前記噴流転向装置は、ローブ部の内方に固定され半径方向内方に延びる複数のストラットを有し、複数のストラットは、内部流の出口且つ内方端において直接又はポールを介して相互に連結しているので、複数のストラットにより内部流を周方向に分断された複数の内部流にすることができ、かつこのストラットにより分断された各内部流を半径方向外方に反らすことができる。
【００１２】
また、前記ストラットは、内部流に対する流体抵抗が小さい翼形状を有する。この構成により、流体抵抗による損失を最小限度に抑えることができる。
【００１３】
前記ストラットは、内部流のスワールに対して流体抵抗が最小となる迎え角αに設定されていることが好ましい。この構成により、内部流に対する流体抵抗を最小にできる。
【００１４】
また、前記ストラットは、内部流に対してスワールを付加する迎え角αに設定してもよい。この構成により、内部流にスワールを与えることが可能であり、スワールが存在することによりコア領域が半径方向に拡散し、ポテンシャルコア領域と外部流との混合を促進することができる。
【００１５】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好ましい実施形態を図面を参照して説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００１６】
図１は、本発明によるジェット噴流用ローブミキサの側面図である。この図に示すように、本発明のジェット噴流用ローブミキサは、筒状隔壁２２、ローブ部２４及び噴流転向装置２６を備える。
【００１７】
筒状隔壁２２は、高速の内部流１７と低速の外部流１８の間を仕切る隔壁である。高速の内部流１７は、例えばジェットエンジンの圧縮機、燃焼器およびタービンを通るコア流であり、低速の外部流１８は、例えば、これらをバイパスするバイパス流である。なお、ジェット噴流を直接外気に噴射する場合には、内部流１７はジェット噴流であり、外部流１８は外部の空気流である。
【００１８】
ローブ部２４は、筒状隔壁２２の下流側に連続して設けられている。このローブ部２４は、横断面形状（軸線に直交する断面）が波形形状であり、その波形形状が下流側ほど波高が大きく成形されている。
【００１９】
噴流転向装置２６は、ローブ部２４の内側に位置し、内部流１７を複数に分断して半径方向外方に反らす機能を有する。
【００２０】
図２は、図１のＢ−Ｂ線における断面図である。この図においてローブ部２４は、その端面（ノズル部）の波形形状を示している。この波形形状は、この図では中心の円形ノズル部２４ａと放射状に延びる複数（この例では８本）の放射ノズル部２４ｂとからなる。なお、本発明はこの形状に限定されず、周知の種々のローブ形状であってもよい。
【００２１】
噴流転向装置２６は、ローブ部２４の内方（円形ノズル部２４ａの内側）に固定されている。また、この噴流転向装置２６は、半径方向内方に延びる複数（この例では８本）のストラット２７と、中心軸線上に位置しストラット２７の内端が固定される中心ポール２８とからなる。ストラット２７の外端は円形ノズル部２４ａ（ローブ部２４の谷部分）に固定されている。また、中心ポール２８の上流端は、流体抵抗の低い形状に形成されている。なお、この中心ポール２８は不可欠ではなく、これを無くし、ストラット２７の内端を相互に連結してもよく、或いは内端は開放端としてもよい。
【００２２】
図３（Ａ）は、図１の噴流転向装置２６の部分拡大図であり、図３（Ｂ）はそのＣ−Ｃ線における断面図である。
図３（Ｂ）に示すように、ストラット２７は、内部流１７に対する流体抵抗が小さい翼形状を有する。また、このストラット２７は、上流に位置するタービン等により発生している内部流１７のスワールに対して流体抵抗が最小となる迎え角αに設定されている。すなわち、翼の角度はローブミキサノズルの入口でのスワール角度に合わせて、ストラットの翼面からの剥離を防止し、騒音の増加を回避している。
【００２３】
なお、この図とは相違するが、ストラット２７を、内部流１７に対してスワールを付加する迎え角α'に設定し、翼形状を用いてポテンシャルコア領域にスワールを与えるようにしてもよい。かかるスワールを付加することにより、スワールによりコア領域が半径方向に拡散し、ポテンシャルコア領域と外部流との混合を促進することができる。
【００２４】
上述した本発明の構成によれば、噴流転向装置２６がローブミキサのローブ部２４の内側に位置するので、ローブミキサの出口中心部の速度が減少し、図１に模式的に示すように、ポテンシャルコア領域１９が減少する。また、噴流転向装置２６により内部流を複数に分断して半径方向外方に反らすので、ローブ部２４から流出して外部流１８と混合する内部流１７が増加し、ローブミキサ全体の騒音低減の効果が上がる。
【００２５】
また、半径方向内方に延びる複数のストラット２７により、内部流１７を周方向に分断された複数の内部流にすることができ、かつこのストラット２７により分断された各内部流を半径方向外方に反らすことができる。
【００２６】
更に、ストラット２７が翼形状を有し、内部流のスワールに対して流体抵抗が最小となる迎え角αに設定されているので、流体抵抗による損失を最小限度に抑えることができる。
【００２７】
なお、本発明は上述した実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々に変更できることは勿論である。
【００２８】
【発明の効果】
上述したように、本発明のジェット噴流用ローブミキサは、高速の内部流と低速の外部流を効率良く混合させ、かつ中心部に形成されるポテンシャルコア領域を縮小してジェット騒音を低減することができる等の優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によるジェット噴流用ローブミキサの側面図である。
【図２】図１のＢ−Ｂ線における断面図である。
【図３】図１の部分拡大図である。
【図４】従来のミキサを有するジェットエンジンの構成図である。
【図５】従来のミキサの部分斜視図である。
【図６】一般的なローブミキサの構成図である。
【図７】ローブミキサ下流側の流速分布を示すシミュレーション結果である。
【符号の説明】
１ 航空機エンジン（ジェットエンジン）、２ ファン、
３ 圧縮機、４ 燃焼器、５ タービン、６ アフタバーナ、
７ フレームホルダ、８ 燃料ノズル、９ 点火栓、
１０ アウターダクト、１１ ライナ、１２ 排気ノズル、
１３ バイパス流（ファン流）、１４ コア流、
１５ ミキサ（混合器）、１６ テールコーン、
１７ 内部流、１８ 外部流、１９ ポテンシャルコア領域、
２２ 筒状隔壁、２４ ローブ部、２６ 噴流転向装置、
２７ ストラット、２８ 中心ポール
【発明の属する技術分野】
本発明は、高速の内部流と低速の外部流を混合する流体混合装置（ミキサ）に関する。
【０００２】
【従来の技術】
図４に示すように、アフタバーナを有する航空機エンジン１（ジェットエンジン）は、空気を取り入れるファン２、取り入れた空気を圧縮する圧縮機３、圧縮した空気により燃料を燃焼させる燃焼器４、燃焼器４の燃焼ガスによりファン２及び圧縮機３を駆動するタービン５、推力増大のため再燃焼させるアフタバーナ６等を備えている。
【０００３】
アフタバーナ６は、三角形断面等を有し下流に循環領域Ｘを形成して保炎を行なうフレームホルダ（保炎器）７、燃料を噴出させるための燃料ノズル８、点火栓９等からなり、アウターダクト１０の内側のライナ１１内を通して排気ノズル１２から噴出させ、推力を増大させるようになっている。
【０００４】
また、ファン２で取り入れられた空気は、圧縮機３、燃焼器４およびタービン５を通るコア流１４と、これらをバイパスするバイパス流１３（ファン流）とに分岐され、ミキサ（混合器）１５において合流する。なお、１６はテールコーンである。
【０００５】
ミキサ１５は、図５に例示するように、横断面形状が波形形状の案内壁（隔壁）を有するとともに、この波形形状が下流ほど大きく成形され、この下流端で、ファン流１３（実線）とコア流１４（破線）が合流し、ミキサ１５の下流に循環域Ｘを形成して効率よく混合するようになっている。かかる構造のミキサは一般にローブミキサと呼ばれる。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
図５に例示したローブミキサは、エンジンの内部に設置される場合と外部に露出して設置される場合とがある。また、いずれの場合にも、コアエンジンの後方に離れて設置される場合もある。
【０００７】
図６は一般的なローブミキサの構成を示す図であり、（Ａ）は側面図、（Ｂ）はローブミキサの噴出口を示すＡ−Ａ線における断面図である。ローブミキサは、この図に示すように、ローブミキサの出口で発生する縦渦を利用して、その内側を通過する高速の内部流とその外側に流れる低速の外部流の混合を促進させるものである。
図７は、図６（Ａ）におけるローブミキサ下流側の流速分布を示すシミュレーション結果である。ローブミキサの形状が星型であり、その軸中心位置にローブの存在しない領域があるため、ローブミキサ出口の流れには高速のポテンシャルコア領域が存在する。また、そのまわりには、内部流と外部流が混合した混合領域が存在する。この高速ポテンシャルコア領域は高速の内部流がほとんど減速されずに通過するため、流速の８乗に比例するジェットの騒音レベルが高い問題点があった。
【０００８】
本発明は、かかる問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、高速の内部流と低速の外部流を効率良く混合させ、かつ中心部に形成されるポテンシャルコア領域を縮小してジェット騒音を低減することができるジェット噴流用ローブミキサを提供することにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、高速の内部流と低速の外部流の間を仕切る筒状隔壁と、該隔壁の下流側に設けられ横断面形状が波形形状であり該波形形状が下流ほど大きく成形されているローブ部と、該ローブ部の内側に位置し内部流を複数に分断して半径方向外方に反らす噴流転向装置とを備え、前記噴流転向装置は、ローブ部の下流側端部の内方に固定され半径方向内方に延びる複数のストラットを有し、複数のストラットは、内部流の出口且つ内方端において直接又はポールを介して相互に連結している、ことを特徴とするジェット噴流用ローブミキサ提供される。
【００１０】
本発明の構成によれば、噴流転向装置がローブミキサのローブ部の内側に位置するので、ローブミキサの出口中心部の速度が減少し、ポテンシャルコア領域が減少する。また、噴流転向装置により内部流を複数に分断して半径方向外方に反らすので、ローブ部から流出して外部流と混合する内部流が増加し、ローブミキサ全体の騒音低減の効果が上がる。
【００１１】
また、前記噴流転向装置は、ローブ部の内方に固定され半径方向内方に延びる複数のストラットを有し、複数のストラットは、内部流の出口且つ内方端において直接又はポールを介して相互に連結しているので、複数のストラットにより内部流を周方向に分断された複数の内部流にすることができ、かつこのストラットにより分断された各内部流を半径方向外方に反らすことができる。
【００１２】
また、前記ストラットは、内部流に対する流体抵抗が小さい翼形状を有する。この構成により、流体抵抗による損失を最小限度に抑えることができる。
【００１３】
前記ストラットは、内部流のスワールに対して流体抵抗が最小となる迎え角αに設定されていることが好ましい。この構成により、内部流に対する流体抵抗を最小にできる。
【００１４】
また、前記ストラットは、内部流に対してスワールを付加する迎え角αに設定してもよい。この構成により、内部流にスワールを与えることが可能であり、スワールが存在することによりコア領域が半径方向に拡散し、ポテンシャルコア領域と外部流との混合を促進することができる。
【００１５】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好ましい実施形態を図面を参照して説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００１６】
図１は、本発明によるジェット噴流用ローブミキサの側面図である。この図に示すように、本発明のジェット噴流用ローブミキサは、筒状隔壁２２、ローブ部２４及び噴流転向装置２６を備える。
【００１７】
筒状隔壁２２は、高速の内部流１７と低速の外部流１８の間を仕切る隔壁である。高速の内部流１７は、例えばジェットエンジンの圧縮機、燃焼器およびタービンを通るコア流であり、低速の外部流１８は、例えば、これらをバイパスするバイパス流である。なお、ジェット噴流を直接外気に噴射する場合には、内部流１７はジェット噴流であり、外部流１８は外部の空気流である。
【００１８】
ローブ部２４は、筒状隔壁２２の下流側に連続して設けられている。このローブ部２４は、横断面形状（軸線に直交する断面）が波形形状であり、その波形形状が下流側ほど波高が大きく成形されている。
【００１９】
噴流転向装置２６は、ローブ部２４の内側に位置し、内部流１７を複数に分断して半径方向外方に反らす機能を有する。
【００２０】
図２は、図１のＢ−Ｂ線における断面図である。この図においてローブ部２４は、その端面（ノズル部）の波形形状を示している。この波形形状は、この図では中心の円形ノズル部２４ａと放射状に延びる複数（この例では８本）の放射ノズル部２４ｂとからなる。なお、本発明はこの形状に限定されず、周知の種々のローブ形状であってもよい。
【００２１】
噴流転向装置２６は、ローブ部２４の内方（円形ノズル部２４ａの内側）に固定されている。また、この噴流転向装置２６は、半径方向内方に延びる複数（この例では８本）のストラット２７と、中心軸線上に位置しストラット２７の内端が固定される中心ポール２８とからなる。ストラット２７の外端は円形ノズル部２４ａ（ローブ部２４の谷部分）に固定されている。また、中心ポール２８の上流端は、流体抵抗の低い形状に形成されている。なお、この中心ポール２８は不可欠ではなく、これを無くし、ストラット２７の内端を相互に連結してもよく、或いは内端は開放端としてもよい。
【００２２】
図３（Ａ）は、図１の噴流転向装置２６の部分拡大図であり、図３（Ｂ）はそのＣ−Ｃ線における断面図である。
図３（Ｂ）に示すように、ストラット２７は、内部流１７に対する流体抵抗が小さい翼形状を有する。また、このストラット２７は、上流に位置するタービン等により発生している内部流１７のスワールに対して流体抵抗が最小となる迎え角αに設定されている。すなわち、翼の角度はローブミキサノズルの入口でのスワール角度に合わせて、ストラットの翼面からの剥離を防止し、騒音の増加を回避している。
【００２３】
なお、この図とは相違するが、ストラット２７を、内部流１７に対してスワールを付加する迎え角α'に設定し、翼形状を用いてポテンシャルコア領域にスワールを与えるようにしてもよい。かかるスワールを付加することにより、スワールによりコア領域が半径方向に拡散し、ポテンシャルコア領域と外部流との混合を促進することができる。
【００２４】
上述した本発明の構成によれば、噴流転向装置２６がローブミキサのローブ部２４の内側に位置するので、ローブミキサの出口中心部の速度が減少し、図１に模式的に示すように、ポテンシャルコア領域１９が減少する。また、噴流転向装置２６により内部流を複数に分断して半径方向外方に反らすので、ローブ部２４から流出して外部流１８と混合する内部流１７が増加し、ローブミキサ全体の騒音低減の効果が上がる。
【００２５】
また、半径方向内方に延びる複数のストラット２７により、内部流１７を周方向に分断された複数の内部流にすることができ、かつこのストラット２７により分断された各内部流を半径方向外方に反らすことができる。
【００２６】
更に、ストラット２７が翼形状を有し、内部流のスワールに対して流体抵抗が最小となる迎え角αに設定されているので、流体抵抗による損失を最小限度に抑えることができる。
【００２７】
なお、本発明は上述した実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々に変更できることは勿論である。
【００２８】
【発明の効果】
上述したように、本発明のジェット噴流用ローブミキサは、高速の内部流と低速の外部流を効率良く混合させ、かつ中心部に形成されるポテンシャルコア領域を縮小してジェット騒音を低減することができる等の優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によるジェット噴流用ローブミキサの側面図である。
【図２】図１のＢ−Ｂ線における断面図である。
【図３】図１の部分拡大図である。
【図４】従来のミキサを有するジェットエンジンの構成図である。
【図５】従来のミキサの部分斜視図である。
【図６】一般的なローブミキサの構成図である。
【図７】ローブミキサ下流側の流速分布を示すシミュレーション結果である。
【符号の説明】
１ 航空機エンジン（ジェットエンジン）、２ ファン、
３ 圧縮機、４ 燃焼器、５ タービン、６ アフタバーナ、
７ フレームホルダ、８ 燃料ノズル、９ 点火栓、
１０ アウターダクト、１１ ライナ、１２ 排気ノズル、
１３ バイパス流（ファン流）、１４ コア流、
１５ ミキサ（混合器）、１６ テールコーン、
１７ 内部流、１８ 外部流、１９ ポテンシャルコア領域、
２２ 筒状隔壁、２４ ローブ部、２６ 噴流転向装置、
２７ ストラット、２８ 中心ポール
Claims (4)
- 高速の内部流と低速の外部流の間を仕切る筒状隔壁と、該隔壁の下流側に設けられ横断面形状が波形形状であり該波形形状が下流ほど大きく成形されているローブ部と、該ローブ部の内側に位置し内部流を複数に分断して半径方向外方に反らす噴流転向装置とを備え、
前記噴流転向装置は、ローブ部の下流側端部の内方に固定され半径方向内方に延びる複数のストラットを有し、複数のストラットは、内部流の出口且つ内方端において直接又はポールを介して相互に連結している、ことを特徴とするジェット噴流用ローブミキサ。 - 前記ストラットは、内部流に対する流体抵抗が小さい翼形状を有する、ことを特徴とする請求項１に記載のジェット噴流用ローブミキサ。
- 前記ストラットは、内部流のスワールに対して流体抵抗が最小となる迎え角αに設定されている、ことを特徴とする請求項２に記載のジェット噴流用ローブミキサ。
- 前記ストラットは、内部流に対してスワールを付加する迎え角α'に設定されている、ことを特徴とする請求項２に記載のジェット噴流用ローブミキサ。
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9759159B2 (en) | 2014-05-26 | 2017-09-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated turbine exhaust struts and mixer of turbofan engine |
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Families Citing this family (2)
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| FR2960028B1 (fr) * | 2010-05-12 | 2016-07-15 | Snecma | Dispositif pour attenuer le bruit emis par le jet d'un moteur de propulsion d'un aeronef. |
| CN113006963B (zh) * | 2021-04-01 | 2022-08-12 | 南昌航空大学 | 一种用于剑形深波谷交变波瓣喷管的堵锥及其连接 |
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2001
- 2001-10-18 JP JP2001320688A patent/JP3962978B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9759159B2 (en) | 2014-05-26 | 2017-09-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated turbine exhaust struts and mixer of turbofan engine |
| US10018150B2 (en) | 2014-05-26 | 2018-07-10 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Integrated TEC/mixer strut axial position |
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| JP2003120420A (ja) | 2003-04-23 |
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