JP4432565B2 - 航空機エンジンにおける赤外線低減構造 - Google Patents

Description

本発明は、軍用航空機等の航空機に搭載した航空機エンジンに用いられる構造の１つであって、前記航空機エンジンの後部周辺から放射される赤外線の放射量を低減するための航空機エンジンにおける赤外線低減構造に関する。

軍用航空機等の航空機にあっては、前記航空機の生存性を高めるために、前記航空機に搭載した航空機エンジンの後部周辺から放射される赤外線の放射量を低減することが必要である。そのため、従来から、次のような方法により、前記航空機エンジンの後部周辺から放射される赤外線の放射量を低減している。

即ち、従来の方法の一つ目としては、前記航空機の機体に設けられた外気混合機構によって、前記航空機エンジンの後部から排気した燃焼ガスと外気を混合させることにより、燃焼ガスの温度を低下させて、前記航空機エンジンの後部周辺から放射される赤外線の放射量を低減するものである（第１の従来方法）。

また、従来の方法の二つ目としては、特許文献１に示すように、前記航空機エンジンの後部に備えた２次元排気装置（２次元排気ノズルとトランジョンダクト、或いは２次元排気ダクトとアフターバーナ）によって、前記航空機エンジンの後部から排気される前に、燃焼ガスの流れ（燃焼ガス流）の断面形状を丸形から矩形に変化させて、燃焼ガスとイパス流路から空気との混合を促進することにより、燃焼ガスの温度を低下させて、前記航空機エンジンの後部周辺から放射される赤外線の放射量を低減するものである（第２の従来方法）。
特開平９−２５６９０６号公報

しかしながら、前記第１の従来方法によれば、前記外気混合機構が前記機体に配設されてあって、前記航空機エンジンの後部から排気した燃焼ガスと外気を混合させているため、前記航空機エンジンの後部から排気した直後の燃焼ガスを十分に冷却することができず、前記排気した直後の燃焼ガスから放射される赤外線の放射量を十分に低減できないという問題がある。

また、前記第２の従来方法によれば、前記２次元排気装置によって前記航空機エンジンの後部から排気される前に、燃焼ガスの流れの断面形状を丸形から矩形に変化させているため、前記航空機エンジンの軸長が長くなって、前記航空機エンジンの重量が増大するという問題がある。

請求項１に記載の発明にあっては、コア流路とバイパス流路を有した航空機エンジンの後部周辺から放射される赤外線の放射量を低減するための航空機エンジンにおける赤外線低減構造において、
前記航空機エンジンにおけるイグゾーストフレームに設けられ、前記バイパス流路から低温の空気の一部を冷却空気として取入れる取入れ口を有してあって、前記イグゾーストフレームのストラットの内部に連通するように構成されたスクープと、
前記イグゾーストフレームのインナーリングに貫通して形成され、前記航空機エンジンにおけるテールコーンの内部と前記ストラットの内部を連通する連通孔と、
前記テールコーンに貫通して形成され、前記冷却空気を外方向に向かって噴出するテールコーン用冷却孔と、
前記イグゾーストフレームの前記ストラットの側面又は後縁のうち少なくともいずれかに貫通して形成され、前記冷却空気を外方向に向かって噴出するストラット用冷却孔と、
を具備したことを特徴とする。

ここで、前記航空機エンジンの後部周辺から放射される赤外線とは、主に、燃焼ガスから放射される赤外線であるが、前記イグゾーストフレーム、前記テールコーン等の前記航空機エンジンの金属部品から放射させる赤外線も含まれる。

請求項１に記載の発明特定事項によると、前記航空機エンジンの稼動中において、前記主流路に送り込まれた空気は、圧縮工程，燃焼工程等を経て、前記バイパス流路からの低温の空気と混合しながら、燃焼ガスとして前記航空機エンジンの後部から後方向へ排気される。これにより、前記航空機エンジンは推力を得ることをできる。

一方、前記スクープの取入れ口によって前記バイパス流路から低温の空気の一部が冷却空気として取入れられると、前記冷却空気は、前記ストラットの内部から前記連通孔を介して前記テールコーンの内部へ送られ、前記テールコーン用冷却孔から外方向に向かって噴出される。また、前記スクープの取入れ口によって前記バイパス流路から低温の空気の一部が冷却空気として取入れられると、前記冷却空気は、前記テールコーン用冷却孔から外方向に向かって噴出される他に、前記ストラット用冷却孔から外方向に向かって噴出される。これにより、従来のように前記２次元排気装置を用いることなく、前記冷却空気を前記テールコーンの周辺を流れる燃焼ガスに混合させて、前記航空機エンジンの後部から排気される前に燃焼ガスの温度を十分に低下させることができると共に、前記イグゾーストフレーム及び前記テールコーンの温度を十分に低下させることができる。

請求項２に記載の発明にあっては、請求項１に記載の発明特定事項の他に、前記テールコーン用冷却孔は、前記テールコーンの後端付近に貫通して形成されていることを特徴とする。

ここで、前記テールコーンの後端付近とは、前記テールコーンの後端面、前記テールコーンの外周面における後端側部分が含まれる。

請求項２に記載の発明特定事項によると、請求項１に記載の発明特定事項による作用の他に、前記テールコーン用冷却孔は前記テールコーンの後端付近に貫通して形成されているため、燃焼ガスのピーク温度を効果的に低下させることができる。

請求項３に記載の発明にあっては、請求項１又は請求項２に記載の発明特定事項の他に、前記スクープは、前記取入れ口が前記バイパス流路の境界層から外れた領域に位置するように構成されていることを特徴とする。

請求項３に記載の発明特定事項によると、請求項１又は請求項２に記載の発明特定事項による作用の他に、前記スクープの前記取入れ口が前記バイパス流路の境界層から外れた領域に位置するため、前記スクープの取入れ口によって前記バイパス流路から前記冷却空気を安定的に取入れることができる。

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発明によれば、従来のように前記２次元排気装置を用いることなく、前記冷却空気を前記テールコーンの周辺を流れる燃焼ガスに混合させて、前記航空機エンジンの後部から排気される前に燃焼ガスの温度を十分に低下させることができるため、前記航空機エンジンの軸長が長くなることを抑制しつつ、前記航空機エンジンの後部から排気した直後の燃焼ガスから放射される赤外線の放射量を含めて、前記航空機エンジンの後部周辺から放射される赤外線の放射量を十分に低減することができる。特に、請求項２から請求項４のうちのいずれかの請求項に記載の発明によれば、燃焼ガスのピーク温度を効果的に低下させることができるため、前述の効果を更に向上させることができる。

また、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発明によれば、前記イグゾーストフレーム及び前記テールコーンの温度を十分に低下させることができるため、前記イグゾーストフレーム及び前記テールコーンから放射される赤外線の放射量を低減する他に、高比重の材料により前記イグゾーストフレーム及び前記テールコーンを製造する必要がなくなって、前記航空機エンジンの軽量化を促進することができる。

本発明の最良の形態について図１及び図２を参照して説明する。

ここで、図１は、図２における矢視部Iの拡大図であって、図２は、本発明の最良の形態に係わる航空機エンジンの模式的な断面図である。なお、「前後」とは、図１及び図２において左右のことをいう。

図２に示すように、本発明の最良の形態に係わる航空機エンジン１は、軍用航空機に搭載されるものであって、筒状のエンジンケース３をベースとしている。また、エンジンケース３内には、燃焼ガスが流れる環状の主流路５が形成され、エンジンケース３内における主流路５の外側には、低温の空気が流れるバイパス流路７が形成されている。

エンジンケース３内の前部には、主流路５及びバイパス流路７に空気を送り込むファン９が設けられており、このファン９は、エンジン軸心Ｓを中心として回転可能なファンロータ９ａを備えている。また、ファンロータ９ａの前側中央には、空気を案内するインレットコーン１１が設けられている。

エンジンケース３内におけるファン９の後側には、主流路９に送り込まれた空気を圧縮する圧縮機１３が設けられており、この圧縮機１３は、エンジン軸心Ｓを中心として回転可能な圧縮機ロータ１３ａを備えている。また、エンジンケース３内における圧縮機１３の後方側には、圧縮した空気の中で燃料を燃焼させる燃焼器１５が設けられている。

エンジンケース３内における燃焼器１５の後側には、燃焼器１５からの燃焼ガスＧの膨張によって駆動されると共にファン９及び圧縮機１３を連動して駆動するタービン１７が設けられており、このタービン１７は、エンジン軸心Ｓを中心として回転可能なタービンロータ１７ａを備えている。

図１及び図２に示すように、エンジンケース３内におけるタービン１７の後側には、イグゾーストフレーム１９が設けられている。そして、このイグゾーストフレーム１９は、エンジンケース３に一体的に設けられたアウターリング２１と、エンジンケース３にアウターリング２１に囲まれるように一体的に設けられたインナーリング２３と、アウターリング２１とインナーリング２３の間に周方向へ等間隔に設けられた複数のストラット２５とを備えている。また、インナーリング２３の後側には、燃焼ガスＧを後方向へ案内するテールコーン２７が設けられている。

エンジンケース３の後側には、燃焼ガスＧの中で燃料を再燃焼させるアフターバーナ２９が設けられている。そして、このアフターバーナ２９は、エンジンケース３に一体的に設けられた排気ダクト３１と、この排気ダクト３１内に周方向へ等間隔に設けられかつ燃料を噴射する複数の燃料ノズル３３と、排気ダクト３１内における燃料ノズル３３の後方に周方向へ等間隔に設けられかつ燃焼を保炎する複数のフレームホルダ３５とを備えている。また、排気ダクト３１の後側には、燃焼ガスＧを排気する排気ノズル３７が一体的に設けられている。

本発明の最良の形態に係わる航空機エンジン１は、航空機エンジン１の後部周辺から放射される赤外線の放射量を低減するための航空機エンジンにおける赤外線低減構造３９を備えている。ここで、航空機エンジン１の後部周辺から放射される赤外線とは、主に、燃焼ガスＧから放射される赤外線のことであるが、イグゾーストフレーム１９、テールコーン２７等の航空機エンジン１の金属部品から放射させる赤外線も含まれる。

即ち、図１に示すように、イグゾーストフレーム１９のアウターリング２１には、ストラット２５と同数のスクープ４１が設けられており、各スクープ４１は、バイパス流路７から低温の空気の一部を冷却空気ＣＡとして取入れる取入れ口４３をそれぞれ有している。また、各スクープ４１は、対応関係にあるストラット２５の内部に連通するようにそれぞれ構成されてあって、取入れ口４３がバイパス流路７の境界層から外れた領域に位置するようにそれぞれ構成されている。

また、インナーリング２３には、複数の連通孔４５が貫通して形成されており、各連通孔４５は、テールコーン２７の内部と対応関係にあるストラット２５の内部とをそれぞれ連通するものである。そして、テールコーン２７の後端面、及び外周面における後端側部分には、冷却空気ＣＡを外方向に向かって噴出する複数のテールコーン用冷却孔４７が貫通して形成されている。更に、各ストラット２５の側面及び後端には、冷却空気ＣＡを外方向に向かって噴出する複数のストラット用冷却孔４９が貫通して形成されている。

なお、図示は省略するが、インナーリング２３の内側及びテールコーンの内側には、冷却空気ＣＡを複数のテールコーン用冷却孔４７に導く冷却空気ガイドが設けられている。

次に、本発明の最良の形態の作用について説明する。

適宜のスタータ装置（図示省略）の作動によってファンロータ９ａ及び圧縮機ロータ１３ａをエンジン軸心Ｓを中心として回転させると、ファン９によって主流路５及びバイパス流路７に空気を送り込むことができ、圧縮機１３によって主流路５に送り込まれた空気を圧縮することができる。次に、燃焼器１５によって圧縮した空気の中で燃料を燃焼させることにより、燃焼ガスＧの膨張によってタービン１７を駆動させて、タービン１７によってファン９及び圧縮機１３を連動して駆動させる。更に、アフターバーナ２９によって燃焼ガスＧの中で燃料を再燃焼させる。そして、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、タービン１７の駆動、アフターバーナ２９による再燃焼）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。

また、航空機エンジン１の稼動中において、主流路５に送り込まれた空気は、前述のように圧縮工程，燃焼工程等を経て、バイパス流路７からの低温の空気と混合しながら、燃焼ガスＧとして排気ノズル３７（航空機エンジン１の後部）から後方向へ排気される。これにより、前記航空機は推力を得ることができる。

一方、複数のスクープ４１の取入れ口４３によってバイパス流路７から低温の空気の一部が冷却空気ＣＡとして取入れられると、冷却空気ＣＡは、複数のストラット用冷却孔４９から外方向に向かって噴出されると共に、複数のストラット２５の内部から連通孔４５を介してテールコーン２７の内部へ送られて複数のテールコーン用冷却孔４７から外方向に向かって噴出される。これにより、従来のように前記２次元排気装置を用いることなく、冷却空気ＣＡをテールコーン２７の周辺を流れる燃焼ガスＧに混合させて、航空機エンジン１の後部から排気される前に燃焼ガスＧの温度を十分に低下させることができると共に、イグゾーストフレーム１９及びテールコーン２７の温度を十分に低下させることができる。ここで、特に、テールコーン用冷却孔４７はテールコーン２７の後端面、及び外周面における後端側部分に貫通して形成されているため、燃焼ガスＧのピーク温度を効果的に低下させることができる。

なお、複数のスクープ４１の取入れ口４３がバイパス流路７の境界層から外れた領域に位置するため、複数のスクープ４１の取入れ口４３によってバイパス流路７から冷却空気ＣＡを安定的に取入れることができる。

以上の如き、本発明の最良の形態によれば、従来のように前記２次元排気装置を用いることなく、航空機エンジン１の後部から排気される前に燃焼ガスＧの温度を十分に低下させると共に、イグゾーストフレーム１９及びテールコーン２７の温度を十分に低下させるため、航空機エンジン１の軸長が長くなることを抑制しつつ、航空機エンジン１の後部から排気した直後の燃焼ガスＧから放射される赤外線の放射量を含めて、航空機エンジン１の後部周辺から放射される赤外線の放射量を十分に低減することができる。特に、燃焼ガスＧのピーク温度を効果的に低下させることができるため、前述の効果を更に向上させることができる。

また、イグゾーストフレーム１９及びテールコーン２７の温度を十分に低下させることができるため、イグゾーストフレーム１９及びテールコーン２７から放射される赤外線の放射量を低減する他に、高比重の材料によりイグゾーストフレーム１９及びテールコーン２７を製造する必要がなくなって、航空機エンジン１の軽量化を促進することができる。

更に、冷却空気ＣＡが複数のストラット用冷却孔４９及び複数のテールコーン用冷却孔４７から外方向に向かって噴出されるため、アフターバーナ２９に対して未燃焼状態の酸素を大量に供給することができ、アフターバーナ２９による再燃焼性を高めることができる。

なお、本発明は、前述の発明の最良の形態の説明に限るものではなく、適宜の変更を行うことにより、その他種々の態様で実施可能である。

図２における矢視部Iの拡大図である。 本発明の最良の形態に係わる航空機エンジンの模式的な断面図である。

符号の説明

ＣＡ 冷却空気
Ｇ 燃焼ガス
１ 航空機エンジン
３ エンジンケース
５ 主流路
７ バイパス流路
１９ イグゾーストフレーム
２１ アウターリング
２３ インナーリング
２５ ストラット
２７ テールコーン
２９ アフターバーナ
３９ 赤外線低減構造
４１ スクープ
４３ 取入れ口
４５ 連通孔
４７ テールコーン用冷却孔
４９ ストラット用冷却孔

Claims (3)

1. コア流路とバイパス流路を有した航空機エンジンの後部周辺から放射される赤外線の放射量を低減するための航空機エンジンにおける赤外線低減構造において、
   前記航空機エンジンにおけるイグゾーストフレームに設けられ、前記バイパス流路から低温の空気の一部を冷却空気として取入れる取入れ口を有してあって、前記イグゾーストフレームのストラットの内部に連通するように構成されたスクープと、
   前記イグゾーストフレームのインナーリングに貫通して形成され、前記航空機エンジンにおけるテールコーンの内部と前記ストラットの内部を連通する連通孔と、
   前記テールコーンに貫通して形成され、前記冷却空気を外方向に向かって噴出するテールコーン用冷却孔と、
   前記イグゾーストフレームの前記ストラットの側面又は後縁のうち少なくともいずれかに貫通して形成され、前記冷却空気を外方向に向かって噴出するストラット用冷却孔と、
   を具備したことを特徴とする航空機エンジンにおける赤外線低減構造。
2. 前記テールコーン用冷却孔は、前記テールコーンの後端付近に貫通して形成されていることを特徴とする請求項１に記載の航空機エンジンにおける赤外線低減構造。
3. 前記スクープは、前記取入れ口が前記バイパス流路の境界層から外れた領域に位置するように構成されていることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の航空機エンジンにおける赤外線低減構造。

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