JP5333044B2 - アフタバーナ及び航空機エンジン - Google Patents

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低温の空気（前記燃焼ガスより低温の空気）との混合ガスを再燃焼させて、航空機エンジンのエンジン推力を増大させるアフタバーナ等に関する。

航空機エンジンの主要な構成要素であるアフタバーナについて種々の研究開発がなされており、アフタバーナの先行技術として特許文献１に示すものがある。そして、先行技術に係る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、アウタダクトが配設されており、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配設されている。また、アウタダクトの内面には、ライナ内において混合ガスへ燃料を噴射する噴射器が設けられており、アウタダクトの内面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。

ライナ内における噴射器の後方には、保炎器（フレームホルダ）が配設されており、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って、放射状に配列した複数のラジアルガッタ（保炎アーム）からなっている。

ライナの冷却を行うために、アウタダクトの内面とライナの外面との間には、航空機エンジンのファン流路（バイパス流路）から排出された低温の空気（燃焼ガスより低温の空気）の一部を冷却空気として流通可能なライナ冷却流路が区画形成されている。また、航空機エンジンの稼働中に高温に曝される保炎器の対流冷却を行うために、各ラジアルガッタの外側端部（径方向外側の端部）から内側端部（径方向内側の端部）にかけて、ライナ冷却流路に連通しかつ冷却空気を流通可能なホルダ冷却流路が形成されている。

従って、航空機エンジンの稼働中に、ライナ内において噴射器から燃料を噴射して、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、混合ガスを再燃焼させて、保炎器の後側に火炎を形成する。これにより、ライナ内において混合ガスが膨張して加速され、航空機エンジンのエンジン推力を増大させることができる。

一方、航空機エンジンの稼働中に、ファン流路から排出された前記低温の空気の一部が冷却空気としてライナ冷却流路を流通し、ライナ冷却流路から流入した冷却空気が各ホルダ冷却流路を流通することにより、ライナ及び保炎器の冷却を行うことができる。

なお、本発明に関連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９−１１９３４６号公報 特開平６−１３７２１３号公報

ところで、ライナ冷却流路内の冷却空気とラジアルガッタの内側端部付近の混合ガスとの圧力差が小さいと、ライナ冷却流路からホルダ冷却流路に十分な流量の冷却空気を流通させることができない。そのため、保炎器の冷却性能が低下して、保炎器の焼損が激しくなって、保炎器の有効寿命を延ばすことが困難にな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（主流路）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（バイパス路）から排出された低温の空気（前記燃焼ガスよりも低温の空気）との混合ガスを再燃焼させて、前記航空機エンジンの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配設され、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混合ガスへ燃料を噴射する噴射器と、前記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と、前記ライナ内における前記噴射器の後方に配設され、放射状に配列された複数のラジアルガッタ（保炎アーム）からなり、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保炎器（フレームホルダ）と、を具備し、前記アウタダクトの内面と前記ライナの外面との間に前記ファン流路から排出された前記低温の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が区画形成され、各ラジアルガッタの外側端部（径方向外側の端部）から内側端部（径方向内側の端部）にかけて、前記ライナ冷却流路に連通しかつ冷却空気を流通可能なホルダ冷却流路が形成され、複数の前記ラジアルガッタの内側端部にエジェクタが設けられ、前記エジェクタは、前側に混合ガスを導入可能な導入部、後側に混合ガスを導出可能な導出部、及び前記導入部と前記導出部の間に絞り部を有してあって、前記エジェクタに前記ホルダ冷却流路に連通した連絡通路が形成され、前記連絡通路の先端部が前記絞り部側に開口され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、ブラケット等の介在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、ブラケット等の介在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、前記ライナ内において前記噴射器から燃料を噴射して、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、混合ガスを再燃焼させて、前記保炎器の後側に火炎を形成する。これにより、前記ライナ内において混合ガスが膨張して加速され、前記航空機エンジンのエンジン推力を増大させることができる。

一方、前記航空機エンジンの稼働中に、前記ファン流路から排出された前記低温の空気の一部が冷却空気として前記ライナ冷却流路を流通し、前記ライナ冷却流路から流入した冷却空気が各ホルダ冷却流路を流通することにより、前記ライナ及び前記保炎器の対流冷却を行うことができる。なお、前記ホルダ冷却流路を流通した冷却空気は、混合ガスと混合して前記エジェクタの前記導出部から前記ライナ内に排出される。

ここで、複数の前記ラジアルガッタの内側端部に前記エジェクタが設けられ、前記エジェクタに前記ホルダ冷却流路に連通した前記連絡通路が形成され、前記連絡通路の先端部が前記絞り部側に開口されているため、前記エジェクタ（前記エジェクタの前記絞り部）による減圧作用によって各ラジアルガッタの内側端部付近の混合ガスの圧力（静圧）を小さくして、前記ライナ冷却流路内の冷却空気と前記ラジアルガッタの内側端部付近の混合ガスとの圧力差を大きくして、前記ライナ冷却流路から前記ホルダ冷却流路に十分な流量の冷却空気を流通（流入）させることができる。

本発明の第２の特徴は、燃焼ガス（高温ガス）と低温の空気（前記燃焼ガスよりも低温の空気）との混合ガスを後方向へ排気することにより、エンジン推力を発生させる航空機エンジンにおいて、第１の特徴からなるアフタバーナを具備したことを要旨とする。

第２の特徴によると、第１の特徴による作用と同様の作用を奏する。

本発明によれば、前記ライナ冷却流路内の冷却空気と前記ラジアルガッタの内側端部付近の混合ガスとの圧力差を大きくして、前記ライナ冷却流路から前記ホルダ冷却流路に十分な流量の冷却空気を流通させることができるため、前記保炎器の冷却性能を高めて、前記保炎器の焼損を十分に抑えて、前記保炎器の有効寿命を延ばすことができる。

図４における矢視部Iの拡大図である。 図１における矢視部IIを示す図である。 図１におけるIII-III線に沿った断面図である。 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。

本発明の実施形態について図１から図４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４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）と低温の空気（前記燃焼ガスよりも低温の空気）との混合ガスを後方向へ排気することにより、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、前記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、エンジンケース３内におけるコア流路５の外側には、前記低温の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に前記低温の空気を送り込むファン９が配設されており、このファン９の前側中央には、インレットコーン１１が配設されている。また、エンジンケース３内におけるファン９の後側には、コア流路５に送り込まれた前記低温の空気を圧縮する圧縮機１３が配設されており、エンジンケース３内における圧縮機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、燃料を含む圧縮空気を燃焼させて前記燃焼ガスを生成するものである。

エンジンケース３内における燃焼器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からの前記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、エンジンケース３内における高圧タービン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、前記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、エンジンケース３における低圧タービン１９の後側には、テールコーン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から排出された前記燃焼ガスとファン流路７から排出された前記低温の空気との混合ガスを再燃焼させて、航空機エンジン１の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、前記燃焼ガスを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、ライナ２９内に位置してあって、コア流路５から排出された前記燃焼ガスとファン流路７から排出された前記低温の空気を混合するものである。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略同じである。

アウタダクト２７の内面には、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の先端側は、ライナ２９内に位置している。また、アウタダクト２７の内面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の先端側は、ライナ２９内に位置している。

ライナ２９内におけるスプレーバー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、放射状に配列した複数のラジアルガッタ（保炎アーム）３９、換言すれば、径方向へ延びかつ円周方向に間隔を置いて配列された複数のラジアルガッタ３９からなっている。

ここで、各ラジアルガッタ３９の断面形状は、後側が開いたＶ字形状（へ字形状を含む）を呈しており（図３参照）、各ラジアルガッタ３９の側面視形状は、後側が開いたＶ字形状を呈している（図４参照）。また、いずれかのラジアルガッタ３９は、点火器３５の先端部を挿通させることできるようになっており、換言すれば、点火器３５の先端部は、いずれかのラジアルガッタ３９の後側に位置している（図３参照）。更に、各ラジアルガッタ３９の断面形状がＶ字形状を呈する代わりに、Ｕ字形状を呈するようにしたり、各ラジアルガッタの側面視形状がＶ字形状を呈する代わりに、直線状を呈するようにしたりしても構わない。なお、図１中において、ラジアルガッタ３９の形状は概略的に記載してある。

ライナ２９の冷却を行うために、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から排出された前記低温の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４１が区画形成されている。また、各保炎器３７の対流冷却を行うために、各ラジアルガッタ３９の外側端部（径方向外側の端部）から内側端部（径方向内側の端部）にかけて、ライナ冷却流路４１に連通しかつ冷却空気を流通可能なホルダ冷却流路４３が形成されている。ここで、各ホルダ冷却流路４３の断面形状は、ラジアルガッタ３９の断面形状に沿った形状を呈している。なお、図１中において、ホルダ冷却流路４３の形状は概略的に記載してある。

各ラジアルガッタ３９の内側端部には、エジェクタ４５が設けられており、各エジェクタ４５は、前側に混合ガスを導入可能な導入口（導入部）４７、後側に混合ガスを導出可能な導出口（導出部）４９、及び導入口４７と導出口４９の間に絞り部５１を有している。また、各エジェクタ４５には、ホルダ冷却流路４３に連通した連絡通路５３が形成されており、連絡通路５３の先端部は、絞り部５１側に開口されている。なお、各ラジアルガッタ３９の内側端部にエジェクタ４５が設けられる代わりに、複数のラジアルガッタ３９の内側端部に共通の環状のエジェクタが設けられるようにしても構わない。

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１１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に前記低温の空気を送り込むことができ、圧縮機１３によってコア流路５に送り込まれた前記低温の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圧縮空気を燃焼させて、高圧の前記燃焼ガスを生成すると、前記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から排出される前記燃焼ガスとファン流路７から排出される前記低温の空気がミキサ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、ライナ２９内において複数のスプレーバー３３から燃料を噴射して、点火器３５によって燃料を含む混合ガスに点火することにより、混合ガスを再燃焼させて、保炎器３７の後側に火炎を形成する。これにより、ライナ２９内において混合ガスが膨張して加速され、航空機エンジン１のエンジン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から排出された前記低温の空気の一部が冷却空気としてライナ冷却流路４１を流通し、ライナ冷却流路４１から流入した冷却空気が各ホルダ冷却流路４３に流通することにより、ライナ２９及び保炎器３７の冷却を行うことができる。なお、ホルダ冷却流路４３を通過した冷却空気は、混合ガスと混合してエジェクタ４５の導出口４９からライナ２９内に排出される。

ここで、各ラジアルガッタ３９の内側端部にエジェクタ４５が設けられ、各エジェクタ４５にホルダ冷却流路４３に連通した連絡通路５３が形成され、連絡通路５３の先端部が絞り部５１側に開口されているため、各エジェクタ４５（エジェクタ４５の絞り部５１）による減圧作用によって各ラジアルガッタ３９の内側端部付近の混合ガスの圧力（静圧）を小さくして、ライナ冷却流路４１内の冷却空気とラジアルガッタ３９の内側端部付近の混合ガスとの圧力差を大きくして、ライナ冷却流路４１からホルダ冷却流路４３に十分な流量の冷却空気を流通（流入）させることができる。

従って、本発明の実施形態によれば、ライナ冷却流路４１からホルダ冷却流路４３に十分な流量の冷却空気を流通させることができるため、保炎器３７の冷却性能を高めて、保炎器３７の焼損を十分に抑えて、保炎器３７の有効寿命を延ばすことができる。

また、前述のように、各ラジアルガッタ３９に流れ方向に対して角度を持たせることにより、圧力損失の低減及び径方向の火炎伝播性の向上を図ることができる。特に、各ラジアルガッタ３９の断面形状がＶ字形状を呈するようにした場合には、各ラジアルガッタ３９の頂点部（Ｖ字形状の頂点部）での前記燃焼ガスの流速が遅くなるため、保炎性をより高めることができる。

なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、アフタバーナ２３の構成からミキサ３１を省略する等、その他、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。

ＦＡ 保炎領域
１ 航空機エンジン
３ エンジンケース
５ コア流路（主流路）
７ ファン流路（バイパス流路）
９ ファン
１３ 圧縮機
１５ 燃焼器
１７ 高圧タービン
１９ 低圧タービン
２１ テールコーン
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（イグナイタ）
３７ 保炎器
３９ ラジアルガッタ（保炎アーム）
４１ ライナ冷却流路
４３ ホルダ冷却流路
４５ エジェクタ
４７ 導入口
４９ 導出口
５１ 絞り部
５３ 連絡通路

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低温の空気との混合ガスを再燃焼させて、前記航空機エンジンの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配設され、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と、
   前記ライナ内における前記噴射器の後方に配設され、放射状に配列された複数のラジアルガッタからなり、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、
   前記アウタダクトの内面と前記ライナの外面との間に前記ファン流路から排出された前記低温の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が区画形成され、各ラジアルガッタの外側端部から内側端部にかけて、前記ライナ冷却流路に連通しかつ冷却空気を流通可能なホルダ冷却流路が形成され、
   複数の前記ラジアルガッタの内側端部にエジェクタが設けられ、前記エジェクタは、前側に混合ガスを導入可能な導入部、後側に混合ガスを導出可能な導出部、及び前記導入部と前記導出部の間に絞り部を有してあって、前記エジェクタに前記ホルダ冷却流路に連通した連絡通路が形成され、前記連絡通路の先端部が前記絞り部側に開口されていることを特徴とするアフタバーナ。
2. 各ラジアルガッタの断面形状は、後側が開いたＶ字形状又はＵ字形状を呈してあって、各ホルダ冷却流路の断面形状は、前記ラジアルガッタの断面形状に沿った形状を呈し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. 各ラジアルガッタの側面視形状は、後側が開いたＶ字形状、又は直線形状を呈していることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のアフタバーナ。
4. 燃焼ガスと低温の空気との混合ガスを後方向へ排気することにより、エンジン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。

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