JP5375433B2 - 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及び特許文献２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る。また、保炎器は、放射状に配列されかつ火炎を径方向へ伝播可能な複数のラジアルガッタ（保炎アーム）を備えている。更に、特許文献１に示すアフタバーナにあっては、各ラジアルガッタに火炎を円周方向へ伝播可能な円弧状のアニュラスガッタが横断するように設けられており、特許文献２に示すアフタバーナにあっては、複数のラジアルガッタ（保炎アーム）に火炎を円周方向へ伝播可能な環状のアニュラスガッタが連結するように設けられている。

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、燃料を含む混合ガスを再燃焼させる。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。

なお、本発明に関連する先行技術として特許文献１及び特許文献２の他に、特許文献３に示すものがある。

特開平９−１１９３４６号公報 特開平９−１１２３４５号公報 特開平６−１３７２１３号公報

ところで、アフタバーナの燃焼効率を高めるためには、火炎の径方向の伝播性のみならず、火炎の円周方向の伝播性を十分に確保して、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必要がある。一方、火炎の円周方向の伝播性を十分に確保するには、図７（ａ）に示すように、隣接関係にある円弧状のアニュラスガッタの円周方向の間隙を縮小したり、図７（ｂ）に示すように、アニュラスガッタを環状に構成したりしなければならず、保炎器の重量が増大して、航空機エンジンの軽量化を促進することが困難になる。

つまり、アフタバーナの燃料効率を高めつつ、航空機エンジンの軽量化を促進することは容易でないという問題がある。

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ることにより、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、前記噴射器の後方に配設され、燃料を含む混合ガスに点火（着火）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、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、前記保炎器は、放射状に配列されかつ火炎を径方向へ伝播可能な複数のラジアルガッタ（保炎アーム）、及び各ラジアルガッタの両側（両側縁）に設けられかつ火炎を円周方向へ伝播可能な一対のアニュラスガッタ（補助保炎部材）を備えてあって、各アニュラスガッタの基端側は、前記ラジアルガッタによって、火炎を前記アニュラスガッタの内側へ導入可能な火炎導入部と混合ガスを前記アニュラスガッタの内側へ導入可能なガス導入部に区画されるよう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、燃料を含む混合ガスを再燃焼させる。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。

ここで、各ラジアルガッタの両側に一対の前記アニュラスガッタが挟むように設けられ、各アニュラスガッタの基端側は前記ラジアルガッタによって前記火炎導入部と前記ガス導入部に区画されるようになっているため、前記航空機エンジンの稼働中に、前記アニュラスガッタに沿って火炎が伝播されるだけでなく、前記アニュラスガッタに沿って混合ガスを周方向へ流通させ、火炎を強制的に周方向へ移動させることができる。これにより、隣接関係にある前記アニュラスガッタの円周方向の間隙を縮小しなくても、火炎の円周方向の伝播性を十分に確保して、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することができる。

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、隣接関係にある前記アニュラスガッタの円周方向の間隙を縮小しなくても、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することができるため、前記アフタバーナの燃焼効率を高めつつ、前記保炎器の重量増大を抑えて、前記航空機エンジンの軽量化を促進することができる。

図６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２におけるIII-III線に沿った拡大図である。 別態様のアニュラスガッタを示す図であって、図１における矢視部IIに相当する図である。 図４におけるV-V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。 先行技術に係るアフタバーナの課題を説明する図であって、図３に対応している。

本発明の実施形態について図１から図６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の前側中央部には、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、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、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３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、放射状に配列されかつ火炎を径方向へ伝播可能な複数のラジアルガッタ（保炎アーム）３９、換言すれば、円周方向に間隔を置いて配列されかつ径方向へ延びた複数のラジアルガッタ３９を備えている。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、前方向へ突出したく字形状（Ｖ字形状の一例）を呈している。

そして、 各ラジアルガッタ３９における突出部分の両側（両側縁）には、火炎を円周方向へ伝播可能な一対の管状のアニュラスガッタ（補助保炎部材）４１が挟むように設けられており、各アニュラスガッタ４１の中心軸方向は、ラジアルガッタ３９の長手方向（径方向）に対して交差している。また、各アニュラスガッタ４１の基端側は、ラジアルガッタ３９（ラジアルガッタ３９の側縁）によって、火炎をアニュラスガッタ４１の内側へ導入可能な火炎導入部４３と混合ガスをアニュラスガッタ４１の内側へ導入可能なガス導入部４５に区画されるようになっている。なお、アニュラスガッタ４１を管状に構成する代わりに、各アニュラスガッタ４１の断面形状を前側が開いたＵ字形状（図４及び図５参照）又はＶ字形状にしても構わなく、各アニュラスガッタ４１の中心軸方向（軸心方向）がラジアルガッタ３９の長手方向に対して交差する代わりに、各アニュラスガッタ４１の中心軸方向が円弧状を呈するようにしても構わない。

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４７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、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、燃料を含む混合ガスを再燃焼させる。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。

ここで、各ラジアルガッタ３９における突出部分の両側に一対のアニュラスガッタ４１が挟むように設けられ、各アニュラスガッタ４１の基端側はラジアルガッタ３９によって火炎導入部４３とガス導入部４５に区画されるようになっているため、航空機エンジン１の稼働中に、アニュラスガッタ４１に沿って火炎が伝播されるだけでなく、アニュラスガッタ４１に沿って混合ガスを周方向へ流通させ、火炎を強制的に周方向へ移動させることができる。これにより、隣接関係にあるアニュラスガッタ４１の円周方向の間隙を縮小しなくても、火炎の円周方向の伝播性を十分に確保して、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することができる。

従って、本発明の実施形態によれば、隣接関係にあるアニュラスガッタ４１の円周方向の間隙を縮小くしなくても、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することができるため、アフタバーナ２３の燃焼効率を高めつつ、保炎器３７の重量増大を抑えて、航空機エンジン１の軽量化を促進することができる。

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
７ ファン流路
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
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（フレームホルダ）
３９ ラジアルガッタ（保炎アーム）
４１ アニュラスガッタ（補助保炎部材）
４３ 火炎導入部
４５ ガス導入部
４７ ライナ冷却流路

Claims (5)

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ることにより、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、
   前記噴射器の後方に配設され、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配設され、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、
   前記保炎器は、放射状に配列されかつ火炎を径方向へ伝播可能な複数のラジアルガッタ、及び各ラジアルガッタの両側に挟むように設けられかつ火炎を円周方向へ伝播可能な一対のアニュラスガッタを備えてあって、各アニュラスガッタの基端側は、前記ラジアルガッタによって、火炎を前記アニュラスガッタの内側へ導入可能な火炎導入部と混合ガスを前記アニュラスガッタの内側へ導入可能なガス導入部に区画されるようになっ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側面視形状は、前方向へ突出するようにＶ字形状を呈してあって、各ラジアルガッタにおける突出部分の両側に一対の前記アニュラスガッタが挟むように設けられ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. 各アニュラスガッタは、管状であ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. 各アニュラスガッタの断面形状は、Ｕ字形状又はＶ字形状であ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。
5. 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４のうちのいずれか１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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