JP5573656B2 - 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空気（低温空気）との混合ガスに燃料を供給して、再燃焼させることにより、航空機エンジンの推力を増大させるアフタバーナ等に関する。

近年、航空機エンジンの高推力化の要請に伴い、アフタバーナについて種々の研究開発がなされており、一般的な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、アウタダクトが設けられており、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設けられている。また、アウタダクトには、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。

噴射器の後方には、保炎器（フレームホルダ）が設けられており、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、ライナ内における噴射器の後方に配設されかつ火炎をライナ内において伝播可能な複数のブラフボティを備えている。

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、燃料を再燃焼させる。これにより、ライナ内において燃焼ガスが膨張して加速され、航空機エンジンの推力を増大させることができる。

なお、本発明に関する先行技術として特許文献１から特許文献３に示すものがある。

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

ところで、アフタバーナの火炎伝播性を十分に確保するには、各隣接する一対のブラフボディの間付近において流速の低い領域を生成する必要がある。そのため、通常、特許文献１に示すように、複数のブラフボディに円環状のアニュラスガッタを一体的に連結して、複数のブラフボディを一体構造にしたり、特許文献２に示すように、各ブラフボディに円弧状のアニュラスガッタを一体的に設けて、各隣接するブラフボディ同士を近づけたりする手法が採られている。一方、保炎器に円環状のアニュラスガッタ又は円弧状の複数のアニュラスガッタを用いると、保炎器の重量増大を招き、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、航空機エンジンの軽量化を促進しつつ、アフタバーナの火炎伝播性を十分に確保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。

本発明の発明者は、前述の課題を解決するために、試行錯誤を繰り返した結果、下流側を開放した断面Ｖ字形状のラジアルガッタ等のブラフボディの側縁に角錐状又は半円錐状の突起を一体形成することにより、図８（ａ）（ｂ）に示すように、ブラフボディの側縁付近における流速の速い領域（流速の極めて速い領域を含む）を低減できるという、新規な知見を得ることができ、本発明を完成するに至った。ここで、適切な状態とは、突起の底部を下流側に指向させ、突起の頂点部をブラフボディの幅中心側に指向させた状態のことをいう。また、前述の新規な知見は、突起付近に縦渦が生成され、ブラフボディの側縁付近の流れ（流速の速い主流の流れ）とブラフボディの下流側の循環流（流速の遅い流れ）との半径方向の混合が促進されたことによるものと考えられる。

なお、図８（ａ）は、ブラフボディの側縁に突起を形成していない場合において、ブラフボディ周辺の流れ場における流速の遅い領域を示す図、図８（ｂ）は、ブラフボディの側縁に三角錐状の突起を形成した場合において、ブラフボディ周辺の流れ場における流速の遅い領域を示す図であって、図８（ａ）（ｂ）中の流速の遅い領域は、３次元定常粘性ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics）解析をより求めたものである。

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）から排出された空気（低温空気）との混合ガスに燃料を供給して、再燃焼させることにより、前記航空機エンジンの推力（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設けられ、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設けられ、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放射状に配設されかつ火炎を前記ライナ内において伝播可能な複数のブラフボディを備え、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、各隣接する一対の前記ブラフボディのうちの少なくともいずれかの前記ブラフボディの径方向内側部分の側縁に角錐状又は半円錐状の突起が一体形成され、各突起の底面部が下流側を指向し、各突起の頂点部が前記ブラフボディの幅中心側を指向していることを特徴とする。

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、別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、別部材を介して間接的に配設されたことを含む意である。更に、「下流側」とは、主流の流れ方向から見て下流側のことをいう。

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、燃料を再燃焼させる。これにより、前記ライナ内において燃焼ガスが膨張して加速され、前記航空機エンジンの推力を増大させることができる。

ここで、各隣接する一対の前記ブラフボディのうちの少なくともいずれかの前記ブラフボディの径方向内側部分の側縁に角錐状又は半円錐状の突起が一体形成され、各突起の底面部が下流側を指向し、各突起の頂点部が前記ブラフボディの幅中心側を指向しているため、前述の新規な知見を適用すると、各隣接する一対のブラフボディのうちの少なくともいずれかの前記ブラフボディの径方向内側部分の側縁における流速の速い領域を低減することができる。これにより、前記保炎器に円環状のアニュラスガッタ又は円弧状の複数のアニュラスガッタを用いることなく、各隣接する一対のブラフボディの径方向内側部分の間付近において流速の低い領域を生成することができる。

本発明の第２の特徴は、燃焼ガスと空気との混合ガスを後方向へ排気することにより、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、前記保炎器に円環状のアニュラスガッタ又は円弧状の複数のアニュラスガッタを用いることなく、各隣接する一対のブラフボディの径方向内側部分の間付近において流速の低い領域を生成できるため、前記アフタバーナの重量増大を抑えて、航空機エンジンの軽量化を促進しつつ、前記アフタバーナの火炎伝播性を十分に確保することができる。

図１は、本発明の実施形態に係るアフタバーナの上側半分の模式的な側断面図である。 図２は、図１における矢視部IIを示す図である。 図３は、図１におけるIII-III線に沿った断面図である。 図４は、本発明の実施形態に係る保炎器におけるラジアルガッタ周辺を示す斜視図である。 図５（ａ）（ｂ）は、本発明の実施形態に係る保炎器におけるラジアルガッタの他の態様を説明する斜視図である。 図６は、本発明の実施形態に係る保炎器におけるラジアルガッタの他の態様を説明する図であって、図２に相当する図である。 図７は、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。 図８（ａ）は、ブラフボディの側縁に突起を形成していない場合において、ブラフボディ周辺の流れ場における流速の遅い領域を示す図、図８（ｂ）は、ブラフボディの側縁に三角錐状の突起を形成した場合において、ブラフボディ周辺の流れ場における流速の遅い領域を示す図である。

本発明の実施形態について図１から図７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７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）と空気（低温空気）との混合ガスを後方向へ排気することにより、推力（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、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、コア流路５の外側には、空気（低温空気）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に空気を取り入れるファン９が配設されており、ファン９の前側中央部には、空気を後方向へ案内するインレットコーン１１が配設されている。また、ファン９の後側には、コア流路５に取り入れた空気を圧縮する圧縮機１３が配設されており、圧縮機１３の後側には、燃焼器１５が配設されており、燃焼器１５は、燃料を含む空気（空気）を燃焼させて燃焼ガスを生成するものである。

燃焼器１５の後側には、高圧タービン１７が配設されており、高圧タービン１７は、燃焼器１５からの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、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、低圧タービン１９は、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、低圧タービン１９の後側には、燃焼ガスを拡散するディフューザ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、アフタバーナ２３は、コア流路５から排出された燃焼ガスとファン流路７から排出された空気（低温空気）との混合ガスに燃料を供給して、再燃焼させることにより、航空機エンジン１の推力（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４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、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、ミキサ３１は、コア流路５から排出された燃焼ガスとファン流路７から排出された空気とを混合するものであって、ライナ２９内に位置している。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同じである。

アウタダクト２７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の先端側部分は、ライナ２９内に位置している。また、アウタダクト２７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の先端側部分は、ライナ２９内に位置している。

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、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、ライナ２９内におけるスプレーバー３３の後方に放射状に配列されかつ火炎をライナ２９内において伝播可能な複数のラジアルガッタ（ブラフボディの一例）３９を備えており、各ラジアルガッタ３９の断面形状は、下流側を開放した断面Ｖ字形状を呈している。更に、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。

そして、各ラジアルガッタ３９の径方向内側部分の両側縁には、外側（ラジアルガッタ３９の幅中心側の反対側）へ突出した三角錐状（角錐状の一例）の複数の突起４１が径方向に間隔を置いて一体形成されており、各突起４１は、中実構造になっている。また、各突起４１の底面部４１ｂは、下流側を指向してあって、各突起４１の頂点部４１ｔは、ラジアルガッタ３９の幅中心側を指向している。

ここで、各ラジアルガッタ３９の径方向内側部分の両側縁に三角錐状の突起４１がそれぞれ一体形成される代わりに、図５（ａ）に示すように、半円錐状の突起４１が一体形成されても構わなく、各ラジアルガッタ３９の径方向内側部分の両側縁に外側へ突出した三角錐状又は円錐状の突起４１が一体形成される代わりに、図５（ｂ）に示すように、ラジアルガッタ３９の幅中心側へ突出した中空の三角錐状又は円錐状の突起４１が一体形成されるようにしても構わない。また、各ラジアルガッタ３９の径方向内側部分の両側縁に三角錐状又は半円錐状の突起４１がそれぞれ一体形成される代わり、図６に示すように、各隣接する一対のラジアルガッタ３９のうちの少なくともいずれかのラジアルガッタ３９の径方向内側部分の側縁に角錐状又は半円錐状の突起４１が一体形成されるようにしても構わない。更に、プレス加工等によって突起４１が一体形成される場合には、各突起４１を中実構造にする代わりに、各突起４１を中空構造にしても構わない。

図１に示すように、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４３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に空気を取り込むことができ、圧縮機１３によってコア流路５に取り込まれた空気を圧縮することができる。次に、燃焼器１５によって燃料を含む空気を燃焼させて、高圧の燃焼ガスを生成すると、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から排出される燃焼ガスとファン流路７から排出される空気がミキサ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の推力（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の通常の作用）。

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、燃料を再燃焼させる。これにより、ライナ２９内において燃焼ガスが膨張して加速され、航空機エンジン１の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から排出された空気の一部が冷却空気としてライナ冷却流路４３を流通することにより、ライナ２９の冷却を行うことができる（アフタバーナ２３の通常の作用）。

前述の作用の他に、各隣接する一対のラジアルガッタ３９のうちの少なくともいずれかのラジアルガッタ３９の径方向内側部分の側縁に角錐状又は半円錐状の突起４１が一体形成され、各突起４１の底面部４１ｂが下流側を指向し、各突起４１の頂点部４１ｔがラジアルガッタ３９の幅中心側を指向しているため、前述の新規な知見を適用すると、各隣接する一対のラジアルガッタ３９のうちの少なくともいずれかのラジアルガッタ３９の径方向内側部分の側縁における流速の速い領域を低減することができる。これにより、保炎器３７に円環状のアニュラスガッタ又は円弧状の複数のアニュラスガッタを用いることなく、各隣接する一対のラジアルガッタ３９の径方向内側部分の間付近において流速の低い領域を生成することができる（アフタバーナ２３の特有の作用）。

従って、本発明に実施形態によれば、アフタバーナ２３の重量増大を抑えて、航空機エンジンの軽量化を促進しつつ、アフタバーナ２３の火炎伝播性を十分に確保することができる。

なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限るものでなく、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。

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
１１ インレットコーン
１３ 圧縮機
１５ 燃焼器
１７ 高圧タービン
１９ 低圧タービン
２１ ディフューザ
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
３７ 保炎器
３９ ラジアルガッタ
４１ 突起
４１ｂ 突起の底面部
４１ｔ 突起の頂点部
４３ ライナ冷却流路

Claims (3)

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空気との混合ガスに燃料を供給して、再燃焼させることにより、前記航空機エンジンの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設けられ、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設けられ、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放射状に配設されかつ火炎を前記ライナ内において伝播可能な複数のブラフボディを備え、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、
   各隣接する一対の前記ブラフボディのうちの少なくともいずれかの前記ブラフボディの径方向内側部分の側縁に角錐状又は半円錐状の突起が一体形成され、各突起の底面部が下流側を指向し、各突起の頂点部が前記ブラフボディの幅中心側を指向していることを特徴とするアフタバーナ。
2. 各ブラフボディは、下流側を開放した断面Ｖ字形状のラジアルガッタであることを特徴とする請求項１に記載のアフタバーナ。
3. 燃焼ガスと空気との混合ガスを後方向へ排気することにより、推力を発生させる航空機エンジンにおいて、
   請求項１又は請求項２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。

Images