JP6229590B2 - 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と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、燃焼（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出口側（後側）には、リアダクト（排気ダクト）が設けられており、このリアダクトの内側には、混合ガスを流通させるための筒状のライナが設けられている。また、ライナの外周面とリアダクトの内周面との間には、ファン流路から排出された空気の一部を冷却空気として流通させるための環状の冷却流路が形成されている。更に、ライナには、冷却空気をライナの内周面に沿うように吹き出すための複数の冷却孔が貫通形成されている。ここで、航空機エンジンの稼働中に、冷却空気が冷却流路を流通することにより、ライナに対して対流冷却を行うようになっている。そして、ライナの対流冷却に寄与した冷却空気が複数の冷却孔から吹き出されることにより、ライナの内周面を覆うフィルム冷却層を形成して、ライナに対してフィルム冷却を行うようになっている。

リアダクトには、ライナ内において液状の燃料を噴射する燃料噴射器が設けられており、リアダクトにおける燃料噴射器の下流側には、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（点火プラグ）が設けられている。また、ライナ内における燃料噴射器の下流側には、火炎を保持する保炎器（フレームホルダ）が設けられており、この保炎器は、ライナの内側に放射状に配設された複数のラジアル保炎部材を備えており、各ラジアル保炎部材は、下流側（直下流側）に保炎領域（低速領域）を生成可能である。

なお、本発明に関する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。

特開２００８−８６０６号公報 特開平９−４５１１号公報

ところで、航空機エンジンの稼働中におけるライナの焼損はライナの全域に亘って平均的に生じるのではなく、ライナにおける保炎器の直下流側の部位の焼損が激しくなる傾向にある。そのため、ライナの耐久性、換言すれば、アフタバーナの耐久性を向上させるには、ライナにおける保炎器側の部位（保炎器に整合する部位）又は保炎器よりも上流側の部位に配置される冷却孔の個数を増やして、ライナにおける保炎器の直下流側の部位の冷却性を十分に高める必要がある。一方、冷却孔の個数を増やすと、それに伴い、冷却空気の消費流量が増えて、航空機エンジンのエンジン効率の低下を招くことになる。つまり、航空機エンジンのエンジン効率の低下を抑えつつ、アフタバーナの耐久性を向上させることは容易でないという問題がある。

そこで、本発明は、前述の課題を解決することができる、新規な構成からなる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との混合ガスに燃料を供給して、燃焼（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出口側（後側）に設けられたリアダクト（排気ダクト）と、前記リアダクトの内側に設けられ、外周面（外壁面）と前記リアダクトの内周面（内壁面）との間に前記ファン流路から排出された空気の一部を冷却空気として流通させるための環状の冷却流路が形成され、冷却空気を内周面に沿うように吹き出すための複数の冷却孔が貫通形成され、混合ガスを流通させるための筒状のライナと、前記ライナ内において液状の燃料を噴射する燃料噴射器と、前記燃料噴射器の下流側（前記燃料噴射器の噴射位置の下流側）に配設され、前記ライナ内において燃料を含む混合ガスに着火する点火器（点火プラグ）と、前記燃料噴射器の下流側（直下流側）に配設され、前記ライナの内側に放射状に配設されかつ火炎を半径方向へ伝播可能な複数のラジアル保炎部材を備え、火炎を保持する保炎器と、前記ライナの内周面における前記ラジアル保炎部材と整合する箇所（前記ラジアル保炎部材と同じ軸方向の位置）に設けられ、混合ガスの主流の流れを絞る絞りリング（環状の絞り部材）と、を具備したことを要旨とする。

ここで、本願の特許請求の範囲及び明細書において、「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り、「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る。また、「下流」とは、燃焼ガス、空気、又は混合ガスの主流の流れ方向から見て下流のことをいい、航空機エンジンの後側に向かう方向を意味する。そして、「内径が下流方向に向かって縮径し」とは、全体として内径が下流方向に向かって縮径していることの意であって、一部分の内径が縮径してない場合を含む意である。更に、「半径方向」とは、航空機エンジンの半径方向（換言すれば、リアダクトの半径方向、又はライナの半径方向）のことをいう。なお、「軸方向」とは、航空機エンジンの軸方向（換言すれば、リアダクトの軸方向、又はライナの軸方向）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、前記燃料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着火することにより、前記保炎器の下流側（直下流側）に火炎を形成しつつ、前記ライナ内において燃料を含む混合ガスを燃焼（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に多くの熱エネルギーを注入して、前記航空機エンジンの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空気の一部が冷却空気として前記冷却流路を流通することにより、前記ライナに対して対流冷却を行うことができる。また、前記ライナの対流冷却に寄与した冷却空気が複数の前記冷却孔から吹き出されることにより、前記ライナの内周面を覆うフィルム冷却層を形成して、前記ライナに対してフィルム冷却を行うことができる。

ここで、前記ライナの内周面における前記ラジアル保炎部材と整合する箇所に、混合ガスの主流の流れを絞る前記絞りリングが設けられているため、前記ライナの外側と前記絞りリングの出口側との圧力差を大きくして、前記ライナにおける前記保炎器側（前記保炎器に整合する部位）に配置した前記冷却孔から吹き出される冷却空気によって、前記ライナの内周面における前記保炎器の直下流側に安定したフィルム冷却層を形成することができる。これにより、前記ライナにおける前記保炎器側の部位又は前記保炎器の上流側の部位に配置される前記冷却孔の個数を増やすことなく、前記ライナにおける前記保炎器の直下流側の部位の冷却性を十分に高めることができる。

本発明の第２の特徴は、燃焼ガス（燃焼ガス及び空気）を後方向へ排出することにより、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、前記ライナにおける前記保炎器側の部位等に配置される前記冷却孔の個数を増やすことなく、前記ライナにおける前記保炎器の直下流側の部位の冷却性を十分に高めることができるため、前記航空機エンジンのエンジン効率の低下を抑えつつ、前記ライナの耐久性、換言すれば、前記アフタバーナの耐久性を向上させることができる。

図１は、図４における矢印で示した部分Iの拡大図であって、本発明の実施形態に係るアフタバーナの側断面図である。 図２は、本発明の実施形態に係るアフタバーナの特徴的な部分の斜視図である。 図３は、図４におけるIII-III線に沿った拡大図である。 図４は、本発明の実施形態に係る航空機エンジンの側断面図である。

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）、「ＳＤ」は、軸方向、「ＲＤ」は、半径方向、「ＣＤ」は、円周方向をそれぞれ指している。

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）Ｇ及び空気（低温空気）Ａを後方向へ排出することにより、推力（エンジン推力）を発生させる装置である。また、航空機エンジン１は、筒状のコアケース（エンジン内筒）３を具備しており、このコアケース３の内側には、環状のコア流路（主流路）５が形成されている。更に、コアケース３の外側には、筒状のエンジンケース（エンジン外筒）７がコアケース３と同心上に配設されており、エンジンケース７の内周面とコアケース３の外周面との間には、環状のファン流路（バイパス流路）９が形成されている。

エンジンケース７内の前部には、コア流路５及びファン流路９に空気Ａを取り入れるファン１１が配設されており、ファン１１の前側の中央部には、空気Ａを後方向へ案内するインレットコーン１３が配設されている。また、ファン１１の後側には、コア流路５に取り入れた空気Ａを圧縮する圧縮機１５が配設されており、圧縮機１５の後側には、燃焼器１７が配設されており、この燃焼器１７は、燃料を含む空気Ａを燃焼させて燃焼ガスＧを生成するものである。

燃焼器１７の後側には、高圧タービン１９が配設されており、この高圧タービン１９は、燃焼器１７からの燃焼ガスＧの膨張によって駆動すると共に圧縮機１５を連動して駆動させるものである。また、高圧タービン１９の後側には、低圧タービン２１が配設されており、この低圧タービン２１は、燃焼ガスＧの膨張によって駆動すると共にファン１１を連動して駆動させるものである。更に、コアケース３内における後部には、燃焼ガスＧを後方向へ案内するテールコーン２３がコアケース３と同心上に配設されており、テールコーン２３は、コアケース３から後方向へ突出している。

エンジンケース７の後部には、アフタバーナ２５が配設されており、このアフタバーナ２５は、コア流路５から排出された燃焼ガスＧとファン流路９から排出された空気（低温空気）Ａとの混合ガスに燃料を供給して、燃焼（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２５の後側には、燃焼ガスＧ及び空気Ａ（燃焼ガスＧと空気Ａとの混合ガス）を排出する排気ノズル２７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２５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７の下流側（後側）には、リアダクト（排気ダクト）２９がエンジンケース７と同心上に配設されている。また、リアダクト２９の内側には、混合ガスを後方向へ流通させるための筒状のライナ３１が複数（図１において１つのみ図示）の支柱３３を介してリアダクト２９と同心上に配設されており、このライナ３１の軸方向（航空機エンジン１の軸方向）に沿った断面は、波型形状を呈するようにしても構わない。そして、ライナ３１の外周面（外壁面）とリアダクト２９の内周面（内壁面）との間には、ファン流路９から排出された空気Ａの一部を冷却空気ＣＡとして流通させるための環状の冷却流路３５が形成されている。更に、ライナ３１の全域には、冷却空気ＣＡをライナ３１の内周面に沿うように吹き出すための複数の冷却孔３７が満遍なく貫通形成されている。なお、コアケース３の後部に、コア流路５から排出された燃焼ガスＧとファン流路９から排出された空気Ａとを混合する公知のミキサ（図示省略、例えば特開２０１３−１８１４７３号公報、特開２０１２−１３２６３０号公報等参照）が配設されるようにしても構わない。

リアダクト２９には、ライナ３１内において液状の燃料を噴射する中空棒状の複数の燃料噴射器３９が円周方向（所定の円周方向）に間隔を置いて配設されており、複数の燃料噴射器３９は、液状の燃料を供給するための燃料供給源（図示省略）に接続されている。また、各燃料噴射器３９の先端部は、ライナ３１を貫通しており、各燃料噴射器３９の先端部には、液状の燃料を噴射可能な噴射孔４１が形成されている。そして、リアダクト２９における燃料噴射器３９の噴射孔４１（噴射位置）の下流側には、ライナ３１内において燃料を含む混合ガスに着火（点火）する複数（図３において１つのみ図示）の点火器（点火プラグ）４３が円周方向に間隔を置いて配設されており、各点火器４３の先端部は、ライナ３１を貫通している。なお、リアダクト２９に中空棒状の複数の燃料噴射器３９が配設される代わりに、ライナ３１の内壁面にライナ３１内において液状の燃料を噴射する中空環状の燃料噴射器（図示省略）が配設されるようにしても構わない。

ライナ３１内における燃料噴射器３９の噴射孔４１の直下流側には、火炎を保持する保炎器（フレームホルダ）４５が配設されている。また、保炎器４５は、ライナ３１の内側に放射状に配設されかつ火炎を半径方向へ伝播可能な複数のラジアル保炎部材４７と、ライナ３１の内周面（内壁面）に複数（図１において１つのみ図示）の支柱４９を介して複数のラジアル保炎部材４７と同心上に設けられかつ火炎を円周方向へ伝播可能な環状のアニュラス保炎部材５１とを備えている。ここで、各ラジアル保炎部材４７の基端部（半径方向外側の端部）は、リアダクト２９に固定されており、各ラジアル保炎部材４７は、下流側（直下流側）に保炎領域（低速領域）ＦＡを生成可能であって、各ラジアル保炎部材４７の半径方向に直交する方向に沿った断面は、下流側を開放したＶ字形状を呈している。また、アニュラス保炎部材５１は、下流側（直下流側）に保炎領域ＦＡを生成可能であって、アニュラス保炎部材５１の内径は、下流方向に向かって縮径してある。そして、アニュラス保炎部材５１は、ライナ３１の内周面におけるラジアル保炎部材４７と整合する箇所（ラジアル保炎部材４７と同じ軸方向の位置）に設けられかつライナ３１内の混合ガスの主流の流れを絞る絞りリング（環状の絞り部材）としての機能を有することになる。なお、アニュラス保炎部材５１が図２において１つの環状の部材により図示されているが、円周方向に沿って分割した円弧状の複数の保炎セグメント（図示省略）により構成されても構わない。アニュラス保炎部材５１の内周面側を二重構造にして、アニュラス保炎部材５１の内周面側に燃料を含む空気Ａを下流方向へ案内する環状のガイド流路（図示省略）が形成さ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１５を駆動させると、ファン１１によってコア流路５及びファン流路９に空気Ａを取り込むことができ、圧縮機１５によってコア流路５に取り込んだ空気Ａを圧縮することができる。次に、燃焼器１７によって燃料を含む空気Ａ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１９及び低圧タービン２１を駆動させて、圧縮機１５及びファン１１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１１の駆動、圧縮機１５の駆動、燃焼器１７による燃焼、高圧タービン１９の駆動、及び低圧タービン２１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。これにより、航空機エンジン１の稼動中に、コア流路５を経由した燃焼ガスＧ及びファン流路９を経由した空気Ａが排気ノズル２７から後方向へ排出され、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。なお、排気ノズル２７から排出される空気Ａは、排気ノズル２７から排出される燃焼ガスＧを覆っている（航空機エンジン１の通常の作用）。

第１の特徴によると、航空機エンジン１の稼働中に、複数の燃料噴射器３９からライナ３１内において燃料を噴射して、複数の点火器４３によって燃料を含む混合ガスに着火することにより、保炎器４５の下流側（直下流側）に火炎を形成しつつ、ライナ３１内において燃料を含む混合ガスを燃焼（再燃焼）させる。これにより、ライナ３１内において燃焼ガスに多くの熱エネルギーを注入して、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９から排出された空気Ａの一部が冷却空気ＣＡとして冷却流路３５を流通することにより、ライナ３１に対して対流冷却を行うことができる。また、ライナ３１の対流冷却に寄与した冷却空気ＣＡが複数の冷却孔３７から吹き出されることにより、ライナ３１の内周面を覆うフィルム冷却層（図示省略）を形成して、ライナ３１に対してフィルム冷却を行うことができる。なお、ライナ３１のフィルム冷却に寄与した冷却空気ＣＡは、混合ガスの一部になる（アフタバーナ２５の通常の作用）。

ここで、アニュラス保炎部材５１が保炎器４５の一部を構成する他に前記絞りリングとしての機能を有するため、ライナ３１の外側とアニュラス保炎部材５１の出口側との圧力差を大きくして、ライナ３１における保炎器４５側（保炎器４５に整合する部位）に配置した複数（図１において１つのみ図示）の所定の冷却孔３７Ｐ（３７）から吹き出される冷却空気ＣＡによって、ライナ３１の内周面における保炎器４５の直下流側に安定したフィルム冷却層を形成することができる。これにより、ライナ３１における保炎器４５側の部位又は保炎器４５の上流側の部位に配置される冷却孔３７の個数を増やすことなく、ライナ３１における保炎器４５の直下流側の部位の冷却性を十分に高めることができる。

アニュラス保炎部材５１がライナ３１の内周面に設けられているため、アニュラス保炎部材５１とライナ３１内の混合ガスの主流の流れとの干渉を抑えて、ライナ３１内における圧力損失（推力損失）を低減することができる（アフタバーナ２５の特有の作用）。

従って、本発明の実施形態によれば、ライナ３１における保炎器４５側の部位等に配置される冷却孔３７の個数を増やすことなく、ライナ３１における保炎器４５の直下流側の部位の冷却性を十分に高めることができるため、航空機エンジン１のエンジン効率の低下を抑えつつ、ライナ３１の耐久性、換言すれば、アフタバーナ２５の耐久性を向上させることができる。特に、アニュラス保炎部材５１とライナ３１内の混合ガスの主流の流れとの干渉を抑えて、ライナ３１内における圧力損失を低減できるため、航空機エンジン１のエンジンのエンジン効率の低下をより抑えることができる。

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、５：コア流路、７：エンジンケース、９：ファン流路、２５：アフタバーナ、２９：リアダクト、３１：ライナ、３５：冷却流路、３７：冷却孔、３７Ｐ：所定の冷却孔、３９：燃料噴射器、４３：点火器（点火プラグ）、４５：保炎器、４７：ラジアル保炎部材、５１：アニュラス保炎部材、Ａ：空気、ＣＡ：冷却空気、ＦＡ：保炎領域、Ｇ：燃焼ガス

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、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出口側に設けられたリアダクトと、
   前記リアダクトの内側に設けられ、外周面と前記リアダクトの内周面との間に前記ファン流路から排出された空気の一部を冷却空気として流通させるための環状の冷却流路が形成され、冷却空気を内周面に沿うように吹き出すための複数の冷却孔が貫通形成され、混合ガスを流通させるための筒状のライナと、
   前記ライナ内において液状の燃料を噴射する燃料噴射器と、
   前記燃料噴射器の下流側に配設され、前記ライナ内において燃料を含む混合ガスに着火する点火器と、
   前記燃料噴射器の下流側に配設され、前記ライナの内側に放射状に配設されかつ火炎を半径方向へ伝播可能な複数のラジアル保炎部材を備え、火炎を保持する保炎器と、
   前記ライナの内周面における前記ラジアル保炎部材と整合する箇所に設けられ、混合ガスの主流の流れを絞る絞りリングと、を具備したことを特徴とするアフタバーナ。
2. 前記絞りリングは、前記保炎器の一部であって、前記ライナの内周面に複数の前記ラジアル保炎部材と同心上に設けられかつ火炎を円周方向へ伝播可能であってかつ内径が下流方向に向かって縮径した環状のアニュラス保炎部材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. 燃焼ガスを後方向へ排出することにより、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。

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