JP6693227B2 - アフタバーナ及び航空機エンジン - Google Patents
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Description
図1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と、コアケース3の外側にコアケース3と同心状に設けられたエンジンケース(エンジン外筒)5とを具備している。そして、コアケース3の内側には、環状のコア流路(主流路)7が形成されている。エンジンケース5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。
図7及び図8に示すように、本発明の他の実施形態においては、アフタバーナ25の構成要素として保炎器39(図3及び図4参照)に代えて、他の保炎器73を用いている。本発明の他の実施形態に係る保炎器73の構成のうち、保炎器39の構成と異なる点についてのみ説明する。なお、保炎器73における複数の構成要素のうち、保炎器39における構成要素と対応するものについては、図面中に同一符号を付してある。
BF 燃焼領域
CA 冷却空気
G 燃焼ガス
1 航空機エンジン
3 コアケース
5 エンジンケース
7 コア流路
9 ファン流路
25 アフタバーナ
27 排気ノズル
29 排気ダクト
31 ライナ
35 冷却流路
39 保炎器
41 点火プラグ
43 傾斜保炎部材
45 第1挿通穴
47 第2挿通穴
49 締結フランジ
53 係止フック(係止部)
55 被係止穴(被係止部)
57 燃料噴射管(燃料噴射部)
59 燃料噴射孔
61 燃料通孔
63 内部通路
65 切欠部
67 インサート
69 インピンジ冷却孔
71 空気通孔
73 保炎器
75 補助保炎部材
77 第1補助挿通穴
79 第2補助挿通穴
81 締結フランジ
85 係止フック(係止部)
87 被係止穴(被係止部)
Claims (8)
- 航空機エンジンのコア流路から排出される燃焼ガスを再燃焼させるアフタバーナであって、
前記航空機エンジンのエンジンケースの出口側に設けられた排気ダクトと、
前記排気ダクトの内側に設けられ、火炎を保持する保炎器と、
前記排気ダクト内の燃焼領域に燃料を噴射する燃料噴射部と、を具備し、
前記保炎器は、前記排気ダクト内に円周方向に間隔を置いて配置されかつ火炎を伝播可能な複数の傾斜保炎部材を有し、各傾斜保炎部材の先端が円周方向に隣接する前記傾斜保炎部材の基端側と先端側の間の一部に接触するように、各傾斜保炎部材の背面形状は、前記排気ダクトの接線方向に対して鋭角に傾斜している、アフタバーナ。 - 各傾斜保炎部材は、前記排気ダクトの外周面に対して前記排気ダクトの外側から着脱可能に構成されている、請求項1に記載のアフタバーナ。
- 前記排気ダクトは、前記傾斜保炎部材を挿通させるための複数の挿通穴を円周方向に間隔を置いて有し、各傾斜保炎部材の基端側に、前記排気ダクトの外周面における対応する前記挿通穴の周縁部に締結可能な締結フランジが設けられている、請求項2に記載のアフタバーナ。
- 航空機エンジンのコア流路から排出される燃焼ガスを再燃焼させるアフタバーナであって、
前記航空機エンジンのエンジンケースの出口側に設けられた排気ダクトと、
前記排気ダクトの内側に設けられ、火炎を保持する保炎器と、
前記排気ダクト内の燃焼領域に燃料を噴射する燃料噴射部と、を具備し、
前記保炎器は、前記排気ダクト内に円周方向に間隔を置いて配置されかつ火炎を伝播可能な複数の傾斜保炎部材を有し、各傾斜保炎部材の背面形状は、前記排気ダクトの接線方向に対して鋭角に傾斜しており、各傾斜保炎部材の先端に係止部が設けられ、前記円周方向に隣接する傾斜保炎部材の一部に前記係止部に係止される被係止部が設けられ、各傾斜保炎部材の先端は、円周方向に隣接する前記傾斜保炎部材の一部に接触している、アフタバーナ。 - 前記燃料噴射部は、各傾斜保炎部材の内部に設けられかつ燃料を噴射可能な燃料噴射孔を有した燃料噴射管であり、
各傾斜保炎部材は、前記燃料噴射孔に連通した燃料通孔を有している、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。 - 前記排気ダクトの内側に設けられ、前記排気ダクト内の燃焼領域を形成する筒状のライナを具備し、
前記排気ダクトの内周面と前記ライナの外周面との間に、前記航空機エンジンのファン流路から排出される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、
各傾斜保炎部材は、中空状であり、内側に前記冷却流路に連通した内部通路を有し、各傾斜保炎部材は、前記内部通路に連通した空気通孔を有している、請求項1から請求項5のうちのいずれか1項に記載のアフタバーナ。 - 前記保炎器は、前記排気ダクト内に円周方向に間隔を置いて配置されかつ火炎を伝播可能な複数の補助保炎部材を有し、各補助保炎部材の先端が円周方向に隣接する一対の前記傾斜保炎部材のうちの一方の前記傾斜保炎部材の基端側と先端側の間の一部に接触するように、各補助保炎部材の背面形状は、前記傾斜保炎部材に対して鋭角に傾斜している、請求項1から請求項6のうちのいずれか1項に記載のアフタバーナ。
- 請求項1から請求項7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、航空機エンジン。
Priority Applications (1)
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JP2016067939A JP6693227B2 (ja) | 2016-03-30 | 2016-03-30 | アフタバーナ及び航空機エンジン |
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JP2016067939A JP6693227B2 (ja) | 2016-03-30 | 2016-03-30 | アフタバーナ及び航空機エンジン |
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Publication Number | Publication Date |
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JP2017180938A JP2017180938A (ja) | 2017-10-05 |
JP6693227B2 true JP6693227B2 (ja) | 2020-05-13 |
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ID=60004170
Family Applications (1)
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JP2016067939A Active JP6693227B2 (ja) | 2016-03-30 | 2016-03-30 | アフタバーナ及び航空機エンジン |
Country Status (1)
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JP (1) | JP6693227B2 (ja) |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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CN113898973B (zh) * | 2021-09-15 | 2022-10-21 | 南京航空航天大学 | 一种油气复合冷却式火焰稳定器及燃烧室 |
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- 2016-03-30 JP JP2016067939A patent/JP6693227B2/ja active Active
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