JPH02275023A - ガスタービンエンジンアフタバーナー用フレームホルダ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野〕 本発明はガスタービンエンジンアフタバーナーに使用す
る７１ノ−ムホルダに関する。

［従来の技術］ ある状態のもとて（推力増強のため）アフタバーナーを
作動する軍用航空機エンジンにおいて、不安定な熱放出
は音響圧力変動を伴いスフリーチ（金属音）と称する不
安定な圧力変動を生ずる。

もし抑制されなければスフリーチはフレームホルダ、燃
料噴射器、ライナ等のようなアフタバーナー構造の瞬間
的崩壊を起こす可能性がある。スフリーチを抑制するた
め通常吸音ライナが使用される。ライナは小さい孔を有
し、その孔はへルムホルツ共鳴器と１７て作用し不安定
な圧力変動のエネルギを吸収する。この方法は多数の欠
点を有する。

すなわち、（１）ライナ孔のパターンおよび大きさはラ
イナに吸収される振動のモードおよび周波数を決定し、
これらのモードおよび周波数は新１゜い構造に対して予
測できないため経費がかかり、（２）ライナは冷却しな
ければならず、したが７てアフタバーナーの性能および
エンジンの効率ヲ低下し、（３）ライナは低周波数では
を効でない。

現在のアフタバーナーはフレームホルダとして１つ以上
のＶ型部材の同心環状リングを使用する。

フレームホルダは幅が約１，５乃至２１ｎ、（３゜８〜
５．　Ｊｅｗ）で深さが約１．５乃至２ｉｎ、　（３゜
８〜５．、ｐｃＩｌｌ）である。代表的フレームホルダ
の囲む角の半分は全体的に約２０〜２４＠である。

フレームホルダによって生ずるアフタバーナー区域にお
けるガス流に対する全障害は、約２５％である。燃料は
フレームホルダの上流に噴射される。

燃焼フレームはフレームホルダのリップ下流に形成され
、フレームホルダ範囲の再循環生成物によって抑制され
る。燃焼はフレームホルダ下流に起こり全体的に不安定
である。ある状態において、不安定な発熱はアフタバー
ナー区域における音響圧力変動をもたらし、スフリーチ
を発生する。スフリーチは全体的に５００Ｈ２またはそ
れ以上の周波数である。

［発明が解決しようとする課題］ 本発明者等はスフリーチに関係のある主要なメカニズム
が（スパン方向の）渦流間の相互作用、すなわち渦流の
軸線が流れ方向に対して横方向のものであり、フレーム
ホルダのリップから発生することを発見（また。これら
の渦流が下流に移動するとき、それらは高温再循環生成
物を巻き込み、互いに対をなしかつ組み合わされる。あ
る時間後、燃料、速度等に従って、生成物は燃焼し熱を
放出し、その熱はアフタバーナー凹みの動圧の場に影響
する。フレームホルダのリップに生じた圧力変動は追加
の渦流を発生し、この過程は繰り返される。もしこの過
程が起こる周波数が装置の（形状に従う）音響モードに
一致するとカップリングが起こりスフリーチが発生する
。しかしながら渦流は低温生成物と高温生成物との混合
の目的を達成し、したがってフレームの保持にいちじる
しく重要である。したがってフレームホルダはアフタバ
ーナーに必要である。問題はスフリーチをどのように低
下するか、すなわち、高価な音響ライナを廃止するとと
もにスフリーチを許容レベルに減少することである。

［課題を解決するための手段］ 中央ディフューザコーン、外側シェイレおよびアフタバ
ーナー区域を画定するシェルとコーンとの間に燃料噴射
装置を有するガスタービンエンジン用アフタバーナーフ
レームホルダは、シェルとコーンとの間のアフタバーナ
ー区域にエンジンに固定されるように構成され、Ｖ型の
頂点を軸線方向上流燃料噴射装置にまたリップを下流に
向けたＶ型環状部材を備える。複数の離れた渦流発生部
材が環状部材に固定されかつそのリップから延びる。

渦流発生部材はフレームホルダ上をアフタバーナー区域
を通って流れるガスの軸方向および横方向渦流を発生す
るように配置されかつそのような大きさに形成される。

横方向および軸方向渦流はスフリーチを最小にするよう
に組み合わされる。

［実施例］ 第１図において、ガスタービンエンジン１０はアフタバ
ーナー区域１４を囲む外側シェル１２を有する。エンジ
ン１０はエンジン軸線１８の周りに同心に設けられたデ
ィフューザコーン１６を有する。軸線１８はシェル１２
内の中心に設けられている。

エンジンはさらに環状に配置されたタービンノズル２０
およびタービンブレード２２を有する。

燃料噴射リング２４はブレード２２およびノズル２０の
下流に固定されディフューザコーン１６を囲んでいる。

本発明による直径の異なった三つの環状フレームホルダ
２６，２８．３０はリング２４の下流に設けられている
。フレームホルダ２６は普通のもので下記に詳細に説明
する。フレームホルダ２６，２８．３０は支持構造（第
１図には図示せず）によって支持されている。支持構造
はフレームホルダの外端をシェル１２に固定している。

さもなければ、他のガスタービンエンジン設備において
、フレームホルダを半径方向Ｖ型フレームホルダによっ
て半径方向に整合した内部構造物に固定することもでき
る。エンジン後端には一次および二次環状ノズルフラッ
プ３２．３４がそれぞれ設けられている。第１図のエン
ジン１０は、たとえばゼネラル・エレクトリック・カン
バニイＡＪ７９エンジンのような、市場で入手できるタ
ーボジェットエンジンに対応している。さもなければ、
本発明に対応するフレームホルダ２６，２８．３０はプ
ラット・アンド・ホイットニー社Ｆ１００エンジンのよ
うなターボファンエンジンとすることもできる。航空機
用アフタバーナーおよびガスタービンエンジンに関する
更に詳細な説明は、ゴートン・シー・オーツ（Ｇｏｒｄ
ｏｎ　Ｃ，０ａｔｅｓ）著「航空機用ガスタービンエン
ジンの航空熱力学」［オハイオ州うイトバターソン空軍
基地、報告書ＡＦＡＰＬ−ＴＲ−７８−５２、第２１章
］およびカリフォルニア工科大学のイー・イー・ジュー
コスキ−（Ｅ、Ｒ，Ｚｕｋｏｓｋｉ　）の「アフタバー
ナー」の届名の文献を参照されたい。

第２，３および４図には通常のフレームホルダ２６が図
示されている。フレームホルダ２６はＶ型部材４０を有
する。部材４０は頂点４２を有し、頂点４２は第１図で
上流の方を向き、ノズル２０、ブレード２２および燃料
噴射リング２４を通って流れるガス流が直接当たるよう
になっている。頂点４２は軸線１８と同心である。部材
４０は好ましくは金属板である二つの拡大するシート材
料の側壁４４．４６、作られている。側壁４４．４６は
角度αをなし、その角度αはは％Ｊ：３０〜５０１１好
ましくは４０〜４８′である。側壁４４と同じ方向に複
数のタブ４Ｂが延びている。タブ４８は側壁４４の平面
に続いて内方に縮小し、タブ４８は側壁４４と同じ金属
板から作られている。複数のタブ５０は側壁４６からか
つそれと同じ方向に延びている。タブ５０は軸線１８か
ら外方に拡大しかつ側壁４６と同じ金属板から作られて
いる。

フレームホルダ２６の全体構造は一枚の金属板から作ら
れる。

タブ４８．５０は図示のように交互の区域にシート材料
から長方形開口を除去することによって作られる。たと
えば第３図において、タブ５０は半径線５１上にあり、
またタブ４８は半径線５３−Ｌにあり、線５１．５３は
軸線１８の周りに交互に存在する。タブはそれらの幅Ｗ
の約半分の！Ａ、占ｄを有する。一方の壁のすべてのタ
ブ４ｇは同じであり、また他方の壁のすべてのタブ５０
も同じである。各タブ間のすべての開口もまたその壁に
対するタブ寸法と同じ寸法である。しかしながら、タブ
４８より大きい直径のタブ５０は必然的にタブ４８より
大きい。タブの長さｄに対するタブの幅Ｗは重要である
３、これらの寸法（虚入口空気の温度およびガス速度の
関数として変化すると考えらねる。作用をもっとも静粛
にするためのタブの幅Ｗに対する深さｄの最汲の値が存
在する。ｄ−１／２Ｗがこの目的に対してもっとも有効
と考えられる。１．か１７ながら、もしガス流に対する
１、やへいが、たとえばエンジン１０のアフタバーナー
のガス流区域のはＳ：２５％をこえると（第１図参照）
、ブｌノームは不安定となり、強さの増加が変動１−１
多分逆流を生ずる。

フレームホルダ２６の内側側壁４４−１−のタブ４８は
軸線１８の周りに円周方向に外側側壁４６のタブ５０と
交互に設置ｊら打ている。内側および外側タブは交互に
設Ｕられ、アフタバーナー区域を通るガス流の渦流を混
合する。この流れの軸線方向内外タブの交互の配置は（
たとえば第１図の方向５４参照）、外側側壁４６の開口
５５を通って流れるガス流が内側側壁４４の整合したタ
ブ４８と衝突するガスと混合するような方向である。Ｌ
５たがフで、外側側壁４６のタブ５０″に衝突するガス
流は渦流を発生し、その渦流は内側側壁４４の隣接する
タブ４６’、４６’間の開口を通過するガスど混合する
。たとえば第３図において、ガスがタブ５０′と５０′
との間の開口５０を通って流れる。ガスはまたタブ４６
′上にも流れるであろう。これらのガスはタブ４６′お
よびフレームホルダ部材４０に衝突する前に軸線１８に
いくぶん平行な方向のリーダーに向かって流れるであろ
う。ガスがタブ４６′　に衝突するとき、それらは内方
に軸線１８に向かって偏向される。これらのガスはタブ
４６′の外側端部６０および二つの側端６２．６４１を
流れようとする。端部６０゜６２．６４上のガス流は端
部６２．６４上を流れるガスと全体的に同じ方向に開口
５６を通って流れるガスの区域に渦流を発生する。

第５図において、ガスは部材４０上を６６方向に流れる
。ガスはタブ４６′上を流れ続ける。区域６８にお（プ
る部材４０の内側部分に低圧が発生する。この低圧はガ
スがタブ４６′の下流端６０上を流れるときガス流に渦
流７０を発生さぜる。

渦流７０は軸線７２を有する。軸線７２はスパン方向で
あり流れ方向６６に対１．横方向である。ガスはまたタ
ブ４６′の側端６２．６４Ｊ−を流れ、それぞれ渦流７
４．７６を発生する。渦流７４゜７６はそれぞれ軸線７
４′および７６′を有；２、それらは流れ方向６６に全
体的に平行であり以下流れ方向の渦流と称する。

本発明者等は流れ方向渦流７４．７６がフレームホルダ
下流のガス燃焼のスフリーチの減少に役立つものと考え
る。スフリーチに関連する主要な機構はスパン方向の渦
流の相互作用であり、渦流は連続（７だ円形リップを有
する従来技術のフレームホルダのリップで分かれる。本
明細書の最初に記載したように、これらのスパン方向の
渦流は下流に移動し、高温再循環生成物を巻き込み、本
発明による７１〕−ムホルダによって生ずる流れ方向の
渦流によって防止されない限り、互いに一対になり組み
合わされる。（燃料、速度等に従う）ある時間の経過後
高温生成物は燃鳴ｌ−で熱を放出し、その熱は凹所内の
動圧の場に影響する。フレームホルダのリップにおいて
生じた圧力変動は他の組の渦流に伝達され、そして繰り
返される。もしこの工程が起こる周波数が装置の（形状
に従う）音響モードに一致するならば、防止されない限
り、カップリングが起こりスフリーチが発生する。

フレームホルダ２６はスパン方向渦流７０を流れ方向渦
流７４．７６と組み合わせる。タブ４６′のようなタブ
の縦方向に沿い端部６２，６４によって派生した流れ方
向渦流、および端部６０のようなリップ端に発生したス
パン方向渦流は、流れ方向渦流がスパン方向渦流より強
さが弱いようなものである。流れ方向渦流は、燃焼が多
かれ少なかれ完了する下流で他の渦流に一層多く作用す
ると考えられる。同様に、スパン方向渦流は中間の流れ
方向の一組の渦流のため対を組まない。

すなわち、第３図の端部６０，６０’によって発生した
渦流は、たとえば、つぎの隣接するタブ４６’、４８の
端部６２．６４によって発生した渦流の間にある。さら
に、外側タブたとえばタブ５０’、５０’によって発生
した渦流は、タブ４６′等によって発生された中間渦流
によって分離される。端部５０’、５０’を備えたタブ
５０の端部５６′および向き合ったタブ４６′下流の端
部６０からの渦流は異なった平面内にあり、かつタブが
ないときに起こるよりも一層離れる。したがって、スパ
ン方向渦流は組み合わされて相互作用するのには十分に
近くなく、流れ方向の渦流はそのような相互作用の共振
を最小にし、しかして、好ましくない振動の発生はスフ
リーチ以下である。

しかしながら、強い混合が流れ方向の渦流によって得ら
れ、それは高温生成物をそれらが下流に拡散するとき巻
き込む。流れ方向の渦流は混合を促進し抵抗を減少する
ことがわかる。したがって、第３図のタブ４６′の端部
６０のようなタブの端部は、たとえばそれぞれ側壁４４
．４６のような、フレームホルダの向き合った側壁上の
開口に隣接する二つの隣接するタブ５０’、５０’間の
開口５６の端部５６′に向き合う。これらの関係はフレ
ームホルダ全体を通して繰り返される。

第３．４図に示す型の多重フレームホルダはしゃへいさ
れるアフタバーナー区域の容積に従って所定のアフタバ
ーナーに導入される。たとえば端部６０のような端部に
おける、またたとえば開口５７のようなタブの開口端部
におけるフレームホルダ部材４０のリップは、交互に設
けられ、位相のずれた乱流を発生して混合過程を促進す
る。フレームホルダの両方の側壁に流れ方向渦流および
スパン方向渦流の双方を導入することにより、十分な乱
流が発生し、ガス流をもっともよく混合する一方、同時
に共振から許容できないレベルまで達した摂動によるス
フリーチを減少する。ガス流の流れ方向渦流およびスパ
ン方向渦流の圧力による波前面の音響振動の形成を阻止
することにより、音響ライナの必要性は解消する。

一実施例において、代表的フレームホルダは直径が３フ
イート（約０．９ｍ）、タブ外端における間隔が約１．
５インチ（３，８ｃ＋ｎ）、タブ外端幸 までのリップ全長が１．７５インチ（４，４ｃｍ）の環
状部材である。タブは０．５インチ（１，２７ｃｍ）の
長さと約１インチ（２，５４ｃｍ）の幅を有する。フレ
ームホルダ２６のなす角度αは、ガス流を均一にじゃへ
いするため従来技術のフレームホルダのなす角よりいく
ぶん大きい。

タブ４６′の端部６０のようなタブのリップ端は端部６
２，６４のように側面に垂直であるのが好ましい。この
正規の関係はガス流の端部渦流発生方向の最大の変化を
生ずる。端部６２，６４は端部６０に垂直であるよりも
傾斜しており、発生した渦流は流れ方向に少なくスパン
方向に多くなり易く、スフリーチ減少の有効性を減少す
る。しかしながら、端部６０．６２はある点まで傾斜す
るものとは考えられず、それは発生した流れが混合に必
要な本質的渦流を発生しないからであると考えられる。

入口温度が最高５００下（２６０℃）の空気流を使用す
る風洞実験において、フレームホルダの騒音レベルは約
５分の−に低下した。（音響圧力しベルはすべての条件
において１０ｄｌｌ以ｊ−低下（また）。第３図におい
て、代表的フレームホルダ２６はシェル１２に複数の半
径方向に延びる支持体８０によって固定される。支持体
８０は側壁４６の外面で部材４０に固定された。支持体
８０は円筒形ロッドまたは■型がツタを備えることがで
きる。フレームホルダ２Ｇがシェル１２のような外側環
状面に支持された変形において、プｊノームホルダは与
えられたエンジン設備に従ってコーン１６の位置に設け
られた内部構造に固定することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図はアフタバーナーおよび本発明の一実施例を備え
た通常のガスタービンエンジンの断面側面図であり、 第２図は第１図の実施例に使用されるフレームホルダの
斜視図であり、 第３図は第１図の線３−３に沿うフレームホルダの端面
図であり、 第４図は線４−４に沿う第２図のフレームホルダの断面
側面図であり、 第５図は本発明の原理のあるものを説明するのに使用す
る線図である。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、中央ディフューザコーン、外側シェルおよびアフタ
   バーナー区域を画定するシェルとコーンとの間の燃料噴
   射装置を有するガスタービンエンジン用アフタバーナー
   フレームホルダにおいて、前記フレームホルダはアフタ
   バーナー区域にシェルとコーンとの間にエンジンに固定
   するように構成され、Ｖ型頂点を軸線方向上流に燃料噴
   射装置に向けリップを下流に向けたＶ型環状部材、およ
   び 前記環状部材のリップに固定されかつそこから延びる複
   数の離れた渦流発生部材を有し、前記渦流発生部材はア
   フタバーナー区域を通るフレームホルダ上を流れるガス
   の軸線方向および横方向渦流を発生するように配置され
   かつそのような大きさにされ軸線方向渦流は前記横方向
   渦流と前記環状部材下流の区域において前記横方向渦流
   と交互に設けられかつ混合されるガスタービンエンジン
   アフタバーナー用フレームホルダ。 ２、前記渦流発生部材は前記環状部材の複数の長方形延
   長部を有する請求項１記載のフレームホルダ。 ３、所定のリップからの延長部は所定の平面内に設けら
   れかつ前記環状部材の周りに同じ大きさのかつ等距離に
   離れた請求項２記載のフレームホルダ。 ４、前記フレームホルダは第１および第２側壁によって
   画定され、前記渦流発生装置は前記側壁のかつそれと同
   じ方向に延びる延長部を有し、第１側壁の渦流発生部材
   はガス通路すなわち第２側壁の渦流発生部材の中間に前
   記アフタバーナー区域のガス流に全体的に平行に軸線方
   向に設けられた請求項２記載のフレームホルダ。 ５、前記環状部材によって画定されなす角度は３０゜な
   いし５０゜である請求項１記載のフレームホルダ。 ６、Ｖ型部材は角度をなす第１および第２側壁を有し、
   前記側壁はそれぞれ別の対応する環状リップに終わり、
   各環状リップは起伏して前記渦流発生部材を形成し、第
   １側壁の起伏は第２側壁の起伏とは位相がずれており、
   各側壁の起伏は各側壁の渦流発生部材によって発生した
   横方向渦流がほゞその側壁の渦流発生部材によって発生
   された軸方向渦流の中間にある請求項１記載のフレーム
   ホルダ。 ７、アフタバーナーの部材上を流れるガスの方向に全体
   的に平行な軸線を画定する一対の側壁を有し、かつ前記
   軸線と共軸の別の各側壁から延びる第１および第２環状
   リップを有する環状Ｖ型部材、および前記ガス流内に交
   互の軸方向および横方向渦流を発生する前記リップから
   延びる複数の離れたタブを有するガスタービンエンジン
   アフタバーナーフレームホルダ。 ８、所定平面内に設けられたタブは同じ距離だけ離れ同
   様の大きさのものである請求項７記載のフレームホルダ
   。 ９、前記タブはタブが延びる部材の側壁平面と同じ方向
   に延びかつ同じ平面内にある請求項７記載のフレームホ
   ルダ。 １０、フレームホルダを前記アフタバーナーに固定する
   装置をさらに有する請求項７記載のフレームホルダ。 １１、ガスタービンエンジンおよびエンジンのアフタバ
   ーナー区域にフレームホルダを固定する装置をさらに有
   する請求項７記載のフレームホルダ。 １２、前記フレームホルダは前記アフタバーナー区域の
   ガス流の約２０〜３０％をしゃへいするような大きさに
   形成された請求項１１記載のフレームホルダ。