JPH09112345A - 航空機エンジンのフレームホルダ - Google Patents
航空機エンジンのフレームホルダInfo
- Publication number
- JPH09112345A JPH09112345A JP27091695A JP27091695A JPH09112345A JP H09112345 A JPH09112345 A JP H09112345A JP 27091695 A JP27091695 A JP 27091695A JP 27091695 A JP27091695 A JP 27091695A JP H09112345 A JPH09112345 A JP H09112345A
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- JP
- Japan
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- cooling air
- fan flow
- passage
- mixer
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 アフタバーナ付航空機エンジンのフレームホ
ルダの冷却を図る。 【解決手段】 本発明の航空機エンジンのフレームホル
ダは、アフタバーナの入口に配され円環状のファン流と
その内側のコア流とを周方向に交互に内側および外側に
導いて２つの流れの混合を図るミキサの後方に設けら
れ、断面が後方に向って開いた略三角形状をしていて下
流に再循環域を形成して保炎を行う航空機エンジンのフ
レームホルダであって、該フレームホルダは円環状部材
と、円環状部材の内周から内方に突出して、かつ周方向
に間隔を空けて複数設けられた直線状部材とからなり、
円環状部材および直線状部材の溝内には冷却用空気の通
路を形成すべく仕切板が設けられており、円環状部材に
は冷却用空気として上記ファン流を取り入れるべく前方
に向って開口したスクープが周方向に間隔を空けて複数
設けられ、上記直線状部材の先端部には冷却用空気の排
出口が設けられている。
ルダの冷却を図る。 【解決手段】 本発明の航空機エンジンのフレームホル
ダは、アフタバーナの入口に配され円環状のファン流と
その内側のコア流とを周方向に交互に内側および外側に
導いて２つの流れの混合を図るミキサの後方に設けら
れ、断面が後方に向って開いた略三角形状をしていて下
流に再循環域を形成して保炎を行う航空機エンジンのフ
レームホルダであって、該フレームホルダは円環状部材
と、円環状部材の内周から内方に突出して、かつ周方向
に間隔を空けて複数設けられた直線状部材とからなり、
円環状部材および直線状部材の溝内には冷却用空気の通
路を形成すべく仕切板が設けられており、円環状部材に
は冷却用空気として上記ファン流を取り入れるべく前方
に向って開口したスクープが周方向に間隔を空けて複数
設けられ、上記直線状部材の先端部には冷却用空気の排
出口が設けられている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はアフタバーナを有す
る航空機エンジンのフレームホルダに係り、特にフレー
ムホルダの耐熱性を高める技術に関する。
る航空機エンジンのフレームホルダに係り、特にフレー
ムホルダの耐熱性を高める技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】図４は、アフタバーナを有する航空機エ
ンジン（ガスタービンエンジン）の構造例を示してい
る。
ンジン（ガスタービンエンジン）の構造例を示してい
る。
【０００３】該航空機エンジン１にあっては、空気を取
り入れるファン２と、取り入れた空気を圧縮する圧縮機
３と、圧縮した空気に燃料を混合して燃焼させる燃焼器
４と、該燃焼器４の燃焼ガスによりファン２及び圧縮機
３を駆動するタービン５と、新たに付加した燃料の再燃
焼を行うアフタバーナ６とを具備している。
り入れるファン２と、取り入れた空気を圧縮する圧縮機
３と、圧縮した空気に燃料を混合して燃焼させる燃焼器
４と、該燃焼器４の燃焼ガスによりファン２及び圧縮機
３を駆動するタービン５と、新たに付加した燃料の再燃
焼を行うアフタバーナ６とを具備している。
【０００４】そして、アフタバーナ６の部分には、三角
形断面等を有し下流に再循環域Ｘを形成して保炎を行な
うフレームホルダ（保炎器）７と、燃料を噴出させるた
めの燃料ノズル８と、点火栓９と、燃焼ガス流路を形成
するためのアウターダクト１０と、燃焼器ライナ１１と
が配され、燃焼ガスは燃焼器ライナ１１内部を経由して
排気ノズル１２から噴出させることにより、推力の増加
を図るようにしている。
形断面等を有し下流に再循環域Ｘを形成して保炎を行な
うフレームホルダ（保炎器）７と、燃料を噴出させるた
めの燃料ノズル８と、点火栓９と、燃焼ガス流路を形成
するためのアウターダクト１０と、燃焼器ライナ１１と
が配され、燃焼ガスは燃焼器ライナ１１内部を経由して
排気ノズル１２から噴出させることにより、推力の増加
を図るようにしている。
【０００５】また、ファン２から分岐させたファン流
（バイパス流）１３と、圧縮機３、燃焼器４およびター
ビン５から排出されるコア流１４とは、ミキサ（混合
器）１５を経由させることにより、混合促進が図られる
ようにしている。尚１６はテールコーンである。
（バイパス流）１３と、圧縮機３、燃焼器４およびター
ビン５から排出されるコア流１４とは、ミキサ（混合
器）１５を経由させることにより、混合促進が図られる
ようにしている。尚１６はテールコーンである。
【０００６】ミキサ１５にあっては、図５に示すよう
に、横断面形状が波形形状の案内壁（隔壁）を有すると
ともに、該波形形状が下流ほど漸次大きくなる設定がな
されており、図５に実線および破線の矢印で示すファン
流１３およびコア流１４を、内側および外側に交互に導
くことにより、混合性を高めるものである。
に、横断面形状が波形形状の案内壁（隔壁）を有すると
ともに、該波形形状が下流ほど漸次大きくなる設定がな
されており、図５に実線および破線の矢印で示すファン
流１３およびコア流１４を、内側および外側に交互に導
くことにより、混合性を高めるものである。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】かかる航空機エンジン
においてフレームホルダ７は、断面が後方に向って開い
た略三角形状をしており、耐熱性金属の板金製で特に冷
却はしていない。ところが近年燃焼器４の出口温度を上
昇させその状態で熱効率の向上が図られてきたので、コ
ア流１４の温度は従来８００°Ｃ程度であったものが９
００°Ｃ程度まで上ることが考えられる。フレームホル
ダはアフタバーナ作動時には後方の火炎からの輻射熱に
曝されるのでコア流１４がこのように高温になるとフレ
ームホルダ自体の温度はさらに高温になり上記の金属で
は耐久性を維持することが困難となる。
においてフレームホルダ７は、断面が後方に向って開い
た略三角形状をしており、耐熱性金属の板金製で特に冷
却はしていない。ところが近年燃焼器４の出口温度を上
昇させその状態で熱効率の向上が図られてきたので、コ
ア流１４の温度は従来８００°Ｃ程度であったものが９
００°Ｃ程度まで上ることが考えられる。フレームホル
ダはアフタバーナ作動時には後方の火炎からの輻射熱に
曝されるのでコア流１４がこのように高温になるとフレ
ームホルダ自体の温度はさらに高温になり上記の金属で
は耐久性を維持することが困難となる。
【０００８】本発明は、従来のフレームホルダのかかる
問題点に鑑み案出されたもので、エンジンの他の部分の
構造を大巾に変更することなくフレームホルダの冷却を
行ない、従来用いられた金属を使用しつつ耐久性の向上
を図ることを目的とする。
問題点に鑑み案出されたもので、エンジンの他の部分の
構造を大巾に変更することなくフレームホルダの冷却を
行ない、従来用いられた金属を使用しつつ耐久性の向上
を図ることを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
本発明の航空機エンジンのフレームホルダは、アフタバ
ーナの入口に配され円環状のファン流とその内側のコア
流とを周方向に交互に内側および外側に導いて２つの流
れの混合を図るミキサの後方に設けられ、断面が後方に
向って開いた略三角形状をしていて下流に再循環域を形
成して保炎を行う航空機エンジンのフレームホルダであ
って、該フレームホルダは円環状部材と、円環状部材の
内周から内方に突出して、かつ周方向に間隔を空けて複
数設けられた直線状部材とからなり、円環状部材および
直線状部材の溝内には冷却用空気の通路を形成すべく仕
切板が設けられており、円環状部材には冷却用空気とし
て上記ファン流を取り入れるべく前方に向って開口した
スクープが周方向に間隔を空けて複数設けられ、上記直
線状部材の先端部には冷却用空気の排出口が設けられて
いる。
本発明の航空機エンジンのフレームホルダは、アフタバ
ーナの入口に配され円環状のファン流とその内側のコア
流とを周方向に交互に内側および外側に導いて２つの流
れの混合を図るミキサの後方に設けられ、断面が後方に
向って開いた略三角形状をしていて下流に再循環域を形
成して保炎を行う航空機エンジンのフレームホルダであ
って、該フレームホルダは円環状部材と、円環状部材の
内周から内方に突出して、かつ周方向に間隔を空けて複
数設けられた直線状部材とからなり、円環状部材および
直線状部材の溝内には冷却用空気の通路を形成すべく仕
切板が設けられており、円環状部材には冷却用空気とし
て上記ファン流を取り入れるべく前方に向って開口した
スクープが周方向に間隔を空けて複数設けられ、上記直
線状部材の先端部には冷却用空気の排出口が設けられて
いる。
【００１０】ミキサのファン流の出口近傍に開口したス
クープから、ファン流を取り入れ、フレームホルダ内に
形成された冷却用空気の通路を通って直線状部材の先端
部に形成された冷却用空気の排出口から排出する。ファ
ン流の温度は１５０°〜２００°Ｃであり、フレームホ
ルダ内を冷却空気としてのファン流が流れる際に対流冷
却が行われる。排出された冷却空気はアフタバーナの燃
焼用として用いられる。空冷されるのでフレームホルダ
の材料を安価な従来材料としても耐久性を維持すること
ができる。
クープから、ファン流を取り入れ、フレームホルダ内に
形成された冷却用空気の通路を通って直線状部材の先端
部に形成された冷却用空気の排出口から排出する。ファ
ン流の温度は１５０°〜２００°Ｃであり、フレームホ
ルダ内を冷却空気としてのファン流が流れる際に対流冷
却が行われる。排出された冷却空気はアフタバーナの燃
焼用として用いられる。空冷されるのでフレームホルダ
の材料を安価な従来材料としても耐久性を維持すること
ができる。
【００１１】
【発明の実施の形態】以下本発明の一実施態様につい
て、図面を参照しつつ説明する。図１は本発明のフレー
ムホルダの側断面図である。図２は図１のＡ−Ａ矢視図
である。図３は図１のＢ−Ｂ矢視図である。尚、これら
の図において、図４に基づいて従来の技術として説明し
たのと同じ部分については同一の符号を用いており説明
を省略する。
て、図面を参照しつつ説明する。図１は本発明のフレー
ムホルダの側断面図である。図２は図１のＡ−Ａ矢視図
である。図３は図１のＢ−Ｂ矢視図である。尚、これら
の図において、図４に基づいて従来の技術として説明し
たのと同じ部分については同一の符号を用いており説明
を省略する。
【００１２】図１ないし図３において、２０はフレーム
ホルダである。フレームホルダ２０はミキサ１５の後方
に配され、テールコーン１６を囲繞するように設けられ
ている。フレームホルダは円環状部材２０ａと、円環状
部材２０ａの内周から内方に突出して、かつ周方向に間
隔を空けて複数設けられた直線部材２０ｂとからなる。
円環状部材２０ａと直線状部材２０ｂは図１および図３
に示すように、共に後方に向って開いた略三角形状をし
た断面を有している。尚、図面では三角形の頂点の部分
が円弧状となっているが、この部分が角張った形状とな
っていてもよい。
ホルダである。フレームホルダ２０はミキサ１５の後方
に配され、テールコーン１６を囲繞するように設けられ
ている。フレームホルダは円環状部材２０ａと、円環状
部材２０ａの内周から内方に突出して、かつ周方向に間
隔を空けて複数設けられた直線部材２０ｂとからなる。
円環状部材２０ａと直線状部材２０ｂは図１および図３
に示すように、共に後方に向って開いた略三角形状をし
た断面を有している。尚、図面では三角形の頂点の部分
が円弧状となっているが、この部分が角張った形状とな
っていてもよい。
【００１３】円環状部材２０ａおよび直線状部材２０ｂ
の溝内には仕切板２０ｄが張設されており、溝底部と仕
切板２０ｄとにより冷却空気の通路２０ｆが形成され
る。円環状部材２０ａには周方向に間隔を空けて複数の
スクープ２０ｃが設けられている。スクープ２０ｃは筒
状をしていて前方に突出して設けられ、前端は開口して
おり、ミキサ１５のファン流１３の通路１５ａの出口近
傍に配置されている。図１ではスクープ２０ｃ前端はミ
キサ１５の後方に配置されているようになっているが、
ファン流１３の通路１５ａ内にわずかに挿入された状態
に配置されていてもよい。また、スクープ２０ｃの形状
も円筒状になっているが、截頭円錐状であってもよい。
直線状部材２０ｂの溝内に設けられた仕切板２０ｄの先
端部には冷却用空気の排気口２０ｅが設けられている。
尚、冷却用空気の排気口２０ｅは図２では仕切板２０ｄ
に穿設されているが、直線状部材２０ｂの先端板２０ｈ
に穿設してもよい。
の溝内には仕切板２０ｄが張設されており、溝底部と仕
切板２０ｄとにより冷却空気の通路２０ｆが形成され
る。円環状部材２０ａには周方向に間隔を空けて複数の
スクープ２０ｃが設けられている。スクープ２０ｃは筒
状をしていて前方に突出して設けられ、前端は開口して
おり、ミキサ１５のファン流１３の通路１５ａの出口近
傍に配置されている。図１ではスクープ２０ｃ前端はミ
キサ１５の後方に配置されているようになっているが、
ファン流１３の通路１５ａ内にわずかに挿入された状態
に配置されていてもよい。また、スクープ２０ｃの形状
も円筒状になっているが、截頭円錐状であってもよい。
直線状部材２０ｂの溝内に設けられた仕切板２０ｄの先
端部には冷却用空気の排気口２０ｅが設けられている。
尚、冷却用空気の排気口２０ｅは図２では仕切板２０ｄ
に穿設されているが、直線状部材２０ｂの先端板２０ｈ
に穿設してもよい。
【００１４】円環状部材２０ａの外周には周方向に間隔
を空けて複数のブラケット２０ｇが外方に向って突設さ
れており、ミキサ１５から内方に向って突設されたブラ
ケット２１とピン２２を介して係合することにより、フ
レームホルダ２０が支持されている。直線状部材２０ｂ
の先端板２０ｈには内方に向けて突起２３が固着されて
おり、該突起２３はテールコーン外周に設けられた孔１
６ａ内に嵌入している。これによってフレームホルダ２
０の振動が抑制される。
を空けて複数のブラケット２０ｇが外方に向って突設さ
れており、ミキサ１５から内方に向って突設されたブラ
ケット２１とピン２２を介して係合することにより、フ
レームホルダ２０が支持されている。直線状部材２０ｂ
の先端板２０ｈには内方に向けて突起２３が固着されて
おり、該突起２３はテールコーン外周に設けられた孔１
６ａ内に嵌入している。これによってフレームホルダ２
０の振動が抑制される。
【００１５】次に本実施形態の作用を説明する。ミキサ
１５のファン流１３の出口近傍に開口したスクープ２０
ｃから、ファン流１３を取り入れ、フレームホルダ２０
内に形成された冷却用空気の通路２０ｆを通って直線状
部材２０ｂの先端部に形成された冷却用空気の排出口２
０ｅから排出する。ファン流１３の温度は１５０°〜２
００°Ｃであり、フレームホルダ２０内を冷却空気とし
てのファン流１３が流れる際に対流冷却が行われる。排
出された冷却空気はアフタバーナ６の燃焼用として用い
られる。空冷されるのでフレームホルダ２０の材料を安
価な従来材料としても耐久性を維持することができる。
１５のファン流１３の出口近傍に開口したスクープ２０
ｃから、ファン流１３を取り入れ、フレームホルダ２０
内に形成された冷却用空気の通路２０ｆを通って直線状
部材２０ｂの先端部に形成された冷却用空気の排出口２
０ｅから排出する。ファン流１３の温度は１５０°〜２
００°Ｃであり、フレームホルダ２０内を冷却空気とし
てのファン流１３が流れる際に対流冷却が行われる。排
出された冷却空気はアフタバーナ６の燃焼用として用い
られる。空冷されるのでフレームホルダ２０の材料を安
価な従来材料としても耐久性を維持することができる。
【００１６】本発明は、以上述べた実施態様に限定され
るものではなく、特許請求の範囲内で変更が可能であ
る。例えば仕切板２０ｄは図１または図３に示されるよ
うな平板ではなく図６に仕切板２０ｄ’として示される
ような形状としてもよい。このような形状とすればフレ
ームホルダの断面の全面が冷却空気により冷却される。
るものではなく、特許請求の範囲内で変更が可能であ
る。例えば仕切板２０ｄは図１または図３に示されるよ
うな平板ではなく図６に仕切板２０ｄ’として示される
ような形状としてもよい。このような形状とすればフレ
ームホルダの断面の全面が冷却空気により冷却される。
【００１７】
【発明の効果】以上述べたように、本発明の航空エンジ
ンのフレームホルダによれば、冷却空気の通路を有して
中空に形成され、フレームホルダ前方に設けられたミキ
サのファン流の通路からファン流を上記冷却空気通路に
導入してフレームホルダの冷却を行っているので、エン
ジンの他の部分の構造をほとんど変更することなしにフ
レームホルダの冷却が達成され、フレームホルダの材料
は安価な従来材料としても耐久性を維持することができ
るなど優れた効果を有する。
ンのフレームホルダによれば、冷却空気の通路を有して
中空に形成され、フレームホルダ前方に設けられたミキ
サのファン流の通路からファン流を上記冷却空気通路に
導入してフレームホルダの冷却を行っているので、エン
ジンの他の部分の構造をほとんど変更することなしにフ
レームホルダの冷却が達成され、フレームホルダの材料
は安価な従来材料としても耐久性を維持することができ
るなど優れた効果を有する。
【図１】本発明のフレームホルダの側断面図である。
【図２】図１のＡ−Ａ矢視図である。
【図３】図１のＢ−Ｂ矢視断面図である。
【図４】アフタバートを有する航空機エンジン（ガスタ
ービンエンジン）の構造例を示す正断面図である。
ービンエンジン）の構造例を示す正断面図である。
【図５】図４におけるミキサの一部の記載を省略した拡
大斜視図である。
大斜視図である。
【図６】他の実施形態を示すフレームホルダの断面図で
ある。
ある。
６ アフタバーナ １３ ファン流（バイパス流） １４ コア流 １５ ミキサ（混合器） ２０ フレームホルダ ２０ａ 円環状部材 ２０ｂ 直線状部材 ２０ｃ スクープ ２０ｄ 仕切板 ２０ｅ 排出口 Ｘ 再循環域
Claims (1)
- 【請求項１】 アフタバーナの入口に配され円環状のフ
ァン流とその内側のコア流とを周方向に交互に内側およ
び外側に導いて２つの流れの混合を図るミキサの後方に
設けられ、断面が後方に向って開いた略三角形状をして
いて下流に再循環域を形成して保炎を行う航空機エンジ
ンのフレームホルダであって、該フレームホルダは円環
状部材と、円環状部材の内周から内方に突出して、かつ
周方向に間隔を空けて複数設けられた直線状部材とから
なり、円環状部材および直線状部材の溝内には冷却用空
気の通路を形成すべく仕切板が設けられており、円環状
部材には冷却用空気として上記ファン流を取り入れるべ
く前方に向って開口したスクープが周方向に間隔を空け
て複数設けられ、上記直線状部材の先端部には冷却用空
気の排出口が設けられていることを特徴とする航空機エ
ンジンのフレームホルダ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP27091695A JPH09112345A (ja) | 1995-10-19 | 1995-10-19 | 航空機エンジンのフレームホルダ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP27091695A JPH09112345A (ja) | 1995-10-19 | 1995-10-19 | 航空機エンジンのフレームホルダ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09112345A true JPH09112345A (ja) | 1997-04-28 |
Family
ID=17492782
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP27091695A Pending JPH09112345A (ja) | 1995-10-19 | 1995-10-19 | 航空機エンジンのフレームホルダ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09112345A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011043117A (ja) * | 2009-08-21 | 2011-03-03 | Ihi Corp | アフタバーナ及び航空機エンジン |
| JP2012132629A (ja) * | 2010-12-22 | 2012-07-12 | Ihi Corp | アフタバーナ及び航空機エンジン |
| JP2012132630A (ja) * | 2010-12-22 | 2012-07-12 | Ihi Corp | アフタバーナ及び航空機エンジン |
| WO2013129648A1 (ja) | 2012-03-02 | 2013-09-06 | 株式会社Ihi | アフタバーナ及び航空機エンジン |
| FR3136017A1 (fr) * | 2022-05-30 | 2023-12-01 | Safran Aircraft Engines | Anneau accroche-flammes pour postcombustion de turboreacteur comprenant des ecopes de prelevement de flux primaire |
-
1995
- 1995-10-19 JP JP27091695A patent/JPH09112345A/ja active Pending
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011043117A (ja) * | 2009-08-21 | 2011-03-03 | Ihi Corp | アフタバーナ及び航空機エンジン |
| JP2012132629A (ja) * | 2010-12-22 | 2012-07-12 | Ihi Corp | アフタバーナ及び航空機エンジン |
| JP2012132630A (ja) * | 2010-12-22 | 2012-07-12 | Ihi Corp | アフタバーナ及び航空機エンジン |
| WO2013129648A1 (ja) | 2012-03-02 | 2013-09-06 | 株式会社Ihi | アフタバーナ及び航空機エンジン |
| FR3136017A1 (fr) * | 2022-05-30 | 2023-12-01 | Safran Aircraft Engines | Anneau accroche-flammes pour postcombustion de turboreacteur comprenant des ecopes de prelevement de flux primaire |
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