JPH09119346A

JPH09119346A - ジェットエンジンのフレームホルダ

Info

Publication number: JPH09119346A
Application number: JP28010195A
Authority: JP
Inventors: Yoshio Koide; 芳夫小出; Koji Shinpo; 浩二新保; Takeshi Kashiwagi; 武柏木
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 1995-10-27
Filing date: 1995-10-27
Publication date: 1997-05-06

Abstract

(57)【要約】【課題】高温のコア流やアフタバーナの火炎からの輻
射熱に曝されても、耐熱金属の許容温度以下に保持する
ことが可能であり、圧力損失が少なく、後方の壁面に高
温のコア流が当たらず、構造がシンプルであり、メンテ
ナンスが容易であるジェットエンジンのフレームホルダ
を提供する。【解決手段】コア流１４とバイパス流１３の間が隔壁
１７により仕切られ、隔壁に周方向に間隔を隔てた複数
の貫通孔１７ａが設けられている。フレームホルダ２０
は、隔壁の貫通孔を塞ぎ、周方向に分割された複数のホ
ルダセグメント２１からなる。各ホルダセグメントは、
隔壁の貫通孔から流入するバイパス流を半径方向内方に
導き、コア流内に混入させる薄肉中空のミキシングダク
ト２２を有し、ミキシングダクトの下流面が、その下流
に循環領域を形成するように成形されている。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、アフタバーナを有
するジェットエンジンのフレームホルダに係り、更に詳
しくは、ミキサー機能を有するフレームホルダに関す
る。

【０００２】

【従来の技術】アフタバーナを有する航空機エンジン１
（ジェットエンジン）は、図７に模式的に示すように、
空気を取り入れるファン２、取り入れた空気を圧縮する
圧縮機３、圧縮した空気により燃料を燃焼させる燃焼器
４、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、燃料を再噴射して再燃焼させるア
フタバーナ６等を備えている。

【０００３】アフタバーナ６は、三角形断面等を有し下
流に循環領域Ｘを形成して保炎を行なうフレームホルダ
（保炎器）７、燃料を噴出させるための燃料ノズル８、
点火栓９等からなり、アフタバーナ６による燃焼ガス
を、アウターダクト１０の内側のライナ１１内を通して
排気ノズル１２から噴出させ、推力を増大させるように
なっている。

【０００４】また、ファン２で取り入れられた空気は、
圧縮機３、燃焼器４およびタービン５を通るコア流１４
と、これらをバイパスするバイパス流１３（ファン流）
とに分岐され、ミキサ（混合器）１５において合流す
る。なお、１６はテールコーンである。

【０００５】ミキサ１５は、図８に例示するように、横
断面形状が波形形状の案内壁（隔壁）を有するととも
に、この波形形状が下流ほど大きく成形され、この下流
端で、ファン流１３（実線）とコア流１４（破線）が合
流し、効率よく混合するようになっている。また、フレ
ームホルダ７は、ミキサ１５の後方に設けられ、断面が
後方に向って開いた三角形状の金属部材であり、流路内
に循環領域Ｘを形成して燃焼を安定化させるものであ
り、従来、耐熱金属を無冷却で使用していた。

【０００６】

【発明が解決しようとする課題】近年、ジェットエンジ
ンの熱効率向上のためタービン入口温度を１４００〜１
５００℃まで高めることが試みられており、これに伴
い、タービン出口温度（コア流１４の温度）が従来の７
００℃前後から８００〜９００℃の高温まで上昇し、こ
の高温のコア流にフレームホルダが直接曝されるように
なった。また、アフタバーナ作動時には、フレームホル
ダの後方に高温の火炎が形成され、この火炎からの輻射
熱にもフレームホルダは曝される。このため、無冷却の
フレームホルダでは、金属温度が耐熱金属の許容温度を
越えてしまい、耐久性を維持できない問題点があった。

【０００７】この問題点を解決するため、低温のファン
流１３をフレームホルダの前面に吹き出して冷却する手
段も、本願発明者等により提案されている（未公開）
が、構造が複雑になると共に、ファン流を導く流路とフ
レームホルダの両方がミキサの下流にほぼ直列に位置す
るために、ミキサ単独に比較して圧力損失が大きくなる
問題点があった。また、この冷却手段では、ミキサによ
り高温のコア流１４が後方の壁面（ライナ１１）に直接
当たり、ライナ１１の一部を過熱させるおそれがあっ
た。更に、ミキサの後方にファン流を導く流路とフレー
ムホルダが別々に取り付けられており、ミキサ、流路、
フレームホルダのいずれかが損傷すると、メンテナンス
のためにそれぞれを取り外す必要が生じ、それぞれが一
体で大型であるため、メンテナンスが困難である問題点
があった。

【０００８】本発明は、かかる問題点を解決するために
創案されたものである。すなわち本発明の目的は、高温
のコア流やアフタバーナの火炎からの輻射熱に曝されて
も、耐熱金属の許容温度以下に保持することが可能であ
り、圧力損失が少なく、後方の壁面に高温のコア流が当
たらず、構造がシンプルであり、メンテナンスが容易で
あるジェットエンジンのフレームホルダを提供すること
にある。

【０００９】

【課題を解決するための手段】本発明によれば、圧縮
機、燃焼器およびタービンを通るコア流と、これらをバ
イパスするバイパス流とを有し、コア流とバイパス流間
が円筒状隔壁により仕切られているジェットエンジンの
フレームホルダにおいて、前記隔壁は、周方向に間隔を
隔てた複数の貫通孔を有し、フレームホルダは、隔壁の
貫通孔を塞ぎ、周方向に分割された複数のホルダセグメ
ントからなり、各ホルダセグメントは、隔壁の貫通孔か
ら流入するバイパス流を半径方向内方に導き、コア流内
に混入させる薄肉中空のミキシングダクトを有し、該ミ
キシングダクトの下流面は、その下流に循環領域を形成
するように成形されている、ことを特徴とするジェット
エンジンのフレームホルダが提供される。

【００１０】上記本発明の構成によれば、低温（例えば
１５０〜２００℃）のバイパス流が薄肉中空のミキシン
グダクト内を半径方向内方に流れて、コア流内に混入す
るので、ミキシングダクトを内面から対流冷却すること
ができ、高温のコア流やアフタバーナの火炎からの輻射
熱に曝されても、ミキシングダクトを構成する材料を、
耐熱金属の許容温度以下に保持することができる。

【００１１】また、ミキシングダクトを通ったバイパス
流をコア流内に混入させることによりバイパス流とコア
流を混合することができ、その下流面が、その下流に循
環領域を形成するように成形されているので、ミキシン
グダクト自体がフレームホルダの機能を併せ持つので、
ミキシングダクトによる圧力損失だけで、従来のミキサ
ーとフレームホルダの両機能を発揮させることができ
る。従って、薄肉中空のミキシングダクトを圧力損失が
少ない形状（例えば翼形状、流線型）にすることによ
り、従来のミキサー単独に比較しても圧力損失を同等程
度に抑えることができる。

【００１２】更に、フレームホルダが、周方向に分割さ
れた複数のホルダセグメントからなるので、個別に分解
でき、メンテナンスが容易である。また、各ホルダセグ
メントは一体のミキシングダクトからなるので、構造が
シンプルである。

【００１３】本発明の好ましい実施形態によれば、前記
ホルダセグメントは、隔壁の貫通孔を塞ぎ、該貫通孔と
整合する開口を有する取付板と、該取付板に上端が固定
され半径方向内方に延びた薄肉中空の翼状部分と、該翼
状部分に連続して上流側が滑らかに形成され下流側ガ開
いた薄肉中空のＵ字状部分と、からなり、Ｕ字状部分の
下流側内端部にバイパス流を下流側に噴出する噴出口が
設けられている。

【００１４】この構成により、取付板の隔壁への取付け
／取外しにより容易にメンテナンスができ、翼状部分と
上流側が滑らかに形成されＵ字状部分とによりミキシン
グダクトの圧力損失を少なくでき、翼状部分の外側をコ
ア流が軸方向に円滑に流れることにより高温のコア流が
壁面に当たりにくく、Ｕ字状部分によりその後方（下流
側）に循環領域を形成することができ、内端部の噴出口
からバイパス流を下流側に噴出することにより、コア流
内の奥深くにバイパス流を供給し効率的に混合させるこ
とができる。

【００１５】更に、前記ホルダセグメントは、前記Ｕ字
状部分の下流面に直交し、周方向に張り出した薄肉中空
のＵ字状張出部分を有する。このＵ字状張出部分は、コ
ア流内に直接張り出しているので、高温のコア流による
循環領域をその後方（下流側）に形成することができ、
保炎を効果的に行うことができる。また、この張出部分
は、ミキシングダクトから直接張り出しており、かつ薄
肉中空に成形されているので、低温（例えば１５０〜２
００℃）のバイパス流により内面を冷却でき、高温のコ
ア流やアフタバーナの火炎からの輻射熱に曝されても、
耐熱金属の許容温度以下に保持することができる。

【００１６】また、前記Ｕ字状部分及びＵ字状張出部分
には、複数の冷却孔が設けられている、ことが好まし
い。この冷却孔から低温（例えば１５０〜２００℃）の
バイパス流の一部を噴出することにより、高温になりや
すいＵ字状部分及びＵ字状張出部分の表面を、例えばフ
ィルム冷却により冷却することができ、各部分の過熱を
防止することができる。

【００１７】

【発明の実施の形態】以下、本発明の好ましい実施形態
を図面を参照して説明する。なお、各図において共通す
る部分には同一の符号を付して使用する。図１は、本発
明によるジェットエンジンのフレームホルダの全体構成
図であり、ジェットエンジンの下流側から見た図を示し
ている。この図において、本発明のジェットエンジン
は、図７と同様に圧縮機、燃焼器およびタービンを通る
コア流１４と、これらをバイパスするバイパス流１３と
を有し、コア流１４とバイパス流１４の間が円筒状隔壁
１７により仕切られている。なお、この図で、１０はア
ウターダクト、１６はテールコーンである。

【００１８】図１において、隔壁１７には、周方向に間
隔を隔てた複数の貫通孔１７ａが設けられている。この
図において、貫通孔１７ａは２４°づつ隔てて全体で１
５箇所設けられている。また、本発明のフレームホルダ
２０は、隔壁の貫通孔１７ａを塞ぎ、周方向に分割され
た複数のホルダセグメント２１からなる。ホルダセグメ
ント２１は、この図では貫通孔毎に設けられ、全体で１
５個であるが、貫通孔１７ａの複数に１つづつホルダセ
グメントを設けてもよい。

【００１９】図２は、図１の部分拡大図であり、単一の
ホルダセグメント２１を示している。また、図３は、図
２のＡ−Ａ線における断面図、図４（Ａ）は図３のＣ−
Ｃ線における断面図、図４（Ｂ）は図３のＤ−Ｄ線にお
ける断面図である。図２〜図４に示すように、各ホルダ
セグメント２１は、薄肉中空のミキシングダクト２２を
有し、このミキシングダクト２２により、隔壁１７の貫
通孔１７ａから流入するバイパス流１３を半径方向内方
に導き、コア流１４内にバイパス流を噴出して混入させ
るようになっている。また、ミキシングダクト２２の下
流面は、図４（Ｂ）に示すように、その下流に循環領域
を形成するように成形されている。

【００２０】すなわち、ホルダセグメント２１は、図３
に示すように、取付板２３、薄肉中空の翼状部分２２
ａ、及び薄肉中空のＵ字状部分２２ｂからなり、翼状部
分２２ａとＵ字状部分２２ｂでミキシングダクト２２が
一体に成形されている。取付板２３は、隔壁１７の貫通
孔１７ａを塞ぎ、貫通孔１７ａと整合する開口２３ａを
有している。この開口２３ａは、図６に示すように、翼
状部分２２ａの内面形状に対応する翼形状の孔であるの
がよい。また、翼状部分２２ａは、取付板２３に上端が
溶接等で固定され、半径方向内方（図３で下方）に延び
ている。更に、Ｕ字状部分２２ｂは、翼状部分２２ａに
連続して上流側（図４Ｂで左側）が滑らかに形成され、
かつ下流側（図で右側）が開いて、全体としてＵ字状に
成形されている。更に、図３に示すように、Ｕ字状部分
２２ｂの下流側内端部にバイパス流を下流側に噴出する
噴出口２４が設けられている。

【００２１】図５は、図２のＢ−Ｂ線における断面図で
ある。この図に示すように、取付板２３の上面には複数
のスタッドボルト２５が取り付けられている。また、隔
壁１７には、下流に向いた直線上の隙間を有する挟持部
１７ｂが設けられている。この構成により、取付板２３
の上流端（図で左端）を挟持部１７ｂの隙間に挿入し、
アウターダクト１０を貫通する取付け孔１０ａにスタッ
ドボルト２５を通し、エンジンの外側からナット等で固
定することにより、各ホルダセグメント２１を隔壁１７
の内面に簡単に取り付け、取り外すことができる。

【００２２】なお、図５において、ホルダセグメント２
１の下流側（図で右側）の隔壁を構成するライナ１１に
複数の貫通穴（図示せず）が設けられ、この貫通穴を通
して冷却空気（バイパス流１３）を吹き出すことによ
り、ライナ１１を冷却するようになっている。上述した
構成により、取付板２３の隔壁１７への取付け／取外し
により、ホルダセグメント２１を容易にメンテナンスが
できる。また、翼状部分２２ａと上流側が滑らかに形成
されＵ字状部分２２ｂとによりミキシングダクト２２の
圧力損失を少なくできる。更に、翼状部分２２ａの外側
をコア流１４が軸方向に円滑に流れることにより高温の
コア流１４が壁面に当たりにくい。また、Ｕ字状部分２
２ｂによりその後方（下流側）に循環領域を形成するこ
とができる。更に、内端部の噴出口２４からバイパス流
１３を下流側に噴出することにより、コア流１４内の奥
深くにバイパス流１３を供給し効率的に混合させること
ができる。

【００２３】図６は、本発明によるホルダセグメント２
１の斜視図である。この図に示すように、本発明のホル
ダセグメント２１は更に、Ｕ字状部分２２ｂの下流面に
直交し、周方向に張り出した薄肉中空のＵ字状張出部分
２２ｃを有する。この構成により、Ｕ字状張出部分２２
ｃが、コア流１４内に直接張り出しているので、高温の
コア流１４による循環領域をその後方（下流側）に形成
することができ、保炎を効果的に行うことができる。ま
た、この張出部分２２Ｃは、ミキシングダクト２２から
直接張り出しており、かつ薄肉中空に成形されているの
で、低温（例えば１５０〜２００℃）のバイパス流１３
により内面を冷却でき、高温のコア流１４やアフタバー
ナの火炎からの輻射熱に曝されても、耐熱金属の許容温
度以下に保持することができる。

【００２４】また、図６に示すように、Ｕ字状部分２２
ｂ及びＵ字状張出部分２２ｃには、複数の冷却孔２６が
設けられている。この構成により、冷却孔２６から低温
（例えば１５０〜２００℃）のバイパス流１３の一部を
噴出することにより、高温になりやすいＵ字状部分２２
ｂ及びＵ字状張出部分２２ｃの表面を、例えばフィルム
冷却により冷却することができ、各部分の過熱を防止す
ることができる。

【００２５】上述した本発明の構成によれば、低温（例
えば１５０〜２００℃）のバイパス流１３が薄肉中空の
ミキシングダクト２２内を半径方向内方に流れて、コア
流１４内に混入するので、ミキシングダクト２２を内面
から対流冷却することができ、高温のコア流１４やアフ
タバーナの火炎からの輻射熱に曝されても、ミキシング
ダクト２２を構成する材料を、耐熱金属の許容温度以下
に保持することができる。

【００２６】また、ミキシングダクト２２を通ったバイ
パス流１３をコア流内に混入させることによりバイパス
流１３とコア流１４を混合することができ、その下流面
が、その下流に循環領域を形成するように成形されてい
るので、ミキシングダクト２２自体がフレームホルダの
機能を併せ持ち、ミキシングダクト２２による圧力損失
だけで、従来のミキサーとフレームホルダの両機能を発
揮させることができる。従って、薄肉中空のミキシング
ダクト２２を圧力損失が少ない形状（例えば図４、図６
に示す翼形状、或いは流線型）にすることにより、従来
のミキサ単独に比較しても圧力損失を同等程度に抑える
ことができる。

【００２７】更に、フレームホルダ２０が、周方向に分
割された複数のホルダセグメント２１からなるので、個
別に分解でき、メンテナンスが容易である。また、各ホ
ルダセグメント２１は一体のミキシングダクト２２から
なるので、構造がシンプルである。なお、本発明は上述
した実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範
囲で種々に変更できることは勿論である。

【００２８】

【発明の効果】上述したように、本発明のジェットエン
ジンのフレームホルダは、高温のコア流やアフタバーナ
の火炎からの輻射熱に曝されても、耐熱金属の許容温度
以下に保持することが可能であり、圧力損失が少なく、
後方の壁面に高温のコア流が当たらず、構造がシンプル
であり、メンテナンスが容易である、等の優れた効果を
有する。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明によるフレームホルダ２０の全体構成図
である。

【図２】図１の部分拡大図である。

【図３】図２のＡ−Ａ線における断面図である。

【図４】図３の部分断面図でる。

【図５】図２のＢ−Ｂ線における断面図である。

【図６】本発明によるホルダセグメント２１の斜視図で
ある。

【図７】アフタバーナを有するジェットエンジンの構成
図である。

【図８】従来のミキサの部分斜視図である。

【符号の説明】

１航空機エンジン（ジェットエンジン）２ファン３圧縮機４燃焼器５タービン６アフタバーナ７フレームホルダ８燃料ノズル９点火栓１０アウターダクト１０ａ取付け孔１１ライナ１２排気ノズル１３バイパス流（ファン流）１４コア流１５ミキサ（混合器）１６テールコーン１７隔壁１７ａ貫通孔１７ｂ挟持部２０フレームホルダ２１ホルダセグメント２２ミキシングダクト２２ａ翼状部分２２ｂＵ字状部分２２ｃＵ字状張出部分２３取付板２３ａ開口２４噴出口２５スタッドボルト２６冷却孔

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】圧縮機、燃焼器およびタービンを通るコ
ア流と、これらをバイパスするバイパス流とを有し、コ
ア流とバイパス流間が円筒状隔壁により仕切られている
ジェットエンジンのフレームホルダにおいて、前記隔壁は、周方向に間隔を隔てた複数の貫通孔を有
し、フレームホルダは、隔壁の貫通孔を塞ぎ、周方向に
分割された複数のホルダセグメントからなり、各ホルダセグメントは、隔壁の貫通孔から流入するバイ
パス流を半径方向内方に導き、コア流内に混入させる薄
肉中空のミキシングダクトを有し、該ミキシングダクト
の下流面は、その下流に循環領域を形成するように成形
されている、ことを特徴とするジェットエンジンのフレ
ームホルダ。
【請求項２】前記ホルダセグメントは、隔壁の貫通孔
を塞ぎ、該貫通孔と整合する開口を有する取付板と、該
取付板に上端が固定され半径方向内方に延びた薄肉中空
の翼状部分と、該翼状部分に連続して上流側が滑らかに
形成され下流側が開いた薄肉中空のＵ字状部分と、から
なり、Ｕ字状部分の下流側内端部にバイパス流を下流側
に噴出する噴出口が設けられている、ことを特徴とする
請求項１に記載のジェットエンジンのフレームホルダ。
【請求項３】前記ホルダセグメントは、前記Ｕ字状部
分の下流面に直交し、周方向に張り出した薄肉中空のＵ
字状張出部分を更に有する、ことを特徴とする請求項２
に記載のジェットエンジンのフレームホルダ。
【請求項４】前記Ｕ字状部分及びＵ字状張出部分に
は、複数の冷却孔が設けられている、ことを特徴とする
請求項３に記載のジェットエンジンのフレームホルダ。