JPH09268946A - ジェットエンジンのフレームホルダ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 燃料噴射機能を有し、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るとともに、燃料
のコーキングを防止することができ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】 本発明のフレームホルダ１７は、周方向
に分割された複数のホルダセグメント１８からなり、そ
の内部にはローカル燃料およびコア燃料の燃料配管１９
ａ，１９ｂが挿入され、ホルダセグメント１８の背面に
は各燃料を噴き出す噴出孔２０ａ，２０ｂが設けられ、
ホルダセグメント１８のミキサ側にはファン流１３を内
部に流入する貫通孔２１が設けられ、ホルダセグメント
１８の背面には内部に流入したファン流１３を噴き出す
冷却孔２２が設けられ、上記貫通孔２１から流入したフ
ァン流１３を半径方向内方に導いて上記燃料配管１９
ａ，１９ｂおよびホルダセグメント１８自身を冷却す
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、さらに
詳しくは、燃料噴射機能を有するフレームホルダに関す
るものである。

【０００２】

【従来の技術】アフタバーナを有する航空機エンジン
（ジェットエンジン）１は、図５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および圧縮
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などを備えている。

【０００３】アフタバーナ６は、三角形断面などを有し
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、燃料を噴出させるための燃料ノズル
８、点火栓９などからなり、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ファン流１３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】燃料ノズル８から噴射される燃料には、着
火用のローカル燃料とアフタバーナの主燃料となるコア
燃料とがあり、それぞれ単独に燃料ノズル８から噴射さ
れるようになっている。ミキサ１５は、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
開いた略Ｕ字形状の金属部材であり、流路内に再循環域
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
の高温のコア流に燃料ノズルおよび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燃料ノズルおよびフレームホル
ダは曝される。このため、無冷却の燃料ノズルおよびフ
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くなってしまう。さら
に、燃料が高温になるとコーキング（炭化）し、燃料通
路が狭くなったり、詰まったりしてしまう、などの問題
があった。

【０００７】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、燃料
噴射機能を有し、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るとともに、燃料のコーキングを
防止することができ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。

【０００８】

【課題を解決するための手段】本発明によれば、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Ｕ字形状をしていて下流に再循環域を
形成して保炎を行うジェットエンジンのフレームホルダ
であって、上記フレームホルダは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の
内部には着火用のローカル燃料およびアフタバーナの主
燃料となるコア燃料の燃料配管が挿入され、各ホルダセ
グメントの背面には各燃料を噴き出す噴出孔が設けら
れ、各ホルダセグメントのミキサ側にはファン流を内部
に流入する貫通孔が設けられ、各ホルダセグメントの背
面には内部に流入したファン流を噴き出す冷却孔が設け
られ、上記貫通孔から流入したファン流を半径方向内方
に導いて上記燃料配管およびホルダセグメント自身を冷
却する、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。

【０００９】上述した本発明の構成によれば、低温（例
えば１５０〜２００℃）のファン流がフレームホルダ内
を半径方向内方に流れるため、フレームホルダを内面か
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、フレームホルダを
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。また、フレームホルダ内に、燃料配管を挿
入しフレームホルダの噴出孔から各燃料を噴き出すこと
により、従来の燃料ノズルとフレームホルダとを一体化
することができ、燃料配管が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ることがない。したがっ
て、燃料配管を構成する材料を、耐熱金属の許容温度以
下に保持することができるとともに、燃料のコーキング
を防止することができる。さらに、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従来の燃料ノズルとしての役
割も担うため、アフタバーナの部品点数を減らすことが
できる。

【００１０】本発明の好ましい実施形態によれば、上記
ホルダセグメントは、ジェットエンジンのアウターダク
トに固定され半径方向内方に延びる略中空円筒形状の胴
部と、断面が略Ｕ字状の中空部材によりＴ字状に構成さ
れた再循環域形成部材とからなり、その再循環域形成部
材の腕部は周方向を向き、その再循環域形成部材の脚部
は半径方向内方を向くようにして、上記胴部の半径方向
内端に連設されており、上記胴部の半径方向外端にはロ
ーカル燃料およびコア燃料の燃料配管が挿入される挿入
孔が設けられるとともに、上記胴部および上記再循環域
形成部材の脚部の内部には上記燃料配管と連通する燃料
流路が設けられ、その燃料流路には各燃料をホルダセグ
メントの背面に噴き出す噴出孔が設けられ、上記胴部の
半径方向外端近傍の周面には冷却空気が内部に流入する
ための貫通孔が設けられ、上記再循環域形成部材の内部
には冷却空気の流路となる空洞が上記胴部の空洞と連通
して設けられ、上記再循環域形成部材の背面には冷却空
気を噴き出す冷却孔が設けられていることが好ましい。

【００１１】上述した構成により、ホルダセグメントの
内部にファン流（冷却空気）が流れ込み、ホルダセグメ
ント自身および燃料配管を冷却することができる。ま
た、燃料を背面から噴き出すことにより効率よく空気と
混合させることができ、冷却空気を背面から噴き出すこ
とによりフィルム冷却効果を期待することができる。さ
らに、再循環域形成部材の腕部が周方向に向いているこ
とにより、断面がＵ字状である腕部がコア流内に直接張
り出し、高温のコア流による再循環域をその後方（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。

【００１２】

【発明の実施の形態】以下、本発明の好ましい実施の形
態を図１から図４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。

【００１３】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５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
スするファン流１３とを有し、コア流１４とファン流１
３の間は図示しない円筒状隔壁により仕切られている。
なお、図中の１０はアウターダクトであり、１６はテー
ルコーンである。

【００１４】本発明のフレームホルダ１７は、図１に示
すように、周方向に分割された複数（図では１５個）の
ホルダセグメント１８からなり、各ホルダセグメント１
８は図示しないミキサの下流側のアウターダクト１０に
直接固定されている。

【００１５】図２は単一のホルダセグメント１８を示す
部分斜視図であり、図３はホルダセグメント１８の側断
面図である。また、図４（Ａ）は図３のＡ−Ａ線におけ
る断面図、図４（Ｂ）は図３のＢ−Ｂ線における断面図
である。

【００１６】図２に示すように、各ホルダセグメント１
８の内部には着火用のローカル燃料およびアフタバーナ
の主燃料となるコア燃料の燃料配管１９ａ，１９ｂが挿
入され、各ホルダセグメント１８の背面には各燃料を噴
き出す噴出孔２０ａ，２０ｂが設けられ、各ホルダセグ
メント１８のミキサ側（図３参照）にはファン流（冷却
空気）１３を内部に流入する貫通孔２１が設けられ、各
ホルダセグメント１８の背面には内部に流入したファン
流（冷却空気）１３を噴き出す冷却孔２２が設けられ、
上記貫通孔２１から流入したファン流（冷却空気）１３
を半径方向内方に導いて上記燃料配管１９ａ，１９ｂお
よびホルダセグメント１８自身を冷却する構成になって
いる。

【００１７】すなわち、ホルダセグメント１８は、図３
に示すように、ジェットエンジンのアウターダクト１０
に設けられたホルダセグメント取り付け孔に挿入されて
おり、Ｏリング２７、ストッパ２８を介してボルト２９
により固定されており、半径方向内方に延びる略中空円
筒形状の胴部２３の先端に、断面が略Ｕ字状の中空部材
によりＴ字状に構成された再循環域形成部材２４が、そ
の腕部２４ａが周方向を向き、その脚部２４ｂが半径方
向内方を向くようにして連設されている（図１参照）。
なお、図中の１１はライナ、１５はミキサである。

【００１８】胴部２３の半径方向外端にはローカル燃料
およびコア燃料の燃料配管１９ａ，１９ｂが挿入される
挿入孔２５ａ，２５ｂが設けられるとともに、胴部２３
および再循環域形成部材２４の脚部２４ｂの内部には燃
料流路２６ａ，２６ｂが設けられ、その開口部に燃料配
管１９ａ，１９ｂが接続されて燃料配管１９ａ，１９ｂ
と連通するようになっている。また、図４（Ａ）に示す
ように、ローカル燃料の燃料流路２６ａおよびコア燃料
の燃料流路２６ｂは一体に形成され、胴部２３の壁面に
固着され、その周囲は胴部２３の空洞２３ｃに曝され、
ローカル燃料の燃料流路２６ａはコア燃料の燃料流路２
６ｂと比較して長さが短くなっており、コア燃料の燃料
流路２６ｂは再循環域形成部材２４の脚部２４ｂにまで
延びている（図３参照）。さらに、燃料流路２６ａ，２
６ｂに流入した各燃料は、燃料流路２６ａ，２６ｂから
胴部２３および再循環域形成部材２４の脚部２４ｂに延
びた複数の噴出孔２０ａ，２０ｂからホルダセグメント
１８の背面側に噴き出されるようになっている。

【００１９】再循環域形成部材２４の脚部２４ｂは、図
４（Ｂ）に示すように、コア燃料の燃料流路２６ｂを内
包し空洞３０ｃを有する脚部本体３０と、半径方向内方
に延びるとともに腕部２４ａの空洞２４ｃと連通する複
数の長孔３１ｃを有する翼部３１とからなり、その脚部
２４ｂの断面は略Ｕ字状に構成されている。また、再循
環域形成部材２４の空洞は、腕部２４ａおよび脚部本体
３０の空洞２４ｃ，３０ｃと、翼部３１の長孔３１ｃと
から形成され、それぞれに流入したファン流（冷却空
気）１３を噴き出す冷却孔２２が再循環域形成部材２４
の背面側に設けられている。

【００２０】上述した本発明の構成によれば、低温（例
えば１５０〜２００℃）のファン流１３が貫通孔２１か
らホルダセグメント１８内に流入し、燃料配管１９ａ，
１９ｂ、燃料流路２６ａ，２６ｂを冷却しながら、半径
方向内方に流れて冷却孔２２から噴き出され、ホルダセ
グメント１８自身も内面から対流冷却され、さらに冷却
孔２２から噴き出されたファン流（冷却空気）１３によ
りホルダセグメント１８の表面がフィルム冷却される。
したがって、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、ホルダセグメント１８および
燃料配管１９ａ，１９ｂ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、燃料のコーキング
を防止することもできる。

【００２１】また、再循環域形成部材２４により、その
後方（下流側）にコア流１４の再循環域Ｘを形成するこ
とができ、再循環域形成部材２４の腕部２４ａがコア流
１４内に直接張り出しているため、保炎を効果的に行う
ことができる。さらに、フレームホルダ１７が、周方向
に分割された複数のホルダセグメント１８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１８は、従来の燃料ノズルと一
体化して燃料噴出機能が付加されているため、部品点数
を減らすことができる。

【００２２】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。

【００２３】

【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、燃料噴出機能を有
し、部品点数を減らすことができ、メンテナンスが容易
であり、燃料のコーキングを防止することができる、な
ど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の全体構成図であ
る。

【図２】単一のホルダセグメントを示す部分斜視図であ
る。

【図３】ホルダセグメントの側断面図である。

【図４】（Ａ）は図３のＡ−Ａ線における断面図、
（Ｂ）は図３のＢ−Ｂ線における断面図である。

【図５】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。

【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 １１ ライナ １２ 排気ノズル １３ ファン流（冷却空気） １４ コア流 １５ ミキサ １６ テールコーン １７ フレームホルダ １８ ホルダセグメント １９ａ，ｂ 燃料配管 ２０ａ，ｂ 噴出孔（燃料用） ２１ 貫通孔 ２２ 冷却孔 ２３ 胴部 ２３ｃ 空洞 ２４ 再循環域形成部材 ２４ａ 腕部 ２４ｂ 脚部 ２４ｃ 空洞 ２５ａ，ｂ 挿入孔 ２６ａ，ｂ 燃料流路 ２７ Ｏリング ２８ ストッパ ２９ ボルト ３０ 脚部本体 ３０ｃ 空洞 ３１ 翼部 ３１ｃ 長孔

Claims (2)

【特許請求の範囲】
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Ｕ字形状をして
   いて下流に再循環域を形成して保炎を行うジェットエン
   ジンのフレームホルダであって、 上記フレームホルダは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の内部には着
   火用のローカル燃料およびアフタバーナの主燃料となる
   コア燃料の燃料配管が挿入され、各ホルダセグメントの
   背面には各燃料を噴き出す噴出孔が設けられ、各ホルダ
   セグメントのミキサ側にはファン流を内部に流入する貫
   通孔が設けられ、各ホルダセグメントの背面には内部に
   流入したファン流を噴き出す冷却孔が設けられ、上記貫
   通孔から流入したファン流を半径方向内方に導いて上記
   燃料配管およびホルダセグメント自身を冷却する、こと
   を特徴とするジェットエンジンのフレームホルダ。
2. 【請求項２】 上記ホルダセグメントは、ジェットエン
   ジンのアウターダクトに固定され半径方向内方に延びる
   略中空円筒形状の胴部と、断面が略Ｕ字状の中空部材に
   よりＴ字状に構成された再循環域形成部材とからなり、
   その再循環域形成部材の腕部は周方向を向き、その再循
   環域形成部材の脚部は半径方向内方を向くようにして、
   上記胴部の半径方向内端に連設されており、 上記胴部の半径方向外端にはローカル燃料およびコア燃
   料の燃料配管が挿入される挿入孔が設けられるととも
   に、上記胴部および上記再循環域形成部材の脚部の内部
   には上記燃料配管と連通する燃料流路が設けられ、その
   燃料流路には各燃料をホルダセグメントの背面に噴き出
   す噴出孔が設けられ、 上記胴部の半径方向外端近傍の周面には冷却空気が内部
   に流入するための貫通孔が設けられ、上記再循環域形成
   部材の内部には冷却空気の流路となる空洞が上記胴部の
   空洞と連通して設けられ、上記再循環域形成部材の背面
   には冷却空気を噴き出す冷却孔が設けられている、請求
   項１記載のジェットエンジンのフレームホルダ。