JPH09268947A - ジェットエンジンの保炎器 - Google Patents

ジェットエンジンの保炎器

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JPH09268947A
JPH09268947A JP7872196A JP7872196A JPH09268947A JP H09268947 A JPH09268947 A JP H09268947A JP 7872196 A JP7872196 A JP 7872196A JP 7872196 A JP7872196 A JP 7872196A JP H09268947 A JPH09268947 A JP H09268947A
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JP
Japan
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jet engine
flow
core
flame
fan
Prior art date
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Pending
Application number
JP7872196A
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English (en)
Inventor
Takeshi Kashiwagi
武 柏木
Yoshio Koide
芳夫 小出
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IHI Corp
Original Assignee
IHI Corp
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Publication date
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 ストラットとフレームホルダを一体化するこ
とにより、フレームホルダを不要とし、ジェットエンジ
ンの圧力損失を低減することができ、さらにジェットエ
ンジンの軽量化を図ることができるジェットエンジンの
保炎器を提供する。 【解決手段】 本発明のジェットエンジンの保炎器は、
一端がアウタダクト10に固定され、他端がコア部下流
側に設けられているテールコーン16に固定され、下流
側に空気の再循環域Xを形成する凹部19がコア流14
に晒される部分にのみ設けられた略翼形状部材20であ
って、その中間部で隔壁17を支持するとともに、ファ
ン流13およびコア流14をジェットエンジンの軸方向
に整流し、さらに再循環域Xで保炎をおこなうものであ
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保炎器に関するものである。
【0002】
【従来の技術】一般に、ジェットエンジン(航空機エン
ジン)では、超音速域で高いスラストが必要な超音速機
など、一時的に推力を増大する必要がある場合には、ア
フタバーナが設けられている。ここで、図4はアフタバ
ーナを有するジェットエンジンの構成図であり、図5は
図4におけるA−A矢視断面図である。
【0003】図4に示すように、ジェットエンジン1
は、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。これらの圧縮機
3,燃焼器4,タービン5によりジェットエンジン1の
コア部が構成され、その上流側にファン2が設けられ、
下流側にテールコーン16が設けられている。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、アウタダクト1
0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。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(コア部側)を通るコア流14と、これ
らをバイパスしアウタダクト10側を通るファン流13
とに分岐され、ミキサ(混合器)15において合流す
る。
【0004】このコア流14とファン流13とは、図5
に示すように、略円筒形状の隔壁17により仕切られて
おり、この隔壁17は、翼形状を有するストラット18
により支持されている。このストラット18は、隔壁1
7を支持する役割の他に、コア部を支持する役割、コア
部,隔壁17およびアウタダクト10の芯合わせをする
役割、コア流14およびファン流13の流れを軸方向に
整流する役割も担っている。また、図示していないが、
ストラット18の内部は中空に形成され、その中空部に
はコア部に冷却空気や潤滑油を流通するためのチューブ
が挿入されている。
【0005】
【発明が解決しようとする課題】上述したアフタバーナ
を有するジェットエンジンでは、コア流やファン流(ま
たは混合流)の流速が燃焼速度に比べて速くなってしま
うため、フレームホルダを設けて、再循環域を形成し、
燃料ノズルから噴出された燃料を保炎して効率よく確実
に燃焼させている。しかし、このフレームホルダの存在
により、ジェットエンジンの圧力損失が大きくなってし
まい、アフタバーナで得られた燃焼ガスのスラストを効
率よく得ることができないという問題があった。さら
に、フレームホルダの分だけジェットエンジンが重くな
ってしまうという問題もあった。
【0006】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、ストラットとフレー
ムホルダを一体化することにより、フレームホルダを不
要とし、ジェットエンジンの圧力損失を低減することが
でき、さらにジェットエンジンの軽量化を図ることがで
きるジェットエンジンの保炎器を提供するものである。
【0007】
【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有するコア部と、外殻とな
るアウタダクトと、コア部上流側のファンから取り入れ
た空気をコア部側を通るコア流とアウタダクト側を通る
ファン流に分離する略円筒形状の隔壁と、コア部下流側
のテールコーンの後方に設けられたアフタバーナと、を
有するジェットエンジンの保炎器において、一端が上記
アウタダクトに固定され、他端が上記テールコーンに固
定され、下流側に空気の再循環域を形成する凹部が設け
られた略翼形状部材であって、その中間部で上記隔壁を
支持するとともに、上記ファン流および上記コア流を軸
方向に整流し、さらに再循環域で保炎をおこなう、こと
を特徴とするジェットエンジンの保炎器が提供される。
【0008】上述した本発明の構成によれば、従来のス
トラットとフレームホルダを一体化することにより、ス
トラットの機能およびフレームホルダの機能を喪失する
ことなく、ジェットエンジンの圧力損失を低減すること
ができ、さらにジェットエンジンの軽量化を図ることが
できる。
【0009】本発明の好ましい実施の形態によれば、上
記略翼形状部材には、その内部を通過して外壁に設けら
れた孔から燃料を噴射する燃料流路が形成されている。
【0010】上述した本発明の構成によれば、略翼形状
部材の内部に燃料を噴射する燃料流路を形成することに
より、従来の燃料ノズルを略翼形状部材に内蔵させるこ
とになり、ジェットエンジンの圧力損失をより低減する
ことができる。
【0011】
【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3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。
【0012】図1は本発明のジェットエンジンの保炎器
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、図2(A)は図1におけるA−A矢視断面
図、図2(B)は他の実施の形態を示し、図3は本発明
のジェットエンジンの保炎器を搭載したジェットエンジ
ンを示す図である。なお、図1において、ジェットエン
ジン1のアウタダクト10は省略し、隔壁17およびテ
ールコーン16は破線で示し、さらに隔壁17を透視し
て示している。
【0013】図1に示すように、本発明のジェットエン
ジンの保炎器は、一端がアウタダクト10に固定され、
他端がコア部下流側に設けられているテールコーン16
に固定され、下流側に空気の再循環域Xを形成する凹部
19がコア流14に晒される部分にのみ設けられた略翼
形状部材20であって、その中間部で隔壁17を支持す
るとともに、ファン流13およびコア流14をジェット
エンジン1の軸方向に整流し、さらに再循環域Xで保炎
をおこなうものである。
【0014】既に説明したように、従来のストラット1
8(図4,5参照)は、ジェットエンジン1において重
要な種々の役割を担っており、必要不可欠な部材であ
る。一方、従来のフレームホルダ7(図4参照)は、コ
ア流14やファン流13(または混合流)の流速が燃焼
速度に比べて速くなってしまうため、再循環域Xを形成
して、燃料ノズル12から噴出された燃料を保炎し、効
率よく確実に燃焼させるものである。したがって、コア
流14などの流速が燃焼速度に比べて速くならなけれ
ば、本来フレームホルダ7は不要なものである。そこ
で、本発明は、従来のストラット18とフレームホルダ
7とを一体化することにより、それらの両機能を喪失す
ることなく、ジェットエンジン1の圧力損失を低減し、
さらにジェットエンジン1の軽量化を図ろうとするもの
である。
【0015】上述の略翼形状部材20は、ファン流13
に晒される部分20fと、コア流14に晒される部分2
0cとから構成されている。これらの固定手段について
は図示していないが、ファン流13に晒される部分20
fの一端はアウタダクト10に固定され、他端は隔壁1
7の外面に固定されている。また、コア流14に晒され
る部分20cの一端は隔壁17の内面に固定され、他端
はテールコーン16に固定されている。もちろん、ファ
ン流13に晒される部分20fとコア流14に晒される
部分20cとを一体に形成してもよい。また、この略翼
形状部材20は、図1および図2に示すように、圧力損
失を少なくするとともにファン流13やコア流14をジ
ェットエンジンの軸方向に整流するために、略翼形状を
有し、かつジェットエンジンの軸方向に対してわずかに
傾斜して固定されている。
【0016】この略翼形状部材20の内部は中空に形成
されており、その中空部にはコア部に冷却空気や潤滑油
を流通するためのチューブ21,22およびアフタバー
ナ6の燃料を流通する燃料チューブ23が挿入されてい
る。さらに、図1および図2(A)に示すように、凹部
19の設けられたコア流14に晒される部分20cの外
壁(側面および凹部19)には、流通された燃料を噴射
する噴射孔24が複数設けられている。この燃料チュー
ブ23と噴射孔24により燃料流路が形成されている。
また、図2(B)に示すように、各チューブ21,2
2,23の代わりに、略翼形状部材20の中空部に仕切
り板25,26を設け、その空隙に直に冷却空気,潤滑
油および燃料を流通させるようにしてもよい。この場
合、噴射孔24を容易に形成することができるなどの効
果を有する。なお、この略翼形状部材20は、図5に示
すストラット18と同様に円周上に8個設けるのが好ま
しいが、ジェットエンジンの大きさや種類などにより異
なるものであり、この数に限定されるものではない。
【0017】上述の凹部19は、図2に示すように略V
字状または略U字状であることが好ましいが、空気の再
循環域Xを形成することができるならば、これらの形状
に限定されるものではない。
【0018】また、ジェットエンジン1は、ファン流1
3のコア流14に対する比率(これをバイパス比とい
う)が、その用途により異なっている。例えば、旅客機
では高バイパス比のジェットエンジンを使用し、戦闘機
などの場合には低バイパス比のジェットエンジンを使用
している。このファン流13は、150〜200℃程度
の温度を有し、約21%の酸素濃度を有している。一
方、コア流14は、700〜900℃程度の温度を有
し、約15%の酸素濃度を有している。一般に、燃焼速
度を上げるには、温度を高く、酸素濃度を濃くした方が
よいため、従来は、フレームホルダ7の上流側にミキサ
15を設けてファン流13とコア流14を混合し、燃焼
速度を上げるようにしている(図4参照)。しかし、本
発明のジェットエンジンの保炎器を使用する場合、略翼
形状部材20が隔壁17に固定されているため、略翼形
状部材20の上流側にミキサ15を設けることができな
い。ところが、上述のような低バイパス比のジェットエ
ンジンを使用する場合には、ファン流13はコア流14
に比較して微量であるため、ファン流13を無視して
も、ミキサ15を除去して軽量化を図るほうがメリット
が大きい。したがって、コア流14に晒される部分20
cにのみ空気の再循環域Xを形成する凹部19を設け
て、コア流14のみを燃焼させるようにしても差し支え
ない。また、高バイパス比などのジェットエンジンを使
用する場合にも、ファン流13に晒される部分20fに
空気の再循環域Xを形成する凹部19を設けて、ファン
流13を燃焼させるようにしてもよいが、この場合に
は、別途燃料流路を形成する必要がある。
【0019】上述したような本発明のジェットエンジン
の保炎器によれば、従来のストラット18の担っていた
隔壁17を支持する役割、コア部を支持する役割、コア
部,隔壁17およびアウタダクト10の芯合わせをする
役割、コア流14およびファン流13の流れを軸方向に
整流する役割を果たすことができるとともに、アフタバ
ーナ6における燃焼を保炎するフレームホルダ7の役割
をも果たすことができる。したがって、フレームホルダ
7が不要になり、ジェットエンジン1の圧力損失を低減
することができ、さらにジェットエンジン1の軽量化を
図ることができる。
【0020】また、図3に示すように、本発明のジェッ
トエンジンの保炎器は、その保炎効果を向上させるため
に、出来るかぎりテールコーン16の後端側に設けたほ
うが好ましい。さらに、ストラット18とフレームホル
ダ7とを一体化したことにより、ミキサ15も除去する
ことができ、より軽量化を図ることができる。また、燃
料流路を内蔵させたことにより、従来のファン流13や
コア流14に晒されている燃料ノズル8が不要になり、
圧力損失をより低減することができる。なお、多量の燃
料を必要とするジェットエンジンの場合には、従来と同
様に燃料ノズルを別途設けてもよい。図3および図4を
比較すると、図3に示す本発明の保炎器を使用したジェ
ットエンジン1では、アフタバーナ6は主として略翼形
状部材20および点火栓9からなり、図4に示す従来の
ジェットエンジン1ではアフタバーナ6は主としてフレ
ームホルダ7,燃料ノズル8および点火栓9からなり、
さらにストラット18も有している。したがって、本発
明の保炎器を使用すれば、ジェットエンジン1がシンプ
ルに構成され、性能も向上させることができる。
【0021】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。
【0022】
【発明の効果】上述した本発明のジェットエンジンの保
炎器によれば、従来のストラットの機能およびフレーム
ホルダの機能を喪失することなく、ジェットエンジンの
圧力損失を低減することができるため、アフタバーナで
得られた燃焼ガスのスラストを効率よく得ることができ
る。さらに、ジェットエンジンの軽量化を図ることがで
きる、などの優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明のジェットエンジンの保炎器の全体構成
図である。
【図2】(A)は図1におけるA−A矢視断面図、
(B)は他の実施の形態を示す図である。
【図3】本発明のジェットエンジンの保炎器を搭載した
ジェットエンジンを示す図である。
【図4】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5】図4におけるA−A矢視断面図である。
【符号の説明】
1 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 アウタダクト 11 ライナ 12 排気ノズル 13 ファン流 14 コア流 15 ミキサ 16 テールコーン 17 隔壁 18 ストラット 19 凹部 20 略翼形状部材 21 チューブ(冷却空気) 22 チューブ(潤滑油) 23 燃料チューブ 24 噴射孔 25,26 仕切り板

Claims (2)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項1】 圧縮機,燃焼器およびタービンを有する
    コア部と、外殻となるアウタダクトと、コア部上流側の
    ファンから取り入れた空気をコア部側を通るコア流とア
    ウタダクト側を通るファン流に分離する略円筒形状の隔
    壁と、コア部下流側のテールコーンの後方に設けられた
    アフタバーナと、を有するジェットエンジンの保炎器に
    おいて、 一端が上記アウタダクトに固定され、他端が上記テール
    コーンに固定され、下流側に空気の再循環域を形成する
    凹部が設けられた略翼形状部材であって、その中間部で
    上記隔壁を支持するとともに、上記ファン流および上記
    コア流を軸方向に整流し、さらに上記再循環域で保炎を
    おこなう、ことを特徴とするジェットエンジンの保炎
    器。
  2. 【請求項2】 上記略翼形状部材には、その内部を通過
    して外壁に設けられた孔から燃料を噴射する燃料流路が
    形成されている、請求項1に記載のジェットエンジンの
    保炎器。
JP7872196A 1996-04-01 1996-04-01 ジェットエンジンの保炎器 Pending JPH09268947A (ja)

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JP7872196A JPH09268947A (ja) 1996-04-01 1996-04-01 ジェットエンジンの保炎器

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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002188513A (ja) * 2000-12-19 2002-07-05 Honda Motor Co Ltd 航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造
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