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Info
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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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- flow
- core
- flame
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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。
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
【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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
（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。
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。
図である。
【図５】図４におけるＡ−Ａ矢視断面図である。
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)
- 【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。 - 【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。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7872196A JPH09268947A (ja) | 1996-04-01 | 1996-04-01 | ジェットエンジンの保炎器 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7872196A JPH09268947A (ja) | 1996-04-01 | 1996-04-01 | ジェットエンジンの保炎器 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09268947A true JPH09268947A (ja) | 1997-10-14 |
Family
ID=13669754
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7872196A Pending JPH09268947A (ja) | 1996-04-01 | 1996-04-01 | ジェットエンジンの保炎器 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09268947A (ja) |
Cited By (4)
| 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 |
| JP2011191050A (ja) * | 2010-03-15 | 2011-09-29 | General Electric Co <Ge> | 空気力学的火炎スタビライザ |
| WO2016203540A1 (ja) * | 2015-06-16 | 2016-12-22 | 株式会社Ihi | エンジン後部構造 |
| EP3910188A1 (en) * | 2020-05-12 | 2021-11-17 | Rolls-Royce plc | Afterburner strut with integrated fuel feed lines |
-
1996
- 1996-04-01 JP JP7872196A patent/JPH09268947A/ja active Pending
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| US11466856B2 (en) | 2020-05-12 | 2022-10-11 | Rolls-Royce Plc | Afterburner strut with integrated fuel feed lines |
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