JPS63227930A - ガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 発明の背景 本発明は航空機に動力を供給る、のに使用されるガスタ
ービンエンジン、とくに亜音速から超音速までの速度範
囲で運転しようとる、航空機用に使用されるそのような
エンジンに関る、。

亜音速から超音速までの速度範囲に亘って効率良く運転
る、能力を有る、エンジンは、離陸用、成る加速運動用
および超音速加速用の推力増強用増強装置またはアフタ
バーナを備えることができる。そのようなエンジンはさ
らにエンジン性能を改善る、可変面積バイパス噴射装置
を含むことができる。

そのようなエンジンの亜音速から超音速までの間に起る
広汎な状態の変化に亘る最善の運転では要求基準を満足
る、ことを必要とる、。たとえば、とくに乾燥または非
推力増強運転中、コアガスおよびバイパスガスがエンジ
ンの排気ノズルから排出される前にできるだけ均一に混
合されることが望ましい。また、そのようなエンジンに
使用されるファンから影響をうける、エンジンの空気流
を、航空機の性能マツプの最善の点で運転る、ため、航
空機の速度に従って、また推力要求に従って保持る、こ
とが望ましい。満足な火炎保持器が、燃料燃焼区域を通
る空気の高い流速にも係わらず、推力増強装置に対して
熱を供給る、火炎を保持る、ため設けることが必要であ
る。さらに、推力増強装置に燃料を供給る、スプレー・
バーまたは燃料管があまりにも高い熱をうけることのな
いことが望ましい。なぜならばそのような条件において
燃料は分解しその結果発生した堆積物が燃料供給装置の
、僅か０．０２０〜０．０４０インチ程の、孔をふさぐ
からである。本発明のエンジンはこれらすべての要求基
準に適合る、ように設計され、最汀の航空機性能を得る
ことができる。

従来技術のエンジンは推力増強装置、コアガスとバイパ
スガスとを混合る、装置を含み、また燃料燃焼要素とし
て火炎保持器を備えていた。しかしながら、本発明にお
けるように、単一の構造において、燃料を供給し、火炎
を保持し、燃料が供給されるスプレー・バーを冷却し、
コアエンジンから排出されたコアガス中に噴射されるバ
イパスガスが通る面積を制御し、そしてエンジンの排気
ノズルを通って排出る、前にコアガスとバイパスガスと
の充分且つ完全な混合を実施る、装置を備えた従来技術
を、本出願人は知らない。

したがって、本発明の目的は単一の複合構造において、
エンジンの排気通路のはり全面積に亘ってバイパスガス
とコアガスの充分な混合を実施し、燃焼る、燃料の燃料
ロッドまたはスプレー・バーおよび火炎保持器を該構造
内に組込み、該構造およびスプレー・バー、支持部材等
を含む、内部の要素の壁の冷却を効率良〈実施し、コア
エンジンから排出されるコアガスの渦流を整流し、およ
びコアガス中へのバイパスガスの噴射を制御る、装置を
備えることである。

発明の概要 本発明の実施において、その−形式として、複数の円周
方向に偏位した中空部材が、外側バイパスダクトとコア
エンジンのセンターボディとの間に位置決めされ、すな
わちコアガスがコアエンジンから排出される区域を横切
って半径方向に延在している。各々の中空部材はバイパ
スダクトから比較的冷たいガスをうけ入れるため半径方
向外端で開放し、またその半径方向内端でセンターボデ
ィにおいて閉鎖している。代替的に、いくつかの開口が
半径方向内端に設けてセンターボディ区域にいくつかの
空気流を生ずる。各中空部材は中空部材のほぼ全長に亘
って延びる後端付近の側壁に開口を形成され、バイパス
ダクトからバイパスガスをコアガスとバイパスガスとの
充分な混合を促進る、方向に排出る、。枢着されたベー
ンが各々の中空部材のこの開口に設けられ、これらベー
ンは前記開口を通る空気流を制御し変化させる。半径方
向に延在る、スプレー・バーまたは燃料ｃｔフッド各中
空部材内にその両側に隣接して設けられ、中空部材を流
通る、バイパスガスによって冷却される。スプレー・バ
ーは中空部材の側壁に隣接して複数個の開口を備え、対
応る、開口がこれらの壁に設けられて、推力増強運転の
間、燃料が隣接る、中空部材の間の区域へ向けられる。

各中空部材の後端は比較的広い、略平らな面に形成され
、照面はスプレー・バーから供給されて推力増強装置に
おいて燃焼される燃料の火炎保持器として作用る、。各
中空部材の前端はコアエンジンから排出されるコアガス
の旋回角度に全体的に対応る、角度に湾曲されて、この
ガスを整流る、。

本発明は図面を参照る、ことにより一層よく理解る、こ
とができる。

好ましい実施例の記載 第１図にはガスタービンエンジン１０の全体的概略図が
示され、該エンジンは全体的に符号１２で示されたコア
エンジンおよび該コアエンジンを取囲むバイパスダクト
１４を含んでいる。通常は空気であるガスは入口１６を
介して全体的に符号１８で示されたファンに供給される
。この空気の一部は通路２０を通ってコアエンジンに向
けられ、圧縮機２１で圧縮され、燃焼器２２に供給され
て内部で燃料を燃焼し、その結果発生した高温ガスはタ
ービン２３に向けられエンジンに動力を供給しこのコア
ガスは通路２４を通って排出される。

流入ガスの他の部分はバイパスダクトまたは通路１４を
通って向けられ、ついで少くとも一部はコアガスと混合
され、混合されたバイパスガス並びにコアガスはエンジ
ンの排気ノズル２６を介して排出され推力を生ずる。推
力増強装置またはアフタバーナ２７が設けられ排気ガス
に付加的な熱を供給る、。

本発明の装置はバイパスダクト１４、コアエンジン排気
通路および推力増強装置２７の間に設けられている。本
発明の詳細を示す第２図および第３図には、円周方向に
変位した複数個の中空部材２８が示されている。これら
の各中空部材２８はバイパスダクト１４の内側壁３０と
コアエンジンのセンターボディ３２との間に全体的に半
径方向に延在る、。

各中空部材はバイパスダクト１４からバイパスガスをう
け入れるためその半径方向外端で開いて半径方向内端で
センターボディ３２において閉じているが、いくらかの
空気流をセンタボデー区域に通すため半径方向内端にい
くつかの１３ｎ口を設けることができる。とくに第４Ａ
図および第４Ｂ図において、各々の中空部材は離隔した
側壁３４および該側壁間に延在る、後壁３６を備える。

後壁は、明細書中で後述る、ように、火炎保持面を形成
る、。各々の中空部材の前端４０は湾曲して、コアエン
ジンのタービンから排出される旋回コアガスの流れに全
体的に平行に向いており、この流れ方向は第４Ａ図およ
び第４Ｂ図に矢印３８で示されている。もし排気ガスが
排気ノズルを介してはゾ軸線方向に排出されるなら一層
効率の良い推力が得られ、上述のように、湾曲した前端
を備えた中空部材の構造は排出コアガスの渦流を整流し
、こうしてこれらガスは中空部材の後方にほり軸線方向
通路を流れる。

複数個の半径方向に延在る、支持構造体４２が、コアエ
ンジンの後端を支持る、ため設けられる。

これらの支柱４２は中空部材内に配置されて、中空部材
を流通る、比較的冷たいバイパスガスによって冷却され
る。

推力増強装置に燃料を供給る、ため一対のスプレー・バ
ー４４が各々の中空部材２８内部に設けられている。ス
プレー・バー４４は全体的に半径方向に延在し、それら
は例えば溶接のような適当な方法によって、中空部材３
４の対向る、側壁３４に固定される。スプレー・バー４
３から燃料をコアガス中に排出して推力増強装置内で燃
焼る、ため、各スプレー・バー４４は複数個の半径方向
に変位した開口４６を含み、整合した開口または縦方向
スリットがそこを燃料が通るため中空部材の側壁３４に
設けられる。

急速に移動る、ガス流３８内に排出された燃料の燃焼を
維持る、ため、各中空部材２８はその後端に火炎保持器
として作用る、比較的広い、略平らな面３６が形成され
ている。面３６の外側には付加的の円周方向火炎保持面
３７が設けられている。面３６を流過る、ガスは面３６
に隣接し環流しようとしフレームを維持る、環流区域を
生ずる。

即ち、中空部材２８の形状は、中空部材の湾曲した前端
のためコアエンジンから排出されるコアガスの渦流を整
流る、とともに、中空部材の後端で面３６に隣接した火
炎保持器を形成る、。さらに、中空部材２８内を通過る
、比較的冷たいバイパスガスがスプレー・バー４４上を
も通るように、スプレー・バーを中空部材２８内に位置
決める、ことにより、スプレー・バーを他の方法ででき
るよりも一層低い温度に維持る、。こうして燃料の分解
を阻止して燃料装置の小さい孔がつまるのを最小にる、
。バイパスガスはまた、高温のコアガスからの熱にさら
される中空部材の側壁並びに燃焼る、燃料からの熱にさ
らされる火炎保持面３６を冷却す°る。

バイパス空気を通路３８に沿って流れるコアガスと混合
して排出る、ため、各々の中空部材は符号４８で示すよ
うに、その後端近くの一方の側壁３４に開口を備える。

この開口４８は中空部材の略半径方向全長に亘って半径
方向に延び、バイパスダクト１４から中空部材に流入る
、バイパスガスはバイパスガスとコアガスとの充分な混
合が行なわれる方法でコアガス流内に排出される。中空
部材の側壁に配置された開口４８は、上述のようにバイ
パスガスを矢印４９によって示された方向に排出させ、
隣接る、バイパスガスおよびコアガスの流れはこの隣接
ガス流に発生した剪断作用によって充分に混合される。

中空部材の大きい面積の開口４８はこの剪断面積を増大
る、。即ちバイパスガスはコアエンジンからのコアガス
と略半径方向全長に亘ってまたコアガス流路の円周方向
全長に互って混合され、こうしてガスの実質的に均一な
混合を達成る、。

推力増強運転並びに非増強運転の両方を含み、亜音速か
ら超音速までの運転範囲において遭遇る、変化状態に適
合る、ため、ベーン５０が各々の中空部材に設けられて
開口４８を通るバイパス空気の流れを制御る、。図に示
す特定の実施例において、各ベーンは開放位置と閉鎖ま
たは部分閉鎖位置との間で移動可能になる様に、ロッド
５２に取付けられる。ロッド５２の半径方向外端を係合
る、ため任意適当な手段が設けられ、ロッド５２を矢印
５６の方向に同時に動して、こうしてベーンを図示の開
放位置および閉鎖位置の間で動かす。

例えば第２図に示すように、各々のロッド５２はレバｍ
−アーム５３によって円周方向のユニゾン・リング５４
に連結る、ことができ、この二ニシン・リングが動かさ
れてベーン５０を同時に移動させる。ユニゾン・リング
は各レバー・アーム５３にビン５５によって連結されて
いる。ガスタービンエンジンの部品を作動る、二ニシン
・リングは公知でありその詳細な説明は必要でない。ベ
ーン５０を動かすためのその他の適当な装置も使用でき
る。排出コアガス内へのバイパスガスの流れを制御る、
装置はこの技術分野において公知であリ、一般的に可変
面積バイパス噴射装置と呼ばれる。しかしながら、本発
明の装置においては、この可変面積バイパス噴射装置が
各中空部材２８の一部として便利に配置され、こうして
中空部材２８により形成される単一構造内に他の特徴も
依然として一体となっている。

推力増強装置のライナ５８を冷却る、ため、バイパスダ
クト１４を流れるバイパスガスの一部はダクト６０を介
して流れ、ライナ５８の壁外側に沿って流れてそれを冷
却る、。さらに、ライナ５８は符号６２でいくぶん誇張
した寸法で示された複数個のきわめて小さい孔を含み、
そこを通ってバイパスガスが一層の冷却のためライナ５
８の壁内側に流される。

本発明によれは、複数個の有効な機能が単一の構造、即
ちバイパスダクト１４の内壁３０からセンタボディ３２
まで半径方向に延びる円周方向に変位した中空部材２８
に一体となっている。バイパスガスはダクト１４から各
々の中空部材の半径方向外向き開放端に向けられ、この
ガスはベーン５０の制御の下で、中空部材の側壁の開口
４８を通って流れて、コアエンジンから通路３８に沿っ
て排出されるコアガスとの制御された混合をる、。

バイパスガスは中空部材２８の半径方向全長に亘って流
れ、支持部材４２およびスプレー・バー４４を冷却し、
ついで矢印４９によって示された通路に沿って向けられ
て、バイパスガス流はコアガスに対る、大きい剪断面積
を生じ、バイパスガスおよびコアガスは隣接ガス流によ
って発生した剪断作用により隣接る、中空部材間の区域
の円周方向および半径方向の略全長に亘って充分に混合
される。制御ベーン５０もまた、変化る、運転条件に従
って、中空部材を通るバイパスガス流を変化る、中空部
材の構造の一部として設けられる。中空部材２８はその
前端においてコアガスの渦流を整流る、ため湾曲した形
状に形成され、その後端に推力増強装置で燃焼される燃
料の火炎保持器を形成る、広い平らな面を備える。中空
部材に向けられるバイパスガスは中空部材の側壁、支持
部材およびスプレー・バー、火炎保持面およびセンター
ボディを冷却る、。

本発明の特定の実施例を図示し且つ説明したが、本発明
は図示しかつ説明した特定の実施例に限定されるもので
なく、特許請求の範囲の記載によって本発明の精神およ
び範囲内にある全ての変形をカバーる、ことを意図して
いる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に関連る、ガスタービンエンジンの全体
的配置を示す、一部省略した、概略断面図。 第２図は本発明の詳細を示すガスタービンエンジンの一
部の拡大断面図。 第３図は本発明をさらに詳細に示す構造体の各要素を通
過る、横断面図。 第４Ａ図は第１の位置における制御ベーンを示す第３図
の４−４弧状線に沿う断面図。 第４Ｂ図は第２の位置のベーンを示す第４Ａ図と同様の
図。 主な符号の説明 １０・・・ガスタービン、１２・・・コアエンジン、１
４・・・バイパスダクト、１６・・・入口、１８・・・
ファン、２０・・・通路、２１・・・圧縮機、２２・・
・燃焼器、２３・・・タービン、２４・・・（コアガス
）通路、２６・・・排気ノズル、２７・・・推力増強装
置（アフタバーナ）、２８・・・中空部材、３２・・・
センターボディ、３４・・・側壁、３６・・・面、４０
・・・前端、４２・・・支持構造体、４４・・・スプレ
ー・バー、４６・・・開口、４８・・・開口、５０・・
・ベーン、５２・・・ロッド、５４・・・ユニゾン・リ
ング、５８・・・ライナ、６０・・・ダクト。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、コアエンジンおよび関連したセンターボディ、コア
   エンジンにガス流を供給する入口、コアエンジンを取囲
   みその周りにガスの一部をバイパスするバイパスダクト
   、および増強された推力を生ずるコアエンジン後方の推
   力増強装置を含むガスタービンにおいて、 （ａ）コアエンジンからのコアガスの通路に位置決めさ
   れた複数個の円周方向に変位した中空部材を含み、 （ｂ）各々の前記部材は前記バイパスダクトから前記セ
   ンターボディまで半径方向に延在し、（ｃ）各々の前記
   部材は半径方向外端において開放して前記バイパスダク
   トからバイパスガスをうけ入れ、 （ｄ）各々の前記部材はその後端付近の側壁に各々の前
   記部材の略全長に亘って延在する開口を含みバイパスガ
   スを隣接する中空部材の間のほゞ全区域に亘って前記コ
   アガスと前記バイパスガスが完全に混合する方向に排出
   し、更に （ｅ）各々の前記開口に配置され流通するバイパスガス
   流を制御する手段を含む、ガスタービン。 ２、前記手段が各々の前記開口に配置された枢着された
   ベーン、および該ベーンを同時に移動して前記部材を通
   るバイパスガス流を変える手段を含む、請求項１記載の
   ガスタービン。 ３、（ａ）各々の前記部材内に配置され各中空部材の側
   面から前記コアガス内に増強装置用燃料を排出する開口
   をさらに含み、 （ｂ）前記スプレー・バーは前記中空部材を通るバイパ
   スガスによって冷却される、請求項１記載のガスタービ
   ン。 ４、各々の前記中空部材の後壁が比較的広い面として形
   成され前記スプレー・バーから排出され推力増強装置内
   で燃焼する燃料の火炎保持器となる、請求項３記載のガ
   スタービン。 ５、（ａ）各々の前記スプレー・バーが対応する１つの
   前記中空部材の側壁上に取付けられ、（ｂ）各々の前記
   スプレー・バーが複数個 の半径方向に離隔した開口を有し、前記対応する一つの
   中空部材の側壁が前記スプレー・バーの前記開口と整合
   して前記スプレー・バーから前記中空部材間の空間への
   燃料通路となる開口を有する、請求項３記載のガスター
   ビン。 ６、スプレー・バーが各々の前記中空部材の各側壁に隣
   接して配置されて燃料を対応する中空部材の両側の空間
   内に噴射する、請求項５記載のガスタービン。 ７、各々の前記中空部材が前端でコアエンジンからのコ
   アガスの排出角度に略対応する方向に湾曲してコアガス
   の渦流を整流する、請求項１記載のガスタービン。 ８、（ａ）各々の前記中空部材の各々の側壁の外面がそ
   の上を流れるコアガスの熱にさらされ、（ｂ）各々の前
   記各中空部材の後壁の外面 が比較的広い面として形成されて火炎保持器となり、 （ｃ）前記エンジンを支持する部材が前記 中空部材内に配置され、 （ｄ）燃料を供給するスプレー・バーが前 記中空部材内に配置され、 （ｅ）前記中空部材を流通する前記バイパ スガスが前記側壁および前記後壁の火炎保持面、前記支
   持部材および前記スプレー・バーを冷却する、請求項１
   記載のガスタービン。