WO2013129648A1 - アフタバーナ及び航空機エンジン - Google Patents

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WO2013129648A1
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aircraft engine
mixed gas
flame
afterburner
liner
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Inventor
辰治 田中
克昌 高橋
細井　潤
Original Assignee
株式会社Ihi
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/105—Heating the by-pass flow
    • F02K3/11—Heating the by-pass flow by means of burners or combustion chambers

Definitions

  • the present invention supplies fuel to a mixed gas of combustion gas (high-temperature gas) discharged from the core flow path of an aircraft engine and air (low-temperature air) discharged from the fan flow path of the aircraft engine, and recombusts the fuel.
  • the present invention relates to an afterburner or the like that increases the thrust of an aircraft engine.
  • the aircraft engine has an engine case, an outer duct provided at the exit (rear part) of the engine case, a liner, a fuel injector, and an igniter provided in the outer duct.
  • the liner is formed in a cylindrical shape and allows the mixed gas to flow.
  • the fuel injector injects fuel within the liner.
  • the igniter is provided behind (downstream) the fuel injector in the outer duct.
  • the igniter ignites a mixed gas containing fuel in the liner.
  • the aircraft engine has a flame holder (frame holder).
  • the flame holder is provided behind the fuel injector in the liner and holds the flame.
  • the flame holder is provided with a plurality of gutters arranged radially. Each gutta generates a flame holding region on the downstream side (direct downstream side).
  • the fuel injector injects fuel into the liner, and the igniter ignites the mixed gas containing fuel. Therefore, a flame is formed in the liner on the downstream side (rear side) of the flame holder, and the fuel is reburned. Thereby, a large amount of thermal energy can be injected into the combustion gas in the liner to increase the thrust of the aircraft engine.
  • Patent Document 1 Prior art relating to the present invention is shown in Patent Document 1 to Patent Document 3 and Non-Patent Document 1.
  • the flame holding region is generated on the downstream side of each gutta.
  • the flow in this flame holding region is relatively slow.
  • the flow passing between adjacent gutta is high speed because the basin is narrowed. Therefore, as shown in FIG. 7, on the downstream side of the flame holder, the high-speed flow that has passed between adjacent gutters and the low-speed flow in the flame holding region are mixed.
  • a large pressure loss occurs due to the mixing of the two flows, so that the rate of increase in the thrust of the aircraft engine decreases, making it difficult to improve the engine performance of the aircraft engine to a high level.
  • “F” indicates the forward direction (upstream direction)
  • R” indicates the backward direction (downstream direction)
  • C indicates the circumferential direction.
  • the object of the present invention is to provide an afterburner or the like that can solve the aforementioned problems.
  • fuel is supplied to a mixed gas of combustion gas exhausted from an aircraft engine core flow path and air exhausted from the aircraft engine fan flow path, and then recombusted.
  • An afterburner for increasing the thrust of the aircraft engine an outer duct provided at an outlet (rear part) of an engine case in the aircraft engine, and a cylindrical liner provided in the outer duct and capable of circulating a mixed gas
  • a fuel injector that injects fuel in the liner; an igniter that ignites a mixed gas containing fuel in the liner; and a rear (downstream side) of the fuel injector in the liner;
  • Flame holders (frame holders) that have a plurality of gutta which are radially arranged and generate flame holding regions on the downstream side (direct downstream side) and hold the flames
  • Each gutta has a curved top portion and flat side portions integrally formed on both sides of the top portion, and has a V-shaped cross-sectional shape opened to the downstream side,
  • the gist is that at least one through hole is formed only
  • the gist of the second aspect of the present invention is that the afterburner of the first aspect is provided in an aircraft engine that generates thrust by exhausting a mixed gas of combustion gas and air backward.
  • the pressure loss on the downstream side of the flame holder can be sufficiently reduced, the increase rate of the thrust of the aircraft engine can be increased and the engine performance of the aircraft engine can be improved to a high level.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view of the gutter according to the embodiment of the present invention, taken along line II in FIG.
  • FIG. 2 is an enlarged view of the arrow II in FIG.
  • FIG. 3 is an enlarged perspective view of the arrow III in FIG.
  • FIG. 4A, FIG. 4B, and FIG. 4C are partial side views of the gutta in the afterburner according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is a schematic cross-sectional side view of an aircraft engine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 6 is a diagram showing a relationship between a predetermined mass flow ratio in the operating state of the aircraft engine and a pressure coefficient downstream of the flame holder.
  • FIG. 7 is a plan development view around a plurality of gutters in a general afterburner.
  • the present invention has been made in consideration of the analysis results using the following three-dimensional steady viscosity CFD (Computational Fluid Dynamics).
  • the pressure loss downstream of the flame holder can be sufficiently reduced.
  • one scale on the vertical axis in FIG. 6 is 0.1, and the smaller the value of the pressure coefficient on the vertical axis in FIG. 6, the lower the pressure loss on the downstream side of the flame holder. That is, it was found from this analysis that the pressure loss on the downstream side of the flame holder can be sufficiently reduced when the gutter has the above shape.
  • Non-Patent Document 1 When a plurality of through holes are formed not only on the pair of side surfaces but also on the top of the gutta, a high-speed mixed gas flows into the gutta and the flame stabilizer of the flame holder (combustion stability) It has already been clarified by prior research (see Non-Patent Document 1) that the property is greatly reduced.
  • F indicates the forward direction (upstream direction)
  • R indicates the backward direction (downstream direction).
  • an aircraft engine (hereinafter simply referred to as an engine) 1 according to the present embodiment exhausts a mixed gas of combustion gas (high temperature gas) and air (low temperature air) backward, It is a device that generates thrust (engine thrust).
  • the engine 1 includes a cylindrical engine case 3, a core flow path (main flow path) 5 and a fan flow path (bypass flow path) 7 that are defined in the engine case 3.
  • the core channel 5 is formed in an annular shape (hollow cylindrical shape), and allows the combustion gas to flow backward.
  • the fan flow path 7 is located outside the core flow path 5 and is formed in an annular shape (hollow cylindrical shape). The fan flow path 7 distributes air (low temperature air) in the backward direction.
  • the engine 1 includes a fan 9 disposed at a front portion in the engine case 3 and an inlet cone 11 disposed at a front central portion of the fan 9.
  • the fan 9 takes air into the core flow path 5 and the fan flow path 7.
  • the inlet cone 11 guides air backward.
  • the engine 1 includes a compressor 13 disposed on the rear side of the fan 9 and a combustor 15 disposed on the rear side of the compressor 13.
  • the compressor 13 compresses the air taken into the core flow path 5.
  • the combustor 15 burns air containing fuel to generate combustion gas.
  • the engine 1 includes a high-pressure turbine 17 disposed on the rear side of the combustor 15 and a low-pressure turbine 19 disposed on the rear side of the high-pressure turbine 17.
  • the high-pressure turbine 17 is driven by the expansion of the combustion gas from the combustor 15 and drives the compressor 13 in conjunction with this.
  • the low-pressure turbine 19 is driven by the expansion of the combustion gas, and drives the fan 9 in conjunction with this.
  • a tail cone 21 is disposed on the rear side of the low-pressure turbine 19. The tail cone 21 guides the combustion gas backward.
  • the engine 1 includes an afterburner 23 disposed in the rear part of the engine case 3.
  • the afterburner 23 supplies fuel to the mixed gas of the combustion gas discharged from the core flow path 5 and the air (low-temperature air) discharged from the fan flow path 7 to re-combust the mixed gas, and the thrust of the engine 1 Increase (engine thrust).
  • An exhaust nozzle 25 for exhausting the mixed gas recombusted by the afterburner 23 is disposed on the rear side of the afterburner 23.
  • the afterburner 23 includes an outer duct 27 disposed in the rear portion (exit portion) of the engine case 3 and a cylindrical liner 29 disposed in the outer duct 27.
  • the outer duct 27 is connected to the exhaust nozzle 25.
  • the liner 29 causes the mixed gas to flow backward.
  • a mixer 31 is disposed at the rear of the engine case 3.
  • the mixer 31 is located in the liner 29 and mixes the combustion gas discharged from the core flow path 5 and the air discharged from the fan flow path 7.
  • the configuration of the mixer 31 may be the same as the configuration of a known mixer shown in Patent Document 3 described above.
  • the after burner 23 includes a plurality of spray bars 33 as an example of a fuel injector disposed in the outer duct 27.
  • the spray bars 33 are arranged at intervals along the circumferential direction of the outer duct 27.
  • the front end portion of each spray bar 33 is located in the liner 29, and each spray bar 33 injects fuel into the liner 29.
  • the afterburner 23 includes an igniter 35 disposed behind the spray bar 33 in the outer duct 27.
  • the igniter 35 ignites (ignites) the mixed gas containing fuel in the liner 29.
  • the afterburner 23 includes a flame holder 37.
  • the flame holder 37 is disposed behind (downstream) the spray bar 33 in the liner 29 and holds the flame.
  • the flame holder 37 includes a plurality of guttas 39 arranged radially. Each gutta 39 generates a flame holding area FA on the downstream side (direct downstream side). Note that the tip side portion (not shown) of the igniter 35 is located in the flame holding area FA.
  • each gutta 39 includes a curved top portion 39a including a stagnation point P and flat plate-like side portions 39b integrally formed on both sides of the top portion 39a. , Has a V-shaped cross-sectional shape opened to the downstream side.
  • a plurality of circular through holes 41 are formed only in the pair of side surface portions 39 b of each gutta 39.
  • the shape of each through hole 41 is not limited to a circle. That is, as shown in FIGS. 4B and 4C, each through hole 41 may be an ellipse or may be formed in a slit (slot) shape. Further, instead of forming the plurality of through holes 41, a single slit (slot) -like through hole (not shown) may be formed.
  • a deceleration space (deceleration portion, mixing space) S for decelerating while mixing the mixed gas introduced from the plurality of through holes 41 is defined inside each gutter 39. .
  • the plurality of through holes 41 of each gutta 39 are configured so that the mass flow rate ratio Qb / Qa of the mixed gas is 0.10 or more.
  • Qa is the mass flow rate of the mixed gas flowing toward each gutta 39 in the operating state of the engine 1
  • Qb is the inside of each gutta 39 (the deceleration space S from the plurality of through holes 41 of each gutta 39. ) Is the mass flow rate of the mixed gas introduced.
  • an annular liner cooling flow path 43 is defined between the inner surface of the outer duct 27 and the outer surface of the liner 29.
  • the liner cooling flow path 43 distributes a part of the air discharged from the fan flow path 7 as cooling air.
  • the combustion gas discharged from the core flow path 5 and the air discharged from the fan flow path 7 are mixed by the mixer 31 and exhausted backward from the exhaust nozzle 25 as a mixed gas.
  • the thrust of the engine 1 (engine thrust) can be generated.
  • each gutta 39 has a V-shaped cross-sectional shape opened to the downstream side, and a plurality of through holes 41 are formed only in a pair of side surface portions 39b of each gutta 39.
  • the total opening area of the plurality of through holes 41 of each gutta 39 is set so that the mass flow rate ratio Qb / Qa is 0.10 to 0.30. Therefore, as can be understood from the above-described analysis results, the afterburner 23 of the present embodiment sufficiently reduces the pressure loss on the downstream side of the flame holder 37 while sufficiently securing the flame holder of the flame holder 37. can do.
  • the pressure loss on the downstream side of the flame holder can be sufficiently reduced. Therefore, it is possible to provide an aircraft engine that can increase the rate of increase in thrust and improve the engine performance to a high level.

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Abstract

　航空機エンジン（１）は、保炎器（３７）を有するアフタバーナ（２３）を備える。保炎器（３７）は、燃焼ガスと空気との混合ガスの火炎を保持する。保炎器（３７）は、その下流側に火炎の保炎領域（ＦＡ）を生成する複数のガッタ（３９）を有する。各ガッタ（３９）は、よどみ点Ｐを含む湾曲状の頂部（３９ａ）と、頂部（３９ａ）の両側にそれぞれ一体形成された平板状の側面部（３９ｂ）とからなり、下流側に開放するＶ字状の断面形状を有する。各ガッタ（３９）の各側面部（３９ｂ）のみに少なくとも１つの通孔（４１）が形成されている。

Description

アフタバーナ及び航空機エンジン
　本発明は、航空機エンジンのコア流路から排出された燃焼ガス（高温ガス）と航空機エンジンのファン流路から排出された空気（低温空気）との混合ガスに燃料を供給して、再燃焼させることにより、航空機エンジンの推力を増大させるアフタバーナ等に関する。
　近年、航空機エンジンの高推力化の要請に伴い、アフタバーナについて種々の研究開発がなされている。一般的なアフタバーナの構成等は次の通りである。
　航空機エンジンは、エンジンケースと、エンジンケースの出口部（後部）に設けられたアウタダクトと、アウタダクト内に設けられたライナ、燃料噴射器および点火器とを有する。ライナは筒状に形成され、混合ガスを流通可能にする。燃料噴射器は、ライナ内において燃料を噴射する。点火器は、アウタダクトにおける燃料噴射器の後方（下流側）に設けられている。点火器は、ライナ内において燃料を含む混合ガスに点火する。さらに、航空機エンジンは保炎器（フレームホルダ）を有する。保炎器はライナ内における燃料噴射器の後方に設けられ、火炎を保持する。保炎器は、放射状に配置された複数のガッタ(gutter)を備えている。各ガッタは、下流側（直下流側）に保炎領域を生成する。
　航空機エンジンが稼働している間、燃料噴射器はライナ内に燃料を噴射し、点火器は燃料を含む混合ガスに点火する。従って、火炎はライナ内における保炎器の下流側（後側）に形成され、燃料は再燃焼する。これにより、ライナ内において燃焼ガスに多くの熱エネルギーを注入して、航空機エンジンの推力を増大させることができる。
　なお、本発明に関する先行技術が特許文献１から特許文献３、及び非特許文献１に示されている。
特開平９－１１２３４５号公報 特開平９－１１９３４６号公報 特開平６－１３７２１３号公報
JING-TANG YANG, CHANG-WU YEN, and GO-LONG TSAI, COMBUSTION AND FLAME 99,288-294(1994).
　上述の通り、保炎領域は各ガッタの下流側に生成される。この保炎領域内の流れは比較的低速である。これに対して、隣接するガッタ間を通過する流れは、その流域が絞られているために高速になっている。そのため、図７に示すように、保炎器の直下流側において、隣接するガッタ間を通過した高速な流れと保炎領域内の低速な流れが混合する。この２つの流れの混合によって大きな圧力損失が生じるため、航空機エンジンの推力の増大率が低下して、航空機エンジンのエンジン性能を高いレベルまで向上させることが困難になる。なお、図７中、「Ｆ」は、前方向（上流方向）、「Ｒ」は、後方向（下流方向）、「Ｃ」は、円周方向を指している。
　本発明は、前述の問題を解決することができるアフタバーナ等を提供することを目的とする。
　本発明の第１の態様は、航空機エンジンのコア流路から排出された燃焼ガスと前記航空機エンジンのファン流路から排出された空気との混合ガスに燃料を供給して、再燃焼させることにより、前記航空機エンジンの推力を増大させるアフタバーナであって、前記航空機エンジンにおけるエンジンケースの出口部（後部）に設けられたアウタダクトと、前記アウタダクト内に設けられ、混合ガスを流通可能な筒状のライナと、前記ライナ内において燃料を噴射する燃料噴射器と、前記ライナ内において燃料を含む混合ガスに点火する点火器と、前記ライナ内における前記燃料噴射器の後方（下流側）に配設され、放射状に配置されかつ下流側（直下流側）に保炎領域を生成する複数のガッタを有し、火炎を保持する保炎器（フレームホルダ）と、を具備し、各ガッタは、湾曲状の頂部と、前記頂部の両側にそれぞれ一体形成された平板状の側面部とからなり、下流側に開放したＶ字状の断面形状を有し、各ガッタの各前記側面部のみに少なくとも１つの通孔が形成されていることを要旨とする。
　なお、本願の請求の範囲及び明細書において、「設けられ」とは、直接的に設けられたことの他に、別部材を介して間接的に設けられたことを含む意であって、同様に、「配設され」とは、直接的に配設されたことの他に、別部材を介して間接的に配設されたことを含む意である。更に、「下流側」とは、主流の流れ方向から見て下流側のことをいう。
　本発明の第２の態様は、燃焼ガスと空気との混合ガスを後方向へ排気することにより、推力を発生させる航空機エンジンにおいて、第１の態様のアフタバーナを具備したことを要旨とする。
　本発明によれば、保炎器の下流側の圧力損失を十分に低減できるため、航空機エンジンの推力の増大率を高めて、航空機エンジンのエンジン性能を高いレベルまで向上させることができる。
図１は、本発明の実施形態に係るガッタの図２におけるI-I線に沿った断面図である。 図２は、図５における矢視部IIの拡大図である。 図３は、図５における矢視部IIIの拡大斜視図である。 図４（ａ）、図４（ｂ）、図４（ｃ）は、それぞれ本発明の実施形態に係るアフタバーナにおけるガッタの部分側面図である。 図５は、本発明の実施形態に係る航空機エンジンの模式的な側断面図である。 図６は、航空機エンジンの稼働状態における所定の質量流量比と、保炎器の下流側の圧力係数との関係を示す図である。 図７は、一般的なアフタバーナにおける複数のガッタ周辺の平面展開図である。
　本発明は下記の３次元定常粘性ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics）を用いた解析結果を考慮して成されたものである。
　この解析では、下流側に開放したＶ字状の断面形状を有し、且つ、一対の側面部のみに複数の通孔が形成されたガッタを想定し、混合ガスの質量流量比（航空機エンジンの稼働状態における所定の質量流量比）Ｑｂ／Ｑａと保炎器の下流側の圧力係数との関係を求めた。ここで、Ｑａは航空機エンジンの稼働状態においてガッタに向かって流れる混合ガスの質量流量、Ｑｂはガッタの複数の通孔からガッタの内側に導入される混合ガスの質量流量である。図６はこの解析結果を示している。この図に示すように、質量流量比Ｑｂ／Ｑａが大きくなると（好ましくは、０．１０以上になると）、保炎器の下流側の圧力損失を十分に低減できることが判る。ここで、図６の縦軸の１目盛りは０．１であって、図６の縦軸の圧力係数の数値が小さいほど保炎器の下流側の圧力損失が低いことを示している。つまり、この解析により、ガッタが上記の形状を有する場合は、保炎器の下流側の圧力損失を十分に低減できることが判った。
　なお、ガッタの一対の側面部だけでなく頂部にも複数の通孔が形成されている場合には、ガッタの内側に高速な混合ガスが流入して、保炎器の保炎性（燃焼安定性）が大幅に低下することが既に先行研究（非特許文献１参照）により明らかになっている。
　次に、本発明の実施形態について図１から図５を参照して説明する。なお、図面中、「Ｆ」は、前方向（上流方向）、「Ｒ」は、後方向（下流方向）を指している。
　図５に示すように、本実施形態に係る航空機エンジン（以下、単にエンジンと称する）１は、燃焼ガス（高温ガス）と空気（低温空気）との混合ガスを後方向へ排気することにより、推力（エンジン推力）を発生させる装置である。エンジン１は、筒状のエンジンケース３と、エンジンケース３内に区画形成されたコア流路（主流路）５及びファン流路（バイパス流路）７とを具備する。コア流路５は環状（中空の筒状）に形成され、燃焼ガスを後方向へ流通させる。ファン流路７はコア流路５の外側に位置し、環状（中空の筒状）に形成されている。ファン流路７は空気（低温空気）を後方向へ流通させる。
　エンジン１は、エンジンケース３内の前部に配設されたファン９と、ファン９の前側中央部に配設されたインレットコーン１１とを具備する。ファン９は、コア流路５及びファン流路７に空気を取り入れる。インレットコーン１１は、空気を後方向へ案内する。また、エンジン１は、ファン９の後側に配設された圧縮機１３と、圧縮機１３の後側を配設された燃焼器１５とを具備する。圧縮機１３は、コア流路５に取り入れた空気を圧縮する。燃焼器１５は、燃料を含む空気を燃焼させて燃焼ガスを生成する。
　エンジン１は、燃焼器１５の後側に配設された高圧タービン１７と、高圧タービン１７の後側に配設された低圧タービン１９とを具備する。高圧タービン１７は、燃焼器１５からの燃焼ガスの膨張によって駆動され、これに連動して圧縮機１３を駆動する。低圧タービン１９は、燃焼ガスの膨張によって駆動され、これに連動してファン９を駆動する。更に、低圧タービン１９の後側には、テールコーン２１が配設されている。テールコーン２１は燃焼ガスを後方向へ案内する。
　エンジン１は、エンジンケース３の後部に配設されたアフタバーナ２３を具備する。アフタバーナ２３は、コア流路５から排出された燃焼ガスとファン流路７から排出された空気（低温空気）との混合ガスに燃料を供給して、混合ガスを再燃焼させ、エンジン１の推力（エンジン推力）を増大させる。アフタバーナ２３の後側には、アフタバーナ２３によって再燃焼した混合ガスを排気するための排気ノズル２５が配設されている。
　続いて、本実施形態に係るアフタバーナ２３の具体的な構成について説明する。
　図２及び図５に示すように、アフタバーナ２３は、エンジンケース３の後部（出口部）に配設されたアウタダクト２７と、アウタダクト２７内に配設された筒状のライナ２９とを具備する。アウタダクト２７は、排気ノズル２５に接続されている。また、ライナ２９は、混合ガスを後方向へ流通させる。更に、エンジンケース３の後部には、ミキサ３１が配設されている。ミキサ３１はライナ２９内に位置し、コア流路５から排出された燃焼ガスとファン流路７から排出された空気とを混合する。なお、ミキサ３１の構成は、前述の特許文献３に示す公知のミキサの構成と同じでもよい。
　アフタバーナ２３は、アウタダクト２７に配設された、燃料噴射器の一例としての複数のスプレーバー(spray bar)３３を具備する。スプレーバー３３は、アウタダクト２７の周方向に沿って、間隔を置いて配設されている。各スプレーバー３３の先端側部分は、ライナ２９内に位置しており、各スプレーバー３３はライナ２９内に燃料を噴射する。また、アフタバーナ２３は、アウタダクト２７におけるスプレーバー３３の後方に配設された点火器(igniter)３５を具備する。点火器３５は、ライナ２９内において燃料を含む混合ガスに点火（着火）する。
　図２及び図３に示すように、アフタバーナ２３は保炎器(flameholder)３７を具備する。保炎器３７はライナ２９内におけるスプレーバー３３の後方（下流側）に配設され、火炎を保持する。また、保炎器３７は、放射状に配置された複数のガッタ３９を有する。各ガッタ３９は、下流側（直下流側）に保炎領域ＦＡを生成する。なお、点火器３５の先端側部分（図示省略）は、保炎領域ＦＡに位置する。
　図１及び図４（ａ）に示すように、各ガッタ３９は、よどみ点Ｐを含む湾曲状の頂部３９ａと、この頂部３９ａの両側にそれぞれ一体形成された平板状の側面部３９ｂとからなり、下流側に開放したＶ字状の断面形状を有する。また、各ガッタ３９の一対の側面部３９ｂのみに、円形の複数の通孔４１が形成されている。なお、各通孔４１の形状は、円形に限られない。即ち、図４（ｂ）（ｃ）に示すように、各通孔４１は楕円でもよく、また、スリット（スロット）状に形成されてもよい。また、複数の通孔４１が形成される代わりに、単一のスリット（スロット）状の通孔（図示省略）を形成してもよい。
　図１に示すように、各ガッタ３９の内側には、複数の通孔４１から導入された混合ガスを混合させながら減速させるための減速空間（減速部、混合空間）Ｓが区画形成されている。そして、混合ガスの質量流量の比Ｑｂ／Ｑａが０．１０以上になるように各ガッタ３９の複数の通孔４１が構成されている。冒頭で述べた通り、Ｑａはエンジン１の稼動状態において各ガッタ３９に向かって流れる混合ガスの質量流量であり、Ｑｂは各ガッタ３９の複数の通孔４１から各ガッタ３９の内側（減速空間Ｓ）に導入される混合ガスの質量流量である。具体的には、質量流量比（Ｑｂ／Ｑａ）が０．１０以上になるように、各ガッタ３９の複数の通孔４１の総開口面積、配置パターン、及び側面部３９ｂの厚み方向に対する向き等が設定される。なお、質量流量比（Ｑｂ／Ｑａ）が０．３０を超えると、保炎器３７の保炎性（燃焼安定性）を十分に確保することが困難になる。
　図２に示すように、アウタダクト２７の内面とライナ２９の外面との間には、環状のライナ冷却流路４３が区画形成されている。ライナ冷却流路４３は、ファン流路７から排出された空気の一部を冷却空気として流通させる。
　続いて、本実施形態の作用及び効果について説明する。
　適宜のスタータ装置（図示省略）の作動によってファン９及び圧縮機１３を駆動させると、ファン９によってコア流路５及びファン流路７に空気を取り込むことができ、圧縮機１３によってコア流路５に取り込まれた空気を圧縮することができる。次に、燃焼器１５によって燃料を含む空気を燃焼させて、高圧の燃焼ガスを生成すると、燃焼ガスの膨張によって高圧タービン１７及び低圧タービン１９を駆動させて、圧縮機１３及びファン９を連動して駆動させることができる。更に、一連の動作（ファン９の駆動、圧縮機１３の駆動、燃焼器１５による燃焼、高圧タービン１７及び低圧タービン１９の駆動）が連続して行われることにより、エンジン１を稼動させることができる。そして、エンジン１の稼動中に、コア流路５から排出される燃焼ガスとファン流路７から排出される空気がミキサ３１によって混合され、混合ガスとして排気ノズル２５から後方向へ排気されることにより、エンジン１の推力（エンジン推力）を発生させることができる。
　エンジン１の稼働中に、複数のスプレーバー３３からライナ２９内において燃料を噴射して、点火器３５によって燃料を含む混合ガスを点火することにより、ライナ２９内における保炎器３７の後側（下流側）に火炎を形成しつつ、燃料を再燃焼させる。これにより、ライナ２９内において燃焼ガスに熱エネルギーを注入して、エンジン１の推力を増大させることができる。一方、エンジン１の稼働中に、ファン流路７から排出された空気の一部が冷却空気としてライナ冷却流路４３を流通することにより、ライナ２９の冷却を行うことができる（アフタバーナ２３の通常の作用）。
　ここで、各ガッタ３９は下流側に開放したＶ字状の断面形状を有し、且つ、各ガッタ３９の一対の側面部３９ｂのみに複数の通孔４１が形成されている。また、各ガッタ３９の複数の通孔４１の総開口面積等は、質量流量比Ｑｂ／Ｑａが０．１０～０．３０になるように設定されている。従って、前述の解析結果から理解されるように、本実施形態のアフタバーナ２３は、保炎器３７の保炎性を十分に確保しつつ、保炎器３７の下流側の圧力損失を十分に低減することができる。
　従って、本実施形態によれば、保炎器３７の保炎性を十分に確保した上で、エンジン１の推力の増大率を高めて、エンジン１のエンジン性能を高いレベルまで向上させることができる。
　なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限るものでなく、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
　本発明によれば、保炎器の下流側の圧力損失を十分に低減できる。従って、推力の増大率を高めて、エンジン性能を高いレベルまで向上させることができる航空機エンジンを提供できる。

Claims (3)

  1. 　航空機エンジンのコア流路から排出された燃焼ガスと前記航空機エンジンのファン流路から排出された空気との混合ガスに燃料を供給して、再燃焼させることにより、前記航空機エンジンの推力を増大させるアフタバーナであって、
    　前記航空機エンジンにおけるエンジンケースの出口部に設けられたアウタダクトと、
    　前記アウタダクト内に設けられ、混合ガスを流通可能な筒状のライナと、
    　前記ライナ内において燃料を噴射する燃料噴射器と、
    　前記ライナ内において燃料を含む混合ガスに点火する点火器と、
    　前記ライナ内における前記燃料噴射器の後方に配設され、放射状に配置されかつ下流側に保炎領域を生成する複数のガッタを有し、火炎を保持する保炎器と、を具備し、
    　各ガッタは、湾曲状の頂部と、前記頂部の両側にそれぞれ一体形成された平板状の側面部とからなり、下流側に開放したＶ字状の断面形状を有し、
    　各ガッタの各前記側面部のみに少なくとも１つの通孔が形成されていることを特徴とするアフタバーナ。
  2. 　各ガッタの内側に前記少なくとも１つの通孔から導入された混合ガスを混合させながら減速させるための減速空間が区画形成されていることを特徴とする請求項１に記載のアフタバーナ。
  3. 　燃焼ガスと空気との混合ガスを後方向へ排気することにより、推力を発生させる航空機エンジンにおいて、
    　請求項１又は請求項２に記載のアフタバーナを具備したことを特徴とする航空機エンジン。
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