(57)【要約】【課題】障害物が存在していても十分な流体の混合が可能なミキサを提供する。【解決手段】ナセル１４はエンジンを囲み、取付支柱はエンジンを翼からつり下げる。排気ダクト２２の前方または後方端部は、流体ミキサ２４を囲む。ミキサは、主ローブ２６と３つの補助ローブ２８を含む周方向に配列された一組のローブを備える。取付支柱を取り囲むフェアリング１８は、軸方向および周方向にローブに近接している。ローブは、主および補助の１次および２次シュートを含む周方向に交互に並ぶ１次および２次シュートを画定する。運転中、エンジンは、高温高速の燃焼ガスである主流を１次シュートに、低温低速のバイパス空気である二次流を２次シュートに排出する。ミキサにより、各流れが一次および二次の副流に分割されて１次および２次シュートを通って流れる。シュートにより、燃焼ガスとバイパス空気が完全に混合され単一の排気流４８が生じる。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
交互に並んだ１次シュートおよび２次シュートを画定する一組の主ローブと、
２つの前記主ローブの中間に設けられた１つまたは複数の補助ローブと、
吸気端部および排気端部を有するダクトと、
を備え、
前記補助ローブが、少なくとも部分的に、前記ダクトの前記排気端部により画定されることを特徴とする流体ミキサ。
【請求項２】
前記ダクトの前記吸気端部が、二次流体流に突き出ていることを特徴とする請求項１に記載のミキサ。
【請求項３】
前記主ローブが、主ローブ後縁部を有し、
前記補助ローブが、補助ローブ後縁部を有し、
前記補助後縁部が、前記主ローブ後縁部よりも前方に出ていないことを特徴とする請求項１に記載のミキサ。
【請求項４】
前記ダクトが、下流方向に向かって断面積が収束していることを特徴とする請求項１に記載のミキサ。
【請求項５】
前記ダクトの断面積が、前記吸気端部から前記排気端部に向かって約２０％収束していることを特徴とする請求項４に記載のミキサ。
【請求項６】
少なくとも前記主ローブが、スカラップ状の側壁を有することを特徴とする請求項１に記載のミキサ。
【請求項７】
前記ダクトが、所定のオフセット角を有し方向づけられた吸気平面を有することを特徴とする請求項１に記載のミキサ。
【請求項８】
前記オフセット角が、約０°〜約２５°であることを特徴とする請求項１に記載のミキサ。
【請求項９】
２つのダクトを備える請求項１に記載のミキサ。
【請求項１０】
各ダクトが、二次流体を１つの２次シュートに送ることを特徴とする請求項１に記載のミキサ。
【請求項１１】
前記ミキサが、タービンエンジンの構成部品であり、
前記一次流体流が、相対的に高温の燃焼生成物の流れであり、
前記二次流体流が、相対的に低温のバイパス空気の流れであることを特徴とする請求項１に記載のミキサ。
【請求項１２】
前記ミキサが、前記二次流体流を横切って広がっている障害物を備えるタービンエンジンの構成部品であり、
前記補助ローブが、前記障害物と周方向に並ぶことを特徴とする請求項１に記載のミキサ。
【請求項１３】
前記ダクトが、前記ミキサと一体化した部品であることを特徴とする請求項１に記載のミキサ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、混流ターボファンガスタービンエンジンにおいて有用な型式の流体ミキサに関し、特に、従来では障害物により遮断されてしまっていた流体を取り込む補助ダクトを有するミキサに関する。
【背景技術】
【０００２】
典型的なターボファンエンジンには、コアエンジン、ファンおよび混流排気システムが含まれる。排気システムには、排気ダクトが含まれており、排気ダクトの前方端部つまり上流側端部により、内在するミキサが囲まれている。典型的なミキサでは、周方向に配列した一組のローブが特徴をなしており、この一組のローブにより、周方向に交互に並ぶ１次シュートおよび２次シュートが画定される。運転中、コアエンジンにより、高温かつ高速の燃焼生成物の主流が１次シュートに排出される。同時に、ファンにより相対的に低温、かつ低速のバイパス空気が２次シュートに排出される。円周方向に交互に並ぶ１次および２次シュートにより、燃焼生成物とバイパス空気との十分かつ周方向の均等な混合が促進され、その結果、推進効率が向上し、排気騒音が減少する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
一部の航空機においては、エンジン取付け用支柱および対応するフェアリング（ｆａｉｒｉｎｇ）は、二次空気流を横切って半径方向に広がっている。フェアリングは、ミキサにおいてローブが占める部分に軸方向に侵入している。また、フェアリングは、通常、２つまたは３つのミキサのローブとほぼ同じ相当な周方向の幅を有する。フェアリングが侵入していることにより、エンジンの製造者は、フェアリングに近接して効果的な２次シュートを設けることができない。その代わりに、ミキサは、周方向に幅の広い単一のローブおよび対応する幅の広い１次シュートだけをフェアリングに近接して備えている。幅広い１次シュートが存在していても、２次シュートが存在しないことにより、均等かつ十分に一次流体流および二次流体流を混合するミキサの能力が損なわれてしまう。その結果、推進効率が減少し、アコースティックエミッションが高まる。
ミキサのローブに近接した障害物が存在するにもかかわらず、十分かつ周方向に均等な混合を実現することができる流体ミキサが必要とされる。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の一実施例によると、流体ミキサは、交互に並ぶ１次および２次シュートを画定する一組の主ローブと、２つの主ローブの間に円周方向に並ぶ１つまたは複数の補助ローブと、１つまたは複数の補助流体取込みダクトと、を備える。ダクトの排気端部により、補助ローブが少なくとも部分的に画定される。運転中、ダクトは、ローブにより画定された２次シュートに二次流体を送るため、その結果、ミキサの性能が向上する。
別の実施例においては、補助流体取込みダクトの前方端部が、二次流体内に突き出て、効果的な空気の取込みおよび全体の圧力回収を促進する。
これらの特徴および本発明の他の実施例は、以下の発明を実施するための最良の形態および添付の図面によって、さらに明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００５】
図１〜図３を参照すると、航空機の推進システムは、中心軸１２を有するターボファンガスタービンエンジン１０を備えている。空気力学的に流線形をしたナセル１４は、エンジンを囲んでいる。取付け用支柱（図示せず）により、エンジンが航空機の翼１６からつり下げられている。流線形のフェアリング１８は、エンジンと翼との間に延びる取付け用支柱および他の構成部品（例えば、燃料パイプなど）を取り囲んでいる。
【０００６】
排気システムは、排気ダクト２２を備えており、このダクト２２の前方端部つまり上流側端部により、内在する流体ミキサ２４が囲まれている。ミキサは、周方向に配列された一組のローブを備え、一組のローブには、複数の主ローブ２６および３つの補助ローブ２８が含まれる。図２を参照すると、フェアリング１８が、軸方向および周方向にローブに近接して侵入していることが分かる。図５を一時的に参照すると、ローブは、周方向に交互に並ぶ１次および２次シュートを画定する。これらの１次および２次シュートには、主１次シュート３０、主２次シュート３２、補助１次シュート３４（具体的には、３４Ａ，３４Ｂ，３４Ｃ）および補助２次シュート３６（具体的には、３６Ａ，３６Ｂ）が含まれる。
【０００７】
エンジン運転中、エンジンは、高温で高速の燃焼ガスである主要なコア流４０を１次シュートに排出し、相対的に低温で低速のバイパス空気である補助的な環状流４２を２次シュートに排出する。ミキサにより、流れ４０，４２の各々は多くの一次および二次の副流４４，４６に部分的に分割されて、周方向に交互に配列された１次および２次のシュートを通って流れる。シュートにより、燃焼ガスとバイパス空気とが完全に混合され、十分に混合された単一の排気流４８が生じる。
【０００８】
主ローブ２６の各々は、実質的に半径方向に延びている一組の側壁５０と、側壁間で周方向に広がる溝５２と、を備える。主ローブ２６により、交互に並ぶ１次および２次の主シュート３０，３２が画定される。シュート３０，３２は、側壁および溝により３つの面の側がつながっているが、第４の面の側は開いている。１次および２次のシュートは、共通の側面を共有する。例えば、側面５０Ｑは、１次シュート３０Ｆおよび２次シュート３２Ｆの双方の側壁をなしている。主ローブの側壁には、一次および二次の流体流の混合を高めるスカラップ（ｓｃａｌｌｏｐ）５４（図２，３参照）が含まれる。図４に図示されているように、主ローブの最後方の端部により、回旋状の主ローブ後縁部５８および対応する主排気平面６０が画定される。
【０００９】
図４〜図７、特に図４を参照すると、ミキサは、また、フェアリング１８の両側に１つずつ設けられた一対の補助流体取込みダクト６２を備える。ダクト６２は、ミキサと一体化している。各ダクトは、吸気端部６４および排気端部６６を備える。各ダクトの吸気端部は、半径方向内側の壁部６８Ａないし６８Ｂ、半径方向外側の壁部７０Ａないし７０Ｂ、内側側壁７２Ａないし７２Ｂ、および外側側壁７４Ａないし７４Ｂを備える。ダクトの前縁部７８により、各ダクトに対する概ね長方形の吸気開口部８０（図６，７参照）および対応するダクト吸気平面８２（図４参照）が画定される。各ダクトの吸気端部は、二次流体流４２に対して半径方向に突き出ている。各吸気平面は、エンジンの軸１２に垂直な平面８４に対して約０°〜約２５°の間のオフセット角度αで方向づけられている。図示されたミキサにおいては、吸気平面８２は、約２０°の角度αで方向付けられている。図４を参照すると分かるように、方向付けの角度により、ダクト吸気平面と二次流体流の局所的な方向が適合している。
【００１０】
ダクト壁部６８，７２，７４は、少なくとも部分的に、ダクトの排気端部における補助ローブの側壁および溝に移行して、それらを画定する。補助ローブにより、１次および２次の主シュート３０，３２と同様の、１次補助シュート３４Ａ〜３４Ｃおよび２次補助シュート３６Ａ，３６Ｂが画定される。例えば、ダクト内側側壁７２Ａ，７２Ｂにより、補助的な１次シュート３４Ｂの側壁５０Ｃ，５０Ｄの両方が画定される。これらの側壁５０Ｃ，５０Ｄは、補助的な２次のシュート３６Ａ，３６Ｂの内側側壁でもある。ダクト外側側壁７４Ａおよび半径方向内側のダクト壁部６８Ａは、ダクトの長さに亘って次第に一緒に融合して、補助的な２次シュート３６Ａの外側側壁５０Ｂおよび溝５２を画定する。同様に、ダクト外側側壁７４Ｂおよび半径方向内側のダクト壁部６８Ｂは、ダクトの長さに亘って次第に一緒に融合して、補助的な２次シュート３６Ｂの外側側壁５０Ｅおよび溝５２を画定する。側壁５０Ｂ，５０Ｅは、また、補助的な１次シュート３４Ａ，３４Ｃの一方の側壁をそれぞれ形成する。シュート３４Ａ，３４Ｃのもう一方の壁部は、側壁５０Ａ，５０Ｆによりそれぞれ形成される。
【００１１】
補助ローブの最後方の端部により、補助ローブ後縁部８６および対応する補助排気平面８８が画定される。補助ローブ後縁部８６は、主ローブ後縁部５８より前方に位置しない。補助ローブ後縁部８６が、主ローブ後縁部５８と軸方向に適合した場合に、最適な混合が生じる。しかし、図示されたミキサにおいては、補助ローブ後縁部８６は、主ローブ後縁部５８の後方に位置するため、各ダクト６２を通って流れる流体は、ダクト吸気平面８２における角度βから、補助排気平面８８における実質的な軸方向に比較的徐々に向きを変えることが可能となる。より段階的に方向転換が行われると、空力的な損失が減少し、ダクト壁部からの流体の分離が防止される。
【００１２】
各ダクトは、吸気平面から補助排気平面に向かって約２０％断面積が収束している。この収束により、二次流体が加速して、ダクト壁部から流体の分離が生じないようになる。
【００１３】
さらに騒音の減少を必要とする場合には、補助ローブの側面にスカラップ５４と同様のスカラップを備えることが有益な場合がある。
【００１４】
図示されたミキサには、２つのダクト、２つの補助的な２次シュートおよび３つの補助的な１次シュートが含まれる。各ダクトにより、流体が１つの補助的な２次シュートに送られる。しかし、各ダクトにより、二次流体が複数の補助的な２次シュートに送られる他の構成も可能である。
【００１５】
エンジンの運転中、フェアリング１８は、フェアリングの直後に位置する領域への二次流体の流れを妨害する。従来のミキサは、フェアリングと周方向に並ぶミキサの領域に２次シュートを備えていない。その代わりに、従来のミキサは、周方向に幅の広い単一のローブおよび対応する幅の広い１次シュートだけをフェアリング付近に備えている。幅広い１次シュートは存在するが、２次シュートが存在しないことにより、ミキサの能力が損なわれてしまっている。
【００１６】
対照的に、本発明のミキサのダクト６２によると、フェアリングの側面を通って流れる二次流体が取り込まれ、流体が補助的な２次シュート３６に送られる。各ダクト６２の吸気端部６４が二次流体に向かって半径方向に突き出ているため、吸気端部は、ラムスクープ（ｒａｍ  ｓｃｏｏｐ）として機能する。ラムスクープは、ダクトおよび補助的な２次シュートを完全に満たすのに十分な量の空気を取り込むとともに、吸気側と排気側との静圧差でダクトを通る流体を推進させる受動ダクトの場合と比べ、全圧力をさらに回復させる。同時に、多量の一次流体が、補助的な１次シュート３４に流入する。補助的な１次および２次のシュートが存在することによって、フェアリングと周方向に並んだミキサの領域において流体の混合が向上する。
【００１７】
特定の実施例を参照して、本発明の説明がなされたが、添付の特許請求の範囲の範囲を逸脱することなく形態および詳細における種々の変更がなされる場合があることを、当業者であれば理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】ナセルに囲まれて航空機の翼からつり下げられてたターボファンガスタービンエンジンの側面図。
【図２】ナセルを切断して補助流体取込みダクトを備えた流体ミキサを示している図１の後方部分の拡大斜視図。
【図３】図２のミキサの斜視図。
【図４】図３のミキサの平面図。
【図５】図４の線５−５の方向、すなわち軸方向上流側に見た図。
【図６】図４の線６−６の方向、すなわち軸方向下流側に見た図。
【図７】図２のミキサの斜視図。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【外国語明細書】
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