(57)【要約】      （修正有）【課題】航空機エンジン用アフターバーナの着火性を損なうことなく、保炎性を高める航空機エンジンの提供。【解決手段】エンジンケースの後部に配設された排気ダクト２９と；排気ダクト２９内に配設されかつアウター環部３５及びインナー環部３７を有した環状のガッタ３３と；アウター環部３５及びインナー環部３７の表面に沿って後方向へ燃料を噴射するスプレーバ４３と；先端部から燃料を含む混合ガスに対して火花を飛ばして着火するイグナイタ４７と；を具備しており、アウター環部３５の後縁におけるイグナイタ４７の先端部の後側近傍に、アウター切欠き５１を形成する。【選択図】      図１
2006010179.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機エンジンの要素の１つであって、燃料を再燃焼させてエンジン推力を増大させる航空機エンジン用アフターバーナにおいて、
前記航空機エンジンにおけるエンジンケースの後部に配設された排気ダクトと；
前記排気ダクト内に配設され、外側にアウター環部を有し、内側にインナー環部を有してあって、部分断面形状が後方に向かってＶ字形状に拡がるように構成され、後方に混合ガスの循環流を形成可能な環状のガッタと；
前記アウター環部及び前記インナー環部の表面に沿って後方向へ燃料を噴射するスプレーバと；
先端部が前記アウター環部に表側から貫通してあって、先端部から燃料を含む混合ガスに対して火花を飛ばして着火するイグナイタと；を具備しており、
前記アウター環部の後縁における前記イグナイタの先端部の後側近傍に、アウター切欠きが形成されたことを特徴とする航空機エンジン用アフターバーナ。
【請求項２】
前記インナー環部の後縁に、前記アウター切欠きに対向したインナー切欠きが形成されたことを特徴とする請求項１に記載の航空機エンジン用アフターバーナ。
【請求項３】
前記排気ダクト内に前記ガッタを囲むように配設され、混合ガスを前記アウター環部の表面に沿うように後方向へ誘導するアウターガイドと；
前記排気ダクト内に前記ガッタに囲まれるように配設され、混合ガスを前記インナー環部の表面に沿うように後方向へ誘導するインナーガイドと；
を具備したことを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の航空機エンジン用アフターバーナ。
【請求項４】
請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載の航空機エンジン用アフターバーナを具備したことを特徴とする航空機エンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジンの技術分野に関わり、特に、燃料を再燃焼させてエンジン推力を増大させる航空機エンジン用アフターバーナの技術分野に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機に搭載される航空機エンジンの要素の１つである航空機エンジン用アフターバーナは、燃料を再燃焼させてエンジン推力を増大させるものであって、以下、従来の一般的な航空機エンジン用アフターバーナについて簡単に説明する。
【０００３】
即ち、前記航空機エンジンにおけるエンジンケースの後部には、排気ダクトが配設されており、この排気ダクト内には、後方に混合ガスの循環流（うず流）を形成可能な環状のガッタ（フレームホルダ）が配設されている。ここで、ガッタは、外側に、アウター環部を有してあって、内側に、インナー環部を有している。また、前記ガッタは、部分断面形状が後方に向かってＶ字形状に拡がるように構成されている。
【０００４】
前記排気ダクトには、前記アウター環部及び前記インナー環部の表面に沿って後方向へ燃料を噴射する複数のスプレーバが等間隔に配設されている。また、前記排気ダクトにおけるいずれかの前記スプレーバの近傍には、イグナイタが配設されており、このイグナイタは、先端部から燃料を含む混合ガスに対して火花を飛ばして着火するものであって、前記イグナイタの先端部は、前記アウター環部に表側から貫通してある。
【０００５】
従って、前記航空機エンジンの稼動中に、前記航空機エンジンにおける主流路から排出される高温ガスと、前記航空機エンジンにおけるバイパス流路から排出される低温の空気が混合して、混合ガスとして前記航空機エンジンから後方向へ排気されることにより、前記航空機はエンジン推力を得るこができる。
【０００６】
更に、前記スプレーバによって前記アウター環部及び前記インナー環部の表面に沿って後方向へ燃料を噴射すると、前記ガッタによって後方に燃料を含む混合ガスの循環流を形成する。そして、イグナイタの先端部から燃料を含む混合ガスに対して火花を飛ばして着火することにより、燃料を再燃焼させて、前記ガッタの後方に火炎を形成するこができる。これにより、前記航空機エンジンから後方向へ排気される混合が膨張して加速されることで、エンジン推力を増大させるこができる。
【０００７】
なお、本発明に関連する先行技術として特許文献１に示すものがある。
【特許文献１】特開平９−１１９３４６号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
ところで、前記ガッタの後方に火炎を安定的に形成して、前記航空機エンジン用アフターバーナの保炎性能を高めるには、燃料が前記ガッタ付近に滞留する時間を長くする必要がある。そのため、前記ガッタを前記航空機エンジンのエンジン軸方向（前後方向）へ大型化して、混合ガスの循環流のスケールを大きくする必要がある。
【０００９】
一方、混合ガスの循環流のスケールが大きくなるに伴って、混合ガスの循環流の循環流中心（うず流中心）が後方に移ることになって、前記イグナイタの先端部と混合ガスの循環流の循環流中心との距離が長くなる。そのため、前記航空機エンジン用アフターバーナの保炎性能を高めると、十分な燃料が混合ガスの循環流に乗って前記イグナイタの先端部付近まで戻ってくるこができず、前記航空機エンジン用アフターバーナの着火性能が悪化する。
【００１０】
つまり、従来の前記航空機エンジン用アフターバーナにあっては、前記航空機エンジン用アフターバーナの着火性能を損なうことなく、前記航空機エンジン用アフターバーナの保炎性能を高めることは極めて困難であるという問題がある。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
請求項１に記載の発明にあっては、航空機エンジンの要素の１つであって、燃料を再燃焼させてエンジン推力を増大させる航空機エンジン用アフターバーナにおいて、
前記航空機エンジンにおけるエンジンケースの後部に配設された排気ダクトと；
前記排気ダクト内に配設され、外側にアウター環部を有し、内側にインナー環部を有してあって、部分断面形状が後方に向かってＶ字形状に拡がるように構成され、後方に混合ガスの循環流を形成可能な環状のガッタと；
前記アウター環部及び前記インナー環部の表面に沿って後方向へ燃料を噴射するスプレーバと；
先端部が前記アウター環部に表側から貫通してあって、先端部から燃料を含む混合ガスに対して火花を飛ばして着火するイグナイタと；を具備しており、
前記アウター環部の後縁における前記イグナイタの先端部の後側近傍に、アウター切欠きが形成されたことを特徴とする。
【００１２】
請求項１に記載の発明特定事項によると、前記航空機エンジンの稼動中に、前記航空機エンジンにおける主流路から排出される高温ガスと、前記航空機エンジンにおけるバイパス流路から排出される低温の空気が混合して、混合ガスとして前記航空機エンジンから後方向へ排気されることにより、航空機はエンジン推力を得るこができる。
【００１３】
また、前記スプレーバによって前記アウター環部及び前記インナー環部の表面に沿って後方向へ燃料を噴射すると、前記ガッタによって後方へ燃料を含む混合ガスの循環流を形成する。そして、イグナイタの先端部から燃料を含む混合ガスに対して火花を飛ばして着火することにより、燃料を再燃焼させて、前記ガッタの後方に火炎を形成するこができる。これにより、前記航空機エンジンから後方向へ排気される混合が膨張して加速されることで、エンジン推力を増大させるこができる（前記航空機エンジン用アフターバーナの一般的な作用）。
【００１４】
前記航空機エンジン用アフターバーナの一般的な作用の他に、前記アウター環部の後縁における前記イグナイタの先端部の後側近傍に前記アウター切欠きが形成されているため、前記アウター環部の後方に形成される混合ガスの循環流における一部の領域の循環流中心（うず流中心）を局所的に前記イグナイタの先端部に近づけることができる。
【００１５】
請求項２に記載の発明にあっては、請求項１に記載の発明特定事項の他に、前記インナー環部の後縁に、前記アウター切欠きに対向したインナー切欠きが形成されたことを特徴とする。
【００１６】
請求項２に記載の発明特定事項によると、請求項１に記載の発明特定事項による作用の他に、前記インナー環部の後縁に前記アウター切欠きに対向した前記インナー切欠きが形成されているため、前記インナー環部の後方に形成される混合ガスの循環流における一部の領域の循環流中心を局所的に前記イグナイタの先端部に近づけることができる。
【００１７】
請求項３に記載の発明にあっては、請求項１又は請求項２に記載の発明特定事項の他に、前記排気ダクト内に前記ガッタを囲むように配設され、混合ガスを前記アウター環部の表面に沿うように後方向へ誘導するアウターガイドと；
前記排気ダクト内に前記ガッタに囲まれるように配設され、混合ガスを前記インナー環部の表面に沿うように後方向へ誘導するインナーガイドと；
を具備したことを特徴とする。
【００１８】
請求項３に記載の発明特定事項によると、請求項１又は請求項２に記載の発明特定事項による作用の他に、前記アウターガイド及び前記インナーガイドによって混合ガスを前記アウター環部及び前記インナー環部の表面に沿うように後方向へ誘導するため、前記アウター環部及び前記インナー環部の後方にそれぞれ循環流を安定的に形成することができ、燃料が前記ガッタ付近に滞留する時間が長くなる。
【００１９】
請求項４に記載の発明にあっては、請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載の航空機エンジン用アフターバーナを具備したことを特徴とする。
【００２０】
請求項４に記載の発明にあっては、請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載の発明特定事項による作用と同様の作用を奏する。
【発明の効果】
【００２１】
請求項１から請求項４のうちのいずれかの請求項に記載の発明によれば、前記アウター環部の後方に形成される混合ガスの循環流における一部の領域の循環流中心を局所的に前記イグナイタの先端部に近づけることができるため、前記ガッタをエンジン軸方向へ大型化して、混合ガスの循環流のスケールを大きくしても、十分な燃料が混合ガスの循環流に乗って前記イグナイタの先端部付近まで戻ってくるこができる。そのため、前記航空機エンジン用アフターバーナの着火性能を損なうことなく、前記航空機エンジン用アフターバーナの保炎性能を容易かつ簡単に高めることができる。特に、請求項２から請求項４のうちのいずれかの請求項に記載の発明によれば、前記インナー環部の後方に形成される混合ガスの循環流における一部の領域の循環流中心を局所的に前記イグナイタの先端部に近づけることができるため、より十分な燃料が混合ガスの循環流に乗って前記イグナイタの先端部付近まで戻ってくるこができ、前述の効果はより一層向上する。
【００２２】
請求項３又は請求項４に記載の発明によれば、前記アウター環部及び前記インナー環部の後方にそれぞれ循環流を安定的に形成することができ、燃料が前記ガッタ付近に滞留する時間が長くなるため、前記航空機エンジン用アフターバーナの保炎性能をより一層高めることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２３】
以下、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。
【００２４】
ここで、図１は、図５におけるI部の拡大図であって、図２は、図１におけるII-II線に沿った図であって、図３は、本発明の実施形態に係わる航空機エンジン用アフターバーナの模式的な部分背面図であって、図４は、ガッタの後方に形成される混合ガスの循環流を説明する図であって、図５は、本発明の実施の形態に係わる航空機エンジンの模式的な側断面図である。なお、図面中において、「Ｆ」は、前方向を指し、「Ｒ」は、後方向を指す。    
図５に示すように、本発明の実施形態に係わる航空機エンジン１は、航空機に搭載されるものであって、筒状のエンジンケース３を本体として具備している。また、エンジンケース３内には、高温ガスが流れる主流路５が形成されており、エンジンケース３内における主流路５の外側には、低温の空気が流れるバイパス流路７が形成されている。
【００２５】
エンジンケース３内の前部には、主流路５及びバイパス流路７に空気を送り込むファン９が配設されており、このファン９は、エンジン軸心Ｃを中心として回転可能なファンロータ９ａを備えている。なお、ファンロータ９ａの前側中央には、インレットコーン１１が配設されている。
【００２６】
エンジンケース３内におけるファン９の後側には、主流路５に送り込まれた空気を圧縮する圧縮機１３が配設されており、この圧縮機１３は、エンジン軸心Ｃを中心として回転可能な圧縮機ロータ１３ａを備えている。また、エンジンケース３内における圧縮機１３の後方側には、圧縮した空気の中で燃料を燃焼させる燃焼器１５が配設されている。
【００２７】
エンジンケース３内における燃焼器１５の後側には、高圧タービン１７が配設されており、この高圧タービン１７は、燃焼器１５からの高温ガスの膨張によって駆動されると共に圧縮機１３を連動して駆動するものであって、エンジン軸心Ｃを中心として回転可能な高圧タービンロータ１７ａを備えている。ここで、高圧タービンロータ１７ａは、圧縮機ロータ１３ａに一体的に連結に連結してある。
【００２８】
エンジンケース３内における高圧タービン１７の後側には、低圧タービン１９が配設されており、この低圧タービン１９は、高温ガスの膨張によって駆動されと共にファン９を連動して駆動するものであって、エンジン軸心Ｃを中心として回転可能な低圧タービンロータ１９ａを備えている。ここで、低圧タービンロータ１９ａは、ファン９に一体的に連結に連結してある。なお、低圧タービンロータ１９ａの後側中央には、テールコーン２１が配設されている。
【００２９】
エンジンケース３の後部には、ミキサ２３が配設されており、このミキサ２３は、主流路５から排出される高温ガスと、バイパス流路７から排出される低温の空気を混合するものである。そして、ミキサ２３の後側には、燃料を再燃焼させてエンジン推力を増大させるアフターバーナ２５が配設されており、このアフターバーナ２５の後側には、高温ガスと低温の空気を混合ガスとして排気する排気ノズル２７が配設されている。
【００３０】
次に、航空機エンジン１の構成要素の１つであるアフターバーナ（航空機エンジン用アフターバーナ）２５について詳細に説明する。
【００３１】
図１及び図３に示すように、エンジンケース３の後部には、排気ダクト２９が配設されており、この排気ダクト２９は、排気ノズル２７に接続されてある。また、排気ダクト２９内には、筒状のライナ３１が配設されている。
【００３２】
ライナ３１内には、後方に混合ガスの循環流（うず流）Ｓ（図４参照）を形成可能な環状のガッタ（フレームホルダ）３３が配設されている。ここで、ガッタ３３は、外側に、アウター環部３５を有してあって、内側に、インナー環部３７を有している。また、ガッタ３３は、部分断面形状が後方に向かってＶ字形状に拡がるように構成されている。
【００３３】
ライナ３１内におけるアウター環部３５の近傍には、混合ガスをアウター環部３５の表面に沿うように後方向へ誘導する環状のアウターガイド３９がガッタ３３を囲むように配設されており、アウターガイド３９の後縁の前後位置（航空機エンジン１のエンジン軸方向における位置）は、アウター環部３５の後縁の前後位置と同じになっている。また、ライナ３１内におけるインナー環部３７の近傍には、混合ガスをインナー環部３７の表面に沿うよう後方向へ誘導する環状のインナーガイド４１がガッタ３３に囲まれるように配設されており、インナーガイド４１の後縁の前後位置は、インナー環部３７の後縁の前後位置と同じになっている。
【００３４】
排気ダクト２９には、アウター環部３５及びインナー環部３７の表面に沿って後方向へ燃料を噴射する複数のスプレーバ４３がブラケット４５（図３中においては省略）を介して等間隔に配設されている。ここで、各スプレーバ４３は、ライナ３１及びアウターガイド３９をそれぞれ貫通してあって、各スプレーバ４３の先端部は、ガッタ３３の前側近傍にそれぞれ位置している。また、各スプレーバ４３は、先端部付近に、燃料噴射孔４３ａをそれぞれ備えている。
【００３５】
排気ダクト２９におけるいずれかのスプレーバ４３の後側近傍には、イグナイタ４７が固定スリーブ４９を介して配設されており、このイグナイタ４７は、先端部から燃料を含む混合ガスに対して火花を飛ばして着火するものである。ここで、イグナイタ４７は、ライナ３１を貫通してあって、イグナイタ４７の先端部は、アウターガイド３９及びアウター環部３５に表側から貫通してある。
【００３６】
図１、図２、及び図４（ｂ）に示すように、アウター環部３５の後縁におけるイグナイタ４７の先端部の後側近傍には、四角形状のアウター切欠き５１が形成されており、このアウター切欠き５１の幅は、イグナイタ４７の先端部の径よりも大きくしている。また、図４（ｃ）に示すように、アウター環部３５の後縁にアウター切欠き５１が形成される他に、インナー環部３７の後縁にアウター切欠き５１に対向した四角形状のインナー切欠き５３が形成されるようにしてもよい。
【００３７】
次に、本発明の実施形態の作用について説明する。
【００３８】
適宜のスタータ装置（図示省略）の作動によってファンロータ９ａ及び圧縮機ロータ１３ａをエンジン軸心Ｃを中心として回転させると、ファン９によって主流路５及びバイパス流路７に空気を送り込むことができ、圧縮機１３によって主流路５に送り込まれた空気を圧縮することができる。次に、燃焼器１５によって圧縮した空気の中で燃料を燃焼させて、高圧の高温ガスを発生させると、高温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。そして、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、航空機エンジン１を稼動させることができる。
【００３９】
また、航空機エンジン１の稼動中に、主流路５から排出される高温ガスと、バイパス流路７から排出される低温の空気をミキサ２３によって混合して、混合ガスとして排気ノズル２７から後方向へ排気されることにより、前記航空機はエンジン推力を得るこができる。
【００４０】
更に、スプレーバ４３によってアウター環部３５及びインナー環部３７の表面に沿って後方向へ燃料を噴射すると、ガッタ３３によって燃料を含む混合ガスの循環流Ｓを形成する。ここで、アウターガイド３９及びインナーガイド４１によって混合ガスをアウター環部３５及びインナー環部３７の表面に沿うように後方向へ誘導するため、アウター環部３５及びインナー環部３７の後方にそれぞれ循環流Ｓを安定的に形成することができ、燃料がガッタ３３付近に滞留する時間が長くなる。そして、イグナイタ４７の先端部から燃料を含む混合ガスに対して火花を飛ばして着火することにより、燃料を再燃焼させて、ガッタ３３の後方に火炎を形成するこができる。これにより、排気ノズル２７から後方向へ排気される混合が膨張して加速されることで、エンジン推力を増大させるこができる（アフターバーナ２５の一般的な作用）。
【００４１】
アフターバーナ２５の一般的な作用の他に、アウター環部３５の後縁におけるイグナイタ４７の先端部の後側近傍にアウター切欠き５１が形成されているため、図４（ｂ）に示すように、アウター環部３５の後方に形成される混合ガスの循環流Ｓにおける一部の領域の循環流中心（うず流中心）Ｓｂを局所的にイグナイタ４７の先端部に近づけることができる。
【００４２】
また、図４（ｃ）に示すように、アウター環部３５の後縁にアウター切欠き５１が形成され、かつインナー環部３７の後縁にインナー切欠き５３が形成された場合には、アウター環部３５及びインナー環部３７の後方にそれぞれ形成される混合ガスの循環流Ｓにおける一部の領域の循環流中心Ｓｂを局所的にイグナイタ４７の先端部に更に近づけることができる。
【００４３】
なお、図４（ａ）に示すように、アウター環部３５及びインナー環部３７の後方にそれぞれ形成される混合ガスの循環流Ｓにおける大部分の領域の循環流中心Ｓｂは、混合ガスの循環流Ｓのスケールの大きさに応じて、イグナイタ４７の先端部との距離を保っている。また、図４（ａ）（ｂ）（ｃ）に示す混合ガスの循環流Ｓの循環流中心Ｓｂは、ＣＦＤ(Computational  Fluid  Dynamics)解析によって求めたものである。
【００４４】
以上の如き、本発明の実施形態によれば、アウター環部３５の後方に形成される混合ガスの循環流Ｓにおける一部の領域の循環流中心Ｓｂを局所的にイグナイタ４７の先端部に近づけることができるため、ガッタ３３をエンジン軸方向へ大型化して、混合ガスの循環流Ｓのスケールを大きくしても、十分な燃料が混合ガスの循環流Ｓに乗ってイグナイタ４７の先端部付近まで戻ってくるこができる。そのため、アフターバーナ２５の着火性能を損なうことなく、アフターバーナ２５の保炎性能を容易かつ簡単に高めることができる。
【００４５】
特に、アウター環部３５の後縁にアウター切欠き５１が形成され、かつインナー環部３７の後縁にインナー切欠き５３が形成された場合には、アウター環部３５及びインナー環部３７の後方にそれぞれ形成される混合ガスの循環流Ｓにおける一部の領域の循環流中心Ｓｂを局所的にイグナイタ４７の先端部に更に近づけることができるため、より十分な燃料が混合ガスの循環流Ｓに乗ってイグナイタ４７の先端部付近まで戻ってくるこができ、前述の効果はより一層向上する。
【００４６】
また、アウター環部３５及びインナー環部３７の後方にそれぞれ循環流Ｓを安定的に形成することができ、燃料がガッタ３３付近に滞留する時間が長くなるため、アフターバーナ２５の保炎性能をより一層高めることができる。
【００４７】
なお、本発明は、前述の発明の実施形態の説明に限るものではなく、適宜の変更を行うことにより、その他種々の態様で実施可能である。
【図面の簡単な説明】
【００４８】
【図１】図５におけるI部の拡大図である。
【図２】図１におけるII-II線に沿った図である。
【図３】本発明の実施形態に係わる航空機エンジン用アフターバーナの模式的な部分背面図である。
【図４】ガッタの後方に形成される混合ガスの循環流を説明する図である。
【図５】本発明の実施の形態に係わる航空機エンジンの模式的な側断面図である。
【符号の説明】
【００４９】
１          航空機エンジン
５          主流路
７          バイパス流路
２５          アフターバーナ（航空機エンジン用アフターバーナ）
２９          排気ダクト
３１          ライナ
３３          ガッタ
３５          アウター環部
３７          インナー環部
３９          アウターガイド
４１          インナーガイド
４３          スプレーバ
４７          イグナイタ
５１          アウター切欠き
５３          インナー切欠き
【図１】
2006010179.tif 000003
【図２】
2006010179.tif 000004
【図３】
2006010179.tif 000005
【図４】
2006010179.tif 000006
【図５】
2006010179.tif 000007