(57)【要約】【課題】航空機エンジン１のエンジン効率の低下を抑えつつ、アフタバーナ２５の着火安定性及び保炎性を十分に確保すること。【解決手段】ライナ３１内における燃料噴射器３９の噴射孔４１の直下流側に、保炎器４５が配設され、保炎器４５は、ライナ３１の内周面に設けられかつ火炎を円周方向へ伝播可能な環状のアニュラス保炎部材４９と、アニュラス保炎部材４９の内側に放射状に配設されかつ火炎を半径方向へ伝播可能な複数のラジアル保炎部材５１とを備え、ラジアル保炎部材５１の内側にガイドリング５３が設けられ、ガイドリング５３の外周面とアニュラス保炎部材４９の内周面との間に燃料を含む混合ガスを下流方向へ案内する環状のガイド流路５７が形成されていること。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項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、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側に設けられたリアダクトと、
前記リアダクトの内側に設けられ、混合ガスを流通させるための筒状のライナと、
前記ライナ内において液状の燃料を噴射する燃料噴射器と、
前記燃料噴射器の下流側に配設され、前記ライナ内において燃料を含む混合ガスに着火する点火器と、
前記燃料噴射器の直下流側に配設され、前記ライナの内周面に設けられかつ火炎を円周方向へ伝播可能な環状のアニュラス保炎部材、及び前記アニュラス保炎部材の内側に放射状に配設されかつ火炎を半径方向へ伝播可能な複数のラジアル保炎部材を備え、火炎を保持する保炎器と、
前記ラジアル保炎部材の内側に設けられ、外周面と前記アニュラス保炎部材の内周面との間に燃料を含む混合ガスを下流方向へ案内する環状のガイド流路が形成されたガイドリングと、を具備したことを特徴とするアフタバーナ。
【請求項２】
前記ガイドリングの上流端が前記燃料噴射器の上流側に位置し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。
【請求項３】
燃焼ガスを後方向へ排出することにより、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。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジンのコア流路から排出された燃焼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との混合ガスに燃料を供給して、燃焼（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。
【背景技術】
【０００２】
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おり、一般的なアフタバーナの構成について簡単に説明すると、次のようになる。
【０００３】
即ち、航空機エンジンにおけるエンジンケースの出口側（後側）には、リアダクト（排気ダクト）が設けられており、このリアダクトの内側には、混合ガスを流通させるための筒状のライナが設けられている。また、リアダクトには、ライナ内において液状の燃料を噴射する燃料噴射器が設けられており、リアダクトにおける燃料噴射器の下流側には、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（点火プラグ）が設けられている。そして、ライナ内における燃料噴射器の下流側には、火炎を保持する保炎器（フレームホルダ）が設けられている。更に、保炎器は、ライナの内側に放射状に配設されかつ火炎を半径方向へ伝播可能な複数のラジアル保炎部材と、ライナの内周面に離隔した位置に複数のラジアル保炎部材と同心上に配設されかつ火炎を円周方向へ伝播可能な環状のアニュラス保炎部材とを備えている。
【０００４】
なお、本発明に関する先行技術として特許文献１及び特許文献２に示すものがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２００８−８６０６号公報
【特許文献２】特開平９−４５１１号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ところで、燃料噴射器からライナ内において噴射される燃料の拡散状態（拡散特性）は、航空機エンジンの運転状態（運転条件）に応じて変化する。そのため、航空機エンジンの運転状態によっては、点火器によって燃料を含む混合ガスに着火する際又は直前に、点火器の着火箇所に適切な濃度及び蒸発状態の燃料を供給できない場合がある。このような場合には、点火器によって燃料を含む混合ガスに着火することが困難になり、アフタバーナの着火安定性の低下を招くことになる。
【０００７】
また、保炎器の火炎の伝播性を高めて、アフタバーナの保炎性（燃焼安定性）を十分に確保するには、前述のように、保炎器が火炎を半径方向へ伝播可能な複数のラジアル保炎部材だけでなく、火炎を円周方向へ伝播可能な環状のアニュラス保炎部材を備える必要がある。一方、環状のアニュラス保炎部材をライナの内周面に離隔した位置に配設すると、アニュラス保炎部材とライナ内の混合ガスの主流の流れとの干渉によって、ライナ内における圧力損失（推力損失）が増大して、航空機エンジンのエンジン効率の低下を招くことになる。
【０００８】
つまり、航空機エンジンのエンジン効率の低下を抑えつつ、アフタバーナの着火安定性及び保炎性を十分に確保することが困難であるという問題がある。
【０００９】
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成からなるアフタバーナ等を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明の第１の特徴は、航空機エンジンのコア流路（主流路）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（バイパス流路）から排出された空気との混合ガスに燃料を供給して、燃焼（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側（後側）に設けられたリアダクト（排気ダクト）と、前記リアダクトの内側に設けられ、混合ガスを流通させるための筒状のライナと、前記ライナ内において液状の燃料を噴射する燃料噴射器と、前記燃料噴射器の下流側（前記燃料噴射器の噴射箇所の下流側）に配設され、前記ライナ内において燃料を含む混合ガスに着火（点火）する点火器（点火プラグ）と、前記燃料噴射器の直下流側に配設され、前記ライナの内周面（内壁面）に設けられかつ火炎を円周方向へ伝播可能な環状のアニュラス保炎部材、及び前記アニュラス保炎部材の内側に放射状に配設されかつ火炎を半径方向へ伝播可能な複数のラジアル保炎部材を備え、火炎を保持する保炎器と、前記ラジアル保炎部材の内側に設けられ、外周面（外壁面）と前記アニュラス保炎部材の内周面との間に燃料を含む混合ガス（混合気）を下流方向へ案内する環状のガイド流路が形成されたガイドリング（環状のガイド部材）と、を具備したことを要旨とする。
【００１１】
ここで、本願の特許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り、「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。また、「下流」とは、燃焼ガス、空気、又は混合ガスの主流の流れ方向から見て下流のことをいい、航空機エンジンの後側に向かう方向を意味する。「上流」とは、燃焼ガス、空気、又は混合ガスの主流の流れ方向から見て上流のことをいい、航空機エンジンの前側に向かう方向を意味する。そして、「内径が下流方向に向かって縮径し」とは、全体として内径が下流方向に向かって縮径していることの意であって、一部分の内径が縮径してない場合を含む意である。同様に、「外径が下流方向に向かって縮径し」とは、全体として外径が下流方向に向かって縮径していることの意であって、一部分の外径が縮径してない場合を含む意である。更に、「半径方向」とは、航空機エンジンの半径方向（換言すれば、リアダクトの半径方向、又はライナの半径方向）のことをいう。なお、「軸方向」とは、航空機エンジンの軸方向（換言すれば、リアダクトの軸方向、又はライナの軸方向）のことをいう。
【００１２】
第１の特徴によると、前記航空機エンジンの稼働中に、前記燃料噴射器から前記ライナ内において燃料を噴射すると、燃料を含む空気が前記ガイド流路の入口から前記ガイド流路内に導入され、前記ガイド流路内を流通して、前記ガイド流路の出口から前記点火器の着火箇所（前記アニュラス保炎部材の直下流側）に流出する。そして、前記点火器によって燃料を含む混合ガスに着火することにより、前記保炎器の下流側（直下流側）に火炎を形成しつつ、前記ライナ内において燃料を含む混合ガスを燃焼（再燃焼）させる。これにより、前記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、前記航空機エンジンの推力を増大させることができる。
【００１３】
ここで、燃料を含む空気が前記ガイド流路の入口から前記ガイド流路内に導入され、前記ガイド流路の出口から前記点火器の着火箇所に流出するため、前記ライナ内における燃料の拡散を抑えて、前記点火器の着火箇所に適切な濃度及び蒸発状態の燃料を供給することができる。換言すれば、前記航空機エンジンの運転状態（運転条件）に拘わらず、前記点火器によって燃料を含む混合ガスに着火する際又は直前に、前記点火器の着火箇所に適切な濃度及び蒸発状態の燃料を供給することができる。
【００１４】
前記保炎器が火炎を半径方向へ伝播可能な複数の前記ラジアル保炎部材だけでなく、火炎を円周方向へ伝播可能な前記アニュラス保炎部材を備えているため、前記保炎器の火炎の伝播性を高めることができる。また、前記アニュラス保炎部材が前記ライナの内周面に設けられているため、前記アニュラス保炎部材と前記ライナ内の混合ガスの主流の流れとの干渉を抑えて、前記ライナ内における圧力損失（推力損失）を低減することができる。
【００１５】
本発明の第２の特徴は、燃焼ガス（燃焼ガス及び空気）を後方向へ排出することにより、推力を発生させる航空機エンジンにおいて、第１の特徴からなるアフタバーナを具備したことを要旨とする。
【００１６】
第２の特徴によると、第１の特徴による作用と同様の作用を奏する。
【発明の効果】
【００１７】
本発明によれば、前記航空機エンジンの運転状態に拘わらず、前記点火器によって燃料を含む混合ガスに着火する前に、前記点火器の着火箇所に適切な濃度、蒸発状態等の燃料を供給できるため、前記点火器によって安定的に着火することができ、前記アフタバーナの着火安定性を十分に確保することができる。また、前記保炎器の火炎の伝播性を高めつつ、前記アニュラス保炎部材と前記ライナ内の混合ガスの主流の流れとの干渉を抑えて、前記ライナ内における圧力損失を低減できるため、前記航空機エンジンのエンジン効率の低下を抑えつつ、前記アフタバーナの保炎性（燃焼安定性）を十分に確保することができる。よって、本発明によれば、前記航空機エンジンのエンジン効率の低下を抑えつつ、前記アフタバーナの着火安定性及び保炎性を十分に確保することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】図１は、図４における矢印で示した部分Iの拡大図であって、本発明の実施形態に係るアフタバーナの側断面図である。
【図２】図２は、本発明の実施形態に係るアフタバーナの特徴部分の斜視図である。
【図３】図３は、図４におけるIII-III線に沿った拡大図である。
【図４】図４は、本発明の実施形態に係る航空機エンジンの側断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
本発明の実施形態について図１から図４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）、「ＳＤ」は、軸方向、「ＲＤ」は、半径方向、「ＣＤ」は、円周方向をそれぞれ指している。
【００２０】
図４に示すように、本発明の実施形態に係る航空機エンジン１は、燃焼ガス（高温ガス）Ｇ及び空気（低温空気）Ａを後方向へ排出することにより、推力（エンジン推力）を発生させる装置である。また、航空機エンジン１は、筒状のコアケース（エンジン内筒）３を具備しており、このコアケース３の内側には、環状のコア流路（主流路）５が形成されている。更に、コアケース３の外側には、筒状のエンジンケース（エンジン外筒）７がコアケース３と同心上に配設されており、エンジンケース７の内周面とコアケース３の外周面との間には、環状のファン流路（バイパス流路）９が形成されている。
【００２１】
エンジンケース７内の前部には、コア流路５及びファン流路９に空気Ａを取り入れるファン１１が配設されており、ファン１１の前側の中央部には、空気Ａを後方向へ案内するインレットコーン１３が配設されている。また、ファン１１の後側には、コア流路５に取り入れた空気Ａを圧縮する圧縮機１５が配設されており、圧縮機１５の後側には、燃焼器１７が配設されており、この燃焼器１７は、燃料を含む空気Ａを燃焼させて燃焼ガスＧを生成するものである。
【００２２】
燃焼器１７の後側には、高圧タービン１９が配設されており、この高圧タービン１９は、燃焼器１７からの燃焼ガスＧの膨張によって駆動すると共に圧縮機１５を連動して駆動させるものである。また、高圧タービン１９の後側には、低圧タービン２１が配設されており、この低圧タービン２１は、燃焼ガスＧの膨張によって駆動すると共にファン１１を連動して駆動させるものである。更に、コアケース３内における後部には、燃焼ガスＧを後方向へ案内するテールコーン２３がコアケース３と同心上に配設されており、テールコーン２３は、コアケース３から後方向へ突出している。
【００２３】
エンジンケース７の後部には、アフタバーナ２５が配設されており、このアフタバーナ２５は、コア流路５から排出された燃焼ガスＧとファン流路９から排出された空気（低温空気）Ａとの混合ガスに燃料を供給して、燃焼（再燃焼）させることにより、航空機エンジン１の推力（エンジン推力）を増大させるものである。また、アフタバーナ２５の後側には、燃焼ガスＧ及び空気Ａ（燃焼ガスＧと空気Ａとの混合ガス）を排出する排気ノズル２７が配設されている。
【００２４】
続いて、本発明の実施形態に係るアフタバーナ２５の具体的な構成について説明する。
【００２５】
図１から図３に示すように、エンジンケース７の下流側（後側）には、リアダクト（排気ダクト）２９がエンジンケース７と同心上に配設されている。また、リアダクト２９の内側には、燃焼ガスＧと空気Ａとの混合ガスを後方向へ流通させるための筒状のライナ３１が複数（図１において１つのみ図示）の支柱３３を介してリアダクト２９と同心上に配設されており、このライナ３１の軸方向（航空機エンジン１の軸方向）に沿った断面は、波型形状を呈するようにしても構わない。そして、ライナ３１の外周面（外壁面）とリアダクト２９の内周面（内壁面）との間には、ファン流路９から排出された空気Ａの一部を冷却空気ＣＡとして流通させるための環状の冷却流路３５が形成されている。更に、ライナ３１の全域には、冷却空気ＣＡをライナ３１の内周面に沿うように吹き出すための複数の冷却孔３７が満遍なく貫通形成されている。なお、コアケース３の後部に、コア流路５から排出された燃焼ガスＧとファン流路９から排出された空気Ａとを混合する公知のミキサ（図示省略、例えば特開２０１３−１８１４７３号公報、特開２０１２−１３２６３０号公報等参照）が配設されるようにしても構わない。
【００２６】
リアダクト２９には、ライナ３１内において液状の燃料を噴射する中空棒状の複数の燃料噴射器３９が円周方向（所定の円周方向）に間隔を置いて配設されており、複数の燃料噴射器３９は、液状の燃料を供給するための燃料供給源（図示省略）に接続されている。また、各燃料噴射器３９の先端部は、ライナ３１を貫通しており、各燃料噴射器３９の先端部には、液状の燃料を噴射可能な噴射孔４１が形成されている。そして、リアダクト２９における燃料噴射器３９の噴射孔４１（噴射位置）の下流側には、ライナ３１内において燃料を含む混合ガスに着火（点火）する複数（図１において１つのみ図示）の点火器（点火プラグ）４３が円周方向に間隔を置いて配設されており、各点火器４３の先端部は、ライナ３１を貫通している。なお、リアダクト２９に中空棒状の複数の燃料噴射器３９が配設される代わりに、ライナ３１の内壁面にライナ３１内において液状の燃料を噴射する中空環状の燃料噴射器（図示省略）が配設されるようにしても構わない。
【００２７】
ライナ３１内における燃料噴射器３９の噴射孔４１の直下流側には、火炎を保持する保炎器（フレームホルダ）４５が配設されている。また、保炎器４５は、ライナ３１の内周面（内壁面）に複数（図１において１つのみ図示）の支柱４７を介して設けられかつ火炎を円周方向へ伝播可能な環状のアニュラス保炎部材４９と、アニュラス保炎部材４９の内側に放射状に配設されかつ火炎を半径方向へ伝播可能な複数のラジアル保炎部材５１とを備えている。ここで、アニュラス保炎部材４９は、円周方向に沿って分割した円弧状の複数の保炎セグメント５３からなり、下流側（直下流側）に保炎領域（低速領域）ＦＡを生成可能であって、アニュラス保炎部材４９の内径は、下流方向に向かって縮径してある。また、各ラジアル保炎部材５１の基端部（半径方向外側の端部）は、リアダクト２９に固定されており、各ラジアル保炎部材５１は、下流側（直下流側）に保炎領域ＦＡを生成可能であって、各ラジアル保炎部材５１の半径方向に直交する方向に沿った断面は、下流側を開放したＶ字形状を呈している。なお、アニュラス保炎部材４９が円周方向に沿って分割した円弧状の複数の保炎セグメント（図示省略）により構成されるようにしても構わない。
【００２８】
ラジアル保炎部材５１の内側には、ガイドリング（環状のガイド部材）５３が複数（図１において１つのみ図示）の支柱５５を介して同心上に設けられている。また、ガイドリング５３の外径は、下流方向に向かって縮径しており、ガイドリング５３の上流端（上流側の端縁）は、燃料噴射器３９の噴射孔４１の上流側に位置している。そして、ガイドリング５３の外周面（外壁面）とアニュラス保炎部材４９の内周面との間には、燃料を含む混合ガス（混合気）を下流方向へ案内する環状のガイド流路５７が形成されている。ここで、ガイド流路５７の入口５７ｉは、燃料噴射器３９の噴射孔４１側に位置しており、ガイド流路５７の出口５７ｏは、点火器４３の着火箇所側（アニュラス保炎部材４９の直下流側）に位置している。なお、ガイドリング５３が円周方向に沿って分割した円弧状の複数のガイドセグメント（図示省略）により構成されるようにしても構わない。
【００２９】
続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。
【００３０】
適宜のスタータ装置（図示省略）の作動によってファン１１及び圧縮機１５を駆動させると、ファン１１によってコア流路５及びファン流路９に空気Ａを取り込むことができ、圧縮機１５によってコア流路５に取り込んだ空気Ａを圧縮することができる。次に、燃焼器１７によって燃料を含む空気Ａ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１９及び低圧タービン２１を駆動させて、圧縮機１５及びファン１１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１１の駆動、圧縮機１５の駆動、燃焼器１７による燃焼、高圧タービン１９の駆動、及び低圧タービン２１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。これにより、航空機エンジン１の稼動中に、コア流路５を経由した燃焼ガスＧ及びファン流路９を経由した空気Ａが排気ノズル２７から後方向へ排出され、航空機エンジン１の推力（エンジン推力）を発生させることができる。なお、排気ノズル２７から排出される空気Ａは、排気ノズル２７から排出される燃焼ガスＧを覆っている（航空機エンジン１の通常の作用）。
【００３１】
航空機エンジン１の稼働中に、複数の燃料噴射器３９からライナ３１内において燃料を噴射すると、燃料を含む空気Ａがガイド流路５７の入口５７ｉからガイド流路５７内に導入され、ガイド流路５７内を流通して、ガイド流路５７の出口５７ｏから複数の点火器４３の着火箇所（アニュラス保炎部材４９の直下流側）に流出する。そして、複数の点火器４３によって燃料を含む混合ガスに着火することにより、保炎器４５の下流側（直下流側）に火炎を形成しつつ、ライナ３１内において燃料を含む混合ガスを燃焼（再燃焼）させる。これにより、ライナ３１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１の推力を増大させることができる。
【００３２】
一方、航空機エンジン１の稼働中に、ファン流路９から排出された空気Ａの一部が冷却空気ＣＡとして冷却流路３５を流通することにより、ライナ３１に対して対流冷却を行うことができる。また、ライナ３１の対流冷却に寄与した冷却空気ＣＡが複数の冷却孔３７から吹き出されることにより、ライナ３１の内周面を覆うフィルム冷却層（図示省略）を形成して、ライナ３１に対してフィルム冷却を行うことができる。なお、ライナ３１のフィルム冷却に寄与した冷却空気ＣＡは、混合ガスの一部になる（アフタバーナ２５の通常の作用）。
【００３３】
ここで、燃料を含む空気Ａがガイド流路５７の入口５７ｉからガイド流路５７内に導入され、ガイド流路５７の出口５７ｏから複数の点火器４３の着火箇所に流出するため、ライナ３１内における燃料の拡散を抑えて、複数の点火器４３の着火箇所に適切な濃度及び蒸発状態の燃料を供給することができる。特に、ガイドリング５３の上流端が燃料噴射器３９の噴射孔４１の上流側に位置しているため、燃料を含む空気Ａのガイド流路５７内への導入が促進され、ライナ３１内における燃料の拡散をより抑えることができる。換言すれば、航空機エンジン１の運転状態（運転条件）に拘わらず、複数の点火器４３によって燃料を含む混合ガスに着火する際又は直前に、複数の点火器４３の着火箇所に適切な濃度及び蒸発状態の燃料を供給することができる。
【００３４】
保炎器４５が火炎を半径方向へ伝播可能な複数のラジアル保炎部材５１だけでなく、火炎を円周方向へ伝播可能なアニュラス保炎部材４９を備えているため、保炎器４５の火炎の伝播性を高めることができる。また、アニュラス保炎部材４９がライナ３１の内周面に設けられているため、アニュラス保炎部材４９とライナ３１内の混合ガスの主流の流れとの干渉を抑えて、ライナ３１内における圧力損失（推力損失）を低減することができる（アフタバーナ２５の特有の作用）。
【００３５】
従って、本発明の実施形態によれば、航空機エンジン１の運転状態に拘わらず、複数の点火器４３によって燃料を含む混合ガスに着火する際又は直前に、複数の点火器４３の着火箇所に適切な濃度及び蒸発状態の燃料を供給できるため、複数の点火器４３によって安定的に着火することができ、アフタバーナ２５の着火安定性を十分に確保することができる。また、保炎器４５の火炎の伝播性を高めつつ、アニュラス保炎部材４９とライナ３１内の混合ガスの主流の流れとの干渉を抑えて、ライナ３１内における圧力損失を低減できるため、航空機エンジン１のエンジン効率の低下を抑えつつ、アフタバーナ２５の保炎性（燃焼安定性）を十分に確保することができる。よって、本発明の実施形態によれば、航空機エンジン１のエンジン効率の低下を抑えつつ、アフタバーナ２５の着火安定性及び保炎性を十分に確保することができる。
【００３６】
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。
【符号の説明】
【００３７】
１：航空機エンジン、５：コア流路、７：エンジンケース、９：ファン流路、２５：アフタバーナ、２９：リアダクト、３１：ライナ、３９：燃料噴射器、４３：点火器（点火プラグ）、４５：保炎器、４９：アニュラス保炎部材、５１：ラジアル保炎部材、５３：ガイドリング、５７：ガイド流路、Ａ：空気、ＦＡ：保炎領域、Ｇ：燃焼ガス
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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