(57)【要約】【課題】  ジェットエンジン用燃焼器１の燃焼性能の向上を図りつつ、再着火性を十分に確保すること。【解決手段】  アウタライナ１１の表面における所定の配置領域（イグナイタ２９の直上流側の隣接する領域）Ｓの直上流側には、プラズマアクチュエータ３１が設けられ、プラズマアクチュエータ３１は、混合気中の燃料に再着火を行う直前に、各所定の希釈孔１９ｈ’から流出する希釈空気Ａを燃料の噴霧流Ｆに対して離反する側へ流すためのプラズマＰによる誘導気流（所定の誘導気流）ＩＦを、各所定の希釈孔１９ｈ’の入口側に発生させるように構成されたこと。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ジェットエンジンに用いられ、燃料と圧縮空気との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成するジェットエンジン用燃焼器において、
中空環状又は筒状の燃焼器ケースと、
前記燃焼器ケース内に設けられ、上流端側に隔壁を有し、内側に混合気を燃焼させるための燃焼室を有し、圧縮空気の一部を希釈空気として前記燃焼室内に導入するための複数の希釈孔が貫通形成された中空環状又は筒状の燃焼器ライナと、
前記隔壁に設けられ、前記燃焼室内に向かって燃料を円錐状の噴霧流として噴射する燃料噴射弁と、
前記隔壁に設けられ、圧縮空気を前記燃焼室内に導入する空気導入部材と、
前記燃焼室ケースに設けられ、先端部が前記燃焼室側に面し、混合気中の燃料に着火するイグナイタと、
前記燃焼器ライナの表面における前記イグナイタの直上流側の隣接する配置領域に応じた箇所に設けられ、電圧の印加によってプラズマを生成するプラズマアクチュエータと、を具備したことを特徴とするジェットエンジン用燃焼器。
【請求項２】
前記プラズマアクチュエータは、混合気中の燃料に再着火を行う直前に、前記複数の希釈孔のうち前記配置領域に配置した所定の希釈孔から流出する希釈空気を燃料の噴霧流に対して離反する側へ流すためのプラズマによる誘導気流を、前記所定の希釈孔の入口側に発生させるように構成されていることを特徴とする請求項１に記載のジェットエンジン用燃焼器。
【請求項３】
混合気中の燃料に再着火を行う直前にのみ、前記プラズマアクチュエータに電圧を印加するように制御するコントローラを具備したことを特徴とする請求項２に記載のジェットエンジン用燃焼器。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ジェットエンジンに用いられ、燃料と圧縮空気（一次空気、二次空気）との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成するジェットエンジン用燃焼器に関する。
【背景技術】
【０００２】
近年、ジェットエンジン用燃焼器の分野において、環境保護の観点からＮＯｘ（窒化酸化物）の発生量の低減化の要請が強く、それに伴い、ジェットエンジン用燃焼器の開発も活発化している。そして、広く汎用されているアニュラ型のジェットエンジン用燃焼器の一般的な構成について簡単に説明すると、次のようになる。
【０００３】
アニュラ型のジェットエンジン用燃焼器は、中空環状の燃焼器ケースを具備しており、この燃焼器ケース内には、中空環状の燃焼器ライナが設けられている。また、燃焼器ライナは、上流端側に、環状の隔壁を有しており、内側に、燃料と圧縮空気との混合気を燃焼させるための環状の燃焼室を有している。そして、燃焼器ライナには、圧縮空気の一部を希釈空気（二次空気）として燃焼室内に導入するための複数の希釈孔が貫通形成されている。
【０００４】
隔壁には、燃焼室内に向かって燃料を円錐状の噴霧流として噴射（噴霧）する燃料噴射弁が設けられている。また、隔壁における各燃料噴射弁の周りには、圧縮空気（一次空気）を燃焼室内に旋回させた状態で導入する空気導入部材としてのスワラが設けられている。更に、燃焼器ケースには、混合気中の燃料に着火（点火）する複数のイグナイタ（点火栓）が周方向に間隔を置いて設けられており、各イグナイタの先端部は、燃焼室に面している。
【０００５】
なお、本発明に関連する先行技術として特許文献１から特許文献３に示すものがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】特開２００５−１０６３５１号公報
【特許文献２】特開２００１−１４７０１９号公報
【特許文献３】特開平１０−９６５１６号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
ところで、ジェットエンジン用燃焼器の出口温度の均一性を高めて、ジェットエンジン用燃焼器の燃焼性能の向上を図るには、イグナイタの上流側及び下流側において複数の希釈孔を周方向の全域に満遍なく配置する必要がある。一方、イグナイタの直上流側の隣接する配置領域（イグナイタの直上流側でかつイグナイタに隣接する配置領域）に希釈孔を配置すると、その希釈孔から流出する希釈空気が燃料の噴霧流と干渉して、燃料をイグナイタの先端部付近に到達させることが困難になって、ジェットエンジン用燃焼器の再着火性（高空再着火性）を阻害することになる。そのため、通常、イグナイタの直上流側の隣接する配置領域には希釈孔を配置しないように制約を課して、ジェットエンジン用燃焼器の再着火性を十分に確保していた。つまり、ジェットエンジン用燃焼器の燃焼性能の向上を図りつつ、ジェットエンジン用燃焼器の再着火性を十分に確保することは容易でないという問題がある。
【０００８】
なお、前述の問題は、アニュラ型のジェットエンジン用燃焼器だけでなく、カン型のジェットエンジン用燃焼器についても同様に生じるものである。
【０００９】
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成のジェットエンジン用燃焼器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】
本発明の特徴は、ジェットエンジンに用いられ、燃料と圧縮空気（一次空気、二次空気）との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成するジェットエンジン用燃焼器において、中空環状又は筒状の燃焼器ケースと、前記燃焼器ケース内に設けられ、上流端側に隔壁を有し、内側に混合気を燃焼させるための燃焼室を有し、圧縮空気の一部を希釈空気（二次空気）として前記燃焼室内に導入するための複数の希釈孔が貫通形成された中空環状又は筒状の燃焼器ライナと、前記隔壁に設けられ、前記燃焼室内に向かって燃料を円錐状の噴霧流として噴射（噴霧）する燃料噴射弁と、前記隔壁に設けられ、圧縮空気（一次空気）を前記燃焼室内に導入する空気導入部材と、前記燃焼室ケースに設けられ、先端部が前記燃焼室側に面し、混合気中の燃料に着火（点火）するイグナイタ（点火栓）と、前記燃焼器ライナの表面における前記イグナイタの直上流側の隣接する配置領域（前記イグナイタの直上流側でかつ前記イグナイタに隣接する配置領域）に応じた箇所に設けられ、電圧の印加によってプラズマを生成するプラズマアクチュエータと、を具備したことを要旨とする。
【００１１】
なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「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、「貫通形成され」とは、直接的に貫通形成されたことの他に、別部材を介して貫通形成されたことを含む意である。また、「上流端側」とは、混合気又は燃焼ガスの主流の流れ方向から見て上流端側のことをいい、「直上流側」とは、混合気又は燃焼ガスの主流の流れ方向から見て直上流側のことをいう。更に、「配置領域に応じた箇所」とは、配置領域の直上流側の箇所のことの他に、配置領域内の箇所を含む意である。
【００１２】
本発明の特徴によると、前記燃料噴射弁によって前記燃焼室内に向かって燃料が円錐状の噴霧流として噴射されると共に、前記空気導入部材から圧縮空気が前記燃焼室内に導入される。また、前記空気導入部材から圧縮空気の他に、複数の前記希釈孔から圧縮空気の一部が希釈空気として前記燃焼室内に導入される。これにより、前記燃焼室内において燃料と圧縮空気との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成して前記燃焼ライナの出口側から排出すると共に、火炎温度を下げて、ＮＯｘ（窒化酸化物）の発生量の低減を図ることができる。
【００１３】
ここで、混合気中の燃料に対する前記イグナイタによる最初の着火は、前記ジェットエンジンの始動時に行われ、混合気中の燃料に対する前記イグナイタによる再着火は、飛行中に火炎が消えた場合に行われる。また、前記燃焼器ライナから排出された燃焼ガスは、前記ジェットエンジン用燃焼器の下流側に配設されたタービンを駆動するようになっている（本発明の特徴による通常の作用）。
【００１４】
混合気中の燃料に再着火を行う直前に、前記プラズマアクチュエータに電圧を印加することにより、前記プラズマアクチュエータを駆動させて、プラズマを生成して、前記所定の希釈孔の入口側にプラズマによる誘導気流を発生させる。これにより、前記所定の希釈孔から流出する希釈空気が燃料の噴霧流に対して離反する側へ流れて、混合気中の燃料に再着火を行う時に、燃料を前記イグナイタの先端部付近まで確実に到達させることができる。換言すれば、前記イグナイタの上流側及び下流側において前記複数の希釈孔を周方向の全域に満遍なく配置した上で、混合気中の燃料に対して前記イグナイタによる再着火を行う時に、燃料を前記イグナイタの先端部付近まで確実に到達させることができる（本発明の特徴による特有の作用）。
【００１５】
なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「下流側」とは、混合気又は燃焼ガスの主流の流れ方向から見て下流側のことをいう。
【発明の効果】
【００１６】
本発明によれば、前記イグナイタの上流側及び下流側において前記複数の希釈孔を周方向の全域に満遍なく配置した上で、混合気中の燃料に再着火を行う時に、燃料を前記イグナイタの先端部付近まで確実に到達させることができるため、前記ジェットエンジン用燃焼器の燃焼性能の向上を図りつつ、前記ジェットエンジン用燃焼器の再着火性（高空再着火性）を十分に確保することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】図１は、本発明の実施形態に係るジェットエンジン用燃焼器の部分側断面図である。
【図２】図２は、図３におけるII-II線に沿った図である。
【図３】図３は、図１におけるIII-III線に沿った図である。なお、燃料供給管の図示は省略してある。
【図４】図４は、図３における矢視部IVの拡大図であって、プラズマアクチュエータの動作を示す図である。
【図５】図５は、図２におけるV-V線に沿った拡大図であって、プラズマアクチュエータの構成を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
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、「Ｄ１」は、混合ガス又は燃焼ガスの主流の流れ方向から見て上流方向、「Ｄ２」は、混合ガス又は燃焼ガスの主流の流れ方向から見て下流方向をそれぞれ指してある。
【００１９】
図１から図３に示すように、本発明の実施形態に係るアニュラ型のジェットエンジン用燃焼器１は、ジェットエンジン（図示省略）に用いられ、燃料と圧縮空気（一次空気、二次空気）Ａとの混合気（図示省略）を燃焼させて、燃焼ガスＧを生成するものである。また、ジェットエンジン用燃焼器１は、ジェットエンジンにおける圧縮機（図示省略）とタービン（図示省略）との間に配設されるものである。
【００２０】
ジェットエンジン用燃焼器１は、中空環状の燃焼器ケース３を具備しており、この燃焼器ケース３は、環状のアウタケース５と、このアウタケース５の内側にジェットエンジンのエンジン軸心ＥＣを中心として同心円上に設けられた環状のインナケース７とを備えている。また、燃焼器ケース３の入口側は、圧縮機からの圧縮空気Ａを導入可能である。
【００２１】
燃焼器ケース３内には、中空環状の燃焼器ライナ９が同心上に設けられており、この燃焼器ライナ９は、環状のアウタライナ１１と、このアウタライナ１１の内側に同心状に設けられた環状のインナライナ１３とを備えている。また、アウタライナ１１の上流端（上流側の端部）とインナライナ１３の上流端の間には、環状の隔壁１５が連結するように設けられており、換言すれば、燃焼器ライナ９は、上流端側に、環状の隔壁１５を有している。また、アウタライナ１１とインナライナ１３との間には、燃料と圧縮空気Ａとの混合気を燃焼させるための環状の燃焼室１７が区画形成されており、換言すれば、燃焼器ケース３は、内側に、環状の燃焼室１７を有している。
【００２２】
アウタライナ１１（燃焼器ライナ９の外周部）には、複数のアウタスリーブ１９が周方向に沿って間隔を置いて設けられており、各アウタスリーブ１９は、燃焼室１７側に突出してある。また、各アウタスリーブ１９は、内側に、圧縮空気Ａを希釈空気（二次空気）Ａとして燃焼室１７内に導入するためのアウタ希釈孔１９ｈを有している。換言すれば、アウタライナ１１には、複数のアウタ希釈孔１９ｈが複数のアウタスリーブ１９を介して周方向に沿って間隔を置いて貫通形成されている。同様に、インナライナ１３（燃焼器ライナ９の内周部）には、複数のインナスリーブ２１が周方向に沿って間隔を置いて設けられており、各インナスリーブ２１は、燃焼室１７側に突出してある。また、各インナスリーブ２１は、内側に、圧縮空気Ａを希釈空気Ａとして燃焼室１７内に導入するためのインナ希釈孔２１ｈを有している。換言すれば、インナライナ１３には、複数のインナ希釈孔２１ｈが複数のインナスリーブ２１を介して周方向に沿って間隔を置いて貫通形成されている。なお、複数のアウタ希釈孔１９ｈ及び複数のインナ希釈孔２１ｈは、混合ガス又は燃焼ガスの主流の流れ方向に沿って２列になっているが、３列以上であっても構わない。
【００２３】
アウタライナ１１には、圧縮空気Ａの一部を冷却空気としてアウタライナ１１の内面に沿うように吹き出すための複数のアウタ冷却孔（図示省略）が貫通形成されている。同様に、インナライナ１３には、圧縮空気Ａの一部を冷却空気としてインナライナ１３の内面に沿うように吹き出すための複数のインナ冷却孔（図示省略）が貫通形成されている。
【００２４】
隔壁１５には、燃焼室１７内に向かって燃料を円錐状の噴霧流Ｆとして噴射（噴霧）する複数の燃料噴射弁２３が円周方向に沿って間隔を置いて設けられており、各燃料噴射弁２３は、例えば公知の構成からなる圧力噴射弁であって、中央に、燃料を噴射可能なノズル孔２３ｈを有している。また、アウタケース５には、燃料を供給可能な複数（１つのみ図示）の燃料供給管２５が円周方向に沿って間隔を置いて設けられており、各燃料供給管２５の先端部は、対応する燃料噴射弁２３の基部に接続されている。更に、隔壁１５における各燃料噴射弁２３の周りには、圧縮空気（一次空気）Ａを燃焼室１７内に旋回させた状態で導入する空気導入部材としてのスワラ（軸流スワラ又は接線流スワラ）２７が設けられている。そして、アウタケース５の適宜位置には、混合気中の燃料に着火（点火）する複数（１つのみ図示）のイグナイタ（点火栓）２９が設けられており、各イグナイタ２９の先端部は、燃焼室１７側に突出した状態で面している。
【００２５】
アウタライナ１１の表面における所定の配置領域Ｓの直上流側（所定の配置領域Ｓの応じた箇所の一例）には、プラズマアクチュエータ３１が設けられており、このプラズマアクチュエータ３１は、電圧の印加によってプラズマＰを生成するものである。ここで、所定の配置領域Ｓとは、イグナイタ２９の直上流側の隣接する領域（イグナイタ２９の直上流側でかつイグナイタ２９に隣接する領域）のことをいい、所定の配置領域Ｓには、一対の所定のアウタ希釈孔１９ｈ’が配置されている。なお、プラズマアクチュエータ３１の配設箇所は、アウタライナ１１の表面における所定の配置領域Ｓの応じた箇所であれば、アウタライナ１１の表面における所定の配置領域Ｓの直上流側でなくても構わない。
【００２６】
図５に示すように、プラズマアクチュエータ３１は、アウタライナ１１の表面に埋設した状態で設けられた一対の絶縁体３３を備えており、各絶縁体３３は、耐熱性のあるセラミックからなるものであって、０．３ｍｍ以下の厚みに設定されている。また、各絶縁体３３の表面におけるイグナイタ２９に近い側の部位には、第１電極（表面側電極）３５が設けられており、各第１電極３５の厚みは、０．１ｍｍ以下に設定されている。更に、各絶縁体３３の裏面におけるイグナイタ２９に遠い側の部位には、第２電極（裏面側電極）３７が設けられており、各第２電極３７の厚みは、０．１ｍｍ以下に設定されている。ここで、各第１電極３５及び各第２電極３７は、ジェットエンジンの適宜位置に配設した交流電源３９に電気的に接続されており、各第２電極３７は、アウタライナ１１の母材に対して絶縁されている。なお、各対応する第１電極３５の縁部と第２電極３７の縁部は、絶縁体３３の厚み方向から見たときに一致しているが、各対応する第１電極３５の縁部と第２電極３７の縁部が重なっていたり、離れていたりしても構わない。
【００２７】
図２、図４、及び図５に示すように、プラズマアクチュエータ３１は、各対応する第１電極３５と第２電極３７の間に交流電源３９から電圧を印加されると、各第１電極３５の縁部側でかつ絶縁体３３の厚み方向から見て各第２電極３７と重なる側に、プラズマＰを生成するように構成されている。そして、プラズマアクチュエータ３１は、混合気中の燃料に再着火を行う直前に、各所定の希釈孔１９ｈ’から流出する希釈空気Ａを燃料の噴霧流Ｆに対して離反する側（換言すれば、イグナイタ２９の先端部に対して離反する側）へ流すためのプラズマＰによる誘導気流（所定の誘導気流）ＩＦを、各所定の希釈孔１９ｈ’の入口側に発生させるように構成されている。更に、ジェットエンジンの適宜位置には、コントローラ（制御器）４１が配設されており、このコントローラ４１は、混合気中の燃料に再着火を行う直前にのみ、プラズマアクチュエータ３１における各対応する第１電極３５と第２電極３７の間に電圧を印加するように交流電源３９を制御するようになっている。
【００２８】
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。
【００２９】
複数の燃料噴射弁２３によって燃焼室１７内に向かって燃料が円錐状の噴霧流Ｆとして噴射されると共に、複数のスワラ２７から圧縮空気Ａが燃焼室１７内に旋回させた状態で導入される。また、複数のスワラ２７から圧縮空気Ａの他に、複数のアウタ希釈孔１９ｈ及び複数のインナ希釈孔２１ｈから圧縮空気Ａが希釈空気Ａとして燃焼室１７内に導入される。これにより、燃焼室１７内において燃料と圧縮空気Ａとの混合気を燃焼させて、燃焼ガスＧを生成して燃焼器ライナ９の出口側から排出すると共に、火炎温度を下げて、ＮＯｘ（窒化酸化物）の発生量の低減を図ることができる。
【００３０】
ここで、混合気中の燃料に対する最初の着火は、ジェットエンジンの始動時に行われ、混合気中の燃料に対する再着火は、飛行中に火炎が消えた場合に行われる。また、燃焼器ライナ９から排出された燃焼ガスＧは、タービンを駆動するようになっている（本発明の実施形態の通常の作用）。
【００３１】
混合気中の燃料に再着火を行う直前に、コントローラ４１によって交流電源３９を制御して各対応する第１電極３５と第２電極３７の間に電圧を印加することにより、プラズマアクチュエータ３１を駆動させて、一対の所定のアウタ希釈孔１９ｈ’の入口側にプラズマＰによる誘導気流ＩＦを発生させる。これにより、一対の所定のアウタ希釈孔１９ｈから流出する希釈空気Ａが燃料の噴霧流Ｆに対して離反する側へ流れて、混合気中の燃料に再着火を行う時に、燃料をイグナイタ２９の先端部付近まで確実に到達させることができる。換言すれば、イグナイタ２９の上流側及び下流側において複数のアウタ希釈孔１９ｈ及び複数のインナ希釈孔２１ｈを周方向の全域に満遍なく配置した上で、混合気中の燃料に再着火を行う時に、燃料をイグナイタ２９の先端部付近まで確実に到達させることができる（本発明の実施形態の特有の作用）。
【００３２】
従って、本発明の実施形態によれば、ジェットエンジン用燃焼器１の燃焼性能の向上を図りつつ、前記ジェットエンジン用燃焼器の再着火性（高空再着火性）を十分に確保することができる。
【００３３】
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限るものでなく、次のように種々の態様で実施可能である。
【００３４】
即ち、アニュラ型のジェットエンジン用燃焼器１に適用した技術的思想を、筒状の燃焼器ケース（図示省略）及び筒状の燃焼器ライナ（図示省略）を具備したカン型のジェットエンジン用燃焼器（図示省略）に適用しても構わない。また、プラズマアクチュエータ３１の代わりに、圧電素子（図示省略）を用いて、混合気中の燃料に対するイグナイタ２９による再着火を行う直前に、圧電素子を振動させて、所定の希釈孔１９ｈ’から流出する希釈空気Ａを燃料の噴霧流Ｆに対して離反する側へ流すための誘導気流（図示省略）を発生させるようにしても構わない。
【００３５】
そして、本発明に包含される権利範囲は、前述の実施形態の説明に限定されないものである。
【符号の説明】
【００３６】
Ａ：圧縮空気（希釈空気）、Ｆ：噴霧流、Ｇ：燃焼ガス、ＩＦ：誘導気流、Ｐ：プラズマ、Ｓ：配置領域、１：ジェットエンジン用燃焼器、３：燃焼器ケース、５：アウタケース、７：インナケース、９：燃焼器ライナ、１１：アウタライナ、１３：インナライナ、１５：隔壁、１７：燃焼室、１９：アウタスリーブ、１９ｈ：アウタ希釈孔、２１：インナスリーブ、２１ｈ：インナ希釈孔、２３：燃料噴射弁、２３ｈ：ノズル孔、２５：燃料供給管、２７：スワラ（空気導入部材）、２９：イグナイタ、３１：プラズマアクチュエータ、３３：絶縁体、３５：第１電極、３７：第２電極、３９：交流電源、４１：コントローラ
【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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