(57)【要約】【課題】ディフューザの形状や長さを変えることなく、逆流や温度勾配の危険性を下げる航空機ターボマシンを提供する。【解決手段】ターボマシンは、ディフューザ２を含み、ケーシングおよび合流シートが環状チャネル５を画定し、さらに、上流側燃料噴射器６と、火炎キャッチャ７とを含み、合流シートは、上流側噴射器６の下流側の一次流Ｆ１の速度を落とすために下流側に広がる２つの湾曲部を有する。環状スコップ１１が、低温流からの空気流Ｆ３を抽出するために、合流シート３の上流側部１０ａの周囲に設けられ、抽出された空気流Ｆ３が、スコップ１１とディフューザ２との間の合流シート３の壁部に形成された複数のチャネル１２を介して、一次流Ｆ１に接線方向に噴射される。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機ターボマシンであって、アフターバーナ室から上流側に、ケーシング（４）内に配置された合流シート（３）により画定されたディフューザ（２）を含み、前記ケーシングおよび前記合流シートが、それらの間に低温の二次流を運搬する環状チャネル（５）を画定し、前記航空機ターボマシンがさらに、前記ディフューザ（２）への入口に配置された上流側燃料噴射器（６）と、前記上流側燃料噴射器（６）から下流側に配置された火炎キャッチャ（７）とを含み、前記合流シートが、前記上流側燃料噴射器（６）を含む径方向面と前記火炎キャッチャ（７）の後方端部に位置する径方向面との間に、前記上流側燃料噴射器（６）から下流側の一次流Ｆ１の速度を落とすために下流側に広がるような２つの湾曲部を有し、
環状スコップ（１１）が、低温流からの空気流（Ｆ３）を抽出するために、前記合流シート（３）の上流側部（１０ａ）の周囲に設けられ、抽出された空気流（Ｆ３）が、スコップ（１１）と前記ディフューザ（２）との間の前記合流シート（３）の壁部に形成された複数のチャネル（１２）を介して、一次流（Ｆ１）に接線方向に噴射されることを特徴とする、ターボマシン。
【請求項２】
上流側燃料噴射器から後へ周方向に開口したチャネル（１６）の断面が、他のチャネル（１２）の断面より大幅に大きいことを特徴とする、請求項１に記載のターボマシン。
【請求項３】
スコップ（１１）が、ディフューザ（２）の上流側部を包囲するシェル（１０ａ）により内側と、シートの上流側部（１３）により外側とで画定され、該シートが、シェル（１０ａ）から下流側に、合流シート（３）の中央領域および下流側領域を形成し、中央領域および下流側領域は、チャネル（１２、１６）を介して噴射される空気流（Ｆ３）により冷却されることを特徴とする、請求項２に記載のターボマシン。
【請求項４】
シェル（１０ａ）および上流側部（１３）が、下流側接続領域（１４ａ、１４ｂ）を有し、チャネル（１２、１６）が、前記下流側接続領域（１４ａ、１４ｂ）の境界に形成されることを特徴とする、請求項３に記載のターボマシン。
【請求項５】
チャネル（１２、１６）が、シェル（１０ａ）の外面に形成されることを特徴とする、請求項４に記載のターボマシン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機のターボマシンに関し、特に、上流側ディフューザを有するアフターバーナ室を含む軍用航空機のターボマシンに関する。
【０００２】
より正確には、本発明は、アフターバーナ室を有する航空機バイパスターボマシンに関し、アフターバーナ室から上流側に、ケーシング内に配置された合流シート（ｃｏｎｆｌｕｅｎｃｅ  ｓｈｅｅｔ）により画定されたディフューザを含み、前記ケーシングおよび前記合流シートが、それらの間に低温の二次流のための環状チャネルを画定し、該航空機バイパスターボマシンはさらに、前記ディフューザへの入口に配置された上流側燃料噴射器と、前記上流側燃料噴射器から下流側に配置された火炎キャッチャとを含み、合流シートは、前記上流側燃料噴射器を含む径方向面および火炎キャッチャを含む径方向面において、前記上流側燃料噴射器から下流側の一次流の速度を落とすために、下流側に広がるような２つの湾曲部を有する。
【背景技術】
【０００３】
噴射器と火炎キャッチャとの間に短いディフューザを有するタイプのターボマシンは、本体後部から見て小さなバイパス比を特徴とする。二次流は、特に噴射器から下流側に配置された部品を冷却し、このために効果的に使用されなくてはならない。
【０００４】
逆に、低圧タービンからの一次流は、大きな流量で流れる。エンジン性能の殆どの部分は、この一次流に応じる。従って、ヘッド損失を最小量とし、温度及び速度を可能な限り均一にしなければならない。このために、合流シートにより構成されるアフターバーナ室ディフューザは、火炎キャッチャから上流側の一次流の速度を落とし、下流側において、アフターバーナ室の全体の容積を占めるように一次流を向けるように作用する。この機能は静圧の上昇を伴うために、「ディフューザ」機能として知られているこの機能は、流れに沿って形成される不要な乱流を生じさせずに行われる必要がある。なぜなら、このような乱流或いは逆流が、上流側の噴射器からの燃料の自己点火を引き起こすことがある損失を導くからである。
【０００５】
希釈率の高いアフターバーナ室では、一次流及び二次流の一部が、合流して混合される。逆に、希釈率が小さい場合、通気に必要な全ての流れが取り除かれると、合流シートの下流側端で混合するのに利用可能な二次流の部分は小さい。従って、合流シートは、一次流が、アフターバーナ室の全範囲を占めるように広げられる必要がある。合流シートが適切な形状でないと、噴射器の面と火炎キャッチャの面との間の合流シートの近傍で、逆流が生じる。低圧タービンを形成する出口での回転（ｇｙｒａｔｉｏｎ）量が大きい場合、この逆流は特に助長される。
【０００６】
従って、一次流における大きな回転量に関連する高度に拡散する合流シートの近傍で、逆流の危険性が見られる。この逆流は、数値的な流れの３Ｄシミュレーションにより予測される。これは、合流シートが逆流のポケットに適した窪みを提供する合流シートの凹状湾曲で、一次流に見られる。
【０００７】
更に、合流シートの凸状湾曲部と凹状湾曲部との間の接続部において、温度と温度勾配は、過剰に大きい。温度勾配が大きいのは、シートの外面に対して吹き付ける低温の二次流と、シートの内面に対して吹き付ける高温の一次流との対流のためである。
【０００８】
乱流をなくすために、ディフューザを軸方向に長くすることにより、合流シートの形状を修正することが当然考えられるが、この解決方法では、エンジンの寸法が大きくなる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
本発明の目的は、ディフューザの形状や長さを変えることなく、逆流や温度勾配の危険性を下げることである。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明によれば、この目的は、低温流からの空気流を抽出するために、合流シートの上流側部の周囲に環状スコップを設け、この抽出された空気流を、スコップとディフューザとの間の合流シートの壁部に形成された複数のチャネルを介して、一次流に接線方向に噴射することにより達成される。
【００１１】
これらのチャネルは、第１に対流により合流シートを冷却し、第２にアフターバーナ室内の火炎からの放熱に晒される合流シートに沿って冷却空気のフィルムを形成するように作用する。これにより、構造体の温度を下げ、アフターバーナ室の端部でのソリッド部の赤外線シグネチャ（ｉｎｆｒａｒｅｄ  ｓｉｇｎａｔｕｒｅ）を低減させる。合流シートの壁部に沿った冷却空気の軸方向の流れは、この領域からの乱流を無くす。
【００１２】
噴射器から後へ周方向に開口したチャネルの断面は、他のチャネルの断面より大幅に大きいのが好ましい。
【００１３】
これらのより広いチャネルからの大量の空気流は、逆流を吹き飛ばす。
【００１４】
有利には、スコップは、ディフューザの上流側部を包囲するシェルにより内側と、シートの上流側部により外側とで画定され、該シートは、シェルの下流側に、合流シートの中央領域および下流側領域を形成し、これら領域は、チャネルを介して噴射される空気流により冷却される。
【００１５】
本発明のその他の利点及び特徴は、添付図面を参照した例としてなされる以下の記載から明らかとなろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
図１において、参照符号１は、軸線Ｘの航空機ターボマシンの後部本体の上流側部を示す。ディフューザ２は、低圧タービンから下流側かつアフターバーナ室の上流側にある。
【００１７】
ディフューザ２は、ケーシング４の径方向内側に位置する合流シート３により画定されている。ケーシング４及び合流シート３は、両者の間に環状チャネル５を画定している。低温の二次流Ｆ２が、環状チャネル５内を流れる。
【００１８】
ディフューザ２の上流側端には、「上流側」噴射器と呼ばれる径方向燃料噴射器６が設けられている。アフターバーナモードでの作動時に、燃料噴射器６は、ディフューザ２を貫通する高温の一次流Ｆ１に燃料流を供給する。軸線Ｘに対して垂直方向であり、かつ上流側噴射器６の上流側に位置する平面において、径方向火炎キャッチャ７が、子午線平面上の上流側噴射器６と交互に円周方向に設けられている。これらの火炎キャッチャ７には、「下流側」噴射器と呼ばれる燃料噴射器８が取り付けられている。参照符号９は、軸線Ｘを中心に円対称であり、かつ径方向火炎キャッチャ７の端部に配置された、管状火炎キャッチャを示す。
【００１９】
図１に明瞭に示すように、一次流Ｆ１における気体の速度が、火炎キャッチャ７で低減するように、合流シート３は、上流側噴射器６の領域と火炎キャッチャ７の後部との間で、下流側方向に強く広がっている。合流シート３は、軸線Ｘを基準にディフューザ２の内側から見ると、２つの湾曲部、即ち上流側領域における凸状湾曲部及び下流側領域における凹状湾曲部を有する。
【００２０】
本発明の目的は、合流シート３が、その中央領域及び下流側領域で強力に冷却されることを確実にすることである。これらの領域は、作動中にディフューザ２内の高温に晒され、これらの領域に沿って逆流が生じ、それにより強い熱流束が発生する。
【００２１】
本発明では、これら中央及び下流側領域は、上流側噴射器６の下流側にあり、かつ上流側噴射器６と位置が合った合流シート３の上流側内部延長部１０ａを包囲するスコップ１１により、二次流Ｆ２から取られた空気流Ｆ３により冷却される。この流れは、スコップ１１の内部とディフューザ２との間の合流シートの壁部に形成されたチャネル１２を介して、合流シート３の内面に対する接線方向に一次流Ｆ１に噴射される。
【００２２】
好適には、スコップ１１は、ディフューザ２の上流側セクションを包囲するシェル１０ａにより内側と、シートの上流側部１３により外側とで画定される。シェル１０ａの下流側は、合流シート３の中央領域及び下流側領域を形成し、これらの領域は、チャネル１２を介して噴射される空気流Ｆ３により冷却される。この上流側部１３は、オリフィスを有し、該オリフィスは、低温の二次流Ｆ２の一部をスコップ１１に導入することを可能にするように、間隙を有してオリフィスを貫通して、上流側噴射器６を突出する通気管１７を有する。シェル１０ａ及び上流側部１３は、下流側端軸方向接続領域１４ａ及び１４ｂに、それらの間の境界に設けられるチャネル１２を有する。
【００２３】
図２はシェル１０ａを示す。チャネル１２は、シェルの下流側部１４ａの外面に形成される。符号１５はオリフィスを示す。上流側噴射器６用の通気管１７が、オリフィス１５を貫通している。図２に示すように、チャネル１２は、軸方向の溝により形成され、これらは２つのグループに分配されている。
【００２４】
上流側噴射器６の後には、幅の広い溝１６が設けられる。この溝により、大量の通気空気流をディフューザ２に送り、上流側噴射器６から下流側で発する逆流を吹き飛ばすことができる。
【００２５】
上流側噴射器６の後の外側で、溝１２は、その領域における合流シート３の壁部を対流によって冷却すると共に、この領域から下流側の合流シート３の内側の壁部に冷却フィルムを形成するために本質的に作用する。これらの断面は小さい。
【００２６】
これらのチャネル１２及び溝１６は、合流シート３の接続領域１４ｂにシェル１０ａを固定する前に、該シェル１０ａの接続領域１４ａを加工することにより形成される。
【００２７】
チャネル１２は、高温に晒される領域で、合流シート３の壁部及びシェル１０を強力に冷却することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】燃焼後室から上流側にディフューザが取り付けられた、本発明の航空機ターボマシンの後方本体の上流側部の対称軸線を含む平面での半断面図である。
【図２】ディフューザの上流側セクションを画定する内側シェルの斜視図である。
【符号の説明】
【００２９】
１、１０、１３  上流側部
２  ディフューザ
３  合流シート
４  ケーシング
５  環状チャネル
６  上流側燃料噴射器
７  火炎キャッチャ
８  燃料噴射器
１０ａ  シェル
１１  環状スコップ
１２、１６  チャネル
１４ａ、１４ｂ  下流側接続領域
１５  オリフィス
１７  換気管
Ｆ１  一次流
Ｆ２  二次流
Ｆ３  空気流
【図１】
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【図２】
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【外国語明細書】
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