(57)【要約】【課題】保炎器３７の下流側の圧力損失を十分に低減して、航空機エンジン１のエンジン性能を高いレベルまで向上させる。【解決手段】各ガッタ３９の断面形状は、下流側を開放したＶ字形状を呈しており、各ガッタ３９は、よどみ点Ｐを含む湾曲状の頂部３９ａと、この頂部３９ａの両側にそれぞれ一体形成された平板状の側面部３９ｂとからなり、各ガッタ３９の一対の側面部３９ｂのみに複数の通孔４１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、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部に設けられたアウタダクトと、
前記アウタダクト内に設けられ、混合ガスを流通可能な筒状のライナと、
前記ライナ内において燃料を噴射する燃料噴射器と、
前記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と、
前記ライナ内における前記燃料噴射器の後方に配設され、放射状に配置されかつ下流側に保炎領域を生成可能な複数のガッタを備え、火炎を保持する保炎器と、を具備し、
各ガッタの断面形状は、下流側を開放したＶ字形状を呈し、各ガッタは、湾曲状の頂部と、前記頂部の両側にそれぞれ一体形成された平板状の側面部とからなり、各ガッタの一対の前記側面部のみに通孔が形成されていることを特徴とするアフタバーナ。
【請求項２】
各ガッタの内側に前記通孔から導入された混合ガスを混合させながら減速させるための減速空間が区画形成され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】
燃焼ガスと空気との混合ガスを後方向へ排気することにより、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（高温ガス）と航空機エンジンのファン流路から排出された空気（低温空気）との混合ガスに燃料を供給して、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等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部（後部）には、アウタダクトが設けられており、このアウタダクト内には、混合ガスを流通可能な筒状のライナが設けられている。また、アウタダクトには、ライナ内において燃料を噴射する燃料噴射器が設けられており、アウタダクトにおける燃料噴射器の後方（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後方には、火炎を保持する保炎器（フレームホルダ）が設けられており、この保炎器は、放射状に配置された複数のガッタを備えており、各ガッタは、下流側（直下流側）に保炎領域を生成可能である。
【０００４】
従って、航空機エンジンの稼働中に、燃料噴射器からライナ内において燃料を噴射して、点火器によって燃料を含む混合ガスに点火することにより、ライナ内における保炎器の下流側（後側）に火炎を形成しつつ、燃料を再燃焼させる。これにより、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、航空機エンジンの推力を増大させることができる。
【０００５】
なお、本発明に関する先行技術として特許文献１から特許文献３、及び非特許文献１に示すものがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】特開平９−１１２３４５号公報
【特許文献２】特開平９−１１９３４６号公報
【特許文献３】特開平６−１３７２１３号公報
【非特許文献】
【０００７】
【非特許文献１】JING-TANG YANG, CHANG-WU YEN, and GO-LONG TSAI,COMBUSTION AND FLAME 99,288-294(1994).
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
ところで、各ガッタの下流側に生成される保炎領域内の流れは低速になっているのに対して、隣接するガッタ間を通過する流れは絞られて高速になっている。そのため、図７に示すように、保炎器の直下流側において、隣接するガッタ間を通過した高速な流れと保炎領域内の低速な流れが混合することによって大きな圧力損失が生じ、航空機エンジンの推力の増大率が低下して、航空機エンジンのエンジン性能を高いレベルまで向上させることが困難になるという問題がある。なお、図７中、「Ｆ」は、前方向（上流方向）、「Ｒ」は、後方向（下流方向）、「Ｃ」は、円周方向を指している。
【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】
本願の発明者は、前述の問題を解決するために試行錯誤を繰り返して、新規な知見を見出し、この新規な知見に基づいて本発明を完成するに至った。
【００１１】
即ち、断面形状が下流側を開放したＶ字形状を呈しかつ一対の側面部のみに複数の通孔が形成されガッタを解析対象とし、航空機エンジンの稼働状態における、ガッタに向かって流れる混合ガスの質量流量（Ｑａ）に対するガッタの複数の通孔からガッタの内側に導入される混合ガスの質量流量（Ｑｂ）の比（航空機エンジンの稼働状態における所定の質量流量比）（Ｑｂ／Ｑａ）と、保炎器の下流側の圧力係数との関係について３次元定常粘性ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics）解析を行った。その結果、図６に示すように、航空機エンジンの稼働状態における所定の質量流量比（Ｑｂ／Ｑａ）が大きく（好ましくは、０．１０以上）になると、保炎器の下流側の圧力損失を十分に低減できることが判明した。つまり、ガッタの断面形状が下流側を開放したＶ字形状を呈しかつガッタの一対の側面部のみに通孔が形成された場合には、保炎器の下流側の圧力損失を十分に低減できるという、新規な知見を見出すことができた。ここで、図６の縦軸の１目盛りは、０．１であって、図６の縦軸の圧力係数の数値が小さいほど保炎器の下流側の圧力損失が低いことを示している。
【００１２】
なお、ガッタの一対の側面部だけでなく頂部に複数の通孔が形成された場合には、ガッタの内側に高速な混合ガスが流入して、保炎器の保炎性（燃焼安定性）が大幅に低下することが既に先行研究（非特許文献１参照）により明らかになっている。
【００１３】
本発明の第１の特徴は、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、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部（後部）に設けられたアウタダクトと、前記アウタダクト内に設けられ、混合ガスを流通可能な筒状のライナと、前記ライナ内において燃料を噴射する燃料噴射器と、前記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と、前記ライナ内における前記燃料噴射器の後方（下流側）に配設され、放射状に配置されかつ下流側（直下流側）に保炎領域を生成可能な複数のガッタを備え、火炎を保持する保炎器（フレームホルダ）と、を具備し、各ガッタの断面形状は、下流側を開放したＶ字形状を呈し、各ガッタは、湾曲状の頂部と、前記頂部の両側にそれぞれ一体形成された平板状の側面部とからなり、各ガッタの一対の前記側面部のみに通孔が形成されていることを要旨とする。
【００１４】
なお、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って、同様に、「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。更に、「下流側」とは、主流の流れ方向から見て下流側のことをいう。
【００１５】
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して、前記点火器によって燃料を含む混合ガスに点火することにより、前記ライナ内における前記保炎器の後側（下流側）に火炎を形成しつつ、燃料を再燃焼させる。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。
【００１６】
ここで、各ガッタの断面形状が下流側を開放したＶ字形状を呈しかつ各ガッタの一対の前記側面部のみに前記通孔が形成されているため、前述の新規な知見を適用すると、前記保炎器の下流側の圧力損失を十分に低減できる。
【００１７】
本発明の第２の特徴は、燃焼ガスと空気との混合ガスを後方向へ排気することにより、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。
【００１８】
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】
【００１９】
本発明によれば、保炎器の下流側の圧力損失を十分に低減できるため、前記航空機エンジンの推力の増大率を高めて、前記航空機エンジンのエンジン性能を高いレベルまで向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】図１は、図２におけるI-I線に沿った断面図である。
【図２】図２は、図５における矢視部IIの拡大図である。
【図３】図３は、図５における矢視部IIIの拡大斜視図である。
【図４】図４（ａ）（ｂ）（ｃ）は、本発明の実施形態に係るアフタバーナにおけるガッタの部分側面図である。
【図５】図５は、本発明の実施形態に係る航空機エンジンの模式的な側断面図である。
【図６】図６は、航空機エンジンの稼働状態における所定の質量流量比と、保炎器の下流側の圧力係数との関係を示す図である。
【図７】図７は、一般的なアフタバーナにおける複数のガッタ周辺の平面展開図であって、発明が解決しようとする課題を説明する図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
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、「Ｆ」は、前方向（上流方向）、「Ｒ」は、後方向（下流方向）を指している。
【００２２】
図５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）と空気（低温空気）との混合ガスを後方向へ排気することにより、推力（エンジン推力）を発生させる装置であって、筒状のエンジンケース３を具備している。また、エンジンケース３内には、燃焼ガスを後方向へ流通可能な環状のコア流路（主流路）５が区画形成されており、コア流路５の外側には、空気（低温空気）を後方向へ流通可能な環状のファン流路（バイパス流路）７が区画形成されている。
【００２３】
エンジンケース３内の前部には、コア流路５及びファン流路７に空気を取り入れるファン９が配設されており、このファン９の前側中央部には、空気を後方向へ案内するインレットコーン１１が配設されている。また、ファン９の後側には、コア流路５に取り入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の後側には、燃焼器１５が配設されており、この燃焼器１５は、燃料を含む空気を燃焼させて燃焼ガスを生成するものである。
【００２４】
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からの燃焼ガスの膨張によって駆動すると共に圧縮機１３を連動して駆動させるものである。また、高圧タービン１７の後側には、この低圧タービン１９が配設されており、この低圧タービン１９は、燃焼ガスの膨張によって駆動すると共にファン９を連動して駆動させるものである。更に、低圧タービン１９の後側には、燃焼ガスを後方向へ案内するテールコーン２１が配設されている。
【００２５】
エンジンケース３の後部には、アフタバーナ２３が配設されており、このアフタバーナ２３は、コア流路５から排出された燃焼ガスとファン流路７から排出された空気（低温空気）との混合ガスに燃料を供給して、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２３の後側には、混合ガスとして排気する排気ノズル２５が配設されている。
【００２６】
続いて、本発明の実施形態に係るアフタバーナ２３の具体的な構成について説明する。
【００２７】
図２及び図５に示すように、エンジンケース３の後部には、アウタダクト２７が配設されており、このアウタダクト２７は、排気ノズル２５に接続されている。また、アウタダクト２７内には、混合ガスを後方向へ流通可能な筒状のライナ２９が配設されている。更に、エンジンケース３の後部には、ミキサ３１が配設されており、このミキサ３１は、コア流路５から排出された燃焼ガスとファン流路７から排出された空気とを混合するものであって、ライナ２９内に位置している。なお、ミキサ３１の構成は、前述の特許文献３に示す公知のミキサの構成と同じである。
【００２８】
アウタダクト２７には、ライナ２９内において燃料を噴射する複数のスプレーバー３３（燃料噴射器の一例）が周方向に間隔を置いて配設されており、各スプレーバー３３の先端側部分は、ライナ２９内に位置している。また、アウタダクト２７におけるスプレーバー３３の後方には、ライナ２９内において燃料を含む混合ガスに点火（着火）する点火器（イグナイタ）３５が配設されている。
【００２９】
図２及び図３に示すように、ライナ２９内におけるスプレーバー３３の後方（下流側）には、火炎を保持する保炎器（フレームホルダ）３７が配設されており、この保炎器３７は、放射状に配置された複数のガッタ３９を備えている。また、各ガッタ３９は、下流側（直下流側）に保炎領域ＦＡを生成可能であって、点火器３５の先端側部分（図示省略）は、保炎領域ＦＡに位置するようになっている。そして、各ガッタ３９の具体的な構成は、次のようになる。
【００３０】
図１及び図４（ａ）に示すように、各ガッタ３９の断面形状は、下流側を開放したＶ字形状を呈しており、各ガッタ３９は、よどみ点Ｐを含む湾曲状の頂部３９ａと、この頂部３９ａの両側にそれぞれ一体形成された平板状の側面部３９ｂとからなる。また、各ガッタ３９の一対の側面部３９ｂのみに円形の複数の通孔４１が形成されている。なお、複数の通孔４１の形状は、円形に限るものでなく、図４（ｂ）（ｃ）に示すように、楕円形にしたり、スリット状にしたりしても構わなく、複数の通孔４１が形成される代わりに、単一のスリット状の通孔（図示省略）が形成されても構わない。
【００３１】
図１に示すように、各ガッタ３９の内側には、複数の通孔４１から導入された混合ガスを混合させながら減速させるための減速空間（混合空間）Ｓが区画形成されている。そして、航空機エンジン１の稼動状態における、各ガッタ３９に向かって流れる混合ガスの質量流量（Ｑａ）に対する各ガッタ３９の複数の通孔４１から各ガッタの内側（減速空間Ｓ）に導入される混合ガスの質量流量（Ｑｂ）の比（航空機エンジン１の稼動状態における所定の質量流量比）（Ｑｂ／Ｑａ）が０．１０以上になるように各ガッタ３９の複数の通孔４１が構成されている。具体的には、航空機エンジンの稼動状態における所定の質量流量比（Ｑｂ／Ｑａ）が０．１０以上になるように各ガッタ３９の複数の通孔４１の総開口面積、配置パターン、及び側面部３９ｂの厚み方向に対する向き等が設定されている。なお、航空機エンジン１の稼動状態における所定の質量流量比（Ｑｂ／Ｑａ）が０．３０を超えると、保炎器３７の保炎性（燃焼安定性）を十分に確保することが困難になる。
【００３２】
図２に示すように、アウタダクト２７の内面とライナ２９の外面との間には、ファン流路７から排出された空気の一部を冷却空気として流通可能な環状のライナ冷却流路４３が区画形成されている。
【００３３】
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。
【００３４】
適宜のスタータ装置（図示省略）の作動によってファン９及び圧縮機１３を駆動させると、ファン９によってコア流路５及びファン流路７に空気を取り込むことができ、圧縮機１３によってコア流路５に取り込まれた空気を圧縮することができる。次に、燃焼器１５によって燃料を含む空気を燃焼させて、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。更に、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。そして、航空機エンジン１の稼動中に、コア流路５から排出される燃焼ガスとファン流路７から排出される空気がミキサ３１によって混合され、混合ガスとして排気ノズル２５から後方向へ排気されることにより、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（航空機エンジン１の通常の作用）。
【００３５】
航空機エンジン１の稼働中に、複数のスプレーバー３３からライナ２９内において燃料を噴射して、点火器３５によって燃料を含む混合ガスを点火することにより、ライナ２９内における保炎器３７の後側に火炎を形成しつつ、燃料を再燃焼させる。これにより、ライナ２９内において燃焼ガスに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。一方、航空機エンジン１の稼働中に、ファン流路７から排出された空気の一部が冷却空気としてライナ冷却流路４３を流通することにより、ライナ２９の冷却を行うことができる（アフタバーナ２３の通常の作用）。
【００３６】
ここで、各ガッタ３９の断面形状が下流側を開放したＶ字形状を呈しかつ各ガッタ３９の一対の側面部３９ｂのみに複数の通孔４１が形成されてあって、航空機エンジン１の稼動状態における所定の質量流量比（Ｑｂ／Ｑａ）が０．１０〜０．３０になるように各ガッタ３９の複数の通孔４１の総開口面積等が設定されているため、前述の新規な知見を適用すると、保炎器３７の保炎性を十分に確保しつつ、保炎器３７の下流側の圧力損失を十分に低減できる（アフタバーナ２３の特有の作用）。
【００３７】
従って、本発明の実施形態によれば、保炎器３７の保炎性を十分に確保した上で、航空機エンジン１の推力の増大率を高めて、航空機エンジン１のエンジン性能を高いレベルまで向上させることができる。
【００３８】
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】
【００３９】
１      航空機エンジン
３      エンジンケース
５      コア流路
７      ファン流路
２３      アフタバーナ
２７      アウタダクト
２９      ライナ
３１      ミキサ
３３      スプレーバー（燃料噴射器）
３５      点火器
３７      保炎器（フレームホルダ）
３９      ガッタ
３９ａ      頂部
３９ｂ      側面部
４１      通孔
ＦＡ      保炎領域
Ｐ      よどみ点
Ｓ      減速空間
【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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