JP6693227B2 - アフタバーナ及び航空機エンジン - Google Patents

Description

本発明は、航空機エンジンのコア流路から排出される燃焼ガスを再燃焼させるアフタバーナ等に関する。

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いる。一般に、アフタバーナは、航空機エンジンのエンジンケースの出口側（後側）に設けられた排気ダクトと、排気ダクトの内側に設けられかつ排気ダクト内の燃焼領域を形成する筒状のライナとを具備している。また、アフタバーナは、排気ダクトの内側（ライナの内側）に設けられかつ火炎を保持する保炎器と、排気ダクト内の燃焼領域に燃料を噴射する燃料噴射部としての燃料噴射器とを具備している。そして、アフタバーナによく用いられる保炎器としては、次の３つのタイプがある。

第１のタイプの保炎器は、排気ダクト内（ライナ内）に同心状に配置された環状（円環状）の複数のアニュラス保炎部材（アニュラスガッタ）を有しており、各アニュラス保炎部材は、円周方向へ火炎を伝播可能になっている。換言すれば、第１のタイプの保炎器は、火炎を伝播可能な環状（円環状）の保炎部を有している。つまり、第１のタイプの保炎器は、環状タイプの保炎器である。

第２のタイプの保炎器は、排気ダクト内に放射状に配置された複数のラジアル保炎部材（ラジアルガッタ）を有しており、各ラジアル保炎部材は、排気ダクトの径方向（ライナの径方向）へ火炎を伝播可能になっている。また、第２のタイプの保炎器は、複数のラジアル保炎部材を連結する環状（円環状）のアニュラス保炎部材を有しており、アニュラス保炎部材は、円周方向へ火炎を伝播可能になっている。換言すれば、第２のタイプの保炎器は、火炎を伝播可能な環状の保炎部を有している。つまり、第２のタイプの保炎器は、放射状タイプの保炎器と環状タイプの保炎器を合わせた複合タイプの保炎器である（特許文献１及び特許文献２等参照）。

第３のタイプの保炎器は、排気ダクト内に放射状に配置された複数のラジアル保炎部材を有しており、各ラジアル保炎部材は、排気ダクトの径方向へ火炎を伝播可能になっている。また、第３のタイプの保炎器は、各ラジアル保炎部材の一部に設けられた円弧状のアーチ保炎部材（アーチガッタ）を有しており、各アーチ保炎部材は、円弧方向へ火炎を伝播可能になっている。ここで、複数のアーチ保炎部材（複数のアーチ保炎部材の合体）によって、火炎を伝播可能な環状の保炎部を形成している。換言すれば、第３のタイプの保炎器は、火炎を円周方向へ伝播可能な環状の保炎部を有している。つまり、第３のタイプの保炎器は、複合タイプの保炎器を円周方向に沿って分割した分割タイプの保炎器である（特許文献３等参照）。

米国特許第７６００３８３号明細書 米国特許第８３０７６５８号明細書 米国特許第５３９６７６３号明細書

ところで、前述のように、第１から第３のタイプの保炎器は、環状の保炎部を有しているため、保炎器の火炎伝播性を十分に確保して、アフタバーナの燃焼安定性を図ることができる。一方、アニュラス保炎部材又はアーチ保炎部材を保炎器の構成要素として用いると、整備員が保炎器に対して排気ダクトの内側からしかアクセスすることができず、保炎器の整備性、換言すれば、アフタバーナの整備性を向上させるには限界がある。つまり、アフタバーナの燃焼安定性を図りつつ、アフタバーナの整備性を十分に向上させることは困難であるという問題がある。

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。

本発明の第１の態様は、航空機エンジンのコア流路から排出される燃焼ガスを再燃焼させるアフタバーナであって、前記航空機エンジンのエンジンケースの出口側（後側）に設けられた排気ダクトと、前記排気ダクトの内側に設けられ、火炎を保持する保炎器と、前記排気ダクト内の燃焼領域に燃料を噴射する燃料噴射部（燃料噴射手段）と、を具備し、前記保炎器は、前記排気ダクト内に円周方向に間隔を置いて配置されかつ火炎を伝播可能な複数の傾斜保炎部材（傾斜ガッタ）を有し、各傾斜保炎部材の先端が円周方向に隣接する前記傾斜保炎部材の基端側と先端側の間の一部に接触するように、各傾斜保炎部材の背面形状（前記排気ダクトの出口側から見た形状）は、前記排気ダクトの接線方向（前記排気ダクトの外周面の接線方向）に対して鋭角に傾斜していることである。

本発明の第１の態様によると、前記航空機エンジンの稼働中に、前記燃料噴射部から前記排気ダクト内の燃焼領域に燃料を噴射して、燃料を含む燃焼ガスに着火する。すると、前記保炎器の下流側（直下流側）に火炎を形成しつつ、前記排気ダクト内の燃焼領域において燃焼ガス（燃焼ガスと空気との混合ガスを含む）を再燃焼させることができる。これにより、前記排気ダクト内の燃焼領域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（前記アフタバーナの通常の作用）。

そして、前述のように、各傾斜保炎部材の先端が円周方向に隣接する前記傾斜保炎部材の基端側と先端側の間の一部に接触するように、各傾斜保炎部材の背面形状が前記排気ダクトの接線方向に対して鋭角に傾斜している。これにより、環状（円環状）のアニュラス保炎部材又は円弧状のアーチ保炎部材を前記保炎器の構成要素として用いることなく、複数の前記傾斜保炎部材の先端側部分の合体によって、火炎を伝播可能な環状（角環状）の保炎部を形成することができる（前記アフタバーナの特有の作用）。

本発明の第２の態様は、航空機エンジンにおいて、本発明の第１の態様からなる記載のアフタバーナを具備したことである。

本発明の第２の態様によると、本発明の第１の態様による作用と同様の作用を奏する。

本発明によれば、前述のように、複数の前記傾斜保炎部材の先端側部分の合体によって、火炎を伝播可能な環状の保炎部を形成することができる。そのため、前記保炎器の火炎伝播性を十分に確保して、前記アフタバーナの燃焼安定性を図ることができる。

また、前述のように、環状のアニュラス保炎部材等を前記保炎器の構成要素として用いる必要がない。そのため、本発明によれば、整備員が前記保炎器に対して前記排気ダクトの内側からだけでなく、前記排気ダクトの外側からアクセスすることができ、前記保炎器の整備性、換言すれば、前記アフタバーナの整備性を十分に向上させることができる。

つまり、本発明によれば、前記アフタバーナの燃焼安定性を図りつつ、前記アフタバーナの整備性を十分に向上させることができる。

図１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１において、説明の便宜上、傾斜保炎部材の周方向位置（円周方向の位置）をずらしている。 図２は、図１における矢視部IIの模式的な拡大図である。 図３は、図１におけるIII-III線に沿った拡大図であって、本発明の実施形態に係るアフタバーナの縦断面図である。 図４は、図３における矢視部IVの拡大図である。 図５は、本発明の実施形態に係る保炎器及びその周辺の斜視図であって、一部破断している。 図６（ａ）は、図４における矢視部VIAの拡大図、図６（ｂ）は、図４におけるVIB-VIB線に沿った拡大断面図、図６（ｃ）は、図４におけるVIC-VIC線に沿った拡大断面図である。 図７は、本発明の他の実施形態に係るアフタバーナの縦断面図である。 図８は、図７における矢視部VIIIの拡大図である。

本発明の実施形態及び他の実施形態について図面を参照して説明する。なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「設けられる」とは、直接的に設けられることの他に、別部材を介して間接的に設けられることを含む意であって、「備えられる」と同義である。「備える」とは、直接的に備えることの他に、別部材を介して間接的に備えることを含む意であって、「設ける」と同義である。「円周方向」とは、排気ダクトの内周面又は外周面に沿う方向のことをいう。図面中、「Ｆ」は、前方向（上流方向）、「Ｒ」は、後方向（下流方向）、「ＣＤ」は、円周方向、「ＴＤ」は、接線方向をそれぞれ指している。

（実施形態）
図１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と、コアケース３の外側にコアケース３と同心状に設けられたエンジンケース（エンジン外筒）５とを具備している。そして、コアケース３の内側には、環状のコア流路（主流路）７が形成されている。エンジンケース５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。

エンジンケース５は、その内側（エンジンケース５の内側）の前部に、コア流路７及びファン流路９に空気Ａを取り入れるファン１１を備えている。ファン１１は、その前側（ファン１１の前側）の中央部に、空気Ａを後方向へ案内するインレットコーン１３を備えている。また、エンジンケース５は、ファン１１の後側に、コア流路７に取り入れた空気Ａを圧縮する圧縮機１５を備えている。更に、エンジンケース５は、圧縮機１５の後側に、圧縮した空気Ａを燃焼させる燃焼器１７を備えている。

エンジンケース５は、燃焼器１７の後側に、圧縮機１５を駆動させる高圧タービン１９を備えており、高圧タービン１９は、燃焼器１７から排出される燃焼ガスＧの膨張によって駆動するようになっている。また、エンジンケース５は、高圧タービン１９の後側に、ファン１１を駆動させる低圧タービン２１を備えており、低圧タービン２１は、燃焼ガスＧの膨張によって駆動するようになっている。更に、コアケース３は、その内側（コアケース３の内側）の後部に、燃焼ガスＧを後方向へ案内するテールコーン２３を備えている。テールコーン２３は、コアケース３と同心状に位置しかつコアケース３から後方向へ突出している。

エンジンケース５は、その後側（エンジンケース５の後側）に、コア流路７から排出される燃焼ガスＧとファン流路９から排出される空気（低温空気）Ａとの混合ガスを再燃焼させるアフタバーナ２５を備えている。また、アフタバーナ２５は、その後側（アフタバーナ２５の後側）に、燃焼ガスＧ及び空気Ａを排出する排気ノズル２７を備えている。

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。

図１及び図２に示すように、エンジンケース５は、その出口側（エンジンケース５の出口側）に、排気ダクト２９を備えており、排気ダクト２９は、エンジンケース５と同心状に位置している。また、排気ダクト２９は、その内側（排気ダクト２９の内側）に、排気ダクト２９内の燃焼領域ＢＦを形成する筒状のライナ３１を複数の支柱３３を介して備えており、ライナ３１は、排気ダクト２９と同心状に位置している。更に、排気ダクト２９の内周面とライナ３１の外周面との間には、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。ライナ３１は、その全域（ライナ３１の全域）に、冷却空気ＣＡを吹き出し可能な複数のフィルム冷却孔３７を有しており、各フィルム冷却孔３７は、ライナ３１を貫通している。

コアケース３は、その後部（コアケース３の後部）に、コア流路７から排出される燃焼ガスＧとファン流路９から排出される空気Ａとを混合するミキサ（図示省略）を備えてもよい。ミキサは、例えば、特開２０１３−１８１４７３号公報、特開２０１２−１３２６３０号公報等に示すような公知の構成からなるものである。

排気ダクト２９は、その内側（排気ダクト２９の内側）に、火炎を保持する保炎器（フレームホルダ）３９を備えている。換言すれば、ライナ３１は、その内側（ライナ３１の内側）に、保炎器３９を備えている。また、排気ダクト２９は、保炎器３９の直下流側に、燃料を含む混合ガスに着火（点火）する点火プラグ（点火器）４１を備えており、点火プラグ４１の先端部は、ライナ３１を貫通している。そして、本発明の実施形態に係る保炎器３９及びその周辺の具体的な構成は、次の通りである。

図２から図５、及び図６（ａ）に示すように、保炎器３９は、排気ダクト２９内（ライナ３１内）に円周方向に等しい間隔を置いて配置された６つの中空状の傾斜保炎部材（傾斜ガッタ）４３を有している。各傾斜保炎部材４３は、その長手方向（各傾斜保炎部材４３の長手方向）へ火炎を伝播可能になっている。また、各傾斜保炎部材４３の断面形状は、下流側（後側）に向かって拡がりかつ下流側を閉じた（封鎖した）Ｖ字形状になっている。更に、各傾斜保炎部材４３の背面形状（排気ダクト２９の出口側から見た形状）は、排気ダクト２９の外周面の接線方向に対して直線状に鋭角に傾斜している。各傾斜保炎部材４３の背面形状の傾斜角（排気ダクト２９の外周面の接線方向に対する）θａは、同じ角度に設定されている。

なお、傾斜保炎部材４３の個数は、６つに限定されるものではなく、３つ、４つ、５つ又は７つ以上であってもよい。傾斜保炎部材４３の断面形状は、下流側を閉じる代わりに、下流側を開放してもよく、Ｖ字形状以外の例えばＵ字形状等にしてもよい。各傾斜保炎部材４３の背面形状の傾斜角θａを同じ角度に設定しなくてもよい。各傾斜保炎部材４３の背面形状が直線状に鋭角に傾斜する代わりに、湾曲状に鋭角に傾斜してもよい。各傾斜保炎部材４３の側面視形状（縦断面に沿う方向から見た形状）は、下流側又は上流側に向かって湾曲した形状であってもよい。各傾斜保炎部材４３は、その基端側又は先端側（各傾斜保炎部材４３の基端側又は先端側）に湾曲部を有してもよい。

排気ダクト２９は、傾斜保炎部材４３を挿通させるための複数の第１挿通穴４５を円周方向に等しい間隔を置いて有しており、各第１挿通穴４５は、排気ダクト２９を貫通している。ライナ３１は、各第１挿通穴４５に整合する位置に、傾斜保炎部材４３を挿通させるための複数の第２挿通穴４７を有しており、各第２挿通穴４７は、ライナ３１を貫通している。そして、各傾斜保炎部材４３は、その基端側（各傾斜保炎部材４３の基端側）に、締結フランジ４９を備えている。締結フランジ４９は、排気ダクト２９の外周面における対応する第１挿通穴４５の周縁部に複数のボルト（締結具の一例）５１を介して締結可能になっている。換言すれば、各傾斜保炎部材４３は、排気ダクト２９の外周面に対して排気ダクト２９の外側から着脱可能に構成されている。なお、ライナ３１は、複数の第２挿通穴４７の代わりに、傾斜保炎部材４３を挿通させるための複数の切欠（図示省略）を有してもよい。

図３及び図４に示すように、各傾斜保炎部材４３は、その先端（各傾斜保炎部材４３の先端）に、係止部として例えばＬ型の係止フック５３を備えている。また、各傾斜保炎部材４３に円周方向に隣接する傾斜保炎部材４３は、その一部に、係止フック５３に係止される被係止部として例えば被係止穴５５を備えている。換言すれば、各傾斜保炎部材４３の先端は、円周方向に隣接する傾斜保炎部材４３の一部に接触した状態で係止している。なお、各傾斜保炎部材４３の先端が円周方向に隣接する傾斜保炎部材４３の一部に接触する代わりに、近接してもよい。

図２、図４、及び図６（ｂ）（ｃ）に示すように、各傾斜保炎部材４３は、その内部（各傾斜保炎部材４３の内部）に、ライナ３１内に液状の燃料を噴射する燃料噴射部としての燃料噴射管５７を備えている。各燃料噴射管５７は、燃料を供給するための燃料供給源（図示省略）に接続されており、燃料を噴射可能な複数の燃料噴射孔５９をその長手方向（各燃料噴射管５７の長手方向）に間隔を置いて有している。また、各傾斜保炎部材４３は、複数の燃料噴射孔５９にそれぞれ整合する位置に、燃料通孔６１を有している。換言すれば、各傾斜保炎部材４３は、複数の燃料噴射孔５９にそれぞれ連通した複数の燃料通孔６１を有している。各燃料噴射孔５９の開口面積は、燃料噴射孔５９の開口面積よりも大きくなっている。なお、燃料噴射部として燃料噴射管５７を用いる代わりに、排気ダクト２９内（ライナ３１内）に傾斜保炎部材４３と独立して設けられた燃料噴射器（図示量略）を用いてもよい。

各傾斜保炎部材４３は、その内側（各傾斜保炎部材４３の内側）に、内部通路６３を有しており、内部通路６３は、傾斜保炎部材４３の基端側に形成した切欠部（開口部）６５を介して冷却流路３５に連通している。また、各傾斜保炎部材４３は、その内側（内部通路６３内）に、パイプ状のインサート６７を備えている。各インサート６７は、傾斜保炎部材４３の内壁面（内部通路６３の壁面）に向かって冷却空気ＣＡを噴出可能な複数のインピンジ冷却孔６９を有しており、各インピンジ冷却孔６９は、インサート６７を貫通している。更に、各傾斜保炎部材４３は、その後縁側（各傾斜保炎部材４３の後縁側）に、内部通路６３に連通した空気通孔７１を有している。なお、各傾斜保炎部材４３の内側に設けられたインサート６７を省略してもよい。

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。

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、コア流路７及びファン流路９に空気Ａを取り込むことができ、コア流路７に取り込んだ空気Ａを圧縮することができる。そして、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。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が駆動して、圧縮機１５及びファン１１を駆動させることができる。

前述のように、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、コア流路７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）。

航空機エンジン１の稼働中に、各燃料噴射管５７の複数の燃料噴射孔５９から燃料通孔６１を経由して排気ダクト２９内の燃焼領域ＢＦに液状の燃料を噴射する。そして、点火プラグ４１によって燃料を含む混合ガスに着火する。すると、保炎器３９の下流側（直下流側）に火炎を形成しつつ、排気ダクト２９内の燃焼領域ＢＦにおいて燃料を含む混合ガスを再燃焼させることができる。これにより、排気ダクト２９内の燃焼領域ＢＦにおいて燃焼ガスＧ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（アフタバーナ２５の通常の作用）。

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の対流冷却を行うことができる。また、冷却空気ＣＡが複数のフィルム冷却孔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のフィルム冷却を行うことができる。更に、冷却流路３５から各インサート６７内に流入した冷却空気ＣＡが複数のインピンジ冷却孔６９から各傾斜保炎部材４３の内壁面に向かって噴出されることにより、各傾斜保炎部材４３のインピンジ冷却（内部冷却）を行うことができる。なお、各傾斜保炎部材４３のインピンジ冷却に寄与した冷却空気ＣＡは、複数の空気通孔７１から排気ダクト２９内の燃焼領域ＢＦに排出される。

そして、前述のように、各傾斜保炎部材４３の背面形状が排気ダクト２９の外周面の接線方向に対して鋭角に傾斜し、各傾斜保炎部材４３の先端が円周方向に隣接する傾斜保炎部材４３の一部に接触した状態で係止している。これにより、環状（円環状）のアニュラス保炎部材又は円弧状のアーチ保炎部材を保炎器３９の構成要素として用いることなく、複数の傾斜保炎部材４３の先端側部分の合体によって、火炎を伝播可能な環状（角環状）の保炎部を形成することができる（アフタバーナ２５の特有の作用）。

従って、本発明の実施形態によれば、複数の傾斜保炎部材４３の先端側部分の合体によって前記環状の保炎部を形成できるため、保炎器３９の火炎伝播性を十分に確保して、アフタバーナ２５の燃焼安定性を図ることができる。

また、前述のように、環状のアニュラス保炎部材等を保炎器の構成要素として用いる必要がなく、各傾斜保炎部材４３が排気ダクト２９の外周面に対して排気ダクト２９の外側から着脱可能に構成されている。そのため、整備員が保炎器３９に対して排気ダクト２９の内側からだけでなく、排気ダクト２９の外側からアクセスすることができ、保炎器３９の整備性、換言すれば、アフタバーナ２５の整備性を十分に向上させることができる。

つまり、本発明の実施形態によれば、アフタバーナ２５の燃焼安定性を図りつつ、アフタバーナ２５の整備性を十分に向上させることができる。

また、前述のように、各傾斜保炎部材４３、換言すれば、保炎器３９全体に対してインピンジ冷却（内部冷却）を行うことができる。そのため、本発明の実施形態によれば、保炎器３９の耐久性、換言すれば、アフタバーナ２５の耐久性を十分に向上させることができる。

更に、前述のように、各傾斜保炎部材４３の内部に燃料噴射管５７が設けられている。そのため、本発明の実施形態によれば、排気ダクト２９内の燃焼領域ＢＦの縦断面における燃料分布を均一な分布に近づけることができ、アフタバーナ２５の燃焼効率を十分に高めることができる。

（本発明の他の実施形態）
図７及び図８に示すように、本発明の他の実施形態においては、アフタバーナ２５の構成要素として保炎器３９（図３及び図４参照）に代えて、他の保炎器７３を用いている。本発明の他の実施形態に係る保炎器７３の構成のうち、保炎器３９の構成と異なる点についてのみ説明する。なお、保炎器７３における複数の構成要素のうち、保炎器３９における構成要素と対応するものについては、図面中に同一符号を付してある。

保炎器７３は、６つの傾斜保炎部材４３の他に、排気ダクト２９内（ライナ３１内）に円周方向に等しい間隔を置いて配置された中空状の６つの補助保炎部材（補助ガッタ）７５を有している。また、各補助保炎部材７５は、その長手方向（各補助保炎部材７５の長手方向）へ火炎を伝播可能になっている。各補助保炎部材７５の断面形状は、傾斜保炎部材４３の断面形状と同様に、Ｖ字形状になっている。更に、各補助保炎部材７５の背面形状は、排気ダクト２９の外周面の接線方向に対して鋭角に傾斜している。各補助保炎部材７５の背面形状の傾斜角（排気ダクト２９の外周面の接線方向に対する傾斜角）θｂは、同じ角度に設定されている。なお、各補助保炎部材７５の背面形状の傾斜角θｂを同じ角度に設定しなくてもよい。

排気ダクト２９は、補助保炎部材７５を挿通させるための複数の第１補助挿通穴７７を円周方向に等しい間隔を置いて有しており、各第１補助挿通穴７７は、排気ダクト２９を貫通している。ライナ３１は、各第１補助挿通穴７７に整合する位置に、補助保炎部材７５を挿通させるための複数の第２補助挿通穴７９を有しており、各第２補助挿通穴７９は、ライナ３１を貫通している。そして、各補助保炎部材７５は、その基端側（各補助保炎部材７５の基端側）に、締結フランジ８１を備えている。締結フランジ８１は、排気ダクト２９の外周面における対応する第１補助挿通穴７７の周縁部に複数のボルト８３を介して締結可能になっている。換言すれば、各補助保炎部材７５は、各傾斜保炎部材４３と同様に、排気ダクト２９の外周面に対して排気ダクト２９の外側から着脱可能に構成されている。

各補助保炎部材７５は、その先端（各補助保炎部材７５の先端）に、係止部として例えばＬ型の係止フック８５を備えている。また、円周方向に隣接する一対の傾斜保炎部材４３のうち一方の傾斜保炎部材（第１の傾斜保炎部材）４３は、その一部に、係止フック８５に係止される被係止部として例えば被係止穴８７を備えている。換言すれば、各補助保炎部材７５の先端は、第１の傾斜保炎部材４３の一部に接触した状態で係止している。なお、各補助保炎部材７５の先端が第１の傾斜保炎部材４３の一部に接触する代わりに、近接してもよい。

各補助保炎部材７５及びその周辺は、各傾斜保炎部材４３及びその周辺と同様の構成を有している。具体的には、各補助保炎部材７５は、その内部（各補助保炎部材７５の内部）に、ライナ３１内に液状の燃料を噴射する燃料噴射管５７を備えている。各補助保炎部材７５は、燃料噴射管５７の各燃料噴射孔５９に整合する位置に、燃料通孔（図示省略）を有している。 各補助保炎部材７５は、その内側（各補助保炎部材７５の内側）に、冷却流路３５に連通した内部通路（図示省略）を有している。また、補助保炎部材７５は、その内側（補助内部通路７５内）に、インサート６７を備えている。各補助保炎部材７５は、その後縁側（各補助保炎部材７５の後縁側）に、内部通路に連通した複数の空気通孔７１を有している。

本発明の他の実施形態においては、前述の本発明の実施形態の作用及び効果を奏する他に、次のような作用及び効果を奏する。

航空機エンジン１の稼働中に、冷却流路３５から各インサート６７内に流入した冷却空気ＣＡが複数のインピンジ冷却孔６９から各補助保炎部材７５の内壁面に向かって噴出されることにより、各傾斜保炎部材４３だけでなく、各補助保炎部材７５のインピンジ冷却を行うことができる。換言すれば、保炎器３９全体に対してインピンジ冷却を行うことができる。そのため、本発明の他の実施形態によれば、保炎器３９の耐久性、換言すれば、アフタバーナ２５の耐久性を十分に向上させることができる。

各傾斜保炎部材４３の内部だけでなく、各補助保炎部材７５の内部に燃料噴射管５７が設けられている。そのため、本発明の他の実施形態によれば、排気ダクト２９内の燃焼領域ＢＦの縦断面における燃料分布を均一な分布により近づけることができ、アフタバーナ２５の燃焼効率をより十分に高めることができる。

なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものでなく、適宜の変更を行うことにより、種々の態様で実施可能である。そして、本発明に包含される権利範囲は、前述の実施形態に限定されないものである。

Ａ 空気
ＢＦ 燃焼領域
ＣＡ 冷却空気
Ｇ 燃焼ガス
１ 航空機エンジン
３ コアケース
５ エンジンケース
７ コア流路
９ ファン流路
２５ アフタバーナ
２７ 排気ノズル
２９ 排気ダクト
３１ ライナ
３５ 冷却流路
３９ 保炎器
４１ 点火プラグ
４３ 傾斜保炎部材
４５ 第１挿通穴
４７ 第２挿通穴
４９ 締結フランジ
５３ 係止フック（係止部）
５５ 被係止穴（被係止部）
５７ 燃料噴射管（燃料噴射部）
５９ 燃料噴射孔
６１ 燃料通孔
６３ 内部通路
６５ 切欠部
６７ インサート
６９ インピンジ冷却孔
７１ 空気通孔
７３ 保炎器
７５ 補助保炎部材
７７ 第１補助挿通穴
７９ 第２補助挿通穴
８１ 締結フランジ
８５ 係止フック（係止部）
８７ 被係止穴（被係止部）

Claims (8)

1. 航空機エンジンのコア流路から排出される燃焼ガスを再燃焼させるアフタバーナであって、
   前記航空機エンジンのエンジンケースの出口側に設けられた排気ダクトと、
   前記排気ダクトの内側に設けられ、火炎を保持する保炎器と、
   前記排気ダクト内の燃焼領域に燃料を噴射する燃料噴射部と、を具備し、
   前記保炎器は、前記排気ダクト内に円周方向に間隔を置いて配置されかつ火炎を伝播可能な複数の傾斜保炎部材を有し、各傾斜保炎部材の先端が円周方向に隣接する前記傾斜保炎部材の基端側と先端側の間の一部に接触するように、各傾斜保炎部材の背面形状は、前記排気ダクトの接線方向に対して鋭角に傾斜している、アフタバーナ。
2. 各傾斜保炎部材は、前記排気ダクトの外周面に対して前記排気ダクトの外側から着脱可能に構成されている、請求項１に記載のアフタバーナ。
3. 前記排気ダクトは、前記傾斜保炎部材を挿通させるための複数の挿通穴を円周方向に間隔を置いて有し、各傾斜保炎部材の基端側に、前記排気ダクトの外周面における対応する前記挿通穴の周縁部に締結可能な締結フランジが設けられている、請求項２に記載のアフタバーナ。
4. 航空機エンジンのコア流路から排出される燃焼ガスを再燃焼させるアフタバーナであって、
   前記航空機エンジンのエンジンケースの出口側に設けられた排気ダクトと、
   前記排気ダクトの内側に設けられ、火炎を保持する保炎器と、
   前記排気ダクト内の燃焼領域に燃料を噴射する燃料噴射部と、を具備し、
   前記保炎器は、前記排気ダクト内に円周方向に間隔を置いて配置されかつ火炎を伝播可能な複数の傾斜保炎部材を有し、各傾斜保炎部材の背面形状は、前記排気ダクトの接線方向に対して鋭角に傾斜しており、各傾斜保炎部材の先端に係止部が設けられ、前記円周方向に隣接する傾斜保炎部材の一部に前記係止部に係止される被係止部が設けられ、各傾斜保炎部材の先端は、円周方向に隣接する前記傾斜保炎部材の一部に接触している、アフタバーナ。
5. 前記燃料噴射部は、各傾斜保炎部材の内部に設けられかつ燃料を噴射可能な燃料噴射孔を有した燃料噴射管であり、
   各傾斜保炎部材は、前記燃料噴射孔に連通した燃料通孔を有している、請求項１から請求項４のうちのいずれか１項に記載のアフタバーナ。
6. 前記排気ダクトの内側に設けられ、前記排気ダクト内の燃焼領域を形成する筒状のライナを具備し、
   前記排気ダクトの内周面と前記ライナの外周面との間に、前記航空機エンジンのファン流路から排出される空気の一部を冷却空気として流通させるための環状の冷却流路が形成され、
   各傾斜保炎部材は、中空状であり、内側に前記冷却流路に連通した内部通路を有し、各傾斜保炎部材は、前記内部通路に連通した空気通孔を有している、請求項１から請求項５のうちのいずれか１項に記載のアフタバーナ。
7. 前記保炎器は、前記排気ダクト内に円周方向に間隔を置いて配置されかつ火炎を伝播可能な複数の補助保炎部材を有し、各補助保炎部材の先端が円周方向に隣接する一対の前記傾斜保炎部材のうちの一方の前記傾斜保炎部材の基端側と先端側の間の一部に接触するように、各補助保炎部材の背面形状は、前記傾斜保炎部材に対して鋭角に傾斜している、請求項１から請求項６のうちのいずれか１項に記載のアフタバーナ。
8. 請求項１から請求項７のうちのいずれか１項に記載のアフタバーナを具備した、航空機エンジン。

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