JPH0670406B2 - 混合流オーグメンタ用プレミキサ - Google Patents

混合流オーグメンタ用プレミキサ

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JPH0670406B2
JPH0670406B2 JP2252100A JP25210090A JPH0670406B2 JP H0670406 B2 JPH0670406 B2 JP H0670406B2 JP 2252100 A JP2252100 A JP 2252100A JP 25210090 A JP25210090 A JP 25210090A JP H0670406 B2 JPH0670406 B2 JP H0670406B2
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engine
mixer
chutes
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Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 この発明は、バイパス型ガスタービンエンジンに関し、
特にコアエンジンからの高熱ガス流をバイパスダクトか
らのファン空気と混合し、これによりエンジンのアフタ
バーナ部分に入る前にファン空気の温度を上げるミキサ
配列装置に関する。
従来技術 バイパス型ガスタービンエンジンでは、タービンに入る
空気の一部はコアエンジンに入り、その空気の残りの部
分はコアエンジンを囲む大体環状のダクトを通過する。
代表的には低圧ファンをコアエンジンの圧縮機の上流に
配置して、ダクトに入るファン空気を加圧する。コアエ
ンジンの後方に配置されたノズルに入る前に、コアから
排出される高熱ガス流の一部をファンダクトを通過する
ファン空気と混合する。スラスト増強、すなわちアフタ
バーニング時に、液体燃料をスプレーバーから噴射し、
ここでコアから排出される高熱ガスとファンダクトから
排出されるファン空気との混合物とともに点火する。こ
のスラスト増強、すなわちアフタバーニングは、通常、
ノズルのすぐ上流に配置されたアフタバーナ部分で起こ
り、排気流のエネルギーを増加してノズルのスラストを
増加する。
混合ガスをエンジンノズルから排出する前に、エンジン
で発生した高熱ガスをファン空気と混合するミキサの代
表的な例が、米国特許第4,335,573号に開示されてい
る。この特許に記載されたミキサは、複数個の第１シュ
ートおよび第２シュートをノズル入口近くのコアエンジ
ンのまわりに交互に配置した構成である。第１および第
２シュートはそれぞれ上流部分と下流部分とを含む。上
流部分は軸受に回転自在に支承されているので、第１ま
たは第２シュートを回転して第１および第２シュートの
上流部分と下流部分との間の流れ連通を達成することが
できる。この回転、すなわち割出しにより下流部分にあ
る火炎保持要素の温度を低下させ、これによりエンジン
ノズルからこの赤外放射を少なくする。この赤外放射の
減少は、敵の熱探知ミサイルによる捕捉と追跡を避ける
のに有効であり、またそのようなミサイルに対する対抗
手段または回避行動をとることを可能にする。
本発明者の知るかぎりでは、上記米国特許に記載された
ものを含めて、従来のミキサ形状はすべて、ファン出口
温度およびアフタバーナ圧力両方が低いフライト（飛
行）マップの左上の角に吹きとび（blowout）または共
振（resonance）が生じるという問題がある。飛行マッ
プのその部分では、エンジンの吹きとびや深刻な共鳴振
動が起こる可能性があるので、アフタバーナを作動させ
ることができない。
第１図は代表的な飛行マップのグラフで、横軸は航空機
のマッハ数を示し、縦軸は千フィート単位で表示した圧
力高度に対応する。第１図のグラフにおいて、不安定な
燃焼または吹きとび領域を斜線区域200で示す。従来、
エンジンの増強化を限定することにより、第１図の飛行
マップの部分200における吹きとびまたは共振の問題を
軽減する試みが、かろうじて成功している。そのほか
に、アフタバーナ部分における燃料分布を改良する方法
もある程度の効果があった。
発明の要旨 アフタバーナでの燃焼を安定化するには、火炎を火炎保
持器につなぎとめ、安定化することが必要である。第１
図の飛行マップの領域200で起こりやすい上述した吹き
とびおよび共振の問題は、アフタバーナ部分での火炎の
旋回または移動によって特徴付けられる。すなわち、噴
射した燃料とファン空気との点火により生じる火炎は、
火炎保持器につなぎとめられていない。
アフタバーナでの安定な燃焼は、ファン空気の圧力およ
びファン空気の温度により左右される。ファン空気の速
度もアフタバーナでの安定な燃焼に影響する。しかし、
本発明者は、速度が燃焼の安定性に有意な相関関係を持
たないことを、実験を通して確かめた。さらに、第１図
の飛行マップの領域200では、高度およびバイパスファ
ン圧力比により圧力が固定されるので、本発明者は、こ
こでは、アフタバーナでの燃焼を安定化する手段として
ファン空気の温度を制御することに注目し、以下に開示
する新規な構造に到達した。
したがって、この発明の目的は、スラスト増強、すなわ
ちアフタバーナ作動時の濃厚側安定限界を広げ、こうし
てエンジンの飛行マップの一層広い部分にわたってアフ
タバーナ作動を可能にした、バイパス型ガスタービンエ
ンジン用のミキサ構成を提供することにある。
この発明の他の目的は、エンジンのアフタバーナ部分に
入る前にファン空気の温度を上昇させる、バイパス型ガ
スタービンエンジン用のミキサ配列装置を提供すること
にある。
この発明の他の目的および効果は、一部は以下の説明中
に記載し、一部はそれから明らかてあり、また一部はこ
の発明を実施することで確認されるであろう。この発明
の目的および効果は、特許請求の範囲に記載した手段お
よびその組み合わせによって実現されまた達成される。
これらの目的を達成するために、この発明によれば、バ
イパス型ガスタービンエンジンに用いるミキサ構成が提
供され、この構成は、半径方向および軸線方向に細長い
第１シュートおよび第２シュートを交互に配列した配列
体を画定するコンボリュート状の大体環状のミキサを備
える。これらの第１および第２シュートそれぞれは下流
出口および上流入口を有し、第１シュートの入口がエン
ジンのコアからの内側高熱ガス流を受け取り、第２シュ
ートの入口がエンジンのバイパスダクトからのファン空
気の外側流れを受け取るよう構成されている。構成はさ
らに、高熱コアガスの一部を上記ミキサの第２シュート
中にその出口より上流で導入して、ファン空気がアフタ
バーナの入る前にファン空気の温度を上げる導入手段を
含む。
好ましくは、上記導入手段は、半径方向および軸線方向
に細長い第３シュートの配列体を画定するコンボリュー
ト状の大体環状のプレキミサからなる。第３シュートは
それぞれ、第２シュートの出口から上流に所定の距離だ
け離れた出口と、エンジンのコアからの内側高熱ガス流
を受け取る構成とされた入口とを有する。プレミキサと
ミキサとはエンジン内に、プレミキサの画定する第３シ
ュートがミキサの画定する第２シュートと軸線方向流れ
連通関係になるように配置される。このようにすれば、
第３シュートが受け取った高熱ガス流が第３シュートの
出口から出現して、ミキサの第２シュートを通過中のフ
ァン空気の流れと混合する。こうして、本発明の好適な
実施態様の構造は、高熱排気ガスをファン空気と効果的
に混合し、ファン空気がアフタバーナに達する前にファ
ン空気の温度を上げる。
好ましくは、スラスト増強時にエンジンのアフタバーナ
部分における燃料と空気の燃焼を安定にする火炎保持器
が、上記ミキサの終端に実質的に隣接して配置される。
こうして、アフタバーナ部分に入ってくるファン空気の
温度を、火炎保持器に達する前に、上昇させる。
さらに、プレミキサの第３シュートを画定する側壁内に
コア用スプレーバーを配置するのが好ましい。こうすれ
ば、コア用スプレーバーを通して噴射された燃料は、低
温のファン空気と混ざる前に、コアからの高熱ガス流中
で蒸発、すなわち「気化」（キャブレタ作用）される。
実施例の記載 この発明の好適な実施例を添付の図面に示し、以下にそ
の好適な実施例を詳細に説明してこの発明の原理を明ら
かにする。
第２図に、10で総称するバイパス型ガスタービンエンジ
ンの主要な構成要素を示す。エンジン10はコア12を含
み、コア12は圧縮機14、燃焼器16および高圧タービン18
を直流関係に心合わせ配置した構成で、高熱ガス流を発
生し、上流端20から下流端22までのエンジン10から高熱
ガス流を排出する。低圧タービン24が高圧タービン18の
下流に配置されている。実質的に環状のダクト26がコア
12および低圧タービン24を包囲し、その外側境界はエン
ジンケーシング28で画定されている。バイパスファン30
が圧縮機14の上流に配置され、低圧タービン24に作動連
結され、ファン空気の流れを加圧しダクト26へ通過させ
る。
運転時には、エンジン10の上流端20に入ってくる空気を
ファン30で加圧する。加圧された空気の一部はコアエン
ジン12に入り、高圧タービン14を通過し、低圧タービン
24から出てくる。ファン空気の残りの部分は、コア12お
よび低圧タービン24のまわりのダクト26を流れる。ミキ
サ32が低圧タービン24の下流に配置され、アフタバーナ
部分36に入る前に、ファン空気とコアガスとを混合す
る。代表的には、複数個のＶ形環状ガタ−39から構成さ
れる火炎保持器がミキサ32の出口または下流端38の近く
に配置されている。
スラスト増強、すなわちアフタバーニングの際には、燃
料を火炎保持器の上流でスプレーバーからコア排出流中
に噴射し、また場合によってはファン排気流中も噴射
し、ここで当業界でよく知られた慣例の装置により点火
する。噴射した燃料を、コア12から出てくる排気ガスと
ダクト26から出てくるファン空気との混合物と共に、ア
フタバーナ部分38で燃焼させ、その後排気ノズルを通し
て排出する。この発明はミキサ32の構造に関するもので
ある。
第４図および第５図に、この発明の第１の実施態様によ
るミキサ構成を下流および上流方向に見た位置で示す。
ミキサ構成は、半径方向および軸線方向に細長い第１シ
ュート44および第２シュート46を交互に配置した配列体
を画定する、コンボリュート状（convoluted）の大体環
状のミキサ42からなる。ミキサ42を通過するガス流の方
向を第４図および第５図では幅広の矢印で示す。第１シ
ュート44はそれぞれ上流入口48および下流出口50を含
む。同様に、第２シュート46はそれそぞれ上流入口52お
よび下流出口54を含む。
特に第５図を参照すると、第１シュート44および第２シ
ュート46は、フランジ62から半径方向および軸線方向に
延在する複数個の側壁60により画定される。フランジ62
は適当な支持構造に機械的に取り付けられて、ミキサ42
をエンジン内に位置決めし固定する。特定の支持構造お
よびミキサ42を支持構造に取り付ける方法はこの発明を
構成する要素ではない。当業者に知られた代表的な構造
的支持形状を用いればよい。
各側壁60は片方の隣の側壁に頂壁64で連結されて第１シ
ュート44を画定する。また各側壁60は反対隣の側壁に底
壁66で連結されて第２シュート46を画定する。底壁66は
大体平坦で半径方向に延在し、他方、頂壁64は傾斜し、
側壁60に滑らかに移行し、こうして第１および第２シュ
ートのコンボリュート状の軸線方向および半径方向に延
在する輪郭を形成する。
ミキサ42の第１シュート44は、そのコンボリュート形状
の結果として、エンジン10のコア12からの内側高熱ガス
流を受け取る構成となっている。このことは第３図およ
び第９図からよくわかる。第３図はこの発明のミキサ配
列装置を組み込んだエンジン10の部分的側面図であり、
第９図はミキサ42の部分的頂面図である。
底圧タービン24から出てくるコアガスは第１シュート44
の入口48に流入し、第１シュートの出口50から出て行
く。この高熱ガスの流路を第３図に矢印70で示す。同様
に、バイパスダクト26を通ってくるそれより低温のファ
ン空気は第２シュート46の入口52に入り、第２シュート
の出口54から出て、そこで第１シュート44から出てくる
高熱コアガスと混ざり合う。バイパスダクト26から第２
シュート46を通過する低温のファン空気の流路を矢印72
で示す。なお、高熱コアガスと低温ファン空気は、第１
および第２シュートの出口から出るまで、ミキサ42の側
壁60、頂壁64および底壁66で分離されている。さらに、
高熱コアガスと低温ファン空気は、出口50および54の下
流ある処理に達するまで完全には混合しない。
この発明のミキサ構成は、さらに、高熱コアガスを第２
シュートの出口より上流でミキサの第２シュートに導入
して、第２シュート内のファン空気の温度を上げる導入
または分流手段を含む。この発明の第１の好適な実施例
によれば、ここに具体的に示したように、導入手段は、
第３、４および５図に示すように、半径方向および軸線
方向に細長い第３シュート82を第２シュート毎に配置し
た配列体を画定する、コンボリュート状の大体環状のプ
レミキサ80からなる。第３シュート82はそれぞれ上流入
口84および下流出口86を有する。入口84はエンジン10の
コア12からの内側高熱ガス流を受け取るように構成され
ている。出口86は第２シュート46の出口54より上流に位
置し、出口54と流れ連通している。このようにして、第
３シュート82の出口86から出てくる高熱コアガスを第２
シュート46を通過中の低温のファン空気と混合して、出
口54からアフタバーナへ流入する前に、ファン空気の温
度を上昇させる。
第１シュート44に関して前述したのと同様に、第３シュ
ート82も、第５図に示すように、側壁90を頂壁92で連結
して画定され、頂壁92は側壁90に滑らかにつながってい
る。頂壁92は傾斜してプレミキサ80のコンボリュート輪
郭を形成している。
アフタバーニング燃焼用の燃料は、外側ケーシング28ま
たは外側ケーシング28に取り付けた中間構造から半径方
向内方に延在するスプレーバーから、排ガス流中に噴射
する。この燃料を種々の位置でエンジンに噴射してアフ
タバーニングを「段階化」する。アフタバーニングの段
階化自体は新しい思想ではなく、当業者であればその意
味を理解できる。この発明の形状配置は、アフタバーニ
ングの段階化の効果を改良するのに有利である。具体的
には、第６図および第７図に示すように、複数本の第１
スプレーバー100をエンジン10内に半径方向内方に、第
３シュート82の頂壁92を貫通して延在させ、第３シュー
ト内部で終端させる。スプレーバー100は外側ケーシン
グ28のまわりに円周方向に配置し、互いに第３シュート
82の間隔に対応する所定の距離だけ離す。燃料を第１ス
プレーバー100を通して、第３シュート82を通過中の高
熱コアガス中に噴射する。このようにして、第２シュー
ト46内の低温ファン空気との混合に先立って、スプレー
バー100からの燃料を第３シュート82内を通過中の高熱
コアガスで蒸発させそのガスと混合する。これにより、
蒸発を促進し、燃料を高熱コアガスと混合する（気化混
合）。
第３シュート82の出口86の下流で終端する複数本の第２
スプレーバー102を設けることができる。これらの第２
スプレーバー102を通して噴射する燃料は、第２シュー
ト46を通過中の低温ファン空気および第３シュート82か
ら出てくる高熱コアガスと混ざり合う。
さらに他のスプレーバー104を設けてもよく、これによ
り燃料を第１シュート44を通過中の高熱コアガス中に噴
射するとともに、バイパスエンジンでよく行われている
ように、バイパスファンダクトへ噴射することができ
る。
第３シュート82の出口で燃料を直接高熱コアガス流に添
加するので、高熱コアガスおよび低温のファン空気の混
合物の化学量論的比を精密に制御して、アフタバーニン
グ中の濃厚側安定限界（rich stability limit）を高
めることができる。実際、所望の濃厚側安定限界によっ
ては、ファン用スプレーバー104の数本またはすべてを
なくし、アフタバーニング用の燃料をコア用スプレーバ
ー100および102だけから添加することが可能である。
前述したように、本発明者は、飛行マップの濃厚側安定
部分における再熱（リヒート）能力に影響する重要なパ
ラメータがファン空気の温度であることを確認した。第
３、４、５、６、７および９図に示した、この発明の第
１の実施例によるミキサおよびプレミキサ配列装置の輪
郭は、コア12からの高熱の排気ガスをプレミキサ80の第
３シュート82を通して流す。高熱のコア排気ガスをミキ
サ42の第２シュート46内でファン空気と混合し、ファン
空気が第２シュートから出てアフタバーナに達する前
に、ファン空気の温度を効果的に上昇させる。このよう
にファン空気の温度を上げることは、ジェットエンジン
の濃厚側安定領域を飛行マップの外に移動するのに有効
で、こうして第１図に示した領域200で吹きとびまたは
不安定燃焼が起こる恐れを最小限に抑える。
第８図に、この発明を適用した、バイパス型ガスタービ
ンエンジン用のミキサ配列装置の第２の実施例を示す。
前述した第１の実施例では第３シュート82を画定するプ
レミキサ80から構成された導入手段を、この第２の実施
態様で、ミキサ42の側壁60に形成した導管手段から構成
する。図示のように、導管手段は導管110から構成さ
れ、これらの導管110はコア12から第１シュート44に入
ってくる高熱ガス流の一部を第２シュート46それぞれに
導き、これにより第２シュート46を通過中のファン空気
流の温度を上げる。導管110を画定する流線形導管壁112
は、側壁60と一体に形成され、その側壁から外方にかつ
側壁に沿って長さ方向に延在する。このようにすれば、
導管壁112の表面が流線形であるので、側壁66での乱流
が最小になる。さらに、第１シュート44から導管110を
通って第２シュート46に流入する高熱コアガスの量は開
口82の幾何形状の関数であるので、その幾何形状は、所
定の体積の高熱排気ガスを第１シュート44から第２シュ
ート46に流入させ、それによりシュート46を通るファン
空気および導管110を通る高熱排気ガス両方の体積流れ
にしたがって、ファン空気の温度を所定の量だけ上昇さ
せるように、選択するのがよい。高熱排気ガスを第１シ
ュート44から第２シュート46に移送するために側壁60に
形成する開口82の数は、側壁60それぞれについて任意で
あることが明らかである。
当業者には、前述した以外の効果および変更例が明らか
である。したがって、この発明は前述した特定の細部、
代表的な装置、そして図示し説明した実施例に限定され
ない。したがって、この発明の要旨を逸脱しない範囲内
で、前述した具体的な事項からの変更が可能である。
【図面の簡単な説明】
第１図は、バイパス型ガスタービンエンジンについての
飛行マッハ数と圧力の関係を示す代表的なフライトマッ
プのグラフであり、 第２図はバイパス型ガスタービンエンジンの主要構成要
素を示す略図、 第３図はこの発明のミキサおよびプレミキサ配列装置を
組み込んだガスタービンエンジンの部分的断面図、 第４図はこの発明を適用したミキサおよびプレミキサ配
列装置を下流方向に見た部分的斜視図、 第５図は第４図のミキサおよびプレミキサ配列装置を上
流方向に見た部分的斜視図、 第６図はこの発明のミキサおよびプレミキサ配列装置を
下流方向に見た部分的斜視図で、第１、第２および第３
シュートに対する燃料スプレーバーの配置を示し、 第７図は第６図の燃料スプレーバーの配置を上流方向に
見た部分的斜視図、 第８図は高熱コアガスをファン空気と混合するのに、導
管をミキサの第１および第２シュートの側壁に形成した
この発明の第２の実施態様の部分的頂面図、そして 第９図はこの発明のミキサおよびプレミキサ配列装置の
頂面図で、第１、第２および第３シュートを通過する高
熱コアガスおよびファン空気の流路を示す。 主な符号の説明 10:エンジン、12:コア、 14:圧縮機、16:燃焼器、 18:高圧タービン、24:低圧タービン、 26:ダクト、28:ケーシング、 30:ファン、32:ミキサ、 36:アフタバーナ、42:ミキサ、 44:第１シュート、46:第２シュート、 48,52:上流入口、50,54:下流出口、 60:側壁、62:フランジ、 64:頂壁、66:底壁、 70:高熱ガスの流路、 72:ファン空気の流路、 82:第３シュート、84:入口、 86:出口、90:側壁、 92:頂壁、 100,102,104:スプレーバー、 110:導管、112:導管壁。

Claims (15)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】バイパス型ガスタービンエンジンに用いる
    ミキサ構成において、 半径方向および軸線方向に細長い第１シュートおよび第
    ２シュートを交互に配列した配列体を画定し、これらの
    第１および第２シュートそれぞれが下流出口および上流
    入口を有し、第１シュートの入口がエンジンのコアから
    の内側高熱ガス流を受け取り、第２シュートの入口がエ
    ンジンのバイパスダクトからのファン空気の外側流れを
    受け取るよう構成されたコンボリュート状の大体環状の
    ミキサと、 高熱コアガスの一部を上記第２シュート中にその出口よ
    り上流で導入して第２シュート内のファン空気の温度を
    上げる導入手段とを備えるミキサ構成。
  2. 【請求項２】上記導入手段が半径方向および軸線方向に
    細長い第３シュートの配列体を画定するコンボリュート
    状の大体環状のプレミキサからなり、上記第３シュート
    それぞれが上記第２シュートの出口から上流に所定の距
    離だけ離れた出口と、エンジンのコアからの内側高熱ガ
    ス流を受け取る構成とされた入口とを有する請求項１に
    記載のミキサ構成。
  3. 【請求項３】上記第３シュートそれぞれが上記第２シュ
    ートの対応する一つと軸線方向流れ連通関係に配置さ
    れ、第３シュートを通過する高熱ガス流が第３シュート
    の出口から出現して第２シュートを通過中のファン空気
    の流れと混合し、これにより第２シュートの出口に達す
    る前にファン空気の温度を上げる請求項２に記載のミキ
    サ構成。
  4. 【請求項４】上記第３シュートが複数の側壁により画定
    され、各１対の側壁を半径方向に傾斜した頂壁で連接し
    て上記プレミキサのコンボリュート輪郭を形成した請求
    項２に記載のミキサ構成。
  5. 【請求項５】上記第１シュートが複数の側壁により画定
    され、各側壁を片方の隣の側壁に頂壁で連接して上記配
    列体の第１シュートを形成するとともに、反対隣の側壁
    に底壁で連接して上記配列体の第２シュートを形成した
    請求項１に記載のミキサ構成。
  6. 【請求項６】エンジンが外側ケーシングを含み、複数本
    の第１スプレーバーが上記外側ケーシングから半径方向
    内方へ延在しそれぞれ第３シュート内で終端する請求項
    ２に記載のミキサ構成。
  7. 【請求項７】複数本の第２スプレーバーが上記外側ケー
    シングから半径方向内方へ延在し、上記第１スプレーバ
    ーから下流に離間し、上記第３シュートの出口近くで終
    端する請求項６に記載のミキサ構成。
  8. 【請求項８】バイパス型ガスタービンエンジンに用いる
    ミキサ構成において、 複数個の側壁を頂壁および底壁で交互に連接して半径方
    向および軸線方向に細長い第１シュートおよび第２シュ
    ートを交互に配列した配列体を画定し、これらの第１お
    よび第２シュートそれぞれが下流出口および上流入口を
    有し、第１シュートの入口がエンジンのコアからの内側
    高熱ガス流を受け取り、第２シュートの入口がエンジン
    のバイパスダクトからのファン空気の外側流れを受け取
    るよう構成されたコンボリュート状の大体環状のミキサ
    と、 上記ミキサの側壁に形成され、上記第１シュートからの
    高熱ガス流の一部を上記第２シュート中に導入し、これ
    により第２シュートを通過中のファン空気の温度を上げ
    る導管手段とを備えるミキサ構成。
  9. 【請求項９】上記導管手段が各側壁に形成した少なくと
    も１個の開口を含む請求項８に記載のミキサ構成。
  10. 【請求項１０】上記開口それぞれが、上記側壁と一体に
    形成されかつ側壁から外方へ側壁に沿って軸線方向へ延
    在する流線形導管壁により画定された請求項９に記載の
    ミキサ構成。
  11. 【請求項１１】さらに、上記ミキサの終端に実質的に隣
    接して配置され、スラスト増強時にエンジンのアフタバ
    ーナ部分における燃料と空気の燃焼を安定にする火炎保
    持器を含む請求項８に記載のミキサ構成。
  12. 【請求項１２】直列流れ関係に配列した圧縮機、燃焼器
    および高圧タービンを含み、高熱のガス流を発生するコ
    アエンジンと、 上記高圧タービンの下流に配置された低圧タービンと、 コアエンジン・ケーシングおよびコアエンジン・ケーシ
    ングから離間して相互間に環状ダクトを画定する外側ケ
    ーシングと、 上記圧縮機の上流に配置され、上記低圧タービンに作動
    連結されて上記ダクト内のファン空気の流れを加圧する
    ファンと、 上記高熱ガス流の一部をファン空気の流れと混合する混
    合手段と、 上記混合手段の下流に配置され、エンジンに推進用スラ
    ストを与えるノズル手段とを備え、 上記混合手段は、 半径方向および軸線方向に細長い第１シュートおよび第
    ２シュートを交互に配列した配列体を画定し、これらの
    第１および第２シュートそれぞれが下流出口および上流
    入口を有し、第１シュートの入口がエンジンのコアから
    の内側高熱ガス流を受け取り、第２シュートの入口がエ
    ンジンのバイパスダクトからファン空気の外側流れを受
    け取るよう構成されたコンボリュート状の大体環状のミ
    キサと、 高熱コアガスの一部を上記第２シュート中に導入して第
    ２シュート内のファン空気の温度を上げる導入手段とを
    含むことを特徴とするバイパス型ガスタービンエンジ
    ン。
  13. 【請求項１３】上記導入手段が半径方向および軸線方向
    に細長い第３シュートの配列体を画定するコンボリュー
    ト状の大体環状のプレミキサからなり、上記第３シュー
    トそれぞれが上記第２シュートの出口から上流に所定の
    距離だけ離れた出口と、エンジンのコアからの高熱ガス
    流を受け取る構成とされた入口とを有する請求項12に記
    載のエンジン。
  14. 【請求項１４】上記第３シュートそれぞれが上記第２シ
    ュートの対応する一つと軸線方向流れ連通関係に配置さ
    れ、第３シュートを通過する高熱ガス流が第２シュート
    を通過中のファン空気の流れと混合し、これにより第２
    シュートの出口に達する前にファン空気の温度を上げる
    請求項13に記載のエンジン。
  15. 【請求項１５】複数本の第１スプレーバーが上記エンジ
    ン外側ケーシングから半径方向内方へ延在しそれぞれ第
    ３シュート内で終端する請求項12に記載のエンジン。
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Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5381655A (en) * 1993-05-10 1995-01-17 General Electric Company Admission mixing duct assembly
JP3525527B2 (ja) 1994-12-21 2004-05-10 石川島播磨重工業株式会社 航空機エンジンのローブミキサ
US5685140A (en) * 1995-06-21 1997-11-11 United Technologies Corporation Method for distributing fuel within an augmentor
US5813221A (en) * 1997-01-14 1998-09-29 General Electric Company Augmenter with integrated fueling and cooling
US5927067A (en) * 1997-11-13 1999-07-27 United Technologies Corporation Self-cleaning augmentor fuel manifold
US6578355B1 (en) 1999-03-05 2003-06-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Bloom mixer for a turbofan engine
JP4743465B2 (ja) * 2001-04-19 2011-08-10 株式会社Ihi ジェットエンジン用ローブミキサー
DE10145489B4 (de) * 2001-09-14 2008-11-06 Mtu Aero Engines Gmbh Anordnung zum Vermischen von zwei ursprünglich getrennt geführten Fluidströmen in einem Zweikreis-Strahltriebwerk
FR2858999B1 (fr) * 2003-08-18 2005-11-11 Snecma Moteurs Turbomachine pour aeronef a emissions de bruit reduites
FR2866675B1 (fr) * 2004-02-24 2008-05-16 Snecma Moteurs Procede d'amelioration des performances d'allumage de dispositif de post-combustion pour turboreacteur double flux et dispositif de post-combustion a performance d'allumage amelioree
US7434384B2 (en) * 2004-10-25 2008-10-14 United Technologies Corporation Fluid mixer with an integral fluid capture ducts forming auxiliary secondary chutes at the discharge end of said ducts
US7437876B2 (en) * 2005-03-25 2008-10-21 General Electric Company Augmenter swirler pilot
US8157207B2 (en) * 2006-08-09 2012-04-17 The Boeing Company Jet engine nozzle exit configurations, including projections oriented relative to pylons, and associated systems and methods
US7870722B2 (en) * 2006-12-06 2011-01-18 The Boeing Company Systems and methods for passively directing aircraft engine nozzle flows
WO2008070780A1 (en) 2006-12-07 2008-06-12 Novartis Ag Antagonist antibodies against ephb3
US7966826B2 (en) * 2007-02-14 2011-06-28 The Boeing Company Systems and methods for reducing noise from jet engine exhaust
DE102008024022A1 (de) * 2008-05-16 2009-11-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinentriebwerk, insbesondere Flugtriebwerk
US9115897B2 (en) 2008-09-04 2015-08-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine systems and methods involving enhanced fuel dispersion
DE102010045697A1 (de) 2010-09-16 2012-03-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Blütenmischer für ein Turbofantriebwerk
FR2979673B1 (fr) 2011-09-01 2013-08-23 Snecma Procede de melange de flux dans un turboreacteur double flux et sortie moteur de mise en oeuvre
CN104379918B (zh) * 2012-04-27 2017-12-12 通用电气公司 燃气涡轮发动机的混合器及其制造方法、燃气涡轮发动机
US9470151B2 (en) 2012-12-21 2016-10-18 United Technologies Corporation Alignment system and methodology to account for variation in a gas turbine engine
FR3070187B1 (fr) * 2017-08-21 2019-08-23 Safran Aircraft Engines Ecope inter-veine
GB201908972D0 (en) 2019-06-24 2019-08-07 Rolls Royce Plc Compression in a gas turbine engine
GB201908978D0 (en) 2019-06-24 2019-08-07 Rolls Royce Plc Gas turbine engine transfer efficiency
GB2615335B (en) * 2022-02-04 2024-05-08 Rolls Royce Plc A reheat assembly

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB852829A (en) * 1957-04-03 1960-11-02 Rolls Royce Improvements in or relating to gas-turbine jet propulsion engines
US3048376A (en) * 1958-04-09 1962-08-07 Curtiss Wright Corp Fluid mixing apparatus
US2999672A (en) * 1958-04-09 1961-09-12 Curtiss Wright Corp Fluid mixing apparatus
GB874512A (en) * 1959-03-13 1961-08-10 Boeing Co Jet propulsion engine noise suppression nozzle
US3750402A (en) * 1963-08-07 1973-08-07 Gen Electric Mixed flow augmentation system
GB1139005A (en) * 1966-03-25 1969-01-08 Rolls Royce Improvements in or relating to gas turbine by-pass engines
US3415337A (en) * 1966-04-20 1968-12-10 Gen Electric Air injector device for air-cooled noise suppressors
DE1923150A1 (de) * 1968-05-08 1970-01-15 Man Turbo Gmbh Zweistromturbinenstrahltriebwerk
US4335573A (en) * 1970-09-02 1982-06-22 General Electric Company Gas turbine engine mixer
US3747345A (en) * 1972-07-24 1973-07-24 United Aircraft Corp Shortened afterburner construction for turbine engine
US3974646A (en) * 1974-06-11 1976-08-17 United Technologies Corporation Turbofan engine with augmented combustion chamber using vorbix principle
US4149375A (en) * 1976-11-29 1979-04-17 United Technologies Corporation Lobe mixer for gas turbine engine
US4134260A (en) * 1977-10-25 1979-01-16 General Motors Corporation Afterburner flow mixing means in turbofan jet engine
GB2031070B (en) * 1978-10-02 1982-11-17 Boeing Co Suppression of noise from a ducted-fan turbojet engine
US4302934A (en) * 1979-11-01 1981-12-01 United Technologies Corporation Lobed mixer/inverter
GB2082259B (en) * 1980-08-15 1984-03-07 Rolls Royce Exhaust flow mixers and nozzles
GB2104967B (en) * 1981-09-03 1985-07-17 Rolls Royce Exhaust mixer for turbofan aeroengine
GB2119859A (en) * 1982-05-06 1983-11-23 Rolls Royce Exhaust mixer for bypass gas turbine aeroengine
GB2123486B (en) * 1982-07-12 1986-01-02 Gen Electric Turbofan mixed flow exhaust system
US4461146A (en) * 1982-10-22 1984-07-24 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Mixed flow swirl augmentor for turbofan engine
GB2139288B (en) * 1983-05-05 1987-11-04 Rolls Royce Exhaust mixer for bypass gas turbine aeroengines
US5020318A (en) * 1987-11-05 1991-06-04 General Electric Company Aircraft engine frame construction

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IT9021523A0 (it) 1990-09-20
IT1243021B (it) 1994-05-23
DE4028259C2 (ja) 1993-03-18
NO904176L (no) 1991-07-26

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