JPH08165952A - ジェットエンジンの流体混合装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【目的】ジェットエンジンの流体混合装置に係り、バイ
パス流とコア流との混合性を高め、広い飛行マッハ数範
囲における混合性を確保して、混合効率の低下を防止す
るとともに、バイパス流とコア流との混合時における圧
力損失を低いレベルに保持する。 【構成】ファン流１３とコア流１４とを周方向に交互に
内側及び外側に導いて二つの流体の混合を促進する波形
状隔壁を有するとともに、波形状隔壁２１の波形の山部
２２及び谷部２３が、下流方向に行くにしたがって漸次
増大させられるとともに、周方向に捻りが付与された設
定がなされ、波形状隔壁２１に複数の挿通孔２４が形成
される。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、ジェットエンジンの流
体混合装置に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】航空機用ジェットエンジンとして、主と
して亜音速域で使用されるガスタービンエンジンと、超
音速域で使用されるラムジェットエンジンとがある。

【０００３】図５は、アフタバーナを有する航空機エン
ジン（ガスタービンエンジン）の構造例を示している。
該航空機エンジン１にあっては、空気を取り入れるファ
ン２と、取り入れた空気を圧縮する圧縮機３と、圧縮し
た空気に燃料を混合して燃焼させる燃焼器４と、該燃焼
器４の燃焼ガスによりファン２及び圧縮機３を駆動する
タービン５と、新たに付加した燃料の再燃焼を行なうア
フタバーナ６とを具備している。

【０００４】そして、アフタバーナ６の部分には、三角
形断面等を有し下流に乱流域Ｘを形成して保炎を行なう
保炎器７と、燃料を噴出させるための燃料ノズル８と、
点火栓９とが配され、アフタバーナ６による燃焼ガス
を、燃焼ダクト（アウターダクト）１０の内側に位置す
るライナ１１の内部を経由して排気ノズル１２から噴出
させることにより、推力の増加を図るようにしている。

【０００５】また、ファン２から分岐させたファン流
（バイパス流）１３と、圧縮機３、燃焼器４及びタービ
ン５から排出されるコア流１４とは、混合器１５を経由
させることにより、混合促進が図られるようにしてい
る。混合器１５にあっては、横断面形状が波形形状の案
内壁（隔壁）を有するとともに、該波形形状が下流ほど
漸次大きくなる設定をしておき、実線及び破線の矢印で
示すファン流１３及びコア流１４を、ライナ１１とテー
ルコーン部１６との間で内側及び外側に交互に導くこと
により混合性を高めるものである。

【０００６】また、前述のラムジェットエンジンでは、
空気がエンジン内に高速で流入する際のラム圧を利用し
て空気を圧縮するようにしており、このため、図５に示
す圧縮機３等の作動を省略して構造を単純化することが
できる。しかも、流入空気の速度が高まるほど、即ち航
空機の航行速度が高くなるほど、その燃焼効率を向上さ
せることができるので、将来の超音速機用エンジンとし
て研究が進められている。

【０００７】

【発明が解決しようとする課題】一方、コンバインドサ
イクルエンジンに適用する場合には、図５の航空機エン
ジンに、ガスタービンエンジンとラムジェットエンジン
との両機能を持たせる必要があり、その場合には、混合
器１５に速度範囲の大きなバイパス流１３とコア流１４
とが流入するため、これらの速度範囲に対応して混合促
進を図る必要が生じ、混合器１５が高性能化とともに大
型化し、また、保炎器７の存在とあいまって重量増大を
招き易くなる。

【０００８】本発明は、これらの課題に鑑みてなされた
もので、以下の目的を有するものである。 バイパス流とコア流との混合性を高めること。 広い飛行マッハ数範囲における混合性を確保し、混合
効率の低下を防止すること。 バイパス流とコア流との混合時における圧力損失を、
低いレベルに保持すること。 軽量化を達成すること。

【０００９】

【課題を解決するための手段】本発明に係るジェットエ
ンジンの流体混合装置にあっては、燃焼ダクトの内部を
挿通するファン流とコア流とを周方向に交互に内側及び
外側に導いて二つの流体の混合を図る波形状隔壁を有す
るとともに、波形状隔壁の波形の山部及び谷部が、下流
方向に行くにしたがって漸次増大させられるとともに、
周方向に捻りが付与された設定がなされ、波形状隔壁に
複数の挿通孔が形成される。挿通孔にあっては、穿孔方
向が上流から下流に向けて傾斜した状態に設定される。
挿通孔の縁部に、コア流またはファン流の一部を導入し
てファン流またはコア流に合流させるための流体導入片
が配され、また、流体導入片に捻りが付加される。

【００１０】

【作用】燃焼ダクトの内部を挿通するファン流とコア流
とは、波形状隔壁の間に送り込まれることにより、周方
向に交互に内側及び外側に導かれ、波形状隔壁の下流で
混合化が図られる。ファン流とコア流とは、波形状隔壁
が捻られていると、流体が波形状隔壁によって誘導され
る際に旋回力が働いて旋回状態となるとともに、混合促
進が図られる。コア流の運動エネルギがファン流の運動
エネルギよりも大きい場合に、コア流の一部が挿通孔を
経由してファン流に合流することによる混合促進が図ら
れる。挿通孔に、流体導入片が付加されている場合に
は、コア流の一部が波形状隔壁を貫通して噴出すること
により、ファン流とコア流との混合促進が図られる。ま
た、流体導入片が捻られている場合には、旋回力が付加
されて、一層の混合促進が図られる。

【００１１】

【実施例】図１及び図２は、本発明に係るジェットエン
ジンの流体混合装置の第１実施例を示すものであり、前
述した図５の混合器１５に代えて、ミキサ型の流体混合
装置２０が配される。

【００１２】流体混合装置２０には、燃焼ダクト１０の
内部を挿通するファン流１３とコア流１４とを、ライナ
１１とテールコーン部１６との間で、図１に示すよう
に、周方向に交互に内側及び外側に導くための波形状隔
壁２１が配されて、波形状隔壁２１の波形形状、つまり
山部２２及び谷部２３が下流方向に行くにしたがって漸
次増大するように設定されるが、これらに加えて波形状
隔壁２１に全体として周方向に捻りが付与される。

【００１３】そして、波形状隔壁２１には、複数の挿通
孔２４が形成されるとともに、図２に示すように、各挿
通孔２４は、上流から下流に向かって傾斜した状態とな
るように斜めに明けられる。さらに詳しくは、運動エネ
ルギの大きなコア流１４の一部が、波形状隔壁２１を貫
通してファン流１３に噴出して合流するように、少なく
ともファン流１３の遠心力が作用する部分に各挿通孔２
４を明けるように設定される。

【００１４】このように構成されているジェットエンジ
ンの流体混合装置２０において、航空機エンジンが、ガ
スタービンエンジンモードまたはラムジェットエンジン
モードとされて、燃焼ダクト１０の内部にファン流１３
及びコア流１４が形成されていると、これらのファン流
１３及びコア流１４は、流体混合装置２０の波形状隔壁
２１の間に送り込まれ、波形状隔壁２１の形状に基づい
て図１の矢印で示すように周方向に交互に内側及び外側
に導かれ、波形状隔壁２１の縁部の下流で混合化が図ら
れる。

【００１５】この際に、ファン流１３及びコア流１４
は、波形状隔壁２１が捻られていることに基づいて、波
形状隔壁２１によって誘導される際に旋回力が働いて旋
回状態となって流体混合装置２０から送り出され、か
つ、流体混合装置２０から図１に実線及び破線で示すよ
うに、内側に向かう旋回流と外側に広がる旋回流とが交
差して混合促進が図られる。

【００１６】また、一般にコア流１４の運動エネルギ
は、ファン流１３の運動エネルギよりも大きいために、
コア流１４が捻られている際の遠心力によって波形状隔
壁２１の片面に衝突し、コア流１４の一部が挿通孔２４
を挿通してファン流１３に合流する現象が発生する。挿
通孔２４が図２のように傾斜状態であると、コア流１４
の一部の挿通が円滑になり、二つの流体の合流によって
流体混合装置２０の内部で混合化が行なわれ、流体混合
装置２０の下流位置での混合促進及び燃焼促進が図られ
て燃焼効率が高められる。

【００１７】図３は、本発明に係るジェットエンジンの
流体混合装置の第２実施例を示すもので、挿通孔２４を
形成する際に、波形状隔壁２１の金属板を一部を残すよ
うにプレス抜きし、挿通孔２４の上流縁部に、流体導入
片２５が舌片状に一体に配されるものである。なお、流
体導入片２５は、図３（ａ）に示すように、波形状隔壁
２１の両面に突出するように形成してもよく、この場合
には、前述したコア流１４の運動エネルギが大きいこと
に基づいて、コア流１４の一部を流体導入片２５の曲面
に沿って誘導してファン流１３に合流させる破線の矢印
で示す流れと、コア流１４が高速流であることに基づく
吸引作用による実線の矢印で示す流れとを利用した流体
混合が期待される。

【００１８】図４は、本発明に係るジェットエンジンの
流体混合装置の第３実施例を示すもので、挿通孔２４を
形成する際に、流体導入片２５が舌片状に配されるので
あるが、その際に、挿通孔２４の下流縁部に、流体導入
片２５が舌片状に一体に配されることにより、流体導入
片２５が流体に交差して、流体を挿通孔２４に導入する
ものである。この場合には、ファン流１３及びコア流１
４の両方を導入して、混合促進を図ることができる。

【００１９】なお、図３及び図４の流体導入片２５にあ
っては、捻りを付加して波形状隔壁２１の捻りと合わせ
て、両流体の混合促進を図るようすることも有効であ
る。

【００２０】

【発明の効果】本発明に係るジェットエンジンの流体混
合装置によれば、以下のような優れた効果を奏する。 （１） 波形状隔壁の波形の山部及び谷部によってファ
ン流とコア流とを周方向に交互に内側及び外側に導き、
二つの流体の間の混合化が図られるとともに、周方向に
捻りが付与されるため、二つの流体の混合性を高め、広
い飛行マッハ数範囲における混合性を確保して、混合効
率の低下を防止することができるとともに、二つの流体
の混合時における圧力損失を低いレベルに保持すること
ができる。 （２） 波形状隔壁に、複数の挿通孔が形成され、穿孔
方向が傾斜した状態に設定されることにより、コア流の
運動エネルギを利用してファン流に円滑に合流させて混
合促進を図ることができる。 （３） 挿通孔の上流縁部に流体導入片が付加されてい
ることにより、金属板のプレス加工時に、挿通孔及び流
体導入片を同時に形成することができるとともに、流体
導入片の形状を利用して、流体の導入を容易に行なうこ
とができる。 （４） 流体導入片に捻りを付加することにより、波形
状隔壁の捻りとあいまって、二つの流体の旋回誘導を確
実に行ない、混合性を高めて燃焼性を確保することがで
きる。 （５） 上記により流体混合装置全体の長さ寸法を短く
設定して軽量化を図ることができることに加えて、燃焼
性の向上に基づき流体混合装置の下流の保炎器の簡略化
や省略化も達成することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明に係るジェットエンジンの流体混合装置
の第１実施例を示す斜視図である。

【図２】図１における波形状隔壁の縦断面図である。

【図３】本発明に係るジェットエンジンの流体混合装置
の第２実施例を示す波形状隔壁の部分の縦断面図及び平
面図である。

【図４】本発明に係るジェットエンジンの流体混合装置
の第３実施例を示す波形状隔壁の部分の縦断面図であ
る。

【図５】アフタバーナを有する航空機エンジン（ガスタ
ービンエンジン）の構造例を示す正断面図である。

【符号の説明】 １ 航空機エンジン ２ ファン ３ 圧縮機 ５ タービン ６ アフタバーナ ８ 燃料ノズル ９ 点火栓 １０ 燃焼ダクト（アウターダクト） １１ ライナ １３ ファン流（バイパス流） １４ コア流 １６ テールコーン部 ２０ 流体混合装置 ２１ 波形状隔壁 ２２ 山部 ２３ 谷部 ２４ 挿通孔 ２５ 流体導入片

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 燃焼ダクト（１０）の内部を挿通するフ
   ァン流（１３）とコア流（１４）とを周方向に交互に内
   側及び外側に導いて二つの流体の混合を図る波形状隔壁
   （２１）を有するとともに、波形状隔壁の波形の山部
   （２２）及び谷部（２３）が、下流方向に行くにしたが
   って漸次増大させられるとともに、周方向に捻りが付与
   された設定がなされ、波形状隔壁に複数の挿通孔（２
   ４）が形成されることを特徴とするジェットエンジンの
   流体混合装置。
2. 【請求項２】 挿通孔（２４）の穿孔方向が、上流から
   下流に向けて傾斜した状態に設定されることを特徴とす
   る請求項１記載のジェットエンジンの流体混合装置。
3. 【請求項３】 挿通孔（２４）の縁部に、コア流（１
   ４）の一部をファン流（１３）に向けて噴出させるため
   の流体導入片（２５）が配されることを特徴とする請求
   項１記載のジェットエンジンの流体混合装置。