JPH09250395A - ジェットエンジンの可変式フレームホルダ - Google Patents
ジェットエンジンの可変式フレームホルダInfo
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- JPH09250395A JPH09250395A JP6066196A JP6066196A JPH09250395A JP H09250395 A JPH09250395 A JP H09250395A JP 6066196 A JP6066196 A JP 6066196A JP 6066196 A JP6066196 A JP 6066196A JP H09250395 A JPH09250395 A JP H09250395A
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- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 65
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 15
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 23
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 23
- 230000003187 abdominal effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 9
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 abstract description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
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- 239000007921 spray Substances 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 高空かつ低速時でも安定した着火及び燃焼が
でき、地上での着火時や低空飛行時の圧損が少なく、ア
フタバーナを使用しないドライ時には圧損を大幅に低減
でき、アフタバーナを最大負荷付近で使用する場合にも
圧損の増大を抑え高いエンジンの効率を保持できる、ジ
ェットエンジンの可変式フレームホルダを提供する。 【解決手段】 ジェットエンジンのアフタバーナ部に設
置された複数の可変翼２２と、可変翼の背面に燃料を噴
出させる燃料噴射器２４とを備え、可変翼の迎角を変化
させてその背面に最適な死水域を形成し、この死水域で
保炎する。
でき、地上での着火時や低空飛行時の圧損が少なく、ア
フタバーナを使用しないドライ時には圧損を大幅に低減
でき、アフタバーナを最大負荷付近で使用する場合にも
圧損の増大を抑え高いエンジンの効率を保持できる、ジ
ェットエンジンの可変式フレームホルダを提供する。 【解決手段】 ジェットエンジンのアフタバーナ部に設
置された複数の可変翼２２と、可変翼の背面に燃料を噴
出させる燃料噴射器２４とを備え、可変翼の迎角を変化
させてその背面に最適な死水域を形成し、この死水域で
保炎する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、アフタバーナを備
えたジェットエンジンの可変式フレームホルダに関す
る。
えたジェットエンジンの可変式フレームホルダに関す
る。
【０００２】
【従来の技術】アフタバーナを備えたジェットエンジン
１は、図５に模式的に示すように、空気を取り入れるフ
ァン２、取り入れた空気を圧縮する圧縮機３、圧縮した
空気により燃料を燃焼させる燃焼器４、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、燃料を再噴射して再燃焼させるアフタバーナ６等を
備えている。
１は、図５に模式的に示すように、空気を取り入れるフ
ァン２、取り入れた空気を圧縮する圧縮機３、圧縮した
空気により燃料を燃焼させる燃焼器４、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、燃料を再噴射して再燃焼させるアフタバーナ６等を
備えている。
【０００３】アフタバーナ６は、下流に循環領域Ｘを形
成して保炎を行うフレームホルダ（保炎器）７、燃料を
噴射するための燃料噴射器（スプレーバ）８、イグナイ
タ（点火栓）９等からなり、アフタバーナ６による燃焼
ガスを、排気ノズル１０から後方に噴射し、推力を増大
させる。
成して保炎を行うフレームホルダ（保炎器）７、燃料を
噴射するための燃料噴射器（スプレーバ）８、イグナイ
タ（点火栓）９等からなり、アフタバーナ６による燃焼
ガスを、排気ノズル１０から後方に噴射し、推力を増大
させる。
【０００４】従来のフレームホルダ７は、通常、断面が
後方に向かって開いた三角形状の金属部材（Ｖガッタ方
式）であり、流路内に循環領域Ｘを形成して燃焼を安定
化させるようになっている。
後方に向かって開いた三角形状の金属部材（Ｖガッタ方
式）であり、流路内に循環領域Ｘを形成して燃焼を安定
化させるようになっている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】上述したフレームホル
ダ７は、高空かつ低速時でも安定した着火及び燃焼がで
きるように、設計・製作されている。すなわち、地上で
の着火は、温度／圧力とも高く比較的容易であるのに対
して、高空では温度／圧力とも低下し着火が困難にな
る。しかし、ジェットエンジンの運転条件により高空で
の着火は不可欠であり、この高空・低速時の着火・燃焼
条件により従来のフレームホルダは製作されていた。し
かし、そのため、以下のような問題点があった。 高空・低速時の着火・燃焼のため、フレームホルダ
が流路面積の約３０〜４０％を塞ぎ、その圧力損失（圧
損）により、約５〜１０％のスラスト力が常にロス（損
失）となる。 アフタバーナを使用しない時（ドライ時）にも、フ
レームホルダの圧損が大きい。 アフタバーナを最大負荷（ＭａｘＡＢ）付近で使用
する高出力時には、過大な循環領域Ｘが発生して圧損が
過大となりエンジン効率が低下する。
ダ７は、高空かつ低速時でも安定した着火及び燃焼がで
きるように、設計・製作されている。すなわち、地上で
の着火は、温度／圧力とも高く比較的容易であるのに対
して、高空では温度／圧力とも低下し着火が困難にな
る。しかし、ジェットエンジンの運転条件により高空で
の着火は不可欠であり、この高空・低速時の着火・燃焼
条件により従来のフレームホルダは製作されていた。し
かし、そのため、以下のような問題点があった。 高空・低速時の着火・燃焼のため、フレームホルダ
が流路面積の約３０〜４０％を塞ぎ、その圧力損失（圧
損）により、約５〜１０％のスラスト力が常にロス（損
失）となる。 アフタバーナを使用しない時（ドライ時）にも、フ
レームホルダの圧損が大きい。 アフタバーナを最大負荷（ＭａｘＡＢ）付近で使用
する高出力時には、過大な循環領域Ｘが発生して圧損が
過大となりエンジン効率が低下する。
【０００６】本発明は、かかる問題点を解決するために
創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、高
空かつ低速時でも安定した着火及び燃焼ができ、地上で
の着火時や低空飛行時の圧損が少なく、アフタバーナを
使用しないドライ時には圧損を大幅に低減でき、アフタ
バーナを最大負荷（ＭａｘＡＢ）付近で使用する場合に
も圧損の増大を抑え高いエンジンの効率を保持できる、
ジェットエンジンの可変式フレームホルダを提供するこ
とにある。
創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、高
空かつ低速時でも安定した着火及び燃焼ができ、地上で
の着火時や低空飛行時の圧損が少なく、アフタバーナを
使用しないドライ時には圧損を大幅に低減でき、アフタ
バーナを最大負荷（ＭａｘＡＢ）付近で使用する場合に
も圧損の増大を抑え高いエンジンの効率を保持できる、
ジェットエンジンの可変式フレームホルダを提供するこ
とにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、ジェッ
トエンジンのアフタバーナ部に設置された複数の可変翼
と、該可変翼の背面に燃料を噴出させる燃料噴射器とを
備え、可変翼の迎角を変化させてその背面に最適な死水
域を形成し、該死水域で保炎する、ことを特徴とするジ
ェットエンジンの可変式フレームホルダが提供される。
トエンジンのアフタバーナ部に設置された複数の可変翼
と、該可変翼の背面に燃料を噴出させる燃料噴射器とを
備え、可変翼の迎角を変化させてその背面に最適な死水
域を形成し、該死水域で保炎する、ことを特徴とするジ
ェットエンジンの可変式フレームホルダが提供される。
【０００８】上記本発明の構成によれば、フレームホル
ダーを複数の可変翼で構成し、その可変翼の背面に燃料
噴射器により燃料を噴出させるので、可変翼の迎角の変
化による死水域（保炎領域）の変化を利用して、着火か
ら高出力までの全域にわたって、最適保炎と最適圧損を
確保することができる。すなわち、高空かつ低速時では
仰角を大きくして保炎領域を広げることにより、安定し
た着火及び燃焼を確保でき、地上での着火時や低空飛行
時には仰角を小さくして圧損を低減することができる。
また、アフタバーナを使用しないドライ時には、仰角を
小さくして圧損を大幅に低減でき、アフタバーナを最大
負荷（ＭａｘＡＢ）付近で使用する場合にも同様に仰角
を小さくして圧損の増大を抑え高いエンジンの効率を保
持することができる。
ダーを複数の可変翼で構成し、その可変翼の背面に燃料
噴射器により燃料を噴出させるので、可変翼の迎角の変
化による死水域（保炎領域）の変化を利用して、着火か
ら高出力までの全域にわたって、最適保炎と最適圧損を
確保することができる。すなわち、高空かつ低速時では
仰角を大きくして保炎領域を広げることにより、安定し
た着火及び燃焼を確保でき、地上での着火時や低空飛行
時には仰角を小さくして圧損を低減することができる。
また、アフタバーナを使用しないドライ時には、仰角を
小さくして圧損を大幅に低減でき、アフタバーナを最大
負荷（ＭａｘＡＢ）付近で使用する場合にも同様に仰角
を小さくして圧損の増大を抑え高いエンジンの効率を保
持することができる。
【０００９】本発明の好ましい実施形態によれば、前記
燃料噴射器は、放射状に設置された燃料噴射管と、該燃
料噴射管に設けられた燃料噴射口とからなり、前記可変
翼は、背面と腹面を貫通する貫通孔を有し、該貫通孔の
内部で前記燃料噴射管に揺動可能に取り付けられ、前記
燃料噴射口は可変翼の貫通孔内に燃料を噴射し該貫通孔
から背面の死水域に燃料を噴出させる。
燃料噴射器は、放射状に設置された燃料噴射管と、該燃
料噴射管に設けられた燃料噴射口とからなり、前記可変
翼は、背面と腹面を貫通する貫通孔を有し、該貫通孔の
内部で前記燃料噴射管に揺動可能に取り付けられ、前記
燃料噴射口は可変翼の貫通孔内に燃料を噴射し該貫通孔
から背面の死水域に燃料を噴出させる。
【００１０】この構成により、燃料噴射器の燃料噴射管
により可変翼を揺動可能に支持して余分な支持部材によ
る圧損の増大を回避することができ、かつ貫通孔に噴射
した燃料を背面の死水域に円滑に燃料を噴出させること
ができる。
により可変翼を揺動可能に支持して余分な支持部材によ
る圧損の増大を回避することができ、かつ貫通孔に噴射
した燃料を背面の死水域に円滑に燃料を噴出させること
ができる。
【００１１】更に、前記可変翼は、貫通孔内に噴射され
た燃料を翼端に導く内部流路と、翼端に設けられた燃料
噴出口とを有し、これにより、翼端より燃料の一部を噴
出させ、背面に向かう翼端渦により保炎を促進する。こ
の構成により、翼端渦により保炎を促進し燃料の着火特
性を向上させることができる。
た燃料を翼端に導く内部流路と、翼端に設けられた燃料
噴出口とを有し、これにより、翼端より燃料の一部を噴
出させ、背面に向かう翼端渦により保炎を促進する。こ
の構成により、翼端渦により保炎を促進し燃料の着火特
性を向上させることができる。
【００１２】
【発明の実施の形態】以下、本発明の好ましい実施例を
図面を参照して説明する。なお、各図において共通する
部分には同一の符号を付して使用する。図１は本発明の
可変式フレームホルダを備えたジェットエンジンの構成
図、図２は図１の主要部拡大図、図３は図２のＡ−Ａ線
における断面図、図４は図２のＢ部拡大図とそのＣ矢視
図である。
図面を参照して説明する。なお、各図において共通する
部分には同一の符号を付して使用する。図１は本発明の
可変式フレームホルダを備えたジェットエンジンの構成
図、図２は図１の主要部拡大図、図３は図２のＡ−Ａ線
における断面図、図４は図２のＢ部拡大図とそのＣ矢視
図である。
【００１３】図１乃至図３に示すように、本発明のジェ
ットエンジンの可変式フレームホルダ２０は、ジェット
エンジンのアフタバーナ部に設置された複数の可変翼２
２と、可変翼２２の背面に燃料を噴出させる燃料噴射器
２４とを備える。また、図３及び図４に示すように、燃
料噴射器２４は、放射状に設置された燃料噴射管２５
と、燃料噴射管２５に設けられた燃料噴射口２５ａとか
らなる。
ットエンジンの可変式フレームホルダ２０は、ジェット
エンジンのアフタバーナ部に設置された複数の可変翼２
２と、可変翼２２の背面に燃料を噴出させる燃料噴射器
２４とを備える。また、図３及び図４に示すように、燃
料噴射器２４は、放射状に設置された燃料噴射管２５
と、燃料噴射管２５に設けられた燃料噴射口２５ａとか
らなる。
【００１４】この構成により、燃料噴射器２４の燃料噴
射管２５により可変翼２２を揺動可能に支持して余分な
支持部材による圧損の増大を回避することができる。ま
た、後述する貫通孔２３ａに噴射した燃料を背面の死水
域Ｙ（図４参照）に円滑に燃料を噴出させることができ
る。
射管２５により可変翼２２を揺動可能に支持して余分な
支持部材による圧損の増大を回避することができる。ま
た、後述する貫通孔２３ａに噴射した燃料を背面の死水
域Ｙ（図４参照）に円滑に燃料を噴出させることができ
る。
【００１５】図１乃至図３において、可変翼２２は、バ
イパス流に対応した外側可変翼２２ａとコア流に対応し
た内側可変翼２２ｂとからなる。外側可変翼２２ａ及び
内側可変翼２２ｂはそれぞれエンジンの軸心に直交する
軸まわりに図示しない駆動装置で別個に揺動できるよう
になっている。なお、図３において、外側可変翼２２ａ
及び内側可変翼２２ｂはそれぞれ周方向に４組が配置さ
れているが、本発明はこれに限定されず、何組を配置し
てもよく、或いは外側可変翼２２ａと内側可変翼２２ｂ
の数が異なってもよい。また、可変翼２２の支持構造
は、この実施形態に限定されず、例えば両翼端て揺動可
能に支持し、可変翼の上流側に別の燃料噴射管を設けて
もよい。
イパス流に対応した外側可変翼２２ａとコア流に対応し
た内側可変翼２２ｂとからなる。外側可変翼２２ａ及び
内側可変翼２２ｂはそれぞれエンジンの軸心に直交する
軸まわりに図示しない駆動装置で別個に揺動できるよう
になっている。なお、図３において、外側可変翼２２ａ
及び内側可変翼２２ｂはそれぞれ周方向に４組が配置さ
れているが、本発明はこれに限定されず、何組を配置し
てもよく、或いは外側可変翼２２ａと内側可変翼２２ｂ
の数が異なってもよい。また、可変翼２２の支持構造
は、この実施形態に限定されず、例えば両翼端て揺動可
能に支持し、可変翼の上流側に別の燃料噴射管を設けて
もよい。
【００１６】図４に示すように可変翼２２（２２ａ，２
２ｂ）は、背面と腹面を貫通する貫通孔２３ａを有し、
この貫通孔２３ａの内部で燃料噴射管２５に揺動可能に
取り付けられている。燃料噴射口２５ａは可変翼２２の
貫通孔２３ａ内に燃料を噴射し、この貫通孔２３ａから
背面の死水域Ｙに燃料を噴出させるようになっている。
この構成により、可変翼２２の迎角を変化させてその背
面に最適な死水域Ｙを形成し、この死水域Ｙで保炎する
ことができる。
２ｂ）は、背面と腹面を貫通する貫通孔２３ａを有し、
この貫通孔２３ａの内部で燃料噴射管２５に揺動可能に
取り付けられている。燃料噴射口２５ａは可変翼２２の
貫通孔２３ａ内に燃料を噴射し、この貫通孔２３ａから
背面の死水域Ｙに燃料を噴出させるようになっている。
この構成により、可変翼２２の迎角を変化させてその背
面に最適な死水域Ｙを形成し、この死水域Ｙで保炎する
ことができる。
【００１７】上述した本発明の構成によれば、フレーム
ホルダーを複数の可変翼２２で構成し、その可変翼２２
の背面に燃料噴射器２４により燃料を噴出させるので、
可変翼２２の迎角の変化による死水域Ｙ（保炎領域）の
変化を利用して、着火から高出力までの全域にわたっ
て、最適保炎と最適圧損を確保することができる。すな
わち、高空かつ低速時では 図３及び図４のように、仰
角を大きくして保炎領域Ｙを広げることにより、安定し
た着火及び燃焼を確保でき、地上での着火時や低空飛行
時には仰角を小さくして圧損を低減することができる。
また、アフタバーナを使用しないドライ時には、仰角を
小さくして圧損を大幅に低減でき、アフタバーナを最大
負荷（ＭａｘＡＢ）付近で使用する場合にも同様に仰角
を小さくして圧損の増大を抑え高いエンジンの効率を保
持することができる。
ホルダーを複数の可変翼２２で構成し、その可変翼２２
の背面に燃料噴射器２４により燃料を噴出させるので、
可変翼２２の迎角の変化による死水域Ｙ（保炎領域）の
変化を利用して、着火から高出力までの全域にわたっ
て、最適保炎と最適圧損を確保することができる。すな
わち、高空かつ低速時では 図３及び図４のように、仰
角を大きくして保炎領域Ｙを広げることにより、安定し
た着火及び燃焼を確保でき、地上での着火時や低空飛行
時には仰角を小さくして圧損を低減することができる。
また、アフタバーナを使用しないドライ時には、仰角を
小さくして圧損を大幅に低減でき、アフタバーナを最大
負荷（ＭａｘＡＢ）付近で使用する場合にも同様に仰角
を小さくして圧損の増大を抑え高いエンジンの効率を保
持することができる。
【００１８】更に、図４に示すように、可変翼２２は、
貫通孔２２ａ内に噴射された燃料を翼端に導く内部流路
２３ｂと、翼端に設けられた燃料噴出口２３ｃとを有す
る。この構成により、翼端より燃料の一部を噴出させ、
背面に向かう翼端渦２６により保炎を促進し、燃料の着
火特性を向上させることができる。なお、本発明は上述
した実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範
囲で種々変更できることは勿論である。
貫通孔２２ａ内に噴射された燃料を翼端に導く内部流路
２３ｂと、翼端に設けられた燃料噴出口２３ｃとを有す
る。この構成により、翼端より燃料の一部を噴出させ、
背面に向かう翼端渦２６により保炎を促進し、燃料の着
火特性を向上させることができる。なお、本発明は上述
した実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範
囲で種々変更できることは勿論である。
【００１９】
【発明の効果】上述したように、本発明のジェットエン
ジンの可変式フレームホルダは、高空かつ低速時でも安
定した着火及び燃焼ができ、地上での着火時や低空飛行
時の圧損が少なく、アフタバーナを使用しないドライ時
には圧損を大幅に低減でき、アフタバーナを最大負荷付
近で使用する場合にも圧損の増大を抑え高いエンジンの
効率を保持できる、等の優れた効果を有する。
ジンの可変式フレームホルダは、高空かつ低速時でも安
定した着火及び燃焼ができ、地上での着火時や低空飛行
時の圧損が少なく、アフタバーナを使用しないドライ時
には圧損を大幅に低減でき、アフタバーナを最大負荷付
近で使用する場合にも圧損の増大を抑え高いエンジンの
効率を保持できる、等の優れた効果を有する。
【図１】本発明の可変式フレームホルダを備えたジェッ
トエンジンの構成図である。
トエンジンの構成図である。
【図２】図１の主要部拡大図である。
【図３】図２のＡ−Ａ線における断面図である。
【図４】図２のＢ部拡大図とそのＣ矢視図である。
【図５】アフタバーナを備えたジェットエンジンの構成
図である。
図である。
１ ジェットエンジン ２ ファン ３ 圧縮機 ４ 燃焼器 ５ タービン ６ アフタバーナ ７ フレームホルダ（保炎器） ８ 燃料噴射器（スプレーバ） ９ イグナイタ（点火栓） １０ 排気ノズル ２０ 可変式フレームホルダ ２２ 可変翼 ２２ａ 外側可変翼 ２２ｂ 内側可変翼 ２３ａ 貫通孔 ２３ｂ 内部流路 ２３ｃ 燃料噴出口 ２４ 燃料噴射器 ２５ 燃料噴射管 ２５ａ 燃料噴射口 ２６ 翼端渦
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 斎藤 昭仁 東京都西多摩郡瑞穂町殿ケ谷229 石川島 播磨重工業株式会社瑞穂工場内
Claims (3)
- 【請求項１】 ジェットエンジンのアフタバーナ部に設
置された複数の可変翼と、該可変翼の背面に燃料を噴出
させる燃料噴射器とを備え、可変翼の迎角を変化させて
その背面に最適な死水域を形成し、該死水域で保炎す
る、ことを特徴とするジェットエンジンの可変式フレー
ムホルダ。 - 【請求項２】 前記燃料噴射器は、放射状に設置された
燃料噴射管と、該燃料噴射管に設けられた燃料噴射口と
からなり、前記可変翼は、背面と腹面を貫通する貫通孔
を有し、該貫通孔の内部で前記燃料噴射管に揺動可能に
取り付けられ、前記燃料噴射口は可変翼の貫通孔内に燃
料を噴射し該貫通孔から背面の死水域に燃料を噴出させ
る、ことを特徴とする請求項１に記載のジェットエンジ
ンの可変式フレームホルダ。 - 【請求項３】 前記可変翼は、貫通孔内に噴射された燃
料を翼端に導く内部流路と、翼端に設けられた燃料噴出
口とを有し、これにより、翼端より燃料の一部を噴出さ
せ、背面に向かう翼端渦により保炎を促進する、ことを
特徴とする請求項２に記載のジェットエンジンの可変式
フレームホルダ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6066196A JPH09250395A (ja) | 1996-03-18 | 1996-03-18 | ジェットエンジンの可変式フレームホルダ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6066196A JPH09250395A (ja) | 1996-03-18 | 1996-03-18 | ジェットエンジンの可変式フレームホルダ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09250395A true JPH09250395A (ja) | 1997-09-22 |
Family
ID=13148755
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6066196A Pending JPH09250395A (ja) | 1996-03-18 | 1996-03-18 | ジェットエンジンの可変式フレームホルダ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09250395A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH10325363A (ja) * | 1997-05-22 | 1998-12-08 | Soc Natl Etud Constr Mot Aviat <Snecma> | ドライ運転における損失を低減する二分割再熱システム |
| US10274199B2 (en) | 2014-03-28 | 2019-04-30 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Jet engine, flying object, and method of operating jet engine |
| JP2019516937A (ja) * | 2016-04-13 | 2019-06-20 | サフラン ヘリコプター エンジンズ | ガスタービン燃焼室用の改良された噴射器 |
| CN116182197A (zh) * | 2022-12-26 | 2023-05-30 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种加力燃烧室壁面防烧蚀结构 |
-
1996
- 1996-03-18 JP JP6066196A patent/JPH09250395A/ja active Pending
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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