アフターバーナー

アフターバーナー（イギリス英語ではリヒート）は、一部のジェットエンジン、主に軍用超音速航空機に搭載されるもので使用される追加の燃焼部品です。その目的は、通常、超音速飛行、離陸、戦闘のために推力を高めることです。アフターバーニングプロセスでは、タービンの後ろ（つまり「後」）のジェットパイプの燃焼器（「バーナー」）に追加の燃料を噴射し、排気ガスを「再加熱」します。アフターバーニングは、重量の増加を伴う大型エンジンを使用する代わりに、大幅に推力を高めますが、燃料消費量の増加（燃料効率の低下）を犠牲にして、短時間の使用に限定されます。この航空機での「再加熱」の用途は、電気発電機を駆動し燃料消費量を削減するガスタービンに適用される「再加熱」の意味と実装とは対照的です。^[1]

ジェットエンジンは、アフターバーニング時にはウェットで動作し、アフターバーニングしていない時にはドライで動作すると言われています。^[2]ウェットで最大推力を生み出すエンジンは最大出力であり、ドライで最大推力を生み出すエンジンは軍用出力です。^[3]

原理

アフターバーナーを備えた最初のジェットエンジンはユモ004のE型であった。^[4]

ジェットエンジンの推力はニュートンの反作用原理を応用したもので、エンジンは通過する空気の運動量を増加させることで推力を生み出します。 ^{[5]推力は、}排気ガスの速度とノズルから排出されるガスの質量という2つの要素に依存します。ジェットエンジンは、ガスを加速して速度を上げるか、エンジンからより多くのガスを排出することで、より大きな推力を生み出すことができます。^[6] 2番目の原理に基づいて基本的なターボジェットエンジンを設計すると、より低速だがより多くのガスを生み出すターボファンエンジンが生まれます。ターボファンは燃料効率が高く、長時間にわたって高い推力を発揮できますが、設計上のトレードオフとして、出力に比べてサイズが大きくなります。よりコンパクトなエンジンで短時間に出力を増加させるには、アフターバーナーを使用します。アフターバーナーは、主に排気ガスを加速して速度を上げることで推力を高めます。^[7]

以下の値とパラメータは、初期のジェットエンジンであるプラット・アンド・ホイットニーJ57を滑走路上に静止させた状態でのものであり、^[8]タービンの温度制限内でエンジンが動作している場合と比較して、アフターバーナーの燃料流量、ガス温度、推力の値が高いことを示しています。

エンジン内の最高温度（約3,700 °F（2,040 °C）^[9]）は燃焼室で発生し、ここではエンジンに入る空気の比較的少量の燃料が燃焼します（約8,520 lb/h（3,860 kg/h）の速度で燃焼します）。燃焼生成物はコンプレッサーからの空気で希釈され、ガス温度を特定の値（タービン入口温度（TET）1,570 °F（850 °C））まで下げる必要があります。これにより、タービンの寿命が許容できるようになります。^{[10]燃焼生成物の温度を大幅に下げる必要があることが、生成できる推力（10,200 lb}_f （45,000 N））の主な制限の1つです。コンプレッサー段から送り込まれた酸素をすべて燃焼させると、エンジンの内部構造を著しく弱めるのに十分な温度 (3,700 °F (2,040 °C)) が発生しますが、燃焼生成物をコンプレッサーからの未燃焼空気 (600 °F (316 °C)) と混合することで、アフターバーナーで大量の燃料 (25,000 lb/h (11,000 kg/h)) を燃焼させるのに十分な量の酸素 (燃空比0.014、酸素が残っていない場合の 0.0687) がまだ残っています。ガス温度はタービンを通過すると低下します (1,013 °F (545 °C) まで)。アフターバーナー燃焼器はガスを再加熱しますが、TET (1,570 °F (850 °C)) よりもはるかに高い温度 (2,540 °F (1,390 °C)) になります。アフターバーナー燃焼器の温度上昇の結果、ガスは最初に熱付加（レイリー流と呼ばれる）によって加速され、次にノズルによってアフターバーナーがない場合よりも高い出口速度まで加速されます。アフターバーナー燃料の追加によって質量流量もわずかに増加します。アフターバーニングによる推力は 16,000 lb _f（71,000 N）です。

目に見える排気には、衝撃ダイヤモンドが現れることがあります。これは、周囲の圧力と排気圧力のわずかな差によって形成される衝撃波が原因です。この相互作用により、短い距離で排気ジェットの直径が振動し、圧力と温度が最も高い場所で目に見える縞模様が発生します。

バイパス空気の加熱による推力増強

ほとんどのアフターバーナーターボファンのように冷気と温気の混合流ではなく、ターボファンの冷たいバイパス空気で燃料を燃焼させることで推力が増加する場合があります。

初期の増強ターボファンであるプラット・アンド・ホイットニーTF30は、バイパス流とコア流に別々の燃焼ゾーンを使用し、バイパス流には7つの同心円状のスプレーリングのうち3つを使用していました。^[11]これと比較して、アフターバーニングのロールスロイス・スペイは、燃料マニホールドの前に20シュートミキサーを使用していました。

プレナムチャンバー燃焼（PCB）は、ホーカー・シドレーP.1154用のブリストル・シドレーBS100ベクトル推力エンジン用に部分的に開発されたが、1965年にプログラムが中止された。コールドバイパスとホットコアの流れは、ロールスロイスペガサスと同じように、前部と後部の2組のノズルに分割され、燃料は前部ノズルから出る前にファンエアで燃焼した。ホーカー・シドレーハリアーに似ているがそれよりも大きい航空機で、離陸時の推力と超音速性能が向上したはずである。^[12]

ダクト加熱は、1964年にプラット・アンド・ホイットニー社が米国の超音速輸送機計画のために提案したJTF17ターボファンエンジンに使用され、実証エンジンが稼働した。^[13]ダクトヒーターは環状燃焼器を使用し、機体の重量に応じて異なる量の増強で、マッハ2.7での離陸、上昇、巡航に使用される予定であった。^[14]

デザイン

ジェットエンジンのアフターバーナーは、追加の燃料噴射装置を備えた拡張された排気セクションです。ジェットエンジンの上流 (つまり、タービンの前) は、取り込んだ酸素をほとんど使用しないため、ガス流がタービンを離れた後に追加の燃料を燃焼させることができます。アフターバーナーがオンになると、燃料が噴射され、点火装置が点火されます。その結果生じる燃焼プロセスにより、アフターバーナー出口 (ノズル入口) の温度が上昇し、エンジン推力が大幅に増加します。アフターバーナー出口のよどみ点温度の上昇に加えて、ノズル質量流量 (つまり、アフターバーナー入口質量流量と有効なアフターバーナー燃料流量の合計) も増加しますが、アフターバーナー出口のよどみ点圧力は減少します(加熱による基本損失と摩擦損失および乱流損失による)。

アフターバーナー出口流量の増加は、出口ノズルのスロート面積を増やすことで対応します。圧力が解放されない場合、ガスは上流に流れて再点火し、コンプレッサーの失速（またはターボファンアプリケーションでのファンサージ）を引き起こす可能性があります。最初の設計、たとえばF7Uカトラス、F-94スターファイア、F-89スコーピオンで使用されたソーラーアフターバーナーには、2位置アイリッドノズルがありました。^[15]現代の設計では、可変形状（VG）ノズルだけでなく、別々のスプレーバーを介した複数段階の増強が組み込まれています。

第一に、総推力比（アフターバーニング/ドライ）は、アフターバーナー全体のよどみ点温度比（つまり、出口/入口）の平方根に正比例します。

制限事項

アフターバーナーは燃料消費量が多いため、短時間の高推力が必要な場合にのみ使用されます。これには、重量物の離陸や短い滑走路での離陸、航空母艦からのカタパルト発進の補助、空中戦などが含まれます。注目すべき例外は、SR-71 ブラックバードで使用されたプラット・アンド・ホイットニー J58エンジンで、このエンジンはアフターバーナーを長時間使用し、偵察任務のたびに飛行中に燃料補給されました。

アフターバーナーは断続的に使用されるため、寿命が限られています。J58は連続定格の例外でした。これは、ライナーとフレームホルダーに熱遮断コーティングを施し^[16] 、ライナーとノズルをタービン排気ガスではなくコンプレッサーブリードエアで冷却することで実現しました^{[17] 。}

効率

ジェットエンジンなどの熱機関では、燃焼が可能な限り高い圧力と温度で起こり、周囲圧力まで膨張したときに効率が最高になります (カルノーサイクルを参照)。

排気ガスは前回の燃焼によりすでに酸素含有量が減少しており、燃料は高度に圧縮された空気柱で燃焼していないため、アフターバーナーは主燃焼プロセスに比べて一般的に効率が悪い。また、通常の場合のように高度が上昇するにつれて吸気口と排気管の圧力が低下すると、アフターバーナーの効率も大幅に低下する。^{[引用が必要]}

この制限はターボジェットにのみ適用されます。軍用ターボファン戦闘エンジンでは、バイパス空気が排気に追加され、コアとアフターバーナーの効率が向上します。ターボジェットではゲインは50％に制限されていますが、ターボファンではバイパス比に依存し、最大70％になることがあります。^[18]

しかし、反例として、SR-71 は、その高速 (マッハ3.2) とそれに応じたラム吸入による高圧により、アフターバーニング (「ウェット」) モードで高高度でも十分な効率を発揮しました。

自転車選択への影響

アフターバーニングはエンジンサイクルの選択に大きな影響を与えます。

ファン圧力比を下げると、比推力（ドライアフターバーニングとウェットアフターバーニングの両方）は減少しますが、アフターバーナーに入る温度は低くなります。アフターバーナー出口温度は実質的に固定されているため、 ^{[なぜ? ]}ユニット全体の温度上昇が大きくなり、アフターバーナーの燃料流量が増加します。総燃料流量は正味推力よりも速く増加する傾向があり、その結果、比燃料消費量（SFC）が高くなります。ただし、対応するドライパワーSFCは向上します（つまり、比推力が低下します）。アフターバーナー全体の温度比が高いため、推力が向上します。

航空機がアフターバーナーを点火した状態で燃料の大部分を燃焼する場合、高比推力（すなわち、高ファン圧力比/低バイパス比）のエンジンサイクルを選択するのが得策です。その結果得られるエンジンはアフターバーニング（すなわち、戦闘/離陸）では比較的燃料効率が良いですが、ドライパワーでは燃料を多く消費します。ただし、アフターバーナーをほとんど使用しない場合は、低比推力（低ファン圧力比/高バイパス比）のサイクルが有利になります。このようなエンジンはドライSFCは良好ですが、戦闘/離陸時のアフターバーニングSFCは低くなります。

多くの場合、エンジン設計者はこれら 2 つの極端な間の妥協点に直面します。

歴史

イタリアのエンジニア、セコンド・カンピーニが設計したカプロニ・カンピーニCC2 モータージェットは、アフターバーナーを搭載した最初の航空機でした。アフターバーナーを作動させたCC2の初飛行は1941年4月11日に行われました。^[19]^[20]

イギリスの初期のアフターバーナー（「再加熱」）作業には、1944年後半のグロスターミーティアIでのロールスロイスW2/B23の飛行テストと、1945年半ばのパワージェッツW2/700エンジンの地上テストが含まれていました。このエンジンは、マイルズM.52超音速航空機プロジェクトに搭載されることになりました。^[21]

この概念に関する初期のアメリカの研究はオハイオ州クリーブランドのNACAによって行われ、1947年1月に「テールパイプ燃焼によるターボジェットエンジンの推力増強の理論的研究」という論文が出版された。^[22]

1948年にアメリカでアフターバーナーの研究が行われ、パイレーツ、スターファイア、スコーピオンなどの初期の直線翼ジェット機にアフターバーナーが搭載されました。^[23]

新型のプラット・アンド・ホイットニー J48ターボジェットは、アフターバーナー使用で 8,000 lbf (36 kN) の推力を発揮し、生産開始間近だったグラマンの後退翼戦闘機F9F-6に動力を供給する予定だった。アフターバーナーを搭載した他の新型海軍戦闘機には、2 基の 6,000 lbf (27 kN) 推力のウェスティングハウス J46エンジンを搭載したチャンス・ヴォート F7U-3 カトラスなどがある。

1950年代には、オレンダイロコイやイギリスのデハビランドジャイロン、ロールスロイスエイボンRB.146 の派生型など、いくつかの大型アフターバーナーエンジンが開発されました。エイボンとその派生型は、イギリス空軍初の超音速航空機であるイングリッシュエレクトリックライトニングに搭載されました。ブリストルシドレー/ロールスロイスオリンパスには、BAC TSR-2で使用するためのアフターバーナーが装備されました。このシステムは、ブリストルシドレーとサンディエゴのソーラー社が共同で設計開発しました。^[24]コンコルドのアフターバーナーシステムは、スネクマ社によって開発されました。

アフターバーナーは一般に軍用機でのみ使用され、戦闘機では標準装備とみなされている。アフターバーナーを使用した民間機は数少なく、NASAの研究用航空機、ツポレフTu-144、コンコルド、スケールド・コンポジッツ社のホワイトナイトなどがある。コンコルドは超音速で長距離を飛行した。アフターバーナーの燃料消費量が多いため高速での飛行は不可能であり、この飛行機は離陸時にアフターバーナーを使用して高抗力遷音速飛行状態での時間を最小限にした。アフターバーナーを使用しない超音速飛行はスーパークルーズと呼ばれる。

アフターバーナーを備えたターボジェットエンジンは「アフターバーニングターボジェット」と呼ばれ、同様に装備されたターボファンエンジンは「増強ターボファン」と呼ばれることもあります。^[要出典]

「ダンプアンドバーン」は、燃料を投棄し、その後アフターバーナーを使用して意図的に点火する航空ショーの展示機能です。壮観な炎と高速の組み合わせは、航空ショーや花火のフィナーレとして人気があります。燃料投棄は主に、航空機の重量を減らして重い高速着陸を回避するために使用されます。安全または緊急の理由以外では、燃料投棄には実用的な用途はありません。

参照

参考文献

^ ガスタービンの設計、コンポーネント、およびシステム設計の統合、Meinhard T. Schobeiri、ISBN 978 3 319 58376 1、p. 12/24
^ ロナルド・D・フラック（2005年）。ジェット推進の基礎と応用。ケンブリッジ、イギリス：ケンブリッジ大学出版局。ISBN 0-521-81983-0。
^ グラハム、リチャード H. (2008 年 7 月 15 日)。SR-71 ブラックバードの飛行: 極秘作戦任務のコックピットにて。MBI 出版会社。56 ページ。ISBN 9781610600705。
^ ドイツの航空研究：リリエンタールから今日まで。シュプリンガー。2012年12月6日。ISBN 978-3-642-18484-0。
^ 「一般推力方程式」www.grc.nasa.gov . 2018年3月19日閲覧。
^ ロイド・ディングル、マイケル・H・トゥーリー（2013年9月23日）。航空機工学の原理。ラウトレッジ。pp. 189– 。ISBN 978-1-136-07278-9。
^ Otis E. Lancaster (2015年12月8日)。ジェット推進エンジン。プリンストン大学出版局。pp. 176– 。ISBN 978-1-4008-7791-1。
^ 航空機用ガスタービンエンジンとその動作、部品番号 P&W 182408、P&W 操作説明書 200、1982 年 12 月改訂、ユナイテッドテクノロジーズプラット & ホイットニー、図 6-4
^ AGARD-LS-183、定常および過渡性能予測、1982年5月、ISBN 92 835 0674 X、セクション2-3
^ ゼルマン・ウォーハフト (1997)。熱流体工学入門：エンジンと大気。ケンブリッジ大学出版局。pp. 97– 。ISBN 978-0-521-58927-7。
^ https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19720019364.pdf、図2アフターバーナーの概略図
^ “1962 | 2469 | Flight Archive”. Flightglobal.com . 2018年11月9日閲覧。
^ プラット・アンド・ホイットニーのエンジン：技術史、ジャック・コナーズ、2009年、ISBN 978 1 60086 711 8。p.380
^ Pratt & Whitney (1972年10月10日). Pratt & Whitney Aircraft PWA FP 66-100 Report D (PDF) (レポート). Vol. 3. Defense Technical Information Center . 2020年6月10日時点のオリジナル(PDF)からアーカイブ。
^ SAE 871354「米国初のアフターバーナー開発」
^ https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19840004244.pdf、p.5
^ http://roadrunnersinternationale.com/pw_tales.htm、p.3
^ 「アフターバーナーの基礎研究」大矢義之、NASA TT F-13,657
^ バトラー、トニー（2019年9月19日）。『第二次世界大戦のジェット機プロトタイプ：グロスター、ハインケル、カプロニ・カンピニの戦時ジェット機プログラム』ブルームズベリー出版。ISBN 978-1-4728-3597-0。
^ アレジ、グレゴリー (2014 年 1 月 15 日)。「SecondoのSlow Burner、Campini Caproni、そしてCC2」。航空史家。 6位。イギリス。 p. 76. ISSN 2051-1930。
^ 「ファストジェット機 - ダービーにおける再加熱開発の歴史」シリルエリオットISBN 1 872922 20 1 p14,16
^ Bohanon, H R. 「テールパイプ燃焼によるターボジェットエンジンの推力増強に関する理論的調査」(PDF) . ntrs.nasa.gov .
^ 「アフターバーニング：現在のアメリカの実践のレビュー」フライトマガジン 1952年11月21日 p648
^ 「ブリストル/太陽熱再加熱」フライトマガジン 1957年9月20日 p472

外部リンク

ブリストル・シドレー・オリンパスの再加熱燃料噴射ノズルの写真（ページ左下の写真）
「テールパイプの再加熱」1949年のフライト記事

[1] ガスタービンの設計、コンポーネント、およびシステム設計の統合、Meinhard T. Schobeiri、ISBN 978 3 319 58376 1、p. 12/24

[2] ロナルド・D・フラック（2005年）。ジェット推進の基礎と応用。ケンブリッジ、イギリス：ケンブリッジ大学出版局。ISBN 0-521-81983-0。

[3] グラハム、リチャード H. (2008 年 7 月 15 日)。SR-71 ブラックバードの飛行: 極秘作戦任務のコックピットにて。MBI 出版会社。56 ページ。ISBN 9781610600705。

[4] ドイツの航空研究：リリエンタールから今日まで。シュプリンガー。2012年12月6日。ISBN 978-3-642-18484-0。

[5] 「一般推力方程式」www.grc.nasa.gov . 2018年3月19日閲覧。

[DingleTooley2013-6] ロイド・ディングル、マイケル・H・トゥーリー（2013年9月23日）。航空機工学の原理。ラウトレッジ。pp. 189– 。ISBN 978-1-136-07278-9。

[Lancaster2015-7] Otis E. Lancaster (2015年12月8日)。ジェット推進エンジン。プリンストン大学出版局。pp. 176– 。ISBN 978-1-4008-7791-1。

[8] 航空機用ガスタービンエンジンとその動作、部品番号 P&W 182408、P&W 操作説明書 200、1982 年 12 月改訂、ユナイテッドテクノロジーズプラット & ホイットニー、図 6-4

[9] AGARD-LS-183、定常および過渡性能予測、1982年5月、ISBN 92 835 0674 X、セクション2-3

[Warhaft1997-10] ゼルマン・ウォーハフト (1997)。熱流体工学入門：エンジンと大気。ケンブリッジ大学出版局。pp. 97– 。ISBN 978-0-521-58927-7。

[11] ttps://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19720019364.pdf、図2アフターバーナーの概略図

[12] “1962 | 2469 | Flight Archive”. Flightglobal.com . 2018年11月9日閲覧。

[13] プラット・アンド・ホイットニーのエンジン：技術史、ジャック・コナーズ、2009年、ISBN 978 1 60086 711 8。p.380

[14] Pratt & Whitney (1972年10月10日). Pratt & Whitney Aircraft PWA FP 66-100 Report D (PDF) (レポート). Vol. 3. Defense Technical Information Center . 2020年6月10日時点のオリジナル(PDF)からアーカイブ。

[15] SAE 871354「米国初のアフターバーナー開発」

[16] ttps://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19840004244.pdf、p.5

[17] ttp://roadrunnersinternationale.com/pw_tales.htm、p.3

[18] 「アフターバーナーの基礎研究」大矢義之、NASA TT F-13,657

[:0-19] バトラー、トニー（2019年9月19日）。『第二次世界大戦のジェット機プロトタイプ：グロスター、ハインケル、カプロニ・カンピニの戦時ジェット機プログラム』ブルームズベリー出版。ISBN 978-1-4728-3597-0。

[:1-20] アレジ、グレゴリー (2014 年 1 月 15 日)。「SecondoのSlow Burner、Campini Caproni、そしてCC2」。航空史家。 6位。イギリス。 p. 76. ISSN 2051-1930。

[21] 「ファストジェット機 - ダービーにおける再加熱開発の歴史」シリルエリオットISBN 1 872922 20 1 p14,16

[22] Bohanon, H R. 「テールパイプ燃焼によるターボジェットエンジンの推力増強に関する理論的調査」(PDF) . ntrs.nasa.gov .

[23] 「アフターバーニング：現在のアメリカの実践のレビュー」フライトマガジン 1952年11月21日 p648

[24] 「ブリストル/太陽熱再加熱」フライトマガジン 1957年9月20日 p472