JP2002256971A - アフタバーナ熱シールド及びそれを支持するための支柱 - Google Patents

アフタバーナ熱シールド及びそれを支持するための支柱

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Abstract

(57)【要約】 【課題】 取り替え易いタービンエンジンのアフタバー
ナの燃料噴射管（２２）を保護するための熱シールド
（２０）及び支柱（６６）を提供する。 【解決手段】 熱シールド（２０）は、長形の内部チャ
ネル（１０８）を有するハウジング（１００）と平坦な
取り付け面（８６）を備えるヘッド（８８）を含む取り
付け装置とを含む。燃料噴射管がチャネル（１０８）中
を長手方向に延び、ハウジングを燃料噴射管（２２）の
長手方向の軸線と直角な方向に移動させることなくハウ
ジングが支柱（６６）に取り付け可能である取り付け位
置まで、ハウジングは、燃料噴射管上に嵌め込まれるこ
とができる。支柱は、アフタバーナセクションの外壁
（４０）に取り付けるための外方端（７２）と、内方端
（７４）と、燃料噴射管を受け入れるためにその外方端
からその内方端まで本体（６８）を貫いて延びる通路
（７０）とを有する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的に航空機用
ガスタービンエンジンのアフタバーナに関し、具体的に
は、エンジンダクトの内側から容易に交換できるアフタ
バーナの燃料噴射管を保護するための熱シールドに関す
る。
【０００２】
【発明の背景】タービンエンジンの基本垂力を増大させ
る１つの方法は、アフタバーナに点火すること、すなわ
ち再加熱することである。アフタバーナは、コアエンジ
ンの後部に位置するタービン排気ガス及びエンジンバイ
パス空気の流れに熱エネルギーを付加することにより推
力を増大させる。アフタバーナは、燃料をガスの流れの
中に分配するための多数の噴射オリフィスを有する幾つ
かの燃料噴射管すなわち噴射バーを含む。管はしばしば
エンジンダクトの外壁から半径方向内方に延びる。アフ
タバーナはまた、ガス速度を低下させた領域を創り出し
て、効果的な燃焼を促進するための保炎器として知られ
ている火炎安定装置を含む。
【０００３】エンジンダクト及びアフタバーナの構成部
品は、高温に曝されることから保護し有効寿命を延ばす
ためにしばしば冷却される。冷却は、コアエンジンを迂
回してエンジンのファンセクションの１つまたはそれ以
上の段を通って流れる、ファン空気として知られている
空気もしくは圧縮機抽出空気により施される。冷却空気
は、一般的に円筒形の外壁と該外壁から半径方向内方に
間隔を置いて配置されたライナとの間に形成される環状
のバイパスダクト中を運ばれる。ライナは、障壁として
機能して高温排気ガスを冷却空気から隔離する円筒形の
シェルである。冷却空気は、バイパスダクトからアフタ
バーナ、ライナの表面、そして吐出ノズルまで分配され
る。
【０００４】燃料噴射管の各々は、一般的に熱シールド
により保護される。熱シールドは、管を収納してバイパ
スダクトから冷却空気を受け入れて管に沿って送るため
のハウジングである。複数の窓開口が、管のオリフィス
と整合するように熱シールドに沿って間隔を置いて配置
されて、燃料が管からガス流れ中に噴射されることが可
能になる。保炎器が、熱シールド上に取り付けられるか
もしくは燃料噴射管から分離してダクト中に取り付けら
れることができる。
【０００５】熱シールドは、損傷、熱サイクル疲労、ま
たはコークス残留物の蓄積のために定期的に交換され
る。理想的には、熱シールドは、航空機運航停止時間が
最小限になるように、短時間で交換できるようにすべき
である。残念ながら、一部の形式の熱シールドではエン
ジンダクトの内部の位置から取り外せないために、交換
するのに長時間を必要とするものがある。熱シールドが
ダクトの内側から燃料管上に取り付けることができない
か、あるいは熱シールドとその支持構造体との間の取り
付け位置にダクトの内側から近づくことができないかの
何れかである。従って、これらの熱シールドを交換する
ためには、保守要員はまず、エンジンを航空機から取り
外さなければならない。そうすると、エンジンと機体の
間の電線、燃料管路、及び油圧管路を全て切り離して、
保守作業が完了した時にそれらを再び接続する必要がで
てくる。これらの手順は、時間と費用が掛かる。
【０００６】米国特許第５，３３５，４９０号に示す別
の形式の熱シールドは、エンジンダクトの内側から取り
付け及び取り外し可能ではあるが、それでも燃料噴射管
を切り離す必要がある。この形式の熱シールドは、軸方
向に延びる先端コネクタを備える支持取付装置を有す
る。取り付けまたは取り外しの間は、熱シールドは、コ
ネクタを係合／離脱させるために燃料管の軸線と直角な
方向に移動されなければならない。燃料管が取り付けら
れていると各々の熱シールドの部分である内部構造体と
干渉するために、このように直角方向に移動させること
は不可能である。従って、燃料管は、取り外されてその
後に再び取り付けられなければならないので、時間の掛
かる燃料系統の漏洩試験が必要となる。
【０００７】熱シールドがエンジンダクト中の定位置に
取り付けられるとき、熱シールドは熱シールドとその支
持体との間の頑丈で信頼性のある接続でしっかりと取り
付けられなければならない。残念ながら、一部の形式の
熱シールドは、接続は僅か１つの固締具を用いて単一個
所で行われるという点で欠点がある。その結果、熱シー
ルドは、エンジンの音響振動または高荷重に曝される
時、特に熱シールドがエンジンダクト中の３時または９
時の位置にありかつ航空機が落下着陸を行う時に、シー
ルドと直角な方向の力によりずれを免れない。
【０００８】
【発明の概要】一般に、本発明の熱シールドは、タービ
ンエンジンのアフタバーナセクションの燃料噴射管を保
護するためのものである。アフタバーナセクションは、
円筒形の外壁と、該外壁から間隔を置いて配置され、タ
ービン排気ガスを流すためのコアダクトと冷却空気を流
すための環状のバイパスダクトとの間の境界を実質的に
構成するライナとを有する形式になっている。少なくと
も１つの燃料噴射管が、外壁から内方にコアダクトまで
延びる。管は長手方向の軸線を有し、管の第1部分がバ
イパスダクト中に位置し管の第２部分がコアダクト中に
位置するように、取り付けられる。支柱が、外壁とライ
ナのほぼ間に配置され、燃料噴射管の第１部分を収納す
る。熱シールドは、その中に一端が開いた長形の内部チ
ャネルを有し、そこにおいて管の第２部分がチャネル中
を長手方向に延びる取り付け位置まで、管の上に嵌め込
まれることができるハウジングを含む。チャネルの開放
端に隣接するハウジング上の取り付け装置は、ハウジン
グが取り付け位置にあるとき、燃料管の長手方向の軸線
と直角な方向にハウジングを移動させることなく、ハウ
ジングを支柱に取り付けるので、燃料管を移動させるこ
とも切り離すこともなくハウジングをアフタバーナセク
ション中に設置することができる。
【０００９】別の形態において、本発明の支柱は、ター
ビンエンジンのアフタバーナセクション中に熱シールド
を支持する。アフタバーナセクションは、円筒形の外壁
と、該外壁から間隔を置いて配置され、タービン排気ガ
スを流すためのコアダクトと冷却空気を流すための環状
のバイパスダクトとの間の境界を実質的に構成するライ
ナとを有する形式になっている。少なくとも１つの燃料
噴射管が、外壁から内方にコアダクトまで延びる。管
は、第1部分がバイパスダクト中に位置し、第２部分が
コアダクト中に位置するように、取り付けられる。熱シ
ールドは、管の第２部分を収納するためのハウジングを
有し、ほぼ平坦な取り付け面を備えるヘッドを有する。
支柱は、アフタバーナセクションのバイパスダクト中に
取り付け可能な本体を含む。本体は、外壁に取り付ける
ための外方端と、内方端と、燃料管を受け入れるために
その外方端からその内方端まで本体を貫いて延びる通路
とを有する。内方端は、熱シールドのヘッドを受け入れ
るための空洞をその中に有し、空洞はヘッドが該空洞中
に締まり嵌めされる寸法と形状にされる。本体は、空洞
中に、ヘッドの平坦な取り付け面と係合するためのほぼ
平坦な取り付け面を有しており、それによって、ヘッド
は、取り付け面が面と面の係合をした状態で熱シールド
を支柱に取り付け、ヘッドと本体との間に剛接続を構成
するように空洞中に配置されることができる。
【００１０】本発明の他の特徴は、一部は明らかであ
り、また一部は後で指摘されるであろう。
【００１１】対応する参照符号は、図面の幾つかの図を
通して対応する部分を示す。
【００１２】
【発明の実施の形態】さて図面、特に図１及び図２を参
照して、本発明の熱シールドが全体を符号２０で示され
る。熱シールド２０は、通常の航空機用ガスタービンエ
ンジン２６のアフタバーナセクション２４に取り付けら
れた燃料噴射管２２を保護する。エンジン２６は、円筒
形の形状をしていて、ファンセクション２８、圧縮機３
０、燃焼チャンバ３２、タービン３４、アフタバーナ３
６、及び吐出ノズル３８を順次に含む。アフタバーナ３
６すなわちオーグメンタが、航空機の加速度、操縦性ま
たは速度を高める必要に応じてエンジン２６の推力を増
大させるために設けられる。
【００１３】エンジンのアフタバーナセクション２４
は、ほぼ円筒形の外壁４０及び外壁から間隔を置いて取
り付けられたライナ４２を有する形式になっている。ラ
イナ４２は、タービン排気ガスを流すための中心のコア
ダクト４４及び冷却空気を流すための外方の環状のバイ
パスダクト４６との間の境界を実質的に構成する。バイ
パスダクト４６は、外壁４０を保護し冷却空気をノズル
まで運ぶために、ファンセクション２８から後方に吐出
ノズル３８まで延びる。エンジンの全ての出力設定にお
いて、タービン排気ガスの温度は、冷却空気の温度より
もかなり高い。外壁４０及びライナ４２は、一般的に高
温に曝されることに耐えるようには設計されていないの
で、従って、冷却空気によって冷却される。冷却空気の
供給源は、エンジンのファンセクション２８であること
が望ましい。しかしながら、冷却空気は、本発明の技術
的範囲から逸脱することなく、圧縮機抽気ポート、ラム
取り入れダクト、または冷媒循環系統で発生させること
ができることが分かる。
【００１４】アフタバーナセクション２４はまた、冷却
空気の一部をコアダクト４４中に供給するために円周方
向に間隔を置いて配置された複数の通路を有するミキサ
４８すなわち混合ダクトを含む。エンジンセンタボディ
末端部５０が、ダクトの中心に含まれる。センタボディ
末端部５０は、通気管５２を備えるほぼ円錐形のシェル
である。
【００１５】図２を参照すると、燃料を供給するための
少なくとも１つの燃料噴射管２２が、外壁４０から内方
に真っ直ぐな長手方向の軸線に沿ってコアダクト４４の
内側の片持ち支持された端部５６まで延びる。一般的
に、複数の燃料噴射管２２がアフタバーナセクション２
４の円周の周りに等しい角度間隔で配置されている。例
えば、ラジアル形のオーグメンタを備えるＦ１１０型ガ
スタービンエンジンは、その円周の周りに間隔を置いて
配置された３２本の燃料噴射管を有する。管２２の各々
は、外壁４０の外側に設置されたマニホルド付き燃料分
配器（図示せず）で始まる。管２２は、連続する一重壁
のパイプであり、幾つかの半径方向の位置で燃料を分配
するために管に沿って配置された複数の噴射オリフィス
５８を備える。管２２は、バイパスダクト４６を貫いて
コアダクト中に入るので、管の第1部分６０はほぼバイ
パスダクト中に位置し、また第２部分６２はほぼコアダ
クト中に位置する。
【００１６】支柱６６は、外壁４０とアフタバーナセク
ションのライナ４２とのほぼ間に配置されて、燃料噴射
管２２の第1部分６０を収納する。熱シールド２０は、
支柱６６上に片持ちに取り付けられた構成でコアダクト
４４中に支持される。図３から図６までに示すように、
支柱６６は、管２２を収納するための少なくとも１つの
内部通路を有する本体６８を含む。支柱６６は、滑らか
な外側表面を備える空気力学的な形状にされ、バイパス
ダクト４６の流れの方向に全体的に薄くなり、冷却空気
が支柱を越えてバイパスダクト中を流れるとき、冷却空
気の圧力損失を抑止する。本体６６は、外壁４０に取り
付けるための外方端７２と内方端７４とを有する。通路
７０は、本体６８を貫いて外方端７２から内方端７４ま
で延びる。開口（図示せず）が、本体の前縁７６に沿っ
て置かれ、空気取入れ口としてバイパスダクト４６から
通路７０に冷却空気を受け入れて、熱シールドを冷却す
るために冷却空気を管２２に隣接して熱シールド２０中
に送り込む。
【００１７】外方の固締フランジ７８が、支柱６６をア
フタバーナセクションの外壁４０に取り付けるために本
体の外方端７２上に一体に形成される。図３及び図５に
示すように、外方フランジ７８は、支柱を外壁に取り付
けるための４つの固締具用孔８０を備えるほぼ楕円形の
形状をしている。固締具用孔の形状または数が異なって
も、本発明の技術的範囲から逸脱しないことが分かる。
【００１８】内方固締フランジ８２（図６）が、熱シー
ルド２０を支柱６６上に受入れ可能に取り付けるために
本体の内方端７４に配置される。重要なことは、熱シー
ルドを燃料管２２の長手方向の軸線に沿って動かすこと
によって熱シールドが取り付け位置に移動されたとき、
内方フランジ８２は熱シールド（２０）を受け入れて取
り付けられる形状にされていることである。本体の内方
端７４は、熱シールドのヘッド８８（図７）上の対応す
る取り付け面８６が係合可能なほぼ平坦で凹んだ取り付
け面８４を含む。支柱６６の内方固締フランジ８２と熱
シールド２０のヘッド８８は熱シールドを支柱に接続す
るための取り付け装置を互いに構成する。
【００１９】支柱本体の内方端７４は、熱シールド２０
のヘッド８８を受け入れるための空洞９０を有する。空
洞は、取り付け面８４、８６が面と面の係合をした状態
でヘッドが空洞中に締まり嵌めされる寸法と形状にされ
る。空洞９０は、取り付け面８４を取巻くリム９２が境
界となる。支柱６６は、取り付けられたとき内方固締フ
ランジ８２がライナ４２に近接した半径方向の位置に置
かれ、またライナはほぼリム９２（図２）に隣接するよ
うな寸法に作られる。熱シールド２０は、内方固締フラ
ンジ８２において熱シールドの取り付け面８６が支柱の
対応する取り付け面８４に係合した状態で、支柱６６上
に取り付け可能である。２つの取り付け面８４、８６
は、共通の形状と寸法を有するので、ヘッド８８が空洞
９０中で締まり嵌めすることで強固な剛接続を形成す
る。
【００２０】支柱本体の取り付け面８４は、図６に示す
ように、熱シールド２０を支柱６６に取り付けるための
ボルト９８(図２)のような３つの固締具を受け入れるた
めに三角形のパターンに配列された３つの固締具用孔９
４を有するのが望ましい。そのように配列された３つの
固締具を用いることで、熱シールドが曝される力、トル
ク、及び振動に耐え、支柱に対して著しい歪みもずれも
生じないような頑丈で信頼性のある取り付けを形成す
る。図３及び図４に示すように、内方固締フランジ８２
上のボス９６が、各固締具用孔の深さを増すための２つ
の最後方固締具用孔９４の部分を形成する。孔９４及び
ボス９６は、内側にねじが切られている。取り付け装置
は、容易に取り付け取り外しができるようにエンジンダ
クト内でボルト９８が半径方向に向けられるような形状
にされる。内方固締フランジ８２は、本発明の技術的範
囲から逸脱することなく、固締具を１、２または幾つで
も受け入れられる形に作られることができることが分か
る。
【００２１】図７から図９までを参照すると、熱シール
ド２０は、燃料噴射管２２の第２部分６２上にかつ管の
長手方向の軸線に沿って受け入れ可能であるハウジング
１００を含む。複数の窓開口１０２が、管の噴射オリフ
ィス５８と整合するように熱シールド２０に沿って間隔
を置いて配置されて、燃料が管からガス流れ中に噴射さ
れることができるようにする。図面に示す好ましい実施
形態のハウジング１００は、保炎器の側壁１０４と一体
に形成されており、保炎器は全体が１０６で示される。
しかしながら、熱シールド２０は、本発明の技術的範囲
から逸脱することなく、いかなる保炎器からも完全に分
離してもよいしまたは保炎器に非一体的に取り付けても
よいことが分かる。
【００２２】ハウジング１００は、管２２を収納するた
めの少なくとも１つの長形の内部チャネル１０８を有す
るように形成される。ハウジングの少なくとも１つの端
部の開口１０９により、チャネル１０８とハウジングが
燃料管２２の上に嵌め込まれることが可能になる。好ま
しい実施形態の開口１０９は、取り付け面８６に配置さ
れる。図９に断面で示すように、チャネル１０８は、ほ
ぼ丸い中央部分１１０及び中央部分に隣接する２つの側
面のより広い部分１１２とを有する。中央部分１１０
は、燃料管２２を受け入れられる寸法に作られて、断面
が対応して丸くなっている。チャネル１０８のより広い
部分１１２は、ハウジング１００の長手方向の範囲に沿
いかつ管２２に隣接する冷却空気の流れが管から熱を除
去することを可能にする。内部チャネル１０８の前方部
分１１４は、ハウジングの前縁１１６を冷却するように
配置される。ハウジング１００は、任意の形状で配列さ
れる任意の数の内部チャネルを有してもよく、また管２
２を収納するチャネル１０８から分離されるかまたはそ
れと結合されるかの何れにしてもよいことが分かる。
【００２３】保炎器１０６の側壁１０４は、ハウジング
１００から延びて、コアダクト４４中を流れる排気ガス
の流れに朝顔形に開いた空気力学的閉塞部を創り出す形
状にされる。閉塞部は、火炎を安定させまた燃焼を効果
的にするのに十分な程度にガス速度が低下した領域を保
炎器１０６の背後に創り出す。背面板（図示せず）が、
保炎器１０６の後縁１１８に沿って側壁の間に取り付け
られる。背面板は、各側壁１０４に沿って間隔を置いて
配置された複数のタブ１２０及びピンホール１２２（図
７）を通して挿入された留めピン（図示せず）により定
位置に保持される。側壁１０４の間に、保炎器を冷却す
るために保炎器１０６に沿って冷却空気を流すように、
保炎器の冷却通路１２４が形成される。
【００２４】ハウジング１００上のヘッド８８（図８）
は、支柱６６と係合可能であり、ハウジングを支柱に取
り付けるための取り付け台の役目を果たす。ヘッド８８
は、内方端７４において支柱本体６８の空洞９０中に受
け入れ可能である。取り付け面８６を含むヘッド８８上
の平坦な端面は、支柱に取り付けるためのそれを貫く３
つの固締具用孔１２６を含む。孔１２６は、支柱の取り
付け面８４中の固締具用孔９４に一致しており、好まし
い実施形態において三角形の形状に配置される。ヘッド
８８上の開口１０９は、支柱から冷却空気を受け入れ
て、冷却空気を燃料管２２に沿って送る。保炎器の冷却
通路１２４は、支柱から冷却空気を受け入れてそれを保
炎器に送るためのヘッド８８中の第２開口１２８と連通
する。ハウジング１００が取り付け位置にあるときに
は、ヘッド８８上の開口１０９及び１２８は、支柱本体
の内方端７４上の開口７７と整合している。
【００２５】熱シールド２０及び支柱６６は、Ｍａｒ−
Ｍ−５０９などの鋳造可能なコバルト合金のような適当
な高温材料またはＩＮＣＯＮＥＬ（ウエストバージニア
州ハンティングトンのInco Alloys International, In
c.の登録商標）のようなニッケル基合金で形成されるの
が望ましい。
【００２６】運転に際して、ハウジング１００をその長
手方向の軸線に沿って燃料管２２と整合させて離れた位
置で（図２に仮想線で示す）コアダクト４４の内側にま
ず配置することにより、熱シールド２０は、エンジン２
６のアフタバーナセクション２４内に取り付け可能にな
る。エンジンのセンタボディ末端部５０は、整合位置に
おいてハウジング１００を配置することを妨げない。ハ
ウジング１００は、管２２の端部５６上にその長手方向
の軸線に沿って取り付け位置まで嵌め込まれ、その位置
でシールドのヘッドは、取り付け面８６が取り付け面８
４と係合する状態で支柱の空洞９０と整合される。ハウ
ジング１００が取り付けられて管２２の上に嵌め込まれ
ると、ヘッド８８は、容易に取り付け位置に達し、支柱
６６の空洞９０中に整合され受け入れられるように配置
される。ヘッド上の３つの固締具用孔１２６は、エンジ
ンダクトの内側から容易に接近できるように位置してい
るので、熱シールド２０及び支柱６６を取り付け又は取
り外すために、エンジンダクトの内側位置から固締具９
８を挿入又は取り外すことができる。さらに、熱シール
ド２０は、熱シールドを管２２の長手方向の軸線と直角
な方向に移動させることなく支柱６６に装着できる。従
って、熱シールドは、燃料管を移動させたり切り離した
りすることなく取り付けたり取り外したりすることがで
きる。従って、修理を迅速に行なうことができる。熱シ
ールド２０と支柱６６の間の接続により、剛性及び横方
向の安定性が得られる。
【００２７】本発明又は本発明の好ましい実施形態の要
素を説明する場合に、「１つ」、「２つ」、「複数」及
び「多数」などの数詞の特定のないものは、１つ又はそ
れ以上の要素があることを意図する。「備える」、「含
む」、及び「有する」という用語は、包括的であり、記
載した要素以外にも更なる要素があってもよいことを意
味せんとするものである。
【００２８】上述の構成において本発明の技術的範囲か
ら逸脱することなく種々の変更を行うことができるの
で、上述の説明に含まれあるいは添付の図面に示す全て
の事項は、例示として解釈され、限定的意味で解釈され
るべきでないことを理解されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】 ラジアル形のアフタバーナを備える航空機用
ガスタービンエンジンの概略側面立面の断面図。
【図２】 本発明による熱シールドを有するエンジンの
アフタバーナセクション概略側面拡大断面図。
【図３】 支柱及び支柱に取り付け可能な熱シールドの
分解斜視図。
【図４】 支柱の側面図。
【図５】 支柱の外方端を示す支柱の上面図。
【図６】 支柱の内方端を示す支柱の底面図。
【図７】 熱シールドの側面図。
【図８】 支柱に取り付けるためのヘッドを示す熱シー
ルドの上面図。
【図９】 図７の線９−９で切った断面図。
【符号の説明】
２０ 熱シールド ２２ 燃料噴射管 ２４ アフタバーナセクション ３６ アフタバーナ ４０ 外壁 ４２ ライナ ４４ コアダクト ４６ 環状のバイパスダクト ５０ センタボディ末端部 ５８ 噴射オリフィス ６０ 燃料噴射管の第1部分 ６２ 燃料噴射管の第２部分 ６６ 支柱 ９８ 固締具
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 マーク・レオナルド・フォスマン アメリカ合衆国、オハイオ州、メーソン、 ウィンターズ・レーン、8078番 (72)発明者 ウィリアム・ラルフ・マスキール アメリカ合衆国、オハイオ州、バタビア、 エバ・レーン、4466番

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 タービンエンジンのアフタバーナセクシ
    ョン（２４）の燃料噴射管（２２）を保護するための熱
    シールド（２０）であって、 前記アフタバーナセクションは、円筒形の外壁（４０）
    と、該外壁から間隔を置いて配置され、タービン排気ガ
    スを流すためのコアダクト（４４）と冷却空気を流すた
    めの環状のバイパスダクト（４６）との間の境界を実質
    的に構成するライナ（４２）と、前記外壁（４０）から
    内方に前記コアダクト（４４）まで延び、長手方向の軸
    線、前記バイパスダクト（４６）中に位置するその第１
    部分（６０）、及び前記コアダクト（４４）中に位置す
    るその第２部分（６２）を有する少なくとも１つの燃料
    噴射管（２２）と、前記外壁（４０）と前記ライナ（４
    ２）のほぼ間に配置され、前記燃料噴射管（２２）の前
    記第１部分（６０）を収納する支柱（６６）とを有して
    おり、前記熱シールド（２０）は、 その中に一端が開いた長形の内部チャネル（１０８）を
    有し、そこにおいて前記燃料噴射管（２２）の前記第２
    部分（６２）が前記チャネル（１０８）中を長手方向に
    延びる取り付け位置まで、前記燃料噴射管（２２）上に
    嵌め込まれることができるハウジング（１００）と、 前記ハウジングが前記取り付け位置にあるとき、前記燃
    料噴射管（２２）の長手方向の軸線と直角な方向に前記
    ハウジングを移動させることなく、該ハウジングを前記
    支柱（６６）に取り付けるので、前記燃料噴射管（２
    ２）を移動させることも切り離すこともなく前記ハウジ
    ングを前記アフタバーナセクション（２４）中に設置す
    ることができる、前記チャネル（１０８）の開放端に隣
    接する前記ハウジング（１００）上の取り付け装置と、
    を含むことを特徴とする熱シールド（２０）。
  2. 【請求項２】 前記取り付け装置は、前記ハウジングが
    前記取り付け位置に動かされたときに前記支柱（６６）
    と係合する前記ハウジング（１００）上のヘッド（８
    ８）を含むことを特徴とする、請求項１に記載の熱シー
    ルド（２０）。
  3. 【請求項３】 前記ヘッド（８８）は、前記支柱（６
    ６）と係合可能な平坦な端面（８６）を有することを特
    徴とする、請求項２に記載の熱シールド（２０）。
  4. 【請求項４】 前記取り付け装置は、前記ハウジング
    （１００）を前記支柱（６６）に取り付けるために、前
    記ヘッド中の対応する固締具用孔（１２６）を通して受
    け入れ可能な少なくとも２つの固締具（９８）をさらに
    含むことを特徴とする、請求項３に記載の熱シールド
    （２０）。
  5. 【請求項５】 前記固締具用孔（１２６）は、前記ヘッ
    ド（８８）の前記端面（８６）を貫いて延びることを特
    徴とする、請求項４に記載の熱シールド（２０）。
  6. 【請求項６】 前記ヘッド（８８）は、ほぼ三角形の配
    列に配置された３つの固締具用孔（１２６）を含むこと
    を特徴とする、請求項５に記載の熱シールド（２０）。
  7. 【請求項７】 タービンエンジンのアフタバーナセクシ
    ョン（２４）中に熱シールド（２０）を支持するための
    支柱（６６）であって、 前記アフタバーナセクションは、円筒形の外壁（４０）
    と、該外壁から間隔を置いて配置され、タービン排気ガ
    スを流すためのコアダクト（４４）と冷却空気を流すた
    めの環状のバイパスダクト（４６）との間の境界を実質
    的に構成するライナ（４２）と、前記外壁（４０）から
    内方に前記コアダクト（４４）まで延び、前記バイパス
    ダクト（４６）中に位置する第１部分（６０）及び前記
    コアダクト（４４）中に位置する第２部分（６２）を有
    する少なくとも１つの燃料噴射管（２２）とを有してお
    り、前記熱シールド（２０）は、前記燃料噴射管（２
    ２）の前記第２部分（６２）を収納するためのハウジン
    グ（１００）を有しており、またほぼ平坦な取り付け面
    （８６）を備えるヘッド（８８）を有しており、前記支
    柱（６６）は、 前記アフタバーナセクション（２４）の前記バイパスダ
    クト（４６）中に取り付け可能であり、前記外壁（４
    ０）に取り付けるための外方端（７２）と、内方端（７
    ４）と、前記燃料噴射管（２２）を受け入れるためにそ
    の外方端からその内方端までそれを貫いて延びる通路
    （７０）とを有する本体（６８）を含んでおり、 前記内方端（７４）は、前記熱シールド（２０）の前記
    ヘッド（８８）を受け入れるための空洞（９０）をその
    中に有し、該空洞は、前記ヘッドが該空洞中に締まり嵌
    めされる寸法と形状にされており、 前記本体（６８）は、前記空洞（９０）中に、前記ヘッ
    ド（８８）の前記平坦な取り付け面（８６）と係合する
    ためのほぼ平坦な取り付け面（８４）を有しており、そ
    れによって、前記ヘッドは、前記取り付け面が面と面の
    係合をした状態で前記熱シールド（２０）を前記支柱
    （６６）に取り付け、前記ヘッドと前記本体と間に剛接
    続を構成するように、前記空洞中に配置されることがで
    きる、ことを特徴とする支柱（６６）。
  8. 【請求項８】 前記本体（６８）の前記外方端（７２）
    に位置する前記本体を前記外壁（４０）に固締するため
    の外方固締フランジと、前記本体（６８）の前記内方端
    （７４）に位置する内方固締フランジ（８２）とをさら
    に含むことを特徴とする、請求項７に記載の支柱（６
    ６）。
  9. 【請求項９】 固締具（９８）を受け入れて前記熱シー
    ルド（２０）の前記ヘッド（８８）を前記本体（６８）
    に取り付けるための、前記取り付け面（８４）中の少な
    くとも１つの孔（９４）をさらに含むことを特徴とす
    る、請求項７に記載の支柱（６６）。
  10. 【請求項１０】 前記本体（６８）の前記取り付け面
    （８４）は、３つの固締具（９８）を受け入れるための
    ほぼ三角形のパターンをなす３つの孔（９４）を有する
    ことを特徴とする、請求項９に記載の支柱（６６）。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2012501398A (ja) * 2008-09-01 2012-01-19 スネクマ アフターバーナケーシングにフレームホルダアームを装着するための装置
CN103615741A (zh) * 2013-11-12 2014-03-05 清华大学 利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法

Families Citing this family (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7028484B2 (en) * 2002-08-30 2006-04-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Nested channel ducts for nozzle construction and the like
US7093442B2 (en) * 2003-04-30 2006-08-22 United Technologies Corporation Augmentor
US7654088B2 (en) * 2004-02-27 2010-02-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Dual conduit fuel manifold for gas turbine engine
US6983601B2 (en) * 2004-05-28 2006-01-10 General Electric Company Method and apparatus for gas turbine engines
FR2873411B1 (fr) * 2004-07-21 2009-08-21 Snecma Moteurs Sa Turboreacteur avec des moyens de protection pour un dispositif d'injection de carburant, dispositif d'injection et tole de protection pour le turboreacteur
US7481059B2 (en) * 2004-08-12 2009-01-27 Volvo Aero Corporation Method and apparatus for providing an afterburner fuel-feed arrangement
US20060096091A1 (en) * 2004-10-28 2006-05-11 Carrier Charles W Method for manufacturing aircraft engine cases with bosses
US20060156733A1 (en) * 2005-01-14 2006-07-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Integral heater for fuel conveying member
US7565807B2 (en) * 2005-01-18 2009-07-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Heat shield for a fuel manifold and method
US7437876B2 (en) * 2005-03-25 2008-10-21 General Electric Company Augmenter swirler pilot
US7530231B2 (en) * 2005-04-01 2009-05-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel conveying member with heat pipe
US7533531B2 (en) * 2005-04-01 2009-05-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Internal fuel manifold with airblast nozzles
US7540157B2 (en) * 2005-06-14 2009-06-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally mounted fuel manifold with support pins
US7559201B2 (en) * 2005-09-08 2009-07-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Redundant fuel manifold sealing arrangement
US7596950B2 (en) * 2005-09-16 2009-10-06 General Electric Company Augmentor radial fuel spray bar with counterswirling heat shield
FR2894326B1 (fr) * 2005-12-05 2008-01-11 Snecma Sa Dispositif de fixation d'un bras accroche-flammes sur un carter de post-combustion et equipement comportant un tel dispositif
US7942002B2 (en) 2006-03-03 2011-05-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel conveying member with side-brazed sealing members
US7854120B2 (en) 2006-03-03 2010-12-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel manifold with reduced losses
US7607226B2 (en) * 2006-03-03 2009-10-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Internal fuel manifold with turned channel having a variable cross-sectional area
US7856827B2 (en) 2006-03-14 2010-12-28 United Technologies Corporation Structural track support of spraybars/tubing
US7624577B2 (en) * 2006-03-31 2009-12-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine combustor with improved cooling
US8096130B2 (en) * 2006-07-20 2012-01-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel conveying member for a gas turbine engine
US8353166B2 (en) 2006-08-18 2013-01-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine combustor and fuel manifold mounting arrangement
US7765808B2 (en) * 2006-08-22 2010-08-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Optimized internal manifold heat shield attachment
US8033113B2 (en) * 2006-08-31 2011-10-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel injection system for a gas turbine engine
US20080053096A1 (en) * 2006-08-31 2008-03-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel injection system and method of assembly
US7703289B2 (en) * 2006-09-18 2010-04-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Internal fuel manifold having temperature reduction feature
US7775047B2 (en) * 2006-09-22 2010-08-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Heat shield with stress relieving feature
US7926286B2 (en) * 2006-09-26 2011-04-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Heat shield for a fuel manifold
US7716933B2 (en) 2006-10-04 2010-05-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-channel fuel manifold
US8572976B2 (en) * 2006-10-04 2013-11-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Reduced stress internal manifold heat shield attachment
US7874164B2 (en) * 2006-11-03 2011-01-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle flange with reduced heat transfer
AU2007329307B2 (en) 2006-12-07 2012-08-02 Novartis Ag Antagonist antibodies against EphB3
US7856825B2 (en) * 2007-05-16 2010-12-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Redundant mounting system for an internal fuel manifold
US8146365B2 (en) * 2007-06-14 2012-04-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle providing shaped fuel spray
US8572986B2 (en) 2009-07-27 2013-11-05 United Technologies Corporation Retainer for suspended thermal protection elements in a gas turbine engine
FR2950416B1 (fr) * 2009-09-23 2012-04-20 Snecma Dispositif accroche-flammes comprenant un support de bras et un ecran de protection thermique monoblocs
US9470151B2 (en) 2012-12-21 2016-10-18 United Technologies Corporation Alignment system and methodology to account for variation in a gas turbine engine
WO2014105602A1 (en) * 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Heat shield for a casing
EP2938863B1 (en) 2012-12-29 2019-09-25 United Technologies Corporation Mechanical linkage for segmented heat shield
WO2014105603A1 (en) * 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Multi-piece heat shield
US10415481B2 (en) 2013-03-11 2019-09-17 United Technologies Corporation Heat shield mount configuration
CN103672966B (zh) * 2013-11-12 2015-06-24 清华大学 利用发汗冷却对超燃发动机燃料喷注支板的热防护方法
US10066774B2 (en) * 2015-03-27 2018-09-04 United Technologies Corporation Double wall tube fitting with an integrated diagnostic port
GB202006964D0 (en) * 2020-05-12 2020-06-24 Rolls Royce Plc Afterburner strut with integrated fueld feed lines
CN113738530B (zh) * 2021-10-15 2022-06-17 清华大学 带叶尖风扇的多涵道航空发动机机匣结构
GB2615335B (en) * 2022-02-04 2024-05-08 Rolls Royce Plc A reheat assembly
CN115013839A (zh) * 2022-05-12 2022-09-06 中国航发四川燃气涡轮研究院 加力燃烧室燃油喷杆结构

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2944388A (en) * 1955-02-24 1960-07-12 Thompson Ramo Wooldridge Inc Air atomizing spray bar
US4185458A (en) 1978-05-11 1980-01-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Turbofan augmentor flameholder
US4315401A (en) 1979-11-30 1982-02-16 United Technologies Corporation Afterburner flameholder construction
US4989407A (en) 1986-08-29 1991-02-05 United Technologies Corporation Thrust augmentor flameholder
US5076062A (en) 1987-11-05 1991-12-31 General Electric Company Gas-cooled flameholder assembly
US4901527A (en) 1988-02-18 1990-02-20 General Electric Company Low turbulence flame holder mount
EP0550126A1 (en) 1992-01-02 1993-07-07 General Electric Company Thrust augmentor heat shield
FR2689567B1 (fr) * 1992-04-01 1994-05-27 Snecma Injecteur de carburant pour chambre de post-combustion d'une turbomachine.
US5385015A (en) 1993-07-02 1995-01-31 United Technologies Corporation Augmentor burner
FR2709342B1 (fr) * 1993-08-25 1995-09-22 Snecma Dispositif de post combustion d'un turboréacteur.
US5396763A (en) 1994-04-25 1995-03-14 General Electric Company Cooled spraybar and flameholder assembly including a perforated hollow inner air baffle for impingement cooling an outer heat shield
US5396761A (en) 1994-04-25 1995-03-14 General Electric Company Gas turbine engine ignition flameholder with internal impingement cooling
US5685140A (en) * 1995-06-21 1997-11-11 United Technologies Corporation Method for distributing fuel within an augmentor

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2012501398A (ja) * 2008-09-01 2012-01-19 スネクマ アフターバーナケーシングにフレームホルダアームを装着するための装置
CN103615741A (zh) * 2013-11-12 2014-03-05 清华大学 利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法

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Publication number Publication date
DE60235931D1 (de) 2010-05-27
ES2341758T3 (es) 2010-06-28
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