JP2007198375A - 排出ダクト流れスプリッタシステム - Google Patents

Abstract

【課題】良好な燃料消費率で大きな推力を得ることが出来る排出ダクト流れスプリッタシステムを提供する。
【解決手段】ほぼ環状のオーグメンタライナ冷却流路５００を形成した環状のオーグメンタライナ５０４と、環状のオーグメンタライナ５０４との間にスプリッタ流路を形成したオーグメンタ流れスプリッタダクト５０６とを含む。オーグメンタを含むガスターボファンエンジンを作動させる方法は、ファンバイパス空気の一部分をオーグメンタ外側ケーシング５０２とオーグメンタライナ５０４との間のほぼ環状のオーグメンタライナ冷却流路５００内に導く段階と、オーグメンタライナ冷却流路５００内の空気の一部分をオーグメンタライナ５０４の半径方向外側に配置されたスプリッタ流路内に導く段階と、スプリッタ流路及びオーグメンタライナ冷却流路５００内の空気流間に正の逆流圧力マージンを維持する段階とを含む。
【選択図】図４

Description

本発明は、総括的にはオーグメンタ式ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、オーグメンタ空気流を制御するための排出ダクト流れスプリッタ装置及び方法に関する。

ガスタービンは一般的に、エンジンを通って流れる空気を加圧するための圧縮機と、その中で燃料が加圧空気と混合されかつ点火されて高エネルギーガスストリームを生成する燃焼器システムと、圧縮機に結合されて該圧縮機を駆動すると共に推力をもたらすタービンとを含む。圧縮機に流入する空気流は、加圧されかつ燃焼器に導かれ、燃焼器において加圧空気は、燃料と混合されかつ点火されて、タービンを駆動するのに使用する高温の燃焼ガスを生成する。航空機の性能要求が高くなるにつれて、エンジンの性能要求もまた高くなってきている。要求の程度が大きくなったので、低圧ロータを付加して高い質量流量を供給し、良好な燃料消費率で大きな推力を得るようになってきた。さらに、多目的軍用機の場合、出撃要求の増加がますます顕著になってきた。例えば、エンジンは、従来の離陸及び着陸（ＣＴＯＬ）飛行と同時に、短距離離陸及び垂直着陸（ＳＴＯＶＬ）飛行に適応するように設計されてきている。ガスタービンエンジンの推力出力を高める１つの方法は、タービンの下流に設置した排出ダクトを含むオーグメンタを備えたエンジンを提供することであり、排出ダクト内では、付加的燃料を噴射しかつ燃焼させて付加的な高エネルギーガスストリームを得ることができる。

航空機ターボファンエンジンで使用するオーグメンタは、ジェットエンジン排出口の下流に位置する分離したダクト内で燃料を燃焼させて排出ガスストリームに質量を付加することによって大きな推力を生成する。激しい燃焼により誘起された高周波圧力振動が、特定の運転条件下でオーグメンタ内に発生し、当技術分野では「スクリーチ」として知られている。例えば、本出願の出願人に譲渡された「ジェット推進システムにおいてスクリーチを排除するための手段」という名称のＪ．Ｃ．Ｔｒｕｍａｎ他の米国特許第３，０４１，８３６号を参照されたい。未制御スクリーチは、半径方向、円周方向及び軸方向モード並びにそれらの組合せを含むスクリーチ誘起振動によりオーグメンタ構成部品の高サイクル疲労寿命を低下させる。

ガスタービンエンジンオーグメンタは、オーグメンタにおいてスクリーチ抑制を行い、高温のオーグメンタ燃焼ガスから構造オーグメンタケーシングを遮蔽しかつオーグメンタの下流端部に配置された排出ノズルに冷却空気を供給するために冷却ライナを利用する。効率的なオーグメンタ冷却ライナは、ケーシングの熱遮蔽作用を行って、オーグメンタを冷却するための最小可能空気量を使用しながらオーグメンタの耐久性及び寿命要件に一致した許容レベルの金属温度を維持すべきである。

オーグメンタは、エンジン寸法と比較した場合に全体として長い構造を有しかつ相対的に高い燃焼ガス温度に対応する必要があり、この条件の両方により、大きな量の冷却空気が必要になる。効率を向上させるために、ガスタービンエンジンオーグメータは一般的に、例えばエンジン燃焼器において見られるような比較的高い効果を示すフィルム冷却構造を利用する。オーグメンタ燃焼効率は、ガスタービンエンジンから取入れ可能なオーグメンタ燃焼のために使用する吐出ガスの比例量によって決まる。従って、オーグメンタライナを冷却するために利用されまたオーグメンタ燃焼プロセスには使用されないあらゆるエンジン吐出ガス、例えばファンバイパス空気は、オーグメンタ温度性能及び効率を低下させる。従って、オーグメンタを冷却するのに必要な空気量を減少させると、それに応じてオーグメンタ効率が増大することになるのは明らかである。
米国特許第３，０４１，８３６号公報 米国特許第３，８６６，４１７号公報 米国特許第４，８１３，２２９号公報 米国特許第４，８３３，８８１号公報 米国特許第４，８４８，０８１号公報 米国特許第５，２１１，００７号公報 米国特許第５，４８３，７９４号公報

本発明の１つの態様では、オーグメンタを含むガスタービンエンジンは、オーグメンタ外側ケーシングと、オーグメンタ外側ケーシングの半径方向内部にかつ該オーグメンタ外側ケーシングから半径方向に分離された状態で配置されて該オーグメンタケーシングとの間にほぼ環状のオーグメンタライナ冷却流路を形成した環状のオーグメンタライナとを含み、オーグメンタライナの上流端部にかつオーグメンタ外側ケーシングと環状のオーグメンタライナとの半径方向間に配置されて該環状のオーグメンタライナとの間にスプリッタ流路を形成したオーグメンタ流れスプリッタダクトを有する。

別の態様では、オーグメンタ式ガスタービンエンジンを作動させる方法は、ファンバイパス空気の一部分をオーグメンタ外側ケーシングとオーグメンタライナとの間のほぼ環状のオーグメンタライナ冷却流路内に導く段階と、オーグメンタライナ冷却流路内の空気の一部分をオーグメンタライナの半径方向外側に配置されたオーグメンタスプリッタ流路内に導く段階と、オーグメンタスプリッタ流路及びオーグメンタライナ冷却流路内の空気流間に正の逆流圧力マージンを維持する段階とを含む。

図１は、例えばオハイオ州シンシナチ所在のＧＥ Ｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎによって製造されたＦ１１０型エンジンのような、ファン組立体１２を含むガスタービンターボファンエンジン１０の断面側面図である。エンジン１０は、吸入端部１６から後方に向かって排出端部１８まで延びたほぼ長手方向に延びる軸線又は中心線１４を有する。エンジン１０は、その全てが直列軸流関係で配置された高圧圧縮機２２、燃焼器２４、高圧タービン２６、及び出力タービン又は低圧タービン２８を備えたコアエンジン２０を含む。エンジン１０はまた、コアエンジン２０を囲むバイパスダクト３２の外側境界部を形成した環状のケーシング３０を含む。

ファンノズル３４は、ケーシング３０から後向きに延び、コアエンジン３０をオーグメンタシステム５０に結合する。ファンノズル３４は、エンジン排出流路５４の外側境界部の一部分を形成する。より具体的には、ファンノズル３４は、コアエンジン２０から吐出される燃焼ガス及びバイパスダクト３２から流出する空気流をオーグメンタシステム５０を通して下流方向に導く。複数の円周方向に間隔を置いて配置された燃料噴霧バー及び火炎ホルダ７０が、ファンノズル３４と軸方向に整列した位置に設置される。中央本体５８が、コアエンジン２０から後向きに延び、燃料噴霧バー及び火炎ホルダ７０の下流に従来型の環状の火炎ホルダ７２を支持する。

運転時には、空気が、吸気口１６を通してファン組立体１２内に吸い込まれる。空気は加圧され、加圧空気の一部分は、高い圧力及び温度で下流方向に高圧圧縮機２２に向かって吐出される。ファン吐出空気の残りの部分は、ファンバイパスダクト３２に流入する。高圧圧縮機２２からの加圧空気は、燃焼器２４内で燃料と混合されかつ点火され、それによって燃焼ガスを発生する。そのような燃焼ガスは、高圧タービン２６を駆動して該高圧タービン２６によって高圧圧縮機２２を駆動し、高圧タービン２６から低圧タービン２８内に吐出される。コアガス流は次に、低圧タービン２８から吐出され、オーグメンタシステム５０に向かって下流方向に導かれる。オーグメンタシステム５０が起動されると、燃焼ガス及びバイパスダクト３２からのファン空気の一部分は、オーグメンタシステム５０内に流れる。燃料が、燃料噴霧バー７０を介して供給されかつ点火装置（図示せず）によって点火され、火炎ホルダ７２が火炎を安定させる。

オーグメンタシステムは、オーグメンタ内の燃焼ガスがオーグメンタケーシングと接触して過熱するのを防止するライナを必要とする。図２は、オーグメンタ排出ダクトライナ３００及び該ライナ３００の内面上の複数のスクリーチ抑制空気孔３０１を概略的に示す。ファンからの排出ダクト入口空気流３２０は、オーグメンタバイパス冷却ダクト３０６に流入する。ライナの有効寿命を延ばすために、空気は、スクリーチ抑制だけでなく対流及びフィルム冷却のためにライナを通って流れかつ該ライナを貫通した孔から排出流路内に流入する。ライナ３００の前方スクリーチ抑制ゾーン３１１におけるスクリーチ抑制空気孔３０１の適切な寸法決め及び密度により、燃焼室音響体内における燃焼励起音響波の調整した抑制及び全体の抑制の両方が得られる。後方ライナ冷却ゾーン３１７では、フィルム冷却孔３１６を通る空気流は、オーグメンタ排出ダクトライナ自体に対してフィルム冷却保護をもたらす。スクリーチ抑制ゾーン３１１は、エンジン運転時の燃焼室圧力振動に起因した変動圧力領域の音響減衰を行うように設計される。スクリーチ抑制ゾーン３１１における孔３０１の寸法及び間隔は、スクリーチ抑制を最適化するように選択することができることが判っている。抑制ライナは、１０００〜３０００ヘルツの範囲の音響共振を抑制するように調整される。フィルム冷却が、スクリーチ抑制に寄与することが判っている。

図２に示すように、オーグメンタ冷却ダクト３０６は、ケーシング３０２の内面３０８及びオーグメンタライナ３０４の外面３１０によって半径方向に境界付けられる。複数のダム３１２が、内面３０８の周りに配置され、かつオーグメンタ冷却ダクト３０６内に突出して、スクリーチ抑制ゾーン３１１内に静圧を維持し、オーグメンタ冷却ダクト３０６内へのアフタバーナ火炎の逆流を防止してオーグメンタ冷却ダクト３０６内での冷却空気の燃焼を防止するようにする。図２の設計では、ファン空気の一部分は、排出ダクト入口空気流３２０としてオーグメンタ冷却ダクト３０６内に供給される。スクリーチ抑制空気流３２２は、冷却空気孔３１４を通って冷却ダクトから流出する。冷却流３２１の残りの部分は、後方ライナ冷却ゾーン３１７内のフィルム冷却孔３１６を通って流れるライナフィルム冷却流３２４と排出ノズル３１８を冷却する出口ノズル冷却流３２６とを形成する。図２の設計では、排出ダクト入口空気流３２０の約３９％がスクリーチ抑制空気流３２２として使用され、２０％がライナフィルム冷却流３２４として使用され、また残った４１％がライナ冷却及び出口ノズル冷却流３２６として使用される。これら空気流の必要量は、スクリーチ抑制及び冷却機能に必要なファン空気の量で決まり、エンジン効率に寄与しない空気流量損失を意味する。抑制及び冷却に必要な空気流量を最少にすることにより、全体的なエンジン効率が向上する。

図３は、閉鎖空洞スクリーチ抑制装置設計を使用してオーグメンタケーシング４０２内に同心に配置された先行技術の排出ダクトライナ４００を示す。スクリーチ抑制ゾーン４１１を形成する閉鎖空洞４０４は、ファン出口の下流で排出ダクトライナ４００の半径方向外面４０６上に設置される。ライナ冷却ゾーン４０８は、スクリーチ抑制ゾーン４１１の下流に設置され、ライナ出口ノズル４１２は、ライナ冷却ゾーン４０８の下流に設置される。図３の設計では、オーグメンタ入口流４１０の約１８％が半径方向外壁４１４内の孔を通して閉鎖空洞４０４内に導かれ、スクリーチ抑制ゾーン４１１の半径方向内壁４１６内の孔４１５を通して排出ダクト内に導かれる。閉鎖空洞４０４は、スクリーチ抑制ゾーン４１１内のより高い空気圧力を可能にするが、ライナ構造に重量を付加しかつダクト流路４１８の半径方向の拡張を必要とする。ライナ冷却ゾーンに必要な冷却流は、入口流の約２６％であり、また４２％がライナ出口及びノズル冷却流として利用可能である。このことは、ライナに使用されるファン流の１４％の減少及びオーグメンタ燃焼器内への流れのそれに対応した増大を意味する。

図４は、流れ制御スプリッタを利用した排出ダクトライナ設計の部分概略断面図である。環状のオーグメンタライナ冷却流路５００は、ほぼ環状のオーグメンタ外側ケーシング５０２の軸方向に延びる半径方向内面５０１と軸方向に延びるほぼ環状のオーグメンタライナ５０４の軸方向に延びる正弦波状半径方向外面５１４との間に形成される。オーグメンタライナ５０４は、該オーグメンタライナ５０４を貫通して環状のオーグメンタライナ５０４の半径方向内面５０５のフィルム冷却を行う冷却孔５１２を備えた波形の又は中空の軸方向に延びる正弦波状環状壁構造である。図５に概略的に示すように、オーグメンタ流れスプリッタダクト５０６は、オーグメンタライナ５０４の上流端部５０８からの片持ち方式でかつオーグメンタ外側ケーシング５０２及びオーグメンタライナ５０４と同心に複数のハンガによって支持された中空の軸方向に延びるほぼ円筒形のダクトである。

図６に示すように、オーグメンタ流れスプリッタダクト５０６は、軸方向に延びるほぼ円筒形の半径方向外面５２６と中空の軸方向に延びる正弦波状半径方向内面５１０とを含み、内面５１０の正弦波状波形は、環状のオーグメンタライナ５０４の半径方向外面５１４にほぼ酷似するように構成される。オーグメンタ流れスプリッタダクト５０６の表面５１０及び環状のオーグメンタライナ５０４の表面５１４の相補形正弦波状形状は、所定の間隔で互いに対向するように配置されてスプリッタ流路５２０内の空気流の圧力制御を行う。対向する正弦波状表面５１０及び５１４の１つ又は両方は、軸方向円錐形としかつ軸方向に収束形又は発散形として、スプリッタ流路５２０の環状の断面積を必要に応じて軸方向に増大又は減少させてスプリッタ流路５２０内の空気圧を制御するようにすることができる。具体的には、半径方向内面５１０は、正弦波状環状のかつ軸方向後方方向に収束した軸方向収束形円錐形状を有するように構成すると同時に、半径方向外面５１４は、スプリッタ流路５２０の環状の断面積を軸方向後方方向に減少させるように軸方向に円筒形にすることができる。流路５２０の断面積の増大が必要な場合には、半径方向内面５１０は、正弦波状環状のかつ軸方向後方方向において軸方向に発散した円錐形状を有するように構成すると同時に、半径方向外面５１４は、軸方向後方方向に円筒形にすることができる。別の実施形態では、半径方向内面５１０は、軸方向円筒形とすると同時に、半径方向外面５１４は、流路５２０の断面積が増大するように軸方向収束形にするか又は流路５２０の断面積が軸方向後方方向に減少するように発散形にすることができる。スプリッタ流路５２０の静圧を制御して燃料及び高温燃焼ガスのスプリッタ流路５２０内への逆流を防止しかつスクリーチ音を抑制するためには、約２．５〜１０．２ｃｍ（１〜４インチ）の範囲の半径方向間隔が一般的である。スクリーチ抑制ゾーンにおける環状のオーグメンタライナ５０４を貫通した孔５１２の直径及び間隔は、構造健全性を確保するのに適切な孔間の間隔を維持しながら列によって開口孔の面積を円周方向に最大にするように選択される。スプリッタ流路５２０内の静圧を維持することができることにより、スクリーチを抑制するために少ないバイパス空気流量の使用が可能になる。図４〜図６の実施形態では、スクリーチ抑制流は、バイパス流の約３％しか必要としない。残りの部分は、ライナ冷却又はオーグメンタ燃焼のために利用可能である。

また図６に示すように、スプリッタ流路５２０における空気圧力制御を高めるために空気流ブロッカダムを使用することができる。圧力制御を高めるためには、オーグメンタ流れスプリッタダクト５０６から半径方向内向きに突出したほぼ環状の空気流ブロッカダム５３０をオーグメンタ流れスプリッタダクト５０６の後方端部に配置することができる。環状のオーグメンタライナ５０４から半径方向外向きに突出した空気流ブロッカダム５３２は、空気流ブロッカダム５３０に加えて使用することができ、或いは空気流ダムブロッカ５３０がない状態で使用することができる。オーグメンタ流れスプリッタダクト５０６とオーグメンタライナ５０４との間の半径方向間隔５３４は、スプリッタ流路５２０の残りの円周方向流れ領域を設定し、この円周方向流れ領域により、空気流がスプリッタ流路５２０を通って下流方向に流れ続けかつスプリッタ流路５２０内の空気流とオーグメンタ燃焼流路５２４内の空気流との間の負の空気圧力関係に抗するのに適切な正の逆流マージンを確保するのを可能にする。空気流ブロッカダム５３０及び５３２の１つ又は両方は、円筒形の収束又は発散形スプリッタ流路５２０で使用してスプリッタ流路５２０内の空気圧力を制御することができる。ブロッカダム５３０とブロッカダム５３２との間の半径方向間隔５３４は、スプリッタ流路５２０全体にわたって正の逆流マージンが維持されるのを保証するような所定の高さに設定される。ブロッカダムの１つのみを使用する設計では、ブロッカダム５３０とオーグメンタライナ５０４の半径方向外面５１４との間の半径方向間隔又はブロッカダム５３２とオーグメンタ流れスプリッタダクトの半径方向内面５１０との間の半径方向間隔は、必要な流量及び圧力制御を行うように選択される。

運転中に、エンジンファン空気流の所定の部分が、オーグメンタ燃焼流路５２４の流れ入口端部に流入する。入口流の一部は、環状のオーグメンタライナ冷却流路５００に流入し、オーグメンタ流れスプリッタダクト５０６の孔を通る空気流は、空気流をスクリーチ抑制ゾーンにおけるスプリッタ流路５２０に供給し、また吸入流の残りの部分は、オーグメンタ流れスプリッタダクト５０６の半径方向外面５２６上をかつ環状のオーグメンタライナ冷却流路５００に向かって下流方向に移動する。スクリーチ抑制ゾーンにおける環状のオーグメンタライナ５０４の孔５１２を通る空気流は、スクリーチを抑制しかつ環状のオーグメンタライナ５０４の半径方向内面５０５を冷却する。残りの冷却流は、ライナ５０４及びテールパイプの冷却孔を通してライナフィルム冷却流を供給しかつオーグメンタライナ５０４上の冷却孔パターンに沿って正の逆流圧力マージンを維持する。

本発明を様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施することができることは当業者には明らかであろう。

オーグメンタ排出ダクトライナを備えたガスタービンエンジンの長手方向部分概略断面図。 オーグメンタ排出ダクトライナの内部の長手方向部分概略図。 先行技術のオーグメンタ排出ダクトライナの細部を示す長手方向部分概略断面図。 オーグメンタ排出ダクトライナ及びスプリッタダクトの概略断面図。 図４のスプリッタダクトにおける取付け装置の部分概略図。 オーグメンタ排出ダクトライナの別の構成の概略図。

符号の説明

１０ エンジン
１２ ファン組立体
１４ 中心線
１６ 吸入端部
１８ 排出端部
２０ コアエンジン
２２ 高圧圧縮機
２４ 燃焼器
２６ 高圧タービン
２８ 低圧タービン
３０ ケーシング
３２ バイパスダクト
３４ ファンノズル
５０ オーグメンタシステム
５２ オーグメンタケーシング
５４ 排出流路
５８ 中央本体
７０ 燃料噴霧バー
７２ 火炎ホルダ
３００ オーグメンタ排出ダクトライナ
３０１ スクリーチ抑制空気孔
３０２ ケーシング
３０４ オーグメンタライナ
３０６ オーグメンタ冷却ダクト
３０８ 内面
３１０ 外面
３１１ スクリーチ抑制ゾーン
３１２ ダム
３１４ 冷却空気孔
３１６ 冷却孔
３１７ 後方ライナ冷却ゾーン
３１８ 排出ノズル
３２０ 排出ダクト入口空気流
３２１ 冷却流
３２２ スクリーチ抑制空気流
３２４ ライナフィルム冷却流
３２６ 出口ノズル冷却流
４００ 排出ダクトライナ
４０２ オーグメンタケーシング
４０４ 閉鎖空洞
４０６ 半径方向外面
４０８ ライナ冷却ゾーン
４１０ オーグメンタ入口流
４１１ スクリーチ抑制ゾーン
４１２ ライナ出口ノズル
４１４ 半径方向外壁
４１５ 孔
４１６ 半径方向内壁
４１８ ダクト流路
５００ オーグメンタ冷却流路
５０１ 半径方向内面
５０２ オーグメンタ外側ケーシング
５０４ オーグメンタライナ
５０５ 半径方向内面
５０６ オーグメンタ流れスプリッタダクト
５０８ 上流端部
５１０ 半径方向内面
５１２ 孔
５１４ 半径方向外面
５１８ ハンガ
５２０ スプリッタ流路
５２４ オーグメンタ燃焼流路
５２６ 半径方向外面
５３０ 空気流ブロッカダム
５３２ 空気流ブロッカダム
５３４ 半径方向間隔

Claims (13)

1. コアエンジン吐出ガスを受けるための入口とオーグメンタ空気流を吐出するための出口とを有するオーグメンタ外側ケーシング（５０２）と、
   前記オーグメンタ外側ケーシング（５０２）の半径方向内部にかつ該オーグメンタ外側ケーシング（５０２）から半径方向に分離された状態で配置されて該オーグメンタケーシングとの間にほぼ環状のオーグメンタライナ冷却流路（５００）を形成した環状のオーグメンタライナ（５０４）と、
   前記オーグメンタライナの上流端部にかつ前記オーグメンタ外側ケーシング（５０２）と前記環状のオーグメンタライナ（５０４）との半径方向間に配置され、前記環状のオーグメンタライナ（５０４）との間にスプリッタ流路（５２０）を形成したほぼ環状の軸方向に延びるオーグメンタ流れスプリッタダクト（５０６）と、
   を含む、ガスタービンエンジンのオーグメンタ流れスプリッタ装置。
2. 前記スプリッタ流路の周りで円周方向に均等に間隔を置いて配置されかつ前記スプリッタ流路の断面積を減少させた少なくとも１つの空気流ブロッカダムをさらに含む、請求項１記載の装置。
3. コアエンジン吐出ガスを受けるための入口とオーグメンタ空気流を吐出するための出口とを有するオーグメンタ外側ケーシング（５０２）と、
   前記オーグメンタ外側ケーシング（５０２）の半径方向内部に配置されかつ所定の半径方向間隔だけ該オーグメンタ外側ケーシング（５０２）の半径方向内面（５０１）から分離された半径方向外面（５１４）を有してほぼ環状のオーグメンタライナ冷却流路（５００）を形成した環状のオーグメンタライナ（５０４）と、
   前記オーグメンタ外側ケーシング（５０２）の半径方向内面（５０１）と前記環状のオーグメンタライナ（５０４）の半径方向外面（５１４）との半径方向間に配置され、前記オーグメンタ外側ケーシング（５０２）の軸方向前方流れ入口端部から軸方向後向きに延び、かつ前記環状のオーグメンタライナ（５０４）の半径方向外面（５１４）とその半径方向内面（５１０）との間のスクリーチ抑制ゾーンを通って軸方向に延びるスプリッタ流路（５２０）を形成したほぼ環状のオーグメンタ流れスプリッタダクト（５０６）と、
   を含む、ガスタービンエンジン用のオーグメンタ装置。
4. 前記環状のオーグメンタライナ（５０４）が、軸方向に延びる正弦波状軸方向収束形の半径方向外面（５１４）を含み、
   前記ほぼ環状のオーグメンタ流れスプリッタダクト（５０６）が、前記環状のオーグメンタライナ（５０４）の半径方向外面（５１４）に対向したほぼ軸方向円筒形の軸方向に延びる正弦波状半径方向内面を含む、
   請求項３記載の装置。
5. 前記環状のオーグメンタライナ（５０４）が、軸方向に延びる正弦波状軸方向円筒形の半径方向外面（５１４）を含み、
   前記ほぼ環状のオーグメンタ流れスプリッタダクト（５０６）が、前記環状のオーグメンタライナ（５０４）の半径方向外面（５１４）に対向したほぼ軸方向収束形の軸方向に延びる正弦波状半径方向内面を含む、
   請求項３記載の装置。
6. 前記環状のオーグメンタライナ（５０４）が、軸方向に延びる正弦波状軸方向発散形の半径方向外面（５１４）を含み、
   前記ほぼ環状のオーグメンタ流れスプリッタダクト（５０６）が、前記環状のオーグメンタライナ（５０４）の半径方向外面（５１４）に対向したほぼ軸方向収束形の軸方向に延びる正弦波状半径方向内面を含む、
   請求項３記載の装置。
7. 前記環状のオーグメンタ流れスプリッタダクト（５０６）の軸方向下流に配置されかつ該環状のオーグメンタ流れスプリッタダクト（５０６）から半径方向内向きに延びた第１の空気流ブロッカダム（５３０）をさらに含む、請求項３記載の装置。
8. 前記環状のオーグメンタ流れスプリッタダクト（５０６）の軸方向下流に配置されかつ前記環状のオーグメンタライナ（５０４）から半径方向外向きに延びた第２の空気流ブロッカダム（５３２）をさらに含む、請求項７記載の装置。
9. 前記環状のオーグメンタ流れスプリッタダクト（５０６）の軸方向下流端部に配置されかつ前記環状のオーグメンタライナ（５０４）から半径方向外向きに延びた空気流ブロッカダム（５３２）をさらに含む、請求項３記載の装置。
10. 前記環状のオーグメンタライナ（５０４）が、軸方向に延びる正弦波状半径方向外面（５１４）を有する環状のダクトを含み、
    前記環状のオーグメンタ流れスプリッタダクト（５０６）が、前記環状のオーグメンタライナ冷却流路（５００）の上流流れ入口端部から軸方向に延びかつ軸方向に延びるほぼ円筒形の半径方向外面（５２６）と前記環状のオーグメンタライナ（５０４）の半径方向外面（５１４）に対向したほぼ中空の軸方向に延びる正弦波状半径方向内面（５１０）とを有する環状のダクトを含む、
    請求項３記載の装置。
11. 前記環状のオーグメンタ流れスプリッタダクト（５０６）の軸方向下流に配置されかつ該環状のオーグメンタ流れスプリッタダクト（５０６）から半径方向内向きに延びた第１の空気流ブロッカダム（５３０）と、
    前記環状のオーグメンタ流れスプリッタダクト（５０６）の軸方向下流に配置されかつ前記環状のオーグメンタライナ（５０４）から半径方向外向きに延びた第２の空気流ブロッカダム（５３２）と、
    をさらに含む、請求項１０記載の装置。
12. オーグメンタを含むガスターボファンエンジンを作動させる方法であって、
    ファンバイパス空気の一部分を、ほぼ環状のオーグメンタ外側ケーシング（５０２）の半径方向内面（５０１）とほぼ環状のオーグメンタライナ（５０４）の半径方向外面（５１４）とによって形成されたほぼ環状のオーグメンタライナ冷却流路（５００）内に導く段階と、
    前記オーグメンタライナ冷却流路（５００）を通る流れの一部分を、前記ほぼ環状のオーグメンタライナ（５０４）の半径方向外面（５１４）の半径方向外側に配置されたほぼ環状のスプリッタ流路（５２０）内に導く段階と、
    前記スプリッタ流路（５２０）及びオーグメンタライナ冷却流路（５００）内の空気流間に正の逆流圧力マージンを維持する段階と、
    を含む方法。
13. 前記スプリッタ流路（５２０）の流れ内に所定の空気圧力を維持して前記環状のオーグメンタライナ冷却流路（５００）内への燃焼ガス吸込みを防止する段階をさらに含む、請求項１２記載の方法。

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