JP2597820B2 - 航空機ガスタービンエンジンのアフタバーナに用いる保炎装置 - Google Patents

航空機ガスタービンエンジンのアフタバーナに用いる保炎装置

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JP2597820B2
JP2597820B2 JP6075582A JP7558294A JP2597820B2 JP 2597820 B2 JP2597820 B2 JP 2597820B2 JP 6075582 A JP6075582 A JP 6075582A JP 7558294 A JP7558294 A JP 7558294A JP 2597820 B2 JP2597820 B2 JP 2597820B2
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    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means

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  • Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)
  • Combustion Of Fluid Fuel (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機ガスタービンエ
ンジンのアフタバーナ保炎装置に関し、特に、航空機に
装備されたエンジンの後部からテールパイプを通じて取
り外すことができる着脱自在な保炎装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】航空機ガスタービンエンジンの技術にお
いて周知のように、エンジンタービンの下流に配置され
ているアフタバーナ内で追加燃料を燃焼させることによ
り推力を増強する。アフタバーナは一般的に、主燃料流
を分散する手段と共に、火炎が付着し得る保炎装置を含
んでいる。保炎装置はガス流の速度を局所的に減少させ
ると共に、アフタバーナ内に再循環域を設定して火炎を
維持する。さもないと火炎は吹き消されてしまう。保炎
装置は更に、点火域と低昇温域とを設定し、低昇温域
は、パイロット燃料流に対して追加的に且つ平行に噴射
される燃料と関連してステージングをもたらして、アフ
タバーナの温度及び推力の広範な調節を可能にする。１
つの周知の型の保炎装置は、板金製であると共に、２つ
の同心環状火炎リングを含んでおり、両リングは、下流
方向に末広になるように配設されている。燃料は保炎装
置の上流に均等に導入され得るか、又は複数の局所集中
域に導入され得、従って、アフタバーナの火炎は両火炎
リングの後縁の下流に維持される。
【０００３】すべての推力増強飛行モード中にアフタバ
ーナの確実且つ均等な点火を成すために、パイロット燃
料が導入され、点源点火器によって点火され得る。パイ
ロット火炎は主燃料液滴の点火に役立つ。周知のよう
に、パイロット燃料は保炎装置の周囲に沿って配置され
ている個別噴射口によってアフタバーナに導入される。
パイロット燃料噴射口は一般的には両火炎リングの間に
配置されているので、各パイロット燃料噴射口はタービ
ンから保炎装置の入口を通ったガス流を受ける。
【０００４】この種の１つのアフタバーナ保炎装置は、
米国特許番号第３７６５１７８号に記載されており、こ
の引用特許は１９７３年１０月１６日にフーフナグル
（R. H. Hufnagle）等に付与され、そして本発明と同じ
譲受人（本願出願人）に譲渡されたものである。そのア
フタバーナ保炎装置は、内側火炎リングと、この内側火
炎リングと同心的にその半径方向外側に隔設されている
外側火炎リングとを含んでおり、両火炎リングは、ター
ビン排気を受け入れるように環状流路を形成している。
次に、この引用米国特許を本発明と関連する先行技術と
して説明する。
【０００５】上述の米国特許番号第３７６５１７８号に
記載されているような最新のアフタバーナは板金製であ
り、通常、競走路（レーストラック）形と呼ばれる形状
の孔である半円形閉端を有する細長いスロットを有して
いると共に、これらのスロットに挿通されるパイロット
噴射棒と、主噴射棒とを有している。保炎装置は噴射棒
によって捕捉されているので、噴射棒を取り外さなけれ
ば保炎装置をエンジンから取り外すことはできない。多
くの航空機ガスタービンエンジンの場合、例えば、ゼネ
ラル・エレクトリックＦ４０４、Ｆ１０１、Ｆ１１０及
びＪ８５エンジンの場合のように、エンジンを航空機か
ら取り外してからでなければ上側噴射棒をエンジンから
取り外すことはできない。保炎装置を取り外すために、
エンジンを航空機から取り外さなければならないことは
費用及び時間のかかる方法である。従来の保炎装置の代
表的な取り外し工程は、次の６段階から成っている。
【０００６】１．エンジンを航空機から取り外す。 ２．主噴射棒（例えば２４個以上）をアフタバーナ・ケ
ーシングから取り外す。これは、アフタバーナ主燃料マ
ニホルドへの接続を切断することを包含する。 ３．パイロット噴射棒（例えば６つ以上）を取り外す。
これは、パイロット燃料マニホルドへの接続を切断する
ことを包含する。
【０００７】４．点火器を取り外す。 ５．エンジンの外側から保炎装置リンクのボルトを取り
外す。 ６．保炎装置をエンジンから取り外す。 保炎装置の再装着後、エンジンの試験室点検運転を行う
ことも通例必要である。主燃料系及びパイロット燃料系
の流れ点検も、この試験室運転前に行われる。エンジン
の上半分が航空機構造体に接近しているため、すべての
燃料接続部の健全性を航空機で点検することはできない
ので、この試験室運転はしばしば政府規定手順によって
必要とされ、運転安全のために良好な実施事項である。
現在、代表的な保炎装置交換の場合、保炎装置交換と関
連する工程は３９マン・アワー（人時）を必要とする
が、保炎装置交換自体は約１．５マン・アワーの仕事で
ある。
【０００８】航空機からのエンジンの取り外し又はエン
ジンからの噴射棒の取り外しと、前述の所要点検の実施
とを必要とせずに、取り外し及び再装着が可能で着脱自
在な保炎装置を設けることが大いに望まれている。この
ような保炎装置は、航空機の利用度を高めると共に、年
間のエンジン整備時間及びエンジン運転費を減少させる
ので、極めて望ましい。
【０００９】
【発明の概要】複数の噴射棒と共に用い得る航空機ガス
タービンエンジン保炎装置が、少なくとも１つの環状リ
ングと、このリングの前端に周沿いに配設されている複
数の開端スロットとを有しており、各スロットの開端は
リングの前縁に開いている。特定の一実施例において
は、２組以上のスロットが、２つ以上の相異なっている
軸方向長さを有しており、軸方向に相隔たっている相異
なる２組以上の噴射棒、例えば主噴射棒とパイロット噴
射棒とを受け入れている。環状リングを外側エンジンケ
ーシングに取り付けるための接近し易い締結手段が設け
られており、リングとケーシングとの相対的な熱膨張を
許容する回転自在なリンクを含んでいる。
【００１０】一実施例では、締結手段が、連結リンクに
設けられている回り止め手段を有しており、この回り止
め手段にボルト頭を滑り込ませることにより、ナット締
め付け中のボルトの回転を阻止し得る。回り止め手段
は、一実施例では、平らな側面を有している４角頭又は
６角頭の交換可能なボルトを含んでおり、このボルトは
リングの外側から、対応する平らな側面を有しているボ
ルト頭受け部内に挿入され得る。回り止め手段が作用す
る状態で、ナットをボルトシャンクのねじ部分にねじ付
け、そしてリングの内側から締め付けることができる。
代替的には、ナットを外側から挿入し、そしてボルトを
内側から締め付けてもよい。本発明の他の特徴は、ボル
トシャンクの直径よりも小さな直径のねじを有している
ボルトの使用であり、これは、ボルトの取り外しを容易
にすると共に、ねじが高温にさらされて焼き付く場合に
特に有用である。ナットに過大トルクをかけると、ボル
トがねじ部で破断して保炎装置の取り外しを容易にす
る。環状リングを、内側環状リングを支持している外側
環状リングとすることができ、内側リングは外側リング
と同心的にその半径方向内側に隔設されている。
【００１１】
【発明の利点】本発明の主な利点は、エンジンが航空機
に装着された状態で、環状保炎装置をエンジンから容易
に取り外し得ると共に再装着し得ることである。本発明
の着脱自在な保炎装置は、整備費と整備時間とを大幅に
減少させ、これは現場での使用時に特に重要であり、そ
して戦闘中には更に重要である。
【００１２】本発明の上述の特徴及び他の特徴は、図面
と関連する以下の説明から更に明らかとなろう。
【００１３】
【実施例】図１はターボファンエンジン１０を示してお
り、ターボファンエンジン１０に含まれているコアエン
ジン１２によって、高温ガス流が発生されて低圧タービ
ン１４を駆動する。タービン１４は、エンジン１０の入
口端１７に配設されているファン１６のロータ１５に連
結されていると共に、ロータ１５を駆動する。コアエン
ジン１２及び低圧タービン１４は、内側ケーシング１８
内に配設されている。細長いカウル又は外側ケーシング
２０がエンジン入口１７を画成していると共に、コアエ
ンジン１２と同心のダクト２２をケーシング１８と共に
画成している。
【００１４】運転中、ファン１６は空気流を圧縮し、こ
の空気流の外側部分はダクト２２を通り、そして内側部
分はコアエンジン１２に入る。コアエンジン１２におい
て空気流は、コアエンジン圧縮機２４によって更に圧縮
されて高圧空気流となり、燃焼器２６における燃料の燃
焼に役立つ。燃焼器２６への燃料は燃料噴射手段２７に
よって供給され、燃料噴射手段２７には、加圧された燃
料の流れが加圧燃料源（図示していない）から導管２８
を経て流入する。燃料の点火により生じた高温ガス流
は、圧縮機２４のロータに連結されている高圧タービ
ン、即ちコアエンジンタービン３５を駆動する。この高
温ガス流は、低圧タービン１４を通った後に、ダクト２
２から環状通路３２に入ったバイパス空気の一部と混合
する。
【００１５】総体的に参照番号３３で示すアフタバーナ
によって推力増強をなし得る。追加燃料が、加圧燃料源
（図示していない）に連結されている燃料導入手段３４
を経て、アフタバーナ３３に導入される。アフタバーナ
火炎付着手段が保炎器３６によって設けられており、そ
の詳細については後述する。アフタバーナ３３を出た高
温ガス流は、ノズル３９を通って排出され、航空機を推
進する推力を生ずる。本発明は、推力増強式ターボファ
ンエンジンに関して説明されるが、他種の推力増強式エ
ンジン、例えばターボジェットエンジンにも好適に適用
し得るものである。
【００１６】図２には前述の諸要素が同じ参照番号で表
されており、内側円錐台形火炎リング４０と、外側円錐
台形火炎リング４２とを含んでいる保炎器３６が示され
ている。内側及び外側火炎リング４０及び４２は、概し
て同心整合状態に配設されており、環状入口４４と、環
状入口４４よりも断面積が大きい環状出口４６とを画成
している。内側及び外側火炎リングの間の半径方向間隔
は、周方向に相隔たっていると共に半径方向に延在して
いる複数の旋回羽根４８によって維持されている。
【００１７】保炎器３６は、周方向に相隔たっている複
数の保持リンク５０によって内側ケーシング１８に取り
付けられている。保持リンク５０の半径方向外端はピボ
ット５２で、フランジ要素５４に枢着されており、フラ
ンジ要素５４は内側ケーシング１８に連結されている。
冷却されるライナ１９が内側ケーシング１８の半径方向
内側に内側ケーシング１８と同心的に配設されており、
ケーシング１８の熱絶縁を成している。各保持リンク５
０の半径方向内端５３は、ピボット５５で保炎器３６に
枢着されており、保炎器３６は、平らな側面を有してい
る（平側面）ボルト頭受け部５６を有している。ボルト
頭受け部５６は、リンク開口５１に挿通して設けられて
いるボルト５９用のボルト頭回り止め手段として作用す
る。
【００１８】保持リンク５０をピボット５５を中心とし
て回転させるために、切り欠き６２が外側火炎リング４
２を貫いて設けられている。切り欠き６２の半径方向外
端６４は、軸方向において半径方向に傾斜している。保
持リンク５０の枢動性は、内側ケーシング１８に対する
保炎器３６の熱膨張を許容する。保持リンク５０の数
は、特定のエンジン要件に合わせて変えることができ、
最小限３つの保持リンクが等間隔で隔設されている。
【００１９】図４（Ａ）を参照すると、ボルト５９及び
受け部５６は、本発明の半径方向内方に取り外し得る締
結手段５８を例示するものであり、受け部５６は、ボル
ト５９の対応する平らな側面を有している（平側面）ボ
ルト頭６０を受け入れるように作用し得る。平側面受け
部５６は、同様に形成されているスリーブ６１内に配設
されており、スリーブ６１は、外側火炎リング４２を貫
通していると共に底フランジ部６３を有している。フラ
ンジ部６３はフランジ開口６５を有しており、開口６５
にボルト５９のシャンク６７が挿通して設けられてお
り、ボルト５９はナット７１によって固定されている。
【００２０】図３にわかり易く示してあるように、周方
向に相隔たっていると共に軸方向に延在している複数の
開端スロット６８が、保炎器環状入口４４に隣接してお
り、保炎器３６の環状前部６６に沿って保炎器３６に配
設されている。開端スロット６８は保炎器３６の前縁７
２に前向き開口７０を有している。アフタバーナ燃料導
入手段３４は、複数の主燃料噴射棒７４を含んでおり、
これらの主噴射棒は保炎器３６の開端スロット６８を半
径方向に貫通している。各主燃料噴射棒７４は、主燃料
噴流を放出するための複数の開口７８を含んでいる。開
口７８は半径方向に相隔たっていると共に、主燃料噴流
を矢印７９で示すコアガス流方向と概して平行な方向に
放出するように配向されている。
【００２１】パイロット燃料導管７６が内側及び外側火
炎リング４０及び４２の間で終端している。各パイロッ
ト燃料導管７６は通例、周方向に相隔たっている２つの
開口７７を含んでおり、一方の開口７７は、図面からあ
る角度だけ離れているので見えない。パイロット燃料導
管７６は、図３に参照符号Ｌで示す比較的長い開端スロ
ット６８内に配設されており、図３に参照符号Ｓで示す
比較的短い開端スロット６８内には、主燃料噴射棒７４
が挿通されている。すべてのスロットは、保炎器３６の
前縁７２に前向き開口７０を有している。比較的長いス
ロットＬ及び比較的短いＳはいずれも、内側火炎リング
４０（図２を参照）と、外側火炎リング４２とを貫通し
ていることに注意されたい。
【００２２】図２に戻って説明すると、環状Ｖ形ガッタ
・アセンブリ９０が示されており、アセンブリ９０は、
周方向に相隔たっている複数の保持リンク９２によって
内側リング４０に装着されている。保持リンク９２の上
流端９４は、リング４０の半径方向内壁に取り付けられ
ているフランジ要素（図示していない）にピボット（図
示していない）で枢着されている。保持リンク９２の下
流端は、環状Ｖ形ガッタ１０２の前部の環状外壁に固定
されているフランジ要素１００にピボット９８で枢着さ
れている。Ｖ形ガッタ１０２は、保持リンク９２によっ
て内側リング４０に隣接しているが、内側リング４０か
ら離隔して保持されており、内側リング４０とＶ形ガッ
タ１０２との相対的な熱膨張を許容する。このような熱
膨張が起こるのは、運転中、Ｖ形ガッタ１０２の温度が
リング４０の温度とかなり相違するからである。内側リ
ング４０と環状Ｖ形ガッタ１０２との間に環状通路１１
３が設けられており、環状通路１１３を通る流れによっ
て、Ｖ形ガッタ１０２の下流で火炎が保たれる。
【００２３】図４（Ａ）は着脱自在な締結手段５８を示
しており、締結手段５８は、切り欠き６２内に配設され
ており、半径方向内端５３が切り欠き６２の半径方向外
端６４内で枢動し得るように作用する。リンク開口５１
とフランジ開口６５とに挿通されて設けられているボル
ト５９は、リンク５０をフランジ６３に固定している。
本発明の有用な一特徴は、ボルト５９のねじ５７の直径
をボルトシャンク６７の主直径よりも小さくしているこ
とである。こうすると、ナット７１を締め付けてボルト
５９に過大トルクをかけて、ボルト５９をねじ５７のと
ころで破断させることができる。この特徴は、高温にさ
らされてねじが焼き付いているおそれのあるナットの取
り外しに有用である。
【００２４】動作について説明すると、平側面ボルト頭
受け部５６が切り欠き６２内の適所に配置されている状
態で、ボルト５９を保炎器３６の外側からリンク開口５
１とフランジ開口６５とに挿通し得る。受け部５６がボ
ルト５９の回転を阻止するので、ボルト５９をナット７
１によって固定することができる。ナット７１の締め付
けは、保炎器３６の内側から行うことができる。ボルト
５９を取り外すためには、ナット７１をボルト５９のね
じ５７から取り外せばよく、又は必要に応じてナット７
１に過大トルクをかければ、ボルトをねじ５７の所で破
断させることができる。次いで保炎器３６を取り外し、
新しいナット７１とボルト５９とを用いて新しい保炎器
３６を挿入し得る。こうして、保炎器３６をエンジン１
０の内側から保持リンク５０に取り付けることができ、
その際、開端スロット６８は、保炎器３６が噴射棒７４
の邪魔になることなく軸方向に挿入されて、噴射棒７４
の周囲に嵌まることを可能にする。これらの特徴の組み
合わせにより、ナット７１にエンジン１０の内側から接
近できるようにして、保炎器３６をエンジン１０に取り
付けることができ、そして主噴射棒とパイロット噴射棒
とを妨害することなく、保炎器３６の着脱が可能にな
る。即ち、アフタバーナの主燃料系及びパイロット燃料
系が妨害を受けないので、予防的な試験室運転と噴射棒
流れ点検とが不要になる。
【００２５】上述の実施例に対して様々な改変及び変更
が可能であると共に、本発明が様々な排気アフタバーナ
保炎装置と、それらの組み立てとに適用されることは、
当業者に理解されよう。例えば、ボルト５９は従来の６
角頭１６０を有しているものでもよく、この６角ボルト
頭は受け部５６と協働して、平側面ボルト頭６０と同様
に回り止めに役立つ。代替的には図４（Ｂ）に示すよう
に、４角形又は６角形ナット７１を受け部５６に入れ、
このナットを、保炎器３６を半径方向外方に貫通してい
るボルト５９によって固定してもよい。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による着脱自在な保炎装置を備えた航空
機ガスタービンエンジンの部分断面概略側面図である。
【図２】本発明による図１の着脱自在な保炎装置を内蔵
しているエンジンの一部の拡大断面図である。
【図３】図２の着脱自在な保炎装置の前端部の部分側面
図である。
【図４】図４（Ａ）は図２の着脱自在な保炎装置のボル
トとリンクとを含んでいる保炎器取り付け手段の分解斜
視図であり、図４（Ｂ）は図４（Ａ）に示す本発明の実
施例に対する代替実施例を示す図である。
【符号の説明】
１０ ターボファンエンジン １８ 内側ケーシング １９ ライナ ３３ アフタバーナ ３６ 保炎器 ３９ 排気ノズル ４０ 内側火炎リング ４２ 外側火炎リング ５０ 保持リンク ５１ リンク開口 ５６ ボルト頭受け部 ５９ ボルト ６２ 切り欠き ５８ 締結手段 ５９ ボルト ６０ ボルト頭 ６１ スリーブ ６３ フランジ ６５ フランジ開口 ６７ シャンク ６８ 開端スロット ７０ 前向き開口 ７１ ナット ７４ 主燃料噴射棒 ７６ パイロット燃料導管
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 チェスター・ジョセフ・ラマント，ジュ ニア アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、 ナハント、オーシャン・ストリート、44 番 (56)参考文献 特開 昭51−81216（ＪＰ，Ａ)

Claims (4)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 航空機ガスタービンエンジンのアフタバ
    ーナに用いる保炎装置であって、前記アフタバーナは、
    該アフタバーナに燃料を導入する複数の噴射棒を有して
    おり、 前記保炎装置が、前記アフタバーナ内に設置し得る環状
    同心の内側及び外側火炎保持リングを有し、該火炎保持
    リングはそれぞれ共通の軸の周りを囲み、かつ、前記ア
    フタバーナ内の下流への流れの方向に関して後端より上
    流に前端を有し、前記噴射棒は、周囲のケーシングから
    半径方向内側に延在し、かつ、前記火炎保持リングに設
    けた複数の開端スロットを貫通していて、前記複数の開
    端スロットは各前記火炎保持リングの前端の周沿いに設
    けられていて、かつ各前記火炎保持リングの前縁に開い
    ていて、これにより、前記噴射棒の除去及び挿入をする
    ことなく、前記火炎保持リングを前記アフタバーナに軸
    方向に挿入しかつ除去し得る保炎装置。
  2. 【請求項２】 前記アフタバーナは、後端排気ノズルを
    有しており、更に該排気ノズルを経て接近可能な締結手
    段を含んでいる保炎装置取り付け手段とを備え、 前記取り付け手段は、前記締結手段により前記保炎装置
    に連結されている複数の回転自在な保持リンクを含んで
    おり、前記締結手段は、 ボルト頭を有していると共にリンク部材に設けられてい
    る第１の開口に挿通されているボルトと、前記第１の開
    口の周りに設けられている回り止め手段とを含んでお
    り、前記ボルトはナットにより前記保炎装置に固定さ
    れ、 前記ボルト頭及び前記ナットの一方は、前記回り止め手
    段に係合しており、 前記ボルト頭及び前記ナットの他方は、前記保炎装置の
    内部から接近可能である請求項１に記載の保炎装置。
  3. 【請求項３】 前記内側及び外側火炎保持リングは、周
    方向に設けられている複数の半径方向延在スリーブによ
    って連結されており、前記スリーブの各々は、前記外側
    火炎保持リングを貫いている切り欠きを有しており、該
    切り欠きの半径方向外端は軸方向及び半径方向に傾斜し
    ていて、それぞれが前記スリーブの一つに設けられてい
    るリンクと、前記スリーブに連結されていると共に該ス
    リーブを横切って設けられているフランジとを含んでお
    り、前記ボルトは、前記フランジに設けられている第２
    の開口に挿通されている請求項２に記載の保炎装置。
  4. 【請求項４】 前記複数の開端スロットは、少なくとも
    ２組の開端スロットを含んでおり、各組の前記スロット
    は、異なる軸方向長さを有している請求項１に記載の保
    炎装置。
JP6075582A 1993-04-15 1994-04-14 航空機ガスタービンエンジンのアフタバーナに用いる保炎装置 Expired - Fee Related JP2597820B2 (ja)

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US047666 1993-04-15
US08/047,666 US5491974A (en) 1993-04-15 1993-04-15 Removable afterburner flameholder

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JPH0712339A JPH0712339A (ja) 1995-01-17
JP2597820B2 true JP2597820B2 (ja) 1997-04-09

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US (1) US5491974A (ja)
EP (1) EP0620404B1 (ja)
JP (1) JP2597820B2 (ja)
KR (1) KR960003687B1 (ja)
AU (1) AU674727B2 (ja)
DE (1) DE69411437T2 (ja)
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