JP3167232B2 - 航空機エンジンのキャタリスト・イグナイタ - Google Patents
航空機エンジンのキャタリスト・イグナイタInfo
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- JP3167232B2 JP3167232B2 JP25616493A JP25616493A JP3167232B2 JP 3167232 B2 JP3167232 B2 JP 3167232B2 JP 25616493 A JP25616493 A JP 25616493A JP 25616493 A JP25616493 A JP 25616493A JP 3167232 B2 JP3167232 B2 JP 3167232B2
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機エンジンのキャ
タリスト・イグナイタに係り、特に、過激な熱サイクル
が付加されるセラミックス構造部品の改良に関するもの
である。
タリスト・イグナイタに係り、特に、過激な熱サイクル
が付加されるセラミックス構造部品の改良に関するもの
である。
【０００２】
【従来の技術】ターボジェット・エンジン等の航空機エ
ンジンにおけるアフターバーナの着火装置の一つとし
て、キャタリスト・イグナイタの設置が計画されてい
る。
ンジンにおけるアフターバーナの着火装置の一つとし
て、キャタリスト・イグナイタの設置が計画されてい
る。
【０００３】図４は、ターボジェット・エンジン（航空
機エンジン）の例を示すもので、図中符号１はファン、
２は圧縮機、３は燃焼室、４は圧縮機タービン、５はフ
ァンタービン、６はアフターバーナ、７は燃料供給系、
８は燃料スプレー装置、９はキャタリスト・イグナイ
タ、１０は排気ノズルである。
機エンジン）の例を示すもので、図中符号１はファン、
２は圧縮機、３は燃焼室、４は圧縮機タービン、５はフ
ァンタービン、６はアフターバーナ、７は燃料供給系、
８は燃料スプレー装置、９はキャタリスト・イグナイ
タ、１０は排気ノズルである。
【０００４】そして、図４に矢印で示すように、燃料供
給系７から供給された燃料を燃料スプレー装置８で噴霧
状とするとともに、この噴霧状燃料に、燃焼室３から圧
縮機タービン４及びファンタービン５を経由してアフタ
ーバーナ６に送り込まれる高温状態のガス（ホットガ
ス）を混合した状態にしてキャタリスト・イグナイタ９
を通し、キャタリスト・イグナイタ９の内部における触
媒（白金・ロジウム）反応により引火点を下げて、混合
ガスの着火を行なうものである。
給系７から供給された燃料を燃料スプレー装置８で噴霧
状とするとともに、この噴霧状燃料に、燃焼室３から圧
縮機タービン４及びファンタービン５を経由してアフタ
ーバーナ６に送り込まれる高温状態のガス（ホットガ
ス）を混合した状態にしてキャタリスト・イグナイタ９
を通し、キャタリスト・イグナイタ９の内部における触
媒（白金・ロジウム）反応により引火点を下げて、混合
ガスの着火を行なうものである。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】しかし、キャタリスト
・イグナイタ９を挿通するガス温度が、例えば４００〜
５００℃であるときに、アフターバーナ６の内部温度
が、例えば１４００〜１５００℃であるとすれば、キャ
タリスト・イグナイタ９の構成材に、１０００℃程度の
温度変化の大きな熱サイクルが付加されるものとして、
検討しておく必要がある。この場合の耐熱材としては、
Ｓｉ3 Ｎ4 ，ＳｉＣ等のセラミックスが有効であるが、
セラミックスは一般に衝撃強度が小さく割れ易いため
に、割れ等の不具合現象を低減することが要求される。
・イグナイタ９を挿通するガス温度が、例えば４００〜
５００℃であるときに、アフターバーナ６の内部温度
が、例えば１４００〜１５００℃であるとすれば、キャ
タリスト・イグナイタ９の構成材に、１０００℃程度の
温度変化の大きな熱サイクルが付加されるものとして、
検討しておく必要がある。この場合の耐熱材としては、
Ｓｉ3 Ｎ4 ，ＳｉＣ等のセラミックスが有効であるが、
セラミックスは一般に衝撃強度が小さく割れ易いため
に、割れ等の不具合現象を低減することが要求される。
【０００６】本発明は、これらの課題に鑑みてなされた
もので、温度変化の大きな熱サイクルがキャタリスト・
イグナイタに付加される場合の耐久性を向上させること
を目的としている。
もので、温度変化の大きな熱サイクルがキャタリスト・
イグナイタに付加される場合の耐久性を向上させること
を目的としている。
【０００７】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
の航空機エンジンのキャタリスト・イグナイタとして、
ハウジング内に収納され高温熱が加わるセラミックス構
造部品が、Ｓｉ3 Ｎ4：９３〜９６重量％にＢＮ：１．
５〜６重量％を含有させた焼結体でかつそのかさ密度
が、１．９５〜２．３０の範囲である構成を採用してい
る。
の航空機エンジンのキャタリスト・イグナイタとして、
ハウジング内に収納され高温熱が加わるセラミックス構
造部品が、Ｓｉ3 Ｎ4：９３〜９６重量％にＢＮ：１．
５〜６重量％を含有させた焼結体でかつそのかさ密度
が、１．９５〜２．３０の範囲である構成を採用してい
る。
【０００８】
【作用】セラミックス構造部品をＳｉ3 Ｎ4 とＢＮとの
混合材により焼成すると、温度変化の大きな熱サイクル
が付加された場合の耐久性の向上が認められ、さらに、
セラミックス構造部品のかさ密度を管理して、若干低く
誘導することにより、断熱性が向上して良好な特性が得
られる。
混合材により焼成すると、温度変化の大きな熱サイクル
が付加された場合の耐久性の向上が認められ、さらに、
セラミックス構造部品のかさ密度を管理して、若干低く
誘導することにより、断熱性が向上して良好な特性が得
られる。
【０００９】
【実施例】以下、本発明に係る航空機エンジンのキャタ
リスト・イグナイタの一実施例について、図１ないし図
３に基づいて説明する。
リスト・イグナイタの一実施例について、図１ないし図
３に基づいて説明する。
【００１０】キャタリスト・イグナイタ９は、図１及び
図２に示すように、ハウジング９ａと、その内部に配さ
れるカバー９ｂと、該カバー９ｂの中心部に配される開
口部９ｃと、カバー９ｂを固定するためのリベット９ｄ
と、カバー９ｂの内部に収納される円板状のセラミック
ス構造部品（ディスク）９ｅと、該セラミックス構造部
品９ｅにその厚さ方向に貫通した状態に複数明けられる
透孔９ｆと、ハウジング９ａの内面に配される外側スリ
ーブ９ｇと、該外側スリーブ９ｇの内側に配されるＬ型
回転体状のセラミックス構造部品（ボディ）９ｈと、セ
ラミックス構造部品９ｈの内側に配される円筒状をなす
触媒層９ｉと、該触媒層９ｉの内側に配される図３に示
す円筒網状等の多孔スリーブ９ｊと、構造部品９ｈの中
心部に明けられた噴出孔９ｋと、セラミックスハウジン
グ９ａに一体に配され噴出孔９ｋの外方を囲むフェアリ
ング９ｌと、該フェアリング９ｌの中心部に配される開
口部９ｍとを具備するものである。
図２に示すように、ハウジング９ａと、その内部に配さ
れるカバー９ｂと、該カバー９ｂの中心部に配される開
口部９ｃと、カバー９ｂを固定するためのリベット９ｄ
と、カバー９ｂの内部に収納される円板状のセラミック
ス構造部品（ディスク）９ｅと、該セラミックス構造部
品９ｅにその厚さ方向に貫通した状態に複数明けられる
透孔９ｆと、ハウジング９ａの内面に配される外側スリ
ーブ９ｇと、該外側スリーブ９ｇの内側に配されるＬ型
回転体状のセラミックス構造部品（ボディ）９ｈと、セ
ラミックス構造部品９ｈの内側に配される円筒状をなす
触媒層９ｉと、該触媒層９ｉの内側に配される図３に示
す円筒網状等の多孔スリーブ９ｊと、構造部品９ｈの中
心部に明けられた噴出孔９ｋと、セラミックスハウジン
グ９ａに一体に配され噴出孔９ｋの外方を囲むフェアリ
ング９ｌと、該フェアリング９ｌの中心部に配される開
口部９ｍとを具備するものである。
【００１１】キャタリスト・イグナイタ９に、図４例の
燃料供給系７及び燃料スプレー装置８から噴霧化した燃
料（ジェット燃料）を送り込むと、カバー９ｂの開口部
９ｃ、セラミックス構造部品９ｅの透孔９ｆを経由して
触媒層９ｉに送り込まれた燃料の引火点が、触媒との接
触反応により引き下げられて、セラミックス構造部品９
ｈの噴出孔９ｋの出口近傍等で燃料への着火が行なわれ
る。
燃料供給系７及び燃料スプレー装置８から噴霧化した燃
料（ジェット燃料）を送り込むと、カバー９ｂの開口部
９ｃ、セラミックス構造部品９ｅの透孔９ｆを経由して
触媒層９ｉに送り込まれた燃料の引火点が、触媒との接
触反応により引き下げられて、セラミックス構造部品９
ｈの噴出孔９ｋの出口近傍等で燃料への着火が行なわれ
る。
【００１２】そして、フェアリング９ｌにより保炎がな
されるとともに、燃焼範囲が全体に広がることにより、
アフターバーナ６の内部が高温雰囲気となり、この熱が
両セラミックス構造部品９ｅ，９ｈに及び、前述したよ
うに熱サイクルが付加されることになる。この場合にあ
って、両セラミックス構造部品９ｅ，９ｈは、ハウジン
グ９ａ，カバー９ｂ，外側スリーブ９ｇ，多孔スリーブ
９ｊ及びフェアリング９ｌ等によって表面の一部が、接
触状態で覆われることによる熱伝達速度の低減や緩衝効
果が期待される。
されるとともに、燃焼範囲が全体に広がることにより、
アフターバーナ６の内部が高温雰囲気となり、この熱が
両セラミックス構造部品９ｅ，９ｈに及び、前述したよ
うに熱サイクルが付加されることになる。この場合にあ
って、両セラミックス構造部品９ｅ，９ｈは、ハウジン
グ９ａ，カバー９ｂ，外側スリーブ９ｇ，多孔スリーブ
９ｊ及びフェアリング９ｌ等によって表面の一部が、接
触状態で覆われることによる熱伝達速度の低減や緩衝効
果が期待される。
【００１３】〔セラミックス構造部品の熱衝撃試験〕セ
ラミックス材料として、化学成分：Ｓｉ3 Ｎ4 ，Ｓｉ
Ｃ，ＢＮを選定し、その配合を変化させるとともに、成
形圧Ａ：１０００ｋｇ／ｃｍ2 と成形圧Ｂ：５００ｋｇ
／ｃｍ2 とで成形、焼成したものについて、熱衝撃を付
与してクラックの発生の有無等を比較した。 試験方法 温度条件：温度差１０００℃ 加温条件：１０００℃＋水温の設定温度の高温炉内に
試験体を投入後、再度、炉温が設定温度に達してから５
分間保持する。 冷却条件：上記試験体を水中に投入する。 確認方法：２分後に、試験体を水中から取り出してク
ラックの有無を目視により確認するとともに、軽く手で
折るように力を加え、破断しないか否かを確認する。 異常が認められない場合には、の試験工程を繰
り返した。 試験体の化学成分及び成形圧 試験体１：ボディ，ＳｉＣ主成分（９０重量％以上）
（成形圧Ａ） 試験体２：ディスク，Ｓｉ3 Ｎ4 主成分（９３重量％以
上）（成形圧Ｂ） 試験体３：ボディ，Ｓｉ3 Ｎ4 ：９６重量％とＢＮ：
１．５重量％とその他不純物としてＡｌ2 Ｏ3 ＋ＳｉＯ
2 ＋Ｆｅ2 Ｏ3 等２．５重量％（成形圧Ａ） 試験体４：ディスク，Ｓｉ3 Ｎ4 ：９６重量％とＢＮ：
１．５重量％とその他不純物としてＡｌ2 Ｏ3 ＋ＳｉＯ
2 ＋Ｆｅ2 Ｏ3 等２．５重量％（成形圧Ｂ） 試験体５：ボディ，Ｓｉ3 Ｎ4 ：９５重量％とＢＮ：
３．０重量％とその他不純物としてＡｌ2 Ｏ3 ＋ＳｉＯ
2 ＋Ｆｅ2 Ｏ3 等２．０重量％（成形圧Ａ） 試験体６：ディスク，Ｓｉ3 Ｎ4 ：９５重量％とＢＮ：
３．０重量％とその他不純物としてＡｌ2 Ｏ3 ＋ＳｉＯ
2 ＋Ｆｅ2 Ｏ3 等２．０重量％（成形圧Ｂ） 試験体７：ボディ，Ｓｉ3 Ｎ4 ：９３重量％とＢＮ：
６．０重量％とその他不純物としてＡｌ2 Ｏ3 ＋ＳｉＯ
2 ＋Ｆｅ2 Ｏ3 等１．０重量％（成形圧Ａ） 試験体８：ディスク，Ｓｉ3 Ｎ4 ：９３重量％とＢＮ：
６．０重量％とその他不純物としてＡｌ2 Ｏ3 ＋ＳｉＯ
2 ＋Ｆｅ2 Ｏ3 等１．０重量％（成形圧Ｂ） 試験体のかさ密度（計測値） 試験体１：２．３７ 試験体２：２．２１ 試験体３：２．４０ 試験体４：２．１７ 試験体５：２．３０ 試験体６：２．０７ 試験体７：２．１７ 試験体８：１．９５ 熱衝撃試験の結果 試験体１：３回目にクラック発生 …………判定
不可 試験体２：３０回目にクラック発生 …………判定
不可 試験体３：４回目にクラック発生 …………判定
不可 試験体４：３５回クラック発生なし …………判定
合格 試験体５：３５回クラック発生なし …………判定
合格 試験体６：３５回クラック発生なし …………判定
合格 試験体７：３５回クラック発生なし …………判定
合格 試験体８：３５回クラック発生なし …………判定
合格 熱衝撃試験の判定について 上記の試験結果から、９３重量％以上のＳｉ3 Ｎ4 に、
１．５〜６重量％以上のＢＮを添加することが効果的で
あり、その場合におけるセラミックス構造部品のかさ密
度は、１．９５〜２．３０の範囲である。
ラミックス材料として、化学成分：Ｓｉ3 Ｎ4 ，Ｓｉ
Ｃ，ＢＮを選定し、その配合を変化させるとともに、成
形圧Ａ：１０００ｋｇ／ｃｍ2 と成形圧Ｂ：５００ｋｇ
／ｃｍ2 とで成形、焼成したものについて、熱衝撃を付
与してクラックの発生の有無等を比較した。 試験方法 温度条件：温度差１０００℃ 加温条件：１０００℃＋水温の設定温度の高温炉内に
試験体を投入後、再度、炉温が設定温度に達してから５
分間保持する。 冷却条件：上記試験体を水中に投入する。 確認方法：２分後に、試験体を水中から取り出してク
ラックの有無を目視により確認するとともに、軽く手で
折るように力を加え、破断しないか否かを確認する。 異常が認められない場合には、の試験工程を繰
り返した。 試験体の化学成分及び成形圧 試験体１：ボディ，ＳｉＣ主成分（９０重量％以上）
（成形圧Ａ） 試験体２：ディスク，Ｓｉ3 Ｎ4 主成分（９３重量％以
上）（成形圧Ｂ） 試験体３：ボディ，Ｓｉ3 Ｎ4 ：９６重量％とＢＮ：
１．５重量％とその他不純物としてＡｌ2 Ｏ3 ＋ＳｉＯ
2 ＋Ｆｅ2 Ｏ3 等２．５重量％（成形圧Ａ） 試験体４：ディスク，Ｓｉ3 Ｎ4 ：９６重量％とＢＮ：
１．５重量％とその他不純物としてＡｌ2 Ｏ3 ＋ＳｉＯ
2 ＋Ｆｅ2 Ｏ3 等２．５重量％（成形圧Ｂ） 試験体５：ボディ，Ｓｉ3 Ｎ4 ：９５重量％とＢＮ：
３．０重量％とその他不純物としてＡｌ2 Ｏ3 ＋ＳｉＯ
2 ＋Ｆｅ2 Ｏ3 等２．０重量％（成形圧Ａ） 試験体６：ディスク，Ｓｉ3 Ｎ4 ：９５重量％とＢＮ：
３．０重量％とその他不純物としてＡｌ2 Ｏ3 ＋ＳｉＯ
2 ＋Ｆｅ2 Ｏ3 等２．０重量％（成形圧Ｂ） 試験体７：ボディ，Ｓｉ3 Ｎ4 ：９３重量％とＢＮ：
６．０重量％とその他不純物としてＡｌ2 Ｏ3 ＋ＳｉＯ
2 ＋Ｆｅ2 Ｏ3 等１．０重量％（成形圧Ａ） 試験体８：ディスク，Ｓｉ3 Ｎ4 ：９３重量％とＢＮ：
６．０重量％とその他不純物としてＡｌ2 Ｏ3 ＋ＳｉＯ
2 ＋Ｆｅ2 Ｏ3 等１．０重量％（成形圧Ｂ） 試験体のかさ密度（計測値） 試験体１：２．３７ 試験体２：２．２１ 試験体３：２．４０ 試験体４：２．１７ 試験体５：２．３０ 試験体６：２．０７ 試験体７：２．１７ 試験体８：１．９５ 熱衝撃試験の結果 試験体１：３回目にクラック発生 …………判定
不可 試験体２：３０回目にクラック発生 …………判定
不可 試験体３：４回目にクラック発生 …………判定
不可 試験体４：３５回クラック発生なし …………判定
合格 試験体５：３５回クラック発生なし …………判定
合格 試験体６：３５回クラック発生なし …………判定
合格 試験体７：３５回クラック発生なし …………判定
合格 試験体８：３５回クラック発生なし …………判定
合格 熱衝撃試験の判定について 上記の試験結果から、９３重量％以上のＳｉ3 Ｎ4 に、
１．５〜６重量％以上のＢＮを添加することが効果的で
あり、その場合におけるセラミックス構造部品のかさ密
度は、１．９５〜２．３０の範囲である。
【００１４】また、一般のセラミックス構造部品にあっ
ては、かさ密度を小さくすることが曲げ強度等の低下に
つながるため、クラック等が発生し易くなると考えられ
たが、上述のように、かさ密度：１．９５〜２．３０の
範囲内では、クラック発生を防止する上で有効であるこ
とが認められた。その理由について推定すると、かさ密
度を若干低く誘導することによって、断熱性が向上して
熱伝達が遅れ、キャタリスト・イグナイタのように、熱
衝撃が激しい環境下では、かえって良好な特性が得られ
るものと考えられる。
ては、かさ密度を小さくすることが曲げ強度等の低下に
つながるため、クラック等が発生し易くなると考えられ
たが、上述のように、かさ密度：１．９５〜２．３０の
範囲内では、クラック発生を防止する上で有効であるこ
とが認められた。その理由について推定すると、かさ密
度を若干低く誘導することによって、断熱性が向上して
熱伝達が遅れ、キャタリスト・イグナイタのように、熱
衝撃が激しい環境下では、かえって良好な特性が得られ
るものと考えられる。
【００１５】
【発明の効果】本発明に係る航空機エンジンのキャタリ
スト・イグナイタによれば、以下のような優れた効果を
奏する。 （１） ハウジング内に収納され高温熱が加わるセラミ
ックス構造部品が、Ｓｉ3 Ｎ4 ：９３〜９６重量％−Ｂ
Ｎ：１．５〜６重量％の混合材により焼成されると、温
度変化の大きな熱サイクルが付加される場合にあって
も、耐久性を飛躍的に向上させることができる。 （２） セラミックスの化学成分の配合を変更すること
によって、容易に特性を改良することができ実用性に優
れる。 （３） セラミックス構造部品に大きな機械力が加わら
ない使用条件下等にあっては、かさ密度を１．９５〜
２．３０の範囲に設定することにより、熱衝撃によるク
ラックの発生を抑制して長寿命化を図ることができる。
スト・イグナイタによれば、以下のような優れた効果を
奏する。 （１） ハウジング内に収納され高温熱が加わるセラミ
ックス構造部品が、Ｓｉ3 Ｎ4 ：９３〜９６重量％−Ｂ
Ｎ：１．５〜６重量％の混合材により焼成されると、温
度変化の大きな熱サイクルが付加される場合にあって
も、耐久性を飛躍的に向上させることができる。 （２） セラミックスの化学成分の配合を変更すること
によって、容易に特性を改良することができ実用性に優
れる。 （３） セラミックス構造部品に大きな機械力が加わら
ない使用条件下等にあっては、かさ密度を１．９５〜
２．３０の範囲に設定することにより、熱衝撃によるク
ラックの発生を抑制して長寿命化を図ることができる。
【図１】本発明に係る航空機エンジンのキャタリスト・
イグナイタの一実施例を示す斜視図である。
イグナイタの一実施例を示す斜視図である。
【図２】本発明に係る航空機エンジンのキャタリスト・
イグナイタの一実施例を示す正断面図である。
イグナイタの一実施例を示す正断面図である。
【図３】図２の多孔スリーブ部分の斜視図である。
【図４】ターボジェット・エンジンの例を示す正断面図
である。
である。
９ キャタリスト・イグナイタ ９ａ ハウジング ９ｂ カバー ９ｃ 開口部 ９ｄ リベット ９ｅ セラミックス構造部品（ディスク） ９ｆ 透孔 ９ｇ 外側スリーブ ９ｈ セラミックス構造部品（ボディ） ９ｉ 触媒層 ９ｊ 多孔スリーブ ９ｋ 噴出孔 ９ｌ フェアリング ９ｍ 開口部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 山崎 正俊 愛知県刈谷市小垣江町南藤１番地 東芝 セラミックス株式会社 刈谷製造所内 (72)発明者 黒木 智史 愛知県刈谷市小垣江町南藤１番地 東芝 セラミックス株式会社 刈谷製造所内 (56)参考文献 特開 昭47−39206（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02K 3/08 - 3/11 F02C 7/26
Claims (1)
- 【請求項１】 航空機エンジンのアフターバーナに着火
するためのキャタリスト・イグナイタであって、ハウジ
ング内に収納され高温熱が加わるセラミックス構造部品
が、Ｓｉ3 Ｎ4 ：９３〜９６重量％にＢＮ：１．５〜６
重量％を含有させた焼結体でかつそのかさ密度が、１．
９５〜２．３０の範囲であることを特徴とする航空機エ
ンジンのキャタリスト・イグナイタ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25616493A JP3167232B2 (ja) | 1993-10-13 | 1993-10-13 | 航空機エンジンのキャタリスト・イグナイタ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25616493A JP3167232B2 (ja) | 1993-10-13 | 1993-10-13 | 航空機エンジンのキャタリスト・イグナイタ |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07109954A JPH07109954A (ja) | 1995-04-25 |
| JP3167232B2 true JP3167232B2 (ja) | 2001-05-21 |
Family
ID=17288798
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP25616493A Expired - Fee Related JP3167232B2 (ja) | 1993-10-13 | 1993-10-13 | 航空機エンジンのキャタリスト・イグナイタ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3167232B2 (ja) |
-
1993
- 1993-10-13 JP JP25616493A patent/JP3167232B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH07109954A (ja) | 1995-04-25 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20010130 |
|
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