JP5357404B2 - アフターバーナ - Google Patents

Description

本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、特に、推力増強ターボファンエンジンに関する。

典型的なターボファンガスタービン航空機エンジンは、ファン、圧縮機、燃焼器、高圧タービン（ＨＰＴ）及び低圧タービン（ＬＰＴ）を直列流れ連通関係で含む。流入した空気は、ファン及び圧縮機を経て加圧され、燃焼器において燃料と混合されて、高温燃焼ガスを生成する。

ＨＰＴと圧縮機との間に延出する対応する駆動軸を介して圧縮機に動力を供給するために、ＨＰＴは燃焼ガスからエネルギーを抽出する。ＬＰＴとファンとの間に延出する別の駆動軸を介してファンに動力を供給するために、ＬＰＴは燃焼ガスから更にエネルギーを抽出する。

ターボファンエンジンにおいては、加圧ファン空気の大部分は、コアエンジンを取り囲む環状バイパス導管を通ってコアエンジンを迂回し、エンジンの後方端部においてコア排気流れと再び合流する。合流した空気は一体となって、飛行中の航空機に動力を供給するための推進力を発生する。

エンジンにおいて、エンジンの後方端部にオーグメンタ又はアフターバーナを組み込むことにより、更に推進力が供給されてもよい。典型的なアフターバーナは、保炎器と、それと協働しターボファンエンジンから排出される排気の中へ追加燃料を導入する複数の燃料噴霧バーとを含む。追加燃料は、アフターバーナライナの中で燃焼され、必要に応じて、限定された持続時間にわたりエンジンの推進力を増強する。

アフターバーナの後方端部に、可変面積排気ノズル（ＶＥＮ）が装着される。ＶＥＮは、複数の移動自在の排気フラップを含む。フラップは、正常推力レベルにおけるエンジンの非推力増強ドライ動作中、並びにエンジンからの推進力を一時的に増加するためにアフターバーナにおいて追加燃料が燃焼されるときのエンジンの推力増強ウェット動作中にエンジンの性能を最適化する収束‐発散（ＣＤ）ノズルを規定する。

保炎器は種々の構造を有し、アフターバーナにおいて一定の火炎面を保持又は維持するように適切に構成される。ターボファンエンジン自体からの排気流れは、相対的に高速度であり、保炎器は、動作中、アフターバーナの火炎形成及び保炎のための相対的に低速の領域を形成するブラフボディを構成する。

世界中の軍用航空機において長年使用され十分な成果を収めてきた保炎器の一実施形態は、半径方向外側のシェルと内側のシェルとの間に装着された１列の保炎器羽根又は旋回羽根を有する環状保炎器を含む。各羽根は、前縁部とその反対側に位置する後縁部との間に軸方向に延出する圧力側壁及びその反対側に位置する吸込み側壁を有する。

各羽根の後方端部は、後方下流方向に面するほぼ平坦な後方パネルを含む。後方パネルは、オーグメンタの動作中に下流側火炎を保持するのに有効な保護されたブラフボディ領域を一体的に保炎器の周囲に形成する。一実施形態においては、後方パネルは、動作中に羽根を冷却するために、各羽根の内側で受け取られる非気化排気流れの一部を供給される一連の半径方向冷却溝穴を含む。

保炎器は、ターボファンエンジンの後方端部に配置され、ターボファンエンジンからの高温の排気流れに浸されるので、その有害な熱環境の影響を受けて、保炎器の耐用年数は限定される。更に、アフターバーナが後方へ追加燃焼ガスを発生するように動作される場合、それにより更に多くの熱が生成される。この熱も、特に保炎器を含むアフターバーナの耐用年数に影響を及ぼす。

この例のエンジンの使用中、保炎器構体に燃料が導入されることによって起こる別の問題も明らかになった。この例のアフターバーナは、１列の主燃料噴霧バーと、それらの間に周囲方向に分散配置された主燃料噴霧バーの数より少ない数のパイロット燃料噴霧バーとを含む。例えば、各羽根がその前縁部にまたがる２つの主噴霧バーと関連していてもよく、１つおきの羽根がその前縁部の前方に１つのパイロット噴霧バーを含んでもよい。

パイロット噴霧バーは、アフターバーナの初期点火時に限定された量の燃料を導入するために使用され、その後、主噴霧バーから更に多くの量の燃料が噴射される。パイロット燃料は、対応するパイロット羽根の前縁部に向かって噴射され、点火前に羽根の両側壁に沿って側方へ広がる。

動作中のエンジンにおける実験によれば、相対的に低温のパイロット燃料は、動作中のパイロット羽根における熱疲労を増加し、その耐用年数を制限することがわかっている。パイロット羽根を含めた全ての保炎器羽根は、特にアフターバーナの動作中、相対的に高温で動作しており、パイロット燃料が導入されると、それに対応する温度勾配がパイロット羽根に発生する。この温度勾配は、パイロット羽根の熱応力を増加する。

従って、アフターバーナが繰り返し動作することにより、パイロット羽根における熱疲労は他のパイロット羽根ではない羽根における熱疲労より大きくなり、最終的には、パイロット羽根の前縁部領域に熱亀裂を発生させる可能性がある。それらの亀裂は、パイロット燃料をパイロット羽根の内側まで侵入させ、望ましくない燃焼を発生させる。この燃焼は、パイロット羽根の後方パネルに更なる熱疲労をもたらし、後方パネルの剥離及び寿命を限定する損傷を引き起こす。
米国特許第２，６９３，０８３号公報 米国特許第２，７８０，０６１号公報 米国特許第２，７８０，９１６号公報 米国特許第２，７９９，９９１号公報 米国特許第２，８６１，４２４号公報 米国特許第２，８７２，７８５号公報 米国特許第２，９２０，４４５号公報 米国特許第３，０５４，２５９号公報 米国特許第３，１７６，４６５号公報 米国特許第３，８００，５２７号公報 米国特許第４，０６４，６９１号公報 米国特許第４，３１２，１８５号公報 米国特許第４，４４５，３３９号公報 米国特許第４，４９０，９７３号公報 米国特許第４，８１３，２２９号公報 米国特許第４，８８７，４２５号公報 米国特許第４，９８９，４０７号公報 米国特許第５，００１，８９８号公報 米国特許第５，０７６，０６２号公報 米国特許第５，０２０，３１８号公報 米国特許第５，１４２，８５８号公報 米国特許第５，３９６，７６３号公報 米国特許第５，８１３，２２１号公報

従って、アフターバーナの保炎器の耐用年数を延ばすために、改良された保炎器を提供することが望まれる。

燃料シールドは、ターボファン航空機エンジンのアフターバーナにおいて使用されるように構成される。シールドは、突出部において互いに角度を成して一体に接合された翼を含み、各翼は、その基端部にオフセット装着タブを含む。翼及びタブは、保炎器羽根の前縁部の周囲において羽根に対して相補形となるように構成される。タブは、羽根の側壁から外側へ翼の位置をずらし、側壁と翼との間に熱絶縁間隙を形成するように、羽の側壁と接触する。

本発明の好適な実施形態に従って、本発明は、本発明の上記以外の目的及び利点と共に、添付の図面と関連させた以下の詳細な説明の中で更に詳細に説明される。

図１には、飛行中の航空機に動力を供給するように構成された航空機用ターボファンガスタービンエンジン１０が概略的に示される。エンジンは、１列に配列された可変入口案内羽根（ＩＧＶ）１２、多段ファン１４、多段軸流圧縮機１６、燃焼器１８、単段高圧タービン（ＨＰＴ）２０、単段低圧タービン（ＬＰＴ）２２及び後部フレーム２４を含み、これらの構成要素は、直列に流体連通する状態で、長手方向中心軸又は軸方向中心軸２６に沿って全て同軸に配置されている。

動作中、空気２８は、ＩＧＶ１２を通ってエンジンの中に入り、ファン１４及び圧縮機１６を経て加圧される。燃料は、燃焼器１８の内部において加圧空気の中へ噴射され、点火されて、高温燃焼ガス３０を生成する。

ＨＰＴ２０と圧縮機１６との間に延出する駆動軸を介して圧縮機１６に動力を供給するために、ＨＰＴ２０はガスからエネルギーを抽出する。更に、ＬＰＴ２２とファン１４との間に延出する別の駆動軸を介してファン１４に動力を供給するために、ＬＰＴ２２はガスからエネルギーを抽出する。

環状バイパス導管３２は、コアエンジンを取り囲み、加圧ファン空気の一部が圧縮機に流入しないように空気を迂回させる。バイパス空気はＬＰＴの下流側で燃焼空気と合流し、それらの空気は一斉にエンジンから排出されて、動作中の推進力を発生させる。

図１に示されるターボファンエンジンは、後方端部にオーグメンタ又はアフターバーナ３４を更に含む。アフターバーナは上流側端部に環状保炎器構体３６を含み、環状アフターバーナライナ３８はそこから下流側へ延出する。動作中、保炎器の中へ追加燃料が適切に噴射される。噴射された燃料は、ターボファンエンジンからの排気流れと混合され、更に燃焼ガスを発生する。燃焼ガスは、保炎器ライナ３８の内部に収容される。

可変面積排気ノズル（ＶＥＮ）４０は、アフターバーナの後方端部に設けられる。ＶＥＮ４０は、エンジンの非推力増強ドライ動作中及び推力増強ウェット動作中の双方においてエンジンの性能を最適にするために、収束‐発散（ＣＤ）排気ノズルを形成するように位置決め可能である１列の移動自在の排気フラップを含む。

図１に示される基本エンジンは、従来通りの構成及び動作を有し、先に「背景技術」の章で指示したように、世界中で長年使用され十分な成果を収めてきた。環状保炎器３６も、このエンジンにおいては従来通りのものであるが、耐久性を改善するために、以下に説明するように変形される。

アフターバーナ３４の上流側部分が図２に更に詳細に示されており、図３及び図４は、この実施形態の環状保炎器構体３６の前方図及び後方図を示す。

保炎器構体は、１列の保炎器羽根又は旋回羽根、あるいは保炎器仕切又は旋回仕切４２を含む。羽根４２は、例えば、半径方向外側のシェル４４及び内側のシェル４６にろう付けすることにより、固定接合される。図３に最もよく示されるように、各羽根４２は中空であり、第１の側壁又は圧力側壁４８と周囲方向にその反対側に位置し且つ前縁部５２及びその反対側の後縁部５４の間で軸方向に延出する第２の側壁又は吸込み側壁５０とを含む。

図３及び図５に最もよく示されるように、２つの側壁４８、５０は、ほぼ平坦で対称形である。側壁４８、５０は、前縁部５２において約９０°の開先角度で一体に接合されている。第１の側壁４８は、後方へ向かってほぼ凹形であり、前縁部と後縁部との間に孔を有していない。

第２の側壁５０はほぼ凸形であり、前縁部から後方に向かって、ほぼ羽根の最大幅の位置まで孔を有していない。第２の側壁はほぼ平坦な後方パネルを含み、後方パネルは、図４に一部示されるような保炎器能力を有するほぼ平坦な環状ブラッフボディを隣接する羽根と共に周囲方向に形成する。

後方パネルは、図２に示される上流側スクープ５８により給気される半径方向排出溝穴５６のパターンを含む。スクープ５８は、ターボファンエンジンからの非気化排気流れの一部を受け取る。排気流れは、スクープ５８及び内側シェル４６の入口開口部を通って搬送され、各羽根の内側に供給される。この内部排気流れは、動作中、羽根を冷却し、後方パネルの排気溝穴５６を通って排出されることにより、動作中にアフターバーナの下流側で生成される高温燃焼ガスに対して熱絶縁の機能を果たす。

このように、１列の羽根４２は外側保炎器を規定し、それと協働する環状内側保炎器６０は、図３及び図４に示される複数の支持リンク又は支持バーにより、外側保炎器と同心に装着される。図２及び図４に示されるように、内側シェル４６と内側保炎器６０との間の点火流れ連通を維持するために、内側シェル４６の後方端部と内側保炎器６０との間に、半径方向交差ガターが延出する。

図３に示されるように、１列の保炎器羽根４２の前方に、複数の主燃料噴射器又は主燃料噴霧バー６２が周囲方向に１つの列を成して分散配置される。例えば、各羽根４２に対して２つの主燃料噴霧バー６２が設けられており、各羽根の前縁部５２の周囲方向両側にまたがっている。

それより少ない数のパイロット燃料噴射器又はパイロット燃料噴霧バー６４が、対応する前縁部５２の前方に、パイロット羽根４２とも呼ばれる対応するいくつかの保炎器羽根と１対１の対応関係で配置される。例えば、１つおきの羽根４２の前縁部の前方に１つのパイロット噴霧バー６４が配置されてもよい。その場合、パイロット噴霧バーの総数は、羽根４２の総数の半分である。

図２及び図３に示されるように、外側シェル４４及び内側シェル４６は、羽根４２の前縁部から上流側へ延出すると共に、後縁部から下流側へ延出し、両縁部の間で下流側後方に向かう方向に半径方向に広がる形状である。２つのシェルの前縁部は、動作中にエンジン排気３０の一部を受け取る環状入口を形成する。

２つのシェルは、その前縁部に沿って、１列の半径方向に延出する管により一体に接合される。また、シェルは、前縁部に沿って一連のＵ字形溝穴を有し、それらの溝穴は、組み立てられたときに、主噴霧バー及びパイロット噴霧バーのうち対応する噴霧バーをそれぞれ受け入れる。

図３及び図５に示されるように、羽根４２は周囲方向に互いに離間して配置され、相互間に流路を規定する。それらの流路において、噴射された燃料は排気流れと混合され、燃料／空気混合物を形成する。動作中、燃料／空気混合物はアフターバーナにおいて点火される。羽根の内側の流路は、まず、軸方向下流側に向かう方向に収束し、その後、羽根の最大幅から後縁部に向かって従来の慣例に従って広がる形状であってもよい。

従って、上述のような羽根流路の構成は、羽根とシェルとの協働による相対的に複雑な３Ｄ形状である。

動作中、燃料は、パイロット噴霧バー６４を通って適切に搬送され、パイロット羽根の前方で噴射される。噴射された燃料は、ターボファンエンジンからの排気流れと混合され、アフターバーナ燃焼炎を生成するために、図２に示される電気点火器６６により適切に点火される。保炎器構体の複数の異なる半径方向位置で主噴霧バー６２からも更に燃料が噴射され、燃料は、羽根４２により規定される外側保炎器と、下流方向に面する環状Ｖガターの形態を有する内側保炎器６０とにより保持される燃焼炎に追加される。

以上説明したアフターバーナ３４及び基本保炎器構体３６は、従来通りの構成及び動作を有しており、先に「背景技術」の章で説明し、世界中で長年商用使用されて十分な成果を収めてきたターボファンエンジンにおいて見られる。

しかし、上述のパイロット噴霧バー６４は、動作中、パイロット羽根４２の前縁部５２に対して相対的に低温の燃料を噴射するため、パイロット羽根の温度に相当に大きな温度勾配が発生する。エンジンの動作サイクル数が多くなると、この温度勾配は熱疲労をもたらす。パイロット羽根の前縁部領域には、熱によって亀裂が発生し、パイロット燃料が亀裂を通って流入し、点火され、内側から羽根を加熱し、その結果、後方パネルの早期故障を引き起こす。このため、パイロット羽根の寿命は限定されてしまう。

従って、保炎器構体の有効寿命を従来の保炎器の寿命を十分に超えるほど大幅に延ばすように、噴射されるパイロット燃料による急冷の影響からパイロット羽根４２を保護するために、上述の従来の保炎器は、以下に説明するように変形される。

パイロット羽根４２の前縁部領域の燃料急冷の問題は、パイロット羽根４２のうちのいくつかに対応し且つ対応するパイロット噴霧バー６４の背後に適切に装着された複数の同形の燃料シールド６８を導入することにより解決される。各燃料シールドは、各パイロット羽根の前縁部領域と空気力学的に整合する又は前縁部領域に対して相補形となるように構成され、噴射される燃料が直接衝突しないように、この領域を適切に被覆する。

燃料シールド６８は、図２、図３及び図５のいくつかの図に示されており、パイロット噴霧バーに対応するパイロット羽根４２にのみ導入され、前縁部に沿って燃料急冷にさらされないその他の保炎器羽根に対しては導入されない。

図５は、パイロット羽根４２の前縁部に掛け渡された燃料シールド６８のうち１つを示した拡大等角投影図であり、図６及び図７は、燃料シールド６８の対応する半径方向断面図及び周囲方向断面図である。それら３つの図は、外側シェル４４と内側シェル４６との間のパイロット羽根４２の前縁部領域の３Ｄ形状に追従する燃料シールド６８の空気力学的形状を示す。

パイロット燃料が噴射されたときの低温パイロット燃料による急冷から羽根の前縁部を保護するために、前縁部の周囲に熱絶縁空間又は間隙７０を形成するように、シールドは羽根４２自体に適切に装着される。このように構成すると、燃料シールドの背後にある各羽根の前縁部領域は、以前に燃料急冷を受けて動作していたときより高い温度で動作できるようになるため、それに対応して、パイロット羽根のこの領域における熱勾配が小さくなり、その結果、熱疲労が大幅に減少する。従って、燃料シールドを追加して実施された試験により確認されているように、保炎器構体の耐用年数は著しく延びる。

図５に示される燃料シールドは、第１の薄い無孔板又は翼７２及び第２の薄い無孔板又は翼７４から成る１対の翼を含み、それらの翼は、支えられていない又は片側で支持された前方末端部を規定する共通の先端部又は突出部７６において、互いに角度を成して一体に接合されている。各々の翼７２、７４は、反対側の後方基端部にオフセット装着タブ７８を更に含み、それらのタブは、各燃料シールドをパイロット羽根に固定装着している。

２つのタブ７８は、まず羽根に仮付け溶接され、その後、表面領域全体にわたりろう付けされてもよい。従って、燃料シールドは、各パイロット羽根の前縁部領域を被覆する。第１の翼７２は、羽根の第１の側壁４８に沿って後方へ延出して、対応するタブ７８において第１の側壁４８に固定接合され、第２の翼７４は、同様に、羽根の第２の側壁５０を被覆し、対応するタブ７８において第２の側壁５０に装着される。

保炎器羽根４２自体は、アフターバーナの有害環境において使用するのに適する耐熱金属から製造され、それに対応して、燃料シールド６８は、同様の耐熱金属から製造されてもよく、あるいは異なる耐熱金属から製造されてもよい。例えば、燃料シールドは、ガスタービンエンジンにおいて使用するための材料として市販されているInconel（登録商標）625のようなニッケル系超合金から製造されてもよい。

図６及び図７に示されるように、各々の翼７２、７４は平坦であるのが好ましく、各タブ７８は奥行又は厚さの点で翼からずれている。このように、燃料シールドの導入による性能の損失を最小限に抑えるように、対応するパイロット羽根の空気力学的プロファイルを維持するために、翼及びタブは、保炎器羽根４２の前縁部５２の周囲の対応する部分に対して相補形となるように構成されてもよい。

タブ７８は、その幅全体にわたり延出する翼の弓形の延長部分を規定し、仮付け溶接及びろう付けにより対応する側壁４８、５０に堅固に装着されるように側壁と接触する。位置がずれているタブは、パイロット羽根の前縁部５２の周囲において、２つの側壁４８、５０の対応する部分から翼を外側にずらし、それにより、側壁と翼との間に絶縁間隙７０を形成する。

このように、燃料シールド６８は、各パイロット羽根の前縁部領域を対応する噴射領域における噴射パイロット燃料との直接接触から保護し、羽根の前縁部領域をより高い温度で動作させ、それにより、パイロット羽根のその他の部分との間の温度勾配を減少する。

パイロット羽根４２は、まず、前縁部５２の両側で下流方向へ広がる形状を有するため、対応する燃料シールド６８も、同様に、羽根の３Ｄ形状に対して相補形となるように広がる形状を有する。図７に示されるように、燃料シールドの２つの翼は互いに対して傾斜しており、その傾斜角は約９０°である。翼は、羽根の前縁部５２の周囲の対応する形状にほぼ追従する形状である。

燃料シールド６８は、２つの端部タブ７８によりパイロット羽根に固定装着されるが、傾斜した２つの翼により、突出部７６の周囲で弾性的に湾曲し、ほぼ制限なく熱膨張及び収縮できる。その結果、噴射されたパイロット燃料による熱急冷にさらされたときの燃料シールド自体の適切な耐用年数が確保される。

各燃料シールドの２つの翼は、対応する半径方向外側のガター８０及び半径方向内側のガター８２を含むのが好ましく、図５に示されるように、ガター８０及び８２は、燃料シールドから側方外側へ、共通の突出部７６と両側の２つのタブ７８との間に延出する。外側ガター８０は、対応する弓形又は凹形のフィレットにおいて、２つの翼７２、７４の半径方向外側の縁部に接合される。同様に、内側ガター８２は、対応する弓形又は凹形のフィレットにより、２つの翼７２、７４の半径方向内側の縁部に接合される。

ガター及びその凹形のフィレットは、パイロット羽根の側壁から離間し且つ２つの翼７２、７４から内側へ外側ガター及び内側ガターから逆方向に位置がずれた対応する支持タブ７８から離間するように、外側に向いている。

ガターは、燃料シールド自体の性能を改善する一方で、羽根の空気力学的性能を維持するために、パイロット羽根が外側シェル及び内側シェルに接合しているパイロット羽根の形状にほぼ追従する形状である。また、動作中、異なる性能を示すように、外側ガター及び内側ガターは、互いに異なっているのが好ましい。

特に、図５に示される保炎器羽根４２は、例えば、ろう付けにより対応する外側シェル４４及び内側シェル４６に適切に接合された板金構造物であるのが好ましい。特に、各羽根４２は、ろう付けにより側壁を外側シェル４４に融合し、接合するために、外側側方フランジにより規定される半径方向外側の凹形フィレット８４を含む。これに対応して、各羽根４２は、ろう付けにより側壁の内側端部を内側シェル４６に融合し、接合する対応する内側フランジにより規定された半径方向内側の凸形ブルノーズ８６を更に含む。

これに対応して、２つの翼の外側ガター８０は、図６に示されるように、外側フィレット８４に追従する形状を有する。外側ガターの凹形フィレットは外側に向き、羽根と外側シェルとの接合部において、外側に向いた凹形フィレット８４に対応する。対照的に、内側ガター８２は、同様に羽根の側壁から外側へ凹形にくぼんでいるが、外側へ凸形に突出する対応する内側ブルノーズ８６からは広がる形状である。

羽根の側壁及び外側フィレットを噴射されるパイロット燃料による急冷から保護するために、図５及び図６に示されるような外側ガター８０は、ガターの全長に沿って外側フィレット８４と接触するのが好ましい。

図６に示されるような内側ガター８２は内側シェル４６よりも短いことが好ましく、その全長に沿って内側ガターと内側シェル４６との間に狭い半径方向空間を形成するという更なる利点を得る。第１に、そのように先端を切り取られた内側ガター８２はブルノーズ８６を一部しか被覆しないので、製造工程の間に内側ブルノーズ８６と内側シェル４６との間のろう付け接合部を目視で検査できる。更に、内側ガター８２の先端部を切り取ることにより、縁部が懸垂された状態になるため、噴射されたパイロット燃料は、高速で流入する排気流れと混合されるときに、縁部に沿ってスリング又は剪断の作用を受けることになり、それにより、燃料の気化が促進される。

図６に示される好適な実施形態においては、内側ガター８２は、対応する翼７２、７４から、外側ガター８０の発散角より大きい発散角で半径方向内側の方向に広がる。例えば、外側ガターは約６０°の発散角で広がるが、内側ガターは翼の平面から約８５°で広がる。

外側ガターが浅い角度で広がることにより、翼と外側フィレット及び外側シェルとの融合が滑らかになり、高い空気力学的性能が得られる。また、内側ガター８２が大きな角度で広がることにより、動作中の燃料スリング作用が向上するとともに、従来の熱障壁被覆膜（ＴＢＣ）８８の全面被覆が可能になる。

熱障壁被覆膜は、最近のガスタービンエンジンにおいては従来から使用されている。ＴＢＣ８８は、製造工程の間に金属部品に吹き付けられる熱絶縁セラミック材料である。例えば、図５に示される保炎器羽根及び燃料シールドの耐用年数を改善するために、それらの外面全体は、ＴＢＣ８８で適切に被覆される。

塗布されたＴＢＣが隠蔽され、それにより、内側ガター８２自体に沿ったＴＢＣの全面被覆が阻止されるのを避けるため、図６に示される内側ガター８２の大きな発散角は、約９０°を超えてはならない。

図５及び図７に示されるように、外側ガター８０及び内側ガター８２はテーパ形状であり、中心の突出部７６から両端のタブ７８に向かって大きさが増すのが好ましい。ガターは、中心の突出部７６との接合部の付近では相対的に短く、ガターが対応する端部タブで終わる場所である羽根の両側壁に沿って、下流方向へ対応する翼から高さ又は厚みが増していく。このように、ガターは、羽根の前縁部から下流側へ延出するに従って拡張することにより、拡散する噴射パイロット燃料を収容する。

更に、図５に示される外側ガター８０のフィレット半径は、突出部７６と２つの端部タブ７８との間で変化するのが好ましい。すなわち、パイロット羽根４２が外側シェル４４と融合する場所のパイロット羽根の３Ｄ形状に全体的に追従するために、外側ガターの大きさが増すのに合わせて、突出部７６とタブ７８との間で、フィレット半径は増加する。

これに対応して、内側ガター８２は、パイロット燃料に対して一様なスリング効果を与えるように、突出部７６と２つの端部タブ７８との間でほぼ一定のフィレット半径を有するのが好ましい。

構成要素である翼７２、７４、ガター８０、８２、突出部７６及びタブ７８を含めた個々の燃料シールド６８は、図５に示される発散形状の外側シェル４４と内側シェル４６との間のパイロット羽根４２の前縁部領域の３Ｄ形状に追従するために必要とされる複雑な３Ｄ形状となるように適切に湾曲された一体の板金から形成されるのが好ましい。２つの翼７２、７４はほぼ平坦なままであるが、外側ガター８０及び内側ガター８２は、対応する凹形フィレットに沿って翼から外側へ湾曲されている。また、２つの端部タブ７８は、鋭角のドッグレッグ形湾曲を導入することにより、対応する翼から単純に位置をずらされている。

燃料シールドは、当初より板金から製造されてよいので、中央突出部７６の周囲で、所望の開先角度を成すように２つの翼を制約なく湾曲できるように、突出部の両側で、外側ガターと内側ガターとの間に適切な切欠きが設けられる。

別の実施形態においては、特定の用途に要求されるような更に複雑な３Ｄ形状を含めて、燃料シールド６８を所定の形状に鋳造できるであろうが、鋳造は、板金製造と比較してコスト高である。

図７に示される実施形態においては、２つの翼７２、７４と対応する側壁４８、５０との間隔は、端部タブ７８と中央突出部７６との間で拡大する。突出部７６は、羽根の前縁部５２と整列されている。このように、間隙７０の熱絶縁効果は、羽根の前縁部５２の位置において最大であり、パイロット燃料の噴射、並びにパイロット燃料とコアエンジンから流入する排気流れとの混合及びパイロット燃料の気化に対応する適切な範囲にわたって、２つの側壁４８、５０に沿って下流方向へ熱絶縁効果は減少する。

燃料シールド自体の大きさ及び広がりは限定されており、燃料シールドは、流入するパイロット燃料からパイロット羽根の前端部領域を保護する。燃料シールドは、コアエンジンから流入する高温排気流れにさらされ、それ自体は、アフターバーナの動作中に噴射されるパイロット燃料により急冷される。

しかし、燃料シールド自体の大きさが限定されているのに相応して、燃料シールドより相当に大きいパイロット羽根とは異なり、燃料シールドにおける熱勾配は小さくなる。端部に装着された燃料シールドは相対的に柔軟であり、温度が変化する間、自在に膨張及び収縮するため、動作中の燃料シールドの熱応力は最小限に抑えられる。

従って、燃料シールドは、パイロット羽根の前縁部領域を保護することにより、パイロット羽根の耐久性を大幅に向上する。燃料シールド自体も、これに対応する耐久性を有するので、動作中の保炎器全体の耐用年数は、相当に延長される。

燃料シールドは、パイロット羽根の形状に追従するように、パイロット羽根の前縁部の周囲に単純に装着された相対的に単純で、薄く、軽量の板金部材であり、動作中の保炎器の空気力学的効率及び性能を維持する。

従って、飛行エンベロープに沿った後の動作に備えて保炎器の耐用年数を大幅に延ばすために、定期保守時の運転停止中に、既存の推力増強ターボファンエンジンに、単純な燃料シールド６８を容易に後付けすることができるであろう。

以上、本発明の好適な実施形態であると考えられるものを説明したが、以上の教示から、当業者には、本発明の他の変形が明らかになるであろう。従って、添付の特許請求の範囲においては、本発明の真の趣旨の範囲内に入るそのような全ての変形が保護されることが望まれる。

従って、特許による保護を望むものは、添付の特許請求の範囲において定義され且つ識別されるような発明である。

アフターバーナを有するターボファン航空機ガスタービンエンジンの一例を示した軸方向概略断面図である。 図１に示されるアフターバーナの環状保炎器構体の一部を示した拡大軸方向断面図である。 図２に示される保炎器の一部の線３‐３に沿った前後方向等角投影図である。 図２に示される保炎器の一部の線４‐４に沿った後前方向図である。 図２及び図３に示されるパイロット保炎器羽根の一例の燃料シールドを含めた拡大等角投影図である。 図５に示される燃料シールド及びパイロット羽根の線６‐６に沿った半径方向断面図である。 図５に示される燃料シールド及びパイロット羽根の線７‐７に沿った周囲方向断面図である。

符号の説明

１０…ターボファンガスタービンエンジン、３４…アフターバーナ、３６…保炎器構体、４２…保炎器羽根、４４…外側シェル、４６…内側シェル、４８…第１の（圧力）側壁、５０…第２の（吸込み）側壁、５２…（羽根の）前縁部、５４…後縁部、６２…主噴霧バー、６４…パイロット噴霧バー、６８…燃料シールド、７０…熱絶縁間隙、７２…第１の翼、７４…第２の翼、７６…突出部、７８…装着タブ、８０…外側ガター、８２…内側ガター、８４…凹形フィレット、８６…凸形ブルノーズ

Claims (10)

1. ターボファンエンジン（１０）のアフターバーナ（３４）において、
   半径方向外側のシェル（４４）及び半径方向内側のシェル（４６）に接合された１列のパイロット羽根（４２）であって、パイロット羽根（４２）の各々が前縁部（５２）と後縁部（５４）との間に延出する第１の側壁（４８）及び第２の側壁（５０）を含むパイロット羽根（４２）と；
   前記パイロット羽根（４２）の前方に周囲方向に分散配置された複数の主燃料噴霧バー（６２）と；
   対応するパイロット羽根（４２）の前縁部（５２）の前方に配置された前記主燃料噴霧バー（６２）より少ない数の複数のパイロット燃料噴霧バー（６４）と；
   複数の燃料シールド（６８）であって、前記複数の燃料シールド（６８）の各々が、対応するパイロット羽根（４２）と前記パイロット燃料噴霧バー（６４）との間に配置され、前記パイロット羽根（４２）との間に熱絶縁間隙（７０）を挟んで前記パイロット羽根の前記前縁部（５２）を覆う、複数の燃料シールド（６８）と
   を具備するアフターバーナ。
2. 前記燃料シールド（６８）の各々は、突出部（７６）において互いに角度を成して一体に接合された第１の翼（７２）及び第２の翼（７４）を具備し、
   前記翼（７２、７４）の各々は、その基端部に、前記側壁（４８、５０）に固定接合されたオフセットタブ（７８）を有し、
   前記翼（７２、７４）及び前記オフセットタブ（７８）は、前記パイロット羽根（４２）の前記前縁部（５２）の形状に対して相補形であり、前記翼（７２、７４）と前記側壁との間に前記間隙（７０）を実現するために、前記オフセットタブ（７８）の位置が前記翼に対してずれている、請求項１記載のアフターバーナ。
3. 前記翼（７２、７４）は、
   弓形フィレットにおいて前記翼に接合された外側ガター（８０）と；
   弓形フィレットにおいて前記翼に接合された内側ガター（８２）と
   を含む請求項２記載のアフターバーナ。
4. 前記パイロット羽根（４２）は、前記外側シェル（４４）に融合する外側フィレット（８４）と前記内側シェル（４６）に融合する内側ブルノーズ（８６）とを更に含み、
   前記外側ガター（８０）は前記外側フィレット（８４）に追従する形状であり、前記内側ガター（８２）は前記ブルノーズ（８６）から広がる形状である請求項３記載のアフターバーナ。
5. 前記内側ガター（８２）は、前記外側ガター（８０）より大きな角度で前記翼（７２、７４）から広がる形状である請求項４記載のアフターバーナ。
6. 前記内側ガター（８０）及び前記外側ガター（８２）の大きさは、前記突出部（７６）から両側の前記オフセットタブ（７８）に向かって拡大する請求項４記載のアフターバーナ。
7. 前記外側ガター（８０）のフィレット半径は、前記突出部（７６）と前記オフセットタブ（７８）との間で変化し、前記内側ガター（８２）は、前記突出部（７６）と前記オフセットタブ（７８）との間でほぼ一定のフィレット半径を有する請求項４記載のアフターバーナ。
8. 前記燃料シールド（６８）の各々は１枚の板金から構成される請求項４記載のアフターバーナ。
9. 前記外側ガター（８０）は、前記外側フィレット（８４）と接触し、
   前記内側ガター（８２）は、前記ブルノーズ（８６）を部分的に被覆するように前記内側シェル（４６）から離間して配置される請求項４記載のアフターバーナ。
10. 前記翼（７２、７４）の前記パイロット羽根の側壁（４８、５０）からの離間距離は、前記オフセットタブ（７８）と前記突出部（７６）との間で増加し、前記突出部（７６）は、前記前縁部（５２）と整列される請求項４記載のアフターバーナ。
    

Images