JPH01189420A - ジェット・エンジン用の保炎器集成体 - Google Patents
ジェット・エンジン用の保炎器集成体Info
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- JPH01189420A JPH01189420A JP63276385A JP27638588A JPH01189420A JP H01189420 A JPH01189420 A JP H01189420A JP 63276385 A JP63276385 A JP 63276385A JP 27638588 A JP27638588 A JP 27638588A JP H01189420 A JPH01189420 A JP H01189420A
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- septum
- cooling
- flame
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
- F02K3/10—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof by after-burners
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
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- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
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Description
【発明の詳細な説明】
関連出願との関係
この発明はこの出願と同日に出願された係属中の米国特
許出願番号箱１１７．１８７号（１９８７年１１７１５
日）と関連を有する。
許出願番号箱１１７．１８７号（１９８７年１１７１５
日）と関連を有する。
発明の背景
この発明はガスタービン機関又はジェット・エンジン、
特にコア・エンジンの下流側にアフタバーナを持つと共
に、推力増強の為に、排気流に燃料を追加する手段を有
する機関に関する。
特にコア・エンジンの下流側にアフタバーナを持つと共
に、推力増強の為に、排気流に燃料を追加する手段を有
する機関に関する。
バイパス・ジェットｅエンジンは、エンジンに対する入
口空気を加圧する低圧圧縮機（ＬＰＧ）、推力を発生す
ると共にＬＰＧを駆動するコア・エンジンを持ち、更に
場合によっては、コア・エンジンの排気に燃料を追加し
て、それを点火して推力増強を行なうアフタバーナを持
っている。バイパス・エンジンは、それがコア・エンジ
ン・ケーシングの周りに略同心に取付けられて、その間
に環状側路ダクト番形成する環状の外側ケーシングを持
っているので、この様に呼ばれる。ＬＰＧからの吐出空
気が側路ダクトとコア・エンジンに分割される。
口空気を加圧する低圧圧縮機（ＬＰＧ）、推力を発生す
ると共にＬＰＧを駆動するコア・エンジンを持ち、更に
場合によっては、コア・エンジンの排気に燃料を追加し
て、それを点火して推力増強を行なうアフタバーナを持
っている。バイパス・エンジンは、それがコア・エンジ
ン・ケーシングの周りに略同心に取付けられて、その間
に環状側路ダクト番形成する環状の外側ケーシングを持
っているので、この様に呼ばれる。ＬＰＧからの吐出空
気が側路ダクトとコア・エンジンに分割される。
一般的に、機関の系列は完成度が高まり、現存の機関の
更に等級を高めたものが工夫されるにつれて、機関の推
力を増強する１つの設計方法は、タービン入口温度を高
めることであったが、その結果、アフタバーナの入口温
度が上昇する。その為、アフタバーナのハードウェアを
こする燃料／空気混合物の逆火の余裕が比例的に低下す
る。逆火は、炎の前端がその設計位置から上流側へ、ガ
スの主流の方向とは反対に、保炎器及び燃料噴射源に向
って移動することである。逆火の余裕は、排ガスの実際
の温度と、逆火を招く様な温度の間゛ の差である。
更に等級を高めたものが工夫されるにつれて、機関の推
力を増強する１つの設計方法は、タービン入口温度を高
めることであったが、その結果、アフタバーナの入口温
度が上昇する。その為、アフタバーナのハードウェアを
こする燃料／空気混合物の逆火の余裕が比例的に低下す
る。逆火は、炎の前端がその設計位置から上流側へ、ガ
スの主流の方向とは反対に、保炎器及び燃料噴射源に向
って移動することである。逆火の余裕は、排ガスの実際
の温度と、逆火を招く様な温度の間゛ の差である。
タービンの排気温度が十分高くなると、アフタバーナの
炎の前端がアフタバーナの燃焼室内で、保炎器に向って
上流側に移動する。この時、保炎器は、放射／対流によ
る熱負荷の為に、温度が上昇し、その結果、保炎器の設
計寿命が短縮することがある。
炎の前端がアフタバーナの燃焼室内で、保炎器に向って
上流側に移動する。この時、保炎器は、放射／対流によ
る熱負荷の為に、温度が上昇し、その結果、保炎器の設
計寿命が短縮することがある。
従って、この発明の目的は、改良された保炎器を提供す
ることである。
ることである。
この発明の別の目的は、保炎器を冷却する手段を提供す
ることである。
ることである。
この発明の別の目的は、アフタバーナの逆火の余裕を増
加する手段を設けることである。
加する手段を設けることである。
発明の要約
この発明は、その後向きの面を冷却する手段を持つ改良
された保炎器集成体を提供する。この明細書では、コア
・エンジンの吐出ガス又は側路ダクトの空気を、その後
向を冷却する様に通す構造を説明する。
された保炎器集成体を提供する。この明細書では、コア
・エンジンの吐出ガス又は側路ダクトの空気を、その後
向を冷却する様に通す構造を説明する。
この発明に特有と考えられる新規な特徴は特許請求の範
囲に記載しであるが、この発明の好ましい実施例、及び
その他の目的並びに利点は、以下図面について詳しく説
明する所から具体的に理解されよう。
囲に記載しであるが、この発明の好ましい実施例、及び
その他の目的並びに利点は、以下図面について詳しく説
明する所から具体的に理解されよう。
発明の詳細な説明
第１図はバイパス争ジェット・エンジンと見なすことが
出来る様な形式のガスタービン機関１１を１例として示
している。機関１１が低圧圧縮機（ＬＰＧ）１３を持ち
、これは機関１１の空気入口端に配置される。空気流の
方向に見て、ＬＰＣ１３の後にコア・エンジン１５があ
り、これは高圧圧縮機、燃焼器、高圧及び低圧タービン
（図面に示してない）を含む。コアーエンジン１５が環
状の内側ケーシング１７に取囲まれている。環状側路ダ
クト１９が、部分的にケーシング１７と環状の外側ケー
シング２１によって構成されている。外側ケーシング２
１は内側ケーシング１７に対して略同心で、それから隔
たっている。流れを示す破線の矢印２２は、ＬＰＣ１３
の吐出空気の内、コア・エンジン１５に送られる部分を
示し、実線の矢印２４は、ＬＰＣ１３の吐出空気の内、
側路ダクト１９に通される残りの部分を示す。
出来る様な形式のガスタービン機関１１を１例として示
している。機関１１が低圧圧縮機（ＬＰＧ）１３を持ち
、これは機関１１の空気入口端に配置される。空気流の
方向に見て、ＬＰＣ１３の後にコア・エンジン１５があ
り、これは高圧圧縮機、燃焼器、高圧及び低圧タービン
（図面に示してない）を含む。コアーエンジン１５が環
状の内側ケーシング１７に取囲まれている。環状側路ダ
クト１９が、部分的にケーシング１７と環状の外側ケー
シング２１によって構成されている。外側ケーシング２
１は内側ケーシング１７に対して略同心で、それから隔
たっている。流れを示す破線の矢印２２は、ＬＰＣ１３
の吐出空気の内、コア・エンジン１５に送られる部分を
示し、実線の矢印２４は、ＬＰＣ１３の吐出空気の内、
側路ダクト１９に通される残りの部分を示す。
空気流の方向に見て、コア・エンジン１５の下流側にア
フタバーナ２５がある。この発明の１実施例による保炎
器集成体３１が、アフタバーナ２５の入口に配置される
。複数個の燃料送出し管３５（１つだけ示す）を介して
、アフタバーナ２５に燃料が導入される。この燃料が側
路ダクトの空気流２４の一部分２６と混合され、その後
生なくとも１つの点火器３９によって点火され、機関１
１の推力増強を行なう。側路ダクト１９からの空気部分
２６が、航空機用機関の分野で周知の環状混合装置４１
を介して、コア・エンジン１５の排ガス流に添加される
。更にアフタバーナ２５が内側燃焼器ライナ４５及び可
変面積排気ノズル４９を持っている。以上−船内に説明
したのは、この発明が作用する状況を全般的に説明する
為であって、この発明自体の説明を何隻制約するものと
解してはならない。
フタバーナ２５がある。この発明の１実施例による保炎
器集成体３１が、アフタバーナ２５の入口に配置される
。複数個の燃料送出し管３５（１つだけ示す）を介して
、アフタバーナ２５に燃料が導入される。この燃料が側
路ダクトの空気流２４の一部分２６と混合され、その後
生なくとも１つの点火器３９によって点火され、機関１
１の推力増強を行なう。側路ダクト１９からの空気部分
２６が、航空機用機関の分野で周知の環状混合装置４１
を介して、コア・エンジン１５の排ガス流に添加される
。更にアフタバーナ２５が内側燃焼器ライナ４５及び可
変面積排気ノズル４９を持っている。以上−船内に説明
したのは、この発明が作用する状況を全般的に説明する
為であって、この発明自体の説明を何隻制約するものと
解してはならない。
第２図は保炎器集成体３１の上流側を見た端面図である
。保炎器集成体３１が、半径方向外側の保炎器５１及び
半径方向内側の保炎器５５を有する。外側保炎器５１は
複数個の絶壁の形をしており、内側の保炎器５５は環状
のＶ字形の中をくりぬいたリングの形をしている。内側
の保炎器５５が、円周方向に相隔たる複数個の支持リン
ク５７により、外側の保炎器５１によって支持される。
。保炎器集成体３１が、半径方向外側の保炎器５１及び
半径方向内側の保炎器５５を有する。外側保炎器５１は
複数個の絶壁の形をしており、内側の保炎器５５は環状
のＶ字形の中をくりぬいたリングの形をしている。内側
の保炎器５５が、円周方向に相隔たる複数個の支持リン
ク５７により、外側の保炎器５１によって支持される。
どの図面にも具体的に示してないが、内側の保炎器５５
を支持する外側の保炎器５１は、それ自身が外側ケーシ
ング２１から、航空機用機関の業界でよく知られている
様な形で支持リンクによって支持されている。外側保炎
器５１が、少なくとも１つ、図示の実施例では２つのク
ロスファイヤ・ガッタ６１によって内側保炎器５５と連
通しており、これによって最初は外側保炎器５１の下流
側の面に現れる炎が、内側の保炎器５５に向って半径方
向内向きに伝搬する。
を支持する外側の保炎器５１は、それ自身が外側ケーシ
ング２１から、航空機用機関の業界でよく知られている
様な形で支持リンクによって支持されている。外側保炎
器５１が、少なくとも１つ、図示の実施例では２つのク
ロスファイヤ・ガッタ６１によって内側保炎器５５と連
通しており、これによって最初は外側保炎器５１の下流
側の面に現れる炎が、内側の保炎器５５に向って半径方
向内向きに伝搬する。
第３図は外側の保炎器５１と隣接した構造の簡略断面図
であるが、それに取付けられた内側保炎器５５又はクロ
スファイヤ・ガッタ６１は示してない。更に、図面を簡
単にする為に、燃料管３５から伸びる、略図で示した１
つの棒形燃料噴射器６５が、外側の保炎器５１に入り込
んで、燃料をその中に吐出することを示しである。第１
図に戻って説明すると、燃料送出し管３５が実際には、
半径方向内向きに伸びる複数個の棒形噴射器に接続され
ており、これらの棒形噴射器は主燃料棒形噴射器及びパ
イロット燃料棒形噴射器の両方を含む。主燃料棒形噴射
器が、外側の保炎器５１より半径方向内側及び外側の点
から、軸方向下流側に燃料を噴射し、１例では、２４個
の管を含んでいてよい。これに対して、パイロット燃料
棒形噴射器の数は半分であってよい。外側保炎器５１及
び隣接構造の参照数字を付けたこの他の部分は、前に説
明した。
であるが、それに取付けられた内側保炎器５５又はクロ
スファイヤ・ガッタ６１は示してない。更に、図面を簡
単にする為に、燃料管３５から伸びる、略図で示した１
つの棒形燃料噴射器６５が、外側の保炎器５１に入り込
んで、燃料をその中に吐出することを示しである。第１
図に戻って説明すると、燃料送出し管３５が実際には、
半径方向内向きに伸びる複数個の棒形噴射器に接続され
ており、これらの棒形噴射器は主燃料棒形噴射器及びパ
イロット燃料棒形噴射器の両方を含む。主燃料棒形噴射
器が、外側の保炎器５１より半径方向内側及び外側の点
から、軸方向下流側に燃料を噴射し、１例では、２４個
の管を含んでいてよい。これに対して、パイロット燃料
棒形噴射器の数は半分であってよい。外側保炎器５１及
び隣接構造の参照数字を付けたこの他の部分は、前に説
明した。
更に、外側の保炎′５５１が半径方向外側の環状部材７
１及び半径方向内側の環状部材７３を持ち、１−流側の
端ではその間に入ロア０が形成され、下流側の端ではそ
の間に出ロア２が形成される。これらの２つの部材を外
側の保炎器５１の入口端７０で、第７図に示す様な複数
個の丸形結合部材又は釘１０１によって一緒に結合する
ことが出来る。
１及び半径方向内側の環状部材７３を持ち、１−流側の
端ではその間に入ロア０が形成され、下流側の端ではそ
の間に出ロア２が形成される。これらの２つの部材を外
側の保炎器５１の入口端７０で、第７図に示す様な複数
個の丸形結合部材又は釘１０１によって一緒に結合する
ことが出来る。
更に、内側及び外側の部材７１．７３の間を複数個のエ
ーロフオイル形の中空隔壁７９が伸びている。実線の矢
印７４はコア・エンジン又はタービンの燃焼吐出ガスの
内、隔壁７９の周りを流れる第１の部分を示しているが
、これは後で第４図について説明する。
ーロフオイル形の中空隔壁７９が伸びている。実線の矢
印７４はコア・エンジン又はタービンの燃焼吐出ガスの
内、隔壁７９の周りを流れる第１の部分を示しているが
、これは後で第４図について説明する。
外側の保炎器５１の内側部材７３には、上流側を向いた
スクープ８３が結合されている。好ましい実施例では、
内側部材７３の半径方向内面に複数個のスクープ８３が
結合されており、内側部材には通抜けの孔８５が形成さ
れていて、隔壁７９の少なくとも若干の内部と連通ずる
。好ましい実施例では、内側部材７３に形成された対応
する１つの孔８５を介して、対応する１つの隔壁７９に
ガスを送込む１つのスクープ８３を設けることが出来る
。
スクープ８３が結合されている。好ましい実施例では、
内側部材７３の半径方向内面に複数個のスクープ８３が
結合されており、内側部材には通抜けの孔８５が形成さ
れていて、隔壁７９の少なくとも若干の内部と連通ずる
。好ましい実施例では、内側部材７３に形成された対応
する１つの孔８５を介して、対応する１つの隔壁７９に
ガスを送込む１つのスクープ８３を設けることが出来る
。
こ＼で注意しなければならないことは、各々の隔壁７９
の中に送込まれるガスは、燃料並びに酸素が欠乏したタ
ービン吐出ガスであること、即ち、その中にある燃料及
び酸素の全部ではないとしても、大部分が燃焼を完了し
ているガスであることである。後で別の実施例について
説明するが、この代りに、このガスは側路空気であって
もよいが、何れの場合も、隔壁７９内のガスには燃料を
添加しない。燃料が、隔壁７９の周りを流れるガスに対
し、棒形噴射器６５を介して添加される。燃料が欠乏し
たガスが第３図及び第４図では、頭を塗り潰さない矢印
７６で示してあり、燃料が添加されたガスは頭を塗り潰
した矢印７４で示しである。
の中に送込まれるガスは、燃料並びに酸素が欠乏したタ
ービン吐出ガスであること、即ち、その中にある燃料及
び酸素の全部ではないとしても、大部分が燃焼を完了し
ているガスであることである。後で別の実施例について
説明するが、この代りに、このガスは側路空気であって
もよいが、何れの場合も、隔壁７９内のガスには燃料を
添加しない。燃料が、隔壁７９の周りを流れるガスに対
し、棒形噴射器６５を介して添加される。燃料が欠乏し
たガスが第３図及び第４図では、頭を塗り潰さない矢印
７６で示してあり、燃料が添加されたガスは頭を塗り潰
した矢印７４で示しである。
第４図は第３図の線４−４から見た平面図であるが、こ
の図には円周方向に相隔たる複数個の隔壁７９及び棒形
噴射器６５が示されており、この実施例では、隣接する
各々１対の隔壁７９に１つの棒形噴射器６５が付設され
ている。各々の隔壁７９は前縁部分８０及び後縁部分８
２を有する。
の図には円周方向に相隔たる複数個の隔壁７９及び棒形
噴射器６５が示されており、この実施例では、隣接する
各々１対の隔壁７９に１つの棒形噴射器６５が付設され
ている。各々の隔壁７９は前縁部分８０及び後縁部分８
２を有する。
隔壁７９の形及び寸法は、外側の保炎器５１内での燃料
及びガスの混合条件に従って、燃料／空気の混合物が正
しく、且つ炎が、点火器３９が配置された点ではなく、
外側の保炎器５１の後縁部分８２の下流側又は後面８４
で発生する様になっている。隔壁は包括的に燃料／空気
混合物と呼ぶ燃料とタービン吐出ガスとに対し、旋回作
用を加え、その混合作用をよくする。更に第４図には、
隔壁７９の前縁部分の下で内側部材７３に形成された孔
８５が示されており、これが隔壁７９の内部にガスを取
込む。
及びガスの混合条件に従って、燃料／空気の混合物が正
しく、且つ炎が、点火器３９が配置された点ではなく、
外側の保炎器５１の後縁部分８２の下流側又は後面８４
で発生する様になっている。隔壁は包括的に燃料／空気
混合物と呼ぶ燃料とタービン吐出ガスとに対し、旋回作
用を加え、その混合作用をよくする。更に第４図には、
隔壁７９の前縁部分の下で内側部材７３に形成された孔
８５が示されており、これが隔壁７９の内部にガスを取
込む。
第３図、第４図及び第５図はこの発明を理解する上に一
緒に考えられたい。これまで説明したのと同様な部材を
表わすのに、同じ参照数字を用いている。更に、頭を塗
り潰してない矢印７６は燃料が欠乏したガスを表わし、
塗り潰した矢印８６は気化ガス、即ち燃料と混合された
ガス７４を示すことに注意されたい。
緒に考えられたい。これまで説明したのと同様な部材を
表わすのに、同じ参照数字を用いている。更に、頭を塗
り潰してない矢印７６は燃料が欠乏したガスを表わし、
塗り潰した矢印８６は気化ガス、即ち燃料と混合された
ガス７４を示すことに注意されたい。
第５図は保炎器集成体３１の部分的な断面図を示してお
り、隔壁７９の前縁部分８０が、手前側に向って９０’
回転した場合を示して、隔壁７９に対する構造の細部と
共に流線を示しである。保炎器集成体３１はその後面又
は下流側の面８４から見た図である。第５図は、隔壁７
９の後面８４に境膜冷却用の吐出ルーバ９５を形成した
好ましい実施例の外側の保炎器５１を示している。ルー
バ９５が頭を塗り潰さない矢印７６で示す様に、燃料が
欠乏したガスを吐出する。隔壁７９の後面８４の境膜冷
却により、後面８４の金属温度が下がる。更に、燃料が
欠乏した境膜冷却ガス７６がルーバ９５から吐出される
間、気化ガス即ち燃料富化ガス８６が隔壁７９の間から
吐出され、流れを示す矢印の図で示す様に、境膜冷却ガ
ス７６が各々の両壁７９の後面８４の直ぐ傍にあるのに
対し、燃料富化ガス８６は、隔壁７９の後面８４に対し
、境膜冷却ガス７６を越えた所にある流れ又は層として
吐出されることが判る。この為、境膜冷却ガス７６が隔
壁７９又は隔壁の後面８４と、隔壁７９の間に通される
燃料／空気混合物８６との間に介在する。気化混合物８
６が点火器３９によって点火され、こうして後面８４よ
り下流側に、ルーバ９５から吐出される相対的に低温の
ガス７６よりも一層高い温度を持つ炎の前端を作ること
が理解されよう。
り、隔壁７９の前縁部分８０が、手前側に向って９０’
回転した場合を示して、隔壁７９に対する構造の細部と
共に流線を示しである。保炎器集成体３１はその後面又
は下流側の面８４から見た図である。第５図は、隔壁７
９の後面８４に境膜冷却用の吐出ルーバ９５を形成した
好ましい実施例の外側の保炎器５１を示している。ルー
バ９５が頭を塗り潰さない矢印７６で示す様に、燃料が
欠乏したガスを吐出する。隔壁７９の後面８４の境膜冷
却により、後面８４の金属温度が下がる。更に、燃料が
欠乏した境膜冷却ガス７６がルーバ９５から吐出される
間、気化ガス即ち燃料富化ガス８６が隔壁７９の間から
吐出され、流れを示す矢印の図で示す様に、境膜冷却ガ
ス７６が各々の両壁７９の後面８４の直ぐ傍にあるのに
対し、燃料富化ガス８６は、隔壁７９の後面８４に対し
、境膜冷却ガス７６を越えた所にある流れ又は層として
吐出されることが判る。この為、境膜冷却ガス７６が隔
壁７９又は隔壁の後面８４と、隔壁７９の間に通される
燃料／空気混合物８６との間に介在する。気化混合物８
６が点火器３９によって点火され、こうして後面８４よ
り下流側に、ルーバ９５から吐出される相対的に低温の
ガス７６よりも一層高い温度を持つ炎の前端を作ること
が理解されよう。
更に、特に逆火が始まる時、気化ガス８６が燃焼を開始
して、その為設計通りの金属温度に較べて非常に高温で
ある時、後面８４をこする境膜冷却ガス７６は、この時
、ガス８６よりも何千度も低く、この為実際の持続的な
又は散発的な逆火状態の間、有効な境膜冷却を行なう。
して、その為設計通りの金属温度に較べて非常に高温で
ある時、後面８４をこする境膜冷却ガス７６は、この時
、ガス８６よりも何千度も低く、この為実際の持続的な
又は散発的な逆火状態の間、有効な境膜冷却を行なう。
後面８４の境膜冷却を行なう他に、ガス７６は、炎の前
端が後面８４に接触しない様にする障壁膜をも作る。前
に燃焼したガス７６を使うことは、もはやそれ自体が燃
焼可能ではなく、例えば−層有効な境膜冷却用障壁にな
る点でも有利である。
端が後面８４に接触しない様にする障壁膜をも作る。前
に燃焼したガス７６を使うことは、もはやそれ自体が燃
焼可能ではなく、例えば−層有効な境膜冷却用障壁にな
る点でも有利である。
第６図は、隔壁７９の後面８４を対流によって冷却する
この発明の別の実施例を示しているが、この実施例では
、隔壁７９の中で、隔壁７９の後面８４と大体平行に壁
９７が配置されて、後面８４に隣接して流路９８を構成
している。この実施例では、非気化ガス又は燃料欠乏ガ
ス７６の流れは、障壁７９の後面８４の内面を横切り、
ガス７６が隔壁７９の後縁９６から吐出開口９９を介し
て吐出される。両方の実施例が隔壁７９の後面８４を冷
却するのに有効であるが、隔壁７９の内部に対する冷却
ガス７６がタービン吐出ガス７６である場合、このガス
７６は燃料が欠乏しているだけでなく、酸素も欠乏して
いる。この発明の１つの目的として、隔壁７９の後面を
酸素並びに燃料が欠乏したガス７６で掃引することによ
り、外側の保炎器５１の後面８４に炎が発生する惧れが
更に減少する。
この発明の別の実施例を示しているが、この実施例では
、隔壁７９の中で、隔壁７９の後面８４と大体平行に壁
９７が配置されて、後面８４に隣接して流路９８を構成
している。この実施例では、非気化ガス又は燃料欠乏ガ
ス７６の流れは、障壁７９の後面８４の内面を横切り、
ガス７６が隔壁７９の後縁９６から吐出開口９９を介し
て吐出される。両方の実施例が隔壁７９の後面８４を冷
却するのに有効であるが、隔壁７９の内部に対する冷却
ガス７６がタービン吐出ガス７６である場合、このガス
７６は燃料が欠乏しているだけでなく、酸素も欠乏して
いる。この発明の１つの目的として、隔壁７９の後面を
酸素並びに燃料が欠乏したガス７６で掃引することによ
り、外側の保炎器５１の後面８４に炎が発生する惧れが
更に減少する。
最後に、第７図はこの発明の別の実施例を略図で示して
いる。第７図は第３図と同様であるが、棒形噴射部材６
５は図面を見易くする為に省略されている。前に説明し
た丸形結合部材又は釘１０１が、外側及び内側の保炎器
部材７１．７３の上流側の端を結合することが示されて
いる。
いる。第７図は第３図と同様であるが、棒形噴射部材６
５は図面を見易くする為に省略されている。前に説明し
た丸形結合部材又は釘１０１が、外側及び内側の保炎器
部材７１．７３の上流側の端を結合することが示されて
いる。
この実施例では、側路空気２４の一部分を側路ダクト１
９から取出し、管１０５及び側路側部材７１の開口１０
７を介して隔壁７９の内部に通す。
９から取出し、管１０５及び側路側部材７１の開口１０
７を介して隔壁７９の内部に通す。
開口１０７は好ましい実施例の開口８５と同等の作用を
する。複数個のスクープが内側ライナ１７に結合されて
おり、このライナが側路ダクト１９の内側の境界となる
。この実施例の利点は、側路空気２４がタービン吐出ガ
ス７４よりもずっと低温であることである。
する。複数個のスクープが内側ライナ１７に結合されて
おり、このライナが側路ダクト１９の内側の境界となる
。この実施例の利点は、側路空気２４がタービン吐出ガ
ス７４よりもずっと低温であることである。
この発明の好ましい実施例と考えられるものを説明した
が、当業者にはこの他の変更が考えられよう。特許請求
の範囲は、この発明の範囲内に属するこの様な全ての変
更を包括するものであることを承知されたい。
が、当業者にはこの他の変更が考えられよう。特許請求
の範囲は、この発明の範囲内に属するこの様な全ての変
更を包括するものであることを承知されたい。
第１図はこの発明の１実施例による保炎器集成体を持つ
、アフタバーナを含むバイパス・ジェット・エンジンの
簡略断面図、 第２図は勿１図の線２−２で切った保炎器集成体の上流
側を見た端面図、 第３図はこの発明の１実施例の保炎器集成体の一部分の
拡大図、 第４図は第３図の線４−４で切った幾つかの隔壁の平面
図、 第５図は第１図の保炎器集成体の断面図で、その中の１
つの隔壁を切欠いて示す。 第６図はこの発明の更に別の実施例の保炎器集成体の断
面図並びにその中の隔壁を示す切欠いた図である。 第７図は第３図と同様な保炎器集成体の一部分の略図で
、この発明の別の実施例を示す。 主な符号の説明 １３：低圧圧縮機 １５：コア・エンジン １９：側路ダクト ２１：外側ケーシング ２５ニアフタバーナ ４５；燃焼器ライナ ５１．５５：保炎器 ７９：隔壁
、アフタバーナを含むバイパス・ジェット・エンジンの
簡略断面図、 第２図は勿１図の線２−２で切った保炎器集成体の上流
側を見た端面図、 第３図はこの発明の１実施例の保炎器集成体の一部分の
拡大図、 第４図は第３図の線４−４で切った幾つかの隔壁の平面
図、 第５図は第１図の保炎器集成体の断面図で、その中の１
つの隔壁を切欠いて示す。 第６図はこの発明の更に別の実施例の保炎器集成体の断
面図並びにその中の隔壁を示す切欠いた図である。 第７図は第３図と同様な保炎器集成体の一部分の略図で
、この発明の別の実施例を示す。 主な符号の説明 １３：低圧圧縮機 １５：コア・エンジン １９：側路ダクト ２１：外側ケーシング ２５ニアフタバーナ ４５；燃焼器ライナ ５１．５５：保炎器 ７９：隔壁
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、空気圧縮機と、 該圧縮機の下流側に伸びる外側ケーシングと、前記圧縮
機に結合されたタービンを含むコア・エンジンと、 該コア・エンジンより下流側に配置されたアフタバーナ
とを有し、 前記コア・エンジンは前記ケーシング内に配置されてい
て、該ケーシングと共に、前記圧縮機からの空気の第１
の部分を前記コア・エンジンの周りに通す側路ダクトを
構成すると共に、前記圧縮機からの空気の第２の部分を
受取って、燃料と混合し、前記タービン及び前記圧縮機
を駆動する燃焼ガスを発生し、前記ガスが前記コア・エ
ンジンの後端から吐出可能である様にし、 前記アフタバーナは、燃焼器ライナ、該ライナより上流
側側、そして前記コア・エンジンより下流側に配置され
ていて、保炎器を含む保炎器集成体、及び該保炎器を冷
却する手段を含んでいるガスタービン機関。 ２、前記保炎器の冷却手段が、前記保炎器を冷却する様
に、前記側路ダクトからの空気を通す様に作用する請求
項１記載のガスタービン機関。 ３、前記保炎器の冷却手段が、前記保炎器を冷却する為
に、前記コア・エンジンから吐出される燃焼ガスを通す
様に作用する請求項１記載のガスタービン機関。 ４、前記保炎器集成体が、前記保炎器より上流側に燃料
を導入する手段を有し、前記保炎器の冷却手段が該保炎
器の後向きの面を冷却する様に作用する請求項３記載の
ガスタービン機関。 ５、前記保炎器が半径方向に隔たる環状の外側及び内側
部材で構成されていて、その間に上流側の端で入口を限
定すると共に下流側の端でその間に出口を限定し、該出
口は前記冷却手段によって冷却し得る前記後向きの面を
持つ保炎器部材を含んでおり、前記入口が前記コア・エ
ンジンと流れが連通していて、それからの燃焼ガスの第
１の部分を受取る請求項４記載のガスタービン機関。 ６、前記冷却手段が、前記コア・エンジンからの燃焼ガ
スの第２の部分を受取る開口を前記保炎器の内側部材の
中に持つと共に、該ガスの前記第２の部分を前記保炎器
部材に通す手段を持っている請求項５記載のガスタービ
ン機関。 ７、前記保炎器部材が、前記内側及び外側部材の間を伸
びていて、円周方向に相隔たる複数個の中空部材で構成
されており、前記冷却手段が前記内側部材に複数個の開
口を持っていて、前記コア・エンジンからの燃焼ガスの
第２の部分を受取り、各々の開口は夫々１つの中空部材
の下に配置されていて、その中の燃焼ガスを前記中空部
材の後面を冷却する様に供給する様にした請求項５記載
のガスタービン機関。 ８、各々の中空部材がエーロフォイル形であって、上流
側の前縁部分及び下流側の後縁部分を持ち、該後縁部分
は中空部材の内部からガスを吐出する為の出口開口を持
っている請求項７記載のガスタービン機関。 ９、前記中空部材の後縁部分が前記後向きの面を構成し
ており、前記出口開口が前記後向きの面の境膜冷却を行
なう半径方向に伸びる溝孔で構成されている請求項８記
載のガスタービン機関。 １０、前記保炎器の内側部材が、前記開口の上方に配置
された上流側を向いたスクープを持っていて、前記燃焼
ガスを前記開口に通す様にした請求項９記載のガスター
ビン機関。１１、ジェット・エンジンに用いられ、該エ
ンジンを通るガス流に対して上流側および下流側を持つ
保炎器集成体に於て、 その間に複数個の半径方向の中空隔壁を配置した環状の
外側部材及び環状の内側部材と、少なくとも若干の隔壁
の内部に、その下流側を冷却する為にガスを通す手段と
を有する保炎器集成体。 １２、前記ジェット・エンジンが環状側路空気ダクトを
持ち、前記ガスを通す手段が、 該環状側路ダクト内に配置された少なくとも１つのスク
ープと、 前記外側部材を通って、前記少なくとも１つのスクープ
を少なくとも１つの隔壁の内部と連通させる少なくとも
１つの開口とを含む請求項１１記載の保炎器集成体。 １３、前記ガスを通す手段が、 前記内側部材の半径方向内面に配置された少なくとも１
つのスクープと、 前記内側部材を通って、前記少なくとも１つのスクープ
を少なくとも１つの隔壁の内部と連通させる少なくとも
１つの開口とを含む請求項１１記載の保炎器集成体。 １４、前記スクープが上流側を向く開放端を持つ請求項
１３記載の保炎器集成体。 １５、少なくとも１つの隔壁が該隔壁の下流側の面上に
少なくとも１つのルーバを持ち、該ルーバが隔壁の内部
からの冷却ガスをその下流側の面に通す請求項１１記載
の保炎器集成体。 １６、少なくとも１つの隔壁が該隔壁の下流側から隔た
る少なくとも１つの内壁を持っていて、該隔壁の下流側
に隣接する流路を限定し、更に前記隔壁の下流側に少な
くとも１つの吐出開口を設けて、隔壁の下流側を冷却し
た後の、隔壁からのガスを排出させる様にした請求項１
１記載の保炎器集成体。 １７、低圧圧縮機、コア・エンジン、アフタバーナ及び
前記コア・エンジン及びそれを取巻く機関のケーシング
の間にある環状側路ダクトを持つ形式のジェット・エン
ジンに用いられ、前記コア・エンジンの吐出通路内でア
フタバーナ内に配置し得る保炎器集成体に於て、 その間を複数個の半径方向の中空隔壁が伸びている同心
の環状の内側及び外側部材と、 該内側部材の内面の上に配置されていて、各々が前記内
側部材を通る少なくとも１つの開口と連通する複数個の
スクープとを有し、夫々の隔壁が夫々の開口と連通して
おり、更に、 該隔壁の後壁を冷却する手段を有する保炎器集成体。 １８、前記冷却手段が、少なくとも若干の隔壁の後壁を
通る様に形成されて、該隔壁の後面の境膜冷却を行なう
少なくとも１つのルーバを有する請求項１７記載の保炎
器集成体。１９、前記冷却手段が、前記後壁から隔たっ
た、各々の隔壁内の内壁と、該隔壁の後縁にある吐出開
口とを有し、この為、各々のスクープによってすくい取
られて中空隔壁の内部に送出された冷却空気を使って、
隔壁から吐出する前に、隔壁の後壁を冷却する請求項１
７記載の保炎器集成体。 ２０、前記スクープがタービンの燃焼吐出ガスの流れを
受取る様に配置し得る請求項１９記載の保炎器集成体。 ２１、前記スクープがタービン側路空気の流れを受取る
様に配置し得る請求項１９記載の保炎器集成体。 ２２、前記スクープが側路ダクト内に配置可能であり、
更に、夫々１つのスクープを外側部材の開口を通って夫
々の隔壁と接続する複数個の管を有する請求項２１記載
の保炎器集成体。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US117,183 | 1987-11-05 | ||
| US07/117,183 US5076062A (en) | 1987-11-05 | 1987-11-05 | Gas-cooled flameholder assembly |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01189420A true JPH01189420A (ja) | 1989-07-28 |
| JP2738718B2 JP2738718B2 (ja) | 1998-04-08 |
Family
ID=22371380
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63276385A Expired - Fee Related JP2738718B2 (ja) | 1987-11-05 | 1988-11-02 | ジェット・エンジン用の保炎器集成体 |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5076062A (ja) |
| EP (1) | EP0315485B1 (ja) |
| JP (1) | JP2738718B2 (ja) |
| KR (1) | KR960005768B1 (ja) |
| CN (1) | CN1016892B (ja) |
| AU (1) | AU606224B2 (ja) |
| CA (1) | CA1319515C (ja) |
| DE (1) | DE3884751T2 (ja) |
| IN (1) | IN171393B (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008008606A (ja) * | 2006-06-29 | 2008-01-17 | General Electric Co <Ge> | アフターバーナ |
| WO2015166902A1 (ja) * | 2014-04-30 | 2015-11-05 | 株式会社Ihi | アフタバーナ及び航空機エンジン |
| WO2015166921A1 (ja) * | 2014-04-30 | 2015-11-05 | 株式会社Ihi | アフタバーナ及び航空機エンジン |
Families Citing this family (30)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2696502B1 (fr) * | 1992-10-07 | 1994-11-04 | Snecma | Dispositif de post-combustion pour turbo réacteur double flux. |
| WO1992021872A1 (en) * | 1991-05-29 | 1992-12-10 | Volvo Flygmotor Ab | A flame holder device in afterburner tubes of turbojet engines having an air fan rotor of by-pass type |
| CH687828A5 (de) * | 1993-04-08 | 1997-02-28 | Asea Brown Boveri | Oberflaechen-Kuehlvorrichtung. |
| US5491974A (en) * | 1993-04-15 | 1996-02-20 | General Electric Company | Removable afterburner flameholder |
| US5396761A (en) * | 1994-04-25 | 1995-03-14 | General Electric Company | Gas turbine engine ignition flameholder with internal impingement cooling |
| 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 |
| US5813221A (en) * | 1997-01-14 | 1998-09-29 | General Electric Company | Augmenter with integrated fueling and cooling |
| US6125627A (en) | 1998-08-11 | 2000-10-03 | Allison Advanced Development Company | Method and apparatus for spraying fuel within a gas turbine engine |
| US6438940B1 (en) * | 1999-12-21 | 2002-08-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for providing uniform ignition in an augmenter |
| US6463739B1 (en) | 2001-02-05 | 2002-10-15 | General Electric Company | Afterburner heat shield |
| US6415609B1 (en) | 2001-03-15 | 2002-07-09 | General Electric Company | Replaceable afterburner heat shield |
| US7334409B2 (en) * | 2004-05-19 | 2008-02-26 | Alltech, Inc. | Retractable afterburner for jet engine |
| US7581398B2 (en) | 2006-06-29 | 2009-09-01 | General Electric Company | Purged flameholder fuel shield |
| US7568346B2 (en) * | 2006-10-31 | 2009-08-04 | General Electric Company | Method and apparatus for assembling a flameholder for an augmenter |
| US8127550B2 (en) | 2007-01-23 | 2012-03-06 | Siemens Energy, Inc. | Anti-flashback features in gas turbine engine combustors |
| US20110219776A1 (en) * | 2010-03-15 | 2011-09-15 | General Electric Company | Aerodynamic flame stabilizer |
| JP6012407B2 (ja) * | 2012-10-31 | 2016-10-25 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン燃焼器及びガスタービン |
| JP6417620B2 (ja) * | 2014-10-24 | 2018-11-07 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 燃焼器、ガスタービン |
| FR3032519B1 (fr) * | 2015-02-10 | 2017-02-24 | Herakles | Dispositif accroche-flamme |
| WO2017074345A1 (en) * | 2015-10-28 | 2017-05-04 | Siemens Energy, Inc. | Combustion system with injector assembly including aerodynamically-shaped body and/or ejection orifices |
| US10151217B2 (en) | 2016-02-11 | 2018-12-11 | General Electric Company | Turbine frame cooling systems and methods of assembly for use in a gas turbine engine |
| CN105650677B (zh) * | 2016-02-26 | 2018-04-17 | 南京航空航天大学 | 带有新型冷却结构一体化设计的火焰稳定器 |
| CN106351767B (zh) * | 2016-08-26 | 2018-04-03 | 南京理工大学 | 一种可稳定点火器末端火焰的液体冲压发动机点火装置 |
| CN106338084B (zh) * | 2016-11-21 | 2018-11-20 | 深圳智慧能源技术有限公司 | 燃气轮机燃烧室 |
| CN107191968A (zh) * | 2017-06-05 | 2017-09-22 | 西北工业大学 | 一种组合冷却式整流支板火焰稳定器 |
| JP6934359B2 (ja) * | 2017-08-21 | 2021-09-15 | 三菱パワー株式会社 | 燃焼器及びその燃焼器を備えるガスタービン |
| US11643198B2 (en) * | 2019-01-15 | 2023-05-09 | Curtis Miller | Vertical lift single engine vehicle system |
| CN113551259B (zh) * | 2021-07-19 | 2022-09-30 | 南昌航空大学 | 一种带波瓣分隔板的波浪形中缝式v型火焰稳定器 |
| CN114060853B (zh) * | 2021-12-02 | 2022-07-19 | 厦门大学 | 一种用于一体化加力燃烧室的多级梯齿型混合器 |
| CN114992674B (zh) * | 2022-06-20 | 2024-03-19 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种外置式接力点火及起动供油装置 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4893822A (ja) * | 1972-02-17 | 1973-12-04 | ||
| JPS5426414U (ja) * | 1977-07-23 | 1979-02-21 |
Family Cites Families (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2763427A (en) * | 1949-10-13 | 1956-09-18 | Armstrong Siddeley Motors Ltd | Axial-flow machines |
| US2799991A (en) * | 1954-03-05 | 1957-07-23 | Earl W Conrad | Afterburner flame stabilization means |
| FR1146227A (fr) * | 1955-02-24 | 1957-11-07 | Power Jets Res & Dev Ltd | Perfectionnements apportés aux moteurs à propulsion par réaction avec turbine à gaz |
| US2918794A (en) * | 1955-09-21 | 1959-12-29 | United Aircraft Corp | Flameholder |
| US2961150A (en) * | 1958-12-30 | 1960-11-22 | Gen Electric | Frame structure for turbo-machine |
| NL110872C (ja) * | 1959-03-13 | |||
| US3062006A (en) * | 1959-10-07 | 1962-11-06 | Gen Motors Corp | Afterburner combustion apparatus |
| US3750402A (en) * | 1963-08-07 | 1973-08-07 | Gen Electric | Mixed flow augmentation system |
| FR1525092A (fr) * | 1967-01-23 | 1968-05-17 | Snecma | Turbo-réacteur à flux de gaz chaud et à flux d'air froid |
| DE1923150A1 (de) * | 1968-05-08 | 1970-01-15 | Man Turbo Gmbh | Zweistromturbinenstrahltriebwerk |
| US3701255A (en) * | 1970-10-26 | 1972-10-31 | United Aircraft Corp | Shortened afterburner construction for turbine engine |
| US3800527A (en) * | 1971-03-18 | 1974-04-02 | United Aircraft Corp | Piloted flameholder construction |
| GB1420934A (en) * | 1972-03-22 | 1976-01-14 | Penny R N | Apparatus for effecting controllable vaporisation of liquid fuel |
| FR2188060B1 (ja) * | 1972-06-01 | 1976-06-11 | Snecma | |
| US3765178A (en) * | 1972-09-08 | 1973-10-16 | Gen Electric | Afterburner flameholder |
| US3931707A (en) * | 1975-01-08 | 1976-01-13 | General Electric Company | Augmentor flameholding apparatus |
| US4064691A (en) * | 1975-11-04 | 1977-12-27 | General Electric Company | Cooling of fastener means for a removable flameholder |
| US4315401A (en) * | 1979-11-30 | 1982-02-16 | United Technologies Corporation | Afterburner flameholder construction |
| US4445339A (en) * | 1980-11-24 | 1984-05-01 | General Electric Co. | Wingtip vortex flame stabilizer for gas turbine combustor flame holder |
| US4490973A (en) * | 1983-04-12 | 1985-01-01 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Flameholder with integrated air mixer |
-
1987
- 1987-11-05 US US07/117,183 patent/US5076062A/en not_active Expired - Lifetime
-
1988
- 1988-10-20 AU AU24103/88A patent/AU606224B2/en not_active Ceased
- 1988-10-27 CA CA000581476A patent/CA1319515C/en not_active Expired - Fee Related
- 1988-10-28 CN CN88107518A patent/CN1016892B/zh not_active Expired
- 1988-11-02 JP JP63276385A patent/JP2738718B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1988-11-04 KR KR1019880014491A patent/KR960005768B1/ko not_active IP Right Cessation
- 1988-11-04 DE DE88310425T patent/DE3884751T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1988-11-04 EP EP88310425A patent/EP0315485B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1988-11-07 IN IN933/CAL/88A patent/IN171393B/en unknown
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4893822A (ja) * | 1972-02-17 | 1973-12-04 | ||
| JPS5426414U (ja) * | 1977-07-23 | 1979-02-21 |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008008606A (ja) * | 2006-06-29 | 2008-01-17 | General Electric Co <Ge> | アフターバーナ |
| WO2015166902A1 (ja) * | 2014-04-30 | 2015-11-05 | 株式会社Ihi | アフタバーナ及び航空機エンジン |
| WO2015166921A1 (ja) * | 2014-04-30 | 2015-11-05 | 株式会社Ihi | アフタバーナ及び航空機エンジン |
| JP2015209835A (ja) * | 2014-04-30 | 2015-11-24 | 株式会社Ihi | アフタバーナ及び航空機エンジン |
| JP2015209834A (ja) * | 2014-04-30 | 2015-11-24 | 株式会社Ihi | アフタバーナ及び航空機エンジン |
| US10168050B2 (en) | 2014-04-30 | 2019-01-01 | Ihi Corporation | Afterburner and aircraft engine |
| US10197011B2 (en) | 2014-04-30 | 2019-02-05 | Ihi Corporation | Afterburner and aircraft engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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