(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンオーグメンタ（３４）であって、
オーグメンタライナ（１１６）及びテールパイプライナ（１１８）を分離する軸方向に延びる環状ギャップ（６２）を備えたライナ間空洞（８４）と、
半径方向外側でファンバイパスダクト（２４）に開口しかつ該ファンバイパスダクト（２４）と流体連通状態になっておりまた半径方向内側で前記ライナ間空洞（８４）に開口しかつ該ライナ間空洞（８４）と流体連通状態になったパージ流空洞（２２６）と、
前記ファンバイパスダクト（２４）と流体連通状態になったエジェクタ（２３９）と、を含み、
前記エジェクタ（２３９）が、その内部から前記ライナ間空洞（８４）を横切ってエジェクタノズル流（２５６）を導くように配置されかつ方向付けられたエジェクタノズル（２４１）を有し、
前記エジェクタ（２３９）が、前記ファンバイパスダクト（２４）と流体連通状態になったエジェクタプレナム（２４４）を有し、
前記エジェクタノズル（２４１）が、その中にノズル流路（２５０）を有しまたエジェクタノズル入口（２５２）からエジェクタノズル出口（２５４）までの間で後向きに延びかつ収束しており、
前記エジェクタノズル入口（２５２）が、前記エジェクタプレナム（２４４）に開口しかつ該エジェクタプレナム（２４４）と流体連通状態になっており、
前記パージ流空洞（２２６）が、前記ファンバイパスダクト（２４）に開口しかつ該ファンバイパスダクト（２４）と流体連通状態になった前方及び後方パージ流空洞（２３０、２３２）に分岐され、
前記エジェクタプレナム（２４４）が、前記前方パージ流空洞（２３０）の半径方向内側に設置されかつ該前方パージ流空洞（２３０）と流体連通状態になっており、また
前記後方パージ流空洞（２３２）が、前記ライナ間空洞（８４）の半径方向外側に設置されかつ該ライナ間空洞（８４）と流体連通状態になっている、
オーグメンタ（３４）。
【請求項２】
前記前方パージ流空洞（２３０）及びエジェクタプレナム（２４４）間にエジェクタ計量アパーチャ（２４２）を有する環状隔壁（２４５）をさらに含む、請求項１記載のオーグメンタ（３４）。
【請求項３】
前記テールパイプライナ（１１８）の上流端部（８８）に配置されかつ前記環状ギャップ（６２）を境界付けた前向き段部（８９）をさらに含み、
前記エジェクタノズル出口（２５４）が、前記エジェクタノズル流（２５６）をさらに前記前向き段部（８９）に導くように配置されかつ方向付けられる、
請求項２記載のオーグメンタ（３４）。
【請求項４】
前記ファンバイパスダクト（２４）を環状半径方向外側及び内側ファンダクト（１８２、１８４）に分岐させた分岐ダクト壁（１８０）の後方つまり下流端部（２３８）に形成されたＵ字状壁（２３６）をさらに含み、
前記Ｕ字状壁（２３６）が、前記パージ流空洞（２２６）を前記前方及び後方パージ流空洞（２３０、２３２）に分岐させ、また
前記前方及び後方パージ流空洞（２３０、２３２）が、前記ファンバイパスダクト（２４）の外側ファンダクト（１８２）に開口しかつ該外側ファンダクト（１８２）と流体連通状態になっている、
請求項３記載のオーグメンタ（３４）。
【請求項５】
前記環状ギャップ（６２）の上流に設置されまた火炎を発生させかつ前記オーグメンタライナ（１１６）内部の排気流路（１２８）の燃焼ゾーン（４４）内において全体にわたって該火炎を伝搬させるように作動可能である環状捕捉渦流空洞パイロット（５０）をさらに含む、請求項１記載のオーグメンタ（３４）。
【請求項６】
前記後方パージ流空洞（２３２）が、それを貫通して配置されたパージ計量アパーチャ（２５９）の環状アレイを有する環状半径方向外側後方パージ流空洞シール（２５８）によってその半径方向外側が境界付けられる、請求項１記載のオーグメンタ（３４）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはアフタバーナの下流において、より具体的には捕捉渦流空洞を備えたアフタバーナの下流においてエンジンの排気流路に隣接する冷却空洞を有する航空機ガスタービンエンジンに関する。米国連邦政府は、米国国防総省によって授与れた契約第Ｎ０００１９−０４−Ｃ−００９３号に従って本発明に対して権利を有する。
【背景技術】
【０００２】
高性能軍用機は一般的に、特に超音速飛行が望ましい時に付加的推力を提供するようになったアフタバーナ又はオーグメンタ（増強装置）を有するターボファンガスタービンエンジンを備える。ターボファンエンジンは、下流方向直列流れ連通状態で、多段ファン、多段圧縮機、燃焼器、圧縮機を駆動する高圧タービン、及びファンを駆動する低圧タービンを含む。バイパスダクトは、多段圧縮機、燃焼器、高圧タービン及び低圧タービンを囲みかつファン空気の一部分がそれら多段圧縮機、燃焼器、高圧タービン及び低圧タービンをバイパス（迂回）するのを可能にする。
【０００３】
運転時に、空気は、ファン及び圧縮機を通して順次加圧され、燃焼器内で燃料と混合されかつ点火されて高温燃焼ガスを発生し、この高温燃焼ガスは、タービン段を通って下流方向に流れ、これらのタービン段が、高温燃焼ガスからエネルギーを取出すようになる。高温コアガスは次に、アフタバーナを備えたエンジンの排気セクション内に吐出され、この排気セクションから、高温コアガスは可変面積排気ノズルを通してエンジンより吐出される。
【０００４】
アフタバーナは、エンジンの排気セクション内に設置され、排気セクションは、排気ケーシングと燃焼ゾーンを囲む排気ライナとを含む。タービン及び排気ノズル間に燃料噴射器（スプレイバーのような）及び火炎保持器を取付けて、再熱運転時に付加的推力を発生させるためにアフタバーナ内での燃焼が望ましい時に追加燃料を噴射するようにする。そのような燃料噴射を使用した推力増強又は再熱は、ウェット運転（ｗｅｔ  ｏｐｅｒａｔｉｏｎ）と呼ばれ、一方、ドライ運転する（ｏｐｅｒａｔｉｎｇ  ｄｒｙ）というのは、推力増強を使用しないことを意味する。環状バイパスダクトは、ファンからアフタバーナまで延びて、ファン空気の一部分をコアエンジンの周りを迂回させてアフタバーナに流す。このバイパス空気は、コアガス及びスプレイバーからの燃料と混合され、点火されかつ燃焼された後に、排気ノズルを通して吐出される。バイパス空気はまた、その一部が排気ライナを冷却するために使用される。
【０００５】
様々なタイプの火炎保持器が知られており、これら火炎保持器は、そうでなければ高速であるコアガスの領域内において該火炎保持器の背後に局所的低速再循環及び滞留領域を形成して、再熱運転時における燃焼を持続させかつ安定化させる。コアガスはコアエンジン内における燃焼生成物であるので、コアガスは、最初から高温でありかつ再熱運転時にバイパス空気及び追加燃料と共に燃焼するとさらに加熱される。現在では、増強装置は、推力増大を最大化するように使用されまた総ストリームとなりかつ燃焼プロセスにおいて全ての利用可能酸素を消費して、例えば約７０％もの高増強比率を生じる傾向になる。
【０００６】
火炎保持器の直ぐ下流の領域では、ガス流が部分的に再循環し、かつその速度が、火炎伝搬速度よりも小さくなる。これらの領域では、それが通過するにつれて新規な燃料を燃焼させることができる安定火炎が存在することが大切である。ガスストリーム内の火炎保持器は、本質的に流動損失を生じさせかつエンジン効率を低下させる不具合がある。幾つかの最新のガスタービンエンジン及び設計では、火炎安定性を向上させかつ流動損失を減少させる目的で、半径方向に延びるスプレイバー及び火炎保持器を含む。米国特許第５，３９６，７６３号及び第５，８１３，２２１号には、半径方向火炎保持器と統合させた半径方向スプレイバーが開示されている。統合型の半径方向スプレイバーを有する半径方向火炎保持器間に配置した半径方向スプレイバーは、ＧＥ  Ｆ４１４及びＧＥ  Ｆ１１０−１３２航空機ガスタービンエンジンに組込まれている。この構成では、統合型の半径方向スプレイバーを備えた半径方向火炎保持器のより効率的な燃焼及び無負荷燃料供給に適した燃料のさらなる分散が得られ、それら火炎保持器は、過剰燃料供給による吹き消えがなくかつ／又は不安定燃焼を生じることがないようになる。
【０００７】
燃料は一般的に火炎保持器の上流に噴射されるので、該火炎保持器の上流で発生する可能性がある望ましくない燃料の自己着火及び燃焼により、火炎保持器損傷が生じ、このこともまた、該火炎保持器の有効寿命を大幅に短縮させる。Ｖ字状ガッタ火炎保持器はコアガス内に垂下されているので、それら火炎保持器は、効果的に冷却するのが一層困難であり、かつ一般的に温度の円周方向変動を受け、それにより対応する熱応力を生じ、このこともまた、火炎保持器の有効寿命を低下させる。Ｖ字状ガッタ火炎保持器は、火炎保持（保炎）能力の限界を有しており、またそれら火炎保持器の空気力学的性能及び特性は、エンジンの大きさ、性能及び推進能力に悪影響を与える。このことは部分的には、ノズルを通して吐出するのに先立ってスプレイバーによって追加した燃料のほぼ完全燃焼を可能にするのに十分な長さを有する燃焼ゾーン、並びに広範囲の飛行速度及びマッハ数に基因している。流動損失を低下させかつエンジン効率を向上させた状態で従前のアフタバーナ又はオーグメンタよりも良好な性能特性をもたらすような火炎安定化捕捉渦流空洞パイロットが開発された。内部及び外部燃料供給式環状捕捉渦流空洞パイロットは、排気流路に開口した空洞開口部を有する。「捕捉渦流空洞アフタバーナ」の名称の米国特許第７，２２５，６２３号、「外部燃料供給式捕捉渦流空洞オーグメンタ」の名称の米国特許第７，４６７，５１８号、及び「捕捉渦流空洞パイロットを備えたオーグメンタ」の名称の米国特許出願公開第２００９／００５６３４０Ａ１号を参照されたい。
【０００８】
排気ノズルと捕捉渦流空洞パイロットとの間には、排気ケーシング及び燃焼ゾーンを囲む排気ライナが位置している。捕捉渦流空洞は、排気ライナの上流に位置しかつ該排気ライナから分離した捕捉渦流ライナ内に形成することができ、従って２つのライナ間に空洞が形成される可能性がある。この空洞は流れ剥離を生じさせ、従って火炎保持領域を形成しかつその領域内のライナの焼損を引き起こし、それによって過早摩耗又は損傷を生じさせかつ飛行安全性問題を引き起こすおそれがあるので、この空洞をパージすることは極めて重要である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】米国特許第７，５７８，３６９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
従って、良好な空洞パージを行なって該空洞の領域内での焼損を防止することが極めて望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
ガスタービンエンジンオーグメンタは、オーグメンタライナ及びテールパイプライナを分離する軸方向に延びる環状ギャップを備えたライナ間空洞を含む。パージ流空洞が、半径方向外側でファンバイパスダクトに開口しかつ該ファンバイパスダクトと流体連通状態になっておりまた半径方向内側でライナ間空洞に開口しかつ該ライナ間空洞と流体連通状態になっている。エジェクタが、ファンバイパスダクトと流体連通状態になっており、かつその内部からライナ間空洞を横切ってエジェクタノズル流を導くように配置されかつ方向付けられたエジェクタノズルを含む。
【００１２】
エジェクタの例示的な実施形態は、ファンバイパスダクトと流体連通状態になったエジェクタプレナムを含み、またエジェクタノズルは、その中にノズル流路を有し、ノズル流路は、エジェクタノズル入口からエジェクタノズル出口までの間で後向きに延びかつ収束する。エジェクタノズル入口は、エジェクタプレナム及びエジェクタノズル出口に開口しかつ該エジェクタプレナム及びエジェクタノズル出口と流体連通状態になっている。パージ流空洞は、ファンバイパスダクトに開口しかつ該ファンバイパスダクトと流体連通状態になった前方及び後方パージ流空洞に分岐され、エジェクタプレナムは、前方パージ流空洞の半径方向内側に設置されかつ該前方パージ流空洞と流体連通状態になっており、また後方パージ流空洞は、ライナ間空洞の半径方向外側に設置されかつ該ライナ間空洞と流体連通状態になっている。環状隔壁が、前方パージ流空洞及びエジェクタプレナム間にエジェクタ計量アパーチャを有する。
【００１３】
エジェクタノズル出口は、エジェクタノズル流をさらに、環状ギャップを境界付けたテールパイプライナの上流端部における前向き段部に導くように配置しかつ方向付けることができる。
【００１４】
環状バイパスダクトを環状半径方向外側及び内側ファンダクトに分岐させた分岐ダクト壁の後方つまり下流端部に形成されたＵ字状壁は、パージ流空洞を前方及び後方パージ流空洞に分岐させるために使用することができる。その時前方及び後方パージ流空洞は、ファンバイパスダクトの外側ファンダクトに開口しかつ該外側ファンダクトと流体連通状態になっている。
【００１５】
本オーグメンタは、環状ギャップの上流に設置されまたオーグメンタライナ内部の排気流路の燃焼ゾーン内に火炎を発生させかつ該燃焼ゾーン内の全体にわたって該火炎を伝搬させるように作動可能である環状捕捉渦流空洞パイロットを含むことができる。
【００１６】
好ましくかつ例示的な実施形態により、本発明をそのさらに別の目的及び利点と共に、添付図面と関連して行った以下の詳細な記載においてより具体的に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】捕捉渦流空洞パイロット並びにエジェクタ及び空洞パージ組立体を備えたオーグメンタを有する例示的なターボファンガスタービンエンジンの軸方向断面図。
【図２】図１に示す捕捉渦流空洞パイロット並びにエジェクタ及び空洞パージ組立体の拡大軸方向断面図。
【図３】図１に示すオーグメンタにおける半径方向火炎保持器間に配置された半径方向スプレイバーの一部分の斜視図。
【図４】図１に示すエジェクタ及び空洞パージ組立体の拡大軸方向断面図。
【図５】図４に示すエジェクタ及び空洞パージ組立体の別の実施形態の拡大軸方向断面図。
【図６】図４に示すエジェクタ及び空洞パージ組立体の計量式の別の実施形態の断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
図１及び図２に示すのは、飛行中の航空機（図示せず）に動力供給するようになった例示的な中バイパス比ターボファンガスタービンエンジン１０である。エンジン１０は、長手方向つまり軸方向中心軸線１２の周りで軸対称であり、かつコアエンジン１３の上流にファンセクション１４を有する。コアエンジン１３は、直列下流方向流れ連通状態で、多段軸流高圧圧縮機１６、環状燃焼器１８、及び高圧駆動シャフト１７によって高圧圧縮機１６に好適に結合された高圧タービン２０を含む。コアエンジン１３の下流には、低圧駆動シャフト１９によってファンセクション１４に好適に結合された多段低圧タービン２２が配置される。コアエンジン１３は、コアエンジンケーシング２３内に収容され、またバイパス流路を包含した環状バイパスダクト２５が、コアエンジン１３の周りを囲む。エンジンケーシング２１がバイパスダクト２４を囲み、バイパスダクト２４は、ファンセクション１４から下流方向に低圧タービン２２を超えて延びる。
【００１９】
エンジン空気３１が、エンジン入口１１を通ってエンジンに流入しかつ最初にファンセクション１４を通って下流方向に流れるにつれて加圧され、コアエンジン空気３７と呼ばれるその内側部分は、高圧圧縮機１６を通って流れてさらに加圧されるようになる。エンジン空気の外側部分は、バイパス空気２６と呼ばれ、コアエンジン１３を迂回しかつバイパスダクトを通って流れるように導かれる。コアエンジン空気は、主燃焼器燃料噴射器３２及び燃焼器１８内の気化器による燃料と好適に混合されかつ点火燃焼されて高温燃焼ガスを発生し、この高温燃焼ガスがタービン２０、２２を通って流れるようになる。高温燃焼ガスは、環状コア出口３０を通してコアガス２８としてコアストリーム流路１２７内に吐出され、このコアストリーム流路１２７というのは、エンジン１０内においてタービン２０、２２の後方かつ下流に位置したディフューザ２９を通してタービン２０、２２から下流方向かつ後方方向に延びる排気流路１２８の上流部分である。コアストリーム流路１２７は、バイパスダクト２４の半径方向内側に設置される。
【００２０】
ディフューザ２９は、環状半径方向外側ディフューザライナ４６によって囲まれたディフューザダクト３３を含み、またコアガス２８が該ディフューザ２９の後方かつ下流においてエンジンの排気ケーシング３６内に半径方向に設置されたオーグメンタ３４に流入する時に該コアガス２８の速度を減少させるために使用される。中心軸線１２はまた、該中心軸線１２の周りに円周方向に配置されたオーグメンタ３４の中心軸線である。コア出口３０から後方にかつその一部がオーグメンタ３４内に延びる収束形中心体４８が、ディフューザダクト３３をその半径方向内側について境界付ける。ディフューザ２９は、排気ケーシング３６を貫通して下流方向に延びる燃焼ライナ４０の前方端部３５の上流又は前方に軸方向に間隔を置いて配置される。燃焼ライナ４０は、排気ケーシング３６全体を貫通して軸方向かつ下流方向に延びるテールパイプライナ１１８の前方かつ上流にまた該テールパイプライナ１１８と作動可能な協働関係になったオーグメンタライナ１１６を含む組立体である。環状捕捉渦流空洞パイロット５０は、オーグメンタライナ１１６内に形成される。環状捕捉渦流空洞パイロット５０は、火炎を発生させかつオーグメンタの周りで半径方向火炎保持器５２にまた燃焼ライナ４０によって周囲を境界付けられるか又は囲まれた排気流路１２８の燃焼ゾーン４４内に該火炎を伝搬させる。
【００２１】
燃焼ゾーン４４は、バイパスダクト２４の半径方向内側にまたオーグメンタ３４の下流かつ後方に設置される。環状排気ケーシング３６は、対応するエンジンケーシング２１と同軸に配置されかつ該対応するエンジンケーシング２１に好適に取付けられる。排気セクション１２６はさらに、環状排気燃焼ライナ４０及び排気ケーシング３６の半径方向間に配置された環状冷却ダクト４２を含む。環状冷却ダクト４２は、バイパスダクト２４と流れ連通状態で配置されて、該バイパスダクト２４からバイパス空気２６の第２の部分２７を受けるようになっている。
【００２２】
図１及び図２を参照すると、排気ベーン４５が、排気流路１２８を横切って半径方向に延びる。排気ベーン４５は一般的に、中空でありかつ湾曲している。中空排気ベーン４５は、バイパス空気２６の第１の部分１５を受けかつ該バイパス空気２６を空気噴射孔１３２を通して排気流路１２８内に流すように設計されている。バイパス空気２６及びコアガス２８は、互いに混合されて、排気流３９を形成する。排気ケーシング３６の後方端部に取付けられているのは、運転時にそれを通して排気流３９が吐出される可変面積収束−発散形排気ノズル３８である。
【００２３】
本明細書に示すオーグメンタ３４の例示的な実施形態は、外側ディフューザライナ４６から排気流路１２８内に半径方向内向きに延びる複数の円周方向に間隔を置いて配置された半径方向火炎保持器５２を含む。半径方向火炎保持器５２は、統合型の燃料スプレイバー５９を含みかつ図３に示すように半径方向スプレイバー５３と円周方向に相互嵌合しており、このことはまた、２００７年８月３１日に出願したＩｖａｎ  Ｅｌｍｅｒ  Ｗｏｌｔｍａｎｎによる「捕捉渦流空洞パイロットを備えたオーグメンタ」の名称の米国特許出願公開第２００９／００５６３４０号にも開示されており、この米国特許出願は、本出願の出願人に譲渡されておりかつ参考文献として本明細書に組入れている。
【００２４】
図１〜図３を参照すると、半径方向火炎保持器５２は、半径方向スプレイバー５３と円周方向に相互嵌合している、つまり１つの半径方向スプレイバー５３が半径方向火炎保持器５２の各円周方向に隣接する対５７間に配置されている。半径方向スプレイバー５３及び一体形燃料スプレイバー５９は、燃料７５を排気流路１２８内に噴射するように作動可能である。バイパス空気２６の第１の部分１５は、排気流路１２８内でコアガス２８と混合して排気流３９を形成し、かつさらに下流においてバイパス空気２６の他の部分が、排気流３９に追加される。オーグメンタ３４は、燃焼のために排気流路１２８内の酸素を使用する。半径方向スプレイバーからの及び半径方向火炎保持器５２内のからの燃料７５が、排気ベーン４５の下流に置いて排気流路１２８内に噴射されて、燃焼ゾーン４４内での燃焼のための燃料／空気混合気７６を形成する。燃料７５は、燃焼ゾーン４４内で燃焼されて、排気ノズル３８による推力増強を行なうようになる。
【００２５】
本明細書に示すように、燃料／空気混合気７６は、図１及び図３に示す外部燃料供給式環状捕捉渦流空洞パイロット５０によって点火されかつ安定化される。環状捕捉渦流空洞パイロット５０の周りに配置された複数の空洞燃料噴射器チューブ１０３を捕捉渦流空洞パイロット５０に必要な燃料のほぼ全てを供給するように外側壁１３０を貫通して捕捉渦流空洞パイロット５０内に作動可能に配置して、燃焼ゾーン４４内において燃料／空気混合気７６を点火燃焼させるパイロットとして機能させるようにする。それに代えて、空洞は、「外部燃料供給式捕捉渦流空洞オーグメンタ」の名称の米国特許第７，４６７，５１８号に記載されているように排気流により燃料／空気混合気を引込むことによって外部から燃料を燃料供給することができる。渦流空洞内の燃料及び空気混合気に点火し、それが次に燃焼ゾーン４４内に拡大して該燃焼ゾーン４４内で燃料及び空気混合気を点火燃焼させるように、捕捉渦流空洞パイロット５０内に少なくとも１つの点火器９８が作動可能に配置される。この図には、１つのみの点火器を示しているが、１つよりも多い点火器を使用することができる。
【００２６】
環状捕捉渦流空洞パイロット５０が外部燃料供給式である場合には、仮想線で示した空洞燃料噴射器チューブ１０３は、１つ又は複数の点火器９８の環状の回転渦流６９の反時計回転方向１０４に対して上流に設置されまた燃料７５が渦流６９に同伴されかつスパーク９０を突き抜けて流れて点火器９８により点火されることになるように該燃料７５を噴射するように作動可能に設置される。空洞燃料噴射器チューブ１０３は、捕捉渦流空洞パイロット５０内に設置されかつ該捕捉渦流空洞パイロット５０の周りで軸方向中心軸線１２に対して円周方向に燃料を噴霧して良好な燃料分散及び火炎伝搬を得るように方向付けられるか又は配向された燃料孔を含む。１つ又はそれ以上の点火器９８は、燃料及び空気混合気の回転渦流６９に対して空洞燃料噴射器チューブ１０３の下流に配置され、また空洞燃料噴射器チューブ１０３は、１つ又はそれ以上の点火器９８の軸方向後方に配置される。
【００２７】
図１、図２及び図４を参照すると、軸方向に延びる環状ギャップ６２が、オーグメンタライナ１１６及びテールパイプライナ１１８間に配置される。オーグメンタライナ１１６は、ディフューザライナ４６と一体形に製作することができる。ギャップ６２は、ライナ間空洞８４のための開口部を構成し、開口部は、オーグメンタ及びテールパイプライナ１１６、１１８を分離する。ギャップ６２は、燃料／空気混合気７６及び高温空気燃焼ガスの吸込みポイントとなる。エジェクタ流８７及びパージ流２１８を使用して、吸込みに対抗し又は吸込みを防止する。燃料／空気混合気７６の未燃焼部分もまた、空洞の周りで燃焼する可能性がある。ライナ間空洞８４は、流れ剥離を生じさせ、従って火炎保持領域を形成しかつその領域内のオーグメンタ及びテールパイプライナ１１６、１１８の焼損を引き起こし、それによって過早摩耗又は損傷を生じさせかつ飛行安全性問題を引き起こす可能性がある。
【００２８】
図４に示すように、テールパイプライナ１１８の上流端部８８には、排気流３９に対する前向き段部８９が設けられる。前向き段部８９と組合さったその寸法に基因して、燃料保有の可能性がある排気流３９がライナ間空洞８４に流入する危険性がある。これは、ライナ間空洞８４の領域内に温度過昇を引き起こす可能性がある。ライナ間空洞８４の火炎保持性及び前向き段部８９は、耐久性及び飛行安全性問題となる。パージ流空洞２２６及び流れエジェクタ２３９を含むエジェクタ及び空洞パージ組立体２２０を設けて、燃料保有排気流３９がライナ間空洞８４に流入するのを防止する。
【００２９】
パージ流空洞２２６は、ライナ間空洞８４にパージ流２１８を供給し、また燃料保有排気流３９がライナ間空洞８４に流入するのを防止しかつ前向き段部８９が火炎を保持するのを防止するように設計される。パージ流空洞２２６は、バイパス空気２６に開口しまたライナ間空洞８４の半径方向外側に設置されかつ該ライナ間空洞８４と流体連通状態になっている。パージ流２１８は、バイパス空気２６からパージ流空洞２２６を通ってライナ間空洞８４内に流れ、次にギャップ６２を通してライナ間空洞８４から流出する。
【００３０】
環状分岐ダクト壁１８０が、環状バイパスダクト２４を環状半径方向外側及び内側ファンダクト１８２、１８４に分岐する。パージ流空洞２２６は、分岐ダクト壁１８０の後方つまり下流端部２３８に形成したＵ字状壁２３６によって前方及び後方パージ流空洞２３０、２３２に分岐される。前方及び後方パージ流空洞２３０、２３２は、バイパスダクト２４の外側ファンダクト１８２に半径方向外側で開口しかつ該外側ファンダクト１８２と流体連通状態になっている。エジェクタ２３９は、Ｕ字状壁２３６の半径方向環状内側セクション２４３によってその一部が境界付けられかつそれを貫通するエジェクタ計量アパーチャ２４２を有する環状分割壁２４５として作用する。Ｕ字状壁２３６の内側セクション２４３は、前方パージ流空洞２３０及びエジェクタプレナム２４４間に設置され、またエジェクタプレナム２４４は、前方パージ流空洞２３０及び内側セクション２４３の半径方向内側に設置される。エジェクタ計量アパーチャ２４２は、前方パージ流空洞２３０からエジェクタプレナム２４４への冷却空気を計量する。内側ファンダクト１８４は、内側ファンダクト壁１８６によって後方で境界付けられかつ断ち切られ、内側ファンダクト壁１８６は、エジェクタプレナム２４４を軸方向前方で境界付けかつシールする。
【００３１】
エジェクタ２３９はさらに、半径方向に間隔を置いて配置されたエジェクタ内側及び外側壁２４６、２４８によって半径方向に境界付けられた環状エジェクタノズル２４１とそれらの間の収束形ノズル流路２５０とを含む。ノズル流路２５０は、エジェクタノズル入口２５２からエジェクタノズル出口２５４まで後向きに延びかつ収束する。エジェクタノズル入口２５２は、エジェクタプレナム２４４に開口し、またエジェクタノズル出口２５４は、エジェクタノズル２４１の内部からライナ間空洞８４を横切って前向き段部８９にエジェクタノズル流２５６を導くように配置されかつ方向付けられる。
【００３２】
エジェクタノズル２４１は、前向き段部８９に方向付けられた状態でエジェクタノズル流２５６を導き、またエジェクタノズル出口２５４から流出するエジェクタノズル流２５６の静圧が後方パージ流空洞２３２内の冷却空気の静圧よりも低くなるので後方パージ流空洞２３２からエジェクタノズル流２５６内に冷却空気を引込む。このことは、後方パージ流空洞２３２内により多くの冷却空気を引込んで該空洞内への高温燃料保有ガスの噴出を防止する効果を有し、また前向き段部８９及び該前向き段部８９の半径方向内側コーナ部９４のより良好な保護をもたらしてこの領域内における火炎保持を防止する。コーナ部９４は、曲率半径Ｒ及びテールパイプライナ１１８の環状半径方向外側高温表面との接点９６を有する状態で丸み付けされる。環状テールパイプライナ１１８の前方つまり上流端部２５７上の環状リップ部２５５が、環状エジェクタノズル２４１の半径方向外側にかつ該環状エジェクタノズル２４１から間隔をおいて配置され、また該環状エジェクタノズル２４１に部分的にオーバラップする。前向き段部８９は、テールパイプライナ１１８のリップ部２５５及び高温表面１９８間で半径方向に延びる。エジェクタノズル２４１のより具体的な実施形態では、エジェクタノズル出口２５４は、前向き段部８９及びテールパイプライナ１１８のコーナ部に方向付けられる。エジェクタノズル２４１は、エジェクタノズル流２５６が接点９６に又は該接点９６の近くに付着するのを可能にするように構成されかつ方向付けられる。
【００３３】
図５に示すのは、後方パージ流空洞２３２の別の実施形態を示している。後方パージ流空洞２３２は、それを貫通して配置されたパージ計量アパーチャ２５９の環状アレイを有する環状半径方向外側後方パージ流空洞シール２５８によってその半径方向外側が境界付けられる。パージ計量アパーチャ２５９は、外側ファンダクト１８２から後方パージ流空洞２３２への冷却空気を計量する。半径方向外側後方パージ流空洞シール２５８は、Ｕ字状壁２３６の後方セクション２６０及びリップ部２５５の半径方向外側表面２６２間で軸方向に延びかつ軸方向後向きに収束する。空洞シール２５８は、可撓性がありかつフィンガの環状アレイを有するフィンガシールとすることができる。
【００３４】
エジェクタ及びパージ計量アパーチャ２４２、２５９を通って流れる空気流は、本明細書にそれぞれエジェクタ及びパージ孔２８０、２８２を有する円錐形エジェクタ及びパージリング２７８、２７６として示したエジェクタ及びパージバルブ２７０、２７２によって制御することができる。エジェクタ及びパージ孔２８０、２８２は、それぞれ中心軸線１２の周りでエジェクタ及びパージリング２７８、２７６を回転させることによってエジェクタ及びパージ計量アパーチャ２４２、２５９と整列可能である。このことにより、エジェクタ及びパージ計量アパーチャ２４２、２５９を通って流れる冷却空気の量が制御及び変更可能になる。
【００３５】
本明細書では、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、本発明のその他の変更が、本明細書の教示から当業者には明らかである筈であり、従って、全てのそのような変更は、本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることを切望する。
【００３６】
従って、本特許出願によって保護されることを望むものは、提出した特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。
【符号の説明】
【００３７】
１０  ターボファンガスタービンエンジン
１１  エンジン入口
１２  軸方向中心軸線
１３  コアエンジン
１４  ファンセクション
１５  バイパス空気の第１の部分
１６  高圧圧縮機
１７  高圧駆動シャフト
１８  燃焼器
１９  低圧駆動シャフト
２０  高圧タービン
２１  エンジンケーシング
２２  低圧タービン
２３  コアエンジンケーシング
２４  バイパスダクト
２５  バイパスダクト
２６  バイパス空気
２７  バイパス空気の第２の部分
２８  コアガス
２９  ディフューザ
３０  コア出口
３１  エンジン空気
３２  主燃焼器燃料噴射器
３３  ディフューザダクト
３４  オーグメンタ
３５  燃焼ライナの前方端部
３６  排気ケーシング
３７  コアエンジン空気
３８  可変面積収束−発散形排気ノズル
３９  排気流
４０  燃焼ライナ
４２  冷却ダクト
４４  燃焼ゾーン
４５  排気ベーン
４６  外側ディフューザライナ
４８  収束形中心体
５０  捕捉渦流空洞パイロット
５２  半径方向火炎保持器
５３  半径方向スプレイバー
５７  半径方向火炎保持器の隣接する対
５９  一体形燃料スプレイバー
６２  環状ギャップ
６９  回転渦流
７５  燃料
７６  燃料／空気混合気
８４  ライナ間空洞
８７  エジェクタ流
８８  テールパイプライナの上流端部
８９  前向き段部
９０  スパーク
９４  内側コーナ部の接点
９６  前向き段部の半径方向内側コーナ部
９８  点火器
１０３  空洞燃料噴射器チューブ
１０４  渦流の反時計回転方向
１１６  オーグメンタライナ
１１８  テールパイプライナ
１２６  排気セクション
１２７  コアストリーム流路
１２８  排気流路
１３０  外側壁
１３２  排気ベーンの空気噴射孔
１８０  分岐ダクト壁
１８２  半径方向外側ファンダクト
１８４  半径方向内側ファンダクト
１８６  内側ファンダクト壁
１９８  テールパイプライナの高温表面
２１８  パージ流
２２０  エジェクタ及び空洞パージ組立体
２２６  パージ流空洞
２３０  前方パージ流空洞
２３２  後方パージ流空洞
２３６  Ｕ字状壁
２３８  分岐ダクト壁の後方つまり下流端部
２３９  流れエジェクタ
２４１  エジェクタノズル
２４２  エジェクタ計量アパーチャ
２４３  Ｕ字状壁の内側セクション
２４４  エジェクタプレナム
２４５  分割壁
２４６  エジェクタ内側壁
２４８  エジェクタ外側壁
２５０  収束形ノズル流路
２５２  エジェクタノズル入口
２５４  エジェクタノズル出口
２５５  リップ部
２５６  エジェクタノズル流
２５７  テールパイプライナの前方つまり上流端部
２５８  半径方向外側後方パージ流空洞シール
２５９  パージ計量アパーチャ
２６０  Ｕ字状壁の後方セクション
２６２  リップ部の半径方向外側表面
２７０  エジェクタバルブ
２７２  パージバルブ
２７６  パージリング
２７８  エジェクタパージリング
２８０  エジェクタ孔
２８２  パージ孔
Ｒ  内側コーナ部の曲率半径
【図１】
0005814651.tif 000002
【図２】
0005814651.tif 000003
【図３】
0005814651.tif 000004
【図４】
0005814651.tif 000005
【図５】
0005814651.tif 000006
【図６】
0005814651.tif 000007