(57)【要約】【課題】環状チャネルとフラップの通路との間の二次空気の漏洩を排除して、エンジン性能の損失を回避するターボマシンを提案する。【解決手段】本発明は、通路１１への冷気の供給は、環状ダクトによって提供され、この環状ダクトは、第１の可撓性環状ガスケット３０によって外側で画定され、第１の可撓性環状ガスケット３０は、二次流の圧力からの付勢下で上記ケーシング４の下流側内面とフラップ８の上流側内面に対して保持され、動作時には、これらに摺動接触して押圧され、また、この環状ダクトは、第２の可撓性環状ガスケット４０によって内側で画定され、この第２の可撓性環状ガスケット４０の上流側端４０ａは、ダイアフラム６の径方向内側ゾーンに固定され、かつこの第２の可撓性環状ガスケット４０の下流側端３０ｃは、保護プレート１０の上流側内面に摺動接触して押圧されることを特徴としている。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つのノズル（７）によって延長されている後燃焼室（２）を、タービンの下流側に備える航空機ターボマシンであり、前記後燃焼室は、ケーシング（４）内に配置される断熱ライニング（３）によって径方向に画定されており、前記ケーシングおよび前記ライニングが、共に動作時に二次流が生じる環状チャネル（５）を画定し、前記ケーシング（４）に固定される環状ダイアフラム（６）は、前記チャネル（５）の下流側端に配置されており、前記ノズル（６）は、前記ケーシング（４）の上流側端に蝶番式に取り付けられる複数のフラップ（８）を備えており、各フラップは、前記フラップと協働する断熱プレート（１０）が内面に取り付けられ、前記ダイアフラム（６）によって送られた冷気が供給される通路（１１）を画定する航空機ターボマシンであって、
前記通路（１１）への冷気の供給は、環状ダクトによって提供され、該環状ダクトが、第１の可撓性環状ガスケット（３０）によって外側で画定され、該第１の可撓性環状ガスケット（３０）は、二次流の圧力からの付勢下でケーシング（４）の下流側内面とフラップ（８）の上流側内面に対して保持され、動作時には、ケーシング（４）の下流側内面とフラップ（８）の上流側内面に摺動接触して押圧され、また、前記環状ダクトが、第２の可撓性環状ガスケット（４０）によって内側で画定され、該第２の可撓性環状ガスケット（４０）の上流側端（４０ａ）が、ダイアフラム（６）の径方向内側ゾーンに固定され、かつ該第２の可撓性環状ガスケット（４０）の下流側端（３０ｃ）が、断熱プレート（１０）の上流側内面に摺動接触して押圧されることを特徴とする、航空機ターボマシン。
【請求項２】
ダイアフラム（６）と断熱ライニング（３）との間のシーリングを提供するための第３の可撓性環状ガスケット（５０）をさらに含んでおり、前記第３のガスケットが、前記断熱ライニング（３）を摺動可能に担持する下流側端（４０ｃ）によって、ダイアフラム（６）に上流側で保持されることを特徴とする、請求項１に記載のターボマシン。
【請求項３】
各環状ガスケットは、複数のセクタ（７０）によって構成されており、各セクタが、２つの重複プレート（７１、７２）を備えており、該重複プレートが、共に接続され、かつ２つの隣接するセクタの縁が重複するように周方向にオフセットされ、各プレートは、別のプレートによって閉鎖される複数の軸方向スロット（７３）を下流側に提供することを特徴とする、請求項１または２に記載のターボマシン。
【請求項４】
スロット（７３）が、前記ガスケットの軸方向範囲の少なくとも半分にわたって延びていることを特徴とする、請求項３に記載のターボマシン。
【請求項５】
セクタ（７０）のプレート（７１、７２）が、溶接またはロウ付けによって共に接続されることを特徴とする、請求項３または４に記載のターボマシン。
【請求項６】
ダイアフラム（６）は、チャネルセクションリングによって構成されており、前記チャネルセクションリングのフランジ（２１、２２）が、上流側に延び、また前記チャネルセクションリングのウェブ（２３）が、オリフィス（２４）を含み、径方向外側フランジ（２１）は、前記フランジと前記ケーシングとの間に環状間隙（２７）を残す手段によってケーシング（４）に固定されており、第１のガスケット（３０）の上流側端（３０ａ）は、前記間隙（２７）の隙間によって受け取られることを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載のターボマシン。
【請求項７】
第２のガスケット（４０）の上流側端（４０ａ）は、前記フランジ（２２）に支持プレート（６１）を固定するリベット（６０）によって、前記支持プレート（６１）と径方向内側フランジ（２２）の径方向内面との間にクランプされて保持されることを特徴とする、請求項６に記載のターボマシン。
【請求項８】
第３のガスケット（５０）の上流側端（５０ａ）は、前記リベット（６０）によって支持プレート（６１）の径方向内面に固定されることを特徴とする、請求項２または７に記載のターボマシン。
【請求項９】
前記リベット（６０）は、断熱ライニング（３）の外面を摺動可能に担持するヘッド（６２）を有することを特徴とする、請求項７または８に記載のターボマシン。
【請求項１０】
各断熱プレート（１０）は、単一の固定装置（８１）によって結合されるフラップに固定されており、前記フラップ（８）および前記プレート（１０）は、軸方向スライドウェイおよびレールシステムによって、前記固定装置を中心に回転する際に相互に対して移動することを防止され、前記断熱プレート（１０）は、上流側端および径方向内面において、軸方向に凸状の表面（８０）を提供し、ノズル（７）の環状動作範囲全体にわたる第２のガスケット（４０）の下流側端（４０ｃ）との接触によるシーリングを提供することを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載のターボマシン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、低希釈率を有し、後燃焼室が取り付けられた航空機ターボマシンの一次フラップの冷却問題に関する。
【背景技術】
【０００２】
より正確には、本発明は、少なくとも１つのノズルによって延長されている後燃焼室を、タービンの下流側に備えている航空機ターボマシンに関し、後燃焼室は、ケーシング内に配置されている断熱ライニングによって径方向に画定されており、ケーシングおよびライニングは、共に動作時に二次流が生じる環状チャネルを画定しており、ケーシングに固定されている環状ダイアフラムは、環状チャネルの下流側端に配置されており、ノズルは、ケーシングの上流側端に蝶番式に取り付けられている複数のフラップを備えており、各フラップは、フラップと協働する断熱プレートが内面に取り付けられて、ダイアフラムによって送られた冷気が供給される通路を画定している。
【０００３】
最近の軍用エンジンは、常により高いタービン出口温度で動作することによって、後燃焼モードでの動作時に、常により高いノズルフラップでの温度をもたらす。従来の材料の最大温度限界にすでに達している。したがって、最適な寿命をフラップに与えるために、このような限限未満の温度にフラップを維持することが必要となる。
【０００４】
フラップ温度の上昇はまた、エンジンの中実部分の赤外線シグネチャを増加させるという影響を有している。飛行機が適切に信頼できる状態のままであることを保証するために、またはより信頼できるようにするために、この温度を低下させる必要もある。
【０００５】
断熱ライニングの下流側の二次空気の流れの使用は、対流によってノズルフラップを冷却するために、エネルギーの損失を回避する手段である。
【０００６】
しかしながら、後燃焼室の静止部分とノズルの移動部分との間のこの流れの伝播は、可能な限り漏れが無い方法で実行されなければならない。
【０００７】
ＵＳ４，６４５，２１７号明細書は、後燃焼室のケーシングとフラップを支持する軸方向に移動可能な円筒形スリーブとの間に配置されている可撓性シーリングガスケットを開示している。スリーブ上を摺動し、かつケーシングに固定されているこのガスケットは、交互に軸方向スロットを有する２つの重複プレートと、２つのプレート間に介在されている高温に耐えるファブリックとによって構成されている。２つの連続スロット間に配置されている１つのプレートの端部分は、ファブリックを包含するためにもう一方のプレートの縁上に曲げられている。この文献は、そのタイプのガスケットが、静止環状部分と前記部分に蝶番式に取り付けられている一組のフラップとの間に十分なシーリングを提供可能であることを教示してはいない。
【特許文献１】米国特許第４，６４５，２１７号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
本発明の目的は、環状チャネルとフラップの通路との間の、とりわけ外部への二次空気の漏洩を排除して、エンジン性能の損失を回避する、導入部分において記載されたようなターボマシンを提案することである。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
この目的は、通路への冷気の供給が、環状ダクトによって提供され、この環状ダクトが、第１の可撓性環状ガスケットによって外側で画定され、この第１の可撓性環状ガスケットは、冷たい二次流の圧力からの付勢下でケーシングの下流側内面とフラップの上流側内面に対して保持され、動作時には、ケーシングの下流側内面とフラップの上流側内面に摺動接触して押圧され、また、環状ダクトが、第２の可撓性環状ガスケットによって内側で画定され、この第２の可撓性環状ガスケットの上流側端は、ダイアフラムの径方向内部ゾーンに固定され、第２の可撓性環状ガスケットの下流側端は、断熱プレートの上流側内面に摺動接触して押圧されることによって達成されている。
【００１０】
したがって、動作時に、第１のガスケットは、二次流束の圧力からの付勢下で保持されて、ケーシングの下流側内面およびフラップの上流側内面を摺動可能に押圧することによって、冷たい二次流の外部への漏洩を防止する。第１のガスケットの配置は、当然フラップの角度配置と、種々の部品間の可能な膨張差とに応じる。
【００１１】
ダイアフラムと断熱ライニングとの間のシーリングを提供するために、第３の可撓性環状ガスケットが、好都合に２つの部品間に提供されており、この第３のガスケットは、前記断熱ライニングを摺動可能に押圧する下流側端によって、前記ダイアフラムの上流側に保持される。
【００１２】
各環状ガスケットは、複数のセクタによって構成されており、各セクタは、２つの重複プレートを備えており、これらの重複プレートは、共に接続され、かつ２つの隣接するセクタの縁が重複するように周方向にオフセットされ、各プレートは、別のプレートによって閉鎖されている複数の軸方向スロットを下流側に提供している。
【００１３】
スロットは、前記ガスケットの軸方向範囲の少なくとも半分にわたって延長しており、セクタのプレートは、溶接またはロウ付けによって共に接合されている。
【００１４】
ガスケットのこれらの種々の配置は、所望の程度の剛性と共にガスケット壁の良好なシーリングを提供する。
【００１５】
ダイアフラムは、チャネルセクションリングによって構成されており、このチャネルセクションリングのフランジが、上流側に延び、かつこのチャネルセクションリングのウェブが、オリフィスを含み、径方向外側フランジは、前記フランジと前記ケーシングとの間に環状間隙を残す手段によってケーシングに固定されており、第１のガスケットの上流側端は、前記間隙の隙間に受け入れられている。
【００１６】
この配置は、動作時に上流側端が、二次流の圧力からの付勢下で保持されることを保証する。
【００１７】
反対に、第２のガスケットの上流側端は、支持プレートを前記フランジに固定するリベットによって、支持プレートと径方向内側フランジの径方向内面との間にクランプされて保持される。
【００１８】
第３のガスケットの上流側端は、リベットによって支持プレートの径方向内面に固定されており、リベットは、断熱ライニングの外面を摺動可能に押圧するヘッドを有している。
【００１９】
本発明の別の特徴に従って、各断熱プレートは、単一の固定装置によって結合されるフラップに固定されており、フラップおよび断熱プレートは、軸方向スライドウェイおよびレールシステムによって固定装置を中心に回転する際に相互に対して移動することが防止されており、断熱プレートは、その上流側端とその径方向内面に、軸方向に凸状の表面を提供し、ノズルの環状動作範囲全体にわたる、第２のガスケットの下流側端との接触によるシーリングを提供する。
【００２０】
本発明の他の利点および特徴は、例示によって示され、かつ添付の図面を参照してなされている以下の説明を読めば明らかになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２１】
図１および図２は、タービンの下流側にあり図示されていない、それ自体は環状ケーシング４内に配置されている断熱ライニング３によって径方向に画定されている後燃焼室２を含む、軸Ｘの航空機ターボマシンの後部部分１を示している。これらの間に、ライニング３とケーシング４は、環状チャネル５を画定し、この環状チャネル５に、二次流Ｆが生じ、ケーシング４に固定されているダイアフラム６をその下流側端に含む。
【００２２】
軸方向に対称なノズル７が、後燃焼室２の下流側に配置されている。
【００２３】
このノズル７はとりわけ、内面に断熱プレート１０を提供する従動フラップ９（図７および図８参照）と交互になっている、複数の駆動フラップ８を備えている。これらの間に、フラップ８および９と保護プレート１０は、ダイアフラム６によって供給される冷気を受け取るための通路１１を画定し、断熱プレート１０の下流側に保護ストリームを形成する。
【００２４】
フラップ８および９は、その上流側端で、ケーシング４に固定されているアーム１２に蝶番式に取り付けられており、これらのフラップは、例えば、コントロールリング１４を軸方向に移動させるアクチュエータ１３によって作動され、このコントロールリングは、コントロールされたフラップ８の外面に提供されているカム表面１６と協働するホイール１５を提供している。一次フラップ８および９を作動するための他の手段が、本発明の範囲を逸脱せずに使用可能である。
【００２５】
図１において、一次フラップ８および９の下流側に、ノズル７は、収束／発散ノズルを形成するために、二次フラップ２０の第２のリングを含むことが分かる。しかしながら、本発明は、また収束専用のノズルに適用してもよい。
【００２６】
図２により明らかなように、ダイアフラム６は、チャネル５の上流側で軸方向に延びているフランジ２１および２２と、二次流Ｆを通過させるためのオリフィス２４を含む径方向延長ウェブ２３とを有する、９０°の逆チャネルセクションリングによって構成されている。
【００２７】
固定手段２６は、ワッシャまたはストリップの形態の介在スペーサ２５によって、ケーシング４に径方向外側フランジ２１を固定することによって、フランジ２１とケーシング４との間のスペーサの下流側に環状間隙２７を画定する。
【００２８】
しかしながら、径方向内側フランジ２２は、下記のように可撓性シーリングガスケットがこの位置に固定されるように、断熱ライニング３の下流側端３ａから有意な距離に配置されている。
【００２９】
上述のように画定される間隙２７は、隙間によって可撓性環状シーリングガスケット３０の上流側部分３０ａを受け取るように構成されており、ガスケットの下流側部分３０ｂは、一般的に、フラップ８および９の円形形状の上流側部分８ａに摺動可能に担持する端３０ｃによって、下流側に収束する円錐形態である。
【００３０】
第１のガスケット３０は、剛性に応じて、かつエンジンの動作時に、環状チャネル４を流れる二次流Ｆの圧力下で、ある程度まで軸方向に移動可能であることが観察されるべきである。
【００３１】
この配置は、第１のガスケット３０の上流側部分３０ａが、ケーシング５の内面に確実に押圧され、かつ第１のガスケット３０の下流側端３０ｃは、ノズル７の角度動作範囲全体にわたるフラップ８および９の上流側内面を確実に押圧することを保証する。したがって第１のガスケット３０は、ノズル７のヒンジに作用し、二次流Ｆと外部との間のシーリングを提供する。
【００３２】
ダイアフラム６の径方向内部フランジ２２は、フランジ２２の上流側端において、かつ第２のガスケット４０と第３のガスケット５０との間に介在されている環状支持プレート６１において、ガスケット４０および５０の上流側端に形成されているオリフィスを通過する複数のリベット６０によって、第２の可撓性環状ガスケット４０の上流側端４０ａと第３の可撓性環状ガスケット５０の上流側端５０ａとを保持している。リベット６０は、断熱ライニング３の外面を摺動可能に担持しているヘッド６２を提供する。これらは上記ライニング３の最大軸方向膨張時にスキッドのように作用し、またこれらは、後燃焼室の全動作モード時にその中心として作用する。
【００３３】
第２のガスケット４０の上流側端４０ａは、支持プレート６１とフランジ２２の径方向内面との間に介在されている。好ましくは、ワッシャ６３は、第２のガスケット４０の上流側端４０ａが挿入される、支持プレート６１とフランジ２２との間に間隙を提供するために、これら２つの部品間に介在されているリベット６０を取り囲んでおり、前記上流側端４０ａは、周方向に第２のガスケット４０を適切に配置するために、ワッシャ６３と協働するノッチを提供する。
【００３４】
第２のガスケット４０はまた、下流側に収束し、かつ断熱プレート１０の上流側内面を担持するようになる下流側端４０ｃを有する、円錐形態の下流側部分４０ｂを提供する。
【００３５】
第３のガスケット５０の上流側端５０ａは、リベット６０に固定されており、第３のガスケットの下流側端５０ｃは、断熱ライニング３の外面を摺動可能に担持している。第３のガスケット５０の役割は、ダイアフラム６と断熱ライニング３との間のシーリングを保証することである。
【００３６】
図３および図４は、ガスケット３０、４０、および５０の各々の構成を示している。
【００３７】
図３Ａから図３Ｃおよび図４から分かるように、各ガスケットは、周方向に部分的に重複する複数のセクタ７０によって構成されている。各セクタ７０は、２つの隣接するセクタ７０の重複に対応する距離だけ周方向にオフセットされている、２つのシートメタルプレート７１および７２を支持することによって形成されている。各プレート７０および７１は、プレスによって成形されており、そしてその軸方向範囲の実質的に半分にわたって軸方向ノッチ７３を提供するように切断されている。その後、セクタ７０を形成する２つのプレート７０および７１は、周方向オフセットによって重複されて、これらのプレートのいずれか１つにおけるスロット７３は、他のプレートのスロットと周方向に交互に配置され、これらは、好ましくは溶接またはロウ付けによって共に堅固に接合されている。しかしながら、種々のセクタ７０は共に接合されておらず、従って磨耗したときにセクタ７０の交換が容易になる。
【００３８】
第２のガスケット４０と、フラップ８および９の断熱プレート１０の双方において、フラップ８および９の角度動作範囲全体にわたるシーリングを達成するために、断熱プレート１０は、第２のガスケット４０の下流側端４０ｃと接触しているその表面８０において適切な形状を有している。
【００３９】
各プレート１０について図５および図６に示されているように、この表面８０は、軸方向に凸状であり、円周方向にわずかに凹状である。
【００４０】
各断熱プレート１０は、例えば、その周囲で前記プレート１０が自由に延長可能な静止ブリッジを構成する前記プレートの中央上流側部分に配置されている、保護プレート１０の凹部分８２に埋め込まれているスクリュー８１によって、単一の固定ポイントで対応するフラップ８または９に固定されている。これを横方向または径方向に保持するために、その外面に提供されている軸方向ガイドレール８３は、対応するフラップ８または９の内面に提供されているスライドウェイと協働する。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
【図１】本発明のターボマシンの軸を含む平面の半断面図であり、後燃焼室の後部部分と、後燃焼室と一列に配置されている収束／発散ノズルを示している。
【図２】拡大図であって、二次流の環状チャネルの上流側部分およびノズルの下流側部分を、これら２つの部分間の可撓性ガスケットの配置と共に示している。
【図３Ａ】ガスケットセクタの斜視図である。
【図３Ｂ】ガスケットセクタの斜視図である。
【図３Ｃ】ガスケットセクタの斜視図である。
【図４】ガスケットセクタを示す図３の線ＩＶ−ＩＶに沿った断面図である。
【図５】フラップを断熱するためのプレートの下から見た図である。
【図６】断熱プレートの外面の図である。
【図７】１組の一次フラップのノズル内から見た図である。
【図８】図７の線ＶＩＩＩ−ＶＩＩＩに沿った１組の一次フラップを介した断面図である。
【符号の説明】
【００４２】
１  後部部分
２  後燃焼室
３  断熱ライニング
４  ケーシング
３ａ、３０ｃ、４０ｃ  下流側端
５  環状チャネル
６  環状ダイアフラム
７  ノズル
８、９  フラップ
８ａ  上流側部分
１０  断熱プレート
１１  通路
１２  アーム
１３  アクチュエータ
１４  コントロールリング
１５  ホイール
１６  カム表面
２０  二次フラップ
２１、２２  フランジ
２３  ウェブ
２４  オリフィス
２５  介在スペーサ
２６  固定手段
２７  環状間隙
３０、４０、５０  可撓性環状ガスケット
３０ａ、４０ａ、５０ａ  上流側端
３０ｂ、４０ｂ  下流部分
６０  リベット
６１  環状支持プレート
６２  ヘッド
６３  ワッシャ
７０  セクタ
７１、７２  重複プレート
７３  軸方向スロット
８０  表面
８１  固定装置
８２  凹部分
８３  軸方向ガイドレール
Ｘ  軸
Ｆ  二次流
【図１】
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【図２】
2004353667.tif 000004
【図３Ａ】
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【図３Ｂ】
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【図３Ｃ】
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【図４】
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【図５】
2004353667.tif 000009
【図６】
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【図７】
2004353667.tif 000011
【図８】
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【外国語明細書】
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2004353667.tif 000014
2004353667.tif 000015
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2004353667.tif 000021
2004353667.tif 000022
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