(57)【要約】【課題】ターボファンジェットエンジン用の改良されたアフターバーナー装置を提供する。【解決手段】アフターバーナーリング１９の各セクタ２０が、燃料入口とセクタ１に沿ってチャンネル内に延びる通気ダクト２とを収容する連結手段を、噴射マニホールド４の上流側位置に有する。上流側環状エンベロープの各セクタ１には、バイパス空気用の入口が取り付けられ、空気は、噴射マニホールド４を冷却するため通気ダクト２によって放出される。下流側環状エンベロープのセクタ５は、噴射マニホールド４を保護するため、噴射マニホールド４の下流側に配置される。【選択図】      図６
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
コアフローと称される排気ガスの流れがバイパスフローと称される空気の流れよりも高温であり、リング（２１）がジェットエンジンの回転軸と一致するように位置合わせするのに適した回転軸を有し、リング（２１）は、一方で、軸方向下流向きに開いたチャンネルを形成する上流側環状エンベロープを含み、他方で、チャンネルに配置された燃料噴射マニホールド（４）を含み、リング（２１）は、互いに連結され、各々が上流側環状エンベロープのセクタ（１）を含む、リングの複数のセクタ（２０）により形成され、上流側環状エンベロープの各セクタ（１）には、燃料噴射マニホールド（４）に連結された燃料入口（３５）が取り付けられている、ターボファンジェットエンジン用のアフターバーナーリングであって、上流側環状エンベロープの上流側表面がコアフローと接触するのに適しており、リングの各セクタ（２０）は、一方で燃料入口（３５）を収容し、他方で燃料噴射マニホールド（４）の上流側位置において上流側環状エンベロープのセクタの全長の少なくとも一部に亘ってチャンネルに沿って延びる排気ダクト（２）を収容するため、燃料噴射マニホールド（４）の上流側位置でチャンネルに配置された連結手段（３）を含み、上流側環状エンベロープの各セクタ（１）はバイパス空気用の入口が取り付けられ、その空気は次に燃料噴射マニホールド（４）を冷却するため通気ダクト（２）によって放出され、下流側環状エンベロープのセクタ（５）が、燃料噴射マニホールドを保護するために燃料噴射マニホールド（４）の下流側に配置されていることを特徴とする、アフターバーナーリング。
【請求項２】
下流側環状エンベロープのセクタ（５）は、軸方向で下流向きに開くチャンネルを形成し、固定手段によって上流側環状エンベロープのセクタ（１）に固定されていることを特徴とする、請求項１に記載のアフターバーナーリング。
【請求項３】
下流側環状エンベロープのセクタ（５）は、燃料噴射マニホールド（４）を正しい位置に保持し、通気ダクト（２）を上流側環状エンベロープのセクタ（１）の内壁に対して正しい位置に保持し、下流側環状エンベロープのセクタ（５）を上流側環状エンベロープのセクタ（１）の内壁に連結させるため、軸方向上流側に位置する保持手段を含むことを特徴とする、請求項１または２に記載のアフターバーナーリング。
【請求項４】
連結手段（３）は燃料入口（３５）とバイパス空気入口のための受けを形成する単一の空洞を含んでいることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のアフターバーナーリング。
【請求項５】
通気ダクト（２）は２本の多孔中空管を含み、連結手段（３）は周囲に沿って互いに反対側に位置する二つの開口を有し、開口は空気入口受けを形成する空洞の両側に位置し、第１及び第２の管のそれぞれは、二つの開口のうちの一方において開放端で保持され、管の開放端は空気入口受けを形成する主空洞に開口していることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のアフターバーナーリング。
【請求項６】
リングのセクタ（２０）は、下流側環状エンベロープのセクタ（５）の端がはめ込まれる溝が設けられた部品を含む側方取付用の末端部によって互いに連結さ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アフターバーナーリング。
【請求項７】
連結手段（３）の上流側表面の湾曲は上流側エンベロープの下流側表面の湾曲と相補的であることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載のアフターバーナーリング。
【請求項８】
コアフローと称される排気ガスの流れがバイパスフローと称される空気の流れよりも高温であり、内部に環状排気ケーシングを有する環状外側ケーシング（２５）を含み、環状排気ケーシングは、環状外側ケーシング（２５）から離され、回転軸がジェットエンジンの回転軸である環状内壁（２９）及び外壁（２７）を含み、外壁と環状外側ケーシングとはバイパスフローの通路を画定し、環状外壁（２７）と環状内壁（２９）とはコアフローの通路を画定し、さらにアフターバーナーアーム（２２）を含む、ターボファンジェットエンジン用のアフターバーナー装置であって、外壁（２７）が複数の穴を有し、装置は、上流側環状エンベロープの上流側表面がコアフローと接触すると共に、上流側環状エンベロープの各セクタ（１）に属するバイパス空気用の入口が外壁（２７）の穴と一致するように、環状外壁（２７）に固定された、請求項１から７のいずれか一項に記載のアフターバーナーリング（２１）を備えることを特徴とする、アフターバーナー装置。
【請求項９】
上流側環状エンベロープはアフターバーナーアーム（２２）の背部で支えられ、上流側環状エンベロープのセクタ（１）は、下流側環状エンベロープのセクタ（５）の端がはめ込まれる溝が設けられた部品を含む取付用の末端部に適用される固定手段によって、互いに固定されると共に、アフターバーナーアーム（２２）の背部に固定されることを特徴とする、請求項８に記載のアフターバーナー装置。
【請求項１０】
請求項８または９に記載のアフターバーナー装置を含む、ジェットエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ターボファンジェットエンジンの分野に係わり、特に、アフターバーナー装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファンジェットエンジンは、コアフローと称される排気ガスの流れを有し、この排気ガスの流れはバイパスフローと称される空気の流れよりも高温である。ターボファンジェットエンジンはアフターバーナー装置を有することが公知である。アフターバーナー装置は環状外側ケーシングを含み、環状外側ケーシングの内部には環状外側ケーシングから離された環状排気ケーシングがあり、環状排気ケーシングは、ジェットエンジンの回転軸と同じ回転（体）軸を有する環状内壁及び外壁を含む。外壁と環状外側ケーシングはバイパスフローの通路を画定し、環状外壁と環状内壁はコアフローの通路を画定する。高圧タービン及び低圧タービンの中へ排気ガスの流れ（コアフロー）を放出する第１の燃焼後、エンジンは、第２の燃焼を始めるため燃料のコアフロー及びバイパスフローへの噴射を利用する装置を有する。バイパスフロー中に置かれたバーナーリングと、コアフロー中に置かれ、コアフローがバイパスフローの一部と混合される火炎保持アームと、を含むアフターバーナー装置は公知である。また、コアフロー中に置かれたバーナーリングを含むアフターバーナー装置も公知である。これらの位置の結果として高い熱応力が生じる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
本発明はアフターバーナー装置を改良することを提案する。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明は、ターボファンジェットエンジン用のアフターバーナーリングであって、コアフローと称される排気ガスの流れは、バイパスフローと称される空気の流れよりも高温であり、リングは、ジェットエンジンの回転軸と一致するように位置合わせするのに適した回転（体）軸を有し、リングは、一方で、軸方向下流向きに開いたチャンネル（溝）を形成する上流側環状エンベロープを含み、他方で、チャンネルに配置された燃料噴射マニホールドを含み、リングは、互いに連結され、各々が上流側環状エンベロープのセクタを含む、リングの複数のセクタにより形成され、上流側環状エンベロープの各セクタには燃料噴射マニホールドに連結された燃料入口が取り付けられている、アフターバーナーリングに関する。
【０００５】
本発明の主要な特徴によれば、上流側環状エンベロープの上流側（又は外側）表面はコアフローと接触するために適している。また、リングの各セクタは、一方で燃料入口を収容し、他方で燃料噴射マニホールドの上流側位置で上流側環状エンベロープの全長の少なくとも一部に亘ってチャンネルに沿って延びる通気ダクトを収容するため、燃料噴射マニホールドの上流側位置でチャンネルに配置された連結手段を含み、上流側環状エンベロープの各セクタにはバイパス空気用の入口が取り付けられ、その空気は燃料噴射マニホールドを冷却するため通気ダクトによって放出される。また、下流側環状エンベロープのセクタは、燃料噴射マニホールドを保護するため、燃料噴射マニホールドの下流側に配置される。
【０００６】
本発明は、ターボファンジェットエンジン用のアフターバーナー装置であって、コアフローと称される排気ガスの流れは、バイパスフローと称される空気の流れよりも高温であり、装置は内部に環状排気ケーシングを有する環状外側ケーシングを含み、環状排気ケーシングは、環状外側ケーシングから離され、回転（体）軸がジェットエンジンの回転軸である環状内壁及び外壁を含み、外壁と環状外側ケーシングはバイパスフローの通路を画定し、環状外壁と環状内壁はコアフローの通路を画定し、装置はまたアフターバーナーアームを含む、アフターバーナー装置に関する。
【０００７】
本発明の主要な特徴によれば、外壁は穴を有し、装置は、上流側環状エンベロープの上流側表面がコアフローと接触し、上流側環状エンベロープの各セクタに属するバイパス空気用の入口が外壁の穴と一致するように、環状外壁に取り付けられた上記のアフターバーナーリングを含む。
【０００８】
添付図面は限定されない例として本発明の実施形態を表す。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
図面は、主として、設定された通りの性質をもつ要素を含む。したがって、図面は、記載をより理解し易くするために役立つだけでなく、適用できる場合には、本発明を明確にするためにも役立つ。
【００１０】
図１Ａはターボファンジェットエンジンの概略図である。
【００１１】
空気は、最初に吸気ファン１１によって引き込まれ、次に低圧コンプレッサ１２へ導かれる。圧縮された空気の流れの一部は高圧コンプレッサ１４へ導かれ、その他の部分はエンジンの部品１８へ導かれる。燃焼室１６から出た後、排気ガスは、高圧タービンへ導かれ、次に、排気ケーシング２３へ導かれる前に低圧タービン１７へ導かれる。これらの高温排気ガスはコアフローに相当する。ターボファンの部品１８内の低温（コールド）空気の流れは、高温（ホット）空気用の通路１５との接触により加熱される。加熱された空気の流れはバイパスフローと称される。
【００１２】
アフターバーナー装置１９は、次に、図１Ｂの詳細図を参照して説明される。アフターバーナー装置は外側環状ケーシング２５を含み、外側環状ケーシングは、その内部に、かつ、そこから離れた場所に、環状排気ケーシングを有する。二つのケーシングは、ジェットエンジンの回転軸と一致する同じ回転（体）軸を有する。環状排気ケーシングは環状内壁２９と環状外壁２７とを含み、これらの壁の回転（体）軸はエンジンの回転軸であり、外壁２７と環状外側ケーシング２５は、部品１８を通過した後のバイパスフロー用の通路３２を画定し、環状外壁２７と環状内壁２９は、タービン１７を通過した後のコアフロー用の通路３４を画定する。環状外壁２７における穴（オリフィス）３０は、バイパスフローを通路３４内でコアフローと混合させるために通路を開放することができる。通路３４内の燃料入口機構は、コアフロー／バイパスフロー／燃料混合物を燃焼させることが可能であり、火炎は火炎保持アーム２２に触れる。図１Ｂに示されるように、アームは外側ケーシングに連結され、回転軸に垂直な平面に対してある傾斜角で下流側へ延びる。その上、バーナーリング２１は、バイパスフロー中に位置合わせされ、火炎保持アーム間に配置されたリングのセクタにより構成される。バーナーリングの上流側環状エンベロープは、再燃焼を維持するため燃料を下流方向へ噴射する燃料噴射マニホールドを、アフターバーナーの火炎及び高温（９００℃）のコアフローから保護する。
【００１３】
再燃焼の効率を改良するため、バーナーリングはコアフロー中に配置される。この配置は、バーナーリングに非常に高い熱応力を生じさせる。したがって、本発明によれば、バーナーリングは、熱応力が低下し再燃焼の効率が改良されるように製造される。
【００１４】
図６は、本発明によるアフターバーナー装置の概略断面図である。この装置は、一方で、軸方向下流向きに開いたチャンネルを形成する上流側環状エンベロープを備え、他方で、チャンネルに配置された燃料噴射マニホールド４を備えたバーナーリングを含み、バーナーリングは、互いに連結され、各々が上流側環状エンベロープのセクタ１を含むリングの複数のセクタ２０により形成され、上流側環状エンベロープの各セクタ１は、燃料噴射マニホールド４に連結された燃料入口３５が取り付けられている。単に一例として、上流側環状エンベロープは、丸みを帯びた頂点が上流側へ向けられた環状の二面により形成され、二面の内側平面は回転軸と平行であり、外側平面は径方向外側へ向けられる。図６に示されるように、環状外壁２７は、回転軸に垂直な平面内に、外側の環状壁２７の全周に一定間隔で設けられた穴３６を含む。これらの穴３６は下流側へ延びる管２８のセクションにより画定され、管２８のこの開放端セクションは、一例として、鋳造による内側の環状壁２７を備えた単一部品からなる。管２８のセクションは、回転軸に垂直な平面に対してある傾斜角で下流側へ延びる。バーナーリングの下流側環状エンベロープの各セクタ、より詳細には、各セクタの各外側平面は、回転軸に垂直な平面に対してある傾斜角で上流側へ延びる管３７のセクションによって画定された穴を含む。上流側環状エンベロープのセクタ内の穴は、外側環状壁２７の穴の一つと一致し、その穴の一つに固定するように構成されている。
【００１５】
上流側環状エンベロープのセクタ内の穴は、上流側環状エンベロープのセクタにより形成されたチャンネルへのバイパス空気の入口及び燃料の入口として機能する。穴の別の実施形態は、空気入口を燃料入口から引き離すことができると考えられる。燃料の注入は、より具体的には、環状外壁と上流側環状エンベロープのセクタとの一致する穴を通る管３５を介して行われる。その端で、管３５は連結用ヘッドの方へ通じ、ヘッドは、上流側環状エンベロープのセクタによって画定されたチャンネルに配置された燃料噴射マニホールドに連結される。燃料噴射マニホールド４は、上流側環状エンベロープのセクタ１の少なくとも一部に広がり、下流向きに孔が開けられた管によって形成される。コアフロー中のバーナーリングの位置によって生ずる非常に高温の環境では、過剰に高い熱応力を回避するため、バーナーリングの各セクタを通気し、冷却する必要がある。上流側環状エンベロープと燃料噴射マニホールドの通気を改善するため、通気ダクト２は、燃料噴射マニホールド４の上流側位置でチャンネルに配置され、空気入口により供給される。図１Ｃは、図２に示された燃料噴射マニホールドの取り付け前における、通気ダクトのチャンネルへの取り付けを表す図である。通気ダクトの各管は、スタッドと称される局部的な突起が設けられ、上流側環状エンベロープのセクタと通気ダクトとの間に確実に隙間が存在するようにする。
【００１６】
バーナーリングの各セクタは、一方で、燃料入口パイプ及び空気入口を収容し、他方で、上流側環状エンベロープのセクタの全長の少なくとも一部に亘って、燃料噴射マニホールドの上流側位置において、チャンネルに沿って延びる通気ダクトを収容するため、燃料噴射マニホールドの上流側位置でチャンネルに連結用末端部（エンドピース）３を有する。連結用末端部は、特に図７、８、９及び１０に詳細に示されている。
【００１７】
連結用末端部３の形状は、それを燃料噴射マニホールドの上流側に位置決めできるようにするため、上流側環状エンベロープにより形成されたチャンネルの形状に相補的である。末端部は、上流側環状エンベロープのセクタ内で穴の反対側に位置決めすることができ、かつ、燃料入口及び空気入口の連結用ヘッドを収容することができる主空洞を有する。主空洞は、連結用ヘッドを燃料噴射マニホールドへ連結することができるように下流側開口４５に通じ、燃料噴射マニホールドは連結用ヘッドの向きに対して垂直に配置される。連結用ヘッドが下流側開口へ通じる空洞内で回転することを止めるため、連結用末端部は、軸方向へ延び、下流側開口から放射外方へ位置決めされた突起部４８を有する。連結用末端部３は、また、側方開口、すなわち、主空気入口空洞の両側にあるリングの周囲の方向へ向かう両端の開口を有する。側方開口は、通気ダクトを取り付けることができる。通気ダクトは、有利には、２本の多孔中空管を含み、それぞれの多孔中空管はその開放端で二つの側方開口の一方に保持されるように構成し、管の自由端は主空洞へ通じる。上流側環状エンベロープのセクタ内の穴を介して入る空気は、吸気受けを形成する主空洞へ入り、側方及び周方向へ向けられ、連結用末端部の側方開口に位置決めされた管の端を通して通気ダクトの中空管へ導かれる。
【００１８】
燃料噴射マニホールド及び通気ダクトをフラッシュバック及び輻射熱から保護するため、下流側環状エンベロープのセクタ５は、上流側環状エンベロープのセクタによって画定されたチャンネル内の上記マニホールドの下流側に配置される。その下流側環状エンベロープのセクタは、軸方向断面がほぼ半円形であり、軸方向断面の端は、下流側環状エンベロープの平面のそれぞれの端と共に、燃料噴射マニホールドから来る燃料のための通路を形成する。下流側環状エンベロープのセクタ５は、下流側方向にバーナーリングの熱保護用のスクリーンを形成する。
【００１９】
下流側環状エンベロープのセクタは、軸方向で下流向きに開口したチャンネルを形成し、固定手段によって上流側環状エンベロープのセクタに固定される。固定手段はリベットでもよい。図３に示されるように、下流側環状エンベロープのセクタ５は、燃料噴射マニホールドを正しい位置に保ち、通気ダクトを上流側環状エンベロープのセクタの内壁に対して正しい位置に保ち、かつ、下流側環状エンベロープのセクタと上流側環状エンベロープのセクタの下流側表面との間でポイント接続を行うため、セクタの軸方向上流側に位置決めされた保持手段を含む。これらの保持手段は、例えば、下流側環状エンベロープの上流側で下流側環状エンベロープのセクタと一体的に成型された周囲幅の小さい（例えば、１セクタ当たりに二つのウェブのような）ウェブ５４でもよい。ウェブ５４は図３に断面が示されている。ウェブ５４には軸方向に下流側環状エンベロープのセクタの上流側へ延びる内側舌状部５５があるので、下流側環状エンベロープのセクタが上流側環状エンベロープのセクタによって形成されたチャンネルに正確に位置決めされると、上記内側舌状部５５は、通気ダクトの管の一つをチャンネルの頂点部に押圧する。ウェブ５４の外側舌状部５６は、燃料噴射マニホールドを下流側環状エンベロープのセクタ５の上流側表面から所定の距離だけ離した状態に保つため、内側舌状部５５と共に、燃料噴射マニホールドを収容する凹形の空洞を画定する。したがって、下流側環状エンベロープのセクタ５は、熱保護用のスクリーンの機能を十分に実行する。ウェブ５４は、または、その内側半径端及び外側半径端に、上流側環状エンベロープのセクタに形成された孔と整列させられるべき空洞を有し、孔を通るスタッド６を空洞内で止めることができる。スタッド６は、上流側及び下流側環状エンベロープのセクタが一体的に固定され得るように溶接される。上流側及び下流側環状エンベロープのセクタを一体的に固定するための他の手段も、バーナーリングを維持する目的のため熱保護用のスクリーンを取り外すことができると考えられる。
【００２０】
図４及び図５に示されたバーナーリングのセクタは、側方取付用の末端部がその端に取り付けられ、各端でセクタを別のセクタに取り付けることができる。このようにして、リングのセクタは、側方取付用の末端部によって互いに連結され、リングのセクタの端に対向する端に、下流側環状エンベロープセクタの端がはめ込まれる溝が設けられた部品を含む。側方取付用の末端部は、また、リングのセクタをピン８及び留めピン９によってアフターバーナーアームに固定するため使用される。
【００２１】
側方取付用の末端部の存在は、リングのセクタの端を移動不能状態に留めないので、リングのセクタを自由に延長することが可能である。リベット１０は、しかし、完全な組立体を正しい位置に固定した状態で留めることができる。
【００２２】
本発明は、単なる一例のための上記の固定及び取付装置の実施形態に限定されるものではなく、実際には、請求項に記載された事項の範囲内で当業者によって想定されるあらゆる変形を対象にする。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１Ａ】ターボファンジェットエンジンの断面図である。
【図１Ｂ】図１Ａに示されたターボファンジェットエンジンの詳細断面図である。
【図１Ｃ】本発明による組立体の第１段階におけるバーナーリングのセクタの斜視図である。
【図２】本発明による組立体の第２段階におけるバーナーリングのセクタの斜視図である。
【図３】図５のラインＡ−Ａによるバーナーリングのセクタの断面図である。
【図４】取付用末端部が両端に取り付けられたバーナーリングのセクタの斜視図である。
【図５】取付用末端部が両端に取り付けられたバーナーリングのセクタの下流側から見た図である。
【図６】本発明によるバーナーリングだけを含むアフターバーナー装置の概略的な全体配置図である。
【図７】上流側から見た連結用末端部の斜視図である。
【図８】下流側から見た連結用末端部の斜視図である。
【図９】通気ダクトに連結された連結用末端部の下流側から見た斜視図である。
【図１０】通気ダクトに連結されたときの連結用末端部の上流側から見た斜視図である。
【符号の説明】
【００２４】
１、５  セクタ
２  通気ダクト
３  連結用末端部
４  燃料噴射マニホールド
２０  セクション
２１  バーナーリング
２２  火炎保持アーム
２７  環状外壁
２９  環状内壁
３５  燃料入口
【図１Ａ】
2005054792.tif 000003
【図１Ｂ】
2005054792.tif 000004
【図１Ｃ】
2005054792.tif 000005
【図２】
2005054792.tif 000006
【図３】
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【図４】
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【図５】
2005054792.tif 000009
【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【外国語明細書】
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