(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンエンジン・アフタバーナ（２４）の燃料噴射管（２２）を保護するための熱シールド（２０）であって、
前記アフタバーナは、ほぼ円筒形の外壁（４４）と、該外壁から内方に間隔を置いて配置され、タービン排気ガスを流すためのコアダクト（４８）と冷却空気を流すためのバイパスダクト（５０）との間の境界を形成するダクト部材（５８）とを有しており、
前記燃料噴射管は、前記ダクト部材の開口（６４）を通して前記外壁から内方へ前記コアダクトまで延びており、その第１の部分が前記バイパスダクト（５０）内に位置し、またその第２の部分が前記コアダクト（４８）内に位置しており、該熱シールドは、
前記ダクト部材（５８）に取り付けられるようになっており、第１の取付面（８６）を備える内面（８４）、それを貫通して延びる第1の固締具穴（８８）、及びその中の凹部（９０）を有する、前記コアダクト（４８）内に該熱シールドを支持するための基板（２８）と、
前記燃料噴射管を受け入れるためにその1端が開口しているその中の内部チャンネル（１０６）、第2の取付面（１００）、第2の固締具穴（１０２）、及びそれから突出しているタブ（９２）を有し、該タブが前記基板（２８）の前記凹部（９０）の中に受け入れられる寸法と形状にされている、前記燃料噴射管（２２）の第２の部分を取り囲むためのハウジング（３０）と、を含んでおり、
前記タブ（９２）が前記凹部（９０）の中に受け入れられ、前記取付面（８６、１００）が係合され、また前記第２の固締具穴（１０２）が、固締具（１０４）を挿入して前記ハウジングを前記基板に固定することができるように、前記第1の固締具穴（８８）と同心に位置合わせされて配置される前記基板上の取り付け位置で、前記ハウジング（３０）は該基板（２８）に取り外し可能に固定されることができる、
ことを特徴とする熱シールド（２０）。
【請求項２】
前記タブ（９２）は、前記第２の固締具穴（１０２）から間隔を置いた状態で前記ハウジング（３０）上に配置され、前記タブ（９２）が前記凹部（９０）の中で前記基板（２８）と係合することで、前記ハウジングが前記取り付け位置にある時に、該ハウジング（３０）が前記基板（２８）に対して回転するのを防止するように構成されていることを特徴とする、請求項１に記載の熱シールド（２０）。
【請求項３】
前記タブ（９２）は、前記第２の取付面（１００）から延びていることを特徴とする、請求項２に記載の熱シールド（２０）。
【請求項４】
前記タブ（９２）は、前記第２の固締具穴（１０２）と一直線になる方向に縦方向に延びていることを特徴とする、請求項３に記載の熱シールド（２０）。
【請求項５】
前記第１及び第２の取付面（８６、１００）は、ほぼ平坦であることを特徴とする、請求項１に記載の熱シールド（２０）。
【請求項６】
前記第１及び第２の固締具穴（８８、１０２）は、それぞれ前記第１及び第２の取付面（８６、１００）に設けられることを特徴とする、請求項５に記載の熱シールド（２０）。
【請求項７】
前記基板（２８）は、薄い輪郭を有することを特徴とする、請求項１に記載の熱シールド（２０）。
【請求項８】
前記基板（２８）は、前記燃料噴射管（２２）を受け入れるためのそれを貫通して延びる開口（９４）を有することを特徴とする、請求項１に記載の熱シールド（２０）。
【請求項９】
前記ハウジング（３０）の前記内部チャンネル（１０６）は、第１の内部チャンネルを含み、前記熱シールドは、その１端が前記第２の取付面（１００）に開口している第２の内部チャンネル（１１４）をさらに含み、該第２の内部チャンネル（１１４）は、前記バイパスダクト（５０）から冷却空気の流れを受け入れて、該流れを前記ハウジング（３０）に沿って導くためのものであることを特徴とする、請求項１に記載の熱シールド（２０）。
【請求項１０】
タービンエンジン（２６）と組合わされることを特徴とする、請求項１に記載の熱シールド（２０）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的には航空機ガスタービンエンジン用のアフタバーナに関し、具体的には、アフタバーナの燃料噴射管のための容易に交換可能な熱シールドに関する。
【０００２】
【従来の技術】
後燃焼させることすなわち再加熱することは、タービンエンジンの基本推力を増大させる１つの方法である。アフタバーナは、コアエンジンの後方に位置するタービン排気ガス及びエンジンバイパス空気の流れに熱エネルギーを加えることにより推力を増大させる。アフタバーナは、ガスの流れの中に燃料を分散させるための噴射バーとして知られている幾つかの燃料噴射管を含む。各管は、外壁から半径方向内方にエンジン排気中に延びており、燃料を供給するための多数の噴射オリフィスを有する。アフタバーナはまた、保炎器として知られる火炎安定装置を含み、減少したガス速度をする領域を創り出して有効燃焼を助長する。アフタバーナは、一般的に、バイパス空気の流れの１部をタービン排気ガスと混合して性能を向上させるミキサダクトすなわちミキサの直近に配置される。ミキサダクトは、シュートとして知られる、複数の円周方向に間隔を置いて配置された流路を備える円筒形のシェルであり、バイパス空気をタービン排気ガスの流れの中に送り込む。
【０００３】
アフタバーナの燃料噴射管の各々は、管を取り囲み、管に沿って冷却空気を送り込むための内部チャンネルを有するハウジング、すなわち熱シールドにより保護される。複数の孔が、噴射オリフィスと位置合わせされて熱シールドに沿って間隔を置いて配置され、燃料が管からガス流中に噴射されることを可能にする。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
熱シールドは、焼損、熱サイクル疲労またはコークス化残滓のために定期的に交換される。理想的には、熱シールドは、航空機運航停止時間を最少限にするために、短時間で交換できるようにすべきである。不都合なことに、一部の種類の熱シールドは、容易に交換できないために、修理するのに長時間を必要とする。例えば、一部の熱シールドを取り外すために十分に近づけるようにする前に、オーグメンタ組立体全体が、先ずエンジンから取り外さなければならない。別の設計では、熱シールドは、溶接などで支持構造体に恒久的に取り付けられている。これらの熱シールドの交換は、多くの時間と費用を必要とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
一般に、本発明の熱シールドは、タービンエンジン・アフタバーナの燃料噴射管を保護する。アフタバーナは、ほぼ円筒形の外壁と、外壁から内方に間隔を置いて配置され、タービン排気ガスを流すためのコアダクトと冷却空気を流すためのバイパスダクトとの間の境界を形成するダクト部材とを有する。燃料噴射管は、ダクト部材の開口を通して外壁から内方へコアダクトまで延びている。燃料噴射管の第１の部分はバイパスダクト内に位置し、また燃料噴射管の第２の部分はコアダクト内に位置する。熱シールドは、ダクト部材に取り付けられるようになっており、コアダクト内に熱シールドを支持するための基板を含む。基板は、第１の取付面を備える前面、基板を貫通して延びる第1の固締具穴、及び基板中の凹部を有する。ハウジングが、燃料噴射管の第２の部分を取り囲んでいる。ハウジングは、燃料噴射管を受け入れるためにその1端が開口しているその中の内部チャンネル、第2の取付面、第2の固締具穴、及びハウジングから突出しているタブを有する。タブは、基板の凹部によって受け入れられる寸法と形状にされている。タブが凹部によって受け入れられ、取付面が係合され、また第２の固締具穴が、固締具を挿入してハウジングを基板に固定することができるように、第1の固締具穴と同心に位置合わせされて配置される基板上の取り付け位置で、ハウジングは基板に取り外し可能に固定されることができる。
【０００６】
別の態様では、本発明の組合せは、ミキサシュート及びガスタービンエンジンのアフタバーナのための取り付け可能な熱シールドを含む。アフタバーナは、ほぼ円筒形の外壁と、外壁から内方に間隔を置いて配置され、タービン排気ガスを流すためのコアダクトと冷却空気を流すための冷却ダクトとの間の境界を形成するダクト部材と、外壁から内方へコアダクトまで延びている燃料噴射管とを有する。管の第１の部分は冷却ダクト内に位置し、また管の第２の部分はコアダクト内に位置する。ミキサシュートは、冷却空気を冷却ダクトからタービン排気ガスの流れの中に送り込むように、ダクト部材からコアダクト内に延びる通路を含む。熱シールドは、取り付け位置でシュートに取り外し可能に取り付けることができるハウジングを含む。ハウジングは、燃料噴射管を受け入れて取り囲む内部チャンネルと、固締具を受け入れて取り付け位置でハウジングを取り外し可能にシュートに取り付けるための、ハウジング中の少なくとも１つの固締具穴とを有する。
【０００７】
本発明の他の特徴は、一部は明らかであり、また一部は以下の説明で指摘されるであろう。
【０００８】
対応する参照符号は、図面の幾つかの図を通して対応する部分を示す。
【０００９】
【発明の実施の形態】
ここで図面、特に図１及び図２を参照すると、本発明の熱シールドが、全体を符号２０で示されている。熱シールド２０は、従来の航空機ガスタービンエンジン２６のアフタバーナ、すなわちオーグメンタ２４内に取り付けられた燃料噴射管２２（図２）を保護する。熱シールド２０は、基板２８及び取り外し可能に基板に取り付けられるハウジング３０の２つの構成部品を含む。ハウジング３０は、燃料噴射管２２を取り囲み、また損傷した場合には、容易に交換可能である。
【００１０】
図１に示すように、エンジン２６は、中心軸線３２の周りにあって大体円筒形の形状をしており、その長さに沿って順次に、ファン３４、圧縮機３６、燃焼器３８、タービン４０、アフタバーナ２４、及び排気ノズル４２を含む。本明細書にさらに述べる場合を除いて、エンジン２６は、通常の構成を有する。アフタバーナ２４は、航空機の加速、操縦性、及び／または速度を高める必要に応じて、エンジンの推力を増大させるために設けられる。アフタバーナ２４は、ほぼ円筒形の外壁４４及び外壁の内側に間隔を置いて配置されたライナ４６を有する。空気は、中央のコアダクト４８及び外側のバイパスダクト５０からアフタバーナ２４に入る。コアダクト４８は、タービン排気ガスを送り込み、またバイパスダクト５０は、圧縮機３６、燃焼器３８、及びタービン４０を迂回してきたファン３４からの空気を送り込む。バイパスダクト５０を通って移動する空気の１部は、冷却空気を排気ノズル４２に供給するために、外壁４４及びライナ４６により形成された冷却空気流路５２に入る。
【００１１】
エンジンの全ての出力設定において、タービン排気ガスの温度は、バイパス空気の温度よりもかなり高い。外壁４４及びライナ４６は、一般的に高温に曝されるのに耐えるようには設計されていないので、バイパス空気により冷却される。バイパス空気は、ファン３４から取り出されるのが好ましいが、その場合にはバイパス空気をファン空気と呼ぶこともできる。しかしながら、本発明の範囲から逸脱することなく、圧縮機抽気口、ラム取り入れダクト、または冷媒循環装置が冷却空気の発生源となる場合があることを理解されたい。エンジン２６は、コアダクト４８の中央に後部センタボディ５４を有する。後部センタボディ５４は、中央通気管５６を有するほぼ円錐形のシェルである。
【００１２】
図２に示すように、アフタバーナ２４はまた、コアダクト４８とバイパスダクト５０との間に配置された全体を符号５８で示したミキサを含み、該ミキサがバイパスダクトを通して移動する冷却空気の流れの１部分をコアダクトを通して移動するタービン排気ガスと混合する。ミキサ５８は、バイパスダクト５０からの冷却空気の１部をコアダクト４８中のタービン排気ガスの流れに送り込むための、少なくとも１つの通路すなわちシュート６０を有する環状のシェルである。ミキサ５８は、エンジンダクトの周囲の周りに複数のシュート６０、例えば１６個の均等に間隔を置いて配置されたシュートを有することが好ましい。
【００１３】
図２を参照すると、少なくとも１つの燃料噴射管２２が、外壁４４から内方にコアダクト４８の内側の片持ち梁状の端部６２まで延びる。燃料噴射管２２はまた、噴射バーとも呼ばれ、外壁４４の外側に設置された燃料マニホルド及び分配器（図示せず）から始まる。管２２は、ミキサ５８を通り抜け、シュートの内壁６６中の全体を６４で示した開口を通してコアダクト４８に入る、連続した単壁のパイプであることが好ましい。燃料噴射管２２の第１の外側部分は、ほぼバイパスダクト５２内に位置しており、そこで比較的低温のバイパス空気に曝される。第２の内側部分は、ほぼコアダクト４８内に位置しており、そこで比較的高温のタービン排気ガスに曝される。コアダクト４８内の幾つかの半径方向位置で燃料をタービン排気ガスに供給するために、複数の噴射オリフィス７０が燃料噴射管２２の内側部分に沿って配置される。
【００１４】
代表的なラジアル形のアフタバーナには、アフタバーナ２４の周囲の周りに均等な角度間隔で配置された複数の燃料噴射管２２がある。例えば、アフタバーナの周囲の周りに均等な角度間隔で配置された１６個の燃料噴射管２２がある場合がある。各管２２は、ミキサ５８のミキサシュート６０と対応する円周方向の位置にあるので、各管はシュートを貫いて、壁６６の開口６４を通してコアダクト４８中に延びる。第２の組の燃料噴射管７２（図１に部分的に示す）が、シュート６０の間で円周方向に間隔を置いて配置されており、それらはほぼその全長に沿ってコア空気に曝される。本発明の熱シールド２０は、主として最初に述べた組のそれらの燃料噴射管を保護するようにされている。しかしながら、熱シールド２０は、本発明の範囲から逸脱することなく第２の組の管７２に用いることができることが分かる。
【００１５】
管２２の各々は、燃料をシュート６０内のバイパス空気に供給するための、第２のより短い燃料噴射管７６と対になっている。第２の管７６は、シュート６０内の幾つかの半径方向位置で燃料を供給するために管に沿って配置された噴射オリフィス７８を有する。アフタバーナ２４の作動が開始されると、燃料がまず燃料噴射管２２を通してコアダクトに供給され、続いて第２の燃料噴射管７６を通してバイパスダクトに供給される。
【００１６】
図３を参照して、基板２８は、コアダクト４８内に熱シールド２０を支持するように構成されている。基板２８は、熱シールド２０をミキサシュート６０の壁６６に取り付けるための全体的に薄い輪郭の本体である。基板２８の外面８０は、基板が、基板の外側リム８２全周を接触させて壁６６にしっかりと係合することができるように、シュート６０に一致する輪郭を持つ。基板２８は、外側リム８２をシュートの壁６６に溶接することなどによりシュート６０に固定状態に取り付けられる。他の非固定の取り付け方法も本発明の範囲から逸脱しないことを理解されたい。ハウジング３０と違って、基板２８は、その薄い輪郭、冷却されたミキサシュート６０の直近にそれが位置していること、またそれがハウジングよりも炎から大きく離れていることから、アフタバーナ作動中に損傷を受けない。基板２８は、シュートの壁６６の開口６４を覆う位置でシュート６０上に設置される。好ましい実施形態において、基板２８は、ミキサシュート６０に取り付けられるように構成されているが、基板は、本発明の範囲から逸脱することなく、ライナ４６または外壁４４のような任意のダクト部材に取り付けられるように構成されてもよいことが分かる。
【００１７】
基板２８の内面８４は、ハウジング３０を取り付けるための第１の取付面８６を含む。ハウジング３０が、後述するように、ハウジングを面に対して平行に移動させることにより基板上に配置されることができるように、第１の取付面８６は平坦であることが好ましい。しかしながら、平坦でない取付面も実施可能である。第１の固締具穴８８は、基板２８を貫通して外面８０から第１の取付面８６のほぼ中央において内面８４まで延びる。凹部９０がハウジング３０上の対応するタブ９２を受け入れるように基板２８内に形成される。凹部９０は、第１の取付面８６に隣接して配置される。固締具穴８８及び凹部９０の別の構成及び配置も、本発明の範囲から逸脱するものではない。
【００１８】
基板２８は、基板を貫通して外面８０から内面８４まで延びる第１の開口９４及び第２の開口９６を有する。両開口９４、９６は、ハウジング及び燃料噴射管２２を冷却するために、バイパス空気をシュート６０からハウジング３０まで導くように構成される。第１の開口９４は、燃料噴射管２２を受け入れるように配置される。２つの横フィン９８が、第１の開口９４を横切って取り付けられて、燃料噴射管２２が、第１の開口の間違った領域を通して設置され、そこから管がさらに間違ってハウジング中に挿入されることになるのを防止する。
【００１９】
ハウジング３０は、燃料噴射管２２の第２の部分を取り囲み、コアダクト４８中のタービン排気ガスの熱からそれを遮蔽する。図７から図９までを参照して、ハウジング３０は、ハウジングを越えて流れるタービン排気ガス流中の流れの乱れ及び圧力損失を最少限にするために、全体として薄い翼形の形状を有する。
【００２０】
第２の取付面１００及び第２の固締具穴１０２が、ハウジングを片持ち梁状の構成で基板２８上に取り付けるために、ハウジングに配置される。第２の取付面１００は、基板２８の第１の取付面８６に極めて一致する形状にされる。タブ９２が凹部９０の中に受け入れられ、取付面８６、１００が面と面で係合され、また第２の固締具穴１０２が、ボルト１０４（図３）のような固締具を挿入してハウジングを基板に固定することができるように、第１の固締具穴８８と同心に位置合わせされて配置される基板上の取り付け位置（図２）で、ハウジング３０は基板２８に固定されることができる。第２の固締具穴１０２には、ねじが切られており、戻り止めインサート（図示せず）が装着されるのが好ましい。ボルト１０４は、その頭部がシュート６０の内側に置かれて冷却空気に曝された状態で熱から保護され、従って長時間にわたる運転中に焼け付く可能性は少ない。
【００２１】
タブ９２は、第２の取付面１００から延び、ほぼ同じ平面内にあって、しかもタブは基板の凹部９０によって受け入れられるような寸法と形状に作られる。
タブ９２は、凹部９０の最大長さより短くなっているので、ハウジング３０は軸方向に熱膨張できる。従って、ハウジング３０は、基板２８及びミキサシュート６０に熱によりロックされることはない。タブ９２は、第２の固締具穴１０２から間隔を置いた状態でハウジング上に配置される。タブを越えて延長したとすると、タブの縦方向軸線が第２の固締具穴を通過するように、タブ９２は、第２の固締具穴１０２とほぼ一直線に縦方向に延びる。この構成により、タブ９２が凹部９０の内側に係合することが可能になり、ボルト固締具１０４の長手方向軸線と一致する回転軸線の周りでのハウジング３０の基板２８に対するいかなる回転も防止される。このことによって、しっかりと取り付けられ、しかもハウジング３０を基板２８に固定する時、ボルト１０４はハウジングの回転を誘発することなく締め付けることができるという利点をもたらす。
【００２２】
ハウジング３０は、燃料噴射管２２を取り囲み、かつ冷却空気をハウジングを通して導くために、ハウジングを貫いて延びる第１の内部チャンネル１０６を有するように形成される。チャンネル１０６は、第２の取付面１００に燃料噴射管を受け入れるための開口を有する。図８及び図９に示すように、チャンネル１０６は、ほぼ円形の中央部分１０８、及び中央部分に隣接するより幅広の端部分１１０を有する。中央部分１０８は、燃料噴射管２２を受け入れる寸法に作られる。チャンネルの端部分１１０は、冷却空気がハウジング３０を通してかつ燃料噴射管２２に沿って流れてハウジング及び管から熱を除去することを可能にする。冷却空気は、ミキサシュート６０から基板２８を通り抜けてハウジングのチャンネル１０６中に流れ込む。複数の開口１１２（図７）が、燃料噴射管２２の噴射オリフィス７０と位置合わせされるように、内部チャンネル１０６の中央部分１０８に沿って間隔を置いて配置されて、燃料が管からガス流中に供給されるのを可能にする。ハウジング３０は、ハウジングの前縁を冷却し、また燃料噴射管２２を追加冷却するための第２の内部チャンネル１１４（図８及び図９）を有する。第２のチャンネル１１４は、２つのセグメントに分岐されており、その各々が第２の取付面上に（第２の固締具穴の両側で）開口を有する。２つのセグメントは、ハウジングの内部で結合されて１つのチャンネル１１４になる。
【００２３】
第２の取付面１００の第１及び第２の内部チャンネル１０６、１１４の開口と第１の取付面８６の第１及び第２の開口９４、９６とは、ハウジングが取り付け位置で基板に固定されると、位置合わせされるように配置されている。従って、バイパスダクト５０は、ハウジング中の第１及び第２の内部チャンネル１０６、１１４と流体連通する。第１及び第２の内部チャンネル１０６、１１４は、ハウジングの全長にわたって延びているので、冷却空気は全体にわたって流れてハウジング及び燃料噴射管２２全体を冷却する。通気孔（図示せず）が、ハウジングの端部１１６において各チャンネルから延びており、冷却空気はハウジングからタービン排気ガスの流れの中に流出することができる。
【００２４】
熱シールド２０の基板２８及びハウジング３０は、鋳造可能なコバルト合金（例えば、Ｍａｒ−Ｍ−５０９）またはニッケル基合金（例えば、ＩＮＣＯＮＥＬ）（ＩＮＣＯＮＥＬは、ウェストバージニア州ハンティングトンのＩｎｃｏ  Ａｌｌｏｙｓ  Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ，Ｉｎｃ．の登録商標である）のような適当な高温材料で形成されるのが好ましい。
【００２５】
作動において、熱シールド２０は、エンジン２６の運転中に燃料噴射管を保護するために用いられる。取り付け位置において、ハウジングは、第１及び第２の取付面８６、１００が係合され、またタブ９２が凹部９０の中に挿入された状態で、ボルト固締具１０４によって基板２８に固定される。基板２８は、ミキサシュート６０の壁６６の開口６４を覆って壁に固定状態で取り付けられる。ハウジングの内部チャンネル１０６、１１４は、チャンネルの開口が基板２８の開口９４、９６と位置合わせされた状態で、バイパスダクト５０から冷却空気を受け入れて熱を除去する。取付面８６、１００を面と面とを合わせて係合することで、係合個所での冷却空気の漏洩はほとんどなくなる。
【００２６】
ハウジング３０が損傷した場合には、ハウジングは容易に交換可能である。先ず、エンジン２６を航空機から取り外して、外壁４４の外側に近づくことができるようにする。燃料噴射管２２は、それを外側から半径方向外方に引っ張り、ハウジング３０から摺動させて取り出すことにより取り外される。ボルト１０４を取り外して、タブ９２が凹部９０から引き抜かれるように、損傷したハウジング３０を第１及び第２の取付面８６、１００にほぼ平行な方向に摺動させる。ハウジング３０は、エンジンダクト内の位置から近づくことができる。その時、ハウジング３０は基板２８から自由になっているので取り外すことができる。第１の取付面８６に平行な方向に沿って、取付面が係合しタブ９２が凹部９０の中に挿入される取り付け位置までハウジング及び第２取付面１００を摺動させることによって、新しいハウジング３０が取り付けられる。ボルト１０４が、ミキサシュート６０内の所定位置で、基板の背面８０の固締具穴８８中に挿入される。ボルト１０４は、ハウジング３０の第２の固締具穴１０２中に延びており、またボルトが締め付けられるとき、ハウジングの回転はタブ９２が凹部９０の中に嵌合していることにより防止される。次に、燃料噴射管２２が、基板２８及びハウジング内の第1の内部チャンネル１０６の円形の中央部分１０８を通して組立体中に挿入される。
【００２７】
注目に値するのは、ハウジング３０を交換するのに、十分に近づくためにミキサ５８あるいはアフタバーナ２８の他の構成部品を取り外したり分解したりすることを必要としないことである。さらに、熱シールド２０は構造が簡単であり、ただ１個の固締具で交換が比較的に素早くできて、修理の時間及び費用を削減する。
【００２８】
本発明又はその好ましい実施形態の構成要素を説明するとき、例えば２つあるいは複数などの特定の数詞を持たない用語は、１つ又はそれ以上の要素があることを意味するものである。「含む」、「備える」及び「有する」の用語は、包含することを意図するものであり、挙げられている要素以外に他の要素を含むことができることを意味する。
【００２９】
本発明の技術的範囲から離れることなく、上記の構成において様々な変更を行なうことができるので、上記説明に含まれ、あるいは添付図面に示される全ての事項は、例示として解釈されるべきものであって、限定的意味をもたない。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】  ラジアル形のアフタバーナを有する航空機ガスタービンエンジンの縦方向概略断面図。
【図２】  本発明による熱シールドを有するエンジンのアフタバーナセクションのさらに詳細を示す、図１の１部拡大図。
【図３】  基板と交換可能なハウジングを含む熱シールドの分解斜視図。
【図４】  熱シールドの基板の外側平面図。
【図５】  熱シールドの基板の側面図。
【図６】  熱シールドの基板の内側平面図。
【図７】  熱シールドのハウジングの側面図。
【図８】  ハウジングの上面図。
【図９】  図７の線９−９による断面図。
【符号の説明】
２０  熱シールド
２２  燃料噴射管
２８  基板
３０  ハウジング
４４  外壁
４６  ライナ
４８  コアダクト
５０  バイパスダクト
５４  後部センタボディ
５８  ダクト部材
６０  シュート
６４  シュートの内壁の開口
６６  シュートの内壁
７０  噴射オリフィス
７６  第２の燃料噴射管
【図１】
0003998494.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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