(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンエンジンのアフタバーナセクション（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、
前記アフタバーナセクションは、円筒形の外壁（４０）と、該外壁から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（４４）と冷却空気を流すための環状のバイパスダクト（４６）との間の境界を実質的に構成するライナ（４２）と、前記外壁（４０）から内方に前記コアダクト（４４）まで延び、長手方向の軸線、前記バイパスダクト（４６）中に位置するその第１部分（６０）、及び前記コアダクト（４４）中に位置するその第２部分（６２）を有する少なくとも１つの燃料噴射管（２２）と、前記外壁（４０）と前記ライナ（４２）のほぼ間に配置され、前記燃料噴射管（２２）の前記第１部分（６０）を収納する支柱（６６）とを有しており、前記熱シールド（２０）は、
その中に一端が開いた長形の内部チャネル（１０８）を有し、そこにおいて前記燃料噴射管（２２）の前記第２部分（６２）が前記チャネル（１０８）中を長手方向に延びる取り付け位置まで、前記燃料噴射管（２２）上に嵌め込まれることができるハウジング（１００）と、
前記ハウジングが前記取り付け位置にあるとき、前記燃料噴射管（２２）の長手方向の軸線と直角な方向に前記ハウジングを移動させることなく、該ハウジングを前記支柱（６６）に取り付けるので、前記燃料噴射管（２２）を移動させることも切り離すこともなく前記ハウジングを前記アフタバーナセクション（２４）中に設置することができる、前記チャネル（１０８）の開放端に隣接する前記ハウジング（１００）上の取り付け装置と、
を含むことを特徴とする熱シールド（２０）。
【請求項２】
前記取り付け装置は、前記ハウジングが前記取り付け位置に動かされたときに前記支柱（６６）と係合する前記ハウジング（１００）上のヘッド（８８）を含むことを特徴とする、請求項１に記載の熱シールド（２０）。
【請求項３】
前記ヘッド（８８）は、前記支柱（６６）と係合可能な平坦な端面（８６）を有す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】
前記取り付け装置は、前記ハウジング（１００）を前記支柱（６６）に取り付けるために、前記ヘッド中の対応する固締具用孔（１２６）を通して受け入れ可能な少なくとも２つの固締具（９８）をさらに含むことを特徴とする、請求項３に記載の熱シールド（２０）。
【請求項５】
前記固締具用孔（１２６）は、前記ヘッド（８８）の前記端面（８６）を貫いて延びることを特徴とする、請求項４に記載の熱シールド（２０）。
【請求項６】
前記ヘッド（８８）は、ほぼ三角形の配列に配置された３つの固締具用孔（１２６）を含むことを特徴とする、請求項５に記載の熱シールド（２０）。
【請求項７】
タービンエンジンのアフタバーナセクション（２４）中に熱シールド（２０）を支持するための支柱（６６）であって、
前記アフタバーナセクションは、円筒形の外壁（４０）と、該外壁から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（４４）と冷却空気を流すための環状のバイパスダクト（４６）との間の境界を実質的に構成するライナ（４２）と、前記外壁（４０）から内方に前記コアダクト（４４）まで延び、前記バイパスダクト（４６）中に位置する第１部分（６０）及び前記コアダクト（４４）中に位置する第２部分（６２）を有する少なくとも１つの燃料噴射管（２２）とを有しており、前記熱シールド（２０）は、前記燃料噴射管（２２）の前記第２部分（６２）を収納するためのハウジング（１００）を有しており、またほぼ平坦な取り付け面（８６）を備えるヘッド（８８）を有しており、前記支柱（６６）は、
前記アフタバーナセクション（２４）の前記バイパスダクト（４６）中に取り付け可能であり、前記外壁（４０）に取り付けるための外方端（７２）と、内方端（７４）と、前記燃料噴射管（２２）を受け入れるためにその外方端からその内方端までそれを貫いて延びる通路（７０）とを有する本体（６８）を含んでおり、
前記内方端（７４）は、前記熱シールド（２０）の前記ヘッド（８８）を受け入れるための空洞（９０）をその中に有し、該空洞は、前記ヘッドが該空洞中に締まり嵌めされる寸法と形状にされており、
前記本体（６８）は、前記空洞（９０）中に、前記ヘッド（８８）の前記平坦な取り付け面（８６）と係合するためのほぼ平坦な取り付け面（８４）を有しており、それによって、前記ヘッドは、前記取り付け面が面と面の係合をした状態で前記熱シールド（２０）を前記支柱（６６）に取り付け、前記ヘッドと前記本体との間に剛接続を構成するように、前記空洞中に配置されることができる、
ことを特徴とする支柱（６６）。
【請求項８】
前記本体（６８）の前記外方端（７２）に位置する前記本体を前記外壁（４０）に固締するための外方固締フランジと、前記本体（６８）の前記内方端（７４）に位置する内方固締フランジ（８２）とをさらに含むことを特徴とする、請求項７に記載の支柱（６６）。
【請求項９】
固締具（９８）を受け入れて前記熱シールド（２０）の前記ヘッド（８８）を前記本体（６８）に取り付けるための、前記取り付け面（８４）中の少なくとも１つの孔（９４）をさらに含むことを特徴とする、請求項７に記載の支柱（６６）。
【請求項１０】
前記本体（６８）の前記取り付け面（８４）は、３つの固締具（９８）を受け入れるためのほぼ三角形のパターンをなす３つの孔（９４）を有することを特徴とする、請求項９に記載の支柱（６６）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的に航空機用ガスタービンエンジンのアフタバーナに関し、具体的には、エンジンダクトの内側から容易に交換できるアフタバーナの燃料噴射管を保護するための熱シールドに関する。
【０００２】
【発明の背景】
タービンエンジンの基本垂力を増大させる１つの方法は、アフタバーナに点火すること、すなわち再加熱することである。アフタバーナは、コアエンジンの後部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付加することにより推力を増大させる。アフタバーナは、燃料をガスの流れの中に分配するための多数の噴射オリフィスを有する幾つかの燃料噴射管すなわち噴射バーを含む。管はしばしばエンジンダクトの外壁から半径方向内方に延びる。アフタバーナはまた、ガス速度を低下させた領域を創り出して、効果的な燃焼を促進するための保炎器として知られている火炎安定装置を含む。
【０００３】
エンジンダクト及びアフタバーナの構成部品は、高温に曝されることから保護し有効寿命を延ばすためにしばしば冷却される。冷却は、コアエンジンを迂回してエンジンのファンセクションの１つまたはそれ以上の段を通って流れる、ファン空気として知られている空気もしくは圧縮機抽出空気により施される。冷却空気は、一般的に円筒形の外壁と該外壁から半径方向内方に間隔を置いて配置されたライナとの間に形成される環状のバイパスダクト中を運ばれる。ライナは、障壁として機能して高温排気ガスを冷却空気から隔離する円筒形のシェルである。冷却空気は、バイパスダクトからアフタバーナ、ライナの表面、そして吐出ノズルまで分配される。
【０００４】
燃料噴射管の各々は、一般的に熱シールドにより保護される。熱シールドは、管を収納してバイパスダクトから冷却空気を受け入れて管に沿って送るためのハウジングである。複数の窓開口が、管のオリフィスと整合するように熱シールドに沿って間隔を置いて配置されて、燃料が管からガス流れ中に噴射されることが可能になる。保炎器が、熱シールド上に取り付けられるかもしくは燃料噴射管から分離してダクト中に取り付けられることができる。
【０００５】
熱シールドは、損傷、熱サイクル疲労、またはコークス残留物の蓄積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が最小限になるように、短時間で交換できるようにすべきである。残念ながら、一部の形式の熱シールドではエンジンダクトの内部の位置から取り外せないために、交換するのに長時間を必要とするものがある。熱シールドがダクトの内側から燃料管上に取り付けることができないか、あるいは熱シールドとその支持構造体との間の取り付け位置にダクトの内側から近づくことができないかの何れかである。従って、これらの熱シールドを交換するためには、保守要員はまず、エンジンを航空機から取り外さなければならない。そうすると、エンジンと機体の間の電線、燃料管路、及び油圧管路を全て切り離して、保守作業が完了した時にそれらを再び接続する必要がでてくる。これらの手順は、時間と費用が掛かる。
【０００６】
米国特許第５，３３５，４９０号に示す別の形式の熱シールドは、エンジンダクトの内側から取り付け及び取り外し可能ではあるが、それでも燃料噴射管を切り離す必要がある。この形式の熱シールドは、軸方向に延びる先端コネクタを備える支持取付装置を有する。取り付けまたは取り外しの間は、熱シールドは、コネクタを係合／離脱させるために燃料管の軸線と直角な方向に移動されなければならない。燃料管が取り付けられていると各々の熱シールドの部分である内部構造体と干渉するために、このように直角方向に移動させることは不可能である。従って、燃料管は、取り外されてその後に再び取り付けられなければならないので、時間の掛かる燃料系統の漏洩試験が必要となる。
【０００７】
熱シールドがエンジンダクト中の定位置に取り付けられるとき、熱シールドは熱シールドとその支持体との間の頑丈で信頼性のある接続でしっかりと取り付けられなければならない。残念ながら、一部の形式の熱シールドは、接続は僅か１つの固締具を用いて単一個所で行われるという点で欠点がある。その結果、熱シールドは、エンジンの音響振動または高荷重に曝される時、特に熱シールドがエンジンダクト中の３時または９時の位置にありかつ航空機が落下着陸を行う時に、シールドと直角な方向の力によりずれを免れない。
【０００８】
【発明の概要】
一般に、本発明の熱シールドは、タービンエンジンのアフタバーナセクションの燃料噴射管を保護するためのものである。アフタバーナセクションは、円筒形の外壁と、該外壁から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環状のバイパスダクトとの間の境界を実質的に構成するライナとを有する形式になっている。少なくとも１つの燃料噴射管が、外壁から内方にコアダクトまで延びる。管は長手方向の軸線を有し、管の第1部分がバイパスダクト中に位置し管の第２部分がコアダクト中に位置するように、取り付けられる。支柱が、外壁とライナのほぼ間に配置され、燃料噴射管の第１部分を収納する。熱シールドは、その中に一端が開いた長形の内部チャネルを有し、そこにおいて管の第２部分がチャネル中を長手方向に延びる取り付け位置まで、管の上に嵌め込まれることができるハウジングを含む。チャネルの開放端に隣接するハウジング上の取り付け装置は、ハウジングが取り付け位置にあるとき、燃料管の長手方向の軸線と直角な方向にハウジングを移動させることなく、ハウジングを支柱に取り付けるので、燃料管を移動させることも切り離すこともなくハウジングをアフタバーナセクション中に設置することができる。
【０００９】
別の形態において、本発明の支柱は、タービンエンジンのアフタバーナセクション中に熱シールドを支持する。アフタバーナセクションは、円筒形の外壁と、該外壁から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環状のバイパスダクトとの間の境界を実質的に構成するライナとを有する形式になっている。少なくとも１つの燃料噴射管が、外壁から内方にコアダクトまで延びる。管は、第1部分がバイパスダクト中に位置し、第２部分がコアダクト中に位置するように、取り付けられる。熱シールドは、管の第２部分を収納するためのハウジングを有し、ほぼ平坦な取り付け面を備えるヘッドを有する。支柱は、アフタバーナセクションのバイパスダクト中に取り付け可能な本体を含む。本体は、外壁に取り付けるための外方端と、内方端と、燃料管を受け入れるためにその外方端からその内方端まで本体を貫いて延びる通路とを有する。内方端は、熱シールドのヘッドを受け入れるための空洞をその中に有し、空洞はヘッドが該空洞中に締まり嵌めされる寸法と形状にされる。本体は、空洞中に、ヘッドの平坦な取り付け面と係合するためのほぼ平坦な取り付け面を有しており、それによって、ヘッドは、取り付け面が面と面の係合をした状態で熱シールドを支柱に取り付け、ヘッドと本体との間に剛接続を構成するように空洞中に配置されることができる。
【００１０】
本発明の他の特徴は、一部は明らかであり、また一部は後で指摘されるであろう。
【００１１】
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。
【００１２】
【発明の実施の形態】
さて図面、特に図１及び図２を参照して、本発明の熱シールドが全体を符号２０で示される。熱シールド２０は、通常の航空機用ガスタービンエンジン２６のアフタバーナセクション２４に取り付けられた燃料噴射管２２を保護する。エンジン２６は、円筒形の形状をしていて、ファンセクション２８、圧縮機３０、燃焼チャンバ３２、タービン３４、アフタバーナ３６、及び吐出ノズル３８を順次に含む。アフタバーナ３６すなわちオーグメンタが、航空機の加速度、操縦性または速度を高める必要に応じてエンジン２６の推力を増大させるために設けられる。
【００１３】
エンジンのアフタバーナセクション２４は、ほぼ円筒形の外壁４０及び外壁から間隔を置いて取り付けられたライナ４２を有する形式になっている。ライナ４２は、タービン排気ガスを流すための中心のコアダクト４４及び冷却空気を流すための外方の環状のバイパスダクト４６との間の境界を実質的に構成する。バイパスダクト４６は、外壁４０を保護し冷却空気をノズルまで運ぶために、ファンセクション２８から後方に吐出ノズル３８まで延びる。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、冷却空気の温度よりもかなり高い。外壁４０及びライナ４２は、一般的に高温に曝されることに耐えるようには設計されていないので、従って、冷却空気によって冷却される。冷却空気の供給源は、エンジンのファンセクション２８であることが望ましい。しかしながら、冷却空気は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、圧縮機抽気ポート、ラム取り入れダクト、または冷媒循環系統で発生させることができることが分かる。
【００１４】
アフタバーナセクション２４はまた、冷却空気の一部をコアダクト４４中に供給するために円周方向に間隔を置いて配置された複数の通路を有するミキサ４８すなわち混合ダクトを含む。エンジンセンタボディ末端部５０が、ダクトの中心に含まれる。センタボディ末端部５０は、通気管５２を備えるほぼ円錐形のシェルである。
【００１５】
図２を参照すると、燃料を供給するための少なくとも１つの燃料噴射管２２が、外壁４０から内方に真っ直ぐな長手方向の軸線に沿ってコアダクト４４の内側の片持ち支持された端部５６まで延びる。一般的に、複数の燃料噴射管２２がアフタバーナセクション２４の円周の周りに等しい角度間隔で配置されている。例えば、ラジアル形のオーグメンタを備えるＦ１１０型ガスタービンエンジンは、その円周の周りに間隔を置いて配置された３２本の燃料噴射管を有する。管２２の各々は、外壁４０の外側に設置されたマニホルド付き燃料分配器（図示せず）で始まる。管２２は、連続する一重壁のパイプであり、幾つかの半径方向の位置で燃料を分配するために管に沿って配置された複数の噴射オリフィス５８を備える。管２２は、バイパスダクト４６を貫いてコアダクト中に入るので、管の第1部分６０はほぼバイパスダクト中に位置し、また第２部分６２はほぼコアダクト中に位置する。
【００１６】
支柱６６は、外壁４０とアフタバーナセクションのライナ４２とのほぼ間に配置されて、燃料噴射管２２の第1部分６０を収納する。熱シールド２０は、支柱６６上に片持ちに取り付けられた構成でコアダクト４４中に支持される。図３から図６までに示すように、支柱６６は、管２２を収納するための少なくとも１つの内部通路を有する本体６８を含む。支柱６６は、滑らかな外側表面を備える空気力学的な形状にされ、バイパスダクト４６の流れの方向に全体的に薄くなり、冷却空気が支柱を越えてバイパスダクト中を流れるとき、冷却空気の圧力損失を抑止する。本体６６は、外壁４０に取り付けるための外方端７２と内方端７４とを有する。通路７０は、本体６８を貫いて外方端７２から内方端７４まで延びる。開口（図示せず）が、本体の前縁７６に沿って置かれ、空気取入れ口としてバイパスダクト４６から通路７０に冷却空気を受け入れて、熱シールドを冷却するために冷却空気を管２２に隣接して熱シールド２０中に送り込む。
【００１７】
外方の固締フランジ７８が、支柱６６をアフタバーナセクションの外壁４０に取り付けるために本体の外方端７２上に一体に形成される。図３及び図５に示すように、外方フランジ７８は、支柱を外壁に取り付けるための４つの固締具用孔８０を備えるほぼ楕円形の形状をしている。固締具用孔の形状または数が異なっても、本発明の技術的範囲から逸脱しないことが分かる。
【００１８】
内方固締フランジ８２（図６）が、熱シールド２０を支柱６６上に受入れ可能に取り付けるために本体の内方端７４に配置される。重要なことは、熱シールドを燃料管２２の長手方向の軸線に沿って動かすことによって熱シールドが取り付け位置に移動されたとき、内方フランジ８２は熱シールド（２０）を受け入れて取り付けられる形状にされていることである。本体の内方端７４は、熱シールドのヘッド８８（図７）上の対応する取り付け面８６が係合可能なほぼ平坦で凹んだ取り付け面８４を含む。支柱６６の内方固締フランジ８２と熱シールド２０のヘッド８８は熱シールドを支柱に接続するための取り付け装置を互いに構成する。
【００１９】
支柱本体の内方端７４は、熱シールド２０のヘッド８８を受け入れるための空洞９０を有する。空洞は、取り付け面８４、８６が面と面の係合をした状態でヘッドが空洞中に締まり嵌めされる寸法と形状にされる。空洞９０は、取り付け面８４を取巻くリム９２が境界となる。支柱６６は、取り付けられたとき内方固締フランジ８２がライナ４２に近接した半径方向の位置に置かれ、またライナはほぼリム９２（図２）に隣接するような寸法に作られる。熱シールド２０は、内方固締フランジ８２において熱シールドの取り付け面８６が支柱の対応する取り付け面８４に係合した状態で、支柱６６上に取り付け可能である。２つの取り付け面８４、８６は、共通の形状と寸法を有するので、ヘッド８８が空洞９０中で締まり嵌めすることで強固な剛接続を形成する。
【００２０】
支柱本体の取り付け面８４は、図６に示すように、熱シールド２０を支柱６６に取り付けるためのボルト９８(図２)のような３つの固締具を受け入れるために三角形のパターンに配列された３つの固締具用孔９４を有するのが望ましい。そのように配列された３つの固締具を用いることで、熱シールドが曝される力、トルク、及び振動に耐え、支柱に対して著しい歪みもずれも生じないような頑丈で信頼性のある取り付けを形成する。図３及び図４に示すように、内方固締フランジ８２上のボス９６が、各固締具用孔の深さを増すための２つの最後方固締具用孔９４の部分を形成する。孔９４及びボス９６は、内側にねじが切られている。取り付け装置は、容易に取り付け取り外しができるようにエンジンダクト内でボルト９８が半径方向に向けられるような形状にされる。内方固締フランジ８２は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、固締具を１、２または幾つでも受け入れられる形に作られることができることが分かる。
【００２１】
図７から図９までを参照すると、熱シールド２０は、燃料噴射管２２の第２部分６２上にかつ管の長手方向の軸線に沿って受け入れ可能であるハウジング１００を含む。複数の窓開口１０２が、管の噴射オリフィス５８と整合するように熱シールド２０に沿って間隔を置いて配置されて、燃料が管からガス流れ中に噴射されることができるようにする。図面に示す好ましい実施形態のハウジング１００は、保炎器の側壁１０４と一体に形成されており、保炎器は全体が１０６で示される。しかしながら、熱シールド２０は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、いかなる保炎器からも完全に分離してもよいしまたは保炎器に非一体的に取り付けてもよいことが分かる。
【００２２】
ハウジング１００は、管２２を収納するための少なくとも１つの長形の内部チャネル１０８を有するように形成される。ハウジングの少なくとも１つの端部の開口１０９により、チャネル１０８とハウジングが燃料管２２の上に嵌め込まれることが可能になる。好ましい実施形態の開口１０９は、取り付け面８６に配置される。図９に断面で示すように、チャネル１０８は、ほぼ丸い中央部分１１０及び中央部分に隣接する２つの側面のより広い部分１１２とを有する。中央部分１１０は、燃料管２２を受け入れられる寸法に作られて、断面が対応して丸くなっている。チャネル１０８のより広い部分１１２は、ハウジング１００の長手方向の範囲に沿いかつ管２２に隣接する冷却空気の流れが管から熱を除去することを可能にする。内部チャネル１０８の前方部分１１４は、ハウジングの前縁１１６を冷却するように配置される。ハウジング１００は、任意の形状で配列される任意の数の内部チャネルを有してもよく、また管２２を収納するチャネル１０８から分離されるかまたはそれと結合されるかの何れにしてもよいことが分かる。
【００２３】
保炎器１０６の側壁１０４は、ハウジング１００から延びて、コアダクト４４中を流れる排気ガスの流れに朝顔形に開いた空気力学的閉塞部を創り出す形状にされる。閉塞部は、火炎を安定させまた燃焼を効果的にするのに十分な程度にガス速度が低下した領域を保炎器１０６の背後に創り出す。背面板（図示せず）が、保炎器１０６の後縁１１８に沿って側壁の間に取り付けられる。背面板は、各側壁１０４に沿って間隔を置いて配置された複数のタブ１２０及びピンホール１２２（図７）を通して挿入された留めピン（図示せず）により定位置に保持される。側壁１０４の間に、保炎器を冷却するために保炎器１０６に沿って冷却空気を流すように、保炎器の冷却通路１２４が形成される。
【００２４】
ハウジング１００上のヘッド８８（図８）は、支柱６６と係合可能であり、ハウジングを支柱に取り付けるための取り付け台の役目を果たす。ヘッド８８は、内方端７４において支柱本体６８の空洞９０中に受け入れ可能である。取り付け面８６を含むヘッド８８上の平坦な端面は、支柱に取り付けるためのそれを貫く３つの固締具用孔１２６を含む。孔１２６は、支柱の取り付け面８４中の固締具用孔９４に一致しており、好ましい実施形態において三角形の形状に配置される。ヘッド８８上の開口１０９は、支柱から冷却空気を受け入れて、冷却空気を燃料管２２に沿って送る。保炎器の冷却通路１２４は、支柱から冷却空気を受け入れてそれを保炎器に送るためのヘッド８８中の第２開口１２８と連通する。ハウジング１００が取り付け位置にあるときには、ヘッド８８上の開口１０９及び１２８は、支柱本体の内方端７４上の開口７７と整合している。
【００２５】
熱シールド２０及び支柱６６は、Ｍａｒ−Ｍ−５０９などの鋳造可能なコバルト合金のような適当な高温材料またはＩＮＣＯＮＥＬ（ウエ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）のようなニッケル基合金で形成されるのが望ましい。
【００２６】
運転に際して、ハウジング１００をその長手方向の軸線に沿って燃料管２２と整合させて離れた位置で（図２に仮想線で示す）コアダクト４４の内側にまず配置することにより、熱シールド２０は、エンジン２６のアフタバーナセクション２４内に取り付け可能になる。エンジンのセンタボディ末端部５０は、整合位置においてハウジング１００を配置することを妨げない。ハウジング１００は、管２２の端部５６上にその長手方向の軸線に沿って取り付け位置まで嵌め込まれ、その位置でシールドのヘッドは、取り付け面８６が取り付け面８４と係合する状態で支柱の空洞９０と整合される。ハウジング１００が取り付けられて管２２の上に嵌め込まれると、ヘッド８８は、容易に取り付け位置に達し、支柱６６の空洞９０中に整合され受け入れられるように配置される。ヘッド上の３つの固締具用孔１２６は、エンジンダクトの内側から容易に接近できるように位置しているので、熱シールド２０及び支柱６６を取り付け又は取り外すために、エンジンダクトの内側位置から固締具９８を挿入又は取り外すことができる。さらに、熱シールド２０は、熱シールドを管２２の長手方向の軸線と直角な方向に移動させることなく支柱６６に装着できる。従って、熱シールドは、燃料管を移動させたり切り離したりすることなく取り付けたり取り外したりすることができる。従って、修理を迅速に行なうことができる。熱シールド２０と支柱６６の間の接続により、剛性及び横方向の安定性が得られる。
【００２７】
本発明又は本発明の好ましい実施形態の要素を説明する場合に、「１つ」、「２つ」、「複数」及び「多数」などの数詞の特定のないものは、１つ又はそれ以上の要素があることを意図する。「備える」、「含む」、及び「有する」という用語は、包括的であり、記載した要素以外にも更なる要素があってもよいことを意味せんとするものである。
【００２８】
上述の構成において本発明の技術的範囲から逸脱することなく種々の変更を行うことができるので、上述の説明に含まれあるいは添付の図面に示す全ての事項は、例示として解釈され、限定的意味で解釈されるべきでないことを理解されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】  ラジアル形のアフタバーナを備える航空機用ガスタービンエンジンの概略側面立面の断面図。
【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概略側面拡大断面図。
【図３】  支柱及び支柱に取り付け可能な熱シールドの分解斜視図。
【図４】  支柱の側面図。
【図５】  支柱の外方端を示す支柱の上面図。
【図６】  支柱の内方端を示す支柱の底面図。
【図７】  熱シールドの側面図。
【図８】  支柱に取り付けるためのヘッドを示す熱シールドの上面図。
【図９】  図７の線９−９で切った断面図。
【符号の説明】
２０  熱シールド
２２  燃料噴射管
２４  アフタバーナセクション
３６  アフタバーナ
４０  外壁
４２  ライナ
４４  コアダクト
４６  環状のバイパスダクト
５０  センタボディ末端部
５８  噴射オリフィス
６０  燃料噴射管の第1部分
６２  燃料噴射管の第２部分
６６  支柱
９８  固締具
【図１】
0004053303.tif 000002
【図２】
0004053303.tif 000003
【図３】
0004053303.tif 000004
【図４】
0004053303.tif 000005
【図５】
0004053303.tif 000006
【図６】
0004053303.tif 000007
【図７】
0004053303.tif 000008
【図８】
0004053303.tif 000009
【図９】
0004053303.tif 000010