(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
空冷される複数の半径方向火炎ホルダー手段（１）を具え、該火炎ホルダー手段をそれぞれの半径方向外端においてアフターバーナーケーシング（２）に取り付けると共に冷却空気バイパスダクト（６）に接続し、火炎ホルダー手段には該手段の半径方向内端において終わらせた長手方向空気チャンネルを設けると共に、該半径方向内端に配して円周方向に延在する弓形の火炎ホルダー樋（１４）を設け、この火炎ホルダー樋をほぼＶ字状断面にすると共にＶ字の開口端が下流側に向くよう配置した、バイパス型冷却空気ファン付きガスタービンエンジンのアフターバーナー用火炎ホルダー装置において、
前記火炎ホルダー手段（１）をそれぞれの半径方向外端で接線方向軸（１１）を介しアフターバーナーケーシング（２）に回動自在におよび開放自在に取り付け、火炎ホルダー手段（１）の前記樋を共通な一体的な環状の支持兼負荷担体（１４）として形成したことを特徴とするガスタービンエンジンのアフターバーナー用火炎ホルダー装置。
【請求項２】
火炎ホルダー手段（１）内に長手方向蒸発器チューブ（２１）を配置し、該チューブの半径方向内端を火炎ホルダー手段（１）の内端近傍に開口させ、該チューブの半径方向外端における口をほぼガスタービンの集合中心流に対面させ、該蒸発器チューブの半径方向外端の上流に前記の口内へ燃料を噴霧するための燃料拡散器（２２）を取り付け、火炎ホルダー手段（１）の前端内における圧力を蒸発器チューブ（２１）内における圧力よりも高くし、主流方向に見て火炎ホルダー手段（１）の後壁（１ｂ）内方の或る距離にガイド壁（２３）を配置して後部冷却空気ダクト（２４）を画成し、蒸発器チューブ（２１）の周りに流れるファン流を火炎ホルダー手段（１）の半径方向内端において該後部冷却空気ダクト内に向かわせると共に火炎ホルダー手段（１）の半径方向外端において流出させるようにしたことを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジンのアフターバーナー用火炎ホルダー装置。
【請求項３】
蒸発器チューブ（２１）の半径方向内端下流側に飲み口状の延長部（２８）を設け、これにより点火燃料の接線方向における拡散を生起させるようにしたことを特徴とする請求項１または２記載のガスタービンエンジンのアフターバーナー用火炎ホルダー装置。
【請求項４】
蒸発器チューブ（２１）内に、湾曲遷移領域の内外部間に配したガイドバー（２７）を設け、これにより該領域内に層流を維持させるようにしたことを特徴とする請求項２記載のガスタービンエンジンのアフターバーナー用火炎ホルダー装置。
【請求項５】
火炎ホルダー手段（１）をそれぞれの半径方向内端において連結部（３０）を介し共通な火炎ホルダー樋（１４）に回動自在および開放自在に連結したことを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載のガスタービンエンジンのアフターバーナー用火炎ホルダー装置。
【請求項６】
火炎ホルダー手段（１）の半径方向内端に、火炎ホルダー樋（１４）に対する火炎ホルダー手段（１）の連結部（３０）に向け予定の冷却空気を向かわせるための開口を配置したことを特徴とする請求項１〜５のいずれか１項に記載のガスタービンエンジンのアフターバーナー用火炎ホルダー装置。
【請求項７】
１個の火炎ホルダー手段（１）内に点火栓（３１）を取り付け、該点火栓を蒸発器チューブ（２１）内に延在させたことを特徴とする請求項１〜６のいずれか１項に記載のガスタービンエンジンのアフターバーナー用火炎ホルダー装置。
【請求項８】
火炎ホルダー手段（１）を金属板で造ったものにおいて、主流方向に見て火炎ホルダー手段（１）の後壁（１ｂ）を火炎ホルダー手段の残部に鋲着したことを特徴とする請求項１〜７のいずれか１項に記載のガスタービンエンジンのアフターバーナー用火炎ホルダー装置。
【発明の詳細な説明】
本発明は、空冷される複数の半径方向火炎ホルダー手段を具え、これら火炎ホルダー手段をそれぞれの半径方向外端においてアフターバーナーケーシングに取り付けると共に冷却空気バイパスダクトに接続し、火炎ホルダー手段には該手段の半径方向内端において終わらせた長手方向空気チャンネルを設けると共に、該半径方向内端に配して円周方向に延在する弓形の火炎ホルダー樋を設け、この火炎ホルダー樋をほぼＶ字状断面にすると共にＶ字の開口端が下流側に向くよう配置した、バイパス型冷却空気ファン付きガスタービンエンジンのアフターバーナー用火炎ホルダー装置に関するものである。
特に軍用機のガスタービンエンジンにおいてはしばしば、一時的な負荷推力を発生させるためのアフターバーナーを用いる。このアフターバーナー内では燃料と、コアエンジンからの高温コア空気と、バイパスダクトからの冷却空気との混合気を燃焼させる。点火および燃焼を達成するためには低いガス流速での安定領域を提供する必要があり、この目的のために火炎ホルダー手段が長い間使用されてきた。アフターバーナーの温度が極めて高温になると、特に点火時は、火炎ホルダー手段が極めて厳しい環境に曝される。この事実にもかかわらず火炎ホルダー手段は大抵の場合、冷却を行うことがなかったため使用寿命を限られていた。火炎ホルダー手段の冷却は従来より提案されており、多くの問題解決を意味するが、これはその代わりに、火炎ホルダー手段の種々の部分間における温度差が低周波の疲労を生じさせて使用寿命を著しく低下させるという新たな問題を生じることとなる。従来の空冷式火炎ホルダー手段の例としては、米国特許第５，３９６，７６１号明細書および同第５，３９６，７６３号明細書や、フランス国特許第２，７０９，３４２号明細書に記載のものを参照することができる。
かように火炎ホルダー手段に対する大きな熱負荷はその使用寿命を短くし、従って火炎ホルダー手段は短い周期で保守したり、しばしば交換する必要がある。この際、通常はエンジン全体を航空機から取り外す必要があり、時間がかかると共にコスト高になって特に軍用中の戦地修理には適さない。上記従来技術による構造においては、火炎ホルダー手段をボルト手段により外エンジンケーシングに取り付けており、該ボルト手段はケーシングの補強が必要であって重量増を招くという重大な欠点を伴う。このボルト結合は更に保守や交換に多くの時間を必要とすることにもなる。
米国特許第５，３９６，７６１号明細書により周知の従来構造においては、火炎ホルダー手段をその半径方向内端において横方向樋状シールド手段に支持し、該樋状シールド手段は隣接手段とともに円周方向補足シールド手段を形成する。
本発明は、前述した種類の火炎ホルダー手段の改良構造を提案することを目的とするもので、概して、火炎ホルダー手段をそれぞれの半径方向外端で接線方向軸を介しアフターバーナーケーシングに回動自在におよび開放自在に取り付け、火炎ホルダー手段の前記樋を共通な一体的な環状の支持兼負荷担体として形成した構成に特徴づけられる。
本発明によれば、火炎ホルダー手段のそれぞれの半径方向外端を最早ボルト結合ではなく、ピボットピンにより縁取りケーシングに取り付けるため、エンジンの火炎チューブが膨張している間にモーメントを発生することがなく、増大した動きを許容すると共に、火炎ホルダー手段全体からエンジンの外ケーシングに至る負荷の伝達分布を改善することができる。すなわち、共通な環状体が応力を全ての火炎ホルダー手段、従ってエンジンケーシングに分散させ、極めて有利である。最後に、ピボットピンを介した火炎ホルダー手段の取り付けによれば、保守および交換に際し、エンジン全体を航空機から取り外すことなく、当該ピンを除去して容易に火炎ホルダー手段全体を取り外すことができる。共通な環状体への各火炎ホルダー手段の取り付けも同様なピン結合によりこれを行って、当該手段も個々に所要に応じ容易に交換し得るようにすべきである。
この種火炎ホルダー手段においては更に、或る飛行環境下で、特に高高度飛行中、アフターバーナーの点火についての信頼性に関しての問題もある。
本発明は更にこの問題を解消することを目的とするもので、あらゆる運転条件のもとでアフターバーナーの確実な点火を保証し得て、且つ安価に製造することができる火炎ホルダー手段の構成を提案することを目的とする。この例は概して、火炎ホルダー手段内に長手方向蒸発器チューブを配置し、該チューブの半径方向内端を火炎ホルダー手段の内端近傍に開口させ、該チューブの半径方向外端における口をほぼガスタービンの集合中心流に対面させ、該蒸発器チューブの半径方向外端の上流に前記の口内へ燃料を噴霧するための燃料拡散器を取り付け、火炎ホルダー手段の前端内における圧力を蒸発器チューブ内における圧力よりも高くし、主流方向に見て火炎ホルダー手段の後壁内方の或る距離にガイド壁を配置して後部冷却空気ダクトを画成し、蒸発器チューブの周りに流れるファン流を火炎ホルダー手段の半径方向内端において該後部冷却空気ダクト内に向かわせると共に火炎ホルダー手段の半径方向外端において流出させるようにした構成に特徴づけられる。
かかる構成によれば、特に高高度における再点火時の困難を伴うことなく、火炎ホルダー手段の良く改良された冷却効果が極めて簡単に達成される。この効果は、火炎ホルダー手段の冷却作用と蒸発作用とを分離させたことに起因する。
以下本発明を添付図面に基づき更に説明するに、図１はガスタービンエンジンにおけるアフターバーナーの一部を縦断面として示し、図１ａは点火栓を具える火炎ホルダー装置の１つを通る断面、また図１ｂは他の火炎ホルダー装置の１つを通る断面であり、図２は本発明による火炎ホルダー装置の部分正面図で、特に、燃料拡散器の下流に配置された火炎ホルダー装置の１つを示し、図３は、金属板で造った本発明による火炎ホルダー装置の斜視図である。
図面から明らかなように、多数の半径方向に指向する火炎ホルダー手段または弓形部分１を周知のごとく、詳しくは図示しなかったガスタービンエンジンの外ケーシング２に一様に円周方向へ分配してつり下げる。上記円形列配置の火炎ホルダー手段を好ましくは、長手方向においてエンジンの後方中心円錐部のレベルに位置させる。弓形部分または指状火炎ホルダー手段の数は８個と１６個の間に選択することができ、本例ではその個数を１２個とした。火炎ホルダー手段は通常、耐熱金属板材を折り曲げて作り、これを好ましくは三角断面形状とし、その１つの隅角を上流に向けるのが良い。火炎ホルダー手段１の１つに点火栓３１を設ける。
火炎ホルダー手段１は、エンジンケーシング２内における周辺空気ダクト６から火炎ホルダー手段１の半径方向最外側端部における前壁開口７内に指向する冷却空気が流入するよう構成する。これは、空気ダクト６の内壁における混合手段内の案内窪みまたは囲い８により支援される。
本発明によれば、各火炎ホルダー手段１をその半径方向外端において、接線方向に延在するピボットピン１１を有する取り付け手段１０を介し外ケーシング２に回動自在に支持する。かかるピン１１による回動支持は引っ張り力を除去し、また火炎チューブ１２を加熱時に自由に膨張し得るようになす。
本発明によれば更に、１個のまたは全ての火炎ホルダー手段内に長手方向蒸発器チューブ２１を設け、これは半径方向内端において火炎ホルダー手段１の内端近傍に放出を行うものとする。蒸発器チューブ２１の半径方向外端を、その口がほぼガスタービンからの集合中心流に向かうよう折り曲げ、これにより蒸発器チューブ２１をほぼ湾曲形状とする。集合中心流に向け折り曲げた蒸発器チューブ２１の当該端部を好ましくは、図３に示すように火炎ホルダー手段１の前壁から僅かに突出させる。
蒸発器チューブ２１の前記入り口端から上流に離間させて燃料拡散器２２を配置し、この燃料拡散器により当該入り口端に向けて燃料ジェットを指向させるようにする。火炎ホルダー手段１の前部内における圧力は蒸発器チューブ２１内の圧力よりも高くして、クラックが形成された時に蒸発燃料が蒸発器チューブの外面に滲み出すことのないようにするのが良い。
また本発明によれば、主流方向に見て火炎ホルダー手段１の後壁１ｂの内方に長手方向ガイド壁２３を設け、これにより後部冷却空気ダクト２４を画成する。かくて、ファンにより混合器手段の囲い８から開口７内に導入された空気は火炎ホルダー手段１の全体に亘って半径方向内方へ流れるが、蒸発器チューブ２１の周囲においてはその外表面に沿って流れ、その後、火炎ホルダー手段１の半径方向内端がほぼ全体的に閉塞されているため、ガイド壁２３の下端周りにおよびダクト２４を経て上方に案内され、次いで火炎ホルダー手段１の半径方向外端における後方指向出口２５において火炎ホルダー手段１から離れる。好ましくは冷却空気ダクト２４の面積を全体的に、蒸発器チューブ２１が内蔵されている火炎ホルダー手段１の残部横断面積よりも小さくし、これにより冷却空気流の速度を全体的に高めて冷却効果を向上させるのが良い。
火炎ホルダー手段１の半径方向内端を好ましくは、３０において共通な樋状の環状体１４に釈放自在に連結し、該環状体の開口端を後方または下流に対面させると共に、該環状体でシールド手段を形成する。好ましくは上記環状体１４を下流側においてセラミック保護層、所謂ＴＢＣ層により被覆するのが良い。
しかし、火炎ホルダー手段１の半径方向内端には冷却空気用の小さな目盛り孔を形成し、これにより冷却空気が取付点３０に通過してこれを冷却するようになすのが良い。蒸発器チューブ２１の湾曲遷移域には内外部分間に配して案内面部材２７を設け、これにより当該領域に層流が維持されるようにし、もって蒸発燃料が乱れたり自己着火することのないようにするのが良い。また蒸発器チューブ２１の半径方向内端下流側に飲み口形状の延長部２８を設け、これにより点火燃料の接線方向における拡散を生起させるようにする。
特に図３に示すような火炎ホルダー手段１の場合これを金属板で造り、主流方向に見てその後壁１ｂを火炎ホルダー手段の残部に鋲着することができ、この場合、熱応力の均等化が可能になる。
本発明による火炎ホルダー手段は折曲金属板の簡単な構造であるが故に、安価に製造することができる点で好ましい。片部分の結合は折曲、溶接、鋲着によりこれを行うこととし、この場合、膨張が可能で、亀裂を生ずることなく動き得る構造を提供することができる。火炎ホルダー手段およびその全ての固有部品は、エンジンを航空機から取り外すことなく交換することもできる。エンジンのテストにより、半径方向部品および火炎ホルダー手段の冷却が極めて効果的に行われることが確かめられた。火炎からの対流熱に曝される部品の後側１ｂの温度は使用寿命の要求を充たすほど十分に低い。内部で燃料を中心空気と混合させる蒸発器チューブは、あらゆる飛行関連条件においてできるだけ多くの燃料を蒸発状態内に送り込むことができるような蒸発用の距離を提供することができる。
【図１ａ】
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【図１ｂ】
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【図２】
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【図３】
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