JPH0712339A - 航空機ガスタービンエンジンのアフタバーナに用いる保炎装置及び保炎器アセンブリ、並びに航空機ガスタービンエンジンに用いるアフタバーナ - Google Patents

航空機ガスタービンエンジンのアフタバーナに用いる保炎装置及び保炎器アセンブリ、並びに航空機ガスタービンエンジンに用いるアフタバーナ

Info

Publication number
JPH0712339A
JPH0712339A JP6075582A JP7558294A JPH0712339A JP H0712339 A JPH0712339 A JP H0712339A JP 6075582 A JP6075582 A JP 6075582A JP 7558294 A JP7558294 A JP 7558294A JP H0712339 A JPH0712339 A JP H0712339A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
flame
afterburner
flame stabilizer
bolt
annular
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP6075582A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2597820B2 (ja
Inventor
Thomas J Shimmel
トーマス・ジョン・シメル
Jr Chester J Lamando
チェスター・ジョセフ・ラマント，ジュニア
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPH0712339A publication Critical patent/JPH0712339A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP2597820B2 publication Critical patent/JP2597820B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Exhaust Gas After Treatment (AREA)
  • Combustion Of Fluid Fuel (AREA)
  • Spark Plugs (AREA)
  • Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【目的】 航空機ガスタービンエンジンのアフタバーナ
に用いるための取り外し及び再装着が可能で着脱自在な
保炎装置を提供する。 【構成】 保炎装置が少なくとも１つのリング４０、４
２と、リングの前端に周沿いに設けられている複数の開
端スロット６８とを備えており、各スロットの開端はリ
ングの前縁に開いており、複数の燃料噴射棒７４を受け
入れている。２組以上のスロットが２つ以上の相異なっ
ている軸方向長さを有しており、軸方向に相隔たってい
る相異なる２組以上の噴射棒を受け入れている。リング
を外側ケーシングに取り付ける締結手段５８が、エンジ
ンの排気ノズルを経て接近可能なように設けられてい
る。締結手段が連結リンクに回り止め手段５６を有して
おり、回り止め手段にボルト頭６０を滑り込ませて、ナ
ット７１締め付け中のボルト５９の回転を阻止する。ボ
ルトシャンク６７の直径よりも小さなねじ直径を有して
いるボルト５９が使用されている。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機ガスタービンエ
ンジンのアフタバーナ保炎装置に関し、特に、航空機に
装備されたエンジンの後部からテールパイプを通じて取
り外すことができる着脱自在な保炎装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】航空機ガスタービンエンジンの技術にお
いて周知のように、エンジンタービンの下流に配置され
ているアフタバーナ内で追加燃料を燃焼させることによ
り推力を増強する。アフタバーナは一般的に、主燃料流
を分散する手段と共に、火炎が付着し得る保炎装置を含
んでいる。保炎装置はガス流の速度を局所的に減少させ
ると共に、アフタバーナ内に再循環域を設定して火炎を
維持する。さもないと火炎は吹き消されてしまう。保炎
装置は更に、点火域と低昇温域とを設定し、低昇温域
は、パイロット燃料流に対して追加的に且つ平行に噴射
される燃料と関連してステージングをもたらして、アフ
タバーナの温度及び推力の広範な調節を可能にする。１
つの周知の型の保炎装置は、板金製であると共に、２つ
の同心環状火炎リングを含んでおり、両リングは、下流
方向に末広になるように配設されている。燃料は保炎装
置の上流に均等に導入され得るか、又は複数の局所集中
域に導入され得、従って、アフタバーナの火炎は両火炎
リングの後縁の下流に維持される。
【０００３】すべての推力増強飛行モード中にアフタバ
ーナの確実且つ均等な点火を成すために、パイロット燃
料が導入され、点源点火器によって点火され得る。パイ
ロット火炎は主燃料液滴の点火に役立つ。周知のよう
に、パイロット燃料は保炎装置の周囲に沿って配置され
ている個別噴射口によってアフタバーナに導入される。
パイロット燃料噴射口は一般的には両火炎リングの間に
配置されているので、各パイロット燃料噴射口はタービ
ンから保炎装置の入口を通ったガス流を受ける。
【０００４】この種の１つのアフタバーナ保炎装置は、
米国特許番号第３７６５１７８号に記載されており、こ
の引用特許は１９７３年１０月１６日にフーフナグル
（R. H. Hufnagle）等に付与され、そして本発明と同じ
譲受人（本願出願人）に譲渡されたものである。そのア
フタバーナ保炎装置は、内側火炎リングと、この内側火
炎リングと同心的にその半径方向外側に隔設されている
外側火炎リングとを含んでおり、両火炎リングは、ター
ビン排気を受け入れるように環状流路を形成している。
次に、この引用米国特許を本発明と関連する先行技術と
して説明する。
【０００５】上述の米国特許番号第３７６５１７８号に
記載されているような最新のアフタバーナは板金製であ
り、通常、競走路（レーストラック）形と呼ばれる形状
の孔である半円形閉端を有する細長いスロットを有して
いると共に、これらのスロットに挿通されるパイロット
噴射棒と、主噴射棒とを有している。保炎装置は噴射棒
によって捕捉されているので、噴射棒を取り外さなけれ
ば保炎装置をエンジンから取り外すことはできない。多
くの航空機ガスタービンエンジンの場合、例えば、ゼネ
ラル・エレクトリックＦ４０４、Ｆ１０１、Ｆ１１０及
びＪ８５エンジンの場合のように、エンジンを航空機か
ら取り外してからでなければ上側噴射棒をエンジンから
取り外すことはできない。保炎装置を取り外すために、
エンジンを航空機から取り外さなければならないことは
費用及び時間のかかる方法である。従来の保炎装置の代
表的な取り外し工程は、次の６段階から成っている。
【０００６】１．エンジンを航空機から取り外す。 ２．主噴射棒（例えば２４個以上）をアフタバーナ・ケ
ーシングから取り外す。これは、アフタバーナ主燃料マ
ニホルドへの接続を切断することを包含する。 ３．パイロット噴射棒（例えば６つ以上）を取り外す。
これは、パイロット燃料マニホルドへの接続を切断する
ことを包含する。
【０００７】４．点火器を取り外す。 ５．エンジンの外側から保炎装置リンクのボルトを取り
外す。 ６．保炎装置をエンジンから取り外す。 保炎装置の再装着後、エンジンの試験室点検運転を行う
ことも通例必要である。主燃料系及びパイロット燃料系
の流れ点検も、この試験室運転前に行われる。エンジン
の上半分が航空機構造体に接近しているため、すべての
燃料接続部の健全性を航空機で点検することはできない
ので、この試験室運転はしばしば政府規定手順によって
必要とされ、運転安全のために良好な実施事項である。
現在、代表的な保炎装置交換の場合、保炎装置交換と関
連する工程は３９マン・アワー（人時）を必要とする
が、保炎装置交換自体は約１．５マン・アワーの仕事で
ある。
【０００８】航空機からのエンジンの取り外し又はエン
ジンからの噴射棒の取り外しと、前述の所要点検の実施
とを必要とせずに、取り外し及び再装着が可能で着脱自
在な保炎装置を設けることが大いに望まれている。この
ような保炎装置は、航空機の利用度を高めると共に、年
間のエンジン整備時間及びエンジン運転費を減少させる
ので、極めて望ましい。
【０００９】
【発明の概要】複数の噴射棒と共に用い得る航空機ガス
タービンエンジン保炎装置が、少なくとも１つの環状リ
ングと、このリングの前端に周沿いに配設されている複
数の開端スロットとを有しており、各スロットの開端は
リングの前縁に開いている。特定の一実施例において
は、２組以上のスロットが、２つ以上の相異なっている
軸方向長さを有しており、軸方向に相隔たっている相異
なる２組以上の噴射棒、例えば主噴射棒とパイロット噴
射棒とを受け入れている。環状リングを外側エンジンケ
ーシングに取り付けるための接近し易い締結手段が設け
られており、リングとケーシングとの相対的な熱膨張を
許容する回転自在なリンクを含んでいる。
【００１０】一実施例では、締結手段が、連結リンクに
設けられている回り止め手段を有しており、この回り止
め手段にボルト頭を滑り込ませることにより、ナット締
め付け中のボルトの回転を阻止し得る。回り止め手段
は、一実施例では、平らな側面を有している４角頭又は
６角頭の交換可能なボルトを含んでおり、このボルトは
リングの外側から、対応する平らな側面を有しているボ
ルト頭受け部内に挿入され得る。回り止め手段が作用す
る状態で、ナットをボルトシャンクのねじ部分にねじ付
け、そしてリングの内側から締め付けることができる。
代替的には、ナットを外側から挿入し、そしてボルトを
内側から締め付けてもよい。本発明の他の特徴は、ボル
トシャンクの直径よりも小さな直径のねじを有している
ボルトの使用であり、これは、ボルトの取り外しを容易
にすると共に、ねじが高温にさらされて焼き付く場合に
特に有用である。ナットに過大トルクをかけると、ボル
トがねじ部で破断して保炎装置の取り外しを容易にす
る。環状リングを、内側環状リングを支持している外側
環状リングとすることができ、内側リングは外側リング
と同心的にその半径方向内側に隔設されている。
【００１１】
【発明の利点】本発明の主な利点は、エンジンが航空機
に装着された状態で、環状保炎装置をエンジンから容易
に取り外し得ると共に再装着し得ることである。本発明
の着脱自在な保炎装置は、整備費と整備時間とを大幅に
減少させ、これは現場での使用時に特に重要であり、そ
して戦闘中には更に重要である。
【００１２】本発明の上述の特徴及び他の特徴は、図面
と関連する以下の説明から更に明らかとなろう。
【００１３】
【実施例】図１はターボファンエンジン１０を示してお
り、ターボファンエンジン１０に含まれているコアエン
ジン１２によって、高温ガス流が発生されて低圧タービ
ン１４を駆動する。タービン１４は、エンジン１０の入
口端１７に配設されているファン１６のロータ１５に連
結されていると共に、ロータ１５を駆動する。コアエン
ジン１２及び低圧タービン１４は、内側ケーシング１８
内に配設されている。細長いカウル又は外側ケーシング
２０がエンジン入口１７を画成していると共に、コアエ
ンジン１２と同心のダクト２２をケーシング１８と共に
画成している。
【００１４】運転中、ファン１６は空気流を圧縮し、こ
の空気流の外側部分はダクト２２を通り、そして内側部
分はコアエンジン１２に入る。コアエンジン１２におい
て空気流は、コアエンジン圧縮機２４によって更に圧縮
されて高圧空気流となり、燃焼器２６における燃料の燃
焼に役立つ。燃焼器２６への燃料は燃料噴射手段２７に
よって供給され、燃料噴射手段２７には、加圧された燃
料の流れが加圧燃料源（図示していない）から導管２８
を経て流入する。燃料の点火により生じた高温ガス流
は、圧縮機２４のロータに連結されている高圧タービ
ン、即ちコアエンジンタービン３５を駆動する。この高
温ガス流は、低圧タービン１４を通った後に、ダクト２
２から環状通路３２に入ったバイパス空気の一部と混合
する。
【００１５】総体的に参照番号３３で示すアフタバーナ
によって推力増強をなし得る。追加燃料が、加圧燃料源
（図示していない）に連結されている燃料導入手段３４
を経て、アフタバーナ３３に導入される。アフタバーナ
火炎付着手段が保炎器３６によって設けられており、そ
の詳細については後述する。アフタバーナ３３を出た高
温ガス流は、ノズル３９を通って排出され、航空機を推
進する推力を生ずる。本発明は、推力増強式ターボファ
ンエンジンに関して説明されるが、他種の推力増強式エ
ンジン、例えばターボジェットエンジンにも好適に適用
し得るものである。
【００１６】図２には前述の諸要素が同じ参照番号で表
されており、内側円錐台形火炎リング４０と、外側円錐
台形火炎リング４２とを含んでいる保炎器３６が示され
ている。内側及び外側火炎リング４０及び４２は、概し
て同心整合状態に配設されており、環状入口４４と、環
状入口４４よりも断面積が大きい環状出口４６とを画成
している。内側及び外側火炎リングの間の半径方向間隔
は、周方向に相隔たっていると共に半径方向に延在して
いる複数の旋回羽根４８によって維持されている。
【００１７】保炎器３６は、周方向に相隔たっている複
数の保持リンク５０によって内側ケーシング１８に取り
付けられている。保持リンク５０の半径方向外端はピボ
ット５２で、フランジ要素５４に枢着されており、フラ
ンジ要素５４は内側ケーシング１８に連結されている。
冷却されるライナ１９が内側ケーシング１８の半径方向
内側に内側ケーシング１８と同心的に配設されており、
ケーシング１８の熱絶縁を成している。各保持リンク５
０の半径方向内端５３は、ピボット５５で保炎器３６に
枢着されており、保炎器３６は、平らな側面を有してい
る（平側面）ボルト頭受け部５６を有している。ボルト
頭受け部５６は、リンク開口５１に挿通して設けられて
いるボルト５９用のボルト頭回り止め手段として作用す
る。
【００１８】保持リンク５０をピボット５５を中心とし
て回転させるために、切り欠き６２が外側火炎リング４
２を貫いて設けられている。切り欠き６２の半径方向外
端６４は、軸方向において半径方向に傾斜している。保
持リンク５０の枢動性は、内側ケーシング１８に対する
保炎器３６の熱膨張を許容する。保持リンク５０の数
は、特定のエンジン要件に合わせて変えることができ、
最小限３つの保持リンクが等間隔で隔設されている。
【００１９】図４（Ａ）を参照すると、ボルト５９及び
受け部５６は、本発明の半径方向内方に取り外し得る締
結手段５８を例示するものであり、受け部５６は、ボル
ト５９の対応する平らな側面を有している（平側面）ボ
ルト頭６０を受け入れるように作用し得る。平側面受け
部５６は、同様に形成されているスリーブ６１内に配設
されており、スリーブ６１は、外側火炎リング４２を貫
通していると共に底フランジ部６３を有している。フラ
ンジ部６３はフランジ開口６５を有しており、開口６５
にボルト５９のシャンク６７が挿通して設けられてお
り、ボルト５９はナット７１によって固定されている。
【００２０】図３にわかり易く示してあるように、周方
向に相隔たっていると共に軸方向に延在している複数の
開端スロット６８が、保炎器環状入口４４に隣接してお
り、保炎器３６の環状前部６６に沿って保炎器３６に配
設されている。開端スロット６８は保炎器３６の前縁７
２に前向き開口７０を有している。アフタバーナ燃料導
入手段３４は、複数の主燃料噴射棒７４を含んでおり、
これらの主噴射棒は保炎器３６の開端スロット６８を半
径方向に貫通している。各主燃料噴射棒７４は、主燃料
噴流を放出するための複数の開口７８を含んでいる。開
口７８は半径方向に相隔たっていると共に、主燃料噴流
を矢印７９で示すコアガス流方向と概して平行な方向に
放出するように配向されている。
【００２１】パイロット燃料導管７６が内側及び外側火
炎リング４０及び４２の間で終端している。各パイロッ
ト燃料導管７６は通例、周方向に相隔たっている２つの
開口７７を含んでおり、一方の開口７７は、図面からあ
る角度だけ離れているので見えない。パイロット燃料導
管７６は、図３に参照符号Ｌで示す比較的長い開端スロ
ット６８内に配設されており、図３に参照符号Ｓで示す
比較的短い開端スロット６８内には、主燃料噴射棒７４
が挿通されている。すべてのスロットは、保炎器３６の
前縁７２に前向き開口７０を有している。比較的長いス
ロットＬ及び比較的短いＳはいずれも、内側火炎リング
４０（図２を参照）と、外側火炎リング４２とを貫通し
ていることに注意されたい。
【００２２】図２に戻って説明すると、環状Ｖ形ガッタ
・アセンブリ９０が示されており、アセンブリ９０は、
周方向に相隔たっている複数の保持リンク９２によって
内側リング４０に装着されている。保持リンク９２の上
流端９４は、リング４０の半径方向内壁に取り付けられ
ているフランジ要素（図示していない）にピボット（図
示していない）で枢着されている。保持リンク９２の下
流端は、環状Ｖ形ガッタ１０２の前部の環状外壁に固定
されているフランジ要素１００にピボット９８で枢着さ
れている。Ｖ形ガッタ１０２は、保持リンク９２によっ
て内側リング４０に隣接しているが、内側リング４０か
ら離隔して保持されており、内側リング４０とＶ形ガッ
タ１０２との相対的な熱膨張を許容する。このような熱
膨張が起こるのは、運転中、Ｖ形ガッタ１０２の温度が
リング４０の温度とかなり相違するからである。内側リ
ング４０と環状Ｖ形ガッタ１０２との間に環状通路１１
３が設けられており、環状通路１１３を通る流れによっ
て、Ｖ形ガッタ１０２の下流で火炎が保たれる。
【００２３】図４（Ａ）は着脱自在な締結手段５８を示
しており、締結手段５８は、切り欠き６２内に配設され
ており、半径方向内端５３が切り欠き６２の半径方向外
端６４内で枢動し得るように作用する。リンク開口５１
とフランジ開口６５とに挿通されて設けられているボル
ト５９は、リンク５０をフランジ６３に固定している。
本発明の有用な一特徴は、ボルト５９のねじ５７の直径
をボルトシャンク６７の主直径よりも小さくしているこ
とである。こうすると、ナット７１を締め付けてボルト
５９に過大トルクをかけて、ボルト５９をねじ５７のと
ころで破断させることができる。この特徴は、高温にさ
らされてねじが焼き付いているおそれのあるナットの取
り外しに有用である。
【００２４】動作について説明すると、平側面ボルト頭
受け部５６が切り欠き６２内の適所に配置されている状
態で、ボルト５９を保炎器３６の外側からリンク開口５
１とフランジ開口６５とに挿通し得る。受け部５６がボ
ルト５９の回転を阻止するので、ボルト５９をナット７
１によって固定することができる。ナット７１の締め付
けは、保炎器３６の内側から行うことができる。ボルト
５９を取り外すためには、ナット７１をボルト５９のね
じ５７から取り外せばよく、又は必要に応じてナット７
１に過大トルクをかければ、ボルトをねじ５７の所で破
断させることができる。次いで保炎器３６を取り外し、
新しいナット７１とボルト５９とを用いて新しい保炎器
３６を挿入し得る。こうして、保炎器３６をエンジン１
０の内側から保持リンク５０に取り付けることができ、
その際、開端スロット６８は、保炎器３６が噴射棒７４
の邪魔になることなく軸方向に挿入されて、噴射棒７４
の周囲に嵌まることを可能にする。これらの特徴の組み
合わせにより、ナット７１にエンジン１０の内側から接
近できるようにして、保炎器３６をエンジン１０に取り
付けることができ、そして主噴射棒とパイロット噴射棒
とを妨害することなく、保炎器３６の着脱が可能にな
る。即ち、アフタバーナの主燃料系及びパイロット燃料
系が妨害を受けないので、予防的な試験室運転と噴射棒
流れ点検とが不要になる。
【００２５】上述の実施例に対して様々な改変及び変更
が可能であると共に、本発明が様々な排気アフタバーナ
保炎装置と、それらの組み立てとに適用されることは、
当業者に理解されよう。例えば、ボルト５９は従来の６
角頭１６０を有しているものでもよく、この６角ボルト
頭は受け部５６と協働して、平側面ボルト頭６０と同様
に回り止めに役立つ。代替的には図４（Ｂ）に示すよう
に、４角形又は６角形ナット７１を受け部５６に入れ、
このナットを、保炎器３６を半径方向外方に貫通してい
るボルト５９によって固定してもよい。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による着脱自在な保炎装置を備えた航空
機ガスタービンエンジンの部分断面概略側面図である。
【図２】本発明による図１の着脱自在な保炎装置を内蔵
しているエンジンの一部の拡大断面図である。
【図３】図２の着脱自在な保炎装置の前端部の部分側面
図である。
【図４】図４（Ａ）は図２の着脱自在な保炎装置のボル
トとリンクとを含んでいる保炎器取り付け手段の分解斜
視図であり、図４（Ｂ）は図４（Ａ）に示す本発明の実
施例に対する代替実施例を示す図である。
【符号の説明】
１０ ターボファンエンジン １８ 内側ケーシング １９ ライナ ３３ アフタバーナ ３６ 保炎器 ３９ 排気ノズル ４０ 内側火炎リング ４２ 外側火炎リング ５０ 保持リンク ５１ リンク開口 ５６ ボルト頭受け部 ５９ ボルト ６２ 切り欠き ５８ 締結手段 ５９ ボルト ６０ ボルト頭 ６１ スリーブ ６３ フランジ ６５ フランジ開口 ６７ シャンク ６８ 開端スロット ７０ 前向き開口 ７１ ナット ７４ 主燃料噴射棒 ７６ パイロット燃料導管
フロントページの続き (72)発明者 チェスター・ジョセフ・ラマント，ジュニ ア アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、ナ ハント、オーシャン・ストリート、44番

Claims (12)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 航空機ガスタービンエンジンのアフタバ
    ーナに用いる保炎装置であって、前記アフタバーナは、
    該アフタバーナに燃料を導入する複数の噴射棒を有して
    おり、 前端を有している環状保炎器と、 前記前端に周沿いに設けられている複数の開端スロット
    と、 前記前端の前縁に開いている前記スロットの複数の対応
    する開端とを備えた航空機ガスタービンエンジンのアフ
    タバーナに用いる保炎装置。
  2. 【請求項２】 前記複数の開端スロットは、少なくとも
    ２組の開端スロットを含んでおり、各組の前記スロット
    は、異なる軸方向長さを有している請求項１に記載の保
    炎装置。
  3. 【請求項３】 前記環状保炎器は、２つの環状火炎リン
    グを含んでいる請求項２に記載の保炎装置。
  4. 【請求項４】 前記保炎器は、外側円錐台形火炎リング
    と、該外側リング内に設けられている内側円錐台形火炎
    リングとを含んでおり、 該内側及び外側火炎リングは、環状入口と、該入口より
    も断面積が大きい環状出口とを画成するように概して同
    心整合状態に設けられている請求項２に記載の保炎装
    置。
  5. 【請求項５】 航空機ガスタービンエンジンのアフタバ
    ーナに用いる保炎器アセンブリであって、前記アフタバ
    ーナは、該アフタバーナに燃料を導入する複数の噴射棒
    を有しており、前記航空機ガスタービンエンジンは、前
    記アフタバーナの後方に排気ノズルを有しており、 前端を有している環状保炎器と、 前記前端に周沿いに設けられている複数の開端スロット
    と、 前記前端の前縁に開いている前記スロットの複数の対応
    する開端と、 前記エンジンの前記排気ノズルを経て接近可能な締結手
    段を含んでいる取り付け手段とを備えた航空機ガスター
    ビンエンジンのアフタバーナに用いる保炎器アセンブ
    リ。
  6. 【請求項６】 前記取り付け手段は、前記締結手段によ
    り前記保炎器に連結されている複数の回転自在な保持リ
    ンクを含んでおり、 前記締結手段の各々は、 ボルト頭を有していると共に前記リンクの一部材に設け
    られている第１の開口に挿通されているボルトと、 前記第１の開口の周りに設けられている回り止め手段
    と、 前記ボルトを前記保炎器に固定するナットとを含んでお
    り、 前記ボルト頭及び前記ナットの一方は、前記回り止め手
    段により回り止め係合を成しており、 前記ボルト頭及び前記ナットの他方は、前記保炎器の内
    部から接近可能である請求項５に記載の保炎器アセンブ
    リ。
  7. 【請求項７】 前記ボルトは、シャンクを含んでおり、
    該シャンクは、基端に前記ボルト頭と、末端にねじ部分
    とを有していると共に、前記ボルト頭と前記ねじ部分と
    の間にねじ無し部分を有しており、 前記ねじ部分は、前記ナットのねじと係合していると共
    に第１の直径を有しており、 前記ねじ無し部分は、第２の直径を有しており、 前記第１の直径は、前記締結手段に過大トルクをかけた
    ときに前記ナットを有している前記ねじ部分を優先的に
    破壊するように、前記第２の直径よりも十分に小さい請
    求項６に記載の保炎器アセンブリ。
  8. 【請求項８】 前記環状保炎器は、 半径方向に相隔たっている２つの環状の内側及び外側火
    炎リングであって、該内側及び外側火炎リングは、周方
    向に設けられている複数の半径方向延在スリーブを有し
    ており、該スリーブは、前記火炎リングを半径方向に連
    結しており、前記スリーブの各々は、前記外側火炎リン
    グを貫いている切り欠きを有しており、該切り欠きの半
    径方向外端は、軸方向において半径方向に傾斜してい
    る、２つの環状の内側及び外側火炎リングと、 それぞれが前記スリーブの一方内に設けられているリン
    クと、 前記スリーブに連結されていると共に該スリーブを横切
    って設けられているフランジとを含んでおり、 前記ボルトは、前記フランジに設けられている第２の開
    口に挿通されている請求項７に記載の保炎器アセンブ
    リ。
  9. 【請求項９】 航空機ガスタービンエンジンに用いるア
    フタバーナであって、前記航空機ガスタービンエンジン
    は、前記アフタバーナの後方に排気ノズルを有してお
    り、 環状ケーシングと、 該ケーシングに周沿いに設けられていると共に該ケーシ
    ングを半径方向に貫通しており、前記アフタバーナに燃
    料を導入する複数の噴射棒と、 保炎器アセンブリとを備えており、 該保炎器アセンブリは、 前端を有している環状保炎器と、 前記前端に周沿いに設けられている複数の開端スロット
    であって、前記複数の噴射棒の各々は、前記複数の開端
    スロットの１つを半径方向に貫通して設けられている、
    複数の開端スロットと、 前記前端の前縁に開いている前記スロットの複数の対応
    する開端と、 前記保炎器と前記ケーシングとの間に設けられている取
    り付け手段とを含んでおり、 該取り付け手段は、前記エンジンの前記排気ノズルを経
    て接近可能な締結手段を含んでいる航空機ガスタービン
    エンジンに用いるアフタバーナ。
  10. 【請求項１０】 前記取り付け手段は、前記締結手段に
    より前記保炎器に連結されている複数の回転自在な保持
    リンクを含んでおり、 前記締結手段の各々は、 ボルト頭を有しており、前記リンクの一部材に設けられ
    ている第１の開口に挿通されているボルトと、 前記第１の開口の周りに設けられている回り止め手段と
    を含んでおり、 前記ボルトは、ナットにより前記保炎器に固定されてお
    り、 前記ボルト頭及び前記ナットの一方は、前記回り止め手
    段により回り止め係合を成しており、 前記ボルトは、シャンクを含んでおり、該シャンクは、
    基端に前記ボルト頭と、末端にシャンクねじ部分とを有
    していると共に、前記ボルト頭と前記ねじ部分との間に
    ねじ無し部分を有しており、 前記ねじ部分は、前記ナットのねじと係合していると共
    に第１の直径を有しており、 前記ねじ無し部分は、第２の直径を有しており、 前記第１の直径は、前記締結手段に過大トルクをかけた
    ときに前記ナットを有している前記ねじ部分を優先的に
    破壊するように、前記第２の直径よりも十分に小さい請
    求項９に記載のアフタバーナ。
  11. 【請求項１１】 前記環状保炎器は、 半径方向に相隔たっている２つの環状の内側及び外側火
    炎リングであって、該内側及び外側火炎リングは、周方
    向に設けられている複数の半径方向延在スリーブを有し
    ており、該スリーブは、前記火炎リングを半径方向に連
    結しており、前記スリーブの各々は、前記外側火炎リン
    グを貫いている切り欠きを有しており、該切り欠きの半
    径方向外端は、軸方向において半径方向に傾斜してい
    る、２つの環状の内側及び外側火炎リングと、 それぞれが前記スリーブの一方内に設けられているリン
    クと、 前記スリーブに連結されていると共に該スリーブを横切
    って設けられているフランジとを含んでおり、 前記ボルトは、前記フランジに設けられている第２の開
    口に挿通されている請求項１０に記載のアフタバーナ。
  12. 【請求項１２】 前記複数の開端スロットは、少なくと
    も２組の開端スロットを含んでおり、各組の前記スロッ
    トは、異なる軸方向長さを有している請求項１１に記載
    のアフタバーナ。
JP6075582A 1993-04-15 1994-04-14 航空機ガスタービンエンジンのアフタバーナに用いる保炎装置 Expired - Fee Related JP2597820B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/047,666 US5491974A (en) 1993-04-15 1993-04-15 Removable afterburner flameholder
US047666 1993-04-15

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH0712339A true JPH0712339A (ja) 1995-01-17
JP2597820B2 JP2597820B2 (ja) 1997-04-09

Family

ID=21950272

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP6075582A Expired - Fee Related JP2597820B2 (ja) 1993-04-15 1994-04-14 航空機ガスタービンエンジンのアフタバーナに用いる保炎装置

Country Status (8)

Country Link
US (1) US5491974A (ja)
EP (1) EP0620404B1 (ja)
JP (1) JP2597820B2 (ja)
KR (1) KR960003687B1 (ja)
AU (1) AU674727B2 (ja)
DE (1) DE69411437T2 (ja)
ES (1) ES2118328T3 (ja)
IL (1) IL109086A (ja)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ATE233393T1 (de) * 1997-12-08 2003-03-15 Volvo Aero Corp Flammenhalter für nachbrenner von gasturbinen
RU2208204C1 (ru) * 2002-06-24 2003-07-10 Открытое акционерное общество Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз" Форсажная камера воздушно-реактивного двигателя
US7584621B2 (en) * 2005-08-05 2009-09-08 Siemens Energy, Inc. Radially expanding turbine engine exhaust cylinder interface
US7568346B2 (en) 2006-10-31 2009-08-04 General Electric Company Method and apparatus for assembling a flameholder for an augmenter
WO2008070780A1 (en) 2006-12-07 2008-06-12 Novartis Ag Antagonist antibodies against ephb3
RU2366823C1 (ru) * 2008-02-29 2009-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Форсажная камера двухконтурного газотурбинного двигателя со смешением потоков (варианты)
US9470151B2 (en) 2012-12-21 2016-10-18 United Technologies Corporation Alignment system and methodology to account for variation in a gas turbine engine
US10563868B2 (en) * 2017-05-08 2020-02-18 General Electric Company Coupling method and structure for a propulsion system hot section
CN115164234B (zh) * 2022-05-12 2023-06-13 中国航发四川燃气涡轮研究院 加力燃烧室火焰稳定器
CN115854383B (zh) * 2022-11-25 2025-05-30 四川航天中天动力装备有限责任公司 一种适用于涡轮发动机的可调节组合式火焰稳定装置
CN117232007B (zh) * 2023-09-28 2025-10-03 南京航空航天大学 一种槽宽可调的加力或冲压燃烧室火焰稳定器

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3153324A (en) * 1963-05-29 1964-10-20 Robert E Meyer Simplified primary fuel system
US3269116A (en) * 1965-04-29 1966-08-30 United Aircraft Corp Centrally supported flameholder
US3765178A (en) * 1972-09-08 1973-10-16 Gen Electric Afterburner flameholder
US3931707A (en) * 1975-01-08 1976-01-13 General Electric Company Augmentor flameholding apparatus
US4064691A (en) * 1975-11-04 1977-12-27 General Electric Company Cooling of fastener means for a removable flameholder
US4594851A (en) * 1983-12-16 1986-06-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Flameholder with removable flameholder attachments
US5076062A (en) * 1987-11-05 1991-12-31 General Electric Company Gas-cooled flameholder assembly
FR2626044A1 (fr) * 1988-01-14 1989-07-21 Snecma Melangeur de flux a section variable avec stabilisateur de rechauffe integre pour turboreacteur double flux
US4901527A (en) * 1988-02-18 1990-02-20 General Electric Company Low turbulence flame holder mount
US5179832A (en) * 1991-07-26 1993-01-19 United Technologies Corporation Augmenter flame holder construction

Also Published As

Publication number Publication date
JP2597820B2 (ja) 1997-04-09
AU5921894A (en) 1994-10-20
KR960003687B1 (ko) 1996-03-21
DE69411437D1 (de) 1998-08-13
EP0620404B1 (en) 1998-07-08
EP0620404A1 (en) 1994-10-19
DE69411437T2 (de) 1999-03-25
IL109086A (en) 1997-08-14
AU674727B2 (en) 1997-01-09
ES2118328T3 (es) 1998-09-16
US5491974A (en) 1996-02-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6463739B1 (en) Afterburner heat shield
US5524430A (en) Gas-turbine engine with detachable combustion chamber
US5396761A (en) Gas turbine engine ignition flameholder with internal impingement cooling
EP0328813B1 (en) Flame holder mount for gas turbine engine
US4064691A (en) Cooling of fastener means for a removable flameholder
US6032457A (en) Fuel nozzle guide
EP2977680B1 (en) Dilution hole assembly
US6401447B1 (en) Combustor apparatus for a gas turbine engine
US11739936B2 (en) Injection system for turbomachine, comprising a swirler and mixing bowl vortex holes
JP2597820B2 (ja) 航空機ガスタービンエンジンのアフタバーナに用いる保炎装置
US7094020B2 (en) Swirl-enhanced aerodynamic fastener shield for turbomachine
JP3998494B2 (ja) 交換可能なアフタバーナ熱シールド
US5033263A (en) Compact gas turbine engine
JP2001511244A (ja) ガスタービンエンジンのアフターバーナー用火災ホルダー装置
US3893297A (en) Bypass augmentation burner arrangement for a gas turbine engine
US4203285A (en) Partial swirl augmentor for a turbofan engine
EP2045527A2 (en) Faceted dome assemblies for gas turbine engine combustors
EP3772568B1 (en) Tangential onboard injector inlet extender
US5577380A (en) Compact gas turbine engine
US20060292504A1 (en) After-burner chamber with secure ignition
US11846419B2 (en) Dome-deflector joint cooling arrangement
US20230272912A1 (en) Combustor dome-deflector and liner having flexible connections
US5140808A (en) Gas turbine engine with fuel mainfold system
CA1050770A (en) Removable flameholder
US12270542B2 (en) Combustor liner with shield holes

Legal Events

Date Code Title Description
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 19961029

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090109

Year of fee payment: 12

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090109

Year of fee payment: 12

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100109

Year of fee payment: 13

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110109

Year of fee payment: 14

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees