JPH07224683A - 航空機用エンジンにおける高温部品の支持装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 高温部品のいわゆる電蝕を防止して耐久性を
高めることができる航空機用エンジンにおける高温部品
の支持装置を提供することを目的とする。 【構成】 筒状の燃焼器ダクト１２と、この燃焼器ダク
ト内に配置される高温部品（フレームホルダ１４）と、
この高温部品を前記燃焼器ダクトに支持する支持部品１
６とを備え、前記燃焼器ダクト及び支持部品が金属材料
により形成され、前記高温部品が耐熱性を有する材料に
より形成され、かつ、前記高温部品と前記支持部品との
間にセラミックス製部品（スリーブ１８）が介装されて
いる。なお、前記燃焼器ダクト及び支持部品が高ニッケ
ル基合金から形成され、前記高温部品が炭化珪素又は窒
化珪素から形成されていることが好ましい。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、航空機用エンジン（例
えばラムジェットエンジン）において高温部品（例え
ば、フレームホルダ）を支持するための航空機用エンジ
ンにおける高温部品の支持装置（以下、特別の場合を除
いて支持装置という。）に関する。

【０００２】

【従来の技術】従来のラムジェットエンジンにおいて
は、ガスタービンのような空気圧縮機を有していないも
のの、燃焼器ダクト内に高速で流入する空気をラム圧を
利用して圧縮するようにしており、構造が簡単であり、
かつ、機体の航行速度が大きくなるほど燃焼効率を向上
させることができると考えられ、例えばマッハ数２．５
〜５の航行速度の超音速航空機や宇宙往還機への適用が
研究されている。

【０００３】図７は、ラムジェットエンジンの概略構造
を示すもので、符号１はデイフューザ、２は燃焼器ダク
ト、３は燃焼室、４はジェットノズル、５はラム燃焼装
置である。ラム燃焼装置５は、燃料ノズルやフレームホ
ルダ等の高温部品を、燃焼器ダクト２内面から突出した
耐熱合金製の棒状の支持部品の先端にボルト等の締結具
により取り付けて保持した構造となっている。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】ところで、前記ラムジ
ェットエンジンでは、燃焼室３内は１０００゜Ｃ以上に
なるので、燃料ノズルやフレームホルダ等の高温部品に
は高い耐熱性が要求され、これらの高温部品を耐熱性の
高い炭化珪素や窒化珪素により形成することが考えられ
る。

【０００５】しかしながら、このように燃料ノズルやフ
レームホルダ等の高温部品を炭化珪素や窒化珪素により
形成すると、これらの高温部品と前記支持部品とが直接
接触した状態となり、高温雰囲気で金属である支持部品
が一種の触媒として働き、フレームホルダ等の高温部品
が接触部で溶融するいわゆる電蝕といった現象が起こる
おそれがあり、これにより耐久性の低下が懸念される。

【０００６】本発明は、上記事情に鑑みてなされたもの
で、高温部品のいわゆる電蝕を防止して耐久性を高める
ことができる航空機用エンジンにおける高温部品の支持
装置を提供することを目的とする。

【０００７】

【課題を解決するための手段】本発明の支持装置は、筒
状の燃焼器ダクトと、この燃焼器ダクト内に配置される
高温部品と、この高温部品を前記燃焼器ダクトに支持す
る支持部品とを備えた航空機用エンジンにおける高温部
品の支持装置であって、前記燃焼器ダクト及び支持部品
が金属材料により形成され、前記高温部品が耐熱性を有
する材料により形成され、かつ、前記高温部品と前記支
持部品との間にセラミックス製部品が介装されているこ
とを特徴とする。

【０００８】なお、前記燃焼器ダクト及び支持部品を高
ニッケル基合金から形成し、前記高温部品を炭化珪素又
は窒化珪素から形成することが好ましい。

【０００９】

【作用】本発明の支持装置によれば、高温部品と支持部
品との間にセラミックス製部品が介装されるので、高温
部品と支持部品とが直接接触することがなく、高温部品
を例えば炭化珪素又は窒化珪素により形成し、支持部品
を例えば高ニッケル基合金により形成しても、いわゆる
電蝕現象が確実に防止され、装置の耐久性が著しく向上
させられる。

【００１０】

【実施例】以下に、図面を参照して、本発明の一実施例
の支持装置について説明する。

【００１１】図１は、ラムジェットエンジンのラム燃焼
装置の断面図であり、図中１２は燃焼器ダクト、１３は
燃焼室、１４は本発明の高温部品である炭化珪素又は窒
化珪素製複合材のフレームホルダ、１５はフレームホル
ダ１４の内周面及び外周面から突出した断面略Ｖ字状の
ガッタ、１６は高ニッケル基合金製の棒状の支持部品、
１７はフレームホルダ１４を支持部品１６に連結するた
めのボルトとナット（締結具、金属製）、１８はフレー
ムホルダ１４と支持部品１６との間に介装されるスリー
ブ（セラミックス製部品）である。

【００１２】図２にフレームホルダ１４と支持部品１６
との連結部の拡大図を示す。

【００１３】フレームホルダ１４の端面には複数の突起
部１４ａが周方向に所定間隔をおいて形成されており、
図２に示すように、これらの突起部１４ａには貫通孔１
４ｂが形成されている。一方、支持部品１６の先端は二
股形状に分岐させられており、これらの分岐部１６ａは
前記突起部１４ａを挟むように配置され、前記分岐部１
６ａには突起部１４ａに対応して貫通孔１６ｂが形成さ
れている。

【００１４】そして、支持部品１６の一方の貫通孔１６
ｂからボルト１７ａがフレームホルダ１４の貫通孔１４
ａ内に挿入され他方の貫通孔１６ｂを貫通して突出して
おり、この突出端にナット１７ｂが螺合されて締め付け
られている。

【００１５】なお、ニッケル合金の線膨張率が最も大き
く、次いで、炭化珪素の線膨張率が大きく、セラミック
の線膨張率が最も小さくなっている。この結果、締め付
けた後に温度が上昇しても、スリーブ１８はフレームホ
ルダ１４と支持部品１６とに締め付けられて緩むことな
く、確実に固定される。

【００１６】ここで、ボルト１７ａの外周面には筒状部
１８ｂの両端部に円板状のフランジ部１８ａが形成され
たスリーブ１８が挿入されており、ボルト１７ａとナッ
ト１７ｂとを締め付けると、スリーブ１８の筒状部１８
ｂはフレームホルダ１４の貫通孔１４ｂ内に挿入され、
フランジ部１８ａはフレームホルダ１４の突起部１４ａ
と支持部品１６の分岐部１６ａとの間に介装・挟持され
るようになっている。

【００１７】このように、本実施例では、炭化珪素又は
窒化珪素製複合材のフレームホルダ１４と高ニッケル基
合金製の支持部品１６との間にセラミックス製のスリー
ブ１８が介装されて、両者が電気的に非接触となってい
る。したがって、燃焼により雰囲気が１０００゜Ｃ以上
になっても、フレームホルダ１４と支持部品１６との間
で電流が生ずることが防止され、もって、フレームホル
ダ１４の電蝕が未然に防止することができる。この結
果、航空機用エンジンであるラムジェットエンジンの耐
久性を飛躍的に向上させることができる。

【００１８】次に、図３に基づいて、本発明の他の実施
例の支持装置について説明する。なお、前記実施例と同
一の構成要素には同一符号を付して説明する。

【００１９】このものは、前記実施例のスリーブ１８の
代わりに、以下のようなスリーブ２８を用いている。す
なわち、スリーブ２８は、前記実施例と同様に、セラミ
ックス製であり、一端にフランジ部２８ａが形成された
筒状部２８ｂと、この筒状部２８ｂとは別体に形成され
たフランジ部２８ｃとを備えて構成される。ここで、フ
ランジ部２８ｃには、前記筒状部２８ｂの端部が挿入さ
れる貫通孔２８ｄが形成されており、この貫通孔２８ｄ
は筒状部２８ｂよりも若干大きく形成されている。

【００２０】本実施例では、ボルト１７ａとナット１７
ｂとを締め付けると、スリーブ２８の筒状部２８ｂはフ
レームホルダ１４の貫通孔１４ｂ内に挿入され、フラン
ジ部２８ａ，２８ｃはフレームホルダ１４の突起部１４
ａと支持部品１６の分岐部１６ａとの間に介装・挟持さ
れる。したがって、前記実施例と同様に、これらが電気
的に非接触となり、フレームホルダ１４のいわゆる電蝕
を防止することができる。

【００２１】また、本実施例では、フランジ部２８ｃが
筒状部２８ｂとは別体に形成されるとともに、フランジ
部２８ｃに形成された貫通孔２８ｄが筒状部２８ｂより
も大きく形成されて貫通孔２８ｄと筒状部２８ｂとの間
に若干の隙間が形成されているので、温度が上昇した際
にスリーブ２８等が熱膨張しても、当該隙間により熱膨
張量を吸収することができ、スリーブ２８の熱膨張によ
る破損をなくすことができる。

【００２２】次に、図４に本発明の更に他の実施例の支
持装置に使用されるスリーブ３８を示す。このスリーブ
３８は、一端にフランジ部３８ａが形成された筒状部３
８ｂと、この筒状部３８ｂの内側に挿入され挿入端とは
反対側の端部にフランジ部３８ｃが形成された筒状部３
８ｄとを備えるものである。

【００２３】このものでも、スリーブ３８をフレームホ
ルダ１４と支持部品１６との間に介装すれば、これらが
電気的に非接触となり、フレームホルダ１４のいわゆる
電蝕を防止することができるとともに、筒状部３８ｂ及
び筒状部３８ｄが軸方向及び半径方向に相対移動できる
ので、熱膨張によるスリーブ３８の破損を防止すること
ができる。

【００２４】次に、図５に本発明の更に他の実施例の支
持装置に使用されるスリーブ４８を示す。このスリーブ
４８は、一端にフランジ部４８ａが形成された半割筒状
部４８ｂと、一端にフランジ部４８ｃが形成された半割
筒状部４８ｄとを備えるものである。

【００２５】このものでは、半割筒状部４８ｂと半割筒
状部４８ｄとを半割部分で対向させて半割部分に若干の
隙間を開けて筒状として、フレームホルダ１４と支持部
品１６との間に介装すれば、これらが電気的に非接触と
なり、フレームホルダ１４のいわゆる電蝕を防止するこ
とができるとともに、半割筒状部４８ｂ及び半割筒状部
４８ｄが軸方向及び周方向に相対移動できるので、熱膨
張によるスリーブ３８の破損を防止することができる。

【００２６】次に、図６に本発明の更に他の実施例の支
持装置を示す。なお、前記実施例と同様な構成要素には
同一符号を付して説明する。

【００２７】このものは、フレームホルダ１４を棒状の
支持部品２６により支持したものである。すなわち、こ
の支持部品２６は、外管２６ａの内部に内管２６ｂを挿
入したいわゆる二重管構造をしており、この外管２６ａ
の先端はプラグ２６ｃにより閉塞されており、外管２６
ａの先端部付近は肉厚に形成されており、その外面には
雄ネジ部２６ｄが形成されている。そして、支持部品２
６の先端部に、一端にフランジ部５８ａが形成された筒
状部５８ｂを有するスリーブ５８を挿入し、支持部品２
６の先端部をフレームホルダ１４の突起部１４ａに形成
された貫通孔１４ｂ内に挿入して、雄ネジ部２６ｄにナ
ット２６ｆを螺合して締め付けてある。

【００２８】このものでは、フレームホルダ１４と支持
部品２６との間には、スリーブ５８が介装されてこれら
が電気的に非接触となるので、前記実施例と同様に、フ
レームホルダのいわゆる電食を未然に防止することがで
きる。さらに、支持部品２６が二重管構造となっている
ので、内管２６ｂから冷却水を供給して外管２６ａと内
管２６ｂとの間から排出することにより、支持部品２６
の冷却を行うことができ、支持部品２６を比較的耐熱性
の低い金属材料で形成することができる。

【００２９】なお、前記実施例では、フレームホルダ１
４を支持する支持装置を示したが、燃料ノズルや点火プ
ラグを支持するその他の高温部品を支持する場合にも適
用することができることは言うまでもない。

【００３０】

【発明の効果】以上説明したように、本発明の支持装置
によれば、筒状の燃焼器ダクトと、この燃焼器ダクト内
に配置される高温部品と、この高温部品を前記燃焼器ダ
クトに支持する支持部品とを備えた航空機用エンジンに
おける高温部品の支持装置であって、前記燃焼器ダクト
及び支持部品が金属材料により形成され、前記高温部品
が耐熱性を有する材料により形成され、かつ、前記高温
部品と前記支持部品との間にセラミックス製部品が介装
されているので、高温部品と支持部品とが直接接触する
ことがなく、高温部品を例えば炭化珪素又は窒化珪素に
より形成し、支持部品を例えば高ニッケル基合金により
形成しても、いわゆる電蝕現象を確実に防止することが
でき、装置の耐久性を著しく向上させることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の一実施例の航空機用エンジンにおける
高温部品の支持装置を示す断面図である。

【図２】図１の支持装置の要部を示す拡大断面図であ
る。

【図３】本発明の他の実施例の支持装置を示す断面図で
ある。

【図４】本発明の更に他の実施例の支持装置に使用され
るスリーブを示す断面図である。

【図５】本発明の更に他の実施例の支持装置に使用され
るスリーブを示す斜視図である。

【図６】本発明の更に他の実施例の支持装置を示す断面
図である。

【図７】従来の航空機用エンジンであるラムジェットエ
ンジンの概略構成を示す断面図である。

【符号の説明】

１２ 燃焼器ダクト １３ 燃焼室 １４ フレームホルダ １４ａ 突起部 １６，２６ 支持部品 １７ａ ボルト １７ｂ ナット １８，２８，３８，４８，５８ スリーブ

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 筒状の燃焼器ダクトと、この燃焼器ダク
   ト内に配置される高温部品と、この高温部品を前記燃焼
   器ダクトに支持する支持部品とを備えた航空機用エンジ
   ンにおける高温部品の支持装置であって、前記燃焼器ダ
   クト及び支持部品が金属材料により形成され、前記高温
   部品が耐熱性を有する材料により形成され、かつ、前記
   高温部品と前記支持部品との間にセラミックス製部品が
   介装されていることを特徴とする航空機用エンジンにお
   ける高温部品の支持装置。
2. 【請求項２】 前記燃焼器ダクト及び支持部品が高ニッ
   ケル基合金から形成され、前記高温部品が炭化珪素又は
   窒化珪素から形成されていることを特徴とする請求項１
   記載の航空機用エンジンにおける高温部品の支持装置。