JP5109719B2 - Liner support structure - Google Patents

Liner support structure Download PDF

Info

Publication number
JP5109719B2
JP5109719B2 JP2008049459A JP2008049459A JP5109719B2 JP 5109719 B2 JP5109719 B2 JP 5109719B2 JP 2008049459 A JP2008049459 A JP 2008049459A JP 2008049459 A JP2008049459 A JP 2008049459A JP 5109719 B2 JP5109719 B2 JP 5109719B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
liner
bracket
engine casing
support structure
engine
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.)
Active
Application number
JP2008049459A
Other languages
Japanese (ja)
Other versions
JP2009203956A (en
Inventor
幹雄 平松
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.)
IHI Corp
Original Assignee
IHI Corp
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 IHI Corp filed Critical IHI Corp
Priority to JP2008049459A priority Critical patent/JP5109719B2/en
Publication of JP2009203956A publication Critical patent/JP2009203956A/en
Application granted granted Critical
Publication of JP5109719B2 publication Critical patent/JP5109719B2/en
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Landscapes

  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)

Description

本発明は、航空機エンジンのアフターバーナのライナーを支持する部品として好適なブラケットを備えたライナー支持構造に関する。 The present invention relates to a liner support structure provided with a bracket suitable as a part for supporting a liner of an afterburner of an aircraft engine.

図４は、従来の一般的な航空機エンジンの概略構成を示す図である。図４において、航空機エンジン１は、回転して空気を取り入れるファン２と、空気を圧縮する圧縮機３と、空気と燃料を混合して燃焼させる燃焼器４と、燃焼器４で発生した高温ガスで駆動される高圧タービン５及び低圧タービン６と、低圧タービン６からの高温ガス（タービン排気ガス）とバイパス流路８から排出される低温の空気を混合するミキサ７と、タービン排気ガス中で燃料を再燃焼させてエンジン推力を増大させるアフターバーナ９とを備える（例えば、下記特許文献１を参照）。   FIG. 4 is a diagram showing a schematic configuration of a conventional general aircraft engine. In FIG. 4, the aircraft engine 1 includes a fan 2 that rotates to take in air, a compressor 3 that compresses air, a combustor 4 that mixes and burns air and fuel, and a high-temperature gas generated in the combustor 4. The high-pressure turbine 5 and the low-pressure turbine 6 driven by the engine, the mixer 7 that mixes the high-temperature gas (turbine exhaust gas) from the low-pressure turbine 6 and the low-temperature air discharged from the bypass passage 8, and fuel in the turbine exhaust gas And an afterburner 9 that increases engine thrust by reburning (see, for example, Patent Document 1 below).

アフターバーナ９は、エンジンケーシング１３に支持された中空円筒型のライナー１０と、燃焼を噴射する燃料噴霧器１１と、混合ガスのうず流を形成する火炎保持器１２とを備える。ライナー１０をエンジンケーシング１３で支持するため、従来では、図５に示すように、ボルト穴を有するボス１５をライナー１０の外周部に溶接し、ライナー１０を、ボス１５を介してボルト１７によりケーシング１３に固定していた。なお、図５において符号１６は、溶接部を示す。   The afterburner 9 includes a hollow cylindrical liner 10 supported by an engine casing 13, a fuel sprayer 11 that injects combustion, and a flame holder 12 that forms a vortex flow of the mixed gas. In order to support the liner 10 by the engine casing 13, conventionally, as shown in FIG. 5, a boss 15 having a bolt hole is welded to the outer periphery of the liner 10, and the liner 10 is casing by a bolt 17 through the boss 15. 13 was fixed. In addition, the code | symbol 16 in FIG. 5 shows a welding part.

航空機エンジン１において、エンジンケーシング１３は比較的低温であるが、高温ガスに曝されるアフターバーナ９のライナー１０は高温であり、その温度差によって熱膨張差が生じる。また、エンジンケーシング１３にはエンジン運転による振動が伝わる。   In the aircraft engine 1, the engine casing 13 has a relatively low temperature, but the liner 10 of the afterburner 9 exposed to the high-temperature gas has a high temperature, and a difference in thermal expansion occurs due to the temperature difference. Further, vibration due to engine operation is transmitted to the engine casing 13.

特開２００６−１０１７９号公報（図５）Japanese Patent Laying-Open No. 2006-10179 (FIG. 5)

しかしながら、図５に示した、ボス１５を用いた従来のライナー支持構造では、ボス１５の剛性が高すぎるために、上述したエンジンケーシング１３とライナー１０の熱膨張差を吸収できず、また、エンジンケーシング１３からの振動が吸収されずにそのままライナー１０に伝わる。このため、ライナー１０とボス１５との溶接部１６に大きな応力が作用し、溶接部１６の寿命を短くする懸念がある。
また、このような問題は、ライナー１０の支持構造に限られず、熱膨張差を生じたり一方が振動したりする２つの要素を結合する場合にも同様に起こりうる。 However, the conventional liner support structure using the boss 15 shown in FIG. 5 cannot absorb the difference in thermal expansion between the engine casing 13 and the liner 10 described above because the rigidity of the boss 15 is too high. The vibration from the casing 13 is transmitted to the liner 10 as it is without being absorbed. For this reason, there is a concern that a large stress acts on the welded portion 16 between the liner 10 and the boss 15 to shorten the life of the welded portion 16.
In addition, such a problem is not limited to the support structure of the liner 10, and can also occur when two elements that cause a difference in thermal expansion or one of them vibrates are coupled.

本発明は上記の問題に鑑みてなされたものであり、２つの要素間の熱膨張差および振動を吸収できるブラケットを備えたライナー支持構造を提供することを課題とする。 This invention is made | formed in view of said problem, and makes it a subject to provide the liner support structure provided with the bracket which can absorb the thermal expansion difference and vibration of two elements.

上記の課題を解決するため、ブラケットを備えたライナー支持構造は、以下の技術的手段を採用する。
（１）互いに対向する第１要素と第２要素の間に配置され第１要素と第２要素の各々に固定されることで第２要素を第１要素に対して固定するためのブラケットは、全体が板状部材によって形成されており、ブラケットと第１要素との接合部からブラケットと第２要素との接合部までの部位を構成するＵ字状又はＣ字状に湾曲した変位吸収構造部を有する。 In order to solve the above problems, the liner support structure including the bracket employs the following technical means.
(1) first element and a bracket for fixing the second element being fixed to each of the arranged first and second elements between the second element relative to the first element opposite the one another The displacement absorbing structure is entirely formed of a plate-like member, and is curved in a U-shape or C-shape that forms a portion from the joint portion between the bracket and the first element to the joint portion between the bracket and the second element. part to have a.

上記のブラケットは、ブラケットの全体が板状部材によって形成されており、ブラケットと第１要素との接合部からブラケットと第２要素との接合部までを構成するＵ字状又はＣ字状に湾曲した変位吸収構造部を備えるので、従来の剛性の高いボスと異なり、第１要素と第２要素の離間方向に伸縮する機能（可撓性）を有する。このため、第１要素と第２要素の熱膨張差および振動を吸収することができる。
また、変位吸収構造部がＵ字状又はＣ字状に湾曲した形状を有するので、ブラケットと第１要素との接合部からブラケットと第２要素との接合部の範囲では、変曲点なく滑らかに曲がっている。このため、ある特定の部位に応力が集中することがなく、変位吸収構造部の全体に応力が分散される効果が生じるので、ブラケット自身の疲労寿命を長くすることができる。 In the above bracket, the entire bracket is formed of a plate-like member, and is bent into a U shape or a C shape that constitutes a portion from the joint portion between the bracket and the first element to the joint portion between the bracket and the second element. Since the displacement absorbing structure portion is provided, unlike the conventional highly rigid boss, it has a function (flexibility) of expanding and contracting in the separating direction of the first element and the second element. For this reason, the thermal expansion difference and vibration of the first element and the second element can be absorbed.
In addition, since the displacement absorbing structure portion has a U-shaped or C-shaped curved shape, there is no inflection point in the range from the joint portion between the bracket and the first element to the joint portion between the bracket and the second element. It is bent to. For this reason, the stress is not concentrated on a specific part, and the effect that the stress is dispersed throughout the displacement absorbing structure part is produced, so that the fatigue life of the bracket itself can be extended.

（２）また、上記のブラケットにおいて、前記変位吸収構造部を２つ備え、該２つの変位吸収構造部は、互いの凹側を向かい合わせにして第１要素側と第２要素側の一方又は両方において端部同士が結合されている。 (2) Further, in the bracket described above, the two displacement absorbing structures are provided, and the two displacement absorbing structures are either one of the first element side and the second element side with the concave sides facing each other. The ends are joined together in both.

上記の構成によれば、２つの変位吸収構造部を一体的に備えたブラケットが構成されるので、第１要素と第２要素の間に複数のブラケットを設ける場合に、部品数を削減できる。   According to said structure, since the bracket which integrally provided the two displacement absorption structure parts is comprised, when providing a several bracket between a 1st element and a 2nd element, a number of parts can be reduced.

（３）また、本発明は、航空機エンジンにおけるアフターバーナのライナーを、これを囲むエンジンケーシングに固定するためのライナー支持構造であって、上記（１）又は（２）に記載のブラケットを複数備え、複数のブラケットは前記エンジンケーシングと前記ライナーの間に周方向に間隔をおいて配置されるとともに、前記エンジンケーシングと前記ライナーの各々に固定されている、ことを特徴とする。 (3) Further, the present invention is a liner support structure for fixing an afterburner liner in an aircraft engine to an engine casing surrounding the liner, and includes a plurality of brackets according to the above (1) or (2). The plurality of brackets are disposed between the engine casing and the liner at circumferential intervals, and are fixed to each of the engine casing and the liner.

本発明のライナー支持構造によれば、航空機エンジンのアフターバーナのライナー支持構造の疲労寿命を長くすることができる。   According to the liner support structure of the present invention, the fatigue life of the liner support structure of the afterburner of an aircraft engine can be extended.

本発明によれば、第１要素と第２要素の熱膨張差および振動を吸収でき、支持構造の寿命を長くすることができる。   According to the present invention, the difference in thermal expansion and vibration between the first element and the second element can be absorbed, and the life of the support structure can be extended.

以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。   Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the common part in each figure, and the overlapping description is abbreviate | omitted.

図１は、本発明の第１実施形態にかかるブラケット２１及びこれを備えたライナー支持構造２０の構成を示す図である。なお、以下では、航空機エンジンのライナー支持構造２０に適用した実施形態について説明するが、参考例では、熱膨張差を生じたり一方が振動したりする２つの要素を結合するためのブラケットに広く適用できる。 FIG. 1 is a diagram showing a configuration of a bracket 21 and a liner support structure 20 including the bracket 21 according to the first embodiment of the present invention. In the following, an embodiment applied to the liner support structure 20 of an aircraft engine will be described. However, in the reference example, the embodiment is widely applied to a bracket for joining two elements that cause a difference in thermal expansion or one of which vibrates. it can.

図１に示すライナー支持構造２０において、第１要素としてのエンジンケーシング１３と第２要素としてのライナー１０の間にブラケット２１が配置されている。
エンジンケーシング１３及びライナー１０は、それぞれ、航空機エンジンにおけるエンジンケーシング１３及びアフターバーナのライナー１０であり、適用される航空機エンジンは例えば図４に示した航空機エンジン１であるが、これに限定されず他の形態の航空機エンジンであっても良い。本実施形態では、複数のブラケット２１が、エンジンケーシング１３とライナー１０の間に周方向に間隔をおいて配置されている。 In the liner support structure 20 shown in FIG. 1, a bracket 21 is disposed between an engine casing 13 as a first element and a liner 10 as a second element.
The engine casing 13 and the liner 10 are respectively an engine casing 13 and an afterburner liner 10 in an aircraft engine, and the applied aircraft engine is, for example, the aircraft engine 1 shown in FIG. It may be an aircraft engine of the form. In the present embodiment, the plurality of brackets 21 are disposed between the engine casing 13 and the liner 10 at intervals in the circumferential direction.

図１において、ブラケット２１は、第１要素としての中空円筒状のエンジンケーシング１３と第２要素としての中空円筒状のライナー１０の各々に固定されることでライナー１０をエンジンケーシング１３に対して固定するための部品であり、全体が板状部材によって形成されている。すなわちブラケット２１は板状部材である。   In FIG. 1, a bracket 21 is fixed to each of a hollow cylindrical engine casing 13 as a first element and a hollow cylindrical liner 10 as a second element, thereby fixing the liner 10 to the engine casing 13. The whole is formed of a plate-like member. That is, the bracket 21 is a plate-like member.

図１に示すように、ブラケット２１は、ブラケット２１と第１要素であるエンジンケーシング１３との接合部からブラケット２１と第２要素であるライナー１０との接合部までの部位を構成するＵ字状又はＣ字状に湾曲した変位吸収構造部２２を有する。この変位吸収構造部２２は、第１要素であるエンジンケーシング１３と第２要素であるライナー１０との離間方向に伸縮する機能（可撓性）を有している。すなわち、ブラケット２１によってライナー１０がエンジンケーシング１３に対して弾性的に支持されている。   As shown in FIG. 1, the bracket 21 has a U shape that forms a part from a joint portion between the bracket 21 and the engine casing 13 as the first element to a joint portion between the bracket 21 and the liner 10 as the second element. Or it has the displacement absorption structure part 22 curved in C shape. The displacement absorbing structure 22 has a function (flexibility) of expanding and contracting in the separating direction between the engine casing 13 as the first element and the liner 10 as the second element. That is, the liner 10 is elastically supported by the bracket 21 with respect to the engine casing 13.

上記の変位吸収構造部２２は、エンジンケーシング１３とライナー１０の熱膨張差を適切に吸収でき、エンジンケーシング１３からの振動を適切に減衰させることができ、かつ適度な剛性（硬さ）でライナー１０を支持できるように、材質、大きさ、形状等を設定するのがよい。
なお、変位吸収構造部２２における湾曲部は、曲率一定の円弧形状に限られず、位置によって曲率が異なる湾曲形状であってもよい。 The displacement absorbing structure 22 can appropriately absorb the difference in thermal expansion between the engine casing 13 and the liner 10, can appropriately attenuate the vibration from the engine casing 13, and has a proper rigidity (hardness). The material, size, shape, etc. are preferably set so that 10 can be supported.
In addition, the curved part in the displacement absorption structure part 22 is not restricted to circular arc shape with a constant curvature, The curved shape from which a curvature changes with positions may be sufficient.

本実施形態において、ブラケット２１は、ボルト２３及びナット２４によって、エンジンケーシング１３と接合されている。ライナー１０の内側からボルトを挿入できるように、ライナー１０にはボルト挿通用穴１０ａが形成されている。なお、ブラケット２１とエンジンケーシング１３は、可能であれば、リベット、溶接など他の接合手段によって接合されてもよい。   In the present embodiment, the bracket 21 is joined to the engine casing 13 by a bolt 23 and a nut 24. A bolt insertion hole 10 a is formed in the liner 10 so that a bolt can be inserted from the inside of the liner 10. Note that the bracket 21 and the engine casing 13 may be joined by other joining means such as rivets and welding, if possible.

図１の構成例において、ブラケット２１は、リベット２５によって、ライナー１０と接合されている。なお、ブラケット２１とライナー１０は、可能であれば、ボルト及びナット、溶接など他の接合手段によって接合されてもよい。   In the configuration example of FIG. 1, the bracket 21 is joined to the liner 10 by a rivet 25. Note that the bracket 21 and the liner 10 may be joined by other joining means such as bolts, nuts, and welding, if possible.

図１の構成例において、ブラケット２１は、変位吸収構造部２２を２つ備え、２つの変位吸収構造部２２は、互いの凹側を向かい合わせにして配置され、第１要素であるエンジンケーシング１３側において端部同士が結合されている。なお、図１の構成例に代えて、２つの変位吸収構造部２２は、第２要素であるライナー１０側で互いの端部同士が連結されてもよく、エンジンケーシング１３側とライナー１０側の両方で互いの端部同士が連結されてもよい。また、ブラケット２１は、全体が円形又はこれに近い円状、または楕円形またはこれに近い楕円状であってもよい。   In the configuration example of FIG. 1, the bracket 21 includes two displacement absorbing structure portions 22. The two displacement absorbing structure portions 22 are arranged with their concave sides facing each other, and the engine casing 13 as the first element. The ends are joined on the side. In addition, instead of the configuration example of FIG. 1, the two displacement absorbing structure portions 22 may be connected to each other at the liner 10 side, which is the second element, and between the engine casing 13 side and the liner 10 side. Both ends may be connected to each other. Further, the bracket 21 may be entirely circular or a circular shape close thereto, or an elliptical shape or an elliptical shape close thereto.

次に、本実施形態の作用及び効果について説明する。   Next, the operation and effect of this embodiment will be described.

本実施形態によれば、ブラケット２１の全体が板状部材によって形成されており、ブラケット２１と第１要素であるエンジンケーシング１３との接合部からブラケット２１と第２要素であるライナー１０との接合部までを構成するＵ字状に湾曲した変位吸収構造部２２を備えるので、図４に示した剛性の高い従来のボス１５と異なり、第１要素であるエンジンケーシング１３と第２要素であるライナー１０の離間方向に伸縮する機能（可撓性）を有する。このため、第１要素であるエンジンケーシング１３と第２要素であるライナー１０の熱膨張差および振動を吸収することができる。また、本実施形態のように航空機エンジンのアフターバーナのライナー支持構造２０に適用することにより、ライナー支持構造２０の疲労寿命を長くすることができる。   According to the present embodiment, the entire bracket 21 is formed by a plate-like member, and the joint between the bracket 21 and the liner 10 as the second element is joined from the joint portion between the bracket 21 and the engine casing 13 as the first element. Unlike the conventional rigid boss 15 shown in FIG. 4, the engine casing 13 that is the first element and the liner that is the second element are provided. 10 has a function (flexibility) of expanding and contracting in the separating direction. For this reason, the difference in thermal expansion and vibration between the engine casing 13 as the first element and the liner 10 as the second element can be absorbed. Moreover, the fatigue life of the liner support structure 20 can be extended by applying to the liner support structure 20 of the afterburner of an aircraft engine like this embodiment.

ここで、図３に示す参考例のように、例えば、エンジンケーシング１３側の接合部からライナー１０側の接合部までを構成する部位を、直線部３０ａ〜３０ｃと、比較的小さな曲率半径をもつ湾曲部３０ｄ，３０ｅとから構成される台形のような形状のブラケット３０も考えられる。しかし、このような構成では、ブラケット３０に荷重が作用したときに、小さな曲率半径をもつ湾曲部３０ｄ，３０ｅに応力が集中するため、ブラケット３０の疲労寿命を大きく低下させる要因となる。一方、図１に示した本実施形態によれば、変位吸収構造部２２がＵ字状又はＣ字状に湾曲した形状を有するので、ブラケット２１と第１要素であるエンジンケーシング１３との接合部からブラケット２１と第２要素であるライナー１０との接合部の範囲では、変曲点なく滑らかに曲がっている。このため、ある特定の部位に応力が集中することがなく、変位吸収構造部２２の全体に応力が分散される効果が生じるので、ブラケット２１自身の疲労寿命を長くすることができる。   Here, as in the reference example shown in FIG. 3, for example, the portions that form the joint portion on the engine casing 13 side to the joint portion on the liner 10 side have straight portions 30 a to 30 c and a relatively small radius of curvature. A trapezoidal shaped bracket 30 composed of the curved portions 30d and 30e is also conceivable. However, in such a configuration, when a load is applied to the bracket 30, stress concentrates on the curved portions 30 d and 30 e having a small radius of curvature, which is a factor that greatly reduces the fatigue life of the bracket 30. On the other hand, according to the present embodiment shown in FIG. 1, the displacement absorbing structure portion 22 has a U-shaped or C-shaped shape, so that the joint portion between the bracket 21 and the engine casing 13 as the first element. In the range of the joint portion between the bracket 21 and the liner 10 as the second element, it is smoothly bent without an inflection point. For this reason, since stress does not concentrate on a certain specific part and the effect that stress is disperse | distributed to the whole displacement absorption structure part 22 arises, the fatigue life of bracket 21 itself can be lengthened.

本実施形態の構成によれば、２つの変位吸収構造部２２を一体的に備えたブラケット２１が構成されるので、本実施形態のようにエンジンケーシング１３とライナー１０との間に複数のブラケット２１を設ける場合でも、部品数を削減できる。   According to the configuration of the present embodiment, since the bracket 21 integrally including the two displacement absorbing structure portions 22 is configured, a plurality of brackets 21 are provided between the engine casing 13 and the liner 10 as in the present embodiment. The number of parts can be reduced even when providing.

図２は、本発明の第２実施形態にかかるブラケット２１及びこれを備えたライナー支持構造２０の構成を示す図である。
上述した第１実施形態と異なり、本実施形態では、１つのブラケット２１において１つの変位吸収構造部２２を有する。その他の構成及びその変形例については、第１実施形態と同様である。 FIG. 2 is a diagram showing a configuration of the bracket 21 and the liner support structure 20 including the bracket 21 according to the second embodiment of the present invention.
Unlike the first embodiment described above, in this embodiment, one bracket 21 has one displacement absorbing structure 22. About another structure and its modification, it is the same as that of 1st Embodiment.

本実施形態の構成によっても、変位吸収構造部２２によって第１要素であるエンジンケーシング１３と第２要素であるライナー１０の熱膨張差および振動を吸収することができる。また、本実施形態のように航空機エンジンのアフターバーナのライナー支持構造２０に適用することにより、ライナー支持構造２０の疲労寿命を長くすることができる。   Also with the configuration of the present embodiment, the displacement absorbing structure 22 can absorb the difference in thermal expansion and vibration between the engine casing 13 as the first element and the liner 10 as the second element. Moreover, the fatigue life of the liner support structure 20 can be extended by applying to the liner support structure 20 of the afterburner of an aircraft engine like this embodiment.

なお、上記において、本発明の実施形態について説明を行ったが、上記に開示された本発明の実施の形態は、あくまで例示であって、本発明の範囲はこれら発明の実施の形態に限定されない。本発明の範囲は、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。   Although the embodiments of the present invention have been described above, the embodiments of the present invention disclosed above are merely examples, and the scope of the present invention is not limited to these embodiments. . The scope of the present invention is indicated by the description of the scope of claims, and further includes meanings equivalent to the description of the scope of claims and all modifications within the scope.

本発明の第１実施形態のかかるブラケット及びこれを備えたライナー支持構造の構成を示す図である。It is a figure which shows the structure of this bracket of 1st Embodiment of this invention, and a liner support structure provided with the same. 本発明の第２実施形態のかかるブラケット及びこれを備えたライナー支持構造の構成を示す図である。It is a figure which shows the structure of this bracket of 2nd Embodiment of this invention, and a liner support structure provided with the same. 参考例のライナー支持構造の構成を示す図である。It is a figure which shows the structure of the liner support structure of a reference example. 従来の一般的な航空機エンジンの概略構成を示す図である。It is a figure which shows schematic structure of the conventional common aircraft engine. 従来のライナー支持構造を示す図である。It is a figure which shows the conventional liner support structure.

符号の説明Explanation of symbols

１０ ライナー（第２要素）
１０ａ ボルト挿通用穴
１３ エンジンケーシング（第１要素）
２０ ライナー支持構造
２１ ブラケット
２２ 変位吸収構造部
２３ ボルト
２４ ナット
２５ リベット 10 Liner (second element)
10a Bolt insertion hole 13 Engine casing (first element)
20 Liner support structure 21 Bracket 22 Displacement absorption structure 23 Bolt 24 Nut 25 Rivet

Claims (1)

航空機エンジンにおけるアフターバーナのライナーを、これを囲むエンジンケーシングに固定するためのライナー支持構造であって、
互いに対向するエンジンケーシングとライナーの間に配置されエンジンケーシングとライナーの各々に固定されることでライナーをエンジンケーシングに対して固定するための複数のブラケットを備え、
該ブラケットは全体が板状部材によって形成されており、
ブラケットは、ブラケットとエンジンケーシングとの接合部からブラケットとライナーとの接合部までの部位を構成するＵ字状又はＣ字状に湾曲した変位吸収構造部を有し、
ブラケットは、前記変位吸収構造部を２つ備え、該２つの変位吸収構造部は、互いの凹側を向かい合わせにしてエンジンケーシング側とライナー側の一方又は両方において端部同士が結合されており、
前記複数のブラケットは前記エンジンケーシングと前記ライナーの間に周方向に間隔をおいて配置されるとともに、前記エンジンケーシングと前記ライナーの各々に固定されており、
前記ブラケットは、エンジンケーシングからライナーに向かう方向において、エンジンケーシングの位置からライナーの位置までの部分全体が湾曲している、ことを特徴とするライナー支持構造。 A liner support structure for fixing an afterburner liner in an aircraft engine to an engine casing surrounding the liner.
Comprising a plurality of brackets for securing the liner to the engine casing by being secured to each of the deployed engine casing and the liner between the engine casing and the liner which are opposite to each other,
The bracket is entirely formed of a plate-shaped member,
Brackets have a displacement absorbing structure that is curved in a U-shaped or C-shaped constitutes a part of to the junction between the bracket and the liner from the junction between the bracket and the engine casing,
The bracket has two displacement absorbing structures, and the two displacement absorbing structures are joined to each other at one or both of the engine casing side and the liner side with the concave sides facing each other. ,
The plurality of brackets are circumferentially spaced between the engine casing and the liner, and are fixed to each of the engine casing and the liner,
The bracket support structure , wherein the bracket is curved in its entirety from the position of the engine casing to the position of the liner in the direction from the engine casing to the liner .
JP2008049459A 2008-02-29 2008-02-29 Liner support structure Active JP5109719B2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2008049459A JP5109719B2 (en) 2008-02-29 2008-02-29 Liner support structure

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2008049459A JP5109719B2 (en) 2008-02-29 2008-02-29 Liner support structure

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2009203956A JP2009203956A (en) 2009-09-10
JP5109719B2 true JP5109719B2 (en) 2012-12-26

Family

ID=41146461

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2008049459A Active JP5109719B2 (en) 2008-02-29 2008-02-29 Liner support structure

Country Status (1)

Country Link
JP (1) JP5109719B2 (en)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2964145B1 (en) * 2010-08-26 2018-06-15 Safran Helicopter Engines TURBINE HOOD SHIELDING METHOD AND HITCH ASSEMBLY FOR ITS IMPLEMENTATION
KR101465051B1 (en) * 2013-03-20 2014-11-25 두산중공업 주식회사 gas turbine combustor fixing apparatus
CN114165815A (en) * 2021-10-20 2022-03-11 中国航发四川燃气涡轮研究院 Pull rod device for compensating thermal deformation

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2622253B1 (en) * 1987-10-21 1990-02-09 Snecma TRANSITION CHANNEL OF A TURBOJECTOR EJECTION ASSEMBLY
JPH11336611A (en) * 1998-05-27 1999-12-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd Auxiliary machinery mounting structure for jet engine
FR2825787B1 (en) * 2001-06-06 2004-08-27 Snecma Moteurs FITTING OF CMC COMBUSTION CHAMBER OF TURBOMACHINE BY FLEXIBLE LINKS
JP2006010179A (en) * 2004-06-24 2006-01-12 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd Afterburner for aircraft engine and aircraft engine
US7739872B2 (en) * 2005-02-14 2010-06-22 United Technologies Corporation Cooled dual wall liner closeout

Also Published As

Publication number Publication date
JP2009203956A (en) 2009-09-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8904797B2 (en) Sector nozzle mounting systems
US7584620B2 (en) Support system for transition ducts
US6705087B1 (en) Swirler assembly with improved vibrational response
EP2126289B1 (en) Transition support system for combustion transition ducts for turbine engines
JP4154387B2 (en) Small fixed collar and stud connecting structure for connecting nozzle liner walls and its connecting method
JP6545257B2 (en) Transition-turbine seal assembly
JP2006002773A (en) Assembly having gas turbine combustion chamber formed integrally with high-pressure turbine nozzle
JP2005330958A (en) Fastener assembly and method for attaching non-metal member to metal member
US10443449B2 (en) Spoke mounting arrangement
JP5149596B2 (en) Combustor dome mixer holding means
JP2005207421A (en) Monobloc flame holder arm for afterburner device of bypass turbojet
JP6316302B2 (en) Thermally free liner retention mechanism
JP2005330959A (en) Flap assembly for gas turbine engines
JP5109719B2 (en) Liner support structure
JP5796833B2 (en) Gas turbine engine components
EP2584155A2 (en) Exhaust gas diffuser
EP2951405A1 (en) Common joint for a combustor, diffuser, and tobi of a gas turbine engine
JP5603718B2 (en) Circumferential self-expanding support for turbine engines
US7805924B2 (en) Thermally decoupled mixer
JPWO2013094380A1 (en) Gas turbine engine with scroll
JP4236051B2 (en) Chimney damper structure
JP5933749B2 (en) Gas turbine engine components
US20140026590A1 (en) Flexible combustor bracket
JP6736301B2 (en) Combustor rear mounting assembly
US20200224556A1 (en) Mounting apparatus for a gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20101224

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20120127

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20120131

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20120321

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20120911

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20120924

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20151019

Year of fee payment: 3

R151 Written notification of patent or utility model registration

Ref document number: 5109719

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20151019

Year of fee payment: 3

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250