JPH0561667U - Flame stabilizer for jet engine - Google Patents
Flame stabilizer for jet engineInfo
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- JPH0561667U JPH0561667U JP10785291U JP10785291U JPH0561667U JP H0561667 U JPH0561667 U JP H0561667U JP 10785291 U JP10785291 U JP 10785291U JP 10785291 U JP10785291 U JP 10785291U JP H0561667 U JPH0561667 U JP H0561667U
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 軽量で耐久性の高いジェットエンジン用保炎
器を提供する。
【構成】 燃焼室壁部に立設され、表面に冷却用空気噴
出小孔１９を有する中空のサポート支柱１５と、該サポ
ート支柱１５に支持され、炭化珪素複合材により形成さ
れた空孔率の高いライナ１４とを備えたことを特徴とし
ている。
(57) [Abstract] [Purpose] To provide a lightweight flame retarder for jet engines. A hollow support column 15 standing upright on the wall of the combustion chamber and having cooling air ejection holes 19 on its surface, and a porosity supported by the support column 15 and formed of a silicon carbide composite material. It is characterized by having a high liner 14.
Description
【０００１】[0001]
本考案は、ラムジェットエンジンやアフタバーナ付ターボジェットエンジン等 に用いられるジェットエンジン用保炎器に関する。 The present invention relates to a flame stabilizer for a jet engine used in a ramjet engine, a turbojet engine with an afterburner, or the like.
【０００２】[0002]
例えば、アフタバーナ付ターボジェットエンジンは、推力の増大のため、ター ボジェットエンジンの推進ノズル部分にアフタバーナを設け、ここでタービンを 出たガスにもう一度燃料を加えて燃焼させるようになっている。 For example, a turbojet engine with an afterburner is provided with an afterburner at the propulsion nozzle of the turbojet engine in order to increase the thrust, and the gas discharged from the turbine is refueled and burned again.
【０００３】 そして、上記アフタバーナ内には高圧ガス流による炎の飛散を防止するための 保炎器（フレームホルダ）が設けられている。この保炎器は、保炎を実質的に行 うライナとこれを支持するサポートとから主に構成されており、一般にライナが 金属製からなり、サポートが熱膨張を考慮してリンクにより構成されている。A flame holder (frame holder) for preventing the flame from scattering due to the high-pressure gas flow is provided in the afterburner. This flame stabilizer mainly consists of a liner that substantially retains flame and a support that supports it.Generally, the liner is made of metal, and the support is composed of links considering thermal expansion. ing.
【０００４】[0004]
しかしながら、近年のジェットエンジンにおいては、保炎器の入口温度の増大 に伴い、ライナの近傍が１，０００℃レベルの高温になる傾向があるため、従来 の保炎器では耐熱性不足により耐久性の低下を来す問題があった。なお、耐熱性 を高めるために、ライナを二重構造にして冷却材を通すことが考えられるが、構 造が複雑となり、重量が重くなる問題がある。 However, in recent jet engines, as the inlet temperature of the flame stabilizer increases, the temperature near the liner tends to reach a high temperature of 1,000 ° C level, and conventional flame stabilizers have poor durability due to insufficient heat resistance. There was a problem that caused the decline of. In order to increase the heat resistance, it is possible to use a double liner structure for passing the coolant, but this has the problem that the structure becomes complicated and the weight becomes heavy.
【０００５】 そこで、本考案の目的は、軽量で耐久性の高い耐熱性ジェットエンジン用保炎 器を提供することにある。Therefore, an object of the present invention is to provide a flame stabilizer for a heat-resistant jet engine that is lightweight and has high durability.
【０００６】[0006]
上記目的を達成するために本考案のジェットエンジン用保炎器は、燃焼室壁部 に立設され、表面に冷却用空気噴出小孔を有する中空のサポート支柱と、該サポ ート支柱に支持され、炭化珪素複合材により形成された空孔率の高いライナとを 備えたことを特徴としている。 In order to achieve the above object, a flame stabilizer for a jet engine of the present invention is provided on a wall portion of a combustion chamber, and has a hollow support column having a small hole for ejecting cooling air on the surface, and a support column supported by the support column. And a liner having a high porosity formed of a silicon carbide composite material.
【０００７】[0007]
保炎を実質的に行うライナは、炭化珪素複合材により形成されているため、軽 量で耐熱性に優れ、しかも空孔率が高いので、炎と接するライナ内面がしみ出し 冷却により冷却される。また、ライナを支持するサポート支柱は、表面に冷却用 空気噴出小孔が形成されているので、表面の膜冷却が行われ、高温から保護され る。以上により、１，０００℃レベル以上の高温に耐え得る軽量で耐久性の高い ジェットエンジン用保炎器が実現可能となる。 Since the liner that substantially retains flame is made of a silicon carbide composite material, it has a light weight and excellent heat resistance, and since it has a high porosity, the liner inner surface in contact with the flame seeps out and is cooled by cooling. .. In addition, since the support columns supporting the liner are formed with cooling air jet small holes on the surface, film cooling of the surface is performed and protected from high temperatures. As described above, it is possible to realize a lightweight and highly durable flame stabilizer for a jet engine that can withstand high temperatures of 1,000 ° C or higher.
【０００８】[0008]
以下、本考案の一実施例を添付図面に基づいて詳述する。 Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.
【０００９】 図１は、保炎器を有するジェットエンジンの一例として、アフタバーナ付ター ボジェットエンジンを示している。図示するように円筒状の外側ケーシング１内 の軸心には回転軸２が支持され、この回転軸２と外側ケーシング１の間には回転 軸２の中間部を囲繞するように内側ケーシング３が設けられている。FIG. 1 shows a turbo jet engine with an afterburner as an example of a jet engine having a flame stabilizer. As shown in the figure, a rotating shaft 2 is supported on the axis of a cylindrical outer casing 1, and an inner casing 3 is provided between the rotating shaft 2 and the outer casing 1 so as to surround the intermediate portion of the rotating shaft 2. It is provided.
【００１０】 内側ケーシング３と回転軸２の間の軸方向略中央部には燃焼室４が形成され、 この燃焼室４の上流には低圧段圧縮機５と高圧段圧縮機６が前後に設けられ、燃 焼室４の下流にはタービン７が設けられている。A combustion chamber 4 is formed in a substantially central portion in the axial direction between the inner casing 3 and the rotary shaft 2, and a low pressure stage compressor 5 and a high pressure stage compressor 6 are provided upstream and downstream of the combustion chamber 4. A turbine 7 is provided downstream of the combustion chamber 4.
【００１１】 内側ケーシング３と外側ケーシング１の間には低圧段圧縮機５により圧縮され た空気の一部をタービン７の下流に導くバイパス通路８が形成され、タービン７ よりも下流の外側ケーシング１内にはアフタバーナ９が形成されている。図示例 では、外側ケーシング１内にアフタバーナ９を実質的に形成するための円筒状ハ ウジング１０が設けられている。A bypass passage 8 is formed between the inner casing 3 and the outer casing 1 for guiding a part of the air compressed by the low-pressure stage compressor 5 to the downstream side of the turbine 7, and the outer casing 1 downstream of the turbine 7 is formed. An afterburner 9 is formed inside. In the example shown, a cylindrical housing 10 is provided in the outer casing 1 for substantially forming an afterburner 9.
【００１２】 そして、アフタバーナ９の上流部分には燃料噴射ノズル１１が設けられ、燃料 噴射ノズル１１の下流には保炎器１２が設けられている。この保炎器１２は回転 軸２後端と外側ケーシング１の間に形成された環状空間部１３あるいはその後方 に配置された実質的に保炎を行う環状のライナ１４と、このライナ１４を支持す るサポート支柱１５とから主に構成されている。A fuel injection nozzle 11 is provided upstream of the afterburner 9, and a flame stabilizer 12 is provided downstream of the fuel injection nozzle 11. The flame stabilizer 12 includes an annular space 13 formed between the rear end of the rotary shaft 2 and the outer casing 1 or an annular liner 14 disposed behind the annular space 13 for substantially retaining flame, and a support for the liner 14. It is mainly composed of a support pillar 15 which is a sill.
【００１３】 ライナ１４は炭化珪素複合材により形成され、高い空孔率を有している。この 炭化珪素複合材は、具体的にはセラミック繊維にセラミック粒子を蒸着させたも ので、多層構造になっている。ライナ１４は図２に示すように断面Ｖ形状に成型 され、その外面部には周方向に適宜間隔でサポート片１６が固定されている。こ のサポート片１６もライナ１４と同様炭化珪素複合材により形成されており、サ ポート片１６には前記サポート支柱１５に取付けるための取付穴１７が形成され ている。The liner 14 is made of a silicon carbide composite material and has a high porosity. Specifically, this silicon carbide composite material has a multilayer structure because ceramic particles are deposited on ceramic fibers. As shown in FIG. 2, the liner 14 has a V-shaped cross section, and support pieces 16 are fixed to the outer surface of the liner 14 at appropriate intervals in the circumferential direction. The support piece 16 is also made of a silicon carbide composite material like the liner 14, and the support piece 16 has a mounting hole 17 for mounting to the support column 15.
【００１４】 サポート支柱１５は耐熱性を有する例えばニッケル合金製の中空金属支柱から なり、アフタバーナ９のハウジング１０内壁部に適宜間隔で立設され、バイパス 通路８からハウジング１０の外側に流れる一部の空気が冷却用としてハウジング １０を貫通してサポート支柱１５の内孔１８に供給されるようになっている。サ ポート支柱１５の表面、具体的には前面および剥離点には冷却用空気噴出小孔１ ９が複数形成され、先端部には余剰空気放出口２０が形成されている。The support columns 15 are made of a heat-resistant hollow metal column made of, for example, a nickel alloy, are erected on the inner wall of the housing 10 of the afterburner 9 at appropriate intervals, and a part of the portion that flows from the bypass passage 8 to the outside of the housing 10. Air is supplied to the inner hole 18 of the support column 15 through the housing 10 for cooling. A plurality of cooling air ejection small holes 19 are formed on the surface of the support column 15, more specifically, the front surface and the peeling points, and a surplus air discharge port 20 is formed at the tip.
【００１５】 サポート支柱１５にはライナ１４のサポート片１６が取付穴１７の両側にセラ ミックス製のスリーブ２１，２２を位置させた状態で装着され、サポート支柱１ ５にはスリーブ２１の一端を係止するフランジ２４が形成されると共にスリーブ ２２の他端を係止する金属製のピン２３が装着されている。The support pieces 15 of the liner 14 are attached to the support columns 15 with the ceramic sleeves 21 and 22 positioned on both sides of the mounting holes 17, and one end of the sleeve 21 is attached to the support columns 15. A flange 24 for stopping is formed and a metal pin 23 for locking the other end of the sleeve 22 is attached.
【００１６】 かかる構成によれば、ライナ１４を支持するサポート支柱１５の内孔１８に冷 却用空気が供給され、その空気が表面の小孔１９から噴出されて表面に沿って流 れ、膜冷却を行うため、サポート支柱１５は高温から保護される。この場合、余 剰空気がサポート支柱１５先端の余剰空気放出口２０から放出されるので、サポ ート支柱１５の表面に乱流が生じる虞れがなく、膜冷却が円滑に行われる。また 、サポート支柱１５は金属製であるため、高い支持強度を確保することができる 。According to this structure, the cooling air is supplied to the inner hole 18 of the support column 15 that supports the liner 14, the air is jetted from the small hole 19 on the surface and flows along the surface, and the film is formed. Because of the cooling, the support columns 15 are protected from high temperatures. In this case, since the surplus air is discharged from the surplus air discharge port 20 at the tip of the support strut 15, there is no possibility that a turbulent flow will occur on the surface of the support strut 15, and the film cooling is smoothly performed. Further, since the support columns 15 are made of metal, high support strength can be secured.
【００１７】 一方、保炎を実質的に行うライナ１４は、炭化珪素複合材により形成されてい るため、軽量で耐熱性に優れている。しかも、空孔率が高く、炎に晒されている ライナ１４内面にはこれよりも温度の低い外面（上流側）から冷却用空気ないし ガスが空孔を通ってしみ出し、いわゆるしみ出し冷却を行うため、ライナ１４は 炎の高温から保護される。On the other hand, the liner 14 that substantially retains flame is formed of a silicon carbide composite material, and thus is lightweight and excellent in heat resistance. Moreover, cooling air or gas exudes from the outer surface (upstream side) having a lower temperature than the inner surface, which has a high porosity and is exposed to the flame, through the pores, so-called exudation cooling. To do so, the liner 14 is protected from the high temperatures of the flame.
【００１８】 以上により、１，０００℃レベル以上の高温に耐え得る軽量で耐久性の高いジ ェットエンジン用保炎器が実現される。As described above, a lightweight and highly durable flame stabilizer for a jet engine that can withstand a high temperature of 1,000 ° C. or higher is realized.
【００１９】 なお、実施例では本願考案をアフタバーナ付ターボジェットエンジンに適用し た場合について説明したが、本願考案は保炎器を有するラムジェットエンジン等 にも適用できることは勿論である。In the embodiment, the case where the invention of the present application is applied to the turbojet engine with an afterburner has been described, but it goes without saying that the invention of the present application can be applied to a ramjet engine having a flame stabilizer.
【００２０】[0020]
以上要するに本考案によれば、ライナが炭化珪素複合材により形成されて軽量 で耐久性に優れ、その高い空孔率によりライナ内面がしみ出し冷却され、しかも ライナを支持するサポート支柱が表面の冷却用空気噴出小孔から噴出する空気に よる表面の膜冷却によって高温から保護されるため、１，０００℃レベル以上の 高温に耐え得る軽量で耐久性の高いジェットエンジン用保炎器を実現することが できる。 In summary, according to the present invention, since the liner is made of a silicon carbide composite material, it is lightweight and has excellent durability, the high porosity of the liner exudes and cools the inner surface of the liner, and the support columns supporting the liner cool the surface. Since the surface air is cooled by the air blown out from the small air jet holes, it is protected from high temperatures, so it is possible to realize a lightweight and durable flame stabilizer for jet engines that can withstand temperatures as high as 1,000 ° C or higher. You can
【図１】本考案の一実施例を示すアフタバーナ付ターボ
ジェットエンジンの断面図である。FIG. 1 is a cross-sectional view of a turbojet engine with an afterburner showing an embodiment of the present invention.
【図２】同ジェットエンジンに取付けられた保炎器の拡
大断面図である。FIG. 2 is an enlarged sectional view of a flame stabilizer attached to the jet engine.
１２ 保炎器 １４ ライナ １５ サポート支柱 １９ 冷却用空気噴出小孔 12 Flame stabilizer 14 Liner 15 Support column 19 Cooling air jet small hole
Claims (1)
気噴出小孔を有する中空のサポート支柱と、該サポート
支柱に支持され、炭化珪素複合材により形成された空孔
率の高いライナとを備えたことを特徴とするジェットエ
ンジン用保炎器。1. A hollow support column, which is erected on the wall of the combustion chamber and has cooling air jetting small holes on its surface, and a high porosity formed by a silicon carbide composite material, which is supported by the support column. A flame stabilizer for a jet engine, which is provided with a liner.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10785291U JPH0561667U (en) | 1991-12-27 | 1991-12-27 | Flame stabilizer for jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10785291U JPH0561667U (en) | 1991-12-27 | 1991-12-27 | Flame stabilizer for jet engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0561667U true JPH0561667U (en) | 1993-08-13 |
Family
ID=14469699
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10785291U Pending JPH0561667U (en) | 1991-12-27 | 1991-12-27 | Flame stabilizer for jet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0561667U (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2013129648A1 (en) * | 2012-03-02 | 2013-09-06 | 株式会社Ihi | Afterburner and aircraft engine |
-
1991
- 1991-12-27 JP JP10785291U patent/JPH0561667U/en active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2013129648A1 (en) * | 2012-03-02 | 2013-09-06 | 株式会社Ihi | Afterburner and aircraft engine |
| JP2013181473A (en) * | 2012-03-02 | 2013-09-12 | Ihi Corp | Afterburner and aircraft engine |
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