JP2004278530A - タービンエンジンオグメンタ - Google Patents

Abstract

【課題】タービンエンジンが提供される。
【解決手段】タービンエンジン２２は、ガス流路内のセンターボディ３８と、下流テールコーン５８と、このテールコーン５８の上流端部にあるパイロット５６とを有する。火炎保持器４０が、センターボディ３８の外側の流路内に配置される。パイロット５６は、下流方向に発散する第１の面を有する。
【選択図】図１

Description

本発明は、タービンエンジンに関し、より詳細には、タービンエンジンオグメンタに関する。

（米国政府の権益）
本発明は、米国空軍と結ばれた契約Ｆ３３６５７−９１−Ｃ−０００７により米国政府援助のもとでなされた。米国政府は、本発明について一定の権利を有する。

アフタバーナすなわちスラストオグメンタは、当業技術内で知られている。オグメンタには、多数の構成が存在する。通常の構成では、タービンからの排気ガスは、オグメンタのセンターボディ（ｃｅｎｔｅｒｂｏｄｙ）を通り越えて流れる。付加的な燃料が、センターボディのすぐ近くに導入され、燃焼されて、付加的なスラストを与える。いくつかの構成では、オグメンタセンターボディは、タービンセンターボディと一体になっている。他のいくつかの構成では、オグメンタセンターボディは、タービンセンターボディとは独立しており、ダクトがこれらの２つの間の空間を取り囲んでいる。このような遠隔オグメンタ構成は、エンジンを排気ノズルの十分前方に配置するのが望ましい軍事用途では有利である。

燃料を節約するとともに部品の摩耗を制御する必要があるので、エンジン推力増加（ａｕｇｍｅｎｔａｔｉｏｎ）は、任務により必要な場合に使用されるだけである。このような理由から、オグメンタの効果的かつ信頼性のある点火または燃焼は、軍事用途では重要であり、他の性能への配慮と釣り合いがとられる。

従って、本発明の一態様は、タービンエンジンを含む。センターボディが、ガス流路内に配置されており、下流テールコーンと、このテールコーンの上流端部に近接（ｐｒｏｘｉｍａｔｅ）するパイロット（ｐｉｌｏｔ）とを有する。火炎保持器が、センターボディの外側の流路内に配置される。パイロットは、下流方向に発散する第１の面を有する。さまざまな実施において、第１の面は、円錐台形とすることができる。パイロットは、上流リムと下流リムとを有する溝を備えることができる。溝の基部は、上流リムと下流リムを結ぶ線（ｃｌｏｓｅｒ）から２５ｍｍから７５ｍｍの深さを有し得る。溝は、火炎保持器に沿って径方向外向きに火炎伝播を維持するのに効果的な向上した混合を生成するように、パイロット流れの向きを変えるよう機能し得る。センターボディは、下流リムに近接して径方向外向きに空気ジェットを供給するための多数の空気導管を有し得る。燃料噴射器が、火炎保持器の部材を通って延びる関連する噴霧バーの内側端部に配置され得る。点火器が、燃料噴射器のうちの関連する燃料噴射器からの燃料を点火するように火炎保持器の部材内に配置され得る。

別の態様では、本発明は、中心軸線に沿って上流から下流に延びるタービンエンジンセンターボディに向けられる。上流から下流へ、センターボディは、ノーズと、径方向に発散する前面と、頂点領域と、パイロットと、径方向に収束するテールコーンとを有する。パイロットは、径方向に収束する上流面、基部面、および径方向に発散する下流面を有する。さまざまな実施において、空気ジェットをセンターボディから径方向外向きに供給してパイロット内の流れの再循環を向上させるための空気導管がパイロットの下流面のすぐ近くに存在することができる。

本発明の１つまたは複数の実施態様の詳細が、添付の図面と以下の説明に述べられる。本発明の他の特徴、目的、および利点は、この説明と図面、および請求項から明らかであろう。

さまざまな図面中の同様の参照番号および符号は、同様の部材を示す。

図１は、中心長手軸線５００を有する動力装置（ｐｏｗｅｒｐｌａｎｔ）２０を示す。上流から下流へ、動力装置は、下流タービン排気ケース（ＴＥＣ）２４を有するタービンエンジン２２を含む。ダクト延長部２６が、ＴＥＣ２４から延びてオグメンタ３２のハウジング３０と結合する。スラスト方向を向けるノズルアッセンブリ３４が、ハウジング３０から下流へ延びる。オグメンタ３２は、火炎保持器４０によってガス流路内の中心に取り付けられたセンターボディ３８を含む。

センターボディ３８は、軸線５００周りに概略対称である。センターボディは、先端部５０を有しており、この先端部５０から、連続的に湾曲した凸状前部ボディまたは蛋形部５２が、火炎保持器４０に隣接する長手方向またはほぼ長手方向の移行領域５４に到達するまで後方に延びる。移行領域の後部で、センターボディ面が、パイロット溝５６を画成する。テールコーン面５８が、パイロットから後方へセンターボディの末端部まで延びる。

図２は、例示的なパイロットのさらなる詳細を示す。環状溝が、面５４との結合部から後方に径方向内向きに延びる円錐台形面６０によって形成される。面６０は、環状溝の前方（上流）壁面を形成し、結合部は、前方リムを形成する。長手方向面６２が、面６０の内側末端部との結合部から後方へ延び、溝の基部を形成する。円錐台形後方壁面６４が、面６２との結合部から後方に径方向外向きに延び、溝の後方壁面を形成する。長手方向リム面６６が、溝後方リムを画成する面６４との結合部から後方へ延びる。面６６は、テールコーン面５８への移行部を提供する。燃料のジェット７０が、適切な導管内のノズル７２を介してパイロットへ供給される。例示的な導管が、火炎保持器部材ボディ８２内に取り付けられた噴霧バー８０として示される。噴霧バー８０は、ボディ８２の両側面から燃料のジェットを供給する複数の横方向ノズル（図示せず）を有する。ノズル７２は、噴霧バーの端部において傾斜している。作動中は、パイロット溝は、主要な（メインの）流れ６０２から概略再循環するパイロット流れ６００をそらすように機能する。燃料のジェット７０は、流れ６００へ導かれ、燃焼が、関連する点火器８４からの電気火花によって誘発される。燃料は、上述した噴霧バー横方向ノズルを介して主要な流れ６０２へも供給される。流れ６００内の燃焼された／燃焼している燃料／空気混合物は、パイロット溝５６の周りを伝播し、火炎を安定させるとともに径方向外向きに火炎保持器ボディ８２へ伝播させる。任意に、センターボディは、空気ジェット６０６を噴射するためのいくつかの導管９０を備えることができる。例示的な実施態様では、面６６において出口を有するそのような導管のリングが存在する。導管９０は、火炎保持器を通ってまたは火炎保持器に沿ってパイロットの前方にあるセンターボディへと延びる１つまたは複数の導管（図示せず）から供給され得る。空気ジェットは、流れ６００の再循環を向上させるように機能する。

図３は、代替のパイロット１５６を示しており、パイロット１５６は、溝後方壁面１６４が実質的に径方向であり、従って、面１６２が面１６４と接するように面６２に比べて延びていることを別にすれば、他の点ではパイロット５６と同様である。面１６４の径方向の配置は、さらに再循環を向上させ得る。

図４は、パイロット５６の面の段６２および６４が、単一の円錐台形面２６３に置き換えられているパイロット２５６を示す。さらに、リム面２６６が、面６６の相対的に径方向内側に示されており、それによって、ボディ移行部面２５４の径方向内側に位置する。このような構成は、重量の低減と耐久性の向上の少なくとも一方を行うのに使用され得る。

本発明の１つまたは複数の実施態様を記載した。それにもかかわらず、理解されるように、本発明の精神および範囲から逸脱することなく、さまざまな変形を行い得る。例えば、本発明のパイロットは、本発明ではない既存のエンジンへの後付けまたは再設計に適用され得る。そのような場合は、パイロットのさまざまな特性が、既存のエンジンの構造によって影響を受け得る。どのような実施においても、安定性の配慮は、他の特性への配慮と釣り合いがとられる。所望とされる特定の釣り合いは、可能な実施の詳細に影響を及ぼし得る。従って、他の実施態様は、添付の特許請求の範囲内にある。

航空機動力装置の概略の長手方向断面図である。 図１の動力装置に使用するための第１のオグメンタのやや概略の長手方向部分断面図である。 図１の動力装置に使用するための第２のオグメンタのやや概略の長手方向部分断面図である。 図１の動力装置に使用するための第３のオグメンタのやや概略の長手方向部分断面図である。

符号の説明

２０…動力装置
２２…タービンエンジン
３２…オグメンタ
３８…センターボディ
４０…火炎保持器
５４…移行領域
５６…パイロット溝
５８…テールコーン面
６０…円錐台形面
６２…長手方向面
６４…円錐台形後方壁面
６６…長手方向リム面
７０…燃料のジェット
７２…ノズル
８０…噴霧バー
８２…火炎保持器部材ボディ
８４…点火器
９０…導管
５００…軸線
６００…パイロット流れ
６０２…主要な流れ
６０６…空気ジェット

Claims (10)

1. 下流テールコーンと、このテールコーンの上流端部に近接するパイロットとを有するとともに、上流から下流へのガス流路内に配置されたセンターボディと、
   センターボディの外側のガス流路内に配置された火炎保持器と、
   を備える、タービンエンジンであって、
   パイロットは、下流方向に発散する第１の面を有することを特徴とするタービンエンジン。
2. 前記第１の面は、円錐台形であることを特徴とする請求項１記載のエンジン。
3. 前記パイロットは、上流リムと、下流リムと、上流リムと下流リムを結ぶ線から２５ｍｍから７５ｍｍの深さを有する基部とを有する溝を備えることを特徴とする請求項１記載のエンジン。
4. 前記センターボディは、下流リムに近接するセンターボディから径方向外向きに空気ジェットを供給するための複数の空気導管をさらに備えることを特徴とする請求項１記載のエンジン。
5. 前記火炎保持器の部材を通って延びる関連する噴霧バーの内側端部に複数の燃料噴射器をさらに備えることを特徴とする請求項１記載のエンジン。
6. 前記燃料噴射器のうちの関連する燃料噴射器からの燃料を点火するように火炎保持器の部材内に配置された複数の点火器をさらに備えることを特徴とする請求項５記載のエンジン。
7. 中心軸線に沿って上流から下流に延びるタービンエンジンセンターボディであって、上流から下流へ、
   ノーズと、
   径方向に発散する前面と、
   頂点領域と、
   径方向に収束する上流面、基部面、および径方向に発散する下流面を有するパイロットと、
   径方向に収束するテールコーンと、
   を備えることを特徴とするタービンエンジンセンターボディ。
8. 前記パイロットの下流面に近接してセンターボディから径方向外向きに空気ジェットを供給してパイロット内の流れの再循環を向上させるための複数の空気導管をさらに備えることを特徴とする請求項７記載のセンターボディ。
9. ガス流路内に配置された火炎保持器と、
   ガス流路内に概略前方から後方へ延びるセンターボディと、
   を備える、タービンエンジンオグメンタであって、センターボディは、
   上流ノーズと、
   下流テールコーンと、
   火炎保持器に沿って径方向外向きに火炎伝播を維持するのに効果的な向上した混合を生成するように、パイロット流れの向きを変える手段と、
   を有することを特徴とするタービンエンジンオグメンタ。
10. 前記手段は、センターボディ内に凹部を備えており、オグメンタは、
    火炎保持器内に配置されるとともに燃料を凹部へ向ける燃料噴射器と、
    火炎保持器内に配置されるとともに燃料を点火する点火器と、
    をさらに備えることを特徴とする請求項９記載のオグメンタ。

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