JP2004332729A - タービンエンジンのオグメンタおよびその運転方法 - Google Patents

Abstract

【課題】 追加燃料の燃焼を引き起こす複数の火炎保持器（４２）を特徴とし、かつ火炎保持器（４２）の火炎を安定化させるためにパイロット装置を使用するオグメンタ（３２）を提供する。
【解決手段】 タービンエンジンのオグメンタ（３２）は、ガス流路内に設けられたセンタボディ（３８）を有する。火炎保持器（４２）が、流路内でかつセンタボディ（３８）の外側に配置される。センタボディを有するバーナが、第１のパイロット燃料の燃焼生成物を放出する出口を有する。また、パイロット燃料管路が、放出された燃焼生成物に追加のパイロット燃料を投入するよう配置された出口を有している。
【選択図】 図１

Description

本発明は、タービンエンジンに関し、特に、タービンエンジンのオグメンタに関する。

アフタバーナや推力オグメンタは、当該産業において知られており、いくつかの形態のものがある。典型的な形態では、タービンからの排気ガスがオグメンタのセンタボディ上を通過する。追加の燃料が、センタボディの近くに投入され、追加の推力を提供するように燃焼される。いくつかの形態では、オグメンタのセンタボディは、タービンのセンタボディと一体になっている。他の形態では、オグメンタのセンタボディは、タービンのセンタボディから分離されており、ダクトがこれらの間の空間を囲んでいる。特許文献１および特許文献２には、例示的な一体型オグメンタが開示されている。
米国特許第５，６８５，１４０号明細書 米国特許第５，３８５，０１５号明細書

オグメンタは、追加燃料の燃焼を引き起こす複数の火炎保持器を特徴として含むことができる。火炎保持器の火炎を安定化させるためにパイロット装置が使用され、これらのパイロット装置は、センタボディの周囲の流路にわたって火炎を分布させる。

本発明の１つの形態は、タービンエンジンのオグメンタに関する。オグメンタのセンタボディは、ガス流路内に設けることができる。少なくとも部分的に径方向に延在する火炎保持器が、流路内に配置され、この火炎保持器は、センタボディの外側に位置してもよい。センタボディの内部に設けることができるバーナが、第１のパイロット燃料の燃焼生成物を放出する出口を有する。パイロット燃料管路が、パイロット火炎を提供するために、放出された燃焼生成物に追加のパイロット燃料を投入するよう配置された出口を有する。このようなバーナ出口は、エンジンの軸を中心とする周方向の列として複数設けるとともに、関連する火炎保持器に関連するパイロット火炎を保持するように配置することができる。バーナは、ハウジングとハウジング内のライナを有してもよい。各々のバーナ出口は、ハウジングから延在するハウジング出口管内でライナから延在するライナ出口管を含みうる。パイロット燃料管路は、複数設けることができ、これらの燃料管路は、関連するバーナ出口のライナ出口管内にそれぞれ延在する。センタボディは、テールコーンとこのテールコーンの前方すなわち上流に位置する凹んだ領域を有しうる。バーナ出口は、この凹んだ領域に設けることができる。凹んだ領域は、非環状の区画とすることができる。パイロット燃料管路出口も、この凹んだ領域に配置することができる。パイロット燃料管路は、火炎保持器内に延在する燃料噴射バーの遠位端部を含みうる。

本発明の他の形態は、エンジンのコア流路内に設けられたセンタボディを有するタービンエンジンのオグメンタに関する。火炎保持器が、コア流路内に配置されており、この火炎保持器は、センタボディから径方向外側に延在する。バーナが、センタボディ内に配置されている。このバーナは、ハウジングと、酸素を含むガスを受け入れる上流の入口と、このガスとパイロット燃料との燃焼を引き起こす点火器と、燃焼生成物を下流に導くためにハウジング内に設けられた有孔ライナと、を有する。複数の有孔出口管路が、ライナから少なくとも部分的に径方向外向きに延在して、コア流路に向かって燃焼生成物を導く。複数の冷却管路が、関連する出口管路の１つをそれぞれ囲んでいる。パイロット燃料管路が、放出された燃焼生成物のパイロット効果を高めるために、放出された燃焼生成物に追加のパイロット燃料を投入するように配置された出口を有する。

本発明の他の形態は、ガスタービンエンジンである。圧縮機が吸気を圧縮する。燃焼器が圧縮機から圧縮空気を受け入れて、圧縮空気と燃料の混合気を燃焼させる。タービンが、圧縮機を駆動するために燃焼生成物から仕事を抽出するとともに燃焼生成物を排気として放出する。オグメンタが、排気の流路に設けられており、バイパス空気を受け入れる管路と、バイパス空気の第１の部分を燃焼させるバーナと、を有する。オグメンタは、バーナ燃料とともにバイパス空気の第１の部分を燃焼させるとともに、上記第１の部分とバーナ燃料との燃焼生成物を排気中に放出するバーナを有する。オグメンタは、バイパス空気の第２の部分を導く空気管路を有する。パイロット燃料管路は、パイロット燃料を導くとともに、上記第１の部分とバーナ燃料との燃焼生成物からの熱によってパイロット燃料とバイパス空気の第２の部分が点火されるように、空気管路とバーナとに対して配置されている。

本発明の他の形態は、タービンエンジンのオグメンタの運転方法に関する。排気ガスが、タービンエンジンからオグメンタに流れるように導かれる。燃焼生成物を発生させるように、第１のパイロット燃料の燃焼が引き起こされる。燃焼生成物の流れが、排気ガスの流れに合流する。追加のパイロット燃料が、燃焼生成物の流れに投入される。

本発明の１つまたはそれ以上の実施例の詳細が、添付図面および以下の実施形態に示されている。本発明の他の特徴、目的、および利点は、実施形態、図面、および請求項から明らかになる。

図１は、長手方向中心軸５００を有する例示的な動力装置２０を示している。動力装置２０は、上流から下流に向かって下流の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。ダクトの延長部２６が、オグメンタ３２のハウジング３０と合わさるようにタービン排気ケース２４から延在する。推力の方向を変えるノズルアセンブリ３４が、ハウジング３０から下流に延在する。オグメンタ３２は、径方向に延在するベーン４０によってガス流路の中心に取り付けられたセンタボディ３８を含む。各々の例示的なベーン４０は、前方すなわち上流の構造体部分と、後方すなわち下流の火炎保持器要素４２と、を含む。

センタボディ３８は、軸５００を中心として実質的に対称である。また、センタボディ３８は、前方先端部５０を有し、この前方先端部５０から連続的に湾曲した凸状の前部ボディすなわち蛋形部５２が、火炎保持器４２に隣接する長手方向またはほぼ長手方向の遷移領域５４に達するまで後方に延在する。遷移領域５４の後方では、テールコーン面５８が、センタボディ３８の後方端部まで延在する。

図２は、オグメンタ用の例示的なパイロット装置６０の詳細を示す。このパイロット装置６０は、センタボディ３８内に取り付けられた１つまたはそれ以上のバーナ６２を含む。例示的な実施例では、単一のバーナ６２がセンタボディ３８内で中央に取り付けられている。バーナ６２は、１つまたはそれ以上の上流管路６４を含み、これらの管路６４は、ハウジングの内側要素と外側要素との間のファンダクト６５（図１参照）からバーナの外側ハウジング６６の上流端部まで空気を導く。例示的な実施例では、管路６４は、ファンダクト６５から径方向内向きに空気を導くように、関連するベーン４０を通って径方向に延在している。また、例示的な実施例では、ハウジング６６は、管路６４が長手方向に連結される上流端部と、長手方向に延在する側壁と、閉じた下流端部と、を有する。また、ハウジング６６は、有孔のライナ７０を含む。ライナ７０は、エアスワラ７２が取り付けられた上流端部と、長手方向に延在する側壁と、閉じた下流端部と、を有する。１つまたはそれ以上のパイロット燃料管路７４が、スワラ７２においてパイロット燃料をバーナ６２に供給するための下流の出口をそれぞれ有している。空気管路６４と同様に、パイロット燃料管路７４は、関連するベーン４０または火炎保持器４２を通って延在しうる。点火器７６が、ライナ７０内に取り付けられており、配線７８によって作動する。配線７８は、１つまたはそれ以上のベーン４０を通って延在しうる。

動作時には、管路６４を通って供給される空気の一部が、スワラ７２を通ってライナ７０に流入する。また、空気の追加の部分が、ライナ７０の孔を通って流入し、この追加の部分には、ライナ７０とハウジング側壁との間の環状の空間８０からライナ７０を通過する部分が含まれる。空気の主要部分は、点火器７６による点火に応じて管路７４からの燃料とともに燃焼される。スワラ７２を通過する混合気は、比較的濃厚であり、不完全燃焼につながりうる。ライナ７０の孔を通過する空気は、主にライナ７０を冷却するように働くとともに、結果的に主燃焼の燃焼生成物を希薄にする。ライナ７０およびハウジング６６は、下流端部の近傍において径方向に延在する同軸の出口管８４，８６の周方向の列をそれぞれ有する。これらの出口管８４，８６は、ライナ７０およびハウジング６６の対応する側壁における近位の入口と、遠位の出口８８，９０と、を有する。図示の実施例では、各々の管８４の遠位の端部は、関連する管８６の出口端部９０を越えて突出している。ライナ７０の内部から流出する燃焼生成物の流れが各々の管８４を通って進むと、管８４と関連する管８６との間の環状の空間９２からの追加の空気が、管８４に設けられた孔を通過する。管路６４を通って初めに導入された空気の最後の部分は、各々のハウジング出口管端部９０と関連するライナ出口管８４との間の環状の出口を通って流出する。例示的な実施例では、対となった管８４，８６の出口端部は、遷移領域５４において開口した外側出口端部９８を有するセンタボディ出口管９６の内側端部にそれぞれ位置している。これにより、センタボディ出口管９６は、ほぼ環状のブラインドリセスすなわち区画（例示的実施例における円状部分）を定め、この区画内で関連する管８４，８６が延在している。

追加のパイロット燃料管路１００が、バーナ６２の出力に追加の燃料を投入するように配置されている。例示的な実施例では、この燃料は、一般に出口管９６内に投入され、特に、ライナ出口管８４の出口端部内に投入される。これを達成するために、例示的な管路１００は、ライナ出口管８４に設けられた開口部１０１を通ってライナ出口管８４を貫通しているとともに、ハウジング出口管８６の出口端部９０のすぐ下流でかつライナ出口管８４の出口端部８８のすぐ上流で、管８４内に吐出開口部１０２を有する。例示的な実施例では、管路１００は、関連するベーン４０を通って径方向に延在する燃料噴射バー１０３（実線）の遠位端部として形成されている。この燃料噴射バー１０３は、いずれかの側に周方向に方向づけられたノズル１０４の列を有し、これらのノズル１０４は、センタボディの周りのガス流路内に燃料を導く。各々のベーン４０内には、（特許文献１のように）空気出口や空気管路（図示省略）を同様に設けることもできる。

動作時には、追加のパイロット燃料は、バーナ出力への投入時に燃焼し、（例えば、酸素原子や炭化水素のフラグメントなどの）高反応性の核種を含む火炎を発生させ、この火炎は、火炎保持器４２に接触するとともに火炎保持器４２に沿って径方向外向きに流れてノズル１０４から噴射されたオグメンタ燃料に点火する。これらの核種は、比較的短命であり、主パイロット燃料の燃焼によって発生する同様の核種は火炎保持器４２に達する前にほとんど消滅していると考えられる。

例示的な製造方法では、バーナ６２は、当該技術で周知の方法で予め組立てるとともにセンタボディに設置することができる。ライナ出口管８４は、管路１００の形状と相補的な開口部１０１を含む状態で予め形成される。センタボディに対してベーン／火炎保持器が設置されると、燃料噴射バー１０３は、図２の破線で示す位置に達するまで、ベーン／火炎保持器の後縁１０６に対して平行でかつ内向きに挿入してから設置することができる。続いて、実線で示す通り、管路１００が開口部１０１を通るように後縁１０６に対して燃料噴射バー１０３を横方向に移動させることができる。機械的な外部の配管連結部は、その後で形成可能である。

本発明の１つまたはそれ以上の実施例を説明したが、本発明の趣旨および範囲から逸脱することなく、種々の変更が可能である。例えば、本発明のパイロット装置は、既存のエンジンの改装や再設計に適用可能である。このような場合には、パイロット装置の種々の特性は、既存のエンジンの構造の影響を受ける。例示的な遠隔のオグメンタに関して説明したが、本発明の原理は、非遠隔のオグメンタおよび（センタボディがあれば）バーナがセンタボディの外部に位置するオグメンタ、または追加のパイロット燃料がセンタボディを通して投入されるオグメンタにも適用可能である。よって、他の実施例も請求の範囲に含まれる。

航空機の動力装置の長手方向の概略断面図である。 図１の動力装置で使用されるオグメンタのパイロット装置の長手方向の部分断面図である。

符号の説明

２０…動力装置
２２…タービンエンジン
２４…タービン排気ケース
２６…ダクト延長部
３０…オグメンタハウジング
３２…オグメンタ
３４…ノズルアセンブリ
３８…センタボディ
４０…ベーン
４２…火炎保持器要素
５０…センタボディの前方先端部
５２…蛋形部
５４…遷移領域
５８…テールコーン面
６５…ファンダクト
５００…動力装置の長手方向中心軸

Claims (20)

1. ガス流路と、
   前記ガス流路内に配置された火炎保持器と、
   第１のパイロット燃料の燃焼生成物を放出する出口を有するバーナと、
   放出された前記燃焼生成物に追加のパイロット燃料を投入するように設けられた出口を有するパイロット燃料管路と、を有することを特徴とするタービンエンジンのオグメンタ。
2. 前記火炎保持器は、複数の火炎保持器のうちの第１のものであり、前記パイロット燃料管路は、複数のパイロット燃料管路のうちの第１のものであり、これらのパイロット燃料管路は、前記複数の火炎保持器のうちの関連するものとそれぞれ一致して設けられていることを特徴とする請求項１記載のタービンエンジンのオグメンタ。
3. 前記バーナの出口は、エンジンの軸を中心として設けられたバーナ出口の周方向の列のうちの第１のバーナ出口であることを特徴とする請求項１記載のタービンエンジンのオグメンタ。
4. 前記ガス流路内に設けられたセンタボディをさらに有し、前記バーナは、前記センタボディ内に配置され、前記火炎保持器は、前記センタボディの外側に配置されていることを特徴とする請求項１記載のタービンエンジンのオグメンタ。
5. 前記バーナは、ハウジングと、このハウジング内に設けられたライナと、を含み、
   前記複数のバーナ出口は、前記ハウジングから延在するハウジング出口管内で前記ライナから延在するライナ出口管をそれぞれ有することを特徴とする請求項４記載のタービンエンジンのオグメンタ。
6. 前記パイロット燃料管路は、複数のパイロット燃料管路のうちの第１のものであり、これらのパイロット燃料管路は、前記バーナ出口のうちの関連するもののライナ出口管内に延在していることを特徴とする請求項５記載のタービンエンジンのオグメンタ。
7. 前記センタボディは、テールコーンとこのテールコーンの上流に位置する凹んだ領域とを有し、前記バーナ出口は、該凹んだ領域に配置されていることを特徴とする請求項１記載のタービンエンジンのオグメンタ。
8. 前記凹んだ領域は、非環状の区画であることを特徴とする請求項７記載のタービンエンジンのオグメンタ。
9. 前記パイロット燃料管路の出口は、前記凹んだ領域に配置されていることを特徴とする請求項７記載のタービンエンジンのオグメンタ。
10. 前記パイロット燃料管路は、前記火炎保持器に関連するベーン内に延在する燃料噴射バーの遠位端部を含むことを特徴とする請求項１記載のタービンエンジンのオグメンタ。
11. 前記バーナは、
    ハウジングと、
    酸素を含むガスを受け入れる上流の入口と、
    前記酸素を含むガスと前記第１のパイロット燃料との燃焼を引き起こす点火器と、
    前記燃焼生成物を下流に導くように前記ハウジング内に配置された有孔ライナと、
    前記燃焼生成物を前記ガス流路に向かって導くように、前記ライナから少なくとも部分的に径方向外向きに延在する複数の有孔出口管路と、
    関連する前記出口管路をそれぞれ囲む複数の冷却管路と、を含むことを特徴とする請求項１記載のタービンエンジンのオグメンタ。
12. 管路がバイパス空気を受け入れ、
    前記バーナが前記バイパス空気の第１の部分と前記第１のパイロット燃料とを燃焼させ、
    空気管路が前記バイパス空気の第２の部分を導き、
    前記燃焼生成物からの熱によって前記追加のパイロット燃料と前記バイパス空気の第２の部分との混合気が点火されるように、前記パイロット燃料管路が、前記空気管路と前記バーナとに対して配置されていることを特徴とする請求項１記載のタービンエンジンのオグメンタ。
13. 吸入空気を圧縮する圧縮機と、
    前記圧縮機から圧縮空気を受け入れるとともに、前記圧縮空気と燃料との混合気を燃焼させる燃焼器と、
    前記燃焼の燃焼生成物から仕事を抽出して前記圧縮機を駆動するとともに、前記燃焼生成物を排気として放出するタービンと、
    請求項１のオグメンタと、を有することを特徴とするガスタービンエンジン。
14. 請求項１のオグメンタの運転方法であって、
    タービンエンジンからオグメンタに向かって、前記ガス流路に沿って排気ガスの流れを発生させ、
    前記燃焼生成物を発生させるように前記第１のパイロット燃料の燃焼を引き起こし、前記燃焼生成物の流れは、前記排気ガスの流れと合流し、
    前記追加のパイロット燃料を前記燃焼生成物の流れに投入することを含むことを特徴とするオグメンタの運転方法。
15. エンジンのコア流路内に設けられたセンタボディと、
    前記コア流路内に配置されるとともに、前記センタボディの径方向外側に延在する火炎保持器と、
    前記センタボディ内に設けられたバーナであって、
    ハウジングと、
    酸素を含むガスを受け入れる上流の入口と、
    前記酸素を含むガスと第１のパイロット燃料との燃焼を引き起こす点火器と、
    前記燃焼の燃焼生成物を下流に導くように前記ハウジング内に配置された有孔ライナと、
    前記燃焼生成物を前記コア流路に向かって導くように、前記ライナから少なくとも部分的に径方向外向きに延在する複数の有孔出口管路と、
    関連する前記出口管路をそれぞれ囲む複数の冷却管路と、を含むバーナと、
    放出された前記燃焼生成物に追加のパイロット燃料を投入するように配置された出口を有するパイロット燃料管路と、を有することを特徴とするタービンエンジンのオグメンタ。
16. 前記バーナの出口は、前記センタボディの軸を中心とした周方向の列として設けられた複数のバーナ出口のうちの第１のバーナ出口であることを特徴とする請求項１５記載のタービンエンジンのオグメンタ。
17. 吸入空気を圧縮する圧縮機と、
    前記圧縮機から圧縮空気を受け入れるとともに、前記圧縮空気と燃料との混合気を燃焼させる燃焼器と、
    前記燃焼の燃焼生成物から仕事を抽出して前記圧縮機を駆動するとともに、前記燃焼生成物を排気として放出するタービンと、
    前記排気の流路に設けられたオグメンタであって、
    バイパス空気を受け入れる管路と、
    前記バイパス空気の第１の部分とバーナ燃料とを燃焼させて、該バイパス空気の第１の部分と該バーナ燃料との燃焼生成物を前記排気に放出するバーナと、
    前記バイパス空気の第２の部分を導く空気管路と、
    パイロット燃料を導くとともに、前記バイパス空気の第１の部分と前記バーナ燃料との燃焼生成物からの熱によって、前記パイロット燃料と前記バイパス空気の第２の部分との混合気が点火されるように前記空気管路と前記バーナに対して配置されたパイロット燃料管路と、を含むオグメンタと、を有することを特徴とするガスタービンエンジン。
18. タービンエンジンのオグメンタの運転方法であって、
    タービンエンジンからオグメンタに向かう排気ガスの流れを発生させ、
    燃焼生成物を発生させるように第１のパイロット燃料の燃焼を引き起こし、前記燃焼生成物の流れは、前記排気ガスの流れと合流し、
    前記燃焼生成物の流れに追加のパイロット燃料を投入することを含むタービンエンジンのオグメンタの運転方法。
19. 前記第１のパイロット燃料は、オグメンタのセンタボディ内で燃焼され、前記燃焼生成物の流れは、前記センタボディから流出することを特徴とする請求項１８記載のタービンエンジンのオグメンタの運転方法。
20. 前記追加のパイロット燃料は、前記センタボディのリセス内に投入され、
    前記燃焼は、前記排気ガスの流れの中で実質的に前方から後方に延在するセンタボディ内で起きていることを特徴とする請求項１９記載のタービンエンジンのオグメンタの運転方法。

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