JP2006504022A - ガスタービンにおける騒音レベルを低減する空力的方法 - Google Patents

Abstract

ガスタービン・エンジンにおいて、燃焼器の減衰と圧力変動を、タービンの減衰と圧力変動から分断する方法並びに装置。該エンジンは圧縮機、燃焼器及びタービンを有し、該燃焼器から該タービンへの熱ガス流を生じさせる。空力トリップが少なくとも燃焼器壁、及びノズル・ガイド・ベーン・リングの内側シュラウドのいずれか１つに設けられ、かつ、燃焼器からの熱ガス流中へ、クロスフロー・ポートからの圧縮空気ジェットを放出するように設けられる。該クロスフロー・ポートからの空気ジェットは、燃焼器とタービンの間で減衰と圧力変動を分断するのに加えて、乱流を増大させて温度分布を均一化させる。

Description

本発明は、ガスタービン・エンジンにおいて、タービンの減衰と圧力変動から、燃焼器の減衰及び圧力変動を分断するための方法ならびに装置に関する。

ガスタービン・エンジンは、全出力での運転中に低エミッションレベルかつ低騒音レベルで作動することが要求される。理論的には、低エミッションレベルまたは低騒音レベルを達成するために燃焼器に対して変更を加える際、耐久性や信頼性に関して妥協する必然性はない。

圧縮機出口では、圧力変動はそれらだけでは音波発生原因とはなり得ない低周波信号と高周波信号の混合広帯域を含んでいることが試験により示されている。広帯域の低周波信号及び高周波信号の減衰は燃焼室内で行われ、これらの信号はタービン段で散逸する。全てのエンジン速度において、燃焼器により音調のない低周波信号が生じる。純粋な音響伝搬では、燃焼器の周波数領域と遠距離音場が単純時間遅延を伴って圧縮機の圧力変動に関連していることがわかる。しかし、実際にはそうではなく、遠距離音場の低周波騒音の原因は燃焼室自体であることがわかった。

本発明の目的は、タービン段を介した音響伝播損失を改善することにより、エンジンの騒音レベル全体を改善する簡単な解決法を提供することにある。騒音を低減する技術は、当然のことながら現在周知であるが、燃焼器出口における圧力変動が燃焼器からの低周波騒音と密接なつながりがあるという認識はないようだ。

例えば、ツェの米国特許出願第２００２／００７３６９０号には、ガスタービンファン・エンジンからのバイパス気流との混合排気によって生じる騒音レベルを低減するための、多孔を備えたガスタービン・エンジンからの排気を開示している。

本発明の目的は、しかしながら、タービンを通る音響伝播損失を、エンジンの耐久性や信頼性を損なうことなく最小限のコストで改善することである。

本発明のさらなる目的は、本開示、図面並びに以下の発明の開示を検討することによって明らかとなろう。

本発明は、ガスタービン・エンジンにおいて、燃焼器の減衰及び圧力変動をタービンの減衰と圧力変動から分断する方法及び装置を提供する。該エンジンは、圧縮機、燃焼器及びタービンを備え、燃焼器からタービンへの熱ガス流を生じさせる。空力トリップが、少なくとも燃焼器壁、またはノズル・ガイド・ベーン・リングの内部シュラウドのうちいずれか１つ内に配置され、かつ、クロスフロー・ポートからの圧縮空気ジェットを燃焼器からの熱ガス流内へ放出するように設けられる。クロスフロー・ポートからの空気ジェットにより、燃焼器とタービンとの間で減衰並びに圧力変動が分断されるのに加え、乱流が増大して温度分布が均一化する。

本発明を裏付ける原理とは、圧縮機の圧力変動と燃焼器の低周波騒音信号とを、比較的少量のクロス空気流で燃焼器からの熱ガス流をトリッピング（ｔｒｉｐｐｉｎｇ）することよって分断することである。流入してくるクロス空気流により、流れ方向において階段状変化が生じる。その結果、クロス空気流で促進された局所的な乱流によって混合が高められ、それによりタービン段における温度分布全体が改善され、さらには圧縮機内の減衰と圧力変動と、燃焼器内の減衰と圧力変動との間を分断する。

本発明は、従来のアニュラ型燃焼系及びカニュラ（管）型燃焼系に適用可能である。燃焼器の出口面からタービン入口部分における音響的及び空力的動作は、出口面の形状及びジェットにより追加された空気量に強く依存する。本発明は、出口面内へ空気を噴射させることを可能にするため、幾何学的配置を再定義するのに使用可能である。

本発明を容易に理解するために、添付の図面において実施例という形で本発明の実施態様を示す。

本発明のさらなる詳細並びに利点については以下の詳細な説明から明らかとなろう。

図１は、ターボファンガスタービン・エンジン全体の軸方向における断面図を示す。しかしながら、本発明は、例えば、ターボシャフト、ターボプロップ用などの燃焼器とタービン部を備えたいずれの型のエンジンや補助電源にも適用可能であることは理解されよう。エンジン内へ取り込まれた空気は、ファン・ケース２がその外周を覆うファン・ブレード１を通過する。空気はバイパス・ダクト３を通る外側環状流と、低圧軸圧縮機４と高圧遠心圧縮機５とを通る内側流とに分割される。圧縮空気はディフューザ６を介して圧縮機から出ると、燃焼器８の外周を覆うプレナム７内に収容される。燃料チューブ９を通って燃焼器８を介して燃料が供給されノズルを通って燃焼室内に噴霧されると、プレナム７内の空気と混合されて点火される燃料空気混合物が形成される。プレナム７内の圧縮空気分は側壁中のオリフィスを通って燃焼室８内へ入り、燃焼器壁に沿った冷却空気のカーテンを創り出すか、あるいは衝突冷却に用いられ、最終的に燃焼器８からの熱ガスと混合されて排気としてエンジンの尾部から出る前にノズル・ガイド・ベーン１０を通ってからタービン１１を通る。

タービンによる音響伝播損失は、燃焼器の流れが燃焼器から出てノズル・ガイド・ベーン１０を通過する際に流れをトリッピングすることによって、圧縮機出口における圧力変動をタービン内で生じる圧力変動から分断することで改善される。

図２と図３を参照しながら本発明の第１の実施態様を説明する。圧縮機４、５及び燃焼器８は、矢印１２で示す熱ガスの環状流を生じさせ、これはノズル・ガイド・ベーン・リング１０を通って燃焼器から出てタービン１１へ入る。プレナム７は燃焼器８を囲み、燃料ノズル１３を介して圧縮空気を供給する。プレナム７はまた、燃焼器壁にある多数の小オリフィス１４を介して圧縮空気を供給することで、熱ガス流１２と混合される冷却空気フィルムが形成される。

プレナム７からの圧縮空気分は、図３に示すように、多数のクロスフロー・ポート１５によって方向付けられる。図２及び図３に示す実施態様において、クロスフロー・ポートは円形オリフィスとして示されているが、その他の形状も本発明の範囲内である。各クロスフロー・ポート１５は、径方向外向きの圧縮空気ジェット（噴流）１６を、燃焼器８からの熱ガス環状流１２内へ放出する。

図３に示す実施態様において、クロスフロー・ポート１５は内側燃焼器壁１７内に配置される。図４及び図５に示す実施態様においては、クロスフロー・ポートは燃焼器壁１７においてルーバ１８を含んでなる。この代替の実施態様において、燃焼器壁１７は、これを冷却するための一連のインピンジメント孔２０を備えた、そらせ板１９を有する。衝突冷却で消費された空気はルーバ１８に向かって方向づけられて、クロスフロー・ジェット１６を生じさせる。あるいはまた、図４及び図５に示すように、クロスフロー・ポート１５をノズル・ガイド・ベーン・リング１０の内側シュラウド２１中に形成してもよい。

図６及び図７中に示すように、クロスフロー・ポート１５は燃焼器壁１７内か、あるいは内側シュラウド２１に、周方向に間隔を空けて配列させるように設けてもよい。

結果として、本発明は、ガスタービン・エンジンにおいて、燃焼器の減衰と圧力変動をタービンの減衰と圧力変動から分断するものである。この分断は、燃焼器８からの熱ガス環状流内への複数の径方向外向きの圧縮空気ジェット１６を含む空力トリップ（ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｔｒｉｐ）の形成によって達成される。クロスフロー・ポート１５は、プレナム７を介して圧縮機４、５から圧縮空気を供給される。

０Ｈｚから１２，０００Ｈｚあるいはそれ以上のスペクトル全体にわたる広帯域騒音を騒音低減することは、部分的にチョーキングによって達成され、部分的に空気ジェットの位置とタービン入口面における噴射空気量によって達成される。ノズルのスロート部を音響的には完全にチョークできないが、空力的にチョークすることが可能となる。本発明はノズル入口に提供された切り離し効果によって空力的チョーキングに対する依存性を低減する。

上述の説明は本発明者が現在考える特定の好ましい実施態様に関連するものであるが、本発明はその広い解釈においてここに開示の要件と機械的、機能的に同等の要件を包含するものであることは理解されよう。

図１は、本発明を適用可能な一般的レイアウトの典型的なエンジンを示す、ターボファンガス・エンジン全体の軸方向における部分断面図である。 図２は、圧縮機からの軸方向流路、アニュラ型燃焼器及び隣接するタービン部分全体を、矢印で示した圧縮空気流と熱ガス流と共に示す軸方向における詳細な断面図である。 図３は、多数の円形ポートからの冷却空気であるクロスフローを受ける熱ガスの流路を示す、燃焼器出口の詳細図である。 図４は、軸方向断面において反転させた代替の燃焼器の詳細な軸方向断面図である。 図５は、燃焼器出口内の多数のルーバによって方向付けされるクロスフロー空気を受ける燃焼器からの熱ガス、及び代替として、ベーン・リングの内側シュラウド中のオリフィスを通るクロスフロー空気を示す、該反転させた燃焼器出口の詳細図である。 図６は、図２及び図３のクロスフロー開口部の斜視図である。 図７は、図４及び図５のルーバの斜視図である。

Claims (6)

1. ガスタービン・エンジン用の空力トリップであって、該エンジンは、圧縮機、燃焼器及びタービンを有し、燃焼器からノズル・ガイド・ベーン・リングを介して該タービンへの熱ガス流を生じるよう取付けられ、該空力トリップは、
   該圧縮機と連通する複数のクロスフロー・ポートであって、各クロスフロー・ポートは該燃焼器からの該熱ガス流内へ圧縮空気ジェットを放出するように設けられ、かつ少なくとも燃焼器壁及び該ノズル・ガイド・ベーン・リングの内側シュラウドのいずれか１つに配置されるクロスフロー・ポートを含むことを特徴とする、ガスタービン・エンジン用の空力トリップ。
2. 前記各クロスフロー・ポートが円形オリフィスを含んでなることを特徴とする、請求項１記載の空力トリップ。
3. 前記各クロスフロー・ポートがルーバを含んでなることを特徴とする、請求項１記載の空力トリップ。
4. 前記複数のクロスフロー・ポートが周方向に間隔を空けて配列されるよう設けられることを特徴とする、請求項１記載の空力トリップ。
5. ガスタービン・エンジンにおいて、燃焼器の減衰と圧力変動をタービンの減衰と圧力変動から分断する方法であって、該エンジンは、圧縮機、燃焼器及びタービンを有し、燃焼器からノズル・ガイド・ベーン・リングを介する該タービンへの熱ガス流を生じるよう取付けられ、該方法は、
   少なくとも燃焼器壁及び該ノズル・ガイド・ベーン・リングの内側シュラウドのいずれか１つから、該燃焼器からの該熱ガス流内へ複数の圧縮空気ジェットを放出することを含むことを特徴とする、ガスタービン・エンジンにおいて燃焼器の減衰と圧力変動を、タービンの減衰と圧力変動から分断する方法。
6. 前記ジェットが圧縮機と連通する複数のクロスフロー・ポートから放出されることを特徴とする、請求項５記載の方法。

Images