JP2007212126A - ターボ機械燃焼チャンバ - Google Patents

Abstract

【課題】航空機ターボジェットまたはターボファンのようなターボ機械用の燃焼チャンバを提供する。
【解決手段】ターボ機械燃焼チャンバ（１０）は、燃焼チャンバ（１０）の内側へ突出する縁部（６６）を有するようにダイスタンプ法により形成される一次空気および混合用空気吸気オリフィス（５２、５４）と、このオリフィス（５２、５４）の縁部内または縁部の付近にある応力緩和および／または低減手段と、を有する。この手段は、各オリフィスについて、縁部（６６）内または上記のオリフィス（５２、５４）の縁部の一部分の周囲に形成される、１つ、２つまたは３つの溝を備える。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機ターボジェットまたはターボプロップのようなターボ機械用の環状の燃焼チャンバに関する。

このような燃焼チャンバは同軸の円対称の壁を有し、これは相互に内側へ延伸し、その上流端で、空気供給および燃料供給手段のための開口部を有する環状チャンバ端壁により相互に接続される。

チャンバの内壁および外壁は、一次空気および混合用空気用の吸気開口部を含み、この開口部はチャンバ内への空気の進入を促進し、この空気をチャンバの燃焼領域の中心へ案内するために、チャンバの内部へ突出する端部を有する。

この吸気オリフィスは通常円形であり、ダイスタンプ法により作られる。これによりオリフィスの縁部に高い応力集中が生じる領域が作られる。

ターボ機械の作動中には、燃焼チャンバの内壁および外壁は熱により膨張し、高度の振動にさらされる。その際、オリフィスの縁部には高度の応力が生じ、この縁部に亀裂が発生し、燃焼チャンバの寿命が短くなってしまう可能性がある。

燃焼チャンバ壁部は、冷却空気を通すための傾斜した複数の孔も含んでよい。これは、オリフィスの突出する縁部から離間して形成され、上記オリフィスの直近での冷却に適切ではない。この領域内では、達した温度により局所燃焼および金属の腐食が生じ、これにより亀裂が発生してしまうことになる。

本発明の主な目的は、これらの問題に対して、単純で、効果的かつ低コストである解決法を提供することである。

このために、本発明は航空機ターボジェットまたはターボファンのようなターボ機械用の燃焼チャンバを提供する。チャンバは、同軸の円対称の壁を備え、これは相互に内側へ延伸し、その上流端で環状チャンバ端壁により相互に接続され、内壁および外壁は、ダイスタンプ法により形成されるとともにチャンバの内側へ突出する縁部を有する、一次空気吸気オリフィスおよび混合用空気の吸気オリフィスを含む。チャンバは、少なくともいくつかの上記オリフィスの縁部または縁部の付近に応力緩和または低減手段を含み、上記応力緩和または低減手段が、各オリフィスについて、このオリフィスの縁部にまたは縁部分の周囲に形成される１つ、２つまたは３つの溝を備え、各溝が少なくともその一端で亀裂伝播阻止オリフィスに接続していることを特徴とする。

本発明の応力緩和または低減手段は、一次空気および混合用空気の吸気オリフィスの縁部に亀裂が入ることを回避し、チャンバの寿命を向上させる。この手段は、作動時に最も応力を受けるオリフィスの縁領域、すなわち複数の孔が形成できず、亀裂が生じやすい領域に配置される。

本発明の第１の実施形態では、応力緩和または低減手段は、吸気オリフィスの縁部から亀裂伝播を阻止するための阻止オリフィスへ延伸する溝を備える。この阻止オリフィスは円形であり、その直径は溝の幅より大きい。これにより溝の端部の局所的な応力を低減および拡散させ、上記の端部で亀裂が伝播することを回避する。

この溝は、応力を受ける領域内で応力を遮断し、オリフィスの縁部に相対的な可撓性を与える。これにより、ターボ機械の作動中にこの領域が相互に相対的に膨張し、自由に変形可能になる。これによって、この領域内で亀裂が生じ伝播することが回避され、チャンバの寿命が向上する。

たとえば、吸気オリフィスの縁部に形成される溝の数は、１つ、２つまたは３つであることが可能であり、各溝の大きさ、形状および向きは、オリフィスの縁部がチャンバ内へ空気を案内するという最も重要な機能を果たしつつ、十分な可撓性を有するように決定される。

オリフィスの縁部に形成される溝は、好ましくはオリフィスの軸線およびチャンバの軸線を含む平面を中心に対称である。これらの溝は、オリフィスの軸線の周囲で規則的に分配され、直線的または曲線的な形状であることが可能である。

本発明の実施形態の変形例では、溝はオリフィスの縁部から離間して、上記縁部の一区分の周囲に形成され、各溝がその各端部に円筒状のオリフィスを有する。これは、溝から亀裂が伝播することを回避するために、溝の幅より大きい直径を有する。この溝は、オリフィスの周囲のチャンバ壁に相対的な可撓性を与え、これによりターボ機械の作動中の自由な膨張および変形が可能になる。

このような状況で、好ましくは溝の一部分は、オリフィスの軸線上に中心を置く円弧により形成される。上記の溝の端部分は、オリフィスの軸線から離れて外側へ、すなわち応力がより小さい領域内へ向かうことが有利である。これらの溝は、好ましくは波状の形状を有し、３つの湾曲部を有し、中央の湾曲部はオリフィスの一部分の周囲で延伸する。

チャンバの溝および亀裂伝播阻止オリフィスは、好ましくは冷却目的にチャンバ壁部に形成される微細孔と平行に配向される。これらの溝と阻止オリフィスを通り空気がチャンバ内へ進入し、チャンバの冷却に貢献することが可能である。溝および／または阻止オリフィスは、たとえばレーザ切断により形成可能である。

スタンピング技術により形成される吸気オリフィスは、実質的に長円形の形状を有することが可能である。その長軸はターボ機械の軸線に対して平行または垂直の平面内に置かれ、その長辺は亀裂が最も生じやすい領域内に配置される。

本発明は、航空機ターボジェットまたはターボプロップのようなターボ機械も提供し、ターボ機械は、上述のような燃焼チャンバを含むことを特徴とする。

本発明は、以下の非限定的な例の説明を添付の図面と共に参照することにより、より理解を深め、本発明のその他の特徴、詳細および利点がより明確になる。

図１では、ディフューザ１２の出口にターボ機械の燃焼チャンバ１０が配置されている。ディフューザ自体は、コンプレッサ（図示せず）の出口に配置されており、内側および外側円対称壁部１４および１６を備える。これは、上流では環状チャンバ端壁１８に接続され、下流で内側および外側環状フランジ２０および２２を介して、それぞれディフューザの内側円錐ウェブ２４およびチャンバの外側ケーシング２６の一端に固定され、ケーシング２６の上流端はディフューザの外側円錐ウェブ２８に接続される。

環状チャンバ端壁１８は、ディフューザ１２からの空気と、外側ケーシング２６に固定されているとともにチャンバの長手方向軸線３４の周囲に規則的に分配されるインジェクタ３２により供給される燃料との、両方が通る開口部３０（図１および図２）を有する。各インジェクタ３２は、環状壁部１８の開口部３０内に、上記開口部３０の軸線３８に位置合わせされて取り付けられる燃料噴射ヘッド３６を有する。

コンプレッサにより供給され、ディフューザ１２から流出する空気フロー（矢印４０）の一部は、開口部３０を通り、燃焼チャンバ１０に供給される（矢印４２）。その際、空気フローの残りの空気は、燃焼チャンバ１０の周囲を通る内側および外側環状流路４４および４６に供給される（矢印４８）。

内側流路４４は、ディフューザ１２の内側ウェブ２４とチャンバの内壁１４との間に形成され、この流路を通る空気は、内壁１４内のオリフィス５２、５４を介してチャンバ１０内へ進入するフロー５０と、チャンバより下流に配置される構成部品（図示せず）を冷却するためにチャンバの内側フランジ２０内の穴５８を通り通過するフロー５６とに分けられる。

外側流路４６は、外側ケーシング２６とチャンバの外壁１６との間に形成され、この流路を通る空気は、外壁１６内のオリフィス５２、５４を介してチャンバ１０内へ進入するフロー６０と、下流の構成部品を冷却するために外側フランジ２２内の穴６４を通り通過するフロー６２とに分けられる。

オリフィス５２は、一次空気吸気オリフィスとして示され、これは内壁１４および外壁１６両方の周に規則的に分配されており、上記周はチャンバの軸線３４上に中心があり、混合用空気の吸気オリフィスとして示されるオリフィス５４は、内壁１４および外壁１６両方の周に規則的に分配されており、上記周はチャンバの軸線３４上に中心があり、オリフィス５２の下流にある。

各オリフィス５２、５４は円形の形状を有し、フランジ状の縁部を設けるためにダイスタンプ法により作られる。すなわち縁部６６は、チャンバ１０の内部に向かって突出する環状のフランジを有する。各オリフィス５２、５４の軸線６８は、壁部１４、１６に対して垂直である。

オリフィス５２、５４がスタンピング技術により設けられるため、オリフィスの縁部６６付近には高度の残留応力が生じ、この応力は作動時の応力に加えてかかる応力であり、縁部における亀裂の発生につながる。

本発明に係り、縁部６６、またはオリフィスの縁部６６の周囲（図３から図６）に形成される溝８０、９０、１００、１１０により、および／または上記のオリフィスを延長することにより（図７および図８）、応力低減または緩和手段が形成される。

図３から図５の実施形態では、これらの手段は円形オリフィス５２、５４の縁部６６のフランジ内に形成される溝８０、９０、１００を備え、溝８０、９０、１００の幅より大きい直径を有し、亀裂伝播阻止オリフィスを形成する円筒状オリフィス８２、９２、１０２内に各溝が終端する。

図３では、各混合用空気吸気オリフィス５４が、オリフィス５４に対して実質的に径方向に延伸し、上記オリフィスの軸線６８の周囲に規則的に分配される３つの直線的な溝８０を有する。

溝８０の１つは、チャンバの軸線に平行に上流へ延伸し、残りの２つの溝８０は下流へ延伸する。各オリフィス５４の縁部６６は、ターボ機械の作動中に相互に自由に膨張および変形可能である、３つの等しい区分に分割される。溝８０の端部に形成される各阻止オリフィス８２は、軸線６８から等距離の場所にある。

溝８０は、外壁１６内の一次空気吸気オリフィス５２の縁部内、および内壁１４内のオリフィス５２、５４の縁部内に形成されることも可能である。

図４では、オリフィス５２、５４の縁部６６は、オリフィスの軸線６８に対して径方向に延伸し、上記軸線６８を含む平面およびチャンバの軸線で対称的である、２つの実質的に直線的な溝９０を有する。溝９０の端部に形成される阻止オリフィス９２は、オリフィスの軸線６８から等距離の場所にある。

図示される実施例では、溝９０はオリフィスから下流に延伸し、相互に対して９０°である。これらは、一次空気吸気オリフィス５２の縁部および／またはチャンバの壁部１４、１６の混合用空気吸気オリフィス５４の縁部内に形成されることが可能である。

図５では、オリフィス５２、５４の縁部６６が、図４の溝９０とは湾曲した形状を有するという点で異なる２つの溝１００を有する。

溝１００は、約４５°湾曲しており、各溝１００のオリフィスの縁部から始まる部分はオリフィスの軸線６８に対して実質的に径方向に延伸し、他方の端部は他の溝１００から離れる方向に向けられている。

オリフィスから下流に延伸する溝１００およびオリフィスの縁部に接続するその端部は、相互に約９０°である。これらは、一次空気吸気オリフィス５２の縁部および／またはチャンバ壁部の混合用空気吸気オリフィス５４の縁部内に形成可能である。

図６の変形例では、応力緩和または低減手段が、円形のオリフィス５２、５４の縁部６６の一部分の周囲に形成された波状の形状を有する溝１１０を備える。この溝は、各端部に阻止オリフィス１１２を有し、この直径は溝１１０の幅より大きい。

図示される実施例では、溝１１０は３つの湾曲部を有し、オリフィス５２、５４の縁部６６から上流に形成される。溝は、オリフィスの軸線６８上に中心を置く円弧を描く中央部分１１４を備え、溝１１０の端部１１８はオリフィスの軸線６８に対して実質的に径方向外側へ延伸する。

オリフィスの縁部６６から上流に配置されるチャンバ壁部の部分はしたがって、相対的可撓性を備え、これにより作動中の膨張および変形がより円滑に行われる。

チャンバの壁部１４、１６は、冷却空気を通すための微細孔８８を含み、これらの微細孔は、対応する壁部の外面の法線に対してたとえば約６０°傾斜している（図３から図６）。

溝８０、９０、１００、１１０および阻止オリフィス８２、９２、１０２、１１２は、微細孔８８と位置合わせされることが可能であり、この微細孔８８から、溝および阻止オリフィスの付近に配置されるチャンバ１０の壁部の弱化を防ぐのに十分である一定の距離を開けて配置されている。したがって、溝および阻止オリフィスは、これらのオリフィスを通り流れる空気によってチャンバを冷却するためにも使用される。

一実施形態では、溝８０、９０、１００、１１０が、約１ミリメートル（ｍｍ）未満の幅、たとえば０．５ｍｍの幅を有し、するとオリフィス８２、９２、１０２、１１２は、約１ｍｍから２ｍｍの間の範囲内にある直径を有する。

図７および図８の実施形態の変形例では、チャンバのオリフィス５２、５４は長円または楕円の形状を有し、長円の主軸７２の一方の側に配置されるこれらのオリフィスの縁部の長辺７０により、応力緩和または低減手段が形成される。これらの側面７０は、大きい曲率半径を有し、これによりオリフィスの縁部内の応力の分散および低減が向上可能である。

図７では、一次空気吸気オリフィス５２は円形であり、混合用空気吸気オリフィス５４は長円または楕円形の形状を有する。主軸７２はチャンバの軸線に対して平行に延伸し、これにより、主軸の一方の側に配置されるオリフィスの縁部の長辺７０が、チャンバの軸線に対して横方向に延伸する方向に生じる亀裂を防止する。

図８では、一次空気吸気オリフィス５２は図７のオリフィス５４と同じであり、混合用空気吸気オリフィス５４は、長円または楕円の形状を有する。その主軸７２はチャンバの軸線に対して横方向に延伸し、オリフィスの縁部の長辺７０は、チャンバの軸線に対して平行の方向に生じる亀裂を防止する。

当然、本発明は上述と図面に示される実施形態に限定されない。たとえば、チャンバのオリフィス５２、５４が楕円形であり、その縁部または縁部の付近に形成される溝８０、９０、１００、１１０を有することも可能である。

ターボ機械の燃焼チャンバの軸方向の概略的な半断面図である。 チャンバの壁部の概略的な部分斜視図である。 本発明の一実施形態における燃焼チャンバ壁部の一部を拡大した概略図である。 本発明の変形例を示す図３に対応する拡大図である。 本発明の変形例を示す図３に対応する拡大図である。 本発明の変形例を示す図３に対応する拡大図である。 本発明の別の実施形態を示す、図３に対応する図である。 本発明の別の実施形態を示す、図３に対応する図である。

符号の説明

１０ 燃焼チャンバ
１２ ディフューザ
１４ 内壁
１６ 外壁
１８ 環状チャンバ端壁
２０ 内側フランジ
２２ 外側フランジ
２４ 内側ウェブ
２６ ケーシング
２８ 外側ウェブ
３０ 開口部
３２ インジェクタ
３４ チャンバの軸線
３６ 燃料噴射ヘッド
３８ 開口部の軸線
４０、４２、４８ 矢印
４４ 内側流路
４６ 外側流路
５０、５６、６０、６２ フロー
５２、５４ オリフィス
５８ 穴
６６ オリフィス縁部
６８ オリフィス軸線
７０ 側面
７２ 主軸
８０、９０、１００、１１０ 溝
８２、９２、１０２、１１２ 亀裂伝播阻止オリフィス
８８ 微細孔
１１４ 中央部分
１１８ 端部

Claims (16)

1. 航空機ターボジェットまたはターボファンのようなターボ機械用の燃焼チャンバであり、チャンバが、相互に内側へ延伸するとともにその上流端で環状チャンバ端壁（１８）により相互に接続される同軸の円対称の壁部（１４、１６）を備え、内壁および外壁（１４、１６）が、ダイスタンプ法により形成され、チャンバ（１０）の内側へ突出する縁部（６６）を有する一次空気吸気オリフィス（５２）と混合用空気吸気オリフィス（５４）とを含むチャンバであって、チャンバが、前記オリフィスの少なくともいくつかの縁部（６６）または縁部の付近に応力緩和または低減手段を含み、前記応力緩和または低減手段が、各オリフィスについて、前記オリフィス（５２、５４）の縁部（６６）内または縁部の一部分の周囲に形成される１つ、２つまたは３つの溝（８０、９０、１００、１１０）を備え、各溝が、少なくともその１つの端部で亀裂伝播阻止オリフィスに接続されていることを特徴とする、チャンバ。
2. 溝（８０、９０、１００）が、オリフィスの縁部（６６）から亀裂伝播阻止オリフィスまで延伸することを特徴とする、請求項１に記載のチャンバ。
3. オリフィスの縁部内に形成される溝（８０、９０、１００）が、前記オリフィスの軸線（６８）およびチャンバの軸線（３４）を含む平面を中心に対称であることを特徴とする、請求項２に記載のチャンバ。
4. オリフィスの縁部（６６）内に形成される溝（８０）が、オリフィスの軸線（６８）の周囲に規則的に分配されることを特徴とする、請求項２または３に記載のチャンバ。
5. 溝（８０、９０、１００）が、直線的または湾曲した形状を有することを特徴とする、請求項２から４のいずれか一項に記載のチャンバ。
6. 溝（１１０）が、オリフィス（５２、５４）の縁部の一部分の周囲に形成され、各端部に亀裂伝播阻止オリフィス（１１２）を有することを特徴とする、請求項１に記載のチャンバ。
7. 各溝（１１０）の一部分が、波状の形状を有し、３つの湾曲部を有することを特徴とする、請求項６に記載のチャンバ。
8. 各溝（１１０）の一部分が、オリフィスの軸線（６８）上に中心がある円弧により形成されることを特徴とする、請求項６または７に記載のチャンバ。
9. オリフィスの縁部（６６）の周囲に形成される溝（１１０）の端部分が、前記オリフィスの軸線（６８）から離れるように外側へ向けられていることを特徴とする、請求項８に記載のチャンバ。
10. 溝（８０、９０、１００、１１０）および阻止オリフィス（８２、９２、１０２、１１２）が、冷却目的のためにチャンバ内に形成される微細孔（８８）に対して実質的に平行に延伸することを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載のチャンバ。
11. 阻止オリフィス（８２、９２、１０２、１１２）が、約１ｍｍから約２ｍｍの範囲内の直径を有することを特徴とする、請求項１から１０のいずれか一項に記載のチャンバ。
12. 溝（８０、９０、１００、１１０）が、約１ｍｍ未満の幅、たとえば０．５ｍｍの幅を有することを特徴とする、請求項１から１１のいずれか一項に記載のチャンバ。
13. 溝および／または阻止オリフィスが、レーザ切断により形成されることを特徴とする、請求項１から１２のいずれか一項に記載のチャンバ。
14. 吸気オリフィス（５２、５４）の少なくともいくつかが、長円形の形状を有し、その長軸（７２）が、チャンバの軸線（３４）に対して平行または垂直である平面内に配置されることを特徴とする、請求項１から１３のいずれか一項に記載のチャンバ。
15. オリフィス（５２、５４）の長辺が、最も亀裂が生じやすい領域内に配置されることを特徴とする、請求項１４に記載のチャンバ。
16. 航空機ターボジェットまたはターボプロップのようなターボ機械において、請求項１から１５のいずれか一項に記載の燃焼チャンバ（１０）を含むことを特徴とする、ターボ機械。

Images