JP2008190855A - ガスタービンエンジン燃焼器のミキサアセンブリ用センターボディ - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジンの燃焼器のミキサアセンブリ用センターボディを提供する。
【解決手段】燃焼チャンバに用いるミキサアセンブリはパイロットミキサ、メインミキサ、及びセンターボディを含む。パイロットミキサは中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロット燃料ノズルとを有する。メインミキサはパイロットハウジングを取り囲んで環状キャビティを形成するメインハウジング、燃料を環状キャビティに導く複数の燃料噴射口、及び燃料噴射口の上流に位置する少なくとも一つの旋回翼を含む旋回翼装置を含み、装置の各旋回翼は旋回翼を通じて移動する空気を旋回させる複数の翼を有して燃料噴射口により噴射された燃料液滴及び空気を混合する。センターボディは燃料噴射口に燃料を供給する燃料マニホールド、及びそのパイロットミキサの後方部及び／またはメインミキサ内の環状キャビティの後方部に空気を供給するエアマニホールドを含む。
【選択図】図３

Description

本発明は、好ましくない燃焼生成物成分の生成がエンジンの運転領域にかけて最少化される多段燃焼システムに関し、さらに詳しくは、メインミキサ、及びパイロットミキサへ空気を供給するエアマニホールドを含むメインミキサとパイロットミキサとの間のセンターボディに関する。

世界中の空気汚染に対する懸念により、国内外における排出基準がますます厳しくなってきている。航空機については、環境保護庁（ＥＰＡ）と国際民間航空機関（ＩＣＡＯ）との両方の基準に従って排出規制される。このような基準により、空港付近の航空機からの窒素酸化物（ＮＯｘ）、非燃焼炭化水素（ＨＣ）、及び一酸化炭素（ＣＯ）の排出が規制される。これらの排出物は、都市の光化学スモッグ現象の原因である。そのような基準により、低コストで効率的に運転され、燃料消費を抑制できるガスタービンエンジン燃焼器のデザイン開発が求められている。加えて、エンジン出力は、維持される、またはさらに増加されなければならない。

エンジン排出物は、一般的に２種、すなわち高い火炎温度によって形成された排出物（ＮＯｘ）、及び燃料−空気反応が終了できない低い火炎温度によって形成された排出物（ＨＣ及びＣＯ）に分けられる。エンジンの効率的な熱的運転を行うように燃焼器の運転のバランスをとりつつ、同時に好ましくない燃焼生成物の生成を最少化することは困難である。ＮＯｘ排出を減少させるために低燃焼温度において運転する場合、出力及び熱効率の低下はもちろん、ＨＣ及びＣＯの過生成を起こしうる不完全、あるいは部分的な不完全燃焼が発生することがある。一方、高燃焼温度において運転する場合は、熱効率が向上し、ＨＣ及びＣＯの排出量は減少するが、多くの場合、ＮＯｘの排出量は増加する。

好ましくないガスタービンエンジン燃焼生成物の排出を最少化する方法の一つとして、多段燃焼を用いる方法が提案されている。この様な構成においては、燃焼器は低速及び低力状態に対応する第１段バーナを備えて、燃焼生成物の特質をさらに厳密に制御する。より高い出力状態に対応できるように第１及び第２段バーナが組み合わせて設けられ、燃焼生成物の排出を限界範囲内に留めるようになっている。

好ましくない燃焼生成物の生成を最少化するために提案されている他の方法は、噴射燃料と燃焼空気をさらに効果的に混合する方法である。この方法においては、全混合物が一様に燃焼し、不完全燃焼によるＨＣ及びＣＯのレベルが減少する。燃料と空気をより効率的に混合するために、多数のミキサデザインが長年にわたり提案されてきたが、高出力状態（すなわち、火炎温度が高い状態）下で形成される好ましくないＮＯｘの抑制は依然として求められる。

二重環状プレミックス旋回翼（ＴＡＰＳ：ｔｗｉｎ ａｎｎｕｌａｒ ｐｒｅｍｉｘｉｎｇ ｓｗｉｒｌｅｒ）として公知の、現在用いられているミキサのデザインの一つは、米国特許公報第６，３５４，０７２号、第６，３６３，７２６号、第６，３６７，２６２号、第６，３８１，９６４号、第６，３８９，８１５号、第６，４１８，７２６号、第６，４５３，６６０号、第６，４８４，４８９号、及び第６，８６５，８８９号に開示されている。ＴＡＰＳミキサのさらなる実施形態は、以下の米国特許出願１１／１８８５９６、１１／１８８４７０、１１／１８８５９８、及び１１／１８８５９５に開示されている。ＴＡＰＳミキサアセンブリは、全エンジンの運転サイクル時燃料が供給されるパイロットミキサと、エンジンの運転サイクルにおいて動力の状態が増強された時のみに燃料が供給されるメインミキサを含む。

上述の特許出願によると、空気は、パイロットミキサとセンターボディとの間に供給されてパイロットミキサハウジングの後方部を冷却する。空気は、メインミキサへの燃料浸透を支援するためにパイロットミキサとメインミキサとの間に位置するセンターボディ内のエアマニホールドとは別に供給される。パイロットミキサとメインミキサの個別空気回路はミキサアセンブリの貴重な空間を無駄に占めるということが分かる。また、メインミキサに隣接するセンターボディの後端は過熱されて損傷することがある。

従って、広範囲にわたるエンジン運転状態において、好ましくない燃焼生成物成分の生成を最少化するガスタービンエンジン燃焼器が好ましい。さらに詳しくは、このようなガスタービンエンジン燃焼器用のミキサアセンブリには、さらに均質に混合物を生成するよう、燃料と空気の混合を増加させることが求められる。また単一のエアマニホールドが、メインミキサとパイロットミキサ両方を冷却するように用いられることが好ましい。パイロットミキサとその成分に使用可能な領域を拡大すること以外にも、エアマニホールドがメインミキサの後端を冷却することが好適である。
米国特許第６，３５４，０７２号公報 米国特許第６，３６３，７２６号公報 米国特許第６，３６７，２６２号公報 米国特許第６，３８１，９６４号公報 米国特許第６，４１８，７２６号公報 米国特許第６，４５３，６６０号公報 米国特許第６，４８４，４８９号公報 米国特許第６，８６５，８８９号公報

本明細書では、これらの目標を達成することができるガスタービンエンジン燃焼器のミキサアセンブリ用センターボディを開示する。

本発明の第１実施形態において、ガスタービンエンジン燃焼チャンバに用いるミキサアセンブリは、パイロットミキサ、メインミキサ、及びパイロットミキサとメインミキサとの間に位置するセンターボディを含む。パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、前記ハウジング内に装着されて前記パイロットハウジングの中空内部に燃料液滴を噴射するのに好適なパイロット燃料ノズルとを有する。メインミキサは、前記パイロットハウジングを取り囲んで環状キャビティを形成するメインハウジング、燃料を前記環状キャビティに導く複数の燃料噴射口、及び前記燃料噴射口の上流に位置する少なくとも一つの旋回翼を含む旋回翼装置を含み、前記装置の各旋回翼は、前記旋回翼を通じて循環する空気を旋回させる複数の翼を有して前記燃料噴射口により噴射された前記燃料液滴及び空気を混合する。センターボディは、前記パイロットミキサと前記メインミキサとの間に位置し、その内部に前記燃料噴射口に燃料を供給する燃料マニホールド、及びその内部に前記パイロットミキサの後方部に空気を供給するエアマニホールドを含む。

本発明の第２実施形態において、ガスタービンエンジン燃焼チャンバに用いるミキサアセンブリは、パイロットミキサ、メインミキサ、及びパイロットミキサとメインミキサとの間に位置するセンターボディを含む。パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、前記ハウジング内に装着されて前記パイロットハウジングの中空内部に燃料液滴を噴射するのに好適なパイロット燃料ノズルとを有する。メインミキサは、前記パイロットハウジングを取り囲んで環状キャビティを形成するメインハウジング、燃料を前記環状キャビティに導く複数の燃料噴射口、及び前記燃料噴射口の上流に位置する少なくとも一つの旋回翼を含む旋回翼装置を含み、前記装置の各旋回翼は、前記旋回翼を通じて循環する空気を旋回させる複数の翼を有して前記燃料噴射口により噴射された前記燃料液滴及び空気を混合する。センターボディは、その内部に前記燃料噴射口に燃料を供給する燃料マニホールド、及びその内部にメインミキサ内の環状キャビティの後方部に空気を供給するエアマニホールドを含む。

以下、全図面を通して同一符号は同一要素を示している。図面を参照しながら本発明を詳細に説明する。

図１において、航空機において用いられ、参照目的としての縦軸または軸方向中心線貫通軸１２を有するガスタービンエンジン１０（ハイバイパス型）の例示的な形態を示す。エンジン１０は、全体的に図面符号１４で示しているコアガスタービンエンジン、及びその上流側に位置するファン部１６を含むのが好ましい。コアエンジン１４は、通常、環状吸入口２０を形成する略チューブ状の外部ケーシング１８を含む。外部ケーシング１８は、さらにコアエンジン１４に入り第１圧力レベルに空気の圧力を上昇させるためのブースタ圧縮機２２を覆って支持している。高圧の多段軸流圧縮機２４は、加圧された空気をブースタ２２から取り入れ、この空気の圧力をさらに増加させる。加圧された空気が燃焼器２６に到達すると、燃焼器２６はこの加圧された空気の流れ内に燃料を噴射して、加圧された空気の温度とエネルギーレベルを上昇させる。高エネルギー燃焼生成物は、燃焼器２６から第１（高圧）タービン２８に流れ、第１（高圧）駆動軸３０を介して高圧圧縮機２４を駆動し、その後、第２（低圧）タービン３２に流れ、第１駆動軸３０と同軸の第２（低圧）駆動軸３４を介してブースタ圧縮機２２とファン部１６を駆動する。それぞれのタービン２８、３２を駆動した後に、燃焼生成物は排出ノズル３６を通じてコアエンジン１４から離脱し、かつ推進性ジェット推力を提供する。

ファン部１６は、回転可能であり、環状ファンケーシング４０で取り囲まれた軸流ファンローター３８を含む。ファンケーシング４０は、複数の実質半径方向に延在し、外周方向に離隔された出口案内羽根４２によって、コアエンジン１４から支持されていることに注目すべきである。このように、ファンケーシング４０は、ファンローター３８とファンローターブレード４４を覆っている。ファンケーシング４０の下流側部４６は、コアエンジン１４の外側部分を通って延在し、さらなる推進性ジェット推力を提供する第２、またはバイパス用気流導管４８を形成する。

視点を流れに移すと、矢印５０で示される初期気流は、吸入口５２を介してガスタービンエンジン１０に導かれ、次いでファンケーシング４０まで導かれる。気流５０は、ファンブレード４４を通り、導管４８を介して移動する第１圧縮気流（矢印５４で示す）と、ブースタ圧縮機２２に導かれる第２圧縮気流（矢印５６で示す）とに分けられる。第２圧縮気流５６の圧力は増加し、矢印５８で示すように、高圧圧縮機２４に導かれる。燃料と混合した後、及び燃焼器２６内で燃焼された後に、燃焼生成物６０は、燃焼器２６から排出されて第１タービン２８を通じて流れる。燃焼生成物６０は、その後に第２タービン３２を通じて流れ、排出ノズル３６から排出されてガスタービンエンジン１０の推力を提供する。

図２から明らかなように、燃焼器２６は、縦軸方向軸１２だけでなく吸入口６４及び排出口６６とも同軸の環状燃焼チャンバ６２を含む。上述したように、燃焼器２６は、高圧圧縮機の排出口６９から圧縮された空気の環状流れを取り入れる。この圧縮機から排出された空気の一部は、混合アセンブリ６７内に流され、ここで燃料ノズル６８から燃料も噴射されて空気と混合し、燃焼のために燃焼チャンバ６２に供給される燃料と空気の混合物を形成する。燃料空気混合物の点火は、適切な点火器７０によって行われ、その結果としての燃焼ガス６０は、環状の、第１段タービンノズル７２に向けて軸方向に、またこのノズル内に流れる。ノズル７２は、ガスを回転させ、このガスが前記第１タービン２８の第１段タービンブレードに屈曲して流れ、これらブレードに作用するようにする複数の半径方向に延在し、円型に離隔されたノズル羽根７４を含む環状流路によって形成されている。図１に示したように、第１タービン２８は、第１駆動軸３０を介して高圧圧縮機２４を回転させることが好ましい。低圧タービン３２は、第２駆動軸３４を介してブースタ圧縮機２４及びファンローター３８を回転させることが好ましい。

燃焼チャンバ６２は、エンジンの外部ケーシング１８内に組み込まれており、また環状燃焼器の外部ライナー７６及び半径方向に内側に位置する環状燃焼器の内部ライナー７８によって形成されている。図２における矢印は、圧縮機から排出された空気の燃焼器２６内での流れを示す。図示されているように、空気の一部は外部ライナー７６の最外側表面上に流れ、一部は燃焼チャンバ６２内に流れ、また一部は内部ライナー７８の最内側表面上に流れる。

従来の設計とは逆に、外部及び内部ライナー７６、７８は、それぞれ、燃焼生成物がタービンノズル７２内に入る前に燃焼工程を完了させるためには、余分な空気を燃焼チャンバ６２に導く複数の希釈用開口を備えていないことが好ましい。これは、参照として本発明に取り込まれ、また本発明の譲受人が所有している、発明の名称が「汚染物質排出が減少された高圧ガスタービンエンジン（Ｈｉｇｈ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｎｇｉｎｅ Ｈａｖｉｎｇ Ｒｅｄｕｃｅｄ Ｅｍｉｓｓｉｏｎｓ）」である米国特許出願１１／１８８４８３によるものである。しかし、外部ライナー７６及び内部ライナー７８は、最外側表面に沿って流れるいくらかの空気を燃焼チャンバ６２の内側に流れるようにする複数の小型かつ円形に離隔された冷却用空気開口（図示しない）を含むことが好ましい。これら内部への空気の流れは、燃焼チャンバ６２の内側に対向する外部及び内部ライナー７６、７８の内側面に沿って通過し、これらに沿って冷却空気の膜を形成する。

複数の軸方向に延在する混合アセンブリ６７は、燃焼器２６の上流側端部で円形に配列されて配置され、また環状燃焼チャンバ６２の吸入口６４内に延在している。環状のドームプレート８０は、内側に及び前方に延在し、燃焼チャンバ６２の上流側端部を形成し、また混合アセンブリ６７を内部に組み込まれるように形成された複数の外周方向に離隔された開口をその中に備えている。ここで、内部及び外部ライナー７６、７８の各上流側部分は、それぞれ、半径方向に互いに離隔されており、また外側カウル８２及び内側カウル８４を形成している。外側及び内側カウル８２、８４の最前方端部の間の空間は、圧縮機から排出された空気が燃焼チャンバ６２に導かれるようにする開口を設ける燃焼チャンバ吸入口６４を形成する。

本発明の一実施形態による混合アセンブリ１００を、図３に示す。混合アセンブリ１００は、パイロットミキサ１０２と、メインミキサ１０４と、これらの間に位置するセンターボディ１０６とを含むことが好ましい。さらに詳しくは、パイロットミキサ１０２は、中空内部を有する環状パイロットハウジング１０８と、ハウジング１０８内に装着されてパイロットハウジング１０８の中空内部に燃料液滴を噴射するようになっているパイロット燃料ノズル１１０とを含むことが好ましい。また、パイロットミキサは、パイロット燃料ノズル１１０に隣接する半径方向の内側位置に位置する第１旋回翼１１２と、第１旋回翼１１２から半径方向に外側位置に位置する第２旋回翼１１４と、これらの間に位置するスプリッタ１１６とを含むことが好ましい。スプリッタ１１６はパイロット燃料ノズル１１０の下流側に延在し、下流側部分でベンチュリ１１８を形成している。第１及び第２パイロット旋回翼１１２、１１４は、混合アセンブリ１００を通じて中心線軸１２０と略平行に配向されており、またここを通じて移動する空気を旋回させるための複数の翼を含む。燃料及び空気はエンジンが動作中の全期間にパイロットミキサ１０２に供給されて、燃焼チャンバ６２の中心部分内に主燃焼領域１２２を形成する（図２参照）。

メインミキサ１０４は、パイロットハウジング１０８を半径方向に取り囲み、さらに環状キャビティ１２６を形成する環状メインハウジング１２４と、環状キャビティ１２６内に燃料を供給する複数の燃料噴射口１２８と、全体的に図面符号１３０に示される旋回翼装置とをさらに含む。さらに詳しくは、環状キャビティ１２６は、旋回翼ハウジング１３６の上流側壁１３２と外側半径方向壁１３４によって、またセンターボディ１０６の外側半径方向壁１３８によって形成されていることが好ましい。外側半径方向壁１３８は、環状キャビティ１２６に沿って中間に位置するランプ部１４２をさらに含むことが好ましい。環状キャビティ１２６は、第１半径方向の高さ１２９を有する上流側端部１２７から第２半径方向の高さ１３３を有する下流側端部１３１まで徐々に遷移していることに注目すべきである。環状キャビティ１２６での第１半径方向の高さ１２９と第２半径方向の高さ１３３の差は、主に上流側端部１２７で内部に旋回翼１４４を組み込んでいる旋回翼ハウジング１３６の外側半径方向壁１３４によるものである。また、外側半径方向壁１３８のランプ部１４２は、旋回翼ハウジング１４４の軸長１４５内に位置することが好ましい。

図３において、旋回翼装置１３０は、燃料噴射口１２８から上流側に位置されている少なくとも一つの第１旋回翼１４４を含むことが好ましい。図示されているように、第１旋回翼１４４は、ミキサアセンブリ１００を通じて中心線軸１２０に対して実質的に半径方向に配向され、またこれを通じる軸１４８を有することが好ましい。第１旋回翼１４４は、外側半径方向壁１３４の第１及び第２部分１３７、１３９の間に延在する複数の翼１５０を含むことに注目すべきである。翼１５０は、軸１４８に対して約３０−７０°の角度に配向されることが好ましい。翼１５０は、それぞれ旋回翼１４４の軸長１４５と同一の、対向端部の両端で（すなわち、混合アセンブリ１００の中心線軸１２０に対して軸方向に）測定した高さ１５１を有することが好ましい。翼１５０が実質的に均等に円周方向に離隔されているため、複数の実質的に均等な通路１５４は、隣接する翼１５０の間に形成されている。翼１５０は、旋回翼１４４の上流側端部１４７からその下流側端部１４９まで延在することが好ましい。とはいえ、翼１５０は上流側端部１４７から下流側端部１４９までの経路の一部のみに延在し、その先端部が段差状になっているかまたは異なる環上に配置されても良い。旋回翼１４４は、さらに、本発明の譲受人が所有している、参照として本願に組み込まれる、発明の名称が「成形された通路を有するガスタービンエンジン燃焼器のミキサアセンブリの旋回翼装置（Ｓｗｉｒｌｅｒ Ａｒｒａｎｇｅｍｅｎｔ Ｆｏｒ Ｍｉｘｅｒ Ａｓｓｅｍｂｌｙ Ｏｆ Ａ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｎｇｉｎｅ Ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ Ｈａｖｉｎｇ Ｓｈａｐｅｄ Ｐａｓｓａｇｅｓ）」である米国特許出願１１／１８８５９５において開示されるように、好ましい方法で通路を成形することができるよう、異なる構成を有する翼を含んでいても良い。

また、旋回された空気は、本発明の譲受人が所有している、参照として本願に組み込まれる発明の名称が「燃料通過が改良されたメインミキサを備えるガスタービンエンジン燃焼器用ミキサアセンブリ（Ｍｉｘｅｒ Ａｓｓｅｍｂｌｙ Ｆｏｒ Ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ Ｏｆ Ａ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｎｇｉｎｅ Ｈａｖｉｎｇ Ａ Ｍａｉｎ Ｍｉｘｅｒ Ｗｉｔｈ Ｉｍｐｒｏｖｅｄ Ｆｕｅｌ Ｐｅｎｅｔｒａｔｉｏｎ）」である米国特許出願１１／１８８５９８に開示されており、説明のように、旋回翼ハウジングの上流側壁１３２に形成された一連の通路を通じて環状キャビティ１２６の上流側端部１２７に供給されても良い。一方では、図３に示したように、第２旋回翼１４６は中心線軸１２０に対して実質的に軸方向に配向されたまま形成されることが好ましい。第２旋回翼１４６は、上流側壁１３２の内側及び外側部分１５３、１５５の間で延在する複数の翼１５２を含んでいる。翼１５２は、翼を通じて延在する軸１５８に対して約０−６０゜の角度に配向され、また中心線軸１２０に対しては平行に配向されていることが好ましい。翼１５２は、それぞれ対向端部の両端で（すなわち、混合アセンブリ１００の中心線軸１２０に対して半径方向に）測定した高さ１６０を有することが好ましい。翼１５２が実質的に均等に円周方向に離隔されているため、複数の実質的に均等な通路１６２は、隣接する翼１５２の間に形成されている（図４参照）。翼１５２は、旋回翼１４６の内側端部１６４からその外側端部１６６まで延在することが好ましい。とはいえ、翼１５２は内側端部１６４から外側端部１６６までの経路の一部のみに延在し、その先端部が段差状になっているかまたは異なる環上に置かれていてもよい。さらに、旋回翼１４６は、上述した米国特許出願１１／１８８５９５の明細書に開示されるように、好ましい方法で通路を成形することができるように、異なる構成を有し、さらに環状キャビティ１２６内で逆方向の旋回流を与えるように用いられる翼を含むこともできる。

第１旋回翼１４４を通じて流れる空気は、第１方向に旋回させられ、また第２旋回翼１４６を通じて流れる空気は、好ましくは第１方向の逆方向に旋回される。このように、環状キャビティ１２６内には、強化された総合運動エネルギーを有する空気と燃料の強力な混合領域１６８が形成される。旋回翼１４４、１４６を適切に配列することによって、強力な混合領域１６８は、環状キャビティ１２６内で実質的に中央に位置され、隣接する燃料噴射口１２８と軸方向に位置設定されて、指定された領域を有するようになる。旋回翼１４４、１４６内の翼の構成は旋回翼を通過して流れる空気の旋回方向が変化されるように変更されてもよく、以上の説明で示した例示的な旋回方向のみに限定されない。

第１旋回翼１５０の高さ１５１は第２旋回翼１５２の高さ１６０以上であることが好ましい。従って、第１旋回翼１４４を通じて流れる空気の量は、さらに大きい通路領域によって第２旋回翼１４６を通じて流れる空気の量より相対的にさらに多くなる。所望通り、旋回翼１４４、１４６の相対的な高さは、旋回翼を通じる空気の分布を変更するように変化可能になり、これにより図に示した大きさは例示的なものに過ぎない。

上述したように、センターボディ１０６は、パイロットミキサ１０２及びメインミキサ１０４との間に位置されており、また燃料供給部と流体連通される燃料マニホールド１４０及び高圧圧縮機の排出口６９からの空気と流体連通されるエアマニホールド１４１を含んでいることが好ましい。特に、センターボディ１０６の内側壁１４３は、エアマニホールド１４１を形成しており、また空気がパイロットミキサ１０２及び／またはメインミキサ１０４の後方部に供給されるように構成されている。特に、複数の外周方向に離隔された第１通路１５７は、内側壁１４３の後方部１５６に形成されていて、冷却用空気がこの後方部を通じてエアマニホールド１４１からパイロットミキサハウジング１０８の後方フランジ１５９に供給されるようにしている。第１通路１５７はミキサアセンブリ１００を通じて中心線軸１２０に対して実質的に平行に配向されていることが好ましい。

また、複数の外周方向に離隔された第２通路１６１は、内側壁１４３の後方部１５６に設置されてメインミキサ１０４からの燃料空気混合体とパイロットミキサ１０２からの燃料空気混合体の分離を容易にするように空気を供給するのが好ましい。第２通路１６１は、中心線軸１２０に対して約３０−６０°の範囲内の軸角に配向されていることが好ましい。

また、エアマニホールド１４１は、センターボディ１０６の外側半径方向部分１６５内に位置する複数の第３通路１６３に空気を供給することが好ましい。このように、エアマニホールド１４１を通じて流れる空気はメインミキサ１０４内の環状キャビティ１２６の後方部に供給される。第３通路１６３は、所定の多孔の冷却用配列を有するように離隔されて配向されることが好ましい。さらに詳しくは、第３通路１６３は、中心線軸１２０に対して約１５〜４０°の範囲の軸角に配向され、また中心線軸１２０に対して約０〜８０°の範囲の接線角に配向されていることが好ましい。従って、第３通路１６３を通じて環状キャビティ１２６内に供給される空気は好ましくは旋回される。旋回方向は、旋回翼装置１３０によって旋回される空気と同一方向、あるいはその逆方向であってもよい。

センターボディ１０６の外側半径方向部分１６５の過熱を防止するために、少しの熱伝達物体１６７のあるタイプがともに組み込まれることが好ましい。これは外側半径方向部分１６５の内側表面を外周方向に取り囲むように延在するリブの形態であり、ここでこのリブは、外側半径方向部分１６５の軸長に沿って延在するか、または任意の所望の構成を有する一連の隆起された領域をその上に有する形態であってもよい。

また、内側壁１４３は、エアマニホールド１４３と燃料マニホールド１４０を分離する機能を有している。燃料マニホールド１４０とパイロットハウジング１０８との間に相変らずエアギャップ１７０が形成されることが好ましい。燃料噴射口１２８は、燃料マニホールド１４０と流体連通されており、またセンターボディ１０６周りで外周方向に離隔されている。同様に本発明の譲受人が所有している、発明の名称が「燃料通過が改良されたメインミキサを備えるガスタービンエンジン燃焼器用のミキサアセンブリ（Ｍｉｘｅｒ Ａｓｓｅｍｂｌｙ Ｆｏｒ Ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ Ｏｆ Ａ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｎｇｉｎｅ Ｈａｖｉｎｇ Ａ Ｍａｉｎ Ｍｉｘｅｒ Ｗｉｔｈ Ｉｍｐｒｏｖｅｄ Ｆｕｅｌ Ｐｅｎｅｔｒａｔｉｏｎ）」である米国特許出願１１／１８８５９８における開示とは異なり、燃料噴射口１２８はセンターボディの外側半径方向壁１３８のランプ部１４２の軸方向下流側に位置されていることが好ましい。燃料噴射口１２８の軸方向の位置とは無関係に、燃料は少なくとも環状キャビティ１２６の半径方向部分の中間に、さらに内側壁１３８の表面から離れて特定の距離に噴射される。

環状キャビティ１２６の所定位置に燃料を噴射することは、気流に最適な方法で燃料を噴射するため、燃料噴射口１２８を位置設定するだけではなく（外側半径方向壁１３８に燃料を加圧せずに）このように噴射された燃料を取り入れる気流をそこに供給する機能である。また、所定の経路内への燃料噴射を容易にするように、少なくとも一列の外周方向に離隔されたパージホールが各燃料噴射口１２８に隣接し、さらにこれら噴射口の間に形成されることが好ましい。さらに、このようなパージホールは、噴射された燃料が内側半径方向壁１３８に沿って溜まることを防止できる。

燃料噴射口１２８から燃料を環状キャビティ１２６内にさらに容易に噴射できるようにするため、各燃料噴射口１２８と、内側通路１９１を有するポスト部材１９０とが連結されていることも好ましい。ポスト部材１９０は、エアマニホールド１４１を通じて燃料噴射口１２８から延在するものが好ましい。このように、環状キャビティ１２６内に燃料が直接噴射できるだけでなく、パージホールにより環状キャビティ１２６の中間の環状部分に燃料がさらに良好に移動できるようになる。

図３及び４に示したように、通路１９４は、ポスト部材１９０を取り囲むように形成され、さらにエアマニホールド１４１と流体連通されて、燃料が環状キャビティ１２６内に噴射されるに従ってエアジェットが燃料を取り囲むようにすることが好ましい。これにより、燃料は所望の量だけ環状キャビティ１２６内にさらに良好に通過できるようになる。本発明の譲受人が所有している、参照として本願に組み込まれる発明の名称が「ガスタービンエンジン燃焼器のミキサアセンブリ用空気補助式燃料噴射機（Ａｉｒ−Ａｓｓｉｓｔｅｄ Ｆｕｅｌ Ｉｎｊｅｃｔｏｒ Ｆｏｒ Ｍｉｘｅｒ Ａｓｓｅｍｂｌｙ ｏｆ Ａ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｎｇｉｎｅ Ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ）」である米国特許出願１１／１８８４７０に開示されたように、通路１９４を通じるエアジェットに旋回翼が設置されてもよい。

燃料がメインミキサ１０４に供給されると、主燃焼領域１２２から半径方向外側に離隔されており、主燃焼領域１２２を同心円状に取り囲む燃焼チャンバ６２内に環状の、第２燃焼領域１９８が形成される。ガスタービンエンジン１０の大きさに応じて、燃焼チャンバ６２の吸入口６４に円形に配列される２０個程度ものミキサアセンブリ１００を配置することができる。

上述した米国特許出願１１／１８８５９８、１１／１８８４７０、及び１１／１８８５９６の明細書に開示されたミキサアセンブリ１００とは逆に、センターボディ１０６内のエアマニホールド１４１の構成は、従来パイロットハウジング１０８にすぐ隣接して形成された別の空気回路の必要性をなくすように機能する。さらに詳しくは、内側壁１４３によって形成されるエアマニホールド１４１は、空気が第１通路１５７を通じてパイロットハウジング１０８の後方フランジ１５９に、第２通路１６１を通じてパイロットミキサ１０２とメインミキサ１０４との間の領域に、第３通路１６３を通じてメインミキサ内の環状キャビティ１２６に、さらに各ポスト部材１９０の内側通路１９１に供給されるように拡がっている。このように、パイロットミキサ１０２が利用できる領域が拡がる。

エアマニホールド１４１からの空気の相対的な配分を考慮すれば、このように供給された空気の少なくとも約半分がポスト部材１９０を取り囲んでいる内側通路１９１に供給され、また、好ましくは少なくとも６０％が供給されるということが分かる。従って、エアマニホールド１４１に供給された空気の約１０−２５％が第１通路１５７に供給され、エアマニホールド１４１に供給された空気の約１０−２５％が第２通路１６１に供給され、またエアマニホールド１４１に供給された空気の約１０−２５％が第３通路１６３に供給されることが好ましい。

本発明を、図面を参照しながら特定の実施形態に関連して説明したが、本発明の精神から逸脱することなく、多様な変更及び変形を行うことができるということは当業者に明らかである。従って、添付された特許請求の範囲には、全てのそのような変更及び変形が本発明の範囲内に入ることを意図される。

ハイバイパスターボファンガスタービンエンジンの線図である。 多段装置を有するガスタービンエンジン燃焼器の縦断面図である。 図２に示したミキサアセンブリの拡大断面図である。 図２および図３に示したミキサアセンブリの部分斜視図である。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン
６２ 燃焼チャンバ
１００ ミキサアセンブリ
１０４ メインミキサ
１０６ センターボディ
１０８ パイロットハウジング
１１０ パイロット燃料ノズル
１０２ パイロットミキサ
１２４ メインハウジング
１２６ キャビティ
１２８ 燃料噴射口
１３０ 旋回翼装置
１４１ エアマニホールド
１５７ 第１通路
１６１ 第２通路
１６３ 第３通路
１９０ ポスト部材
１９４ ポスト部材を取り囲む通路
１９１ 内部通路

Claims (10)

1. ガスタービンエンジン（１０）の燃焼チャンバ（６２）に使用するミキサアセンブリ（１００）であって、
   （ａ）中空内部を有する環状パイロットハウジング（１０８）と、前記ハウジング（１０８）に装着されて前記パイロットハウジング（１０８）の前期中空内部に燃料液滴を噴射するよう適合されたパイロット燃料ノズル（１１０）とを有するパイロットミキサ（１０２）と、
   （ｂ）（１）前記パイロットハウジング（１０８）を取り囲んで環状キャビティ（１２６）を形成するメインハウジング（１２４）、（２）燃料を前記環状キャビティ（１２６）に導く複数の燃料噴射口（１２８）、及び（３）前記燃料噴射口（１２８）の上流に位置する少なくとも一つの旋回翼を含む旋回翼装置（１３０）を含むメインミキサ（１０４）と
   を含み、
   前記装置（１３０）の各旋回翼は、前記旋回翼を通じて移動する空気を旋回させる複数の翼を有して前記燃料噴射口（１２８）により噴射された前記燃料液滴及び空気を混合し、
   前記ミキサアセンブリ（１００）は更に、
   （ｃ）前記パイロットミキサ（１０２）と前記メインミキサ（１０４）との間に位置し、（１）その内部に前記燃料噴射口（１２８）に燃料を供給する燃料マニホールド（１４０）、及び（２）その内部に前記パイロットミキサ（１０２）の後方部に空気を供給するエアマニホールド（１４１）を含むセンターボディ（１０６）
   を含むミキサアセンブリ（１００）。
2. 前記センターボディ（１０６）は、前記後方部の円周方向に離隔された複数の第１通路（１５７）をさらに含み、空気は、前記センターボディのエアマニホールド（１４１）から供給されて、前記パイロットミキサハウジング（１０８）の後方部を冷却する、請求項１に記載のミキサアセンブリ（１００）。
3. 前記センターボディ（１０６）は、前記後方部の円周方向に離隔された複数の第２通路（１６１）をさらに含み、空気は、前記センターボディのエアマニホールド（１４１）から供給されて、前記メインミキサ（１４０）からの燃料−空気混合物と前記パイロットミキサ（１０２）からの燃料−空気混合物との間を分離する、請求項１に記載のミキサアセンブリ（１００）。
4. 前記センターボディ（１０６）の外側半径方向部分（１６５）内に複数の第３通路（１６３）をさらに含み、前記センターボディのエアマニホールド（１４１）を通じて流れる空気は、前記メインミキサ（１０４）内の前記環状キャビティ（１２６）の後方部に提供される、請求項１に記載のミキサアセンブリ（１００）。
5. 前記センターボディの外側放射部（１６５）内の前記第３通路（１６３）は、ミキサアセンブリ（１００）を通じる中心線軸（１２０）対する軸角が１５〜４０°の範囲で配向されている、請求項４に記載のミキサアセンブリ（１００）。
6. 前記センターボディの外側放射部（１６５）内の前記第３通路（１６３）は、ミキサアセンブリ（１００）を通る中心線軸（１２０）対する接線角が０〜８０°の範囲で配向されている、請求項４に記載のミキサアセンブリ（１００）。
7. 前記センターボディの外側放射部（１６５）の前記第３通路（１６３）から前記メインミキサ（１０４）に提供された空気を旋回させる、請求項４に記載のミキサアセンブリ（１００）。
8. （ａ）各前記燃料噴射口（１２８）と連結され、各前記燃料噴射口（１２８）から前記環状キャビティ（１２６）の内面に延在し、前記燃料噴射口（１２８）とそれを通じて流体連通する内部通路（１９１）を含むポスト部材（１９０）と、
   （ｂ）各前記ポスト部材（１９０）を取り囲む通路（１９４）と、をさらに含み、
   前記センターボディのエアマニホールド（１４１）からの空気が、前記通路（１９４）に供給されて、前記環状キャビティ（１２６）に噴射された燃料を包む、請求項１に記載のミキサアセンブリ（１００）。
9. 空気は、前記ポスト部材（１９０）を取り囲む前記通路（１９４）を通じて前記環状キャビティ（１２６）内に旋回される、請求項８に記載のミキサアセンブリ（１００）。
10. 前記センターボディ（１０６）は、前記後方部に隣接してその内面上に形成された複数の熱伝導物体（１６７）をさらに含む、請求項１に記載のミキサアセンブリ（１００）。

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