JP2009063287A - 螺旋気流をなすターボ機械の燃焼室 - Google Patents

Abstract

【課題】内側壁（２１２）と、燃焼エリアを形成するスペースを画定するために内側壁と協働するように内側壁を囲む外側壁（２１４）と、内側壁と外側壁を相互連結する横壁と、燃料注入システム（２２８）とを有するターボ機械の燃焼室（２０２）に関する。
【解決手段】内側壁は、内側壁の外側に向かって半径方向に延在する複数の内側段部（２２０）を有し、２つの隣接する内側段部の間の周方向の間隔は、内側キャビティ（２２２）を画定する。外側壁は、外側壁の内側に向かって半径方向に延在する複数の外側段部（２２４）を有し、２つの隣接する内側段部の間の周方向の間隔は、外側キャビティ（２２６）を画定する。少なくともいくつかの内側キャビティおよび外側キャビティは、燃焼室外部からの空気を周方向の共通の方向に供給され、半径方向に燃料を供給される。
【選択図】図２

Description

本発明は、航空用、陸上用を問わず、ターボ機械の燃焼室の一般的な分野に関する。

一般的に、航空用または陸上用のターボ機械は、特に、ターボ機械を通過する空気を圧縮するための環状圧縮部、圧縮部からの出口に配設される環状燃焼部であって、燃焼部内部で圧縮部からの空気が燃料と混合され、そこで燃焼される環状燃焼部、および燃焼部からの出口に配設され、燃焼部からのガスにより回転駆動されるロータを有する環状タービン部を備える組立部から構成される。

圧縮部は、可動ホイールの複数の段部の形状をなし、各段部は、ターボ機械の空気が通過する環状チャネルに配置されたブレードを担持し、チャネルは、断面が上流から下流に進むにつれて減少する部分である。燃焼部は、圧縮空気が燃料と混合され、そこで燃焼される、環状チャネルの形状の燃焼室を備える。タービン部は、可動ホイールの複数の段部から構成され、各段部は、燃焼ガスが通過する環状チャネルに配置されたブレードを担持する。

上述の組立部を通過する空気の流れは、一般に、以下のようにして生じる。圧縮部の最終段からの圧縮空気は、ターボ機械の長手軸に対して約３５゜から４５゜の傾斜角の自然な旋回運動をするが、その傾斜角はターボ機械の回転スピードに応じて変化する。燃焼部に入ると、この圧縮空気の流れは、案内翼によってターボ機械の長手軸に沿ってまっすぐになる（例えば、ターボ機械の長手軸に対する空気の傾斜角は、０゜に減少される）。燃焼室内の空気は次に、十分な燃焼をさせるように燃料と混合され、燃焼により生成されたガスは、ほぼターボ機械の長手軸に沿って流れが続き、タービン部に達する。タービン部に達すると、燃焼ガスはノズルにより方向を変えられて、ターボ機械の長手軸に対して７０゜より大きい傾斜角の旋回運動をする。そのような傾斜角は、タービン部の第１段の可動ホイールの回転を駆動する機械力を供給するのに必要な迎え角を生成するのに不可欠である。

ターボ機械を通過する空気がそのような傾斜角で分配されることは、多数の欠点を生じる。自然に３５゜から４５゜の範囲の傾斜角で圧縮部の最終段を離れる空気は、燃焼部に入る時に、連続的にまっすぐになり（その角度が０゜に減少され）、次に、タービン部に入る時に、７０゜より大きい傾斜角になるように方向を変えられる。ターボ機械を通過する空気の流れにおいて、このように傾斜角が連続的に変化するには、圧縮部の案内翼およびタービン部のノズルの両方により生成される強い空力学的な力が必要であり、この空力学的な力が、特にターボ機械の全体的効率を損なっている。

本発明は、ターボ機械の長手軸に対して回転運動する空気を供給されることが可能なターボ機械の燃焼室を提案することにより、上述の欠点を改善しようとするものである。

本発明の目的は、以下の燃焼室により、達成される：
長手軸の環状内側壁と、
長手軸を中心とし、内側壁と協働して燃焼エリアを形成する環状スペースを画定するように内側壁を囲む環状外側壁と、
内側壁と外側壁の上流側長手方向端部を横方向に相互連結する環状横壁と、
複数の燃料注入システムと、を備える燃焼室であって、
内側壁は、長手軸回りに規則的に配分した複数の内側段部を含み、各内側段部は内側壁の２つの長手方向端部の間で長手方向に、かつ内側壁の外側に向かって半径方向に延在し、２つの隣接する内側段部間の周方向の間隔は、内側キャビティを画定すること、
外側壁は、長手軸回りに規則的に配分した複数の外側段部を含み、各外側段部は外側壁の２つの長手方向端部の間で長手方向に、かつ外側壁の内側に向かって半径方向に延在し、２つの隣接する内側段部間の周方向の間隔は、外側キャビティを画定すること、および
少なくともいくつかの内側キャビティおよび外側キャビティは、略周方向の共通の方向に燃焼室外部の空気を供給され、略半径方向に燃料を供給されることを特徴とする燃焼室である。

燃焼エリアは、内側キャビティおよび外側キャビティを介して、略周方向に空気を供給される。したがって、本発明の燃焼室は、ターボ機械の長手軸回りの回転運動をする空気を供給されることが可能である。したがって、ターボ機械の圧縮部からの出口における自然な空気の傾斜角は、燃焼室を通過して維持されることが可能である。その結果、高圧タービンノズルの空力学的設計は簡潔化され得、ターボ機械の軸の方向に流れるようにするのに必要な空力学的な力は、実質的に減少され得る。この空力学的な力の大幅な減少は、ターボ機械の効率の増加につながる。さらに、圧縮部の案内翼とタービン部のノズルが共に簡素化されると、軽量化および製造コストの低減につながる可能性がある。

さらに、ターボ機械のアイドリング速度の時だけ、燃料を供給されなければならない内側キャビティおよび外側キャビティが存在することで、ターボ機械の全体の作動速度に対して、燃焼炎を安定化するのに役立つ。

有利な点として、内側段部および外側段部のいくつかは、それぞれ略半径方向壁を含み、各壁は、燃焼室の外部に向かって開口し、かつ隣接する内側キャビティまたは外側キャビティに向かって開口する複数の空気注入オリフィスを備える。

その他の有利な点として、内側段部および外側段部はそれぞれ、断面において略曲線の部分をなすその他の壁を含む。

さらにその他の有利な点として、燃料注入システムは、周方向にフルスロットルインジェクタとパイロットインジェクタを交互に備える。このような状態においては、フルスロットルインジェクタは、パイロットインジェクタに対して下流側で軸方向にオフセットしている。パイロットインジェクタからの燃焼炎は、燃焼エリアにおいて、フルスロットルインジェクタからの燃焼炎よりもより長く燃焼する必要がある。

さらにその他の有利な点として、燃料注入システムは、（概して、空気を再循環させるように回転させて燃焼炎を安定化させる働きの）関連の空気システムを含まない。

本発明はさらに、上述した燃焼室を含むターボ機械を提供する。

本発明のその他の特性および利点は、特徴を限定しない一実施形態を示す添付図面を参照した以下の説明から明らかである。

図１に部分的に示されたターボ機械は、長手軸Ｘ−Ｘを有する。この軸を中心として、ターボ機械は具体的に、環状圧縮部１００と、ターボ機械を通過する空気の流れ方向の圧縮部１００からの出口に環状燃焼部２００と、燃焼部２００からの出口に配設された環状タービン部３００とを備える。したがって、ターボ機械に注入された空気は、連続して圧縮部１００、次に燃焼部２００、最終的にタービン部３００を通過する。

圧縮部１００は、可動ホイール１０２の複数の段部の形をとっており、各段部はブレード１０４を担持している（燃焼部の最終段のみ図１に示す）。これらの複数段部のブレード１０４は、空気がターボ機械に沿って通過し、断面が上流から下流に進むにつれて減少する環状チャネル１０６内に配設される。したがって、ターボ機械に注入された空気が圧縮部に沿って通過するにつれて、空気はますます圧縮されることになる。

燃焼部２００は、同様にして、環状チャネルの形をなし、環状チャネルに沿って、圧縮部１００からの圧縮空気が燃料と混合されて、そこで燃焼される。このために、燃焼部は、内部で空気／燃料の混合物が燃焼される燃焼室２０２を含む（この燃焼室については、以下でより詳しく説明する）。

また、燃焼部２００は、ターボ機械の長手軸Ｘ−Ｘを中心とした環状外側シェル２０４、および外側シェルの内側で同軸に固定された環状内側シェル２０６により形成されたターボ機械ケーシングを有する。これら２つのシェル２０４、２０６の間に形成された環状スペース２０８は、ターボ機械の圧縮部１００からの圧縮空気を受け入れる。

ターボ機械のタービン部３００は、可動ホイール３０２の複数の段部により形成され、各段部はブレード３０４を担持している（タービン部の第１段のみ図１に示す）。これらの段部のブレード３０４は、燃焼部２００からのガスが通過する環状チャネル３０６内に配設される。

タービン部３００の第１段３０２への入口で、燃焼部からのガスは、タービン部の種々の段部を回転駆動するのに十分なターボ機械の長手軸Ｘ−Ｘに対する傾斜角をなす必要がある。

このために、燃焼室２０２からすぐ下流側、かつタービン部３００の第１段３０２からすぐ上流側に、ノズル３０８が装着される。ノズル３０８は、ターボ機械の長手軸Ｘ−Ｘに対して傾斜した複数の半径方向の固定翼３１０から構成され、燃焼部２００からのガスがタービン部の種々の段部を回転駆動するのに必要な傾斜角をなすようにする働きをする。

従来のターボ機械において、連続的に、圧縮部１００、燃焼部２００、およびタービン部３００を通過する空気の流通は以下のように発生する。圧縮部１００の最終段１０２からの圧縮空気は、自然に、ターボ機械の長手軸Ｘ−Ｘに対して約３５゜から４５゜の傾斜角で旋回運動をする。燃焼部２００の案内翼２１０は、この傾斜角を０゜に戻す働きをする。最後に、タービン部３００への入口で、燃焼部からのガスは、長手軸Ｘ−Ｘに対して７０゜よりも大きな傾斜角の旋回運動をさせるために、ノズル３０８の固定翼３１０により方向を変えられる。

本発明は、ターボ機械の長手軸Ｘ−Ｘ回りの旋回運動をする空気を供給されることが可能な燃焼室２０２の新規構造を提供するものである。そのような構造を用いて、長手軸Ｘ−Ｘに対して圧縮部の最終段からの圧縮空気をまっすぐにする必要もなく、この圧縮空気の自然な傾斜角を維持することが可能である。同様に、タービン部３００のノズル３０８の固定翼３１０は、タービン部の第１段の可動ホイール３０２を回転駆動するための機械力を提供するのに必要な迎え角を生成するために、大きな傾斜角をなす必要がなくなる。

このために、本発明の燃焼室２０２は、ターボ機械の長手軸Ｘ−Ｘを中心とした環状内側壁２１２と、同様に長手軸Ｘ−Ｘを中心とし、燃焼センターを形成する環状スペース２１６を画定するために内側壁と協働するように内側壁を囲む環状外側壁２１４と、内側壁と外側壁の長手方向端部を横方向に相互連結する環状横壁（燃焼室の端壁と呼ばれる）とを備える。

燃焼室の内側壁２１２は、長手軸Ｘ−Ｘ回りに一定間隔で分布する複数の内側段部２２０を有する。これらの内側段部２２０の各々は、内側壁の２つの長手方向端部（上流側および下流側）の間で長手方向に延在し、内側壁の外側に向かって半径方向に延在する。

言い換えれば、内側壁２１２の内面は、内側壁の外側に向かって突出する複数の段部２２０の形状をなす。さらに、用語「内側キャビティ」２２２は、２つの隣接した内側段部２２０の間で画定される周方向スペースを示すのに使用される。

同様にして、燃焼室の外側壁２１４は、長手軸Ｘ−Ｘ回りに一定間隔で分布する複数の外側段部２２４を含む。各外側段部２２４は、外側壁の２つの長手方向端部間で長手方向に延在し、外側壁の内側に向かって半径方向に延在する。

内側壁と同じように、外側壁２１４の外面は、外側壁の内側に向かって突出する複数の段部２１４の形状をなす。用語「外側キャビティ」２２６は、２つの隣接した外側段部２２４の間で画定される周方向スペースを示すのに使用される。

さらに本発明によれば、少なくともいくつかの内側キャビティ２２２および少なくともいくつかの外側キャビティ２２６は、略半径方向に燃料を供給される。

このために、本発明の燃焼室２０２はさらに、ターボ機械の長手軸Ｘ−Ｘ回りに内側壁２１２および外側壁２１４に配分し、略半径方向に燃焼エリア２１６に向かって開口する複数の燃料注入システム２２８を含む。

より正確には、図２および図３に示すように、燃料注入システム２２８は、少なくともいくつかの内側キャビティ２２２および少なくともいくつかの外側キャビティ２２６に向かって、半径方向に開口する。

したがって、図２から図４の実施形態において、燃料注入システム２２８は、外側キャビティ２２６の全てに向かって、かつ１つおきの内側キャビティ２２２にのみ向かって開口する。もちろん、その他の構成も可能である：内側キャビティの全て、および外側キャビティの全てが燃料を供給されること、内側キャビティの全てと共に、１つおきの外側キャビティのみが燃料を供給されることなどが可能である。如何にキャビティへの供給の構成を選択するかを支配する原理は、航続距離の各ポイントに対して燃焼室の性能を最適化することを基準に選択される。

有利には、燃料注入システム２２８は、フルスロットルインジェクタ２２８ｂと周方向に交互にパイロットインジェクタ２２８ａを含む。

したがって、図２から図４の実施形態において、外側キャビティ２２６に供給する燃料注入システム２２８は、まさにフルスロットルインジェクタとパイロットインジェクタ２２８ａの交互配列を備え、内側キャビティ２２２に供給する燃料注入システム２２８は、フルスロットルインジェクタとパイロットインジェクタとを備える。

従来は、フルスロットルインジェクタ２２８ｂが離陸、上昇、巡航の段階で動作するが、パイロットインジェクタ２２８ａは、着火およびターボ機械のアイドリング中の段階に役立つ。概して、離陸時においてインジェクタはある決められたスピードを越えた場合のみ供給されるが、パイロットインジェクタは連続して燃料を供給される。

本発明の有利な特定の特徴によれば、燃料注入システム２２８は、従来は燃焼炎を安定化させるために燃焼エリア内の空気の回転流れを形成する働きをする、空気スワラなどの空気システムと関係付けられない。

したがって、燃焼室のパイロットインジェクタとフルスロットルインジェクタは非常に簡単な設計であり、最も基本の機能、すなわち燃料注入の機能以外に実行する機能がないので、極めて確実に作動する。さらに、パイロットインジェクタ２２８ａは、フルスロットルインジェクタ２２８ｂと同一のタイプのインジェクタである。

さらに、図２から図４に示された実施形態とは異なり、フルスロットルインジェクタ２２８ｂはパイロットインジェクタ２２８ａから下流側で軸方向にオフセットすることもできる。

さらに、本発明によれば、少なくともいくつかの内側キャビティ２２２および少なくともいくつかの外側キャビティ２２６は、全て同じ略周方向に燃焼室２０２外部の空気を供給される。

この目的を達成するために、内側キャビティ２２２および外側キャビティ２２６は、対応する内側段部２２０および外側段部２２４の略半径方向の壁２３２を貫通して形成された複数の空気注入オリフィス２３０により、空気が供給される。これらの空気注入オリフィス２３０は、燃焼室２０２の外側に向かって、かつ略周方向の対応する内側キャビティまたは外側キャビティに向かって開口する。

したがって、図２から図４に示された実施形態において、内側キャビティ２２２の全て、および外側キャビティ２２６の全ては（すなわち、燃料を供給されない内側キャビティでさえ）、そのような空気注入オリフィスにより、空気を供給される。もちろん、要件次第で、その他の構成も可能である。内側キャビティのうちいくつかだけ、および外側キャビティのうちいくつかだけが、空気を供給されることも可能である。

空気は、燃焼室の内側キャビティ２２２の全て、および外側キャビティ２２６の全てに対して同じ回転方向（図２および図３に示された実施形態においては右回り）で周方向に燃焼エリア２１６内に注入されることに留意されたい。さらに、周方向にキャビティ内に注入された空気は、ターボ機械の圧縮部からの圧縮空気と同じ方向に回転する。

また、空気は、周方向の内側キャビティのいくつか、および外側キャビティのいくつかに向かって開口する空気注入オリフィス２３０のみを使用して、燃焼エリア２０６に供給される（ごく少量の空気はさらに、燃焼室の壁２１２、２１４、および２１８内に形成された多穿孔を通過することにより、燃焼エリア内に入り込んでこれらの壁や図示されていないこれらの孔を冷却する）ことに留意されたい。

最後に、燃料を供給される内側キャビティおよび外側キャビティは、考慮されるキャビティによって滞留時間を変化させるためには、それらの半径（すなわち、対応する段部の高さ）も、それらの外周の寸法も必ずしも同一にする必要はない。同様に、図４に示すように、段部の高さは、壁の全長に沿って（すなわち、上流側端部と下流側端部との間で）必ずしも一定である必要はない。さらに、これらのキャビティに供給する空気の流量は、考慮されるキャビティによって変化することができる。

燃焼室は、以下のように作動する。圧縮部１００からの、長手軸Ｘ−Ｘ回りに回転する圧縮空気が、燃焼部２００に入り込む。この空気は、燃焼室２０２を回り、燃焼室の壁およびシェルを冷却した後、内側キャビティ２２２のうちの少なくともいくつか、および外側キャビティ２２６のうちの少なくともいくつかに送り込まれる。この空気は、空気注入オリフィス２３０を介してこれらのキャビティに注入されて、燃焼室に入る入口で空気の回転方向に流れる。空気を供給されるこれらのキャビティのうちのいくつかにおいて、空気は、燃料注入システム２２８により注入された燃料と混合されて燃焼される。

本発明の燃焼室の変形例を以下で説明する。

図２および図３の実施形態において、燃焼室の内側段部２２０および外側段部２２４はそれぞれ、略周方向に延在し、その断面において（略平面の略半径方向の壁２３２とは異なり）略曲線の部分をなす、（空気注入オリフィスを備えた壁２３２に対向した）その他の壁２３２’を含む。この壁の湾曲により、空気注入オリフィス２３０を介してキャビティ内に注入された空気の回転運動に沿う傾斜を形成することができる。もちろん、その他の任意の壁の形状（平面または曲面）を考えることも可能である。

概して、燃焼室の内側キャビティおよび外側キャビティの数と幾何学的寸法は、要件により変わる可能性がある。同じことが、このキャビティの空気注入オリフィスの数、寸法、位置決めにおいても言えるし、さらに内側段部および外側段部に対する燃料注入システムの周方向の位置についても言える。

最後に、図１から図４に示すように、燃焼室の内側壁２１２および外側壁２１４は、その下流側端部に、それぞれ符号２３４または２３６で示した環状フランジを有してもよい。このフランジは、長手軸Ｘ−Ｘ回りに規則的に配分し、タービン部３００に冷却空気を供給する働きをする複数の孔２３８を備える。

本発明の一実施形態を構成する燃焼室を取り付けた航空用ターボ機械の長手方向部分断面図である。 図１の燃焼室の斜視図である。 図２の前面図である。 図３のＩＶ−ＩＶにおける断面図である。

符号の説明

１００ 圧縮部
１０２、３０２ 可動ホイール
１０４、３０４ ブレード
１０６、３０６ 環状チャネル
２００ 燃焼部
２０２ 燃焼室
２０４ 外側シェル
２０６ 内側シェル
２０８ 環状スペース
２１０ 案内翼
２１２ 内側壁
２１４ 外側壁
２１６ 燃焼エリア
２１８ 横壁
２２０ 内側段部
２２２ 内側キャビティ
２２４ 外側段部
２２６ 外側キャビティ
２２８ 燃料注入システム
２２８ａ パイロットインジェクタ
２２８ｂ フルスロットルインジェクタ
２３０ 空気注入オリフィス
２３２ 半径方向壁
２３２’ その他の壁
２３４、２３６ 環状フランジ
２３８ 孔
３００ タービン部
３０８ ノズル

Claims (7)

1. 長手軸（Ｘ−Ｘ）の環状内側壁（２１２）と、
   長手軸を中心とし、燃焼エリアを形成する環状スペース（２１６）を画定するために、前記内側壁と協働するように前記内側壁を囲む環状外側壁（２１４）と、
   前記内側壁と前記外側壁の上流側長手方向端部を横方向に相互連結する環状横壁（２１８）と、
   複数の燃料注入システム（２２８）と、
   を備えるターボ機械の燃焼室（２０２）であって、
   前記内側壁（２１２）が、長手軸回りに規則的に配分した複数の内側段部（２２０）を含み、前記各内側段部が、前記内側壁の２つの長手方向端部の間で長手方向に、かつ前記内側壁の外側に向かって半径方向に延在し、２つの隣接した前記内側段部の間の周方向の間隔が内側キャビティ（２２２）を画定すること、
   前記外側壁（２１４）が、長手軸回りに規則的に配分した複数の外側段部（２２４）を含み、前記各外側段部が、前記外側壁の２つの長手方向端部の間で長手方向に、かつ前記外側壁の内側に向かって半径方向に延在し、２つの隣接した前記内側段部の間の周方向の間隔が外側キャビティ（２２６）を画定すること、および
   前記内側キャビティおよび前記外側キャビティのうち少なくともいくつかが、略周方向の共通の方向に前記燃焼室外部の空気を供給され、略半径方向に燃料を供給されることを特徴とする、燃焼室。
2. 前記内側段部（２２０）および前記外側段部（２２４）のうちのいくつかがそれぞれの略半径方向壁（２３２）を含み、各前記壁は前記燃焼室の外側に向かって、かつ隣接する前記内側キャビティおよび前記外側キャビティ内に向かって開口する複数の空気注入オリフィス（２３０）を備える、請求項１に記載の燃焼室。
3. 前記内側段部（２２０）および前記外側段部（２２４）の各々が、断面において、略曲線である部分をなす、それぞれのその他の壁（２３２’）を含む、請求項２に記載の燃焼室。
4. 前記燃料注入システム（２２８）が、フルスロットルインジェクタ（２２８ｂ）と周方向に交互にパイロットインジェクタ（２２８ａ）を備える、請求項１から３のいずれか一項に記載の燃焼室。
5. 前記フルスロットルインジェクタ（２２８ｂ）が、前記パイロットインジェクタ（２２８ａ）に対して下流側で軸方向にオフセットしている、請求項４に記載の燃焼室。
6. 前記燃料注入システム（２２８）が、関連の空気システムを含まない、請求項１から５のいずれか一項に記載の燃焼室。
7. 請求項１から６のいずれか一項に記載の燃焼室（２０２）を含むことを特徴とする、ターボ機械。

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