JP2013513777A - タービンエンジン用燃焼室 - Google Patents

Abstract

本発明は、航空機ターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジン用の燃焼室（１）に関し、燃焼室は、環状室の端壁（５）によって互いに接続された周回体を形成する内側環状壁および外側環状壁（３、４）を有する。内壁（３）は、前記壁の長手方向軸および／または円周方向に沿って変わる厚さおよび／または性質を有する単一厚さの材料によって構成される。

Description

本発明は、航空機ターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジン用の燃焼室に関する。

そのような燃焼室は、一方が他方の内側を延び、その上流側端部において、空気供給開口部および燃料を送出するための手段、特に噴射装置によって構成された手段を含む環状室の端壁によって互いに接続される、周回体を形成する同軸の壁を有する。

燃焼室の内壁および外壁は、一次空気および希釈空気のための入口オリフィスと、冷却用空気を通すための多数の穿孔を有するゾーンとを有する。

極限温度に対してより良好に耐えるために、燃焼室の壁上に熱障壁を取り付けることが知られており、そのような障壁は、当該の壁に対して付着された材料の追加の厚さの形態のものである。

特開平０６−１６７２４５号公報は、内側壁が、一定でありかつ可変厚さの熱障壁としてカバーされた厚さを有する燃焼室を記載している。

熱障壁を使用することは、環状室が高温に耐える能力を高めるが、その重量も増大させる。

特開平０６−１６７２４５号公報

市場の要求事項を満足させるために、燃焼室の重量を低減させることが必要である。そうではあるが、燃焼室の寿命は短縮されてはならない。特に、壁は、クリープによって損傷を受けることに耐えるように寸法設定されなければならない。「クリープ」という用語は、十分な期間にわたってかけられた一定の応力によって材料がさらされる不可逆的変形を示すために使用される。この変形は、燃焼室の壁がさらされる高温によってさらに悪化される。

本発明の特定の目的は、この問題に対して、簡単で効果的、かつ安価な解決策を提供することである。

上記の目的のために、本発明は、環状室の端壁によって互いに接続された周回体を形成する内側環状壁および外側環状壁を備える、航空機ターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジン用の燃焼室であって、その内壁が、前記壁の長手方向軸に沿ってかつ円周方向に変わる厚さおよび／または性質を有する単一厚さの材料によって構成され、一方でその外側環状壁は、ほぼ一定である厚さを有することを特徴とする、燃焼室を提供する。

本発明は、燃焼室の壁を構成する材料の厚さおよび／または性質を局所的に変更することによって、熱障壁を使用することなく、また重量を増大させることなく、燃焼室が極限の温度に耐える能力を高めることを可能にする。

外側環状壁は、概して、内側環状壁ほど高温でなく、したがってその構造のいかなる特定の適合も必要としない。

本発明の実施形態では、単一厚さの材料によって構成された燃焼室の内壁は、より大きい厚さのものである大きい温度勾配を有する少なくとも１つの「高温」ゾーンと、より小さい厚さのものである小さい温度勾配の少なくとも１つの「低温」ゾーンとを有する。

「高温ゾーン」は最大の温度勾配にさらされるゾーンであるため、これらの厚さを増大させることが有利である。

本発明の別の特性によれば、単一厚さの材料として構成された燃焼室の内壁は、異なる材料から作製された少なくとも２つの隣接するゾーンを有する。

上記で述べられたように、最高温度を有するゾーンまたは最大の温度勾配にさらされるゾーンでは、これらの状態により良好に耐える材料を使用することが局所的に可能であり、より低い温度のものであり、または小さい温度勾配にさらされるゾーンでは、これらの状態にそれほど良好には耐えないが、重量がより軽い材料を使用することが局所的に可能である。

好ましくは、可変厚さの燃焼室の内壁は、機械加工によって作製される。

機械加工は、燃焼室を作製するために従来使用されている金属板の成形によって得られ得るものより小さい寸法許容差を得ることを可能にする。

さらに、機械加工は、内壁の厚さを長手方向軸に沿ってかつ円周方向に変えることを可能にする。

一変形形態では、可変厚さの燃焼室の内壁は、金属板を伸張させ、成形することによって作製される。

この方法は機械加工より簡単かつ安価なものである。

燃焼室の内壁の可変厚さおよび／または可変性質のゾーンは、噴射装置間に位置するゾーンと、一次空気および希釈空気の穴を含むゾーンと、環状締め付けフランジを含むゾーンと、多数の穿孔を含むゾーンとを含む群の１つのゾーン成形部分を含む。

本発明はまた、上記で説明されたタイプの燃焼室を含む、航空機ターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジンも提供する。

本発明は、非限定的な例を用いて添付の図を参照してなされる以下の説明を読み取ることにより、より良好に理解されることが可能であり、本発明の他の詳細、特性、および利点は明確になる。

タービンエンジンの環状燃焼室の半分の軸方向断面における概略図である。 図１の燃焼室の一部分の斜視図である。 図１の燃焼室の内側環状壁の断面の形態の、本発明の詳細図である。

図１および図２に示されるように、タービンエンジンの環状燃焼室１は、圧縮機（図示せず）の出口にそれ自体位置するディフューザ２の出口に配置され、周回体を構成する内側環状壁３および外側環状壁４を備え、この内側環状壁３および外側環状壁４は、上流側端部において環状室の端壁５によって接続され、その下流側端部は、ディフューザ２の内側の円錐台形シュラウド８および燃焼室１の外側ケーシング９の一方の端部に、それぞれ内側環状フランジ６および外側環状フランジ７によって締め付けされ、ケーシング９の上流側端部は、外側の円錐台形シュラウド１０によってディフューザ２に接続されている。

環状室の端壁５は、ディフューザ２からの空気が通り抜ける開口部１１（図２）を有し、この開口部１１は、外側ケーシング９に締め付けられ、環状室の長手方向軸の周りの円周上に規則的に分散された燃料噴射装置１２を取り付ける役割を果たす。各噴射装置１２は、環状壁５内の開口部１１内で心出しされ、開口部１１の軸に沿って延びる燃料噴射装置ヘッド１３を備える。

圧縮機によって送出され、ディフューザ２を離れた空気流の一部は開口部１１を通り抜け、燃焼室に供給し、一方で空気流の残りの部分は、燃焼室を過ぎて延びる内側の環状チャネル１４および外側の環状チャネル１５に供給される。

内側チャネル１４が、ディフューザ２の内側シュラウド８と燃焼室の内壁３との間に形成され、このチャネルに沿って通過する空気は、内壁３内の一次空気用および希釈空気用のためのオリフィス１６および１７（図２）を介して燃焼室内に浸透する流れと、燃焼室１の下流側に位置する構成要素（図示せず）を冷却する目的で燃焼室１の内側フランジ６内の穴を通り抜ける流れとの間で共有される。

外側チャネル１５は、燃焼室１の外側ケーシング９と外壁４の間に形成され、このチャネルに沿って通過する空気は、外壁４内の一次空気用および希釈空気用のためのオリフィス１８および１９（図２）を介して燃焼室内に浸透する流れと、下流側に位置する構成要素を冷却するために外側フランジ７内の穴を通り抜ける流れとの間で共有される。

一次空気の入口オリフィス１６および１８は、内壁３および外壁４それぞれの円周の周りに規則的に分散され、室１の軸上で心出しされ、希釈空気の入口オリフィス１７および１９は、内壁３および外壁４それぞれの円周上に規則的に分散され、オリフィス１６および１８の下流側の、室１の軸上で心出しされる。

内側環状壁３および外側環状壁４はまた、冷却用空気を通過させるための微小穿孔（図示せず）も含む。

作動においては、外側環状壁４および内側環状壁３は、異なる温度を有するゾーンを有し、この温度の不均一性は、互いに異なって影が付けられたゾーン２０、２１、２２、および２３の形態で図２に概略的に示されている。

この現象は特に内側環状壁３に関するものである。これらの温度ゾーンには、温度が上昇するに従って大きくなる番号が与えられる。したがってゾーン２０は、最小の温度勾配にさらされる比較的「低温」のゾーンであり、一方でゾーン２３は、最大の温度勾配にさらされる、「高温」のゾーンである。ゾーンのこの分布は、単に例として挙げられており、詳細には燃焼室１の具体的な構造に起因するものである。

さまざまなゾーン２０から２３の存在および場所は、計算によるシミュレーションによって、または燃焼室が作動状態になってから、温度に応じて局所的に色が変化するような温度に反応する塗料を塗布することによって明らかになり得る。

本発明によれば、内壁３は、前記壁の長手方向軸に沿っておよび／または円周方向に沿って変わる厚さおよび／または性質を有する単一厚さの材料によって構成される。

図に示される実施形態では、異なる温度のゾーン２０から２３を有する内壁の厚さが、局所的に変えられる。

したがって、図３に示されるように、内側環状壁３は、単一厚さの材料として作製され、これは、より大きい厚さｅ１（図３を参照）のゾーン、たとえばゾーン２２および２３と、より小さい厚さｅ２のゾーン、たとえばゾーン２０および２１とを有する。

より厚いゾ−ンは、作動時、高温、たとえば約１０００°Ｃの温度にさらされるものである。これらのゾーンは、１ミリメートル（ｍｍ）から２ｍｍの範囲にある厚さｅ１、好ましくは約１．５ｍｍである厚さを有する。反対に、より薄いゾーンは、作動時、より低い温度にさらされるゾーンである。これらのゾーンは、０．５ｍｍから１ｍｍの範囲内に位置する厚さｅ２を有し、これらは好ましくは約１ｍｍの厚さである。

外側環状壁４は、１ｍｍから１．５ｍｍの範囲内にあり、好ましくは約１．２ｍｍである、ほぼ一定の厚さを有する。

例として言えば、周回体を形成する壁が１．５ｍｍの一定の厚さを有する従来技術の燃焼室を基点として、より軽い重量のものであり、１．２ｍｍの厚さを備えた外壁と、高温ゾーンでは１．５ｍｍの厚さおよびより低温ゾーンでは１ｍｍの厚さを有する内壁とを有する燃焼室であって、その重量が、すべての壁が１．２ｍｍに等しい一定の厚さの有する燃焼室の重量と同じものである、燃焼室を作り出すことがこうして可能である。

本発明の燃焼室、特に厚さが変わるその内壁３は、機械加工によって作製される。

あるいは、厚さが変わる内壁３は、金属板を伸張し、成形することによって作製される。

図に示されない実施形態では、厚さが変わるゾーンは、最高温ゾーン内の高温に耐える材料から作製されたゾーンと、そのような高温には耐えないが、より低温ゾーンでは重量がより軽くなる材料から作製されたゾーンとを含むように、異なる性質のゾーンによって置き換えられても、またはこれらを含んでもよい。

同様に、異なる性質のゾーンは、割れの形成を回避するように作用することができ、このとき材料は、最初にけん引応力がかけられるゾーン、すなわち割れが始まり得るゾーンが、連続的なゾーンの挙動の結果、実際には圧縮応力がかけられるように局所的に変更される。

これらの実施形態の各々は、燃焼室の重量を低減しながら、高温に耐えるその能力、したがってその寿命を向上させることを可能にする。

内壁３の厚さおよび／または性質が変わるゾーンは、特に、噴射装置１２間に位置するゾーン、一次空気および希釈空気の穴１６および１７を含むゾーン、環状締め付けフランジ６を含むゾーン、および多数の穿孔を含むゾーンである。

Claims (7)

1. 環状室の端壁（５）によって互いに接続された周回体を形成する内側環状壁および外側環状壁（３、４）を備える、航空機ターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジン用の燃焼室（１）であって、その内壁（３）が、前記壁（３）の長手方向軸に沿ってかつ円周方向に変わる厚さ（ｅ１、ｅ２）および／または性質を有する単一厚さの材料によって構成され、一方でその外側環状壁（４）は、ほぼ一定である厚さを有することを特徴とする、燃焼室（１）。
2. 単一厚さの材料によって構成されたその内壁が、より大きい厚さ（ｅ１）のものである大きい温度勾配を有する少なくとも１つの「高温」ゾーン（２３、２２）と、より小さい厚さ（ｅ２）のものであるより小さい温度勾配の少なくとも１つの「低温」ゾーン（２１、２０）とを有することを特徴とする、請求項１に記載の燃焼室（１）。
3. 単一厚さの材料として構成されたその内壁が、異なる材料から作製された少なくとも２つの隣接するゾーンを有することを特徴とする、請求項１または請求項２に記載の燃焼室（１）。
4. 厚さが変わるその内壁が、機械加工によって作製されることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の燃焼室（１）。
5. 厚さが変わるその内壁が、金属板を伸張させ、成形することによって作製されることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の燃焼室（１）。
6. その内壁の厚さ（ｅ１、ｅ２）および／または性質が変わるゾーンが、噴射装置（１２）間に位置するゾーンと、一次空気および希釈空気の穴（１６、１８；１７、１９）を含むゾーンと、環状の締め付けフランジ（６、７）を含むゾーンと、多数の穿孔を含むゾーンとを含む群の１つのゾーン形成部分を含むことを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載の燃焼室（１）。
7. 請求項１から６のいずれか一項に記載の燃焼室（１）を含む、航空機ターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジン。

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