JP2013517445A - 反対方向に回転する接線方向流れを有する多穿孔燃焼室 - Google Patents
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Description
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- 特にタービンエンジン用の燃焼室(100、200)にして、軸線(A)を中心とする環状形状と、内側環状壁(102)と、外側環状壁(104)と、前記軸線を中心として延在する環状チャンバ端部壁(106)とを有し、前記チャンバ端部壁が、内側環状壁と外側環状壁との間で半径方向に延在し、チャンバ端部壁には、燃料噴射器を受け入れるための少なくとも1つの開口(110)が設けられ、前記開口が、環状線と内側環状壁との間で半径方向に延在する第1のチャンバ端部壁部分(106a)、および環状線と外側環状壁との間で半径方向に延在する第2のチャンバ端部壁部分(106b)を画定する環状線(113)上に実質的に中心を置き、その燃焼室では、複数の第1のチャネル(114)が、第1のチャンバ端部壁部分に形成され、複数の第2のチャネル(116)が、第2のチャンバ端部壁部分に形成される燃焼室であって、第1および第2のチャネルが、接線方向に延在しながらチャンバ端部壁に直角な法線ベクトル(n)に対して傾斜され、第1のチャネルは、空気が第1の回転方向(SG1)に燃焼室の軸線を中心として流れることを可能にするように配置されるが、一方、第2のチャネルは、空気が第1の回転方向と反対の第2の回転方向(SG2)に燃焼室の軸線を中心として流れることを可能にするように配置されることを特徴とする、燃焼室。
- 開口と協働する少なくとも1つの旋回器(112)をさらに含み、旋回器が、第1および第2の回転方向と一致して開口を中心として回転空気流(T1、T2)を発生させるように配置されることを特徴とする、請求項1に記載の燃焼室。
- 第1および第2のチャネル(114、116)が、10°から40°の範囲にある角度(α、β)で前記ベクトルに対して傾斜されることを特徴とする、請求項1または2に記載の燃焼室。
- 複数の第3のチャネル(118)が、第1の端部壁部分に形成され、前記第3のチャネルが、半径方向に延在しながら前記ベクトルに対して傾斜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。
- 第3のチャネル(118)が、空気の略向心半径流(SG3)を形成するように配置されることを特徴とする、請求項4に記載の燃焼室。
- 第3のチャネル(118)が、内側環状壁の近くに配置されることを特徴とする、請求項4または5に記載の燃焼室。
- 複数の第4のチャネル(120)が、第2の端部壁部分(106b)に形成され、前記第4のチャネルが、半径方向に延在しながら前記ベクトルに対して傾斜されることを特徴とする、請求項1から6のいずれか一項に記載の燃焼室。
- 第4のチャネル(120)が、空気の略遠心半径流を形成するように配置されることを特徴とする、請求項7に記載の燃焼室。
- 第4のチャネル(120)が、外側環状壁(104)の近くに配置されることを特徴とする、請求項7または8に記載の燃焼室。
- 請求項1から9のいずれか一項に記載の燃焼室(100、200)を含むことを特徴とする、航空機タービンエンジン(10)。
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