JP2018507382A - 飛行機のタービンエンジンの噴射システムと燃料噴射ノズルの間の封止デバイス - Google Patents

Abstract

本発明は、噴射システムと燃料インジェクタを備えた、飛行機のタービンエンジン燃焼室用の配置構成（２００）に関し、噴射システムは、スプレーノズルガイド（２６）を備え、その内面（４０）は、外側ケーシング（８５）を備えた、ノズル（８２）をセンタリングするための開口部（４０′）を区切る。本発明によれば、配置構成は、ガイド（２６）の内面（４０）と外側ケーシング（８５）の間に封止デバイス（１００）を備え、デバイス（１００）が、外側ケーシング（８５）内の溝（１０８）に収容される第１の部分（１０２）を備え、溝は、下流側区切り面（１０８ａ）によって部分的に区切られ、第１の部分（１０２）は第１の封止面（１１４）を有して、下流側区切り面（１０８ａ）に軸方向に当接し、ガイド（２６）の内面（４０）に半径方向に当接する第２の封止面（１１６）を有する第２の部分（１０４）、を備えている。

Description

本発明は、飛行機のタービンエンジン用の燃焼室の分野に関する。より詳細には、本発明は、そのようなタービンエンジン燃焼室用の燃料インジェクタおよび空燃混合物を噴射する噴射システムに関する。

飛行機のタービンエンジン燃焼室への空燃混合物の従来型噴射システムは例えば、特許文献１から知られている。

噴射システムは、燃焼室に対して固定された部分を備える。固定された部分は、燃焼室の底に固定されたミキサーボウルと、ベンチュリと空気旋回器を備える。ベンチュリと空気旋回器は、ミキサーボウルから上流に配置される。

噴射システムはさらに、固定された部分に対して自由に移動可能な摺動クロスメンバーを備えている。「噴射ノズルガイド」とも呼ばれる摺動クロスメンバーは、燃料インジェクタを噴射システムに機械的に接続するように構成される。このガイドは、作動中および／または燃焼室内でのインジェクタと噴射システムの組み付け中に、噴射システムに対するインジェクタの不整合を少なくとも部分的に補償することを特に目的としている。

ガイドは、インジェクタノズルがその中でセンタリングされるセンタリングオリフィスを区切る内面を有する。ノズルは、インジェクタノズルの長軸にセンタリングされた外側ケーシングを備える。こうして、ガイドとインジェクタノズルの外側ケーシングは、ガイドの前記内面に対応するそれらの接触面で磨耗を蒙る。この磨耗は、特にエンジン振動によって発生し、噴射システムに対するインジェクタの不整合によって悪化する。

すると、設置の耐用期間中にガイドとインジェクタノズル間に望ましくない隙間が生じる。この隙間の主な結果は、燃焼室の底部のほうに付加的な制御されない空気流が生じることである。一般に、その結果として燃焼室の性能の低下が生じる。この望ましくない空気流は、燃焼室の作動、特に火炎安定性、室の燃焼停止の危険、または飛行中の再着火能力に関して重要な妨げをもたらす。

さらに、過度の磨耗は、インジェクタノズルの、その外側ケーシングの交換等の大規模な修理を必要にし、この解決策の全体的なコストに、軽視できない影響を及ぼす。

欧州特許出願公開第１７３１８３７号明細書

本発明は、従来技術による解決策で遭遇された課題を少なくとも部分的に解決することを目的とする。

このことを達成するために、本発明の第１の主題は、飛行機のタービンエンジン燃焼室用の配置構成であり、この配置構成は、燃焼室に空燃混合物を噴射するシステムと、噴射ノズルを備えた燃料インジェクタを備え、噴射システムは噴射ノズルガイドを備え、その内面はセンタリング開口部を区切り、その中に、インジェクタノズルの長軸にセンタリングされた外側ケーシングから構成されるインジェクタノズルがある。

本発明によれば、配置構成はさらに、ガイドの内面とインジェクタノズルの外側ケーシングの間の封止デバイスを備え、封止デバイスが、
−外側ケーシング内の溝に収容される第１の部分を備え、前記溝は前記長軸の周りに延在し、また、下流側区切り面によって部分的に区切られ、第１の部分は第１の封止面を有して、溝の前記下流側区切り面に軸方向に当接し、
−インジェクタノズルガイドの前記内面に半径方向に当接する第２の封止面を有する第２の部分、を備えている。

したがって、本発明は、燃焼室の底部に向かって付加的な空気流が発生するリスクを回避／制限するために、封止デバイスがインジェクタノズルとガイドの間に留置されているという特殊な特徴を有する。その結果一般に、性能と、燃焼室の耐用年数が増強される。

この封止デバイスは、ガイドとインジェクタノズルの間の磨耗を制限し、従来技術による解決策で必要なインジェクタノズルを修理するための大掛かりな操作を回避するための磨耗インジケータとして賢明に利用され得る。インジェクタノズルの外側ケーシングとガイドの内面との間に隙間が設けられることが好ましいため、本発明に特有の封止デバイスは、磨耗計として働く犠牲部品のように、優先的に消費される。したがってそれは、インジェクタノズルに過度の損傷が起こる前に容易に交換され得る。

最後に、封止デバイスの質量は問題にならないものであり得るため、本発明によって提案される解決策は特に有益であることに注目すべきである。

本発明はさらに、単独の、または組み合わせた、以下の付加的な特徴の少なくとも１つを有することが好ましい。

封止デバイスの前記第１および第２の部分は、両部分間の接続半径に対して略直角となるように配置され、前記第２の部分は、前記接続半径から軸方向後方に延出する。好ましくは、第１と第２の部分は単一片から形成される。これら２部分間の直角なレイアウトは、有利には中空を形成でき、その中空内に圧縮機ユニットからの加圧空気が、軸方向半径方向統合圧力を引加し、封止デバイスの前記第１と第２の封止面での接触力を強化する。

前記第２の部分は、接続半径に配置された上流側軸方向端部と下流軸方向端部を備え、前記上流側軸方向端部は半径方向内側に折り込まれる。そのような環状の折り込み部は、適切なツールを用いて封止デバイスを上流方向に引き抜くことをより容易にする。

前記封止デバイスは、全体的にスプリットリングの形態である。リングのスリットは好ましくは直線状であって、このリングの軸線に対して傾斜している。これは、リングのスリットによって生じる空気漏れの回転を生じさせる。したがって、回転の方向と角度は、燃焼室内の空気流への統合を最適化するべく選択される。

前記溝は、前記下流側区切り面に面した上流側区切り面によって部分的に区切られ、上流側区切り面は、封止デバイスの第１の部分の内端から半径方向外側に延出する。この構成は、ガイドへのインジェクタノズルの挿入中に、封止デバイスがその溝から逸脱するかもしれないというリスクを制限する。次にデバイスは、封止デバイスの第１の部分の内端にある止めによって、溝の上流側区切り面と接して保持され得る。

封止デバイスは好ましくは金属製であり、好ましくはほぼ一定の厚さを有する。

噴射ノズルの前記外側ケーシングは、全体的に球形の外面を有し、言い換えると、その形状は従来型である。

本発明の別の目的は、少なくとも１つのそのような配置構成を備えた飛行機のタービンエンジンである。

最後に、本発明の目的は、以下のステップを含む、そのような配置構成の組み付け方法である：
−インジェクタノズルの外側ケーシング上に形成された溝内に封止デバイスを配置する、
−封止デバイスが嵌ったインジェクタノズルを、ノズルをその長軸の方向に沿って移動させることにより、センタリング開口部内に挿入する。

本発明のその他の利点および特徴は、以下に挙げる非限定的な詳細な説明に記載される。

本発明は、添付の図面を参照して、純粋に情報として挙げられ、決して限定的ではない例示的実施形態の説明を読めば、より良く理解されるであろう。

本発明の好ましい実施形態による配置構成を含む、タービンエンジン用の燃焼室の部分縦断図である。 前図に示した配置構成の斜視図である。 前図に示した配置構成の長手方向断面図である。 図２および３に示した配置構成の一体部分を形成する燃料インジェクタの斜視図である。 前図に示した配置構成の部分の拡大斜視図である。 前図に示した配置構成の部分の長手方向断面図である。 前図に示した配置構成に嵌った封止デバイスの第１の実施形態の斜視図である。 前図に示した図の正面図である。 前図に示した配置構成に嵌った封止デバイスの第２の実施形態の斜視図である。 前図での図の正面図である。

図１は、タービンエンジンの軸線周りに環状の形状である飛行機のタービンエンジン１の燃焼室２を図式的に表す。燃焼室２は、固定型内側ケーシング壁４と外側ケーシング壁６を備える。外側ケーシング壁６と外側室壁１２は空気流路１４を区切る。内側ケーシング壁４と内側室壁８は第２の空気流路１０を区切る。内側室壁８と外側室壁１２は、燃焼室２の室底部１６を介して接続される。

本明細書を通じて、「上流」および「下流」方向は、矢印５によって図式的に示される、燃焼室２内の空気と燃料の一般的な流れの方向に関して規定される。この方向は、タービンエンジン１内の排気ガスの流れ方向にも概ね対応する。

複数の噴射システム１８が室底部１６に嵌合しており、図１ではそのうち１つのみが見える。噴射システム１８は摺動クロスメンバー２６を備え、それは「インジェクタノズルガイド」とも呼ばれ、さらに、噴射システム１８の固定型下流部分２５を含む。噴射システム１８は、インジェクタノズル８２のところでガイド２６に設置された燃料インジェクタ８０に接続される。

図１から３を参照すると、噴射システム１８の固定型下流部分２５は、ベンチュリ２７と、スワラー２４と、室底部１６に固定されたミキサーボウル２８を備える。固定型下流部分２５はミキサーボウル２８の回転軸３の周りで略回転対称である。ミキサーボウル２８の回転軸３は通常、噴射システム１８の回転軸３に一致し、特に、ガイド２６の回転軸３に一致する。この軸３は、インジェクタノズル８２の長軸にも対応する。

スワラー２４は、ミキサーボウル２８に固定されて取り付けられている。スワラー２４は、空気を、ミキサーボウル２８の軸３の周りで回転駆動する機能を有する、第１段階のブレード３０と第２段階のブレード３２を備える。第１段階のブレード３０のブレードは、第２段階のブレード３２のブレードと同じ方向に回転してもよいし、または反対方向に回転してもよい。

ミキサーボウル２８は、概ねミキサーボウル２８の軸３の周りでの回転の形状にテーパ状になっている。ミキサーボウル２８は、スプリットリング２２を介して、また、可能性としてはデフレクタ２０を介して室１６の底部に接続される。

ガイド２６は、噴射システム１８の固定型下流部分２５に対して自在に移動可能である。より正確には、ガイド２６は、固定型下流部分２５のハウジングリング３５上で自在に摺動するように取り付けられている。

ハウジングリング３５は壁３４を備え、その壁３４に接触してガイド２６が摺動できる。壁３４は、噴射システム１８の固定型下流部分２５の縁４４と協働して、摺動クロスメンバーシュー３６のハウジング２９を画定する。壁３４と縁４４は、単一部分を形成するためにモノブロックであってもよい。

ガイド２６は長軸３の周りに環状である。ガイド２６は、固定型下流部分２５と当接するように構成されたシュー３６と、燃料インジェクタ８０をプリセンタリングして、インジェクタノズル８２が引き続きガイド２６のセンタリング部３９に収容され得るように設計されたテーパ状のプリセンタリング部３８を備える。例えば、プリセンタリング部３８の一般的形状はテーパ状である。プリセンタリング部３８は、中心線３を備えた円筒形内面４０を有するセンタリング部３９に開放し、その中にインジェクタノズルが収容されることになるセンタリング開口部４０′を区切る。

ガイド２６は、プリセンタリング部３８、シュー３６およびセンタリング部３９がただ単一の部分を形成するように、好ましくはモノブロックである。

ガイド２６は、シュー３６とセンタリング部３９の接合部付近に周縁方向に分布した排出穴３３を備えており、これらの穴は、放出空気流を噴射システム１８に導入するために用いられる。放出空気流の機能は、燃料がインジェクタノズル８２周辺に停滞することを防止することである。

インジェクタノズル８２は、インジェクタ本体８１の端部に、空力的または空気力学的設計を有するインジェクタ８０の環状末端部分に配置されている。インジェクタノズル８２は外側ケーシング８５を備え、外側ケーシングは軸３にセンタリングされ、全体的に球状の外側センタリング面８４を備える、また、より正確には球の形状のセグメントを画定する。

操作隙間は、好ましくは、センタリング開口部４０′を画定する内面４０と、インジェクタノズル８２の外側センタリング面８４の間に選択される。ガイド２６とインジェクタノズル８２の間の機械的接続は、特にインジェクタ８０および噴射システム１８の製造公差、燃焼室２内でのインジェクタ８０と噴射システム１８の組み付け公差、および、噴射システム１８に対するインジェクタ８０の差動膨張によって部分的に引き起こされる不整合を少なくとも部分的に補償する。

作動中、燃焼室２および、特に各噴射システム１８は、通路４６での与圧空気を矢印４８の方向に供給される。上流側に配置された圧縮機ユニットからの与圧空気は、燃焼室２の燃焼または冷却用に用いられる。この空気の一部は、矢印５２で図式的に示すようにカバー５０の中央開口部で燃焼室２に加えられ、そのとき、空気の別の部分はそれぞれ方向５４および５６に沿って空気流路１０および１４のほうに流れ、次に、方向６０に沿って流れる。矢印６０で図式的に示される空気流は次に、主開口部および蒸留開口部を通って燃焼室２に入りこむ。

センタリング開口部４０′を画定する内面４０と、インジェクタノズル８２の外側センタリング面８４の間の空気流を極減することが必要である。この寄生空気流は、燃焼室の差動、特に、火炎安定性、室の燃焼停止のリスクおよび飛行中の再着火能力に関して重要な妨げを生じ得る。この寄生空気流は、ガイド２６とインジェクタノズル８２の間の操作隙間が小さいことにより、構造によって制限される。それでもなお、これらの部分に少しでも磨耗があれば、隙間は増加する可能性があるため、寄生空気流を増強する。この状況を防止するため、本発明は、インジェクタノズル８２とそのガイド２６の間に封止デバイス１００を挿設することを巧妙に含み、このデバイス１００は、図４に示すようにノズル８２の外側ケーシング８５上に組み付けられている。

ここから、燃焼室付近の高い周囲温度に耐えるように設計されたこの金属製封止デバイス１００について、図５および６を参照してより詳細に説明する。

デバイス１００は、軸３にセンタリングされた環状の形状である。デバイス１００は、インジェクタノズル８２の外側ケーシング８５への容易な組み付けを可能にするためのスプリットリングに全体的に対応する。デバイス１００は、単一片で形成され、好ましくは一定の厚さを有する。デバイス１００は、本質的に、それぞれが環状帯の形状である２つの部分１０２、１０４を備え、これらの部分１０２、１０４は、接続半径１０６によって相互に接続される。２つの部分１０２、１０４は互いに対して略直角に配置され、第１の部分１０２は半径方向に延出するのに対し、第２の部分１０４は軸方向に延出する。より正確には、デバイス１００の第１の部分１０２は、外側端１０２ａと、溝１０８内に収容された内端１０２ｂを備えている。第２の部分１０４は下流側軸方向端部１０４ａと上流側軸方向端部１０４ｂを有する。端部１０２ａ、１０４ａは接続半径１０６によって接続され、それにより、デバイスの第２の部分１０４がこの接続半径から軸方向後方に延出するようになる。第１と第２の部分１０２、１０４の半体区分はこのように、直角で丸まった隅部を形成する。角度はさらに、その２つのフランジの間で上流方向に開いた凹部１１０を画定する。

第２の部分１０４の上流側軸方向端部１０４ｂは、上流方向に、適切なツールを用いて引き抜かれるときにデバイス１００の把持を助長するために、半径方向内側に折り込まれる。

第１の部分１０２の内端１０２ｂは、ケーシング８５上に形成された溝１０８内に収容され、この溝は、半径方向外側に開放し、軸３上にセンタリングされる。溝１０８は、第１の部分１０２の内端１０２ｂから、この第１の部分の熱膨張を可能にするために、一定の半径方向距離のところにある底部１１２によって区切られる。溝１０８は、互いに軸方向に面して配置された、下流側区切り面１０８ａと上流側区切り面１０８ｂによって区切られる。

第１の部分１０２は、溝の下流側区切り面１０８ａに軸方向に当接してガイド２６とインジェクタノズル８２の間の封止を形成する第１の封止面１１４を有する。第１の封止面１１４は、第１の帯形状部分１０２の下流面に対応する。同様に、第２の部分１０４はガイド２６の内面４０に半径方向に当接する第２の封止面１１６を有する。第２の封止面１１６は、第２の帯形状部分１０４の半径方向外側面に対応する。

圧縮機ユニットからの与圧空気が、封止デバイス１００によって画定される凹部１１０に入り込むと、封止面１１４、１１６での接触力が強化されて、さらに高性能の封止を得る。さらに、デバイス１００は、インジェクタノズル８２の外側ケーシング８５よりも早期に磨耗して、磨耗インジケータとしても働く犠牲部品を形成する。したがって、ガイドと、その他のケーシング８５との間の磨耗が問題となり、大掛かりな措置が必要となる前に容易に交換可能である。これに関して、デバイス１００との接触から生じる、溝の下流制限面１０８ａでのケーシング８５の磨耗によって、密封性は影響されないことに留意すべきである。中空１１０内の空圧は、デバイス１００を溝の表面１０８ａと接触するように付勢し、したがって、下流側区切り面１０８ａと第１の封止面１１４の間に生じ得る磨耗隙間を補償する。

インジェクタと噴射システムを備えたアセンブリ２００の組み付けの第１のステップは、図４に示すように、インジェクタノズルの外側ケーシングに形成された溝に封止デバイス１００を設置することである。封止デバイス１００は、セグメントに分割されたリング１００を開けて、次に溝に半径方向に対面する位置に来たときにリング１００を閉じることによって位置決めされる。

封止デバイス１００が嵌ったインジェクタノズル８２は次に、ノズル８２をその長軸３に沿った方向に動かすことでセンタリング開口部４０′に挿入される。この挿入は、アセンブリをプリセンタリングする接続半径１０６によって助長される。さらに、デバイス１００が溝１０８から逸脱するリスクは、上流側区切り面１０８ｂが、封止デバイス１００の第１の部分１０２の内端１０２ｂを超えて半径方向外側に延出するため、非常に低い。すると、挿入中に、デバイス１００は、溝の上流側区切り面１０８ｂと接触してこの内端１０２ｂにある止め具によって保持され得る。

ここで、スプリットリング１００の第１の実施形態を、図７ａおよび７ｂを参照して説明する。この場合、リングのスリット１２０は直線状であって、このリングの軸３に対して傾斜している。これが、リングのスリットによって生じる空気漏れの回転を引き起こし、この回転の方向および角度は、燃焼室内の空気流に可能な限りうまく混合するように選択される。図８ａおよび８ｂに示す第２の実施形態によれば、スリットは略Ｚ字形状であって、このスリット１２０の中心部分は周方向に延出して、リング１００の２つの端部の軸方向重複領域に対応する。

明らかに、本件の専門家ならば、本発明の提示の枠組みから外れることなく、説明してきた本発明に、種々の変更を施すことができるだろう。

１ タービンエンジン
２ 燃焼室
３ 回転軸
４ 内側ケーシング壁
６ 外側ケーシング壁
８ 内側室壁
１０ 空気流路
１２ 外側室壁
１４ 空気流路
１６ 室底部
１８ 噴射システム
２０ デフレクタ
２２ スプリットリング
２４ スワラー
２５ 下流部分
２６ ガイド
２７ ベンチュリ
２８ ミキサーボウル
２９ ハウジング
３０ 第１段階のブレード
３２ 第２段階のブレード
３３ 排出穴
３４ 壁
３５ ハウジングリング
３６ 摺動クロスメンバーシュー
３８ プリセンタリング部
３９ センタリング部
４０ 内面
４０′ センタリング開口部
４４ 縁
５０ カバー
８０ 燃料インジェクタ
８２ インジェクタノズル
８４ 外側センタリング面
８５ 外側ケーシング
１００ 封止デバイス
１０２ 第１の部分
１０２ａ 外側端
１０２ｂ 内側端
１０４ 第２の部分
１０６ 接続半径
１０８ 溝
１０８ａ 下流側区切り面
１０８ｂ 上流側区切り面
１１０ 凹部
１１２ 底部
１１４ 第１の封止面
１１６ 第２の封止面
１２０ スリット
２００ アセンブリ

Claims (10)

1. 飛行機のタービンエンジン（１）の燃焼室（２）用の配置構成（２００）であって、前記配置構成は、前記燃焼室（２）に空燃混合物を噴射するシステム（１８）と、インジェクタノズル（８２）を備えた燃料インジェクタ（８０）を備え、前記噴射システム（１８）はスプレーノズルガイド（２６）を備え、その内面（４０）はセンタリング開口部（４０′）を区切り、その中に、インジェクタノズルの長軸（３）にセンタリングされた外側ケーシング（８５）から構成されるインジェクタノズル（８２）があり、
   前記配置構成がさらに、前記ガイド（２６）の内面（４０）と前記インジェクタノズルの外側ケーシング（８５）の間の封止デバイス（１００）を備え、前記封止デバイス（１００）が、
   前記外側ケーシング（８５）内の前記長軸（３）の周りに延在し、また、下流側区切り面（１０８ａ）によって部分的に区切られる溝（１０８）に収容される第１の部分（１０２）であって、第１の封止面（１１４）を有して、前記溝の前記下流側区切り面（１０８ａ）に軸方向に当接している前記第１の部分（１０２）と、
   前記インジェクタノズルガイド（２６）の前記内面（４０）に半径方向に当接する第２の封止面（１１６）を有する第２の部分（１０４）と、を備えていることを特徴とする配置構成。
2. 前記封止デバイス（１００）の前記第１および第２の部分（１０２、１０４）は、両部分間の接続半径（１０６）に対して略直角となるように配置され、前記第２の部分（１０４）は、前記接続半径（１０６）から軸方向後方に延出することを特徴とする請求項１に記載の配置構成。
3. 前記第２の部分（１０４）は、前記接続半径（１０６）に配置された上流側軸方向端部（１０４ｂ）と下流軸方向端部（１０４ａ）を備え、前記上流側軸方向端部（１０４ｂ）は半径方向内側に折り込まれることを特徴とする請求項２に記載の配置構成。
4. 前記封止デバイス（１００）は、全体的にスプリットリングの形態であ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配置構成。
5. 前記リングのスリット（１２０）は好ましくは直線状であって、このリングの軸線に対して傾斜していることを特徴とする請求項４に記載の配置構成。
6. 前記溝（１０８）は、前記下流側区切り面（１０８ａ）に面した上流側区切り面（１０８ｂ）によって部分的に区切られることを特徴とし、また、前記上流側区切り面（１０８ｂ）は、前記封止デバイスの前記第１の部分（１０２）の内端（１０２ｂ）から半径方向外側に延出する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配置構成。
7. 前記封止デバイス（１００）は金属製であり、その厚さが好ましくはほぼ一定であ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配置構成。
8. 前記噴射ノズル（８２）の前記外側ケーシング（８５）は、全体的に球形の外面（８４）を有することを特徴とする請求項１から７のいずれか一項に記載の配置構成。
9. 請求項１から８のいずれか一項に記載の少なくとも１つの配置構成（２００）を備えた飛行機のタービンエンジン（１）。
10. 前記インジェクタノズル（８２）の前記外側ケーシング（８５）上に形成された溝（１０８）内に封止デバイス（１００）を配置するステップと、
    前記封止デバイス（１００）が嵌ったインジェクタノズル（８２）を、前記ノズル（８２）をその長軸（３）の方向に沿って移動させることにより、前記センタリング開口部（４０′）内に挿入するステップと、
    を含むことを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載の配置構成（２００）の組み付け方法。

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