JP4277020B2 - パルス燃焼エンジン - Google Patents

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Description

本発明は、パルス燃焼エンジンに関し、より詳細には、ハイブリッド・パルス燃焼タービン・エンジンに関する。
従来のガスタービン・エンジンでは、連続的な、ほぼ定圧(ランキンサイクル)モードで燃焼が生じる。そのような従来のガスタービン・エンジン燃焼は評判が悪く、非効率的であり、効率を向上するための努力が多くなされている。
より燃焼効率の高い、ほぼ定容量燃焼型パルス・デトネーション・エンジン(pulse detonation engine(PDE))を、タービン・エンジンの燃焼器に適用することが提案されている。汎用的なPDEにおいて、燃料と酸化剤(例えば、空気などの酸素含有ガス)は、通常、(例えば、空気に混合された炭化水素燃料の小滴又は蒸気である)混合気として入口弁を通って、上流の入口端から細長い燃焼室に入る。この燃料混合気が導入されると弁は閉じ、燃料混合気を起爆させるために点火装置が利用される(直接、又は燃焼へ移行する爆燃のいずれか)。デトネーション(爆ごう)波(detonation wave)は、燃料/空気の混合気が出口から相当量排出される前に、混合気の十分な燃焼によって生じる超音速で出口に向かって伝播する。燃焼により、十分なガスが慣性的に出口を通って放出する前にチャンバ内の圧力は急速に上昇する。この慣性閉じ込めによる効果は、定容量に近い燃焼を生じさせるものである。PDEにおいて、本質的な爆燃による燃焼を使用することも又提案されている。米国特許出願公開第2004/0123582号明細書、米国特許出願公開第2004/0123583号明細書及び欧州特許出願公開第1435447号明細書並びに欧州特許出願公開第1435440号明細書は、パルス燃焼ガスタービン・エンジンの種々の形態を開示している。
米国特許出願公開第2004/0,123,582号明細書、 米国特許出願公開第2004/0,123,583号明細書 欧州特許出願公開第1,435,447号明細書 欧州特許出願公開第1,435,440号明細書
従って、本発明は効率が改善された、タービン・エンジンに適用可能なパルス燃焼装置を提供するものである。
本発明は、
外側壁と、複数のアパーチャを有する内側壁と、内側壁によって外側壁から分離される内部空間を有するコンジットと、
周期的に燃料混合気を内部空間に供給するように配置される導入システムと、
供給された燃料混合気を点火するよう配置される点火システムと、
複数のアパーチャを介して少なくとも周期的に冷却空気を方向付けるよう配置される、流れ方向付け面、
を含んでなることを特徴とする、パルス燃焼装置を提供する。ここで、前記内側壁はポケットの列を有し、かつ、複数のアパーチャは、各ポケットに関し、そのポケットの内側と、内側壁と外側壁の間の空間との間の第1のアパーチャと、ポケットの内側と内部空間の間の第2のアパーチャを有するものであってよい。また、複数のアパーチャを有する中間壁を、前記外側壁と内側壁の間に配置して、冷却空気を、内側壁に到達する前に、その中間壁によって方向付けすることもできる。さらに、内側壁はポケットの列を有し、かつ、内側壁の複数のアパーチャは、各ポケットに関し、そのポケットの内側と、内側壁と中間壁の間の空間との間の第1のアパーチャと、ポケットの内側と内部空間の間の第2のアパーチャを有する形態であってもよい。ここで、内側壁は、内側層と、内側層に固定され、かつ、ブリスター列を有することにより、内側層と協働してポケットを形成する、外側層を有することが好ましい。点火システムは、燃料混合気のデトネーションを誘発するのに効果的である。
本発明は又、
軸を有するケースと、
圧縮機と、
タービンと、
周方向における燃焼チャンバ・コンジットの列、
を含んでなり、
コンジットは、圧縮機の下流かつタービンの上流に位置し、その列は、各コンジットが、上流からの燃料混合気を収容する燃料混合気供給ゾーンから、燃料混合気の燃焼生成物を下流において排出するための排出ゾーンへと周期的に移動させるよう、軸を中心とする第1の方向においてケースに対して連続的に回転するよう支持され、
前記コンジットは、
外側壁と、
内側壁と、
内側壁によって外側壁から分離され、かつ、それぞれが少なくとも1つの外部ポートと少なくとも1つの内部ポートを有するポケット列を有する内部空間、
を含んでなることを特徴とする、タービン・エンジンを提供するものである。ここで、内側壁は、第1の層と、第1の層に固定され、かつ、第1の層と協働してポケットを形成する外向きのブリスターを有する第2の層と、第2の層の外側に位置し、かつ、オリフィス列を有する第3の層、を含んでなるものであってよい。また、このエンジンは、圧縮機とタービンを十分に通る第1の空気流を有し、第1の空気流の第1の部分は、燃料混合気供給ゾーンの燃焼チャンバ・コンジットを通り、かつ、第1の空気流の第2の部分は燃焼を迂回し、第2の部分に対する第1の部分の質量流量比は1:1から1:3であってよい。ここで、エンジンがターボファン・エンジンの場合、第1の空気流はコア空気流であり、さらに、迂回空気流は、圧縮機とタービンを迂回し、コア空気流に対する迂回空気流の質量流量比は3:1から9:1である。燃焼はデトネーションを含む。また、このエンジンにおいて、列はフリースプール上にあり、かつ回転は、燃焼生成物の部分的な接線方向で駆動され得る。さらに、エンジンのタービンと圧縮機のそれぞれは、高速スプールと低速スプールのそれぞれの上にある高段と低段を含んでなり、前記列はフリースプール上にあってよい。エンジンは、それぞれが、関連するコンジット内の燃料混合気の燃焼を開始させるよう、関連するコンジットの1つに対して配置される複数の点火器をさらに含むものであってよい。
本発明はさらに、
圧縮機と、
軸に沿った圧縮機と同軸のタービンと、
圧縮機からの空気を収容し、かつ、燃焼ガスをタービンに送出し、かつ、
第1と第2のチャンバを有し、複数の位置を介して軸を中心に回転するよう保持され、それら複数の位置が、
上流からの燃料混合気を収容するための少なくとも1つの燃料混合気収容位置と、
燃料混合気の燃焼を開始するための少なくとも1つの開始位置と、
燃料混合気の燃焼生成物を下流で排出するための少なくとも1つの排出位置と、
第1のチャンバと第2のチャンバを分離する壁の複数のアパーチャを介して、第2のチャンバから第1のチャンバへ冷却空気を方向付けることにより、第1のチャンバと第2のチャンバを分離するその壁を冷却する、少なくとも1つの冷却位置、
を包含する、複数の燃焼チャンバ・コンジットを有するパルス燃焼器、
を含んでなることを特徴とする、タービン・エンジンに関する。エンジンは、圧縮機からの空気中に燃料を噴射して燃料混合気を形成するための、少なくとも1つの燃料インジェクタをさらに含んでよい。上記少なくとも1つの冷却位置は、少なくとも1つの燃料混合気収容位置の大部分と共通してよい。また、コンジットのそれぞれは入口と出口を有し、かつ、少なくとも1つの排出位置が、その入口を遮断する第1の排出位置と、その入口が遮断されないパージ位置を含み、さらに、前記少なくとも1つの冷却位置が、前記少なくとも1つのパージ位置の大部分と共通するものであってよい。このエンジンは、整合された前記燃焼チャンバ・コンジットの一時的な第1の組に空気を運ぶ少なくとも第1のセクタと、整合された前記燃焼チャンバ・コンジットの一時的な第2の組の上流端を上流における連絡から遮断する少なくとも第2のセクタを有する、非回転マニフォールド部分をさらに含むものであってよい。エンジンは、少なくとも10の燃焼チャンバ・コンジットを有することが可能である。
本発明は、さらに、
外側壁と、
内側壁と、
内側壁によって外側壁から分離される内部空間
を含んでなり、
前記内側壁は、それぞれが少なくとも1つの外側出口と少なくとも1つの内側出口を有するポケット列を有することを特徴とする、燃焼器を提供する。上記ポケットのそれぞれは、ライナーに固定される外側要素内の関連するブリスターによって形成され、関連するポケットの入口は外側要素内にあり、かつ、関連するポケットの出口はライナー内にある。燃焼器は、内側壁と外側壁の間にあり、かつ、アパーチャの列を有する中間壁をさらに含んでもよい。
本発明は又、
外側壁と、
内側壁と、
内側壁によって外側壁から分離される内部空間
を含んでなり、
前記内側壁は、それぞれが少なくとも1つの外側出口と少なくとも1つの内側出口を有するポケット列を有することを特徴とする、燃焼管に関する。
さらに、本発明は、
吸入空気を圧縮することと、
それぞれのコンジットに関し、圧縮された吸入空気と燃料の燃料混合気を、コンジットが回転の燃料混合気供給部分に沿って通る際にコンジットに周期的に供給することと、
燃料混合気の燃焼を開始することと、
コンジットからの燃焼生成物を周期的に排出することと、
コンジットの壁中の複数のアパーチャを介して圧縮空気の冷却部分を周期的に供給することが包含され、かつ、
排出された生成物からワークを抽出すること、
を含んでなることを特徴とする、軸を中心に無数に回転するよう保持される複数の燃焼チャンバ・コンジットを有するタービン・エンジンを操作する方法を提供する。この方法の一態様として、各コンジットの壁が内部壁であり、燃料混合気を供給することが、冷却部分の供給と少なくとも部分的に同時に行われ、冷却部分を供給することが、内側壁の外側層中の複数のアパーチャの第1の組に冷却部分を通過させることと、内部壁の内側層中の複数のアパーチャの第2の組に冷却部分を通過させることと、内部壁の内側層中の複数のアパーチャの第3の組に冷却部分を通過させることを含んでなり、内側層は複数のブリスターを有し、かつ、第2の組のそれぞれのアパーチャは関連するブリスターの1つの外側部分内にあり、さらに、第3の組のそれぞれのアパーチャは関連する1つのブリスターの内側部分にある。
本発明の第1の態様は、パルス燃焼装置に関連する。装置は、コンジットと内部壁を備える。内部壁は、複数のアパーチャを有する。内部空間は、内部壁によって外部壁から分離されている。導入システムは、内部空間内に燃料混合気を周期的に入れるよう配置される。点火システムは、燃料混合気を点火するために設けられる。アパーチャを介して冷却空気を少なくとも周期的に方向付けるために、流れ方向付け面が設けられる。
様々な実装において、内部壁は一連の容積(ポケット)を有してもよい。各ポケットに関し、アパーチャは、そのようなポケットと、内部壁と外部壁の間の内部空間の間における第1のアパーチャと、ポケットの内側と内部空間の間に第2のアパーチャを包含するものであってよい。外部壁と内部壁の間に中間壁を配置することができ、そのような中間壁は複数のアパーチャを有するものであってよい。冷却空気は、内部壁に到達する前に中間壁を通るよう方向付けてもよい。内部壁は、内側層とそこに固定される外側層を有することができる。外側層は、内部層と協働してポケットを形成する三次元の隆起部分(エクスカーション・フィーチャー(excursion feature))(例えば、ドーム状のブリスター)の列を有してもよい。点火装置は、燃料混合気のデトネーションを誘発するのに効果的である。
本発明の第2の態様は、軸を有するケース、圧縮機、タービン及び周方向において配列された燃焼器チャンバ・コンジットを備えるタービン・エンジンに関する。コンジットは圧縮機の下流、かつ、タービンの上流に位置する。コンジットの配列は、上流からの燃料混合気を収容するための燃料混合気供給ゾーンから、下流で燃料混合気の燃焼生成物を排出するための排出ゾーンへ、各コンジットを周期的に移動させる、軸を中心とする第1の方向におけるケースに対する連続回転のために支持される。コンジットのそれぞれは、外部壁と内部壁を備える。内部空間は、内部壁によって外部壁から分離され、一連のポケット列を有する。各ポケットは、少なくとも1つの外側ポートと少なくとも1つの内側ポートを有することができる。
様々な実装において、内部壁は第1の層と、第1の層の外側表面に固定される第2の層を備える。第2の層は、第1の層と協働してポケットを形成する、一連の外側に隆起したブリスター列を有することができる。第2の層の外側に、一連のオリフィス列を備える第3の層を設けてもよい。相当量の第1の空気流が圧縮機とタービンを通るが、第1の空気流の第1の部分は燃料の燃焼器チャンバ・コンジットを通過し、かつ、第1の空気流の第2の部分は燃焼を迂回する。第2の部分に対する第1の部分の質量流量比は、1:1から1:3であってよい。エンジンは、ターボファン・エンジンであってよい。第1の空気流はコア空気流であってよく、迂回空気流は圧縮機とタービンを迂回するものであってよい。コア空気流に対する迂回空気流の質量流量比は、3:1から9:1であってよい。列は、フリースプール(free spool)上に配列されてよく、また、回転は、部分的に燃焼生成物の接線方向に生じるものであってよい。
本発明の第3の態様は、圧縮機、軸に沿った圧縮機と同軸のタービン、及び、圧縮機からの空気流を収容し、かつ、タービンに燃焼ガスを送出するパルス燃焼器を有するガスタービン・エンジンに関連する。燃焼器は、軸を中心とした回転のために複数の部分によって保持される第1及び第2の部分、即ちチャンバを有する、複数の燃焼器チャンバ・コンジットを有する。チャンバは、上流からの燃料混合気を受容する、少なくとも1つの燃料混合気受容位置と、燃料混合気の燃焼を始動する、少なくとも1つの始動位置と、燃料混合気の燃焼生成物を下流において排出する、少なくとも1つの排出位置と、壁部中の複数のアパーチャを介して、冷却空気を第2のチャンバから第1のチャンバへ送ることによって、第1と第2のチャンバを分離する壁部を冷却する、少なくとも1つの冷却位置を備える。
様々な実装において、燃料混合気を生成するために、圧縮機からの空気に燃料を噴射する、少なくとも1つの燃料インジェクタが設けられる。少なくとも1つの冷却位置は、少なくとも1つの燃料混合気受容位置の大部分と共通していてもよい。
本発明の1つ又はより多くの実施態様の詳細を、以下の関連する図面並びに詳細な説明において説明する。本発明のその他の特徴、目的及び利点については、その詳細な説明と図面、並びに特許請求の範囲から明らかとなろう。
異なる図面における同様の符号並びに名称は、同様の構成要素を示す。
タービン・エンジンに、新規な燃焼管形態を適用することができる。代表的なタービン・エンジン並びに燃焼器は、米国特許出願公開第2004/0123582号明細書、米国特許出願公開第2004/0123583号明細書及び欧州特許出願公開第1435447号明細書並びに欧州特許出願公開第1435440号明細書に示されるものを変更したものであってよい(これらの開示はそのまま、ここに参照として組み入れられる)。
図1は、長手方向中心軸500、ダクト22及びコア24を有するターボファン・エンジン20を示している。ダクト22は、コアのケース・アッセンブリ25に対して、ベーン26によって支持される。ダクトに吸入空気が入る時、ファン28は、第1の流路502に沿った迂回分流を、ダクトとコアの間で径方向に運び、かつ、コア分流を、第2の流路504に沿ってコアを介して運ぶ。ファンの下流に位置するコアにおいて、交互に配置されたロータ・ブレードとステータ・ベーンの環を有する圧縮機セクション30は、コア空気を圧縮し、さらに下流の燃焼器セクション32に送り、そこでコア空気は燃料と混合されて燃焼される。燃焼器の下流に位置する混合ダクト34は、燃料供給と燃焼を回避する空気分流と、燃料へ供給され、かつ燃焼される分流とを混合することが可能である。混合ダクトの下流では、タービンセクション36が、混合ダクトの出力によって駆動され、それにより、圧縮機とファンが駆動される。オーグメンター(図示せず)を、タービンの下流に配置してもよい。
代表的な燃焼器は、パルス燃焼コンジットとして動作し得る、環状燃焼コンジット40を備える。代表的なコンジットは、パルス・デトネーション装置として動作するが、同様の構造体も、パルス爆燃で使用可能であろう。コンジットは、エンジンの長手方向中心軸を中心として、ケース・アッセンブリに対して回転するための、回転(carousel)構造体42内に実装される。図示する実施態様において、以下でより詳細に説明すると、回転体は、タービン/圧縮機の組み合わせの高低スプールに加えて、第3のフリースプールを形成する。その他の、スプールのより多い、あるいはより少ない、圧縮機、タービンセクション配置の実施態様も可能である。
各コンジットは、それぞれが第1の通路と第2の通路を形成する、第1の容積(チャンバ)44と第2の容積(チャンバ)46を備える(図3)。それぞれの第1の容積44は、前方/上流の入口端47と、後方/下流の出口端48を有する(図3及び図4)。各第2の容積46は、前方/上流の入口端49と、後方/下流の出口端50を有する(図2及び図4)。第1と第2の容積44,46の主要な(例えば、約50から70%、あるいはより多くの)長さ部分に沿って、第1の容積44は、第2の容積46により、概ね、同心円状に取り囲まれる。これら共通の長さに沿って、(例えば、環状で真っ直ぐなセクションである)管52が、管入口端53から管出口端54まで、容積44,46を分離するよう、長手方向中心軸506に沿って延在する(図2及び図4)。以下でより詳細に説明するように、管出口端54の下流における、容積44,46の断面形状を変位させて、周方向に交互にあるいは相互に挟むよう配置してもよい。
代表的な回転体は、周方向に延在する内側壁62から離間して、周方向に延在する外側壁60を含んでなる。周方向に配列された径方向/長手方向壁部64は、個々の第2の容積46を概ね取り囲むように、外側壁60と内側壁62の間の範囲内にわたって延在している。従って、代表的な径方向の壁は、それぞれが隣接する一対の容積46によって共有され、2つの径方向の壁部と、内側及び外側の壁60,62である介在部分が、そのような容積46の外側の「壁」を形成する。
回転体(carousel)の上流端において、第1の容積44は、本質的に外側の環状セクタであり、かつ、関連する容積46は、本質的にそのすぐ内側の環状セクタであり、ダクト部分66によって、第1の容積44から分離されている。そのセクタにおいて隣接する上流/入口端47から、第1の容積44の断面形状は、環状セクタ(形状)から、管52の上流端/入口53において、円形状などの別の形状へ移行してよい。
第1及び第2の容積の上流端47,49は、後方の、固定されたマニフォールド80の下流部分に近接する(図4)。代表的な実施態様において、マニフォールドの燃料混合気供給セクタに沿って、マニフォールド80は、コア流を2つの分流、即ち、内側通路81に沿う内側分流と、外側通路82に沿う外側分流とに分割する。通路81,82は、圧縮段の最後段のすぐ下流に位置する上流のリム84と、下流のリム86を有する周方向の壁83によって分離されている。下流のリム86は、回転体の外側壁62と内側壁64の、径方向における上流のリム92と94の間に配置されたダクト66の上流のリム90(図3)に近接してほぼ整合されている。この燃料混合気供給セクタに沿って、マニフォールドは、コアの壁102に取り付けられた、周方向における燃料インジェクタ100の列を有する。インジェクタは、マニフォールドの外側通路84に沿ったコア流の外側部分にのみ燃料を導入するよう、リム84の十分下流に配置されたアウトレット104を有する。この、燃料・空気の混合流は、次いで、燃料コンジット40の、第1の容積44の内の一時的に整合された容積内を通る。シーリング機構(図示せず)を、マニフォールドと回転体の間に形成してもよい。コア空気の、燃料を供給されない部分は、壁83の内側にあるマニフォールドの内側通路81を通過して、コンジット40の、一時的に位置あわせされた第2の容積46内へ入る。
燃料混合気供給セクタの外側における、点火・排出セクタでは、マニフォールドは、一時的に整合された第1の容積44の入口端47を封止する遮断要素120(図5)を有する。しかしながら、代表的な実施態様においては、遮断要素120は、(燃料混合気供給セクタに燃料供給された)コア流路の外側分流だけを効果的に遮断し、内側分流はそのまま流させて、第2の容積46内へ入らせる。コア流の外側分流は全体的に遮断されてもよいが、代表的な実施態様では、その分流は、単に燃焼器を迂回するよう方向転換するだけであり、局部的な径方向の隆起と、壁102の長手方向延長部126によって形成された通路124を通って燃焼器の外側を通過する。この迂回は、燃料を供給されない、比較的低温の空気を方向転換させて、排出セクタにおける燃焼生成物をさらに冷却又は急冷するようそれらに混合させる。混合ダクト34は、そのため、タービン・セクションに入る流れを周方向において均質化するよう転位させる。
点火及び排出は、第1の容積44のそれぞれが十分に封止されると行われる。エンジンは、燃焼器チャンバ内で燃料空気混合気の燃焼を開始させるための手段を備える。代表的な手段は、点火・排出セクタの始端において、第1の容積44が遮断されるとすぐに燃料空気混合気の燃焼を開始する。図5は、各コンジット40のための、単一の低背型の(single low profile)スパーク・プラグ130の形態を有する手段を示している。そのような単一のプラグを使用する場合には、第1の容積44の上流端に隣接して配置することが好ましい。代表的な実施態様において、プラグは、前方のリム92のすぐ下流に位置する外側壁60に取り付けられる。この代表的なスパーク・プラグは、回転体とともに回転し、かつ、エンジンの回転部と非回転部の間で電気通信を行う、適切な配電機構などによって電力を供給されかつ制御される。代替の実施態様では、遮断要素120内にプラグ130が実装される。そのような実装により、エンジンの回転部と非回転部の間の電気通信の複雑さを低減することができる。さらに、代替の始動システムには、分岐システム、連続システム(例えば、レーザやその他のエネルギービーム)、あるいは分岐−連続システムなどが包含される。そのようなシステムの例は、米国特許出願公開第2004/0,123,583号明細書中に見られる。第1の容積44は一端から一端までの長さを有し、特徴的な径と同じ横方向寸法を有する。点火装置が作動されると、プラグの関連する点火点から径方向外側に向かって、超音速度(例えば、毎秒約3,000フィート(fps)(毎秒914.4m)を超える速度で、通常、4,000〜6,000fps(毎秒約1,219.2〜1,828.8m)の範囲内)で火炎面を伝播するデトネーション・パルスが生成される。ほぼ全燃焼は、火炎面がプラグから管出口端54、又は、第2の容積出口48へ移動するのに要する時間内に達成される。第1の容積44の上流端に隣接するプラグ、並びに、長さよりも相当短い径により、この火炎面の移動距離は、本質的に長さと等しい。そのようなデトネーション燃焼の代表的な作動圧力比(OPR)は、2:1から6:1である。
管出口端54から排出された燃焼ガスは、回転体のディスクと一体的に形成され得る旋回ベーン140に衝突する。代表的な実施態様において、旋回ベーン140は、その同数の管52の間にそれらと交互に配置され、ベーン140は、第2の通路を通る流れを方向転換させる壁部64の任意の箇所に設けた管の壁の延長部を含んでなるものであってよい。隣接するベーンは、管の軸506と、エンジンの局部的な長手方向の中央面に対するある角度で排気流を方向転換させる。代表的な実施態様において、この方向転換により、回転体は十分なトルクが与えられ、所望の回転速度で回転される。代表的なエンジンでは、典型的な回転体の定常回転速度は、2,000〜18,000rpmである。具体的な動作範囲は、回転体の構造的完全性及び回転当たりの燃料混合気供給/排出サイクル数を考慮した、エンジンの寸法条件の影響を受ける。目標とする、より狭い6,000〜12,000rpmという速度範囲において、その下限1/3は、2サイクル(回転)エンジンに適した範囲であり、その上限1/3は、1サイクル(回転)エンジンに適した範囲である。動作において、これらの速度は、高速のスプール速度よりも非常に遅く、かつ、低速のスプール速度と概ね同じか、あるいは、それよりわずかに低速である。初期の回転は、エンジンの始動モータか、あるいは、燃焼器専用の始動モータによって与えられるものであってよい。
別の発明の形態は、燃焼コンジットの冷却に関する。図6は、容積44と46におけるそれぞれの下流における流れ150と152を示している。それぞれの流れの属性は、特定のサイクル段階と容積の長さに沿った位置に依存し得る。例えば、流れ150は、燃料混合気供給流れ、排気流、又はパージ流であり得る。以下でより詳細に説明するように、流れ152は、主として、流れ150の作用を受け得る冷却空気流であってよい。代表的な管52は有孔であり、それによりそれぞれの流れの間に流体的連通がもたらされ、同時に、熱伝導的連絡がもたらされる。図7は、管52の代表的な壁の細部を示している。この壁は、内側の第1の壁構造体160と外側の第2の壁構造体162(一方が壁構造体160であり、他方が隣接する外側のコンジット壁部60,62又は64である場合には中間の壁)を備える。代表的な第2の壁構造体は、周方向及び長手方向に流量調整アパーチャ164の列を有する単一の管状の層である。代表的な第1の壁構造体160は二層であり、概ね管状の内側層166と、そこに固定されたドーム状(blistered)の外側層168を有する。例えば、外側層のドーム状でない部分の内側表面は、隣接する内側層166の外側表面の部分に接触かつ固定することができる(例えば、接合、溶接などによる)。外側層168のブリスター170は、内側層166の隣接する部分と協働して、ブリスター内部容積172を画定する。各ブリスターは、それに関連した1つ又はより多くの、外側層168と、内側層166のアパーチャ174を有する。
代表的な実施態様において、少なくとも燃料混合気供給分とサイクルのパージ分において(図7中で、流線で示されるが、全体は潜在的により複雑な正味流れを示す)流れ180は、外側の容積/通路46内の流れ152から、内側の容積/通路44の流れ150へと方向転換する。この流れ180は、壁構造体160と162の間の容積182を通過する。代表的な実施態様において、アパーチャ164は、隣接するブリスターの下流方向末端付近に設けられる。図8は、ブリスターの1/2のピッチで周方向に設けられ、あるアパーチャはブリスターに整合されており、また別のアパーチャはブリスターから外れた位置に合わされた、代表的なアパーチャ164を示している。流れ180のいく分か(例えば、概略的に184で示す流れ)は、ブリスターの周囲/上を流れる。流れの他の分(例えば、概略的に186で示す流れ)は、アパーチャ174を通ってブリスター内を流れる。図9は、アパーチャ174を、ブリスターの誘導面に側部に沿った、小さい円形アパーチャとして示している。流れ186は、次いで、ブリスターから流出して、アパーチャ176を通り、容積/通路44中の流れ150と合流する。代表的なアパーチャ176は、比較的大型であり、かつ、関連するブリスターの比較的下流に設けられる。管の下流端54では、流れ184は遮断されるか、あるいは、流れ150又は152の一方、あるいは両方と合流するよう方向転換され得る。例えば、流れ184は、流れ152と再合流してもよく、その場合、流れ150と152は、タービンに衝突する前に、出口端50と48で後に再合流する。
壁構造体160によって強化された面領域は、十分な冷却空気を流れ184と186から取り入れる。これらの冷却空気流は、容積46と44の間の差圧によって生じるものであってよい。そのような差圧は、容積内への流れの初期平衡を適切にするように、適切なダクト・リム90を配置することによって達成することができる。さらに、前方/上流の入口端49のすぐ前方に位置する圧縮機ブレードは、より高圧な流れを、燃焼管の容積44を取り囲む容積46に供給する内側環内に方向付けるように歪曲されてもよい。従って、燃焼管52の壁を横切る正の差圧により、再生サイクル(refresh cycle)の間に容積内へ冷却空気流が確実に流れる。管壁の寸法形状は、2通りの手段で冷却空気を促進する。即ち、アパーチャ174を通ってブリスター170に入る空気は、内側層166の外側表面(裏側面)上に衝突し、次いで、アパーチャ174を通って出て、内側層166の燃焼器側上に燃料を供給されない層状のフィルムを形成する。
特に、点火及び排出の間、第1の容積/通路44内での圧力の増大は、壁構造体160により、外側に向かう逆流を生じさせる場合がある。排出の優先的な流量係数(CD)を得るようにアパーチャ174と176の端部をベル状の開口部(bell−mouthing)とすることにより、流れの逆転を最小限とすることができる。ベル状の開口部を有するアパーチャは、燃焼によって、容積44内の圧力が上昇する際に、そのような逆流を制限する。さらに、再生サイクルは、燃焼及び排出に伴う時間よりも非常に長い。そのため、燃焼管壁52に隣接する空気流の時刻歴は、その大部分の時間が内側の容積46から容積44までの時間となり、かつ、燃焼による短い圧力上昇時間中の逆流は、ベル状開口部を有するアパーチャ174,176によって厳密に制限される。正味の効果は、燃焼管52の内側層166に対する強力な冷却作用である。
代表的な実施態様において、4〜60、好ましくは20〜40の燃焼コンジットを設けることができる。好ましいコンジットの長さは、6インチ(15cm)〜40インチ(102cm)、より好ましくは12インチ(30cm)〜30インチ(76cm)である。好ましい第1の容積44の断面積は、1.0平方インチ(6.5cm2)〜20平方インチ(129cm2)、より好ましくは2.0平方インチ(12.9cm2)〜8平方インチ(51.6cm2)である。好ましい排気セクタは、5度〜120度、より好ましくは10度〜100度の角度を有する。しかしながら、燃料混合気供給セクタに関する重要な限定は、エンジンの中心線からの所与の角度にある燃焼コンジットに燃料混合気を供給するのに要する時間、並びに回転速度についてである。これにより、回転体が360度回転する間に、複数の供給/排気サイクルを生じさせることが可能となる。そのような状況では、複数の燃料混合気供給セクタと排気セクタを設けることが可能となろう。
本発明の1つ以上の実施態様を説明してきたが、それにも関わらず、本発明の趣旨並びに範囲から逸脱することなく様々な変更が可能であることが理解されよう。例えば、ある特定の用途についての細部により、燃焼器の形態が影響を受けるであろう。燃焼器の多様な特徴、形状は、タービンあるいは圧縮機の特徴に完全に、又は部分的に統合させてよい。既存の燃焼器又はタービン・エンジンを再設計する際に適用する場合、その既存の燃焼器又はタービン・エンジンの細部は、再設計される態様に反映させてよい。本発明の主要な構成は、様々な既存の、あるいは、これから開発され得るパルス燃焼装置に適用することができる。本発明は、タービン・エンジン以外の用途に適用することも可能である。従って、その他の実施態様は特許請求の範囲内にある。
ターボファン・エンジンの長手方向における部分断面図である。 図1のエンジンから部分的に切り取った燃焼器の投影図である。 図2の燃焼器から切り取った下流端の拡大図である。 燃料混合気供給セクタに沿った、図1のエンジンの燃焼器の長手方向における断面図である。 排出セクタに沿った、図1のエンジンの燃焼器の長手方向における断面図である。 図1のエンジンの燃焼コンジットの、長手方向における部分断面図である。 図6のコンジットの拡大断面図である。 図6における8−8線に沿って切断した、コンジットの部分横断面図である。 図6における9−9線に沿って切断した、コア・コンジットの部分横断面図である。 図6のコンジットの内部壁の部分的な内部図である。
符号の説明
44…第1の容積
46…第2の容積
150,152…流れ
160…第1の壁構造体
162…第2の壁構造体
164…流量調整アパーチャ
166…内側層
168…外側層
170…ブリスター
172…ブリスター内部容積
174…アパーチャ

Claims (22)

  1. 外側壁と、複数のアパーチャを有する内側壁と、内側壁によって外側壁から分離される内部空間を有するコンジットと、
    周期的に燃料混合気を内部空間に供給するように配置される導入システムと、
    供給された燃料混合気を点火するよう配置される点火システムと、
    複数のアパーチャを介して少なくとも周期的に冷却空気を方向付けるよう配置される、流れ方向付け面、
    を含んでなることを特徴とする、パルス燃焼装置。
  2. 前記内側壁はポケットの列を有し、かつ、
    複数のアパーチャは、各ポケットに関し、そのポケットの内側と、内側壁と外側壁の間の空間との間の第1のアパーチャと、ポケットの内側と内部空間の間の第2のアパーチャを有することを特徴とする、請求項1記載の装置。
  3. 複数のアパーチャを有する中間壁が、前記外側壁と内側壁の間に配置され、かつ、
    冷却空気が、内側壁に到達する前に、その中間壁によって方向付けされることを特徴とする、請求項1記載の装置。
  4. 前記内側壁はポケットの列を有し、かつ、
    前記内側壁の複数のアパーチャは、各ポケットに関し、そのポケットの内側と、内側壁と中間壁の間の空間との間の第1のアパーチャと、ポケットの内側と内部空間の間の第2のアパーチャを有することを特徴とする、請求項3記載の装置。
  5. 前記内側壁が、
    内側層と、
    内側層に固定され、かつ、ブリスター列を有することにより、内側層と協働してポケットを形成する、外側層、
    を有することを特徴とする、請求項4記載の装置。
  6. 前記点火システムが、燃料混合気のデトネーションを誘発するのに効果的であることを特徴とする、請求項1記載の装置。
  7. 軸を有するケースと、
    圧縮機と、
    タービンと、
    周方向における燃焼チャンバ・コンジットの列、
    を含んでなり、
    コンジットは、圧縮機の下流かつタービンの上流に位置し、その列は、各コンジットが、上流からの燃料混合気を収容する燃料混合気供給ゾーンから、燃料混合気の燃焼生成物を下流において排出するための排出ゾーンへと周期的に移動させるよう、軸を中心とする第1の方向においてケースに対して連続的に回転するよう支持され、
    前記コンジットは、
    外側壁と、
    内側壁と、
    内側壁によって外側壁から分離され、かつ、それぞれが少なくとも1つの外部ポートと少なくとも1つの内部ポートを有するポケット列を有する内部空間、
    を含んでなることを特徴とする、タービン・エンジン。
  8. 前記内側壁が、
    第1の層と、
    第1の層に固定され、かつ、第1の層と協働してポケットを形成する外向きのブリスターを有する第2の層と、
    第2の層の外側に位置し、かつ、オリフィス列を有する第3の層、
    を含んでなることを特徴とする、請求項7記載のエンジン。
  9. 前記圧縮機とタービンを十分に通る第1の空気流を有し、第1の空気流の第1の部分は、燃料混合気供給ゾーンの燃焼チャンバ・コンジットを通り、かつ、第1の空気流の第2の部分は燃焼を迂回し、第2の部分に対する第1の部分の質量流量比は1:1から1:3であることを特徴とする、請求項7記載のエンジン。
  10. 前記エンジンがターボファン・エンジンであり、かつ、第1の空気流はコア空気流であり、さらに、迂回空気流は、圧縮機とタービンを迂回し、コア空気流に対する迂回空気流の質量流量比は3:1から9:1であることを特徴とする、請求項9記載のエンジン。
  11. 前記燃焼がデトネーションを含むことを特徴とする、請求項7記載のエンジン。
  12. 前記列がフリースプール上にあり、かつ前記回転が、燃焼生成物の部分的な接線方向で駆動されることを特徴とする、請求項7記載のエンジン。
  13. 前記タービンと圧縮機のそれぞれは、高速スプールと低速スプールのそれぞれの上にある高段と低段を含んでなり、前記列がフリースプール上にあることを特徴とする、請求項7記載のエンジン。
  14. それぞれが、関連するコンジット内の燃料混合気の燃焼を開始させるよう、関連するコンジットの1つに対して配置される複数の点火器をさらに含むことを特徴とする、請求項7記載のエンジン。
  15. 圧縮機と、
    軸に沿った圧縮機と同軸のタービンと、
    圧縮機からの空気を収容し、かつ、燃焼ガスをタービンに送出し、かつ、
    第1と第2のチャンバを有し、複数の位置を介して軸を中心に回転するよう保持され、それら複数の位置が、
    上流からの燃料混合気を収容するための少なくとも1つの燃料混合気収容位置と、
    燃料混合気の燃焼を開始するための少なくとも1つの開始位置と、
    燃料混合気の燃焼生成物を下流で排出するための少なくとも1つの排出位置と、
    第1のチャンバと第2のチャンバを分離する壁の複数のアパーチャを介して、第2のチャンバから第1のチャンバへ冷却空気を方向付けることにより、第1のチャンバと第2のチャンバを分離するその壁を冷却する、少なくとも1つの冷却位置、
    を包含する、複数の燃焼チャンバ・コンジットを有するパルス燃焼器、
    を含んでなることを特徴とする、タービン・エンジン。
  16. 圧縮機からの空気中に燃料を噴射して燃料混合気を形成するための、少なくとも1つの燃料インジェクタをさらに含むことを特徴とする、請求項15記載のエンジン。
  17. 前記少なくとも1つの冷却位置が、前記少なくとも1つの燃料混合気収容位置の大部分と共通することを特徴とする、請求項15記載のエンジン。
  18. 前記コンジットのそれぞれが入口と出口を有し、かつ、少なくとも1つの排出位置が、その入口を遮断する第1の排出位置と、その入口が遮断されないパージ位置を含み、さらに、前記少なくとも1つの冷却位置が、前記少なくとも1つのパージ位置の大部分と共通することを特徴とする、請求項17記載のエンジン。
  19. 整合された前記燃焼チャンバ・コンジットの一時的な第1の組に空気を運ぶ少なくとも第1のセクタと、
    整合された前記燃焼チャンバ・コンジットの一時的な第2の組の上流端を上流における連絡から遮断する少なくとも第2のセクタ、
    を有する、非回転マニフォールド部分をさらに含むことを特徴とする、請求項17記載のエンジン。
  20. 少なくとも10の燃焼チャンバ・コンジットを有することを特徴とする、請求項17記載のエンジン。
  21. 吸入空気を圧縮することと、
    それぞれのコンジットに関し、圧縮された吸入空気と燃料の燃料混合気を、コンジットが回転の燃料混合気供給部分に沿って通る際にコンジットに周期的に供給することと、
    燃料混合気の燃焼を開始することと、
    コンジットからの燃焼生成物を周期的に排出することと、
    コンジットの壁中の複数のアパーチャを介して圧縮空気の冷却部分を周期的に供給することが包含され、かつ、
    排出された生成物からワークを抽出すること、
    を含んでなることを特徴とする、軸を中心に回転するよう保持される複数の燃焼チャンバ・コンジットを有するタービン・エンジンを操作する方法。
  22. 各コンジットの壁が内部壁であり、
    燃料混合気を供給することが、冷却部分の供給と少なくとも部分的に同時に行われ、
    冷却部分を供給することが、
    壁の外側層中の複数のアパーチャの第1の組に冷却部分を通過させることと、
    内部壁の内側層中の複数のアパーチャの第2の組に冷却部分を通過させることと、
    内部壁の内側層中の複数のアパーチャの第3の組に冷却部分を通過させること、
    を含んでなり、前記内側層は複数のブリスターを有し、かつ、第2の組のそれぞれのアパーチャは関連するブリスターの1つの外側部分内にあり、さらに、第3の組のそれぞれのアパーチャは関連する1つのブリスターの内側部分にあることを特徴とする、請求項21記載の方法。
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Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060260291A1 (en) * 2005-05-20 2006-11-23 General Electric Company Pulse detonation assembly with cooling enhancements
US7669405B2 (en) * 2005-12-22 2010-03-02 General Electric Company Shaped walls for enhancement of deflagration-to-detonation transition
US7966830B2 (en) * 2006-06-29 2011-06-28 The Boeing Company Fuel cell/combustor systems and methods for aircraft and other applications
US8146371B2 (en) * 2007-12-21 2012-04-03 United Technologies Corporation Direct induction combustor/generator
US8291711B2 (en) 2008-07-25 2012-10-23 United Technologies Corporation Flow sleeve impingement cooling baffles
US8316647B2 (en) * 2009-01-19 2012-11-27 General Electric Company System and method employing catalytic reactor coatings
US8429893B2 (en) 2009-08-11 2013-04-30 Northrop Grumman Corporation Airflow modulation for dual mode combined cycle propulsion systems
US8572978B2 (en) * 2009-10-02 2013-11-05 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel injector and aerodynamic flow device
US8894363B2 (en) 2011-02-09 2014-11-25 Siemens Energy, Inc. Cooling module design and method for cooling components of a gas turbine system
US8881500B2 (en) * 2010-08-31 2014-11-11 General Electric Company Duplex tab obstacles for enhancement of deflagration-to-detonation transition
US8978387B2 (en) * 2010-12-21 2015-03-17 General Electric Company Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems
ES2427440T3 (es) * 2011-03-15 2013-10-30 Siemens Aktiengesellschaft Cámara de combustión de turbina de gas
WO2014164429A1 (en) 2013-03-13 2014-10-09 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Check valve for propulsive engine combustion chamber
EP3008392B1 (en) * 2013-06-14 2019-08-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine wave geometry combustor liner panel
US9869190B2 (en) 2014-05-30 2018-01-16 General Electric Company Variable-pitch rotor with remote counterweights
US20160102609A1 (en) * 2014-10-09 2016-04-14 United Technologies Corporation Pulse detonation combustor
US10072510B2 (en) 2014-11-21 2018-09-11 General Electric Company Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same
US10100653B2 (en) 2015-10-08 2018-10-16 General Electric Company Variable pitch fan blade retention system
US20190271268A1 (en) * 2018-03-01 2019-09-05 General Electric Company Turbine Engine With Rotating Detonation Combustion System
EP3927952A4 (en) * 2019-02-20 2023-05-31 Green Engine, LLC ROTATING COMBUSTION ENGINE
US11725824B2 (en) 2021-04-08 2023-08-15 Raytheon Technologies Corporation Turbulence generator mixer for rotating detonation engine
US12038179B2 (en) * 2021-04-09 2024-07-16 Rtx Corporation Cooling for detonation engines
US11674435B2 (en) 2021-06-29 2023-06-13 General Electric Company Levered counterweight feathering system
US11795964B2 (en) 2021-07-16 2023-10-24 General Electric Company Levered counterweight feathering system

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2602291A (en) * 1947-12-16 1952-07-08 Ingersoll Rand Co Resonant explosion power unit with dilution air
US3166904A (en) * 1960-05-18 1965-01-26 Melenric John Alden Combustion chamber for gas turbine engines
GB1074785A (en) * 1965-04-08 1967-07-05 Rolls Royce Combustion apparatus e.g. for a gas turbine engine
US3417564A (en) * 1967-04-19 1968-12-24 John G. Call Jet engine with relatively rotatable combustion means, intake manifold and exhaust manifold
US3557551A (en) * 1968-09-26 1971-01-26 Gordon Keith Colin Campbell Gas turbine engine with rotating combustion chamber
DE1957147A1 (de) * 1968-11-15 1970-06-04 Rolls Royce Flammrohr fuer Verbrennungsanlagen von Gasturbinentriebwerken
US3706203A (en) * 1970-10-30 1972-12-19 United Aircraft Corp Wall structure for a gas turbine engine
US3775974A (en) * 1972-06-05 1973-12-04 J Silver Gas turbine engine
US3793827A (en) * 1972-11-02 1974-02-26 Gen Electric Stiffener for combustor liner
US4109459A (en) * 1974-07-19 1978-08-29 General Electric Company Double walled impingement cooled combustor
US4312186A (en) * 1979-10-17 1982-01-26 General Motors Corporation Shingled laminated porous material
US4361010A (en) * 1980-04-02 1982-11-30 United Technologies Corporation Combustor liner construction
US6347509B1 (en) * 1999-07-15 2002-02-19 Mcdonnell Douglas Corporation C/O The Boeing Company Pulsed detonation engine with ejector bypass
US6666018B2 (en) * 2000-03-31 2003-12-23 General Electric Company Combined cycle pulse detonation turbine engine
EP1423645B1 (de) * 2001-09-07 2008-10-08 Alstom Technology Ltd Dämpfungsanordnung zur reduzierung von brennkammerpulsationen in einer gasturbinenanlage
US6886325B2 (en) * 2002-12-30 2005-05-03 United Technologies Corporation Pulsed combustion engine
US7047724B2 (en) * 2002-12-30 2006-05-23 United Technologies Corporation Combustion ignition
US6931833B2 (en) * 2003-04-30 2005-08-23 United Technologies Corporation Pulse combustion device
US7080514B2 (en) * 2003-08-15 2006-07-25 Siemens Power Generation,Inc. High frequency dynamics resonator assembly

Also Published As

Publication number Publication date
EP1655541A2 (en) 2006-05-10
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