JP5110635B2 - 空気と燃料の混合物を噴射する装置、ならびにそのような装置が設けられた燃焼室とターボ機械 - Google Patents

Description

本発明は、ターボ機械の分野に関し、ターボ機械の燃焼室内に空気と燃料の混合物を噴射する装置に関する。

本発明はより詳しくは、噴射装置であって、新規の滑りブッシュとその滑りブッシュを保持する新規の環状カップとが設けられて噴射装置の空気の送り込みを向上させることを可能にする噴射装置に関する。

この記述の残り全てを通して「上流」または「下流」という用語を使用するが、これはガスの流動方向を基準とする軸線方向での構造要素の相互に対する位置を指すものである。同様に、「内部」または「径方向内部」と「外部」または「径方向外部」という用語を使用するが、これはターボ機械の回転軸または問題となっている構造物の対称軸を基準として径方向での構造要素の相互に対する位置を指すものである。

ターボ機械は、高温の燃焼ガスを生成するように、空気が燃料と混合され点火される燃焼室に加圧空気を配送する１つまたは複数のコンプレッサを備える。こうしたガスは燃焼室の下流方向に１つまたは複数のタービンに向かって流れ、タービンはこのようにして受け取ったエネルギーを転換して、１つまたは複数のコンプレッサを回転し、また、例えば航空機に動力を与えるのに必要な仕事をもたらす。

一般に、航空学で使用される燃焼室は内部壁と外部壁を、それらの上流端で燃焼室端壁によって相互連結して備える。燃焼室端壁は、円周方向に離隔させて複数の開口部を有し、開口部はそれぞれ、噴射器が中心に位置決めされた噴射装置を収容するが、アセンブリは空気と燃料の混合物が燃焼室内に送り込まれるのを可能にする。

燃焼室には、コンプレッサからの空気と混合された液体燃料が供給される。液体燃料は、それが気化されて微細液滴になる噴射器によって直ちに燃焼室に送り込まれる。この気化はノズルによって噴射器の領域で開始され、特に、コンプレッサからの加圧空気の作用によってベンチューリおよびボウルの領域で継続される。この加圧空気は一方で噴射装置の径方向旋流器（ｓｗｉｒｌｅｒ）を通過して、噴射器によって噴霧された燃料が回転するようにし、他方ではボウルなどの噴射装置の様々な部分に形成されたオリフィスを通過する。

仏国特許第２７５３７７９号明細書で特に示されているように、噴射装置は回転対称を有し、上流から下流への構成として、滑りブッシュを備え、これが環状カップによって径方向の旋流器に連結される。この径方向旋流器はベンチューリを備え、それらの下流端によって末広円錐状壁を備えたボウルに連結される。ボウル自体は偏向器を介して燃焼室の端壁に連結される。従来技術によると、滑りブッシュは、上流から下流への構成として、まず先細円錐形状の上流壁を含み、これが円筒壁として延ばされ、これが径方向外向きに延びる環状フランジとなって下流で終端する。
仏国特許第２７５３７７９号明細書

この上流部の先細円錐形状によって、滑りブッシュは、コンプレッサから到来する空気が乗り越えなくてはならない妨害物となる。同様に、滑りブッシュへの径方向案内部としての働きをする環状カップの外側直径が大きいことから、環状カップ自体も乗り越えられるべき妨害物となる。このことは、噴射装置の空気の送り込みに対して有害な空気再循環と大幅な圧力降下との原因である。したがって噴霧の質が悪化されて、液滴の大きさがより大きくなり、ベンチューリおよびボウルにコークス沈着物が現れることがある。このように気化、したがって性能が低下する。

本発明の目的は、空気の送り込みを最適化するとともに、コンプレッサの出口と燃焼室の内側との間の圧力降下を最小限に抑える噴射装置を作り出すことにある。この目的は、滑りブッシュと環状カップとの輪郭および形状を特定することによって達成される。

本発明は、滑りブッシュと環状カップとを備える噴射装置であって、その幾何学的形状は、コンプレッサから到来する空気が、噴射装置の上流部にある妨害物ともはや遭遇しないようなものである噴射装置を提供することによって、この問題を解決することを可能にする。

より詳しくは、本発明は、ターボ機械の燃焼室内に空気と燃料の混合物を噴射する装置において、軸線のまわりに回転対称を有し、ガス流動方向の上流から下流への構成として、噴射器が中心に位置決めされた滑りブッシュと、滑りブッシュを軸線方向に保持する環状カップと、ベンチューリを備える、その下流端によってボウルに連結された少なくとも１つの径方向旋流器とを備える噴射装置であって、滑りブッシュは、上流から下流への構成として、まず円筒状上流部を備え、これが先細円錐状中間部として延ばされ、これが径方向外向きに延びる環状フランジとなって終端することが注目に値する装置に関する。

有利に、環状カップは、上流から下流への構成として、まず輪郭形成された上流整流板（ｆａｉｒｉｎｇ）を備え、これが径方向内向きに延びる環状フランジとして延ばされる。

環状カップの輪郭形成された上流整流板は、末広円錐形状と凸形外部壁とを有することが好ましい。

滑りブッシュの円筒状上流部は勾配付き上流面を備えることができ、上流面は径方向内向きに傾斜される。

滑りブッシュの上流面は、噴射装置の対称軸に対して約４５°の角度で傾斜されていることが好ましい。

滑りブッシュの円筒状上流部には、軸方向の旋流器も設けることができる。

有利に、滑りブッシュの環状フランジは、少なくとも１列のオリフィスが設けられた径方向内部端を有する。この列のオリフィスは環状フランジの円周全体に規則的な形で分配することができ、それらの軸線は、滑りブッシュの先細円錐状中間部と全体に平行であることができる。

好ましい実施形態によれば、ボウルと環状カップのそれぞれが外半径を有する場合、ボウルの外半径は環状カップの外半径の値の１．１倍から１．２倍である。この場合、有利にボウルは噴射装置の対称軸に対して７０°から１３０°の角度を成す末広円錐状壁を有する。

さらに、本発明はまた、内部壁、外部壁、および燃焼室端壁を備える、少なくとも１つのそのような噴射装置が設けられた燃焼室に関する。

最後に、本発明はそのような燃焼室が設けられたターボ機械に関する。

限定しない実施例としてここに掲げる、添付図面を参照した好ましい実施形態についてのこの記述に照らせば、本発明がよりよく理解され、本発明の他の利点もよりはっきりと明らかになろう。

図１はターボ機械１、例えば航空機ジェットエンジンの全体断面図を示し、低圧コンプレッサ２、高圧コンプレッサ３、燃焼室４、低圧タービン５、および高圧タービン６を備える。燃焼室４は環状タイプであることができ、ジェットエンジンの回転軸Ｘに対して径方向に離隔された２つの環状壁７によって画定され、これらの壁はそれらの上流端で環状の燃焼室端壁８に連結される。燃焼室端壁８は、円周方向に規則的な間隔を置いた複数の開口部（図示せず）を有する。これらの開口部のそれぞれに噴射装置が取り付けられる。燃焼ガスは下流に燃焼室４に流れ、タービン５、６に供給をするが、タービン５、６は、それぞれの２つのシャフト９および１０によって、燃焼室端壁８の上流に配置されるコンプレッサ２、３をそれぞれ駆動する。高圧コンプレッサ３は噴射装置に空気を供給し、また燃焼室４の内側と外側に径方向にそれぞれ配置された２つの環状空間にも空気を供給する。燃焼室４内に導入された空気は燃料の気化およびその燃焼に関わる。燃焼室４の壁の外側を循環する空気は、これらの壁の冷却に関わり、希釈孔（図示せず）から燃焼室に進入して、タービンに送られる燃焼ガスを冷却する。

図２ａは、従来技術による噴射装置２０ａが設けられた燃焼室４の上流部下方の概略断面図を示すが、その回転の対称軸はＹによって識別される。

従来技術によると、噴射装置２０ａは滑りブッシュ３０ａを含み、その中心に噴射器４０が位置決めされる。滑りブッシュ３０ａは、軸線Ｙの円筒部３２ａによって延ばされる先細円錐状上流部３１ａから作られ、この円筒部にはその下流端で径方向外向きに延びる環状フランジ３３ａが設けられる。先細円錐部３１ａは軸線Ｙに対して約４５°分傾斜されるが、この部分の機能は、噴射器４０が噴射装置に取り付けられる際にそれを案内することである。環状フランジ３３ａで、滑りブッシュ３０ａは環状カップ５０ａによって軸方向に保持される。環状カップ５０ａは径方向外向きに延びる環状フランジ５１ａを有する。この径方向外側端は、上流方向を指す軸線Ｙの円筒状環状リップとして終端する。環状カップ５０ａは、その環状リップ５２ａによって、この場合２つの径方向旋流器６０ａに連結され、環状リップ５２ａは例えばロウ付けによって、旋流器６０ａの外側上流端に配置された対応する形状のリップ６１ａに連結される。滑りブッシュ３０ａが径方向に動くことができるように、環状フランジ５１ａと径方向旋流器６０ａとの間に軸方向に空間が設けられる。この動きは、噴射器４０と噴射装置２０ａとの相対的な変位を補償するのを可能にする。旋流器６０ａにはベンチューリ６２ａが設けられ、旋流器６０ａはそれらの下流内側端部を介してボウル７０に連結される。ボウル７０は偏向器８０によって燃焼室端壁８に固定される。

滑りブッシュの上流部３１ａの形状は、コンプレッサから到来する空気Ｆの流れに対する妨害物を成して空気の再循環１００を作り出し、その結果圧力降下が起こる。同様に、環状カップはその形状から、特に環状リップ５２ａが存在することからそれ自体で妨害物を成し、その結果、空気１０１の再循環および圧力降下が起こる。これが噴射装置２０ａの空気の送り込み不良の原因であり、この結果、具体的にはベンチューリ６２ａとボウル７０へのコークスの沈着が起こる。

図２ｂで示すように、本発明によれば噴射装置２０ｂは、環状カップ５０ｂによって軸方向に保持された滑りブッシュ３０ｂを依然有するが、それらの形状は噴射装置２０ｂの空気の送り込みを向上させるように適合される。

この目的のために、滑りブッシュ３０ｂの構成は、上流端から下流端へ、まず円筒状上流部３１ｂがあり、これが先細円錐状中間部３２ｂによって延ばされ、これが径方向外向きに延びる環状フランジ３３ｂとなって終端するというものである。円筒状上流部３１ｂは勾配付き上流部３４ｂを有し、この上流面は約４５°の角度で径方向内側に傾斜される。この傾斜角度は、噴射器４０が取り付けられる際に本発明による滑りブッシュがその案内機能を果たすことができるようにする。円筒状の上流部３１ｂには軸方向の旋流器３５ｂを設けることができるが、これはコンプレッサから到来する空気を噴射器４０の下流端部で導入することによって噴射装置の空気の送り込みを向上させる。円錐状の中間部３２ｂが有する軸方向寸法および傾斜角度は、上流部３１ｂと環状フランジ３３ｂとを連結し、なおかつ空気出力を軸方向の旋流器３５ｂによって案内するように適合されている。

滑りブッシュ３０ｂは、環状カップ５０ｂによってその環状フランジ３３ｂで軸方向に保持される。環状カップ５０ｂは輪郭形成された上流整流板５１ｂを含む。この上流整流板５１ｂは全体に末広円錐形状を有し、その壁は僅かに凸形である。上流整流板５１ｂは環状フランジ５２ｂによって延ばされ、これが径方向内側に延びる。環状カップ５０ｂは、上流整流板５１ｂと環状フランジ５２ｂとの間の連結部で、１つまたは複数の径方向旋流器６０ｂに連結される。ここに示す実施例では、噴射装置２０ｂには単一の径方向旋流器６０ｂが設けられ、これにベンチューリ６２ｂが設けられる。滑りブッシュ３０ｂが径方向に動くことができるように、環状フランジ５２ｂａと径方向旋流器６０ｂとの間に軸方向に空間が設けられる。径方向旋流器６０ｂはその内側の下流端部を介してボウル７０に連結され、ボウル７０自体は偏向器８０を介して燃焼室端壁８に取り付けられる。

滑りブッシュ３０ｂの先細上方部が円筒状の上流部３１ｂと置き換えられることによって、また環状カップ５０ｂの上流整流板５１ｂの末広凸形状によって、空気Ｆの流れに対する妨害物が除去され、コンプレッサから到来する空気が、形状の転移なく、したがって圧力降下なく径方向旋流器６０ｂとボウル７０との中に案内される。さらに、滑りブッシュ３０ｂに軸方向の旋流器３５ｂが設けられると、軸方向の旋流器３５ｂは気化に対して、従来技術による噴射装置のベンチューリ６２ｂの上流に配置された径方向の旋流器と同じ効果を有する。これはベンチューリ６２ｂの内部壁に沿って空気膜を作り出すことをも可能にし、これはコークスがベンチューリに形成されるのを防止する。噴射装置２０ｂに対して改良を組み合わせて行うことによって、その空気の送り込みを改善し、さらにコークスの形成を防止することが可能になる。

軸方向の旋流器３５ｂから到来する抗コークス膜は、図３に示すように、滑りブッシュ３０ｂの環状フランジ３３ｂの径方向内部端に１列のオリフィス３６ｂを提供することによって置き換え、あるいはその効果を高めることができる。これらのオリフィス３６ｂは、環状フランジ３３ｂの円周全体に規則的な形で分配することができ、またはそのようにしないでもよい。好ましくは、これらの軸線は先細円錐状中間部３２ｂと平行であり、両方が、軸方向の旋流器３５ｂから、またオリフィス３６ｂから到来する空気がベンチューリ６２ｂの内部表面に沿って流れるように配置されている。

以下に限らないが好ましくは、本発明は、ボウル７０の外半径７１がその最適なインプランテーションを可能にするほど充分に大きい噴射装置に適用される。より精確には、本発明は、噴射装置の下流で直接測って、ボウル７０の外半径７１が燃焼室の内半径７２の０．５倍から０．７倍である噴射装置に特に適切である。

さらに、噴射装置の空気の送り込みが最適になるように、ボウルの外半径７１は、環状カップ５０ｂの外半径７３の１．１倍から１．２倍でなければならない。この基準が満たされていれば、噴射装置の軸方向の長さを制限することが望まれる場合、ボウル７０の末広部と噴射装置２０ｂの対称軸Ｙとの間の角度７４は７０°から１３０°でなくてはならない。

ターボ機械、より詳しくは航空機ジェットエンジンの概略断面図である。 従来技術による噴射装置が設けられた燃焼室の上流部下方の概略断面図である。 本発明による噴射装置が設けられた燃焼室の上流部上方の概略断面図である。 本発明による噴射装置の代替的実施形態が設けられた燃焼室の上流部上方の概略断面図である。

符号の説明

１ ターボ機械
２ 低圧コンプレッサ
３ 高圧コンプレッサ
４ 燃焼室
５ 低圧タービン
６ 高圧タービン
７ 環状壁
８ 燃焼室端壁
９、１０ シャフト
２０ａ、２０ｂ 噴射装置
３０ａ、３０ｂ 滑りブッシュ
３１ａ、３１ｂ 先細円錐状上流部
３２ａ 円筒部
３２ｂ 先細円錐状中間部
３３ａ、３３ｂ、５１ａ、５２ｂ 環状フランジ
３４ｂ 勾配付き上流部
３５ｂ 旋流器
３６ｂ オリフィス
４０ 噴射器
５０ａ、５０ｂ 環状カップ
５１ｂ 上流整流板
５２ａ 環状リップ
６０ａ、６０ｂ 径方向旋流器
６１ａ リップ
６２ａ、６２ｂ ベンチューリ
７０ ボウル
７１、７３ 外半径
７２ 内半径
８０ 偏向器

Claims (11)

1. ターボ機械の燃焼室内に空気と燃料の混合物を噴射する装置において、軸線のまわりに回転対称を有し、ガス流動方向の上流から下流への構成として、噴射器が中心に位置決めされた滑りブッシュと、滑りブッシュを軸線方向に保持する環状カップと、ベンチューリを備え、その下流端によってボウルに連結された少なくとも１つの径方向旋流器とを備える装置であって、
   滑りブッシュが、上流から下流への構成として、円筒状上流部を備え、これが先細円錐状中間部として延ばされ、これが径方向外向きに延びる環状フランジとなって終端し、また環状カップが、上流から下流への構成として、輪郭形成された上流整流板を備え、これが径方向内向きに延びる環状フランジとして延ばされ、
   環状カップの輪郭形成された上流整流板が、末広円錐形状と凸形外部壁とを有する、前記装置。
2. 滑りブッシュの円筒状上流部が勾配付き上流面を備え、上流面が径方向内向きに傾斜される、請求項１に記載の噴射装置。
3. 滑りブッシュの上流面が、噴射装置の対称軸に対して約４５°の角度で傾斜される、請求項２に記載の噴射装置。
4. 滑りブッシュの円筒状上流部には軸方向旋流器が設けられる、請求項１から３のいずれか一項に記載の噴射装置。
5. 滑りブッシュの環状フランジが、少なくとも１列のオリフィスが設けられた径方向内部端を有する、請求項１から４のいずれか一項に記載の噴射装置。
6. 列のオリフィスが、環状フランジの円周全体に規則的な形で分配される、請求項５に記載の噴射装置。
7. 列のオリフィスが、滑りブッシュの先細円錐状中間部と全体に平行な軸線を有する、請求項５または６に記載の噴射装置。
8. ボウルと環状カップのそれぞれが外半径を有する場合、ボウルの外半径が環状カップの外半径の値の１．１倍から１．２倍である、請求項１から７のいずれか一項に記載の噴射装置。
9. ボウルが、噴射装置の対称軸に対して７０°から１３０°の角度を成す末広円錐状壁を有する、請求項８に記載の噴射装置。
10. 内部壁、外部壁、および燃焼室端壁を備える燃焼室であって、請求項１から９のいずれか一項に記載の少なくとも１つの噴射装置が設けられた、燃焼室。
11. 請求項１０に記載の燃焼室が設けられた、ターボ機械。

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