JP5258905B2 - 切り欠き付きの環状ウェブを備えているタービンエンジン用ディフューザ - Google Patents

Description

本発明は、タービンエンジン用のディフューザ、およびディフューザを環状の燃焼室の上流に配置して備えており、ディフューザおよび燃焼室が実質的に円筒形の外ケーシングによって囲まれている航空機用のジェットエンジンまたはターボプロップエンジンなどのタービンエンジンに関する。

タービンエンジンのディフューザは、おおむね円筒形の形態、または半径方向の上流側部分をその外周において下流の円筒形部分に接続してなる湾曲したＬ字形の形態を有することができ、これに応じて、ディフューザの上流に配置される圧縮機の最終段が、軸流段または遠心段である。どちらの場合も、ディフューザは、２つの実質的に平行な環状のウェブを備えており、これらのウェブが、互いに入れ子状に延びており、実質的に半径方向の羽根によって互いに接続されている。ディフューザから出る空気が、燃焼室へと空気の供給をもたらすために、外ケーシングによって画定された環状の囲いへと注入される。

燃焼室は、上流側の端部において実質的に半径方向の環状の燃焼室ベース壁によって互いに接続されている２つの周状の壁（それぞれ、外側および内側の壁）を備えている。この燃焼室ベース壁が、空気および燃料の混合物を燃焼室の内部へと注入するためのシステムを取り付けるためのオリフィスを備えている。燃料は、燃焼室の長手軸を中心にして均等に分布し、外ケーシングから内部に向かって実質的に半径方向に延びているインジェクタによってもたらされる。各々のインジェクタは、実質的にＬ字形の形態を有しており、上流側の半径方向のダクトが、半径方向外側の端部において外ケーシングに固定されるとともに、半径方向内側の端部において実質的に軸方向に下流へと延びるヘッドまたはノーズへと接続されており、このヘッドが、空気／燃料混合物を注入するためのシステムに係合している。

現在の技術においては、ディフューザのウェブの下流側の終縁が、燃料インジェクタの半径方向のダクトの軸方向に比較的大きく離れて位置している。動力アセンブリのインジェクタの取り外しの作業の際に、この距離またはこの軸方向の遊びが、インジェクタの軸方向のヘッドを該当の注入システムから切り離すべく、このインジェクタを上流へと軸方向の平行移動にて移動させるために、実際に必要とされる。インジェクタは、特に、燃焼室への燃料の供給を妨げかねないインジェクタのヘッドへのすすおよびコークの付着物を除去するために、取り外しされる。しかしながら、燃焼室への空気の供給にいかなる影響も及ぼさない上述の軸方向の遊びは、タービンエンジンの長さまたは軸方向の寸法の増加を引き起こし、したがって航空機産業において常に不利であるタービンエンジンの質量の増加を引き起こしている。

本発明は、特に、これらの問題に対する簡潔、効果的、かつ経済的な解決策を提供するという目的を有している。

この趣旨で、本発明は、互いに入れ子状に延びる２つの環状ウェブを実質的に半径方向の羽根によって互いに接続して備えているタービンエンジンのディフューザであって、少なくとも一方のウェブの下流側の終縁が、ディフューザの長手軸を中心にして均等に分布した切り欠きを備えていることを特徴とする、ディフューザを提案する。

ディフューザは、軸流式であることが可能であり、互いに平行な２つの実質的に円筒形のウェブを備えることができ、またはディフューザ−ストレイテナユニットの一部であることが可能であり、このユニットが、実質的にＬ字形の断面を有する２つのウェブを備えることができる。

さらに本発明は、航空機用のジェットエンジンまたはターボプロップエンジンなどのタービンエンジンであって、上述したような環状のディフューザと、ディフューザの下流かつタービンエンジンの外ケーシングの内側に配置された環状の燃焼室とを備えており、燃焼室に、ディフューザと燃焼室との間に配置されて外ケーシングから内部に向かって実質的に半径方向に延びているインジェクタによって燃料が供給され、ディフューザのウェブまたは各ウェブの下流側の終縁の切り欠きが、各々のインジェクタを取り外すためにこのインジェクタをウェブまたは各ウェブの切り欠きへと上流側に平行移動させることができるような方法で、軸方向においてインジェクタに整合していることを特徴とする、タービンエンジンを提案する。

本発明によれば、ディフューザのウェブの切り欠きが、インジェクタを注入システムから切り離して、インジェクタの取り外しを可能にするために充分なインジェクタの引き戻しを可能にする。したがって、ディフューザを、ディフューザのウェブの下流側の終縁とインジェクタの半径方向のダクトとの間の軸方向の遊びを削減し、さらには除去するような方法で、軸方向において燃料インジェクタおよび燃焼室に近付けることができる。その結果、タービンエンジンの長さが、大幅に削減される。

本発明によるディフューザは、軸流式のディフューザであることが可能であり、またはディフューザ−ストレイテナユニットの一部であることが可能である。

好ましくは、ディフューザの２つのウェブが、下流側の終縁に、一方のウェブから他方のウェブへと半径方向に２つずつ整合し、かつ燃料インジェクタに軸方向に整合した切り欠きを含む。

切り欠きは、例えば、開口部が下流側へと向けられたおおむねＵ字形またはＣ字形の形態を有する。ディフューザのウェブまたは各ウェブが、燃焼室のインジェクタの数に応じて、ディフューザの長手軸を中心にして均等に分布した１６から２０個の切り欠きを備えることができる。

これらの切り欠きは、約１０ｍｍ程度の大きさの軸方向の長さおよび周方向の幅を有することができる。切り欠きの寸法は、特に、注入システムから切り離されて引き戻された位置にあるときのインジェクタを切り欠きに受け入れることができるような方法で、インジェクタの寸法に従って決定される。したがって、切り欠きの長さは、インジェクタのヘッドを注入システムから切り離すために必要な距離によって決定され、切り欠きの幅は、インジェクタの半径方向のダクトの外径または横幅によって決定される。

有利には、切り欠きが、ディフューザの出口における空気の流れを妨げることがないような方法で、ディフューザのウェブまたは各ウェブのうちの羽根の下流に広がる下流端部分に形成される。ウェブまたは各ウェブの下流端部分を、動作時のこの端部の振動を抑えるような方法で、少なくとも１つのアロウアンスまたはスティフナによって補強し、剛性を高めることができる。さらに、ウェブまたは各ウェブの下流側の終縁が、「落とし縁（ｄｒｏｐｐｅｄ ｅｄｇｅ）」の形式であることが可能であり、丸みを帯びた断面のプロファイルを有する環状の接続領域によって実質的に半径方向の環状の縁へと接続可能である。

あくまでも例（これに限られるわけではない）として添付の図面を参照して提示される以下の説明を検討することによって、本発明がよりよく理解され、本発明の他の詳細、特徴、および利点が、さらに明らかになる。

従来技術によるタービンエンジンのディフューザ−ストレイテナユニットおよび燃焼室について、軸方向の断面の半分の図である。 図１に対応する図であり、本発明によるタービンエンジンを示している。 下流側の側方から見た図２のタービンエンジンの斜視図である。 図３の燃料インジェクタおよびディフューザ−ストレイテナユニットの上面図である。 本発明の別の実施形態によるタービンエンジンのディフューザ−ストレイテナユニットについて、軸方向の断面の一部分の図である。 本発明の別の代案の実施形態によるタービンエンジンのディフューザ−ストレイテナユニットについて、軸方向の断面の一部分の図である。 本発明による軸流ディフューザおよびタービンエンジンの燃焼室について、軸方向の断面の半分の図である。

最初に図１を参照すると、航空機用のジェットエンジンまたはターボプロップエンジンなどのタービンエンジンの一部分が示されており、そのような一部分が、タービンエンジンの内部のガスの流れの方向に上流から下流へと、圧縮機の遠心段（図示せず）、Ｌ字形のディフューザ−ストレイテナユニット１０、および燃焼室１２を備えている。

ディフューザ−ストレイテナユニット１０は、ディフューザを形成する実質的に半径方向の上流側環状部１４を、その外周においてストレイテナを形成する実質的に円筒形またはテーパ状の下流側環状部１６へと接続して備えている。ユニット１０は、Ｌ字形の環状ダクトを形成しており、その入り口が、圧縮機の遠心段の出力に半径方向において整合しており、出口が下流に向けられている。ストレイテナ１６から出る空気は、燃焼室１２が配置されている実質的に円筒形の外ケーシング３８によって画定される環状の囲いへと進入し、当業者にとって知られている方法で、この燃焼室の空気の供給をもたらす。

ユニット１０は、Ｌ字形の断面を有する平行な２つの環状ウェブ１８、２０を備えており、２つの環状ウェブ１８、２０が、両者の間の実質的に半径方向の羽根によって接続されている。各々のウェブ１８、２０は、上流側の半径方向部分を、その外周において実質的に円筒形またはテーパ状の下流部分へと接続して備えている。ウェブ１８、２０の半径方向の壁は、両者の間の羽根（図示せず）によって接続されており、ウェブ１８、２０の円筒形の壁は、羽根２６によって接続されている。

図示の例では、羽根２６が、ウェブ１８、２０の円筒形部分の軸方向の寸法の一部分についてのみ延びており、羽根２６よりも下流へと延びるウェブ１８、２０の端部が、互いに平行である。

燃焼室１２は、おおむね環状の形状を有し、２つの同軸な周状の壁２８、３０を備えており、壁２８、３０が互いに入れ子状に延び、上流側の端部において環状の燃焼室ベース壁３２によって接続されている。

燃焼室の外側の周状の壁２８は、その下流側の端部において、外ケーシング３８の環状のフランジ３６への固定３４のための半径方向外向きの環状フランジへと接続されている。

燃焼室の内側の周状の壁３０は、その下流側の端部において、ディフューザ−ストレイテナユニット１０を支持するための下流側の環状プレート４４の下流端に設けられた環状のフランジ４２への固定４０のために、半径方向内向きの環状フランジへと接続されている。プレート４４の上流側の端部は、ユニット１０のウェブ２０の半径方向内側の端部へと接続されている。

燃焼室ベース壁３２は、空気および燃料の混合物を燃焼室の内部へと注入するためのシステム４６を取り付けるためのオリフィスを備えており、空気は、ユニット１０から到来し、燃料は、外ケーシング３８に固定され、燃焼室の長手軸を中心とする円周に均等に分布したインジェクタ４８によってもたらされる。

各々のインジェクタ４８は、外ケーシング３８に固定された半径方向外側の端部から内側に向かって半径方向に延びている半径方向のダクト５０を備えている。半径方向のダクト４８の半径方向内側の端部は、軸方向に下流へと延びて注入システムの中心出しのための装置４６に係合しているノーズまたは燃料注入ヘッド５２へと接続されている。

現在の技術においては、インジェクタの注入ヘッド５２が、注入システムの中心出しのための装置４６に、ある軸方向の距離５４にわたって係合する場合に、ユニット１０のウェブ１８、２０の下流側の終縁を、この軸方向の距離５４に少なくとも等しい軸方向の遊び５６にて、インジェクタの半径方向のダクト５０から離さなければならない。この軸方向の遊び５６は、インジェクタを注入システム４６から切り離すべく、軸方向の平行移動にて上流へと移動させることができるために、実際に必要である。この取り外しの作業は、インジェクタのヘッド５２を清掃して、燃焼室１２の燃料の供給を妨げかねないこれらヘッドへのすすおよびコークの蓄積を防止するためや、または他のあらゆる保守の作業のために、動力アセンブリについて定期的に実行される。

本発明は、ユニット１０のウェブ１８、２０の少なくとも一方の下流側の終縁においてインジェクタの真向かいに形成される切り欠きまたはノッチによって、この軸方向の遊び５６の削減するのを可能にし、さらに除去するのを可能にする。これらの切り欠きは、インジェクタ４８の注入システム４６からの取り外しおよび切り離しの際に、インジェクタ４８を収容するように意図されている。

図２から図４に示した典型的な実施形態において、ユニット１１０の各々のウェブ１１８、１２０が、インジェクタ１４８の直近に終端させており、タービンエンジンの燃料インジェクタ１４８の数と同数の切り欠き１６０を備えている。各々のウェブが、例えば１６から２０個の間の切り欠き１６０を、タービンエンジンの長手軸を中心にして均等に分布させて備えている。内側のウェブ１２０の切り欠き１６０が、半径方向においては外側のウェブ１１８の切り欠き１６０に整合し、軸方向においてはインジェクタ１４８の半径方向のダクト１５０に整合している。

切り欠き１６０は、開口部が下流へと向けられたＵ字形またはＣ字形の形態を有している。各々の切り欠きの底部は、インジェクタのダクト１５０の少なくとも一部分をこの切り欠きに収容できるような方法で、インジェクタの半径方向のダクト１５０の外径よりも大きい内径を有するおおむね丸みを帯びた形状を有している。切り欠きは、例えば約１０ｍｍ程度の大きさの長さ１６２または軸方向の寸法を有しており、約１０ｍｍ程度の大きさの幅１６４または周方向の寸法を有している。

図示の例では、切り欠き１６０が、インジェクタを注入システム１４６から切り離し、上流側へと軸方向に平行移動させる際に、インジェクタのダクト１５０を完全に受け入れるように構成されている。あるいは、切り欠きが、インジェクタの半径方向のダクト１５０の一部分のみを収容するための適切な形状および決まった寸法を有することができる。

切り欠き１６０は、羽根１２６の下流のウェブ１１８、１２０の下流側の端部の軸方向の寸法の大部分を軸方向に延びており、切り欠き１６０の上流側の端部が、ユニット１１０の羽根１２６の後縁から離れて位置している。

有利には、切り欠き１６０が、半径方向の羽根１２６の間には形成されず、したがってディフューザ−ストレイテナユニットの空気の流れを妨げず、またはきわめてわずかしか妨げない。したがって、燃焼室への空気の供給が、ユニットのウェブ１１８、１２０の切り欠きの影響を受けることがない。

図５に示した別の実施形態においては、ユニットの外側のウェブ１１８’が、その下流側の端部に、外側に向かって実質的に半径方向に下流へと延びる丸みを帯びた環状の縁を備えている。ユニットの内側のウェブ１２０’は、その下流側の端部に、内側に向かって実質的に半径方向に下流へと延びる丸みを帯びた環状の縁を備えている。ウェブ１１８’、１２０’の下流側の縁が、ユニットの下流側の端部の剛性を高めることを可能にするとともに、これらのウェブの下流側の端部の動作時の曲げ変形および振動の抑制を可能にすることができ、これが、切り欠き１６０の存在にとって好都合となりうる。

図６に示した別の代案においては、ユニット２１０の内側のウェブ２２０の厚さが、このウェブの剛性を高めるような方法で増やされている。ユニットの外側のウェブ２１８の剛性も、同じ方法で向上させることができる。

図示されていない別の代案においては、ユニットの内側および外側のウェブについて、ウェブに直接的に機械加工され、またはこれらのウェブにろう付けまたは溶接によって付加および固定されるスティフナを使用して、剛性の向上または補強が可能である。

また、インジェクタ３４８の取り外しのための切り欠き３６０を、軸方向の出力を有する圧縮機（図示せず）の下流に配置される軸方向のディフューザ３１０からのウェブ３１８、３２０の下流側の終縁の少なくとも一方に形成可能である（図７を参照）。軸方向のディフューザ３１０が、実質的に円筒形の２つのウェブ３１８、３２０を備えており、ウェブ３１８、３２０が、互いに平行に入れ子状に延び、実質的に半径方向の羽根３２６によって互いに接続されている。切り欠き３６０が、図示の例では、ディフューザの外側のウェブ３１８の下流側の終縁において、このディフューザの羽根３２６の下流に形成されている。したがって、これらの切り欠き３６０が、軸方向のディフューザの空気の流れを妨げず、またはほんの少ししか妨げない。切り欠き３６０は、軸方向においてインジェクタ３４８の半径方向のダクト３５０に整合しており、図２から図６を参照して説明した切り欠きと同じ形式である。

Claims (14)

1. 航空機用のジェットエンジンまたはターボプロップエンジンなどのタービンエンジンであって、環状のディフューザ（１１０）と、ディフューザの下流かつタービンエンジンの外ケーシング（１３８）の内側に配置された環状の燃焼室（１１２）とを備えており、ディフィーザが、互いに入れ子状に延びる２つの環状ウェブ（１１８、１２０）を実質的に半径方向の羽根（１２６）によって互いに接続して備えており、少なくとも一方のウェブの下流側の終縁が、ディフューザの長手軸を中心にして均等に分布した切り欠き（１６０）を備えており、燃焼室に、ディフューザと燃焼室との間に配置されて外ケーシングから内部に向かって実質的に半径方向に延びているインジェクタ（１４８）によって燃料が供給され、ディフューザのウェブまたは各ウェブの下流側の終縁の切り欠き（１６０）が、各々のインジェクタを取り外すためにこのインジェクタをウェブまたは各ウェブの切り欠きへと上流側に平行移動させることができるような方法で、軸方向においてインジェクタに整合していることを特徴とする、タービンエンジン。
2. ディフューザ（１１６）の２つのウェブが、下流側の終縁に、一方のウェブから他方のウェブへと半径方向に２つずつ整合し、かつ燃料インジェクタ（１４８）に軸方向に整合した切り欠き（１６０）を含むことを特徴とする、請求項１に記載のタービンエンジン。
3. 切り欠き（１６０）が、開口部が下流側へと向けられたおおむねＵ字形またはＣ字形の形態を有していることを特徴とする、請求項１または２に記載のタービンエンジン。
4. 切り欠き（１６０）が、インジェクタ（１４８）の外径に実質的に等しいか、またはそれよりも大きい周方向の幅（１６４）を有してい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タービンエンジン。
5. 切り欠き（１６０）が、インジェクタ（１４８）の切り離しに必要な長さに実質的に等しいか、またはそれよりも大きい軸方向の長さ（１６２）を有していることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のタービンエンジン。
6. 切り欠き（１６０）が、約１０ｍｍ程度の大きさの長さおよび／または幅を有していることを特徴とする、請求項４または５に記載のタービンエンジン。
7. ディフューザ（１１６）のウェブまたは各ウェブ（１１８、１２０）が、インジェクタ（１４８）の数と同数の切り欠き（１６０）を備えており、これらの切り欠きが、ディフューザの長手軸を中心にして均等に分布してい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タービンエンジン。
8. 切り欠き（１６０）が、ウェブまたは各ウェブのうちのディフューザの羽根（１２６）の下流に広がる下流端部分に形成されてい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タービンエンジン。
9. ウェブまたは各ウェブ（１１８、１２０）の下流端部分が、少なくとも１つのアロウアンスまたはスティフナによって補強されていることを特徴とする、請求項８に記載のタービンエンジン。
10. ウェブまたは各ウェブ（１１８、１２０）の下流側の終縁が、丸みを帯びた形状の断面のプロファイルを有する環状の接続領域によって、実質的に半径方向の環状の縁へと接続されていることを特徴とする、請求項８または９に記載のタービンエンジン。
11. ディフューザが、軸方向のディフューザであり、またはディフューザ−ストレイテナユニットの一部であることを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載のタービンエンジン。
12. 互いに入れ子状に延びる２つの環状ウェブ（１１８、１２０）を実質的に半径方向の羽根（１２６）によって互いに接続して備えている請求項１から１１のいずれか一項に記載のタービンエンジンのためのディフューザであって、少なくとも一方のウェブの下流側の終縁が、ディフューザの長手軸を中心にして均等に分布した切り欠き（１６０）を備えていることを特徴とする、ディフューザ。
13. ディフューザ−ストレイテナユニットを形成するような方法でストレイテナに組み合わせられており、このユニットのウェブ（１１８、１２０）が、実質的にＬ字形の断面を有していることを特徴とする、請求項１２に記載のディフューザ。
14. 軸流式であって、ウェブ（１１８、１２０）が実質的に円筒形かつ互いに平行であることを特徴とする、請求項１２に記載のディフューザ。

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