JP5762424B2 - タービンのエンジン燃焼室のための多点式燃料噴射器 - Google Patents

Description

本発明は、航空機のターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジンの環状燃焼室のための「多点式」燃料噴射装置に関する。

知られている方式では、タービンエンジンは、高圧圧縮機の出口に配置された環状燃焼室を有し、燃焼室の入口に円周方向に定間隔で分散された複数の燃料噴射装置が設けられている。各々の多点式燃料噴射装置は、第１のベンチュリを備え、第１のベンチュリ内には、パイロット回路によって燃料が連続的に供給されるパイロット噴射器が、第１のベンチュリ軸を中心にして装着されており、噴射装置はさらに、第１のベンチュリの周りに同軸に配置された第２のベンチュリも備える。この第２のベンチュリは、環状リングが中に装着された環状室をその上流側端部に有し、リングには多点式回路によって燃料が供給される。リングは、下流側かつ第２のベンチュリの外側の方を向く前面内に形成された燃料噴射オリフィスを有する。

パイロット回路は、低速用に最適化されたレートで燃料の連続的な流れを送出し、多点式回路は、高速用に最適化された間欠的なレートで燃料を送出する。

欧州特許第２０２６００２号明細書

燃焼室内の炎からの放射による高温の影響下では、間欠的な多点式回路を使用することは、多点式回路の電源が切られたとき、多点式回路の内側に停滞する燃料の目詰まりまたはコークス化を引き起こすという大きな欠点を有する。これらの現象は、コークスが多点式回路のリングおよび燃料噴射オリフィス内に形成されることを引き起こす恐れがあり、それによって多点式回路からの燃料の噴霧に悪影響を及ぼし、したがって燃焼室の作動に影響を及ぼす。

コークス化のこのリスクを低減するために、燃料パイロット回路を利用し、多点式回路内でのコークスの形成を低減するように多点式回路を冷却することが、本出願人の名義における欧州特許第２０２６００２号明細書から知られており、これは、環状室内で環状リングの内側および外側に半径方向に形成された２つの環状チャネルを使用しており、これら２つのチャネルは、パイロット噴射器に接続された出口を有している。

そうではあるが、そのような構成は、環状室の前面にわたって流れる燃料が、その下流側の燃料の燃焼によって発生した熱放射に強くさらされ続けるため、前記燃料に対するコークス化のリスクにおいて十分な低減を達成していない。

本発明の特定の目的は、この問題に対して簡単で効果的かつ安価である解決策を提供することである。

上記の目的のため、本発明は、タービンエンジンの環状燃焼室のための燃料噴射装置であって、第１のベンチュリ内に通じる、噴射器に連続的に供給するパイロット回路と、第１のベンチュリの周りで同軸である第２のベンチュリの上流側環状室の前面内に形成された噴射オリフィスに間欠的に供給する多点式回路とを備え、環状リングが、噴射オリフィスに供給する燃料供給回路を環状室内に画定するようにその中に装着され、冷却回路が、パイロット回路の噴射器に供給する燃料を通過させることによって作動する、噴射装置において、冷却回路が、噴射オリフィスのすぐ近傍にある環状室の前面にわたって延びることを特徴とする、燃料噴射装置を提供する。

熱放射に最もさらされる環状室の前面に冷却回路の一部を組み込むことにより、オリフィスのコークス化を回避するために、噴射オリフィスのすぐ近傍の前記前面の部分を連続的に冷却することが可能になる。

有利には、冷却回路の一部分は、環状室の前面に押さえ付けられる環状リングの下流側の面内の溝によって形成される。

このため、環状室の前面の冷却回路を簡単な方式でかつ低コストで作り出すことが可能になる。

冷却回路はまた、高圧圧縮機から生じる高温の空気流がその中を流れる第２のベンチュリの環状室の内側円筒面を冷却するために、リングの内側円筒壁と環状室の内側円筒壁の間に形成された環状チャネルも含む。

冷却回路はまた、環状リングの外側円筒壁と環状室の外側円筒壁の間に形成された環状チャネルも含み、このチャネルは、パイロット回路からの燃料の流れによって環状室の外壁を冷却するように働くことができ、またはパイロット回路から分離され、作動時、断熱材として作用する空気またはコークス化燃料で充填されるように設計されてもよい。

作動時、第２のベンチュリの環状室の外側周囲は、環状室の内側周囲の温度より低い温度にされるため、環状室の外形を連続的に冷却する必要はなく、断熱材を用いるだけで十分であることが見出されている。

本発明の好ましい実施形態では、環状室の前面を冷却する冷却回路は、波形状のものであり、噴射オリフィスの内側および外側に半径方向に交互に延びており、それによって冷却回路を噴射オリフィスに可能な限り近づけて配置することが可能になる。

有利には、環状室の前面を冷却する冷却回路は、２つの対称的な半円分岐部を含んでおり、その各々は燃料入口手段と燃料出口手段の間を延びており、燃料出口手段はパイロット回路の噴射器に接続されている。

環状室内のオリフィスからの燃料噴射は、環状室のオリフィス内に通じるリング内のオリフィスによって達成される。

有利には、リングの下流側の壁内のオリフィスは、環状室の前面のオリフィスの直径より小さく、それによって多点式回路の電源が切られている間、燃料滴がリング内のオリフィスを離れてコークス化し、それによって環状室壁内のオリフィスを閉鎖することが回避される。

本発明はまた、上記で説明されたタイプの少なくとも１つの燃料噴射装置を含むタービンエンジンのための環状燃焼室も提供する。

本発明はまた、上記で説明されたタイプの少なくとも１つの燃料噴射装置を含む、ターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジンも提供する。

添付の図を参照して非限定的な例によってなされる以下の説明を読み取ることにより、本発明は理解可能であり、本発明の他の詳細、利点および特徴が明確になる。

従来技術の多点式燃料噴射装置の部分的な軸方向の概略断面図である。 本発明の多点式燃料噴射装置の部分的な軸方向の概略断面図である。 下流側から見た図２の噴射装置の概略斜視図である。 下流側かつ異なる角度で見た図２の噴射装置の概略斜視図である。

最初に図１を参照すると、ここでは、一方が連続的に作動するパイロットシステムであり、他方が間欠的に作動する多点式システムである２つの燃料噴射器システムを有する噴射装置１０を示している。装置は、タービンエンジンの環状燃焼室の端壁内の開口部に装着するためのものであり、燃焼室は、上流側の高圧圧縮機によって空気が供給され、燃焼ガスを下流側に装着されたタービンに送出する。

装置は、第１のベンチュリ１２および第２のベンチュリ１４を備え、第２のベンチュリ１４は、その内側に装着された第１のベンチュリ１２と同軸に配置されている。パイロット噴射器１６は、第１のベンチュリ１２の内側に軸方向に挿入されたスワーラの第１の段１８の内側に装着される。スワーラの第２の段２０は、第１のベンチュリ１２の上流側端部に、かつ第１のベンチュリ１２と第２のベンチュリ１４の間を延びるように第１のベンチュリ１２の外側に半径方向に形成される。

第２のベンチュリ１４は、２つの円筒壁、すなわち下流側に合流する円錐台形の下流側の壁２８によって互いに接続された半径方向の内壁２４および半径方向の外壁２６によって形成された環状室２２を有する。環状リング３０もまた、下流側に合流する円錐台形の下流側の壁３６によって互いに接続された半径方向の内壁３２および半径方向の外壁３４の２つの円筒壁を有し、このリングは、環状室２２の下流側の壁２８および環状リング３０の下流側の壁３６が接触するように環状室２２の内側に装着される。環状リング３０は、環状室３０の内側の、円錐台形の環状室２２の下流側の壁２８と内側円筒壁２４の間の結合部に形成された環状ショルダ３８によって環状室２２の内側に中央に置かれる。

環状リング３０および環状室２２は、その上流側端部に環状の開口部をそれぞれ有する。環状室２２の円筒壁２４および２６は、環状リング３０の円筒壁３２および３４の上流側端部から上流側に突出する。

環状リング３０の下流側の壁３６は、円周方向に定間隔で分散され、かつ環状室２２の下流側の壁２８内の対応するオリフィス４２内に通じる噴射オリフィス４０を有する。環状室２２のオリフィス４０および環状リング３０のオリフィス４２の直径は同一である。

内側環状チャネル４４が、環状リング３０の内側円筒壁２４と環状室２２の内側円筒壁３２の間に画定される。これと同様に、外側環状チャネル４６が、環状リング３０の外側円筒壁２６と環状室２２の外側円筒壁３４の間に画定される。

噴射装置は、円筒状ダクト５０を備えて環状である下流側部分を有する本体４８を備え、円筒状ダクト５０は、環状室２２の外側円筒壁２４と内側円筒壁２６の間に漏れないように軸方向に係合され、かつ環状リング３０の内側円筒壁３２と外側円筒壁３４の間までシールするように通じている。ダクト５０は、環状リング３０の内側円筒壁３２および外側円筒壁３４の上流側端部に対して当接するようになる半径方向のショルダ５４を有する。

本体４８のこのシールされた組立体は、内側環状チャネル４４および外側環状チャネル４６が、環状リング３０の内側に形成された環状空間からシールされることを保証するように働く。

燃料供給アーム５６が本体４８に接続され、２つの同軸ダクト、すなわち下流側へ環状リング３０の内側に通じる本体４８のチャネル６０に供給する中央ダクト５８と、中央ダクト５８の周りに形成され、内側環状チャネル４４および外側環状チャネル４６にそれぞれ通じる別個のチャネル（図示せず）に供給する外側ダクト６２とを備える。

本体４８は、環状リング３０の円筒壁３２および３４の上流側端部に、燃料供給アーム５６の直径的に反対側に形成された燃料コレクタ空洞６４を有し、それにより、内側環状チャネル４４および外側環状チャネル４６は、コレクタ空洞６４と連通する。ダクト６６は、一方の端部がパイロット噴射器１６に、他方の端部が本体４８に接続され、コレクタ空洞６４内に通じている。

作動時、アーム５６の中央ダクト５８は本体４８のチャネル６０に燃料を供給し、燃料は次いで、環状リング３０内に流れてリング３０および室２２内のオリフィス４０、４２を介して下流側の燃焼室内に噴射される。

アーム５６の外側ダクト６２は、内側環状チャネル４４および外側環状チャネル４６内に通じる本体４８内のチャネルに供給し、燃料は次いで、パイロット噴射器１６にダクト６６を介して供給するためにコレクタ空洞６４内に流れ込む。

この回路はパイロット回路を形成し、連続的に作動し、一方で多点式回路は、さらなるパワーを必要とする離陸時などの飛行の特有の段階中、間欠的に作動する。

タービンエンジンの作動中、高圧圧縮機から生じる高温空気（約６００℃）が第１のベンチュリ１２の内側で、第１の半径方向のスワーラ１８を通って流れ、この空気はまた、第２の半径方向のスワーラ２０の内側で、第１のベンチュリ１２と第２のベンチュリ１４の間を流れる。

パイロット噴射器に供給する燃料がそこを通って連続的に流れる内側環状チャネル４４および外側環状チャネル４６は、環状リング３０の外側および内側に半径方向に冷却回路を形成し、それにより、多点式回路が作動していない飛行の段階中に生じる、燃焼の熱放射によるリング３０の内側の燃料のコークス化が回避される。

上記で述べられたように、環状室２２の下流側前面２８もまた、燃焼の熱放射にさらされており、これは、多点式回路が使用されていない飛行の段階中、リング３０の噴射オリフィス４０および環状室２２の噴射オリフィス４２内の燃料のコークス化を招く恐れがある。

本発明は、図２から図４に見ることができるように、噴射オリフィスのすぐ近傍の環状室７０の円錐台形の前壁６８を冷却する目的で、噴射装置６７に冷却回路を組み込むことによってこの問題に対する解決策を提供する。

この冷却回路は、環状リング７６の円錐台形の壁７４の下流側の面、すなわち環状室７０の円錐台形の壁６８の上流側の面に押さえ付けられる面内に形成された溝７２を含む。

溝７２は波形状のものであり、環状リング７６の噴射オリフィス７８の内側および外側に半径方向に交互に延びており、それによってリング７６内のオリフィス７８および環状室７０内のオリフィス８０をより良好に冷却することが可能になる。この実施形態では、溝７２は、本体４８の２つのチャネル８２および８４によって燃料が供給される２つの半円分岐部を有しており、分岐部の出口はコレクタ空洞６４の直径的に反対側に接続される。２つの分岐部はパイロット噴射器１６の軸を含む面を中心に対称的であり、溝７２に供給するチャネル８２と８４の間の中間に位置している。

本発明の冷却回路はまた、リング７６の内側円筒壁８８の厚さ内に形成された内側環状溝８６も有しており、この溝８６は環状室７０の内側円筒壁９０と共働して内側環状チャネルを画定する。内側環状チャネルには本体４８内の２つチャネル９２および９４によって燃料が供給され、環状リング７６の内側円筒壁８８および環状室７０の内側円筒壁９０を冷却するために、内側環状チャネルの出口がコレクタ空洞６４に接続される。

２つの半円溝９６および９８が、環状リング７６の外側円筒壁１００の厚さ内に形成され、これらは環状室７０の外側円筒壁１０２と共働して２つの半円チャネルを画定し、この半円チャネルは、その円周方向の端部が環状リング７６の軸方向のスプライン１０４によって閉鎖されている。このようにして、２つの外側の半円チャネルは、パイロット噴射器に供給するコレクタ室から分離される。

環状室７０の内側にリング７６を組み立てる間、２つの半円チャネル９６および９８は空気で満杯にされる。作動時、これらのチャネルは、シールがパイロット回路に対して、特に前面回路に対して設けられている場合は空気で満杯にされてもよく、あるいはその反対に、高温の影響下でコークス化する燃料で満杯にされてもよい。いずれの方式でも、空気またはコーク化燃料は断熱材を形成し、これはリングの内側での燃料のコークス化を回避するには十分であることが見出されているが、その理由は、環状リング７６および環状室７０の外側周囲は、これらの部分の内側周囲がさらされる温度より低い温度にさらされるためである。

環状リング７６の下流側の円錐台壁７４内のオリフィス７８は、環状室７０の円錐台前面６８のオリフィスの直径より小さい直径のものである。これは、多点式回路が停止している間、環状リング７６のオリフィス７８内に留まる燃料滴が、コークス化によって環状室７０のオリフィス８０を遮ることを回避するように働く。特定の実施形態では、環状リング７６内のオリフィス７８の直径は約０．５ミリメートル（ｍｍ）であり、一方で環状室７０内のオリフィス８０の直径は約１ｍｍである。

多点式回路の前面の冷却回路を隔離するために、リング７２の円錐台形の壁７４の下流側の面が、環状室７０の円錐台形の壁６８に対してシールされるようにして、たとえばろう付けによって固定される。こうして、リング７６のオリフィス７８と環状室７０のオリフィス８０との間の結合部がシールされる。ろう付けを使用する代わりに、環状リング７６と環状室７０を含む第２のベンチュリ１４とを一体品として、たとえばレーザ焼結によって作り出すことが可能である。

本発明は上記で説明された波形の冷却回路に限定されるものではない。したがって、リング７６の下流側の壁７４の下流側の面内に２つの溝を形成することが可能であり、この溝の一方は、リング７６のオリフィス７８の内側に半径方向に位置しており、他方の溝は同じオリフィス７８の外側に半径方向に位置している。そうではあるが、そのような回路は、環状リング７６および環状室７０内のオリフィス７８および８０の最適な冷却をもたらさず、特にオリフィス間の円周方向の空間の最適な冷却をもたらさない。また、前面のこれらの内側溝および外側溝をオリフィス間の半径方向のチャネルによって接続することを想定することも可能である。そうではあるが、この解決策はチャネルの一部内に優先の流れを作り出し、それによって環状リング７６および環状室７０の非均一な冷却を招くことがある。

別の変形形態では、外側チャネル９６および９８は、パイロット噴射器１６に供給するコレクタ空洞６４に接続され、これらは、パイロット噴射器１６の燃料の流れによって環状室７０を冷却することに寄与する。

Claims (12)

1. タービンエンジンの環状燃焼室のための燃料噴射装置であって、第１のベンチュリ（１２）内に通じる、噴射器（１６）に連続的に供給するパイロット回路と、第１のベンチュリ（１２）の周りで同軸である第２のベンチュリ（１４）の上流側環状室（７０）の前面（６８）に形成された複数の噴射オリフィス（８０）に間欠的に供給する多点式回路とを備えており、環状リング（７６）が、噴射オリフィス（８０）に供給する燃料供給回路とパイロット回路の噴射器に供給する燃料を通過させることによって作動する冷却回路とを環状室（７０）内に画定するように、該環状室の中に装着されており、冷却回路が、複数の噴射オリフィス（８０）のすぐ近傍を環状室（７０）の前面（６８）にわたって延びていることを特徴とする、前記装置。
2. 冷却回路が、環状室（７０）の前面（６８）に押さえ付けられる環状リング（７６）の下流側の面内に形成された溝（７２）を含むことを特徴とする、請求項１に記載の装置。
3. 冷却回路がまた、環状リング（７６）および環状室（７０）の内側円筒壁（８８、９０）間に形成された環状チャネルも含むことを特徴とする、請求項１または請求項２に記載の装置。
4. 冷却回路がまた、環状リング（７６）および環状室（７０）の外側円筒壁（１００、１０２）間に形成された環状チャネルも含むことを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の装置。
5. 環状リング（７６）および環状室（７０）の外側円筒壁（１００、１０２）間に、パイロット回路から分離され、作動時、空気またはコークス化燃料によって充填されるように設計された環状チャネルが形成され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装置。
6. 環状室（７０）の前面（６８）を冷却する冷却回路が、波形状のものであり、噴射オリフィス（８０）の内側および外側に半径方向に交互に延び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装置。
7. 環状室（７０）の前面（６８）を冷却する冷却回路が、燃料入口手段と燃料出口手段の間を各々が延びる２つの対称的な半円分岐部を含むことを特徴とする、請求項１からの６のいずれか一項に記載の装置。
8. 燃料出口手段が、パイロット回路の噴射器（１６）に接続されることを特徴とする、請求項７に記載の装置。
9. 環状リング（７６）の下流側の壁（７４）が、環状室（７０）の前面（６８）内の上記で述べられたオリフィス（８０）内に通じる燃料通過オリフィス（７８）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装置。
10. 環状リング（７６）の下流側の壁（７４）内のオリフィス（７８）が、環状室（７０）の前面（６８）内のオリフィス（８０）の直径より小さい直径を有することを特徴とする、請求項９に記載の装置。
11. 請求項１から１０のいずれか一項に記載の燃料噴射装置（６７）を少なくとも１つ含むことを特徴とする、タービンエンジンのための環状燃焼室。
12. 請求項１から１０のいずれか一項に記載の燃料噴射装置（６７）を少なくとも１つ含むことを特徴とする、ターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジン。

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