JP5805662B2 - 反対方向に回転する接線方向流れを有する多穿孔燃焼室 - Google Patents

Description

本発明は、特に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、特にタービンエンジン用の燃焼室であり、軸線を中心とする環状形状と、内側環状壁と、外側環状壁と、前記軸線を中心として延在する環状チャンバ端部壁とを有し、前記チャンバ端部壁が、内側環状壁と外側環状壁との間で半径方向に延在し、チャンバ端部壁には、燃料噴射器を受け入れるための少なくとも１つの開口が設けられ、前記開口が、環状線と内側環状壁との間で半径方向に延在する第１のチャンバ端部壁部分、および環状線と外側環状壁との間で半径方向に延在する第２のチャンバ端部壁部分を画定する環状線上に実質的に中心を置き、そしてその燃焼室では、複数の第１のチャネルが、第１のチャンバ端部壁部分に形成され、複数の第２のチャネルが、第２のチャンバ端部壁部分に形成される燃焼室に関する。

このタイプの燃焼室はよく知られており、一例が、仏国特許第２７３３５８２号明細書に説明されている。

燃焼室の内側に冷却流体の流れを形成するために複数のチャネルによってチャンバ端部壁を穿孔することが知られている。冷却流体、通常、圧縮機から生じる空気が、保護空気フィルムを生成するように、内側および外側環状壁の内側表面の上を掃引する。

知られている実施形態では、第１のチャネルは、冷却流体が内側環状壁の内側表面の上を掃引するように半径方向に方向付けられるが、一方、第２のチャネルは、冷却流体が外側環状壁の内側表面の上を掃引するように半径方向に方向付けられる。

チャネルのこのような構成は、外側および内側環状壁を冷却するのに最も有利である。

仏国特許第２７３３５８２号明細書

燃料噴射器は、通常、開口上に中心を置く空気の渦を発生させる旋回器と結合している。したがって、旋回器から生じる空気の回転運動は、チャネルから生じる半径方向流れによって大いに乱されることが理解され得る。

さらに、その構成は、第１および第２のチャネルが環状線上で、すなわち共通の直径上で交互に配置される必要がある。この環状線に沿って配置されるチャネルの間の材料の小さなブリッジは、製作時に高い精度を必要とし、不良品発生の高い危険性を生じさせ、さらに、チャンバ端部壁の機械的強度を弱める。

本発明の目的は、上述の欠点を改善する燃焼室を提供することである。

本発明は、第１および第２のチャネルが接線方向に延在しながらチャンバ端部壁に直角な法線ベクトルに対して傾斜されるということによって、および、空気が第１の回転方向に燃焼室の軸線を中心として流れることを可能にするように、第１のチャネルが配置されるが、一方、空気が第１の回転方向と反対の第２の回転方向に燃焼室の軸線を中心として流れることを可能にするように、第２のチャネルが配置されることによってその目的を達成する。

換言すれば、第１および第２のチャネルは、前記軸線に直交する平面に対して傾斜される。

したがって、第１および第２のチャネルにより、燃焼室の軸線を中心として反対方向に回転する空気の２つの回転流れを発生できるようになることが理解され得る。

本発明によって、もはや環状線上に交互に第１および第２のチャネルを設けるいかなる必要もなく、それによって、燃焼室の機械的強度を改善する。

燃焼室が、燃料噴射器が取り付けられるために開口と協働する少なくとも１つの旋回器を含む、好ましい実施形態では、旋回器は、第１および第２の回転方向と一致して開口を中心として、およびしたがって噴射器を中心として空気の回転流れを発生させるように配置される。

換言すれば、先行技術とは違って、第１および第２のチャネルによって発生される空気の回転流れは、旋回器によって発生される空気の旋回流と一致している。

したがって、回転流れは、旋回器によって発生される空気の流れに付随することが有利であることが理解され得る。１つの利点は、燃焼室の噴射器のそれぞれの効率を改善することであり、したがって、有利なことに、所与の燃焼室は噴射器の数を減少させることができる。これは、燃焼室のコストおよび重量を低減する。

第１および第２のチャネルは、１０°から４０°の範囲にある絶対値を有する角度で前記法線ベクトルに対して（または軸線に垂直な平面に対して）傾斜されることが有利である。

変形では、複数の第３のチャネルが、第１の端部壁部分に配置され、前記第３のチャネルは、半径方向に延在しながら法線ベクトルに対して（または軸線に垂直な平面に対して）傾斜される。第３のチャネルは、空気の略向心半径流を形成するように配置されることが好ましい。また、第３のチャネルは、内側環状壁の近くに配置されることが好ましい。

この変形では、複数の第４のチャネルが、第２の端部壁部分に配置され、前記第４のチャネルは、半径方向に延在しながら法線ベクトルに対して（または軸線に垂直な平面に対して）傾斜される。第４のチャネルは、空気の略遠心半径流を形成するように配置されることが好ましい。また、第４のチャネルは、外側環状壁の近くに配置されることが好ましい。

また、本発明は、特に航空機用のタービンエンジンを提供するものであり、エンジンは、本発明による燃焼室を有する。

本発明は、非限定的な例として与えられる２つの実施形態についての次の説明を読むとよりよく理解されることができ、その利点がよりよく明らかになる。説明には、添付の図面を参照する。

本発明の環状燃焼室を有する航空機タービンエンジンの部分断面図である。 その噴射器なしの燃焼室の一部を示す、図１の詳細図である。 第１および第２のチャネルが形成される図１Ａの燃焼室の端部壁を示し、第１および第２のチャネルによって発生される空気流が、旋回器によって発生される旋回流と共に示されている図である。 チャンバ端部壁の第１の部分の厚さに形成される２つの第１のチャネルを示す、チャンバ端部壁に対して接線方向のおよび垂直な平面ＩＩＩＡによる部分断面図である。 チャンバ端部壁の第２の部分の厚さに形成される２つの第２のチャネルを示す、チャンバ端部壁に対して接線方向のおよび垂直な平面ＩＩＩＢにより得られる部分断面図である。 同様に、空気の半径流を発生するためにチャンバ端部壁に形成される第３および第４のチャネルを示す、図２のチャンバ端部壁の変形を示す図である。

本発明の燃焼室は、前記燃焼室が航空機タービンエンジン１０、具体的にはヘリコプタエンジンに取り付けられる、特定かつ非限定的な実施形態を参照して下記に説明される。

知られている方法では、エンジン１０は、圧縮空気の流れを発生するための遠心圧縮機ホイール１４を備えるガス生成器１２を有する。この空気流は、これが燃料と混合される本発明による燃焼室１００に受け入れられる。次いで、混合気が、燃焼室で燃焼され、結果として生じる燃焼ガスの流れが、高圧タービン１６およびフリータービン１８の回転を駆動する働きをする。

図１で見ることができるように、燃焼室１００は、軸線Ａを中心とする環状形状からなり、この軸線は、タービン１６および１８の回転軸線に実質的に対応している。

図１Ａを参照して、燃焼室１００は、内側環状壁１０２、外側環状壁１０４、およびチャンバ端部壁１０６を有し、これらの要素は、燃焼室１００の内側容積を画定することが見られ得る。さらに、燃焼室１００はまた、燃焼ガスが排出される出口１０８も有する。また、燃焼室１００は、「逆流」型からなり、燃焼室の中に入る圧縮空気は、特にチャンバ端部壁を介して生じることが見られ得る。

軸線Ａに対して、外側環状壁１０４は、内側環状壁１０２の半径方向高さよりも大きな半径方向高さになっている。さらに、外側および内側環状壁は、実質的に同軸である。

図１Ａから見ることができるように、チャンバ端部壁１０６は、内側環状壁１０２と外側環状壁１０４との間を半径方向に延在している。燃料は、他でよく知られている燃料噴射器（本明細書では図示せず）を用いてチャンバ端部壁１０６を介して燃焼室１００の中に注入される。

これらの燃料噴射器は、チャンバ端部壁１０６を軸方向に通過する開口１１０に取り付けられる。

この実施形態では、開口１１０には、ほかの場所で知られている旋回器１１２が装着されており、この旋回器１１２は、空気および燃料の混合を容易にするために燃料噴射器を中心として旋回する空気の流れを生じる働きをする。

燃焼室１００の外側から軸方向に見られるチャンバ端部壁１０６の詳細図である、図２の参照が下記で行われる。

本発明の理解を容易にするために、座標系（ｕ_ｒ、ｕ_θ、Ｚ）が、燃焼室の軸線Ａに対して定義され、ここに、ｕ_ｒは、半径方向軸線であり、ｕ_θは、周方向軸線であり、ｚは、軸線Ａに平行な軸である。

本発明では、開口１１０は、軸線Ａ上に中心を置く環状線１１３上に中心を置き、この環状線１１３は、前記環状線１１３と内側環状壁１０２との間で半径方向に延在する第１のチャンバ端部壁部分１０６ａ、および環状線１１３と外側環状壁１０４との間で半径方向に延在する第２のチャンバ端部壁部分１０６ｂを半径方向に画定し、したがって、第１および第２のチャンバ端部壁部分は、軸線Ａを中心として環状になって延在する。

図２で見ることができるように、環状線１１４は、外側環状壁１０４と内側環状壁１０２との間で半径方向に中間点で位置していることが好ましい。

第１のチャンバ端部壁部分１０６ａは、チャンバ端部壁１０６の厚さｅを通過する複数の第１のチャネル１１４によって穿孔される。同様に、第２のチャンバ端部壁部分１０６ｂは、チャンバ端部壁１０６の厚さｅを通過する複数の第２のチャネル１１６によって穿孔される。上記で述べたように、これらの第１および第２のチャネルは、外側および内側環状壁を冷却し、燃焼室１００の端部壁１０６を冷却するのに寄与する。

本発明によれば、第１および第２のチャネル１１４および１１６は、チャンバ端部壁１０６の外側表面に直角なベクトルｎに対して傾斜される。もう一度、第１および第２のチャネル１１４および１１６は、接線（方位）方向、すなわち周方向軸線ｕ_θに平行な方向に延在する。

したがって、本発明の意義では、軸線Ａに直交する平面の上への第１および第２のチャネルのそれぞれの投射は、軸線Ａ上に中心を置く円に接する。

第１のチャンバ端部壁部分１０６ａの軸方向厚さの断面図である図３Ａを参照して、第１のチャネル１１４は、ベクトルｎに対して角度αで傾斜され、燃焼室１００の内側に向かって冷却空気を案内する働きをすることが見られ得る。矢印ｇで表されるこの流れは、前記内側表面に保護フィルムを生成するように、チャンバ端部の内側表面１０７をワイピングする。

例示として、１０°から４０°の範囲にある傾斜角度が選択され得る。

さらに、図３Ａから、第１のチャネル１１４は、流れｇが軸線ｕ_θの方向に方向付けられるように配置され、その結果、第１のチャネル１１４の組は、第１の回転方向ＳＧ１に流れを発生するのに適することが見られ得る。この例では、第１の回転方向ＳＧ１は時計回りである。したがって、流れｇは、軸線Ａを中心として、したがってタービン１６および１８の回転軸線を中心として回転する。

次いで、第１のチャンバ端部壁部分１０６ｂの軸方向厚さの断面図である図３Ｂを参照して、第２のチャネル１１４は、ベクトルｎに対して角度βで傾斜され、燃焼室１００の内側に向かって冷却空気を案内する働きをすることが見られ得る。同様に、２０°から４０°の範囲にある傾斜角度βを選択することができる。好ましくは、β＝−αである。換言すれば、角度αおよびβは、等しい絶対値からなる。

さらに、図３ｂから、第２のチャネル１１６は、流れｈが軸線ｕ_θの方向と反対の方向にあるように配置され、その結果、第２のチャネル１１６の組は、第１の回転方向ＳＧ１と反対の第２の回転方向ＳＧ２に流れを発生するのに適することが理解され得る。この例では、したがって第２の回転方向ＳＧ２は反時計回りである。したがって、流れｈは、軸線Ａを中心として、したがってタービン１６および１８の軸線を中心として回転する。

その結果、第１の回転方向ＳＧ１の流れの半径方向幅は、第１のチャネル１１４が配置される半径方向高さに実質的に等しい。この例では、この半径方向幅は、第１の端部壁部分１０６ａの半径方向幅に実質的に対応する。同様に、第２の回転方向ＳＧ２の流れの半径方向幅は、第２のチャネル１１６が配置される半径方向高さに実質的に等しい。この例では、この半径方向幅は、第２の端部壁部分１０６ｂの半径方向幅に実質的に対応する。

第１および第２のチャネルは、燃焼室の軸線を中心として環状になって配置され、前記配置は、環状線１１３を中心として、すなわち概ね環状チャンバ端部壁の中央に半径方向に局在化されることが好ましい。

図２には、また、旋回器１１２によって発生される旋回空気流の回転方向を表す矢印Ｔ１およびＴ２が示されている。この旋回空気流は、軸線ｚ上に中心を置く渦であり、これは、反時計回りの方向にある。

矢印Ｔ１は、第１の端部壁部分１０６ａと同じレベルの旋回流を表すが、一方、矢印Ｔ２は、第２の端部壁部分１０６ｂと同じレベルの旋回流を表している。

図２を参照して、第１の回転方向ＳＧ１の流れは、旋回流Ｔ１と一致しているが、一方、第２の回転方向ＳＧ２の流れは旋回流Ｔ１と一致していることが理解され得る。

その結果として、本発明では、第１および第２のチャネル１１４および１１６によって発生される冷却空気流は、旋回器１１２によって発生される旋回流方向Ｔ１／Ｔ２と一致していることが理解され得る。その結果、第１および第２のチャネルによって発生される流れは、有利なことに旋回流を助け、強化する。したがって、噴射器／旋回器の有効性が、かなり改善される。したがって、１つの利点は、燃焼システムの重量およびコストを低減するように噴射器のおよび旋回器の数を減少させることができることである。

図４は、本発明の変形の燃焼室２００を示している。

この燃焼室２００は、複数の第３のチャネル１１８および複数の第４のチャネル１２０をさらに含むことによって図２の燃焼室１００と異なっている。

第３のチャネル１１８は、第１のチャンバ端部壁部分１０６ａの軸方向厚さの中に形成される。これらは、法線ベクトルｎに対して傾斜されるが、第１のチャネルとは違って、これらは、向心半径方向空気流を形成するように半径方向に延在する。換言すれば、第３のチャネル１１８は、軸線ｕ_ｒの方向と反対の半径方向ＳＧ３に燃焼室の内側に向かって流れを発生するように配置される。

この例では、第３のチャネル１１８は、内側環状壁の近くに配置される。より正確には、これらは、内側環状壁１０２に隣接する少なくとも１つの環状列の上に配置される。第３のチャネルによって発生される半径方向空気流は、内側環状壁１０２の内側表面の冷却を改善する働きをする。さらに、この半径方向空気流ＳＧ３は、旋回器１１２からある距離をおいて発生されるので、旋回流Ｔ１を乱さない。

第４のチャネル１２０は、第２のチャンバ端部壁部分１０６ｂの軸方向厚さの中に配置される。これらは、法線ベクトルｎに対して傾斜されるが、第２のチャネルとは違って、これらは、遠心半径方向空気流を形成するように半径方向に延在する。換言すれば、第４のチャネル１２０は、軸線ｕ_ｒの方向に対応する半径方向ＳＧ４に、燃焼室の内側に空気流を発生するように配置される。

この例では、第４のチャネル１２０は、外側環状壁１０４の近くに配置される。より正確には、これらは、外側環状壁１０４に隣接する少なくとも１つの環状列の上に配置される。第４のチャネルによって発生される半径方向空気流は、外側環状壁１０４の内側表面の冷却を改善する働きをする。さらに、この半径方向空気流ＳＧ４は、旋回器１１２からある距離をおいて発生されるので、旋回流Ｔ２を乱さない。

Claims (10)

1. 特にタービンエンジン用の燃焼室（１００、２００）にして、軸線（Ａ）を中心とする環状形状と、内側環状壁（１０２）と、外側環状壁（１０４）と、前記軸線を中心として延在する環状チャンバ端部壁（１０６）とを有し、前記チャンバ端部壁が、内側環状壁と外側環状壁との間で半径方向に延在し、チャンバ端部壁には、燃料噴射器を受け入れるための少なくとも１つの開口（１１０）が設けられ、前記開口が、環状線と内側環状壁との間で半径方向に延在する第１のチャンバ端部壁部分（１０６ａ）、および環状線と外側環状壁との間で半径方向に延在する第２のチャンバ端部壁部分（１０６ｂ）を画定する環状線（１１３）上に実質的に中心を置き、その燃焼室では、複数の第１のチャネル（１１４）が、第１のチャンバ端部壁部分に形成され、複数の第２のチャネル（１１６）が、第２のチャンバ端部壁部分に形成される燃焼室であって、
   第１および第２のチャネルが、接線方向に延在しながらチャンバ端部壁に直角な法線ベクトル（ｎ）に対して傾斜され、燃焼室の軸線（Ａ）に対して定義される座標系（ｕ _ｒ 、ｕ _θ 、Ｚ）において、接線方向は、周方向軸線ｕ _θ に平行な方向であり、ここで、ｕ _ｒ は半径方向軸線であり、ｕ _θ は周方向軸線であり、かつＺは燃焼室の軸線（Ａ）に平行な軸線であり、
   第１のチャネルは、空気が第１の回転方向（ＳＧ１）に燃焼室の軸線を中心として流れることを可能にするように配置されるが、一方、第２のチャネルは、空気が第１の回転方向と反対の第２の回転方向（ＳＧ２）に燃焼室の軸線を中心として流れることを可能にするように配置されることを特徴とする、燃焼室。
2. 開口と協働する少なくとも１つの旋回器（１１２）をさらに含み、旋回器が、第１および第２の回転方向と一致して開口を中心として回転空気流（Ｔ１、Ｔ２）を発生させるように配置されることを特徴とする、請求項１に記載の燃焼室。
3. 第１および第２のチャネル（１１４、１１６）が、１０°から４０°の範囲にある角度（α、β）で前記ベクトルに対して傾斜されることを特徴とする、請求項１または２に記載の燃焼室。
4. 複数の第３のチャネル（１１８）が、第１の端部壁部分に形成され、前記第３のチャネルが、半径方向に延在しながら前記ベクトルに対して傾斜され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燃焼室。
5. 第３のチャネル（１１８）が、空気の略向心半径流（ＳＧ３）を形成するように配置されることを特徴とする、請求項４に記載の燃焼室。
6. 第３のチャネル（１１８）が、内側環状壁の近くに配置されることを特徴とする、請求項４または５に記載の燃焼室。
7. 複数の第４のチャネル（１２０）が、第２の端部壁部分（１０６ｂ）に形成され、前記第４のチャネルが、半径方向に延在しながら前記ベクトルに対して傾斜され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燃焼室。
8. 第４のチャネル（１２０）が、空気の略遠心半径流を形成するように配置されることを特徴とする、請求項７に記載の燃焼室。
9. 第４のチャネル（１２０）が、外側環状壁（１０４）の近くに配置されることを特徴とする、請求項７または８に記載の燃焼室。
10. 請求項１から９のいずれか一項に記載の燃焼室（１００、２００）を含むことを特徴とする、航空機タービンエンジン（１０）。

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