JP6195581B2 - タービンエンジンの燃料噴射器 - Google Patents

Description

本発明は、航空機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用の燃料噴射器に関する。

タービンエンジンは、従来、噴射器の周りに空気を供給するための手段と共にその上流側端部に規則正しく配置される燃料噴射器を有する環状燃焼室を備える。

２つの主な種類の噴射器、すなわち、タービンエンジンの異なる動作段階（始動段階、低出力または全出力での動作の段階）に適合する燃料流量を供給する２つの燃料回路を有するいわゆる「空気力学的」噴射器と、タービンエンジンの動作段階すべてについてただ１つの燃料回路を有するいわゆる「空気動力学的」噴射器とがある。

本出願人名義の仏国特許第２８３２４９２号明細書は、たとえば始動および低出力段階のための１次燃料回路と、１次回路に加えてその後の中間出力から高出力での動作段階に必要とされる２次回路とを有する空気力学型噴射器を説明している。

その型の噴射器は、加圧下で燃料を流入させるための導入手段を有する本体と、導入手段から下流で本体に取り付けられ、第１の決定された燃料圧力で開くように、かつ１次燃料回路に供給するために前記第１の圧力を超えて開いたままであるように設計される停止バルブと、停止バルブから下流で本体に取り付けられ、第１の圧力よりも大きな第２の決定された燃料圧力を超えて開くように、かつ２次燃料回路に供給するために第２の圧力を超えて開いたままであるように設計される計量バルブとを備える。

２次回路の燃料の流量は、計量バルブに形成される計量スロットと、バルブの位置に応じて、すなわち燃料供給圧力に応じて変化する流れ断面を使って制御される。燃料供給圧力が高ければ高いほど、スロットの流れ断面は大きくなる。

始動および低出力での動作の段階中、計量バルブは閉鎖される。２次回路に存在する燃料は流れないが、燃料は、２次回路で燃料をコークス化に導く場合があり、かつ噴射器の適切な動作および寿命に有害である高温にさらされる。

例示として、その現象は、航空機が全出力での動作の期間に続いて低出力での動作の期間中に降下する間に発生する。このような環境下で、噴射器の環境は、８０℃から６００℃の範囲にある温度に達する場合がある。

１つまたは複数の熱シールドを設置することなどの、２次回路の燃料が加熱される範囲を制限するための手段が存在する。

それにもかかわらず、この種のシールドは、上に記述したコークス化の現象を防ぐことが確実ではない。

仏国特許発明第２８３２４９２号明細書

本発明の特定の目的は、簡単で、効果的で、費用のかからないこの問題の解決策を提供することである。

このために、本発明は、航空機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用の燃料噴射器にして、加圧下で燃料を流入させるための導入手段を有する本体と、導入手段から下流で本体に取り付けられ、第１の決定された圧力で開くように、かつ１次燃料回路に供給するために前記第１の圧力を超えて開いたままであるように設計される停止バルブと、停止バルブから下流で本体に取り付けられ、第１の圧力よりも大きな第２の決定された燃料圧力を超えて開くように、かつ２次燃料回路に供給するために第２の圧力を超えて開いたままであるように設計される計量バルブとを備える噴射器であって、停止バルブから下流におよび計量バルブから上流に位置している領域から、２次回路に永続的な漏洩流れを発生させるために計量バルブから下流に位置している領域まで延びる少なくとも１つの漏洩流路を含むことを特徴とする、噴射器を提供する。

漏洩流れは、特に始動および低出力での動作の段階中に、燃料が２次回路に滞留することを防ぎ、それによって燃料がコークス化することを防ぐ。漏洩流れは永続的であり、すなわち、これは、始動または低出力の場合、および中間または高出力での動作の場合に等しく動作のすべての段階の下で確立されることを認められたい。

漏洩流路は、たとえ流れ断面が大きくても、かなりのヘッドロスを生じるように、コイルまたはラビリンスの形をとっていることが好ましい。このかなりのヘッドロスは、漏れ流量を制限し、それによってまた、特に中間および高出力での動作の段階中に、燃焼室の不均一性を制限する働きをする。また、大きな流れ断面は、漏洩流路が不純物によって詰まらされるいかなる危険も回避する働きをする。

例示として、漏洩流路は、螺旋形状または渦巻形状からなり、計量バルブの軸線と一致する軸線を中心に延びることができる。

本発明の一実施形態においては、計量バルブは、管状支持体に移動可能に取り付けられ、螺旋状の溝は、管状支持体の外壁に形成され、ブッシングは、螺旋状の溝を覆い、かつ計量バルブからそれぞれ上流および下流にその端部で通じる漏洩流路を形成するように管状支持体を取り囲む。

本発明のもう１つの実施形態においては、計量バルブは、計量バルブの軸線に対してオフセットされた孔を有し、かつその中にインサートを収容している管状支持体に移動可能に取り付けられ、漏洩流路は、インサートに形成される。

また、本発明は、上記特定の型の少なくとも１つの噴射器を含む、航空機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を提供する。

本発明は、非限定的な例として、および添付の図面を参照して行われる次の説明を読むとよりよく理解されることができ、他の詳細、特徴、および利点が明らかになる。

従来技術の燃料噴射器の長手方向断面図である。 本発明の実施形態の噴射器の一部の長手方向断面図である。 本発明の別の実施形態の噴射器の一部の長手方向断面図である。

本出願人名義の仏国特許第２８３２４９２号明細書に開示されている燃料噴射器１が図１に示されている。

その噴射器１は、空気力学型のものであり、たとえば始動および低出力段階中の使用のための１次燃料回路と、１次回路に加えてもっと後の中間および高出力での動作段階中に必要とされる２次回路とを含む。

噴射器１は、燃料ポンプ（図示せず）から来る加圧下の燃料を受け入れることになり、かつフィルタスクリーン５を通過した後に前導入室４に通じる燃料導入オリフィス３を備える中空本体２を有する。

また、本体２は、前導入室４から（噴射器を通して燃料の流れ方向に）下流に位置しており、かつ停止バルブ７によってそれから分離される導入室６を有する。ダイアフラム８が、前導入室４と停止バルブ７との間に配置される。

停止バルブ７は、本体２に対し静止している環状支持体１２の管状部分１１に移動可能に取り付けられるヘッド９およびステム１０を有する。支持体は、下流に延び、かつもう１つの管状支持体１４にそれ自体載っている管状ブッシング１３に載っており、この管状支持体１４は、その中に取り付けられる計量バルブ１５を有する。最後に、支持体１４は、計量バルブ１５の下に位置している受入室１７を画定し、かつ２つの同軸管１８および１９を支持する働きをする部分１６に載っている。

内管１８は、燃料の１次流れを通過させるためのダクト２０を形成し、２つの管１８と管１９との間の環状空間が、燃料の２次流れを通過させるためのダクト２１を形成する。

１次回路の一部を形成する環状空間３１は、ブッシング１３の外壁と本体２との間に画定される。また、ブッシング１３の内壁は、計量バルブ１５から上流に位置している内室３２を画定する。

停止バルブ７は、戻しばね２２によって閉位置に保持され、停止バルブ７は、このバルブから上流の燃料の圧力が第１の所定の値Ｐ１を超えると開かれる。

また、計量バルブ１５は、戻しばね２３によって閉位置に保持され、計量バルブ１５は、バルブ１５から上流の燃料の圧力が、上に挙げた第１の値Ｐ１よりも大きな第２の所定の値Ｐ２を超えると開く。

計量バルブ１５は、対応する支持体のシート２４にあたることになるヘッドを形成する底部端と、カップ２５が固締される頂部端とを有する。戻しばねは、まず第１にカップ２５に、および第２に支持体１４の半径方向表面２６に当たっている。

計量バルブ１５は、中心軸孔２７と、中心孔２７に、および計量バルブ１５の外表面に形成される適切な形状を有する計量スロット２９に通じる半径方向開口２８とを有する。

計量バルブ１５は、２つの極端な位置、それぞれ、そのヘッドが対応する戻しばね２３の作用を受けて支持体１４のシート２４にあたる完全に閉じた位置と、カップ２５が管状支持体１４の頂部端３０に当接する完全に開いた位置との間で移動可能である。

図１に示されるように、計量バルブ１５の完全に閉じた位置においては、開口２８およびスロット２９は、管状支持体１４と向かい合わせに位置しており、スロット２９の底部端は、受入室１７に通じない。したがって、この位置では、室３２に存在する燃料は、受入室１７に、または２次ダクト２１に流れることができない。

室３２内にある燃料の圧力が増加すると、この圧力により、計量バルブ１５は、戻しばね２３によって加えられる力に抗してその開位置の方へ、すなわち下方に移動することになる。

この圧力が第２の値Ｐ２を超えると、スロット２９は、受入室１７に通じ、燃料は２次ダクト２１に流れることができる。

スロット２９の形状は、スロット２９の流れ断面が計量バルブ１５の位置に応じて変化するようなものである。特に、室２７内の燃料の圧力が高ければ高いほど、スロット２９の流れ断面は大きくなる。

動作時には、いくつかの状況が生じ得る。

第１の状況においては、前導入室４の燃料の圧力は、Ｐ１よりも小さい。この場合、停止バルブ７は、戻しばね２２によって閉位置に保持され、燃料は、１次ダクト２０にも２次ダクト２１にも流れない。

始動段階または低出力での動作に対応する第２の状況においては、前導入室４の燃料の圧力はＰ１よりも大きいが、室３２の燃料の圧力はＰ２よりも小さい。この場合、停止バルブ７は開いており、燃料は、環状空間３１に、次いで１次ダクト２０（１次回路）に流れることができる。それにもかかわらず、計量バルブ１５は閉じたままであり、燃料は、２次ダクト２１に流れることができない。

中間または全出力での動作の段階に対応する第３の状況においては、前導入室４の燃料の圧力はＰ１よりも大きく、室３２の燃料の圧力はＰ２よりも大きい。停止バルブ７は開いており、燃料は、環状空間３１に、次いで１次ダクト２０（１次回路）に流れることができる。加えて、計量バルブ１５もまた開いており、流体は、室３２、開口２８、スロット２９、および受入室１７、および次いで２次ダクト２１（２次回路）全体にわたって流れることができる。

上述したように、第２の動作状況では、２次ダクト２１は、非常に高温の環境にさらされる場合があり、ダクト２１に存在する燃料がコークス化する危険がある。

図２は、本発明の第１の実施形態の噴射器１の一部を示しており、螺旋状の溝３３が環状支持体１４の外壁に形成され、ブッシング３４が、螺旋状の溝３３を覆い、かつ計量バルブ１５からそれぞれ上流および下流に、すなわちそれぞれ室３２および室１７にその端部で通じる螺旋状の漏洩流路３５を形成するように管状支持体１４を取り囲む。

例示として、漏洩流路３５の流れ断面は、チャネル３５が詰まってしまういかなる危険も回避するために０．３平方ミリメートル（ｍｍ^２）よりも大きく、これは、０．３ｍｍ^２から０．４ｍｍ^２の範囲にあることが好ましい。漏洩流路３５の全長は、４００ミリメートル（ｍｍ）から５００ｍｍの範囲にある。このチャネル３５によって発生されるヘッドロスは、０．１バールから１．５バールの範囲にある。

また、この実施形態においては、ブッシング３４は、受入室１７および２次ダクト２１を画定する。もちろん、受入室１７および２次ダクト２１は、図１の場合ように、相互に別個の要素によって形成され得る。

同様に、この実施形態においては、本体２は、１次ダクト２０を画定する狭められた下流側端部を有し、これは、環状形状からなり、２次ダクト２１を取り囲む。もちろん、このダクト２０は、図１の場合ように、本体２の別個の要素によって形成され得る。

図３は、環状支持体１４が本体２および計量バルブ１５の軸線Ａからオフセットされている孔を有し、その孔がインサート３６を収容する、本発明の一実施形態を示している。このインサート３６は、その円筒状外表面に螺旋状のねじ山を有し、そのねじ山は、必要な寸法を有する螺旋状の漏洩流路３５を画定するように孔の円筒状表面と協働する。

この漏洩流路は、たとえば０．７ｍｍ×０．７ｍｍの三角形断面を有する。

また、Ｏ−リング３７などのシール手段が、管状要素１４の半径方向外周部とブッシング３４との間に設けられる。例示として、Ｏ−リング３７は、環状支持体１４の溝３８に収容される。

漏洩流路３５は、始動および低出力での動作の段階中に、すなわち計量バルブ１５がまだ開いていない場合に、燃料が２次ダクト１に滞留することを防ぎ、それによって２次回路１７、２１の燃料がコークス化することを防ぐ。

漏洩流路３５の螺旋状の形状は、十分に大きな流れ断面を維持することが可能になるかなりのヘッドロスを生じる。

上述したように、かなりのヘッドロスは、漏れ流量を制限し、それによってまた、特に中間または高出力での動作の段階中に燃焼室の不均一性を制限する。また、大きな流れ断面は、漏洩流路３５が詰まらされるいかなる危険も回避する働きをする。

Claims (8)

1. 航空機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用の燃料噴射器（１）にして、加圧下で燃料を流入させるための導入手段（３）を有する本体（２）と、導入手段（３）から下流で本体（２）に取り付けられ、第１の決定された燃料圧力で開くように、かつ１次燃料回路（３１、２０）に供給するために前記第１の圧力を超えて開いたままであるように設計される停止バルブ（７）と、停止バルブ（７）から下流で本体（２）に取り付けられ、第１の圧力よりも大きな第２の決定された燃料圧力を超えて開くように、かつ２次燃料回路（１７、２１）に供給するために第２の圧力を超えて開いたままであるように設計される計量バルブ（１５）とを備える噴射器（１）であって、停止バルブ（７）から下流におよび計量バルブ（１５）から上流に位置している領域（３２）から、２次回路（１７、２１）に永続的な漏洩流れを発生させるために計量バルブ（１５）から下流に位置している領域（１７）まで延びる少なくとも１つの漏洩流路（３５）を含むことを特徴とする、噴射器（１）。
2. 漏洩流路（３５）が、コイルまたはラビリンスの形をとっていることを特徴とする、請求項１に記載の噴射器（１）。
3. 漏洩流路（３５）が、螺旋形状または渦巻線形状からなることを特徴とする、請求項２に記載の噴射器（１）。
4. 漏洩流路（３５）が、計量バルブ（１５）の軸線と一致する軸線（Ａ）を中心に延びることを特徴とする、請求項３に記載の噴射器（１）。
5. 漏洩流路（３５）が、円筒表面のねじ山によって形成されることを特徴とする、請求項３または請求項４に記載の噴射器（１）。
6. 計量バルブ（１５）が、管状支持体（１４）に移動可能に取り付けられ、螺旋状の溝（３３）が、管状支持体（１４）の外壁に形成され、ブッシング（３４）が、螺旋状の溝（３３）を覆い、かつ計量バルブ（１５）からそれぞれ上流および下流にその端部で通じる漏洩流路（３５）を形成するように管状支持体（１４）を取り囲むことを特徴とする、請求項３から５のいずれか一項に記載の噴射器（１）。
7. 計量バルブ（１５）が、計量バルブ（１５）の軸線（Ａ）に対してオフセットされた孔を有し、かつその中にインサート（３６）を収容している管状支持体（１４）に移動可能に取り付けられ、漏洩流路（３５）が、インサート（３６）に形成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噴射器（１）。
8. 請求項１から７のいずれか一項に記載の少なくとも１つの噴射器（１）を含む、航空機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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