JP6951362B2 - ガスタービン燃焼室用の改良された噴射器 - Google Patents

Description

本発明は、航空機用の燃焼室の分野、より詳細には該燃焼室用の噴射器に関する。

航空機燃焼室内で使用される噴射器は、一般的に、様々な異なる動作速度の関数として最適化された、性能を提供するように構成される。

それにも係わらず、これらの異なる燃焼速度は、非常に異なる特性を有しており、場合によっては矛盾する制約を伴い、そのことは、異なる条件間における室の性能の妥協を見出すことを必要とする。

結果として、現在の噴射器は、最適化の点でかなりの余地を残す。

従って、本発明は、この問題を少なくとも部分的に満たす、システムを提案することを目的とする。

この目的のために、本発明は、ガスタービン燃焼室用の噴射器を提供しており、この噴射器は、流体供給システムと、長手方向軸線に沿って延びる噴射器本体と、噴射器本体上に配置されていて且つ長手方向軸線に対して傾斜する方向において、該流体を噴霧するように構成された噴射ヘッドと、具備しており、該噴射器は、流体が噴霧される方向を変化させるように長手方向軸線の回りで選択的に噴射器を回転させるように構成された、アクチュエータを更に具備しており、アクチュエータは、９０度以下の振幅に亘って長手方向軸線の周りで回転することにより、噴射器の向きを変えることを可能にするように構成される。

流体供給システムは、一般的には、可撓性供給ライン（系統）、又は噴射器において漏れなしのヒンジを有する、剛性供給ラインを具備する。

本発明は、また、上記で定義したような少なくとも１つの噴射器を具備する、燃焼室を提供する。

一例として、燃焼室は、旋回技術燃焼室であり、更に、該少なくとも１つの噴射器は、燃焼室の外側のスリーブ内に配置される。

一般的には、アクチュエータは、燃焼室を迂回する圧力及び／又は燃料圧力の関数として、噴射器の向きを変えるように構成された制御システムを具備する。

本発明はまた、上記で定義したような燃焼室を具備する、タービンエンジンを提供する。

本発明はまた、タービンエンジンを具備する航空機を提供する。

本発明の別の特徴、目的及び利点は、明らかに例示的で且つ非限定的であり、更に添付の図面を参照して読まれるべきである、以下の説明から明らかになる。

図１は、本発明の一形態における噴射器の図である。 図２Ａは、本発明の一形態における噴射器の動作を示す図である。 図２Ｂは、本発明の一形態における噴射器の動作を示す図である。

図面全体を通じて、共通の要素は同一の参照番号により識別される。

図１は、本発明の一形態における噴射器の図であり、図２Ａ及びＢは、その動作を示す図である。

図１は、一般的には、例えば、航空機タービンエンジンに組み込まれるのに適した、旋回技術燃焼室である、燃焼室３の壁２に取り付けられた噴射器１の図である。

燃焼室３が旋回技術である場合に、噴射器１はその場合、例として、燃焼室３の外側のスリーブ内に配置される。

図示のように、噴射器１は、燃焼室３の内部容積内に突出する、端部４１を有する本体４を具備する。噴射器１の本体４は、長手方向軸線Ｚ−Ｚを画定する長手方向において延びる。

流体供給システム５は、本体４の端部４１に配置された噴射ヘッド（頭部）６に供給するように噴射器１の本体４に組み込まれる。噴射ヘッド６は一般的に、噴射ノズルにより形成される。

図示の例において、流体供給システム５は、本体４の内部の長手方向軸線Ｚ−Ｚに実質的に沿って延びる、ダクト（導管）である。

流体供給システム５は、例えば、可撓性部分を提示する、供給ライン（系統）、又は噴射器において漏れなしのヒンジ（蝶番）を有する剛性の供給ラインを具備してもよい。

図示されるように、端部４１は、噴射ヘッド６を受容するための中空の部分を有する、概略半球形状である。従って、噴射ヘッド６は、図中の噴射軸線Ｘ−Ｘにより表される、噴射方向を画定する。この噴射軸線Ｘ−Ｘは、０〜９０度の範囲の角度で長手方向軸線Ｚ−Ｚに対して傾斜する。

燃焼室３の動作において、噴射器１は従って、噴射ヘッド６の向きにより画定される噴射方向に沿って燃料を噴射するように使用される。

燃焼室３の動作モードに関係なく、噴射を最適化することを可能にするために、提案されたシステムはまた、回転駆動手段７１、具体的には、はめば歯車を介して、噴射器１の本体４に接続する、アクチュエータ（作動機）７を有する。

一例として、アクチュエータ７は、ラック、ロッド、又は任意の別の適切な駆動手段を使用する、駆動手段を有する。

噴射器１の本体４は、長手方向軸線Ｚ−Ｚの回りで回転するための自由度を可能にするように構成された、軸受８３及び８４を介して燃焼室３の壁２に接続する。

図示の例において、第１の軸受８３は、本体４の端部４１に近接して配置されており、第２の軸受８４は、燃焼室３からより遠く離れた本体４の部分に配置されるように後退する。

断熱要素８５は、一般的には、第１の軸受８３を燃焼室３から断熱して保護するように、噴射器１の本体４と燃焼室３の壁２との間に配置される。

従って、アクチュエータ７は、噴射器１を、長手方向軸線Ｚ−Ｚの回りで旋回させることを可能にする。この旋回の振幅は一般的に、例えば、１８０度の最大角度又は実際には最大９０度の角度により制限される。

図２Ａ及び図２Ｂは、図１に表される方向Ａに沿って見た２つの図である。これらの２つの図２Ａ及び２Ｂは、噴射方向が軸線Ｘ−Ｘから、軸線Ｘ−Ｘに対して９０度の角度にある、方向Ｘ−Ｘ‘に向かう状態で、噴射器１の向きを変化させる例を非常に図式的に示す。

噴射器１の向き、従って流体が噴射ヘッド６によりそれに沿って噴射される方向、のその様な変化は、燃焼室３の動作速度の関数として噴射を最適化することを可能にする。

具体的には、燃焼室用の従来の噴射器は、静止しており、そのことは、燃焼室の動作モードに噴射を適合させることができず、そのことは、特定の動作モードの間に、例えば低速において、燃料の消費を増加させることを意味する。

従って、提案された構造は、その動作モードに係わらず、燃焼室３の動作を最適化することを可能にしており、従って、部分的な負荷下での消費を改善しながら、燃焼システムの堅牢性を改善することを可能にする。

約９０度の振幅に亘って回転させることは、一般的に、その様々な動作モードにおいて燃焼室の動作を最適化することを可能にするために十分である。

例えば、複数の噴射器を有する燃焼室３において、燃焼室３の動作を最適化するために、各噴射器はその際、独立して制御されてもよい。

噴射器は、例えば、その計算手段をアクチュエータに関連付けることにより、能動的に、あるいは燃焼室３内の空気の圧力及び／又は流体供給システム５内に存在する、圧力からの制御の下で受動的に、操縦されてもよい。

受動的タイプの制御の例として、燃焼室３及び／又は流体供給システム５内の圧力は、回転制御手段７１を駆動するジャッキ又はピストン等のシステムを制御して、それにより噴射器１を操縦するように取り出されてもよい。

従って、制御圧力は、燃焼室３内及び／又は流体供給システム５内から取り出し可能であり、そして、一例として、アクチュエータの不履行な向きを画定する、ばね等の戻し手段により発揮されてもよい、推力に対抗可能である。燃焼室３内及び／又は流体供給システム５内の圧力の変化は、従って、噴射器１の向きを変化させ、それにより噴射を最適化することを可能にすることに導く。圧力を取り出すための手段にアクチュエータ又はピストンを関連付けることは、それにより、受動型のアクチュエータ７を構成するので、従って噴射器１の向きを、連続的に制御することを可能にする。

能動型の制御を提供することの一例として、アクチュエータ７は、燃焼室を迂回する空気回路内における燃焼室３内から取り出した圧力の関数として、又は実際には、流体供給システム５内の圧力の関数として、問題の噴射器を操縦するように構成可能であろう。より一般的には、アクチュエータ７は一般的に、燃焼室を具備するエンジンへの負荷の関数として、検討中の噴射器を操縦する。図１の例において、流体供給システム５内の流体の圧力を測定するように構成された、センサ７２が図式的に示されており、アクチュエータ７は従って、この測定の関数として噴射器１を操縦可能である。

アクチュエータ７は一般的に、噴射器１を連続的に操縦するように構成されており、従って、特には、燃焼室を損傷してもよいであろう、過渡現象の出現を回避することを可能にする。

Claims (7)

1. ガスタービン燃焼室用の噴射器（１）であって、前記噴射器が、
   流体供給システム（５）と、
   長手方向軸線（Ｚ−Ｚ）に沿って延びる噴射器本体（４）と、
   前記噴射器本体（４）上に配置されていて且つ前記長手方向軸線（Ｚ−Ｚ）に対して傾斜する方向（Ｘ−Ｘ）において、流体を噴霧するように構成された噴射ヘッド（６）と、
   流体が噴霧される方向（Ｘ−Ｘ）を変化させるように、前記長手方向軸線（Ｚ−Ｚ）の回りで選択的に前記噴射器（１）を回転させるように構成されたアクチュエータ（７）と、を具備する噴射器（１）において、
   前記アクチュエータ（７）は、９０度以下の振幅に亘って前記長手方向軸線（Ｚ−Ｚ）の回りで回転することにより、前記噴射器（１）の向きを変えることを可能にするように構成される、ことを特徴とする噴射器（１）。
2. 前記流体供給システム（５）が、前記噴射器（１）に流体供給システム（５）を接続する、可撓性供給ライン、又は漏れなしのヒンジを有する剛性供給ラインを具備する、ことを特徴とする請求項１に記載の噴射器（１）。
3. 請求項１又は２に記載の噴射器（１）を少なくとも１つ具備する、ことを特徴とする燃焼室（３）。
4. 前記燃焼室（３）が、旋回技術燃焼室であり、更に、前記少なくとも１つの噴射器（１）が、前記燃焼室の外側のスリーブ内に配置される、ことを特徴とする請求項３に記載の燃焼室（３）。
5. 前記アクチュエータ（７）は、前記燃焼室を迂回する圧力及び／又は燃料圧力の関数として、前記噴射器（１）の向きを変えるように構成された、制御システムを具備する、ことを特徴とする請求項３又は４に記載の燃焼室（３）。
6. 請求項３〜５のいずれか一項に記載の燃焼室（３）を具備する、タービンエンジン。
7. 請求項６に記載のタービンエンジンを具備する航空機。

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