JPH029918A - 燃料スプレーバー - Google Patents

燃料スプレーバー

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JPH029918A
JPH029918A JP1063983A JP6398389A JPH029918A JP H029918 A JPH029918 A JP H029918A JP 1063983 A JP1063983 A JP 1063983A JP 6398389 A JP6398389 A JP 6398389A JP H029918 A JPH029918 A JP H029918A
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JP
Japan
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fuel
spray bar
cooling
tube
shield
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Application number
JP1063983A
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English (en)
Inventor
John W Vdoviak
ジョン・ウイリアム・ブドビアク
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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Publication date
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Publication of JPH029918A publication Critical patent/JPH029918A/ja
Pending legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/36—Details, e.g. burner cooling means, noise reduction means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D23/00—Assemblies of two or more burners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)
  • Nozzles (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 発明の背景 この発明は、一般にガスタービンエンジン用の燃料噴射
器、特にガスタービンエンジンのオーグメンタに用いる
燃料スプレーバ−の改良に関する。
必要なときにスラストを増強するためのオーグメンタま
たはアフタバーナをガス発生機の下流に設けたガスター
ビンエンジンにおいては、燃料スプレーバ−１すなわち
燃料噴射器を用いて燃料をオーグメンタ内に噴射してガ
ス発生機から排出されるガスと混合する。一般に、スプ
レーバ−の燃料吐出し口をオーグメンタの燃焼面積約１
平方インチにつき１つとするのが望ましく、シたがって
スプレーバ−は極めて多数が必要である。
改良型のスプレーバ−が、米国特許節２，９７８．８７
０号に開示されている。この特許のスプレーバ−では、
長さの異なる複数本の燃料管を設けて、半径方向の異な
る位置に燃料吐出し口を位置決めするとともに、別の効
果を得ている。代表的には、複数本の比較的短いスプレ
ーバ−と長いスプレーバ−とをオーグメンタライナのま
わりに円周方向に間隔をあけて配置して、ライチ内に燃
料を比較的均一に噴射する。
ガスタービンエンジンの性能を上げるにはタービンガス
温度を上げればよいが、その結果、タービンガスにさら
されるスプレーバ−の金属温度は上昇し、燃料／ガス混
合気をスプレーバ−とそれより下流に配置された保炎器
との間で早期点火する傾向が増す。したがって、スプレ
ーバ−と保炎器との距離を短くして早期点火傾向を避け
るのがよい。しかし、この燃料混合距離を短くすると、
保炎器の位置での燃料の分散を均一にするために、スプ
レーバ−からの燃料をスプレーバ−と保炎器との間の比
較的短い距離内で大きく横方向に分散させなければなら
ない。
さらに、従来のオーグメンタ付きエンジンの「湿りＪ（
ｗｅｔ）運転の期間、燃料はスプレーバ−を通って流れ
、したがってスプレーバ−を冷却する。しかし、この冷
却はそのような湿り運転期間に生じるだけである。スプ
レーバ−は普通より高いタービン出口ガス温度で使用さ
れたり、またオーグメンタ付きエンジンの「乾きＪ　　
（ｄｒｙ）、すなわち推力増強無しや低レベルの湿り運
転の期間も使用されたりするので、スプレーバ−の有効
寿命を確保するためには、それを冷却するのが有効であ
る。しかし、スプレーバ−の有効寿命を確保するために
は、冷却流体と比較的高温のスプレーバ−との相互作用
により望ましくない熱応力が発生するのを回避しなけれ
ばならない。
したがって、本発明の目的は、新規な改良されたガスタ
ービンエンジン用スプレーバ−を提供することにある。
本発明の別の目的は、ガスタービンエンジンのガス温度
を上昇させることのできるスプレーバ−冷却手段を有す
るガスタービンエンジン・オーグメンタ用の燃料スプレ
ーバ−を提供することにある。
本発明の他の目的は、熱膨張および収縮差を吸収するこ
とのできるスプレーバ−冷却手段を有するガスタービン
エンジン争オーグメンタ用の燃料スプレーバ−を提供す
ることにある。
本発明の他の目的は、燃料を横方向に分散させる手段を
有するスプレーバ−を提供することにある。
本発明の他の目的は、最小の圧力損失にて燃料を横方向
に分散させる手段を有するスプレーバ−を提供すること
にある。
発明の開示 本発明のガスタービンエンジン用燃料スプレパーは、基
部、基部から延在する複数本の燃料管、および燃料管を
冷却する手段を備える。冷却手段は燃料管から離間され
、冷却手段と燃料管との間に互いに独立の熱による移動
を許す。
本発明の別の実施態様では、燃料スプレーバ−に、燃料
を燃料管から横方向に分散する手段を設ける。この分散
手段は、１実施態様では、渦を発生するようなピッチ角
に傾斜したデルタ形部材を含む。
別の実施態様では、燃料スプレーバ−に冷却手段を燃料
管に拘留する手段を設け、冷却手段と燃料管との間に拘
束のない長さ方向の熱による移動を許すが、両者の横方
向移動を拘束する。
具体的な構成 この発明を特徴付ける新規な構成は特許請求の範囲に記
載の通りである。つぎに、この発明の構成を、その目的
および効果ともども、以下に図面に示す好適な実施態様
について詳述する。
第１図に、ガスタービンエンジンの概略を示す。
このガスタービンエンジン１０は、圧縮機１４、燃焼器
１６および圧縮機１４を駆動する高圧タービン（ＨＰＴ
）１ｇを含む普通のガス発生機１２を備える。エンジン
１０はさらに、圧縮機１４の上流に配置された通常のフ
ァン２０および外気を取り入れる人口２２を含む。ファ
ン２ｏは高圧タービン１８の下流に配置された低圧ター
ビン（ＬＰＴ）２４に連結されこれと共に回転する。ガ
ス発生機１２は環状内側ケーシング２６内に配置されて
いる。内側ケーシング２６はエンジン外側ケーシング２
８から半径方向内方に離間して、相互間にファン２０か
らのファン空気３２の一部を受け入れるバイパスダクト
３０を画定する。ファン空気の残りの部分は圧縮機１４
に送られる。
ガス発生機１２の下流に、アフタバーナとも呼ばれるオ
ーグメンタ３４が配置されている。オーグメンタ３４は
冷却ライナ３６を含み、これが外側ケーシング２８から
半径方向内方に離間して相互間に環状の冷却空気通路３
８を画定する。ライナ３６は内部に燃焼領域４ｏを画定
する。外側ケーシング２８の下流端に通常の可変排気ノ
ズル４２が回動自在に軸支されている。
オーグメンタ３４はさらに、本発明による複数個の燃料
噴射器またはスプレーバー４４を含み、これらのスプレ
ーバー４４は円周方向に相互に間隔をあけかつそれぞれ
半径方向に配向されている。
スプレーバー４４は、ライナ３６の上流端で外側ケーシ
ング２８に通常の手段で固定的に装着され、複数個の普
通の保炎器またはスタビライザ４６より上流側に離れて
いる。通常スプレーバー４４は燃料源（図示せず）に連
結され、必要な時に増強したスラスト出力を発生するた
めに、保炎器４６の上流に燃料を供給する。ガス発生機
１２とオーグメンタ３４との間に普通のローブミキサ４
８が配置され、内側ケーシング２６の下流端から下流に
延在している。
運転時には、空気が入口２２に入り、その第１の部分が
ガス発生機１２を側路してバイパスダクト３０へ入り、
第２の部分が圧縮機１４に入り、ここで圧縮されてから
燃焼器１６へ導かれ、そこで燃料と混合され燃焼ガス５
０を発生する。比較的高温のガス５０が高圧タービン１
８に流入し、その後低圧タービン２４に流入する。この
際、高圧タービン１８は回転して圧縮機１４を駆動し、
低圧タービン２４も回転してファン２ｏを駆動する。ガ
ス５０は、ガス発生機１２から排出され、スプレーバー
４４を通り過ぎ、オーグメンタ３４内でミキサ４８から
のファン空気３２と混合される。スラストを増強したい
ときには、燃料をスプレーバー４４から噴射し燃焼ガス
５ｏおよびファン空気３２と混合し、保炎器４６より下
流の燃焼領域４０でさらに燃焼させる。ファン空気３２
の一部は冷却空気通路３８に導かれライナ３６に沿って
流れてライナ３６を冷却し、モしてライナ３６の下流端
で排気ノズル４２の内面に沿って排出される。
第２〜７図に、本発明の好適な実施態様によるスプレー
バー４４を詳細に示す。まず第３図を参照すると、各ス
プレーバー４４は外側ケーシング２８に装着された基部
５２を含む。基部５２はボルトなどの通常の手段（図示
せず）でケーシングに固着するのが適当である。複数本
の燃料管５６が基部５２から半径方向内方に、外側ケー
シング２８の開口５４を抜け、冷却空気通路３８を横切
り、さらにミキサ４８の開口５５を抜けて延在する。図
示の実施例では、燃料管５６は４本の燃料管からなる。
すなわち第１上流燃料管５６ａに第２燃料管５６ｂ１第
３燃料管５６ｃおよび第４燃料管５６ｄが続き、それぞ
れの燃料管が所望の半径方向位置で燃料を吐出する。各
燃料管５６は、基端５８が基部５２に固定接合され、反
対側の先端６０がミキサ４８より半径方向内方にかつ保
炎器４６より上流に位置する。各燃料管５６はさらに、
その内部に燃料通路６２が基端５８から先端６０まで延
在し、燃料通路６２が基部５２内に設けられた共通燃料
マニホールド６４と流体連通している。一方マニホール
ド６４は基部５２の燃料入口６６と流体連通し、燃料人
口６６はエンジン１０の通常の燃料源（図示せず）に連
結するのが適当である。各燃料管の先端６０には、それ
ぞれの燃料通路６２と流体連通した少なくとも１つの燃
料噴射口６８が設けられ、好適実施例として２つの噴射
口が図示されている。
燃料管５６は長さが異なり、第１燃料管５６ａがもっと
も長く、つぎに短い燃料管５６ｂ、５６Ｃが続き、燃料
管５６ｄが一番短い。したがって、燃料管５６の燃料噴
射口６８はライナ３６の内方で半径方向位置がずれて燃
料をライナ内部に一層均一に分散させる。
本発明の一実施例では、スプレーバー４４からの燃料流
れがオンまたはオフそれぞれの場合に、エンジン１０の
湿り運転および乾き運転の雨期間中燃料管５６を冷却す
る手段７０がスプレーバー４４に設けられている。オー
グメンタ付きエンジンはその有効寿命の期間束として乾
き状態で運転するのが普通であるので、そこを通る燃料
の流れによる以外のスプレーバー４４の冷却は、比較的
高熱のガス５０にさらされるスプレーバー４４の一層の
有効寿命を確保する手段となる。しかし、スプレーバー
４４は比較的長く、比較的高温のガス５０にさらされ、
しかも冷却媒体は比較的低温であるので、スプレーバー
４４の有効寿命を確保するためには、熱的な変形や応力
を最小にしなければならない。この目的を達成するため
に、冷却手段７０は基部５２付近から延在し、燃料管５
６から離間しており、こうして冷却手段７０と燃料管５
６との間に独立の熱による移動を許し、したがって、冷
却手段７０と燃料管５６とが互いに独立に実質的に拘束
されずに熱膨張、収縮できる。
燃料管５６は一体の組立体、好ましくは鋳造体として示
しであるが、それぞれを作製してから慣例の方法で一緒
に組立てもよい。しかし、いづれの場合も、高熱ガス５
０が導かれるミキサ４８の半径方向内方で、燃料管５６
を冷却手段７０に固定連結しないで、上述したような拘
束のない相互差動を可能にする。
第３〜７図に詳細に示したように、冷却手段７０は、第
１燃料管５６ａから上流に離間した細長いシールド７２
を含む。シールド７２は、その基端７４が冷却空気通路
３８内で第１燃料管５８ａの基端５８に固着されている
。あるいは、シールド７２を基部５２に直接固着するこ
ともできる。
シールド７２はさらに、基端７４とは反対側の先端７６
が第１燃料管５６ａの先端６０から離間している。シー
ルド７２の形状は、燃料管５６にそこを流れ過ぎるガス
タービンエンジンの燃焼ガス５０が直接衝突するのを妨
げる形状になっている。シールド７２に前向き表面７８
を設けるのが好ましく、これで前から燃料管５６が直接
視線に入るのをさえぎるようにして、燃料管５６を燃焼
ガス５０から遮蔽する。シールド７２および前面７８が
ほぼＵ字形で対称であるのが好ましく、したがって前面
７８は上流に面する前縁８０を有する。シールド７２は
空気力学的に比較的なめらかであり、翼形形状として抗
力係数を比較的小さくして、シールドに伴なう圧力損を
減らす。
したがって、シールド７２を用いるだけで、燃焼ガス５
０が燃料管５６に直接衝突するのを阻止して、燃料管５
６を少なくとも多少冷却する。
本発明の別の特徴によれば、冷却手段７０がさらに、そ
の内部に基端７４から先端７６まで延在し、冷却流体を
案内する流体通路８２を含む。通路８２はシールド７２
の基端７４に配置された冷却流体人口８４と流体連通し
ている。図示のように、入口８４は冷却空気通路３８内
に上流に向けて開口する単なる開口であり、ファン空気
３２の一部を取り入れて通路８２に導く。
シールド７２の先端７６は、その全長にわたって基端７
４への遷移部８５（第３図に示す実施例では、ミキサ４
８の開口５５の位置にある）まで第１燃料管５６ａから
離間しておくのが好ましい。
なお、基端７４を含むスプレーバー４４の外側部分４４
ａは冷却通路３８内に位置し、冷却ファン空気３２にさ
らされ、他方、先端７６を含むスプレーバー４４の内側
部分４４ｂはミキサ４８より半径方向に位置し、高熱ガ
ス５０にさらされる。
スプレーバー４４の外側部分４４ａはファン空気３２に
さらされるので、その熱による移動は大体均一である。
しかし、内側部分４４ｂは高熱ガス５０にさらされ、シ
ールド７２は冷却されるが、シールド７２と第１燃料管
５６ａとが間隔をあけられているので、これらに実質的
に拘束のない熱膨張および収縮差動が許され、こうして
、もしもシールド先端７６が第１燃料管の先端６０に固
着されていたら起こるに相違ない歪や応力を回避する。
シールド７２と第１燃料管５６ａとの間に効果的な拘束
のない差動が許されるならば、遷移部８５は、設計上の
都合により、ミキサの開口５５より上下いずれに位置さ
せてもよい。
シールド７２にはさらに、複数個の吐出しオリフィス８
６が長さ方向に間隔をあけて通路８２と流体連通して設
けられ、冷却空気３２を通路８２から燃料管５６に案内
する。さらに詳しくは、オリフィス８６は、一番前の燃
料管である第１燃料管５６ａの前縁８８に対向しかつそ
れから離間している。オリフィス８６の寸法は、第１燃
料管５６ａの前縁８８の衝突冷却を達成するようにとる
。
第４図を参照すると、冷却手段７０はさらに、シールド
７２の内面、すなわち後向き面９０を含み、この後向き
面９０はほぼＵ字形で、燃料管５６の相補的なほぼ前向
きの面９２から上流に離間しており、相互間に空間また
はチャンネル９４を画定している。チャンネル９４は吐
出しオリフィス８６と流体連通しており、最初に前縁８
８の衝突冷却に使用された空気を受けとる。この空気は
チャンネル９４を流れながら、さらに内面９０および前
向き面９２の対流冷却を行なう。チャンネル９４は後部
の傾斜吐出しスロット９６で終端する。吐出しスロット
９６はシールド７２と燃料管５６との間に画定され、そ
の寸法と形状は、スロット９６から冷却空気の膜を下流
に、燃料管５６の後縁部分の互いに反対向きの第１側面
９８および第２側面１００に沿って生成するようになっ
ている。第１側面９８および第２側面１００は収束して
後縁１０２となり、そして前向き面９２と合わさって燃
料管５６の全外側表面をなす。シールド７２の前向き面
７８および燃料管５６の側面９８．１００は全体として
抗力係数の比較的低い対称体を画定する。
本発明の別の実施例では、スプレーバー４４がさらにシ
ールド７２を燃料管５６に固定する手段１０４を含み、
この固定手段１０４はシールドと燃料管との相互に拘束
のない長さ方向の熱による移動を許す一方、相互間の過
剰な横方向の移動を拘束する。固定手段１０４の好適な
例を第５図に示すが、第４図および第６図にも同様に適
用できる。
固定手段１０４は、第１の円弧状タブテイル形を有する
燃料管５６の前向き面９２と、第１のタブテイル形と相
補形の第２の円弧状タブテイル形を有するシールド７２
の内面９０とからなる。前向き而９２および第１燃料管
５６ａは最大中の部分１０６を含み、一方シールド７２
は部分１０６の最大中より小さい巾のスロート部分１０
８を含み、スロート部分１０８は最大中部分１０６より
下流に位置する。この配置とすれば、シールド７２と燃
料管５６との間にチャンネル９４が存在するので、シー
ルド７２は長さ方向で燃料管５６による拘束を受けるこ
となく、シールド基端７４から膨張および収縮できる。
しかし、上記タブテイル装置は、シールド７２と燃料管
５６との間に拘束のない横方向の熱による移動（たとえ
ば膨張および収縮）を許す一方、シールド７２と燃料管
５６間の横方向移動によりチャンネル９４により形成さ
れていた空間がなくなってしまうと、つまりシールド７
２と燃料管５６とが接触してしまうと、チャンネル９４
の広がりに相当する所定量を越える過剰な移動を拘束す
る。
このように、シールド７２は、内面９０が前向き面９２
に接触するまでは、横方向には拘束されず、内面９０が
前向き面９２に接触したときに、横方向の拘束が生じる
。第５図に示したタブテイル形配置は、第３〜６図に示
したように、第２、第３および第４燃料管５６ｂ、５６
Ｃおよび５６ｄのあらゆる断面において、遷移部８５の
燃料管断面まで同様である。しかし、所望に応じて、タ
ブテイル配置を燃料管５６の選択部分にだけ使用しても
よい。
さらに別の実施例では、たとえば第３図に示すように、
燃料管５６の少なくとも１本の燃料管５６の吐出し口６
８から燃料を横方向に分散させる手段１１０を設゛ける
。従来のスプレーバ−は、単に第１燃料管５６Ｈの吐出
し口６８のような吐出し口から燃料を吐出すだけである
。吐出し口６８からの燃料はスプレーバー４４に流れて
くる燃焼ガスと混ざり、それにより運ばれる。しかし、
燃料を半径方向または円周方向またはその両方において
横方向に分散させるのに有効な分散手段１１０を用いる
ことにより、オーグメンタに用いるスプレーバ−の数を
少なくするか、スプレーバ−を保炎器４６に一層近づけ
て配置できるか、その両方とも可能であり、こうして、
たとえば横方向燃料分布が改善され、効率が上がるなど
の付随の利点が得られる。
横方向分散手段１１０は、本発明の好適な実施態様では
、半デルタ翼およびＴ型バー１１２または単に半デルタ
翼１１２から構成される。半デルタ翼１１２の頂点１１
４は、後縁１０２付近で燃料管５６に一体に形成されか
つ燃料管５６に固定されている。半デルタ翼１１２の底
辺１１６は頂点１１４で燃料管５６から片持されている
。半デルタ翼１１２の第１側部１１８は頂点１１４付近
の燃料管第１側面９８から側方かつ後方に底辺１１６ま
で延在し、そして第２側部１２０は頂点１１４付近の燃
料管第２側面１００から側方かつ後方に底辺１１６まで
延在する。
第２〜６図に示す好適な実施態様における半デルタＪ１
１１２は、実質的に中実であり、内部に第１燃料通路１
２２が第１側部１１８の第１前縁１２４に沿って延在し
、夫々の燃料管５６の燃料通路６２の吐出し口６８と流
体連通している。同様に翼１１２の内部には、第２燃料
通路１２６が第２側部１２０の第２前縁１２８に沿って
延在し、夫々の燃料管５６の燃料通路６２の吐出し口６
８と流体連通している。これらの第１通路１２２および
第２通路１２６は底辺１１６まで延在し、そこで後方に
開口した第１吐出し口１３０および第２吐出し口１３２
を画定する。Ｗ１１２を半デルタとみなす理由は、これ
が全体として高さＨが底辺Ｂの約半分に等しい三角形の
形状になっているからである。翼１１２はさらに、２つ
の側方に延在する燃料通路１２２および１２６が内部に
設けられているのでＴバーと特定することもできる。
デルタＴＡ１１２が側方に延在するウィング形部材、す
なわち第１側部１１８および第２側部１２０を含むなら
ば、主としてオーグメンタ３４の軸線１３４に平行な方
向に流れる翼１１２の上を流れる燃焼ガス５０の流れは
、航空機の翼に生じるように、前縁１２４および１２８
に追従する傾向のある横方向成分を含む。この挙動を利
用して、吐出し口１３０および１３２から吐き出された
燃料を円周および半径方向において側方に分散させるの
を補助することができる。
円周および半径方向における燃料の側方分散をさらに促
進するために、デルタＷ１１２は、第３図に示すように
、オーグメンタ内で頂点１１４が底辺１１６より半径方
向外側に来るように軸線１３４に対して半径方向内方に
所定のピッチ角Ｐ傾斜させる。失速が望ましくない普通
の航空機の翼と違って、ピッチ角Ｐは１１２の上に流れ
るガスタービンエンジンの燃焼ガス５０に少なくとも多
少空気力学的失速を確実に起こすように選定するのがよ
く、こうして所定通りに渦を発生させ、これらの渦が吐
出し口１３０および１３２から吐き出される燃料をまき
こんで、吐出し口からの燃料の側方分散を増大する。い
くつかの試験例で、ピッチ角Ｐを約１０’および２０°
として有効に渦を発生した。
第８図に１つの半デルタｆＡｌ１２を示し、渦がその第
１前縁１２４および第２前縁１２８両方に沿って発生す
る様子を説明する。底辺１１６で、渦は半径および円周
方向両方に成長しており、したがって燃料を平径および
円周方向両方に側方分散させるのに有効になっている。
燃料は吐出し口１３０および１３２からこれらの渦に乗
って連れ去られる。
第２図にさらに明確に示すように、デルタ翼１１２の寸
法を変えて燃料の横方向分散の度合を変えるのが好まし
い。基部５２に一番近いデルタ翼１１２ａを最大とし、
半径方向において一番内側の位置のデルタＩＩ　１２ｂ
を最小とし、それらの中間のデルタ’Ａ　１１２　ｃを
中間の寸法とする。この構成とすれば、隣合うスプレー
バー４４間の円周方向距離が最大であるオーグメンタの
大径位置での横方向分散が最大となる。隣合うスプレー
バは半径方向内方の位置ではそれだけ近くなるので、必
要な横方向分散が少なくなり、したがってデルタＷ１１
２ｂを小さくすることができる。
第３〜６図に示すように、デルタ翼１１２は実質的に同
一であり、ただ寸法が違うだけである。
デルタ翼それぞれは燃料管５６ｂ、５６ｃおよび５６ｄ
の吐出し口６８と流体連通している。
第９図に本発明の他の実施例を示す。この例の半デルタ
翼１３６は実質的に中空であり、渦を発生するように適
当に傾斜している。この例では、燃料管の吐出し口６８
がデルタ翼１３６の内部と直接流体連通している。燃料
は、デルタ翼１３６の底辺のほぼ全幅にわたって延在す
る単一の細長い吐出し口１３８から噴射される。
第４〜６図および第９図に示すデルタ翼形状のいづれの
実施例でも、デルタ翼を、底辺Ｂが高さＨに実質的に等
しい全デルタ翼として構成することもできる。
第１０図に示す本発明のさらに他の実施例では、第１お
よび第２後退角部材または翼１４０および１４２が側方
に延在している。多翼の基端１４４は燃料管５６に固定
されている。翼１４０および１４２は互いに離間しかつ
下流方向に発散している。燃料通路６２に連通した吐出
し口６８は翼１４０および１４２の基端１４４から上方
に離間している。この実施例では、燃料か吐出し口６８
から翼１４０および１４２の上に吐き出され、翼に流れ
てくる燃焼ガス５０にまきこまれる。この際、燃料の一
部は翼１４０および１４２の前縁１４６および１４８に
沿って側方に流れる。
第１１図に示すさらに他の実施例では、第１および第２
円筒中空管またはＴ型バー１５０および１５２が一端て
燃料通路６２の吐出し口６８に固定連結されている。Ｔ
型バー１５０および１５２は互いに下流方向に発散し、
第１吐出し口１５４および第２吐出し口１５６から燃料
を横方向へ分散させる。しかし、管１５０および１５２
は単に燃料をその先端まで案内して分散させるだけであ
り、前述したデルタ翼に発生する渦による燃料の分散増
大効果はない。
各種のスプレーバ−について、低温風洞内でモデル試験
を行なった。第１２Ａ図に示すような真直な円筒形スプ
レーバー１５８を共通素子として使用し、第１２Ｂ図に
示すような真直なスプレーバー１５８にＴ型バー１１２
をピッチ角１０６および２０’で連結した半デルタ翼の
モデル２つ、第１２Ｃ図に示すような真直なスプレーバ
ー１５８にＴ型バー１５０および１５２を連結したモデ
ル、そして第１２Ｄ図および第１２Ｅ図に示すように、
半デルタ１６０および全デルタ１６２を真直なスプレー
バー１５８にピッチ角２０″で連結し、燃料吐出し口６
８をデルタ翼の頂点部分の下側に位置させただけのモデ
ルを試験した。
スプレーバ−の性能を評価するのに用いた１つの指数、
つまり指定の効果は、共通の下流位置での燃料の広がり
パターンを第１２図の試験構造に基づく全圧力損失で除
した係数である。この効果の正規化値は、各試験例の利
得値から第１２Ａ図の真直なスプレーバー１５８につい
ての利得値を引き、真直なスプレーバー１５８の利得値
で除した値である。試験の結果、第１２Ｂ図に示す半デ
ルタ兼Ｔ型バーモデルが最良で、真直なスプレーバー１
５８に対して約９３％の利得増であった。
第１２Ｄ図の半デルタ１６０が次善で、約２５％の利得
増であった。第１２Ｅ図の全デルタおよび第１２Ｃ図の
Ｔバー１５０／１５２は約１２％で大体同じであった。
もちろん、第１２図の真直なスプレーバー１５８の代り
に第３図のもっと流線形の燃料管５６およびシールド７
２を用いても、同様の性能比較が予測される。
本発明の好適な実施例とみなされるものについて説明し
たが、当業者であれば、ここでの教示内容から他の変更
例を想起できるであろう。したがって、特許請求の範囲
にはそのような変更例のすべてが包含される。
たとえば、冷却手段７０はエンジン１０の湿り運転およ
び乾き運転の雨期間作動可能であるが、所望に応じて乾
き運転の期間のみ作動するように設計するのも適当であ
る。スプレーバー４４はミキサ４８の下流端に装着して
高熱ガス５０がスプレーバー４４から吐き出される燃料
と混ざりその燃料を蒸発させてから、ミキサ４８からの
ファン空気３２と混ざるように子るのが好ましいが、ス
プレーバー４４をミキサ４８と保炎器４４との間に配置
し内側ライナ３６を介して装着することもできる。
【図面の簡単な説明】
第１図は、本発明の１実施態様によるオーグメンタを含
むガスタービンエンジンを示す該略図、第２図は、本発
明の１実施態様による円周方向に間隔をあけて配置した
３本のスプレーバ−を示す、第１図の２−２線方向に見
た四半断面図、第３図は第２図の３−３線方向に見たス
プレーバ−の側面図、 第４図は第３図の４−４線方向に見たスプレーバ−の拡
大断面図、 第５図は第３図の５−５線方向に見たスプレーバ−の断
面図、 第６図は第３図の６−６線方向に見たスプレーバ−の断
面図、 第７図は第３図の７−７線方向に見たスプレーバ−の断
面図、 第８図は本発明の１実施態様によるデルタ翼素子の斜視
図で、翼に沿って渦の発生する様子を説明し、 第９図は本発明の他の実施態様によるデルタ翼の斜視図
、 第１０図は本発明の他の実施態様による１対の翼の斜視
図、 第１１図は本発明の他の実施態様による１対の中空Ｔバ
ー管の斜視図、 第１２Ａ〜１２Ｅ図は燃料分散性能について試験した各
種のスプレーバ−モデルの斜視図である。 １０　ガスタービンエンジン、２６　内側ケシング、２
８　外側ケーシング、３４　オーグメンタ、３６　冷却
ライナ、４６　保炎器、５０燃焼ガス、５２　基部、５
６　燃料管、５８　基端、６０　先端、６２　燃料通路
、６４　マニホールド、６８　吐出し口、７０　冷却手
段、７２　シールド、８６　吐出しオリフィス、９４　
チャンネル、１１２　半デルタ翼。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １）燃料を受け入れるマニホールドを有する基部と、 上記基部から延在する燃料管であって、各燃料管が基部
    に固着された基端と反対側の先端とを有し、内部に上記
    マニホールドと流体連通した燃料通路を有し、先端に吐
    出し口を有する複数本の燃料管と、 上記燃料管から離間され燃料管を冷却する冷却手段であ
    って、冷却手段と燃料管との間に互いに独立の熱による
    移動を許す冷却手段と を含むガスタービンエンジン用燃料スプレーバー。 ２）上記冷却手段が、上記燃料管から離間され、先端と
    、上記燃料管のうち上流側のものの基端に固着された基
    端とを有する細長いシールドを含み、このシールドの形
    状はそこに流れてくるガスタービンエンジンのガスが燃
    料管に直接衝突するのを妨げる形状となっている請求項
    １に記載の燃料スプレーバー。 ３）上記シールドがその基端からその先端に向かって延
    在する、冷却流体を案内する流体通路を含み、さらに長
    さ方向に間隔をあけてかつ上記流体通路と流体連通して
    配置された、冷却流体を燃料管に向けて案内する複数個
    の吐出しオリフィスを含む請求項２に記載の燃料スプレ
    ーバー。 ４）さらに、上記オリフィスから吐き出された冷却流体
    を用いて少なくとも１本の燃料管を気膜冷却する手段を
    備える請求項３に記載の燃料スプレーバー。 ５）上記吐出しオリフィスが上記上流側燃料管の前縁に
    対向してその衝突冷却を行なう請求項３に記載の燃料ス
    プレーバー。 ６）さらに、上記上流側燃料管の衝突冷却に用いた冷却
    流体を用いて少なくとも１本の燃料管を気膜冷却する手
    段を備える請求項５に記載の燃料スプレーバー。 ７）上記気膜冷却手段が、シールドと上記上流側燃料管
    との間に画定され吐出しスロットで終端するチャンネル
    を含み、このチャンネルの寸法および形状は冷却流体を
    燃料管の後縁に収束する第１および第２側面に沿って気
    膜として案内するように構成されている請求項６に記載
    の燃料スプレーバー。 ８）さらに、シールドを燃料管に拘留し、シールドと燃
    料管との間に拘束のない長さ方向の熱による移動を許す
    固定手段を備える請求項６に記載の燃料スプレーバー。 ９）上記固定手段が、第１タブテイル形状を有する燃料
    管の前向き面を含み、上記シールドが第１タブテイル形
    状と相補形の第２タブテイル形状を有する内面を含み、
    これらの燃料管前向き面とシールド内面とが互いに離間
    して、吐出しオリフィスからの冷却流体を案内するチャ
    ンネルを画定する請求項８に記載の燃料スプレーバー。 １０）第１および第２タブテイル形状が円弧状である請
    求項９に記載の燃料スプレーバー。 １１）さらに、燃料を少なくとも１本の燃料管の吐出し
    口から横方向に分散する手段を備える請求項８に記載の
    燃料スプレーバー。 １２）上記１本の燃料管が互いに反対向きの第１および
    第２側面を含み、これらの第１および第２側面が後縁に
    向って収束しかつ後縁で交差し、上記１本の燃料管の燃
    料通路と流体連通した第１および第２吐出し口を含み、
    そして上記分散手段が第１および第２吐出し口それぞれ
    から横方向に延在する部材を含む請求項１１に記載の燃
    料スプレーバー。 １３）上記側方延在部材がデルタ翼からなり、デルタ翼
    の頂点が上記吐出し口の近くで燃料管側面に固定され、
    第１側部が燃料管第１側面から、第２側面が燃料管第２
    側面から延在し、底辺が片持式であり、さらにデルタ翼
    がスプレーバーの長さ方向軸線に直交する平面に対して
    あるピッチ角で配置され、このピッチ角は、この翼に沿
    って流れるガスタービンエンジンのガスを少なくとも多
    少空気力学的に失速させるように選定して、ガスに渦を
    発生させて吐出し口から吐き出される燃料の横方向分散
    を増大する請求項１２に記載の燃料スプレーバー。 １４）さらに、燃料を少なくとも１本の燃料管の吐出し
    口から横方向に分散する手段を備える請求項１に記載の
    燃料スプレーバー。 １５）上記１本の燃料管が互いに反対向きの第１および
    第２側面を含み、これらの第１および第２側面が後縁に
    向って収束しかつ後縁で交差し、上記１本の燃料管の燃
    料通路と流体連通した第１および第２吐出し口を含み、
    そして上記分散手段が第１および第２吐出し口それぞれ
    から側方に延在する部材を含む請求項１４に記載の燃料
    スプレーバー。 １６）上記側方延在部材がデルタ翼からなり、デルタ翼
    の頂点が上記吐出し口の近くで燃料管側面に固定され、
    第１側部が燃料管第１側面から、第２側部が燃料管第２
    側面から延在し、底辺が片持式であり、さらにデルタ翼
    がスプレーバーの長さ方向軸線に直交する平面に対して
    あるピッチ角で配置され、このピッチ角は、この翼に沿
    って流れるガスタービンエンジンのガスを少なくとも多
    少空気力学的に失速させるように選定して、ガスに渦を
    発生させて吐出し口から吐き出される燃料の横方向分散
    を増大する請求項１５に記載の燃料スプレーバー。 １７）上記デルタ翼の底辺の長さが底辺から頂点までの
    高さにほぼ等しい請求項１６に記載の燃料スプレーバー
    。 １８）上記デルタ翼の底辺の長さが底辺から頂点までの
    高さのほぼ半分に等しい請求項１６に記載の燃料スプレ
    ーバー。 １９）上記吐出し口が上記デルタ翼の上方に配置された
    請求項１６に記載の燃料スプレーバー。 ２０）上記デルタ翼が中空で上記吐出し口が上記頂点よ
    り内側に配置された請求項１６に記載の燃料スプレーバ
    ー。 ２１）上記デルタ翼が実質的に中実で、上記第１吐出し
    口と流体連通状態で底辺から頂点まで第１側部の縁に沿
    って延在する第１通路と、上記第２吐出し口と流体連通
    状態で底辺から頂点まで第２側部の縁に沿って延在する
    第２通路とを含む請求項１６に記載の燃料スプレーバー
    。 ２２）複数のデルタ翼が上記燃料管のそれぞれにその吐
    出し口と流体連通関係で配置された請求項１６に記載の
    燃料スプレーバー。 ２３）複数のデルタ翼の寸法を変えてそれぞれの燃料横
    方向分散度を変えた請求項２２に記載の燃料スプレーバ
    ー。 ２４）上記基部に一番近いデルタ翼が最大である請求項
    ２３に記載の燃料スプレーバー。２５）上記側方延在部
    材が後退角翼からなる請求項１５に記載の燃料スプレー
    バー。 ２６）上記側方延在部材が各吐出し口と流体連通した中
    空管からなる請求項１５に記載の燃料スプレーバー。 ２７）外側ケーシングと、 外側ケーシングから半径方向内方に離間して相互間にガ
    スタービンエンジンからのファン空気を受け入れる冷却
    空気通路を画定する環状冷却ライナと、 冷却ライナより半径方向内方に配置された複数個の保炎
    器と、 保炎器より上流に相互に円周方向に間隔をあけて配置さ
    れ、外側ケーシングから半径方向内方に延在する複数本
    の燃料スプレーバーとを備えるガスタービンエンジン用
    オーグメンタであって、上記スプレーバーそれぞれが 上記外側ケーシングに固定され、燃料を受け入れるマニ
    ホールドを含む基部、 上記基部から上記冷却ライナを貫通して延在する燃料管
    であって、各燃料管が基部に固着された基端と反対側の
    先端とを有し、内部に上記マニホールドと流体連通した
    燃料通路を有し、先端に吐出し口を有する複数本の燃料
    管、および 上記燃料管から離間された燃料管を冷却する冷却手段で
    あって、冷却手段と燃料管との間に互いに独立の熱によ
    る移動を許す冷却手段を含むガスタービンエンジン用オ
    ーグメンタ。 ２８）さらに、 上記冷却手段を燃料管に拘留し、冷却手段と燃料管との
    間に拘束のない長さ方向の熱による移動を許す拘留手段
    と、 少なくとも１本の燃料管の吐出し口から燃料を側方に分
    散させる手段と を含む請求項２７に記載のオーグメンタ。 ２９）上記冷却手段が、上記燃料管のうち上流側のもの
    の基端に固着された基端と上記上流側燃料管の先端から
    離間した先端とを有する細長いシールドを含み、このシ
    ールドの形状はそこに流れてくるガスタービンエンジン
    のガスが燃料管に直接衝突するのを妨げる形状となって
    おり、 上記シールドが上記冷却空気通路内に上流向きの入口を
    その基端に有し、その入口からシールド先端に向かって
    延在する、冷却流体を案内する流体通路を含み、さらに
    長さ方向に間隔をあけてかつ上記流体通路と流体連通し
    て配置された、冷却流体を上流側燃料管に向けて案内す
    る複数個の吐出しオリフィスを含み、 上記拘留手段がシールドと燃料管との間の所定量以上の
    横方向移動を拘束するのにも有効で、上記拘留手段が第
    １タブテイル形状を有する燃料管の前向きの面を含み、
    上記シールドが第１タブテイル形状と相補形の第２タブ
    テイル形状を有する内面を含み、これらの燃料管前向き
    面とシールド内面とが互いに離間して、吐出しオリフィ
    スからの冷却流体を案内するチャンネルを画定し、そし
    て 上記１本の燃料管が互いに反対向きの第１および第２側
    面を含み、これらの第１および第２側面が後縁に向って
    収束しかつ後縁で交差し、上記燃料管の燃料通路と流体
    連通した第１および第２吐出し口を含み、そして上記分
    散手段が第１および第２吐出し口それぞれから側方に延
    在する部材を含む 請求項２８に記載のオーグメンタ。 ３０）上記側方延在部材がデルタ翼からなり、デルタ翼
    の頂点が上記吐出し口の近くで燃料管側面に固定され、
    第１側部が燃料管第１側面から、第２側部が燃料管第２
    側面から延在し、底辺が片持式であり、さらにデルタ翼
    がオーグメンタの軸線に対してあるピッチ角で配置され
    、このピッチ角は、この翼に沿って流れるガスタービン
    エンジンのガスを少なくとも多少空気力学的に失速させ
    るように選定して、ガスに渦を発生させて吐出し口から
    吐き出される燃料の横方向分散を増大する請求項２９に
    記載のオーグメンタ。 ３１）複数のデルタ翼が上記燃料管のそれぞれにその吐
    出し口と流体連通関係で配置され、デルタ翼と吐出し口
    とが半径方向に離れており、複数のデルタ翼の寸法を上
    記基部に一番近い最大の翼から順に変えてそれぞれの燃
    料横方向分散度を変えた請求項３０に記載のオーグメン
    タ。
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