JPH0637977B2 - ターボジェットエンジンの燃料噴射装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ターボジェットエンジンの燃料噴射装置に関
する。

従来の燃焼室は通常、燃料高濃度第１ゾーンと燃料希釈
ゾーンとを有する。第１ゾーンには、噴射器から送り出
される燃料を円錐状に噴霧すべく内側及び外側渦流化手
段を介して導入された空気と、燃焼室底部の開口と燃焼
室の壁面とを介して導入された一次空気の一部が噴射さ
れる。第１ゾーンに噴射すべき空気量は、ターボジェッ
トエンジンの全出力時の燃焼室の性能即ち煙の発生、壁
面の耐熱性及び温度分布と、ターボジェットエンジンの
アイドリング時の性能即ち燃焼効率及び安定性とのバラ
ンスに応じて選択される。

現在のエンジンの燃焼室にはより良い性能が要求される
ため、アイドリング時の性能と全出力時の性能とのバラ
ンスを求めることは益々難しくなってきている。このよ
うなバランスを得るための解決法の１つとして、燃焼室
を２モジュール形にする方法が提案された。一方のモジ
ュールを全出力時に適合させ、他方のモジュールをアイ
ドリング時に適合させるのである。このような燃焼室は
噴射箇所を２倍にしなければならないため大型になり、
そのため重くかつコストも高い。又、アイドリングと全
出力との間の中間運転状態時における連続的な調整がで
きないという問題もある。

前述した従来の燃焼室及び２モジュール形燃焼室に見ら
れる欠点を解消するために、更に別の方法も試みられ
た。これは、燃焼室の空気導入口を連続的に開放及び閉
鎖する可動フラップを用いることにより、分配空気の流
量を運転状態に応じて連続的に調整するものである。こ
うすれば、燃焼室の機能が連続的に最適化され、燃焼室
が大幅に小型化されるためスペースの節約になる。この
解決法への最初のアプローチは仏国特許第2 491 139号
及び第2 491 140号に記載されている。これらの特許に
開示されているのは噴射装置の径方向又は軸線方向外側
渦流化手段に適した絞り部材であり、それ以外は従来の
噴射装置と全く変わらない。この公知の装置は渦硫化手
段の導入口における空気誘導に難点があり、かつ耐熱性
の面から有害である大きな伴流が燃焼室内部に発生する
という欠点を有する。

その他、本出願人による先行仏国特許第2 357 738号及
び第2 391 359号に記載のごときボウル付流体力学的噴
射器も開発された。これらの噴射器はボウルと称する中
間部材を挾んで燃焼室の底部に固定される。前記ボウル
は下流に向かって未広がりになる円錐台形部分を有して
おり、下流側部分に径の小さい多数の穴が設けられてい
る。これらの穴を介して高圧空気が円錐状霧化燃料層に
侵入する。このボウルは渦流を発生させて均質な混合気
の形成せしめ、それによって噴射器の機能を向上し、混
合気の組成に大きく作用し、かつアイドリング時には第
１ゾーンを小さく形成する。

この種の中間ボウル付噴射器を改良すべく、外側渦流化
手段とボウル穴からなる空気導入口とに空気排出量を変
更する絞り部材を具備して、ボウル出口から送り出され
る空気−燃料混合気の濃度を全運転状態に適合させ、従
って前記濃度をアイドリング状態と全出力状態との間の
中間状態に連続的に適合させることも試みられた。この
ような構造は1984年10月30日に本出願人名義で出願され
た仏国特許出願第84,16536号に記載されている。

本発明の目的は、ターボジェットエンジンの運転状態に
応じて混合気の濃度を調整し得、アイドリングから全出
力までの全運転範囲において燃焼効率を最適化し得るタ
ーボジェットエンジンの燃料噴射装置を提供することに
ある。

本発明によれば、前記目的は、環状に構成された燃焼室
の上流側底部において複数が互いに隣接するように環状
に配設されるターボジェットエンジンの燃料噴射装置で
あって、燃焼室の上流側に配設された燃料噴射手段と、
燃焼室の上流側底部に設けられており、一端が燃料噴射
手段の先端部と協働して環状の空間を画定するように燃
料噴射手段の先端部を収容すると共に、他端が下流方向
に拡大する環状のボウル状部材と、燃焼室に燃料気化用
の空気を渦流化しつつ導入すべく燃料噴射手段の先端部
とボウル状部材の一端との間に配設された渦流化手段
と、渦流化手段の吸込口に設けられており、渦流化手段
へ導入される空気量を調整する環状の第１の絞り部材
と、ボウル状部材を同軸的に収容しており、ボウル状部
材と協働して環状の冷却チャンバを規定する円筒状のス
カートと、冷却チャンバ内にほぼ等角度距離に配設され
ており、冷却チャンバを周方向に関して４つのセクタに
分割する４つの隔壁と、燃焼室に空気を導入すべくボウ
ル状部材の他端においてセクタの１つ及びセクタの１つ
に対向するセクタの夫々に対応する拡大部分に設けられ
た複数の第１の孔と、燃焼室に空気を導入すべくボウル
状部材の他端においてセクタの１つに隣接する２つのセ
クタの夫々に対応する拡大部分に設けられており、寸法
が第１の孔の寸法より夫々大きい複数の第２の孔と、第
２の孔を介して導入される空気量を調整すべく構成され
た環状の第２の絞り部材とを備えており、全出力時に燃
焼室を冷却するために第２の孔が設けられたセクタが燃
焼室の壁面に対向するように配設されるターボジェット
エンジンの燃料噴射装置によって達成される。

本発明のターボジェットエンジンの燃料噴射装置によれ
ば、４つの隔壁はボウル状部材とスカートとが互いに協
働して規定する環状の冷却チャンバを周方向に関して４
つのセクタに分割し、セクタの１つ及びセクタの１つに
対向するセクタの夫々に対応する拡大部分に複数の第１
の孔が設けられると共にセクタの１つに隣接する２つの
セクタの夫々に対応する拡大部分に複数の第２の孔が設
けられているが故に、燃料噴射手段から噴射された燃料
と渦流化手段から導入された渦巻き空気とによりボウル
状部材の他端において形成された円錐状の燃料層に、燃
焼室内に大きな判流を発生させることなく複数の第１の
孔及び複数の第２の孔の夫々から高圧空気を噴射し得、
当該燃料層を噴霧化して均質な混合気を生成し得る。上
流から供給される空気は隔壁により各セクタ毎に分割し
て案内され、第１の孔及び第２の孔を介して夫々燃焼室
に噴射されるが、第２の孔の寸法が第１の孔の寸法より
夫々大きいため、ボウル状部材の他端における周方向位
置によって夫々異なる量の空気を燃焼室に供給し得る。
又、第２の調整部材は第２の孔を介して導入される空気
量を調整するため、ターボジェットエンジンのアイドリ
ング時には、第２の孔を介して導入される空気量をゼロ
にし、第１の孔からのみ空気を導入することにより、ア
イドリング時の燃焼効率を最適化し得、ターボジェット
エンジンの全出力時には、第２の孔から導入される空気
量を最大にすることにより、燃焼室の壁面を冷却すると
共に全出力時の燃焼効率を最適化し得る。しかも、第２
の孔を第２の調整部材により適宜絞り調整することによ
り、空気流量を連続的に調整し得、アイドリングから全
出力までの全運転範囲において、その時の運転状態に応
じて混合気の濃度を調整し得る。更に、第２の孔が設け
られたセクタが燃焼室の壁面に対向するように配設され
ているため、第２の孔から導入された空気により燃焼室
の壁面を冷却し得、しかも、隣接する燃料噴射装置の第
１の孔が互いに対向しているため、隣接する噴射器間に
局所的な再循環ゾーンを形成し得、アイドリング時に当
該ゾーンに混合気を供給して燃焼を安定化し得、アイド
リング時の燃焼効率を向上し得る。

以下、本発明を図面に示す好ましい実施例を用いて詳述
する。

第１図は本発明の燃料噴射装置を備えたターボジェット
エンジン用環状燃焼室１を長手方向半断面図で示してい
る。燃焼室１は圧縮ガスの通路を規定する環状の外側ケ
ーシング２とこの外側ケーシング２内に収容された環状
の内側スリーブ３との間に配置される。圧縮器（図示せ
ず）から送り出された上流空気の一部分F1は炭素含有混
合気を形成すべく燃料噴射装置４を介して誘導される。
この混合気は、燃焼反応が生起される第１ゾーン５を通
り、次いでこの燃焼反応により発生したガスが希釈ゾー
ン６内で希釈され、更に下流の第２ゾーン７で冷却され
た後、タービン（図示せず）に分配されてこのタービン
を駆動させる。

燃料噴射器がボディ８のみを第１図に点線で示した。こ
の噴射器は、キャップ部分11と、ボウル状部材としての
中間リング12とから構成された二重環状の中間ボウル10
を介して燃焼室の底部９に固定されている。本発明は中
間ボウル10の特定構造に係わる。

噴射装置４は公知のように、燃焼室上流側の空気を渦巻
き状に案内しつつ導入して燃料層を生成する内側渦流化
手段（図示せず）を有する。この内側渦流化手段は中間
ボウル10の径方向に空気を導入するタイプ又は中間ボウ
ル10の軸方向に空気を導入するタイプであってよく、噴
射器から送り出される燃料を噴射して、下流方向へ未広
がりに広がる円錐台状の噴流を形成するのに使用され
る。

第２図に燃料噴射装置４の上半分の長手方向断面詳細
を、第３図に第２図のIII−III断面を含む噴射装置４の
横断面を示す。

内側渦流化手段を備えた噴射器８は中間ボウル10の上流
側壁面を構成するキャップ部分11に包囲されている。キ
ャップ部分11は下流に円錐台部分11aを含み、円錐台部
分11aの上流側には延長部として円筒部分11bと径方向壁
面11cとが続く。壁面11cは中間リング12の径方向壁面12
cと協働して径方向通路を画定している。この通路には
該噴射装置の外側渦流化手段を構成する一連の傾斜羽根
13が設けられている。中間リング12は円筒部分12bを含
み、これに続いて下流側に円錐台部分12aからなる延長
部を有する。キャップ部分11及びリング12は外側渦流化
手段13から送られる空気の軸線方向求心環状通路を構成
する。

外側渦流化手段13は公知のように、該手段13の通路の数
と同数の空気導入口を有する、第１の絞り部材及び第２
の絞り部材としての回転円筒リング22を具備し得る。リ
ング22の回転はケーシング２の外側の制御システム（図
示せず）に接続された操作レバー23（第１図参照）を介
して実施される。このようにすれば、外側渦流化手段13
をターボジェットエンジンのアイドリング時には閉塞
し、ターボジェットエンジンの全出力時には全開状態ま
で連続的に開口調整し得、空気−燃料混合気の状態（空
気と燃料との割合、空気及び燃料の各分配量、噴霧状
態）を全ての運転状態に合わせて最適化することができ
る。つまり、外側渦流化手段13が上流側に絞り部材を有
すると共にキャップ部分11の円錐台部分11aと中間リン
グ12の円錐台部分12aとで画定されるボウル10ののど部
断面が一定であるため、ボール10内を軸方向に流れる空
気の流速が該空気の流量に直接比例し、該流速はアイド
リング時から全出力時にかけて増加する。従って、外側
渦流化手段13は全出力時には大きな空気流速軸方向成分
を有すると共にアイドリング時には小さな空気流速軸方
向成分を有することになるが故に、前述の混合気の最適
化が可能になる。

リング12の下流側には下流に向けて未広がりに広がる円
錐台形部分14が続いており、この部分14が所謂ボウル形
状を構成している。部分14は下流端に設けられた円筒形
外側スカート15を介して燃焼室１に接続される。スカー
ト15は、公知の方法で燃焼室１の底９にナット締めでき
るようにネジ山を有している。

リング12、部分14及びスカート15は、部分14を衝突空気
により冷却するための環状の冷却チャンバ16を構成して
いる。このような冷却を実現するために、スカート15は
その周端縁に規則的に配置された複数の径方向開口17を
有しており、開口17はチャンバ16内に上流空気を流入せ
しめる。

本発明ではチャンバ16は、第４図に示すように、径方向
に対向して配置された２つの第１セクタ16a及び同じく
径方向に対向して配置された２つの第２セクタ16bに分
割され、径方向隔壁21により互いに分離される。部分14
はその周端縁に規則的に配置された複数のボウル穴を有
しており、チャンバ16の各セクタ16a，16b内に導入され
た上流空気がこれらの穴を介してチャンバ16から流出
し、外側及び内側の２つの渦流化手段から送られる空気
噴流により形成される円錐状燃料層18を霧化する。本発
明では、第４図に示すようにチャンバ16の２つの第１セ
クタ16aが第１セクタ16aに対応する第１の部分としての
部分14に複数の第１の穴としての小径ボウル穴19を有し
ており、２つの第２セクタ16bが第２セクタ16bに対応す
る第２の部分としての部分14に第２の穴としての大径ボ
ウル穴20を有する。

第１セクタ16a及び第２セクタ16bは径方向開口17を介し
て別々に上流空気を導入し、隔壁21により互いが完全に
分離される。本発明では、大径ボウル穴を持つ第２セク
タ16bへの供給に使用される開口17はボウル穴20からの
流量を変更すべく、外側渦流化手段13の隔壁を構成する
リング22の円筒形延長部22aを絞り部材とし得る。

このように一体的に形成された絞り部材としてのリング
22及び延長部22aは開放又は閉鎖動作すべく同時に操作
し得る。第２セクタ16bの大径ボウル穴20を介する空気
の導入はアイドリング時には行なわれず、全出力時には
全開に至る延長部22aの漸進的開放により空気の導入が
最大流量になるまで行なわれる。一方、２つの第１セク
タ16aの小径ボウル穴19を介する空気の導入はターボジ
ェットエンジン運転中継続される。

第６図は複数のボウル10を環状燃焼室１に配置した場合
の構造を示しており、第５図は第６図の一部拡大図であ
る。この図は、第４図と同様の断面で見た場合の、互い
に隣接する複数のボウル10を示している。

燃焼室１は複数の噴射器を有し、これらの噴射器は規則
的に環状に配置され、噴射器と同数の中間ボウル10を介
して燃焼室１の底部９に接続される。本発明では、複数
のボウル10の夫々を、第１セクタ16aが互いに対向する
と共に第２セクタ16bの夫々が全出力時の冷却効果を最
大にすべく燃焼室１の内側スリーブ３及び外側ケーシン
グ２と対向するように配置する。

この配置を選択する理由は、全出力時に壁面を冷却する
必要性以外に、隣接する噴射器の間に局所的に再循環ゾ
ーンが存在し、このゾーンに消失直前の炎が集まるこ
と、更に、炎の安定性を向上させるためにアイドリング
時に前記ゾーンに一定の炭素含有空気を供給し続けるこ
とが重要であることが、流体相似試験及び低温レーザ速
度測定により判明したことにある。

空気を別々に受給する複数のセクタにボウル10を分割
し、互いに対向する２つの第１セクタ16aに上流空気を
常時供給するようにすれば前述の状態が得られ、これ
は、アイドリング時の該噴射装置の燃焼効率が絞り部材
としてのリング22及び延長部22aを閉鎖した状態で最適
になるように第１セクタ16aのボウル穴19の径を計算す
ることによって更に容易に達成される。

一方、第２セクタ16aの大径ボウル穴20の径は、絞り部
材開放状態で全出力時の該噴射装置の燃焼効率が最適に
なるように計算する。一例として、実験的に構成したボ
ウル10では、アイドリング時及び全出力時の最適効率は
各第１セクタ16aが直径２mmの穴を10個有し、各第２セ
クタ16bが直径４mmの穴を５個有する時に得られた。

各セクタ16a,16bの穴の個数及び大きさを決定する時に
考慮すべき他の要素としては、内側渦流化手段及び外側
渦流化手段13とボウル10と燃焼室１に通じる他の空気導
入口（第１開口部24及び希釈開口部25、衝突、対流又は
側壁膜により壁面を冷却する装置）とによって燃焼室１
に導入される各空気の割合が挙げられる。

例えば本発明では、ボウル穴及び渦流化手段の大きさ及
び個数は、当該噴射装置（内側渦流化手段＋外側渦流化
手段13＋ボウル穴19,20）により燃焼室１内に導入され
る空気の流量が燃焼室１に導入される合計空気流量の５
％から22％まで変化し、より特定的には、アイドリング
状態から全出力状態に至る夫々の流量が、燃焼室の合計
空気流量に対して、外側渦流化手段13の場合は１％から
13％、第２セクタ16bのボウル穴20の場合には０％から
４％まで変化するように決定される。

一方、内側渦流化手段及び第１セクタ16aのボウル穴19
による各流量はターボジェットエンジン作動中一定であ
り、燃焼室１に導入される合計空気流量の３％及び２％
である。

このような構造は、互いに隣接するボウル10の配向と、
リング22の位置によって得られる外側渦流化手段13の渦
巻角の変化との協働により、アイドリング時と全出力時
との間における燃焼反応ゾーン内での空気−燃料混合気
の分配量の変化を可能にする。そのため、アイドリング
時の炎の安定性と全出力時の燃焼効率とが向上し、かつ
燃焼室１の運転状態全般にわたって炎の安定性及び燃焼
効率を連続的に調整し得る。

これらの利点を有するため、本発明は特に航空用ターボ
ジェットエンジンに適している。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の燃料噴射装置を備えた燃焼室の長手方
向断面図、第２図は本発明の燃料噴射装置の長手方向部
分断面図、第３図は本発明のボウルのIII−III断面図、
第４図は同じくIV−IV断面図、第５図は複数のボウルを
環状燃焼室に配置した場合の一部拡大図、第６図は同じ
く複数のボウルを環状燃焼室に配置した場合の全体説明
図である。 １……燃焼室、４……燃料噴射装置、 ８……噴射器のボディ、10……中間ボウル、 12……中間リング、13……外側渦流化手段、 14……円錐台形部分、15……外側スカート、 16……冷却チャンバ、19……小径ボウル穴、 20……大径ボウル穴、22……回転円筒リング、 22a……円筒形延長部。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジエラール・ジヨセフ・パスカル・ベイ ル・ラブール フランス国、77210・アヴオン、リユ・レ ミ・デユモンセル、７・ビス (72)発明者 ミシエル・アンドレ・アルベール・デゾル テイ フランス国、77240・ヴエール・サン・ド ウニ、リユ・ドウ・ラ・ピエール・デコ レ、２ (72)発明者 ロドルフ・マルテイネ フランス国、95240・ペリニ・シユル・イ エル、シユマン・ドウ・ロズイエ、14 (72)発明者 ジエローム・ペリニユ フランス国、77000・ヴオー・ル・ペニル、 アレ・デ・テイユール、１ (56)参考文献 特開 昭57−87536（ＪＰ，Ａ)

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】環状に構成された燃焼室の上流側底部にお
   いて複数が互いに隣接するように環状に配設されるター
   ボジェットエンジンの燃料噴射装置であって、 前記燃焼室の上流側に配設された燃料噴射手段と、 前記燃焼室の上流側底部に設けられており、一端が前記
   燃料噴射手段の先端部と協働して環状の空間を画定する
   ように前記燃料噴射手段の先端部を収容すると共に、他
   端が下流方向に拡大する環状のボウル状部材と、 前記燃焼室に燃料気化用の空気を渦流化しつつ導入すべ
   く前記燃料噴射手段の先端部と前記ボウル状部材の一端
   との間に配設された渦流化手段と、 前記渦流化手段の吸込口に設けられており、前記渦流化
   手段へ導入される空気量を調整する環状の第１の絞り部
   材と、 前記ボウル状部材を同軸的に収容しており、前記ボウル
   状部材と協働して環状の冷却チャンバを規定する円筒状
   のスカートと、 前記冷却チャンバ内にほぼ等角度距離に配設されてお
   り、前記冷却チャンバを周方向に関して４つのセクタに
   分割する４つの隔壁と、 前記燃焼室に空気を導入すべく前記ボウル状部材の他端
   において前記セクタの１つ及び前記セクタの１つに対向
   するセクタの夫々に対応する拡大部分に設けられた複数
   の第１の孔と、 前記燃焼室に空気を導入すべく前記ボウル状部材の他端
   において前記セクタの１つに隣接する２つのセクタの夫
   々に対応する拡大部分に設けられており、寸法が前記第
   １の孔の寸法より夫々大きい複数の第２の孔と、 前記第２の孔を介して導入される空気量を調整すべく構
   成された環状の第２の絞り部材とを備えており、 前記全出力時に前記燃焼室を冷却するために前記第２の
   孔が設けられた前記セクタが前記燃焼室の壁面に対向す
   るように配設されるターボジェットエンジンの燃料噴射
   装置。
2. 【請求項２】前記第１の孔の寸法が前記ターボジェット
   エンジンのアイドリング時の燃焼効率を最適化するよう
   に決定されており、前記第２の孔の寸法が前記ターボジ
   ェットエンジンの全出力時の燃焼効率を最適化するよう
   に決定されている特許請求の範囲第１項に記載の装置。
3. 【請求項３】前記第１の絞り部材と前記第２の絞り部材
   とが前記渦流化手段へ導入される空気量と前記第２の孔
   を介して導入される空気量とを同時に調整するように一
   体的に構成されている特許請求の範囲第１項又は第２項
   に記載の装置。
4. 【請求項４】前記第１の絞り部材及び前記第２の絞り部
   材の形状並びに前記第１の孔及び前記第２の孔の寸法
   は、前記燃焼室へ導入される空気量の合計を100％とし
   た場合、各燃料噴射装置において前記第１の孔を介して
   導入される空気量が一定の２％であり、前記第２の孔を
   介して導入される空気量がアイドリング時の０％と全出
   力時の４％との間で変化し、前記渦流化手段を介して導
   入される空気量がアイドリング時の１％と全出力時の13
   ％との間で変化するように決定されている特許請求の範
   囲第１項から第３項のいずれか一項に記載の装置。