JPS5916170B2 - アフタバ−ナホエンソウチ - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はアフタバーナ保炎装置に関し、特に、推力増強
のためアフタバーナの一部として航空機ガスタービンエ
ンジンの高速ガス流内に設置されるアフタバーナ保炎装
置に関する。

ガスタービンエンジンのタービン下流側に配置したアフ
タバーナ内で追加的な燃料を燃焼することによって推力
を高めることは航空機ガスタービン技術分野において周
知である。

このアフタバーナは一般に主燃料流を分散させる手段と
火炎着留保炎装置を含む。

保炎装置はガス流の速度を局所的に減らしそしてアフタ
バーナ内に還流域を確立し、かくて火炎を保つ。

さもなければ火炎は吹き消されてしまう。

保炎装置はさらに点火および低昇昇温域を有する。

この区域は、パイロット燃料流に対して平行かつ連続的
に追加的に噴射される燃料−と関連して、アフタバーナ
の広範な温度調整を達成するに役立つ。

周知の一種の保炎装置は、下流方向に相互に末広となる
よう配置された２個の同心火炎リングからなる。

燃料は保炎装置の上流に均等に導入されるかあるいは局
所集中的に導入されうる。

したがって、燃料の液滴は保炎装置の、外側末広表面に
衝突し、そしてアフタバーナの火炎は両火炎リングの後
縁に着留する。

あらゆる飛行状態においてアフタバーナの確実で均等な
点火をもたらすため、パイロット燃料が導入されそして
点源点火器によって火花点火されうる。

パイロット火炎は主燃料液滴の点火に役立つ。

周知のごとく、パイロット燃料をアフタバーナに導入す
るには保炎装置の周方向に配設された個別の噴射管を用
いる。

パイロット燃料噴射管は一般に両火炎リングの中間に配
置され、したがって各パイロット噴射管は保炎装置の入
口に流入するタービン排気ガス流を迎える。

この種のアフタバーナ保炎装置の一例は、１９７３年１
０月１６日にロバート自ヒユーズ・ツーフナグル等に付
与され且つ本発明と同じ譲受人に譲渡された米国特許第
３７６５１７８号に記載されている。

ツーフナグル等の特許のアフタバーナ保炎装置は内側火
炎リングと外側火炎リングを含み、この外側火炎リンク
は内側火炎リングと同心的にそれから半径方向外方に隔
たり、かくてタービン排気ガスを受入れる環状流路を形
成する。

内外両火炎リング間には複数の周方向離隔管からなる入
口スクリーンが両リング間の環状入口に近接して設けら
れ、かくて両火炎リング間のガス流量を制御しそして入
口スクリーン背後のの伴流における乱流の発生を促進し
、これによって流入ガスの周方向温度こう配を極めて小
さくする。

さらに上記環状流路の出口には、周方向に離隔した複数
の翼形旋回羽根が内外火炎リング間において半径方向に
延在し、保炎装置全周に火炎を急速に伝えるに役立ち且
つ保炎用表面を提供する。

ツーフナグル等の特許に記載された型の保炎装置は、「
さか火」および「早期点火」が発生する可能性を減らす
よう円滑で激変または不連続のない高温タービンガス用
流路を提供する。

さか火は概して、アフタバーナの炎頭が上流方向に云っ
て、保炎装置内部における火炎リング間の区域に達する
ことであると言える。

それが生じうるのは、保炎装置内の流れの速度が火炎若
苗に要する最小速度以下に局所的に低下する場合である
。

早期点火は「さか火」はど理解されていない。この現象
は保炎装置の火炎リング間の区域内の流れに突然自発的
に点火が生ずることに関係する。

早期点火は本質的にさか火とは異なる。

というのは、保炎装置内の上流早期点火火炎は、火炎リ
ング後縁に若苗する下流火炎から独立して存在するから
である。

早期点火は保炎装置内の流れにおける温度こう配から直
接生じうる。

さか火および早期点火の悪影響は本質的に同じであり、
それらの結果、保炎装置構成部分に局所的な過早燃焼が
生じる。

ツーフナグル等の特許に開示された型のアフタバーナ保
炎装置は、さか火と早期点火の発生を極めて少なくする
が、いくつかの欠点を有する。

例えば、環状流路の出口に配設された空気旋回羽根の保
炎特性が悪いということがわかった。

したがって１フーフナグル等の特許に開示された保炎装
置では、様々な運転状態において火炎が消えてしまう。

ツーフナグル等の特許の保炎装置の他の欠点は、火炎と
接触する旋回羽根の外縁がそれらがさらされる高温に耐
えられず、したがって過熱による構造的破損を受けやす
いということである。

したがって、本発明の目的は、アフタバーナ保炎装置内
の流路を円滑かつ一様に形成することによってさか火と
早期点火が発生する可能性を減らすアフタバーナ保炎装
置を提供することである。

本発明の他の目的は、さか火と早期点火を阻止するよう
比較的高い内部空気速度を有するアフタバーナ保炎装置
を提供することである。

本発明の他の目的は高度に安定した保炎特性を示すアフ
タバーナ保炎装置を提供することである。

本発明の他の目的は、一組の旋回羽根を用いることによ
り、周方向の流れを発生させて燃料混合気を均一にし、
まだ上記の旋回羽根によって保炎装置背後にせん断乱流
を発生させ、かくてアフタバーナの燃焼特性を高めるよ
うなアフタバーナ保炎装置を提供することである。

本発明の他の目的は、旋回羽根が火炎と接触せず、した
がって高温による旋回羽根の構造的破損が生じないアフ
タバーナ火炎装置を提供することである。

本発明の他の目的は、気化燃料混合気の一部分の安定燃
焼のために強力還流域をもたらすような還流用環状Ｖ形
ガツ汐を旋回羽根の下流に設けることである。

本発明の他の目的は拡炎特性を高めるだめ一組の半径方
向延在Ｖ形ガツクを用いるアフタバーナ保炎装置を提供
することである。

次に本発明の概要を述べる。

直列流通関係にある圧縮機、燃焼器およびタービンを有
する型のガスタービンエンジンに推力増強用のアフタバ
ーナを設ける。

このアフタバーナは保炎装置を含み、該保炎装置は内側
リングと、この内側リングから半径方向外方に同心的に
隔たる外側リングを有する。

さらに両リングの外側に主燃料流を導く装置と、両リン
グをエンジン外殻に増付ける装置が存する。

本発明によシ、外側リングは内側リングと共に、エンジ
ンのタービンから高温ガス流の一部分を受入れるだめの
環状入口と環状出口とを画成する。

複数の旋回羽根を環状流路内にその入口に近接して配設
することにより、環状流路内を流れる燃料混合気に旋回
を与え、かくてその空燃混合および燃焼特性を高める。

さらに、環状流路入口の下流且つ旋回羽根の上流にパイ
ロット燃料を複数の噴流として個別に導入する装置を設
ける。

代替的に、パイロット燃料を旋回羽根の下流に導入して
もよい。

これはアフタバーナの入口温度が極めて高い場合に望ま
しいと思われる。

燃料混合気は旋回羽根によって周方向に旋回し、これに
よシ保炎リングに均一な燃料混合気が送られ且つ保炎装
置全周に火炎が急速に伝わる。

外側リングは内側リングの下流に延びている。

外側リングの下流端部は円すい状に末広となシ、内側リ
ングと同心のリング延長体で終っている。

保炎表面を設けるために周方向の環状Ｖ形ガツタを内側
リングの下流端に取付ける。

また、Ｖ形ガツタの内壁にリング延長体を固定する。

このリング延長体は保炎装置外側リングの下流延長体を
垂直方向に整合するようＶ形ガツタ外壁の下流に延在し
、かくて保炎表面の周囲に保護シュラウドを形成し、火
炎安定性をさらに高める。

本発明の他の特性によれば、火炎の半径方向内向きの広
がりを良くするために半径方向延在Ｖ形ガツタを内側リ
ングの下流端に固定しうる。

本発明を一層間らかにするため、次に本発明の実施例を
添付の図面によって詳述する。

第１図はターボジェット型のガスタービンを示す。

このエンジンはコアエンジン１１を含み、コアエンジン
１１はタービン１６を駆動するだめの高温ガス流を発生
させる燃焼器１４ど連通する圧縮機１２からなる。

タービン１６は駆動軸２０を介して圧縮機１２０ロータ
１８に連結されてそれを駆動する。

外殻２２と内側ライナ２３がコアエンジン１１と同心的
に装着されて入口３を画成する。

外殻２２の下流端には可変面積排気ノズル２６が装着さ
れる。

機能について述べると、流入空気流は圧縮機１２によっ
て圧縮され、燃焼器１４内で燃料を燃焼させるだめの高
圧空気流となる。

燃料は燃焼器１４へ燃料噴射装置２８によって供給され
る。

燃料噴射装置２８には与圧燃料が与圧燃料源（図示せず
）から導管３０を通って流入する。

燃焼によって生じた高温ガス流はタービン１６を駆動し
、その後環状通路３４を通って排気ノズル２６から噴出
し、かくて前方推力を発生させる。

推力増強は、総括的に３２で示すアフタバーナによって
達成される。

追加燃料が与圧燃料源（図示せず）と連結する燃料導入
装置３６を通ってアフタバーナ３２に導入される。

アフタバーナの火炎若苗は保炎装置３８によってなされ
る。

その詳細は以下の説明から十分明らかとなろう。

アフタバーナ３２から流出する高温ガス流は排気ノズル
２６から噴出し、航空機推進用の推力を高める。

本発明はターボジェットエンジンに関して説明されてい
るが、他の型のガスタービンエンジン、例えばターボフ
ァンエンジンなどＶＣも同様に適用しうる。

次に第２図〜第５図について説明する。

これらの図では、前述の諸要素を同符号で示しである。

保炎装置３８は内側リング４０と外側リング４２を含む
。

両リング４０．４２は概して同心的に配置され、かくで
環状人口４４を画成する。

外側リング４２は内側リング４０の下流に延び且つ内側
リング４０の外方へ円すい状に末広となる。

外側リング４２の環状後縁はその円すい形部分から内方
へそれ、かくて内側リング４０と概して同心的なリング
延長体を形成する。

両リング４０．４２の離隔は、入口４４の下流に近接し
て配設された複数の周方向に離隔し且つ半径方向に延在
する旋回羽根４８によって維持される。

羽根４８の断面は第５図に明示されている。

リング４０．４２のそれぞれの上流端部１０５，１０６
は互いに半径方向内向きに曲がり、かくて所定量のガス
だけが両リング間の環状流路４３内を流れうる。

保炎装置３８は任意の適当な手段、たとえば第２図に示
すような複数の周方向離隔止めリンク３９によってエン
ジン外殻２２に固定されうる。

止めリンク３９のそれぞれの一端は複数の周方向離隔ピ
ボット４３１でリング４２の外側中央部９６に枢着され
、他端は複数の周方向離隔ピボット４１で内側ライナ２
３に枢着される。

ピボット４１は、内側ライナ２３とエンジン外殻２２と
の間に固定的に延在するそれぞれの支柱４５によってエ
ンジン外殻２２に固定される。

止めリンク３９の枢着の特徴は火炎リング４２の熱膨張
を許容することにあり、その結果、保炎装置３８は半径
方向外方に拡大しうる。

アフタバーナ燃料導入装置６０は複数の主燃料導入管６
２．６４からなる。

導入管６２はリング４２を囲む環状室５１に燃料を供給
し、導入管６４／ｌｉリング４０によって囲まれる内側
流室５３に燃料を供給する。

各主燃料導入管６２．６４はそれぞれ複数の半径方向離
隔孔６６．６８を有し、主燃料噴流を画室５１．５３の
それぞれに噴射する。

複数のパイロット燃料導管５４が保炎装置３８の環状人
口４４に周方向に等間隔で配設される。

各パイロット燃料導管５４は燃料を隣り合う一次羽根４
８の前縁間に分散する。

羽根４８からの周方向旋回流は燃料を気化するよう作用
し、そして保炎装置３８の下流端において高度に均等な
気化燃料と空気の混合気を確保する。

つまり、限られた数の燃料噴射管５４を用いても一様な
混合気が得られる。

各パイロット燃料導管はそれぞれのフランジ５８によっ
てエンジン外殻２２に固定される。

内側リング４０には環状Ｖ形ガツタ７０が複数の周方向
離隔止めリンク７２によって装置される。

止めリンク７２の上流端ハ、リング４０の外壁に増付け
られたフランジ要素７６にピボット７４で回転自在にピ
ン止めされる。

止めリンク７２の下流端は、環状Ｖ形ガツタ７０の下部
の環状外壁８２に固定されたフランジ要素８０にピボッ
ト７８で回転自在にピン止めされる。

Ｖ形ガツタ７０は止めリンク７２によってリング４０か
ら少ｔＪれて保持される。

これは、運転中Ｖ形ガツタ７０の温度がリング４０の温
度よりかなり高いので、リング４０とＶ形ガツタ７０と
め間の熱膨張を許容するためである。

リング４０と環状Ｖ形ガッタ７０の間の軸方向ギャップ
１３は、極めて低圧で高度の高い状態においてアフタバ
ーナの点火に必要なパイロット燃料流量を減らすだめ燃
料混合気の小部分がＶ形ガツタ１０の半径方向内方延在
壁８２にそって伝わることを許：容する。

Ｖ形ガツタ７０の内壁８２にそう燃料混合気の導流を改
良するため、環状リング４０の下流端部を次のように形
成しうる。

すなわち、該下流端部を半径方向内方にわん曲させ、そ
して内壁８２の幅中央と垂直方向にほぼ合致する点まで
Ｖ形ガツタ７０の内壁８２と平行にただしそれから離れ
て延在するように延長しうる。

環状Ｖ形ガツタ７０の半径方向内方延在壁８２は下流リ
ング延長部９４を有する。

この延長部９４はリング４２の下流延長体４６と同心的
にそれと垂直方向に整合されて環状流路延長部９８を形
成する。

Ｖ形ガツタ７０の半径方向外方延在壁９９は環状流路延
長部９８内に引込んだ位置にある。

リング部材４２．９４はＶ形ガツタ７０の後方に環状流
路９８を形成することによって同ガツタにおける火炎安
定性を高める。

本発明の選択的特徴によれば、周方向に隔設された複数
の半径方向延在補助Ｖ形ガツタ８６をＶ形ガツタ７０の
内壁８２の下流延長部９４に増付けうる。

火花点火器５２がリング４２を貫通しそして流路４３内
で終り、かくてリング４２．４０間の環状流路４３内の
燃料混合気に点火する火花点源として役立つ。

火花点火器５２は適当なブラケット５６によってエンジ
ン外殻２２に固定される。

火花点火器５２を保炎用Ｖ形ガツタ７０の外側に設ける
ことがその熱的損傷を最小にするために好ましいが、火
花点火器５２をＶ形ガツメ７０の壁部材９９を貫通する
よう延ばすことによって点火器５２をＶ形ガツタ７０内
に設置することも可能である。

推力増強が必要な場合の前記構造物の働きを述べると、
アフタバーナ３２はまずパイロット燃料を導管５４内に
導くことによって発火しつる。

この時パイロット燃料は点火器５２によって火花点火さ
れる。

ガスタービンエンジンのタービン１６からの流入高温ガ
スは入口４４を通って保炎装置３８にはいる。

図示のごとく、環状リング４２゜４００それぞれの前縁
１０５，１０６は入口４４に所定の断面積を与えるよう
内方にテーパがついている。

この入口は、所望のパイロット燃料対空気の化学量論的
混合比を得るようにタービン１６からの全ガス流量の所
定の一部分を環状人口４４に通すに十分である。

前述のごとく、流入燃料混合気は旋回羽根４８によって
旋回し、かくてパイロット燃料は流入ガスと完全に混合
して気化し、そして保炎装置３８全周に均等な燃料混合
気が行きわたり、火花点火器５２によって点火始点から
点火される。

アフタバーナ３２における主燃料はパイロット燃料と同
時かまたはそれに引続いて導入され、そして主Ｖ形ガツ
タ７０と半径方向延在補助Ｖ形ガツタ８６に保たれるパ
イロット火炎によって点火される。

保炎装置３８のＶ形ガツタ７０．８６の高度に安定な保
炎特性の故に、リング４０．４２間の環状流路４３内で
比較的高速の内部ガス流を早期点火およびさか火の発生
なしに利用しうる。

この高い流速は、ツーフナグル等の特許に記載されたよ
うな従来のアフタバーナ保炎装置において許容しつるよ
り高い速度である。

図示のごとく、保炎装置３８の旋回羽根４８は、リング
４０．４２間に形成された環状流路４３の上流端部に炎
頭から離れて配置され、したがって過熱による過大な損
傷は生じない。

保炎用ガツタ７０は保炎装置組立体の残部から容易に分
離しうるので、その整備性は向上しそして交換は簡易に
なる。

第１図〜第５図に示す構造について本発明の範囲を逸脱
することなく多様に改変が可能である。

既述のごとく、燃料導入管５４を旋回羽根４８の下流に
設けることが望ましいかもしれない。

また、代替的に、既述のごとく点火器５２をＶ形ガツタ
７０内に設けることが望ましい場合もあろう。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明のアフタバーナ保炎装置を備えるガスタ
ービンエンジンの部分断面側面図、第２図は第１図のア
フタバーナ保炎装置の上部の拡大断面図、第３図は第２
図の線３−３にそう断面図、第４図は第２図の線４−４
にそう断面図、第５図は第２図の線５−５にそう断面図
である。 ４０・・・内側リング、４２・・・外側リング、４３・
・・環状流路、４６・・・外側リングの下流延長体、４
９・・・旋回羽根、５２・・・火花点火器、５４・・・
パイロット燃料導入管、７０・・・環状Ｖ形ガツタ、７
２・・・止めリンク、８６・・・補助Ｖ形ガツタ、９４
・・・環状■形ガツタの下流延長部。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 内側リングと、ガスタービンエンジンから排出され
   る高温ガスを受入ｎるため上記内側リングと外側リング
   との間に環状流路を形成するよう上記内側リングから半
   径方向外方に隔たり且つそれと同心的な上記外側リング
   と、パイロット燃料を土肥流路内で上記高温ガスと混合
   するよう上記流路に導入する装置と、上記流路を通る燃
   料混合気に周方向の旋回を与えるだめ上記流路内にその
   入口に近接して存する装置と、パイロット火炎を発生さ
   せるため旋回燃料混合気に点火する装置と、上記パイロ
   ット火炎が着留しうる表面を設けるための上記内側リン
   グの下流端に固定された環状Ｖ形ガツタ装置とからなる
   、ガスタービンエンジンのアフタバーナ用保炎装置。 ２ 上記アフタバーナ内で上記パイロット火炎を半径方
   向に広げるため上記環状Ｖ形ガツタ装置と垂直方向に整
   合する半径方向延在Ｖ形ガッタ装置を含む第１項の保炎
   装置。 ３ 前記外側リングが前記内側リングの下流に延び且つ
   該内側リングの外方へ円すい状に末広となりそして環状
   のリング延長体で終り、このリング延長体は前記環状流
   路の出口の外壁を形成するよう前記内側リングと同心的
   に整合し、前記環状Ｖ形ガツタ装置は下流リング延長体
   を有し、この下流リング延長体は上記環状流路出口の内
   壁を形成するよう上記外側リング延長体と同心的であり
   かつ垂直方向に整合しそして上記外側リング延長体と共
   に上記環状Ｖ形ガツタ装置の保炎表面の周囲に保護シュ
   ラウドを形成し、これによって火炎安定性を高める第１
   項の保炎装置。 ４ 前記内側リングと前記環状Ｖ形ガッタ装置との間の
   熱膨張による相対的な拡大を許容するよう上記環状Ｖ形
   ガツタ装置を内側リングの後縁から離してそれと同心的
   に保持するため上記内側リングと十名課状Ｖ形ガツタ装
   置との間に連結された止めリング装置を含む第１項の保
   炎装置。 ５ 前記点火装置が前記旋回装置およびパイロット燃料
   導入点の下流において前記環状流路内に存する火花点火
   器からなる第１項の保炎装置。 ６ 前記点火装置が前記環状Ｖ形ガツタ装置のＶ形ガツ
   タ内の火花点火器からなる第１項の保炎装置。 ７ 前記旋回装置が前記流路内に周方向に隔設された複
   数の旋回羽根からなり、パイロット燃料が該旋回羽根間
   の諸点において上記流路内に導入される第１項の保炎装
   置。 ８ パイロット燃料が前記旋回羽根の下流において前記
   流路内に導入される第１項の保炎装置。 ９ 前記外側リングの上流端部が半径方向内方に先細に
   なり、前記内側リングの上流端部が半径方向外方に末広
   となり、かくて前配流路の狭い入口を画成し、しだがっ
   てタービン排気の所定部分だけが上記流路にはいること
   を許され、これにより燃料混合気の内部速度と化学量論
   的空燃比を制御する第１項の保炎装置。 １０ 内側リングと、外側リングへ、複数の旋回羽根と
   、複数のパイロット燃料噴射管と、環状Ｖ形ガツタと、
   火花点火器とならなり、上記内側リングは半径外方に末
   広の上流端部を有し、上記外側リングは上記内側リング
   から半径方向外方に隔たり且つそれと同心的でありそし
   て半径方向内方に先細の上流端部を有し、かくてガスタ
   ービンエンジンから排出された高温ガスを受入れる狭い
   入口を有する環状流路を上記内側および外側リング間に
   形成し、上記外側リングは上記内側リングの後縁の下流
   に延び且つ該後縁の外方へ円すい状に末広となる下流端
   部を有し、この下流端部は上記内側リングと同心的に整
   合する環状のリング延長体で終り、上記の複数の旋回羽
   根はそれらに衝突するガスに周方向の旋回を与えるため
   上記内側および外側リング間の上記環状流路内にその入
   口に近接して周方向に隔設され、上記の複数のパイロッ
   ト燃料噴射管はそれぞれ上記環状流路にパイロット燃料
   を送るため各対の旋回羽根間の点において上記環状流路
   と連通し、上記環状Ｖ形ガツタは複数の止めリンクによ
   って上記内側リングの下流端と同心的に整合するよう固
   定された概して半径方向外方および半径方向内方に延在
   する【対の壁を有し、上記環状Ｖ形ガツタは上記半径方
   向内方延在壁の環状のリング延長部を有し、このリング
   延長部は上記外側リング延長体と同心的でありかつ垂直
   方向に整合しそして上記外側リング延長体と共に上記流
   路の出口を形成し且つ上記環状Ｖ形ガツタの保炎表面の
   周囲に保護シュラウドを形成し、上記火花点火器は上記
   環状流路内で燃料混合気に点火するため上記旋回羽根の
   下流において上記環状流路内に設けられる、ガスタービ
   ンエンジンのアフタバーナ用保炎装置。 １１ 上記環状Ｖ形ガツタの半径方向内方延在壁のリン
   グ延長部に固定された複数の周方向に隔設された半径方
   向延在Ｖ形ガツタを含む第１０項の保炎装置。