KR101378179B1 - 터보팬 엔진용 재연소기 - Google Patents

Abstract

연료 차폐물(68)은 터보팬 항공기 엔진(10)의 재연소기(34)에 사용되도록 구성된다. 상기 차폐물(68)은 노우즈(76)에서 비스듬히 함께 결합되는 날개부(72, 74)를 포함하여, 화염 안정기 베인(42)의 선단 에지 영역(52)과 합치한다. 후드(78)는 날개부(72, 74)에 결합되며, 그들로부터 비스듬히 연장하여, 화염 안정기(34)의 외측 지지 셀(44)과 합치하게 된다.

Description

터보팬 엔진용 재연소기{PURGED FLAMEHOLDER FUEL SHIELD}

도 1은 재연소기를 갖는 전형적인 터보팬 항공기 가스 터빈 엔진의 축선 방향 단면도,

도 2는 도 1에 도시된 재연소기 내의 환형 화염 안정기의 일부에 대한 축선 방향 확대 단면도,

도 3은 도 2에 도시된 화염 안정기로서, 라인 3-3에 따른 상기 화염 안정기의 일부에 대한 전방으로부터 후미 방향의 등축도,

도 4는 도 2에 도시된 화염 안정기로서, 라인 4-4에 따른 상기 화염 안정기의 일부에 대한 후방으로부터 전방 방향의 등축도,

도 5는 도 2 및 도 3에 도시된 파일럿 화염 안정기 베인과 연동하는 전형적인 연료 차폐물의 확대 등축도,

도 6은 도 5에 도시된 것으로 라인 6-6에 따른 연료 차폐물 및 파일럿 베인에 대한 반경 방향 단면도,

도 7은 도 5에 도시된 것으로 라인 7-7에 따른 연료 차폐물 및 파일럿 베인에 대한 원주 방향 단면도.

※도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명※

30: 고온 연소 가스 40: 배기 노즐

42: 베인 44: 외측 셀

46: 내측 셀 50: 흡입 측벽

68: 연료 차폐물 70: 후방 간극

80: 전방 간극

본 발명은 일반적으로 가스 터빈 엔진, 보다 구체적으로는 증강 터보팬 엔진(augmented turbofan engine)에 관한 것이다.

통상적인 터보팬 가스 터빈 항공기 엔진은 연속적인 흐름 연통으로 팬, 압축기, 연소기, 고압 터빈(HPT) 및 저압 터빈(LPT)을 포함한다. 입구 공기는 팬과 압축기를 통해 가압되고, 고온 연소 가스를 발생시키기 위해 연소기 내에서 연료와 혼합된다.

HPT는 연소 가스로부터 에너지를 추출하여 압축기와 상기 HPT 사이에서 연장하는 대응하는 구동축을 통해 상기 압축기로 동력을 공급한다. LPT는 연소 가스로부터 추가로 에너지를 추출하여 팬과 상기 LPT 사이에서 연장하는 또 다른 구동축을 통해 상기 팬에 동력을 공급한다.

터보팬 엔진에 있어서, 가압된 팬 공기의 대부분은 포위 환형 바이패스 덕트를 통해 코어 엔진을 우회하고, 비행시 항공기에 동력을 공급하도록 추력을 집중적으로 제공하기 위해, 엔진의 후방 단부에서 코어 배기 유동과 재결합한다.

엔진의 후방 단부에 추진 보조 장치 또는 재연소기를 결합함으로써 엔진에 추가 추력을 제공할 수 있다. 통상의 재연소기는 터보팬 엔진으로부터 방출된 배기 내에 추가 연료를 도입하는 연동 연료 스프레이 바아 및 화염 안정기(flameholder)를 포함한다. 필요한 경우, 한정된 기간 동안 엔진의 추력을 증가시키기 위해 재연소기 라이너 내에서 추가 연료가 연소된다. 가변 면적 배기 노즐(VEN)은 재연소기의 후방 단부에 장착되고, 가동 배기 플랩(flap)을 포함한다. 상기 플랩은 엔진으로부터의 추력을 일시적으로 증가시키기 위해 재연소기에서 추가 연료가 연소될 때, 엔진의 증강된 습식 작동 동안 및 통상적인 추력 수준에서 엔진의 비 증강된 건식 작동 동안 엔진의 성능을 최적화하는 수렴-분기(CD) 노즐을 형성한다.

화염 안정기는 다양한 디자인을 가지며, 재연소기의 화염대를 고정되게 유지 또는 고정시키도록 적절히 구성되어 있다. 터보팬 엔진 자체로부터의 배기 유동은 상대적으로 고속이며, 화염 안정기는 재연소기 화염이 작동 중에 개시되고 유지될 수 있는 상대적으로 저속인 영역을 발생시키기 위해 블러프 바디(bluff body)를 제공한다.

전 세계적으로 군용 항공기에 오랫 동안 성공적으로 사용되어온 화염 안정기의 일 실시예는 반경 방향 외측 및 내측 셀 사이에 장착되는 일렬의 화염 안정기 또는 스월 베인(swirl vane)을 갖는 환형 화염 안정기를 포함한다. 베인 각각은 대향 압력 및 대향하는 선단 및 후단 에지 사이에서 축선 방향으로 연장하는 흡입 측벽을 갖는다.

베인 각각의 후방 단부는 화염 안정기의 원주를 중심으로 추진 보조 장치 작동 동안 하류 방향 화염을 유지하기에 효과적인 보호되는 블러프 바디 영역을 집중적으로 제공하는 후방 하류 방향으로 대면하는 대체로 평평한 패널을 포함한다. 일 실시예에서, 후방 패널은 작동 동안, 냉각을 제공하기 위해 베인 각각의 내부에 수용되는 탄소와 화합되지 않은 배기 유동의 일부가 공급되는 일련의 반경 방향 냉각 슬롯을 포함한다.

화염 안정기가 터보팬 엔진의 후방 단부에 배치되고, 그로부터의 고온 배기 유동에 입욕되므로, 부적합한 열적 환경으로 인해, 한정된 유효 수명을 갖는다. 또한, 재연소기가 그들의 후방에서 추가 연소 가스를 생성하도록 작동되며, 이에 따라 추가 열이 발생되고, 또한 화염 안정기 자체를 특히 포함하는 재연소기의 유효 수명에 영향을 미친다.

추가적인 문제는 화염 안정기 조립체로의 연료의 도입으로 인해, 본 전형적인 엔진의 사용 중에 나타났다. 이러한 전형적인 재연소기는 일렬의 메인 연료 스프레이 바아 및 소수의 원주 방향으로 분산되는 파일럿 연료 스프레이 바아를 포함한다. 예를 들어, 베인 각각은 선단 에지에 걸치는 2개의 메인 스프레이 바아와 연관될 수 있으며, 다른 모든 베인은 선단 에지의 전방에 파일럿 스프레이 바아를 포함할 수 있다.

파일럿 스프레이 바아는 메인 스프레이 바아로부터 분사되는 더 많은 연료에 의해 뒤따르는 재연소기의 초기 점화 동안 제한된 연료를 도입하기 위해 사용된다. 파일럿 연료는 대응하는 파일럿 베인의 선단 에지에 대해 분사되고, 점화에 앞서 베인의 양 측벽을 따라 측방으로 살포된다.

엔진 작동에 있어서 경험 상, 상대적으로 저온의 파일럿 연료는 작동 중 파일럿 베인 내의 열적 피로(thermal distress)를 발생시키고, 그 유효 수명을 제한한다는 것이 알려져 왔다. 파일럿 베인을 포함하여 모든 화염 안정기 베인은 특히 재연소기 작동 중에 상대적으로 높은 온도에서 작동하며, 파일럿 연료의 도입은 그 내부의 열응력을 증가시키는 파일럿 베인 내의 상응하는 온도 구배를 도입한다.

따라서, 재연소기의 주기적 작동은 다른 비 파일럿 베인보다는 파일럿 베인에 있어서 더 큰 열적 피로를 유발하며, 결국에는 파일럿 베인의 선단 에지 영역에서 열적 균열을 일으킨다. 그 후, 이러한 균열은 파일럿 베인 내부의 파일럿 연료의 흡수를 허용하여, 바람직하지 않은 연소를 유발하는데, 이는 또한 추가적인 열적 피로, 파쇄(spallation), 파일럿 베인의 후방 패널에 대한 수명 제한적 손상을 야기한다. 따라서, 유효 수명을 증가시키기 위해 개선된 재연소기 화염 안정기를 제공하는 것이 바람직하다.

연료 차폐물은 터보팬 항공기 엔진의 재연소기 내에서의 사용을 위해 구성된다. 상기 차폐물은 화염 안정기 베인의 선단 에지 영역에 합치하도록 노우즈(nose) 영역에서 비스듬히 함께 결합되는 날개부를 포함한다. 후드(hood)가 날 개부에 결합되고, 비스듬하게 연장되어 화염 안정기의 외측 지지 셀에 합치하게 된다.

바람직한 전형적인 실시예에 따라, 본 발명은 그 추가적인 목적 및 이점과 함께 첨부 도면을 참조하여 이하의 상세한 설명을 통해 보다 구체적으로 개시된다.

도 1에는 비행시 항공기에 동력을 전달하도록 구성된 항공기 터보팬 가스 터빈 엔진(10)이 개략적으로 도시되어 있다. 상기 엔진은 종방향 또는 축선 방향 중심 축선(26)을 따라 모두 동축으로 배치되는 일렬의 가변 입구 가이드 베인(IGVs; 12), 다단 팬(14), 축선 방향 다단 압축기(16), 연소기(18), 단일 단 고압 터빈(HPT; 20), 단일 단 저압 터빈(LPT; 22) 및 후방 프레임(24)을 연속적인 흐름 연통 방식으로 포함한다.

작동 중에, 공기(28)는 IGVs(12)를 통해 엔진으로 들어가고, 팬(14) 및 압축기(16)를 통해 차례로 가압된다. 연료는 연소기(18) 내의 가압된 공기 내로 분사되고, 고온 연소 가스(30)를 발생하기 위해 점화된다.

에너지는 HPT(20)와 압축기(16) 사이에서 연장하는 구동축을 통해 상기 압축기(16)에 동력을 공급하기 위해 상기 HPT(20) 내의 가스로부터 추출된다. 추가적인 에너지는 LPT(22)와 팬(14) 사이에서 연장하는 또 다른 구동축을 통해 상기 팬(14)에 동력을 공급하기 위해 상기 LPT(22) 내의 가스로부터 추출된다.

환형 바이패스 덕트(32)는 코어 엔진을 에워싸고, 압축기로 진입하는 가압된 팬 공기의 일부를 우회한다. 바이패스 공기는 작동 동안 추력을 발생시키기 위해 엔진으로부터 수렴 방출되는 LPT의 하류에서 연소 가스와 결합한다.

또한, 도 1에 도시된 터보팬 엔진은 상기 엔진의 후방 단부에 추진 보조 장치 또는 재연소기(34)를 포함한다. 재연소기는 상기 재연소기의 상류측 단부에 환형 화염 안정기 조립체(36)를 포함하며, 환형 재연소기 라이너(38)는 상기 재연소기의 하류로 연장한다.

추가 연료는 터보팬 엔진으로부터의 배기 유동과의 혼합 및 화염 안정기 라이너(38) 내에 수용되는 추가 연소 가스의 생성을 위해 작동 동안 화염 안정기 내로 적절하게 분사된다.

가변 면적 배기 노즐(VEN; 40)은 재연소기의 후방 단부에 배치되고, 엔진의 건식 비 증강 작동 및 습식 증강 작동 양자 동안, 엔진의 성능을 최적화하기 위한 수렴-분기(CD) 배기 노즐을 형성하도록 위치설정될 수 있는 일렬의 가동 배기 플랩을 포함한다.

도 1에 도시된 기본 엔진은 구성 및 작동에 있어서 종래의 기술에 해당하며, 전술된 배경기술 란에서 언급한 바와 같이, 전세계적으로 오랫동안 성공적으로 사용되고 있다. 상기 엔진의 환형 화염 안정기(36) 역시 이러한 엔진에 있어서의 종래 기술에 해당하고, 내구성의 개선을 위해 이하 개시되는 바와 같이 개조된다.

재연소기(34)의 상류부는 도 2와, 상기 재연소기의 전형적인 환형 화염 안정기 조립체(36)의 전방 및 후방 관측 도면을 도시하는 도 3 및 도 4에서 더욱 상세하게 도시된다.

화염 안정기 조립체는 예를 들어, 납땜(brazing)에 의해 반경 방향 외측 및 내측 셀(44, 46)에 고정 결합되는 일렬의 화염 안정기나 스월 베인 또는 칸막이(42)를 포함한다. 상기 베인(42) 각각은 도 3에 가장 잘 도시된 바와 같이 중공이며, 제 1 또는 압력 측벽(48)과, 대향하는 선단 및 후단 에지(52, 54) 사이에서 반경 방향으로 연장하는 원주 방향으로 대향하는 제 2 또는 흡입 측벽(50)을 포함한다.

도 3 및 도 5에 가장 잘 도시된 바와 같이, 2개의 측벽(48, 50)은 상기 측벽이 약 90°의 끼인각으로 선단 에지(52)에서 서로 결합하는 부분이 대체로 평평하고 대칭적이다. 제 1 측벽(48)은 대체로 오목한 후방이며, 선단 에지와 후단 에지 사이에 구멍이 없다.

제 2 측벽(50)은 대체로 볼록형이며, 선단 에지 후방으로부터 베인의 대략 최대 폭까지 구멍이 없다. 제 2 측벽은 도 4에 부분적으로 도시된 바와 같이 인접하는 베인과 함께 화염 안정기 특성을 갖는 실질적으로 평평한 환형 블러프 바디를 원주 방향으로 형성하는 대체로 평평한 후방 패널을 포함한다.

후방 패널은 터보팬 엔진으로부터 탄소와 화합되지 않은 배기 유동의 일부를 수용하는 도 2에 도시된 상류측 스쿠프(scoop; 58)에 의해 공급되는 반경 방향 방출 슬롯(56)의 형태를 포함한다. 배기 유동은 스쿠프(58) 및 내측 셀(46) 내의 입구 틈새를 통해 안내되어 베인 각각의 측면에 배기 유동을 공급한다. 이러한 내부 배기 유동은 작동 동안 베인을 냉각시키고, 작동 동안 재연소기의 하류에 발생되는 고온 연소 가스에 대한 단열을 제공하기 위해 후방 패널 내의 출구 슬롯(56)을 통해 배출된다.

따라서, 베인(42)의 열은 외측 화염 안정기를 형성하고, 연동하는 내측 환형 화염 안정기(60)는 도 3 및 도 4에 도시된 다수의 지지 링크 또는 바아에 의해 동심으로 장착된다. 그리고 반경 방향 교차 홈통은 도 2 및 도 4에 도시된 바와 같이 내측 화염 안정기(60)와 내측 셀(46)의 후방 단부 사이에서 연장하여, 그들 사이의 점화 유체 연통을 유지한다.

도 3에 도시된 바와 같이, 다수의 메인 연료 분사기 또는 스프레이 바아(62)는 화염 안정기 베인(42) 열의 앞 열에 원주 방향으로 배치된다. 예를 들어, 2개의 메인 스프레이 바아(62)는 각각의 베인(42)을 위해 제공되며, 선단 에지(52)의 원주 방향 양 측면 상의 각 베인에 걸친다.

보다 작은 다수의 파일럿 연료 주입기 또는 스프레이 바아(64)는 파일럿 베인(42)으로도 언급되는 화염 안정기 베인 중 대응하는 하나와 일대일 대응으로 대응하는 선단 에지(52)의 전방에 위치된다. 예를 들어, 파일럿 스프레이 바아(64)는 다른 모든 베인(42)의 선단 에지의 전방에 위치될 수 있으며, 따라서 베인(42)의 총 개수의 절반인 총 개수를 가질 수 있다.

도 2 및 도 3에 도시된 바와 같이, 외측 및 내측 셀(44, 46)은 베인(42)의 선단 에지로부터 상류측으로, 그리고 상기 베인(42)의 후단 에지로부터 하류측으로 연장하고, 그들의 후미 방향 하류에서 반경 방향으로 분기한다. 상기 2개의 셀의 선단 에지는 작동 동안, 엔진 배기(30)의 일부가 수용되는 환형 입구를 형성한다.

2개의 셀은 반경 방향으로 연장하는 일렬의 튜브에 의해 그들의 선단 에지를 따라 함께 결합된다. 그리고 상기 셀은 조립시 메인 스프레이 바아 및 파일럿 스프레이 바아 중 각각 하나를 수용하는 일련의 U자형 슬롯을 상기 셀의 선단 에지를 따라 구비한다.

도 3 및 도 5에 도시된 바와 같이, 베인(42)은 원주 방향으로 이격되고, 작동 중에 재연소기에서 점화되는 연료 및 공기 혼합물을 제공하기 위해 분사된 연료가 배기 유동과 혼합하는 유동 경로를 그 사이에 형성한다. 내부 베인 유동 경로는 종래 기술에 따라 초기에 축선 하류 방향으로 수렴하고, 그 후에 베인의 최대 폭으로부터 후단 에지로 분기할 수 있다.

따라서, 베인 경로의 결과적인 구성은 베인 및 셀의 상대적으로 복잡한 3차원 협력에 의해 이루어진다.

작동 동안, 연료는 파일럿 스프레이 바아(64)를 통해 적절히 안내되고, 상기 연료가 터보팬 엔진으로부터의 배기 유동과 혼합하는 파일럿 베인의 전방에 분사되며, 재연소기 연소 화염을 개시하기 위해 도 2에 도시된 전기 점화기(66)에 의해 적절히 점화된다. 추가 연료는 화염 안정기 조립체 내의 상이한 반경 방향 위치에서 메인 스프레이 바아(62)를 통해 분사되며, 하류 방향으로 면하는 환형 V 홈통의 형태를 갖는 내측 화염 안정기(60) 및 베인(42)에 의해 형성되는 외측 화염 안정기에 의해 유지되는 연소 화염에 추가된다.

전술된 재연소기(34) 및 기본적인 화염 안정기 조립체(36)는 구성 및 작동에 있어서 종래 기술에 해당하며, 전세계적으로 오랫 동안 상업적으로 사용되어온 것 으로 배경 기술란을 통해 전술된 전형적인 터보팬 엔진에서 볼 수 있다.

그러나 전술된 파일럿 스프레이 바아(64)는 작동 중에 파일럿 베인(42)의 선단 에지(52)에 대해 상대적으로 저온의 연료를 분사하며, 이는 파일럿 베인의 온도에 있어서의 실질적인 구배를 유발한다. 그 후, 이러한 온도 구배는 수 많은 엔진 작동 사이클에 걸쳐 열적 피로를 유발한다. 따라서, 파일럿 베인은 상기 파일럿 베인의 선단 에지 영역 내의 열에 의한 균열에 의해 수명이 제한되며, 상기 에지 영역을 통해 파일럿 연료가 내부로부터 베인으로 진입, 점화 및 가열되어 후방 패널의 때 이른 고장을 유발할 수 있다.

따라서 전술된 종래의 화염 안정기는 종래의 화염 안정기의 수명 이상으로 화염 안정기 조립체의 유효 수명을 실질적으로 증가시키기 위해 상기 분사된 파일럿 연료의 냉간 급냉 효과(cold quenching affect)에 대해 파일럿 베인(42)을 보호하기 위해 이하 설명되는 바와 같이 개조된다.

파일럿 베인(42)의 선단 에지 영역의 연료 급냉의 문제는 대응하는 파일럿 스프레이 바아(64) 뒤의 파일럿 베인(42) 중 대응하는 것의 전방에 배치되는 동일한 다수의 연료 차폐물(68)을 도입함으로써 해결된다. 연료 차폐물 각각은 각각의 파일럿 베인의 선단 에지 영역과 공기 역학적으로 정합 또는 보완하도록 구성되며, 분사된 연료의 직접적인 충돌을 방지하기 위해 상기 영역을 적절하게 덮는다.

연료 차폐물(68)은 도 2, 도 3 및 도 5의 다수의 도면에 도시되며, 파일럿 스프레이 바아와 대응하는 파일럿 베인(42)에 유일하게 도입되며, 선단 에지를 따라 연료 급냉에 종속되지 않는 화염 안정기의 나머지 상에는 도입되지 않는다.

도 5는 파일럿 베인(42)의 선단 에지를 잇는 연료 차폐물(68) 중 하나의 확대 등축도이며, 도 6 및 도 7은 상기 도면의 대응하는 반경 방향 및 원주 방향 단면도이다. 이러한 3개의 도면은 외측 및 내측 셀(44, 46) 사이의 파일럿 베인(42)의 선단 에지 영역의 3차원 구성과 합치하는 연료 차폐물(68)의 공기 역학적 구성을 도시한다.

차폐물은 2개의 셀(44, 46) 사이의 베인(42)에 적절히 장착되어, 분사시 냉각 파일럿 연료에 의한 급냉으로부터 선단 에지를 보호하기 위해 베인 선단 에지 주위에 단열 후방 공간 또는 간극(70)을 제공한다. 이러한 방식에 있어서, 연료 차폐물 뒤의 베인 각각의 선단 에지 영역은 연료 급냉하에서 앞서 얻어진 것보다 더 높은 온도에서 작동될 수 있으며, 이는 파일럿 베인의 상기 영역에서의 온도 구배를 대응적으로 감소시키고, 순차적으로 열적 피로도 실질적으로 감소시킨다. 따라서, 화염 안정기 조립체의 유효 수명은 현저하게 증가될 수 있다.

도 5에 도시된 연료 차폐물은 지지되지 않은 또는 외팔보식 전방 말단부를 형성하는 공통의 정점 또는 노우즈(76)에서 비스듬하게 함께 일체형으로 결합되는 한 쌍의 제 1 및 제 2 무천공 박판 또는 날개부(72, 74)를 포함한다.

도 5에 도시된 바와 같이, 원주 방향으로 연장하는 외측 슬리브 또는 후드(78)는 바람직하게는 전체 원주 방향 길이를 따라 2개의 날개부(72, 74)의 공통의 반경 방향 외측 또는 측방 에지에 일체로 결합된다. 공통의 후드(78)는 상기 2개의 날개부로부터 비스듬하게 상류 방향 및 대체로 수직 상류 방향으로 축선 방향 전방으로 연장한다.

후드(78)는 외측 셀(44)로부터 반경 방향 내측으로 적어도 부분적으로 이격되어, 후방 간극(70)과 유체 연통하여 배치되는 상기 후드와 외측 셀 사이의 대응하는 전방 공간 또는 간극(80)을 형성한다.

도 5 내지 도 7에 도시된 바와 같이, 열 차폐물의 2개의 날개부(72, 74)는 그 선단 에지 영역 주위에 파일럿 베인(42)을 보완하도록 구성되며, 후드(78)는 외측 셀(44)과의 교차점을 보충하도록 구성된다. 이러한 방식에 있어서, 전방 및 후방 간극(80, 70)은 작동 동안 파일럿 스프레이 바아로부터 분사된 파일럿 연료의 부작용으로부터 파일럿 베인을 차폐 및 보호하기 위해 원주 방향으로 연료 차폐물의 길이에 걸쳐, 축선 방향으로 상기 후드에 걸쳐, 반경 방향으로 상기 날개부의 후방에 실질적으로 연속적인 공간을 제공한다.

화염 안정기 베인(42) 자체는 재연소기의 좋지 않은 환경에서의 사용을 위해 적합한 내열 금속으로 제조되며, 이에 대응하여 상기 연료 차폐물(68)은 이와 유사하거나 상이한 내열 금속으로 제조될 수 있다. 예를 들어, 연료 차폐물은 가스 터빈 엔진에서의 사용을 위해 상업적으로 이용 가능한 인코넬(Inconel; 상표; 625)과 같은 니켈계 초합금으로 형성될 수 있다.

또한, 도 5 및 도 6에 도시된 2개의 날개부(72, 74)는 상기 2개의 날개부의 양측의 반경 방향 내부 측방 에지의 전체 원주 방향 길이를 따라 연장하고, 공통 노우즈(76)를 잇는 공통의 반경 방향 내부 홈통(82)을 포함한다. 상기 내부 홈통(82)은 연료 차폐물에 여러 이점을 제공하는 대체로 U자 형상의 반경 방향 단면을 갖춘 원주 방향으로 연장하는 국부 채널을 제공한다. 상기 홈통(82)은 절곡되거나 2개의 날개부로부터 후방쪽으로 오프셋되어, 홈통이 조립시 측벽과 접촉하거나 맞닿게됨에 따라 베인 측벽과 날개부 사이에 후방 간극(70)을 형성한다.

따라서, 후드(78)는 바람직하게는 상기 2개의 날개부(72, 74) 각각의 양 단부에 대응하는 원주 방향 양 단부에 한 쌍의 일체형 랜드 또는 탭(84)을 포함한다. 상기 2개의 탭(84) 각각은 외측 셀을 향해 후드의 두께에 있어 반경 방향 외측으로 오프셋되어, 외측 셀 아래에 놓이는 후드의 표면 영역 대부분에 걸쳐 전방 간극(80)을 형성한다.

상기 2개의 날개부(72, 74)는 바람직하게는 일체형 홈통(82)을 포함하는 바람직한 형상으로 용이하게 절곡 또는 제조될 수 있는 대체로 평평하고 얇은 시트(sheet)로 형성된다. 이와 유사하게, 공통의 후드(78) 또한 대체로 평평하고 얇은 시트로 형성될 수 있으며, 상기 2개의 단부 탭(84) 사이에서 평평하게 유지되거나, 주위의 외측 셀의 아치형 구성에 합치하도록 적절하게 아치형 구성을 가질 수 있다. 상기 2개의 단부 탭(84)은 후드(78)의 판금 구성으로 용이하게 절곡되거나 제조될 수 있다.

도 5 내지 도 7은 파일럿 베인(42)의 전방에 적절히 장착되었을 때, 연료 차폐물 뒤에 생성되는 대응 유동 경로를 도시한다. 차폐물의 노우즈(76)는 베인 선단 에지(52)에 정렬되고, 2개의 날개부(72, 74)는 베인의 대응하는 제 1 및 제 2 측벽(48, 50)을 따라 측방으로 분기한다.

공통의 후드(78)는 외측 셀 아래에서 축선 방향 상류측으로 연장하여, 터보팬 엔진으로부터 배기 유동(30)의 일부를 수용하는 상류측 입구를 제공하는 것으로 상기 후드와 외측 셀 사이에 전방 간극(80)을 형성한다. 따라서, 상기 배기 유동(30)은 전방 간극(80)을 통해 하류측으로 안내되어, 파일럿 베인과 날개부 사이의 후방 간극(70)으로 반경 방향 내측으로 연속된다. 따라서, 상기 배기 유동(30)은 외측 셀과 파일럿 베인 사이의 연료 차폐물의 배면을 지속적으로 퍼징(purging)하고, 파일럿 베인의 선단 에지 영역의 온도를 증가시킨다.

파일럿 스프레이 바아(64)는 연료 차폐물의 전방에 장착되며, 따라서 상기 차폐물은 대응하는 영역에 걸쳐 분사된 파일럿 연료와 직접 접촉하는 것으로부터 파일럿 베인 각각의 선단 에지 영역을 보호한다. 따라서, 파일럿 베인의 선단 에지 영역은 분사된 파일럿 연료에 의한 급냉으로부터 보호되고, 더 높은 온도에서 급냉 없이 작동되어 파일럿 베인의 나머지 부분과의 열적 구배를 감소시킬 것이다. 또한, 상기 날개부와 파일럿 베인 사이에서 안내되는 고온 퍼지 유동은 파일럿 베인을 직접 가열하여 작동 동안, 온도 구배에 있어서의 감소를 더 촉진하게 된다.

파일럿 베인(42)이 선단 에지(52)의 양 측면 상에서 하류 방향으로 먼저 분기된 후에, 대응하는 연료 차폐물(68)이 유사하게 분기하여 베인의 3차원 구성을 보완한다. 도 7에 도시된 바와 같이, 연료 차폐물의 2개의 날개부는 양 날개부 사이의 끼인각이 약 90°로 서로 경사져 있으며, 선단 에지(52) 주위에서 베인의 대응하는 구성과 대체로 합치한다.

도 5 내지 도 7은 2개의 탭(84)이 바람직하게는 대응하는 날개부(72, 74)의 축선 방향으로 짧게 후드(78)에서 종결하여 2개의 탭의 후방 단부와 2개의 날개부를 갖춘 후드의 교차점 사이에서 축선 방향으로 전방 간극(80)을 잇는다.

이러한 방식에 있어서, 전방 간극(80)을 통한 입구 퍼지 유동은 후드를 지나 축선 방향 후방 쪽으로 초기에 안내되고, 그 후에 대응하는 탭(84) 뒤의 양 날개부를 지나 원주 방향 외측 및 후방 간극(70) 내로 반경 방향 내측으로 유동한다.

내측 홈통(82)이 2개의 날개부의 전체 원주 방향 길이를 따라 연장하고, 바람직하게는 파일럿 베인의 대응하는 측벽에 맞닿으며, 2개의 날개부 뒤의 퍼지 유동은 상기 2개의 날개부의 대응하는 하류측 또는 후방 단부를 따라 원주 방향 외측으로 방출된다.

퍼지 유동은 작동 중에 후방 간극(70)을 퍼징할 뿐만 아니라, 파일럿 베인의 선단 에지 영역을 가열하고, 연료 차폐물의 노우즈에서 분사되는 파일럿 연료로부터 베인의 하류 부분을 보호하기 위해, 차폐물로부터 방출될 때 유동 베리어를 제공한다.

도 5에 도시된 연료 차폐물(68)은 바람직하게는 국부적으로 X로 개략적으로 표시된 바와 같이, 대응하는 용접 또는 납땜(86) 혹은 상기 양자에 의해 2개의 후드 탭(84)에서 외측 셀(44)과 고정적으로 결합된다. 또한, 연료 차폐물은 대응하는 용접 또는 납땜(86) 혹은 상기 양자에 의해 내측 홈통(82)의 원주 방향 양 단부에서 2개의 베인 측벽(48, 50)에 고정적으로 결합된다.

이러한 방식에 있어서, 판금 날개부 및 후드는 그 4개의 대응하는 코너에서 외측 셀 및 파일럿 베인에 고정적으로 결합되어, 인보드 표면 영역의 대부분을 따라 구속되지 않는 연료 차폐물의 비교적 비구속적인 확장 및 수축을 허용하는 강성 연결부를 제공한다.

후드(78)의 전방 양 단부에서의 2곳의 납땜(86)은 내부로의 배기 유동(30)의 공기 역학적 압력에 견디도록 상기 후드를 외측 셀에 고정적으로 장착한다. 유사하게, 2개의 날개부의 양 코너에서의 2개의 단부 납땜(86)은 내부 홈통(82)을 후방 간극(70)을 통해 안내되는 퍼지 유동의 공기 역학적 압력에 대해 베인 측벽과의 접촉을 유지한다.

도 5 내지 도 7은 파일럿 베인의 선단 에지(52)로부터 적절하게 상류측에 있는 파일럿 스프레이 바아(64)의 위치를 도시한다. 후드(78)는 2개의 날개부 및 파일럿 베인으로부터 상류측으로 적절하게 연장하여 연료 차폐물의 뒷 공간으로의 연료의 점화를 방지하고, 이에 따라 상기 영역에서의 연소를 방지한다.

따라서, 상기 후드(78)는 바람직하게는 파일럿 스프레이 바아의 수용 및 상기 후드가 축선 방향 상류측으로 연장하도록 양 단부 탭(84) 사이의 원주 방향 중심 또는 중간에 측방으로 배치되는 접속 슬롯(88)을 포함한다.

또한, 후드(78)는 바람직하게는 상기 접속 슬롯(88)의 전체 둘레를 따라 용접 또는 납땜에 의해 상기 후드에 일체형으로 결합되는 반경 방향 외측으로 연장하는 배리어 클립 또는 펜스(90)를 포함한다. 상기 슬롯(88)은 전방 상류 방향으로 면하는 개방 단부를 갖춘 대체로 U자 형상을 이룬다. 펜스는 판금으로 형성될 수 있으며, 후드의 외측면으로부터 경사지거나 대체로 수직하게, 그리고 반경 방향 외측으로 연장한다.

도 5 및 도 6에 도시된 펜스(90)의 반경 방향 높이는 전방 간극(80)의 반경 방향 높이와 대응하고, 외측 셀(44) 내의 후드와 대응 슬롯 사이에 효과적인 유동 배리어를 제공하여, 분사된 파일럿 연료의 전방 간극(80)으로의 유동 연통을 방지한다.

중앙 슬롯(88) 및 밀봉 펜스(90)는 후드(78)를 두갈래로 분기시켜, 공통의 전방 간극(80) 내로 2개의 대응 입구를 형성한다. 슬롯(88)의 후방 단부는 베인 선단 에지로부터 전방으로 이격되고, 슬롯 내에 배치되는 파일럿 스프레이 바아(64)에 인접한다. 이러한 방식에 있어서, 연료 차폐물 뒤에 형성된 전방 및 후방 간극은 작동 동안 파일럿 스프레이 바아로부터 분사된 파일럿 연료의 바람직하지 않은 점화에 대한 기회 없이 퍼지 배기 유동을 안내하기 위한 독립 유동 경로를 제공한다.

후드와 2개의 날개부 양자는 외측 셀 및 파일럿 베인에 대응적으로 합치하여, 공기 역학적 구성을 유지하고, 화염 안정기를 통해 유동함에 따라 배기 유동 내에 공기 역학적 교란을 최소화한다. 이와 유사하게, 연료 차폐물은 상기 연료 차폐물의 2개의 날개부(72, 74)에 의해 보호되는 파일럿 베인의 양 측벽(48, 50)을 따라 파일럿 연료를 분사하는 파일럿 스프레이 바아(64)의 작동에 있어서 소정의 교란을 최소화한다.

도 5 및 도 6에 도시된 내측 홈통(82)은 대응하는 후방 간극(70)의 깊이를 유지하도록 베인 측벽으로부터 2개의 날개부를 오프셋시키기 위해 대체로 U자형 단면을 가지며, 바람직하게는 후드(78)의 축선 방향 상류측 전방으로 연장하는 반경 방향 내측 자유 에지 또는 립에서 종결한다.

바람직하게는, 내부 홈통(82)은 도 6에 도시된 바와 같이 내측 셀(46) 위에 이격되어, 내측 셀(46)과 홈통의 내부 립 사이에 적절하게 간격을 제공함으로써 추가 이점을 제공한다. 우선, 절단된 내부 홈통(82)은 내측 셀(46)을 갖춘 파일럿 베인(42)의 내부 둥근면의 교차점만을 부분적으로 덮고, 제조 공정 동안 납땜 결합의 시각적 검사를 허용한다.

또한, 상기 절단된 내부 홈통(82)은 현수식 립 또는 에지를 제공하는데, 이러한 립 또는 에지를 따라 분사된 파일럿 연료는 증강된 기하를 유발하는 고속 유입 배기 유동과 혼합될 때, 쉐어링(shearing) 또는 슬링잉(slinging)을 수행한다. 이러한 방식에 있어서, 내측 홈통(82)은 내측 셀(46)을 보호하면서 배기 유동(30)과의 분사된 파일럿 연료의 혼합을 강화한다.

작동 동안, 유입 배기 유동(30) 및 분사된 파일럿 연료 양자는 2개의 날개부(72, 74)를 지나 하류측으로 유동하며, 상기 홈통 립은 분사된 연료의 쉐딩(shedding) 및 쉐어링(shearing)과, 유입 배기 유동과의 혼합을 촉진한다. 따라서, 분사된 파일럿 연료는 내측 셀(46)에 악영향을 미치는 일 없이 배기 유동 내에 즉각적으로 혼합되고 기화된다.

이와 유사하게, 후드(78)는 분사된 파일럿 연료로부터 외측 셀(44)을 보호한다. 후드(78)는 바람직하게는 상기 베인 및 외측 셀의 교차점으로부터 이격되어 필렛(92)의 배면 주위의 전방 간극(80)으로부터 후방 간극(70)까지 방해 받지 않는 유동 연통을 제공하는 아치형 절곡부 또는 필렛(92)에서 상기 2개의 날개부(72, 74)와 결합한다. 따라서, 전체 연료 차폐물은 그 반경 방향 내측 단부에서 내부 홈통(82)에 의해, 그리고 반경 방향 외측 단부에서 상기 2개의 단부 탭(84)에 의해 외측 셀 및 파일럿 베인으로부터 그 표면 영역의 대부분에 걸쳐 이격된다.

연료 차폐물 뒤에 형성되는 결과적인 배면 유동 경로는 퍼지 유동(30)을 수용하기 위해 전방 간극(80) 내에 축선 방향 입구를 제공하며, 상기 퍼지 유동은 상기 2개의 대응 날개부(74)의 양 후방 단부로부터, 그리고 상기 2개의 탭(84) 바로 뒤에 제공되는 전방 간극(80)의 후방 부분으로부터 원주 방향 또는 측방 외측으로 안내될 뿐만 아니라 후방 간극(70)을 통해 반경 방향 내측으로 완만하게 안내된다.

따라서, 연료 차폐물(68)의 얇은 판금 구조는 화염 안정기의 바람직한 공기 역학적 성능을 유지하는 한편 연료 차폐물 뒤에 효과적으로 제공되는 대응 퍼지 유동을 갖고 분사된 파일럿 연료로부터 파일럿 베인을 보호함과 동시에 3차원 구성에 있어서 최소의 변형만으로 화염 안정기 내로 도입될 수 있다.

도 5 및 도 7에 도시된 연료 차폐물은 바람직하게는 판금에 의한 금속 제조에 의해 형성되며, 또는 요구되는 경우 고가의 주조 공정에 의해 형성될 수도 있다. 바람직한 판금 구조에 있어서, 제 1 날개부 및 이에 대응하는 후드(78)의 절반부는 오프셋 탭(84) 및 대응하는 내측 홈통(82)을 추가로 포함하는 형상으로 적절히 절곡된 단일편의 판금을 포함할 수 있다.

이와 유사하게, 제 2 날개부(74) 및 이에 대응하는 상기 후드(78)의 반대편 절반부는 차폐물의 대응하는 절반부의 대체로 대칭 또는 거울상 대응부로 형상화 되도록 유사하게 절곡된 다른 단일편의 판금을 포함할 수 있다.

따라서, 2개의 시트(sheet) 또는 피스(piece)는 공통의 노우즈(76)를 형성하는 중앙 또는 중간선을 따라, 그리고 상기 슬롯(88)의 2개의 대칭 절반부를 따라 적절히 함께 결합될 수 있다. 용접 및 납땜은 이러한 2개의 피스를 함께 결합하기 위해 사용될 수 있다.

바람직하게는, 펜스(90)는 일체형 3피스 조립체 내의 연료 차폐물의 예비 결합된 절반부에 용이하게 용접 또는 납땜될 수 있는 제 3의 단일 피스이다.

도 5에 도시된 바와 같이, 연료 차폐물(68)의 노출된 외측면은 종래의 세라믹계 열적 배리어 코팅(TBC; 94)으로 적절하게 덮일 수 있으며, 상기 코팅은 종래 기술에 있어서의 화염 안정기 베인 및 셀의 노출면에 도포된다.

열적 배리어 코팅은 현대 가스 터빈 엔진에 있어서 진부한 것이다. TBC(94)는 제조 공정 동안 금속 요소에 분사된 단열 세라믹 물질이다. 예를 들어, 도 5에 도시된 연료 차폐물 및 화염 안정기 베인의 전체 외측 표면은 유효 수명을 증가시키기 위해 TBC로 적절하게 도포된다.

간단한 판금 구성으로 전술된 연료 차폐물은 용이하고 저렴하게 제조될 수 있으며, 그 변경 정도가 미미하면서도 공기 역학적 성능에 부정적인 영향을 미치지 않는 신규 또는 기존 화염 안정기 내로 도입될 수 있다. 그리고 연료 차폐물은 파일럿 베인 내의 열적 구배를 실질적으로 감소시키고 유효 수명을 증가시키기 위해 분사된 파일럿 연료의 급냉 효과로부터 파일럿 베인을 보호한다.

연료 차폐물 자체는 제한된 납땜 결합부(86)에 선택적으로 장착되는 독립적 구성요소이기 때문에, 상대적으로 열적으로 자유롭게 유지되고, 비구속적이며, 오랜 유효 수명 동안 제한적 온도 구배를 겪는다.

파일럿 베인 자체만 파일럿 연료 급냉으로부터 보호되는 것이 아니라, 연료 차폐물 뒤에 제공되는 퍼지 유동 경로로 보호되며, 파일럿 베인은 배기 유동이 열적 구배를 감소시키기 위해 파일럿 베인 자체를 가열할 수 있도록 하고, 또한 이동할 수 있는 파일럿 연료의 차폐-베인 유동 경로를 퍼징할 수 있다.

또한, 퍼지 유동은 최소 작동 온도를 증가시키고 이에 따라 상기 차폐물 자체 내의 열 구배 및 열응력을 감소시키는 연료 차폐물 자체의 배면을 가열한다.

파일럿 스프레이 바아는 각각의 파일럿 베인의 전방에 유입 배기 유동으로 의도된 방식으로 지속적으로 작동된다. 연료 차폐물은 파일럿 스프레이 바아의 근처의 화염 안정기의 본래의 3차원 구성과 합치하며, 보조 퍼지 유동 경로를 후드 뒤로 안내하고, 이는 차폐물의 2개의 날개부와 연동한다. 퍼지 유동은 2개의 날개부의 양 단부에서의 출구 간극과 2개의 탭(84) 뒤의 후드의 후방 단부 사이에서 연료 차폐물로부터 방출되어, 파일럿 연료 하류부의 혼합을 촉진한다. 내부 홈통(82)은 분사된 파일럿 연료가 배기 유동 흐름 내에서 강화된 혼합 및 기화를 위해 쉐어링을 수행할 수 있는 추가 메커니즘을 제공한다.

홈통 립은 액상 파일럿 연료의 쉐딩 및 혼합을 강화하여, 연소 점화 및 소등 및 연소 안정성을 촉진하기 위해 배기 유동과의 혼합을 더 신속하게 촉진한다. 그리고, 이격된 내측 홈통은 파일럿 연료가 내측 셀과 결합하는 것을 방지하고, 임의 연소를 방지한다.

본 발명의 바람직하고 전형적인 실시예로 간주되는 것을 설명하였으나, 본 발명의 다른 변형예들도 본원에 개시된 기술 내용으로부터 당업자에 의해 도출될 수 있으며, 따라서 본 발명의 범위 및 취지 내에 속하는 모든 변형예들이 첨부되는 특허청구범위에 해당하게 된다.

따라서, 미국 특허청 서신에 의해 보장되도록 요구되는 것은 이하의 특허청구범위에서 정의 및 구별되는 바와 같은 발명이다.

본 발명에 따르면, 파일럿 스프레이 바아(64) 뒤의 파일럿 베인(42) 중 대응하는 베인의 전방에 배치되는 다수의 연료 차폐물(68)을 제공함으로써 파일럿 베인(42)의 선단 에지 영역의 연료 급냉의 문제가 해결되며, 따라서 유효 수명이 증가된 개선된 화염 안정기를 제공할 수 있다.

Claims (10)

1. 터보팬 엔진(10)용 재연소기(34)에 있어서,

   반경 방향 외측 셀(44) 및 내측 셀(46)에 결합되는 일렬의 화염 안정기 베인(42)으로서, 상기 화염 안정기 베인(42) 각각은 선단 에지(52) 및 후단 에지(54) 사이에서 연장하는 제 1 측벽(48) 및 제 2 측벽(50)을 포함하는, 상기 화염 안정기 베인(42)과,

   상기 화염 안정기 베인(42)의 전방에 원주 방향으로 분포되는 다수의 메인 연료 스프레이 바아(62)와,

   상기 화염 안정기 베인(42)의 선단 에지(52)의 전방에 위치되고, 상기 메인 연료 스프레이 바아(62)보다 개수가 적은 다수의 파일럿 연료 스프레이 바아(64)와,

   상기 화염 안정기 베인(42)과 상기 파일럿 스프레이 바아(64) 사이에 배치되는 다수의 연료 차폐물로서, 상기 연료 차폐물은 단열 후방 간극(70)을 사이에 두고 상기 화염 안정기 베인의 선단 에지(52)를 덮고, 상기 연료 차폐물(68) 각각은 상기 외측 셀(44)로부터 이격되어, 상기 후방 간극(70)과 유체 연통되도록 배치되는 상기 외측 셀(44)과 연료 차폐물(68) 사이의 전방 간극(80)을 형성하는, 상기 연료 차폐물을 포함하는

   터보팬 엔진용 재연소기.
2. 제 1 항에 있어서,

   상기 연료 차폐물(68) 각각은,

   상기 베인 선단 에지(52)와 정렬되는 노우즈(76)에서 비스듬히 함께 결합되는 제 1 및 제 2 날개부(72, 74)와,

   상기 날개부(72, 74)의 공통의 반경 방향 외측 에지에 일체로 결합되고, 축선 방향 전방으로 연장하는 후드(78)를 포함하며,

   상기 날개부(72, 74)는, 상기 선단 에지(52) 주위에서 상기 화염 안정기 베인(42)을 보충하여 상기 후방 간극(70)을 형성하도록 구성되며, 상기 후드(78)는 상기 외측 셀(44)을 보충하여 상기 외측 셀(44)과의 사이에 반경 방향으로 상기 전방 간극(80)을 형성하도록 구성되는

   터보팬 엔진용 재연소기.
3. 제 2 항에 있어서,

   상기 날개부(72, 74)는 대향하는 반경 방향 내측 에지를 따라 연장하여 상기 화염 안정기 베인에 인접하고, 상기 날개부로부터 후방으로 오프셋되어, 상기 베인 측벽(48, 50)과 함께 후방 간극(70)을 형성하는 반경 방향 내측 홈통(82)을 포함하는

   터보팬 엔진용 재연소기.
4. 제 3 항에 있어서,

   상기 후드(78)는 대향하는 원주 방향 양 단부에 상기 날개부(72, 74) 각각에 대응하는 한 쌍의 탭(84)을 포함하며, 상기 탭(84) 각각은 상기 후드(78)로부터 반경 방향 외측으로 오프셋되고, 상기 외측 셀(44)에 인접하여, 상기 외측 셀(44)과 함께 상기 전방 간극(80)을 형성하는

   터보팬 엔진용 재연소기.
5. 제 4 항에 있어서,

   상기 탭(84)은 축선 방향으로 상기 날개부(72, 74)에 못미쳐 상기 후드(78)에서 종결하여, 날개부와의 사이에 축선 방향으로 상기 전방 간극(80)이 연속하게 하는

   터보팬 엔진용 재연소기.
6. 제 5 항에 있어서,

   상기 후드(78)는 상기 대향하는 탭(84) 사이에서 측방으로 배치되는 접근 슬롯(88)을 더 포함하며, 상기 파일럿 스프레이 바아(64)는 상기 슬롯(88) 내에 배치되는

   터보팬 엔진용 재연소기.
7. 제 6 항에 있어서,

   상기 후드(78)는, 상기 접근 슬롯(88)을 따라 상기 후드에 일체로 결합되고 상기 후드로부터 반경 방향 외측으로 연장하여 상기 외측 셀(44)과 결합하는 펜스(90)를 더 포함하는

   터보팬 엔진용 재연소기.
8. 제 7 항에 있어서,

   상기 내측 홈통(82)은 상기 후드(78)와 함께 전방으로 연장하는 립에서 종결하는

   터보팬 엔진용 재연소기.
9. 제 8 항에 있어서,

   상기 후드(78)는 공통의 필렛(92)에서 상기 날개부(72, 74)와 결합하여, 상기 필렛(92) 주위에서 상기 전방 간극(80)으로부터 상기 후방 간극(70)까지 유체 연통을 제공하는

   터보팬 엔진용 재연소기.
10. 제 9 항에 있어서,

    상기 제 1 날개부(72), 및 상기 제 1 날개부에 대응하는 상기 후드(78)의 부분은 단일편의 판금으로 이루어지고, 상기 제 2 날개부(74), 및 상기 제 2 날개부에 대응하는 상기 후드(78)의 부분은 다른 단일편의 판금으로 이루어지며, 상기 2개의 판금은 상기 연료 차폐물의 중간에서 서로 결합되는

    터보팬 엔진용 재연소기.

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