KR20040097890A - 증강 장치 파일럿 노즐 - Google Patents

증강 장치 파일럿 노즐 Download PDF

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KR20040097890A
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스나이더티모시에스.
브르더크리스토퍼알.
부이존알.
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유나이티드 테크놀로지스 코포레이션
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Abstract

가스 터빈 엔진 증강 장치 노즐은 증강 장치 연료 도관으로의 연결을 위한 흡입구와, 연료 분사 방출을 위한 배출구를 구비한다. 흡입구와 배출구 사이의 통로는 서로로부터 분기되는 배출구 단부 표면부와 적어도 부분적으로 접한다. 노즐은 비분기 노즐의 대체로써 사용되고, 반경 방향을 향한 연료 제트 중심선의 방향을 변경할 수 있다.

Description

증강 장치 파일럿 노즐{AUGMENTOR PILOT NOZZLE}
본 발명은 터빈 엔진, 특히 터빈 엔진 증강 장치에 관한 것이다.
후기 연소기 또는 추력 증강 장치는 본 산업 분야에 공지되어 있다. 다수의 구성이 존재한다. 통상의 구성에서, 터빈으로부터의 배기 가스는 증강 장치 중심 본체를 통과한다. 추가 연료는 중심 본체에 인접하여 유도되고, 추가 추력을 제공하기 위해 연소된다. 일부의 구성에서, 증강 장치 중심 본체는 터빈 중심 본체에 일체된다. 다른 구성에서, 증강 장치 중심 본체는 둘 사이의 공간을 둘러싸는 덕트에 의해 터빈 중심 본체로부터 분리된다. 미국 특허 제5,685,140호 및 제5,385,015호는 예시적인 일체의 증강 장치를 개시한다.
증강 장치는 추가 연료의 연소 개시를 위한 다수의 화염 유지기 요소를 특징으로 할 수 있다. 파일럿 장치는 화염을 화염 유지기 상에 안정화시키는데 사용되고, 차례로, 화염 유지기는 화염을 중앙 본체 주변의 유동 경로로 분배한다.
따라서, 본 발명의 일 태양은 터빈 엔진을 포함한다. 중심 본체는 상류로부터 하류로의 가스 유동 경로 내에 위치되고, 하류 테일 콘(tail cone) 및 테일 콘의 상류 쪽 단부에 접해 있는 파일럿을 구비한다. 다수의 날개는 중심 본체 외부의 유동 경로 내에 위치된다. 복수개의 연료 분사 장치는 날개들 중 결합된 하나의 날개를 통해 연장되는 결합된 분사 바의 내부 단부에 있다. 각 분사 장치는 흡입구, 배출구 및 흡입구와 배출구 사이에 통로를 구비한다. 통로는, 가로로 연장된 하류 분기 표면부를 채우고 분사 장치로부터 배출되기 위해 상기 표면부에 의해 편향되도록 연료를 유도하는 제1 부분을 포함한다. 다수의 점화기는 연료 분사 장치들 중 결합된 하나의 장치로부터 배출된 연료를 점화하기 위해 날개들 중 결합된 하나의 날개 내에 위치된다.
다양한 실행에 있어서, 통로는 하류 분기 표면부로부터 대향하여 이격된 제2 하류 분기부를 적어도 5°의 각도로 가질 수 있다. 파일럿은 상류 및 하류 림 및 기부를 구비한 채널을 포함할 수 있다. 각 분사 장치는 이러한 분사 장치로부터 배출된 연료 제트의 중심선이 채널의 기부 방향을 향할 수 있다. 하류 분기 표면부는 가로 연장 슬롯의 내부 표면일 수 있다. 슬롯은 분기 표면부의 측면 양극단에서 55°내지 95°의 각도로 분기되는 한 쌍의 측면 표면부를 가질 수 있다.
본 발명의 또 다른 태양은 터빈 엔진 증강 장치 노즐을 포함한다. 노즐은 증강 장치 연료 도관으로의 연결을 위한 선단 흡입구를 구비한다. 노즐은 연료 분사를 방출하기 위한 말단 배출구를 가진다. 통로는 상류로부터 하류로 흡입구와 배출구 사이에서 연장되고, 하류 분기된 측면부를 포함하는 배출구 단부 표면부와 접해 있다. 다양한 실행에 있어서, 측면부는 55°내지 95°의 각도로 하류 분기될수 있다. 측면부는 60°내지 80°의 각도로 하류 분기될 수 있다.
본 발명의 또 다른 태양은 가스 터빈 엔진 증강 장치 노즐을 포함하고, 통로는 가로 연장 슬롯을 한정하는 배출구 단부 표면부와 접한다. 표면부는 55°내지 95°의 각도로 서로로부터 분기되는 측면 표면부와, 0°내지 5°의 각도로 서로로부터 분기되는 측면 표면부들 사이에서 연장되는 가로 표면부를 포함할 수 있다.
본 발명의 또 다른 양태는 날개 및 중심 본체를 구비한 터빈 엔진 증강 장치를 재제작하기 위한 방법을 포함한다. 제1 연료 노즐은 제거되고, 제2 연료 노즐로 교체된다. 제2 연료 노즐은 그 연료 제트의 중심선이 제1 연료 노즐의 제트보다 더 반경 방향으로 배향되도록 구성되고, 따라서 제2 연료 노즐의 제트는 제1 연료 노즐의 제트보다 적어도 한 방향에서 더 분기되도록 구성된다. 다양한 실행에서, 제1 연료 노즐의 제트가 그 중심선을 중심으로 대칭적인 것에 반해, 제2 연료 노즐은 그 제트가 비대칭이 되도록 구성된다.
본 발명의 하나 이상의 실시예의 설명은 첨부된 도면 및 이하의 상세한 설명에서 설명된다. 본 발명의 다른 특징, 목적 및 장점은 상세한 설명, 도면 및 청구항으로부터 명백해질 것이다.
동일한 참조 번호 및 다양한 도면의 동일한 지시는 동일한 요소를 나타낸다.
도1은 항공기 동력 장치의 개략적인 종방향 단면도.
도2는 도1의 동력 장치에 사용되는 제1 증강 장치의 반 개략적인 부분 종방향 절취도.
도3은 도2의 증강 장치의 노즐의 상류 단부 도면.
도4는 선(4-4)을 따른 도3의 노즐의 종방향 단면도.
도5는 도4의 노즐의 말단부의 확대도.
도6은 선(6-6)을 따른 도5의 노즐의 횡방향 단면도.
도7은 도5의 노즐의 말단부의 측면도.
도8은 도2의 증강 장치의 날개 선미의 도면.
<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명>
20 : 동력 장치
22 : 터빈 엔진
24 : 배기 가스 케이스
26 : 덕트 연장부
30 : 하우징
32 : 증강 장치
38 : 중심 본체
40 : 날개
42 : 화염 유지기
50 : 전방 팁
52 : 오자이브
56 : 파일럿 채널
58 : 테일 콘 표면
60 : 원추대 표면
62 : 종방향 표면
64 : 선미 벽 표면
70 : 연료 제트
72 : 노즐
80 : 분사 바
82 : 날개 본체
84 : 점화기
104 : 흡입구
110 : 통로
112, 114, 116, 118 : 보어
120 : 슬롯
122, 124, 126, 128 : 벽
160 : 작동 단부
164 : 구멍
500 : 중심축
600 : 파일럿 흐름
도1은 종방향 중심축(500)을 포함한 동력 장치(20)를 도시한다. 동력 장치는 선두로부터 선미까지 그리고 상류로부터 하류까지 선미 방향(501)으로, 하류 터빈 배기 가스 케이스(TEC, 24)를 갖는 터빈 엔진(22)을 포함한다. 덕트연장부(26)는 TEC(24)로부터 증강 장치(32)의 하우징(30)에 연결되도록 연장된다. 추력 유도 노즐 조립체(34)는 하우징(30)으로부터 하류로 연장된다. 증강 장치(32)는 후단 에지 화염 유지기(42)를 구비한 날개(40)에 의해 가스 유동 통로 내의 중심에 장착되는, 중심 본체(38)를 포함한다.
중심 본체(38)는 축(500)을 중심으로 대체로 대칭적이다. 중심 본체는 전방 팁(50)을 구비하며, 상기 팁으로부터 지속적으로 만곡되는 볼록 선두 본체 또는 오자이브(52)는 화염 유지기(42)에 인접하여 종방향 또는 거의 종방향으로의 전환 구역(54)에 도달할 때까지 후방으로 연장된다. 중심 본체 표면은 전환 구역(54)의 선미에서 파일럿 채널(56)을 한정한다. 테일 콘 표면(58)은 파일럿으로부터 중심 본체 말단의 선미까지 연장된다.
도2는 예시 파일럿의 다른 상세도를 도시한다. 환형 표면(54)과의 접합부로부터 후방 및 내부 반경 방향으로 연장된 원추대 표면(60)에 의해 형성된다. 표면(60)은 선두 림을 형성하는 접함점과 함께 환형 채널의 선두(상류) 벽을 형성한다. 종방향 표면(62)은 표면(60)의 내부 말단과의 접합부로부터 선미로 연장되어 채널의 기부를 형성한다. 원추대 선미 벽 표면(64)은 표면(62)과의 접합부로부터 후방의 외부 반경 방향으로 연장되어 채널의 선미 벽을 형성한다. 종방향 림 표면(66)은 채널 선미 림을 한정하는 표면(64)과의 접합부로부터 선미까지 연장된다. 표면(66)에는 테일 콘 표면(58)으로의 전환부가 제공된다. 연료 제트(70)는 적절한 도관의 노즐(72)을 거쳐 파일럿으로 전달된다. 예시 도관으로는 화염 유지기(42) 전방의 날개 본체(82) 내에 장착된 분사 바(80)가 도시된다. 분사 바(80)는 본체(82)의 양 측면으로부터 연료 제트를 전달하는 (도시되지 않은) 복수개의 측면 노즐을 구비한다. 노즐(72)은 분사 바의 단부에 위치한다. 작동 중에, 파일럿 채널은 주요(주) 흐름(602)으로부터 통상적으로 재순환된 파일럿 흐름(600)으로 전환되는데 사용된다. 연료 제트(70)는 파일럿 흐름(600)으로 유도되고, 결합된 점화기(84)로부터의 전기 스파크에 의해 연소가 발생된다. 또한, 연료는 상술된 분사 바 측면 노즐을 통해 주 흐름(602)에 전달된다. 흐름(600) 내의 연소된/연소될 연료/공기 혼합기는 화염을 화염 유지기 본체(82)에 대하여 외향 반경 방향으로 안정화시키고 전파시키는 파일럿 채널(56) 주위에 전파된다. 선택적으로는, 중심 본체에는 배출되는 공기 제트를 위해 (도시되지 않은) 몇몇의 도관이 제공될 수 있다. 이러한 도관은 링일 수 있다. 도관은 파일럿 전방에서 날개를 통해 또는 날개를 따라 중심 본체로 연장되는 (도시되지 않은) 하나 이상의 공급 도관으로부터 공급된다.
도3 내지 도7은 노즐(72)의 상세도를 도시한다. 노즐은 선단(상류) 단부(100, 도3)로부터 말단(하류) 단부(102, 도5)까지 연장된다. 노즐은 그 상단부에 흡입구(104)를, 그 말단부에 배출구(106, 도7)를 구비한다. 통로(110)는 흡입구와 배출구 사이에서 상단부로부터 연장되어 그 직경이 점진적으로 작아지는 일련의 보어(112, 114, 116, 118)를 포함하는 단차 종방향부를 가진다. 가장 가는/가장 작은 보어(118)의 말단(하류) 단부는 슬롯(120)의 선단(상류) 단부에 병합되고, 그 하류 부분은 배출구(106)를 형성한다. 슬롯(120)은 측면 벽(126, 128, 도6)에 의해 그 측면에서 결합되고, 대체로 편평하게 가로로 연장된 한 쌍의 선단벽 및 말단벽(122, 124)을 구비한다. 벽(122, 124)은 서로 각도(θ1)로 위치해 있고, 측면 벽(126, 128)은 서로 각도(θ2)로 분기되어 있다. 실시예에서, θ1는 비교적 작고(예를 들어, 약 0°및 5°), 반면에 θ2는 대체로 크다(예를 들어, 55° 및 95°, 더 엄밀하게는, 60°및 80°사이의 공칭 70°±2°). 슬롯(120)은 반경(R, 도6)을 갖는 노즐의 말단부의 주연 방향 표면(130)을 향해 있다. 실시예에서, 상기 표면(130)의 만곡 중심은 슬롯(120)으로의 말단 보어(118)의 개구의 중심부(132)와 대략 일치한다. 또한, 도3은 측면 연료 분사를 위한 연료 패드(140)를 구비한 노즐을 도시한다. 기본 제작 방법에서, 노즐의 전체 형상은 주조되고, 그 후 보어가 천공되고, 슬롯은 엔드 밀(end mill)과 같은 것을 통해 기계 가공된다.
작동 중에, 말단 보어(118)를 빠져나와 하류로 이동하는 연료는 벽(126, 128)에 의해 한정되어 표면(122) 및 팬을 채운다. 상기 편향은 비교적 편평한 팬 분사를 발생시킨다. 표면(124)도 팬을 한정하는 것을 돕지만, 표면(122)만큼 중요하지는 않다. 원통형 벽 상류를 갖는 원형 배출구로부터 배출된 유사한 흐름 제트와 비교하면, 제트(70)는 적어도 슬롯의 분기 방향으로 더 넓게 퍼진다. 표면(122)에 의한 편향의 박막 효과는 액적 크기의 감소에 기여한다. 도2를 다시 참조하면, 제트는 중심선(150)을 가지며, 내부 및 외부 양극단(152, 153)까지 접근한다. 중심선(150)은 종방향 선미 방향(602)에 대해 각도(θ3)를 가진다. 돌출부는 엔진 축에 약간 기울어진 방향으로 배향되고, 반경 방향에 대해 돌출된각도(θ4)를 갖는 중심선(150)과 관련된다. 도8은 θ2보다 약간 큰 θ5의 각도로 산개되는 제트의 측면 양극단(154, 155)을 도시한다. 예시적인 실행에서, θ3는 대략 40°(더 넓게는 30°내지 50°의 각도)이고, θ4는 25°(더 넓게는 20°내지 30°의 각도)이다. 도2를 참조하면, 내부 양극단과 외부 양극단(152, 153) 사이의 각도(θ6)는 각도(θ5)보다 결합된 표면의 각도(θ1)에 대하여 비교적 더 큰 θ2에 대한정도보다 더 크게 분기된다. θ6는 예시적으로 약 20°내지 40°이다.
바람직하게는, 슬롯 구성은 신뢰성 있는 증강 장치 점화가 제공되도록 노즐의 위치 및 방향, 파일럿의 치수의 관점에서 선택된다. 파일럿 흐름(600) 이내에서 적절한 연료 분사가 제공되는 것이 바람직하다. 상기 연료의 신뢰성 있는 점화는 점화기(84)의 작동(예를 들어, 내부) 단부(160) 근처에서의 충분한 연료량 및 액적의 세밀도를 포함한다. 상기 작동 단부는 이러한 표면의 하나 이상의 구멍(예를 들어, 통상의 구멍, 164)을 통한 노즐 및 노즐 배출구의 선미에서 이격되어 있는 종방향으로 배향되는 날개의 내부 선미 표면(162)으로부터 돌출된다. 또한, 화염 유지기 냉각 공기는 이러한 구멍을(구멍들을) 통해 내부 반경 방향으로 통과할 수 있다. 도8의 각도(θ4)는 점화기의 양측에 주연 방향으로 연료를 분사하도록 날개에 걸친 공기 흐름의 부분 접선 속도 구성 요소의 관점에서 선택된다. 예시적인 실시예에서, 제트 중심선(150)은 표면(62)의 중심부(예를 들어, 50%의 중심) 방향으로 배향된다. 이는 이러한 표면이 선미를 향하도록, 더 작은 각도로 배향되는종래의 원통형 배출구와 구별되는 점이다. 상기 방향 변경은 흐름(600)에서 연료의 더 큰 재순환을 용이하게 한다. 이는 적절한 상당량의 연료가 더 많이 분기되는 분사에 의해 상기 단부로부터 멀리 대향한 방향의 중심선(150)을 갖는 점화기 작동 단부(160)에 근접하여 위치되기 때문이다.
본 발명의 하나 이상의 실시예가 설명되었다. 그럼에도 불구하고, 본 발명의 범주 및 사상 내에서 다양한 변경될 수 있는 것이 이해될 것이다. 예를 들어, 도시된 배출구 표면은 부분적으로는 직선으로 도시되지만, 다른 구성에서는 만곡된 뿔형 구성도 가능하다. 이러한 만곡된 구성에서, 증명된 각도는 표면부의 부분 각도 또는 평균 각도를 의미할 수 있다. 도시된 슬롯은 중심선을 중심으로 비대칭이지만, 대칭 배출구(예를 들어, 비교적 큰 각도(예를 들어, 80°내지 120°또는 더 좁게는 90°내지 110°)를 갖는 원뿔형 제트를 발생시키는 배출구)도 대체 분기를 제공하는 것이 가능하다. 본 발명의 파일럿은 다르게 제공되는 엔진의 개장 또는 재설계에 적용될 수 있다. 이와 같은 경우, 파일럿의 다양한 특성이 제공된 엔진의 구조에 의해 영향을 받을 것이다. 예시적으로 원격 증강 장치의 상황의 관점에서 설명되었지만, 이 원리는 비원격 증강 장치에도 적용될 수 있다. 따라서 다른 실시예는 이하의 청구항의 범주 내에 있다.
본 발명에 따른 중심 본체를 포함하는 터빈 엔진을 통해 바람직한 증강 장치를 제공할 수 있다.

Claims (13)

  1. 상류로부터 하류로의 흐름 경로 내에 있고, 하류 테일 콘 및 테일 콘의 상류 단부에 접해 있는 파일럿을 구비하는 중심 본체와,
    중심 본체 외부의 가스 흐름 경로에 위치되는 복수개의 날개와,
    날개들 중 결합된 하나의 날개를 통해 연장되는 결합된 분사 바의 내부 단부에 있는 복수개의 연료 분사 장치를 포함하는 터빈 엔진이며,
    각 분사 장치는
    흡입구와,
    배출구와,
    가로로 연장된 하류 분기 표면부를 채우고 상기 분사 장치로부터 배출되기 위해 상기 표면부에 의해 편향되도록 연료를 유도하는 제1 부분을 포함하는 흡입구와 배출구 사이의 통로와,
    연료 분사 장치들 중 결합된 하나의 장치로부터 배출된 상기 연료를 점화하기 위해 날개들 중 결합된 하나의 날개 내에 위치되는 복수개의 점화기를 포함하는 터빈 엔진.
  2. 제1항에 있어서, 상기 통로는 하류 분기 표면부로부터 대향하여 이격된 제2 하류 분기 표면부를 적어도 5° 의 각도로 포함하는 터빈 엔진.
  3. 제1항에 있어서, 상기 파일럿은 상류 및 하류 림 및 기부를 구비한 채널을 포함하는 터빈 엔진.
  4. 제3항에 있어서, 각 분사 장치는 상기 분사 장치로부터 배출된 연료 제트의 중심선이 채널의 기부 방향을 향해 있는 터빈 엔진.
  5. 제1항에 있어서, 상기 하류 분기 표면부는 가로 연장 슬롯의 내부 표면인 터빈 엔진.
  6. 제5항에 있어서, 상기 슬롯은 분기 표면부의 측면 양극단에서 55° 내지 95°의 각도로 분기되는 한 쌍의 측면 표면부를 갖는 터빈 엔진.
  7. 증강 장치 엔진 도관으로의 연결을 위한 선단 흡입구와,
    연료 분사를 방출하기 위한 말단 배출구와,
    상류로부터 하류로 흡입구와 배출구 사이에서 연장되고, 하류 분기된 측면부를 포함하는 배출구 단부 표면부와 접해 있는 통로를 포함하는 가스 터빈 엔진 증강 장치 노즐.
  8. 제7항에 있어서, 상기 측면부는 55° 내지 95°의 각도로 하류 분기되는 가스 터빈 엔진 증강 장치 노즐.
  9. 제7항에 있어서, 상기 측면부는 60° 내지 80°의 각도로 하류 분기되는 가스 터빈 엔진 증강 장치 노즐.
  10. 증강 장치 연료 도관과 연결되기 위한 선단 흡입구와,
    연료 분사를 방출하기 위한 말단 배출구와,
    상류로부터 하류로 흡입구와 배출구 사이에서 연장되고, 측면으로 연장되는 슬롯을 한정하는 배출구 단부 표면부와 접해 있는 통로를 포함하는 가스 터빈 엔진 증강 장치 노즐.
  11. 제10항에 있어서, 배출구 단부 표면부는
    55°내지 95°의 각도로 서로로부터 분기되는 측면 표면부와,
    0°내지 5°의 각도로 서로로부터 분기되는 측면 표면부들 사이에서 연장되는 가로 표면부를 포함하는 가스 터빈 엔진 증강 장치 노즐.
  12. 날개 및 중심 본체를 구비한 터빈 엔진 증강 장치를 재제작하기 위한 방법이며,
    제1 연료 노즐을 제거하는 단계와,
    제1 연료 노즐을, 연료 제트의 중심선을 제1 연료 노즐의 제트보다 더 반경 방향으로 배향하도록 구성되고 제2 연료 노즐의 제트는 상기 제1 연료 노즐의 제트보다 적어도 한 방향에서 더 분기되도록 구성되는 제2 연료 노즐로 교체하는 단계를 포함하는 터빈 엔진 증강 장치를 재제작하기 위한 방법.
  13. 제12항에 있어서, 제2 연료 노즐은 상기 제2 연료 노즐이 비대칭이 되도록 구성되는 터빈 엔진 증강 장치를 재제작하기 위한 방법.
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