JP2017520739A - 燃焼チャンバに関するディフューザの方位角設定を含む航空機エンジン - Google Patents

Abstract

ディフューザ（１４）の固定ベーン（１５）は、燃焼チャンバ（８）のインジェクタ（９）に対する方位角設定（α）に設定されており、それにより、後縁（３４）から繋がる経路（３５）がインジェクタ（９）間のギャップ（３８）、より好ましくは、インジェクタ（９）間の中間を通過するようになっており、それにより、凝集された水が含まれ得るこれら流れの部分は燃焼の開始に影響しないようになっている。

Description

本発明の主題は、ディフューザと燃焼チャンバとの間の方位角設定を含む航空機エンジンである。

問題のディフューザは、ガス流ダクト上の、コンプレッサと燃焼チャンバとの間に配置され、このディフューザは、固定ベーンの１つまたは複数の円にある。固定ベーンは、ガスの流れが燃焼チャンバに達する前に、湾曲した凹状の内弧表面によってガスの流れに抗することで、コンプレッサから出るガスの流れを変化させる。燃焼チャンバは、文献仏国特許出願公開第２８８１８１３号明細書および仏国特許出願公開第２９０５１６６号明細書に説明されている。流れを変化させる際だった特性のないディフューザが存在し、そのディフューザのベーンは軸方向および直線状である（仏国特許出願公開第２６１６８９０号明細書および英国特許出願公開第７００６８８号明細書）。

本明細書における関心事は、エンジン内に水が取り込まれた後に生じる燃焼チャンバの不慮の消火を防止することである。航空機エンジンにおけるあらゆる段階でのこの水の吸い込みは、荒天（雨、雹、雪、霧、または雲）の中での飛行、高い周囲の湿度、または、離陸時のホイール（航空機）またはロータ（ヘリコプタ）による水の噴出を含む様々な原因から生じ得る。このことは、機械の作動条件を実質的に変更し、燃焼を損ない、また、チャンバを消火することにより、燃焼を完全に妨げさえし得る。消火は、大量の水が突然に燃焼チャンバに入るか、大量の水が漸次的に燃焼チャンバに入り、ガスの温度がわずかずつ低下し、生じている燃焼がますます弱まっていく場合に対象となり得る。

これら困難性に抗するために取られる方法の中で、コンプレッサによって与えられた遠心分離によって水が入れられたダクトの外の空気の一部分を引き込み、水が燃焼チャンバに達するのを防止するために、空気をコンプレッサ内に取り入れることが想像されてきた。しかし、これら処置は常に十分というわけではなく、やはりすべてのエンジンには設けられているわけではない。実際の別の手段は、燃焼チャンバの底部を覆うとともに、ディフューザの前に位置する流線形構造物（ｆａｉｒｉｎｇ）上で水を流すことにある。しかし、そのような流線形構造物もやはり、常にすべてのエンジンにあるのではなく、また、そのような流線形構造物は、付加される場合に最適化することが困難である場合があり、この理由は、考慮されるパラメータが多く存在するためである。いずれの場合であっても、圧縮ガスをインジェクタ間で燃焼チャンバに入れるようにするため、または、他の機能を提供するために、流線形構造物には穴が開けられていなければならない。したがって、水および蒸気に対する保護に関して、流線形構造物の効果は疑わしい。

仏国特許出願公開第２８８１８１３号明細書 仏国特許出願公開第２９０５１６６号明細書 仏国特許出願公開第２６１６８９０号明細書 英国特許出願公開第７００６８８号明細書

本明細書では、この問題を克服するために、別の解決策に頼っている。本明細書では、ディフューザのベーンとインジェクタとの間の方位角設定を導入することが考慮される。換言すると、ディフューザのベーンの角度位置が、依然として水を凝集させ、この水にインジェクタ間を通過させつつ、インジェクタの前で水の蓄積を制限し、インジェクタに乾燥空気を受領させ、したがって、燃焼を損なうことのないような方式で規定される。

まとめると、本発明は、ガス流ダクトと、流れダクト上に位置する燃焼チャンバと、燃焼チャンバの上流側の、やはり流れダクト上に位置するディフューザと、を備えた航空機エンジンに関する。ディフューザは、流れを変化させる、円に配置された固定ベーンを備えている。燃焼チャンバは、ベーンの円と同軸の円に配置された注入オリフィスを有する燃料インジェクタを備えている。ベーンの後縁から来る流路がインジェクタ間、好ましくは、インジェクタ間の角度間隔の中心の３分の１の範囲、さらに好ましくは、インジェクタ間の角度的に中間で終端するような方式で、ベーンがインジェクタに対して角度的に配置されていることを特徴としている。

ディフューザはしばしば、複数の連続する段を備えている。したがって、本発明は、下流の流れのほとんどをモデル化するディフューザの段、しばしば上流の段に適用される。

本発明は、水のより大きな慣性に起因する、ディフューザのベーンの内弧の前を通る流れにおける水の凝集に基づくものである。したがって、ベーンの後縁から描かれた流れのラインはなお一層チャンバの消火に適した物となり、ラインがインジェクタの外側で、インジェクタ間の良好な角度間隔、またはこの中間の間隔で通過する。欧州特許出願公開第２１２３８６３号明細書には、内弧のディフューザベーンを有するデバイスが説明され、このデバイスは、全体として見ると、本発明の特性である、好ましい方位角設定を有していない。

ここで、以下の図面を使用して、本発明を詳細に説明する。

図１は、燃焼チャンバを示す図である。 図２は、燃焼チャンバを示す図である。 図３は、ベーンおよびインジェクタの円の部分の面の展開図で本発明を示す図であり、この面は、機械の軸方向および角度（方位角）方向で規定されている。

ここで、図１は、中心軸１周りに、内側ケーシング２と、外側ケーシング３と、内側フェルール４と、外側フェルール５と、内側ケーシングと内側フェルール４との間の内側バイパスダクト６と、外側ケーシング３と外側フェルール５との間の外側バイパスダクト７と、フェルール４と５との間の燃焼チャンバ８と、注入オリフィス１０を介して燃焼チャンバ８内に開くインジェクタ９と、内側フェルール４を外側フェルール５に結合するが、インジェクタ９全体を通すために穴が開けられている、燃焼チャンバの底壁１１と、内側ケーシング２と外側ケーシング３との間の、燃焼チャンバ８およびチャンバの底壁１１の上流に位置し、インジェクタ９に燃料を供給するためのパイプ１３が通過する拡散チャンバ１２と、拡散チャンバ１２の流入口にあり、固定ベーン１５によって占められ、コンプレッサ３９からのガス流のダクト１６を通る円に配置されたディフューザ１４と、を備えている通常の燃焼チャンバを示している。ここで、流線形構造物４０がディフューザ１４に対してインジェクタ９を、内側フェルール４から外側フェルール５まで覆っている。流線形構造物４０の形状はドーム型であり、パイプ１３周りかつインジェクタ９の前でいくぶん広くなっている開口４１が設けられている。ダクト１６の空気は、場合に応じて、たとえば、穴の位置、および、その傾きに応じて、燃料との可燃性混合物を形成し、下流でこの混合物の希釈に寄与し、または、冷却空気をバイパスダクト６および７から取り込むことによってフェルール４および５をリフレッシュするために、部分的に、内側バイパスダクト６および外側バイパスダクト７を介して燃焼チャンバ８をバイパスし、部分的に開口４１、オリフィス１０を介して、および、フェルール４および５を通る１７および１８などの穴、場合によっては流線形構造物４０を介して燃焼チャンバ８内に入る。この分野では、非常に多くの設計が存在する。

別のタイプの燃焼チャンバが論じられ、反転流れと呼ばれ、図２に示されている。ここで、コンプレッサ１９は軸方向、すなわち遠心式であり、また、最初は平坦かつ発散的であり、径方向の流れ、次いで、曲折部２１の後に環状の流れが通過するダクト２０が設けられている。ここで、ディフューザは、曲折部２１の上流の径方向ディフューザ段２２、次いで、下流の軸方向ディフューザ段２３で形成されている。軸方向ディフューザ２３を出ると、一方側または他方側で、第１のバイパスダクト２６により軸方向の下流方向、または第２のバイパスダクト２７により径方向外側に上流側フェルール２５をバイパスする前に、空気は拡散チャンバ２４で終端する。上流側フェルール２５は、いくぶん半円に近い湾曲セクションを有している。燃焼チャンバ２８は、燃焼チャンバ２８が半回転して戻るような方式で、上流側フェルール２５と下流側フェルール２９との間に存在している。下流側フェルール２９も、湾曲し、上流側フェルール２５に囲まれている。燃料インジェクタ３０は、ここでは、機械の上流側に向かって燃料を押し進めることにより、燃焼チャンバ２８の径方向外側かつ軸方向下流側端部で燃焼を開始するように配置されている。ここでは、燃料インジェクタ３０は、燃料インジェクタ３０を覆う流線形構造物を有していない。インジェクタ３０は、上流側フェルール２５上に位置することもできる。燃焼ガスは燃焼チャンバ２８に沿って流れ、タービン３２に達するために、固定ベーンを備えた配分器３１を介して燃焼チャンバ２８を出る前に、径方向内側かつ軸方向下流側に半回転する。空気は、他の設計と同じ方法で、様々な穴および開口を通って燃焼チャンバ２８に入る。すべての設計において、ディフューザ１４、２２、および２３、ならびにインジェクタ９および３０は、機械の軸１または３３と同軸の円に配置される。

以下に明らかになるように、本発明は他の燃焼チャンバ、特に図２に示す燃焼チャンバに一般化できるが、物品を通じて図１を参照し、本発明を説明するために図３を参照する。拡散チャンバ１２内の流れは、固定ベーン１５の形状、詳細には、後縁３４に対する固定ベーン１５の傾きにより、角度方向において規定される。水滴は軸方向速度成分を有し、それにより、水滴は、拡散チャンバ１２内において、この固定ベーン１５の傾きのほぼ接線方向に経路３５に沿う。いくつかの水滴は、空気流によって十分に変化させられることにより、燃焼チャンバ８をバイパスするのに十分な径方向速度成分を有するが、もっとも大きい部分は燃焼チャンバ８に向かう慣性を介し、したがって、たとえ流線形構造物４０が存在する場合であっても、開口４１を通ってインジェクタ９に達することを可能にすることにより、放出される。また、その上、やはり穴１７および１８を介して燃焼チャンバ８内に入り得る水分により、燃焼チャンバ８の消火のリスクが発生する。なお、水は、その慣性に起因して、固定ベーン１５の内弧３６近くで凝集する。この水はより望み通りに、経路３５およびその近位を通る。

本発明によれば、固定ベーン１５は、経路３５がインジェクタ９間の、インジェクタ９から離れた位置、好ましくは、ギャップ３８の中間の３分の１の範囲３７、さらに好ましくは、これらギャップ３８の中間部で通過するような方式で配置される。インジェクタ９の角度ピッチがγに等しく、後縁３４とインジェクタ９との間の経路３５の角度がβに等しい場合、方位角設定α、すなわち、後縁３４とインジェクタ９との間の角度は、

のようにもっともよく選択される。

この状況は、経路３５が拡散チャンバ３４、および、インジェクタ３０への外側バイパスダクト２６で達成されることを考慮すると、図２のチャンバなどの、反転流れチャンバと全く同じである。

ディフューザが、図２に示すディフューザのように、各種の要素で形成されている場合、基準は、もっとも強い変更を適用するディフューザ、すなわち、通常はもっとも上流のディフューザ、図２の場合は径方向ディフューザ２２に適用される。しかし、下流側ディフューザ（下流側ディフューザ２３）がもっとも強い変更を適用する場合、下流側ディフューザが、考慮されることになるディフューザである。

必要であれば、経路３５は、テストモデリングの計算によって具体化される。

インジェクタ９または３０の隣を通過することにより、水は燃焼チャンバに沿って流れるか、燃焼チャンバからに移動する前に全体として燃焼チャンバをバイパスする。

本発明の用途はしばしば、ディフューザのベーンの数と、インジェクタのベーンの数との間での巧妙な選択に基づく。これら数はしばしば、インジェクタの各々に関して、ベーンのグループの同様の配置を可能にするような方法で、公約数を許容しなければならない。ベーンの角度方向における不規則な配置はこうして選択され、経路３５がインジェクタ３０に繋がる位置にはベーンは存在しない。実施形態の他のタイプでは、本発明は、特定のインジェクタのみに関して適用され得、このため、この特定のインジェクタがメインのインジェクタとなり、他のインジェクタの流量が少なくなる。前述の事項に係る、すべてが経路３５の範囲外に配置されたインジェクタでは、角度ピッチにおけるインジェクタの不規則な配置も考慮され得る。

通常、方位角設定により、ディフューザのベーンの数とインジェクタの数（これら２つの数は公約数を有する）との間の「クロッキング（ｃｌｏｃｋｉｎｇ）」が推定される。しかし、「クロッキング」が不要である特定の場合が存在する。

特権的なインジェクタ（好ましくは低出力速度の間に供給される）が存在し、方位角設定が、この特定のインジェクタに関して規定され得る場合。

消火が、主要な穴を通る水の浸透によって制御され、これら主要な穴を使用して方位角設定が規定され得る場合。ここで、この場合、主要な穴の数とベーンの数は、公約数を有さなければならない。

Claims (4)

1. ガス流ダクト（１６、２０）と、流れダクト上に位置する燃焼チャンバ（８、２８）、および、やはり流れダクト上の、燃焼チャンバの上流側に位置するディフューザ（１４、２２、２３）と、を備え、このディフューザには、流れを変化させる内弧が設けられ、円に配置された固定ベーン（１５）が備えられ、燃焼チャンバが、ベーンの円と同軸の円に配置された燃料インジェクタ（９、３０）を備えている、航空機エンジンであって、ベーン（１５）が、ベーンの後縁（３４）から来る、前記後縁に対する同じ傾き角度の流れの経路（３５）がベーンの内弧に対して接線方向であり、インジェクタ間で終端するような方式で、インジェクタ（９、３０）に対して角度的に配置されたことを特徴とする、航空機エンジン。
2. 流れラインが、インジェクタ間の角度間隔の中間の３分の１の範囲で終端することを特徴とする、請求項１に記載の航空機エンジン。
3. 前記経路が、インジェクタ間の角度間隔の中間で終端することを特徴とする、請求項２に記載の航空機エンジン。
4. ディフューザが、複数の連続する段（２２、２３）を備え、前記ベーンが流れダクト上の段の１つに属し、この段がもっとも強い変更を流れに適用することを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機エンジン。

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