JP7564779B2 - 燃料ノズル装置の製造方法 - Google Patents

Description

本開示は、燃料ノズル装置、より詳細には、ガスタービンの燃焼室内に燃料を噴射する、ガスタービン用の燃料ノズル装置及びその製造方法に関する。

ガスタービンに於いては、燃焼器内で、圧縮された空気に向けてケロシン等の燃料を噴射して形成された混合気を燃焼させることにより、タービンを駆動する燃焼ガスが得られる。このとき、効率的な燃焼を達成するために、燃料を良好に霧化或いは気化させること、すなわち燃料と空気とを良好に混合することが望まれる。

従来、所定の軸線方向に延びる略筒状に形成された燃料ノズルと、燃料ノズルの外周に配置され、軸線方向に対して周方向に傾斜した空気通路を画定するスワラとを含む燃料ノズル装置が知られている。このような燃料ノズル装置は、燃料ノズル内に導入された燃料と、空気通路を介して燃料ノズル内に導入された空気とを混合し、得られた混合気を燃焼室内に噴出することで燃焼ガスを発生させる。このとき、空気通路が軸線方向に対して周方向に傾斜しているため、空気通路を通過する空気が軸線周りの旋回流となり、これにより、燃料と空気とを良好に混合することができる。従って、空気通路の傾斜をより大きいものとすれば、空気通路を通過する空気がより強く旋回され、燃料と空気との混合効率が更に向上する。

しかしながら、このようなスワラは、複数の旋回翼を含む複雑な形状を有するため、スワラを一体的に製造するためには高いコストが必要となる。また、スワラを複数の部品に分け、これらを接合してスワラを組み立てるものとしても、ロウ付け等の高いコストを要する接着技術が必要となる。

これを解決するために、特許文献１には、レーザ焼結プロセス等の付加製造技術を用いて、エーロフォイル形状などの適正な形状に形成された旋回翼を含むスワラを有する燃料ノズル装置が開示されている。特許文献１によれば、複雑な形状を有するスワラを一体的に形成することができるため、比較的製造コストが低く、かつ組み立てが容易なスワラを製造できる。

特表２０１１－５２８０７４号公報

しかしながら、付加製造技術に於いては、軸線方向に対する傾斜が所定角度よりも大きい空気通路、すなわち積層角度が該所定角度の余角（以下、限界積層角度β_ｍｉｎ）より小さい旋回翼によって画定される空気通路を形成する場合、旋回翼の表面が不良となる。従って、付加製造技術を用いて傾斜の大きい空気通路が画定されるスワラを形成する場合には、旋回翼を支持するための支持部を追加して形成を行う必要があるため、形成後に支持部を取り除く手間が生じ、製造コストが上昇する。これにより、付加製造技術を用いて、比較的低い製造コストでスワラを形成する場合には、空気通路の傾斜が比較的小さくなり、空気通路を通過する空気流の旋回力が小さくなるために、燃料を高度に微粒化できないという問題があった。

本発明は、このような問題点を鑑み、付加製造技術を用いて低コストで製造可能であって、燃料と空気とを良好に混合できるガスタービン用燃料ノズル装置を提供する。

上記課題を解決するために本発明のある態様は、ガスタービンの燃焼室内（５２）に燃料を噴射する燃料ノズル装置（１００）であって、所定の軸線方向に延び、前記燃焼室（５２）内に突出する燃料ノズル（１０２）と、前記燃料ノズル（１０２）の外周に同軸的に配置された外周半径ｒを有する筒状の筒部（１１９）、及び、前記筒部（１１９）の外周及び内周のうちの少なくとも一方から略径方向に延出するように、経線交差角度αをもって周方向に配置された複数の旋回翼（１２２、１２３）を有するスワラ（１０３）とを有し、前記旋回翼（１２２、１２３）は、前記軸線方向の翼弦長Ｌを有し、かつ、前記軸線方向を中心として、前記旋回翼（１２２、１２３）の前縁から後縁にかけてねじれ角度Φをもってねじられた形状を有し、β＝ａｒｃｔａｎ（Ｌ／（ｒΦｃｏｓα））で表される前記旋回翼の積層角度βが、限界積層角度β_ｍｉｎ以上であり、かつθ＝ａｒｃｔａｎ（Ｌ／（ｒΦ））で表される外周部傾斜角度θが、前記限界積層角度β_ｍｉｎ未満に設定された燃料ノズル装置（１００）を提供する。

この態様によれば、経線交差角度α、外周部傾斜角度θ、及び積層角度βの間には、θ＝ａｒｃｔａｎ（Ｌ／（ｒΦ））及びβ＝ａｒｃｔａｎ（Ｌ／（ｒΦｃｏｓα））という幾何学的関係が成立するため、経線交差角度αを適当に採ることによって、旋回翼の積層角度βを限界積層角度β_ｍｉｎ以上に維持したまま、外周部傾斜角度θを小さくすることが可能になる。外周部傾斜角度θを小さくすることにより、空気通路を通過する空気がより強く旋回され、燃料と空気との混合効率が向上する。

上記課題を解決するために本発明のある態様は、ガスタービンの燃焼室内（５２）に燃料を噴射する燃料ノズル装置（１００）であって、所定の軸線方向に延び、前記燃焼室（５２）内に突出する、外周半径ｒを有する筒状の筒部（１０６）、及び、前記筒部（１０６）の内周から略径方向内側に延出するように、経線交差角度αをもって周方向に配置された複数の旋回翼（１１１）を有する燃料ノズル（１０２）と、前記燃料ノズル（１０２）の外周に同軸的に配置されたスワラ（１０３）とを有し、前記旋回翼（１１１）は、前記軸線方向の翼弦長Ｌを有し、かつ、前記軸線方向を中心として、前記旋回翼（１１１）の前縁から後縁にかけてねじれ角度Φをもってねじられた形状を有し、β＝ａｒｃｔａｎ（Ｌ／（ｒΦｃｏｓα））で表される前記旋回翼（１１１）の積層角度βが、限界積層角度β_ｍｉｎ以上であり、かつθ＝ａｒｃｔａｎ（Ｌ／（ｒΦ））で表される外周部傾斜角度θが、前記限界積層角度β_ｍｉｎ未満に設定された燃料ノズル装置（１００）を提供する。

この態様によれば、経線交差角度α、外周部傾斜角度θ、及び積層角度βの間には、θ＝ａｒｃｔａｎ（Ｌ／（ｒΦ））及びβ＝ａｒｃｔａｎ（Ｌ／（ｒΦｃｏｓα））という幾何学的関係が成立するため、経線交差角度αを適当に採ることによって、旋回翼の積層角度βを限界積層角度β_ｍｉｎ以上に維持したまま、外周部傾斜角度θを小さくすることが可能になる。外周部傾斜角度θを小さくすることにより、空気通路を通過する空気がより強く旋回され、燃料と空気との混合効率が向上する。

上記課題を解決するために本発明のある態様は、ガスタービンの燃焼室内（５２）に燃料を噴射する燃料ノズル装置（１００）であって、所定の軸線方向に延び、前記燃焼室（５２）内に突出する、先細の円錐形状を有する円錐台形筒体（２０２）、及び、円錐台形筒体（２０２）の内周から略径方向内側に延出するように、０度より大きく９０度より小さい経線交差角度αをもって周方向に配置された複数の旋回翼（２０４）を有する燃料ノズルと、前記燃料ノズルの外周に同軸的に配置されたスワラ（１０３）とを有し、旋回翼（２０４）の積層角度β及び円錐台形筒体（２０２）の積層角度γが、限界積層角度β_ｍｉｎ以上であり、かつ前記旋回翼（２０４）の外周部傾斜角度θが、前記限界積層角度β_ｍｉｎ未満である燃料ノズル装置を提供する。

この態様によれば、経線交差角度α及び円錐台形筒体の積層角度γを適当に採ることによって、旋回翼の積層角度βを限界積層角度β_ｍｉｎ以上に維持したまま、外周部傾斜角度θを小さくすることが可能になる。外周部傾斜角度θを小さくすることにより、空気通路を通過する空気がより強く旋回され、燃料と空気との混合効率が向上する。

本発明によれば、付加製造技術を用いて低コストで製造可能であって、燃料と空気とを良好に混合できるガスタービン用燃料ノズル装置が提供される。

本発明の第１実施形態に係る燃料ノズル装置が設けられたガスタービンエンジンを示す断面図 前記燃料ノズル装置を示す断面図 前記燃料ノズル装置のスワラを示す斜視図 前記スワラを、前記スワラの中心軸線に沿って前方から見た図 前記スワラを示す側面図 本発明の第２実施形態に係るスワラを前記中心軸線に沿って前方から見た図 前記スワラを前記中心軸線に沿って後方から見た図 前記スワラを示す側面図 前記スワラを示す断面図 本発明の第１実施形態に係る燃料ノズル装置の変形例を前記中心軸線に沿って後方から見た図

以下では、本発明の燃料ノズル装置１００を航空機用のガスタービンエンジン１０に用いた第１実施形態について、図１～図５を参照して説明する。まず、第１実施形態の燃料ノズル装置１００が用いられるガスタービンエンジン１０の概要を、図１を参照して説明する。

ガスタービンエンジン１０は、中心軸線Ｘについて互いに同軸に配置された略筒状のアウタケーシング１２及びインナケーシング１４を有する。インナケーシング１４の内部に於いて、低圧系回転軸２０は、前部第１ベアリング１６及び後部第１ベアリング１８によって、回転自在に支持されている。高圧系回転軸２６は、低圧系回転軸２０を中心軸線Ｘについて同軸的に外囲する中空軸をなし、前部第２ベアリング２２及び後部第２ベアリング２４によって、インナケーシング１４及び低圧系回転軸２０に回転自在に支持されている。

低圧系回転軸２０は、インナケーシング１４より前方に突出した略円錐形状の先端部２０Ａを含む。先端部２０Ａの外周には、周方向に複数のフロントファン２８が設けられている。フロントファン２８の下流側のアウタケーシング１２には、複数のステータ旋回翼３０が、周方向に所定の間隔を於いて設けられている。ステータ旋回翼３０の下流側には、アウタケーシング１２とインナケーシング１４との間に形成された円環状断面形状を有するバイパスダクト３２と、インナケーシング１４に同軸に、すなわち中心軸線Ｘに同軸に形成された円環状断面形状を有する空気圧縮用ダクト３４とが、並列に設けられている。

空気圧縮用ダクト３４の入口部には、軸流圧縮機３６が設けられている。軸流圧縮機３６は、低圧系回転軸２０の外周に設けられた前後２列の動翼列３８と、インナケーシング１４に設けられた前後２列の静翼列４０とを、軸線方向に互いに隣接して交互に有する。

空気圧縮用ダクト３４の出口部には、遠心圧縮機４２が設けられている。遠心圧縮機４２は、高圧系回転軸２６の外周に設けられたインペラ４４を有する。空気圧縮用ダクト３４の出口部、すなわちインペラ４４の直上流位置には、空気圧縮用ダクト３４を横切るストラット４６がインナケーシング１４に設けられている。遠心圧縮機４２の出口部には、インナケーシング１４に固定されたディフューザ５０が設けられている。

ディフューザ５０の下流側には、ガスタービン用燃焼器５４が設けられている。ガスタービン用燃焼器５４は、中心軸線Ｘを中心とする円環状の燃焼室５２を画定している。ディフューザ５０からは、圧縮空気が、圧縮空気室５６を介して燃焼室５２に向けて供給される。

インナケーシング１４には、燃焼室５２に燃料を噴射する複数の燃料ノズル装置１００が、中心軸線Ｘ周りの周方向に所定の間隔を於いて取り付けられている。各燃料ノズル装置１００は、燃焼室５２に向けて燃料を噴射する。燃焼室５２内では、燃料ノズル装置１００から噴射される燃料及び圧縮空気室５６から供給される圧縮空気の混合気の燃焼によって、高温の燃焼ガスが生成される。

燃焼室５２の下流側には、高圧タービン６０及び低圧タービン６２が設けられている。高圧タービン６０は、燃焼室５２の出口部に固定された静翼列５８と、高圧系回転軸２６の外周に固定された動翼列６４とを含む。低圧タービン６２は、高圧タービン６０の下流側に位置し、インナケーシング１４に固定された複数の静翼列６６と、低圧系回転軸２０の外周に設けられた複数の動翼列６８とを、軸線方向に互いに隣接して交互に有する。

ガスタービンエンジン１０の始動に際しては、図示しないスタータモータによって高圧系回転軸２６が回転駆動されることで行われる。高圧系回転軸２６が回転駆動されると、遠心圧縮機４２によって圧縮された圧縮空気が燃焼室５２に供給され、燃焼室５２にて混合気が燃焼することで燃料ガスが発生する。燃料ガスは、動翼列６４、６８に噴き付けられ、高圧系回転軸２６及び低圧系回転軸２０を回転させる。これにより、フロントファン２８が回転すると共に、軸流圧縮機３６及び遠心圧縮機４２が運転されることで、圧縮空気が燃焼室５２に供給される。これにより、ガスタービンエンジン１０は、スタータモータの停止後も運転を継続する。

また、ガスタービンエンジン１０の運転中にフロントファン２８が吸い込んだ空気の一部は、バイパスダクト３２を通過して後方に噴き出され、推力を発生する。フロントファン２８が吸い込んだ空気の残部は、燃焼室５２に供給されて燃料との混合気として燃焼して燃料ガスを発生させる。燃焼ガスは、低圧系回転軸２０及び高圧系回転軸２６の回転駆動に寄与した後、後方に噴き出されて推力を発生する。

次に、図２を参照して、燃料ノズル装置１００を詳述する。燃料ノズル装置１００は、図示しない燃料配管から供給された燃料を送達するための燃料送達ステム１０１と、燃料送達ステム１０１から送達される燃料を燃焼室５２に向けて噴射する燃料ノズル１０２と、燃料ノズル１０２を同軸的に外囲するスワラ１０３と、スワラ１０３を同軸的に外囲するデフレクタ１０４とを含む。

燃料ノズル１０２は、中心軸線Ｘと平行に延びる中心軸線Ａを有する。燃料ノズル１０２は、中心軸線Ａを中心とし、後端から燃焼室５２に向けて前方へ延びる略筒状を有する中心筒１０６と、中心筒１０６を同軸的に外囲する第１中間筒１０７と、第１中間筒１０７を同軸的に外囲する第２中間筒１０８と、第２中間筒１０８を同軸的に外囲する外筒１０９とを有する。第１中間筒１０７及び第２中間筒１０８、それぞれ、前方に於いて縮径され、先細のノズル形状をなす。第１実施形態では、中心筒１０６及び第１中間筒１０７と、第２中間筒１０８及び外筒１０９が、それぞれ一体的に形成されている。

中心筒１０６の基端（後部）側は拡径されており、この拡径部分では、複数の旋回翼１１１が中心筒１０６の内周面から略径方向内側に延びている。旋回翼１１１は中心筒１０６の基端側にて開口する旋回通路を画定しており、開口から、圧縮空気室５６を流れる圧縮空気が旋回通路内に導入される。また、中心筒１０６は、その内周面によって、中心軸線Ａに沿って延びる中空の中心空気流路１１２を画定している。第１実施形態の旋回翼１１１に於ける他の構造及び特徴については、後述の内側旋回翼１２２と略同一であるため、詳細を省略する。別の実施形態として、旋回翼１１１は、当業者に知られている任意の適当な構造としてもよい。

第１中間筒１０７の外周面及び第２中間筒１０８の内周面は、燃料送達ステム１０１の図示しない燃料配管と連通された第１燃料通路１１４と、第１燃料通路１１４と連通された第２燃料通路１１５と、第２燃料通路１１５と連通された第３燃料通路１１６と、第３燃料通路１１６と連通された第４燃料通路１１７とを画定している。

第１燃料通路１１４は、第１中間筒１０７及び第２中間筒１０８の後部側に設けられている。第２燃料通路１１５は、第１中間筒１０７の外周面に形成された、周面の母線方向（軸線方向）に延在する溝により構成されている。第２燃料通路１１５は、その後端にて第１燃料通路１１４に連通している。第２燃料通路１１５は、第１中間筒１０７の外周面の上縁部及び下縁部の２か所に配置されている。第３燃料通路１１６は、第１中間筒１０７の外周面に形成された、軸線方向に対して周方向に傾斜する溝により構成されている。第３燃料通路１１６は、その後端にて第２燃料通路１１５の前端に連通されている。第４燃料通路１１７は、第１中間筒１０７の外周面の前部と、第２中間筒１０８の内周面の前部との間に画定され、略円錐台をなす略筒形状を有する。

次に、図２～図５を参照して、燃料ノズル装置１００のスワラ１０３について詳述する。スワラ１０３は、外筒１０９を同軸的に外囲している。スワラ１０３は、中心軸線Ａを中心とする略筒形状を有する筒部１１９と、筒部１１９の前端から前方に向けて延びる先細部１２０とを有する。

筒部１１９の内周面からは、略径方向内側に向けて複数の内側旋回翼１２２が延びている（図２参照）。また、筒部１１９の外周面からは、略径方向外側に向けて複数の外側旋回翼１２３が延びている。筒部１１９は外周半径ｒ（図３参照）を有する。先細部１２０は、その先端に於いて縮径されたノズル形状を有する。

内側旋回翼１２２は、筒部１１９の内周面に、周方向に互いに所定間隔を於いて配置されている。内側旋回翼１２２の先端縁は、外筒１０９の外周面に当接している。スワラ１０３は、内側旋回翼１２２の先端縁が外筒１０９の外周面にロウ付け又は溶接されることで、外筒１０９の外周面に結合されている。第１実施形態の内側旋回翼１２２に於ける他の構造及び特徴については、後述の外側旋回翼１２３と略同一であるため、詳細を省略する。

外側旋回翼１２３は、筒部１１９の外周面に、周方向に互いに所定間隔を於いて配置されている。外側旋回翼１２３同士は互いに略同一な形状を有するため、図３～図５に示すスワラ１０３に於いては、図面を明瞭化するために、１枚の外側旋回翼１２３のみを図示している。外側旋回翼１２３は、筒部１１９の外周面から略径方向外側に延びる前端面１２５と、筒部１１９の外周面の後縁から略径方向外側に延びる後端面１２６と、前端面１２５の外縁及び後端面１２６の外縁を接続する傾斜曲面１２７とを有する（図３参照）。前端面１２５及び後端面１２６は、互いに中心軸線Ａと略垂直をなす。外側旋回翼１２３は、軸線方向の翼弦長Ｌ（図５参照）、すなわち、軸線方向に於ける前端面１２５と後端面１２６との間の距離に対応する翼弦長Ｌを有する。

外側旋回翼１２３の傾斜曲面１２７は円筒面の一部をなす曲面であり、傾斜曲面１２７の先端縁は、デフレクタ１０４（図２参照）の内周面に当接する。外側旋回翼１２３の先端縁がデフレクタ１０４の内周面にロウ付け等の方法で接合されることで、スワラ１０３とデフレクタ１０４とが互いに結合されている。

外側旋回翼１２３の前端面１２５は、外側旋回翼１２３の前端面１２５を通る断面Ｓ１（図５参照）上に於いて、中心軸線Ａを中心とする第１対数螺旋１２９（図４参照）に沿って延びる。また、外側旋回翼１２３の後端面１２６は、外側旋回翼１２３の後端面１２６を通る断面Ｓ２（図５参照）上に於いて、中心軸線Ａ周りに第１対数螺旋１２９をねじれ角度Φ［ｄｅｇ］だけ回転させて得られる第２対数螺旋１３０（図４参照）に沿って延びる。すなわち、外側旋回翼１２３は、中心軸線Ａを中心として、外側旋回翼１２３の前縁から後縁にかけて、ねじれ角度Φをもってねじられた形状を有する。

図３に示すように、外側旋回翼１２３の傾斜曲面１２７の外縁は、断面Ｓ２（図５参照）に対して外周部傾斜角度θ［ｄｅｇ］だけ傾斜している。外周部傾斜角度θは、外側旋回翼１２３の軸線方向の翼弦長Ｌ、筒部１１９の外周半径ｒ、及びねじれ角度Φとの間に、θ＝ａｒｃｔａｎ（Ｌ／（ｒΦ））の関係を有する。第１実施形態に於ける外周部傾斜角度θは、４５度未満である。外周部傾斜角度θが０度に近づくほど、外側旋回翼１２３同士の間に画定される空気通路の傾斜角が９０度に近づき、空気通路を通過する圧縮空気の旋回力が大きくなる。

図４に示すように、第１対数螺旋１２９及び第２対数螺旋１３０は、それぞれ、経線交差角度α［ｄｅｇ］によってその形状が規定されている。経線交差角度αは、断面Ｓ１上に於いて、中心軸線Ａから第１対数螺旋１２９上の任意の点に向けて延びる半直線と、この点に於ける第１対数螺旋１２９の接線とがなす角度である。すなわち、経線交差角度αは、第１対数螺旋１２９及び第２対数螺旋１３０のピッチの余角に等しい。第１対数螺旋１２９及び第２対数螺旋１３０は、経線交差角度αが０度に近づくほど中心からの距離の増大速度が速くなり、経線交差角度αが９０度に近づくほど中心からの距離の増大速度が遅くなる。

図５に示すように、外側旋回翼１２３は、断面Ｓ２に対して積層角度β［ｄｅｇ］だけ傾斜している。積層角度βは、外側旋回翼１２３の軸線方向の翼弦長Ｌ、筒部１１９の外周半径ｒ、ねじれ角度Φ、及び経線交差角度αとの間に、β＝ａｒｃｔａｎ（Ｌ／（ｒΦｃｏｓα））の関係を有する。積層角度βは、付加製造技術を用いて、後方から前方にかけてスワラ１０３を積層する場合に於ける、積層の角度である。積層角度βが０度に近づくほど、付加製造技術を用いたスワラ１０３の製造が困難となる。特に、積層角度βが限界積層角度β_ｍｉｎを下回る場合には、付加製造技術を用いて成形精度の高いスワラ１０３を製造するために、積層部を支持するための支持部が必要となる。第１実施形態に於ける積層角度βは、４５度以上である。

これにより、内側旋回翼１２２及び外側旋回翼１２３の積層角度βは限界積層角度β_ｍｉｎ以上に設定されるため、内側旋回翼１２２及び外側旋回翼１２３を支持するための支持部を設けることなく付加製造技術を用いてスワラ１０３を製造することができる。これにより、支持部の除去等に要するコストを低減できるため、燃料ノズル装置１００を比較的低い製造コストで提供できる。

次に、図２を参照して、燃料ノズル装置１００の作動の要領を説明する。図示しない燃料配管から供給された燃料は、燃料送達ステム１０１内の図示しない燃料送達路を介して、第１燃料通路１１４内に導入される。その後、燃料は、第２燃料通路１１５及び第３燃料通路１１６を通過し、第４燃料通路１１７内に導入される。このとき、第３燃料通路１１６が軸線方向に対して周方向に傾斜していることにより、第４燃料通路１１７内に導入される燃料は中心軸線Ａ周りの旋回流となる。更にその後、燃料は、第４燃料通路１１７を通過し、燃焼室５２に向けて噴出される。

圧縮空気室５６内を流れる圧縮空気の一部は、中心筒１０６の基端に設けられた旋回翼１１１を介して、中心空気流路１１２内に導入される。このとき、旋回翼１１１が軸線方向に対して周方向に傾斜していることにより、中心空気流路１１２内に導入される圧縮空気は、中心軸線Ａ周りの旋回流となる。この旋回流は、中心筒１０６の前側の開口から燃焼室５２へ向けて噴出され、第４燃料通路１１７から噴出された燃料を良好に混合する。

また、圧縮空気室５６内を流れる圧縮空気の一部は、スワラ１０３の内側旋回翼１２２を介して、外筒１０９の先端とスワラ１０３の先細部１２０の先端との間に画定される円環状の噴出口から、燃焼室５２へ向けて噴出される。更に、圧縮空気室５６内を流れる圧縮空気の一部は、スワラ１０３の外側旋回翼１２３を介して、スワラ１０３の先細部１２０の先端とデフレクタ１０４の先端との間に画定される円環状の噴出口から、燃焼室５２へ向けて噴出される。内側旋回翼１２２及び外側旋回翼１２３の各々が軸線方向に対して周方向に傾斜していることにより、内側旋回翼１２２及び外側旋回翼１２３を通過する圧縮空気は、中心軸線Ａ周りの旋回流となる。これらの旋回流は、第２中間筒１０８の前側の開口から噴出される混合気を良好に混合する。これにより、燃焼室５２に向けて、高度に微粒化された燃料が噴出される。

ここで、図３及び図４を参照して説明したように、内側旋回翼１２２及び外側旋回翼１２３は、経線交差角度αをもってねじられた形状を有する。これにより、積層角度βが限界積層角度β_ｍｉｎ以上であっても、外周部傾斜角度θを限界積層角度β_ｍｉｎ未満に、すなわち旋回翼１１１が画定する空気通路、内側旋回翼１２２が画定する空気通路、及び外側旋回翼１２３が画定する空気通路の傾斜角度を、それぞれ限界積層角度β_ｍｉｎ以上に設定することが可能になる。このように、外周部傾斜角度θが積層角度βよりも小さくなることで、空気通路を通過する空気がより強く旋回されるため、燃料と空気との混合効率が向上する。

次に、図６～図８を参照して、本発明の第２実施形態に係るスワラ２００が設けられた燃料ノズル装置１００について詳述する。この燃料ノズル装置１００は、第１実施形態に係る燃料ノズル装置１００と比較して旋回翼１１１のみが異なるため、他の構造については説明を省略する。

スワラ２００は、第２実施形態に係る燃料ノズル装置１００に於いて、燃料ノズル装置１００の旋回翼１１１に対応する位置に設けられている。図６～図８は、第２実施形態に係るスワラ２００を示す。スワラ２００は、中心筒１０６によって同軸的に外囲される円錐筒体２０１を有する。

図８に示すように、円錐筒体２０１は、中心筒１０６の基端の内周面から前方に向けて延びる円錐台形部２０２と、円錐台形部２０２の前端から前方に延びる円筒部２０３とを有する。円錐台形部２０２は、前方にかけて径が漸減する略円錐台形状に形成されている。円錐台形部２０２の後端の外周面は中心筒１０６の内周面に当接している。円錐台形部２０２の後端は中心軸線Ａと略垂直をなす。円筒部２０３は、中心軸線Ａと略同軸に配置され、かつ前後に延びる円筒状に形成されている。別の実施形態として、中心筒１０６及び円錐筒体２０１が一体的に形成されていてもよい。

図６及び図７に示すように、円錐台形部２０２の内周面からは、略径方向内側に向けて複数の旋回翼２０４が延びている。旋回翼２０４は、後端から前端にかけて、周方向に互いに所定間隔を於いて配置されている。旋回翼２０４は、円錐台形部２０２の後端面を通る断面Ｓ３（図８参照）上に延びる、断面Ｓ３と中心軸線Ａとの交点を中心とする所定の対数螺旋（図示せず）に沿って、回転することなく前後に延びている。すなわち、旋回翼２０４に於けるねじれ角度Φは０度である。また、各旋回翼２０４の後端は円錐台形部２０２の後端と略一致しており、各旋回翼２０４の前端は円錐台形部２０２の前端よりやや前方に達している。所定の対数螺旋の経線交差角度αは、０度より大きく９０度より小さい。

図８に示すように、旋回翼２０４の外周面は、断面Ｓ３に対して外周部傾斜角度θ［ｄｅｇ］だけ傾斜している。第２実施形態に係る外周部傾斜角度θは、４５度未満である。図９に示すように、旋回翼２０４は、断面Ｓ３に対して積層角度β［ｄｅｇ］だけ傾斜している。第２実施形態に係る旋回翼２０４の積層角度βは９０度である。また、円錐筒体２０１の円錐台形部２０２は、断面Ｓ３に対して積層角度γ［ｄｅｇ］だけ傾斜している。第２実施形態に係る円錐台形部２０２の積層角度γは、４５度以上である。

これにより、スワラ２００は、ねじれ角度Φが０度であり、かつ旋回翼２０４の積層角度β及び円錐台形部２０２の積層角度γが限界積層角度β_ｍｉｎ以上であっても、外周部傾斜角度θを限界積層角度β_ｍｉｎ未満に、すなわち旋回翼２０４同士の間に画定される空気通路の傾斜角度を限界積層角度β_ｍｉｎ以上に設定することが可能になる。このように、外周部傾斜角度θが旋回翼２０４の積層角度β及び円錐台形部２０２の積層角度γよりも小さくなることで、空気通路を通過する空気がより強く旋回されるため、燃料と空気との混合効率が向上する。

以上で具体的な実施形態の説明を終えるが、本発明は上記実施形態に限定されることなく幅広く変形実施することができる。例えば、内側旋回翼１２２、外側旋回翼１２３、及び旋回翼１１１は、必ずしも必須の構成要素ではなく、適宜選択することができる。また、内側旋回翼１２２、外側旋回翼１２３、及び旋回翼１１１の、それぞれの外周部傾斜角度θ、経線交差角度α、及びねじれ角度Φのうちの少なくとも１つは、本発明を満たす範囲で、他の旋回翼（内側旋回翼１２２、外側旋回翼１２３、又は旋回翼１１１）のそれぞれ対応する外周部傾斜角度θ、経線交差角度α、及びねじれ角度Φと異なる値であってもよい。また、第２実施形態に係るスワラ２００は、その旋回翼２０４が内側旋回翼１２２及び又は外側旋回翼１２３に対応するように設けられてもよい。

また、内側旋回翼１２２、外側旋回翼１２３、及び旋回翼１１１は、その一部のみが、それぞれ対応する第１実施形態に係る内側旋回翼１２２、外側旋回翼１２３、及び旋回翼１１１と略同一の構造を有してもよい。例えば、図１０に示すように、旋回翼１１１は、中心筒１０６の内周面から略径方向内側に向けて、内側旋回翼１２２と略同一の構造をもって延びる第１部１３１と、第１部１３１の端部から略径方向内側に向けて、軸線方向に対して周方向に傾斜しながら延びる第２部１３２とを含んでもよい。

１０ ：ガスタービンエンジン
５２ ：燃焼室
５４ ：ガスタービン用燃焼器
５６ ：圧縮空気室
１００：燃料ノズル装置
１０２：燃料ノズル
１０３：スワラ
１１９：筒部
１２０：先細部
１２２：内側旋回翼
１２３：外側旋回翼
１２５：前端面
１２６：後端面
１２７：傾斜曲面
１２９：第１対数螺旋
１３０：第２対数螺旋
２００：スワラ
２０２：円錐台形部
２０４：旋回翼
Ａ ：中心軸線
Ｓ１ ：断面
Ｓ２ ：断面
Ｘ ：中心軸線
ｒ ：外周半径
Ｌ ：翼弦長
Φ ：ねじれ角度
α ：経線交差角度
β ：積層角度
γ ：積層角度
θ ：外周部傾斜角度

Claims (3)

1. ガスタービンの燃焼室内に燃料を噴射する燃料ノズル装置の製造方法であって、
   前記燃料ノズル装置は、
   所定の軸線方向に延び、前記燃焼室内に突出する燃料ノズルと、
   前記燃料ノズルの外周に同軸的に配置された外周半径ｒを有する筒状の筒部、及び、前記筒部の外周及び内周のうちの少なくとも一方から略径方向に延出するように、経線交差角度αをもって周方向に配置された複数の旋回翼を有するスワラとを有し、
   前記旋回翼は、前記軸線方向の翼弦長Ｌを有し、かつ、前記軸線方向を中心として、前記旋回翼の前縁から後縁にかけてねじれ角度Φをもってねじられた形状を有し、
   β＝ａｒｃｔａｎ（Ｌ／（ｒΦｃｏｓα））で表される前記旋回翼の積層角度βが、限界積層角度βｍｉｎ以上であり、かつθ＝ａｒｃｔａｎ（Ｌ／（ｒΦ））で表される外周部傾斜角度θが、前記限界積層角度βｍｉｎ未満に設定されており、
   前記スワラを付加製造技術で製造する、製造方法。
2. ガスタービンの燃焼室内に燃料を噴射する燃料ノズル装置の製造方法であって、
   前記燃料ノズル装置は、
   所定の軸線方向に延び、前記燃焼室内に突出する、外周半径ｒを有する筒状の筒部、及び、前記筒部の内周から略径方向内側に延出するように、経線交差角度αをもって周方向に配置された複数の旋回翼を有する燃料ノズルと、
   前記燃料ノズルの外周に同軸的に配置されたスワラとを有し、
   前記旋回翼は、前記軸線方向の翼弦長Ｌを有し、かつ、前記軸線方向を中心として、前記旋回翼の前縁から後縁にかけてねじれ角度Φをもってねじられた形状を有し、
   β＝ａｒｃｔａｎ（Ｌ／（ｒΦｃｏｓα））で表される前記旋回翼の積層角度βが、限界積層角度βｍｉｎ以上であり、かつθ＝ａｒｃｔａｎ（Ｌ／（ｒΦ））で表される外周部傾斜角度θが、前記限界積層角度βｍｉｎ未満に設定されており、
   前記スワラを付加製造技術で製造する、製造方法。
3. ガスタービンの燃焼室内に燃料を噴射する燃料ノズル装置の製造方法であって、
   前記燃料ノズル装置は、
   所定の軸線方向に延び、前記燃焼室内に突出する、先細の円錐形状を有する円錐台形筒体、及び、前記円錐台形筒体の内周から略径方向内側に延出するように、０度より大きく９０度より小さい経線交差角度αをもって周方向に配置された複数の旋回翼を有する燃料ノズルと、
   前記燃料ノズルの外周に同軸的に配置されたスワラとを有し、
   前記旋回翼の積層角度β及び前記円錐台形筒体の積層角度γが、限界積層角度βｍｉｎ以上であり、かつ前記旋回翼の外周部傾斜角度θが、前記限界積層角度βｍｉｎ未満に設定されており、
   前記スワラを付加製造技術で製造する、製造方法。

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