(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１のベンチュリ（１２）内に通じる、噴射器（１６）に連続的に供給するパイロット回路と、第１のベンチュリ（１２）を同軸に取り囲む第２のベンチュリ（１４）の上流端部に形成された環状室（７８、１０２）内に装着された環状リング（７４、１００）の前面（７２、１０４）内に形成された噴射オリフィス（８０、１１０）に間欠的に供給する多点式回路とを備える、タービンエンジンの環状燃焼室のための燃料噴射装置であって、環状リング（７４、１００）の前面（７２、１０４）を絶縁する断熱手段を備え、前記手段が、環状リングの前面（７２、１０４）と環状室（７８、１０２）の前壁（７６、１０６）との間の噴射オリフィス（８０、１００）の周りに形成された環状空洞（７０）を含み、作動時、空気またはコークス化燃料で充填されるように設計されることを特徴とする、装置。
【請求項２】
環状リング（７４、１００）および環状室（７８、１０２）の内側円筒壁（９６、１１８、９７）間に形成された内側環状チャネル（４４）内ならびに環状リング（７４、１００）および環状室（７８、１０２）の外側円筒壁（９０、１２０、９２）間に形成された外側環状チャネル（４６）内にパイロット回路の燃料を流すことによって環状リング（７４、１００）を冷却する冷却回路も含むことを特徴とする、請求項１に記載の装置。
【請求項３】
内側環状チャネルおよび外側環状チャネル（４４、４６）の一方が、上記で述べられた環状空洞（７０）と連通し、内側環状チャネルおよび外側環状チャネル（４４、４６）の他方が前記環状空洞（７０）から分離されていることを特徴とする、請求項２に記載の装置。
【請求項４】
環状リング（７４、１００）の前面（７２、１０４）の径方向に内側または外側の周囲が、環状室（７８、１０２）の前壁（７６）と共働し、上記で述べられた環状空洞（７０）と冷却回路の内側環状チャネルおよび外側環状チャネル（４４、４６）の一方との間を連通させるための環状通路を画定する下流側の縁部を有する環状リム（９４）を含むことを特徴とする、請求項３に記載の装置。
【請求項５】
環状リング（７４）の前面（７２）の径方向外側の周囲が、環状リング（７４）を環状室（７８）内の中央に置くために環状室（７８）の外側円筒壁（９２）に径方向に当接することを特徴とする、請求項２から４のいずれか一項に記載の装置。
【請求項６】
環状リング（７４）内の各々の噴射オリフィス（８０）が、環状リング（７４）の前面（７２）から突出するスタッド（８２）内に形成され、これらのスタッド（８２）は、環状室（７８）の前面（７６）上に形成された対応する突出部（８４）のそれぞれの空洞と当接するように挿入されることを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載の装置。
【請求項７】
突出部（８４）内の各々の空洞が、対応するスタッド（８２）の噴射オリフィス（８０）と位置合わせされた穴（８６）を介して環状室（７８）の外側まで通じており、穴（８６）は、噴射オリフィス（８０）の直径より大きい直径を有することを特徴とする、請求項６に記載の装置。
【請求項８】
噴射オリフィス（１０８）が、環状リング（１００）の前面（１０４）の穴内に固定された円筒ピン（９８）内に形成され、ピン（９８）は、前記前面を超えて突出し、環状室（１０２）内で位置決めおよびセンタリングの手段を形成することを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載の装置。
【請求項９】
各々のピン（９８）内の噴射オリフィス（１０８）が、より大きい直径の下流側端部を有することを特徴とする、請求項８に記載の装置。
【請求項１０】
環状リング（１００）の前面（１０４）の径方向内側の端部が、環状室（１０２）内の軸方向の位置決めのための環状リム（１１４）を含むことを特徴とする、請求項８または９に記載の装置。
【請求項１１】
請求項１から１０のいずれか一項に記載の燃料噴射装置（６８）を少なくとも１つ含むことを特徴とする、タービンエンジンのための環状燃焼室。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機のターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジンの環状燃焼室のための「多点式」燃料噴射装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
知られている方法では、タービンエンジンは、高圧圧縮機の出口に配置された環状燃焼室を有し、燃焼室の入口に円周方向に定間隔で分散された複数の燃料噴射装置が設けられている。多点式燃料噴射装置は、第１のベンチュリを備え、第１のベンチュリ内には、パイロット回路によって燃料が連続的に供給されるパイロット噴射器が、第１のベンチュリ軸に沿って中央に装着されており、噴射装置はさらに、第１のベンチュリの周りに同軸に配置された第２のベンチュリも備える。この第２のベンチュリは、環状リングが中に装着された環状室をその上流側端部に有し、リングには多点式回路によって燃料が供給される。リングは、下流側かつ第２のベンチュリの外側に向かって燃料を噴射するように前面内に形成され、かつ環状室の前面のオリフィスと位置合わせされた燃料噴射オリフィスを有する。
【０００３】
パイロット回路は、低速用に最適化された速度で燃料の連続的な流れを送出し、多点式回路は、高速用に最適化された間欠的な速度で燃料を送出する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】欧州特許第２０２６００２号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
そうではあるが、燃焼室内の炎からの放射による高温の影響下では、間欠的な多点式回路を使用することは、多点式回路の電源が切られたとき、多点式回路の内側に停滞する燃料の目詰まりまたはコークス化を引き起こすという大きな欠点を有する。これらの現象は、コークスが多点式回路のリングおよび燃料噴射オリフィス内に形成されることを引き起こす恐れがあり、それによって多点式回路からの燃料の噴霧に悪影響を及ぼし、したがって燃焼室の作動に影響を及ぼす。
【０００６】
コークス化のこのリスクを低減するために、燃料パイロット回路を利用し、多点式回路内でのコークスの形成を低減するように多点式回路を冷却することが、本出願人の名における欧州特許第２０２６００２号明細書から知られており、これは、環状室内で環状リングの内側および外側に径方向に形成された燃料を通過させる２つの環状チャネルを使用しており、これら２つのチャネルは、パイロット噴射器に接続された出口を有している。
【０００７】
そうではあるが、そのような構成は、環状室の前面にわたって燃料が、その下流側の燃料の燃焼によって発生した熱放射に強くさらされ続けるため、前記燃料に対するコークス化のリスクにおいて十分な低減を達成していない。
【０００８】
本発明の特定の目的は、この問題に対して簡単で効果的かつ安価である解決策を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
上記の目的のため、本発明は、第１のベンチュリ内に通じる、噴射器に連続的に供給するパイロット回路と、第１のベンチュリを同軸に取り囲む第２のベンチュリの上流側端部に形成された環状室内に装着された環状リングの前面に形成された噴射オリフィスに間欠的に供給する多点式回路とを備える、タービンエンジンの環状燃焼室のための燃料噴射装置であって、環状リングの前面を絶縁する断熱手段を備え、前記手段が、環状リングの前面と環状室の前壁の間の噴射オリフィスの周りに形成された環状空洞を含み、作動時、空気またはコークス化燃料で充填されるように設計されることを特徴とする、装置を提供する。
【００１０】
リングの前面と環状室の下流側の壁の間に挿入された絶縁環状空洞によって形成された断熱手段を組み込むと、リングの噴射オリフィスがコークス化することを回避するためにそれらを保護するように働き、それによって多点式回路の適切な作動が保証される。
【００１１】
環状空洞は、空気またはコークス化燃料で充填されてもよく、それによって、燃料の燃焼からの熱放射に対して、多点式環状リングおよびその燃料噴射オリフィスに良好な断熱をもたらす。
【００１２】
好ましくは、装置はまた、リングの内側円筒壁と環状室の内側円筒壁の間に形成された内側環状チャネル内ならびにリングの外側円筒壁と環状室の外側円筒壁の間に形成された外側環状チャネル内にパイロット回路の燃料を流すことによって環状リングを冷却する冷却回路も含む。
【００１３】
有利には、内側チャネルおよび外側チャネルの一方は、上記で述べられた環状空洞と連通し、内側チャネルおよび外側チャネルの他方は、前記空洞から分離されており、それにより、燃料の燃焼からの熱放射の影響下でコークス化する燃料を前部の環状空洞に充填することが可能になる。
【００１４】
本発明の別の特徴によれば、環状リングの前面の径方向に内側または外側の周囲は、環状室の前壁と共働し、上記で述べられた環状空洞と冷却回路の内側チャネルおよび外側チャネルの一方との間を連通させるための環状通路を画定する下流側の縁部を有する環状リムを含む。
【００１５】
この環状通路は、燃料が前部の空洞の内側に到達し、リングの噴射オリフィスを分離するために熱放射の影響下でコークス化することを可能にする。
【００１６】
本発明のさらに別の特徴によれば、リングの前面の径方向外側の周囲は、リングを環状室内の中央に置くために環状室の外側円筒壁に径方向に当接する。
【００１７】
本発明の第１の実施形態では、リング内の各々の噴射オリフィスは、リングの前面から突出するスタッド内に形成され、これらのスタッドは、環状室の前面に形成された対応する突出部のそれぞれの空洞内に当接するように挿入される。そのように当接させた配置は、リングが環状室内で軸方向に適切に装着されることを保証するように働く。
【００１８】
突出部内の各々の空洞は、対応するスタッドの噴射オリフィスと位置合わせされた穴を介して環状室の外側まで通じており、この穴は、噴射オリフィスの直径より大きい直径を有し、それにより、燃料滴が中でコークス化するゾーンをスタッド内の噴射オリフィスから離れるように、かつ環状室内の穴の方にずらすことが可能になる。
【００１９】
本発明の変形の実施形態では、噴射オリフィスは、環状リングの前面の穴内に固定された円筒ピン内に形成され、ピンは前記前面を超えて突出し、環状室内で位置決めおよびセンタリングの手段を形成する。
【００２０】
この形状は、環状室の内側で利用可能な空間が小さく、上記の実施形態のようにスタッドおよび突出部を作り出すことができないときに特に有利である。
【００２１】
各々のピン内の噴射オリフィスは、多点式回路が停止している間の噴射オリフィスのコークス化を回避するためにより大きい直径の下流側端部を有する。
【００２２】
リングは、その下流側の壁の径方向内側の端部に形成された環状リムによって環状室内で軸方向に配置され、このリムは環状室の前壁に対して当接している。
【００２３】
本発明はまた、上記で説明されたタイプの少なくとも１つの燃料噴射装置を含むタービンエンジンのための環状燃焼室も提供する。
【００２４】
添付の図を参照して非限定的な例によってなされる以下の説明を読み取ることにより、本発明は理解可能であり、本発明の他の詳細、利点および特徴が明確になる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】従来技術の多点式燃料噴射装置の部分的な軸方向の概略断面図である。
【図２】本発明の多点式燃料噴射装置の部分的な軸方向の概略断面図である。
【図３】図２の噴射装置のリングおよび環状室を拡大した、多点式噴射オリフィスを含む平面上の軸方向の概略断面図である。
【図４】２つの多点式噴射オリフィス間に位置する平面上の図２の噴射装置のリングおよび環状室を拡大した軸方向の概略断面図である。
【図５】図２の噴射装置の環状リングの前面の概略斜視図である。
【図６】図２の噴射装置の環状室の概略斜視図である。
【図７】本発明の変形形態における装置のリングおよび環状室の、多点式噴射オリフィスを含む平面上の軸方向の概略断面図である。
【図８】図７に類似するが、２つの多点式噴射オリフィス間を通過する平面上の軸方向の概略断面図である。
【図９】図７および図８の噴射装置の分解斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００２６】
最初に図１を参照すると、ここでは、一方が連続的に作動するパイロットシステムであり、他方が間欠的に作動する多点式システムである２つの燃料噴射器システムを有する先行技術の噴射装置１０を示している。装置は、タービンエンジンの環状燃焼室の端壁内の開口部に装着するためのものであり、燃焼室は、上流側の高圧圧縮機によって空気が供給され、燃焼ガスを下流側に装着されたタービンに送出する。
【００２７】
装置は、第１のベンチュリ１２および第２のベンチュリ１４を備え、第２のベンチュリ１４は、その内側に装着された第１のベンチュリ１２と同軸に配置されている。パイロット噴射器１６は、第１のベンチュリ１２の内側に軸方向に挿入された旋回翼の第１の段１８の内側に装着される。旋回翼の第２の段２０は、第１のベンチュリ１２の上流側端部に、かつ第１のベンチュリ１２と第２のベンチュリ１４の間を延びるように第１のベンチュリ１２の外側に径方向に形成される。
【００２８】
第２のベンチュリ１４は、２つの円筒壁、すなわち下流側に合流する円錐台形の下流側の壁２８によって互いに接続された径方向の内壁２４および径方向の外壁２６によって形成された環状室２２を有する。環状リング３０もまた、下流側に合流する円錐台形の下流側の壁３６によって互いに接続された径方向の内壁３２および径方向の外壁３４の２つの円筒壁を有し、このリングは、環状室２２の下流側の壁２８および環状リング３０の下流側の壁３６が接触するように環状室２２の内側に装着される。
【００２９】
環状リング３０および環状室２２は、その上流側端部に環状の開口部をそれぞれ有する。環状室２２の円筒壁２４および２６は、環状リング３０の円筒壁３２および３４の上流側端部から上流側に突出する。
【００３０】
環状リング３０の下流側の壁３６は、円周方向に定間隔で分散され、かつ環状室２２の下流側の壁２８内の対応するオリフィス４２内に通じる噴射オリフィス４０を有する。環状室２２のオリフィス４０および環状リング３０のオリフィス４２の直径は同一である。
【００３１】
燃料を通過させる内側環状チャネル４４が、環状リング３０の内側円筒壁２４と環状室２２の内側円筒壁３４の間に画定される。これと同様に、燃料を通過させるための外側環状チャネル４６が、環状リング３０の外側円筒壁２６と環状室２２の外側円筒壁３４の間に画定される。
【００３２】
噴射装置は、円筒状ダクト５０を備えて環状である下流側部分を有する燃料を通過させるための本体４８を備え、円筒状ダクト５０は、環状室２２の外側円筒壁２４と内側円筒壁２６の間に漏れないように軸方向に係合され、かつ環状リング３０の内側円筒壁３２と外側円筒壁３４の間までシールするように通じている。ダクト５０は、環状リング３０の内側円筒壁３２および外側円筒壁３４の上流側端部に対して当接するようになる径方向のショルダ５４を有する。
【００３３】
本体４８のこのシールされた組立体は、内側環状チャネル４４および外側環状チャネル４６が、環状リング３０の内側に形成された環状空間からシールされることを保証するように働く。
【００３４】
燃料供給アーム５６が本体４８に接続され、２つの同軸ダクト、すなわち下流側へ環状リング３０の内側に通じる本体４８のチャネル６０に供給する中央ダクト５８と、中央ダクト５８の周りに形成され、内側環状チャネル４４および外側環状チャネル４６にそれぞれ通じる別個のチャネル（図示せず）に供給する外側ダクト６２とを備える。
【００３５】
本体４８は、環状リング３０の円筒壁３２および３４の上流側端部に、燃料供給アーム５６の直径的に反対側に形成された燃料コレクタ空洞６４を有し、それにより、内側環状チャネル４４および外側環状チャネル４６は、コレクタ空洞６４と連通する。ダクト６６は、一方の端部がパイロット噴射器１６に、他方の端部がコレクタ空洞６４内に通じている。
【００３６】
作動時、アーム５６の中央ダクト５８は本体４８のチャネル６０に燃料を供給し、燃料は次いで、環状リング３０内に流れてリング３０および室２２内のオリフィス４０、４２を介して下流側の燃焼室内に噴射される。
【００３７】
アーム５６の外型ダクト６２は、内側環状チャネル４４および外側環状チャネル４６内に通じる本体４８内のチャネルに供給し、燃料は次いで、パイロット噴射器１６にダクト６６を介して供給するためにコレクタ空洞６４内を通過する。
【００３８】
パイロット回路は連続的に作動し、一方で多点式回路は、さらなるパワーを必要とする離陸時などの飛行の特有の段階中、間欠的に作動する。
【００３９】
タービンエンジンの作動中、高圧圧縮機から生じる高温空気（約６００℃）が第１のベンチュリ１２の内側で、第１の径方向の旋回翼１８を通って流れ、この空気はまた、第２の径方向の旋回翼２０の内側で、第１のベンチュリ１２と第２のベンチュリ１４の間を流れる。
【００４０】
パイロット噴射器に供給する燃料がそこを通って連続的に流れる内側環状チャネル４４および外側環状チャネル４６は、環状リング３０の外側および内側に径方向に冷却回路を形成し、それにより、多点式回路が作動していない飛行の段階中に生じる、燃焼の熱放射によるリング３０の内側の燃料のコークス化が回避される。
【００４１】
上記で述べられたように、環状室２２の下流側前面２８もまた、燃焼の熱放射に直接さらされており、これは、多点式回路が使用されていない飛行の段階中、リング３０の噴射オリフィス４０および環状室２２の噴射オリフィス４２内の燃料のコークス化を招く恐れがある。
【００４２】
本発明は、多点式環状リングの前壁を絶縁する断熱手段を噴射装置６８に組み込むことによってこの問題に対する解決策を提供する。
【００４３】
これらの断熱手段は、環状リング７４の前面７２と環状室７８の下流側の壁７６の間に形成された絶縁環状空洞７０を含む。この空洞７０は、噴射オリフィス８０のできるだけ近くに断熱をもたらすように噴射オリフィス８０間を延びる。これは、多点式回路の適切な作動を保証するために、燃料噴射オリフィス８０内の燃料のコークス化のいかなるリスクも解消するように働く。
【００４４】
図２から図６に示される本発明の第１の実施形態では、環状リング７４の前面７２は、リング７４の周りに定間隔で突出し噴射オリフィス８０を各々が含む複数のスタッド８２を有する。これらのスタッド８２は、環状室７８の下流側の壁７６の上流側の面の突出部８４の空洞内に挿入される。スタッド８２は、環状室７８の下流側の壁７６に対して当接するように突出部の空洞の内側に係合され、それによってリング７４が環状室７８内で軸方向に正しく配置されることが確実にされる。
【００４５】
環状室７８の下流側の壁７６は、突出部８４の空洞内の上流側端部から、下流側端部にある第２のベンチュリの外側まで各々通じる穴８６（図３を参照）を含み、各々の穴８６は、リング７４の噴射オリフィス８０と位置合わせされ、燃料滴がコークス化するゾーンを環状室７８内の穴８６の方にずらすために、噴射オリフィス８０の直径より大きい直径を有する。
【００４６】
スタッド８２はほぼ円筒形状であり、これらは、パイロット回路と多点式回路の間にシールをもたらすように突出部８４内の空洞の内側にろう付けされる。ろう付けが正しく実施されていることを、環状室７８の下流側の壁７６内の穴８６から目視検査することによって確認することが可能であるが、その理由は、これらの穴は噴射オリフィス８０の直径より大きい直径を有しているからである。
【００４７】
リング７４の前面７２の径方向外側の周囲は、その外側円筒壁９０の外側まで径方向に延び、リング７４を環状室７８内の中央に置くように環状室７８の外側円筒壁９２に径方向に当接する。前面７２の径方向内側の周囲は、内側円筒壁９６と一直線になるように前面７２から下流側に延びる環状リム９４を有する。この環状リム９４の下流側端部は、内側環状チャネル４４と前部の環状空洞７０の間に燃料のための環状通路を形成する。
【００４８】
本発明の装置はまた、リング７４の内側円筒壁９６および環状室７８の内側円筒壁９７によって画定された内側環状チャネル４４ならびにリング７４の外側円筒壁９０および環状室７８の外側円筒壁９２によって画定された外側環状チャネル４６の両方によって形成された冷却回路も含む。
【００４９】
この実施形態では、外側環状チャネル４６はリング７４の前面７２の径方向外側の周囲によって前部の空洞から絶縁され、リング７４の前面７２は、任意選択でシールされた接続をもたらすために環状室７８の外側円筒壁９２に任意選択でろう付けされてもよい。
【００５０】
図７から図９に示される本発明の変形の実施形態では、装置は、リング１００を環状室１０２内の中央に置くための複数のピン９８を有し、これらのピン９８は、リング１００の周りに定間隔で分散され、リング１００の前壁１０４内の穴１０１内および環状室１０２内の対応する穴１０３内に軸方向に装着される。ピンの上流側および下流側の面は、リング１００の円錐台形の壁１０４および環状室１０２の円錐台形の壁１０６にほぼ平行である。各々のピンの軸方向のサイズは、その上流側および下流側の面が、リング１００の前壁１０４の上流側の面および環状室１０２の下流側の壁１０６の下流側の面とそれぞれ位置合わせされるようなものである。
【００５１】
各々のピンは、第１の穴１１０によって形成された噴射オリフィス１０８を有し、第１の穴１１０は、上流側端部の環状リング１００の内側から、下流側端部の、より大きい直径を有し第２のベンチュリ１４の外側まで通じる第２の穴１１２内に通じている。穴１１０および１１２は、リング１００の円錐台形の下流側の壁１０４および環状室１０２の円錐台形の下流側の壁１０６に垂直な直線にそれぞれ沿って位置合わせされている。
【００５２】
上記で説明された実施形態と同様に、環状室内の穴１１２が噴射オリフィス１１０の直径より大きい直径を有することにより、噴射オリフィス１１０のコークス化を抑えることが可能になる。
【００５３】
リング１００の前壁１０４の径方向に内側および外側の周囲は、内側円筒壁１１８および外側円筒壁１２０と一直線になるように前壁１０４から下流側にそれぞれ延びる内側環状リム１１４および外側環状リム１１６を有する。内側環状リム１１４は、リング１００を環状室１０２内に軸方向に配置するための当接をもたらすために室１０２の下流側の壁１０６と接触しているが、一方で外側環状リム１１６は、室１０２の前壁１０６と共働して、パイロット回路の外側環状空洞４６と前部の空洞７０の間を連通させて断熱をもたらすための環状通路を画定する。
【００５４】
リング１００、室１０２、およびピン９８は、次の通りに一緒に組み立てられる：環状リングは、リング１００の内側環状リム１１４を使用して環状室１０２の内側で軸方向に当接するように装着され、かつリング１００の穴１０１が環状室１０２の穴１０３と位置合わせされるように角度を付けて配置される。センタリングピン９８が、次いでリング１００の穴１０１および室１０２の穴１０３内に装着され、ピン９８は、パイロット回路と多点式回路の間にシールをもたらすためにこれらの穴内にろう付けされる。ピン９８の上流側および下流側の面は機械切削によって再加工される。最後に、ピン９８の各々に穴１１０および１１２が形成され、この作業は、ピン９８内の穴１１０、１１２のいかなる部分的閉鎖も回避するために、ろう付けおよび機械切削作業後に実施される。
【００５５】
センタリングピンを備えたこの構造は、室の内側の空間が小さく、スタッドおよび突出部を収容できない多点式噴射器構造において特に有利であることが見出されている。
【００５６】
上記で説明した実施形態では、前部の環状空洞は、タービンエンジンが作動している間、前部の環状空洞７０に燃料を供給するために冷却回路の内側チャネルまたは外側チャネル（図４または図８）の一方と連通している。これらの構造では、前部の空洞の内側に存在する燃料が、熱放射の影響下でコークス化し、それによって多点式環状リングを保護する断熱体を形成する。
【００５７】
図に示されていない他の実施形態では、前部の空洞７０を内側環状チャネル４４および外側環状チャネル４６から絶縁することが可能であり、このとき空洞は、環状リング７４、１００の前面７２に対して断熱を形成する空気で充填されている。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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