(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボ機械の圧縮機からの出口に取り付けるディフューザ／ノズルアセンブリ（１２）にして、半径方向翼（３０）によって互いに接続される半径方向内側壁（２６）と半径方向外側壁（２８）との２つの略円筒状壁を有するノズル（１８）を備えるアセンブリであって、ノズルの両壁が半径方向翼（３０）を越えて下流側に伸び、壁間の半径方向間隔が、翼（３０）から下流側で円周方向に、ほぼ翼（３０）と位置合わせされた位置で最小になり、翼（３０）間の位置で最大となるように変化することを特徴とする、ディフューザ／ノズルアセンブリ。
【請求項２】
ノズルの壁（５８、６０）が、翼（３０）から下流側に向かってそれることを特徴とする、請求項１に記載のディフューザ／ノズルアセンブリ。
【請求項３】
ノズルの壁のうちの少なくとも一方が、翼（３０）から下流側で波形状（６０）または凹凸形状（８４、８２）であることを特徴とする、請求項１または２に記載のディフューザ／ノズルアセンブリ。
【請求項４】
ノズルの両方の壁が、翼（３０）から下流側で波形状（６０、６４、７４、７６）または凹凸形状（８２、８４）であることを特徴とする、請求項１、２または３に記載のディフューザ／ノズルアセンブリ。
【請求項５】
ノズル（１８）の壁の下流側部分の波形状部が、翼（３０）を伸ばした半径方向平面に対して対称であることを特徴とする、請求項３または４に記載のディフューザ／ノズルアセンブリ。
【請求項６】
ノズル（１８）の壁の下流側部分の波形状部が、翼（３０）を伸ばした半径方向平面に対して非対称であることを特徴とする、請求項３または４に記載のディフューザ／ノズルアセンブリ。
【請求項７】
波形状部が、圧縮機の軸を中心として、旋回の残留角またはノズルの翼からの出口における空気流の剥離角に相当する螺旋角をなして螺旋状に伸びることを特徴とする、請求項６に記載のディフューザ／ノズルアセンブリ。
【請求項８】
ノズル（１８）の壁の下流側部分の波形状部が、ディフューザ／ノズルアセンブリの出口から上流側方向に見て、正弦波形状、凹凸形状、円弧形状、またはＶ字形状であることを特徴とする、請求項３から７のいずれか一項に記載のディフューザ／ノズルアセンブリ。
【請求項９】
ノズルが一体部品である、または溶接もしくは機械によるろう付けによって組み立てられることを特徴とする、請求項１から８のいずれかに記載のディフューザ／ノズルアセンブリ。
【請求項１０】
請求項１から９のいずれか一項に記載のディフューザ／ノズルアセンブリを含むことを特徴とする、ターボジェット、ターボプロップ、またはヘリコプタエンジンなどのターボ機械。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機ターボプロップもしくはターボジェットまたはヘリコプタエンジンなどのターボ機械の環状燃焼チャンバに空気を供給するためのディフューザ／ノズルアセンブリに関する。
【背景技術】
【０００２】
従来の形態では、ターボ機械は環状燃焼チャンバを有し、燃焼チャンバはそれより上流側に配置された高圧圧縮機によって空気を供給される。圧縮機からの出口は、入口で略半径方向翼を備えるノズルに接続された軸方向または半径方向のディフューザを介して燃焼チャンバに接続され、燃焼チャンバ自体は外側ケーシングによって外側に画定された環状エンクロージャ内に取り付けられる。燃料は、噴射器によってチャンバの環状端壁に送られるが、噴射器は、一定間隔で離間して配置され、外側ケーシングによって担持される。
【０００３】
燃焼チャンバの性能は、噴射システムの性能に大きく依存し、噴射システムは、燃料を霧化し、すなわち、微細液滴状に燃料を分散させ、ひいては、再循環ゾーンを形成することによって燃料の燃焼を安定化させる働きをする。燃料霧化は、噴射システムにおける空気の大きなヘッドロスによって助長され、再循環ゾーンの制御は、噴射システムに空気を均一に供給することで強化される。
【０００４】
これらの基準は、圧縮機からの出口が軸方向型または遠心型のディフューザ／ノズルアセンブリ、すなわち、半径方向ディフューザと環状ノズルとを備える場合に満たすのが難しい。
【０００５】
ノズルからの出口では、翼から下流側のマッハ数は、翼のほぼ直線上では翼間の場合よりかなり低いことが分かっている。したがって、ノズルからの出口の空気流が円周方向に不均一なマッハ数を有することで、均一な流れの場合のマッハ数とは異なる有効マッハ数をもたらす。その結果、噴射システムに空気を供給する時に大きなヘッドロスが生じ、噴射システムによる供給時の歪みを発生させ、燃焼の安定性に影響を及ぼす危険性がある。
【０００６】
ノズルからの出口の空気流速度の円周方向不均一性の影響を最小限に抑えるために、ノズルの翼の後縁と噴射システムの上流側端部との距離を空気流の配向角に応じて制御することが知られている。
【０００７】
本出願人名義における仏国特許出願第０８／０１０６３号明細書は、平均マッハ数を低減し、燃焼チャンバへの入口における空気流のマッハ数の円周方向不均一性を低減するために、ノズルの翼から下流側のフレア部を提案している。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
これらの知られている手段は、ノズルの翼の伴流においてマッハ数がより小さくなるという問題の十分な解決策にはならない。
【０００９】
本発明の特定の目的は、この問題に対して、簡単で低コストで効果的な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】
【００１０】
上述の目的を達成するために、本発明は、ターボ機械の圧縮機からの出口に取り付けるディフューザ／ノズルアセンブリにして、半径方向翼によって互いに接続される半径方向内側壁と半径方向外側壁との２つの略円筒状壁を有するノズルを備えるアセンブリであって、ノズルの両壁は半径方向翼を越えて下流側に伸び、壁間の半径方向間隔は、翼から下流側で円周方向に、ほぼ翼と位置合わせされた位置で最小になり、翼間の位置で最大となるように、変化することを特徴とするアセンブリを提供する。
【００１１】
翼と位置合わせされ翼から下流側の位置のノズルの内側壁と外側壁との半径方向間隔を最小にすることで、翼間を通過する空気流に比べて、翼の伴流における空気流を局所的に加速させることにつながる。したがって、翼間の空気流速度に対する翼と位置合わせされた位置の空気流速度の差は低減され、ひいてはノズルからの出口における空気流速度の円周方向不均一性が低減される。したがって、噴射システムに供給する空気流は均一になり、そのことにより、安定燃焼を確保して噴射システムへの供給時のヘッドロスを低減するために、再循環ゾーンの形成を十分に制御することが可能になる。
【００１２】
噴射システムへの供給の均一性を改善することで、ノズルの翼と噴射システムとの距離を短くすることができ、それによりターボ機械の重量を低減することができる。
【００１３】
本発明の別の特徴によれば、翼から下流側の半径方向間隔は、ノズルの下流側壁の下流側端部まで円周方向に変化し、そのことで、ノズルからの出口における空気流の速度の円周方向不均一性を低減することができる。
【００１４】
ノズルの壁は、翼から下流側にそれてもよく、このことで平均マッハ数を低減し、ひいては噴射システムに供給する空気流の不均一性をさらに低減することができる。
【００１５】
本発明の別の特徴によれば、ノズルの少なくとも一方の壁は、翼から下流側で波形状または凹凸形状である。
【００１６】
発明の変形形態では、ノズルの両方の壁が翼から下流側で波形状または凹凸形状である。
【００１７】
ノズルの壁の下流側部分の波形状部は、翼を伸ばした半径方向平面に対して対称または非対称とすることができる。
【００１８】
壁が非対称である場合、波形状部は、圧縮機の軸を中心として、旋回の残留角またはノズルの翼からの出口における空気流の剥離角に相当する螺旋角をなして螺旋状に伸びることができる。翼からの出口における空気流にノズルの翼の壁からの剥離がある場合、螺旋角は空気流の剥離角に相当し、ノズルの下流側壁間の半径方向間隔はこの方向では最小となる。
【００１９】
例として、ノズルの壁の下流側部分の波形状部は、正弦波形状、凹凸形状、円弧形状、またはＶ字形状である。
【００２０】
ノズルの下流側壁の波形状部は、両方の壁に対して同一または同じ形にしてもよく、またそれぞれ異なる形にしてもよい。
【００２１】
ノズルは、一体部品としてもよく、または溶接もしくは機械によるろう付けによって作られてもよい。
【００２２】
本発明はさらに、上述のタイプのディフューザ／ノズルアセンブリを含むことを特徴とするターボジェット、ターボプロップまたはヘリコプタエンジンなどのターボ機械を提供する。
【００２３】
非限定的な例として添付図面を参照して考察された以下の説明を読めば、本発明はより良く理解され、本発明の他の詳細、利点および特徴が明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】先行技術のターボ機械の遠心ディフューザ／ノズルアセンブリおよび燃焼チャンバの軸方向片側断面図である。
【図２】本発明の第１の実施形態のディフューザ／ノズルアセンブリの斜視図である。
【図３】本発明の実施形態の斜視図である。
【図４】本発明の実施形態の斜視図である。
【図５】本発明の実施形態の斜視図である。
【図６】本発明の実施形態の端面図である。
【図７】本発明の実施形態の斜視図である。
【図８】本発明の実施形態の端面図である。
【図９】本発明の実施形態の端面図である。
【図１０】本発明の実施形態の斜視図ある。
【図１１】本発明の実施形態の端面図である。
【図１２】本発明の実施形態の端面図である。
【図１３】本発明の実施形態の端面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
最初に、図１について参照する。図１は、航空機ターボプロップもしくはターボジェットまたはヘリコプタエンジンなどのターボ機械の一部を示す図であり、ターボ機械を通るガスの流れ方向の上流側から下流側に向かって、遠心圧縮機段１０からの出口と、Ｌ字型に曲げられたディフューザ／ノズルアセンブリ１２と、環状燃焼チャンバ１４とを備える。
【００２６】
ディフューザ／ノズルアセンブリ１２は、ディフューザを形成する略半径方向上流環状部１６を備え、環状部１６は、その外周面でノズル１８を形成する円錐台形状または円筒状下流環状部に接続される。
【００２７】
ディフューザ１６は、上流側環状壁２０と下流側環状壁２２とを有し、これらの壁は平行で、ターボ機械の回転軸２４を中心として半径方向に伸びる。
【００２８】
ノズルは、内側壁２６と外側壁２８とのほぼ平行な２つの円錐台形状壁を備え、これらの壁は下流側が先細りになり、ターボ機械の軸２４を中心に一定間隔で分布する複数の略半径方向翼２０によって互いに接続される。
【００２９】
ディフューザ１６の入口は、高圧圧縮機の最終段１０からの出口と半径方向に位置合わせされ、ノズル１８からの出口は、外側ケーシング３４によって外側で画定され燃焼チャンバ１４を含む環状エンクロージャ３２に空気を供給する。チャンバ１４は、ほぼ環状形状であり、一方が他方の内側になる回転面を形成する２つの同軸壁３６および３８を備える。
【００３０】
チャンバの外側壁３８は、その下流側端部に、外側ケーシング３４の環状フランジ４２に締結するための半径方向外側環状フランジ４０を含む。チャンバ１４の内側壁３６は、その下流側に、ディフューザ／ノズルアセンブリ１２を支承するための下流側環状ウェブ４８の下流側端部に設けられた環状フランジ４６に締結するための半径方向内側環状フランジ４４を含む。ウェブ４８の上流側端部は、ディフューザ１６の下流側環状壁２２に接続される。
【００３１】
チャンバ１４の環状端壁は、ディフューザ／ノズルアセンブリ１２からの空気と、外側ケーシング３４に締結されターボ機械の軸２４を中心に一定間隔で分布する噴射器５２によって送られる燃料との混合物を、チャンバ１４内に噴射するための噴射手段５０を取り付けるためのオリフィスを含む。
【００３２】
各噴射器５２は、外側ケーシング３４から内側に伸びて、噴射システム５０内の下流側に伸びる噴射ヘッド５６に接続されるダクト５４を含む。
【００３３】
ノズルを出る空気流の速度は、翼３０の伴流におけるマッハ数の低下により円周方向に不均一である。これらの不均一性は、翼から下流側の伴流における局所的なヘッドロスを引き起こし、噴射システムに均一に供給することができず、燃焼安定性に不利益をもたらす。
【００３４】
本発明は、翼３０から下流側のノズル１８の内側下流側壁および外側下流側壁で、ほぼ翼３０と位置合わせされた下流側の位置で最小になり、翼３０間で最大となるように円周方向に変化するように半径方向に離間した前記壁によって、ノズル１８の翼３０から下流側の空気流を均一にすることができる。この半径方向間隔は、翼の後縁からノズルの内側下流側壁および外側下流側壁の下流側端部まで円周方向に変化する。
【００３５】
図２に示されるように、内側壁２６および外側壁２８は、翼３０から下流側に、それぞれ内側下流側壁５８および外側下流側壁６０だけ延長される。外側下流側壁６０は、円形の弓形波形状部を有する波形形状であり、その凹面がターボ機械の軸に面する。ノズル１８の内側下流側壁５８は、内側に向かって傾斜し、ノズル１８の外側下流側壁６０に対してそれる。
【００３６】
外側下流側壁６０の円弧の数は、ノズル１８の半径方向翼３０の数に等しい。円弧は、各円弧の中央部が翼間の中間にあり、その円周方向両端部が翼３０と位置合わせされ翼から下流側に位置するように形成される。このようにして、内側下流側壁５８と外側下流側壁６０との半径方向間隔は、翼３０と位置合わせされ翼から下流側の位置で、すなわち、翼の伴流において最小で、翼３０間で最大となる。
【００３７】
さらに、外側下流側壁６０の波形状部の大きさは、翼３０の後縁からノズル１８からの出口に向かって次第に大きくなる。
【００３８】
図３に示された別の実施形態では、ノズル１８の内側下流側壁６４が円形の弓形波形状部を含み、外側下流側部分６６がノズル１８の内側下流側壁６４に対して半径方向外側にそれる。翼３０と位置合わせされ翼３０から下流側の位置での半径方向間隔を確実に最小にするために、円形の弓形波形状部の凹面は半径方向外側に面する。
【００３９】
図４および図５は、ノズル１８の内側下流側壁および外側下流側壁が同じ形の波形状部であり円形弓形の波形状部を有する本発明の２つの他の実施形態を示している。図４の実施形態は、図２のノズル１８の外側下流側壁６０と図３のノズル１８の内側下流側壁６４とを組み合わせた形に相当する。図５では、内側下流側壁７４および外側下流側壁７６の波形状部の凹面は、それぞれ半径方向内側および半径方向外側に面する。各円弧の中央部は、翼３０と位置合わせされ翼から下流側の位置に配置され、各円弧の両端部は、翼３０間の中間に配置されて、翼３０の伴流におけるノズル１８の下流側壁７４と下流側壁７６との半径方向間隔が確実に最小になるようにする。
【００４０】
図６から図８は、本発明の他の可能な実施形態を示している。図６では、ノズル１８の内側下流側壁７８および外側下流側壁８０は正弦波形状である。図７では、ノズル１８の下流側壁８２、８４は凹凸形状であり、図８では、下流側壁８６、８８は互いにつながった一連のＶ字形で形成されている。
【００４１】
図５から図８の実施形態では、ノズル１８の内側下流側壁および外側下流側壁は、ノズルのこれらの下流側壁の中間に位置する回転面に関して対称である。
【００４２】
しかしながら、図９に示されるように、互いに対称でないノズル１８の内側下流側壁９０および外側下流側壁９２にすることも可能である。図示されるように、内側下流側壁９０および外側下流側壁９２は共に、内側に面する凹面を有する円形の弓形波形状部を有する。内側下流側壁９０と外側下流側壁９２との間の半径方向間隔が、翼３０と位置合わせされ翼３０から下流側の位置で確実に最小になるように、ノズルの内側下流側壁９０はノズル１８の外側下流側壁９２に対して、１つの円弧の角度範囲の２分の１の角度だけ角度的にずらされる。したがって、内側下流側壁９０の円弧の両端は翼３０間の中間に位置し、外側下流側壁９２の円弧の両端は翼３０位置合わせされ翼３０から下流側の位置にくる。
【００４３】
ノズル１８の内側下流側壁と外側下流側壁との間の半径方向間隔を変化させることによって、翼３０の伴流における空気流が加速されて、翼があるために生じる速度損失を補償する。したがって、噴射システムへの空気の供給は均一になり、燃料が十分に霧化されて、安定燃焼を促進し、汚染物質の発生を抑えるのを確実にする。
【００４４】
上述の実施形態では、波形状または凹凸形状のノズルの内側下流側壁および外側下流側壁は、翼を下流側に伸ばした半径方向平面または翼間の中間を通る半径方向平面に関して対称である。
【００４５】
特定の条件では、ノズルを出る空気流は、空気がターボ機械の軸とある角度をなす方向に流れるようにする旋回成分を含む。翼を下流側に伸ばした半径方向平面に対して非対称な波形状または凹凸形状の下流側壁を形成することによって、ノズルを出る空気流をより十分に案内することができる（図１０から図１２）。図１０は、上述の半径方向平面に対して非対称であるノズルの波形状の内側下流側壁９４および外側下流側壁９６を示している。図１１の変形形態では、内側下流側壁９４および外側下流側壁９６の波形状部は、互いにつながった非対称な一連のＶ字形によって形成される。それぞれのＶ字形部分は、第１の枝部がＶ字の頂部で第１の枝部より短い第２の枝部に接続されることで形成される。Ｖ字形部分の両端は、ノズルの翼と位置合わせされ翼から下流側に位置するゾーンで接続され、内側下流側壁および外側下流側壁の各Ｖ字形状部分の頂点はそれぞれ、半径方向内側および半径方向外側に向けられる。
【００４６】
これらの形状により、Ｖ字形状部分の頂点がノズルの下流側部分の翼間の空間の中央に位置するのではなく、前記中央部分に対して円周方向にずれて、翼と位置合わせされ翼から下流側の位置で最小となるようなノズルの内側下流側壁と外側下流側壁との間の半径方向間隔をできる限り局所化することができる。
【００４７】
図１２の変形形態では、ノズルの下流側壁の波形状部または凹凸部９８、１００は、圧縮機の軸を中心として、ノズル１８の翼３０からの出口における旋回の残留角に相当する螺旋角をなして螺旋状に伸びる。
【００４８】
翼を出る空気流にノズルの翼の壁からの剥離がある場合、螺旋角は空気流の剥離角に相当し、ノズルの下流側壁間の半径方向間隔はこの方向では最小となる。
【００４９】
本発明の多くの変形形態が可能であり、特に、図示されたように、同じ形の形状、すなわち、凹凸形状、円弧、Ｖ字形状、もしくは正弦波形状の内側下流側壁および外側下流側壁を組み合わせることも可能であり、または異なる形の内側下流側壁と外側下流側壁とを組み合わせる、例えば、凹凸形状の外側下流側壁１０２と円弧を有する内側下流側壁１０４とを組み合わせることも可能である（図１３）。
【００５０】
図２および図３の実施形態では、波形状部がない外側下流側壁６０または内側下流側壁６４は、それぞれノズル１８の内側上流側壁６２または外側上流側壁６８までそれに対して傾斜せずに伸びる。
【００５１】
内側下流側壁および外側下流側壁は、ノズルの内側上流側壁および上側上流側壁と一体に形成されてもよく、前記上流側壁に溶接または機械によりろう付けされてもよい。
【００５２】
本発明のディフューザ／ノズルアセンブリの特定の実施形態では、ノズル１８の下流側壁の長さは、約５０ｍｍであり得る。
【００５３】
上述の説明は遠心ディフューザ／ノズルアセンブリに関して考察されたものであるが、本発明は、ディフューザが軸方向型で同様に軸方向の最終圧縮段からの出口に配置されたディフューザ／ノズルアセンブリと共に使用されてもよい。
【００５４】
特に、ノズルの内側下流側壁および外側下流側壁の三次元形状を合わせるために、また空気流の翼から下流側に前記壁を位置決めするために、ノズルの翼からの出口における空気流の計算または三次元測定を実施することもできる。
【００５５】
図５から図１３に示されたような特定の実施形態では、ノズルの内側下流側壁と外側下流側壁との間の半径方向間隔は、翼からノズルの下流側壁の下流側端部までの下流側では一定であるが、２つの連続する翼の間の部分では、半径方向間隔はノズルの下流側壁の下流側端部まで次第に大きくなる。
【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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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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