【誤訳訂正書】
【提出日】平成24年2月24日(2012.2.24)
【誤訳訂正１】
【訂正対象書類名】明細書
【訂正対象項目名】全文
【訂正方法】変更
【訂正の内容】
【発明の詳細な説明】
【発明の名称】空気と燃料の混合物を噴射するための装置と、このような装置を備える燃焼室およびターボ機械
【技術分野】
【０００１】
本発明はターボ機械の分野に関し、空気と燃料の混合物を燃焼室に噴射するための装置に関する。
【０００２】
本発明は、より詳細には、燃焼室の制限された空間内に取り付けられることを目的とする噴射装置の新規な構成に関する。
【背景技術】
【０００３】
説明の残り全体にわたって、「上流側」または「下流側」という用語は、ガス流方向を基準として軸方向の構造要素の互いに対する位置を示すために使用されることとする。同様に、「内側の」または「径方向内側の」、および「外側の」または「径方向外側の」という用語は、ターボ機械の回転軸または問題となっている構造体の対称軸を基準として径方向の構造要素の互いに対する位置を示すために使用されることとする。
【０００４】
ターボ機械は、空気が燃料と混合されて高温の燃焼ガスを生成するために点火される燃焼室に加圧空気を排出する１つ以上の圧縮機を備える。これらのガスはチャンバの下流側方向に１つ以上のタービンに向かって流れる。このタービンは、このようにして受けたエネルギーを、圧縮機または複数の圧縮機を回転させて、たとえば航空機を駆動するのに必要な仕事を提供するために変換する。
【０００５】
一般的に、航空学で使用される燃焼室は、チャンバの端壁によってそれらの上流側端部で相互に連結される内壁および外壁を備える。チャンバの端壁は、間隔を置いて周縁に、噴射器がその中央に配置される噴射装置にそれぞれ適応する複数の開口部を有し、アセンブリによって空気と燃料の混合物がチャンバに送られることが可能となる。
【０００６】
燃焼室は、圧縮機からの空気と混合される液体燃料によって供給される。液体燃料が蒸発して細かな液滴になる噴射器を用いて、液体燃料がチャンバに直接供給される。この蒸発は、噴射器の近くで始まり、圧縮機からの加圧空気の効果によって、特にベンチュリおよびボウルの近くに続く。この加圧空気は、一方では噴射器から噴霧された燃料を回転させるように噴射装置の径方向のスワラまたは複数のスワラを通過し、他方では、ボウルなど噴射装置の種々の部品に形成されるオリフィスを通過する。
【０００７】
具体的に仏国特許第２７５３７７９号明細書に示されるように、噴射装置は回転対称性を有し、上流側から下流側まで配置される、環状カップによって内側径方向スワラに連結されるスライド式ブッシュを備える。内側径方向スワラはそれ自体、ベンチュリによって外側径方向スワラに連結され、内側および外側の径方向スワラは同じ向きの回転をもたらす、すなわち、これらの２つのスワラによって噴射装置に噴射された空気は、噴射装置の対称軸に対して同じ回転方向を有する。ついで、外側径方向スワラは、その下流側端部によって末広がりの円錐状の壁でボウルに連結される。ボウルは、それ自体、デフレクタを介してチャンバの端壁に連結される。
【０００８】
このような噴射装置の外径は比較的大きく、したがってバルクも比較的大きく、このバルクは径方向スワラなどいくつかの要素があるために減少することができない。その比較的大きな寸法を仮定すると、このタイプの装置は、航空力学的なタイプの噴射器を受けるのに適している。
【０００９】
２つのタイプの噴射器がある。すなわち、空気力学的な噴射器と航空力学的な噴射器とである。
【００１０】
空気力学的な噴射器によって、噴射装置で噴射される空気の圧力に近い圧力で、燃料を噴射することが可能になる。噴射器によってカバーされるべき燃料流量の全範囲をカバーする燃料供給回路は、１つだけ必要である。
【００１１】
航空力学的な噴射器では、燃料は燃焼室の圧力よりも非常に大きな圧力で噴射される。チャンバ内の圧力が低いときを含めて、燃料の蒸発の性質はよい。許容可能な燃料圧力を維持しつつ燃料流量の全範囲をカバーするために、２つの燃料供給回路が必要となり、結果として空気力学的な噴射器の場合よりも大きな噴射器の外径になる。このより大きなバルクにも関わらず、航空力学的な噴射器によって、特に、燃料の噴霧を改良し、さらに少ない流量での燃焼を改良することが可能になる。
【００１２】
たとえば小型のターボ機械の場合など、噴射装置を収容するための使用可能な空間が小さい場合、先行技術による噴射装置はその極端に大きな外径のために使用されることができない。それゆえに、先行技術におけるものと少なくとも同程度の良好な噴霧の性質を保証し、かつ小さな空間内に収容されることができる、すなわちその外径上の制約に対応する、新規な噴射装置の構成を見つけ出すことが必要となる。
【００１３】
さらに、航空力学的な噴射器にはいくつかの利点があるため、このタイプの噴射器を維持することが有利であり、または必要とさえなり得るが、このことは、噴射装置がその内径上のさらなる制約に対応しなければならないことを意味し、この内径はそこに配置されることとなる空気力学的な噴射器にとって十分に大きくなければならない。
【特許文献１】仏国特許第２７５３７７９号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
このように、噴射装置に利用可能な径方向のバルクが減少するため、良好な噴霧の性質を維持するように、噴射装置の種々のオリフィスを通る加圧空気の流れのために、蒸発の効果について先行技術の有効断面に同等の有効断面を有することもまた必要となる。
【００１５】
本発明の目的は、これらの制約全てに対応する噴射装置を製作することである。
【課題を解決するための手段】
【００１６】
本発明は、その構成、ジオメトリーおよび加圧空気の供給がその外径が、先行技術に対して著しく減少するような噴射装置を提供しつつ、同時に、航空力学的な噴射器の使用を可能にし、良好な噴霧の性質を保証する加圧空気の流れのための有効断面を保つことによって、この問題を解決することを可能にする。
【００１７】
より詳細には、本発明は、加圧空気と燃料の混合物をターボ機械の燃焼室に噴射するための装置に関し、この噴射装置は長手方向軸Ｙを中心とする回転対称性を有し、ガス流方向に上流側から下流側まで配置され、その中央に噴射器が置かれるスライド式ブッシュと、スライド式ブッシュを軸方向に保持する環状カップと、噴射装置の内側に加圧空気を向ける羽根を備える内側径方向スワラと、ベンチュリとを備え、内側径方向スワラはその下流側端部によってボウルに連結され、スライド式ブッシュは、上流側から下流側まで配置され、円筒状部分に進み径方向外側に延びる環状フランジで終端する先細りの円錐部分を備え、ボウルは、その下流側端部に径方向外側に延びるリングの形を有するカラーを備える末広がりのセクションによって下流側に延ばされる外側の円筒状の壁を備え、ボウルの末広がりのセクションは、カラーのすぐ上流側で、連結壁によって円筒状のリングに連結され、円筒状のリングと連結壁とは上流側方向に配向する連結リムを形成する。このような噴射装置は、少なくとも１列の渦孔がボウルの外側の円筒状の壁に外側の円筒状の壁の上流側端部の近傍で形成され、ボウルの連結リムの連結壁は、噴射装置の軸Ｙに対して軸方向に角度γで傾斜する冷却オリフィスの列を備えることに注目すべきである。
【００１８】
さらに、少なくとも１列のパージオリフィスが、その円筒状部分とその環状フランジとの間の連結部の位置でスライド式ブッシュに形成されてもよい。
【００１９】
有利には、パージオリフィスは噴射装置の軸に対して軸方向に角度α１で傾斜し、角度α１は０度〜４５度であるのが好ましい。
【００２０】
パージオリフィスはまた、スライド式ブッシュの円筒状の壁に対して接線の方向に噴射装置の軸に対して角度β１で傾斜することもできる。角度β１は０度〜６０度であるのが好ましい。
【００２１】
パージオリフィスと内側径方向スワラの羽根は、同じ向きの回転をもたらしてもよい。
【００２２】
本発明の好ましい一実施形態によると、内側径方向スワラが羽根の数ｎを有すると想定すれば、スライド式ブッシュのパージオリフィスの数はｎの約数である。したがって、パージオリフィスを羽根の間に挿置することが有利となり得る。
【００２３】
有利には、渦孔は噴射装置の軸に対して軸方向に角度α２で傾斜し、角度α２は３０度と９０度の間であるのが好ましい。
【００２４】
渦孔はまた、ボウルの外側円筒状の壁に対して接線の方向に噴射装置の軸に対して角度β２で傾斜してもよい。角度β２は０度〜９０度であるのが好ましい。渦孔と内側径方向スワラの羽根とは、同じ向きの回転をもたらすかまたは逆の向きの回転をもたらすことができる。
【００２５】
好ましくは、冷却オリフィスは、ボウルのカラーに対向して、そのほぼ中央の高さレベルに配置される下流側端部を有する。
【００２６】
有利には、ベンチュリは、第２の末広がりの面に連結丸み部によって連結される第１の先細り面から構成される内面を有し、第１の先細り面はその軸が噴射装置の軸である回転錐を形成する。ベンチュリの第２の末広がりの面はまた、それ自体で、その軸が噴射装置の軸である回転錐を形成することができる。
【００２７】
さらに、本発明はまた、内壁、外壁、およびチャンバの端壁を備え、このような噴射装置を少なくとも１つ備える燃焼室に関する。
【００２８】
最後に、本発明は、このような燃焼室を備えるターボ機械に関する。
【００２９】
非限定的な例として提供される好ましい実施形態の説明に照らし、添付の図面を参照して、本発明はよりいっそう理解され、また本発明の他の利点はより明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３０】
図１は、低圧圧縮機２、高圧圧縮機３、燃焼室４、低圧タービン５、および高圧タービン６を備える、たとえば航空機のジェットエンジンなどターボ機械１の全体断面図を示す。燃焼室４は環状型を有してもよく、またジェットエンジンの回転軸Ｘに対して径方向に間隔を置いて配置される２つの環状壁７によって画成され、これらの壁はその上流側端部で環状チャンバの端壁８に連結されている。チャンバの端壁８は、規則的な円周上の間隔で複数の開口部（図示せず）を有する。噴射装置は、これらの開口部のそれぞれに取り付けられる。燃焼ガスは、燃焼室４の下流側で流れ、ついで、チャンバ端壁８の上流側に配置されたそれぞれ圧縮機２および３を駆動するタービン５および６に２つのそれぞれのシャフト９および１０を経由して供給する。高圧圧縮機３は、噴射装置に空気を供給し、さらに、燃焼室４の内側および外側に径方向にそれぞれ配置される２つの環状空隙にも供給する。燃焼室４に導入される空気は、燃料を蒸発させること、およびその燃焼に関連する。燃焼室４の壁の外側で循環する空気は、これらの壁を冷却することに関連し、タービンに送る燃焼ガスを冷却するために希釈孔（図示せず）を通ってチャンバに入る。
【００３１】
図２は、本発明による噴射装置２０の斜視図を示す。
【００３２】
噴射装置２０は、軸Ｙの回転対称性を有する。噴射装置は、上流側から下流側まで配置され、その中央に噴射器４０（以下の図で示される）が置かれるスライド式ブッシュ３０と、スライド式ブッシュ３０を軸方向に保持し内側径方向スワラ６０に連結する環状カップ５０とを備え、内側径方向スワラ６０は下流側でボウル７０に連結される。
【００３３】
本発明による噴射装置の概略断面図を示す図３において示されるように、スライド式ブッシュ３０は、軸Ｙを有する円筒状部分３２に続く先細りの円錐部分３１から構成され、この円筒状部分はその下流側端部に径方向外側に延びる環状フランジ３３を備える。先細りの円錐部分３１は軸Ｙに対して約４５°で傾斜し、その役目は円錐部分３１が噴射装置に取り付けられているときに噴射器４０を案内することである。スライド式ブッシュは、環状カップ５０によって環状フランジ３３の近くに軸方向に保持される。環状カップ５０は、径方向外側に延びる環状フランジ５１を備える。その外側の径方向端部は、下流側方向を示す軸Ｙを有する円筒状の環状リップ５２によって終端する。環状カップ５０はその環状リップ５２を経由して内側径方向スワラ６０に連結される。この環状リップ５２は、たとえばろう付けによって、内側径方向スワラ６０の外側の上流側端部に配置される対応する形状のリップ６１に連結される。スライド式ブッシュ３０が径方向に移動することができるように、空間が環状フランジ５１と内側径方向スワラ６０との間に軸方向に形成されてもよい。この移動により、作動中に噴射器４０と噴射装置２０との間に存在する相対運動を補償することが可能となる。内側径方向スワラ６０は、その下流側端部によってボウル７０に連結される。
【００３４】
本明細書に示される例では、ボウル７０は径方向外側に延びる環状フランジ７１を備える。環状フランジ７１は、ベンチュリとも称される第１の内壁７２を、軸Ｙを有する第２の外側の円筒状の壁７３にこれらの上流側端部のそれぞれによって連結する。第２の外側の円筒状の壁７３は、末広がりのセクション７４によって下流側に続く。末広がりのセクション７４は、その下流側端部にカラー７５を備える。カラー７５は、径方向外側に延びるリングの形を有する。カラー７５のすぐ上流側で、連結壁７６が軸Ｙを有する円筒状のリング７７に末広がりのセクション７４を連結する。連結壁７６は、その上流側端部がその下流側端部よりも大きな直径を有するように、冷却装置の軸Ｙに直交しているか、または傾斜してもよい。ボウル７０は、その円筒状のリング７７を経由してデフレクタ（図示せず）に連結される。円筒状のリング７７および連結壁７６は、上流側方向に配向する連結リムを形成し、その外径７８は噴射装置２０の外径に一致して、その径方向バルクを決定する。
【００３５】
噴射装置２０に加圧空気を供給する目的のために、種々のオリフィスがそこに形成される。
【００３６】
空気の供給は、スライド式ブッシュ３０から始まる。したがって、少なくとも１列のパージオリフィス３４が、円筒状部分と環状フランジ３３との間の連結丸み部に形成される。これらのパージオリフィス３４は、穿孔によって製作されてもよい。これらのオリフィス３４の下流側端部は、その直径が径方向スワラ６０の内径６３よりも小さい円の上に位置するように配置される。パージオリフィスは、軸方向に角度α１で、および／または円筒状部分３２に対して接線の方向に角度β１で、傾斜することができる。パージオリフィス３４が傾斜する場合、好ましい角度範囲は、軸方向の傾斜としては０°〜４５°であり、接線方向の傾斜としては０°〜６０°である。角度α１およびβ１は図３および図４に示され、図４は本発明による噴射装置の概略側面図を示す。軸方向の傾斜α１によって、気流を制御することが可能になり、噴射器４０の下流側端部上にコークスが形成するリスクを低減させることが可能となり、所望の効果的な気流断面を最適化することに関与することによって、噴射装置の径方向のバルクを減少させることが可能となる。軸方向の傾斜α１によって、ボウルを空気力学的により良好に制御することがさらに可能になる。具体的には、軸方向の傾斜α１によって、噴射器の下流側にある再循環領域の開始位置をより良好に制御することが可能となる。接線方向の傾斜β１によって、乱気流を発生させることで燃料の蒸発を改良し、効果的な気流断面を最適化することが可能になる。この接線方向の傾斜によって、さらなる渦流を導入することで噴射器の下流側に渦を増加させることがさらに可能となる。
【００３７】
本明細書において提供される例では、パージオリフィス３４はドリル孔であるが、図５に示されるように、これらは同様に円筒状部分３２の内面に配置される溝３５の形で製作されることができる。この場合、溝３５は、円筒状の壁３２に沿って軸方向に形成されてもよく、または、図６に示されるように、円筒状の壁３２の内面に対して接線の方向に角度β１を形成することによって形成されてもよい。
【００３８】
空気の供給は、内側径方向スワラ６０で続けられる。図３および図７に示されるように、内側径方向スワラ６０は、噴射装置２０の内側に、より正確には噴射器４０の下流側端部の方に、加圧空気を向ける羽根６２を備える。これらの羽根は径方向に配向されずに、加圧空気が回転するように接線方向に傾斜し、それによって渦流れが生じ燃料の蒸発を改良することが可能になる。スワラ６０およびパージオリフィス３４は、同じ向きの回転をもたらすのが好ましい、すなわち、パージオリフィス３４から出て羽根６２から出る加圧空気によって同じ方向に回転することになる。極めて有利には、パージオリフィス３４の数は羽根６２の数の約数である。したがって、パージオリフィス３４をスワラ６０の羽根６４の間に挿置することが極めて有利となる。この理由は、このような配置によって、たとえば穿孔によってこれらのオリフィスを製作するのに必要な径方向の空間を減少させることが可能になるからである。それゆえに、同じ内径、したがって同じ噴射器直径のために、スワラ６０の外径は減少することができる。
【００３９】
加圧空気はまた、ボウル７０の第２の外側の円筒状の壁７３で導入される。この場合、内側径方向スワラ６０の下流側に外側径方向スワラを配置することが、先行技術から知られている。内側径方向スワラ６０はベンチュリ７２の内部に空気を噴射するのに対して、外側径方向スワラはベンチュリとボウルの第２の外側の円筒状の壁との間に空気を噴射する。しかし、外側スワラの径方向のボウルは、噴射装置の径方向バルクに衝突を与え、その衝突を著しく増大させる。
【００４０】
特に図３および図４に示されるように、本発明による噴射装置２０は、ボウル７０の第２の外側の円筒状の壁７３に少なくとも１列の渦孔７９を備える。渦孔７９は、第２の外側の円筒状の壁７３の上流側端部の近くにある。これらは軸方向に傾斜してもよく、その場合、これらの軸は軸Ｙと角度α２をなす。角度α２は３０度〜９０度であるのが好ましい。図８に示されるように、渦孔は第２の円筒状の壁７３に対して接線の方向に角度β２で傾斜してもよい。渦孔７９は外側径方向スワラと同じ機能を有する。これらは、内側径方向スワラ６０およびパージオリフィス３４にと同じ向きの回転をもたらしてもよいし、または同じ向きの回転をもたらさなくてもよい。渦孔７９が内側径方向スワラ６０と同じ向きの回転をもたらす場合、角度β２は０度〜９０度であるのが好ましい。渦孔７９によって、一方ではベンチュリ７３に冷却空気を供給することが可能になり、他方では、ベンチュリの下流側でゾーンに空気を直接供給することによって、ボウル７０の末広がりのセクション７４でのあらゆるエアー分離現象を防ぐことが可能になる。実際に、渦孔７９によって、減少した径方向バルク内で径方向スワラの効果を再現することが可能になる。同じ効果のために、渦孔７９はより小さな効果的な気流断面を示す、すなわち、渦孔７９が加圧空気を供給するには径方向スワラよりも小さな空気流量が必要であり、このことはターボ機械の動作に有益となる。
【００４１】
噴射装置への加圧空気の供給は、知られている方法でオリフィス８０が形成されるボウル７０の末広がりのセクション７４で終わる。
【００４２】
ボウル７０の近くで、カラー７５は炎の熱に直接さらされ、このためにカラー７５は冷却されなければならない。従来通り、冷却オリフィス８１を用いてカラー７５は冷却される。一般に、これらの冷却オリフィス８１は、噴射装置２０の軸Ｙに対して平行に製作され、加圧空気がカラー７５にその中央ゾーンで衝突するように上流側から下流側までボウル７０の連結壁７６を貫通する。ついで、カラー７５はデフレクタ（図示せず）に沿って空気を案内し、その結果、冷却膜を生じる。
【００４３】
本発明によって、ボウル７０の径方向バルク、およびしたがって噴射装置２０の径方向バルクをさらに減少させるために、図９に示されるように、冷却オリフィス８１が連結壁７６および円筒状のリング７７間の連結丸み部に、軸方向に傾斜して形成されてもよい。したがって、冷却オリフィス８１の軸は、軸Ｙと角度γをなす。角度γは、空気がカラー７５の中央ゾーンに衝突するような角度でなければならない。γは、０°と６０°の間であるのが好ましい。このような配置によって、円筒状のリング７７の外径を減少させることが可能となると同時に、カラーおよびデフレクタを冷却するために空気を適切に向けることが可能となる。
【００４４】
減少した径方向バルクにも関わらず、噴射装置２０は良質の燃料の噴霧を提供するなど先行技術の装置と同じ機能を提供しなければならず、さらにまた、たとえば燃料が特に径方向スワラ６０の近くで噴射装置の上流側端部に向かって逆流することができないことを保証するなど、いくつかの制約に対応しなければならない。したがって、燃料噴霧を最適化しつつ噴射装置の径方向バルクを減少させる前述の構成に加えて、ベンチュリ７２のジオメトリーを構成することが有利となる。
【００４５】
図で示される例において、ベンチュリはボウル７０の一部分を形成する。しかし、提供されてきた説明を含むことなく、ベンチュリはスワラ６０に極めて十分に連結されることができる。このような配置は、たとえば図１０に示されている。この図では、ベンチュリ７２はその上流側部分によってスワラ６０に連結される。その内面は、第２の末広がりの面７２ｂに連結丸み部７２ｃによって連結される第１の先細り面７２ａを有する。噴射器４０は、ターボ機械の動作点によって、すなわち具体的にはターボ機械の回転速度によって、ベンチュリ７２に衝突するかまたは衝突しない燃料錐４１を噴射装置２０に送る。燃料錐４１がベンチュリに衝突する動作点のために、燃料がベンチュリの内面に衝突するとき、燃料がスワラ６０の方向にはね返ることが可能であってはならない。このことによって、燃料錐４１と先細りの円錐面７２ｂとの間に作られる角度δが鈍角であることが必要となる。ベンチュリのバルクを制限しつつこの角度を良好に制御する手段は、先細り面７２ａが軸Ｙの回転錐になるためのものである。有利には、末広がりの面７２ｂはまた、回転錐を形成する。
【００４６】
さらに、スワラ６０からの空気の流れを案内するために、上流側の側壁６４および下流側の側壁６５がスワラ６０の羽根６２の延長部においてそれらの内端部で配置される。毛管現象によって燃料がスワラ６０に逆流しないように、下流側の側壁６５と先細り面７２ａとの間の連結が傾斜の中断部によってもたらされる。
【００４７】
本発明による全ての構成によって、同じ噴射器の外径で、良質の噴霧を保証し、起こり得る特に径方向スワラへの燃料の逆流の制約に対応しつつ、径方向バルクが減少する噴射装置を得ることが可能になる。
【図面の簡単な説明】
【００４８】
【図１】ターボ機械の、より詳細には航空機のジェットエンジンの概略断面図である。
【図２】本発明による噴射装置の斜視図である。
【図３】本発明による噴射装置の概略断面図である。
【図４】本発明による噴射装置の概略平面図である。
【図５】本発明の第１の変形例による噴射装置の概略断面図である。
【図６】本発明の第１の変形例による噴射装置の概略断面平面図である。
【図７】本発明による噴射装置の下流側から見た部分図である。
【図８】本発明による噴射装置の概略平面図である。
【図９】本発明による噴射装置の部分断面図である。
【図１０】本発明による噴射装置の別の詳細な部分断面図である。
【符号の説明】
【００４９】
１  ターボ機械
２  低圧圧縮機
３  高圧圧縮機
４  燃焼室
５  低圧タービン
６  高圧タービン
７  環状壁
８  チャンバ端壁
９、１０  軸
２０  噴射装置
３０  スライド式ブッシュ
３１  円錐部分
３２  円筒状部分
３３、５１、７１  環状フランジ
３４  パージオリフィス
３５  溝
４０  噴射器
４１  燃料錐
５０  環状カップ
５２  環状リップ
６０  スワラ
６１  リップ
６２  羽根
６４  上流側の側壁
６５  下流側の側壁
７０  ボウル
７２  ベンチュリ
７２ａ  先細り面
７２ｂ  末広がりの面
７３  円筒状の壁
７４  末広がりのセクション
７５  カラー
７６  連結壁
７７  リング
７８  外径
７９  渦孔
８０  オリフィス
８１  冷却オリフィス