(57)【要約】【課題】ターボジェットエンジンなどのガスタービンエンジンの燃焼室上にカウリングを備えるディフューザの欠点を改善し、この不均衡を大幅に低減する設計を提案すること。【解決手段】本発明は、エンジンの外部ケーシング（３２）と内部ケーシング（３４）との間に画定され、上流の環状ディフューザダクト（３６）を通して空気を供給されるガスタービンエンジンディフューザ（３０）に関し、このディフューザは、コンバージェント型の燃焼室（１０）を備え、外部ケーシング（３２）を備える外部環状ダクト（２８）および内部ケーシング（３４）を備える内部環状ダクト（２８）を形成し、ディフューザは外部環状ダクトを部分的に閉鎖するカウリングを備える。さらに詳細には、カウリングは燃焼室の閉鎖端の近くに配置される。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジンの外部ケーシングと内部ケーシングとの間に画定され、上流の環状ディフューザダクトを通して空気を供給されるガスタービンエンジンディフューザであって、
コンバージェント型の燃焼室を備え、
外部ケーシングを備える外部環状ダクトと内部ケーシングを備える内部環状ダクトとを形成し、
ディフューザが外部環状ダクトを部分的に閉鎖するカウリングを備える、
ディフューザ。
【請求項２】
カウリングが燃焼室の閉鎖端の近くに配置されている、請求項１に記載のディフューザ。
【請求項３】
カウリングが実質的にカウリング軸周りに回転対称性を示す部分の形状の本体を備え、前記本体が前記カウリング軸を実質的に横切る２つの平面の間に延びる、請求項１または２に記載のディフューザ。
【請求項４】
前記２つの平面が一致し、前記本体がディスクの環状部分である、請求項３に記載のディフューザ。
【請求項５】
前記２つの平面が互いに異なり、前記本体が円錐台形状であり、下流から上流方向に広がる、請求項３に記載のディフューザ。
【請求項６】
前記本体が実質的に平らな断面を有し、半径方向に外端および半径方向に内部端を有し、
カウリングが前記半径方向外側端部から延びる外側縁部と前記半径方向内側端部から延びる内側縁部とを備える、請求項３から５のいずれか一項に記載のディフューザ。
【請求項７】
カウリングが前記本体に形成された少なくとも１つのアパーチャを有する、請求項３から６のいずれか一項に記載のディフューザ。
【請求項８】
前記アパーチャが細くなった縁端部を有する、請求項７に記載のディフューザ。
【請求項９】
カウリングが、燃焼室にカウリングを固定するための固定手段をさらに備える、請求項３から８のいずれか一項に記載のディフューザ。
【請求項１０】
前記固定手段が内側縁部上に配置されている、請求項９および６に記載のディフューザ。
【請求項１１】
燃焼室が外側壁、内側壁および前記２つの壁に結合される燃焼室の端壁を備え、カウリングが燃焼室の端壁に固定されている、請求項１から１０のいずれか一項に記載のディフューザに配置される燃焼室。
【請求項１２】
カウリングが前記燃焼室の端壁と前記外側壁との間の結合部の近くで燃焼室に固定されている、請求項１１に記載の燃焼室。
【請求項１３】
カウリングがカウリングの本体の半径方向内側端部から延びる内側縁部を備え、前記内側縁部が燃焼室の端壁の上流面に固定されている、請求項１１に記載の燃焼室。
【請求項１４】
請求項１から１０のいずれか一項に記載のディフューザを備える、ガスタービンエンジン。
【請求項１５】
請求項１１から１３のいずれか一項に記載の燃焼室を備える、請求項１４に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１６】
燃焼室および外部ケーシングおよび内部ケーシングを備え、これらのケーシングの間に前記燃焼室が配置され、
さらに、前記外部ケーシングに接して支えられている外側縁部を有するカウリングを備える、請求項１５に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１７】
前記カウリングが前記外部ケーシング上で支えられていることにより、これらの２つの部分の間に若干の軸方向の隙間を有する、請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はターボジェットエンジンなどのガスタービンエンジンの燃焼室の技術分野に関する。詳細には、燃焼室上にカウリングを備えるディフューザに関する。
【０００２】
以下の説明のすべてにおいて、用語の「軸方向」、「半径方向」および「横方向（横断）」はそれぞれターボジェットエンジンの軸方向、半径方向および断面に対応し、用語「上流」および「下流」はそれぞれ、ガスがターボジェットエンジンを通って流れる方向に対応している。
【背景技術】
【０００３】
ダイバージェント燃焼室として知られている従来の燃焼室は図１０に示されている。図１０は燃焼室の半分を示す軸方向の断面であり、燃焼室の他方の半分はエンジンの軸（図示せず）に対して上記の半分と対称である。燃焼室１１０は外部ケーシング１３２と内部ケーシング１３４との間に画定される環状空間であるディフューザ１３０内に含まれており、燃焼室内に、コンプレッサ（図示せず）から上流に生じる圧縮オキシダントが環状ディフューザダクト１３６を通して導入される。
【０００４】
ダイバージェント燃焼室１１０として知られているこの従来の燃焼室は、外側壁１１２および内側壁１１４を有し、これらの壁は同軸で、実質的に円錐形であり、円錐角α１で上流から下流の方向に拡大している。燃焼室１１０の外側壁１１２および内側壁１１４は燃焼室の端壁１１６により燃焼室の上流端の近くで相互に結合されている。
【０００５】
燃焼室の端壁１１６には噴射システム１１８が設けられ、燃焼反応が発生する燃焼室１１０内に燃料を導入するインジェクタ１２０がこの噴射システムを貫通している。
【０００６】
これらの燃焼反応は、燃焼室の端壁１１６に向かって下流から上流方向に熱を放射する。熱の結果としてこの燃焼室の端壁１１６が損傷を受けることを防止するために、デフレクタ１２２として知られている熱遮蔽体が設けられており、これらは燃焼室の端壁１１６の内面上に配置されている。これらは、燃焼室の端壁１１６に穴を開けられた冷却オリフィス１２４を通して燃焼室１１０に入る冷却用空気ジェットを用いて冷却される。上流から下流の方向に流れるこれらの空気ジェットは、燃焼室のカウリング１２６により案内され、冷却オリフィス１２４を通って燃焼室の端壁１１６を通過し、デフレクタ１２２の上流面に衝突する。カウリング１２６はまた、噴射システム１１８に供給される空気を案内するために使用される。カウリング１２６はほぼ半円環状であり、燃焼室の壁１１６の縁部に取り付けるために２つの同心縁部の間に延びる。カウリング１２６の中心部は開いており、これにより、燃料噴射パイプはインジェクタ１２０にまで達することができる。開口はほぼ円形の単一スロットであってもよい。この事例では、カウリング１２６はフェアリングとして知られている２つのフランクで形成されている。代替として、開口は、それぞれが一群のインジェクタに至るアパーチャの集合からなってもよい。
【０００７】
コンバージェント燃焼室として知られている燃焼室のさらに最近の設計では、上述の従来の「ダイバージェント」燃焼室の場合のように上流から下流ではなく、燃焼室の外側壁および内側壁は下流から上流の方向に広がるように傾けられる。
【０００８】
このような「コンバージェント」燃焼室１０は、図１１に軸方向断面で部分的に示されている。この図１０はターボジェットエンジンの軸と平行な軸方向１００、燃焼室１０の母線方向２００およびこれらの２つの軸１００、２００の間の円錐角α２を示している。燃焼室１０は外側壁１２および内側壁１４を備え、これらの壁は同軸で実質的に円錐台形状であり、下流から上流の方向に円錐角α２で広がる。
【０００９】
燃焼室１０の外側壁１２および内側壁１４は燃焼室の端壁１６により燃焼室の上流端の近くで相互に結合されており、燃焼室の端壁１６は、実質的に横方向の２つの平面の間を結び、上流から下流の方向に広がる、実質的に円錐台部分である。燃焼室の端壁１６は燃焼室１０の外側壁１２と内側壁１４の２つのそれぞれに結合されている。燃焼室の端壁１６には噴射システム１８が設けられ、この噴射システムをインジェクタ２０が貫通しており、これらは外部ケーシング３２を通過し、燃焼反応が発生するときに燃焼室１０内に燃料を導入する。
【００１０】
燃焼室１０は外部ケーシング３２と内部ケーシング３４との間に画定される環状空間であるディフューザ３０内に含まれており、燃焼室内に、遠心コンプレッサ（図示せず）から上流に生じる圧縮オキシダントが環状ディフューザダクト３６を通して導入される。オキシダントは一般に空気である。燃焼室１０はこのディフューザ３０の外側部分２８と内側部分２９との間のディフューザ３０内に適切に配置される。ディフューザ３０の外側部分２８は、燃焼室１０の外部ケーシング３２と外側壁１２との間に含まれる環状の円錐形空間を形成する。ディフューザ３０の内側部分２９は燃焼室１０の内部ケーシング３４と内側壁１４との間に含まれる環状の円錐形状を形成する。
【００１１】
一般に空気であるオキシダントの一部は、ディフューザ３０に続いて燃焼室１０に入り、燃焼室で発生する燃焼反応に関与する。燃焼室１０へのオキシダントの導入はカウリング２２６により案内される。オキシダントの別の一部は、燃焼室１０を迂回し、一方では燃焼室の外部ケーシング３２と外側壁１２との間に含まれるディフューザ３０の外側部分２８を通過し、他方では燃焼室の内部ケーシング１４と内側壁３４との間に含まれるディフューザ３０の内側部分２９を通って、ディフューザ３０に流れ込む。
【００１２】
このような構造では、ディフューザ３０の外側部分２８内の燃焼室の外側周りに燃焼室１０を迂回するバイパス流れと、ディフューザ３０の内側部分２９を通ってその内部の同一燃焼室１０を迂回するバイパス流れとの間に不均衡が生じる。この結果として、ディフューザ３０の外側部分２８と燃焼室１０の内部との間の圧力差に一致する、外側壁１２の両側に得られる圧力降下が、ディフューザ３０の内側部分２９と燃焼室１０の内側との間の圧力差に一致する、内側壁１４の両側に得られる圧力降下を超えることになる。
【００１３】
外側壁１２と内側壁１４との間の圧力降下のこの不均衡は、燃焼室１０の正しい動作には有害である。これは、主ジェットは、内側壁１４の領域でなく外側壁１２の領域に入り、より良好に希釈されるからである。さらに、内側壁１４の両側に得られる圧力降下はより低いため、この壁は冷却することがより困難である。
【００１４】
さらに、噴射システム１８に空気を供給するために得られる圧力降下は、ディフューザダクト３６が噴射システム１８に直接対向して置かれていないため、減少する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１５】
本発明の目的はこれらの欠点を改善し、この不均衡を大幅に低減する設計を提案することである。
【課題を解決するための手段】
【００１６】
第１の態様では、本発明は、上記エンジンの外部ケーシングと内部ケーシングとの間に画定され、上流の環状ディフューザダクトを通して空気を供給されるガスタービンエンジンディフューザに関し、このディフューザは、コンバージェント型の燃焼室を備え、外部ケーシングを備える外部環状ダクトを形成し、内部ケーシングを備える内部環状ダクトを形成し、ディフューザは外部環状ダクトを部分的に閉鎖するカウリングを備える。さらに詳細には、カウリングは燃焼室の閉鎖端の近くに配置される。
【００１７】
好ましくは、カウリングは実質的にカウリング軸の周りに回転対称性を示す部分の形状の本体を備え、上記本体は上記カウリング軸を実質的に横切る２つの平面の間に延びている。
【００１８】
１つの実施形態によれば、上記２つの平面は一致し、上記本体はディスクの環状部分である。
【００１９】
別の実施形態によれば、上記２つの平面は互いに異なり、上記本体は円錐台状である。
【００２０】
好ましくは、上記本体は実質的に平らな断面を有し、半径方向外側の端部および半径方向内側の端部を有し、上記カウリングは上記半径方向外側端部から延びる外側縁部および上記半径方向内側端部から延びる内側縁部を備える。
【００２１】
さらに、カウリングは上記本体に形成される少なくとも１つのアパーチャを有する。好ましくは、上記アパーチャは細くなった縁端部を備えるアパーチャである。
【００２２】
カウリングはさらに、燃焼室にカウリングを固定するための固定手段を備える。好ましくは、上記固定手段は上記内側縁部に配置される。
【００２３】
第２の態様では、本発明は第１の態様によるディフューザ内に配置される燃焼室に関する。
【００２４】
燃焼室は外側壁、内側壁および上記２つの壁に結合された燃焼室の端壁を備えるタイプであり、カウリングは燃焼室の端壁に固定される。詳細には、カウリングは燃焼室の端壁と上記外側壁との間の結合部近くで燃焼室に固定される。燃焼室の端壁にカウリングを固定するために、カウリングがカウリングの本体の半径方向内側端部から延びる内側縁部を備えるタイプである場合、上記内側縁部は燃焼室の端壁の上流面に固定される。
【００２５】
第３の態様では、本発明は、第２の態様による燃焼室を含む第１の態様によるディフューザを備える、ターボジェットエンジンなどのガスタービンエンジンに関する。ガスタービンエンジンが、燃焼室および外部ケーシングおよび内部ケーシングを備え、これらのケーシングの間に上記燃焼室が配置されるタイプある場合、好ましくは上記外部ケーシングに接して置かれている外側縁部を有するカウリングを備える。詳細には、上記外部ケーシングに上に置かれている上記カウリングにより、これらの２つの部分の間に若干の軸方向の隙間が形成される。
【００２６】
本発明は、完全に非限定の表示により提供され、添付図面により図示される、本発明のいくつかの特定の実施形態の以下の詳細な説明を読むことによってより良く理解されるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２７】
最初に図１を参照する。図１は、コンバージェント型の燃焼室の半分を示す軸方向の断面部である。この燃焼室１０は、図１１に示されている従来技術の燃焼室と実質的に同様であり、外側壁１２および内側壁１４を備え、これらの壁は、同軸であり、実質的に円錐形であり、円錐角α２で下流から上流の方向に広がっている。
【００２８】
燃焼室１０は、外部ケーシング３２と内部ケーシング３４との間に画定される環状空間であるディフューザ３０内に含まれ、環状ディフューザダクト３６はこの環状空間に通じている。ディフューザ３０は、燃焼室の外部ケーシング３２と外側壁１２との間で区切られる外側部分２８および燃焼室１０の内部ケーシング３４と内側壁１４との間で区切られる内側部分２９を備える。
【００２９】
外側壁１２および内側壁１４は、図１１の端壁と実質的に同様の、燃焼室の端壁１６によって燃焼室の上流端の近くで結合されており、外部ケーシング３２を貫通するインジェクタ２０が通る噴射システム１８を備える。
【００３０】
本発明による燃焼室１０は、このカウリング２６およびこのカウリング２６と燃焼室の端壁１６との間の結合の点で、図１１に示される従来技術の燃焼室とは異なる。
【００３１】
図１、図２、図８および図９に示されるとおり、本発明によるカウリング２６は、カウリング軸２６０周りで回転対称性を示す環状部分であり、ディフューザ３０の外側部分２８を閉鎖するような方法で外部ケーシング３２と燃焼室１０との間に配置される。このカウリングは実質的に平らな断面を備えるカウリング本体４０および半径方向外側の端部４２および半径方向内側の端部４４を有する。カウリング２６は半径方向外側の端部４２から延びる外側縁部４６と上記半径方向内側の端部４４から延びる内側縁部４８とを備える。
【００３２】
図８にさらに詳細に示された第１の実施形態によれば、本体４０は、カウリング軸２６０を横断する２つの平面Ｐ１およびＰ２間に置かれる円錐台の形状である。カウリング２６がディフューザ３０において所定の位置に置かれると、カウリング２６の外側縁部４６は実質的にディフューザ３０の上流端の方向に延び、この内側縁部４８は、このときターボジェットエンジンン１００の軸と一致する、カウリング軸２６０の方向に実質的に延びる。
【００３３】
図９にさらに詳細に示された第２の実施形態によれば、本体４０はカウリング軸２６０を横断する平面Ｐ３に含まれるディスクの一部分の形状である。カウリング２６がディフューザ３０内の所定の位置にある場合、カウリング２６の外側縁部４６および内側縁部４８はディフューザ３０の上流端に実質的に延びる。さらに、カウリング２６が使用されている場合、カウリング軸２６０およびターボジェットエンジンの軸１００は一致する。
【００３４】
カウリング２６の第１および第２の実施形態によれば、このカウリングは燃焼室１０に固定されている。
【００３５】
図１に示されるとおり、燃焼室の端壁１６および外側壁１２は気密性を有して相互に固定されている。図１および図２に示された例では、この固定は、外側壁１２のフランジ１０２と燃焼室の端壁１６のフランジ１０６との間のネジ締めまたはボルト締め結合１５を用いて実行され、これら２つのフランジは半径方向外側に延びる。これらのフランジはターボジェットエンジン１１０の軸周りに環状である（図１および図２参照）かまたはこの同一軸周りに円錐台形状であってもよい。
【００３６】
好ましくは、カウリング２６はこの内側縁部４８上に配置される固定手段によって燃焼室１０に固定される。図１および図２に示された例では、これらの固定手段は穴（図には示さず）と、これらの穴を貫通し、燃焼室の壁に固定されるネジおよび／またはボルト４５とを備える。好ましくは、カウリング２６は燃焼室の端壁１６の上流面１６６に固定される。図示された例では、上記ネジおよび／またはボルト４５はすでに説明されたネジ締めまたはボルト締め結合１５と一致し、固定は燃焼室１０の外側壁１２が燃焼室の端壁１６と接触する箇所で実行される。穴およびネジおよび／またはボルト４５は、例えば、カウリング２６の内側縁部４８の周辺上に分散される。同様に、固定フランジ１０２および１０６はこれらの周辺近くに均一に分散される固定穴を備える。
【００３７】
本発明によれば、カウリング２６の外側縁部４６は固定されておらず、単に、ディフューザ３０を区切る外部ケーシング３２の内側面に接して支えられているだけである。このような非固定結合は、ターボジェットエンジンの軸１００にほぼ平行な方向における上記外部ケーシング３２に対するカウリング２６の相対的なずれを可能にする利点を有する。カウリング２６のカウリング本体４０に対するこの外側縁部４６の向きのため（図２参照）、上記カウリング２６と上記外部ケーシング３２との間の結合は気密性のまたはほぼ気密性の結合となり、平行移動の隙間を提供または実現する。
【００３８】
カウリング２６の本体４０の上流端からの図である、図３に示されるとおり、第１の実施形態または第２の実施形態によるカウリング２６は、好ましくは上記本体４０を貫通する少なくとも１つのアパーチャ５０を備える。したがってこれは、ディフューザ３０の外側部分２８は上記カウリング２６によって全体的に気密性を持つように閉鎖されずに、他方では、多少のオキシダント（空気）が通過できることを意味する。
【００３９】
実際には、カウリング２６は、この本体４０上に配置され、この本体上の周辺に分散された複数のアパーチャ５０を備える。例えば、燃焼室の端壁１６を貫通する噴射システムと同数のアパーチャ５０が存在し、アパーチャは対応する噴射軸５２の延長線上にある。１つの特定の実施形態によれば、上記アパーチャ５０は細くなった縁端部を備えるアパーチャ５０であり、各アパーチャ５０の縁端部は、カウリング２６が上記ターボジェットエンジン２に取り付けられると、ターボジェットエンジン２の下流方向に延びる。細くなった縁端部を備えるアパーチャは、細くなった縁端部を有さないアパーチャに比べて流れを適切に誘導する。
【００４０】
アパーチャ５０の形状およびサイズは、上記アパーチャ５０を通過可能にされるべきオキシダント量により決定される。このようなカウリング２６を製造する工程を単純化するために、アパーチャ５０は、相互に一致し、同一のカウリング２６本体４０であるように選択されてもよい。図３に示された例では、上記アパーチャ５０は実質的に円形である。他の実施形態によれば、上記アパーチャは実質的に長円形または楕円形（図４）または実質的に正方形（図５）または実質的に長方形（図６）であるかまたはさらにスロットの形状であってもよい（図７）。当然、他の形状が選択されてもよい。
【００４１】
したがって、アパーチャ５０の存在、形状およびサイズにより、相対的な圧力降下は、燃焼室１０を迂回し、ディフューザの外側部分２８を通過するバイパス空気の流れに適合するように調整できる。この結果、この外部のバイパスの空気の流れの圧力低下と、ディフューザの内側部分２９を通過し、噴射システム１８および燃焼室１０の内側壁１４に供給される内部のバイパス流れの圧力低下と、の均衡を取ることが可能になる。
【００４２】
本発明の１つの利点は、燃焼室１０を迂回する内部のバイパスの空気流れがカウリング２６の形状により改善される事実にある。これは、カウリング２６のアパーチャ５０の間に位置するウェブにより、内部のバイパス空気が噴射システム１８の方向におよびディフューザ３０の内側部分２９の方向に誘導されるためである。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】コンバージェント型の燃焼室を有するガスタービンエンジンの一部の軸方向断面図であり、燃焼室の半分を示し、本発明によるカウリングの半分を示しており、他方の半分はこれらとの軸対称である。
【図２】図１の細部の拡大図であり、本発明によるカウリングの第１の実施形態を示す。
【図３】本発明によるカウリングを、図２の矢印ＩＩＩの方向で上流から示しており、本発明によるカウリングのアパーチャを示す。
【図４】本発明によるアパーチャの別の形状を概略的に示す。
【図５】本発明によるアパーチャの別の形状を概略的に示す。
【図６】本発明によるアパーチャの別の形状を概略的に示す。
【図７】本発明によるアパーチャの別の形状を概略的に示す。
【図８】第１の実施形態によるカウリングを、カウリングの軸上での断面で示した図である。
【図９】カウリングの第２の実施形態における図８と同様の図である。
【図１０】前に説明されている、従来技術のカウリングを備える従来技術のダイバージェント燃焼室の軸方向の断面図である。
【図１１】前に説明された、従来技術の別のカウリングを備えるコンバージェント燃焼室の軸方向の断面図である。
【符号の説明】
【００４４】
１０、１１０  燃焼室
１２、１１２  外側壁
１４、１１４  内側壁
１５  ボルト締め
１６、１１６  端壁
１８、１１８  噴射システム
２０、１２０  インジェクタ
２２、１２２  デフレクタ
２６、１２６、２２６  カウリング
２８  外側部分
２９  内側部分
３０、１３０  ディフューザ
３２、１３２  外部ケーシング
３４、１３４  内部ケーシング
３６、１３６  ディフューザダクト
４０  カウリング本体
４５  ボルト
４６  外側縁部
４８  内側縁部
５０  アパーチャ
５２  噴射軸
１００  エンジン軸と平行な軸方向
１０２、１０６  固定フランジ
１２４  冷却オリフィス
１６６  上流面
２００  燃焼室の母線方向
２６０  カウリング軸
α  円錐角
Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３  平面
【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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【外国語明細書】
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