(57)【要約】【課題】ターボ機械の長手軸に沿って回転運動をする空気を供給できるターボ機械の燃焼チャンバを提供すること。【解決手段】本発明は、内側環状壁（２１２）と、協働して燃焼領域を形成する環状空間を画定するように内側壁を取り囲む外側環状壁（２１４）と、円周状に交互するフルスロットル噴射機（２２０ｂ）とパイロット噴射機（２２０ａ）とを含む複数の燃料噴射機システム（２２０）と、長手方向に燃焼領域の上流端部中に開口する空気流入開口部とを含むターボ機械の燃焼チャンバ（２０２）に関する。外側壁は、外側壁の２つの長手方向端部の間に延在し、それに向かって放射状に延在する複数のパイロット空洞（２２２）を有し、パイロット空洞には燃焼チャンバの外側から共通円周方向に空気が供給される。各パイロット噴射機はパイロット空洞中に放射状に開口し、各フルスロットル噴射機は２つの隣接するパイロット空洞間に放射状に開口する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
長手軸（Ｘ−Ｘ）の周りの内側環状壁（２１２）と、
内側環状壁（２１２）と協働して、燃焼領域を形成する環状空間（２１６）を画定するように、長手軸を中心として内側壁を取り囲む外側環状壁（２１４）と、
円周状に交互するフルスロットル噴射機（２２０ｂ）とパイロット噴射機（２２０ａ）とを有する複数の燃料噴射機システム（２２０）とを含むターボ機械の燃焼チャンバ（２０２）であって、
燃焼チャンバが、実質的に長手方向に燃焼領域の上流端部中に開口する少なくとも１つの空気流入開口部（２１８）をさらに含み、
外側壁（２１４）が、長手軸の周りに規則的に分配された複数のパイロット空洞（２２２）を含み、各パイロット空洞が外側壁の２つの長手方向端部の間をその外側に向かって放射状に長手方向に延在し、パイロット空洞には燃焼チャンバの外側から実質的に共通の円周方向に空気が供給され、
各パイロット噴射機（２２０ａ）がパイロット空洞（２２２）中に放射状に開口し、各フルスロットル噴射機（２２０ｂ）が前記隣接するパイロット空洞の間に放射状に開口することを特徴とする、ターボ機械の燃焼チャンバ。
【請求項２】
各パイロット空洞（２２２）がその上流端部で閉じられ、その下流端部で開口する、請求項１に記載の燃焼チャンバ。
【請求項３】
各パイロット空洞（２２２）が、２つの実質的に放射状の隔壁（２２４）によって円周状に画定され、隔壁の１つは燃焼チャンバの外側に開口して前記パイロット空洞に導く複数の空気噴射オリフィス（２２６）を含む、請求項１または２に記載の燃焼チャンバ。
【請求項４】
各パイロット空洞（２２２）の他の隔壁の断面の一部が、実質的に曲線である、請求項３に記載の燃焼チャンバ。
【請求項５】
フルスロットル噴射機（２２０ｂ）が、パイロット噴射機（２２０ａ）に対して軸上で下流に偏っている、請求項１から４のいずれか一項に記載の燃焼チャンバ。
【請求項６】
内側壁および外側壁（２１２、２１４）の上流長手方向端部を横断して相互接続する壁を有さない、請求項１から５のいずれか一項に記載の燃焼チャンバ。
【請求項７】
燃料噴射器システム（２２０）が付属の空気システムを有さない、請求項１から６のいずれか一項に記載の燃焼チャンバ。
【請求項８】
内側壁（２１２）に搭載されその上流端部に延在する内側環状フェアリング（２３０）と、外側壁（２１４）に搭載されその上流端部に延在する外側環状フェアリング（２３２）をさらに含む、請求項１から７のいずれか一項に記載の燃焼チャンバ。
【請求項９】
請求項１から８のいずれか一項に記載の燃焼チャンバ（２０２）を含むことを特徴とする、ターボ機械。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に航空機ターボ機械または地上ターボ機械用燃焼チャンバの分野に関する。
【背景技術】
【０００２】
典型的に、航空機用または地上用ターボ機械は組み立て体を含み、詳細には、ターボ機械を通過する空気を圧縮するための環状圧縮区画と、圧縮区画からの出口に配置されて圧縮区画から来る空気がその中で燃焼するために燃料と混合される環状燃焼区画と、燃焼区画からの出口に配設されて燃焼区画から来るガスによって回転駆動されるロータを有する環状タービン区画とから作られた組み立て体を含む。
【０００３】
圧縮区画は複数のロータホイール段の形をしており、その各々が、ターボ機械の空気が通過して上流から下流へ狭くなる区画の環状チャネルに配置されてブレードを保持する。燃焼区画は環状チャネルの形の燃焼チャンバを含み、その中で燃焼するために圧縮された空気が燃料と混合される。タービン区画は複数のロータホイール段から作られ、その各々が、燃焼ガスが通過する環状チャネル中に配置されるブレードを保持する。
【０００４】
上記組み立て体を通る空気の流れは、一般に以下のように行われる。圧縮区画の最終段から来る圧縮空気はターボ機械の長手軸に対して３５°〜４５°程度の傾き角度で自然な旋回運動を有し、その傾き角度はターボ機械の速度（回転速度）に応じて変化する。その燃焼区画への入口で、この圧縮空気は、ターボ機械の長手軸に平行になるように空気流直線化翼によってその流れを直線にされる（すなわち、ターボ機械の長手軸に対する空気の傾きの角度が０°に戻される）。次いで、燃焼チャンバ中の空気は十分な燃焼を提供するために燃料と混合され、燃焼によって生成されたガスは全体的にターボ機械の長手軸に沿って流れ続け、タービン区画に到達する。タービン区画において、燃焼ガスはターボ機械の長手軸に対して７０°より大きい傾き角度で旋回運動をするようにノズルによって偏向される。そのような傾き角度は、タービン区画の第１段のロータホイールに回転駆動を与える機械的な力を提供するために必要な衝突角度を生成するのに重要である。
【０００５】
ターボ機械を通過する空気のためのそのような角度分布は多くの欠点を有する。圧縮区画の最終段を離れる空気は自然に３４°〜４５°の範囲の角度を示し、その流れは燃焼チャンバに入ると連続的に直線化され（角度は０°に戻る）、次いでタービン区画に入る入口で７０°より大きい角度に偏向される。ターボ機械を通る空気流の傾き角度のこれらの連続的な変化は、強い空気力学的な力が圧縮区画の流れ直線化翼およびタービン区画のノズルによって生成されることを必要とし、この空気力学的な力はターボ機械の効率全体に特に有害である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明は、ターボ機械の長手軸に沿って回転運動をする空気を供給することのできるターボ機械の燃焼チャンバを提供することによって上述の欠点を解消することである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
この目的は、
長手軸の周りの内側環状壁と、
長手軸を中心とし内側壁を取り囲んで内側壁と協働して環状空間を画定し燃焼領域を形成する外側環状壁と、
円周状に交互するフルスロットル噴射機とパイロット噴射機とを有する複数の燃料噴射システムとを含むターボ機械燃焼チャンバによって達成され、
燃焼チャンバは、実質的に長手方向に燃焼領域の上流端部中に開口する少なくとも１つの空気流入開口部を含み、
外側壁は長手軸の周りに規則的に分配された複数のパイロット空洞を含み、各パイロット空洞は外側壁の２つの長手方向端部の間を長手方向およびその外側に向かって放射状に延在し、パイロット空洞は燃焼チャンバの外側から共通の実質的に円周方向に空気を供給され、
各パイロット噴射機はパイロット空洞中に放射状に開口し、各フルスロットル噴射機はこの隣接するパイロット空洞の間に放射状に開口することを特徴とする。
【０００８】
本発明の燃焼チャンバにはターボ機械の長手軸の周りに回転運動をする空気を供給することができる。したがって、ターボ機械の燃焼区画からの出口での空気の自然な傾き角度は燃焼チャンバを通して維持することができる。その結果、ターボ機械のタービン区画の第１段に与える回転駆動に必要な空気力学的力は大きく低減される。空気力学的力におけるこの大きな低減は、ターボ機械にとって効率を高める。さらに、圧縮区画の流れ直線化翼とタービン区画のノズルの両方を簡略化することができ、または省くこともでき、それによって重量の節約と製造コストの低減をもたらす。
【０００９】
さらに、ターボ機械のアイドリング速度だけのために空気と燃料の混合（英ｃａｒｂｕｒａｔｅ、仏ｃａｒｂｕｒｅｒ）を行うパイロット空洞の存在は、ターボ機械の全ての運転速度で燃焼炎の安定化を可能にする。
【００１０】
有利な特徴によれば、各パイロット空洞はその上流端部で閉じられ、その下流端部で開口する。
【００１１】
他の有利な特徴によれば、各パイロット空洞は２つの実質的に放射状の隔壁によって円周状に画定され、隔壁の１つは燃焼チャンバの外側に開口してこのパイロット空洞に導く複数の噴射オリフィスを含む。各パイロット空洞の他の隔壁の断面の一部は実質的に曲線の断面であることが好ましい。
【００１２】
さらに他の有利な特徴によれば、フルスロットル噴射機はパイロット噴射機に対して軸上で下流に偏る。パイロット噴射機から来る炎は、フルスロットル噴射機から来る炎よりも燃焼領域において長い通過時間を必要とする。
【００１３】
燃焼チャンバは内側壁および外側壁の上流の長手方向端部を横断して交差する壁を有する必要がない。そのような壁（チャンバ端部壁と呼ばれる）がないので、ターボ機械の燃焼区画から来る空気の回転運動の最大量を保存することが可能になる。
【００１４】
さらに他の有利な特徴によれば、燃料噴射システムは付属する空気システムを有さない。
【００１５】
燃焼チャンバはまた、内側壁に搭載されてその上流端部に延在する内側環状フェアリング、および外側壁に搭載されてその上流端部に延在する外側環状フェアリングを含むことができる。
【００１６】
本発明はまた、上で定められた燃焼チャンバを含むターボ機械を提供する。
【００１７】
本発明の他の特徴および利点は、制限することのない実施形態を示す添付図面を参照して、以下の説明から明らかにされる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
図１に部分的に示されるターボ機械は、長手軸Ｘ−Ｘを有する。ターボ機械は、この軸に沿って、詳細には、環状圧縮区画１００と、ターボ機械を通過する空気の流れ方向に圧縮区画１００からの出口に配置された環状燃焼区画２００と、燃焼区画２００からの出口に配置された環状タービン区画３００とを含む。したがって、ターボ機械中に噴射された空気は連続的に圧縮区画１００、次いで燃焼区画２００、および最終的にタービン区画３を通過する。
【００１９】
圧縮区画１００は、複数のロータホイール１０２の形であり、各々ブレード１０４を保持する（図１には圧縮区画の最終段のみが示される）。これらの段のブレード１０４はターボ機械の空気が通過し上流から下流へ狭くなる区画の環状チャネル１０６中に配設される。したがって、ターボ機械に噴射された空気が圧縮区画を通過すると、それはますます圧縮される。
【００２０】
燃焼区画２００はまた、圧縮区画１００からの圧縮空気が燃焼するために燃料と混合される環状チャネルの形をしている。この目的のために、燃焼区画は燃焼チャンバ２０２を含み、その内部で空気／燃料の混合物が燃焼する（このチャンバは以下にさらに詳細に説明される）。
【００２１】
燃焼区画２００はまた、ターボ機械の長手軸Ｘ−Ｘを中心とする外側環状シュラウド２０４と、外側シュラウドの同軸上で内側に固定された内側環状シュラウド２０６から構成されるターボ機械筐体とを有する。これらの２つのシュラウド２０４、２０６の間に形成される環状空間２０８はターボ機械の圧縮区画１００から来る圧縮空気を受容する。
【００２２】
ターボ機械のタービン区画３００は、ロータホイール３０２の複数の段によって形成され、各々ブレード３０４を保持する（図１にはタービン区画の第１段だけが示される）。これらの段のブレード３０４は燃焼区画２００から来るガスが通過する環状チャネル３０６に配置される。
【００２３】
タービン区画３００の第１段３０２への入口で、燃焼区画から来るガスはターボ機械の長手軸Ｘ−Ｘに対してタービン区画のさまざまな段を回転駆動するのに十分な傾き角度を有する。
【００２４】
この目的のために、ノズル３０８は燃焼チャンバ２０２の直下流およびタービン区画３００の第１段３０２の直上流に搭載される。ノズル３０８は、燃焼区画２００から来るガスがタービン区画のさまざまな段を回転駆動するために必要な傾斜角度を与えられることのできる、ターボ機械の長手軸Ｘ−Ｘに対する十分な傾きの複数の静止放射状翼３１０を含む。
【００２５】
従来のターボ機械において、圧縮区画１００、燃焼区画２００、およびタービン区画３００を連続的に通過する空気は以下のように分配される。圧縮区画１００の最終段１０２から来る圧縮空気は、ターボ機械の長手軸Ｘ−Ｘに対して約３５°〜４５°の傾き角度の旋回運動を自然に有する。燃焼区画２００中の空気流直線化翼２１０によって、この傾き角度は０°に戻る。最終的にタービン区画３００への入口で、燃焼から来るガスはノズル３０８の静止翼３１０によって偏向され、長手軸Ｘ−Ｘに対して７０°より大きい傾き角度を有する旋回運動が与えられる。
【００２６】
本発明によれば、燃焼チャンバ２０２にはターボ機械の長手軸Ｘ−Ｘの周りに回転運動をする空気を供給できる新規の構造が提供される。そのような構造によって、長手軸Ｘ−Ｘに平行な流れに直線化する必要なく、圧縮区画の最終段から来る圧縮空気の自然な傾き角度を保持することができる。同様に、タービン区画３００内のノズル３０８の静止翼２１０は、タービン区画の第１段のロータホイール３０２に回転駆動を加える機械的力を与えるのに必要な衝突角度を小さくするために、大きな傾き角度を有する必要はない。
【００２７】
この目的のために、本発明の燃焼チャンバ２０２は、ターボ機械の長手軸Ｘ−Ｘを中心とする内側環状壁２１２と、同様に長手軸Ｘ−Ｘを中心として内側壁を取り囲み、それと一緒に協働して燃焼領域を形成する環状空間２１６を画定する外側環状壁２０４を有する。
【００２８】
本発明の燃焼チャンバ２０２はまた、その上流端部で、および実質的に長手方向に燃焼領域２１６中に開口する少なくとも１つの空気流入開口部２１８を有する。この空気流入開口部の区間は、燃焼領域が正確に機能することを保証するようにされる。
【００２９】
より正確には、図１に示すように、燃焼チャンバには内側壁および外側壁の上流長手方向端部を横断して相互接続する壁（チャンバ端部壁）が設けられ、この空気流入開口部２０８は燃焼チャンバの内側壁２１２と外側壁２１４の上流端部間に形成される。
【００３０】
また、本発明の燃焼チャンバ２０２は、ターボ機械の長手軸Ｘ−Ｘの周りの外側壁２１４の周囲に分配された、実質的に放射方向に燃焼領域２１６中に開口する複数の燃料噴射機システム２２０を有する。
【００３１】
図２および図３に示すように、燃料噴射機システム２２０は円周状に交互するフルスロットル噴射機２２０ｂとパイロット噴射機２２０ａとを含み、フルスロットル噴射機はパイロット噴射機に対して軸上で下流に偏っていることが好ましい。
【００３２】
従来、パイロット噴射機２２０ａは、点火目的のためおよびターボ機械のアイドリング中に働くが、フルスロットル噴射機２２０ｂは、離陸、上昇、巡航段階中に動作する。一般に、パイロット噴射機には燃料が連続的に供給されるが、離陸噴射機はある速度を超えたときだけ供給される。
【００３３】
本発明の特に有利な特徴によれば、燃料噴射器システム２２０には、燃焼炎を安定させる目的で知られている方法で燃焼領域内部の空気の回転流を発生させる働きをする空気渦流機（エアスワーラー）などの空気システムが付属しない。
【００３４】
したがって、燃焼チャンバのパイロットおよびフルスロットル噴射機は非常に簡単な設計であり、それらは主要な機能だけを行う、すなわちそれらは燃料を噴射するだけなので、それらは非常に信頼性高く動作する。さらに、パイロット噴射機２２０ａはフルスロットル噴射機２２０ｂと同じ型である。
【００３５】
さらに本発明によれば、燃焼チャンバの外側壁２１４は、長手軸Ｘ−Ｘの周りに規則的に分配された複数のパイロット空洞２２２を有する。
【００３６】
図２に示すように、各パイロット空洞２２２は最初に２つの長手端部間（上流および下流）を長手方向に延在し、次にその外側に向かって放射状に延在する。言い換えれば、外側壁２１４は壁の外側に向かって突出する複数の空洞２２２を有するような形状にされる。
【００３７】
さらに詳細には、各パイロット空洞２２２は各々外側壁２１４に対して放射状に外方向に突出する２つの隔壁２２４によって円周状に画定される。図２および図５に示すように、これらの隔壁の１つは燃焼チャンバの外側の空気をパイロット空洞中に円周方向に噴射することのできる複数の空気噴射オリフィス２２６を有する。
【００３８】
空気は同じ回転方向に円周状に（図２および図３の例では時計回り方向）全ての燃焼チャンバのパイロット空洞２２２中に噴射されることが観察されるはずである。さらに、空気をパイロット空洞中に円周状に噴射するために用いられる回転方向は、ターボ機械の圧縮区画から来る圧縮空気の回転方向と同じである。
【００３９】
パイロット空洞２２２には各々放射状に開口するパイロット噴射機２２０ａによって空洞の１つに燃料が供給される。各フルスロットル噴射機２２０ｂは燃焼領域中の２つの隣接するパイロット空洞の間を放射状に開口する。
【００４０】
各パイロット空洞２２２は、放射状の隔壁２２８によってその上流端部で閉じ、その下流端部で開口する（特に図２および図５を参照）のが好ましい。したがって、燃焼領域２１６中にその空気流入開口部２１８を経由して侵入する空気は、空気噴射オリフィス２２６を経由してパイロット空洞２２２中に導入される空気の流れを妨害しない。
【００４１】
燃焼チャンバは次のように動作する。圧縮区画１００から来て長手軸Ｘ−Ｘの周りを回転する圧縮空気は燃焼区画２００中に侵入する。この空気は、「内部」流れと「外部」流れに分かれる。外部流れは燃焼チャンバ２０２の周りを流れ、燃焼チャンバの外側壁２１４および燃焼区画の外側筐体２０４を冷却した後、パイロット空洞２２２に供給される。この外側の空気は空気噴射オリフィス２２６を経由して、燃焼区画中に入る空気の方向と同じ回転方向でパイロット空洞中に噴射される。パイロット空洞中で、空気はパイロット噴射機２２０ａによって噴射された燃料と混合されて燃焼する。主要流れである内部の流れは空気流入開口部２１８を経由して燃焼領域２１６中に侵入し、フルスロットル噴射機２２０ｂによって噴射された燃料と混合され燃焼する。燃焼炎はパイロット空洞の「気化（ｃａｒｂｕｒａｔｉｏｎ）」によって安定化される。
【００４２】
本発明の燃焼チャンバのさまざまな実施形態を以下に説明する。
【００４３】
図２および図３の実施形態において、空気噴射オリフィスを有さない各パイロット空洞の長手隔壁２２４は、（実質的に平面である他の壁とは異なり）実質的に曲線である断面の部分を有する。これらの壁の湾曲は、空気噴射オリフィス２２６を経由してパイロット空洞中に噴射される空気の回転運動を伴う働きをする。
【００４４】
対照的に、図６の変形実施形態において、各パイロット空洞２２２を円周状に画定する長手隔壁２２４は両方とも実質的に平面であり、各々放射方向に延在する。
【００４５】
一般に、燃焼チャンバ中のパイロット空洞２２２の数および幾何形状的な寸法は、要求に応じて変化することができる。この空洞への空気オリフィス２２６の数、寸法、および位置にも同じことが適用される。
【００４６】
また、図１に示したように、燃焼チャンバ２０２は、その上流端部に延在する内側壁２１２に搭載された内側環状フェアリング２３０、およびその上流端部に延在する外側壁２１４に搭載された外側環状フェアリング２３２を有することができる。これらのフェアリング２３０、２３２の存在は、燃焼チャンバ２０２中に侵入する空気の流量およびその周囲を回る流量を制御する働きをする。
【００４７】
最終的に、燃焼チャンバの外側壁２１４はその下流端部に壁から放射状に外方向に突出する環状フランジ２３４を含むことができ、このフランジには、タービン区画３００に冷却空気を供給する目的で長手軸Ｘ−Ｘの周囲に規則的に間隔を置いて離れる複数の孔２３６が設けられる。
【図面の簡単な説明】
【００４８】
【図１】本発明の燃焼チャンバに適用された航空機ターボ機械の部分的な長手方向断面図である。
【図２】図１の燃焼チャンバの斜視図である。
【図３】図２の燃焼チャンバの前面図である。
【図４】図３の線ＩＶの断面図である。
【図５】図３の線Ｖの断面図である。
【図６】本発明の変形実施形態の燃焼チャンバの部分前面図である。
【符号の説明】
【００４９】
１００  環状圧縮区画
１０２、３０２  ロータホイール
１０４、３０４  ブレード
１０６、３０６  環状チャネル
２０２  燃焼チャンバ
２００  環状燃焼区画
２０４  外側環状シュラウド
２０６  内側環状シュラウド
２０８、２１６  環状空間
２１０  空気流直線化翼
２１２  内側環状壁
２１４  外側環状壁
２１８  空気流入開口部
２２０  燃料噴射機システム
２２０ａ  パイロット噴射機
２２０ｂ  フルスロットル噴射機
２２２  パイロット空洞
２２４  放射状の隔壁
２２６  空気噴射オリフィス
２３０  内側環状フェアリング
２３２  外側環状フェアリング
３００  環状タービン区画
３０８  ノズル
３１０  静止放射状翼
【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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【外国語明細書】
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