(57)【要約】【課題】  追加燃料の燃焼を引き起こす複数の火炎保持器（４２）を特徴とし、かつ火炎保持器（４２）の火炎を安定化させるためにパイロット部を使用するオグメンタ（３２）を提供する。【解決手段】  ガスタービンエンジンのオグメンタノズル（７２）は、オグメンタ燃料管路へ接続される入口と、燃料の噴霧を噴射する出口とを有する。入口と出口との間の通路が、互いに対して末広となった出口端面部分によって少なくとも部分的に境界づけられている。ノズル（７２）は、末広でないノズルの交換部品として使用可能であり、燃料噴流（７０）の中心線（１５０）の向きをより径方向に変更することができる。【選択図】  図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
上流から下流に延びるガス流路内に設けられ、下流のテールコーン部とこのテールコーン部の上流端部に隣接するパイロット部とを備えるセンタボディと、
前記センタボディの外側で前記ガス流路内に配置された複数のベーンと、
関連するベーンを通って延在する関連する燃料噴射バーの内側端部に設けられた複数の燃料噴射器であって、
入口と、
出口と、
前記入口と前記出口との間に延びる通路と、を備える燃料噴射器と、
関連するベーン内に配置されて、関連する燃料噴射器から噴射された燃料を点火する複数の点火器と、を有し、
前記通路は、横方向に延在するとともに下流方向に末広となった面部分に衝突して該面部分によって偏向されて前記噴射器から噴射されるように、燃料を導く第１の部分を有することを特徴とするタービンエンジン。
【請求項２】
前記通路は、下流方向に末広となった第２の面部分を有し、この第２の面部分は、前記の下流方向に末広となった面部分に面するとともにこの面部分から５°よりも小さい角度で離間されていることを特徴とする請求項１記載のタービンエンジン。
【請求項３】
前記パイロット部は、上流および下流のリムと底部とを有するチャネルを含むことを特徴とする請求項１記載のタービンエンジン。
【請求項４】
前記噴射器は、該噴射器から噴射された燃料噴流の中心線が前記チャネルの底部に向かって方向づけられるようにそれぞれ向けられていることを特徴とする請求項３記載のタービンエンジン。
【請求項５】
前記下流方向に末広となった面部分は、横方向に延在するスロットの内側面であることを特徴とする請求項１記載のタービンエンジン。
【請求項６】
前記スロットは、前記末広となった面部分の側方端部において５５°〜９５°の角度で末広に設けられた一対の側方面部分を備えることを特徴とする請求項５記載のタービンエンジン。
【請求項７】
オグメンタ燃料管路に接続される近位の入口と、
燃料の噴霧を噴射する遠位の出口と、
前記入口と前記出口との間で上流から下流に延びる通路と、を有し、前記通路は、下流方向に末広に設けられた側方部分を含む出口端面部分によって境界づけられていることを特徴とするガスタービンエンジンのオグメンタノズル。
【請求項８】
前記側方部分は、５５°〜９５°の角度で下流方向に末広となっていることを特徴とする請求項７記載のガスタービンエンジンのオグメンタノズル。
【請求項９】
前記側方部分は、６０°〜８０°の角度で下流方向に末広となっていることを特徴とする請求項７記載のガスタービンエンジンのオグメンタノズル。
【請求項１０】
オグメンタ燃料管路に接続される近位の入口と、
燃料の噴霧を噴射する遠位の出口と、
前記入口と前記出口との間で上流から下流に延びる通路と、を有し、前記通路は、側方に延びたスロットを画成する出口端面部分によって境界づけられていることを特徴とするガスタービンエンジンのオグメンタノズル。
【請求項１１】
前記出口端面部分は、
互いに対して５５°〜９５°の角度で末広に設けられた側方面部分と、
前記側方面部分の間に延在するとともに、互いに対して０°〜５°の角度で末広に設けられた横方向面部分と、を含むことを特徴とする請求項１０記載のガスタービンエンジンのオグメンタノズル。
【請求項１２】
ベーンとセンタボディとを有するタービンエンジン用オグメンタの再生方法であって、
第１の燃料ノズルを取り外し、
前記第１の燃料ノズルを第２の燃料ノズルと交換することを含み、前記第２の燃料ノズルは、前記第１の燃料ノズルの噴流よりも燃料噴流の中心線をより径方向に向けるように構成されているとともに、前記第２の燃料ノズルの噴流が少なくとも一方向で前記第１の燃料ノズルの噴流よりも拡散されるように構成されていることを特徴とするタービンエンジン用オグメンタの再生方法。
【請求項１３】
前記第２の燃料ノズルは、該第２の燃料ノズルの噴流が非対称となるように構成されていることを特徴とする請求項１２記載のタービンエンジン用オグメンタの再生方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービンエンジンに関し、特に、タービンエンジンのオグメンタに関する。
【背景技術】
【０００２】
アフタバーナや推力オグメンタは、当該産業において知られており、いくつかの形態のものがある。典型的な形態では、タービンからの排気ガスがオグメンタのセンタボディ上を通過する。追加の燃料が、センタボディの近くに投入され、追加の推力を提供するように燃焼される。いくつかの形態では、オグメンタのセンタボディは、タービンのセンタボディと一体になっている。他の形態では、オグメンタのセンタボディは、タービンのセンタボディから分離されており、ダクトがこれらの間の空間を囲んでいる。特許文献１および特許文献２には、例示的な一体型オグメンタが開示されている。
【特許文献１】米国特許第５，６８５，１４０号明細書
【特許文献２】米国特許第５，３８５，０１５号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
オグメンタは、追加燃料の燃焼を引き起こすいくつかの火炎保持器要素を特徴として含むことができる。火炎保持器の火炎を安定化させるためにパイロット装置が使用され、これらのパイロット装置は、センタボディの周囲の流路にわたって火炎を分布させる。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の１つの形態は、タービンエンジンに関する。センタボディが、上流から下流に延びるガス流路内に配置されるとともに、下流のテールコーン部とこのテールコーン部の上流端部に近接するパイロット部とを有する。複数のベーンが、センタボディの外側で流路内に配置されている。複数の燃料噴射器が、関連するベーンを通って延在する関連する燃料噴射バーの内側端部に設けられている。各々の噴射器は、入口と、出口と、入口と出口との間に延びる通路と、を有する。この通路は、燃料が横方向に延在するとともに下流方向に末広となった面部分に衝突してこの末広となった面部分によって偏向されて噴射器から噴射されるように、燃料を導く第１の部分を有する。複数の点火器が、関連するベーンの内部に配置されており、関連する燃料噴射器から噴射された燃料を点火する。
【０００５】
種々の実施例では、上記通路は、下流方向に末広となった面部分に面するとともにこの末広となった面部分から５°よりも小さい角度で離間した下流方向に末広となった第２の部分を有しうる。パイロット部は、上流および下流のリムと底部とを有するチャネルを含むことができる。各々の噴射器は、これらの噴射器から噴射される燃料噴流の中心線が、チャネルの底部に向かって方向づけられるように向けることができる。下流方向に末広となった面部分は、横方向に延びるスロットの内側面であってもよい。このスロットは、末広となった面部分の側方端部において５５°〜９５°の角度で末広に設けられた一対の側方面部分を有することができる。
【０００６】
本発明の他の形態は、タービンエンジンのオグメンタノズルに関する。このノズルは、オグメンタ燃料管路と接続される近位の入口を有する。ノズルは、さらに燃料の噴霧を噴射する遠位の出口を有する。入口と出口との間で上流から下流に通路が延びており、この通路は、下流方向に末広に設けられた側方部分を含む出口端面部分によって境界づけられている。種々の実施例において、側方部分は５５°〜９５°の角度で下流方向に末広に設けることができる。また、側方部分は、６０°〜８０°の角度で下流方向に末広となっていてもよい。
【０００７】
本発明のまた他の形態は、側方に延びたスロットを画成する出口端面部分によって通路が境界づけられた、ガスタービンエンジンのオグメンタノズルに関する。出口端面部分は、互いに対して５５°〜９５°の角度で末広に設けられた側方面部分と、側方面部分の間に延在するとともに互いに対して０°〜５°の角度で末広に設けられた横方向の面部分と、を含むことができる。
【０００８】
本発明のさらに他の形態は、ベーンとセンタボディとを有するタービンエンジンオグメンタの再生方法に関する。第１の燃料ノズルが取り外されて、第２のノズルと交換される。第２の燃料ノズルは、第１の燃料ノズルの噴流よりも燃料噴流の中心線をより径方向に向けるように構成されているとともに、第２の燃料ノズルの噴流が少なくとも一方向で第１の燃料ノズルの噴流よりも拡散されるように構成されている。種々の実施例では、第１の燃料ノズルの噴流が中心線を中心として対称であるのに対し、第２の燃料ノズルは、噴流が非対称となるように構成されている。
【０００９】
本発明の１つまたはそれ以上の実施例の詳細は、添付図面および以下の実施形態に示されている。本発明の他の特徴、目的、および利点は、実施形態、図面、および請求項によって明らかとなる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
図１は、長手方向中心軸５００を有する動力装置２０を示している。動力装置２０は、前方から後方すなわち上流から下流に向かって後方５０１に、下流のタービン排気ケース（ＴＥＣ）２４を有するタービンエンジン２２を含む。ダクトの延長部２６が、オグメンタ３２のハウジング３０と合わさるようにタービン排気ケース２４から延在する。推力の方向を変えるノズルアセンブリ３４が、ハウジング３０から下流に延在する。オグメンタ３２は、径方向に延在するベーン４０によってガス流路の中心に取り付けられたセンタボディ３８を含み、これらのベーン４０は、後縁火炎保持器４２を有する。
【００１１】
センタボディ３８は、軸５００を中心として実質的に対称である。また、センタボディ３８は、前方先端部５０を有し、この前方先端部５０から連続的に湾曲した凸状の前部ボディすなわち蛋形部５２が、火炎保持器４２に隣接する長手方向またはほぼ長手方向の遷移領域５４に達するまで後方に延在する。遷移領域５４の後方では、センタボディの表面がパイロットチャネル５６を画成する。テールコーン面５８が、パイロットチャネル５６からセンタボディ３８の後方端部まで後方に延在する。
【００１２】
図２は、例示的なパイロット部の詳細を示している。環状のチャネルが、面５４との接合部から後方でかつ径方向内側に延在する円錐台状の面６０によって形成されている。面６０は、環状のチャネルの前方壁（上流壁）を構成し、接合部は前方のリムを構成する。長手方向の面６２が、面６０の内側端部との接合部から後方に延在してチャネルの底部を構成する。また、円錐台状の後方壁面６４が、面６２との接合部から後方でかつ径方向外側に延在し、チャネルの後方壁を構成している。さらに、長手方向のリム面６６が、チャネルの後方リムを定める面６４との接合部から後方に延在しており、この面６６は、テールコーン面５８への遷移部を提供する。燃料の噴流７０が、適切な管路を通ってノズル７２を介してパイロット部に供給される。例示的な管路が、火炎保持器４２の前方に位置するベーン本体８２の内部に取り付けられた燃料噴射バー８０として示されている。この燃料噴射バー８０は、本体８２の両側から燃料の噴流を供給する複数の側方ノズル（図示省略）を有する。ノズル７２は、燃料噴射バー８０の端部に設けられている。動作時には、パイロットチャネル５６が、一般に再循環するパイロット流れ６００を主流６０２から分流するように機能する。燃料の噴流７０は、パイロット流れ６００に投入され、関連する点火器８４の電気火花によって燃焼が引き起こされる。燃料は、上述の燃料噴射バー８０の側方ノズルを介して主流６０２にも供給される。パイロット流れ６００に含まれる燃焼された混合気は、パイロットチャネル５６の周囲に広がって、火炎を安定化させるとともに火炎保持器本体８２まで火炎を径方向外向きに広げる。選択的に、空気噴流を噴射する複数の管路（図示省略）をセンタボディに設けることもできる。このような管路のリングが含まれてもよい。これらの管路は、ベーンを通ってまたはベーンに沿ってパイロット部の前方のセンタボディまで延在する１つまたはそれ以上の供給管路（図示省略）から供給を受けることができる。
【００１３】
図３〜図７には、ノズル７２の詳細が示されている。ノズル７２は、近位（上流）の端部１００（図３，図４参照）から遠位（下流）の端部１０２（図５参照）まで延在する。また、ノズル７２は、上流端部における入口１０４と、遠位端部における出口１０６（図７参照）と、を有する。入口１０４と出口１０６との間には、通路１１０が延びており、この通路１１０は、上流端部から延在するとともに徐々に直径が小さくなる一連のボア１１２，１１４，１１６，１１８を含む段付きの長手方向部分を有する。最終すなわち最小のボア１１８の遠位（下流）の端部は、スロット１２０の近位（上流）の端部と連通し、スロット１２０の下流部分が出口１０６を構成する。スロット１２０は、全体として平らでかつ横方向に延在する対となった遠位壁１２２と近位壁１２４とを有し、これらの壁は、側壁１２６，１２８によって側方で接合されている（図６参照）。壁１２２，１２４は、互いに対して角度θ1で設けられており、側壁１２６，１２８は、互いに対して角度θ2で末広に設けられている。例示的な実施例では、角度θ1は、比較的小さく（例えば、約０°〜５°）、角度θ2は、実質的に大きい（例えば、約５５°〜９５°、より厳密には６０°〜８０°であり、例示的には公称７５°±２°）。スロット１２０は、ノズルの遠位部分の半径Ｒを有する周方向の面１３０に開口している（図６参照）。例示的な実施例では、この面１３０の曲率中心は、遠位のボア１１８がスロット１２０に開口する開口部の中心１３２とほぼ一致している。図３は、ノズル７２が、燃料を側方に噴射するための燃料パッド１４０を有していることをさらに示している。基本的な製造方法では、ノズルの全体的な形状を鋳造することができ、続いてボアをあけるとともにエンドミルなどによってスロットを機械加工することができる。
【００１４】
動作時には、遠位のボア１１８から流出する下流に移動する燃料は、面１２２に衝突して壁１２６，１２８の制約を受けながら外向きに扇形に広がる。この偏向は、比較的平らな扇形の噴霧を生じさせる。また、面１２４も扇形を定めるのを補助しうるが、面１２２ほど重要ではない。円筒形の壁を上流に有する円形の出口から噴射された同様の噴流と比較した場合に、噴流７０は、少なくともスロットが広がっている方向でより大きく広がっている。再び図２を参照すると、噴流は、中心線１５０と、おおよその内側端部１５２と外側端部１５３と、を有している。中心線１５０は、長手方向後方６０２に対してθ3の投影角度に設けられている。この投影は、中心線１５０がエンジン軸に対し僅かにねじれた方向に向かっていて径方向に対して投影角度θ4を有することに関連している。図８は、角度θ2よりも僅かに大きくてもよい角度θ5で扇形に広がる噴流の側方端部１５４，１５５をさらに示している。例示的な実施例では、角度θ3は、約４０°（より広くは３０°〜５０°）であり、角度θ4は、２５°（より広くは２０°〜３０°）である。図２を参照すると内側端部１５２と外側端部１５３との間の角度θ6は、比較的大きい角度θ2に対する角度θ5に比べて、関連する表面角度θ1の広がりをより大きく反映している。例示的な角度θ6は、おおよそ２０°〜４０°である。
【００１５】
スロット１２０の形状は、オグメンタを確実に点火するために、ノズル７２の位置と向きおよびパイロット部の寸法を考慮して選択されることが有利である。パイロット流れ６００に適切な燃料の噴霧を提供することが望ましい。この燃料を確実に点火するには、点火器８４の（例えば、内側端部である）作用端部１６０に近接して十分な量と細かさを有する液滴を提供することが必要である。この作用端部１６０は、ノズル出口の後方に離間されるとともに長手方向に方向づけられたベーンの内側後方面１６２から、この面１６２に設けられた１つまたはそれ以上の（一般的な開口部１６４などの）開口部を通ってノズル７２とともに突出している。火炎保持器用冷却空気も、このような開口部を通って径方向内側に通過可能となっている。図８の角度θ4は、点火器８４の両側で周方向に燃料を噴射するために、ベーン上を流れる空気の局部的な接線方向速度成分を考慮して選択される。例示的な実施例では、噴流の中心線１５０は、面６２の中央部（例えば、その中央の５０％）に向かって方向づけられている。この構成は、このような面の後方に向けてかなり浅い角度で方向づけられている従来技術における円状でかつ円筒形の出口とは異なっている。この方向づけによって、流れ６００における燃料のより大きな再循環が容易となる。これは、中心線１５０の方向が点火器８４の作用端部１６０からより離れた方向に向いていると、より拡散した噴霧によって作用端部１６０に近接して適切な量の燃料が提供されるからである。
【００１６】
本発明の１つまたはそれ以上の実施例を説明したが、本発明の趣旨および範囲から逸脱することなく、種々の変更が可能である。例えば、図示の出口の面は断面が直線状であるが、湾曲したホーン状の形状も可能である。このような湾曲した形状では、特定された角度は、局部的な角度または面部分の平均角度を示しうる。図示のスロットは、中心線を中心として非対称であるが、別の拡散を提供するために対称の出口（例えば、８０°〜１２０°、より厳密には９０°〜１１０°の比較的大きい角度の円錐状噴流を発生させる出口）を使用することもできる。本発明のパイロット部は、既存のエンジンの改装または再設計にも適用可能である。このような場合には、既存のエンジンの構造体によってパイロット部の種々の特性が影響される。遠隔のオグメンタに関して説明したが、本発明の原理は、非遠隔のオグメンタにも適用可能である。従って、請求の範囲には、他の実施例も含まれる。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】航空機の動力装置の概略的な長手方向断面図である。
【図２】図１の動力装置で使用される第１のオグメンタの長手方向の部分説明図である。
【図３】図２のオグメンタのノズルの上流端部の端面図である。
【図４】図３のノズルの４−４線に沿った長手方向断面図である。
【図５】図４のノズルの遠位部分の拡大説明図である。
【図６】図５の６−６線に沿った横断面図である。
【図７】図５のノズルの遠位部分の斜視図である
【図８】図２のオグメンタのベーンの後方説明図である。
【符号の説明】
【００１８】
４２…火炎保持器
５６…パイロットチャネル
５８…テールコーン面
６０…円錐台状の面
６２…長手方向の面
６４…後方壁面
６６…リム面
７０…燃料の噴流
７２…ノズル
８０…燃料噴射バー
８２…ベーン本体
８４…点火器
１５０…噴流の中心線
１５２…噴流の内側端部
１５３…噴流の外側端部
１６０…点火器の作用端部
１６２…ベーンの内側後方面
１６４…開口部
６００…パイロット流れ
６０２…主流
【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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