(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸（３３）を中心とする回転対称形を有し、ガスが流れる方向に上流から下流に向かって配置された、外径Ｄ２の径方向のスワラ（４２、４３）と、この径方向のスワラ（４２、４３）から軸方向に間隔をあけられた椀状部（３０）と、前記椀状部（３０）を中心として配置される噴射装置の支持リング（５０）とを含み、椀状部（３０）が、先広がりの壁（３１）により延長される円筒壁（３２）を含み、先広がりの壁（３１）が、空気取入れ穴（３４）を備えた、タービンエンジンの燃焼室における燃料混合気の噴射装置であって、
支持リング（５０）が、ガスの流れる方向に上流から下流に向かって配置された、外径Ｄ３の第一の円筒部分（５１）と、第一の円筒部分（５１）から軸方向に間隔をあけて結合される外径Ｄ４の第二の円筒部分（５２）とを含み、第一の円筒部分（５１）が、複数の支持脚（５５）により椀状部（３０）の円筒壁（３２）に接続されており、外径Ｄ３が外径Ｄ２未満であることを特徴とする、前記噴射装置。
【請求項２】
支持脚（５５）が、椀状部（３０）を中心として周方向に規則正しく配分されていることを特徴とする、請求項１に記載の噴射装置。
【請求項３】
連続する空気取入れ穴（３４）が、残りの壁により結合され、支持脚（５５）が、残りの壁の正面に配置されることを特徴とする、請求項１または２に記載の噴射装置。
【請求項４】
支持脚（５５）が、周方向に沿って、連続する２個の空気取入れ穴（３４）の間に存在する残りの壁の幅（ｍ）よりも小さい幅（ｅ）を有することを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の噴射装置。
【請求項５】
外径Ｄ３が外径Ｄ４未満であることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載の噴射装置。
【請求項６】
支持リング（５０）の第二の円筒部分（５２）が、円筒部分の軸に向かう径方向の環状突起（５３）を備えることを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載の噴射装置。
【請求項７】
径方向の環状突起（５３）が、冷却穴（５４）を備えることを特徴とする、請求項６に記載の噴射装置。
【請求項８】
内壁と、外壁と、底壁（８）とを有し、請求項１から７のいずれか一項に記載の少なくとも一つの噴射装置を備えることを特徴とする、燃焼室。
【請求項９】
請求項８に記載の燃焼室を備える、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、タービンエンジンの分野に関し、タービンエンジンの燃焼室における燃料混合気の噴射装置に関する。本発明は、特に、空気力学的な噴射装置の新しいタイプの組立体に関する。
【背景技術】
【０００２】
以下の説明において、「上流」または「下流」という表現は、ガスが流れる方向を基準として構造要素の位置を軸方向に相対的に示すために用いられる。同様に、「内部」または「径方向内部」および「外部」または「径方向外部」という表現は、タービンエンジンの回転軸を基準として構造要素の位置を径方向に相対的に示すために用いられる。
【０００３】
タービンエンジンは、燃焼室に加圧空気を送る一つまたは複数のコンプレッサを含み、燃焼室では、空気と燃料とを混合して点火することにより高温の燃焼ガスを発生する。燃焼ガスは、燃焼室の下流の一つまたは複数のタービンに向かって流れ、タービンは、このように受け取ったエネルギーを変換して、一つまたは複数のコンプレッサを回転駆動することにより、たとえば航空機の作動等の必要な仕事を提供する。
【０００４】
一般に、航空技術で使用される燃焼室は、燃焼室の底壁により上流端で互いに結合される内壁と外壁とを含む。燃焼室の底壁は、周方向に間隔をあけた複数の開口部を有し、各開口部が、燃焼室に燃料混合気を供給可能な噴射装置を収容する。各燃料噴射装置は、互いに接続された、燃料インジェクタと、径方向のスワラ（ｖｒｉｌｌｅ）と、ベンチュリと、椀状部（ｂｏｌ）と、デフレクタとを特に含み、燃焼室の底壁がデフレクタに固定される。
【０００５】
燃焼室には複数のタイプがあり、「従来型」とも呼ばれるいわゆる「シングルヘッド」燃焼室、すなわち噴射装置が周方向に一列しかないものと、いわゆる「マルチヘッド」燃焼室、すなわち噴射装置が周方向に複数列あるものとがある。シングルヘッド燃焼室のなかでは、従来型の簡単な燃焼室に対して、いわゆる「主要領域の高さを低くした」燃焼室が区別される。主要領域の高さは、椀状部のすぐ下流端で測定した燃焼室の内壁と外壁との距離に相当する。
【０００６】
従来型のシングルヘッド燃焼室の場合、仏国特許第２７５３７７９号明細書に示されたように、椀状部とデフレクタとの接触面がほぼ円筒形をなし、その直径が、スワラの外径より大きい。
【０００７】
以下、図１に示すように、参照符号Ｄ１は、椀状部とデフレクタとの接触面に対応する円筒の直径を示し、参照符号Ｄ２は、スワラの外径を示すものとする。
【０００８】
マルチヘッド燃焼室または、主要領域の高さを低減したシングルヘッド燃焼室の場合、噴射装置を組み込むために利用可能な空間が、従来型のシングルヘッド燃焼室よりも狭い。従って、直径Ｄ１が制限される。ところで、一定のタービンエンジンの場合、いわゆる「従来型」椀状部に対して、いわゆる「透過性が高い」椀状部の使用が必要になる場合がある。透過性は、噴射装置の場合、所望の燃料混合気を発生するように椀状部の内部に一定の空気量を噴射する能力である。透過性が高い椀状部は、従来型の椀状部よりも入側断面が大きいスワラを備える。これにより、スワラが軸方向に大型化して噴射装置の径方向の寸法にも影響し、噴射装置もまた、従来型椀状部の場合よりも大きくなってしまう。さらに、透過性の高い椀状部を用いると、径方向のスワラの下流で椀状部に設けられる空気取入れ穴に十分な加圧空気を供給し続けなければならない。マルチヘッド燃焼室または主要領域の高さを低減したシングルヘッド燃焼室の場合は直径Ｄ１が制限されるので、そうすると径方向のスワラの外径Ｄ２が直径Ｄ１よりも大きくなり、空気取入れ穴を供給することができなくなってしまう。
【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】
【０００９】
本発明は、マルチヘッド燃焼室または主要領域の高さを制限したシングルヘッド燃焼室に組み込み可能な透過性の高い椀状部を含む噴射装置を提案することにより、上記の問題を解決可能であり、この噴射装置は、従来型の椀状部を備えた噴射装置と常に同じ機能を果たし、すなわち同じ特徴を備えた燃料混合気を送る。本発明では、さらに、従来型装置に比べて小型化した噴射装置が得られ、これにより航空技術で常に追及されている質量の低減がもたらされる。
【００１０】
従って、本発明の目的は、デフレクタと椀状部との接触面に対応する直径よりもスワラの直径を大型化できる新型噴射装置により、空気取入れ穴用の十分な供給断面を形成可能にすることにある。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
特に、本発明は、タービンエンジンの燃焼室における燃料混合気の噴射装置に関し、この噴射装置は、軸を中心とする回転対称形を有し、ガスが流れる方向に上流から下流に向かって配置された、外径Ｄ２の径方向のスワラと、この径方向のスワラから軸方向に間隔をあけられた椀状部と、前記椀状部を中心として配置される噴射装置の支持リングとを含み、椀状部が、先広がりの壁により延長される円筒壁を含み、先広がりの壁が、空気取入れ穴を備えており、この噴射装置は、支持リングが、ガスの流れる方向に上流から下流に向かって配置された、外径Ｄ３の第一の円筒部分と、第一の円筒部分から軸方向に間隔をあけて結合される外径Ｄ４の第二の円筒部分とを含み、第一の円筒部分が、複数の支持脚により椀状部の円筒壁に接続される。
【００１２】
有利には、外径Ｄ３が外径Ｄ２未満である。
【００１３】
実施形態によれば、支持脚が、椀状部を中心として周方向に規則正しく配分されている。さらに、連続する空気取入れ穴が、残りの壁により結合されているので、有利には、支持脚を残りの壁の正面に配置可能である。
【００１４】
支持脚は、周方向に沿って、連続する２個の空気取入れ穴の間に存在する残りの壁の幅よりも小さい幅を有することができる。
【００１５】
可能な実施形態によれば、外径Ｄ３が外径Ｄ４未満である。
【００１６】
有利には、支持リングの第二の円筒部分が、円筒部分の軸に向かう径方向の環状突起を備える。径方向の環状突起は、冷却穴を備えることができる。
【００１７】
さらに、本発明は、また、内壁と、外壁と、底壁とを有し、少なくとも一つのこのような噴射装置を備える燃焼室に関する。
【００１８】
本発明は、また、このような燃焼室を備えるタービンエンジンに関する。
【００１９】
本発明は、添付図面に関して限定的ではなく例として挙げられた好適な実施形態の説明を読めば、いっそう理解され、本発明の他の長所がいっそう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】
【００２０】
図面どうしの類似部品または類似細部を示すために、説明の全体を通して同じ参照符号を使用する。
【００２１】
図１は、既に説明したように、従来技術による噴射装置を示す断面図である。
【００２２】
図２は、低圧コンプレッサ２、高圧コンプレッサ３、燃焼室４、低圧タービン５、および高圧タービン６を含む、タービンエンジン１、たとえば航空機のターボジェットエンジンの全体の断面図である。燃焼室４は、環状型とすることができ、ターボジェットエンジンの回転軸Ｘに対して径方向に間隔をあけた２個の環状壁７により画定され、上流端で燃焼室の環状の底壁８に結合されている。底壁８は、周方向に規則正しく間隔を置いた複数の開口部（図示せず）を含む。各開口部には、噴射装置が取り付けられる。燃焼ガスは、燃焼室４の下流に向けて流れてから、タービン５、６に供給され、タービンは、それぞれ２個のシャフト９、１０を介して、底壁８の上流に配置されるコンプレッサ２、３をそれぞれ駆動する。高圧コンプレッサ３は、噴射装置と、燃焼室４の内部および外部にそれぞれ径方向に配置される２個の環状スペースとに、空気を供給する。燃焼室４に入る空気は、燃料を気化させて燃焼する役割を果たす。燃焼室２の壁の外部で循環する空気は、これらの壁を冷却し、希釈穴（図示せず）から燃焼室に入ることにより、タービンに送られる燃焼ガスを冷却する役割を果たす。
【００２３】
図３は、本発明による噴射装置２０の実施形態を示す断面図である。噴射装置２０はとりわけ、椀状部３０と、ベンチュリ４０と、２個の径方向のスワラ４２、４３と、デフレクタ１１と、底壁８における噴射装置２０の支持リング５０とを含む。デフレクタ１１は、燃焼室内で底壁８に平行に配置され、底壁８に設けた穴１２を通る空気との衝突により冷却される。椀状部３０は、支持リング５０を介してデフレクタ１１の内部に取り付けられる。椀状部３０は、軸３３と同軸に配置される円筒壁３２の延長線上に、下流に向かって広がる壁３１を含む。先広がりの壁３１は、環状の断面Ｓを介して高圧コンプレッサ３からの空気を供給される複数の空気取入れ穴３４と、環状フランジ３７とを含む。ここでは、先広がりの壁３１に結合されるフランジ３７は、もちろん支持リング５０に設けてもよい。円筒壁３２は、軸３３を持つベンチュリ４０を囲み、ベンチュリの内周４１は、収束発散形状である。ベンチュリ４０は、主要スワラ４２および第二のスワラ４３からの空気の流れを画定する。主要スワラおよび第二のスワラからなる全体が外径Ｄ２を有する。
【００２４】
支持リング５０は、軸３３を持つ外径Ｄ３の第一の上流円筒部分５１と、上流円筒部分５１と同軸の外径Ｄ４の第二の下流円筒部分５２とからなり、外径Ｄ４は外径Ｄ３よりも大きい。上流円筒部分５１および下流円筒部分５２は、これらの円筒部分５１、５２の直径の差を補償するように、円錐形の中間壁により互いに接続されている。
【００２５】
下流円筒部分５２は、その下流端に、軸３３に向いた径方向の環状突起５３を備える。環状突起５３は、接触面が空気取入れ穴３４の下流に配置されるように、椀状部の先広がりの壁３１と接している。この突起は、冷却穴５４を備え、その役割は、高圧コンプレッサ３からの空気を供給してフランジ３７を冷却することにある。デフレクタ１１は、下流円筒部分５２で支持リング５０に取り付けられ、デフレクタ１１と支持リング５０との接触面は、ほぼ、軸３３を持つ直径Ｄ４の円筒である。ここで説明する例では、デフレクタ１１と支持リング５０とが２個の異なる部品であるが、図４に示したように単一の同じ部品とすることももちろん可能である。
【００２６】
支持リング５０の上流円筒部分５１は、周方向に規則正しく配分された複数の支持脚５５により、椀状部３０の円筒部分３２に接続される。支持脚５５は、たとえば全部で５から８個とすることができる。図５に示したように、各支持脚は、連続する２個の空気取入れ穴３４の軸間に、この２個の穴の間に存在する残留材料の正面に、たとえ部分的でも穴３４を塞がないように配置される。支持脚の周方向の幅ｅは、連続する２個の空気取入れ穴３４の間に存在する残留材料の幅ｍよりも小さい。たとえば椀状部３０の円筒壁３２の外面に溝を加工することにより、空気取入れ穴３４に対する支持リング５０の環状位置決め（ｉｎｄｅｘａｇｅ）手段を設けてもよい。そうすれば、組立時に支持脚５５がこれらの溝に収容されるので、支持リング５０がその一つまたは複数の支持脚５５と共に一つまたは複数の空気取入れ穴３４の正面にくることがない。
【００２７】
支持脚５５は、支持リング５０と椀状部３０の円筒壁３２との間に環状の通過断面Ｓを設けることができる。支持脚は、椀状部３０に蝋付け可能である。
【００２８】
燃焼室の底壁８は、支持リング５０の上流円筒部分５１に取り付けられる。この２個の部品間の接触面は、ほぼ、軸３３をもつ直径Ｄ３の円筒である。この直径Ｄ３は、上記の直径Ｄ１に対応する。本発明により、直径Ｄ３をスワラ４２、４３の外径Ｄ２未満にしながら、支持リング５０と椀状部３０との空気の通過断面Ｓを設けられることが分かる。このようにして、空気取入れ穴３４と冷却穴５４との空気供給が確保される。さらに、噴射装置２０は、径方向に小型化される。何故なら、燃焼室の底壁８への噴射装置２０の組立が、より小さい直径Ｄ３で行われるからである。たとえば従来技術による噴射装置では、直径Ｄ１の値が約５５から６０ｍｍであったが、本発明による噴射装置では、直径Ｄ３の値を約４０ｍｍから５０ｍｍにすることができるので、この例では１０ｍｍから１５ｍｍの利得を得られる。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】従来技術による噴射装置を概略的に示す断面図である。
【図２】タービンエンジン、より詳しくは航空機のターボジェットエンジンを概略的に示す断面図である。
【図３】本発明による噴射装置の実施形態を概略的に示す断面図である。
【図４】本発明による噴射装置の別の実施形態を概略的に示す断面図である。
【図５】本発明による装置の一部を上流から見た部分側面図である。
【符号の説明】
【００３０】
１  タービンエンジン
２  低圧コンプレッサ
３  高圧コンプレッサ
４  燃焼室
５  低圧タービン
６  高圧タービン
７  環状壁
８  底壁
９、１０  シャフト
１１  デフレクタ
１２  穴
２０  噴射装置
３０  椀状部
３１  壁
３２  円筒壁
３３  軸
３４  空気取入れ穴
３７  環状フランジ
４０  ベンチュリ
４１  ベンチュリの内周
４２、４３  径方向のスワラ
５０  支持リング
５１  第一の上流円筒部分
５２  第二の下流円筒部分
５３  環状突起
５４  冷却穴
５５  支持脚
Ｓ  環状の断面
【図１】
0004818895.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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