(57)【要約】      （修正有）【課題】優れた性能特性を有する火炎安定化装置を具備するオーグメンタを提供する。【解決手段】ガスタービンエンジンオーグメンタは、排気流路に対して開いた空洞開口部を有する外部燃料補給環状トラップ渦空洞部と、トラップ渦空洞部の上流側に配置され、燃料の一部が空洞開口部を経て空洞部に流入するように、燃料を噴射する燃料の唯一の供給源とを含む。燃料供給源の一例は、スプレーバーの内部の燃料管にある燃料穴は、燃料管を取り囲む熱シールドの熱シールド開口部を通して燃料を噴射するように動作し、燃料穴は、排気流路の半径方向の最も外側の部分に配置される。燃料の唯一の供給源は、半径方向スプレーバー及び／又は半径方向火炎保持器と一体であり排気流路の内部へ半径方向内側に延出する周囲方向に互いに離間して配置した一体スプレーバーを含んでもよく、半径方向火炎保持器及び半径方向スプレーバーは、互いに櫛の歯状に組み合して配置される。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
排気流路（１２８）に対して開いている空洞開口部（１４２）を有する外部燃料補給環状トラップ渦空洞部（５０）であって、前記空洞開口部（１４２）が、前記空洞部（５０）の半径方向内側の端部（１３９）で、空洞部前方壁（１３４）と空洞部後方壁（１４８）との間に延在する空洞部（５０）と、
前記トラップ渦空洞部（５０）の上流側に配置され、燃料（７５）の少なくとも一部が前記空洞開口部（１４２）を経て前記空洞部（５０）に流入するように、前記排気流路（１２８）の中へ燃料（７５）を噴射するように動作可能である燃料（７５）の単独の供給源とを具備するガスタービンエンジンオーグメンタ（３４）。
【請求項２】
前記燃料（７５）の単独の供給源は、複数のスプレーバー（５３及び／又は５９）を更に具備する請求項１記載のオーグメンタ（３４）。
【請求項３】
前記スプレーバー（５３及び／又は５９）の中にある燃料管（５１）と前記燃料管（５１）にある燃料穴（１５３）とを更に具備し、前記燃料管（５１）及び前記燃料穴（１５３）は、前記燃料管（５１）を包囲する熱シールド（５４及び／又は２０４）の熱シールド開口部（１６６）を通して前記燃料（７５）を噴射するように動作可能である請求項２記載のオーグメンタ（３４）。
【請求項４】
前記燃料穴（１５３）及び前記熱シールド開口部（１６６）は、前記排気流路（１２８）の半径方向の最も外側の部分（１５８）に配置される請求項３記載のオーグメンタ（３４）。
【請求項５】
前記排気流路（１２８）の内部へ半径方向内側に延出し、周囲方向に互いに離間して配置された複数の半径方向火炎保持器（５２）を更に具備し、
前記スプレーバーは、前記排気流路（１２８）の内部へ半径方向内側に延出する一体スプレーバー（５９）及び半径方向スプレーバー（５３）を含み、
前記一体スプレーバー（５９）は、前記半径方向火炎保持器（５２）と一体である請求項２記載のオーグメンタ（３４）。
【請求項６】
高圧圧縮機（１６）、直列で下流に向け流体連通する燃焼器（１８）及び高圧タービン（２０）を含むコアエンジン（１３）の上流側に位置するファン部分（１４）と；
前記コアエンジン（１３）の下流側に位置する低圧タービン（２２）と；
前記コアエンジン（１３）を取り囲むバイパス流路（２５）を含む環状バイパス導管（２４）と；
前記低圧タービン（２２）の下流側に位置するガスタービンエンジンオーグメンタ（３４）とを具備し、前記オーグメンタ（３４）は、
排気流路（１２８）に対して開いている空洞開口部（１４２）を有する外部燃料補給環状トラップ渦空洞部（５０）であって、前記空洞開口部（１４２）が、前記空洞部（５０）の半径方向内側の端部（１３９）で、空洞部前方壁（１３４）と空洞部後方壁（１４８）との間に延在する空洞部（５０）と、
前記トラップ渦空洞部（５０）の上流側に配置され、燃料（７５）の少なくとも一部が前記空洞開口部（１４２）を経て前記空洞部（５０）に流入するように、前記排気流路（１２８）の中へ燃料（７５）を噴射するように動作可能である燃料（７５）の単独の供給源とを具備するターボファンガスタービンエンジン（１０）。
【請求項７】
前記排気流路（１２８）の少なくとも一部を取り囲むバイパス導管（２４）と、
前記空洞部前方壁（１３４）の、前記空洞部前方壁に沿った前記開口部（１４２）の付近の半径方向位置に配置された第１の空気噴射穴（２１２）と、
前記空洞部後方壁（１４８）の、前記空洞部の半径方向外側の壁（１３０）の付近の前記開口部（１４２）から半径方向外側に離間した半径方向位置に配置された第２の空気噴射穴（２１４）とを更に具備し、
前記第１の空気噴射穴及び前記第２の空気噴射穴（２１２、２１４）は、前記バイパス導管（２４）の内部のバイパス流路（２５）に対して開いている請求項６記載のエンジン（１０）。
【請求項８】
前記排気流路（１２８）の内部へ半径方向内側に延出し、周囲方向に離間して配置された複数の半径方向火炎保持器（５２）と、
前記排気流路（１２８）の内部へ半径方向内側に延出する複数の一体スプレーバー（５９）及び複数の半径方向スプレーバー（５３）とを更に具備し、
前記一体スプレーバー（５９）は、前記半径方向火炎保持器（５２）と一体である請求項７記載のエンジン（１０）。
【請求項９】
前記一体スプレーバー（５３）及び前記半径方向スプレーバー（５９）の中にある燃料管（５１）と前記燃料管（５１）にある燃料穴（１５３）とを更に具備し、前記燃料管（５１）及び前記燃料穴（１５３）は、前記燃料管（５１）を包囲する熱シールド（５４及び／又は２０４）の熱シールド開口部（１６６）を通して前記燃料（７５）を噴射するように動作可能であり、
前記燃料穴（１５３）及び前記熱シールド開口部（１６６）は、前記排気流路（１２８）の半径方向の最も外側の部分（１５８）に配置され、
前記半径方向火炎保持器（５２）は、前記半径方向スプレーバー（５３）と周囲方向に互いに櫛の歯状に組み合わされて配置される請求項８記載のエンジン（１０）。
【請求項１０】
排気流路（１２８）に対して開いている空洞開口部（１４２）を有する外部燃料補給環状トラップ渦空洞部（５０）を有し、前記空洞開口部（１４２）は、前記空洞部（５０）の半径方向内側の端部（１３９）で、空洞部前方壁（１３４）と空洞部後方壁（１４８）との間に延在するガスタービンエンジンオーグメンタ（３４）を動作させる方法において、前記オーグメンタの動作中、燃料（７５）の少なくとも一部が前記空洞開口部（１４２）を経て前記渦空洞部（５０）に流入するように、前記トラップ渦空洞部（５０）の上流側に配置された燃料（７５）の単独の供給源から前記排気流路（１２８）の中へ燃料（７５）を噴射することにより、前記トラップ渦空洞部（５０）に供給される燃料（７５）の全てを供給することから成る方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に、推力増補アフターバーナを有する航空機のガスタービンエンジンに関し、特に、トラップ渦空洞部を有するアフターバーナ及びオーグメンタに関する。
【背景技術】
【０００２】
高性能の軍用航空機は、通常、特に超音速飛行中に必要に応じて推力を増大するためのアフターバーナ又はオーグメンタを有するターボファンガスタービンエンジンを含む。ターボファンエンジンは、直列で下流に向け流体連通する多段ファンと、多段圧縮機と、燃焼器と、圧縮機に動力を供給する高圧タービンと、ファンに動力を供給する低圧タービンとを含む。多段圧縮機、燃焼器、高圧タービン及び低圧タービンを取り囲むバイパス導管は、ファン空気の一部を多段圧縮機、燃焼器、高圧タービン及び低圧タービンを迂回するように搬送する。
【０００３】
動作中、空気は、ファン及び圧縮機を通過する間に順に圧縮され、燃焼器において燃料と混合され、点火されて、高温燃焼ガスを生成する。高温燃焼ガスは、タービン段を通って下流側に流れ、そこで、高温燃焼ガスからエネルギーが取り出される。その後、高温コアガスは、エンジンの排気部分へ排出される。排気部分はアフターバーナを含む。アフターバーナを介し、可変面積排気ノズルを通って、高温コアガスはエンジンから排出される。
【０００４】
アフターバーナはエンジンの排気部分に配置される。排気部分は、排気ケーシングと燃焼ゾーンを包囲する排気ライナとを含む。再熱動作中に必要に応じて追加燃料を噴射するために、タービンと排気ノズルとの間に燃料噴射器（スプレーバーなど）及び火炎保持器が装着される。追加燃料は、推力を増補するために、アフターバーナにおいて燃焼される。そのような燃料噴射を利用する推力増補又は再熱は、ウェット動作と呼ばれる。これに対し、ドライ動作は推力増補を使用しない場合を表す。コアエンジンを迂回してアフターバーナまでファン空気の一部を搬送するために、環状バイパス導管は、ファンからアフターバーナまで延出する。このバイパス空気は、排気ノズルから排出される前にコアガスとスプレーバーからの燃料と混合され、点火され、燃焼される。バイパス空気の一部は排気ライナを冷却する目的にも使用される。
【０００５】
種々の火炎保持器が知られており、再熱動作中に燃焼を維持し安定化するために、それらの火炎保持器は、その背後の領域、すなわち火炎保持器以外では高速のコアガスが存在するべき領域に、局所的に低速の再循環領域及びよどみ領域を形成する。コアガスは、コアエンジンにおける燃焼の生成物であるので、当初からコアガスは高温であり、再熱動作中にバイパス空気及び追加燃料と共に燃焼されるときに、更に加熱される。現在、オーグメンタは、推力の増加を最大限にするために使用されており、流れをフルに活用し、燃焼過程において利用できる酸素の全てを消費し、例えば約７０％という高い推力増補比を示す。
【０００６】
火炎保持器のすぐ下流側の領域においては、ガス流れの一部が再循環され、その速度は火炎伝播の速度より遅い。それらの領域では、新たな燃料の通過時に点火できる安定した火炎が存在する。不都合なことに、ガス流れの中に位置する火炎保持器は、本来、流れ損失を引き起こし、エンジン効率を低下させる。最新のいくつかのガスタービンエンジン及びその構造は、炎の安定性を向上し流れ損失を低減する試みとして、半径方向に延出するスプレーバー及び火炎保持器を含む。半径方向火炎保持器と一体に構成された半径方向スプレーバーは、米国特許第５，３９６，７６３号公報（特許文献１）及び第５，８１３，２２１号公報（特許文献２）に開示される。一体形半径方向スプレーバーを有する複数の半径方向火炎保持器の間に配置された半径方向スプレーバーは、GE F414航空機用ガスタービンエンジン及びGE F110-132航空機用ガスタービンエンジンに組み込まれている。この構造は、燃焼効率を向上するために燃料を更に大きく分散させると共に、一体形半径方向スプレーバーを有する半径方向火炎保持器の燃料補給を排除する。それにより、火炎保持器は、過剰な燃料補給による炎の吹消し及び／又は不安定燃焼を起こすことがない。
【０００７】
通常、燃料は火炎保持器の上流側で噴射されるため、火炎保持器の上流側で望ましくない燃料の自動点火及び燃焼が発生してしまうと、火炎保持器は危険な状態に陥り、この原因によっても、火炎保持器の耐用年数は著しく短くなる。Ｖ溝火炎保持器は、コアガス中に懸垂されているので、効果的に冷却するのが更に困難であり、通常、周囲方向の温度変化の影響を受ける。この温度変化に応じて熱応力が発生し、火炎保持器の耐用年数は更に短縮される。Ｖ溝火炎保持器の火炎保持能力は限定されており、その空力的性能及び空力的特性は、エンジンの大きさ、性能及び推力能力に悪影響を及ぼす。これは、１つには、ノズルを経て排出される前にスプレーバーにより添加される燃料をほぼ完全に燃焼させるのに十分な長さを有する燃焼ゾーン並びに広範囲にわたる飛行速度及びマッハ数に起因する。従って、従来のアフターバーナ又はオーグメンタより優れた性能特性を有する火炎安定化装置を具備するオーグメンタを提供することが極めて望ましい。
【特許文献１】米国特許第５，３９６，７６３号公報
【特許文献２】米国特許出願第２００２／０１１２４８２号
【特許文献３】米国特許出願第２００４／０２１６４４４号
【特許文献４】米国特許第５，７９１，１４８号公報
【特許文献５】米国特許第５，８１３，２２１号公報
【特許文献６】米国特許第５，８５７，３３９号公報
【特許文献７】米国特許第６，２８６，２９８号公報
【特許文献８】米国特許第６，２９５，８０１号公報
【特許文献９】米国特許第６，４８１，２０９号公報
【特許文献１０】米国特許第６，６６８，５４１号公報
【特許文献１１】米国特許第６，７３５，９４９号公報
【特許文献１２】米国特許出願第１０/２１５，４７７号,２００２年８月５日出願, "Augmenter With Trapped Vortex Flame Stabilizer", Attorney Docket No. 13DV-12556.
【特許文献１３】米国特許出願第１１/０８９，６１４号,２００５年３月２５日出願, "Augmenter Swirler Pilot", Attorney Docket No. 130467.
【特許文献１４】米国特許出願第１１/０８９，７２３号,２００５年４月４日出願, "Air/Fuel Jet Stabilizers For Augmenter", Attorney Docket No. 129963.
【特許文献１５】米国特許出願第１１/２０９，９１８号,２００５年８月２３日出願, "Trapped Vortex Cavity Afterburner", Attorney Docket No. 165593.
【非特許文献１】AIAA 95-0810, "Performance of a Trapped-Vortex Combustor", 33rd Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, January 9-12, 1995/Reno, NV, 15 pages.
【発明の開示】
【０００８】
ガスタービンエンジンのオーグメンタは、排気流路に対して開いた空洞開口部を有する外部燃料補給環状トラップ渦空洞部を含む。空洞開口部は、空洞部の半径方向内側の端部において、空洞部前方壁と空洞部後方壁との間に延在する。燃料の唯一の供給源は、トラップ渦空洞部の上流側に配置され、燃料の少なくとも一部が空洞開口部を通って空洞部に流入するように、排気流路の中へ燃料を噴射するように動作可能である。
【０００９】
オーグメンタの一実施形態においては、燃料の唯一の供給源は、複数のスプレーバーを含む。スプレーバーの中にある燃料管及び燃料管にある燃料穴は、燃料管を取り囲む熱シールドの熱シールド開口部を通して燃料を噴射するように動作可能である。燃料穴及び熱シールド開口部は、排気流路の半径方向の最も外側の部分に配置される。周囲方向に互いに離間して配置された複数の半径方向火炎保持器は、排気流路の中へ半径方向内側に延出する。半径方向火炎保持器は、排気流路の中へ半径方向内側に延出する一体スプレーバー及び半径方向スプレーバーを含む。一体スプレーバーは、半径方向火炎保持器と一体である。半径方向火炎保持器は、半径方向スプレーバーと互いに周囲方向に櫛の歯状に組み合わされて配置されてもよい。
【００１０】
オーグメンタの更に特定された実施形態は、排気流路の少なくとも一部を取り囲むバイパス導管を含む。渦空洞部は、空洞部前方壁の、空洞開口部の付近の前方壁に沿った半径方向位置に第１の空気噴射穴を含み、空洞部後方壁には、空洞開口部から半径方向外側に離間された空洞部の半径方向外側の壁の付近に半径方向に配置された第２の空気噴射穴を含む。第１及び第２の空気噴射穴はバイパス導管内部のバイパス流路に対して開いている。
【００１１】
ターボファンガスタービンエンジンはコアエンジンの上流側にファン部分を含む。コアエンジンは、直列で下流に向け流体連通する高圧圧縮機と燃焼器と高圧タービンとを含む。低圧タービンはコアエンジンの下流側に配置され、バイパス流路を含む環状バイパス導管はコアエンジンを包囲する。ガスタービンエンジンオーグメンタは、低圧タービンの下流側に配置され、外部燃料補給環状トラップ渦空洞部を含む。
【００１２】
外部燃料補給環状トラップ渦空洞部を有するガスタービンエンジンオーグメンタを動作させる方法は、オーグメンタの動作中、燃料の少なくとも一部が空洞開口部を通ってトラップ渦空洞部に流入するように、トラップ渦空洞部の上流側に配置された燃料の唯一の供給源から排気流路の中へ燃料を噴射することにより、トラップ渦空洞部に供給される燃料の全てを供給することを含む。方法の一実施形態は、スプレーバーから、特に、スプレーバーの中にある燃料管から、燃料管の燃料穴及び燃料管を取り囲む熱シールドの熱シールド開口部を通して排気流路の中へ燃料を噴射することを含む。排気流路の少なくとも一部を取り囲むバイパス導管を流れるバイパス空気は、空洞開口部の付近の空洞部前方壁に沿った半径方向位置において、空洞部前方壁にある第１の空気噴射穴を通してバイパス空気から後方へ噴射され、渦を発生させる空気を噴射するため、並びに空洞開口部から半径方向外側に離間して配置された空洞部の半径方向外側の壁の付近に半径方向に配置された空洞部後方壁の第２の空気噴射穴を通して前方へ噴射され、渦を発生させる空気を噴射するために使用されてもよい。
【００１３】
添付の図面と関連する以下の詳細な説明において、本発明は、上記の目的及び利点以外の目的及び利点と共に、好適な実施形態に従って、更に詳細に説明される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
図１には、飛行中の航空機（図示せず）に動力を供給する中間バイパス比ターボファンガスタービンエンジン１０の一例が示される。エンジン１０は、長手方向又は軸方向の中心線軸１２に関して軸対称形であり、コアエンジン１３の上流側にファン部分１４を有する。コアエンジン１３は、多段軸方向高圧圧縮機１６と、環状燃焼器１８と、高圧駆動軸１７により高圧圧縮機１６に適切に接合された高圧タービン２０とを直列下流流体連通関係で含む。コアエンジン１３の下流側には多段低圧タービン２２がある。低圧タービン２２は低圧駆動軸１９によりファン部分１４に適切に接合される。コアエンジン１３はコアエンジンケーシング２３及び環状バイパス導管２４の内部に収納される。バイパス導管２４はコアエンジン１３の周囲に規定されたバイパス流路２５を含む。エンジンケーシング２１は、ファン部分１４から低圧タービン２２の先まで下流側へ延出するバイパス導管２４を包囲する。
【００１５】
エンジン空気２５は、エンジン入口１１を通ってエンジン内部に入り、最初に、ファン部分１４を通って下流側へ流れる間に加圧される。空気の内側部分はコアエンジン空気３７と呼ばれ、高圧圧縮機１６を通って流れ、更に圧縮される。エンジン空気の外側部分はバイパス空気２６と呼ばれ、コアエンジン１３を迂回し、バイパス導管２４を通って流れるように搬送される。コアエンジン空気は、燃焼器１８の主燃焼器燃料噴射器３２及び気化器により燃料と適切に混合され、点火されて、高温燃焼ガスを生成する。高温燃焼ガスは、タービン２０、２２を通って流れる。高温燃焼ガスは、環状コア出口３０からコアガス２８として排出され、排気流路１２８の上流側部分であるコア流れ流路１２７に入る。排気流路１２８は、タービン２０、２２の下流側へ後方に向かって延出している。コアガスは、更に、エンジン１０のタービン２０、２２の後方下流側にあるディフューザ２９を通過する。コア流れ流路１２７は、バイパス導管２４の半径方向内側に配置される。
【００１６】
ディフューザ２９は、環状の半径方向外側ディフューザライナ４６により取り囲まれたディフューザ導管３３を含み、コアガス２８がエンジンのオーグメンタ３４に流入するときにコアガス２８の速度を低下させるために使用される。中心線軸１２は、中心線軸１２の周囲に沿って配置されるオーグメンタ３４の中心線軸でもある。コア出口３０から後方へ延出し、一部はオーグメンタ３４の内部へ突出する先細形の中心本体４８は、半径方向内側でディフューザ導管３３の境界を規定する。ディフューザ２９は、排気ケーシング３６の内側の燃焼ライナ４０の前端部３５から上流側又は前方へ軸方向に離間して配置される。排気流路１２８の燃焼ゾーン４４は、燃焼ライナ４０により取り囲まれ、バイパス導管２４から半径方向内側に離間して、オーグメンタ３４の下流側後方に配置される。
【００１７】
図１及び図２を参照すると、排気羽根４５は、排気流路１２８を半径方向に横切るように延出する。通常、排気羽根４５は中空であり、湾曲している。中空の排気羽根４５は、バイパス空気２６の第１の部分１５を受け入れ、空気噴射穴１３２を通して排気流路１２８へ空気を流し込むように構成される。バイパス空気２６とコアガス２８とは混合されて、排気流れ３９を形成する。排気部分１２６は、対応するエンジンケーシング２１と同軸に配置された環状排気ケーシング３６を含む。排気ケーシング３６は、エンジンケーシング２１に適切に装着され、排気流路１２８を取り囲む。排気ケーシング３６の後端部には、従来の可変面積収束拡張排気ノズル３８が装着される。動作中、排気流れ３９は排気ノズル３８を通って排出される。
【００１８】
排気部分１２６は、環状排気燃焼ライナ４０を更に含む。ライナ４０は、排気ケーシング３６から半径方向内側に離間して配置され、それにより、ライナ４０と排気ケーシング３６との間に、バイパス導管２４と流体連通状態で配置された環状冷却導管４２が規定される。冷却導管４２は、バイパス空気２６の第２の部分２７をバイパス導管２４から受け入れる。排気流路１２８の内部の排気部分燃焼ゾーン４４は、ライナ４０及びバイパス導管２４から半径方向内側に、コアエンジン１３及び低圧タービン２２の下流側又は後方の位置に配置される。図示されるオーグメンタ３４の実施形態は、ディフューザ壁４６から排気流路１２８の中へ半径方向内側に延出し、周囲方向に互いに離間して配置された複数の半径方向火炎保持器５２を含む。各々の半径方向火炎保持器５２は、一体スプレーバー５９を含む。半径方向火炎保持器５２は、半径方向スプレーバー５３と周囲方向に互いに櫛の歯状に組み合わされて配置される。すなわち、図４に示されるように、半径方向火炎保持器５２のうち周囲方向に隣接する対５７の火炎保持器の間に、それぞれ１つの半径方向スプレーバー５３が配置される。
【００１９】
更に図２及び図３を参照すると、各半径方向火炎保持器５２の一体スプレーバー５９は、１つ以上の燃料管５１を内蔵する。燃料管５１は、従来の燃料供給源（図示せず）と流体連通状態で適切に接合される。燃料供給源は、排気羽根４５の下流側であって燃焼ゾーン４４の上流側の位置において排気流路１２８の中へ燃料７５を噴射するために、各々の燃料管に燃料７５を搬送するのに有効である。これに類似する空冷火炎保持器は、共に本出願の譲受人に譲渡され且つ参考として本明細書中に取り入れられている米国特許第５，８１３，２２１号公報及び第５，３９６，７６３号公報に詳細に開示される。
【００２０】
各々の半径方向火炎保持器５２は、燃料管５１を取り囲む火炎保持器熱シールド５４を含む。燃料管５１にある燃料穴１５３は、火炎保持器熱シールド５４の熱シールド開口部１６６を経て排気流路１２８の中へ燃料７５を噴射するように動作可能である。ほぼ後方下流側に向き、平坦な外面１７１を有する火炎保持壁１７０は、膜冷却穴１７２を含み、火炎保持器熱シールド５４の後端部に配置される。図２に示すように、半径方向火炎保持器５２は、半径方向火炎保持器の半径方向外側の端部１７６から半径方向内側の端部１７８に向かって下流側へ配列される。火炎保持壁１７０及び平坦な外面１７１は、エンジンの中心線軸１２に関して角度を成す壁軸１７３に関して傾斜している。
【００２１】
再び図４を参照すると、オーグメンタの半径方向燃料スプレーバー５３は、半径方向火炎保持器５２のうち少なくともいくつかの火炎保持器の間に周囲方向に沿って配置される。図４に示されるオーグメンタ３４の場合、周囲方向に隣接する各対の半径方向火炎保持器５２の間に、それぞれ１つの半径方向スプレーバー５３が配置される。オーグメンタ３４の他の実施形態では、各半径方向火炎保持器５２の間に、２つ以上の半径方向スプレーバー５３が採用されてもよい。オーグメンタ３４の更に別の実施形態においては、採用される半径方向スプレーバー５３の数が図４の場合より少なくてもよい。その場合、隣接する対の半径方向火炎保持器５２の中には、間に半径方向スプレーバー５３を挟まない対もあり、隣接する対の半径方向火炎保持器５２のうち他の対は、間に少なくとも１つの半径方向スプレーバー５３を有する。
【００２２】
図５、図６及び図７を参照すると、各々の半径方向スプレーバー５３は、１つ以上の燃料管５１を取り囲むスプレーバー熱シールド２０４を含む。図中には、半径方向スプレーバー５３は、２つの燃料管５１を有するものとして示される。燃料管５１の燃料穴１５３は、スプレーバー熱シールド２０４にある開口部１６６を通して排気流路１２８の中へ燃料７５を噴射するように動作可能である。再び図１及び図２を参照すると、バイパス空気２６の第１の部分１５は、排気流路１２８内部のコアガス２８と混合されて排気流れ３９を形成し、更に下流側では、バイパス空気２６の他の部分と混合される。オーグメンタ３４は、燃焼のために、排気流路１２８内の酸素を使用する。
【００２３】
図７には、スプレーバー熱シールド２０４のエーロフォイル横断面２１１が示される。エーロフォイル横断面２１１は、エーロフォイル形のスプレーバー熱シールド２０４の壁１１２を示す。半径方向スプレーバー５３の燃料管５１から及び半径方向火炎保持器５２の燃料管５１からの燃料７５は、排気羽根４５の下流側で、排気流路１２８の中へ噴射され、燃焼ゾーン４４において燃焼されるべき燃料／空気混合物を形成する。半径方向火炎保持器５２及び半径方向スプレーバー５３の燃料管５１の燃料穴１５３からの燃料７５は、燃焼ゾーン４４において燃焼されて、排気ノズル３８からの推力を増補する。
【００２４】
燃料／空気混合物は、外部燃料補給環状トラップ渦空洞部５０により点火され、安定化される。環状トラップ渦空洞部５０は、周囲方向に分割されてもよい。トラップ渦空洞部５０は、燃料と空気との混合物の環状回転渦６９を生成するために利用される。トラップ渦空洞部５０は、空洞部前方壁１３４と、空洞部半径方向外側壁１３０と、空洞部後方壁１４８とを含む。空洞開口部１４２は、トラップ渦空洞部５０の半径方向内側の端部１３９において、空洞部前方壁１３４と空洞部後方壁１４８との間に延在する。外部燃料補給環状トラップ渦空洞部５０に供給される燃料の全ては、空洞部５０の外側から空洞開口部１４２を通って流入する。
【００２５】
空洞開口部１４２は、排気流路１２８の燃焼ゾーン４４に対して開いており、空洞部半径方向外側壁１３０から半径方向に離間して内側に配置される。バイパス空気２６を供給源として後方へ噴射され渦を発生させる空気は、トラップ渦空洞部５０の半径方向内側の端部１３９において、空洞開口部１４２の付近の空洞部前方壁１３４に沿った半径方向位置で、空洞部前方壁１３４の第１の空気噴射穴２１２を通って噴射される。前方へ噴射され渦を発生させる空気２１６は、空洞部半径方向外側壁１３０に半径方向に近接して配置された空洞部後方壁１４８の第２の空気噴射穴２１４を通って噴射される。
【００２６】
図１、図２及び図５に示されるように、周囲方向に沿って配置された環状トラップ渦空洞部５０は、妨害されずに燃焼ゾーン４４と直接流体連通するように、燃焼ゾーン４４において中心線軸１２に向かって半径方向内側に向いている。推力増補中又は再熱中に、燃焼ゾーン４４における火炎の点火及び安定化を最大限にするために、環状トラップ渦空洞部５０は、燃焼ゾーン４４の半径方向外側の部分１２２において、半径方向スプレーバー５３及び半径方向火炎保持器５２のわずかに後方下流側に配置される。従って、トラップ渦空洞部５０は、半径方向火炎保持器５２の燃料管５１に形成された燃料穴１５３の半径方向の最も外側の部分１５８及び半径方向スプレーバー５３の燃料管５１に形成された燃料穴１５３の半径方向の最も外側の部分１５８に空気力学的に密接に結合されることになる。燃料穴１５３の最も外側の部分１５８は、コア流れ流路１２７又は排気流路１２８の半径方向の最も外側の部分１５８の中に配置される。コア流れ流路１２７又は排気流路１２８ではなく、例えばバイパス導管２４に設けられるような、更に半径方向外側に配置された他の燃料穴１５３が存在してもよい。
【００２７】
燃料管５１及び燃料管５１にある燃料穴１５３の半径方向の最も外側の部分１５８は、コア流れ流路１２７又は排気流路１２８の半径方向の最も外側の部分１５８における渦空洞部燃料噴射器１６２としても機能し、その一例を示す。トラップ渦空洞部５０の中で発生される渦６９は、オーグメンタ３４に侵入するディフューザ導管３３からの空気に燃料７５を巻き込むことにより、燃料穴１５３の半径方向の最も外側の部分１５８から燃料７５を取り入れる。渦６９の中の空気がトラップ渦空洞部５０から吐き出されるにつれて、オーグメンタ３４に侵入するディフューザ導管３３からの半径方向外側の気流１５９は、渦空洞部５０の中へ引き込まれ、半径方向外側の気流１５９は、燃料穴１５３の半径方向の最も外側の部分１５８から燃料７５を巻き込む。外部燃料補給環状トラップ渦空洞部５０の中へ送り込まれる燃料７５の全ては、空洞部５０の外側から空洞開口部１４２を通って流入し、渦空洞部５０に引き込まれる半径方向外側の気流１５９に巻き込まれる。従って、半径方向火炎保持器５２の燃料管５１に形成された燃料穴１５３の半径方向の最も外側の部分１５８及び半径方向スプレーバー５３の燃料管５１に形成された燃料穴１５３の半径方向の最も外側の部分は、トラップ渦空洞部５０に対して燃料７５の唯一の供給源である。渦の中で燃料と空気との混合物に点火するために、トラップ渦空洞部５０の内部に、少なくとも１つの点火器９８が動作可能に配置される。点火された燃料と空気との混合物は、その後、燃焼ゾーン４４の中に向かって膨張し、燃焼ゾーン４４の内部の燃料と空気との混合物に点火する。図には唯１つの点火器しか示されていないが、２つ以上の点火器が使用されてもよい。このように、外部燃料補給環状渦空洞部５０は、余分な渦空洞部燃料噴射器並びに渦空洞部の壁を貫通する空気噴射穴及びバイパス導管の空気噴射穴を使用して、渦空洞部へ燃料を送り込むことを不要にする。
【００２８】
以上、本発明の好適な実施形態であると考えられるものを説明したが、本明細書の教示から、本発明の他の変形は当業者には明らかであろう。従って、本発明の真の趣旨の範囲内に含まれるそのような変形の全ては添付の特許請求の範囲において保護されることが望まれる。
【００２９】
従って、特許により保護されることが望まれるのは、添付の特許請求の範囲において定義され且つ他と区別されるような発明である。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】外部燃料補給渦空洞部を具備するオーグメンタを有するターボファンガスタービンエンジンの一例を示した軸方向断面図である。
【図２】図１に示されるオーグメンタに配置された半径方向火炎保持器及び渦空洞部を示した拡大軸方向断面図である。
【図３】図２に示される半径方向火炎保持器の３‐３に沿った断面図である。
【図４】図３に示されるオーグメンタの半径方向火炎保持器の間に配置された半径方向スプレーバーの一部を示した斜視図である。
【図５】図１及び図４に示される半径方向スプレーバーを示した拡大軸方向断面図である。
【図６】図１、図４及び図５に示される半径方向スプレーバーを示した拡大立面図である。
【図７】図６に示される半径方向スプレーバーの７‐７に沿った断面図である。
【符号の説明】
【００３１】
１０…ターボファンガスタービンエンジン、１３…コアエンジン、１４…ファン部分、１６…高圧圧縮機、１８…燃焼器、２０…高圧タービン、２２…低圧タービン、２４…環状バイパス導管、２５…バイパス流路、３４…オーグメンタ、５０…外部燃料補給環状トラップ渦空洞部、５２…半径方向火炎保持器、５３…半径方向スプレーバー、５４…火炎保持器熱シールド、５９…一体スプレーバー、７５…燃料、１２８…排気流路、１４２…空洞開口部、１５３…燃料穴、１６６…熱シールド開口部、２０４…スプレーバー熱シールド、２１２…第１の空気噴射穴、２１４…第２の空気噴射穴
【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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【外国語明細書】
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