(57)【要約】【課題】ガスタービンエンジン用の改良された点火システムを提供する。【解決手段】一態様では、本発明の主題は、ガスタービンエンジン用の点火器アセンブリを対象とする。点火器アセンブリは、外側ハウジングと、外側ハウジングを通って径方向に延びる点火器チューブとを含む。点火器チューブは、点火先端と、点火器チューブに連結され、外側ハウジング内に少なくとも部分的に配置されたナットと、外側ハウジングの頂部部分の内側表面とナットとの間を延びる付勢部材とを含む。可撓性シールは、ナットの底部側から径方向内側に延び、保持カラーは、点火先端に近接して点火器チューブに連結される。保持カラーは、ガスタービンエンジン用の燃焼器の外側ライナに接続された装着リングに連結するように構成されている。【選択図】図１
2017002900.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１６）用の点火器アセンブリ（１０２）であって、
外側ハウジング（１１４）と、
前記外側ハウジング（１１４）を通って径方向に延び、点火先端（１０８）を有する点火器チューブ（１０６）と、
前記点火器チューブ（１０６）に連結され、前記外側ハウジング（１１４）内に少なくとも部分的に配置されるナット（１２６）と、
前記外側ハウジング（１１４）内の前記点火器チューブ（１０６）の一部を少なくとも部分的に取り囲み、前記外側ハウジング（１１４）の頂部部分（１１８）の内側表面（１２９）と前記ナット（１２６）との間を延びる付勢部材（１２８）と、
前記ナット（１２６）の底部側（１３６）から径方向内側に延びる可撓性シール（１３０）と、
前記点火先端（１０８）に近接して前記点火器チューブ（１０６）に連結される保持カラー（１４２）であって、前記保持カラー（１４２）は、前記ガスタービンエンジン（１６）用の燃焼器（２７）の外側ライナ（６４）に接続された装着リング（１４８）に連結するように構成されている保持カラー（１４２）と、を備えるガスタービンエンジン（１６）用の点火器アセンブリ（１０２）。
【請求項２】
前記外側ハウジング（１１４）が、前記外側ハウジング（１１４）の頂部部分（１１８）に沿って配置された開口部（１１６）を画定し、前記点火器チューブ（１０６）の一部が、前記開口部（１１６）を通って径方向に延びる請求項１に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
【請求項３】
前記外側ハウジング（１１４）が、１つ以上の通気ポート（１２２）を画定する請求項１又は２に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
【請求項４】
前記外側ハウジング（１１４）内の前記点火器チューブ（１０６）から外側に延びるカラー（１３８）をさらに備え、前記可撓性シール（１３０）の第１の端部部分（１３４）が、前記ナット（１２６）と前記カラー（１３８）との間でシールされる請求項１乃至３のいずれか１項に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
【請求項５】
スペーサ（１２４）をさらに備え、前記点火器チューブ（１０６）が、前記スペーサ（１２４）を通って径方向に延び、前記可撓性シール（１３０）の底部部分（１４０）が、前記スペーサ（１２４）の頂部表面（１３２）に対してシールされる請求項１乃至４のいずれか１項に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
【請求項６】
前記付勢部材（１２８）が、波形ばねである請求項１乃至５のいずれか１項に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
【請求項７】
前記付勢部材（１２８）が、コイルばねである請求項１乃至６のいずれか１項に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
【請求項８】
前記ナット（１２６）が、前記点火器チューブ（１０６）と係合する請求項１乃至７のいずれか１項に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
【請求項９】
前記保持カラー（１４２）の外側表面（１５２）の少なくとも一部が、球状または弓状である請求項１乃至８のいずれか１項に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
【請求項１０】
ガスタービンエンジン（１６）の燃焼セクション（２６）であって、
内側ライナ（６２）および前記内側ライナ（６２）から径方向に離間し、その間を径方向に延びる開口部（１１０）を画定する外側ライナ（６４）と、
前記内側ライナ（６２）と外側ライナ（６４）との間で画定された燃焼チャンバ（７２）と、
前記外側ライナ（６４）の周囲を周方向に延びる外側ケーシング（７４）であって、  前記外側ライナ（６４）および前記外側ケーシング（７４）は、それらの間で外側流路（７６）を画定し、前記外側ケーシング（７４）は、前記外側ライナ（６４）の前記開口部（１１０）と実質的に位置合わせされた開口部（８６）を含む外側ケーシング（７４）と、
燃料点火器アセンブリ（１０２）であって、
前記外側ケーシング（７４）に連結された外側ハウジング（１１４）と、
外側ハウジング（１１４）および前記外側ケーシング（７４）の前記開口部（８６）を通って径方向に延び、前記外側ライナ（６４）の前記開口部（１１０）を少なくとも部分的に通って延びる点火先端（１０８）を有する点火器チューブ（１０６）と、
前記点火器チューブ（１０６）に連結され、前記外側ハウジング（１１４）内に少なくとも部分的に配置されるナット（１２６）と、
前記外側ハウジング（１１４）内の前記点火器チューブ（１０６）の一部を少なくとも部分的に取り囲み、前記外側ハウジング（１１４）の頂部部分（１１８）の内側表面（１２９）と前記ナット（１２６）との間を延びる付勢部材（１２８）と、
前記ナット（１２６）の底部側（１３６）から前記外側ケーシング（７４）に向かって径方向内側に延びる可撓性シール（１３０）と、
前記点火先端（１０８）に近接して前記点火器チューブ（１０６）に連結される保持カラー（１４２）であって、前記保持カラー（１４２）は、前記外側ライナ（６４）に固定して接続された装着リング（１４８）に連結される保持カラー（１４２）とを備える燃料点火器アセンブリ（１０２）と、を備えるガスタービンエンジン（１６）の燃焼セクション（２６）。
【請求項１１】
前記外側ハウジング（１１４）が、前記外側ハウジング（１１４）の頂部部分（１１８）に沿って配置された開口部（１１６）を画定し、前記点火器チューブ（１０６）の一部が、前記開口部（１１６）を通って径方向に延びる請求項１０に記載の燃焼セクション（２６）。
【請求項１２】
前記外側ハウジング（１１４）が、１つ以上の通気ポート（１２２）を画定する請求項１０又は１１に記載の燃焼セクション（２６）。
【請求項１３】
前記外側ハウジング（１１４）内の前記点火器チューブ（１０６）から外側に延びるカラー（１３８）をさらに備え、前記可撓性シール（１３０）の第１の端部部分（１３４）が、前記ナット（１２６）と前記カラー（１３８）との間でシールされる請求項１０乃至１２のいずれか１項に記載の燃焼セクション（２６）。
【請求項１４】
前記外側ケーシング（７４）の前記開口部（８６）内に配置されたスペーサ（１２４）をさらに備え、前記点火器チューブ（１０６）が、前記スペーサ（１２４）を通って径方向に延び、前記可撓性シール（１３０）の底部部分（１４０）が、前記スペーサ（１２４）の頂部表面（１３２）に対してシールされる請求項１０乃至１３のいずれか１項に記載の燃焼セクション（２６）。
【請求項１５】
前記付勢部材（１２８）が、波形ばねである請求項１０乃至１４のいずれか１項に記載の燃焼セクション（２６）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の主題は、一般に、ガスタービンエンジンに関する。より具体的には、本発明の主題は、ターボファンエンジンのガスタービンエンジン部分用の点火器アセンブリに関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファンエンジンは、一般に、ファンアセンブリと、コアガスタービンエンジンとを含む。ガスタービンエンジンは、直列流れ配列で、低圧圧縮機、高圧圧縮機、燃焼セクション、高圧タービンおよび低圧タービンを含む。高圧シャフトは、高圧圧縮機を高圧タービンに連結する。低圧シャフトは、高圧シャフト内を同軸に延び、低圧圧縮機を低圧タービンに連結する。ファンアセンブリは、ファンシャフトに連結され、低圧圧縮機の入口の上流に配置された複数のファンブレードを含む。ファンシャフトは、ギアボックスを介して低圧シャフトに連結される。特定の構成では、外側ケーシングまたはナセルは、ファンブレードおよびガスタービンエンジンの少なくとも一部を囲む。バイパス空気通路は、ガスタービンエンジンの外側ケーシングとナセルとの間で画定される。
【０００３】
燃焼セクションは、一般に、環状内側ライナと、内側ライナから径方向に離間した環状外側ライナと、内側および外側ライナの上流または前方端部に連結された燃焼器ドームとを含む。燃料噴射器またはノズルは、ドームを通って延び、燃料空気混合気を内側ライナと外側ライナとの間で画定される燃焼チャンバに供給するように構成されている。外側ケーシングは、周方向に外側ライナを取り囲み、それらの間で外側プレナムまたは通路を少なくとも部分的に画定する。
【０００４】
燃焼セクションはさらに、外側ケーシングに装着または連結された１つ以上の点火器アセンブリを有する点火システムを含む。点火器アセンブリの点火器部分は、外側ケーシングおよび外側プレナムを通ってほぼ径方向に延びる。点火器の点火先端部分は、外側ライナ内で画定された開口部を少なくとも部分的に通って延びる。点火中または再起動中などのガスタービンの運転中、点火器は、エネルギーを供給されて燃焼チャンバ内で燃料空気混合気に点火するように点火先端に火花を供給することができる。
【０００５】
外側ライナおよび／または燃焼チャンバに対する点火先端の径方向および／または軸方向の位置決めは、ガスタービンの運転中に変更することができる。たとえば、外側ケーシングおよび外側ライナならびに／またはＧ力の変化する熱成長率によって点火先端が非常に高温の燃焼ガスの流れに過度に浸漬することとなり、これにより点火器の望ましくない熱疲労が発生してしまう。加えてまたは代替的に、外側ケーシングおよび外側ライナならびに／またはＧ力の変化する熱成長率は、点火先端を外側ライナ内で画定された開口部から径方向に上昇させ、これにより燃焼器を点火させる能力に影響を与える可能性がある。それゆえ、ガスタービンエンジン用の改良された点火システムは、ターボファンエンジン産業において有用となるであろう。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許出願第２０１４／０３５２３２３号
【発明の概要】
【０００７】
本発明の態様および利点は、その一部を以下の説明に記載しており、あるいはその説明から明らかになり、あるいは本発明の実施により学ぶことができる。
【０００８】
一態様では、本発明の主題は、ガスタービンエンジン用のシステムを対象とする。システムは、ガスタービンエンジン用の点火器アセンブリを含む。点火器アセンブリは、外側ハウジングと、外側ハウジングを通って径方向に延びる点火器チューブとを含む。点火器チューブは、点火先端を含む。ナットが点火器チューブに連結され、外側ハウジング内に少なくとも部分的に配置される。付勢部材が、外側ハウジング内の点火器チューブの一部を少なくとも部分的に取り囲む。付勢部材は、外側ハウジングの頂部部分の内側表面とナットとの間を延びる。可撓性シールが、ナットの底部側から径方向内側に延びる。保持カラーが、点火先端に近接して点火器チューブに連結される。保持カラーは、ガスタービンエンジン用の燃焼器の外側ライナに接続された装着リングに連結するように構成されている。
【０００９】
本発明の主題の別の態様は、ガスタービンエンジンの燃焼セクションを対象とする。燃焼セクションは、内側ライナと、内側ライナから径方向に離間する外側ライナとを含む。外側ライナは、その間を径方向に延びる開口部を画定する。燃焼チャンバは、内側ライナと外側ライナとの間で画定される。外側ケーシングは、外側ライナの周囲を周方向に延びる。外側ライナおよび外側ケーシングは、それらの間で外側流路を画定する。外側ケーシングは、外側ライナの開口部と実質的に位置合わせされる開口部を含む。燃焼セクションはさらに、燃料点火器アセンブリを含む。燃料点火器アセンブリは、外側ケーシングに連結される外側ハウジングを備える。点火器チューブは、外側ハウジングおよび外側ケーシングの開口部を通って径方向に延びる。点火器チューブは、外側ライナの開口部を少なくとも部分的に通って延びる点火先端を有する。ナットが点火器チューブに連結され、外側ハウジング内に少なくとも部分的に配置される。付勢部材が、外側ハウジング内の点火器チューブの一部を少なくとも部分的に取り囲む。付勢部材は、外側ハウジングの頂部部分の内側表面とナットとの間を延びる。可撓性シールが、ナットの底部側から外側ケーシングに向かって径方向内側に延びる。保持カラーが、点火先端に近接して点火器チューブに連結される。保持カラーは、外側ライナに固定して接続される装着リングに連結される。
【００１０】
本発明のこれらおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の説明および添付の特許請求の範囲を参照することによってよりよく理解されるであろう。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成するものであるが、本発明の実施形態を例示し、また説明とともに本発明の原理を説明する働きをする。
【００１１】
当業者を対象とした、その最良の形態を含む本発明の完全で実施可能な程度の開示が本明細書に記載されており、本明細書は添付の図を参照する。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明の様々な実施形態を組み込むことができる、例示的なターボファンジェットエンジンの概略断面図である。
【図２】本発明の様々な実施形態を組み込むことができる、図１に示すターボファンジェットエンジンの燃焼セクションの一部の側面断面図である。
【図３】本発明の例示的な実施形態に係る燃料点火器アセンブリを含む、図２に示す燃焼セクションの一部の拡大断面図である。
【図４】本発明の少なくとも１つの実施形態に係る、図３に示す燃料点火器アセンブリの一部を含む燃焼セクションの一部の拡大断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下、本発明の本実施形態について詳しく説明するが、その１つ以上の例が、添付の図面に示されている。詳細な説明では、図面中の特徴を参照するために数値および文字による指示が使用されている。図面および説明の中で同じまたは類似の指示は、本発明の同じまたは類似の部品を参照するために使用されている。本明細書で使用する場合、用語「第１の」、「第２の」および「第３の」は、ある構成要素を他の構成要素から区別するために交換可能に使用することができ、個々の構成要素の位置または重要性を意味することは意図されていない。用語「上流」および「下流」は、流体通路内の流体の流れに対する相対的な流れ方向を意味する。たとえば、「上流」は流体がそこから流れる流れ方向を意味し、「下流」は流体がそこに流れる流れ方向を意味する。
【００１４】
各実施例は、本発明の限定ではなくて本発明の説明として示している。実際には、本発明の範囲および精神から逸脱せずに、本発明において修正および変更を加えることができることは、当業者には明らかであろう。たとえば、一実施形態の一部として例示しまたは説明した特徴は、別の実施形態で使用してさらに別の実施形態を生成することができる。したがって、本発明は、そのような修正および変更を添付の特許請求の範囲およびその均等物の範囲内に属するものとして保護することを意図している。
【００１５】
ここで、図面を参照すると、同一の数字は、図を通して同一の要素を示し、図１は、本発明の様々な実施形態を組み込むことができる、本明細書において「ターボファン１０」と称される例示的なターボファンジェットエンジン１０の概略的な部分側面断面図である。図１に示すように、ターボファン１０は、参考のためにその間を延びる長手方向または軸方向中心線軸線１２を有する。一般に、ターボファン１０は、ファンアセンブリ１４と、ファンアセンブリ１４の下流に配置されたコアタービンエンジンまたはガスタービンエンジン１６を含むことができる。
【００１６】
コアタービンエンジン１６は、一般に、環状入口２０を画定する実質的に管状の外側ケーシング１８を含むことができる。外側ケーシング１８は、直列流れ関係で、ブースタまたは低圧（ＬＰ）圧縮機２２および高圧（ＨＰ）圧縮機２４を有する圧縮機セクションと、燃焼セクション２６と、高圧（ＨＰ）タービン２８および低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクションと、ジェット排気ノズルセクション３２とを包囲または少なくとも部分的に形成する。高圧（ＨＰ）ロータシャフト３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動可能に接続する。低圧（ＬＰ）ロータシャフト３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動可能に接続する。ＬＰロータシャフト３６はまた、ファンアセンブリ１４のファンシャフト３８に接続されてもよい。特定の実施形態では、図１に示すように、ＬＰロータシャフト３６は、減速ギヤ４０を介して間接駆動または歯車駆動構成などでファンロータシャフトまたはファンシャフト３８に接続することができる。
【００１７】
図１に示すように、ファンアセンブリ１４は、ファンシャフト３８に連結され、ファンシャフト３８から径方向外側に延びる複数のファンブレード４２を含む。環状ファンケーシングまたはナセル４４は、ファンアセンブリ１４および／またはコアタービンエンジン１６の少なくとも一部を周方向に取り囲む。ナセル４４は、複数の周方向に離間した出口案内ベーンまたはストラット４６によってコアタービンエンジン１６に対して支持されるように構成することができることを当業者は理解されたい。また、ナセル４４の少なくとも一部は、コアタービンエンジン１６の外側部分上に延びることでそれらの間でバイパス気流通路４８を画定することができる。
【００１８】
ターボファン１０の運転中、矢印５０で示す大量の空気は、ナセル４４および／またはファンアセンブリ１４の関連する入口５２を通ってターボファン１０に流入する。大量の空気５０がファンブレード４２を通過すると、矢印５４で示す空気の第１の部分がバイパス気流通路４８内に導かれるかまたは送られ、その一方で矢印５６で示す空気の第２の部分がＬＰ圧縮機２２内に導かれるかまたは送られる。空気５６の第２の部分の圧力がその後、ＬＰおよびＨＰ圧縮機２２、２４を通って送られるので増加する。空気５６の第２の部分はその後、燃焼セクション２６内に送られ、そこで燃料と混合されて燃焼し、燃焼ガス５８を供給する。
【００１９】
燃焼ガス５８は、ＨＰタービン２８を通って送られてＨＰロータシャフト３４を回転させ、それによりＨＰ圧縮機２４の運転を支持する。燃焼ガス５８は次いで、ＬＰタービン３０を通って送られてＬＰロータシャフト３６を回転させ、それによりＬＰ圧縮機２２の運転および／またはファンシャフト３８の回転を支持する。燃焼ガス５８は次いで、コアタービンエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を通って送られて推進スラストを与える。同時に、ターボファン１０のファンノズル排気セクション６０から排出される前に空気５４の第１の部分がバイパス気流通路４８を通って送られると、空気５４の第１の部分の圧力が実質的に増加し、推進スラストを与える。
【００２０】
図２は、本発明の様々な実施形態を組み込むことができる、燃焼セクション２６の一部の側面断面図である。図２に示すように、燃焼セクション２６は、一般に、環状内側ライナ６２と、環状外側ライナ６４と、内側ライナ６２と外側ライナ６４それぞれの上流端部６８と７０との間に延びるドーム状端部６６とを有する環状型燃焼器２７を含む。内側ライナ６２は、外側ライナ６４から径方向に離間し、それらの間でほぼ環状の燃焼チャンバ７２を画定する。特定の実施形態では、内側ライナ６２および／または外側ライナ６４は、少なくとも部分的にまたは全体的に金属合金またはセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料から形成することができる。
【００２１】
内側ライナ６２および外側ライナ６４は、燃焼器または外側ケーシング７４内に包囲されている。外側流路７６を、外側ケーシング７４と外側ライナ６４との間で画定することができる。内側ライナ６２および外側ライナ６４は、ドーム状端部６６からタービンノズル７８に向かって延びる。燃料噴射器またはノズル８０は、ドーム状端部６６を少なくとも部分的に通って延び、燃料空気混合気８２を燃焼チャンバ７２に供給する。
【００２２】
様々な実施形態では、図２に示すように、燃焼セクション２６は、燃焼チャンバ７２内で燃料空気混合気８２を点火する点火システム１００を含む。燃料点火システム１００は、一般に、コントローラまたは点火源１０４に電気的／電子的に連結される少なくとも１つの燃料点火器アセンブリ１０２を含む。点火器アセンブリ１０２は、外側ケーシング７４の外側表面８４に接続することができる。
【００２３】
図３は、本発明の例示的な実施形態に係る、図２に示す燃料点火器アセンブリ１０２を含む燃焼セクション２６の一部の拡大断面図である。例示的な実施形態では、図３に示すように、燃料点火器アセンブリ１０２は、外側ケーシング７４および外側流路７６内で、および／または外側ケーシング７４および外側流路７６によって画定された開口部８６を通ってほぼ径方向に延びる点火器チューブ１０６を含む。点火器チューブ１０６の点火先端または先端部分１０８は、外側ライナ６４内で画定された開口部１１０を少なくとも部分的に通って延びる。特定の実施形態では、点火先端１０８は、開口部１１０に対して、および点火器チューブ１０６の径方向中心線１１２に対して同心円状に位置合わせすることができる。
【００２４】
例示的な実施形態では、図３に示すように、燃料点火器アセンブリ１０２は、外側ハウジングまたは本体１１４を含む。特定の実施形態では、外側ハウジング１１４は、外側ハウジング１１４の頂部部分１１８に沿って画定された開口部１１６を含む。開口部１１６は、点火器チューブ１０６を受け入れるため、かつ／または点火器チューブ１０６に中心線１２（図１）に対してその中で径方向への移動を可能にするために寸法どりかつ／または成形することができる。点火器チューブ１０６の一部は、開口部１１６を通って開口部１１６から径方向外側に延びることができる。外側ハウジング１１４は、外側ケーシング７４に連結するように構成することができ、開口部８６の周囲に少なくとも部分的にシールを形成することができる。たとえば、外側ハウジング１１４は、ボルト１２０または他の機械的締結手段を介して外側ケーシング７４に連結することができる。特定の実施形態では、外側ハウジング１１４は、１つ以上の通気ポート１２２を含むことができる。
【００２５】
環状アダプタまたはスペーサ１２４は、外側ハウジング１１４と外側ケーシング７４との間に径方向に配置することができる。点火器チューブ１０６は、スペーサ１２４を通って径方向に延びる。スペーサ１２４は、外側ケーシング７４内で画定された開口部８６を少なくとも部分的に通って外側ライナ６４に向かって延びることができる。たとえば、一実施形態では、スペーサ１２４の一部は、開口部８６を通って外側流路７６内に延びる。
【００２６】
例示的な実施形態では、ナット１２６が、点火器チューブ１０６の周囲を少なくとも部分的に周方向に延びる。ナット１２６は、外側ハウジング１１４内で少なくとも部分的に包囲され得る。特定の実施形態では、ナット１２６は、点火器チューブ１０６に係合して点火器チューブ１０６に沿ってナット１２６の径方向の位置調整を可能にすることができる。ばねまたは付勢部材１２８は、点火器チューブ１０６の一部の周囲を周方向に延び、ナット１２６と外側ハウジング１１４の内側表面１２９との間に配置される。一実施形態では、付勢部材１２８は、コイルばねであってもよい。一実施形態では、付勢部材１２８は、波形ばねであってもよい。付勢部材１２８は、一般に、ナット１２６および／または点火器チューブ１０６に対して径方向内向きの力を供給し、点火器チューブ１０６を開口部８６および／またはスペーサを通って外側ライナ６４に向けて付勢するようになっている。
【００２７】
例示的な実施形態では、点火器アセンブリ１０２は、これに限定されないが図３に示すベローズシールのような環状の柔軟性または可撓性シール１３０を含む。可撓性シール１３０は、点火器チューブ１０６の一部の周囲を周方向に延び、ナット１２６とスペーサ１２４の頂部表面１３２との間に配置される。可撓性シール１３０は、そのシール性能を損なうことなく径方向に撓むことになる。可撓性シール１３０の第１の端部部分１３４は、ナット１２６の底部側１３６と、点火器チューブ１０６の径方向中心線１１２にほぼ垂直な方向に点火器チューブ１０６から外側に延びるランディング表面またはカラー１３８との間にシールかつ／または配置することができる。カラー１３８は、点火器チューブ１０６の一部として形成してもよいし、点火器チューブ１０６に固定して取り付けてもよい。たとえば、カラー１３８は、ナット、ワッシャーなどによって形成することができる。
【００２８】
例示的な実施形態では、ナット１２６は、可撓性シール１３０の第１の端部部分１３４に締め付けることができ、これによりナット１２６とカラー１３８との間に少なくとも部分的にシールを形成する。可撓性シール１３０の底部部分１４０は、スペーサ１２４の頂部表面１３２に対しておよび／またはスペーサ１２４の頂部表面１３２にシールすることができる。たとえば、底部部分１４０は、スペーサ１２４の頂部表面１３２にろう付け、溶接または他の方法でシールもしくは取り付けることができる。例示的な実施形態では、付勢部材１２８、ナット１２６および可撓性シール１３０は、外側流路７６の外側および外側ケーシング７４の外側全体に配置される。
【００２９】
例示的な実施形態では、環状スリーブまたは保持カラー１４２が、点火先端１０８に近接して点火器チューブ１０６に固定して接続され、かつ／または点火器チューブ１０６によって少なくとも部分的に形成される。保持カラー１４２は、点火器チューブ１０６の径方向中心線１１２にほぼ垂直な方向に点火器チューブ１０６から外側に延びる。点火器アセンブリ１０２が燃焼器外側ケーシング７４に装着されると、保持カラー１４２は外側ケーシング７４の内側表面８８および／またはスペーサ１２４の底部表面１４４と外側ライナ６４の外側表面９０との間に配置される。
【００３０】
図４は、図３に示す燃焼セクション２６の一部の拡大断面図であり、少なくとも部分的に、点火器チューブ１０６の点火先端１０８と、外側ライナ６４の一部とを含む。例示的な実施形態では、図４に示すように、保持カラー１４２は、装着リングまたはフェルール１４８のポケットまたはスロット１４６内に装着するために形成かつ／または成形される。装着リング１４８は、外側ライナ６４によって画定された開口部１１０と同心円状に位置合わせすることができる。装着リング１４８は、外側ライナ６４に固定して接続することができる。たとえば、装着リング１４８は、外側ライナ６４に溶接、ろう付け、ボルト留めまたは他の方法で固定して接続することができる。装着リング１４８は、ポケット１４６内で保持カラー１４２を係止または連結するためのタブ１５０または他の同様の特徴または装置を含むことができる。たとえば、他の実施形態では、保持カラー１４２は、ワッシャーおよび／もしくはボルトまたは他の締結具（図示せず）を介してポケット１４６内で連結されてもよい。
【００３１】
特定の実施形態では、保持カラー１４２の外側表面１５２の少なくとも一部は、ポケット１４６の内側表面１５４に相補的に成形または形成されてもよい。たとえば、一実施形態では、外側表面１５２の一部およびポケット１４６の内側表面１５４の一部は、ボールおよびソケット型の接合部をそれらの間に形成する球状および／または弓状にすることができ、これによりガスタービンエンジン１６の運転中に外側ライナ６４と外側ケーシング７４との間の相対移動を可能にする。特定の実施形態では、装着リング１４８は、外側流路と流体連通する１つ以上の冷却空気通路１５６を含むことができる。
【００３２】
運転中、外側ライナ６４は、外側ケーシング７４に対して径方向および／または軸方向に移動することができる。この相対移動は、外側ライナ６４と外側ケーシング７４との間の変化する熱成長率および／またはターボファン１０が取り付けられる航空機の離陸、着陸または通常の操作中などのガスタービンエンジン１６のＧ力を含む多数の要因によって引き起こされ得る。装着リング１４８のポケット１４６に保持カラー１４２を係止または保持することにより、外側ライナ６４の開口部１１０内および燃焼チャンバ７２に対する点火先端１０８の径方向の位置決めは、ガスタービンエンジン１６の運転の全体にわたって維持することができ、これは点火器チューブ１０６ひいては点火先端１０８が、外側ケーシング７４に対して移動するにつれて外側ライナ６４と径方向および／または軸方向に移動するからである。その結果、燃焼チャンバ７２内の燃料空気混合気を点火または再点火するように点火先端１０８を所望の径方向位置に維持することができる。さらに、点火器チューブ１０６を外側ライナ６４に固定することにより、点火先端１０８は、燃焼ガス５８の流れに過度に浸漬されなくなり、したがって点火器チューブ１０６、特に点火先端１０８への熱疲労を低減する。
【００３３】
付勢部材１２８によって供給される径方向内向きの力は、外側ライナ６４と共に移動すると点火器チューブ１０６を制動し、かつ／または外側ケーシング７４に対する外側ライナ６４の適切な径方向の位置決めを維持するのに役立つことができる。可撓性シール１３０は、圧縮空気５６の外側流路７６からの漏洩を防止することができる。通気ポート１２２は、外側ハウジング１１４の内側からの熱の通気を可能にし、これにより付勢部材１２８、ナット１２６および／またはばね１２８の１つ以上の熱疲労を低減することができる。冷却空気通路１５６は、外側流路７６から点火先端１０８に冷却流を供給し、点火先端１０８を冷却することができる。
【００３４】
本明細書で説明し図３および図４に示す実施形態は、種々の改良および／または公知のもしくは既存の火花点火システムより優れた技術的利点をもたらす。たとえば、点火先端１０８は、常に外側ライナ６４に対して固定保持され、外側ライナ６４に対する点火先端１０８の相対移動をなくすことができる。特に大型エンジンに対してこの相対移動は、フィールドでの耐久性および維持性の問題を引き起こす可能性がある。本発明の様々な実施形態は、飛行の安全性を向上させ、維持コストおよびオフライン時間を低減することができる。
【００３５】
加えてまたは代替的に、外側ライナから点火先端１０８までのくぼみをなくすことにより、再点火マージンを向上させることができる。加えてまたは代替的に、点火先端１０８の燃焼ガスの流れへの浸漬または過度の浸漬は、フィールドでの点火先端１０８の熱的および／または機械的寿命を向上させる。加えてまたは代替的に、提供された様々な実施形態は、金属と複合マトリックスセラミックライナの両方と互換性がある。加えてまたは代替的に、点火先端１０８の位置は、公知の点火システムと同様に径方向のクリープの影響を受けないものとすることができる。加えてまたは代替的に、本明細書で提供される点火システム１００、特に点火器アセンブリ１０２は、外側ライナの点火領域内の熱勾配を最小化することができる。
【００３６】
本明細書は、本発明を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本発明を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイスまたはシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到するその他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を含む場合、または特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。
【００３７】
本発明は以下の実施態様を含む。
［実施態様１］
ガスタービンエンジン（１６）用の点火器アセンブリ（１０２）であって、
外側ハウジング（１１４）と、
前記外側ハウジング（１１４）を通って径方向に延び、点火先端（１０８）を有する点火器チューブ（１０６）と、
前記点火器チューブ（１０６）に連結され、前記外側ハウジング（１１４）内に少なくとも部分的に配置されるナット（１２６）と、
前記外側ハウジング（１１４）内の前記点火器チューブ（１０６）の一部を少なくとも部分的に取り囲み、前記外側ハウジング（１１４）の頂部部分（１１８）の内側表面（１２９）と前記ナット（１２６）との間を延びる付勢部材（１２８）と、
前記ナット（１２６）の底部側（１３６）から径方向内側に延びる可撓性シール（１３０）と、
前記点火先端（１０８）に近接して前記点火器チューブ（１０６）に連結される保持カラー（１４２）であって、前記保持カラー（１４２）は、前記ガスタービンエンジン（１６）用の燃焼器（２７）の外側ライナ（６４）に接続された装着リング（１４８）に連結するように構成されている保持カラー（１４２）と、を備えるガスタービンエンジン（１６）用の点火器アセンブリ（１０２）。
［実施態様２］
前記外側ハウジング（１１４）が、前記外側ハウジング（１１４）の頂部部分（１１８）に沿って配置された開口部（１１６）を画定し、前記点火器チューブ（１０６）の一部が、前記開口部（１１６）を通って径方向に延びる実施態様１に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
［実施態様３］
前記外側ハウジング（１１４）が、１つ以上の通気ポート（１２２）を画定する実施態様１に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
［実施態様４］
前記外側ハウジング（１１４）内の前記点火器チューブ（１０６）から外側に延びるカラー（１３８）をさらに備え、前記可撓性シール（１３０）の第１の端部部分（１３４）が、前記ナット（１２６）と前記カラー（１３８）との間でシールされる実施態様１に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
［実施態様５］
スペーサ（１２４）をさらに備え、前記点火器チューブ（１０６）が、前記スペーサ（１２４）を通って径方向に延び、前記可撓性シール（１３０）の底部部分（１４０）が、前記スペーサ（１２４）の頂部表面（１３２）に対してシールされる実施態様１に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
［実施態様６］
前記付勢部材（１２８）が、波形ばねである実施態様１に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
［実施態様７］
前記付勢部材（１２８）が、コイルばねである実施態様１に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
［実施態様８］
前記ナット（１２６）が、前記点火器チューブ（１０６）と係合する実施態様１に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
［実施態様９］
前記保持カラー（１４２）の外側表面（１５２）の少なくとも一部が、球状または弓状である実施態様１に記載の点火器アセンブリ（１０２）。
［実施態様１０］
ガスタービンエンジン（１６）の燃焼セクション（２６）であって、
内側ライナ（６２）および前記内側ライナ（６２）から径方向に離間し、その間を径方向に延びる開口部（１１０）を画定する外側ライナ（６４）と、
前記内側ライナ（６２）と外側ライナ（６４）との間で画定された燃焼チャンバ（７２）と、
前記外側ライナ（６４）の周囲を周方向に延びる外側ケーシング（７４）であって、  前記外側ライナ（６４）および前記外側ケーシング（７４）は、それらの間で外側流路（７６）を画定し、前記外側ケーシング（７４）は、前記外側ライナ（６４）の前記開口部（１１０）と実質的に位置合わせされた開口部（８６）を含む外側ケーシング（７４）と、
燃料点火器アセンブリ（１０２）であって、
前記外側ケーシング（７４）に連結された外側ハウジング（１１４）と、
外側ハウジング（１１４）および前記外側ケーシング（７４）の前記開口部（８６）を通って径方向に延び、前記外側ライナ（６４）の前記開口部（１１０）を少なくとも部分的に通って延びる点火先端（１０８）を有する点火器チューブ（１０６）と、
前記点火器チューブ（１０６）に連結され、前記外側ハウジング（１１４）内に少なくとも部分的に配置されるナット（１２６）と、
前記外側ハウジング（１１４）内の前記点火器チューブ（１０６）の一部を少なくとも部分的に取り囲み、前記外側ハウジング（１１４）の頂部部分（１１８）の内側表面（１２９）と前記ナット（１２６）との間を延びる付勢部材（１２８）と、
前記ナット（１２６）の底部側（１３６）から前記外側ケーシング（７４）に向かって径方向内側に延びる可撓性シール（１３０）と、
前記点火先端（１０８）に近接して前記点火器チューブ（１０６）に連結される保持カラー（１４２）であって、前記保持カラー（１４２）は、前記外側ライナ（６４）に固定して接続された装着リング（１４８）に連結される保持カラー（１４２）とを備える燃料点火器アセンブリ（１０２）と、を備えるガスタービンエンジン（１６）の燃焼セクション（２６）。
［実施態様１１］
前記外側ハウジング（１１４）が、前記外側ハウジング（１１４）の頂部部分（１１８）に沿って配置された開口部（１１６）を画定し、前記点火器チューブ（１０６）の一部が、前記開口部（１１６）を通って径方向に延びる実施態様１０に記載の燃焼セクション（２６）。
［実施態様１２］
前記外側ハウジング（１１４）が、１つ以上の通気ポート（１２２）を画定する実施態様１０に記載の燃焼セクション（２６）。
［実施態様１３］
前記外側ハウジング（１１４）内の前記点火器チューブ（１０６）から外側に延びるカラー（１３８）をさらに備え、前記可撓性シール（１３０）の第１の端部部分（１３４）が、前記ナット（１２６）と前記カラー（１３８）との間でシールされる実施態様１０に記載の燃焼セクション（２６）。
［実施態様１４］
前記外側ケーシング（７４）の前記開口部（８６）内に配置されたスペーサ（１２４）をさらに備え、前記点火器チューブ（１０６）が、前記スペーサ（１２４）を通って径方向に延び、前記可撓性シール（１３０）の底部部分（１４０）が、前記スペーサ（１２４）の頂部表面（１３２）に対してシールされる実施態様１０に記載の燃焼セクション（２６）。
［実施態様１５］
前記付勢部材（１２８）が、波形ばねである実施態様１０に記載の燃焼セクション（２６）。
［実施態様１６］
前記付勢部材（１２８）が、コイルばねである実施態様１０に記載の燃焼セクション（２６）。
［実施態様１７］
前記ナット（１２６）が、前記点火器チューブ（１０６）と係合する実施態様１０に記載の燃焼セクション（２６）。
［実施態様１８］
前記保持カラー（１４２）の外側表面（１５２）の少なくとも一部が、弓状である実施態様１０に記載の燃焼セクション（２６）。
［実施態様１９］
前記装着リング（１４８）の内側表面（１５４）の少なくとも一部が、弓状である実施態様１８に記載の燃焼セクション（２６）。
［実施態様２０］
前記装着リング（１４８）が、前記外側流路（７６）と流体連通する１つ以上の冷却空気通路（１５６）を含む実施態様１０に記載の燃焼セクション（２６）。ガスタービンエンジン用の点火器アセンブリ。
【符号の説明】
【００３８】
１０  ターボファンジェットエンジン、ターボファン
１２  中心線、軸方向中心線軸線
１４  ファンアセンブリ
１６  ガスタービンエンジン、コアタービンエンジン
１８  外側ケーシング
２０  入口
２２  低圧圧縮機
２４  高圧圧縮機
２６  燃焼セクション
２７  燃焼器
２８  高圧タービン
３０  低圧タービン
３２  ジェット排気セクション
３４  高圧シャフト
３６  低圧シャフト
３８  ファンスプール／軸
４０  減速ギヤ
４２  ファンブレード
４４  ファンケーシングまたはナセル
４６  出口案内ベーン
４８  バイパス気流通路
５０  空気
５２  入口
５４  空気の第１の部分
５６  空気の第２の部分
５８  燃焼ガス
６０  ファンノズル排気セクション
６２  内側ライナ
６４  外側ライナ
６６  ドーム状端部
６８  上流端部
７０  上流端
７２  燃焼チャンバ
７４  燃焼器、外側ケーシング
７６  外側流路
７８  タービンノズル
８０  燃料噴射器、ノズル
８２  燃料空気混合気
８４  外側表面
８６  開口部
８８  内側表面
９０  外側表面
１００  点火システム
１０２  燃料点火器アセンブリ
１０４  コントローラ、点火源
１０６  点火器チューブ
１０８  点火先端、先端部分
１１０  開口部
１１２  径方向中心線
１１４  外側ハウジング、本体
１１６  開口部
１１８  頂部部分
１２０  ボルト
１２２  通気ポート
１２４  アダプタ、スペーサ
１２６  ナット
１２７  内側表面
１２８  ばね、付勢部材
１２９  内側表面
１３０  ベローズシール
１３２  頂部表面
１３４  第１の端部部分
１３６  底部側
１３８  ランディング表面、カラー
１４０  底部部分
１４２  スリーブ、カラー
１４４  底部表面
１４６  ポケット、スロット
１４８  装着リング、フェルール
１５０  タブ
１５２  外側表面
１５４  内側表面
１５６  冷却空気通路
【図１】
2017002900.tif 000003
【図２】
2017002900.tif 000004
【図３】
2017002900.tif 000005
【図４】
2017002900.tif 000006
【外国語明細書】
2017002900000001.pdf