(57)【要約】【課題】オーグメンタを点火するために使用されている以前の火炎安定装置よりも良好な性能特性を有する火炎安定装置を有するオーグメンタを提供すること。【解決手段】構造壁を有する管状構造体であって、構造壁が管状構造体内にキャビティを形成し、構造壁が、キャビティとコア流通路との間に境界を形成する下側境界壁を有する、管状構造体と、構造壁を貫通する少なくとも１つの駆動孔と、キャビティと連通する点火源と、キャビティと連通する燃料源と、キャビティとコア流通路との間の連通を可能にするように、予め選択された位置において管状構造体の下側境界壁を通って延在する複数の炎管とを閉鎖型渦停留装置は含む。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
構造壁（５０４）を有する管状構造体（５０２）であって、前記構造壁（５０４）が前記管状構造体（５０２）内にキャビティ（５５１）を形成し、前記構造壁（５０４）が、前記キャビティ（５５１）とコア流通路との間に境界を形成する下側境界壁を有する、管状構造体（５０２）と、
前記構造壁（５０４）を貫通する少なくとも１つの駆動孔（５３０）と、
前記キャビティ（５５１）と連通する点火源（９８）と、
前記キャビティ（５５１）と連通する燃料源と、
前記キャビティ（５５１）と前記コア流通路との間の連通を可能にするように、予め選択された位置において前記管状構造体（５０２）の前記下側境界壁を通って延在する複数の炎管（５２３）と
を備える閉鎖型渦停留装置（５００）。
【請求項２】
前記構造壁（５０４）に形成された複数の冷却孔（５４０）をさらに備え、前記冷却孔（５４０）が、前記構造壁（５０４）の表面に対して鋭角に前記構造壁（５０４）を貫通する、請求項１記載の装置。
【請求項３】
前記点火源（９８）が、前記構造壁（５０４）を通って前記キャビティ（５５１）内に延在する点火器（９８）を備える、請求項１記載の装置。
【請求項４】
前記燃料源が、前記構造壁（５０４）を通って前記キャビティ（５５１）内に延在するスプレーバー（５３、１０３）を備える、請求項１記載の装置。
【請求項５】
前記管状構造体（５０２）が、前記コア流通路の周りを少なくとも部分的に延在する、請求項１記載の装置。
【請求項６】
前記管状構造体（５０２）が、前記コア流通路の周りを３６０°延在する、請求項１記載の装置。
【請求項７】
前記炎管（５２３）が細長いスロットとして構成される、請求項１記載の装置。
【請求項８】
排気ケーシング（１６）と、
前記排気ケーシング（１６）の半径方向内側に離間した燃焼ライナ（４０）と、
前記燃焼ライナ（４０）の第１の面によって半径方向内側を、かつ前記排気ケーシング（１６）によって半径方向外側を確立された境界によって画定された冷却ダクト（２５）と、
前記燃焼ライナ（４０）の第２の面によって少なくとも部分的に画定されたコアダクト（４３）と、
オーグメンタ装置であって、
前記コアダクト（４３）内に半径方向に延在し、燃料源と連通する燃料管を含み、かつ燃料を前記コアダクト（４３）内に導入するように構成された半径方向スプレーバー（５３、１０３）と、
前記冷却ダクト（２５）内に配置された請求項１記載の前記閉鎖型渦停留装置（５００）と
を含むオーグメンタ装置と
をさらに備える、請求項１記載の装置。
【請求項９】
前記排気ケーシング（１６）の半径方向内側に離間し、前記燃焼ライナ（４０）の上流に配置されたディフューザライナ（１５）であって、前記燃焼ライナ（４０）と協働して前記コアダクト（４３）を画定する第１の面、および前記冷却ダクト（２５）の一部分を画定する反対側の第２の面を有するディフューザライナ（１５）と、
前記ディフューザライナ（１５）から前記コアダクト（４３）内に半径方向に延在する中空の排気ベーン（４５）であって、前記冷却ダクト（２５）と流体連通し、空気を前記コアダクト（４３）内に噴射するように構成された噴射孔を含む排気ベーン（４５）と
をさらに備える、請求項８記載の装置。
【請求項１０】
ガスタービンエンジンオーグメンタ用のパイロット点火を提供するための方法であって、
酸素を含むコア流を、コアダクト（４３）を通して流すステップと、
燃料を前記コア流内に導入して燃焼可能な混合物を形成するステップと、
前記コアダクト（４３）の外側の位置で、パイロット火炎を閉鎖型渦停留燃焼パターンに保持するステップと、
前記燃焼可能な混合物を点火するように、前記閉鎖型停留渦からの前記パイロット火炎および高温ガスのうちの少なくとも１つを、前記コアダクト（４３）の周囲の１つまたは複数の離散した位置で前記コア流に連通させるステップと
を含む方法。
【請求項１１】
前記渦停留燃焼パターンが単一の渦（６９、５６９）を含む、請求項１０記載の方法。
【請求項１２】
前記渦停留燃焼パターンが２つ以上の渦（６９、５６９）を含む、請求項１０記載の方法。
【請求項１３】
前記燃料が、半径方向火炎保持器の上流に配置された半径方向スプレーバー（５３、１０３）を通って前記コア流内に導入され、前記スプレーバー（５３、１０３）および前記火炎保持器が前記パイロット火炎の上流に配置された、請求項１０記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は推力オーグメンタを有する航空機エンジンのタービンエンジンを対象とし、より詳細には、閉鎖型渦停留キャビティを有するオーグメンタまたはアフターバーナを対象とする。
【背景技術】
【０００２】
高性能軍用航空機は典型的には、推力オーグメンタまたはアフターバーナを有するターボファンガスタービンエンジンを含んで、超音速飛行に移行するときなど必要に応じて推力を追加する。ターボファンエンジンは、下流方向に直列流れ連通状態で、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。バイパスダクトは、ファン空気の一部分を取り囲み、多段圧縮機と、燃焼器と、高圧タービンと、低圧タービンをバイパスすることができる。
【０００３】
作動中、空気は、ファンおよび圧縮機を通って順に圧縮され、燃焼器内で燃料と混合される。燃料は、燃焼器内で点火され、高温、高エネルギー燃焼ガスを生成し、燃焼ガスはタービン段を通って下流に流れる。タービン段はこれらの燃焼ガスからエネルギーを取り出す。次いで、タービン段を出る高温のコアガスは、オーグメンタまたはアフターバーナ機器を含むエンジンの排気セクション内に排出される。排気セクションを通過するガスは、可変面積排気ノズルを通ってエンジンから排出され、ガスは航空機を駆動する推力を供給する。
【０００４】
アフターバーナはタービンエンジンの排気セクションに配置される。排気セクションは、排気ケーシングと、燃焼領域を取り囲む排気ライナとを含む。燃料噴射器（スプレーバーなど）および火炎保持器は、タービンセクションの最終段と排気ノズルとの間に取り付けられる。これらの噴射器は、排気ノズル内に追加の燃料を加え、点火されると、推力を増強させて航空機を加速する。このような燃料噴射を使用した推力増強または再熱は、ウェット運転と呼ばれ、一方、ドライ運転は、アフターバーナまたはオーグメンタを積極的に作動させないときの増強無しの飛行を指す。
【０００５】
環状バイパスダクトは、ファンから少なくともオーグメンタまで延在し、ファン空気の一部分を、コアエンジンをバイパスさせてアフターバーナに流す。バイパス空気は、コアガス、およびオーグメントスプレーバーからの燃料と混合され、点火され、燃焼されてから排気ノズルを通って排出される。バイパス空気はまた、例えば、排気ライナなどの様々なエンジン構成部品を冷却するために部分的に使用される。
【０００６】
様々なタイプの火炎保持器が知られており、これらの火炎保持器は、再熱運転中に燃焼を維持し安定させるために、その後ろの区域、すなわち火炎保持器がなければ高速のコアガスが存在する区域に、局所的に低速の再循環およびよどみ区域を提供する。コアガスは、コアエンジンでの燃焼の生成物であるので、初めから高温であり、再熱運転中にバイパス空気および追加の燃料とともに燃やされると、さらに加熱される。現在、オーグメンタは、推力を一時的に最大にして、フル流量になるように使用されている。これは、燃焼過程において利用できる酸素の全てを消費し、高い増強比、例えば約７０％の比をもたらす。
【０００７】
火炎保持器の直ぐ下流の区域では、ガス流は部分的に再循環し、ガス流の速度は、火炎伝播速度より遅い。これらの区域では、新たな燃料が通ると、それを点火することができる安定した火炎が存在する。不都合なことに、火炎保持器がガス流内にあると、本質的に、流れ損失が生じ、エンジン効率が低下する。最新のいくつかのガスタービンエンジンおよび設計は、火炎の安定性を改善し、流れ損失を低減しようとする半径方向に延在するスプレーバーおよび火炎保持器を含む。半径方向火炎保持器と一体化された半径方向スプレーバーは、米国特許第５，３９６，７６３号、および第５，８１３，２２１号に開示されている。一体化された半径方向スプレーバーを有する半径方向火炎保持器間に配置された半径方向スプレーバーは、ＧＥ  Ｆ４１４およびＧＥ  Ｆ１１０−１３２航空機ガスタービンエンジンに組み込まれている。この配置によって、燃料はさらに分散されて、より効率的な燃焼となり、また、過剰な燃料供給によって吹き消えたり、かつ／または燃焼が不安定になったりしないように、一体化されたスプレーバーを有する半径方向火炎保持器の負荷のない燃料供給が可能となる。
【０００８】
燃料は典型的には、火炎保持器の上流で噴射されるので、火炎保持器の上流側で望ましくない燃料の自動点火および燃焼が発生してしまうと、火炎保持器は厳しい状態になり、これはまた、火炎保持器の寿命を著しく短くする。Ｖ溝火炎保持器はコアガス内に吊るされているので、効果的に冷却するのがより困難であり、典型的には、周方向に温度が変化し、それに応じて、熱応力が生じてその有効寿命が短くなる。Ｖ溝火炎保持器の火炎保持能力は限定されており、Ｖ溝火炎保持器の空力性能および空力特性は、エンジンのサイズ性能、および推力能力に悪影響を及ぼす。これは、広範囲にわたる飛行速度およびマッハ数で、ノズルを経て排出される前にスプレーバーによって加えられた燃料を実質的に完全に燃焼させるのに十分な長さを燃焼領域が有することに部分的に起因する。
【０００９】
本発明の譲受人に譲渡され、その内容全体が参照によって本明細書に援用される、２０１１年９月６日付与の米国特許第８，０１１，１８８号に開示されている渦停留キャビティのパイロットなど、最近、進歩した火炎保持器の設計が開発されている。この設計では、燃焼ライナの環に形成された点火システムによってオーグメンタ用の燃料が点火される。環は、排気部の周りを３６０°延在して燃焼ライナにキャビティを形成するカウンタボアであり、前方壁および後方壁を有する。キャビティはまた、燃焼器ライナの半径方向外側に配置された外側キャビティ壁を含む。キャビティは、燃焼ライナのカウンタボアであるので、排気ガス流との境界を形成する壁はない。前方および後方という用語は、本明細書で使用するとき、エンジンに対する要素の位置を説明するために使用され、前方は、要素がエンジンの前部のより近くに配置されていることを指し、後方は、要素がエンジン排気部の近くに配置されていることを指す。一方、半径方向の位置は、エンジン中心線を参照して説明される。点火システムは、空気および燃料をキャビティ内に噴射して空気／燃料混合物を形成するように配置された冷却孔および燃料噴射管を含む。この空気／燃料混合物は、キャビティの周りに作動可能に配置された点火器によって点火される。冷却孔のこの特定の設計によって、点火器によって点火されてパイロット火炎を形成するキャビティ内の渦の形状が決められる。次いで、エンジンがウェット運転のとき、すなわち、推力増強が必要なときには、このパイロット火炎を使って、排気内の空気および燃料が点火される。キャビティ内に生成された開放型停留渦は、コア流と直接連通している。
【００１０】
上記の既存技術にもかかわらず、アフターバーナまたはオーグメンタを点火するために使用されている前述の火炎安定装置よりも良好な性能特性を有する火炎安定装置を有するオーグメンタは依然として必要とされている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１１】
【特許文献１】米国特許第７４６７５１８号公報
【発明の概要】
【００１２】
この要求は、閉鎖型停留渦パイロット構造体を使用したオーグメンタによって対処される。
【００１３】
本明細書で説明する技術の一態様によれば、構造壁を有する管状構造体であって、構造壁が管状構造体内にキャビティを形成し、構造壁が、キャビティとコア流通路との間に境界を形成する下側境界壁を有する、管状構造体と、構造壁を貫通する少なくとも１つの駆動孔と、キャビティと連通する点火源と、キャビティと連通する燃料源と、キャビティとコア流通路との間の連通を可能にするように、予め選択された位置において管状構造体の下側境界壁を通って延在する複数の炎管とを閉鎖型渦停留装置は含む。
【００１４】
本明細書で説明する技術の別の態様によれば、ガスタービンエンジン排気装置は、排気ケーシングと、排気ケーシングの半径方向内側に離間した燃焼ライナと、燃焼ライナの第１の面によって半径方向内側を、かつ排気ケーシングによって半径方向外側を確立された境界によって画定された冷却ダクトと、燃焼ライナの第２の面によって画定されたコアダクトと、オーグメンタ装置であって、コアダクト内に半径方向に延在し、燃料源と連通する燃料管を含み、かつ燃料をコアダクト内に導入するように構成された半径方向スプレーバーと、冷却ダクト内に配置された閉鎖型渦停留装置とを含むオーグメンタ装置とを含み、構造壁を有する管状構造体であって、構造壁が管状構造体内にキャビティを形成し、構造壁が、キャビティとコアダクトとの間に境界を形成する下側境界壁を有する、管状構造体と、構造壁を貫通する少なくとも１つの駆動孔と、キャビティと連通する点火源と、キャビティと連通する燃料源と、予め選択された位置において管状構造体の下側境界壁を通って延在して、キャビティとコアダクトとの間の連通を可能にする複数の炎管とを閉鎖型渦停留装置は含み、オーグメンタ装置の閉鎖型渦停留キャビティ装置は、燃焼器ライナの半径方向外側に配置される。
【００１５】
本明細書で説明する技術の別の態様によれば、ガスタービンエンジンオーグメンタ用のパイロット点火を提供するための方法は、酸素を含むコア流を、コアダクトを通して流すステップと、燃料をコア流内に導入して燃焼可能な混合物を形成するステップと、コアダクトの外側の位置で、パイロット火炎を閉鎖型渦停留燃焼パターンに保持するステップと、燃焼可能な混合物を点火するように、前記閉鎖型停留渦からのパイロット火炎を、コアダクトの周囲の１つまたは複数の離散した位置でコア流に連通させるステップとを含む。
【００１６】
本発明は、添付の図面と併せて以下の説明を参照することによって最もよく理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】従来技術の開放型停留渦パイロット設計を使用したオーグメンタを含む排気システムの断面図である。
【図２】例示的な閉鎖型渦停留構造体の断面図である。
【図３】オーグメンタを有し、閉鎖型渦停留キャビティ構造体を使用するエンジン排気部の断面図である。
【図４】オーグメンタを有し、閉鎖型渦停留キャビティ構造体を使用するエンジン排気部の断面図であって、閉鎖型渦停留キャビティ構造体の炎管を通るように切り取られた断面図である。
【図５】図３の閉鎖型渦停留キャビティ構造体の管状構造体の下側境界壁を通る周方向の断面図であり、炎管の断面形状の第１の例を示す。
【図６】図３の閉鎖型渦停留キャビティ構造体の管状構造体の下側境界壁を通る周方向の断面図であり、炎管の断面形状の代替の形状を示す。
【図７】閉鎖型渦停留キャビティ構造体の管状構造体の下側境界壁を通る周方向の断面図であり、炎管形状の別の代替の第３の例を示す。
【図８】閉鎖型渦構造体の代替の構成の断面図であり、駆動孔の位置の渦形状への影響を示す。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
航空機に動力を供給するターボファンガスタービンエンジンは、長手方向または軸方向の中心線軸を含み、コアエンジンの前方にファンセクションを有する。コアエンジンは、直列に下流に流れる連通状態で、多段軸流圧縮機と、環状燃焼器と、高圧駆動シャフトによって高圧圧縮機に接合された高圧タービンとを含む。コアエンジンの下流には、低圧駆動シャフトによってファンセクションに接合された多段低圧タービンがある。コアエンジンは、コアエンジンケーシング内に収められ、環状バイパスダクトは、コアエンジンの周りを囲むバイパス流路を提供する。エンジンケーシングはバイパスダクトを囲み、バイパスダクトは、ファンセクションから下流に延在して低圧タービンを通り過ぎて排気セクションに隣接する。環状バイパスダクトは、コア流の高温ガス流の境界を形成する燃焼ライナと、燃焼ライナの半径方向外側かつエンジンケーシングの半径方向内側に位置し、燃焼ライナと平行に、かつ燃焼ライナから半径方向外側を延在する排気ライナとによって画定することができる。
【００１９】
エンジン空気は、エンジン入口を通ってエンジンに入り、最初に、ファンセクションを通って下流に流れるにつれて加圧される。空気の内側部分はコアエンジン空気流と呼ばれ、圧縮機を通って流れる。バイパス空気と呼ばれるエンジン空気の外側部分は、コアエンジンをバイパスして、バイパスダクトを通って流れるように導かれる。コアエンジン空気は、燃焼器内で主燃焼器燃料噴射器および気化器によって燃料と適切に混合される。燃料／空気混合物は、点火されて、高温燃焼ガスを生成し、高圧タービンおよび低圧タービンを通って流れる。高温燃焼ガスは、タービンを通過した後、コアガスとして環状コア出口を通ってエンジンの排気セクション内に排出されてコア流れ流路に入る。コア流れ流路は排気流路の上流部分で、タービンの下流で後方に延在する。ガスはエンジンのタービンの後方で下流にあるディフューザを通る。コア流れ流路は、バイパスダクトの半径方向内側で燃焼ライナ内に位置する。
【００２０】
ディフューザは、環状の半径方向外側のディフューザライナによって囲まれたディフューザダクトを含み、コアガスがエンジンのオーグメンタまたはアフターバーナセクションに入るときにコアガスの速度を下げるために使用される。エンジンのオーグメンタまたはアフターバーナセクションは、燃焼器ライナ内に半径方向に、かつディフューザの下流に位置する。エンジンの中心線軸はまた、エンジン中心線軸の周りに半径方向に配置されたエンジンのオーグメンタまたはアフターバーナセクションの中心線軸でもある。コア出口から後方に延在し、オーグメンタセクション内に部分的に入る先細の中心本体は、ディフューザダクトの半径方向内側と接する。ディフューザは、燃焼ライナの前方端の上流すなわち前方で軸方向に間隔を置いて配置される。排気流路のオーグメンタセクションのための燃焼領域は、燃焼ライナによって取り囲まれ、バイパスダクトから半径方向内側に、かつオーグメンタセクションの下流、後方に位置する。
【００２１】
排気ベーンは、排気流路を横切って半径方向に延在し、また、冷却ダクトと連通している。排気ベーンは典型的には中空で湾曲している。中空の排気ベーンは、冷却ダクトからバイパス空気の第１の部分を受け入れて、それを排気ベーンの空気噴射孔を通してコア流内に噴射するように設計されている。この空気とコアガスとは、オーグメンタセクションの前方で混合して、排気流を形成する。排気セクションは環状排気ケーシングを含み、環状排気ケーシングは、対応するエンジンケーシングと同軸に配置され、かつそれに適切に取り付けられ、排気流路を取り囲んでいる。排気ケーシングの後方端には、可変面積収束／拡張排気ノズルが装着され、エンジン作動中、排気流はこのノズルを通って排出される。
【００２２】
排気セクションはさらに、排気ケーシングから半径方向内側に離間した燃焼ライナを含み、燃焼ライナは、前述のように、バイパス空気流または冷却空気流が流れる環状冷却ダクトを画定する。コア流内の排気燃焼領域は、エンジンのタービンセクションの後方で燃焼ライナの半径方向内側に位置する。オーグメンタセクションは、周方向に間隔を置いて配置された複数の半径方向火炎保持器を含み、半径方向火炎保持器は、ディフューザライナから排気流路内に半径方向内向きに延在する。半径方向火炎保持器のそれぞれは、一体スプレーバーを含む。半径方向火炎保持器は、半径方向スプレーバーと周方向に統合され、１つの半径方向スプレーバーは、周方向に隣接する半径方向火炎保持器の対のそれぞれの間にある。
【００２３】
オーグメンタセクションの半径方向火炎保持器のそれぞれの一体スプレーバーは１つまたは複数の燃料管を含む。燃料管は、燃料供給源と流れ連通して接合され、燃料供給源は、燃料を排気ベーンの後方すなわち下流のコア流内に噴射するために燃料管のそれぞれに燃料を送る。バイパス空気は、排気ベーンを通って、コア流内に、燃焼領域の上流すなわち前方に噴射される。半径方向火炎保持器のそれぞれは、燃料管を取り囲む火炎保持器ヒートシールドを含む。燃料管内の燃料孔は、火炎保持器ヒートシールドのヒートシールド開口を通ってコア流内に燃料を噴射するように使用することができる。概ね後方かつ下流を向く火炎保持壁は、平坦な外面を有し、フィルム冷却孔を含み、火炎保持器ヒートシールドの後方端に位置する。半径方向火炎保持器は、半径方向火炎保持器の半径方向外側端から半径方向内側端に向かって下流方向に延びている。火炎保持壁および平坦な外面は、エンジンの中心線軸に対して角度を成す壁軸の周りに傾けられている。
【００２４】
オーグメンタの半径方向燃料スプレーバーは、半径方向火炎保持器の間に周方向に配置される。本明細書では、オーグメンタは、周囲方向に隣接する半径方向火炎保持器の各対の間に、１つの半径方向スプレーバーを有して示されている。オーグメンタまたはアフターバーナの一実施形態では、より少ない半径方向スプレーバーを使用し、隣接する半径方向火炎保持器の対のいくつかは、それらの間に半径方向スプレーバーを有さず、隣接する半径方向火炎保持器の他の対は、それらの間に少なくとも１つの半径方向スプレーバーを有する。
【００２５】
半径方向スプレーバーのそれぞれは、１つまたは複数の燃料管を取り囲むスプレーバーヒートシールドを含む。半径方向スプレーバーは、１つまたは複数の燃料管を有することができる。燃料管の燃料孔は、スプレーバーヒートシールドの開口を通してコア流内に燃料を噴射する。
【００２６】
前述のように、バイパス空気はコア流内で混合される。オーグメンタは、燃料をコア流に追加するとき、このバイパス空気からの酸素を燃焼用に使用する。エンジンのオーグメンタについてのこの説明は当該分野においてはよく知られており、本発明の譲受人に譲渡され、その内容全体が参照によって本明細書に援用される、２０１１年９月６日付与の米国特許第８，０１１，１８８号にさらに詳細に説明されている。この参照特許は、渦停留キャビティのパイロットを利用してコア流中の燃料−空気混合物を点火する。
【００２７】
図１は、空気−燃料混合物を点火するために使用される渦停留キャビティのパイロットの従来技術を示している。図１では、コア流３９は、環状冷却ダクト２５から加えられたバイパス空気を含む。また、図１に示すように、半径方向スプレーバー５３はコア流３９内に延在している。燃料管５１はスプレーバー５３内に延在し、燃料管５１は図示していない燃料源と流体連通している。スプレーバーヒートシールド２０４はスプレーバー５３の周りに配置される。ウェット運転が必要なとき、燃料は燃料孔を通じて噴射されて位置１２８でコア流を変質させる。この空気−燃料混合物は、渦停留キャビティのパイロット５０に停留した渦６９によって点火される。
【００２８】
渦停留キャビティのパイロット５０は、燃焼器ライナ４０に形成され、前方壁１３４、後方壁１４８、および外側壁１３０を有し、これらの壁は、燃焼ライナ４０の境界の一部分を形成し、燃焼ライナ４０の周りを周方向に延在するキャビティ１５１を画定する。キャビティ１５１は、エンジン排気部の燃焼ライナの周りを延在する溝を形成する。空気は、空気噴射孔２１０、２１２、２１４、２１６を通ってキャビティ内に噴射され、一方、燃料は、ウェット運転中、図示していない燃料供給源から渦キャビティスプレーバー１０３を通って噴射されて空気と混合される。空気／燃料混合物は、ウェット運転中、点火器９８によって点火されてキャビティ内に火炎の環を生成する。渦はキャビティ１５１内に停留し、点火されると、燃焼ライナの周りに火炎の環を生成する。渦は変質コア流内の空気／燃料混合物を点火して燃焼領域４４を生成して、追加の推力を与える。キャビティ１５１はキャビティ開口１４２を含み、キャビティ開口１４２は、キャビティの内部を形成する燃焼ライナの壁をコアガス流に曝すとともに、排気を通じてエンジンに入る場合がある任意の入射輻射に曝す。また、明白なように、エンジンがウェット運転中ではないときには、キャビティ１５１は絶えずコア流に曝される。
【００２９】
本明細書で説明する技術は、上記したようなスプレーバーおよび他のスプレーバー設計を有する従来のオーグメンタセクションで動作して、コア流３９内に導入された燃料−空気混合物を点火して燃焼領域を生成し、その結果、ウェット運転となって、要求に応じた推力を航空機に与える。図２には、炎管５２３の開口５２５での閉鎖型渦停留キャビティ構造体５００の断面が描かれており、渦５６９が示されている。閉鎖型渦停留キャビティ構造体５００は、燃焼ライナ４０から半径方向外側に配置された管状構造体５０２を含む。例示的な実施形態では、実質的に正方形の断面を有するように示されているが、閉鎖型渦停留キャビティ構造体５００の形状はこれに限定されるものではなく、例えば、円形形状、長方形形状、楕円形状、または他の形状もまた有することができる。形状の選択は、最終的には、閉鎖型管状構造体５０２の製作、および閉鎖型管状構造体内の渦５６９の安定性に関する検討に基づいて決められる。
【００３０】
閉鎖型渦停留キャビティ構造体５００を形成する予め選択された形状の管状構造体５０２は、予め選択された形状を形成する構造壁５０４によって画定される。壁５０４には様々な貫通部があるが、それら以外は連続壁である。少なくとも１つの駆動孔５３０が壁５０４を貫通して、閉鎖型渦停留キャビティ構造体の外部と管状構造体５０２の内部であるキャビティ５５１との間の連通を可能にしている。図２には、２つの駆動孔５３０が描かれている。駆動孔５３０は渦５６９の形状を決定し、予め選択した形状を有する安定した渦ができるように、駆動孔５３０の数、位置、大きさ、および形状は予め選択されて変えられる。図示の例では、渦５６９は、反対方向に回転する２つの個別の渦として構成されている。
【００３１】
管状構造体５０２の構造壁５０４は、閉鎖型渦停留キャビティ構造体の外部とキャビティ５５１と間の冷却空気の連通を可能にする複数の冷却孔５４０を含む。駆動孔５３０が渦構造を決定する一方、冷却空気を加える冷却孔は、渦構造に大きな影響を持っている。冷却孔の大きさおよび形状は、渦のパターンを強化するように選択される。例えば、冷却孔５４０の少なくともいくつかは、構造壁の表面に対して鋭角に構造壁５０４を貫通することができる。図２では、停留渦５６９は構造壁５０４から離間しているように描かれている。このように離間しているのは、冷却孔５４０を通る冷却空気によって与えられるフィルム冷却の結果であろう。
【００３２】
図２にはまた、閉鎖型渦停留キャビティ構造体５００専用のスプレーバー１０３のための構造壁５０４の貫通部が描かれている。これに代えて、構造壁５０４と連通する単純なオリフィスなどの他の燃料供給源を設けることができる。図２にはまた、これもまた構造体５００専用の点火器９８のための構造壁５０４の貫通部が描かれている。これに代えて、他の点火源をキャビティ５５１と連通して配置することができる。例えば、パイロットバーナ（図示せず）からの加熱ガスまたは火炎の源を点火器９８の代わりに使用することができる。ウェット運転では、燃料は渦停留スプレーバー１０３によって調量されてキャビティ５５１に入り、点火器９８によって点火され、火炎を渦５６９の形状に生成する。スプレーバー１０３の貫通口で燃料霧化または他の技法によって燃料を調量することができる。また、閉鎖型渦停留キャビティ構造体５００の下側境界壁５０８に炎管５２３を通る開口５２５が示されており、これによってキャビティ５５１とコア流３９、１２８との間の連通が可能になる。ウェット運転では、渦が点火されると、火炎５７１または高温ガス（すなわち燃焼生成物）の一部分が炎管５２３の開口５２５を通って延び、それによって、火炎が、変質コア流１２８内の空気−燃料混合物を点火するためのパイロットとして働いて、ウェット運転中に燃焼領域４４を点火する。下側境界壁５０８を貫通しライナ４０を通って延在して、キャビティ５５１と変質コア流との間の連通を可能にする炎管は、点火器およびスプレッダバーと同様に、オーグメンタの半径方向スプレーバー５３とは反対の半径方向に閉鎖型渦停留キャビティ構造体に配置される。代替の構造では、ライナ４０の一部分は下側境界壁を画定することができる。閉鎖型渦停留キャビティ構造体５００に使用される炎管５２３、渦停留キャビティスプレーバー１０３、および点火器の数は、要求されるオーグメンタの操作性および性能に応じて決められる。
【００３３】
図３は排気システムの断面図を示し、燃焼器ライナ４０に隣接して環状冷却ダクト２５内に組み立てられた渦停留キャビティ構造体５００を示している。環状冷却ダクト２５は、ダクトの半径方向内側のディフューザライナ１５および燃焼ライナ４０と排気ケーシング１６とによって画定される。ファンによって供給される冷却空気は、エンジンをバイパスして冷却ダクト２５に入る。図３に示す断面で分かるように、渦停留キャビティ構造体５００は、環状冷却ダクト２５内に、かつ燃焼ライナ４０の半径方向外側に配置される。構造壁５０４の駆動孔５３０および冷却孔５４０両方への空気は、環状冷却ダクト２５内を流れる冷却空気から供給される。図２および３から明らかなように、閉鎖型渦停留キャビティ構造体５００は燃焼ライナ４０の裏側にあり、炎管５２３が構造壁５０４の下側境界壁５０８を貫通する位置でのみ、燃焼ライナ４０を貫通して連通している。炎管の貫通部を除いて、下側境界壁５０８は切れ目がない。
【００３４】
これに代えて、炎管５２３は、限定するものではないが、Ｏｘ−Ｏｘプライ構造を含むＣＭＣ複合材などの別個の構造体とすることができる。炎管５２３が別個の構造体として構成される場合には、閉鎖型渦停留キャビティ構造体５００の一体部品となるように閉鎖型渦停留キャビティ構造体に取り付けられる。
【００３５】
図３にはまた、半径方向スプレーバー５３が描かれている。複数の半径方向スプレーバー５３はコア流内に半径方向に配置される。半径方向スプレーバーの数は、エンジンの大きさ、およびオーグメンタに要求される性能に依存する。図３にはまた、中心本体１２が描かれており、中心本体１２はエンジン中心線８を横切って延在する。中心本体はコア流の内側境界を形成する。まとめると、ディフューザダクト１５、燃焼ライナ４０、および中心本体１２は、コア流３９および変質コア流１２８のためのコアダクト４３を画定する。
【００３６】
図４は、図３と同様の図であり、閉鎖型渦停留キャビティ構造体５００は図３に示したものと同一であり、閉鎖型渦停留キャビティ構造体５００の詳細は、図２に示されている。図４では、排気ベーン４５がコア流３９内に延在している。排気ベーン４５は、中空として、環状冷却ダクト２５からの冷却空気と流体連通して配置することができる。排気ベーン４５は、冷却空気の一部分をコア流３９内に噴射するように構成された噴射孔を含むことができる。ウェット運転では、半径方向スプレーバーの燃料管５１からの燃料はコア流れ３９内に噴射され、その結果、変質コア流１２８となる。閉鎖型渦キャビティ構造体５００からのパイロット火炎は炎管開口５２５を通って突出して、変質コア流内の燃料−空気混合物を点火して燃焼領域４４を生成する。図４にはまた、スプレーバーヒートシールド２０４が示されている。スプレーバー５３の後方にだけヒートシールドが示されているが、スプレーバー５３の前方および／または側方にさらなるスプレーバーヒートシールド２０４を含めることができる。ヒートシールドはスプレーバー５３を熱的に保護するだけでなく、コア流内でスプレーバーを通り過ぎるガスの速度を落とすブラフボディとしても働くことができる。この減速によって、炎管開口５２５を通って突出したパイロット火炎５７１によって点火した火炎はブラフボディの下方に伝播する。
【００３７】
図２〜４から明らかなように、炎管５２３が管状構造体５０２の下側境界壁５０８、および燃焼ライナ４０を貫通する場所を除いて、渦５６９は、管状構造体５０２内に閉じ込められ、コア流の変動の影響を受けない。閉鎖型渦停留キャビティ構造体５００は、任意の便利な手段で燃焼ライナ４０に固定することができる。炎管５２３が燃焼ライナ４０を貫通する場所では、炎管によって支持されることが好ましい。あるいは、渦停留キャビティ構造体５００を燃焼ライナ４０にロウ付けすることができる、または構造体５００を排気ケーシング１６から吊るすことができる。一実施形態では、コア流１２８とは反対側の燃焼ライナ４０の側は、管状構造体５０２の下側境界壁５０８を形成することができる。
【００３８】
図５〜７は、環状冷却ダクトから燃焼ライナ４０全体を見たときの下側境界壁構造体５０８の断面図であり、炎管開口５２５の形状を示している。図に示されているように、炎管開口５２５の形状および向きは変えることができる。例えば、図５で分かるように、炎管開口５２５は円形とすることができる。別の例では、細長いスロットの形状にすることができる。図６は、炎管開口５２５が、軸方向に延びる細長い「競馬場」形状を有する場合の例を示し、図７は、周方向または接線方向に延びる細長い競馬場形状の炎管開口５２５の場合の例を示す。炎管開口５２５の大きさは、パイロット火炎または高温ガス（すなわち、燃焼生成物）が、それを通ってコア流内に突出するために十分大きくしなければならないが、その他の点では、できるだけ小さくしなければならない。
【００３９】
図８は、閉鎖型渦停留キャビティ構造体５００の代替の実施形態を示す。図８に示すように、閉鎖型渦停留キャビティ構造体５００の構造壁５０４における駆動孔５３０の位置は、渦５６９の形状を決める。駆動孔５３０を様々な位置および様々な大きさにすることによって、渦５６９を予め選択された形状にカスタマイズすることができる。図示の例では、渦５６９は、キャビティ内で単一の大きな渦として構成されている。これ以外では、図８の特徴は図２に示した特徴と同一である。
【００４０】
本明細書で説明した渦停留キャビティ構造体の利点は、燃焼ライナから分離した構造であることである。渦停留キャビティ構造体は、燃焼ライナから半径方向外側に配置することができる。オーグメンタスプレーバーの後方に配置された離散した炎管のみが燃焼器ライナを貫通しており、それによって、渦停留キャビティ構造体とコア流との間の連通が可能となる。
【００４１】
本明細書で説明した閉鎖型渦停留キャビティ構造体の別の利点は、開放型渦停留キャビティなどの点火源用の他のパイロットに比べると、渦が閉鎖キャビティ内に形成されるため、より安定した火炎を提供し、したがって、より安定した点火源を提供することである。渦が点火されて火炎を形成するとき、炎管の離散した位置を除いて、渦はコア流から遮蔽される。渦は、コア流が変動することによって乱れることが全くないように守られる。
【００４２】
渦停留キャビティ構造体が、炎管を除いて、実質的に冷却ダクト内に位置するように配置されているため、特に、エンジンがドライ運転時には冷却することが容易である。より低温での運転状態の結果、渦停留キャビティ構造体を構成する構成部品の寿命はより長くなるであろう。
【００４３】
ここまで、ガスタービンエンジン用の閉鎖型渦停留装置および方法を説明した。本明細書（すべての添付の特許請求の範囲、要約書、および図面を含む）で開示される特徴のすべて、および／またはそのように開示された任意の方法またはプロセスのステップのすべては、こうした特徴および／またはステップの少なくともいくつかが相互に排他的である組合せを除いて、任意の組合せで組み合わせることができる。
【００４４】
本明細書（すべての添付の特許請求の範囲、要約書、および図面を含む）で開示される各特徴は、別途明記されなければ、同じ、等価の、または同様の目的を提供する代替の特徴で置き換えることができる。したがって、別途明記されなければ、開示される各特徴は、一般的な一連の等価または同様の特徴のうちの一例に過ぎない。
【００４５】
本発明は、ここまでの実施形態の詳細に限定されない。本発明は、本明細書（すべての添付の特許請求の範囲、要約書、および図面を含む）で開示される特徴のうちの任意の新規の特徴、または任意の新規の組合せ、あるいは、そのように開示される任意の方法またはプロセスのステップのうちの任意の新規のステップ、または任意の新規の組合せに及ぶ。
【００４６】
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
構造壁（５０４）を有する管状構造体（５０２）であって、前記構造壁（５０４）が前記管状構造体（５０２）内にキャビティ（５５１）を形成し、前記構造壁（５０４）が、前記キャビティ（５５１）とコア流通路との間に境界を形成する下側境界壁を有する、管状構造体（５０２）と、
前記構造壁（５０４）を貫通する少なくとも１つの駆動孔（５３０）と、
前記キャビティ（５５１）と連通する点火源（９８）と、
前記キャビティ（５５１）と連通する燃料源と、
前記キャビティ（５５１）と前記コア流通路との間の連通を可能にするように、予め選択された位置において前記管状構造体（５０２）の前記下側境界壁を通って延在する複数の炎管（５２３）と
を備える閉鎖型渦停留装置（５００）。
［実施態様２］
前記構造壁（５０４）に形成された複数の冷却孔（５４０）をさらに備え、前記冷却孔（５４０）が、前記構造壁（５０４）の表面に対して鋭角に前記構造壁（５０４）を貫通する、実施態様１に記載の装置。
［実施態様３］
前記点火源（９８）が、前記構造壁（５０４）を通って前記キャビティ（５５１）内に延在する点火器（９８）を備える、実施態様１に記載の装置。
［実施態様４］
前記燃料源が、前記構造壁（５０４）を通って前記キャビティ（５５１）内に延在するスプレーバー（５３、１０３）を備える、実施態様１に記載の装置。
［実施態様５］
前記管状構造体（５０２）が、前記コア流通路の周りを少なくとも部分的に延在する、実施態様１に記載の装置。
［実施態様６］
前記管状構造体（５０２）が、前記コア流通路の周りを３６０°延在する、実施態様１に記載の装置。
［実施態様７］
前記炎管（５２３）が細長いスロットとして構成される、実施態様１に記載の装置。
［実施態様８］
排気ケーシング（１６）と、
前記排気ケーシング（１６）の半径方向内側に離間した燃焼ライナ（４０）と、
前記燃焼ライナ（４０）の第１の面によって半径方向内側を、かつ前記排気ケーシング（１６）によって半径方向外側を確立された境界によって画定された冷却ダクト（２５）と、
前記燃焼ライナ（４０）の第２の面によって少なくとも部分的に画定されたコアダクト（４３）と、
オーグメンタ装置であって、
前記コアダクト（４３）内に半径方向に延在し、燃料源と連通する燃料管を含み、かつ燃料を前記コアダクト（４３）内に導入するように構成された半径方向スプレーバー（５３、１０３）と、
前記冷却ダクト（２５）内に配置された閉鎖型渦停留装置（５００）と
を含むオーグメンタ装置と
をさらに備えるガスタービンエンジン排気装置であって、
前記閉鎖型渦停留装置（５００）が
構造壁（５０４）を有する管状構造体（５０２）であって、前記構造壁（５０４）が前記管状構造体（５０２）内にキャビティ（５５１）を形成し、前記構造壁（５０４）が、前記キャビティ（５５１）と前記コアダクト（４３）との間に境界を形成する下側境界壁を有する、管状構造体（５０２）と、
前記構造壁（５０４）を貫通する少なくとも１つの駆動孔（５３０）と、
前記キャビティ（５５１）と連通する点火源（９８）と、
前記キャビティ（５５１）と連通する燃料源と、
予め選択された位置において前記管状構造体（５０２）の前記下側境界壁を通って延在して、前記キャビティ（５５１）と前記コアダクト（４３）との間の連通を可能にする複数の炎管（５２３）と
を備え、
前記オーグメンタ装置の前記閉鎖型渦停留キャビティ装置（５００）が前記燃焼器ライナ（４０）の半径方向外側に配置された、ガスタービンエンジン排気装置。
［実施態様９］
前記構造壁（５０４）に形成された複数の冷却孔（５４０）をさらに備え、前記冷却孔（５４０）が、前記構造壁（５０４）の表面に対して鋭角に前記構造壁（５０４）を貫通する、実施態様８に記載の装置。
［実施態様１０］
前記点火源（９８）が、前記構造壁（５０４）を通って前記キャビティ（５５１）内に延在する点火器（９８）を備える、実施態様８に記載の装置。
［実施態様１１］
前記燃料源が、前記構造壁（５０４）を通って前記キャビティ（５５１）内に延在するスプレーバー（５３、１０３）を備える、実施態様８に記載の装置。
［実施態様１２］
前記排気ケーシング（１６）の半径方向内側に離間し、前記燃焼ライナ（４０）の上流に配置されたディフューザライナ（１５）であって、前記燃焼ライナ（４０）と協働して前記コアダクト（４３）を画定する第１の面、および前記冷却ダクト（２５）の一部分を画定する反対側の第２の面を有するディフューザライナ（１５）と
前記ディフューザライナ（１５）から前記コアダクト（４３）内に半径方向に延在する中空の排気ベーン（４５）であって、前記冷却ダクト（２５）と流体連通し、空気を前記コアダクト（４３）内に噴射するように構成された噴射孔を含む排気ベーン（４５）と
をさらに備える、実施態様８に記載の装置。
［実施態様１３］
前記管状構造体（５０２）が、前記燃焼ライナ（４０）の半径方向外側で、前記コア流の周りを少なくとも部分的に延在する、実施態様８に記載の装置。
［実施態様１４］
前記管状構造体（５０２）が、前記燃焼ライナ（４０）の半径方向外側で、前記コア流の周りを３６０°延在する、実施態様８に記載の装置。
［実施態様１５］
前記炎管（５２３）が細長いスロットとして構成される、実施態様８に記載の装置。
［実施態様１６］
ガスタービンエンジンオーグメンタ用のパイロット点火を提供するための方法であって、
酸素を含むコア流を、コアダクト（４３）を通して流すステップと、
燃料を前記コア流内に導入して燃焼可能な混合物を形成するステップと、
前記コアダクト（４３）の外側の位置で、パイロット火炎を閉鎖型渦停留燃焼パターンに保持するステップと、
前記燃焼可能な混合物を点火するように、前記閉鎖型停留渦からの前記パイロット火炎および高温ガスのうちの少なくとも１つを、前記コアダクト（４３）の周囲の１つまたは複数の離散した位置で前記コア流に連通させるステップと
を含む方法。
［実施態様１７］
前記渦停留燃焼パターンが単一の渦（６９、５６９）を含む、実施態様１６に記載の方法。
［実施態様１８］
前記渦停留燃焼パターンが２つ以上の渦（６９、５６９）を含む、実施態様１６に記載の方法。
［実施態様１９］
前記燃料が、半径方向火炎保持器の上流に配置された半径方向スプレーバー（５３、１０３）を通って前記コア流内に導入され、前記スプレーバー（５３、１０３）および前記火炎保持器が前記パイロット火炎の上流に配置された、実施態様１６に記載の方法。
【符号の説明】
【００４７】
８  中心線
１２  中心本体
１５  ライナ
１６  ケーシング
２５  ダクト
３９  流れ
４０  ライナ
４３  ダクト
４４  領域
４５  ベーン
５０  パイロット
５１  管
５３  スプレーバー
６９  渦
９８  点火器
１０３  バー
１２８  位置、流れ
１３０  壁
１３４  壁
１４２  開口
１４８  壁
１５１  キャビティ
２０４  シールド
２１０  孔
２１２  孔
２１４  孔
２１６  孔
５００  構造体
５０２  構造体
５０４  壁
５０８  壁
５２３  管
５２５  開口
５３０  孔
５４０  孔
５５１  キャビティ
５６９  渦
５７１  火炎
【図１】
2017181021.tif 000003
【図２】
2017181021.tif 000004
【図３】
2017181021.tif 000005
【図４】
2017181021.tif 000006
【図５】
2017181021.tif 000007
【図６】
2017181021.tif 000008
【図７】
2017181021.tif 000009
【図８】
2017181021.tif 000010
【外国語明細書】
2017181021000001.pdf