(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
圧縮機、
該圧縮機から出る空気を冷却するためのターボクーラー、及び
該ターボクーラーからの空気がエアアシスト噴霧のため燃料噴射器に供給されるように上記ターボクーラーと流れの通じた燃料噴射器を含んでなる燃焼器を含み、
前記燃焼器が、
外筒、
該外筒に近接し少なくとも部分的に燃焼室を画定する内筒、
該燃焼室内に燃料ノズルを有する前記燃料噴射器、
前記燃料ノズルの前方に位置していて前記圧縮機と流れの通じたディフューザーであって上記燃料ノズルと流れの通じた出口を有するディフューザー、及び
上記外筒と内筒の間に位置していて内筒の縦方向後部に入口を有するとともに使用済冷却空気が前記燃料噴射器に流入するように該燃料噴射器に出口を有する冷却媒体流路をさらに含んでいて、
該冷却媒体入口が、前記ターボクーラーからの冷却空気を受け入れるため前記ターボクーラーと連結しており、
更に、
前記内筒及び外筒から少なくとも部分的に離隔しているとともに内筒と外筒とを少なくとも部分的に離隔するシールド、及び
複数のインピンジメント冷却孔を有するプレートであって上記内筒及びシールドから少なくとも部分的に離隔しているとともに内筒とシールドとを少なくとも部分的に離隔するプレート
を含む、ガスタービンエンジン。
【請求項２】
前記冷却媒体流路が前記燃焼器外筒と燃焼器内筒の間に外側冷却媒体流路を含んでいて、該外側冷却媒体流路が上記燃焼器内筒の縦方向後部近くに入口を有する、請求項１記載のガスタービンエンジン。
【請求項３】
前記流路が前記外筒と内筒の間に導入流路を含んでいて、該導入流路が前記ターボクーラーと連結した入口を含んでいる、請求項１記載のガスタービンエンジン。
【請求項４】
前記導入流路入口がダクトによって前記ターボクーラーと連結している、請求項３記載のガスタービンエンジン。
【請求項５】
前記燃焼器が前記内筒の縦方向後部近くにノズルベーン列をさらに含んでいて、該ノズルベーンが内部冷却媒体通路を有する、請求項１記載のガスタービンエンジン。
【請求項６】
前記流路が前記外筒と内筒の間に導入流路を含んでいて、該導入流路が前記ターボクーラーと連結した入口及び前記ノズルベーン内部冷却媒体通路と流れの通じた縦方向後部セグメントを含んでいる、請求項５記載のガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は概括的にはガスタービンエンジン用の燃焼器に関するものであり、より具体的には燃焼器を冷却し次いで燃焼に利用するための冷却空気を受け入れるためターボクーラーと連結した燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンはコアエンジンを含んでおり、コアエンジンは、流れの順に、コアエンジンに入る空気流を圧縮するための高圧圧縮機（コア圧縮機とも呼ばれる）、燃料と圧縮空気を燃焼して推進（燃焼）ガス流を発生するための燃焼器、並びに推進ガス流によって回転し、かつ高圧圧縮機を駆動するために比較的大きな径のシャフトで連結した高圧タービンを有している。典型的な航空機用バイパスターボファンガスタービンエンジンにはさらに低圧タービン（高圧タービンの後部に位置する）が設けられており、低圧タービンはフロントファン（高圧圧縮機の前方に位置する）を駆動するために比較的小さな径の同軸シャフトで連結しており、低圧タービンが低圧圧縮機（フロントファンと高圧圧縮機の間に位置する）を駆動することもある。低圧圧縮機はブースター圧縮機或いは単にブースターと呼ばれることもある。「圧縮機」という用語は、何の制限もなく、高圧圧縮機及び低圧圧縮機を包含するものと理解されたい。ファンと第一の圧縮機（通常は低圧圧縮機）の間に位置するフロースプリッター(flow splitter) は、ファンから出た空気をコアエンジン空気流と周囲のバイパス空気流とに分ける。ファンからのバイパス空気流はファンバイパスダクトから噴出して航空機のエンジンスラストの大半を与える。エンジンスラストの一部は、コアエンジン空気流が低圧及び高圧圧縮機を通過して燃焼器に達し、さらに高圧及び低圧タービンを経て膨張し加速されて排気ノズルから噴出する際に発生する。
【０００３】
燃焼器などのホットセクション構成部品の冷却は、かかる部品の製造に使用される材料の熱的「レッドライン」限界（作動限界）のために必須である。通例、燃焼器の冷却は圧縮機から出る相当量の空気を用いて達成される。この冷却空気は燃焼室を迂回して燃焼器（例えば燃焼器内筒）の冷却に使用されるだけでなく、例えばタービン構成部品などの冷却にも使用される。燃焼器（及びタービン構成部品）冷却後の冷却空気は燃焼器下流のガス経路に再び入る。この冷却空気は燃焼室内部では利用できないので、燃焼器は高い燃空比で作動しなければならず、その結果エンジン出力及び効率に必要とされる所望のタービン入口温度を与えるために燃焼器温度が高くなる。しかし、燃焼室温度が高いと、より多量の有害ＮＯx 排出物を発生する。
【０００４】
液体燃料の作動によるガスタービンエンジンＮＯx 排出物は、少なくとも部分的には液体燃料滴近傍での理論燃空費(stoichiometric fuel-air ratio) に起因する。ジェット燃料の疑似臨界圧（約３５０ｐｓｉａ）を超えると、液滴は対流及び放射によって熱を吸収する。液滴の温度が疑似臨界温度（約７５０°Ｆ）に達すると、液滴は表面張力を失い、空気の剪断力により燃料リッチな濃度の気体燃料及び空気分子中に分散する。空気とさらに混合すると、ガス混合物は着火燃空比（依然として燃料リッチ）に達して燃焼する。エンジン全体の燃空比は燃料希薄(fuel lean) であるので、気体状燃料空気比が理論濃度又はその付近にあって火炎温度が最大（約４０００°Ｆ）になる領域が存在する。
【０００５】
ＮＯx は、Ｎ2＋Ｏ→ＮＯ＋Ｎと続いてのＯ2＋Ｎ→ＮＯ＋Ｏの反応によって生成する。二番目の反応（Ｏ2＋Ｎ）の速度は、燃料液滴が４０００°Ｆで燃焼するときの３０００°Ｆのピーク燃焼器温度を超えると、ＮＯx を５倍増加させる。相対的ＮＯx 増加は低いエンジン出力レベルで格段に大きい。エンジン効率に悪影響を与えずにガスタービンエンジンのＮＯx 排出物を低減することが望まれる。また、エンジンのコストをさほど増大させずに、かかるＮＯx 排出物の低減をなし遂げることも望まれる。
【特許文献１】
米国特許５，５８１，９９６号公報
【０００６】
【発明の概要】
上記その他の目的並びに利点は、ターボクーラーを含み、ターボクーラーからの冷却空気が燃焼器に供給されるように構成されたガスタービンエンジンにおいて達成される。ある実施形態では、冷却空気は最初に燃焼器を冷却するために使用され、次いでその使用済冷却空気を燃焼（すなわち、エアアシスト噴霧）に利用する。より具体的には、本願出願人に譲渡された「ガスタービンエンジン冷却システム」と題する米国特許第５３９２６１４号に記載されたエンジンのように、ターボクーラーを含むガスタービンエンジンは公知である。この米国特許に記載されたターボクーラーからの冷却空気を本発明にしたがって構成された燃焼器に供給することによって、ＮＯx 排出物が低減し、しかもエンジン効率及び動作特性は悪影響を受けず、かえって向上すると考えられる。
【０００７】
一つの形態では、燃焼器はターボクーラーから供給される冷却空気と流れの通じた流路を含む。空気はこの流路を後部からディフューザーに位置した出口へと流れる。冷却空気は、燃焼室の壁を冷却した後、燃料噴射器内で燃料と混合され、アシスト空気(assist air)と燃料の実質的に均一な混合物が燃料噴射器から出る。ターボクーラーからの高圧空気と燃料の混合は、燃料噴射器から燃焼室内への燃料の分散を促すとともに、燃料／空気エネルギー剪断勾配(fuel/air energy gradient)を増加させるのに役立つ。その結果、噴射速度が格段に高まると考えられ、ＮＯx 排出物が低減すると考えられる。
【０００８】
【発明の実施の形態】
ここで、添付図面について簡単に説明しておく。
図１は、本発明の一つの実施形態によるガスタービンエンジンの一部分の概略図である。
図２は、本発明の一つの実施形態による燃料噴射器の断面図である。
【０００９】
ガスタービンエンジン（ターボジェットエンジン、バイパスターボファンエンジン、ターボプロップエンジン及びターボシャフトエンジンなど）は航空機（飛行機、ヘリコプター及びミサイルなど）に動力を与えるために使用できるだけでなく、船舶、戦車、発電機及びパイプラインポンプ装置に動力を与えるために使用することもできる。記載の便宜上、本明細書中では工業用ガスタービンエンジンに関して本発明を説明するが、本発明はその他の形式及び／又は用途のガスタービンエンジンにも等しく適用できると理解されたい。さらに、本発明は、概して、ターボクーラーからの冷却空気をエンジンの燃焼器の構成部品の冷却に使用すること、並びに「使用済」冷却空気(spent cooling air) を燃焼のために使用することに関する。本願出願人に譲渡された「ガスタービンエンジン冷却システム」と題する米国特許第５３９２６１４号に記載されたエンジンのように、ターボクーラーを含むガスタービンエンジンは公知である。この米国特許の開示内容は文献の援用によって本明細書の内容の一部をなす。
【００１０】
図１に、本発明の一つの実施形態による燃焼器１０の概略を示す。燃焼器１０はトリプルドームアニュラー(triple-dome annular) 型であるが、本発明がシングル又はダブルドームアニュラー型のみならずガスタービンエンジンの他の形式の燃焼器、例えばガスタービンエンジンと一体もしくは分離したカン(can) 型燃焼器システム及びカニュラー(cannular)型燃焼器システムにも等しく適用できることは、当業者には自明であろう。
【００１１】
燃焼器１０は、燃焼器外側外筒(outer casing)１２及び燃焼器内側外筒(inner casing)１４を含んでいる。燃焼器１０は、さらに、燃焼器外側外筒１２の近くに配置されていて少なくとも部分的に燃焼室１８を画定するとともに概して縦方向前部２０及び縦方向後部２２を有する燃焼器外側内筒(outer liner) １６を含んでいる。同様に、燃焼器内側外筒１４の近くに配置されていて少なくとも部分的に燃焼室１８を画定するとともに概して縦方向前部２６及び縦方向後部２８を有する燃焼器内側内筒(inner liner) ２４も、燃焼器１０に含まれている。本発明の記載から、燃焼器内側及び外側内筒の縦方向前部には内側及び外側燃焼器カウルなどが含まれているものと理解されたい。好ましくは、各燃焼器内筒１６及び２４は冷却空気に対して無孔である（すなわち、内筒自体は冷却空気孔を全く有さない）。燃焼器１０は燃焼噴射器３０を有しており、該燃焼噴射器３０は燃焼室１８内に配置された燃料ノズル３２を有する。燃焼室１８内における燃焼ガスの流れ方向３４は燃料ノズル３２から概して縦方向後部へ延びる。燃焼器１０は、さらに、燃料ノズル３２の概して縦方向前方に配置されたディフューザー３６も有しており、該ディフューザー３６はガスタービンエンジンの高圧圧縮機と流れの通じた入口３８及び燃料ノズル３２と流れの通じた出口４０を有している。
【００１２】
燃焼器１０は、燃焼器外側外筒１２と燃焼器外側内筒１６の間に外側冷却媒体流路４２を含んでおり、該外側冷却媒体流路４２は燃焼器外側内筒１６の縦方向後部２２近くに入口４４を有していて壁部４６へと達する。入口４４はダクト４８を介してターボクーラーと流れが通じている。当業者には自明であろうが、ターボクーラーはディフューザー３６からの拡散空気の温度及び圧力よりも低温で高圧（全圧）の冷却空気を供給する。
【００１３】
燃焼器１０は、また、燃焼器内側外筒１４と燃焼器内側内筒２４の間に内側冷却媒体流路５０を含んでおり、該内側冷却媒体流路５０は燃焼器内側内筒２４の縦方向後部２８近くに入口５２を有していて燃焼器内側内筒２４の縦方向前部２６近くの壁部５４へと達する。外側冷却媒体流路入口４４と同様に、入口５２はダクト４８を介してターボクーラーと流れが通じている。当業者には自明であろうが、ここでも、ターボクーラーはディフューザー３６からの拡散空気の温度及び圧力よりも低温で高圧（全圧）の冷却空気を供給する。
【００１４】
「使用済」冷却空気は燃料と混合され、後で詳述する通り、燃料と共に外側（Ｏ）、中間（Ｍ）及び内側（Ｉ）燃料ゾーンを通過する。各冷却媒体流路４２（及び５０）は、それぞれの燃焼器内筒１６（及び２４）と燃焼器外筒１２（及び１４）から離隔しているとともにそれらの間に配置された部分５８をもつシールド５６を含んでいる。また、各冷却媒体流路はさらに、インピンジメント冷却孔６４の設けられた部分６２をもつプレート６０を含んでいる。プレート部分６２は、各燃焼器内筒１６（及び２４）とシールド５６から離隔しているとともにそれらの間に配置されている。冷却媒体流路入口４４及び５２の各々は、その各々のプレート６０とシールド５６の間に冷却空気を受け入れる。
【００１５】
導入流路、例えば外側燃焼器外筒１２とそのシールド５６の間の導入流路６６は、外側燃焼器外筒１２内の入口７０を含む縦方向前方セグメント６８を有しているとともに、外側冷却媒体流路４２の入口４４の縦方向後部に配置された縦方向後部セグメント７２を有している。導入流路入口７０はダクト４８を介してターボクーラーと流れが通じており、縦方向後部セグメント７２は外側冷却媒体流路４２の入口４４と流れが通じている。燃焼器１０は、各燃焼器内筒１６及び２４の縦方向後部２２及び２８の近くに配置されたノズルベーン列７４を含んでいるとともに、各導入流路６６の縦方向後部セグメント７２と流れが通じていると同時に各冷却媒体流路４２及び５０の入口４４及び５２とも流れの通じた冷却媒体流入口７８をもつ内部冷却通路７６を有している。
【００１６】
エンジン作動中、燃焼器１０はその燃焼器内筒１６及び２４が圧縮機駆動冷却空気で後方（そこでは最も冷たい冷却空気が最も熱い燃焼器領域を最も効率的に冷却する）から前方にインピンジメント冷却されている。この「使用済」冷却空気は次いで燃料と混合される。ターボクーラーからの高圧の「使用済」冷却空気を燃料と混合すると、燃料噴射器３０から燃焼室１８への燃料の分散が促進される。かかる構成は、燃焼室１８における燃料／空気エネルギー剪断勾配を増大させるのにも役立つ。その結果、噴射速度が著しく増加するとともにＮＯx 排出物が低減すると考えられる。
【００１７】
図２は本発明の一つの実施形態による燃料噴射器１００の断面図である。燃料噴射器１００は、外側、中間及び内側スワーラアセンブリ(swirler assembly)１０２、１０４及び１０６を有するとともに、噴射器１００を通ってそれぞれスワーラアセンブリ１０２、１０４及び１０６へと達する燃料／空気流路１０８、１１０及び１１２を有している。各スワーラアセンブリ１０２、１０４及び１０６はインナースワーラ(inner swirler) ＩＳとアウタースワーラ(outer swirler) ＯＳを含んでおり、これらはろう付その他の手段でスワールカップ(swirl cup) １１４に装着され、ハブ１１６の周りを回転する。インナー及びアウタースワーラＩＳ及びＯＳは通例反対方向に回転する。スワーラＩＳ及びＯＳは、それぞれのスワーラＩＳ及びＯＳの中心を通る軸に対して４０°〜６０°の範囲の角度のベーンを有する。燃料は、各ベーン組の外側の環状空洞から個々のベーンに流入し、次いで個々のベーンの吸込側(suction side)の孔から流出する。利用し得るスワーラ及びベーン構成の具体例は、本願出願人に譲渡された米国特許第５３４１４７７号に記載されている。この米国特許の開示内容は文献の援用によって本明細書の内容の一部をなす。
【００１８】
使用済冷却空気は各燃料供給ゾーンＯ、Ｍ及びＩへと流れ込み、燃料と混合する。燃料及びアシスト空気の流れが重力による分離（空気はエンジンの上方へと上昇し、燃料はエンジンの底部へと沈降する）を回避するに十分高速であれば、アシスト空気と燃料の均一な混合物がベーンの孔から出てくるはずである。別法として、スワーラアセンブリ１０２、１０４及び１０６は、例えば二重壁ベーンを用いて、空気がベーン燃料噴射孔の近くに導かれるように修正することもできる。空気は内側ベーン空洞に入り、燃料は内側ベーン壁と外側ベーン壁の間の空洞に入る。空気が内側空洞からベーンの外に流れるには、空気は燃料キャビティを横切らなければならず、そうすると流体剪断応力により燃料が崩壊して霧化する。燃料がベーン孔から流出する方向はディフューザー３６からのエンジン圧縮機空気に垂直であるので、付加的流体剪断勾配（アシスト空気でもたらされる高液体燃料速度）がさらに霧化を促すとともにエアスワーラ内及びその下流での全体的な空気−燃料混合を促進する。液滴の大きさ（液滴クラスター）及び空気−燃料混合速度は共にすべての出力レベルでの局部燃焼温度及び排出物に影響を与える。
【００１９】
本発明の様々な実施形態についての以上の記載から、本発明の目的が達成されることは明らかである。本発明を詳細に記載し説明してきたが、これらは説明及び例示を目的としたものであって、限定的なものと解するべきではない。例えば、ターボクーラー空気は燃料噴射器に送られる前に燃焼器の幾つかの部品の冷却に使用されると記載したが、冷ターボクーラー空気は燃料噴射器に送る前にエンジンの他の構成部品の冷却に「使用」することもできると考えられる。したがって、本発明の技術的思想及び技術的範囲は特許請求の範囲によってのみ限定される。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の一つの実施形態によるガスタービンエンジンの燃焼器の概略図。
【図２】  本発明の一つの実施形態による燃料噴射器の断面図。
【符号の説明】
１０    燃焼器
１２    燃焼器外側外筒
１４    燃焼器内側外筒
１６    燃焼器外側内筒
１８    燃焼室
２４    燃焼器内側内筒
３０    燃焼噴射器
３２    燃料ノズル
３４    燃焼ガスの流れの方向
３６    ディフューザー
４２    外側冷却媒体流路
４４    外側冷却媒体流路入口
４８    ダクト
５０    内側冷却媒体流路
５２    内側冷却媒体流路入口
５６    シールド
６０    プレート
６４    インピンジメント冷却孔
６６    導入流路
７０    導入流路入口
７４    ノズルベーン列
７６    内部冷却通路
１００  燃料噴射器
１０２  外側スワーラアセンブリ
１０４  中間スワーラアセンブリ
１０６  内側スワーラアセンブリ
ＩＳ    インナースワーラ
ＯＳ    アウタースワーラ
Ｏ      外側燃料供給ゾーン
Ｍ      中間燃料供給ゾーン
Ｏ      内側燃料供給ゾーン
【図１】
0004117931.tif 000002
【図２】
0004117931.tif 000003