JP2009047411A - ターボ機械ディフューザ - Google Patents

Abstract

【課題】噴射システムに対する供給をさらに改善するために、この種のターボ機械の改善を得ようとするものである。
【解決手段】ターボ機械は、噴射オリフィス（４４）を備える環状の燃焼チャンバ（４０）と、遠心下流段を有する遠心コンプレッサ（１０）と、環状のディフューザ（２０）とを備える。ディフューザ（２０）は、コンプレッサの吐出口に接続された拡散路（２２）を有して半径方向に配向した上流部（２１）と、肘形状の中間部（２４）と、一連の整流ベーン（２６）を備えてターボ機械の軸（Ａ）に対して傾斜した下流部（２５）とを備える。ターボ機械の軸（Ａ）を含んで上記噴射オリフィス（４４）の１つの中心（Ｃ）を通る断面において、整流ベーン（２６）の後縁における流路の中央（Ｏ）と上記中心（Ｃ）との間の流線（Ｌ）に沿った曲線の横軸距離は、上記流路の高さ（ｈ）の３倍以上である。
【選択図】図１

Description

本発明は、ターボ機械に関する。本発明は、地上又は航空ターボ機械の任意のタイプに適用可能であり、特に、航空機のターボジェットに適用可能である。

本出願において、「上流」及び「下流」は、ターボ機械におけるガスの標準的な流れ方向（上流から下流）に関して定義される。さらに、ターボ機械の軸は、ターボ機械ロータの回転軸である。軸方向は、ターボ機械軸の方向に対応し、半径方向は、上記軸に対して垂直な方向である。同様に、軸平面は、ターボ機械軸を含む平面であり、半径平面は、上記軸に対して垂直な平面である。最後に、反対に指定されない場合、エレメントの内側部分（すなわち、半径方向に内側部分）が、同じエレメントの外側部分（すなわち、半径方向に外側部分）よりもターボ機械の軸に近いといったように、「内側」及び「外側」のような形容詞が半径方向に関して使用される。

本発明は、噴射システムが内部に取り付けられた噴射オリフィスを有するチャンバ端壁を備える環状の燃焼チャンバと、遠心下流段を有するコンプレッサと、コンプレッサから出るガスの流れを拡散するのを可能とし、このガスの流れを上気噴射システムの方に導く環状のディフューザとを備えるタイプのターボ機械に関する。

遠心下流段を有するコンプレッサは、通常、回転式のインペラを含む。インペラは、回転駆動される一連のブレードを備え、そこを通過するガスを加速するような方法で作られている。

ディフューザは、インペラを取り囲む環状空間を有する。ディフューザは、インペラから出るガスの速度を低下させ、その結果、静圧を増加させる役割を果たす。ディフューザには、ベーン型又はダクト型があり得る。

一般に、これら２つのタイプのディフューザは、そこから出る加速されたガスを回収するために、コンプレッサの吐出口に接続された拡散路を有する半径方向に配向した環状の上流部を備える。これらの拡散路は、コンプレッサから出るガスの流れを拡散するために、上流から下流にかけて漸増する部分である。ベーン型のディフューザは、互いの間の拡散路を形成する円状に離隔された一連のベーンを利用する。ダクト型のディフューザにおいて、拡散路は、例えば接合されて一体化した２つの対向するプレートの間に形成されたダクトやパイプエレメントによって構成される。

上流部から下流において、ディフューザは、一般に、ディフューザの流路を曲がらせてガスの流れを燃焼チャンバの方にもたらすための肘形状の環状の中間部を含む。

中間部から下流において、ディフューザは、一般に、ガスの流れを整流し、それにより、この流れが燃焼チャンバ内に流入する前に、拡散路から出るときのガスの周方向の旋回流を低減又は除去するための円状に離隔された一連の整流ベーンから構成される環状の下流部を備える。

一般に、燃焼チャンバの噴射オリフィスの中心は、半径Ｒ１の円上で、ターボ機械の軸回りに分布しており、ディフューザの下流部の平均半径Ｒ２は、半径Ｒ１よりも大きい。

ある従来のターボ機械において、ディフューザの下流部は、チャンバの外側ケーシングの線をたどり、チャンバを迂回する外側区域（すなわち、チャンバと外側ケーシングとの間を通り抜ける区域）の方に導かれる。換言すれば、ターボ機械の軸を含む断面において、ディフューザの下流部からの出口での流路の平均軸は、チャンバの外側でのバイパス流れの平均軸と平行である。ディフューザから出るガスの主流の全てが、外側の流れと、チャンバ端壁とチャンバの内側迂回区域（すなわち、チャンバと内側ケーシングとの間を通り抜ける区域）との両方に供給する流れとの間で共有される前に、外側で燃焼チャンバを迂回するため、その解決策は不十分である。そして、噴射システム及び内側迂回区域は、主流から分岐された二次流れをともなって供給され、そのような分岐路は、ディフューザからの出口と噴射システムの上流端との間、及び、ディフューザからの出口と内側迂回区域との間で、著しい圧力低下（すなわち、圧力損失）をもたらす。

そのような圧力低下の機能上の結果は、以下のとおりである：
・ターボ機械を設計する際に、ディフューザからの出口と噴射システムとの間での大きな圧力低下は、空気と燃料との混合及び燃焼を確実にするために十分な噴射システムを通過する際の圧力低下を一定に保つように、ディフューザからの出口とチャンバの出口との間のモジュールの圧力低下の全体的な増加によって補正される必要がある。このモジュールの圧力低下の増加は、燃料消費量の増加をもたらす。
・チャンバの外側迂回区域と内側迂回区域との間のガス供給は、非常に非対称的であり（主要及び希釈ガス噴流は、内部よりも外部で貫通性がある）、チャンバからの出口での温度分布を制御するのをより困難とする。
・内側迂回区域への不十分なガス供給は、燃焼チャンバの内壁を冷却するための装置内でのガス流れ速度の低減を招き、その結果、対流熱交換係数を低減し、したがって、この冷却の全体的な効率を低減する。
・内側迂回区域への不十分なガス供給は、超過圧力比の低減を招き、チャンバから下流に位置したタービンノズルの冷却効率を減少させる。

その欠点を回避するために、ＦＲ２３７２９６５の機械のような他の従来のターボ機械において、ディフューザの下流部は、ターボ機械の軸を含む断面において、ディフューザの下流部からの出口での流路の平均軸がチャンバ端壁の最大半径と最小半径との間でチャンバ端壁を通るように、ターボ機械の軸に対して燃焼チャンバの方に傾斜している。流路は、ガスのための流れ空間、したがってガスの流れを画定する包絡線として定義される。ディフューザの下流部において、流路は、この下流部の内側輪郭によって画定される。

より直接的にこれらのシステムを供給することにより、ディフューザからの出口と噴射システムの上流端との間での圧力低下を低減することから、ターボ機械の軸に対するチャンバの端壁の方へのディフューザの下流部のそのような傾斜が改善を構成する。それは、また、チャンバの外側及び内側迂回区域に対してより対称的な方法でガスが供給されるのを可能とし、内側迂回区域に対するより良好なガス供給をもさらにもたらす。さらに、それぞれの噴射システムの様々な給気チャネルへのガス供給は、同様に、より一定である。
仏国特許発明第２３７２９６５号明細書

本発明は、噴射システムに対する供給をさらに改善するために、この種のターボ機械の改善を得ようとするものである。

この目的を実現するために、本発明は、上で特定したタイプ（すなわち、ターボ機械の軸に対してチャンバ端壁の方に傾斜しているディフューザの下流部を有する）のターボ機械であって、噴射オリフィスに対する（したがってこのオリフィス内に設置された噴射システムに対する）ディフューザの下流部における整流ベーンの配置が、ターボ機械の軸を含んでこの噴射オリフィスの１つの中心を通る断面において、整流ベーンの後縁における流路の中央と上記中心との間の流線に沿った曲線の横軸距離が、整流ベーンの後縁における上記流路の高さの３倍以上であるようなターボ機械を提供する。

本発明をもたらした研究において、本発明者らは、ディフューザの下流部の整流ベーンが、それらの後縁から下流に流れるガスの流れ（用語「後流」を使用した）において擾乱を引き起こし、これらの擾乱が噴射システムに対するガスの供給に有害な影響を及ぼすことを見出した。特に、このガス供給は、各システムの噴射軸まわりで対称性に欠ける。しかしながら、整流ベーンの後縁から遠方に行くと、これらの擾乱は静まる。したがって、本発明は、擾乱が少ししかない区域又は全く擾乱がない区域にオリフィスがあるのを確実にするために、これらの噴射オリフィス（したがって噴射システム）を整流ベーンの後縁から十分遠方に移動し、その結果、噴射システムに対する供給を改善することを提案する。

本発明により、噴射システムがより良好な供給を受ける（特に、噴射軸に対してより対称的に）のが見出される。その結果、特に低速での燃焼の安定性を改善し、チャンバからの出口における温度分布をより良好に制御し、燃焼とディフューザからの出口での流れとの間でのいかなる非定常結合のおそれも制限することができる。

それにもかかわらず、ディフューザからの出口と噴射システムの上流との間を拡大することによって圧力低下を制限するために、噴射オリフィスは整流ベーンから遠方にしすぎることはできない。したがって、本発明の実施形態において、ターボ機械の軸を含んでこの噴射オリフィスの１つの中心を通る断面において、整流ベーンの後縁における流路の中央と上記中心との間の流線に沿った曲線の横軸距離は、整流ベーンの後縁における流路の高さの９倍以下である。

ディフューザの下流部を通過するガス流れの整流を改善するために、整流ベーンの枚数は多いほど好ましいが、遠心段のポンプマージンに有害である空気力学的な障害をもたらさないのが好ましい。したがって、本発明の実施形態において、整流ベーンの枚数は、噴射システムの個数よりも多い。好ましくは、整流ベーンの枚数は、噴射システムの個数の少なくとも４倍とされる。整流ベーンの枚数が増加するのにともない、ベーンによって引き起こされる乱流構造の数は、同様に増加する（それらは、より小さい寸法のものである）。その結果、これらの乱流構造が整流ベーンの後縁と噴射オリフィスとの間の推奨距離にわたって消散するのを可能とするため、本発明をより有利とする。

本発明及びその利点は、例示に限定されることなく与えられる本発明の実施形態についての以下の詳細な記述を読むことによってより理解することができる。記述は、添付の図面を参照してなされる。

図１から図３は、ターボジェットのロータの回転軸Ａを含む断面上におけるターボジェットの軸方向の半断面の一例を示している。

ターボジェットを通過するガスは空気である。

ターボジェットは、遠心段によって構成される下流部（図１から図３に示す）を有する高圧コンプレッサ１０と、コンプレッサ１０から下流に接続された環状のディフューザ２０とを備え、このディフューザは、環状の燃焼チャンバ４０を取り囲む空間３０に開口している。空間３０は、同心の外側ケーシング３２及び内側ケーシング３４によって画定される。燃焼チャンバ４０は、ケーシング３２、３４に接続された締結フランジによって支持されている。

遠心コンプレッサ１０は、回転式のインペラ１２を備える。インペラ１２は、回転駆動される一連の可動ブレード１４を備える。インペラ１２は、そこを通過する空気を加速するような方法で作られており、その結果、この空気の運動エネルギを増加させる。

ディフューザ２０は、インペラを取り囲む環状空間を有する。ディフューザ２０は、インペラから出る空気の速度を低下させ、その結果、その静圧を増加させる役割を果たす。図示されるディフューザ２０は、ブレード型である。

ディフューザ２０は、インペラ１２から出る加速された空気を回収するために、コンプレッサ１０の吐出口に接続された一連の拡散路２２を有する半径方向に配向した環状の上流部２１を有する。これらの拡散路２２は、インペラから出る空気の流れを拡散させるように上流から下流にかけて漸増する部分である。拡散路２２は、円状に離隔された一連のベーン２３によって形成される。上流部２１の入口において、これらのベーンは、互いに近接している。これらのベーン２３は、上流部２１から出口に近付くにしたがって他のベーンから周方向に離隔して分岐している。

上流部２１から下流において、ディフューザ２０は、ディフューザの流路を曲がらせて空気の流れを燃焼チャンバ４０の方にもたらすための肘形状の環状の中間部２４を有する。

この中間部２４から下流において、ディフューザ２０は、空気の流れが空間３０内に流入する前に、拡散路２２から出るこの空気の周方向の旋回流を低減又は制限するための円状に離隔された一連の整流ベーン２６を備える環状の下流部２５を有する。図５は、ディフューザの下流部２５からの出口での流路の平均軸Ｘに対して垂直な断面における整流ベーン２６の断面を示している。この図からわかるように、整流ベーン２６は、ディフューザの下流部２５の内側及び外側壁の間で半径方向に広がっている。

燃焼チャンバ４０は、環状の内側壁４２と、環状の外側壁４３と、このチャンバの上流領域においてこの内側壁４２と外側壁４３との間に配設された環状のチャンバ端壁４１とを備える。チャンバ端壁４１は、軸Ａ回りに円状に分布された噴射オリフィス４４を有している。噴射システム４５は、上記噴射オリフィス４４を介してチャンバ端壁上に取り付けられている（噴射オリフィス４４あたり１つの噴射システム４５がある）。これらの噴射システム４５は、空気と燃料との混合物が燃焼チャンバ４０内で燃焼するように噴射するのを可能とする。混合物における燃料は、空間３０を通過する燃料供給パイプ４６によって噴射システム４５に送られる。

燃焼チャンバ４０、そのケーシング、及びその周辺の環境によって構成されたアセンブリは、一般に、燃焼チャンバモジュールと称される。

燃焼チャンバ４０は、（非ゼロ）鋭角Ｂでターボジェットの軸Ａに対して傾斜している。この鋭角Ｂが大きいほど、燃焼チャンバモジュールの軸方向の長さは短くなる。

ディフューザ２０から出る空気の流れが噴射システム４５の方に確実に導かれるように、ディフューザ２０の下流部２５は、ターボジェットの軸を含む断面において、ディフューザの下流部２５からの出口での流路の平均軸Ｘがチャンバ端壁４１の最大半径Ｒと最小半径ｒとの間でチャンバ端壁４１を通るように、ターボジェットの軸Ａに対して燃焼チャンバの方に傾斜している。チャンバ端壁４１は、環状で軸Ａ上に中心合わせしていることから、半径ｒ、Ｒは、軸Ａから半径方向に広がっている。これを例示するために、図１から図３は、上で特定した傾斜基準が満たされている燃焼チャンバ４０に関する３つの例を示している。図２において、ディフューザの下流部２５からの出口での流路の平均軸Ｘは、最大半径Ｒの近くのチャンバ端壁４１を通っている。図３において、ディフューザの下流部２５からの出口での流路の平均軸Ｘは、最小半径ｒの近くのチャンバ端壁４１を通っている。図１において、ディフューザの下流部２５からの出口での流路の平均軸Ｘは、噴射オリフィス４４の中心Ｃの近くのチャンバ端壁４１を通っている。

本発明及び図１の燃焼チャンバモジュールを通過する空気の流線とともにモジュールを示す図４を参照することにより、ターボジェットの軸Ａを含んで１つの噴射オリフィス４４の中心Ｃを通る図１から図４の断面において、整流ベーン２６の後縁における流路の中央Ｏと上記中心Ｃとの間の流線Ｌに沿った曲線の横軸距離（すなわち、流線Ｌに属するＯからＣまでの曲線部分の長さ）が、整流ベーンの後縁における流路の高さｈ（この高さｈが整流ベーン２６の高さに対応する）の３倍以上であることがわかる。さらに、この曲線の横軸距離は、整流ベーンの後縁における上記流路の高さの９倍以下である。

本発明による航空機のターボジェットの一例におけるコンプレッサ、ディフューザ、及び燃焼チャンバモジュールを示す軸方向の略半断面図である。 本発明による航空機のターボジェットの一例におけるコンプレッサ、ディフューザ、及び燃焼チャンバモジュールを示す軸方向の略半断面図である。 本発明による航空機のターボジェットの一例におけるコンプレッサ、ディフューザ、及び燃焼チャンバモジュールを示す軸方向の略半断面図である。 図１の燃焼チャンバモジュールを通過するガスの流線とともにモジュールを示す。 断面Ｖ−Ｖ上の半径方向の断面における図１のターボ機械のディフューザの下流部の一部を示す。

符号の説明

１０ コンプレッサ
１２ インペラ
１４ 可動ブレード
２０ ディフューザ
２１ 上流部
２２ 拡散路
２３ ベーン
２４ 中間部
２５ 下流部
２６ 整流ベーン
３０ 空間
３２ 外側ケーシング
３４ 内側ケーシング
４０ 燃焼チャンバ
４１ チャンバ端壁
４２ 内側壁
４３ 外側壁
４４ 噴射オリフィス
４５ 噴射システム
４６ 燃料供給パイプ
Ａ ターボジェットの回転軸
Ｂ 鋭角
Ｃ 噴射オリフィスの中心
ｈ 流路の高さ
Ｌ 流線
Ｏ 流路の中央
Ｒ 最大半径
ｒ 最小半径
Ｘ 流路の平均軸

Claims (2)

1. 噴射システム（４５）が内部に取り付けられた噴射オリフィス（４４）を有するチャンバ端壁（４１）を備える環状の燃焼チャンバ（４０）と、
   遠心下流段を有するコンプレッサ（１０）と、
   コンプレッサ（１０）から出るガスの流れを拡散するのを可能とし、前記ガスの流れを前記噴射システムの方に導く環状のディフューザ（２０）とを備えるターボ機械であって、
   ディフューザが、コンプレッサの吐出口に接続された拡散路（２２）を有する半径方向に配向した上流部（２１）と、肘形状の中間部（２４）と、円状に離隔された一連の整流ベーン（２６）を備える下流部（２５）とを備え、下流部（２５）が、ターボ機械の軸（Ａ）を含む断面において、ディフューザ（２０）の下流部（２５）からの出口での流路の平均軸（Ｘ）がチャンバ端壁（４１）の最大半径（Ｒ）と最小半径（ｒ）との間でチャンバ端壁（４１）を通るように、ターボ機械の軸（Ａ）に対して燃焼チャンバの方に傾斜しており、前記ターボ機械は
   ターボ機械の軸（Ａ）を含んで前記噴射オリフィス（４４）の１つの中心（Ｃ）を通る断面において、整流ベーン（２６）の後縁における流路の中央（Ｏ）と前記中心（Ｃ）との間の流線（Ｌ）に沿った曲線の横軸距離が、整流ベーン（２６）の後縁における前記流路の高さ（ｈ）の３倍以上であり、整流ベーン（２６）の枚数が、噴射システム（４５）の個数の少なくとも４倍多いことを特徴とする、ターボ機械。
2. ターボ機械の軸（Ａ）を含んで前記噴射オリフィス（４４）の１つの中心（Ｃ）を通る断面において、整流ベーン（２６）の後縁における流路の中央（Ｏ）と前記中心（Ｃ）との間の流線（Ｌ）に沿った曲線の横軸距離が、整流ベーン（２６）の後縁における前記流路の高さ（ｈ）の９倍以下である、請求項１に記載のターボ機械。

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