JPH1182170A - ジェットエンジン及びこれを駆動するための方法 - Google Patents
ジェットエンジン及びこれを駆動するための方法Info
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Abstract
少なくとも1つのファン9と、このファンに後置接続さ
れた少なくとも1つの圧縮機1,2と、この圧縮機に後
置接続された燃焼室3と、この燃焼室に後置接続された
タービン4とから成っている形式のものにおいて、ター
ビン4の下流に第2の燃焼室5が配置されていて、該第
2の燃焼室5の下流に第2のタービン6が配置されてい
る。 【効果】 従来のジェットエンジンと比較して、燃料消
費が著しく減少され、しかもこれによって、効率の上昇
が得られただけでなく、固有の有害物質エミッションが
顕著に減少された。
Description
(Strahltriebwerk)であって、主として、少なくとも1
つのファンと、このファンに後置接続された少なくとも
1つの圧縮機と、この圧縮機に後置接続された燃焼室
と、この燃焼室に後置接続されたタービンとから成って
いる形式のもの、並びにこのジェットエンジンを駆動す
るための方法に関する。
グルシャフト)構造又は多軸(マルチシャフト)構造の
ものが知られている。典型的なものでは、ガスタービン
群は高圧圧縮機と低圧圧縮機とに分割される。高圧構成
部は、高圧圧縮機と、燃焼室ユニットと高圧タービンと
から成っている。高圧構成部の圧縮機及びタービンは、
1つの共通のロータシャフトに固定されている。高圧圧
縮機の手前には、低圧圧縮機と、バイパス流形ジェット
エンジンである場合にはファンが配置されている。高圧
タービンとの接続部には、直接低圧タービンが配置され
ている。ファンと低圧圧縮機と低圧タービンとは、ジェ
ットエンジンの低圧構成部を形成している。この低圧構
成部は高圧構成部と共に、1つの共通のロータシャフト
に配置されている。しかしながら最近の高出力ジェット
エンジンにおいては、高圧構成部は、一般的に、固有の
第2のロータシャフト、及び場合によっては第3のロー
タシャフトを有しており、この第2及び第3のロータシ
ャフトは高圧ロータシャフトに同軸的に支承されて延び
ている。このような形式で、低圧部及び高圧部のために
種々異なる回転数を実現することができる。
の後ろに1つの燃焼室ユニットだけを有している点で共
通している。
焼温度は、技術的に制限されている。この最大許容燃焼
温度は、近年連続的に上昇している。冷却技術と、ガス
タービンの材料と、燃焼室ユニット内で使用された燃焼
技術との組み合わせは、法的に許容される有害物質エミ
ッション(有害排出物)を得るために、限定される。従
って、ジェットエンジン内でのプロセスコントロールに
よって燃焼室入口で得られる所定のマスフロー(大量
流)のためには、燃料による可能なエネルギー供給は、
この最大許容燃焼温度によって制限される。これによっ
てジェットエンジンの全出力も所定のマスフロー分割の
ために制限される。
に述べた形式のジェットエンジンを改良して、同じ技術
レベルでより大きい出力を達成するために、今までにな
いやり方で、前記技術的に与えられた出力限界を越える
ものを提供することである。
明の装置の手段によれば、タービンの下流に第2の燃焼
室が配置されていて、該第2の燃焼室の下流に第2のタ
ービンが配置されている。
段によれば、高熱ガスの膨張を第1のタービン内で最小
限にし、部分膨張した高熱ガスを後置接続された第2の
燃焼室内に、ここに噴射された主燃料の自己着火温度を
上回る温度で流入させるようにした。
ェットエンジンが、今日の技術によるジェットエンジン
と比較して、燃料消費が著しく減少され、しかもこれに
よって、効率の上昇が得られただけでなく、固有の有害
物質エミッションが顕著に減少されたという点にある。
側流との比に関連している。この比が大きければ大きい
程、ジェットエンジンの燃焼消費は良好になる。このた
めには、ファンにできるだけ高い出力を提供しなければ
ならない。この出力は、バイパス流比においてスラスト
(推力)に変換される。
けられていて、この第2の燃焼室内において、第1のタ
ービン内で部分膨張された高熱ガスが再び所定の温度に
され、これによって、同じ最大高熱ガス温度で、より大
きい出力をジェットエンジンに提供することができる、
という点にある。
載されている通りである。
示した実施例について詳しく説明する。図面では、本発
明を理解するために直接必要でない部材は省かれてい
る。媒体の流れ方向は矢印で示されている。
ータシャフト7を有していることを特徴としていて、吸
い込まれた空気12が、ファン9内、低圧圧縮機1内、
次いで高圧圧縮機2内で圧縮される。次いでこの圧縮空
気13は、第1の燃焼室3内を流過し、この第1の燃焼
室3内で、有利には液体状の燃料14を供給することに
よって、技術的な最大許容温度が達成される。燃焼室3
内で準備された高熱ガス15は、第1のタービン14内
で部分膨張し、ロータシャフト7に出力を提供する。部
分膨張した高熱ガス16は、より低い温度の第1のター
ビン4を通って、次いで第2の燃焼室5内に流入し、こ
の第2の燃焼室5内で高熱ガス16が2度目の最大温度
に処理される。第1及び第2の燃焼室内における燃焼技
術については後述されている。ガスが第2の燃焼室5内
で再び最大温度に加熱されてから、次いで、ロータシャ
フト7における相応の出力を伴って、再びガスの最終膨
張が第2のタービン6内で行われる。次いで、図面では
詳しく示されていないスラストノズルを通って、最終的
に膨張したガス17つまり排ガスがエンジンを通過す
る。シャフト出力の一部が、ロータシャフト7に取り付
けられた高圧圧縮機2によって取り出される。ファン9
のためのロータシャフトは高すぎる回転数を有している
ので、この高すぎる回転数は、伝動装置8によって、フ
ァン9が機械的に確実にコントロールされる程度に低下
せしめられる。ファン9は、エンジン内に侵入した空気
マスフロー(air mass flow)を第1の段で圧縮し、次い
で、このマスフローは内側流とバイパス流とに分割され
る。次いでバイパス流は、バイパス流ノズル10内で膨
張して、エンジンの全推力(total thrust)を生ぜしめ
る。
なる程、駆動装置の燃料消費はより良好になる。従っ
て、大きいバイパス流を実現するために、ファン9内に
できるだけ大きい出力を提供することが重要である。
終圧力までの圧縮は、いずれにしても第1の燃焼室の手
前で終了しなければならない。
る。多軸エンジン(マルチシャフトエンジン)において
は、高圧タービンが高圧シャフトにおいて、高圧圧縮機
を駆動するために大きい出力を取り出さなければならな
い。しかもこの大きい出力は、次いで、この出力を低圧
タービン内で十分に低下させるために、この出力が、高
圧タービンの後ろ(下流)で第2の燃焼室内での別の出
力供給のために、最大温度に達するまで十分に高くない
程度の大きさでなければならないからである。このよう
な構成の結果、装置の効率は受け入れらない程度に低く
いものになってしまう。
群が1つのロータシャフト7だけに配置されている場合
は、低圧タービン6は高圧圧縮機2を駆動するために使
用され、ひいては出力の分割をより良好に構成すること
ができる。余剰のシャフト出力は、伝動装置8を介し
て、ゆっくりと回転するファン9に供給される。ロータ
シャフト7の軸受の数は、個々の場合に応じて設計され
る。
に、ファン9は調節可能な羽根を備えることができる。
さらに、小さいバイパス流比においてタービンの余剰出
力を良好な効率でスラスト(推力)に置き換えるため
に、ファン9を多段式に構成することができる。
されており、この場合この燃焼室は、軸方向、ほぼ軸方
向又は螺旋状にロータシャフト7を巡って配置され、自
己閉鎖している多数の燃焼室より成っていてよい。図示
の実施例による環状の燃焼室3は、ヘッド側が周方向で
分割された、詳しく図示していない多数のバーナを有し
ており、これらのバーナは高熱ガスを発生する。拡散バ
ーナを使用してもよい。この燃焼物から有害物質エミッ
ション(特にNOxエミッション)を減少するために、
ヨーロッパ特許第0321809号明細書によれば予混
合バーナを設けると有利である。この場合、この公知の
明細書に記載された発明の対象は、本命最初の一部であ
る。
配置することに関しては、これは、必要であれば、周方
向に同一に分割して配置された一般的なバーナと異なっ
た配置であってもよい。その代わり、種々異なる大きさ
の予混合バーナを使用することができる。これは有利に
は、それぞれ2つの大きい予混合バーナの間に有利には
同じ構成の1つの小さい予混合バーナを配置することに
よって得られる。燃焼室のパイロットバーナである小さ
い予混合バーナに対する、主バーナの機能を満たす大き
い予混合バーナの寸法は、それぞれの貫流する燃焼空
気、つまり圧縮機ユニットから供給される圧縮された空
気に基づいている。燃焼室の全負荷範囲では、パイロッ
トバーナは自動式の予混合バーナとして作業し、この場
合空気率は一定に維持される。全負荷範囲におけるパイ
ロットバーナは、理想的な混合の際に作動されるので、
NOxエミッションは、部分負荷においても非常にわず
かである。このような構成において、環状の燃焼室3の
フロント領域における回転する流れラインは、パイロッ
トバーナの渦中心に非常に近づくので、着火はこのパイ
ロットバーナでのみ可能である。出力が上昇する際に、
パイロットバーナを介して供給される燃料量は、パイロ
ットバーナが作動せしめられるまでつまり全燃料量が提
供されるまで、増加する。
も全作動される。パイロットバーナによって始動され
る、主バーナから発する“大きい”冷却された渦中心間
の“小さい”熱い渦中心は、著しく不安定であるので、
部分負荷時に弱く駆動される主バーナーにおいても、付
加的により低いCO−UHC−エミッションを伴う非常
に良好な燃焼が得られる。つまり、パイロットバーナの
熱い渦は直ちに主バーナの小さい渦内に侵入する。
は、直接後置接続(下流接続)された第1のタービン4
を負荷する。この第1のタービン4の、高熱ガスに作用
する熱的に膨張した作用は可変に維持することができ
る。
された高熱ガス16の温度に影響を与え、これによっ
て、第2の燃焼室5が、この第2の燃焼室5内に装入さ
れた燃料に対して相互に依存し合いながら、自己着火プ
ロセス後に駆動されるかどうかが規定される。
し合う環状の軸方向又はほぼ軸方向のシリンダの形状を
有している。環状の唯一の燃焼室から成る燃焼室5の構
成に関しては、この環状のシリンダの周方向に多数の燃
料ランス(槍形の燃料)18が配置されていて、これら
の燃料ランス18は有利には、詳しく図示していない環
状ラインを介して互いに接続されている。この第2の燃
焼室5の自己着火の構成において、この第2の燃焼室5
自体は小さいバーナを有している。タービン4から送ら
れてくる部分膨張した高熱ガス16の燃焼は、図示の実
施例では自己着火によって行われる。液体状の燃料を使
用する場合には、自己着火に基づく運転のために、温度
は800℃の大きさで十分である。
転確実性及び高い効率を保証するためには、火炎の先端
(Flammenfront)を局所的に安定したものにすること
が、非常に重要である。このために、第2の燃焼室5内
で、有利には内壁及び外壁に周方向に一列に配置され
た、渦発生部材11が設けられる。これらの部材11
は、燃料ランス18の軸方向で有利には上流に配置され
ている。このようないわゆる渦発生器11は、ヨーロッ
パ特許第0321809号明細書を手本にして逆流ゾー
ンを生ぜしめる。この燃焼室5においては、軸方向の配
置及び構造長さに基づいて、平均速度が約60m/sよ
りも大きい高速燃焼室を対象としているので、渦発生器
11は同じ形状の流れを発生するように構成されていな
ければならない。この渦流発生器11は、流入側で有利
には、傾斜した流入面を有する四面体の形状より成って
いなければならない。渦流発生器11は、燃焼室5の外
側面又は内側面に配置することができるか、或いは図示
されているように両方の箇所に作用するようになってい
てよい。図示の実施例では、さらに、渦流発生器11の
外側と内側との間の傾斜面は、有利には鏡面対称的に配
置されていて、燃焼室5の貫流横断面が、この燃焼室5
の下流で燃料18が噴射される領域内に渦流を生ぜしめ
る拡張部が形成されるように構成されている。もちろ
ん、渦流発生器11は、互いに軸方向にずらして配置し
てもよい。渦流発生器11の流出側の面は、ほぼ半径方
向に構成されているので、この箇所から逆流ゾーンが始
まっている。燃焼室5内での自己着火が選択されると、
この自己着火はすべての負荷範囲に亘って保証されなけ
ればならないので、補助的に補助手段若しくは補助装置
が設けられ、この補助手段若しくは補助装置は、自己着
火がなんらかの理由によって保証されない場合に、着火
されるように作用する。
るための渦流発生器11の働き、並びに自己着火の持続
的な確実性は、互いに関連し合って、非常に迅速な燃焼
を達成し、高熱の火炎先端部の領域内で燃料が止まる時
間が最短に維持されるように作用する。このことから得
られる、燃焼特性から直接的に測定可能な、NOxエミ
ッションに関連した作用は、このNOxエミッションが
最小に維持されるので、もやは重要なテーマとはならな
い。このような初期状態によってさらに、燃焼の箇所を
明確に規定することが可能である。これによって、燃焼
室5の構造部の最適な冷却が得られる。次いで、燃焼室
5内で形成される高熱ガスは、前述のように、後置接続
された(下流に接続された)第2のタービン6を負荷す
る。
小型ディフューザが設けられていれば、エンジンの効率
を高めるために有利である。これによってガスシステム
内のデッド圧力損失が避けられる。一般的なディフュー
ザ設計グラフによれば、最小長さのディフューザにおい
て既に、ダイナミック圧力の大きい回収率を得ることが
できる。
けられた分割部を有しており、この分割部は、互いに隣
接し合う複数の燃焼室が高熱ガス発生を維持するように
なっている。ロータシャフト7を巡って配置された各燃
焼室は、自主的な部分高熱ガス発生装置を有している
か、又は互いに燃焼技術的に最適な相互依存状態にあ
る。
ンの横断面図である。
室、 4 第1のタービン、高圧タービン、 5 第2
の燃焼室、 6 第2のタービン、低圧タービン、 7
ロータシャフト、 8 伝動装置、 9 ファン、バ
イパス流圧縮機、 10 バイパス流ノズル、 11
渦流発生器、 12 吸い込まれた空気、空気マスフロ
ー、 13 圧縮空気、 14 燃焼、 15 高熱ガ
ス、 16 部分膨張した高熱ガス、 17 最終的に
膨張したガス、排気ガス、 18燃焼
Claims (17)
- 【請求項1】 ジェットエンジンであって、主として、
少なくとも1つのファン(9)と、このファンに後置接
続された少なくとも1つの圧縮機(1,2)と、この圧
縮機に後置接続された燃焼室(3)と、この燃焼室に後
置接続されたタービン(4)とから成っている形式のも
のにおいて、 タービン(4)の下流に第2の燃焼室(5)が配置され
ていて、該第2の燃焼室(5)の下流に第2のタービン
(6)が配置されていることを特徴とする、ジェットエ
ンジン。 - 【請求項2】 前記ファン(9)が調節可能な羽根を備
えている、請求項1記載のジェットエンジン。 - 【請求項3】 前記ファン(9)が多段式に構成されて
いる、請求項1記載のジェットエンジン。 - 【請求項4】 圧縮機ユニットに所属する圧縮機(2)
と第1のタービン(4)と第2のタービン(6)とが、
1つの共通のロータシャフト(7)に配置されている、
請求項1記載のジェットエンジン。 - 【請求項5】 ジェットエンジンの全流体機械(9,
1,2,4,6)が互いに作用接続している少なくとも
2つのロータシャフトに配置されている、請求項1記載
のジェットエンジン。 - 【請求項6】 ロータシャフトの作用接続が少なくとも
1つの伝動装置(8)によって得られるようになってい
る、請求項5記載のジェットエンジン。 - 【請求項7】 第2の燃焼室(5)が自己着火式の燃焼
室として構成されている、請求項1記載のジェットエン
ジン。 - 【請求項8】 第2の燃焼室(5)の上流にディフュー
ザが配置されている、請求項1記載のジェットエンジ
ン。 - 【請求項9】 第2の燃焼室が、渦流発生部材(11)
を備えている、請求項1記載のジェットエンジン。 - 【請求項10】 渦流発生部材(11)の下流側の面が
横断面段部を形成している、請求項9記載のジェットエ
ンジン。 - 【請求項11】 第2の燃焼室(5)内で、渦流発生部
材(11)の下流に主燃料(18)が噴射されるように
なっている、請求項9記載のジェットエンジン。 - 【請求項12】 主燃料(18)が、多数の燃料ランス
を介して供給可能であって、これらの燃料ランスが第2
の燃焼室(5)の周方向に配置されている、請求項11
記載のジェットエンジン。 - 【請求項13】 第1の燃焼室(3)が多数の予混合バ
ーナによって駆動可能である、請求項1記載のジェット
エンジン。 - 【請求項14】 第1の燃焼室(3)と第2の燃焼室
(5)とが、環状燃焼室として構成されている、請求項
1記載のジェットエンジン。 - 【請求項15】 第1の燃焼室(3)及び/又は第2の
燃焼室(5)が、ロータシャフト(7)を巡って管状に
配置された個別の多数の燃焼室から成っている、請求項
1記載のジェットエンジン。 - 【請求項16】 請求項1に記載したジェットエンジン
を駆動するための方法において、 高熱ガス(15)の膨張を第1のタービン(4)内で最
小限にし、部分膨張した高熱ガス(16)を後置接続さ
れた第2の燃焼室(5)内に、ここに噴射された主燃料
(18)の自己着火温度を上回る温度で流入させること
を特徴とする、ジェットエンジンを駆動するための方
法。 - 【請求項17】 少なくとも一時的な負荷範囲内及び部
分負荷範囲内で、第2の燃焼室(5)に、燃焼を確実に
する補助手段又は補助装置を設ける、請求項16記載の
方法。
Applications Claiming Priority (2)
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JPH1182170A true JPH1182170A (ja) | 1999-03-26 |
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