JPH1182170A

JPH1182170A - ジェットエンジン及びこれを駆動するための方法

Info

Publication number: JPH1182170A
Application number: JP10180592A
Authority: JP
Inventors: Konrad Dr Vogeler; フォーゲラーコンラート
Original assignee: ABB Asea Brown Boveri Ltd; Asea Brown Boveri AB
Current assignee: ABB Asea Brown Boveri Ltd; ABB AB
Priority date: 1997-06-26
Filing date: 1998-06-26
Publication date: 1999-03-26
Also published as: EP0887539A3; DE19726975A1; EP0887539A2

Abstract

(57)【要約】【解決手段】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。【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

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、ジェットエンジン
(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。

【０００２】

【従来の技術】今日のジェットエンジンは、単軸（シン
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。

【０００３】これらすべての構成においては、圧縮機群
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。

【０００４】この燃焼室ユニット内で最大許容される燃
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。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は、冒頭
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。

【０００６】

【課題を解決するための手段】この課題を解決した本発
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。

【０００７】また前記課題を解決した本発明の方法の手
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。

【０００８】

【発明の効果】本発明の主要な利点は、本発明によるジ
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。

【０００９】本発明のその他の利点は、バイパス流と内
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。

【００１０】本発明の重要な利点は、第２の燃焼室が設
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。

【００１１】本発明の有利な実施例は、従属請求項に記
載されている通りである。

【００１２】

【発明の実施の形態】次に本発明の実施の形態を図面に
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。

【００１３】図示のエンジン（駆動装置）は、１つのロ
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。

【００１４】バイパス流と内側流との比が大きくなれば
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。

【００１５】エンジン内で同時に最大圧力も形成する最
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。

【００１６】単軸原理を採用した理由を以下に説明す
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。

【００１７】これに対して、エンジンの全ガスタービン
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。

【００１８】種々異なる需要出力に良好に反応するため
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。

【００１９】第１の燃焼室３は有利な形式で環状に構成
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。

【００２０】予混合バーナを環状の燃焼室３の周方向に
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。

【００２１】エンジンのピーク負荷において、主バーナ
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。

【００２２】環状の燃焼室３から発生する高熱ガス１５
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。

【００２３】この第１のタービン４の構成は、部分負荷
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。

【００２４】第２の燃焼室５は、主として、互いに関連
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。

【００２５】自己着火式に構成された燃焼室において運
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。

【００２６】燃焼室５の短い構造長さ、火炎を安定させ
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。

【００２７】第２の燃焼室５の手前に、図示していない
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。

【００２８】また第２の環状の燃焼室５は、周方向に設
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。

【図面の簡単な説明】

【図１】図１は、バイパス流構造によるジェットエンジ
ンの横断面図である。

【符号の説明】

１低圧圧縮機、２高圧圧縮機、３第１の燃焼
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

【特許請求の範囲】

【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。