TW200426301A - Augmentor - Google Patents

Description

玖、發明說明： 美國政府權利 本發明援據美國空軍（u.s. Air Force)所授予的F33657_91_ C-0007號合同而得到美國政府的支援，美國政府對本發明 有特定的權利。 【發明所屬之技術領域】 本發明係關於渴輪引擎，尤其係關於涡輪引擎增強器。 【先前技術】 在工業中，補燃器或推力增強器係已知的。其存在多種 組態ϋ型組態中，來自渦輪機之廢氣越過—增強器 中心體。將額外燃料引人至接近該中心、體處並使其燃燒二 提供額外推h在某些組態中，增強器中,讀與渴輪中心 體相整合。在其他組態中，增強器中心體與渦輪中心體分 離，其間具有-環繞此兩者間之間隔的導管。該等遠端辦 強器組態可用於軍事應用中，其中需要將引擎適當地置： 排氣喷嘴前。由於有保存燃料及控制局部磨損的需要，所 以僅當任務需要時才使用引擎增強。出於此原目，増強器 之有效可靠點火對軍事應用有重要的意義，且與其:效能 因素（performance consideration)保持平衡。 【發明内容】 因此，本發明之一態樣涉 於氣體流道内部，且具有一 之上游末知處之引燃器。一 氣體流道中。該引燃器具有 及一種渦輪引擎。一中心體位 下游尾錐體及一接近該尾錐體 火焰穩定器位於中心體外側的 一於下游方向中分叉之第—表 91529.doc 200426301 面。在各種建構中，第一表面可為截頭圓錐形的 (frustocomcal)。該引燃器可包含一具有上游及下游邊緣 (downstreamrim)之通道。該通道底部可具有自該等上游及 下游邊緣之較近處測得為25 mm至75 mm的深度。該通道可 用於重導向引燃流（pilot flow)以形成可有效保持火焰沿火 穩疋杰從向向外曼延之加強混合。中心體可具有在接近 下游邊緣處徑向向外輸送空氣射流（air jet)之大量空氣管 道。燃料噴射器可位於穿過火焰穩定器之元件延伸的相關 喷射管的内側末端。點火器可位於該等元件内以點燃來自 燃料喷射器中之相關個的燃料。 在另一態樣中，本發明針對一種沿中心軸自上游延伸至 下游之渦輪引擎中心體。該中心體自上游至下游具有一前 端（nose)、一個徑向分叉之前表面、一頂點區域、一引燃器 及一徑向會聚之尾錐體。該引燃器具有一徑向會聚之上游 表面、一底面及一徑向分叉之下游表面。在各種建構中， 在接近引燃器下游表面處可能存在用於自中心體徑向向外 輸送空氣射流的空氣管道，以加強引燃器内的流動再迴圈。 在以下圖式及描述中陳述本發明之一個或多個實施例的 細希。由以下描述、圖式及申請專利範圍將易瞭解本發明 之其他特徵、目標及優勢。 【實施方式】 圖1展示一具有中心縱向軸5〇〇之動力裝置2〇。該動力裝 置自上私至下游包含一具有下游渦輪廢氣盒（TEC)24之渦 輪引擎22。延伸導管26自丁Ec 24延伸以與增強器32之外殼 9l529.doc 200426301 30相接合。一推力引導噴嘴總成（thrust vect〇nng n〇油 aSSemMy)34自外殼30向下游延伸。該增強器32包含一藉由 火焰穩定器40而安裝於氣體流道内部中心之中心體％ / 該中心體38大致沿軸500對稱。中心體具有一前部頂端 5〇, -連續狀前體或尖頂部52自該前部頂端向後延 伸直至到達靠近火焰穩定器4〇之一縱向或幾乎縱向之過渡 區54為止。在過渡區後部，中心體表面界定一引燃 = 56。尾錐體表面58自引燃器向後延伸至中心體尾端。

圖2展示一例示性引燃器之更多細節。一條環狀通道由一 自與表面54之接合處向後並徑向向内延伸之截頭圓錐形表 面60而構成。該表面60構成環形通道之前（上游）壁，而該接 合處構成前邊緣…縱向表面62自與表面6()之内側端的接 α處向後延伸並構成通道底苦p。一冑頭圓♦形後壁表面64 自與表面62的接合處向後並徑向向外延伸，並且構成該通 道之後壁。—縱向邊緣表面66自與界定通道後邊緣之表面 64之接合處向後延伸。表面66提供對尾錐體表面π的過 渡。燃料射流70經由-適當管道+之喷嘴72而被輸送至引 燃器〜例示性管道在圖中展示為安裝於火焰穩定器元件 體82内部的喷射管80。該噴射管8〇具有自元件體82兩側輸 斗射机之複數個杈向喷嘴（未圖示）。噴嘴Μ在該噴射管 末端成—角度。在運行中，引燃器通道用於使該通常再迴 、=之引燃流600偏移主要（主）流602。將燃料射流7〇引向引燃 :600，相關點火器84釋放的電火花引起燃燒。亦藉由前面 曰到的噴射管橫向喷嘴來將燃料輸送至主要流6G2。在該引 91529.doc 200426301 燃流600中之已燃燒（正燃燒）之燃料及空氣混合物在引燃器 通道56周圍蔓延。火焰穩定器使火焰穩定並使其徑向向外 蔓延至火焰穩定器元件體82。中心體可視情況具有用於噴 射空氣射流606之若干管道在_例示性實施例中，在表 面66上存在-圈具有出σ之該等管道。管道9()可供應為自 穿過或沿著火焰穩定器延伸之一個或多個管道至引燃器前 面之中心體。空氣射流用於加強引燃流_之再迴圈。 圖3展示另一引燃器156，其與引燃器56相似，但在以下 方面是不同的·‘通道後壁164基本上為徑向的，因此表面162 相對於表面62延伸以盥矣. T 衣面164父會。表面164之徑向定向 可進一步加強再迴圈。 圖4展不一引燃器256，其中引燃器56之表面階梯（surface _)62及64被單-截頭圓錐形表面加所取代m緣 表面266展示為表面66之相對徑向内側以便位於體過渡表 面254之;U向内側。可利用此組態來減少重量及/或增強持 久性。 以上已描述本發明之_個或多個實施例。然而，應瞭解 可不偏離本發明之精神及範疇來進行各種修改。舉例而 本發明之引燃器可應用於其他現有引擎之改型或重新 A :十中。纟此等狀況下’引燃器之各種屬性可能受到現有 引擎、構的〜響。在任何建構中，穩定性因素可與其他效 :因素保持平衡。所要之特定平衡可影響可能建構的細 即因此纟他貫施例均屬於以下申請專利範圍之範疇。 【圖式簡單說明] 91529.doc 200426301 圖1是一飛機動力裝置之干立伙^ 爻不思縱向剖視圖。 圖2疋用於圖1之動力举 〜^切刀裝置（見圖1)中之第一增强突 半不意縱向剖視圖。 為的部分 圖3是用於圖1之動力奘 刀褒置中之第二增強器的部八士 縱向剖視圖。 77 +示意 圖4是用於圖1之動力裝置中之第三增強器的部分丰—立 縱向剖視圖。 不忍 相同參考數位和標識指示相同的元件。 在各圖中 【圖式代表符號說明】 20 22 24 26 30 32 34 38 40 50 52 54 56 58 60 ， 62 ， 64 ， 66 ， 162 ， 164 動力裝置 渦輪引擎 渦輪廢氣盒（TEC) 延伸導管 外殼 增強器 推力引導喷嘴總成 中心體 火焰穩定器 前部頂端 連續彎曲凸狀前體或尖頂部 過渡區/表面 引燃器通道 尾錐體表面 表面 91529.doc 10 200426301 70 燃料射流 72 * 喷嘴 80 一 喷射管 82 火焰穩定器元件體 84 點火器 90 管道 156 ， 256 引燃器 254 體過渡表面 263 截頭圓錐形表面 266 邊緣表面 500 軸 600 引燃流 602 主要流 606 空氣射流 91529.doc -11 -

Claims (1)

1. 200426301 拾、申請專利範圍： 1· 一種渦輪引擎，其包括： 一在氣體流道内自上游至下游之中心體，該中心體具 有一下游尾錐體及一接近該尾錐體之一上游末端處之引 燃器；及 一位於該中心體外側之該氣體流道中之火焰穩定器， 其中该引燃器具有一於一下游方向中分又之第一表 面。 2·如申請專利範圍第1項之引擎，其中該第一表面為截頭圓 錐形的。 3.如申請專利範圍第1項之引擎，其中該引燃器包括一具有 上游及下游邊緣之通道及一具有自該等上游及下游邊緣 之較近處測得為25 mm至75 mm的深度。 4·如申凊專利範圍第1項之引擎，其中該中心體進一步包 括： 在接近該下游邊緣處用於自該中心體徑向向外輸送空 氣射流之複數個空氣管道。 5. 7. 如申請專利範圍第1項之引擎，進一步包括： 在穿過該*焰穩定H之元件而延伸的相關嗔射管内側 末端處的複數個燃料噴射器。 如申請專利範圍第5項之引擎，進一步包括： 該等燃料 位於該火焰穩定器之該等元件内以點燃來 喷射器中之相關個的燃料的複數個點火器。 -種沿著-中心軸自上游至下游延伸之渦輪引擎中 91529.doc 200426301 啦’其自上游至下游具有·· 〜前端； 〜徑向分又之前表面； 頂點區域； 〜具有一徑向會聚之上游表面、一底面及一徑向分叉 <下游表面的引燃器；及 一徑向會聚之尾錐體。 8·如申請專利範圍第7項之中心體，進一步包括： 在接近該引燃器之該下游表面處用於自該中心體徑向 向外輸送空氣射流以加強該引燃器内之流動再迴圈的複 數個空氣管道。 9· 一種渦輪引擎增強器，其包括： 一位於一氣體流道中的火焰穩定器；及 一在該氣體通道内大致前後延伸之中心體，該中心體 具有： 一上游前端； 一下游尾錐體；及 重導向一引燃流以形成可有效保持火焰沿該火焰穩 定器徑向向外蔓延之加強混合的構件。 10·如申請專利範圍第9項之增強器，其中該構件在該中心體 中包括一凹陷且該增強器進一步包括： 一位於該火焰穩定器内以將燃料導向該凹陷之燃料噴 射器；及 一位於該火焰穩定器内以用於點燃該燃料之點火器。 91529.doc