JP2002115847A - 噴霧パイロットを有する多重環状燃焼チャンバスワーラ - Google Patents
噴霧パイロットを有する多重環状燃焼チャンバスワーラInfo
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- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
- F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービンエンジンの燃焼チャンバ（３
２）内でホットスポット、コールドスポットが形成され
ることを防止する。 【解決手段】 スワーラ（７０，７２）の各々は、それ
ぞれのスワーラ（７０，７２）を通って流れる空気を旋
回させ、空気とパイロット燃料ノズル（６４）により供
給される燃料の液滴とを混合するための複数の羽根（７
４，７６）を有する。主ミキサ（５４，１１２）は、複
数の燃料噴射ポート（９８）を通って流れる空気を旋回
させ、空気と燃料噴射ポート（９８）により供給される
燃料の液滴とを混合するための複数の羽根（１０４，１
１８，１２０）を有する、複数の燃料噴射ポート（９
８）の上流に設置されたスワーラ（１０２、１１４，１
１６）を含む。
２）内でホットスポット、コールドスポットが形成され
ることを防止する。 【解決手段】 スワーラ（７０，７２）の各々は、それ
ぞれのスワーラ（７０，７２）を通って流れる空気を旋
回させ、空気とパイロット燃料ノズル（６４）により供
給される燃料の液滴とを混合するための複数の羽根（７
４，７６）を有する。主ミキサ（５４，１１２）は、複
数の燃料噴射ポート（９８）を通って流れる空気を旋回
させ、空気と燃料噴射ポート（９８）により供給される
燃料の液滴とを混合するための複数の羽根（１０４，１
１８，１２０）を有する、複数の燃料噴射ポート（９
８）の上流に設置されたスワーラ（１０２、１１４，１
１６）を含む。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的にガスター
ビンエンジン燃焼器に関し、より具体的には、多重イン
ジェクタを有するミキサを備える燃焼器に関する。
ビンエンジン燃焼器に関し、より具体的には、多重イン
ジェクタを有するミキサを備える燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】燃料及び空気は、航空機エンジンの燃焼
器中で混合され燃焼して、流路ガスを加熱する。燃焼器
は、燃料及び空気が混合され燃焼する環状の燃焼チャン
バを形成する外側ライナ及び内側ライナを含む。燃焼チ
ャンバの上流端に取り付けられたドームは、燃料及び空
気を混合するためのミキサを含む。ミキサの下流に取り
付けられた点火装置は、混合気に点火し、混合気は燃焼
チャンバ中で燃焼する。
器中で混合され燃焼して、流路ガスを加熱する。燃焼器
は、燃料及び空気が混合され燃焼する環状の燃焼チャン
バを形成する外側ライナ及び内側ライナを含む。燃焼チ
ャンバの上流端に取り付けられたドームは、燃料及び空
気を混合するためのミキサを含む。ミキサの下流に取り
付けられた点火装置は、混合気に点火し、混合気は燃焼
チャンバ中で燃焼する。
【０００３】政府機関及び産業組織は、航空機からの窒
素酸化物（ＮＯｘ）、未燃焼炭化水素（ＨＣ）、及び一
酸化炭素（ＣＯ）のエミッションを規制する。これらエ
ミッションは、一般的に燃焼器中で生成されるが、高い
火炎温度により生成するものと低い火炎温度により生成
するものとの２種類に分かれる。
素酸化物（ＮＯｘ）、未燃焼炭化水素（ＨＣ）、及び一
酸化炭素（ＣＯ）のエミッションを規制する。これらエ
ミッションは、一般的に燃焼器中で生成されるが、高い
火炎温度により生成するものと低い火炎温度により生成
するものとの２種類に分かれる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】エミッションを最小に
するためには、反応物質が良く混合されて、燃焼が、Ｎ
Ｏｘエミッションを増大させるホットスポットもＣＯ及
びＨＣエミッションを増大させるコールドスポットもな
い状態で、混合気全体にわたって均等に起こるようにし
なければならない。従って、産業界には、混合を改善し
てエミッションを減少させる燃焼器に対する必要性があ
る。
するためには、反応物質が良く混合されて、燃焼が、Ｎ
Ｏｘエミッションを増大させるホットスポットもＣＯ及
びＨＣエミッションを増大させるコールドスポットもな
い状態で、混合気全体にわたって均等に起こるようにし
なければならない。従って、産業界には、混合を改善し
てエミッションを減少させる燃焼器に対する必要性があ
る。
【０００５】図１に示すようなリッチ型ドーム燃焼器１
０などの一部の従来技術の燃焼器は、燃焼器の上流端１
４に隣接してリッチな燃料空気比を供給するミキサ１２
を有する。燃焼器１０中の希釈孔１６を通して追加の空
気が添加されるので、上流端１４に対向する燃焼器の下
流端１８では、燃料空気比はリーンである。エンジン効
率を改善し燃料消費を減らすために、燃焼器設計者は、
今までガスタービンエンジンの運転圧力比を増大してき
た。しかしながら、運転圧力比が増大するにつれて、燃
焼器温度が高くなる。結局は、温度及び圧力は、燃料空
気反応が混合よりも非常に速く起こる閾値に達する。こ
のことが、結果として局部的なホットスポットを生じ、
ＮＯｘエミッションを増大させる。
０などの一部の従来技術の燃焼器は、燃焼器の上流端１
４に隣接してリッチな燃料空気比を供給するミキサ１２
を有する。燃焼器１０中の希釈孔１６を通して追加の空
気が添加されるので、上流端１４に対向する燃焼器の下
流端１８では、燃料空気比はリーンである。エンジン効
率を改善し燃料消費を減らすために、燃焼器設計者は、
今までガスタービンエンジンの運転圧力比を増大してき
た。しかしながら、運転圧力比が増大するにつれて、燃
焼器温度が高くなる。結局は、温度及び圧力は、燃料空
気反応が混合よりも非常に速く起こる閾値に達する。こ
のことが、結果として局部的なホットスポットを生じ、
ＮＯｘエミッションを増大させる。
【０００６】図２に示すようなリーン型ドーム燃焼器２
０は、局部的なホットスポットを防止する潜在能力を有
する。これら燃焼器２０は、燃焼器が異なる条件で作動
するように調整可能な２列のミキサ２２，２４を有す
る。外側の列のミキサ２４は、アイドリング状態時に効
率的に作動するように設計されている。離陸や巡航など
のより高出力設定時には、両方の列のミキサ２２，２４
が用いられるが、燃料及び空気の大部分は内側の列のミ
キサに供給される。内側ミキサ２２は、高出力設定時に
低ＮＯｘエミッションで最も効率的に作動するように設
計されている。内側及び外側ミキサ２２，２４は、最適
の状態に調整されてはいるが、ミキサの間の領域は、増
大したＨＣ及びＣＯエミッションを発生するコールドス
ポットを生じる可能性がある。
０は、局部的なホットスポットを防止する潜在能力を有
する。これら燃焼器２０は、燃焼器が異なる条件で作動
するように調整可能な２列のミキサ２２，２４を有す
る。外側の列のミキサ２４は、アイドリング状態時に効
率的に作動するように設計されている。離陸や巡航など
のより高出力設定時には、両方の列のミキサ２２，２４
が用いられるが、燃料及び空気の大部分は内側の列のミ
キサに供給される。内側ミキサ２２は、高出力設定時に
低ＮＯｘエミッションで最も効率的に作動するように設
計されている。内側及び外側ミキサ２２，２４は、最適
の状態に調整されてはいるが、ミキサの間の領域は、増
大したＨＣ及びＣＯエミッションを発生するコールドス
ポットを生じる可能性がある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明の幾つかの特徴の
うちで、注目されてよいのは、ガスタービンエンジンの
燃焼チャンバに用いられるミキサ組立体が備えられるこ
とである。組立体は、パイロットミキサ及び主ミキサを
含む。パイロットミキサは、中空内部を有する環状のパ
イロットハウジング、ハウジングに取り付けられ、パイ
ロットハウジングの中空内部に燃料の液滴を供給するよ
うになっているパイロット燃料ノズル、及びパイロット
燃料ノズルの上流に設置された複数の同心に取り付けら
れた軸流スワーラを含む。スワーラの各々は、それぞれ
のスワーラを通って流れる空気を旋回させ、空気とパイ
ロット燃料ノズルにより供給される燃料の液滴とを混合
するための複数の羽根を有する。主ミキサは、パイロッ
トハウジングを囲繞し、環状の空洞を形成する主ハウジ
ング、空洞に燃料を導入するための複数の燃料噴射ポー
ト、及びそれを通って流れる空気を旋回させ、空気と燃
料噴射ポートにより供給される燃料の液滴とを混合する
ための複数の羽根を有する、複数の燃料噴射ポートの上
流に設置されたスワーラを含む。
うちで、注目されてよいのは、ガスタービンエンジンの
燃焼チャンバに用いられるミキサ組立体が備えられるこ
とである。組立体は、パイロットミキサ及び主ミキサを
含む。パイロットミキサは、中空内部を有する環状のパ
イロットハウジング、ハウジングに取り付けられ、パイ
ロットハウジングの中空内部に燃料の液滴を供給するよ
うになっているパイロット燃料ノズル、及びパイロット
燃料ノズルの上流に設置された複数の同心に取り付けら
れた軸流スワーラを含む。スワーラの各々は、それぞれ
のスワーラを通って流れる空気を旋回させ、空気とパイ
ロット燃料ノズルにより供給される燃料の液滴とを混合
するための複数の羽根を有する。主ミキサは、パイロッ
トハウジングを囲繞し、環状の空洞を形成する主ハウジ
ング、空洞に燃料を導入するための複数の燃料噴射ポー
ト、及びそれを通って流れる空気を旋回させ、空気と燃
料噴射ポートにより供給される燃料の液滴とを混合する
ための複数の羽根を有する、複数の燃料噴射ポートの上
流に設置されたスワーラを含む。
【０００８】本発明の他の特徴は、一部は自明であり、
また一部は以下の記載から明らかになるであろう。
また一部は以下の記載から明らかになるであろう。
【０００９】
【発明の実施の形態】対応する参照符号は、図面の幾つ
かの図全体を通して対応する部品を示す。
かの図全体を通して対応する部品を示す。
【００１０】図面、特に図３を参照すると、本発明の燃
焼器は、その全体を参照番号３０で示す。燃焼器３０
は、その中で燃焼器空気が燃料と混合され燃焼される燃
焼チャンバ３２を有する。燃焼器３０は、外側ライナ３
４及び内側ライナ３６を含む。外側ライナ３４は、燃焼
チャンバ３２の外側境界を形成し、また内側ライナ３６
は、燃焼チャンバの内側境界を形成する。外側ライナ３
４及び内側ライナ３６の上流に取り付けられた、全体を
３８で示す環状のドームは、燃焼チャンバ３２の上流端
を形成する。ミキサ組立体またはミキサは、全体を５０
で示され、ドーム３８上に設置される。本発明のミキサ
５０は、燃料及び空気の混合気を燃焼チャンバ３２に供
給する。燃焼チャンバ３０の他の特徴は従来のものと同
じであるので、これ以上詳細には説明しない。
焼器は、その全体を参照番号３０で示す。燃焼器３０
は、その中で燃焼器空気が燃料と混合され燃焼される燃
焼チャンバ３２を有する。燃焼器３０は、外側ライナ３
４及び内側ライナ３６を含む。外側ライナ３４は、燃焼
チャンバ３２の外側境界を形成し、また内側ライナ３６
は、燃焼チャンバの内側境界を形成する。外側ライナ３
４及び内側ライナ３６の上流に取り付けられた、全体を
３８で示す環状のドームは、燃焼チャンバ３２の上流端
を形成する。ミキサ組立体またはミキサは、全体を５０
で示され、ドーム３８上に設置される。本発明のミキサ
５０は、燃料及び空気の混合気を燃焼チャンバ３２に供
給する。燃焼チャンバ３０の他の特徴は従来のものと同
じであるので、これ以上詳細には説明しない。
【００１１】図４に示すように、各ミキサ組立体５０は
一般的に、全体を５２で示すパイロットミキサ、及びパ
イロットミキサを囲繞する全体を５４で示す主ミキサを
含む。パイロットミキサ５２は、中空内部６２を有する
環状のパイロットハウジング６０を含む。全体を６４で
示すパイロット燃料ノズルが、ミキサ５０の中心線６６
に沿ってハウジング６０内に取り付けられる。ノズル６
４は、パイロットハウジング６０の中空内部６２中に燃
料の液滴を供給するようになっている燃料インジェクタ
６８を含む。燃料インジェクタ６８には、参考文献とし
て本明細書に組み込まれる米国特許第５，４３５，８８
４号に記載されたようなインジェクタを含むことができ
る。
一般的に、全体を５２で示すパイロットミキサ、及びパ
イロットミキサを囲繞する全体を５４で示す主ミキサを
含む。パイロットミキサ５２は、中空内部６２を有する
環状のパイロットハウジング６０を含む。全体を６４で
示すパイロット燃料ノズルが、ミキサ５０の中心線６６
に沿ってハウジング６０内に取り付けられる。ノズル６
４は、パイロットハウジング６０の中空内部６２中に燃
料の液滴を供給するようになっている燃料インジェクタ
６８を含む。燃料インジェクタ６８には、参考文献とし
て本明細書に組み込まれる米国特許第５，４３５，８８
４号に記載されたようなインジェクタを含むことができ
る。
【００１２】パイロットミキサ５２はまた、パイロット
燃料ノズル６４の上流にそれぞれ設置された、複数の羽
根７４、７６を有する全体を７０，７２で示す一対の同
心に取り付けられた軸流スワーラを含む。スワーラ７
０，７２は、本発明の技術的範囲から逸脱することな
く、異なる数の羽根７４，７６を備えることができる
が、１つの実施形態において、内側パイロットスワーラ
は１０個の羽根を有し、また外側パイロットスワーラは
１０個の羽根を有する。羽根７４，７６の各々は、ミキ
サ５０の中心線６６に対して斜めになっており、パイロ
ットスワーラ５２を通って流れる空気を旋回させ、空気
はパイロット燃料ノズル６４により供給される燃料の液
滴と混合し、エンジンの点火及び低出力設定時に最適な
燃焼をするように選択された燃料空気混合気を生成す
る。開示した実施形態のパイロットミキサ５２には、２
つの軸流スワーラ７０，７２が備えられてはいるが、ミ
キサは、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、そ
れより多くのスワーラを備えることが可能であることは
当業者には明らかであろう。さらに当業者には明らかな
ように、スワーラ７０，７２は、空気を同じ方向かまた
は反対の方向に旋回させるいずれかの構成とすることが
できる。さらに、パイロット内部６２は、低出力状態に
おいてすぐれた点火特性、リーン安定性、及び低ＣＯ及
びＨＣエミッションをもたらすような寸法に作られるこ
とが可能であり、またパイロット内側及び外側スワーラ
７０，７２の空気流及び旋回角度も、それらをもたらす
ように選択することが可能である。
燃料ノズル６４の上流にそれぞれ設置された、複数の羽
根７４、７６を有する全体を７０，７２で示す一対の同
心に取り付けられた軸流スワーラを含む。スワーラ７
０，７２は、本発明の技術的範囲から逸脱することな
く、異なる数の羽根７４，７６を備えることができる
が、１つの実施形態において、内側パイロットスワーラ
は１０個の羽根を有し、また外側パイロットスワーラは
１０個の羽根を有する。羽根７４，７６の各々は、ミキ
サ５０の中心線６６に対して斜めになっており、パイロ
ットスワーラ５２を通って流れる空気を旋回させ、空気
はパイロット燃料ノズル６４により供給される燃料の液
滴と混合し、エンジンの点火及び低出力設定時に最適な
燃焼をするように選択された燃料空気混合気を生成す
る。開示した実施形態のパイロットミキサ５２には、２
つの軸流スワーラ７０，７２が備えられてはいるが、ミ
キサは、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、そ
れより多くのスワーラを備えることが可能であることは
当業者には明らかであろう。さらに当業者には明らかな
ように、スワーラ７０，７２は、空気を同じ方向かまた
は反対の方向に旋回させるいずれかの構成とすることが
できる。さらに、パイロット内部６２は、低出力状態に
おいてすぐれた点火特性、リーン安定性、及び低ＣＯ及
びＨＣエミッションをもたらすような寸法に作られるこ
とが可能であり、またパイロット内側及び外側スワーラ
７０，７２の空気流及び旋回角度も、それらをもたらす
ように選択することが可能である。
【００１３】円筒形の隔壁７８は、スワーラ７０、７２
の間に設置され、内側スワーラ７０を通って流れる空気
流を外側スワーラ７２を通って流れる空気流から分離す
る。隔壁７８は、低出力性能に役立つ燃料フィルム表面
をもたらす鼓状の内側表面８０を有する。さらに、ハウ
ジング６０は、パイロット空気を主ミキサ空気流と混合
するために制御された拡散をもたらすようになっている
全体的に末広がりの内側表面８２を有する。拡散はま
た、パイロットミキサ５２を通過する空気の軸方向速度
を減少させ、高温ガスの再循環がパイロット火炎を安定
させることを可能にする。
の間に設置され、内側スワーラ７０を通って流れる空気
流を外側スワーラ７２を通って流れる空気流から分離す
る。隔壁７８は、低出力性能に役立つ燃料フィルム表面
をもたらす鼓状の内側表面８０を有する。さらに、ハウ
ジング６０は、パイロット空気を主ミキサ空気流と混合
するために制御された拡散をもたらすようになっている
全体的に末広がりの内側表面８２を有する。拡散はま
た、パイロットミキサ５２を通過する空気の軸方向速度
を減少させ、高温ガスの再循環がパイロット火炎を安定
させることを可能にする。
【００１４】主ミキサ５４は、パイロットハウジング６
０を囲繞し、環状の空洞９２を形成する主ハウジング９
０を含む。環状のハウジング９６を有する燃料マニホル
ド９４が、パイロットハウジング６０と主ハウジング９
０との間に取り付けられる。マニホルド９４は、その外
部表面１００に複数の燃料噴射ポート９８を有し、燃料
を主ミキサ５４の空洞９２中に導入する。マニホルド９
４は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、異な
る数のポート９８を備えることができるが、１つの実施
形態において、マニホルドは、２０個の均等に間隔を置
いて配置されたポートから成る前列及び２０個の均等に
間隔を置いて配置されたポートから成る後列を有する。
図４に示す実施形態では、ポート９８は２つの円周方向
の列に配列されるが、これらポートは、本発明の技術的
範囲から逸脱することなく、他の構成で配列されること
ができることは当業者には明らかであろう。当業者には
明らかなように、主ミキサ空洞に沿って異なる軸方向位
置にある２列の燃料インジェクタポートを用いること
で、様々な条件下で低ＮＯｘかつ完全燃焼を達成するよ
うに燃料空気混合の度合いを柔軟に調整できるようにな
る。さらに、各列の多数の燃料噴射ポートが、良好な円
周方向の燃料空気の混合をもたらす。さらに、列の異な
る軸方向位置は、燃焼不安定性を防止するように選択す
ることができる。
０を囲繞し、環状の空洞９２を形成する主ハウジング９
０を含む。環状のハウジング９６を有する燃料マニホル
ド９４が、パイロットハウジング６０と主ハウジング９
０との間に取り付けられる。マニホルド９４は、その外
部表面１００に複数の燃料噴射ポート９８を有し、燃料
を主ミキサ５４の空洞９２中に導入する。マニホルド９
４は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、異な
る数のポート９８を備えることができるが、１つの実施
形態において、マニホルドは、２０個の均等に間隔を置
いて配置されたポートから成る前列及び２０個の均等に
間隔を置いて配置されたポートから成る後列を有する。
図４に示す実施形態では、ポート９８は２つの円周方向
の列に配列されるが、これらポートは、本発明の技術的
範囲から逸脱することなく、他の構成で配列されること
ができることは当業者には明らかであろう。当業者には
明らかなように、主ミキサ空洞に沿って異なる軸方向位
置にある２列の燃料インジェクタポートを用いること
で、様々な条件下で低ＮＯｘかつ完全燃焼を達成するよ
うに燃料空気混合の度合いを柔軟に調整できるようにな
る。さらに、各列の多数の燃料噴射ポートが、良好な円
周方向の燃料空気の混合をもたらす。さらに、列の異な
る軸方向位置は、燃焼不安定性を防止するように選択す
ることができる。
【００１５】燃料マニホルド９４の環状のハウジング９
６をパイロットミキサ５２と主ミキサ５４の間に設置す
ることで、ミキサは物理的に分離される。さらに、パイ
ロットハウジング６０及び燃料マニホルド９４は、パイ
ロットミキサ燃料ノズル６４と主ハウジング空洞９２と
の間の開けた視界を遮る。従って、パイロットミキサ５
２は、パイロットの作動時に主ミキサ５４から覆い隠さ
れ、パイロット性能安定性及び効率を向上させ、かつＣ
Ｏ及びＨＣエミッションを減少させる。さらに、パイロ
ットハウジング６０は、パイロット火炎の主ミキサ５４
空気流への拡散及び混合を制御することでパイロット燃
料の完全な燃焼を可能にするように形づくられる。これ
も当業者には明らかであろうが、パイロットミキサ５２
と主ミキサ５４との間の間隔は、高出力及び低出力での
点火特性、燃焼安定性を向上させ、また低出力状態での
ＣＯ及びＨＣエミッションを減少させるように選択され
ることができる。
６をパイロットミキサ５２と主ミキサ５４の間に設置す
ることで、ミキサは物理的に分離される。さらに、パイ
ロットハウジング６０及び燃料マニホルド９４は、パイ
ロットミキサ燃料ノズル６４と主ハウジング空洞９２と
の間の開けた視界を遮る。従って、パイロットミキサ５
２は、パイロットの作動時に主ミキサ５４から覆い隠さ
れ、パイロット性能安定性及び効率を向上させ、かつＣ
Ｏ及びＨＣエミッションを減少させる。さらに、パイロ
ットハウジング６０は、パイロット火炎の主ミキサ５４
空気流への拡散及び混合を制御することでパイロット燃
料の完全な燃焼を可能にするように形づくられる。これ
も当業者には明らかであろうが、パイロットミキサ５２
と主ミキサ５４との間の間隔は、高出力及び低出力での
点火特性、燃焼安定性を向上させ、また低出力状態での
ＣＯ及びＨＣエミッションを減少させるように選択され
ることができる。
【００１６】主ミキサ５４はまた、複数の燃料噴射ポー
ト９８の上流に設置されたスワーラ１０２を含む。主ス
ワーラ１０２は、本発明の技術的範囲から逸脱すること
なく、他の構成を備えることができるが、１つの実施形
態において、主スワーラは、複数の半径方向に斜めにな
った羽根を有するラジアルスワーラであり、スワーラ１
０２を通って流れる空気を旋回させ、空気とマニホルド
ハウジング９６のポート９８により供給される燃料の液
滴とを混合し、エンジンの高出力設定時に最適な燃焼を
するように選択された燃料空気混合気を生成する。スワ
ーラ１０２は、本発明の技術的範囲から逸脱することな
く、異なる数の羽根１０４を備えることができるが、１
つの実施形態において、主スワーラは３２個の羽根を備
える。主ミキサ５４は、リーン空気燃料混合気で運転す
ることと、燃料及び空気の予混合を最大にすることによ
り高出力状態で低ＮＯｘを達成するように主として設計
される。主ミキサ５４のラジアルスワーラ１０２は、半
径方向の羽根１０４を通って入ってくる空気を旋回させ
て、燃焼器３０の基本的な流れ区域を確立する。燃料
は、主スワーラ１０２の下流の旋回する空気流中に半径
方向外方に噴射され、その出口から上流の主ミキサ空洞
９２内で完全な混合が可能になる。この旋回する混合気
は、燃焼器チャンバ３２に入り、そこで完全に燃焼され
る。
ト９８の上流に設置されたスワーラ１０２を含む。主ス
ワーラ１０２は、本発明の技術的範囲から逸脱すること
なく、他の構成を備えることができるが、１つの実施形
態において、主スワーラは、複数の半径方向に斜めにな
った羽根を有するラジアルスワーラであり、スワーラ１
０２を通って流れる空気を旋回させ、空気とマニホルド
ハウジング９６のポート９８により供給される燃料の液
滴とを混合し、エンジンの高出力設定時に最適な燃焼を
するように選択された燃料空気混合気を生成する。スワ
ーラ１０２は、本発明の技術的範囲から逸脱することな
く、異なる数の羽根１０４を備えることができるが、１
つの実施形態において、主スワーラは３２個の羽根を備
える。主ミキサ５４は、リーン空気燃料混合気で運転す
ることと、燃料及び空気の予混合を最大にすることによ
り高出力状態で低ＮＯｘを達成するように主として設計
される。主ミキサ５４のラジアルスワーラ１０２は、半
径方向の羽根１０４を通って入ってくる空気を旋回させ
て、燃焼器３０の基本的な流れ区域を確立する。燃料
は、主スワーラ１０２の下流の旋回する空気流中に半径
方向外方に噴射され、その出口から上流の主ミキサ空洞
９２内で完全な混合が可能になる。この旋回する混合気
は、燃焼器チャンバ３２に入り、そこで完全に燃焼され
る。
【００１７】図５に示すミキサ１１０の第２実施形態
は、複数の燃料噴射ポート９６の上流に設置された、全
体を１１４、１１６で示す２つのスワーラを有する主ミ
キサ１１２を含む。スワーラ１１４，１１６の各々は、
それぞれ複数の羽根１１８，１２０を有し、それぞれの
スワーラを通って流れる空気を旋回させ、空気とマニホ
ルド９４内のポート９６により供給される燃料の液滴と
を混合し、エンジンの高出力設定時に最適の燃焼をする
ように選択された燃料空気混合気を生成する。スワーラ
１１４、１１６は、本発明の技術的範囲から逸脱するこ
となく、異なる数の羽根１１８，１２０を備えることが
できるが、１つの実施形態において、前方主スワーラは
３２個の羽根を備え、また後方主スワーラは３２個の羽
根を備える。両方のスワーラ１１４，１１６はラジアル
スワーラであり、羽根１１８，１２０の各々は、半径方
向に斜めになった羽根である。当業者には明らかなよう
に、スワーラ１１４，１１６は、空気を同じ方向または
反対方向に旋回させるいずれかに構成することができ
る。しかしながら、逆回転させるスワーラ１１４，１１
６は、主ミキサ空洞９２内の渦流及び混合を増大し、そ
のことにより主ミキサ燃料空気の予混合を改善し、ＮＯ
ｘエミッションを減少させることになる。第２実施形態
のミキサは、他の全ての点で第１実施形態のミキサ５０
と同一であるので、これ以上詳細には述べない。
は、複数の燃料噴射ポート９６の上流に設置された、全
体を１１４、１１６で示す２つのスワーラを有する主ミ
キサ１１２を含む。スワーラ１１４，１１６の各々は、
それぞれ複数の羽根１１８，１２０を有し、それぞれの
スワーラを通って流れる空気を旋回させ、空気とマニホ
ルド９４内のポート９６により供給される燃料の液滴と
を混合し、エンジンの高出力設定時に最適の燃焼をする
ように選択された燃料空気混合気を生成する。スワーラ
１１４、１１６は、本発明の技術的範囲から逸脱するこ
となく、異なる数の羽根１１８，１２０を備えることが
できるが、１つの実施形態において、前方主スワーラは
３２個の羽根を備え、また後方主スワーラは３２個の羽
根を備える。両方のスワーラ１１４，１１６はラジアル
スワーラであり、羽根１１８，１２０の各々は、半径方
向に斜めになった羽根である。当業者には明らかなよう
に、スワーラ１１４，１１６は、空気を同じ方向または
反対方向に旋回させるいずれかに構成することができ
る。しかしながら、逆回転させるスワーラ１１４，１１
６は、主ミキサ空洞９２内の渦流及び混合を増大し、そ
のことにより主ミキサ燃料空気の予混合を改善し、ＮＯ
ｘエミッションを減少させることになる。第２実施形態
のミキサは、他の全ての点で第１実施形態のミキサ５０
と同一であるので、これ以上詳細には述べない。
【００１８】運転中、安定性及び低ＣＯ／ＨＣエミッシ
ョンが重要である始動及び低出力状態時には、パイロッ
トミキサのみが燃料を供給される。主ミキサは、離陸、
上昇、及び巡航状態を含む高出力運転時に燃料が供給さ
れる。パイロットミキサと主ミキサの間の燃料分割が、
優れた効率及び低ＮＯｘエミッションをもたらすように
選択されるが、このことは当業者には明らかであろう。
ョンが重要である始動及び低出力状態時には、パイロッ
トミキサのみが燃料を供給される。主ミキサは、離陸、
上昇、及び巡航状態を含む高出力運転時に燃料が供給さ
れる。パイロットミキサと主ミキサの間の燃料分割が、
優れた効率及び低ＮＯｘエミッションをもたらすように
選択されるが、このことは当業者には明らかであろう。
【００１９】本発明またはその好ましい実施形態の要素
を説明する際に、「単一の」、「複数の」あるいは「多
数の」などの数詞の特定がない限り、１つまたはそれ以
上の要素があることを意味することを意図している。
「含む」、「備える」及び「持つ」は、包括的であるこ
とを意図し、列挙された要素の他に追加の要素があって
もよいことを意味する。
を説明する際に、「単一の」、「複数の」あるいは「多
数の」などの数詞の特定がない限り、１つまたはそれ以
上の要素があることを意味することを意図している。
「含む」、「備える」及び「持つ」は、包括的であるこ
とを意図し、列挙された要素の他に追加の要素があって
もよいことを意味する。
【００２０】本発明の技術的範囲から逸脱することなく
上記の構成に様々な変更が加えられ得るので、上記記述
に含まれるかまたは添付の図面に示す全ての事柄は、例
示として解釈されるものであって、限定する意味で解釈
してはならない。
上記の構成に様々な変更が加えられ得るので、上記記述
に含まれるかまたは添付の図面に示す全ての事柄は、例
示として解釈されるものであって、限定する意味で解釈
してはならない。
【図１】 従来のリッチ型ドーム燃焼器の上半分の垂直
断面図。
断面図。
【図２】 従来のリーン型ドーム燃焼器の上半分の垂直
断面図。
断面図。
【図３】 本発明の燃焼器の上半分の垂直断面図。
【図４】 本発明の第１実施形態のミキサ組立体の垂直
断面図。
断面図。
【図５】 本発明の第２実施形態のミキサ組立体の垂直
断面図。
断面図。
３８ 環状のドーム ５０ ミキサ組立体 ５２ パイロットミキサ ５４ 主ミキサ ６０ パイロットハウジング ６２ パイロットハウジングの中空内部 ６４ パイロット燃料ノズル ６８ 燃料インジェクタ ７０、７２ 軸流スワーラ ７８ 隔壁 ９０ 主ハウジング ９２ 主ハウジングの環状の空洞 ９４ 燃料マニホルド ９６ 燃料マニホルドの環状のハウジング ９８ 燃料噴射ポート １０２ ラジアルスワーラ
フロントページの続き (72)発明者 アレン・マイケル・ダニス アメリカ合衆国、オハイオ州、メイソン、 チャールストン・バレー・ドライブ、8463 番 (72)発明者 マイケル・ジェローム・フォウスト アメリカ合衆国、オハイオ州、ウエスト・ チェスター、キルケニー・ドライブ、7356 番 (72)発明者 マーク・デビッド・ダルビン アメリカ合衆国、オハイオ州、スプリング ボロ、ジャン・ドライブ、250番 (72)発明者 ヒュカム・チャンド・モンギア アメリカ合衆国、オハイオ州、ウエスト・ チェスター、キングフィッシャー・レー ン、8006番
Claims (8)
- 【請求項１】 ガスタービンエンジンの燃焼チャンバ
（３２）に用いられるミキサ組立体（５０，１１０）で
あって、 中空内部（６２）を有する環状のパイロットハウジング
（６０）、該ハウジング（６０）に取り付けられ、該パ
イロットハウジング（６０）の前記中空内部（６２）に
燃料の液滴を供給するようになっているパイロット燃料
ノズル（６４）、及び該パイロット燃料ノズル（６４）
の上流に設置された複数の同心に取り付けられた軸流ス
ワーラ（７０、７２）を含み、該複数のスワーラ（７
０，７２）の各々が、それぞれのスワーラ（７０，７
２）を通って流れる空気を旋回させ、空気と前記パイロ
ット燃料ノズル（６４）により供給される燃料の液滴と
を混合するための複数の羽根（７４，７６）を有してい
るパイロットミキサ（５２）と、 前記パイロットハウジング（６０）を囲繞し、環状の空
洞（９２）を形成する主ハウジング（９０）、前記空洞
（９２）に燃料を導入するための複数の燃料噴射ポート
（９８）、及びそれを通って流れる空気を旋回させ、空
気と前記燃料噴射ポート（９８）により供給される燃料
の液滴とを混合するための複数の羽根（１０４，１１
８，１２０）を有する、前記複数の燃料噴射ポート（９
８）の上流に設置されたスワーラ（１０２，１１４，１
１６）を含む主ミキサ（５４，１１２）と、を含むこと
を特徴とする組立体（５０，１１０）。 - 【請求項２】 前記主ミキサスワーラ（１０２，１１
４、１１６）は、ラジアルスワーラであることを特徴と
する請求項１に記載のミキサ組立体（５０，１１０）。 - 【請求項３】 前記パイロットミキサ(５２)と前記主ミ
キサ（５４，１１２）との間に設置される燃料マニホル
ド（９４）をさらに含み、前記主ミキサ空洞（９２）中
に燃料を導入するための前記複数の燃料噴射ポート（９
８）は、前記燃料マニホルド（９４）の外部表面（１０
０）に設置されることを特徴とする請求項１に記載のミ
キサ組立体（５０，１１０）。 - 【請求項４】 前記パイロットミキサ（５２）中で前記
複数のスワーラ（７０、７２）の少なくとも２つの間に
設置された隔壁（７８）をさらに含み、該隔壁は前記ス
ワーラ（７０，７２）から下流の収束する内側表面（８
０）を有することを特徴とする請求項１に記載のミキサ
組立体（５０，１１０）。 - 【請求項５】 前記隔壁（７８）は、前記収束する表面
（８０）の下流の末広がりの内側表面（８０）を有する
ことを特徴とする請求項４に記載のミキサ組立体（５
０，１１０）。 - 【請求項６】 前記パイロットハウジング（６０）は、
前記パイロットミキサ燃料ノズル（６４）と前記主ハウ
ジング（９０）との間の開けた視界を遮ることを特徴と
する請求項１に記載のミキサ組立体（５０，１１０）。 - 【請求項７】 前記主ミキサスワーラ（１１４）は、第
１のスワーラ（１１４）であり、前記主ミキサ（１１
２）は、前記複数の燃料噴射ポート（９８）の上流に設
置された第２のスワーラ（１１６）を含み、該第２のス
ワーラ（１１６）は、該第２のスワーラ（１１６）を通
って流れる空気を旋回させ、空気と前記複数の燃料噴射
ポート（９８）により供給される燃料の液滴とを混合す
るための複数の羽根（１２０）を有することを特徴とす
る請求項１に記載のミキサ組立体（１１０）。 - 【請求項８】 燃焼チャンバ（３２）と組み合わされた
ミキサ組立体（５０，１１０）であって、 前記燃焼チャンバ（３２）の外側境界を形成する環状の
外側ライナ（３４）と、 前記外側ライナ（３４）の内側に取り付けられ、前記燃
焼チャンバ（３２）の内側境界を形成する環状の内側ラ
イナ（３６）と前記外側ライナ（３４）及び前記内側ラ
イナ（３６）の上流に取り付けられ、前記燃焼チャンバ
（３２）の上流端を形成する環状のドーム（３８）とを
含み、 燃料及び空気の混合気を前記燃焼チャンバ（３２）に供
給するために、前記ドームに取り付けられる、ことを特
徴とする請求項１に記載のミキサ組立体（５０，１１
０）。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/675,664 US6381964B1 (en) | 2000-09-29 | 2000-09-29 | Multiple annular combustion chamber swirler having atomizing pilot |
| US09/675664 | 2000-09-29 |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002115847A true JP2002115847A (ja) | 2002-04-19 |
| JP2002115847A5 JP2002115847A5 (ja) | 2008-09-11 |
| JP4632392B2 JP4632392B2 (ja) | 2011-02-16 |
Family
ID=24711480
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001226897A Expired - Fee Related JP4632392B2 (ja) | 2000-09-29 | 2001-07-27 | 噴霧パイロットを有する多重環状燃焼チャンバスワーラ |
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| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6381964B1 (ja) |
| EP (1) | EP1193448B1 (ja) |
| JP (1) | JP4632392B2 (ja) |
| DE (1) | DE60136783D1 (ja) |
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