JP2695895B2 - ガスタービンエンジン燃料バーナー - Google Patents
ガスタービンエンジン燃料バーナーInfo
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- JP2695895B2 JP2695895B2 JP1020676A JP2067689A JP2695895B2 JP 2695895 B2 JP2695895 B2 JP 2695895B2 JP 1020676 A JP1020676 A JP 1020676A JP 2067689 A JP2067689 A JP 2067689A JP 2695895 B2 JP2695895 B2 JP 2695895B2
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- fuel burner
- burner
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-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
- F23D11/10—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour
- F23D11/12—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour characterised by the shape or arrangement of the outlets from the nozzle
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02B—INTERNAL-COMBUSTION PISTON ENGINES; COMBUSTION ENGINES IN GENERAL
- F02B3/00—Engines characterised by air compression and subsequent fuel addition
- F02B3/06—Engines characterised by air compression and subsequent fuel addition with compression ignition
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Spray-Type Burners (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンエンジンの燃料バーナーに関す
る。
る。
燃料の分離された噴流を円環体の半径方向内方表面に
向けて、燃料が該表面に沿って流れるようにする形態を
燃料ノズルの円環状配列が有する、ガスタービンエンジ
ン燃料バーナーは公知である。円環体の下流端に末端キ
ャップが設けられ、円環体の下流端から軸方向に隔置さ
れて、両者間に隙間が画成される。作動時に円環体を通
って流れる空気は画成された隙間を通って排出され、そ
れによって、円環体の内方表面に向けられてそれに沿っ
て流れた燃料を霧化する。生じた霧化燃料はつぎに、バ
ーナーに連合する燃焼室に向けられ、そこで燃料・空気
混合気が燃焼する。
向けて、燃料が該表面に沿って流れるようにする形態を
燃料ノズルの円環状配列が有する、ガスタービンエンジ
ン燃料バーナーは公知である。円環体の下流端に末端キ
ャップが設けられ、円環体の下流端から軸方向に隔置さ
れて、両者間に隙間が画成される。作動時に円環体を通
って流れる空気は画成された隙間を通って排出され、そ
れによって、円環体の内方表面に向けられてそれに沿っ
て流れた燃料を霧化する。生じた霧化燃料はつぎに、バ
ーナーに連合する燃焼室に向けられ、そこで燃料・空気
混合気が燃焼する。
この型式の燃料バーナーでは、バーナーが高出力状態
で作動している時、つまりバーナーに送られる空気が高
圧、高温である時、円錐体が画成する容積内で乱流区域
が発生し得ることが判った。これらの発生した乱流空気
は、ひいてはバーナー内の再循環をもたらして、低減の
燃料・空気混合気の領域を発生する。低速の燃料・空気
混合気のこれらの領域は次に自然発火を生じ、それによ
りバーナに重大な過熱を生じることがある。
で作動している時、つまりバーナーに送られる空気が高
圧、高温である時、円錐体が画成する容積内で乱流区域
が発生し得ることが判った。これらの発生した乱流空気
は、ひいてはバーナー内の再循環をもたらして、低減の
燃料・空気混合気の領域を発生する。低速の燃料・空気
混合気のこれらの領域は次に自然発火を生じ、それによ
りバーナに重大な過熱を生じることがある。
バーナー内の自然発火が実質的に無くされる程度にま
で、上記の乱流区域を減ずる、ガスタービンエンジン燃
料バーナーを与えることが本発明の一目的である。
で、上記の乱流区域を減ずる、ガスタービンエンジン燃
料バーナーを与えることが本発明の一目的である。
本発明によれば、ガスタービンエンジンに適した燃料
バーナーは半径取向内方の円環形表面を画成する円環体
を含み、該円環体の上流端は作動中に空気流を受入れる
ようにされ、前記円環体と同軸状に、かつその中に少く
とも部分的に入るように、前記円環体の上流端に配置さ
れる円環形燃料マニホールドを含み、該試料マニホール
ドは前記円環形表面上に燃料を向けるようにされ、また
円形断面の中心体を含み、該中心体の少なくとも主要部
は、前記円環体と協働して前記バーナーを通る円環形流
路を画成するように、前記円環体の中に同軸状に、前記
燃料マニホールドのほぼ下流に位置し、前記中心体と前
記円環形との下流端は、協働して前記円環形流路のため
のほぼ半径方向に向く円環形出口を画成するような形態
を有し、前記中心体と前記円環体との上流端は、前記燃
料マニホールドの少なくとも一部と協働して、前記バー
ナーを通る前記円環形流路に前記空気流を向けるための
２つの同軸状の通路を画成する。
バーナーは半径取向内方の円環形表面を画成する円環体
を含み、該円環体の上流端は作動中に空気流を受入れる
ようにされ、前記円環体と同軸状に、かつその中に少く
とも部分的に入るように、前記円環体の上流端に配置さ
れる円環形燃料マニホールドを含み、該試料マニホール
ドは前記円環形表面上に燃料を向けるようにされ、また
円形断面の中心体を含み、該中心体の少なくとも主要部
は、前記円環体と協働して前記バーナーを通る円環形流
路を画成するように、前記円環体の中に同軸状に、前記
燃料マニホールドのほぼ下流に位置し、前記中心体と前
記円環形との下流端は、協働して前記円環形流路のため
のほぼ半径方向に向く円環形出口を画成するような形態
を有し、前記中心体と前記円環体との上流端は、前記燃
料マニホールドの少なくとも一部と協働して、前記バー
ナーを通る前記円環形流路に前記空気流を向けるための
２つの同軸状の通路を画成する。
以下に添付図面を参照しつつ、実例により本発明を記
載する。
載する。
図面を参照するに、ガスタービンエンジンに（図示せ
ず）に適した燃料バーナーは全体が10で示される。燃料
バーナー10は従来のガスタービンエンジン燃焼室（図示
せず）の上流壁、つまり頭部12に取付けられる円環体11
を含む。
ず）に適した燃料バーナーは全体が10で示される。燃料
バーナー10は従来のガスタービンエンジン燃焼室（図示
せず）の上流壁、つまり頭部12に取付けられる円環体11
を含む。
円環形の軸方向に長い燃料マニホールド15からの燃料
の複数の噴流が向けられる上流領域14を有する半径方向
内方の円環形表面13を、円環体11が画成する。燃料マニ
ホールド15は、直径が円環体11よりも小さく、マニホー
ルド15を支持するアーム18の中に設けられた燃料供給通
路を介して燃料が送られる円環室16を含む。燃料マニホ
ールド15は、その下流端の一部が円環体11の中に延在し
て両者間に円環形通路21が画成される範囲まで、円環体
11の上流にそれと同軸状に位置する。円環室16の円環形
通路21に連結するために、複数の小型ノズル19が燃料マ
ニホールド15の中に設けられ、作動中に、点線20が示す
燃料の噴流を画成する。燃料噴流20は従って円環形状通
路21を通過する。
の複数の噴流が向けられる上流領域14を有する半径方向
内方の円環形表面13を、円環体11が画成する。燃料マニ
ホールド15は、直径が円環体11よりも小さく、マニホー
ルド15を支持するアーム18の中に設けられた燃料供給通
路を介して燃料が送られる円環室16を含む。燃料マニホ
ールド15は、その下流端の一部が円環体11の中に延在し
て両者間に円環形通路21が画成される範囲まで、円環体
11の上流にそれと同軸状に位置する。円環室16の円環形
通路21に連結するために、複数の小型ノズル19が燃料マ
ニホールド15の中に設けられ、作動中に、点線20が示す
燃料の噴流を画成する。燃料噴流20は従って円環形状通
路21を通過する。
円環体11は複数の半径方向に延在する支柱23を介し
て、ほぼ円形断面の中心体22を支持する。中心体22の大
部分は円環体11の中に同軸状に位置するので、両者間に
円環体通路34が画成される。中心体22の上流端25を燃料
マニホールド15の下流端の中に同軸状に位置させるよう
に、上流端25の直径は中心体22の残りの部分よりも小さ
い。中心体の上流端25の直径は燃料マニホールド15より
も小さいので、第１の円環形通路21と同軸でそれとほぼ
等しい断面積の第２の円環形通路26が両者間に画成され
る。
て、ほぼ円形断面の中心体22を支持する。中心体22の大
部分は円環体11の中に同軸状に位置するので、両者間に
円環体通路34が画成される。中心体22の上流端25を燃料
マニホールド15の下流端の中に同軸状に位置させるよう
に、上流端25の直径は中心体22の残りの部分よりも小さ
い。中心体の上流端25の直径は燃料マニホールド15より
も小さいので、第１の円環形通路21と同軸でそれとほぼ
等しい断面積の第２の円環形通路26が両者間に画成され
る。
燃料バーナー10の上流端は作動中に、バーナーが取付
けられるガスタービンエンジンの圧縮機によって送られ
る高圧空気の流れにさらされる。この空気流は燃料マニ
ホールド15によって２つの流れ、つまり、第１の半径方
向外方の円環形通路21を通る第１の流れと、第２の半径
方向内方の円環形通路26を通る第２の流れと、に分割さ
れる。この２つの流れは燃料マニホールド15の下流で再
び組合わさって小さな乱流領域27を発生する。しかしこ
のような乱流は局所的であるので、円環形流路24に沿う
空気流の大部分は乱れが無い。
けられるガスタービンエンジンの圧縮機によって送られ
る高圧空気の流れにさらされる。この空気流は燃料マニ
ホールド15によって２つの流れ、つまり、第１の半径方
向外方の円環形通路21を通る第１の流れと、第２の半径
方向内方の円環形通路26を通る第２の流れと、に分割さ
れる。この２つの流れは燃料マニホールド15の下流で再
び組合わさって小さな乱流領域27を発生する。しかしこ
のような乱流は局所的であるので、円環形流路24に沿う
空気流の大部分は乱れが無い。
中心体22の下流端28には、その周囲にほぼ截頭円錐形
リング29が設けられ、このリングは円環体11の下流端と
協動して、円環形流路24に沿う空気流のための、ほぼ半
径方向に向く円環形出口31を画成する。出口31の領域で
空気流が乱れ無し状態を保つことを確実にするために、
静翼32が出口31の軸方向範囲のほとんど全体に渡って延
在する。本実施例において、出口31からの空気流は僅か
に上流方向に向けられる。しかし、実際の方向は燃料バ
ーナー10に連合する燃焼室の特徴に左右されることは当
然である。
リング29が設けられ、このリングは円環体11の下流端と
協動して、円環形流路24に沿う空気流のための、ほぼ半
径方向に向く円環形出口31を画成する。出口31の領域で
空気流が乱れ無し状態を保つことを確実にするために、
静翼32が出口31の軸方向範囲のほとんど全体に渡って延
在する。本実施例において、出口31からの空気流は僅か
に上流方向に向けられる。しかし、実際の方向は燃料バ
ーナー10に連合する燃焼室の特徴に左右されることは当
然である。
ノズル19によって円環形表面13上に向けられる燃料
は、点線33により示される薄膜の形をとって、表面13に
沿い、そして勿論、支柱を回って流れる。この燃料の薄
膜が円環体11の下流端に達する時、出口31から出る空気
流により霧化され、その空気流と混合して、燃料バーナ
ー10に連合する燃焼室の中に可燃混合気を送る。
は、点線33により示される薄膜の形をとって、表面13に
沿い、そして勿論、支柱を回って流れる。この燃料の薄
膜が円環体11の下流端に達する時、出口31から出る空気
流により霧化され、その空気流と混合して、燃料バーナ
ー10に連合する燃焼室の中に可燃混合気を送る。
よって、燃料バーナー10の中には最少量の乱れしか生
ぜず、そのため、燃料バーナー内で生ずる再循環、従っ
て自然発火の恐れを大幅に減ずることは明らかである。
ぜず、そのため、燃料バーナー内で生ずる再循環、従っ
て自然発火の恐れを大幅に減ずることは明らかである。
本例において、図示の中心体22は支柱23により円環体
11に取付けられているが、状況によっては、支柱23を無
くして、静翼32を円環体11の下流端に結合されるように
配置して必要な連結部を与えることもできるのは当然で
ある。
11に取付けられているが、状況によっては、支柱23を無
くして、静翼32を円環体11の下流端に結合されるように
配置して必要な連結部を与えることもできるのは当然で
ある。
燃料バーナー10の通常の作動サイクル中に、熱効果の
結果、中心体22と円環体11とが異なる率で軸方向に膨張
・収縮する。もしも支柱23が存在すれば、静翼32は中心
体11と中心体22上の截頭円錐形リング29とを物理的に連
結しないことを確実にするので、それにより膨張．収縮
の相違が許される。しかし、半径方向内方および外方の
円環形通路26、21に関連する、このような膨張．収縮率
の相違に伴う、もう一つの問題がある。つまり、半径方
向内方および外方の円環形通路26、21の双方の断面積を
一定に保つように、これらの通路21、26を画成する働き
をする円環体11、中心体22および燃料マニホールド15の
部分は相互にほぼ平行になるように配置される。このよ
うな一定断面積の維持は、全ての作動状態の下で、燃料
バーナー10を通して定常な空気流を保証する上で重要で
ある。
結果、中心体22と円環体11とが異なる率で軸方向に膨張
・収縮する。もしも支柱23が存在すれば、静翼32は中心
体11と中心体22上の截頭円錐形リング29とを物理的に連
結しないことを確実にするので、それにより膨張．収縮
の相違が許される。しかし、半径方向内方および外方の
円環形通路26、21に関連する、このような膨張．収縮率
の相違に伴う、もう一つの問題がある。つまり、半径方
向内方および外方の円環形通路26、21の双方の断面積を
一定に保つように、これらの通路21、26を画成する働き
をする円環体11、中心体22および燃料マニホールド15の
部分は相互にほぼ平行になるように配置される。このよ
うな一定断面積の維持は、全ての作動状態の下で、燃料
バーナー10を通して定常な空気流を保証する上で重要で
ある。
本発明による燃料バーナー10は主として、ディーゼル
燃料油を燃料として用いて作動するように意図される。
しかし、望ましければ、他の燃料を用いることもできる
のは当然である。
燃料油を燃料として用いて作動するように意図される。
しかし、望ましければ、他の燃料を用いることもできる
のは当然である。
図は本発明の燃料バーナーの側断面図である。 10……バーナー、11……円環体 15……マニホールド、22……中心体
フロントページの続き (72)発明者 イアン・ジェームス・トゥーン イギリス国レイセスターシャー，カウン テスソープ，ビーチング・クローズ 10 (72)発明者 ベルナード・ウィルフレッド・ボイス イギリス国レイスターシャー，ニュニー トン，シャンクリン・ドライブ 51
Claims (8)
- 【請求項１】a.作動中に上流側が空気流を受入れるよう
にされている、半径方向内方の円環形表面を画成する円
環体； b.前記円環体と同軸状にその中に少くとも部分的に入る
ように前記円環体の上流側に配置され、前記円環形表面
上に燃料を向けるようにされている燃料マニホールド； e.少くとも主要部が前記円環体の中に同軸状に前記円環
体のほぼ上流に位置して燃料バーナーを通る円環形流路
を画成する、円形断面の中心体； を含む、ガスタービンエンジンに適した燃料バーナーで
あって： 前記中心体と前記円環体との下流端が、協働して前記円
環形流路のためのほぼ半径方向に向く出口を画成する形
態を有し、前記中心体と前記円環体との上流端が前記燃
料マニホールドの少なくとも部分と協働して、前記バー
ナーを通る前記円環形流路の中に前記空気流を最少の乱
れをもって向けるための、ほぼ同様の断面積を有する２
つの同軸状の通路を画成する、燃料バーナー。 - 【請求項２】前記燃料マニホールドが軸方向に長い請求
項１記載の燃料バーナー。 - 【請求項３】前記中心体の少なくとも上流部分の外径が
前記燃料マニホールドの少なくとも下流部分の内径より
も小さくて、前記バーナーを通る前記円環形流路に前記
空気流を向けるための前記通路の一つを画成するよう
に、前記中心体の前記上流部分が前記燃料マニホールド
の前記下流部分の中にそれと半径方向隔置関係に位置し
ている、請求項２記載の燃料バーナー。 - 【請求項４】前記中心体は前記円環形流路を横切って延
在する複数の支柱により前記円環体に結合される、請求
項１記載の燃料バーナー。 - 【請求項５】前記円環形流路のための前記ほぼ半径方向
出口に、複数の流れ案内翼が設けられる、請求項１記載
の燃料バーナー。 - 【請求項６】前記２つの画成される同軸状通路の各々は
少くとも部分的に平行な壁部分を有するもので、前記円
環体、燃料マニホールドおよび中心体の各々における相
対的な軸方向熱生長は前記同軸状通路の断面積に最小の
影響しか及ぼさない、請求項１記載の燃料バーナー。 - 【請求項７】前記円環形流路のための前記ほぼ半径方向
に向く出口に軸方向上流向きの成分を与えるために、前
記中心体の下流端がほぼ截頭円錐形の周囲を有する、請
求項１記載の燃料バーナー。 - 【請求項８】前記燃料がディーゼル燃料油である、請求
項１記載の燃料バーナー。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB8802717 | 1988-02-06 | ||
| GB8802717A GB2215028B (en) | 1988-02-06 | 1988-02-06 | Gas turbine engine fuel burner |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01234703A JPH01234703A (ja) | 1989-09-20 |
| JP2695895B2 true JP2695895B2 (ja) | 1998-01-14 |
Family
ID=10631216
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1020676A Expired - Lifetime JP2695895B2 (ja) | 1988-02-06 | 1989-01-30 | ガスタービンエンジン燃料バーナー |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2695895B2 (ja) |
| DE (1) | DE3901233C2 (ja) |
| FR (1) | FR2626937B1 (ja) |
| GB (1) | GB2215028B (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2297151B (en) * | 1995-01-13 | 1998-04-22 | Europ Gas Turbines Ltd | Fuel injector arrangement for gas-or liquid-fuelled turbine |
| KR101278894B1 (ko) | 2001-04-27 | 2013-06-26 | 스미또모 가가꾸 가부시키가이샤 | 블록 공중합체 및 고분자 발광소자 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE857924C (de) * | 1949-06-03 | 1952-12-04 | Emil Dr-Ing Kirschbaum | Zerstaeubungsduese |
| US3724207A (en) * | 1971-08-05 | 1973-04-03 | Gen Motors Corp | Combustion apparatus |
| GB1427146A (en) * | 1972-09-07 | 1976-03-10 | Rolls Royce | Combustion apparatus for gas turbine engines |
| GB2102936B (en) * | 1981-07-28 | 1985-02-13 | Rolls Royce | Fuel injector for gas turbine engines |
| GB2119077B (en) * | 1982-04-22 | 1985-08-14 | Rolls Royce | Fuel injector for gas turbine engines |
| GB2143938B (en) * | 1983-07-23 | 1986-08-13 | Rolls Royce | Fuel burner for a gas turbine engine |
-
1988
- 1988-02-06 GB GB8802717A patent/GB2215028B/en not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-01-17 DE DE19893901233 patent/DE3901233C2/de not_active Expired - Fee Related
- 1989-01-27 FR FR8901003A patent/FR2626937B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1989-01-30 JP JP1020676A patent/JP2695895B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE3901233A1 (de) | 1989-08-17 |
| FR2626937B1 (fr) | 1992-11-27 |
| JPH01234703A (ja) | 1989-09-20 |
| FR2626937A1 (fr) | 1989-08-11 |
| GB8802717D0 (en) | 1988-03-09 |
| DE3901233C2 (de) | 2002-05-29 |
| GB2215028A (en) | 1989-09-13 |
| GB2215028B (en) | 1991-10-09 |
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