JP2801327B2 - 確実な始動を保証するタービンエンジン - Google Patents

確実な始動を保証するタービンエンジン

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JP2801327B2
JP2801327B2 JP1508003A JP50800389A JP2801327B2 JP 2801327 B2 JP2801327 B2 JP 2801327B2 JP 1508003 A JP1508003 A JP 1508003A JP 50800389 A JP50800389 A JP 50800389A JP 2801327 B2 JP2801327 B2 JP 2801327B2
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Description

【発明の詳細な説明】 発明の利用分野 この発明は、空気を消費するタービンエンジン、殊
に、このようなエンジンの確実な始動を保証するための
改善された手段に関するものである。
発明と背景 空気を消費するタービンエンジンは、主要な構成要素
として、ロータリコンプレッサと組合わされたタービン
ホィールを代表的に有している。燃焼器は燃料源からの
燃料のほかにコンプレッサからの圧縮された空気を受け
入れ、タービンホィールを駆動するための燃焼のホット
ガスを提供するために燃料を燃焼させる。
多くのこの種の機構は、タービンホィールの回転軸を
中心とするいくつかのドーナツ型の燃焼室を典型的に有
する“環状型”と呼ばれる燃焼器を用い、この環状燃焼
室空間に燃料を噴射する。円周上で角度的に間隔を置い
た複数の燃料噴射器が設けられている。通常の場合、噴
射器には２つの異なった型がある。一つの型は通常の操
作時に利用されている“主”噴射器と呼ばれるものであ
る。他の型はタービンの始動開始時のみに利用される
“始動”噴射器と呼ばれるものである。
一般的に言えば、始動噴射器は、始動時には、コンプ
レッサから受け入れられる圧縮空気の流速が比較的低
く、霧状化の促進を頼りにすることができないので、加
圧霧状化の手段によって燃料の良好な霧状化を提供する
ために配置されている。
しばしば、エンジンの低回転速度において必要とされ
る燃料の霧状化の促進を達成するために、比較的大量の
燃料が始動用噴射器によってポンプで送り込まれる。し
かしながら、これは、非効率的な燃焼と、燃焼器を損な
うホットストリークまたはホットスポットを次に起こす
局部的過剰供給をもたらすものである。
このことの難しさは、高い高度においてタービンを始
動させる必要がある時に一層問題となる。このような場
合には、“高度圧力”と呼ばれる圧力の影響が、噴射器
へ供給する分岐管の下部における燃料流れを分岐管の上
部における燃料流れより非常に多くすることを引き起こ
す。このことは、環状燃焼器の頂部における貧弱な火焔
の広がりのほかに、始動用燃焼器がしばしば配置される
環状燃焼器の底部近傍にホットスポットの発生をもたら
すものである。したがって、ホットスポットの障害に直
面させられなければならないばかりでなく、貧弱な火焔
の広がりのために始動に望まれるような確実さがない。
この発明は、上述の問題点の１つまたはそれ以上を克
服することを目指しているものである。
発明の要約 新しく改善されたタービンエンジンを提供することが
この発明の主な目的である。さらに詳しくは、高い高度
においてホットスポットかまたは貧弱な火焔の広がりの
いずれかの形成、または両方の形成することなしで確実
に始動できるタービンエンジンを提供することがこの発
明の目的である。
この発明の典型的な具体例は、ロータリーコンプレッ
サと、このコンプレッサと組合わされ、軸線の周りに回
転するように装着されたタービンホィールと、そしてこ
のタービンホィールにガスを向けるためにタービンホィ
ールを取り巻いている環状ノズルとを有するタービンエ
ンジンにおいて、前記目的を達成する。環状燃焼器は、
軸線に対してほぼ同心状であり、ノズルに接続された出
口を有している。燃焼器は頂部と底部を有している。圧
縮空気は、実質的に燃焼器を取り巻き、コンプレッサに
接続されており、それぞれほぼ円周方向で燃焼器に燃料
を噴射するために、燃焼器内に出口を有する複数の主燃
料噴射器が角度的に間隔を置いて設けられている。ほぼ
円周方向で燃焼器内に圧縮空気を向けるための気圧室と
流体的に連通する手段が設けられ、底部上方の燃焼器の
穴内に出口を有する少なくとも１個の加圧霧状化始動用
噴射器が設けられ、その底部には燃焼器内におけるホッ
トスポットの形成を防止するために始動用噴射器は置か
れない。
前述の結果として、旋回する円周方向の空気流れが、
秀れた火焔の広がりと底部の充分上方の始動用噴射器の
位置を提供するように燃焼器内に発生し、底部において
始動用噴射器を配置しないということがホットスポット
を防止している。
非常に好適な具体例において、噴射器は、燃焼器の頂
部や底部の近くよりも頂部と底部の中間により近く配置
されている。
この発明のある具体例によれば、２個の始動用噴射器
が一方が他方より低くなった正反対の直径上の位置に置
かれている。低い方の噴射器は、ほぼ円周方向で底部か
ら間隔を置かれ、そこでは圧縮空気が室内を指向してい
る。
好ましくは、２つの正反対の直径上の始動用噴射器の
ある所は、垂直というより水平に近い平面である。
他の目的と利益は添付の図面と一緒になされる次の説
明から明瞭になるだろう。
図面の説明 第１図は、この発明によりつくられたタービンエンジ
ンのいくらか略図的な断面図である。
第２図は、第１図の２−２線にほぼ沿った断面図であ
る。
第３図は、この発明によりつくられた燃料噴射器と燃
焼器の部分断面図である。
第４図は、この発明によりつくられた燃焼器のある形
における火焔の広がりを例示する略図的説明図である。
第５図は、先行技術の燃焼器の第４図と同様な図面で
ある。
好適な具体例の説明 この発明によりつくられたガスタービンの代表的な具
体例が、径方向へ流れる空気を消費するガスタービンの
形で図面に示されている。しかしながら、この発明は、
径方向流れのタービンに限定されるわけではなく、環状
燃焼器を有するいかなる形の空気を消費するタービンに
対しても適用することができる。
タービンは図示されないベアリングによって支承され
る回転軸10を有している。この回転軸10の一端に近接し
て入口部分12がある。回転軸10は、一般的符号14をつけ
られた、従来の構造のロータを装着している。ロータ14
は、一般的符号15をつけられた、入口12に近接して複数
のコンプレッサブレード16を有するコンプレッサ部分を
含んでいる。コンプレッサカバー18はコンプレッサに接
近して設けられ、コンプレッサブレード16の径方向外側
の先端の径方向外側には通常のデイフェーザ20がある。
コンプレッサブレード16の反対側に、ロータ14は、一
般的符号21をつけられた、複数のタービンブレード22を
有するタービンホィールを有している。タービンブレー
ド22の径方向外側には、一般的符号26をつけられた環状
燃焼器から希釈された空気と一緒に燃焼ガスを受け入れ
るために採用された環状ノズル24がある。ブレード16、
カバー18、そしてディフューザ20を含むコンプレッサ15
は、環状燃焼器26に圧縮された空気を供給し、希釈空気
通路27を経て燃焼ガスと一緒にノズル24にまで供給す
る。すなわち、燃焼器26からの燃焼の熱ガスは、ロータ
14の回転、すなわち軸10の回転を生じさせるために、ブ
レード22に対してノズル24から向けられる。軸10には、
勿論、有益な仕事の遂行を求められているある種の装置
が連結されている。
タービンブレードカバー28は、ノズル24からの流路を
閉鎖し、タービンブレード22の部分に膨張するガスを制
限するために、燃焼器26の内側に固着されている。燃焼
器26は、ほぼ円筒状の内壁32とほぼ円筒状の外壁34とを
有している。２つの壁は、互いに同心でかつ回転軸10の
軸に対して同心であり、燃焼器26の壁32と34の間の空間
によって画定される内側環38からの出口として役立って
いるしぼり部分に変化している。この出口36は、ノズル
24に延びている。壁32および34にほぼ同心の第３の壁39
は、内壁32および34と連絡し、内側環38をさらに画定す
るようにほぼ径方向に延びている。
出口36の反対側で壁39に近接して、燃焼器の内側環38
は燃料の燃焼が主として起こる主燃焼圏40を含んでい
る。主燃焼圏40は、ほぼ径方向の内壁32、ほぼ径方向の
外壁34、そして径方向の壁39によって画定された環ある
いは環状空間である。他の燃焼は、ある場合には、主燃
焼圏40から下流の出口36の方向で起こるかも知れない。
前述したように、ノズル24を経てタービンブレードに対
して適用するための適当な温度に燃焼ガスを冷却するよ
うに、通路27から燃焼器26内へ希釈空気を噴出するため
の準備がなされている。
環状壁44は壁32および34に対してほぼ同心であり、壁
32および34の径方向外側に配置されている。同様に、壁
32の内側の内部環状壁45が設けられ、壁44と一緒に燃焼
器26を取り巻く空気室を提供している。壁44は、ディフ
ューザ20の出口に延び、コンプレッサ機構から燃焼器26
まで圧縮空気を漏らさずに導くために役立っている。
壁44に装着され、壁34を通って延びる主燃料噴射器は
一般的符号46をつけられている。この発明の具体例によ
れば、第２図に示されるように、点48によって示される
軸10の回転軸線の周りに、角度的に等間隔で４個の噴射
器46がある。各噴射器46は、燃焼器26の周りに時計廻り
の方向で、噴射器Ａが燃焼器の頂点で噴射器Ｃが燃焼器
の底点であるようにA,B,CおよびＤと指定されている。
第２図および第３図に見られるように、噴射器46は、壁
34および44にそれぞれ形成された整列孔50および52によ
って主燃焼圏40内に延びている。各噴射器46は径方向内
側のひじ部56で終わるほぼ円筒状のハウジング54を有し
ている。ひじ部56の反対側に、ハウジング54は、気圧室
の径方向外側の壁44の外側の装着面にガスケット60によ
って封着できる周辺保持フランジ58（第３図のみに示さ
れる。）を有している。
壁34と44の間に配置されたハウジング54の部分には、
壁34および44によって画定される気圧室内に連通されて
いる１個またはそれ以上の開口64,66が設けられてい
る。このようにして、コンプレッサ15からの圧縮空気は
開口64,66を通じて各燃料噴射器のハウジング54の内側6
8に流れ込む。
各ハウジング54の内側68内には、いくらかＪ字形のチ
ューブ70が配置されている。チューブ70の径方向外端72
は分岐管74と流体的に連通しており、一方、径方向内端
76は、燃料噴射器ハウジング54のひじ部56と対応して角
度づけられ、その減縮された直径の開口78がそのひじ部
54を中心として置かれている。好ましくは、燃料用旋回
器80が、噴射器ノズルとして役立つ端部76に接近してチ
ューブ70内に配置される。
ひじ部56すなわちチューブ70の端部78の角度は、燃料
と空気が、第２図に示されるように、円周方向に延びる
噴霧模様88のようにほぼ接線方向で主燃焼圏に入るだろ
う。第３図に示されるように、連続する軸方向の穴84の
列と軸方向に延びる冷却用部片86を設けることによっ
て、円周の接線方向で主燃焼圏40の周辺に希釈空気を導
入するための設備がまた設けられる。接線方向および／
または円周方向への冷却用空気噴射のための、同様の穴
および冷却用部片は、内壁32および径方向の壁39にも配
設される。
今、説明したように、燃焼器46による燃料と燃焼用空
気の接線方向への噴射に加えて希釈および／または冷却
用空気の接線方向からの導入は主燃焼圏40内において高
度の旋回流を提供する。この旋回流は秀れた火焔伝播力
を提供するので非常に好ましいものである。
噴射器Ｄの僅かに上方で、噴射器Ａよりはその噴射器
Ｄに接近する位置において、壁34と44との整列孔90と92
を通って、一般的符号96がつけられた始動用噴射器の円
筒部94が延びている。始動用噴射器96は加圧噴霧器から
なり、噴霧模様100を提供するように配置された霧状化
ノズル98を有している。噴霧模様100に近接して径方向
の壁39に装着されているのは通常の構造の高エネルギー
点火栓102である。
この技術分野の専門家は、ノズル46に対する主な霧状
化手段が、高速の空気流中への燃料の噴射の結果として
の霧状化よりも、ノズルを介して燃料の霧状化を達成す
るためにノズル98の内部に適用される燃料の圧力に依存
する始動噴射器96のような加圧霧状化噴射器であること
を認めているだろう。
ある場合には、ただ１個の噴射器96が使用される。し
かしながら、他の場合には、第４図に略図的に示され、
第２図に104の符号がつけられた位置に、直径上の反対
位置に他の点では全く同一の噴射器が設けられる。この
位置は、当然に、第２の始動用噴射器96は主燃料噴射器
Ｃに対してよりも主燃料噴射器Ｂにより近付いているこ
とを意味している。それは、また、両方の始動用噴射器
96が燃焼器26の頂部や底部よりも頂部と底部の間のほと
んど中間に配置されていることを意味し、そして、同様
に、２個の直径上に向き合う始動用噴射器96が使用され
る場合には、それらは垂直な面であるよりは殆ど水平に
近い面にあることを意味している。一般的に言えば、こ
のような平面はできるだけ水平に近い方が望ましい。例
示の具体例においては、完全な水平配置は、このような
位置が主燃料噴射器ＢおよびＤによって占められている
ので不可能である。
何れの始動用噴射器96も燃焼器の底部に置かれること
はなく、底部には始動用噴射器がないことに、また注目
されるであろう。さらに、下方の始動用噴射器は空気噴
出方向に底部から離れていることが観察される。このこ
とは、下方の始動用噴射器96から噴射される燃料が、壁
34と44間の環状空間内を上方に吹き上げる傾向があるこ
とを意味している。
第４図は、始動用噴射器96によって噴射されている燃
料の結果としてもたらされる火焔の模様である。左側の
始動用噴射器96においての噴射からもたらされる火焔の
模様は符号110で示され、一方、右側の噴射器96から発
せられる火焔の模様は符号112で示されている。円周方
向の旋回がホットスポットの形成を防止するために環状
空間の周りに火焔の良好な分布を提供し、噴射器96の特
別の位置が高高度圧力の有害な影響を最小にすることが
理解されるであろう。
第５図に示されるように多くの典型的燃焼器に対して
これらのことは対称的である。主燃料噴射器は114で示
され、大まかに環38に相当する環116の径方向に噴射す
る。始動用噴射器120は軸方向に噴射し、ほぼ例示され
ているような火焔模様122を発生し、２個所の火焔模様
を含む部分が燃焼器内の残りの部分より熱いことが理解
されるであろう。かくして、エンジンの寿命を短くする
ホットスポットは明瞭に存在している。
しかしながら、第５図に例示されるものは、高度圧力
の影響の結果として高高度始動の際に起こる付加的な障
害を考慮する必要がないことを理解されるべきである。
このような場合には、上方の火焔模様は、上部噴射器を
経由するものより下部噴射器を経由する燃料の流れが多
いために、実質的に大きさが減少されるものである。言
葉を変えて説明すると、火焔模様が、確実な始動を妨げ
ることができるのは、基本的には、燃焼器の底部におい
て極端に貧弱な火焔伝播力を有することである。
それゆえ、この発明によりつくられたタービンエンジ
ンは、ホットスポットの発生することなくタービンエン
ジンの確実な始動を保証し、実質的に高度圧力の影響を
排除することによって高い高度においてさえ確実な始動
を保証すべき秀れた火焔の広がりを提供することが理解
されるであろう。

Claims (4)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】ロータリーコンプレッサと、 このコンプレッサに組合わされ、軸線の周りに回転する
    ために装着されたタービンホィールと、 このタービンホィールを取り巻き、そこへガスを指向さ
    せるための環状ノズルと、 前記軸線とほぼ同心で、前記ノズルに接続する出口を有
    する環状燃焼器であって、頂部、中間点と底部を有する
    燃焼器と、 この燃焼器を実質的に取り巻き、前記コンプレッサに接
    続された圧縮空気の気圧室と、 ほぼ円周方向でその中へ燃料を噴射するために、それぞ
    れ前記燃焼器内に出口を有する、角度的に間隔を置いた
    複数の主燃料噴射器と、 ほぼ円周方向で前記燃焼器に圧縮空気を指向させるため
    の前記気圧室に対する流体的連絡手段と、そして 前記燃焼器内でのホットスポットの形成を防止するため
    に、前記底部には始動用噴射器を置かず、前記頂部と中
    間点の間で燃焼器内に出口を有する少なくとも１個の加
    圧霧状化始動用燃料噴射器とからなる、タービンエンジ
    ン。
  2. 【請求項２】ロータリーコンプレッサと、 このコンプレッサに組合わされ、軸線の周りに回転する
    ために装着されたタービンホィールと、 このタービンホィールを取り巻き、そこへガスを指向さ
    せるための環状ノズルと、 前記軸線とほぼ同心で、前記ノズルに接続する出口を有
    する環状燃焼器であって、頂部と底部を有する燃焼器
    と、 この燃焼器を実質的に取り巻き、前記コンプレッサに接
    続された圧縮空気の気圧室と、 ほぼ円周方向でその中へ燃料を噴射するために、それぞ
    れ前記燃焼器内に出口を有する、角度的に間隔を置いた
    複数の主燃料噴射器と、 ほぼ円周方向で前記燃焼器に圧縮空気を指向させるため
    の前記気圧室に対する流体的連絡手段と、そして 前記燃焼器内でのホットスポットの形成を防止するため
    に、前記底部には始動用噴射器を置かず、この底部から
    円周方向で間隔を置いて直径上の反対位置に配置され
    た、前記燃焼器内に出口を有する、２個の加圧霧状化始
    動用燃料噴射器とからなる、タービンエンジン。
  3. 【請求項３】ロータリーコンプレッサと、 このコンプレッサに組合わされ、軸線の周りに回転する
    ために装着されたタービンホィールと、 このタービンホィールを取り巻き、そこへガスを指向さ
    せるための環状ノズルと、 前記軸線とほぼ同心でそれらの間に間隔を有する径方向
    の内壁と外壁を有し、かつ前記ノズルに接続された出口
    を有する環状燃焼器であって、頂部と底部を有する燃焼
    器と、 この燃焼器を実質的に取り巻き、前記コンプレッサに接
    続された圧縮空気の気圧室と、 前記空間にほぼ円周方向かつ接線方向でその中に燃料と
    空気を噴射するために、それぞれ前記燃焼器内に出口を
    有する、角度的に間隔を置いた複数の主燃料噴射器と、 ほぼ円周方向で前記燃焼器に圧縮空気を指向させるため
    の前記気圧室に対する流体的連絡手段と、そして 前記燃焼器内でのホットスポットの形成を防止するため
    に、前記底部には始動用噴射器を置かず、前記頂部と底
    部の間で、前記底部から円周方向で間隔をおいて前記燃
    焼器内に出口を有する、少なくとも１個の加圧霧状化始
    動用燃料噴射器とからなる、タービンエンジン。
  4. 【請求項４】ロータリーコンプレッサと、 このコンプレッサに組合わされ、軸線の周りに回転する
    ために装着されたタービンホィールと、 このタービンホィールを取り巻き、そこへガスを指向さ
    せるための環状ノズルと、 前記軸線とほぼ同心で、前記ノズルに接続する出口を有
    する環状燃焼器であって、頂部と底部を有する燃焼器
    と、 この燃焼器を実質的に取り巻き、前記コンプレッサに接
    続された圧縮空気の気圧室と、 ほぼ円周方向でその中へ燃料を噴射するために、それぞ
    れ前記燃焼器内に出口を有する、角度的に間隔を置いた
    複数の主燃料噴射器と、 ほぼ円周方向で前記燃焼器に圧縮空気を指向させるため
    の前記気圧室に対する流体的連絡手段と、そして 前記燃焼器内でのホットスポットの形成を防止するため
    に前記底部には始動用噴射器を置かず、前記燃焼器内に
    出口を有し、前記頂部と底部の間に置かれ、圧縮空気が
    前記燃焼器内へ指向するほぼ円周方向で前記底部から間
    隔を置かれた少なくとも１個の加圧霧状化始動用燃料噴
    射器とからなる、タービンエンジン。
JP1508003A 1988-07-15 1989-06-21 確実な始動を保証するタービンエンジン Expired - Lifetime JP2801327B2 (ja)

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US219,235 1988-07-15
US07/219,235 US4936090A (en) 1988-07-15 1988-07-15 Assuring reliable starting of turbine engines

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JPH03500439A JPH03500439A (ja) 1991-01-31
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Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5265425A (en) * 1991-09-23 1993-11-30 General Electric Company Aero-slinger combustor
US5727378A (en) * 1995-08-25 1998-03-17 Great Lakes Helicopters Inc. Gas turbine engine
US5966926A (en) * 1997-05-28 1999-10-19 Capstone Turbine Corporation Liquid fuel injector purge system
US6543231B2 (en) 2001-07-13 2003-04-08 Pratt & Whitney Canada Corp Cyclone combustor
US6968699B2 (en) * 2003-05-08 2005-11-29 General Electric Company Sector staging combustor
US8689559B2 (en) * 2009-03-30 2014-04-08 General Electric Company Secondary combustion system for reducing the level of emissions generated by a turbomachine
US9958162B2 (en) * 2011-01-24 2018-05-01 United Technologies Corporation Combustor assembly for a turbine engine
FR3001497B1 (fr) * 2013-01-29 2016-05-13 Turbomeca Ensemble de combustion de turbomachine comprenant un circuit d alimentation de carburant ameliore
US11378277B2 (en) * 2018-04-06 2022-07-05 General Electric Company Gas turbine engine and combustor having air inlets and pilot burner
CN114508769B (zh) * 2022-03-15 2022-11-25 浙江大学 一种斜喷非预混环形燃烧室点火机理研究装置

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2613998A (en) * 1948-09-15 1952-10-14 Thompson Prod Inc Variable area fuel nozzle
US2635423A (en) * 1950-08-28 1953-04-21 Edward J Oakes Igniter for internal-combustion engines
US2701164A (en) * 1951-04-26 1955-02-01 Gen Motors Corp Duplex fuel nozzle
US3335567A (en) * 1965-11-19 1967-08-15 Gen Electric Multi-nozzle fuel delivery system
US3548565A (en) * 1967-12-11 1970-12-22 Energy Transform Lubrication system for high temperature engine
US3630024A (en) * 1970-02-02 1971-12-28 Gen Electric Air swirler for gas turbine combustor
US4674286A (en) * 1972-09-29 1987-06-23 Arthur K. Thatcher Sonic dispersion unit and control system therefor
GB1539734A (en) * 1975-06-10 1979-01-31 Rolls Royce Fuel supply system for a gas turbine engine
US4327547A (en) * 1978-11-23 1982-05-04 Rolls-Royce Limited Fuel injectors
US4301656A (en) * 1979-09-28 1981-11-24 General Motors Corporation Lean prechamber outflow combustor with continuous pilot flow
US4417439A (en) * 1981-07-29 1983-11-29 United Technologies Corporation Starting means for a gas turbine engine
US4549402A (en) * 1982-05-26 1985-10-29 Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited Combustor for a gas turbine engine
JPS61132729A (ja) * 1984-11-30 1986-06-20 Toshiba Corp ガスタ−ビン燃焼制御装置
US4815277A (en) * 1987-01-08 1989-03-28 Sundstrand Corporation Integrated power unit
US4794754A (en) * 1987-06-22 1989-01-03 Sundstrand Corporation Low cost annular combustor
US4817389A (en) * 1987-09-24 1989-04-04 United Technologies Corporation Fuel injection system

Also Published As

Publication number Publication date
JPH03500439A (ja) 1991-01-31
EP0380632A1 (en) 1990-08-08
WO1990000677A1 (en) 1990-01-25
EP0380632B1 (en) 1993-02-24
EP0380632A4 (en) 1990-12-12
US4936090A (en) 1990-06-26

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