JP3050886B2 - 燃焼器 - Google Patents
燃焼器Info
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- JP3050886B2 JP3050886B2 JP01800039A JP80003989A JP3050886B2 JP 3050886 B2 JP3050886 B2 JP 3050886B2 JP 01800039 A JP01800039 A JP 01800039A JP 80003989 A JP80003989 A JP 80003989A JP 3050886 B2 JP3050886 B2 JP 3050886B2
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
- F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/26—Controlling the air flow
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
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- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 （産業上の利用分野） 本発明はガスタービンエンジン及び特に環状燃焼器に
関する。
関する。
（従来の技術） 周知のように、ガスタービンエンジン用燃焼器は、技
術的観点から最近数年にわたって技術水準において大き
な進歩を遂げた。例えば燃焼効率は、航空機用ジェット
エンジンは90％台の高い運転効率で作動する。更に、技
術は燃焼過程からの汚染物質や煙の発生を低減或いは除
去する点で大きな改善を遂げた。
術的観点から最近数年にわたって技術水準において大き
な進歩を遂げた。例えば燃焼効率は、航空機用ジェット
エンジンは90％台の高い運転効率で作動する。更に、技
術は燃焼過程からの汚染物質や煙の発生を低減或いは除
去する点で大きな改善を遂げた。
しかしながら、将来の航空機の需要に適合しようとす
る燃焼器にとっては、燃焼器技術における更に一層の進
歩が必要である。明らかに、航空機エンジンの性能はよ
り高いタービン入口温度が得られるかどうかにかかって
いると言える。与えられた限度内でのより高いタービン
入口温度は、推力−重量比及び燃料消費率を改善し、ひ
いてはエンジン性能の改善につながる。
る燃焼器にとっては、燃焼器技術における更に一層の進
歩が必要である。明らかに、航空機エンジンの性能はよ
り高いタービン入口温度が得られるかどうかにかかって
いると言える。与えられた限度内でのより高いタービン
入口温度は、推力−重量比及び燃料消費率を改善し、ひ
いてはエンジン性能の改善につながる。
従って、将来の需要には、これらの高性能エンジンに
備える新しい燃焼器装置が最新の燃焼器よりも大幅に高
い出力における高い温度上昇において作動しなければな
らないことが要求される。しかし、燃焼器の設計者がエ
ンジンから排出する煙の密度の従来確立されているレベ
ルを損なうことなく高い温度上昇の要求を満たすことは
最も重要である。
備える新しい燃焼器装置が最新の燃焼器よりも大幅に高
い出力における高い温度上昇において作動しなければな
らないことが要求される。しかし、燃焼器の設計者がエ
ンジンから排出する煙の密度の従来確立されているレベ
ルを損なうことなく高い温度上昇の要求を満たすことは
最も重要である。
既に言及した厳しい要求に加えて、燃焼器は定められ
た高度の範囲内で再点火できなければならない。またこ
れらのエンジンが軽量航空機に使用される場合は、エン
ジンの減速及び空転すなわちアイドル時には最新の燃焼
器に関わる温度上昇のレベルより低いところで作動する
だろうから地上操縦性を容易にするため十分安定なこと
が必要だと考えられる。
た高度の範囲内で再点火できなければならない。またこ
れらのエンジンが軽量航空機に使用される場合は、エン
ジンの減速及び空転すなわちアイドル時には最新の燃焼
器に関わる温度上昇のレベルより低いところで作動する
だろうから地上操縦性を容易にするため十分安定なこと
が必要だと考えられる。
温度上昇の激しい燃焼器に起因する問題の複雑さ及び
運転可能性の問題へのより深い洞察を行なうには、恐ら
く燃焼器の要件を燃焼過程の安定性と比較してみる価値
があると思われる。このため、第１図に燃料／空気比と
安定性相関パラメータとの関係をプロットしたものが示
されている。知られている通りに、大部分の燃焼は燃焼
器の１次領域又は圏内で起こり、燃焼器のこの区域を考
察の対象として選ぶこととする。燃焼器の技術における
標準値となった安定性相関パラメータには１次領域に適
用される以下の項が含まれる。
運転可能性の問題へのより深い洞察を行なうには、恐ら
く燃焼器の要件を燃焼過程の安定性と比較してみる価値
があると思われる。このため、第１図に燃料／空気比と
安定性相関パラメータとの関係をプロットしたものが示
されている。知られている通りに、大部分の燃焼は燃焼
器の１次領域又は圏内で起こり、燃焼器のこの区域を考
察の対象として選ぶこととする。燃焼器の技術における
標準値となった安定性相関パラメータには１次領域に適
用される以下の項が含まれる。
Ｖ＝平均貫流速度 Ｐ＝圧力レベル Ｔ＝入口空気温度 これらの項が次元パラメータ（V/PT2）内で組合わせ
られて速度を増したり、圧力を減らしたり温度を下げて
安定性パラメータを高いレベルへと増大させる。同様に
これらは燃焼過程に逆に作用して燃焼の継続をより困難
とすることもある。換言すれば、安定性パラメータの値
が高いことはそれだけ燃焼器の作動要求が厳しく困難で
あることを示すものである。
られて速度を増したり、圧力を減らしたり温度を下げて
安定性パラメータを高いレベルへと増大させる。同様に
これらは燃焼過程に逆に作用して燃焼の継続をより困難
とすることもある。換言すれば、安定性パラメータの値
が高いことはそれだけ燃焼器の作動要求が厳しく困難で
あることを示すものである。
第１図を見て気づくように、この曲線は吹き消しが起
こるまで燃料／空気比を減少し或は増加することにより
生起される安定性の限界を画定する。従って放物線形状
の曲線Ａの左側の範囲の燃焼条件は安定であり曲線Ａの
右側の範囲の燃焼条件は不安定である。また曲線Ｂは燃
料／空気比の上限を定め、この限界の上での作動は過大
な発煙の程度を表わすものである。
こるまで燃料／空気比を減少し或は増加することにより
生起される安定性の限界を画定する。従って放物線形状
の曲線Ａの左側の範囲の燃焼条件は安定であり曲線Ａの
右側の範囲の燃焼条件は不安定である。また曲線Ｂは燃
料／空気比の上限を定め、この限界の上での作動は過大
な発煙の程度を表わすものである。
従って、在来の、最新型燃焼器についての上述の燃焼
器の動作から明らかなように、１次領域の燃料／空気比
は、その燃料／空気比が曲線Ｂの下の範囲に納まりかつ
エンジンの減速、空転及び高度再点火要件が曲線Ａの左
側（安定作動）の範囲に納まるように設定される。この
ことは曲線Ｃによって示され、高度再点火動作は、基準
として高度約9150m（３万フィート）を使用しかつ航空
機の飛行速度マッハ数0.8を再点火点として使用して、
作動点Ｅとして定められる。
器の動作から明らかなように、１次領域の燃料／空気比
は、その燃料／空気比が曲線Ｂの下の範囲に納まりかつ
エンジンの減速、空転及び高度再点火要件が曲線Ａの左
側（安定作動）の範囲に納まるように設定される。この
ことは曲線Ｃによって示され、高度再点火動作は、基準
として高度約9150m（３万フィート）を使用しかつ航空
機の飛行速度マッハ数0.8を再点火点として使用して、
作動点Ｅとして定められる。
曲線Ｆは将来の新技術エンジンについて考えられてい
るより大きな温度上昇レベルにおけるエンジンの動作を
示す。明らかに、発煙限界（曲線Ｂ）以下の燃焼動作を
保証するには、燃焼器の１次領域空気流も同じく増大さ
せて燃焼器の動作曲線Ｆを安定限界曲線Ａにできるだけ
近付けなければならず、これは明らかに燃焼器の動作要
件の厳しさが増したことを示している。また、前述のよ
うに、点Ｇで示される減速及び高高度再点火は安定限界
（曲線Ａ）の外側の範囲に納めることができる。更に真
に明らかなことは、この傾向は温度上昇の値が高くなる
ほど燃焼器の動作曲線がますます厳しく要求の側へ移動
し、空転（曲線ＣとＦにつきそれぞれＨとＪ）でさえも
同じく安定限界（曲線Ａ）の外側の範囲に入る。
るより大きな温度上昇レベルにおけるエンジンの動作を
示す。明らかに、発煙限界（曲線Ｂ）以下の燃焼動作を
保証するには、燃焼器の１次領域空気流も同じく増大さ
せて燃焼器の動作曲線Ｆを安定限界曲線Ａにできるだけ
近付けなければならず、これは明らかに燃焼器の動作要
件の厳しさが増したことを示している。また、前述のよ
うに、点Ｇで示される減速及び高高度再点火は安定限界
（曲線Ａ）の外側の範囲に納めることができる。更に真
に明らかなことは、この傾向は温度上昇の値が高くなる
ほど燃焼器の動作曲線がますます厳しく要求の側へ移動
し、空転（曲線ＣとＦにつきそれぞれＨとＪ）でさえも
同じく安定限界（曲線Ａ）の外側の範囲に入る。
技術者及び科学者達はここしばらくこの問題と闘って
きており、いくつかの異なった方法でこれを解決しよう
と試みた。すべてに相当不利な点のあるこれらの方法に
は、可燃燃料段階供給、可変形状、及び２重環状燃焼器
がある。従来の技術では上記の問題を解決できることの
証明された解答は知られていない。
きており、いくつかの異なった方法でこれを解決しよう
と試みた。すべてに相当不利な点のあるこれらの方法に
は、可燃燃料段階供給、可変形状、及び２重環状燃焼器
がある。従来の技術では上記の問題を解決できることの
証明された解答は知られていない。
燃料の段階供給では、複数の燃料ノズルを介して燃焼
器に燃料を送ることを考えており、その場合、いくつか
のノズルに他のノズルより多くの燃料を流し、２種類以
上の流量の燃料が燃料ノズルに流れるようになってい
る。従って適切に決めれば燃焼器の一部に局所的に燃料
を濃縮化させることにより、曲線Ｆの最下部から延びる
点線Ｋで示すように安定限界内に維持することができ
る。これらの方式は基本的な安定性要件を解決するもの
ではなく、第１図のグラフに点Ｇで示すように高度再点
火の問題は依然として残っている。
器に燃料を送ることを考えており、その場合、いくつか
のノズルに他のノズルより多くの燃料を流し、２種類以
上の流量の燃料が燃料ノズルに流れるようになってい
る。従って適切に決めれば燃焼器の一部に局所的に燃料
を濃縮化させることにより、曲線Ｆの最下部から延びる
点線Ｋで示すように安定限界内に維持することができ
る。これらの方式は基本的な安定性要件を解決するもの
ではなく、第１図のグラフに点Ｇで示すように高度再点
火の問題は依然として残っている。
可変形状の燃焼器は上に掲げた諸問題を解決するもっ
と現実的な対策ではあるが、形状を可変とするに必要な
ハードウェアに関連する追加経費、重量及び複雑性とい
う代償を払ってのみ可能である。この対策では、１次領
域への空気の流れは機械的に空気調整オリフィスを調節
して変える。従って定められた燃焼器動作点における燃
料／空気比及び安定性パラメータを変えて作動要求を曲
線Ａの左側の安定領域に止めて置くようにする。
と現実的な対策ではあるが、形状を可変とするに必要な
ハードウェアに関連する追加経費、重量及び複雑性とい
う代償を払ってのみ可能である。この対策では、１次領
域への空気の流れは機械的に空気調整オリフィスを調節
して変える。従って定められた燃焼器動作点における燃
料／空気比及び安定性パラメータを変えて作動要求を曲
線Ａの左側の安定領域に止めて置くようにする。
提案されている最後の対策は２重環状燃焼器であり、
この燃焼器の配列には上記の問題を解決するための空気
流を段階的に行なうことを利用している。２重環状燃焼
器の一例は1976年１月27日にH.A.Quillevereらに対して
認可された米国特許第3,934,409号に公開されている。
この燃焼器の配列には上記の問題を解決するための空気
流を段階的に行なうことを利用している。２重環状燃焼
器の一例は1976年１月27日にH.A.Quillevereらに対して
認可された米国特許第3,934,409号に公開されている。
これらの燃焼器においては、１次領域は内部環状体及
び外部環状体から構成される。これらの環状体の一つ
（１次）は良好な安定特性を示す比較的低い空気流を受
入れるように設計される。他の環状体（２次）は比較的
高い空気流を受け入れて低出力及び高度再点火動作条件
では安定性限界を超えることが許される。１次環状体が
燃焼を持続しこれを２次環状体へ伝えると仮定すれば、
燃焼は持続され燃焼器は高高度条件で再点火可能であ
る。
び外部環状体から構成される。これらの環状体の一つ
（１次）は良好な安定特性を示す比較的低い空気流を受
入れるように設計される。他の環状体（２次）は比較的
高い空気流を受け入れて低出力及び高度再点火動作条件
では安定性限界を超えることが許される。１次環状体が
燃焼を持続しこれを２次環状体へ伝えると仮定すれば、
燃焼は持続され燃焼器は高高度条件で再点火可能であ
る。
しかし、２重環状構造は本来別に空気取入れ装置及び
燃料ノズルを必要とし、より重くより高価な燃焼装置と
なる。
燃料ノズルを必要とし、より重くより高価な燃焼装置と
なる。
上述のこの種の対策並びに従来の装置の最新型燃焼装
置はすべて周辺の均等な空気流分布を与える。場合によ
っては空気の分配は燃料ノズルやディフューザ支柱の回
りで何らかの方法で局部的に調節され、均等な出口温度
分布を与える。燃料ノズル回りの空気流を局部的に調節
した一例は1987年９月29日G.Y.G.Barbierらに認可され
た米国特許第4,696,157号に公開されている。この特許
の装置並びにここに掲げる他の装置は燃焼器回りの空気
流分布を反復し、この空気流分布はディフューザ支柱を
考えようとする場合の燃料ノズルの関数或はディフュー
ザ支柱の関数である。
置はすべて周辺の均等な空気流分布を与える。場合によ
っては空気の分配は燃料ノズルやディフューザ支柱の回
りで何らかの方法で局部的に調節され、均等な出口温度
分布を与える。燃料ノズル回りの空気流を局部的に調節
した一例は1987年９月29日G.Y.G.Barbierらに認可され
た米国特許第4,696,157号に公開されている。この特許
の装置並びにここに掲げる他の装置は燃焼器回りの空気
流分布を反復し、この空気流分布はディフューザ支柱を
考えようとする場合の燃料ノズルの関数或はディフュー
ザ支柱の関数である。
これらすべての場合に、設計者は周辺に均等に又は周
辺で反復する空気流分布を作ろうと試みる。また、高出
力運転時はノズルごとの燃料流分布は均等である。
辺で反復する空気流分布を作ろうと試みる。また、高出
力運転時はノズルごとの燃料流分布は均等である。
ここに述べておく価値のあるもう一つの対策は、1988
年１月26日にD.A.Hudsonらに認可された米国特許第4,72
0,970号に公開されており、上述の可変形状の対策と類
似である。上記の米国特許第4,720,970号では、環状燃
焼器のドームは周辺に沿って一つ又は複数の区画に仕切
られる。空気流制御弁は定められた区画（単数または複
数）に入る空気流を変えて１次領域におけるある領域を
画定し、その区画（単数または複数）内の燃料／空気比
を変え燃焼を制御する。しかし、上述の可変形状の対策
と同様に、この対策も同じ不利な点を招く。
年１月26日にD.A.Hudsonらに認可された米国特許第4,72
0,970号に公開されており、上述の可変形状の対策と類
似である。上記の米国特許第4,720,970号では、環状燃
焼器のドームは周辺に沿って一つ又は複数の区画に仕切
られる。空気流制御弁は定められた区画（単数または複
数）に入る空気流を変えて１次領域におけるある領域を
画定し、その区画（単数または複数）内の燃料／空気比
を変え燃焼を制御する。しかし、上述の可変形状の対策
と同様に、この対策も同じ不利な点を招く。
我々は、我々が上に詳述した不利な点を除きつつ燃焼
器の不十分な消火限界及び安定限界を拡大できることを
発見した。
器の不十分な消火限界及び安定限界を拡大できることを
発見した。
（発明が解決しようとする課題） 本発明の目的は、高い温度上昇での動作を可能としつ
つ、安定性を確保しかつ高高度再点火が可能な改善され
たガスタービンエンジン用の環状燃焼器を提供すること
にある。
つ、安定性を確保しかつ高高度再点火が可能な改善され
たガスタービンエンジン用の環状燃焼器を提供すること
にある。
（課題を解決するための手段） 本願の一つの発明は、ガスタービン用環状燃焼器にお
いて、互いに同心状に配置された環状の外部ライナー及
び環状の内部ライナーと、前記外部ライナー及び前記内
部ライナーの前端に取り付けられかつ前記外部ライナー
及び前記内部ライナーと共に環状の燃焼領域を画成する
ドームと、前記燃焼領域内に空気を通すための、前記ド
ームに円周方向に間隔を置いて形成された複数の開口
と、前記燃焼領域内に空気を半径方向に通すために、円
周方向に隔てて前記外部ライナー及び内部ライナーにそ
れぞれ少なくとも１列に形成された複数の固定開口と、
を備え、前記ドームに形成された前記複数の開口及び前
記外部ライナー及び内部ライナーに形成された固定開口
のうち、前記燃焼領域の円周方向に伸びる少なくとも一
つの所定の区域に係わるいくつかの前記開口及びいくつ
かの前記固定開口の有効面積は、前記区域内に流入する
空気流量が前記燃焼領域の前記区域以外の部分に流入す
る空気流量より少なくなるように、決められ、それによ
って、前記区域における燃焼が、燃焼器の全ての動作状
態下においてもまた前記区域以外の燃焼領域の部分が不
安定な状態で動作するときでも、安定に動作するように
構成されている。
いて、互いに同心状に配置された環状の外部ライナー及
び環状の内部ライナーと、前記外部ライナー及び前記内
部ライナーの前端に取り付けられかつ前記外部ライナー
及び前記内部ライナーと共に環状の燃焼領域を画成する
ドームと、前記燃焼領域内に空気を通すための、前記ド
ームに円周方向に間隔を置いて形成された複数の開口
と、前記燃焼領域内に空気を半径方向に通すために、円
周方向に隔てて前記外部ライナー及び内部ライナーにそ
れぞれ少なくとも１列に形成された複数の固定開口と、
を備え、前記ドームに形成された前記複数の開口及び前
記外部ライナー及び内部ライナーに形成された固定開口
のうち、前記燃焼領域の円周方向に伸びる少なくとも一
つの所定の区域に係わるいくつかの前記開口及びいくつ
かの前記固定開口の有効面積は、前記区域内に流入する
空気流量が前記燃焼領域の前記区域以外の部分に流入す
る空気流量より少なくなるように、決められ、それによ
って、前記区域における燃焼が、燃焼器の全ての動作状
態下においてもまた前記区域以外の燃焼領域の部分が不
安定な状態で動作するときでも、安定に動作するように
構成されている。
本願の他の発明は、ガスタービン用環状燃焼器におい
て、互いに同心状に配置されかつ環状の燃焼領域を画成
する環状の外部ライナー及び環状の内部ライナーと、前
記内部ライナー及び外部ライナーに取り付けられていて
前記燃焼領域の一端を閉じるドームと、前記燃焼領域内
に空気を通すために、前記ドームに円周方向に隔てて形
成された複数の開口と、前記燃焼領域内へ空気を通すた
めに、前記内部ライナー及び外部ライナーの各々に少な
くとも１列に円周方向に隔てて形成されかつ前記ドーム
から軸方向に隔てて配置された複数の固定開口と、前記
燃焼領域内に燃料を供給して前記ガスタービンエンジン
内で使われる燃焼生成物を発生するための、前記ドーム
の前記開口の各々に配置された複数の燃料ノズルと、を
備え、前記ドームに形成された前記複数の開口及び前記
外部ライナー及び内部ライナーに形成された複数の固定
開口のうち、前記燃焼領域の円周方向に伸びる少なくと
も一つの所定の区域に係わるいくつかの前記開口及びい
くつかの前記固定開口の有効面積は、前記区域内に流入
する空気流量が前記燃焼領域の前記区域以外の部分に流
入する空気流量より少なくなるように、決められ、前記
区域内に燃料を供給する前記燃料ノズルからの燃料が、
前記燃焼領域の前記区域外の部分に供給する燃料ノズル
からの燃料より少なく、前記燃焼領域全体にわたり均等
な燃料／空気比を達成するように構成されている。
て、互いに同心状に配置されかつ環状の燃焼領域を画成
する環状の外部ライナー及び環状の内部ライナーと、前
記内部ライナー及び外部ライナーに取り付けられていて
前記燃焼領域の一端を閉じるドームと、前記燃焼領域内
に空気を通すために、前記ドームに円周方向に隔てて形
成された複数の開口と、前記燃焼領域内へ空気を通すた
めに、前記内部ライナー及び外部ライナーの各々に少な
くとも１列に円周方向に隔てて形成されかつ前記ドーム
から軸方向に隔てて配置された複数の固定開口と、前記
燃焼領域内に燃料を供給して前記ガスタービンエンジン
内で使われる燃焼生成物を発生するための、前記ドーム
の前記開口の各々に配置された複数の燃料ノズルと、を
備え、前記ドームに形成された前記複数の開口及び前記
外部ライナー及び内部ライナーに形成された複数の固定
開口のうち、前記燃焼領域の円周方向に伸びる少なくと
も一つの所定の区域に係わるいくつかの前記開口及びい
くつかの前記固定開口の有効面積は、前記区域内に流入
する空気流量が前記燃焼領域の前記区域以外の部分に流
入する空気流量より少なくなるように、決められ、前記
区域内に燃料を供給する前記燃料ノズルからの燃料が、
前記燃焼領域の前記区域外の部分に供給する燃料ノズル
からの燃料より少なく、前記燃焼領域全体にわたり均等
な燃料／空気比を達成するように構成されている。
本発明の一つの特徴は、環状の燃焼領域の所定の区域
が他と異なった空気流分布を有していてエンジンのすべ
ての運転条件において安定な動作範囲を維持する周辺を
区分けした燃焼器を提供することにある。
が他と異なった空気流分布を有していてエンジンのすべ
ての運転条件において安定な動作範囲を維持する周辺を
区分けした燃焼器を提供することにある。
本発明の更に一つの特徴は、既存の燃焼器技術及びハ
ードウェアを利用できるようにすること並びに燃焼器装
置の複雑さ、寸法、重量及び経費を最小に止めることが
できるようにすることである。
ードウェアを利用できるようにすること並びに燃焼器装
置の複雑さ、寸法、重量及び経費を最小に止めることが
できるようにすることである。
本発明の上述その他の特徴及び利点は以下の説明及び
添付の図面から更に明らかとなろう。
添付の図面から更に明らかとなろう。
（実施例） その実施例において、本発明は通常の単一の環状燃焼
器について説明されているが、この道に熟達した人々に
とってはいかなる多ノズル燃焼装置にも同様に使用する
ことができる。ここでは環状燃焼器はシートメタルから
造った通常の環状バーナーライナーについて述べるが、
燃焼器の特定の構造及びそのライナーの細部は同様に他
のいかなる知られた構造とすることもできる。
器について説明されているが、この道に熟達した人々に
とってはいかなる多ノズル燃焼装置にも同様に使用する
ことができる。ここでは環状燃焼器はシートメタルから
造った通常の環状バーナーライナーについて述べるが、
燃焼器の特定の構造及びそのライナーの細部は同様に他
のいかなる知られた構造とすることもできる。
第２図において、全体が10で示され、外部燃焼器ケー
ス12及び外部燃焼器ケース14を有しかつ適切に他のエン
ジンケース部材（図示されていない）と連結される通常
の燃焼器が示されている。説明の簡素化と便宜のためガ
スタービンエンジンの細部はここでは省略するが、詳細
についてはそのすべてがここに引用されている本発明の
譲受人であるユーナイテッドテクノロジー社のプラット
アンドホイットニー部の製造にかかる、例えばJT9D及び
F100の系列のエンジンで環状燃焼器を使ったエンジン機
種を参照すべきである。
ス12及び外部燃焼器ケース14を有しかつ適切に他のエン
ジンケース部材（図示されていない）と連結される通常
の燃焼器が示されている。説明の簡素化と便宜のためガ
スタービンエンジンの細部はここでは省略するが、詳細
についてはそのすべてがここに引用されている本発明の
譲受人であるユーナイテッドテクノロジー社のプラット
アンドホイットニー部の製造にかかる、例えばJT9D及び
F100の系列のエンジンで環状燃焼器を使ったエンジン機
種を参照すべきである。
環状の燃焼領域16は外部ルーバーライナー18及び内部
ルーバーライナー20により画定され、そのいずれもがそ
れぞれ隣接する燃焼器ケース部材12及び14から隔離さ
れ、それと共に環状通路22及び24を画定する。エンジン
のコンプレッサ（図示されていない）からの冷却された
空気は、プレディフューザー26、ダンプディフューザー
28を経由して通路22及び24に通され、その空気の一部が
ルーバーライナーにより形成された開口30を通って流れ
てライナーをフィルム冷却し、他の一部が燃焼目的のた
め、外部及び内部ライナー18及び20に形成された燃焼空
気孔すなわち固定開口32を介して燃焼領域16に取り入れ
られ、更に他の一部が燃焼ガスを冷却するため（希釈空
気孔34を通って）取入れられる。空気の一部はドーム40
内に形成された開口38を介して通され、その開口は燃料
ノズル内に造られた渦流ノズルの形を取ることのでき
る。これらの開口すべての寸法が燃焼器に入る軸方向及
び円周方向の空気流の分布を決定するとともにドーム40
に隣接して形成される１次領域の燃料／空気比を定め
る。
ルーバーライナー20により画定され、そのいずれもがそ
れぞれ隣接する燃焼器ケース部材12及び14から隔離さ
れ、それと共に環状通路22及び24を画定する。エンジン
のコンプレッサ（図示されていない）からの冷却された
空気は、プレディフューザー26、ダンプディフューザー
28を経由して通路22及び24に通され、その空気の一部が
ルーバーライナーにより形成された開口30を通って流れ
てライナーをフィルム冷却し、他の一部が燃焼目的のた
め、外部及び内部ライナー18及び20に形成された燃焼空
気孔すなわち固定開口32を介して燃焼領域16に取り入れ
られ、更に他の一部が燃焼ガスを冷却するため（希釈空
気孔34を通って）取入れられる。空気の一部はドーム40
内に形成された開口38を介して通され、その開口は燃料
ノズル内に造られた渦流ノズルの形を取ることのでき
る。これらの開口すべての寸法が燃焼器に入る軸方向及
び円周方向の空気流の分布を決定するとともにドーム40
に隣接して形成される１次領域の燃料／空気比を定め
る。
燃料は、全体が42で示されている任意の適切な燃料ノ
ズルを通って燃焼器に通される。複数の燃料ノズル（１
個のみ表示）42は円周方向に等間隔に配置されドーム40
内に支持される。
ズルを通って燃焼器に通される。複数の燃料ノズル（１
個のみ表示）42は円周方向に等間隔に配置されドーム40
内に支持される。
本発明によれば、１次領域内の少なくとも一つの所定
の区域は燃焼器の全動作範囲（envelope）中に安定な状
態で動作する。従って、より高い温度上昇に耐えるに
は、１次領域の円周方向の残りの部分は前記所定の区域
よりも空気分布が高くなり、全円周回りの空気の流れは
不均等になる。
の区域は燃焼器の全動作範囲（envelope）中に安定な状
態で動作する。従って、より高い温度上昇に耐えるに
は、１次領域の円周方向の残りの部分は前記所定の区域
よりも空気分布が高くなり、全円周回りの空気の流れは
不均等になる。
同様に、燃焼器への燃料の流れも空気流の分布と均衡
を取りかつ燃焼器出口の均等なパターンを得るため円周
方向に不均等になる。これを実現するにはドーム内の空
気オリフィスの寸法を加減して所望の空気流要件を満た
すようにする。同様に燃料ノズルのオリフィスの寸法も
必要な燃料分布がえられるように選ばれ得る。上述か
ら、通常の環状燃焼器に本発明を利用するよう容易に改
造することができる。
を取りかつ燃焼器出口の均等なパターンを得るため円周
方向に不均等になる。これを実現するにはドーム内の空
気オリフィスの寸法を加減して所望の空気流要件を満た
すようにする。同様に燃料ノズルのオリフィスの寸法も
必要な燃料分布がえられるように選ばれ得る。上述か
ら、通常の環状燃焼器に本発明を利用するよう容易に改
造することができる。
流れの分布は、燃焼器の外周の空気用の開口を模式的
に示す第３図を参照すれば最も良く理解できる。開口38
は第２図の開口38に相当する。上記のように、本発明で
は参照文字ｓで示される燃焼器内の低空気流区域を考慮
している。第３図に描かれているグラフは環状の燃焼領
域の円周方向の空気の分布を示している。曲線Ｔは空気
流分布を示し、曲線Ｔの下がった部分は、低空気流区域
内の空気の流れを示す。この区域に関連する（この区域
に空気を送る）開口38及び固定開口すなわち燃焼空気孔
32は、燃焼領域の前記区域ｓ以外の部分に関連する開口
38及び燃焼空気孔32に比べて寸法が小さくなっていて、
前記区域ｓへの空気の流れを前記部分への空気の流れに
比べて減らすようになっている。上述から明らかなよう
に区域ｓ内の流量分布は燃焼領域の他の部分における流
量分布よりも減らされている。これらの開口38に整合し
て配列された燃料ノズルもまた、所望の燃料／空気比を
えるために必要な燃料の流れを供給するように寸法が選
ばれる。本発明は、例えば、低空気流区域を燃焼器の各
点火器に隣接して配置して点火の起こる場所での安定な
動作を確保することが望ましいように、一つ以上の区域
を設けることも考慮している。
に示す第３図を参照すれば最も良く理解できる。開口38
は第２図の開口38に相当する。上記のように、本発明で
は参照文字ｓで示される燃焼器内の低空気流区域を考慮
している。第３図に描かれているグラフは環状の燃焼領
域の円周方向の空気の分布を示している。曲線Ｔは空気
流分布を示し、曲線Ｔの下がった部分は、低空気流区域
内の空気の流れを示す。この区域に関連する（この区域
に空気を送る）開口38及び固定開口すなわち燃焼空気孔
32は、燃焼領域の前記区域ｓ以外の部分に関連する開口
38及び燃焼空気孔32に比べて寸法が小さくなっていて、
前記区域ｓへの空気の流れを前記部分への空気の流れに
比べて減らすようになっている。上述から明らかなよう
に区域ｓ内の流量分布は燃焼領域の他の部分における流
量分布よりも減らされている。これらの開口38に整合し
て配列された燃料ノズルもまた、所望の燃料／空気比を
えるために必要な燃料の流れを供給するように寸法が選
ばれる。本発明は、例えば、低空気流区域を燃焼器の各
点火器に隣接して配置して点火の起こる場所での安定な
動作を確保することが望ましいように、一つ以上の区域
を設けることも考慮している。
本発明により示されるように区域ｓを備えることの意
味は第１図と同じグラフである第４図を参照すれば最も
良く理解できる。上述のように曲線Ｘは低空気流区域に
おける燃焼器の動作を示し、曲線Ｙは燃焼領域のその他
の区域における燃焼器の動作を示す。図から明らかなよ
うに、低空気流区域ｓにおける点火点Ｘ′は安定動作圏
内に入るが、前記その他の部分すなわち高空気流区域に
おける点火点Ｙ′は安定動作圏外に出てしまう。低空気
流区域における点火点は安定動作圏内にあるので燃焼を
高空気流区域に広げることができる。
味は第１図と同じグラフである第４図を参照すれば最も
良く理解できる。上述のように曲線Ｘは低空気流区域に
おける燃焼器の動作を示し、曲線Ｙは燃焼領域のその他
の区域における燃焼器の動作を示す。図から明らかなよ
うに、低空気流区域ｓにおける点火点Ｘ′は安定動作圏
内に入るが、前記その他の部分すなわち高空気流区域に
おける点火点Ｙ′は安定動作圏外に出てしまう。低空気
流区域における点火点は安定動作圏内にあるので燃焼を
高空気流区域に広げることができる。
上述の均等性を得るため、燃料の流れは均等な出口燃
料／空気比又は温度上昇を与えるように、各区域におけ
る空気流に適合し或は均り合うように配分される。これ
によりエンジンの作動を強化する以外にタービンの寿命
を延長する。明らかなように、低燃料流は、例えば低空
気流の区域内の流量スケジュール（schedules）（流量
スケジュールとは、例えば、燃焼器が航空機のエンジン
として使用される場合、航空機のパワーレバーの各位置
に対して燃焼器に供給される燃料の流量を決めるスケジ
ュールであって、例えばエンジンを制御するシステム内
に組み込まれている。）を、流量が減少るように、変更
することによって、或は燃料制御器を使って二つの区域
への燃料の流れを別々に調整することによって等、いく
つかの方法で行うことができる。しかしこの実施例では
異なった寸法の燃料ノズルを使う方法を考慮している。
料／空気比又は温度上昇を与えるように、各区域におけ
る空気流に適合し或は均り合うように配分される。これ
によりエンジンの作動を強化する以外にタービンの寿命
を延長する。明らかなように、低燃料流は、例えば低空
気流の区域内の流量スケジュール（schedules）（流量
スケジュールとは、例えば、燃焼器が航空機のエンジン
として使用される場合、航空機のパワーレバーの各位置
に対して燃焼器に供給される燃料の流量を決めるスケジ
ュールであって、例えばエンジンを制御するシステム内
に組み込まれている。）を、流量が減少るように、変更
することによって、或は燃料制御器を使って二つの区域
への燃料の流れを別々に調整することによって等、いく
つかの方法で行うことができる。しかしこの実施例では
異なった寸法の燃料ノズルを使う方法を考慮している。
燃料の流量スケジュールは第５図に示され、ここで曲
線AAは高空気流領域における燃料の流量のスケジュール
を示し、曲線BBは低空気流領域における燃料の流れを示
す。第５図において横軸の△Ｐはノズルを通した圧力降
下を表し縦軸のWf燃料の流量を表す。本発明の範囲内で
は燃料の流量のスケジュール化（scheduling）は、特に
低空気流領域での燃料の流量が少ないときに上述の段階
的燃料の供給（fuel staging）と組合わせることも考
えている。この作動の領域では燃料の流量を増やすこと
が望ましい。
線AAは高空気流領域における燃料の流量のスケジュール
を示し、曲線BBは低空気流領域における燃料の流れを示
す。第５図において横軸の△Ｐはノズルを通した圧力降
下を表し縦軸のWf燃料の流量を表す。本発明の範囲内で
は燃料の流量のスケジュール化（scheduling）は、特に
低空気流領域での燃料の流量が少ないときに上述の段階
的燃料の供給（fuel staging）と組合わせることも考
えている。この作動の領域では燃料の流量を増やすこと
が望ましい。
（効果） 本発明によれば、環状の燃焼領域の円周方向に伸びる
少なくと一つの区域内に供給する空気及び（又は）燃料
の量を燃焼領域の他の部分に供給する空気量より少なく
したので、燃焼器を全ての動作条件に亘って安定して動
作させることができる。
少なくと一つの区域内に供給する空気及び（又は）燃料
の量を燃焼領域の他の部分に供給する空気量より少なく
したので、燃焼器を全ての動作条件に亘って安定して動
作させることができる。
また、上述から明らかなように、本発明では高温での
使用を可能としつつ二重環状形態に関連して述べた経
費、重量及び安定性の制約を避けることができる。
使用を可能としつつ二重環状形態に関連して述べた経
費、重量及び安定性の制約を避けることができる。
本発明はその細部にわたる具体例について示し説明し
たが、この分野の熟達した人々にとってはその形状や細
部には請求されている発明の精神や範囲を逸脱すること
なく各種の変更を加えることができる。
たが、この分野の熟達した人々にとってはその形状や細
部には請求されている発明の精神や範囲を逸脱すること
なく各種の変更を加えることができる。
第１図は、燃焼器の動作、安定限界及び燃焼器の１次領
域内の発煙限界を示し、燃料／空気比を安定性パラメー
ターに対してプロットしたグラフ図、第２図は、本発明
を取り入れるような形態を取ることのできる従来の燃焼
器の一部断面を示す部分図及び一部模式的に示す図、第
３図は、燃料ノズルの配列及び燃焼器のドーム回りの空
気の流れを示す模式図、第４図は、第１図のグラフと同
じであるが本発明の燃焼器作動ライナーを示す図、第５
図は燃焼器の区画されたドーム内の燃料ノズルの燃料の
流れをグラフで示したものであり、燃料の流れ（Wf）を
ノズル内の圧力降下（△Ｐ）に対してプロットした図で
ある。 10:環状燃焼器、12,14:燃焼器ケース 16:環状の燃焼領域 18,20:ルーバーライナー 22,24:環状通路、30,38:開口 40:ドーム、42:ノズル
域内の発煙限界を示し、燃料／空気比を安定性パラメー
ターに対してプロットしたグラフ図、第２図は、本発明
を取り入れるような形態を取ることのできる従来の燃焼
器の一部断面を示す部分図及び一部模式的に示す図、第
３図は、燃料ノズルの配列及び燃焼器のドーム回りの空
気の流れを示す模式図、第４図は、第１図のグラフと同
じであるが本発明の燃焼器作動ライナーを示す図、第５
図は燃焼器の区画されたドーム内の燃料ノズルの燃料の
流れをグラフで示したものであり、燃料の流れ（Wf）を
ノズル内の圧力降下（△Ｐ）に対してプロットした図で
ある。 10:環状燃焼器、12,14:燃焼器ケース 16:環状の燃焼領域 18,20:ルーバーライナー 22,24:環状通路、30,38:開口 40:ドーム、42:ノズル
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F23R 3/26 F23R 3/18 F23R 3/28 F23R 3/46
Claims (3)
- 【請求項１】ガスタービン用環状燃焼器において、 互いに同心状に配置された環状の外部ライナー（18）及
び環状の内部ライナー（20）と、 前記外部ライナー（18）及び前記内部ライナー（20）の
前端に取り付けられかつ前記外部ライナー及び前記内部
ライナーと共に環状の燃焼領域（16）を画成するドーム
（40）と、 前記燃焼領域（16）内に空気を通すための、前記ドーム
（40）に円周方向に間隔を置いて形成された複数の開口
（38）と、 前記燃焼領域（16）内に空気を半径方向に通すために、
円周方向に隔てて前記外部ライナー（18）及び内部ライ
ナー（20）にそれぞれ少なくとも１列に形成された複数
の固定開口（32）と、を備え、 前記ドームに形成された前記複数の開口（38）及び前記
外部ライナー及び内部ライナーに形成された固定開口
（32）のうち、前記燃焼領域の円周方向に伸びる少なく
とも一つの所定の区域（ｓ）に係わるいくつかの前記開
口（38）及びいくつかの前記固定開口（32）の有効面積
は、前記区域（ｓ）内に流入する空気流量が前記燃焼領
域の前記区域以外の部分に流入する空気流量より少なく
なるように、決められ、 それによって、前記区域（ｓ）における燃焼が、燃焼器
の全ての動作状態下においてもまた前記区域以外の燃焼
領域の部分が不安定な状態で動作するときでも、安定に
動作する環状燃焼器。 - 【請求項２】前記ドーム（40）の前記開口（38）の各々
に取り付けられた燃料ノズル（42）を備え、前記開口の
各々が前記燃料ノズルの周りに配置された空気渦流器を
有する請求項１に記載の環状燃焼器。 - 【請求項３】ガスタービン用環状燃焼器において、 互いに同心状に配置されかつ環状の燃焼領域（16）を画
成する環状の外部ライナー（18）及び環状の内部ライナ
ー（20）と、 前記内部ライナー及び外部ライナーに取り付けられてい
て前記燃焼領域の一端を閉じるドーム（40）と、 前記燃焼領域（16）内に空気を通すために、前記ドーム
（40）に円周方向に隔てて形成された複数の開口（38）
と、 前記燃焼領域（16）内へ空気を通すために、前記内部ラ
イナー（18）及び外部ライナー（20）の各々に少なくと
も１列に円周方向に隔てて形成されかつ前記ドームから
軸方向に隔てて配置された複数の固定開口（32）と、 前記燃焼領域（16）内に燃料を供給して前記ガスタービ
ンエンジン内で使われる燃焼生成物を発生するための、
前記ドームの前記開口の各々に配置された複数の燃料ノ
ズル（42）と、を備え、 前記ドームに形成された前記複数の開口（38）及び前記
外部ライナー及び内部ライナーに形成された複数の固定
開口（32）のうち、前記燃焼領域の円周方向に伸びる少
なくとも一つの所定の区域（ｓ）に係わるいくつかの前
記開口（38）及びいくつかの前記固定開口（32）の有効
面積は、前記区域（ｓ）内に流入する空気流量が前記燃
焼領域の前記区域以外の部分に流入する空気流量より少
なくなるように、決められ、 前記区域（ｓ）内に燃料を供給する前記燃料ノズル（4
2）からの燃料が、前記燃焼領域の前記区域外の部分に
供給する燃料ノズル（42）からの燃料より少なく、前記
燃焼領域全体にわたり均等な燃料／空気比を達成する環
状燃焼器。
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/200,480 US5297385A (en) | 1988-05-31 | 1988-05-31 | Combustor |
| GB8916063A GB2269660B (en) | 1988-05-31 | 1989-07-13 | Combustor |
| DE3924436A DE3924436C2 (de) | 1988-05-31 | 1989-07-24 | Ringförmige Brennkammer |
| FR8910978A FR2736708B1 (fr) | 1988-05-31 | 1989-08-17 | Chambre de combustion annulaire pour moteur de turbine a gaz |
| JP01800039A JP3050886B2 (ja) | 1988-05-31 | 1989-09-28 | 燃焼器 |
Applications Claiming Priority (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/200,480 US5297385A (en) | 1988-05-31 | 1988-05-31 | Combustor |
| GB8916063A GB2269660B (en) | 1988-05-31 | 1989-07-13 | Combustor |
| DE3924436A DE3924436C2 (de) | 1988-05-31 | 1989-07-24 | Ringförmige Brennkammer |
| FR8910978A FR2736708B1 (fr) | 1988-05-31 | 1989-08-17 | Chambre de combustion annulaire pour moteur de turbine a gaz |
| JP01800039A JP3050886B2 (ja) | 1988-05-31 | 1989-09-28 | 燃焼器 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH094845A JPH094845A (ja) | 1997-01-10 |
| JP3050886B2 true JP3050886B2 (ja) | 2000-06-12 |
Family
ID=27511316
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP01800039A Expired - Fee Related JP3050886B2 (ja) | 1988-05-31 | 1989-09-28 | 燃焼器 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5297385A (ja) |
| JP (1) | JP3050886B2 (ja) |
| DE (1) | DE3924436C2 (ja) |
| FR (1) | FR2736708B1 (ja) |
| GB (1) | GB2269660B (ja) |
Families Citing this family (36)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2708086B1 (fr) * | 1993-06-30 | 1995-09-01 | Snecma | Structure tubulaire sectorisée travaillant à l'implosion. |
| GB2297151B (en) * | 1995-01-13 | 1998-04-22 | Europ Gas Turbines Ltd | Fuel injector arrangement for gas-or liquid-fuelled turbine |
| DE19545311B4 (de) * | 1995-12-05 | 2006-09-14 | Alstom | Verfahren zur Betrieb einer mit Vormischbrennern bestückten Brennkammer |
| CA2407717A1 (en) | 2000-05-01 | 2001-11-08 | J. Michael Teets | Annular combustor for use with an energy system |
| US6401447B1 (en) | 2000-11-08 | 2002-06-11 | Allison Advanced Development Company | Combustor apparatus for a gas turbine engine |
| US7040096B2 (en) * | 2003-09-08 | 2006-05-09 | General Electric Company | Methods and apparatus for supplying feed air to turbine combustors |
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| US8171736B2 (en) * | 2007-01-30 | 2012-05-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor with chamfered dome |
| US7757491B2 (en) * | 2008-05-09 | 2010-07-20 | General Electric Company | Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same |
| EP2119966A1 (en) * | 2008-05-15 | 2009-11-18 | ALSTOM Technology Ltd | Combustor with reduced carbon monoxide emissions |
| EP2119964B1 (en) * | 2008-05-15 | 2018-10-31 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Method for reducing emissons from a combustor |
| US9046269B2 (en) * | 2008-07-03 | 2015-06-02 | Pw Power Systems, Inc. | Impingement cooling device |
| US7874138B2 (en) * | 2008-09-11 | 2011-01-25 | Siemens Energy, Inc. | Segmented annular combustor |
| FR2950415B1 (fr) * | 2009-09-21 | 2011-10-14 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine aeronautique avec trous de combustion decales ou de debits differents |
| US9310072B2 (en) * | 2012-07-06 | 2016-04-12 | Hamilton Sundstrand Corporation | Non-symmetric arrangement of fuel nozzles in a combustor |
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| US10655541B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-05-19 | General Electric Company | Segmented annular combustion system |
| US10563869B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-02-18 | General Electric Company | Operation and turndown of a segmented annular combustion system |
| US10584880B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-03-10 | General Electric Company | Mounting of integrated combustor nozzles in a segmented annular combustion system |
| US10830442B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-11-10 | General Electric Company | Segmented annular combustion system with dual fuel capability |
| US10520194B2 (en) | 2016-03-25 | 2019-12-31 | General Electric Company | Radially stacked fuel injection module for a segmented annular combustion system |
| US10584876B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-03-10 | General Electric Company | Micro-channel cooling of integrated combustor nozzle of a segmented annular combustion system |
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| US10641491B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-05-05 | General Electric Company | Cooling of integrated combustor nozzle of segmented annular combustion system |
| US11156362B2 (en) | 2016-11-28 | 2021-10-26 | General Electric Company | Combustor with axially staged fuel injection |
| US10690350B2 (en) | 2016-11-28 | 2020-06-23 | General Electric Company | Combustor with axially staged fuel injection |
| GB2565761A (en) * | 2017-07-28 | 2019-02-27 | Tunley Enginering | Combustion engine fuel mixture system |
| US10816202B2 (en) | 2017-11-28 | 2020-10-27 | General Electric Company | Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof |
| US11255543B2 (en) | 2018-08-07 | 2022-02-22 | General Electric Company | Dilution structure for gas turbine engine combustor |
| US11614233B2 (en) | 2020-08-31 | 2023-03-28 | General Electric Company | Impingement panel support structure and method of manufacture |
| US11371702B2 (en) | 2020-08-31 | 2022-06-28 | General Electric Company | Impingement panel for a turbomachine |
| US11994293B2 (en) | 2020-08-31 | 2024-05-28 | General Electric Company | Impingement cooling apparatus support structure and method of manufacture |
| US11994292B2 (en) | 2020-08-31 | 2024-05-28 | General Electric Company | Impingement cooling apparatus for turbomachine |
| US11460191B2 (en) | 2020-08-31 | 2022-10-04 | General Electric Company | Cooling insert for a turbomachine |
| US11255545B1 (en) | 2020-10-26 | 2022-02-22 | General Electric Company | Integrated combustion nozzle having a unified head end |
| US11767766B1 (en) | 2022-07-29 | 2023-09-26 | General Electric Company | Turbomachine airfoil having impingement cooling passages |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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