JP3511075B2 - 低公害燃焼器およびその燃焼制御方法 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明はラムジェット・エンジン
用燃焼器またはガスタービン・エンジン用再燃焼器に用
いられる低公害燃焼器およびその燃焼制御方法に関す
る。さらに詳しくは、広い飛行マッハ数において安定し
て保炎するとともに燃焼効率が高く、しかも窒素酸化物
の排出が少ないラムジェット・エンジン用燃焼器または
作動環境が似ているガスタービン・エンジン用再燃焼器
に用いられる低公害燃焼器およびその燃焼制御方法に関
する。

【０００２】

【従来の技術】ジェット旅客機の輸送力増強のために、
高度２５，０００ｍを飛行マッハ数５程度の巡航速度で
飛行する超音速旅客機の開発がなされている。この超音
速旅客機のエンジンとしては、速度が飛行マッハ数２．
５を超えているところから、ラム圧を利用するだけで充
分な圧縮圧力が得られるので、ラムジェット・エンジン
の採用が検討されている。

【０００３】このラムジェット・エンジンは現在のとこ
ろは、ミサイルや無人標的機のエンジンとして利用され
ている。しかしながら、これらは主として軍事用に用い
られるために、汚染物質の排出抑制手段、とりわけ窒素
酸化物の抑制手段を備えていない。そのため、オゾン層
の破壊等の大気汚染が重要な問題となる高度を飛行する
超音速旅客機のエンジンとして、従来のラムジェット・
エンジンをそのまま採用することができない。

【０００４】かかる現在用いられているラムジェット・
エンジンの問題点を解決し、低汚染性の燃焼炉を有する
ラムジェット・エンジンを提供することを目的として、
特開平５ー１８７３２１号公報には、 ａ）燃料霧化手段が、ガス流チャネル内に配置されかつ
ガスの進路に垂直な面内に等間隔で配置された複数の噴
射モジュールに設けられており、 ｂ）前記モジュールが、ガス流方向に口が広がりかつ第
１の助燃剤流の入口オリフィスをその上流部に備えるカ
バーを各々含み、第２の助燃剤流が循環するスペースを
該カバー間に形成するように配置されており、 ｃ）燃料霧化手段は、第１の燃焼を受ける非常に高濃度
の混合物を、前記カバーにより画成される容積内に形成
するように第１の助燃剤流内に燃料を噴射し、 ｄ）前記カバーは、前記モジュールの下流に燃焼済みの
低濃度混合物を形成するように、前記カバーの出口の近
傍で第１の燃焼からのガスを第２の助燃剤流内で迅速に
希釈することが可能な外形を有する ことを特徴とするラムジェット・エンジンが提案され、
またその好ましい態様として各噴射モジュールが、近傍
のモジュールに向かって火炎を伝播させる手段と、ガス
流壁の熱保護手段と、ガス流壁の冷却手段とを備えてな
るラムジェット・エンジンが提案されている。

【０００５】しかしながら、前記提案によるラムジェッ
ト・エンジンでは、その主要部を構成しているモジュー
ルの形状が複雑であるので、その構造が複雑となり、そ
の結果、製造コストおよび工程の増大を招いているとい
う別の問題が生じている。

【０００６】

【発明が解決しようとする課題】本発明はかかる従来技
術の問題点に鑑みなされたものであって、ラムジェット
・エンジンに用いられる簡易な構成の燃焼器およびその
燃焼制御方法を提供することを主たる目的としている。

【０００７】また、本発明は作動環境が似ているガスタ
ービン・エンジン用再燃焼器およびその燃焼制御方法を
提供することをも目的としている。

【０００８】

【課題を解決するための手段】本発明のラムジェット・
エンジン用燃焼器またはガスタービン用再燃焼器（以
下、低公害燃焼器という）は、ラムジェット・エンジン
本体内部またはガスタービン・エンジン本体内部に装着
され、独立に燃料噴射量が制御される少なくとも二つの
主燃料噴射部と、前記各主燃料噴射部に対応させて、そ
の下流側に設けられている保炎器と、所望により該保炎
器に設けられているパイロット燃料噴射部およびパイロ
ット燃料点火手段とを備え、前記主燃料噴射部の一つ
が、パイプをリング状に成形してなる主燃料分配管と、
該主燃料分配管と連通されその主燃料分配管の外周面に
おいて、内方および／または外方に突設されている翼型
の燃料噴射管とからなり、前記主燃料噴射部に対応させ
てその下流側に設けられている保炎器が、尖頭部が上流
側を臨んでいる略Ｖ字状の断面を有する本体と、該本体
の後端部の両側に空気吸入用の隙間を設けて取付けられ
ている後部保炎部材とからなり、前記燃料噴射管に設け
られている噴射孔のうち一番内側のものが、少なくとも
前記空気吸入用の隙間よりも外方を臨む位置に設けられ
てなることを特徴とする。

【０００９】 本発明の低公害燃焼器においては、前記
主燃料噴射部の他の一つとしては、ラムジェット・エン
ジンまたはガスタービン・エンジン本体の内壁から、そ
の軸心に向けて多数のパイプを突出させるとともに、各
パイプの下流側に向いている部分に複数の噴射孔を設け
てなるものが用いられ、また前記主燃料分配管が翼型と
されたものが用いられる。その場合、前記翼型が、前端
が曲面とされ、前半部に最大の翼厚部が設けられ、後端
にかけて対称または略対称に翼厚が減少されている外形
を有してなるのが好ましい。

【００１０】 また、本発明の低公害燃焼器において
は、前記リング状に成形されてなる主燃料噴射部の中心
が、ラムジェット・エンジンまたはガスタービン・エン
ジン本体の軸心に一致させられ、前記パイプを突出させ
てなる主燃料噴射部が、前記リング状に成形されてなる
主燃料噴射部の半径方向の外方に設けられてなるのが好
ましく、さらに前記翼型の燃料噴射管が、前端が曲面と
され、前半部に最大の翼厚部が設けられ、後端にかけて
対称または略対称に翼厚が減少されている外形を有して
なるのが好ましい。

【００１１】 さらに、本発明の低公害燃焼器において
は、前記パイロット燃料噴射部が、前記保炎器本体内に
設けられたパイロット燃料噴射管からなり、該パイロッ
ト燃料噴射管に斜め後方または後方を臨む噴射孔が設け
られてなるのが好ましい。

【００１２】

【００１３】

【００１４】 一方、本発明の低公害燃焼器の燃焼制御
方法は、前記低公害燃焼器の燃焼制御方法であって、飛
行マッハ数に応じて作動させる主燃料噴射部を選択する
ことを特徴とする。

【００１５】より具体的には、低飛行マッハ数時に、一
つの主燃料噴射部のみから燃料を噴射させ、一方、高飛
行マッハ数時に、全ての主燃料噴射部から燃料を噴射さ
せるものである。

【００１６】 また、本発明の低公害燃焼器の燃焼制御
方法においては、設計点での当量比を若干小さく、例え
ば設計点での当量比を０．８以下とするよう燃料噴射量
を制御するのが好ましい。

【００１７】

【作用】本発明においては、点火手段によりパイロット
燃料に点火し、保炎器内に火種を形成し、この火種によ
り一つの主燃料噴射部からの燃料に着火させる。そし
て、低負荷時（低飛行マッハ数時）には、この一つの主
燃料噴射部の燃料の燃焼のみによりスラストが得られ
る。また、この状態では、ある限られた箇所より燃料が
噴射されるので、噴射量の絶対値が小さくても、この燃
焼においては、局部的に理論混合比またはそれに近い混
合比での予混合または拡散燃焼がなされる。そのため、
低負荷時においても燃焼速度を速くすることができ、い
わゆる吹き消えのない安定した、しかも効率よい燃焼が
なし得る。また、高負荷時（高飛行マッハ数時）には、
全ての主燃料噴射部から燃料が噴射されるので、燃料の
絶対量が増加しても燃料が燃焼用空気と充分に希釈・混
合される。そのため、均一な予混合希薄燃焼がなされて
火炎の温度が下がり、窒素酸化物の生成が充分に抑制さ
れる。

【００１８】

【実施例】以下、添付図面を参照しながら本発明を実施
例に基づいて説明するが、本発明はかかる実施例のみに
限定されるものではない。

【００１９】本発明の低公害燃焼器（以下、単に燃焼器
という）を図１に示し、同燃焼器Ａは、円筒状のエンジ
ン本体１と、この本体１の中央部に必要に応じて配設さ
れているコア２とにより形成される空間３に配設されて
なるもので、第１主燃料噴射部１０と、その外方に位置
する第２主燃料噴射部２０と、第１主燃料噴射部１０に
対応させて、その下流側に設けられている、パイロット
燃料噴射管３２および点火手段、例えば点火栓３４を有
する第１保炎器３０と、第２主燃料噴射部２０に対応さ
せて、その下流側に設けられている必要に応じてパイロ
ット燃料噴射管を有する第２保炎器４０とを主要構成要
素としている。そして、この第１主燃料噴射部１０と第
２主燃料噴射部２０とは、それぞれ独立に燃料噴射量の
調整がなし得るものとされている。また、空気流路のサ
イズは、設計点での当量比が若干小さく、例えば０．８
以下となるよう調整されている。なお、当量比が小さく
なりすぎると、低飛行マッハ数時に吹き消え等が生じや
すくなるので、あまり小さくするのは好ましくない。そ
の下限値は飛行マッハ数に応じて適宜選定される。

【００２０】かかる構成とされることにより、起動時に
は点火手段３４によりパイロット燃料噴射管３２より噴
射される燃料に点火して火種を設け、この火種により第
１主燃料噴射部１０から噴射されてくる燃料に着火する
ことができるとともに、燃焼を安定させることができ
る。そして、低負荷時（低飛行マッハ数時）には、第１
燃料噴射部１０のみから燃料の供給がなされる。そのた
め、第１保炎器３０の周囲においては、燃料は所定の混
合比あるいはそれに近い混合比となるので拡散燃焼がな
される。そのため、燃焼速度が速くなり、ＮＯＸの生成
を抑制することができる。その後、第１主燃料噴射部１
０からの供給燃料の増大により飛行マッハ数が増加する
と、第２主燃料噴射部２０からも燃料が供給される。こ
のように、主燃料が分散されて噴射されるので、燃料供
給量が増加するにもかかわらず、燃料と空気との混合が
充分になされて希薄予混合燃焼がなされる。そのため、
高飛行マッハ数時においても、ＮＯＸの生成を充分に抑
制しながら効率のよい燃焼がなし得る。

【００２１】以下、具体的な実施例に基づいて本発明を
詳細に説明する。

【００２２】実施例１ 本発明の実施例１の燃焼器を図２および図３に示し、実
施例１の燃焼器Ａは、円筒状のエンジン本体１と、この
本体１の中心部に設けられているコア２とにより形成さ
れる空間３に配設されてなる、第１主燃料噴射部１０を
構成する、コア２の円筒状の部分の外周２ａに同心円状
に配設されている丸パイプをリング状に形成したリング
状主燃料噴射管１２と、第２主燃料噴射部２０を構成す
る、前記主燃料噴射管１２に対応させて本体１の内壁１
ｂから中心に向けて突出させられている、多数の棒状主
燃料噴射管２２１からなる棒状主燃料噴射管群２２と、
リング状主燃料噴射管１２に対応させてその下流側に設
けられている、パイロット燃料噴射ノズル３２１および
点火栓３４を有するリング状の第１保炎器３０と、棒状
主燃料噴射管群２２に対応させてその下流側に設けられ
ているリング状の第２保炎器４０とからなる。

【００２３】リング状主燃料噴射管１２には、下流側に
面する部分に多数の燃料噴射孔１２ａ，１２ａ，１２ａ
・・・が等間隔で設けられている。このリング状主燃料
噴射管１２は、耐熱超合金、例えばニッケル基やコバル
ト基合金からなり、そのリング径や配管径等のサイズ
は、所望出力に応じて適宜選定される。また、噴射孔１
２ａの孔径も所望出力に応じて、０．３〜５．０ｍｍの
範囲において適宜選定される。なお、このリング状主燃
料噴射管１２には、図示はされていないが、第１流量制
御弁が介装されている第１燃料配管が接続されている。

【００２４】棒状主燃料噴射管２２１には、下流側に面
する部分に複数の燃料噴射孔２２２が所定の間隔で設け
られ、その先端部は閉止されている。また、その先端２
２３と前記リング状主燃料噴射管１２の外周１２ｂとに
は所定の間隔が設けられている。この棒状主燃料噴射管
２２１も、耐熱超合金、例えばニッケル基やコバルト基
合金からなり、その本数や配管径等は、所望出力に応じ
て適宜選定される。また、噴射孔の個数や孔径も所望出
力に応じて、０．３〜５．０ｍｍの範囲において適宜選
定される。なお、この棒状主燃料噴射管２２１には、図
示はされていないが、第２流量制御弁が介装されている
第２燃料配管が接続されている。これら第１流量制御弁
および第２流量制御弁は、図示されていない制御装置に
より、所定流量となるように制御されている。

【００２５】リング状の第１保炎器３０はＵ字を開放端
を下流側に向けて横向きにした断面形状とされており、
その上流に面している部分にパイロット燃料噴射ノズル
３２１が、例えば上下に２個設けられている。このパイ
ロット燃料噴射ノズル３２１は、所望により増加されて
もよい。また、このパイロット燃料噴射ノズル３２１の
近傍には点火栓３４，３４が設けられている。この点火
栓３４の個数は、一つのパイロット燃料噴射ノズル３２
１に対して、最低限１個あればよい。この第１保炎器３
０は、前記リング状主燃料噴射管１２から噴射される燃
料を適度に保炎器内部３０ａに巻き込むことができる位
置に配設されている。この第１保炎器３０の材質は、耐
熱超合金、例えばニッケル基やコバルト基合金とされて
いる。また、この第１保炎器３０のサイズも所望出力に
応じて適宜選定される。なお、この第１保炎器３０の断
面形状は、後述する第２保炎器４０と同様にＶ字状、い
わゆるＶガッタ保炎器とされてもよい。

【００２６】リング状の第２保炎器４０は、Ｖ字を尖頭
部を上流側に向けて横向きにした断面形状とされてい
る。すなわち、いわゆるＶガッタ保炎器とされている。
そして、その尖頭部は前記棒状主燃料噴射管２２１に設
けられている噴射孔列２２２，２２２，２２２・・・の
中央部を臨む位置とされ、またその後端は前記第１保炎
器３０の後端に一致させてもよいし、適宜前方または後
方にずらしてもよい。この第２保炎器４０の材質も、耐
熱超合金、例えばニッケル基やコバルト基合金とされて
いる。また、この第２保炎器４０のサイズも所望出力に
応じて適宜選定される。なお、尖頭部の先端はアールが
設けられていてもいなくてもよいが、アールが設けられ
てもよい。

【００２７】次に、このように構成された燃焼器Ａの燃
焼制御方法について説明する。

【００２８】パイロット燃料噴射ノズル３２１から燃
料を噴射するとともに、点火栓３４により燃料に着火す
る。

【００２９】安定した火種が得られた時点で、リング
状主燃料噴射管１２（第１主燃料噴射部１０）から主燃
料を噴射し、火種により着火させて燃焼させる。このと
きの第１保炎器３０のまわりは局所的に理論混合比また
はそれに近い混合比となる。

【００３０】リング状主燃料噴射管１２から低飛行マ
ッハ数時は、パイロット燃料を噴射しつづける。なお、
高飛行マッハ数巡航時は噴射を停止する。

【００３１】リング状主燃料噴射管１２からの燃料の
供給量を増大し増速する。飛行マッハ数が４程度に達す
ると、棒状主燃料噴射管群２２（第２主燃料噴射部２
０）からも燃料の供給を開始する。

【００３２】その後、棒状主燃料噴射管群２２からの
燃料供給量を増大し巡航速度とする。この場合、主燃料
が第１燃料噴射部１０と第２燃料噴射部２０とから分散
されて噴射されること、および設計点での当量比を若干
小さく、例えば０．８以下となるようにされているの
で、燃料は周囲を通過している空気により充分に希釈さ
れる。すなわち、燃料の噴射量が増加しているにもかか
わらず、燃焼用空気と充分に混合される。したがって、
このときの燃焼は希薄予混合燃焼となり、窒素酸化物の
生成が充分に抑制される。

【００３３】このように、実施例１においては、パイロ
ット燃料噴射ノズル３２１により安定した火種を形成し
た後、主燃料を第１主燃料噴射部１０のみから噴射して
燃焼させているので、第１保炎器３０の周囲において
は、所定の混合比にあるいはそれに近い混合比で霧化さ
れた燃料が供給される。したがって、低負荷時（低飛行
マッハ数時）においても、燃焼速度を速くするとともに
効率がよくしかも安定した燃焼がなされる。また、高負
荷時（高飛行マッハ数時）においては、燃料噴射を第１
主燃料噴射部１０および第２主燃料噴射部２０とに分散
させているので、燃料を空気により充分に希釈させるこ
とができる。したがって、希薄予混合燃焼とすることが
でき、窒素酸化物の生成を充分に抑制することができ
る。

【００３４】実施例２ 本発明の実施例２にかかわる燃焼器を図４に示し、実施
例２の燃焼器Ａは、エンジン本体１の中心軸１ａに中心
が一致させられて配設されているリング状の第１主燃料
噴射部材１４と、その外側に同心円状に配設されている
第２主燃料噴射部材２４と、第１主燃料噴射部材１４に
対応させて下流側に配設されているリング状の第１保炎
器３０と、この第１保炎器３０と同心円状に前記第２主
燃料噴射部材２４に対応させて配設されているリング状
の第２保炎器４０とを主要構成要素としている。

【００３５】第１主燃料噴射部材１４は、丸パイプをリ
ング状に成形してなる主燃料分配管１４１と、この主燃
料分配管１４１の内周部と外周部から枝状に流れ方向に
直角に突出させられている、主燃料分配管１４１と連通
されている翼型形状を有する複数の燃料噴射管１４２，
１４２，１４２・・・とからなる。この翼型は、図５に
示すように、例えば、前端部を円弧状または楕円状の曲
面とし、前半部に最大翼厚部を設け、後端部にかけて対
称または略対称に翼厚を減少させてなる形状とされてい
る。そして、この燃料噴射管１４２の両面には、燃料分
配管１４１から所定の距離をおいて、燃料噴射のための
噴射孔１４３が複数、所定ピッチで下流に向けて設けら
れている（図６参照）。この燃料噴射管１４２の本数な
らびに噴射孔１４３のサイズ、ピッチおよび個数は、所
望噴射燃料量に応じて適宜選定され、例えば、１つの主
燃料噴射部材について、噴射管１４２の本数は４４本、
噴射孔１４３のサイズは直径１．２ｍｍ、ピッチ７ｍ
ｍ、個数は５２８個とされている。そして、この燃料噴
射管１４２の高さは、設けられる噴射孔１４３の個数お
よびピッチに応じて適宜調整される。また、主燃料分配
管１４１の外側および内側に設けられている燃料噴射管
１４２は、図７に示すように、外側および内側とも同一
位置に設けられてもよく、あるいは、図８に示すよう
に、互い違いに、いわゆる千鳥配列で設けられてもよ
い。ただし、燃料噴射管１４２の本数が少ないときで
も、均一な燃料と空気と混合気が得られる点より千鳥配
列とされるのが好ましい。

【００３６】第１主燃料噴射部材１４の外側に配設され
ている第２主燃料噴射部材２４も第１主燃料噴射部材１
４と同様な構成とされている。すなわち、第１主燃料噴
射部材１４の主燃料分配管１４１と同心円状の燃料分配
管２４１と、この主燃料分配管２４１の内周部と外周部
から枝状に流れ方向に直角に突出させられている、燃料
分配管２４１と連通されている翼型形状を有する複数の
燃料噴射管２４２とからなる。この燃料噴射管２４２の
両面には、同様に燃料噴射孔２４３が設けられている。

【００３７】第１主燃料噴射部材１４に対応させて設け
られているリング状の第１保炎器３０は、尖頭部が上流
に向けられている横向きＶ字状の保炎器本体３１と、こ
の保炎器本体３１の外側後端部３１ａに空気吸入用の隙
間３６を設けて取付けられ、後方に延伸されている外側
部材（第１後部保炎部材）３８と、内側後端部３１ｂに
空気吸入用の隙間３６を設けて取付けられ、後方に延伸
されている内側部材（第２後部保炎部材）３９と、保炎
器本体３１の内部３０ａに設けられてパイロット燃料噴
射管３２と、このパイロット噴射管３２から噴射される
燃料に点火するための点火栓３４とからなる。

【００３８】第１主燃料噴射部材１４の燃料噴射管１４
２に設けられている一番主燃料分配管１４１に近い孔の
位置は、前記各空気吸入用の隙間３６よりも外方、好ま
しくは外側あるいは内側部材３８，３９の後端よりも外
方とされている。すなわち、分配管１４１の外側に取付
けられている噴射管１４２Ａの孔１４３Ａについては前
記外側部材３８、好ましくはその後端の外方を臨む位置
とされ、また内側に取付けられている噴射管１４２Ｂの
孔１４３Ａについては前記内側部材３９、好ましくはそ
の後端の外方を臨む位置とされている（図６の点線参
照）。かかる構成とされることにより、空気は燃料とほ
とんど混合されることなく空気吸入用の隙間３６から保
炎器内部３０ａに導かれるので、保炎器内部３０ａには
充分な燃焼用空気が供給され燃焼が安定するとともに、
この空気により外側部材３８あるいは内側部材３９の冷
却も図られ、それらの焼損も防止される。

【００３９】保炎器本体３１の内部３０ａに設けられて
いるパイロット燃料噴射管３２は、保炎器本体３１の全
周にわたって設けられてもよく、あるいはパイロット燃
料噴射位置に局所的に設けられてもよい。例えば、上下
あるいは左右に短管を設けることにより構成されてもよ
い。なお、主燃料を安定して着火させるためには、パイ
ロット燃料噴射管３２は全周わたって設けられ、かつ噴
射孔（噴射ノズル）３２１が均等に分散させて設けられ
るのが好ましい。また、このパイロット燃料噴射管３２
に設けられる噴射孔３２１は、図９に示すように、保炎
器本体３１の内面３１ａに沿うように燃料を噴射するよ
うに、下流側に向けて斜め上方あるいは斜め下方とされ
たものでもよく、または図１０に示すように、後方に向
けられたものでもよい。さらに、このパイロット燃料に
点火するための点火栓３４は、所定数がこの噴射孔３２
１に対応させてその近傍に適宜分散されて配設されてい
る。この所定数は、配設される保炎器３０のサイズに応
じて適宜選定されるが、最低限１個あればよいが、２個
以上とされるのが好ましい。

【００４０】第２主燃料噴射部材２４に対応させて配設
されているリング状の第２保炎器４０は、パイロット燃
料噴射管３２が設けられていない他は、第１保炎器３０
と同様に構成されている。すなわち、尖頭部が上流に向
けられている横向きＶ字状の保炎器本体４１と、この保
炎器本体４１の外側後端部４１ａに空気吸入用の隙間４
２を設けて取付けられ、後方に延伸されている外側部材
（第１後部保炎部材）４４と、内側後端部４１ｂに空気
吸入用の隙間４２を設けて取付けられ、後方に延伸され
ている内側部材（第２後部保炎部材）４５とからなる。

【００４１】なお、第２主燃料噴射部材２４の燃料噴射
管２４２の燃料噴射孔２４３の形成位置も第１主燃料噴
射部材１４のそれと同様とされている。

【００４２】実施例３ 本発明の実施例３にかかわる燃焼器を図１１に示し、実
施例３の燃焼器Ａは、実施例２と同様に、エンジン本体
１の中心軸１ａに中心が一致させられて配設されている
リング状の第１主燃料噴射部材１６と、その外側に同心
円状に配設されているリング状の第２主燃料噴射部材２
６と、第１主燃料噴射部材１６に対応させて下流側に配
設されているリング状の第１保炎器３０と、この第１保
炎器３０と同心円状に前記第２主燃料噴射部材２６に対
応させて配設されているリング状の第２保炎器４０とを
主要構成要素としている。

【００４３】実施例３においては、第１主燃料噴射部材
１６および第２主燃料噴射部材２６のそれぞれの主燃料
分配管１６１、２６１が、図１２に示すように、前端が
円弧状または楕円状の曲面とされ、前半部に最大の翼厚
部が設けられ、そして後端に向けて厚さが略対称に減少
している形状とされている中空の翼型部材をリング状に
成形したものとされている他は、実施例２と同様とされ
ている。主燃料分配管１６１、２６１の形状をこのよう
にすることにより、例えば、主燃料分配管１６１の後流
で渦が発生する。そこに火炎が安定保炎される場合があ
り、このとき分配管１６１が、加熱、焼損することがあ
る。しかるに翼型にした場合、この渦の形成が防止さ
れ、焼損が起こらない。さらに主燃料分配管１６１、２
６１の後流の乱れを少なくして、保炎器３０、４０に設
けられている空気吸入用の隙間３６、４２に空気を円滑
に吸入させることができる。

【００４４】実施例４ 本発明の実施例４にかかわる燃焼器を図１３に示す。実
施例４は、本発明の燃焼器Ａをガスタービン用再燃焼器
Ａ´として用いてなるものである。すなわち、高圧ター
ビン５１と低圧タービン５２との間の燃焼ガス流路の同
一位置において、第１主燃料噴射部１０が内方に、第２
主燃料噴射部２０が外方にそれぞれ配設されるととも
に、下流側に第１主燃料噴射部１０に対応させて第１保
炎器３０が、また第２主燃料噴射部２０に対応させて第
２保炎器４０がそれぞれ配設されている。

【００４５】なお、第１主燃料噴射部１０、第２主燃料
噴射部２０、第１保炎器３０、第２保炎器４０の構成は
実施例３と同様とされているので、その構成の詳細な説
明は省略する。但し、第１保炎器３０および第２保炎器
４０にはパイロット燃料噴射管は設けられていなくても
よい。図中、５３はロータを示す。

【００４６】以上、本発明を実施例に基づいて説明して
きたが、本発明はかかる実施例のみに限定されるもので
はなく、種々の改変が可能である。例えば、主燃料噴射
部をリング状とする代わりに直線状に構成し、それとと
もに主燃料噴射部に対応して保炎器も直線状とし、それ
らを組合わせたものを多段に配列させた構成とされても
よい。この場合、翼型の燃料分配管を採用したときは、
後端にかけて対称に翼厚を減少させてもよい。あるい
は、主燃料噴射部を、例えば第１主燃料噴射部、第２主
燃料噴射部、第３主燃料噴射部のように３段構成等の多
段構成とすることもできる。

【００４７】

【発明の効果】以上説明したように、本発明の低公害燃
焼器をラムジェット・エンジンに用いれば、広い飛行マ
ッハ数の範囲で効率よく燃焼させることができるととも
に、その燃焼を安定させることができる。しかも、その
燃焼においては、オゾン層の破壊等の大気汚染を生じさ
せるＮＯＸの生成を充分に抑制できるという優れた効果
も得られる。

【００４８】また、本発明の低公害燃焼器をガスタービ
ン・エンジン用再燃焼器に用いれば、ＮＯＸの生成を抑
制しながら出力を増加させることができるという優れた
効果が得られる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の低公害燃焼器の概略図である。

【図２】本発明の低公害燃焼器の実施例１にかかわるラ
ムジェット・エンジン用燃焼器の長手方向断面図であ
る。

【図３】図２のＡーＡ線断面図である。

【図４】本発明の低公害燃焼器の実施例２にかかわるラ
ムジェット・エンジン用燃焼器の長手方向断面図であ
る。

【図５】図４のＡーＡ線断面図である。

【図６】実施例２の要部構造図である。

【図７】実施例２における燃料噴射管の配列の説明図で
ある。

【図８】実施例２における燃料噴射管の他の配列の説明
図である。

【図９】実施例２におけるパイロット燃料噴射管を有す
る保炎器の断面図である。

【図１０】実施例２におけるパイロット燃料噴射管を有
する保炎器の他の例の断面図である。

【図１１】本発明の低公害燃焼器の実施例３にかかわる
ラムジェット・エンジン用燃焼器の長手方向断面図であ
る。

【図１２】実施例３の要部構造図である。

【図１３】本発明の低公害燃焼器の実施例４にかかわる
ガスタービン・エンジン用再燃焼器の概略図である。

【符号の説明】

１ エンジン本体 ２ コア ３ 空間 １０ 第１主燃料噴射部 １２ リング状の第１主燃料噴射管 １４、１６ リング状の第１主燃料噴射部材 ２０ 第２主燃料噴射部 ２２ 棒状主燃料噴射管群 ２２１ 棒状主燃料噴射管 ２４、２６ リング状の第２主燃料噴射部材 ３０ 第１保炎器 ３０ａ 第１保炎器内部 ３１ 第１保炎器本体 ３２ パイロット燃料噴射管 ３４ 点火手段（点火栓） ３６ 空気吸入用の隙間 ３８ 外側部材（第１後部保炎部材） ３９ 内側部材（第２後部保炎部材） ４０ 第２保炎器 ４１ 第２保炎器本体 ４２ 空気吸入用の隙間 ４４ 外側部材（第１後部保炎部材） ４５ 内側部材（第２後部保炎部材） Ａ 燃焼器 Ａ´ 再燃焼器

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.⁷ 識別記号 ＦＩ Ｆ２３Ｒ 3/34 Ｆ２３Ｒ 3/34 (56)参考文献 特開 昭48−22818（ＪＰ，Ａ) 特開 昭56−135734（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−130249（ＪＰ，Ａ) 特開 昭60−126521（ＪＰ，Ａ) 特開 平７−119547（ＪＰ，Ａ) 実開 昭51−30902（ＪＰ，Ｕ) 特公 昭38−15255（ＪＰ，Ｂ１) 特公 昭36−2254（ＪＰ，Ｂ１) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) F23R 3/20 - 3/34 F02C 7/26 F02C 9/28 F02K 7/12 F02K 3/00

Claims (8)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ラムジェット・エンジン本体内部または
   ガスタービン・エンジン本体内部に装着され、 独立に燃料噴射量が制御される少なくとも二つの主燃料
   噴射部と、前記各主燃料噴射部に対応させて、その下流
   側に設けられている保炎器と、所望により該保炎器に設
   けられているパイロット燃料噴射部およびパイロット燃
   料点火手段とを備え、 前記主燃料噴射部の一つが、パイプをリング状に成形し
   てなる主燃料分配管と、該主燃料分配管と連通されその
   主燃料分配管の外周面において、内方および／または外
   方に突設されている翼型の燃料噴射管とからなり、 前記主燃料噴射部に対応させてその下流側に設けられて
   いる保炎器が、尖頭部が上流側を臨んでいる略Ｖ字状の
   断面を有する本体と、該本体の後端部の両側に空気吸入
   用の隙間を設けて取付けられている後部保炎部材とから
   なり、 前記燃料噴射管に設けられている噴射孔のうち一番内側
   のものが、少なくとも前記空気吸入用の隙間よりも外方
   を臨む位置に設けられ てなることを特徴とする低公害燃
   焼器。
2. 【請求項２】 前記主燃料噴射部の他の一つが、ラムジ
   ェット・エンジン本体またはガスタービン・エンジン本
   体の内壁から、その軸心に向けて多数のパイプを突出さ
   せるとともに、各パイプの下流側に向いている部分に複
   数の噴射孔を設けてなるものであることを特徴とする請
   求項１記載の低公害燃焼器。
3. 【請求項３】 前記リング状に成形されてなる主燃料噴
   射部の中心が、ラムジェット・エンジンまたはガスター
   ビン・エンジン本体の軸心に一致させられ、前記パイプ
   を突出させてなる主燃料噴射部が、前記リング状に成形
   されてなる主燃料噴射部の半径方向の外方に設けられて
   なることを特徴とする請求項２記載の低公害燃焼器。
4. 【請求項４】 前記パイロット燃料噴射部が、前記保炎
   器本体内に設けられたパイロット燃料噴射管からなり、
   該パイロット燃料噴射管に斜め後方または後方を臨む噴
   射孔が設けられてなることを特徴とする請求項１記載の
   低公害燃焼器。
5. 【請求項５】 請求項１ないし請求項４のいずれか一項
   に記載の低公害燃焼器の燃焼制御方法であって、 飛行マッハ数に応じて作動させる主燃料噴射部を選択す
   ることを特徴とする低公害燃焼器の燃焼制御方法。
6. 【請求項６】 低飛行マッハ数時に一つの主燃料噴射部
   のみから燃料を噴射させることを特徴とする請求項５記
   載の低公害燃焼器の燃焼制御方法。
7. 【請求項７】 高飛行マッハ数時に、全ての主燃料噴射
   部から燃料を噴射させることを特徴とする請求項５記載
   の低公害燃焼器の燃焼制御方法。
8. 【請求項８】 設計点での当量比を０．８以下とするこ
   とを特徴とする請求項５記載の低公害燃焼器の燃焼制御
   方法。