JP4421620B2 - ガスタービンエンジンの燃焼器 - Google Patents

Description

本発明は、拡散燃焼方式と希薄予混合燃焼方式の２系統の燃焼方式を組み合わせた複合燃焼方式の燃料噴射構造を有するガスタービンエンジンの燃焼器に関するものである。

ガスタービンエンジンにおいては、環境保全への配慮から、燃焼により排出される排ガスの組成に関して厳しい環境基準が設けられており、窒素酸化物（以下、Ｎ０_X という）などの有害物質を低減することが求められている。一方、大型のガスタービンや航空機用エンジンでは、低燃費化および高出力化の要請から、圧力比が高く設定される傾向にあり、それに伴って燃焼器入口における高温・高圧化が進み、この燃焼器の入口温度の高温化によって燃焼温度が高くなり易いことから、Ｎ０_X をむしろ増加させる要因になることが懸念されている。

そこで、近年では、Ｎ０_X 発生量を効果的に低減できる希薄予混合燃焼方式と、着火性能と保炎性能に優れた拡散燃焼方式とを組み合わせた複合燃焼方式が提案されている（特許文献１，２，３，４，５，６参照）。希薄予混合燃焼方式は、空気と燃料を予め混合して燃料濃度を均一化した混合気として燃焼させるため、局所的に火炎温度が高温となる燃焼領域が存在せず、かつ燃料の希薄化により全体的にも火炎温度を低くできることから、Ｎ０_X 発生量を効果的に低減できる利点がある反面、大量の空気と燃料とを均一に混合することから、燃焼領域の局所燃料濃度が非常に薄くなってしまい、特に低負荷時での燃焼安定性が低下する課題がある。一方、拡散燃焼方式は、燃料と空気とを拡散・混合しながら燃焼させることから、低負荷時にも吹き消えが起こり難く、保炎性能が優れている利点がある。したがって、複合燃焼方式は、始動時および低負荷時に拡散燃焼領域により燃焼安定性を保持できるとともに、高負荷時に希薄予混合燃焼領域によりＮ０_X 発生量の低減を図れるものである。

前記複合燃焼方式の燃焼器は、図６に示すように、燃焼室６０内に拡散燃焼方式による拡散燃焼領域を形成するように燃料を噴霧する燃料噴霧部６１と、この燃料噴霧部６１の外周を囲むように燃料噴霧部６１と同心状に設けられ、燃焼室６０内に希薄予混合燃焼方式による予混合燃焼領域を形成するように燃料と空気の予混合気を供給する予混合気供給部６２とを備えている。この燃焼器は、始動時や低負荷時に燃料噴霧部６１のみから燃料を供給し、高負荷時には、燃料噴霧部６１に加えて予混合気供給部６２からも燃料を供給するようになっている。また、燃料噴霧部６１は、燃料を空気のせん断力で燃焼に適した小さな粒径にする燃料微粒化部６１ａと、この燃料微粒化部６１ａの下流に設けられて燃料と空気とを燃焼に適した速度に減速させる末広がりのラッパ形状の拡散通路部６１ｂとを有しており、拡散通路部６１ｂにより拡散燃焼領域を広げ、拡散燃焼による燃焼効率の向上が図られている。

特開平５−８７３４０号公報 特開２００２−１１５８４７号公報 特開２００２−１３９２２１号公報 特開２００２−１６８４４９号公報 特開２００３−４２３２号公報 米国特許６，３８９，８１５号明細書

しかしながら、始動時および低負荷時には燃料噴霧部６１からのみ燃料が供給され、予混合気供給部６２からは大量の空気６４のみが燃焼室６０内に供給されるので、図６に模式的に示すように、ラッパ状の拡散通路部６１ｂに沿って燃焼室６０内の全体に広がるように導かれた混合気により形成される拡散燃焼火炎６３に対し、その外周側領域に予混合気供給部６２からの空気６４が干渉する。この拡散燃焼火炎６３と空気６４との干渉範囲を図６に格子状ハッチングで示している。この干渉の影響により、拡散燃焼領域の外周部で局所燃料濃度が薄くなって安定燃焼に適した燃料濃度範囲を保つことが困難となり、拡散燃焼火炎６３に消炎が生じたりして、着火性、保炎性および低負荷時における安定燃焼性が得られないことがある。

特に、航空機用ガスタービンエンジンにおいては、高空の低温・低圧の条件下での確実な着火が求められるとともに、アイドル時などの低負荷時におけるＣＯやＴＨＣ（Ｔｏｔａｌ ＨＣ）などの有害排出成分に関して各種規制がなされているため、前記予混合気供給部６２からの大量の空気６４による着火性や燃焼安定性の低下が問題となることが多い。

本発明は、前記従来の課題に鑑みてなされたもので、拡散燃焼方式および希薄予混合燃焼方式の２系統の燃焼方式を組み合わせた複合燃焼方式の構造における着火性、保炎性および低負荷時における燃焼安定性を向上させることができるガスタービンエンジンの燃焼器を提供することを目的としている。

上記目的を達成するために、本発明に係るガスタービンエンジンの燃焼器は、燃焼室内に拡散燃焼領域を形成するように燃料を噴霧する燃料噴霧部と、前記燃料噴霧部を囲むようにこの燃料噴霧部と同心上に設けられ、前記燃焼室内に予混合燃焼領域を形成するように燃料と空気の予混合気を供給する予混合気供給部とを備え、始動時および低負荷時には前記燃焼室内に前記拡散燃焼領域が形成され、かつ、前記予混合気供給部から空気のみが前記燃焼室に供給されるガスタービンエンジンの燃焼器であって、前記燃料噴霧部の下流端と前記予混合気供給部の下流端との間に、前記拡散燃焼領域と前記予混合燃焼領域とを分離する環状の分離部が設けられ、前記分離部を通して前記拡散燃焼領域と前記予混合燃焼領域との間に分離用エアを噴出して前記両領域の分離を促進するエアカーテン形成手段を備え、前記予混合気供給部の外周壁の下流端の内径Ｄに対し、前記分離部の径方向幅Ｗが、Ｗ＝０．１３〜０．２５Ｄである。

この構成によれば、燃料噴霧部と予混合気供給部との間に設けられた環状の分離部によって、拡散燃焼領域と予混合燃焼領域とが分離されるので、始動時および低負荷時には、燃料噴霧部から燃焼室内に向け噴射される燃料による拡散燃焼火炎が、予混合気供給部から供給される大量の空気に混合することがない。これにより、拡散燃焼火炎が大量の空気で消炎されるのを防止することができるとともに、拡散燃焼領域の全体を安定燃焼に適した燃料濃度範囲に保つことができるから、着火性、保炎性および低負荷時における安定燃焼性を得ることができる。

また、前記分離部を通して前記拡散燃焼領域と前記予混合燃焼領域との間に分離用エアを噴出して前記両領域の分離を促進するエアカーテン形成手段を備えているので、燃料噴霧部からの燃料が予混合燃焼用空気と混合するのが前記エアカーテンで一層効果的に防止されるとともに、燃焼火炎にさらされる分離部を分離用エアで冷却することができる。

さらに、前記予混合気供給部の外周壁の下流端の内径Ｄに対し、前記分離部の径方向幅Ｗが、Ｗ＝０．１３〜０．２５Ｄに設定されている。分離部の径方向幅Ｗが０．１３Ｄ未満であると、分離部により拡散燃焼領域と予混合燃焼領域とを効果的に分離することができない。一方、径方向幅Ｗが０．２５Ｄを越えると、拡散燃焼領域が小さくなり過ぎて、その狭い領域に燃料が集中的に噴射されるから、燃え難くなって燃焼が不安定となる。

本発明において、前記燃料噴霧部は、燃料を微粒化する燃料微粒化部と、その下流に設けられて燃料と空気を拡散させる末広がりの拡散通路部とを有していることが好ましい。この構成によれば、末広がりの拡散通路部によって燃料と空気の混合気が広がりながら燃焼室内に噴射されるので、燃え易くなって拡散燃焼領域での燃焼安定性が向上する。

本発明のガスタービンエンジンの燃焼器によれば、燃料噴霧部と予混合気供給部との間の分離部によって、拡散燃焼領域と予混合燃焼領域とが分離されるので、始動時および低負荷時に、燃料噴霧部からの燃料による拡散燃焼火炎に予混合気供給部からの大量の空気が混合することがなくなる結果、拡散燃焼火炎が前記空気で消炎されるのを防止できるとともに、拡散燃焼領域の全体を安定燃焼に適した燃料濃度範囲に保てるので、着火性、保炎性および低負荷時における安定燃焼性を得ることができる。

以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照しながら説明する。
図１は本発明の一実施形態に係るガスタービンエンジンの燃焼器１の頭部を示している。この燃焼器１は、ガスタービンエンジンの図示しない圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を混合して生成した混合気を燃焼させて、その燃焼により発生する高温・高圧の燃焼ガスをタービンに送ってタービンを駆動するものである。

燃焼器１はアニュラー型であり、環状のアウタケーシング７の内側に環状のインナケーシング８が同心状に配置されて、環状の内部空間を有する燃焼器ハウジング６を構成している。この燃焼器ハウジング６の環状の内部空間には、環状のアウタライナ１０の内側に環状のインナライナ１１が同心状に配置されてなる燃焼筒９が、燃焼器ハウジング６と同心円状に配置されている。燃焼筒９は内部に環状の燃焼室１２が形成されており、この燃焼筒９の頂壁９ａに、燃焼室１２内に燃料を噴射する複数（この実施形態では１４個）の燃料噴射ユニット２が、燃焼筒９と同心の単一の円上に等間隔に配設されている。各燃料噴射ユニット２は、燃料噴霧部（パイロット燃料噴射ノズル）３と、この燃料噴霧部３の外周を囲むように燃料噴霧部３と同心状に設けられた予混合気供給部（メイン燃料噴射ノズル）４とを備えている。燃料噴霧部３および予混合気供給部４の詳細についは後述する。

アウタケーシング７およびアウタライナ１０を貫通して、着火を行うための２つの点火栓１３が、燃焼筒９の径方向を向き、かつ先端が燃料噴射ユニット２に相対向する配置で設けられている。したがって、この燃焼器１では、２つの点火栓１３に対向する２つの燃料噴射ユニット２からの可燃混合気が先ず着火され、この燃焼による火炎が、その高温ガスによって、隣接する各燃料噴射ユニット２からの可燃混合気に次々に火移りしながら伝播して、全ての燃料噴射ユニット２からの可燃混合気に着火される。

図２は図１のII−II線に沿った拡大断面図である。前記燃焼器ハウジング６の環状の内部空間には、圧縮機から送給される圧縮空気ＣＡが複数の空気取入管１４を介して導入され、この導入された圧縮空気ＣＡは、燃料噴射ユニット２に供給されるとともに、燃焼筒９のアウタライナ１０およびインナライナ１１にそれぞれ複数形成された空気導入口１７から燃焼室１２内に供給される。前記燃料噴霧部３に拡散燃焼のための燃料を供給する第１燃料供給系統Ｆ１および前記予混合気供給部４に希薄予混合燃焼のための燃料を供給する第２燃料供給系統Ｆ２をそれぞれ形成する燃料配管ユニット１８が、アウタケーシング７に支持され、燃焼筒９の基部１９に接続されている。燃料噴射ユニット２は、その外周部に設けたフランジ５Ａと、アウタライナ１０に設けた支持体５Ｂとを介してアウタライナ１０に支持され、このアウタライナ１０がライナ固定ピンＰでアウタケーシング７に支持されている。燃焼筒９の下流端部にはタービンの第１段ノズルＴＮが接続される。

図３は図２の燃料噴射ユニット２を詳細に示した縦断面図である。燃料噴射ユニット２の中央部に設けられた燃料噴霧部３は、第１燃料供給系統Ｆ１からの拡散燃焼用の燃料Ｆを供給する有底円筒状の本体２０と、この本体２０に外嵌された筒状内周壁２１と、この筒状内周壁２１の外方で同心円状に配置された筒状中間壁２２と、この筒状中間壁２２の外方で同心円状に配置されたベンチュリーノズル状のノズル体２３と、筒状内周壁２１と筒状中間壁２２との間に配設された第１インナスワーラ２４と、筒状中間壁２２とノズル体２３との間に配設された第１アウタスワーラ２７とを備えている。

前記本体２０の下流側端部には、本体２０の内部に供給された燃料Ｆを径方向外方へ噴射する複数の燃料噴射孔２５が放射状に形成されている。筒状内周壁２１における前記燃料噴射孔２５に対応する箇所には、筒状内周壁２１と筒状中間壁２２との間に形成された一次微粒化通路２８内に燃料Ｆを導入する燃料導入孔２６が形成されており、一次微粒化通路２８内に導入された燃料Ｆは下流端の微粒化燃料噴射口２８ａから噴出される。

前記微粒化燃料噴射口２８ａ、つまり筒状内周壁２１および筒状中間壁２２の各々の下流端は、ノズル体２３における内径が最小となる絞り部２３ａと燃焼器１の軸心方向（図の左右方向）のほぼ同一位置に設けられており、ノズル体２３の絞り部２３ａから下流側の拡径部２３ｂは、所定の広がり角を有する末広がり形状に形成されている。この燃料噴霧部３は、上流端からノズル体２３の絞り部２３ａまでの部分により燃料微粒化部３ａが形成され、絞り部２３ａからノズル体２３の下流端までの部分、つまりノズル体２３の拡径部２３ｂにより拡散通路部３ｂが形成されている。燃料微粒化部３ａは、前記一次微粒化通路２８を構成する筒状内周壁２１および筒状中間壁２２の各々の下流部２１ａ，２２ａが、ノズル体２３の対向箇所の形状に対応して先細円錐台形状に形成されて、一次微粒化通路２８からの燃料Ｆおよび第１アウタスワーラ２７からの圧縮空気ＣＡをそれぞれ本体２０の中心軸に向けて斜めに層状に噴射する。この燃料微粒化部３ａの下流側の拡散通路部３ｂは、燃料Ｆと圧縮空気ＣＡを拡散させながら前記拡径部２３ｂにより規定された噴射角度で燃料室１２内に噴射する。

この燃料噴霧部３では、始動時および低負荷時（全負荷の５０％以下）から高負荷時（全負荷の５０％以上）までの全ての負荷範囲において第１燃料供給系統Ｆ１から拡散燃焼用の燃料Ｆが供給され、燃料微粒化部３ａにおいて、本体２０内部に送給された燃料Ｆが各噴射口２５から噴射され、その噴射された燃料Ｆが第１インナスワーラ２４からの圧縮空気ＣＡで一次微粒化されたのちに一次微粒化通路２８の燃料噴出口２８ａから噴出され、この一次微粒化された燃料Ｆが拡散通路部３ｂ内で第１アウタスワーラ２７からの旋回気流によりさらに二次微粒化され、霧状として燃焼室１２内に噴霧されて、燃焼室１２に拡散燃焼領域５０を形成する。

つぎに、燃料噴霧部３の外周を囲う形状の予混合気供給部４について説明する。この予混合気供給部４は、内側円筒状体３０と外側円筒状体３１とを備えて筒状二重壁に形成された本体２９と、この本体２９の外方で同心円状に配置された筒状中間壁３２と、この筒状中間壁３２の外方で同心円状に配置された筒状外周壁３３と、筒状中間壁３２と筒状外周壁３３との間を仕切る円筒状仕切壁３４と、筒状中間壁３２と円筒状仕切壁３４との間に形成された予混合予備室３７の入口に配設された第２インナスワーラ３８と、円筒状仕切壁３４と筒状外周壁３３との間に配設された第２アウタスワーラ３９とを備えている。前記本体２９は、燃料噴霧部３の外方において基部１９の蓋状部４０により筒状二重壁間の上流側端部開口が閉塞された状態で基部１９に支持され、第２燃料供給系統Ｆ２からの予混合燃焼用燃料Ｆを予混合気供給部４に導入する。

前記予混合気供給部４の本体２９には、内側円筒状体３０と外側円筒状体３１との間隙に燃料送給路４１が形成されており、この燃料送給路４１は、第２燃料供給系統Ｆ２からの燃料Ｆを外側円筒状体３１の下流側周壁に所定間隔を存して複数個（例えば８個）穿設された燃料噴射孔３５まで送給する。筒状中間壁３２には、前記燃料噴射孔３５から噴射された燃料Ｆを予混合予備室３７に導入する燃料導入孔３６が設けられている。また、筒状中間壁３２は、外側円筒状体３１の下流側のほぼ半分を覆うとともに、その下流側端の軸方向位置が燃料噴霧部３のノズル体２３の下流側端と一致している。さらに、円筒状仕切壁３４の下流側で筒状中間壁３２と筒状外周壁３３との間には予混合室４２が形成されている。円筒状仕切壁３４は、その上流側端の軸方向位置が筒状中間壁３２の上流側端と一致しているとともに、下流側端が燃料導入孔３６よりも所定距離だけ下流側に位置するようにその軸方向長さが設定されている。筒状外周壁３３は、その上流側端の軸方向位置が円筒状仕切壁３４の上流側端から所定距離だけ下流側に位置し、下流側端の軸方向位置が筒状中間壁３２の下流側端と一致するよう設定されている。

この予混合気供給部４には、全負荷に対し５０％以上の高負荷時にのみ第２燃料供給系統Ｆ２から燃料Ｆが供給され、この燃料Ｆが燃料送給路４１を通って燃料噴射孔３５および燃料導入孔３６から予混合予備室３７内に噴射され、この噴射された燃料Ｆが第２インナスワーラ３８からの圧縮空気ＣＡで一次微粒化され、この一次微粒化された燃料Ｆが、予混合室４２内で第２アウタスワーラ３９からの旋回気流によりさらに二次微粒化されることにより、燃料Ｆと圧縮空気ＣＡとが予め十分に混合された予混合気が生成され、この予混合気が燃焼室１２内に供給されて燃焼することにより、予混合燃焼領域５１が形成される。なお、予混合気供給部４は、全負荷に対し５０％以下の低負荷時において、燃料Ｆが供給されないことから、大量の圧縮空気ＣＡのみを燃焼室１２に供給する。

この燃焼器１では、燃料噴霧部３のノズル体２３の下流端と予混合気供給部４の筒状中間壁３２の下流端との間に、燃料噴霧部３により形成される拡散燃焼領域５０と予混合気供給部４により形成される予混合燃料領域５１とを分離するための環状の分離部４３が設けられている。この分離部４３は、ノズル体２３と筒状中間壁３２の各々の下流端部を互いに径方向に離間した配置として、この間を塞ぐように配置された環状の蓋部材４４を有している。蓋部材４４における燃焼室１２に面する後面は径方向に沿った平坦面となっている。

ノズル体２３の下流部と筒状中間壁３２の下流部との間に、環状のエンド部材４５が取り付けられて、このエンド部材４５に複数の空気孔４６が周方向に等間隔に形成されている。また、蓋部材４４とエンド部材４５の間に、空気孔４６に連通する空気流路４７が形成され、蓋部材４４の内周面とノズル体２３の拡散部２３ｂの下流端部との間に、空気流路４７に連通する環状の空気噴出口４８が形成されている。ノズル体２３と筒状中間壁３２との間は空気貯留室４９となっており、この空気貯留室４９に空気孔４６が連通している。こうして、空気孔４６と空気流路４７と空気噴出口４８とにより、空気貯留室４９の圧縮空気ＣＡを、分離部４３を通して前記拡散燃焼領域５０と予混合燃焼領域５１との間に分離用エアＳＡとして噴出して両領域の分離を促進するエアカーテン形成手段５５が構成されている。

上記構成において、燃焼器１の始動時および低負荷時には、第１燃料供給系統Ｆ１から燃料噴射ユニット２の内側の燃料噴霧部３にのみ燃料Ｆが供給され、この燃料噴霧部３における末広がり形状の拡散通路部３ｂにより燃料Ｆと圧縮空気ＣＡとが拡散され、かつ広がりながら燃焼室内に噴射され、これにより、燃え易くなって拡散燃焼領域５０での燃焼安定性が得られる。このとき、拡散通路部３ｂから燃焼室１２内に向け噴射される燃料Ｆは、分離部４３によって広がりを規制される。これにより、図３に模式的に図示しているように、燃料噴霧部３から燃焼室１２内に向け噴射される燃料Ｆによる拡散燃焼領域５０の火炎に、予混合燃焼領域５１に供給される大量の空気が混合するのが防止される。このように、拡散燃焼領域５０と予混合燃焼領域５１の空気とが分離されるので、拡散燃焼領域５０の火炎が大量の空気で消炎されるのを防止できるともに、拡散燃焼領域５０の全体を安定燃焼に適した燃料濃度範囲に保つことができるから、着火性、保炎性および低負荷時における安定燃焼性を向上させることができる。

前記分離部４３は、図３に示す径方向幅Ｗが、予混合気供給部４の筒状外周壁３３の内径Ｄに対し、Ｗ＝０．１３〜０．２５Ｄの範囲、より好ましくはＷ＝０．１５〜０．２０Ｄの範囲に設定される。分離部４３の径方向幅Ｗを０．１３Ｄ未満にすると、分離部４３により拡散燃焼領域５０と予混合燃焼領域５１とを効果的に分離することができなくなる。他方、径方向幅Ｗが０．２５Ｄを越えると、拡散燃焼用空気の拡散が不十分となり、燃料と空気の混合気の速度が燃焼に適した速度よりも速くなるため、燃え難くなって燃焼不安定となり、さらに、図１に示すように、複数の燃料噴射ユニット２が環状に配置されたアニュラー型の燃焼器１において、隣接する燃料噴射ユニット２への火移りがスムーズに行えなくなる。

また、前記燃焼器１では、分離部４３に加えて、エアカーテン形成手段５５を備えている。ノズル体２３と内側円筒状体３０との間に形成された空気導入路５６から空気貯留室４９に導入された圧縮空気ＣＡは、空気孔４６から空気流路４７に入って蓋部材４４を冷却したのちに、空気噴出口４８から燃焼室１２内に噴出される。この噴出された空気は、燃焼室１２内における拡散燃焼領域５０と予混合燃焼領域５１との分離を促進する分離用エアＳＡとして機能し、拡散燃焼領域５０と予混合燃焼領域５１の間にエアカーテンを形成する。このエアカーテンにより、拡散通路部３ｂから噴射された燃料の一部が分離部４３を伝って予混合燃焼領域５１へ流入するのを防ぐとともに、拡散燃焼領域５０の火炎の広がりが一層規制されるので、拡散燃焼火炎５０がその外側の大量の空気と混合するのが一層確実に防止される。しかも、燃料噴霧部３の拡散通路部３ｂから噴霧された燃料の一部は、エアカーテンを形成する空気によりさらに三次微粒化されるから、より安定した拡散燃焼が得られる。

また、燃料噴霧部３では、第１インナスワーラ２４として、第１アウタスワーラ２７よりも小さいものが用いられており、第１インナスワーラ２４の旋回強さが弱いことから、燃料噴霧部３の拡散通路部３ｂから噴射される燃料の噴射角度の規制がより確実に行われ、これによっても拡散燃焼を一層安定化できる。

さらに、前記燃焼器１では、燃料噴霧部３の本体２０と予混合気供給部４の本体２９とが基部１９に連結されて、一つの連結体としての内側ブロックＢＬ１に構成されている。この両本体２０，２９以外の部材により他の一つの連結体としての外側ブロックＢＬ２が構成されている。すなわち、筒状中間壁３２と円筒状仕切壁３４とは、第２インナスワーラ３８を介して連結され、円筒状仕切り壁３４と筒状外周壁３３とは第２アウタスワーラ３９を介して連結されるとともに、筒状中間壁３２はさらに蓋部材４４を介してノズル体２３と連結されて、外側ブロックＢＬ２が構成されている。この内側ブロックＢＬ１と外側ブロックＢＬ２とは、筒状中間壁３２と外側円筒状体３１とが所定本数のピン５７の嵌め合いにより相互に留められていることにより、互いに連結されている。

したがって、外側ブロックＢＬ２は、筒状中間壁３２と外側円筒状体３１との嵌め合いを解除することにより、内側ブロックＢＬ１から分離できる。これにより、内側ブロックＢＬ１のみを図２の燃焼筒９から引き抜いて取り外した状態でメンテナンスや保守点検を行うことが可能になっている。

図４（ａ），（ｂ）は、航空機用ガスタービンエンジンにおいて、全負荷の７％程度の負荷となるアイドル時および高負荷時における空燃比に対する燃焼効率の実測値をそれぞれ示す特性図であり、Ａ１，Ａ２は、Ｗ≒０．１６Ｄに設定した実施形態の特性曲線を示し、Ｂ１，Ｂ２は、Ｗ＝０．１０Ｄに設定したときの特性曲線を示す。これにより、Ｗ≒０．１６Ｄに設定すれば、アイドル時などの低負荷時において分離部４３とエアカーテン形成手段５５からの分離用エアＳＡとにより拡散燃焼領域５０の火炎が予混合気供給部４からの大量の空気５１に対し確実に分離されて、高い燃料効率を得ることができ、高負荷時においても燃焼効率が低下しないことが確認できた。

図５は、着火吹き消え試験結果を示す。横軸は、図２の燃料噴射ユニット２の入口ＥＮと出口ＥＸの圧力差、縦軸は空燃比を示す。Ｃ１は実施形態の燃焼器１における吹き消えが発生する空燃比の上限を示す特性曲線であり、Ｃ２は同燃焼器１における着火が可能な空燃比の下限を示す特性曲線であり、Ｄ１は図６に示した従来の燃焼器における吹き消えが発生する空燃比の上限を示す特性曲線であり、Ｄ２は同燃焼器における着火が可能な空燃比の下限を示す特性曲線である。この試験結果によれば、前記燃焼器１では、拡散燃焼領域５０を予混合気供給部４から供給される大量の空気から分離したことにより、Ｃ１とＤ１の両特性曲線の比較から明らかなように、従来の燃焼器よりも空燃比が相当に高くなるまで吹き消えが発生せず、Ｃ２とＤ２の両特性曲線の比較から明らかなように、従来の燃焼器よりも高い空燃比、つまり燃料が少ない状態においても着火できることが確認できた。

本発明のさらに別の好ましい態様をまとめると、次の通りである。

〔第１態様〕
この第１態様の燃焼器１は、燃料噴霧部３が、拡散燃焼用の燃料Ｆを噴射する有底円筒
状本体２０と、該有底円筒状本体２０に外嵌された先細りのノズル状の筒状内周壁２１と、該筒状内周壁２１の外方に配設された先細りのノズル状の筒状中間壁２２と、該筒状中間壁２２の外方に配設された末広がりのノズル状の拡散通路部３ｂと、前記筒状内周壁２１と前記筒状中間壁２２との間に配設された第１インナスワーラ２４と、前記筒状中間壁２２と前記拡散通路部３ｂとの間に配設された第１アウタスワーラ２７とを有している。

〔第２態様〕
この第２態様の燃焼器１は、第１インナスワーラ２４の影響力が第１アウタスワーラ２７の影響力より少なくなるようにされたものである。

〔第３態様〕
この第３態様の燃焼器１は、燃料噴霧部３が、予混合予備室３７と予混合室４２とを有してなるものである。

〔第４態様〕
この第４態様の燃焼器１は、燃料噴霧部３が、燃料噴射部を含む内側ブロックＢＬ１と、燃料噴射部を含まない外側ブロックＢＬ２とからなり、前記内側ブロックＢＬ１と前記外側ブロックＢＬ２とが分離可能とされたものである。

本発明の一実施形態に係るガスタービンエンジンの燃焼器を示す概略正面図である。 図１のII−II線に沿った拡大断面図である。 図２の燃料噴射ユニットを詳細に示した拡大縦断面図である。 同上の燃焼器におけるアイドル時および高負荷時における空燃比に対する燃焼効率の実測値をそれぞれ示す特性図である。 着火吹き消え試験結果である燃料噴射ユニットの入口と出口の圧力差に対する空燃比の実測値を示す特性図である。 従来のガスタービンエンジンの燃焼器を示す縦断面図である。

符号の説明

１ 燃焼器
３ 燃料噴霧部
３ａ 燃料微粒化部
３ｂ 拡散通路部
４ 予混合気供給部
１２ 燃焼室
４３ 分離部
５０ 拡散燃焼領域
５１ 予混合燃焼領域
５５ エアカーテン形成手段
ＢＬ１ 内側ブロック
ＢＬ２ 外側ブロック
Ｆ 燃料
ＣＡ 圧縮空気（空気）
ＳＡ 分離用エア

Claims (2)

1. 燃焼室内に拡散燃焼領域を形成するように燃料を噴霧する燃料噴霧部と、
   前記燃料噴霧部を囲むようにこの燃料噴霧部と同心状に設けられ、前記燃焼室内に予混合燃焼領域を形成するように燃料と空気の予混合気を供給する予混合気供給部とを備え、
   始動時および低負荷時には前記燃焼室内に前記拡散燃焼領域が形成され、かつ、前記予混合気供給部から空気のみが前記燃焼室に供給されるガスタービンエンジンの燃焼器であって、
   前記燃料噴霧部の下流端と前記予混合気供給部の下流端との間に、前記拡散燃焼領域と前記予混合燃焼領域とを分離する環状の分離部が設けられ、
   前記分離部を通して前記拡散燃焼領域と前記予混合燃焼領域との間に分離用エアを噴出して前記両領域の分離を促進するエアカーテン形成手段を備え、
   前記予混合気供給部の外周壁の下流端の内径Ｄに対し、前記分離部の径方向幅Ｗが、Ｗ＝０．１３〜０．２５Ｄであるガスタービンエンジンの燃焼器。
2. 請求項１において、前記燃料噴霧部は、燃料を微粒化する燃料微粒化部と、その下流に設けられて燃料と空気を拡散させる末広がりの拡散通路部とを有しているガスタービンエンジンの燃焼器。

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