JP6331717B2 - Jet engine combustor - Google Patents
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Description
本発明は、ジェットエンジンに用いられ、燃料と圧縮空気(一次空気、二次空気)との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成するジェットエンジン用燃焼器に関する。 The present invention relates to a combustor for a jet engine that is used in a jet engine and generates a combustion gas by burning an air-fuel mixture of fuel and compressed air (primary air and secondary air).
近年、ジェットエンジン用燃焼器の分野において、環境保護の観点からNOx(窒化酸化物)の発生量の低減化の要請が強く、それに伴い、ジェットエンジン用燃焼器の開発も活発化している。そして、広く汎用されているアニュラ型のジェットエンジン用燃焼器の一般的な構成について簡単に説明すると、次のようになる。 In recent years, in the field of jet engine combustors, there has been a strong demand for a reduction in the amount of NOx (nitride oxide) generated from the viewpoint of environmental protection, and accordingly, development of jet engine combustors has also become active. The general configuration of a widely used annular type combustor for a jet engine will be briefly described as follows.
アニュラ型のジェットエンジン用燃焼器は、中空環状の燃焼器ケースを具備しており、この燃焼器ケース内には、中空環状の燃焼器ライナが設けられている。また、燃焼器ライナは、上流端側に、環状の隔壁を有しており、内側に、燃料と圧縮空気との混合気を燃焼させるための環状の燃焼室を有している。そして、燃焼器ライナには、圧縮空気の一部を希釈空気(二次空気)として燃焼室内に導入するための複数の希釈孔が貫通形成されている。 An annular type jet engine combustor includes a hollow annular combustor case, and a hollow annular combustor liner is provided in the combustor case. The combustor liner has an annular partition wall on the upstream end side and an annular combustion chamber for burning an air-fuel mixture of fuel and compressed air on the inner side. The combustor liner is formed with a plurality of dilution holes through which a part of the compressed air is introduced as dilution air (secondary air) into the combustion chamber.
隔壁には、燃焼室内に向かって燃料を円錐状の噴霧流として噴射(噴霧)する燃料噴射弁が設けられている。また、隔壁における各燃料噴射弁の周りには、圧縮空気(一次空気)を燃焼室内に旋回させた状態で導入する空気導入部材としてのスワラが設けられている。更に、燃焼器ケースには、混合気中の燃料に着火(点火)する複数のイグナイタ(点火栓)が周方向に間隔を置いて設けられており、各イグナイタの先端部は、燃焼室に面している。 The partition wall is provided with a fuel injection valve that injects (sprays) fuel into the combustion chamber as a conical spray flow. In addition, swirlers as air introduction members that introduce compressed air (primary air) in a state of swirling into the combustion chamber are provided around each fuel injection valve in the partition wall. Furthermore, the combustor case is provided with a plurality of igniters (ignition plugs) that ignite (ignite) the fuel in the air-fuel mixture at intervals in the circumferential direction, and the tip of each igniter faces the combustion chamber. doing.
なお、本発明に関連する先行技術として特許文献1から特許文献3に示すものがある。
In addition, there exist some which are shown to patent document 1-
ところで、ジェットエンジン用燃焼器の出口温度の均一性を高めて、ジェットエンジン用燃焼器の燃焼性能の向上を図るには、イグナイタの上流側及び下流側において複数の希釈孔を周方向の全域に満遍なく配置する必要がある。一方、イグナイタの直上流側の隣接する領域(イグナイタの直上流側でかつイグナイタに隣接する領域)に希釈孔を配置すると、その希釈孔から流出する希釈空気が燃料の噴霧流と干渉して、燃料をイグナイタの先端部付近に到達させることが困難になって、ジェットエンジン用燃焼器の再着火性(高空再着火性)を阻害することになる。そのため、通常、イグナイタの直上流側の隣接する領域には希釈孔を配置しないように制約を課して、ジェットエンジン用燃焼器の再着火性を十分に確保していた。つまり、ジェットエンジン用燃焼器の燃焼性能の向上を図りつつ、ジェットエンジン用燃焼器の再着火性を十分に確保することは容易でないという問題がある。 By the way, in order to improve the uniformity of the outlet temperature of the jet engine combustor and improve the combustion performance of the jet engine combustor, a plurality of dilution holes are provided in the entire circumferential direction on the upstream side and downstream side of the igniter. It is necessary to arrange evenly. On the other hand, when the dilution hole is arranged in the adjacent region immediately upstream of the igniter ( region immediately upstream of the igniter and adjacent to the igniter), the dilution air flowing out from the dilution hole interferes with the fuel spray flow, It becomes difficult for the fuel to reach the vicinity of the tip of the igniter, and this impedes the reignitability (high air reignitability) of the jet engine combustor. For this reason, normally, a restriction is imposed not to dispose a dilution hole in the adjacent region immediately upstream of the igniter, and the reignitability of the jet engine combustor is sufficiently ensured. That is, there is a problem that it is not easy to ensure sufficient reignitability of the jet engine combustor while improving the combustion performance of the jet engine combustor.
なお、前述の問題は、アニュラ型のジェットエンジン用燃焼器だけでなく、カン型のジェットエンジン用燃焼器についても同様に生じるものである。 Note that the above-mentioned problem occurs not only in the annular type jet engine combustor but also in the can type jet engine combustor.
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成のジェットエンジン用燃焼器を提供することを目的とする。 Therefore, an object of the present invention is to provide a jet engine combustor having a novel configuration that can solve the above-described problems.
本発明の一態様は、ジェットエンジンに用いられ、燃料と圧縮空気(一次空気、二次空気)との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成するジェットエンジン用燃焼器において、中空環状又は筒状の燃焼器ケースと、前記燃焼器ケース内に設けられ、上流端側に隔壁を有し、内側に混合気を燃焼させるための燃焼室を有し、圧縮空気の一部を希釈空気(二次空気)として前記燃焼室内に導入するための複数の希釈孔が貫通形成された中空環状又は筒状の燃焼器ライナと、前記隔壁に設けられ、前記燃焼室内に向かって燃料を円錐状の噴霧流として噴射(噴霧)する燃料噴射弁と、前記隔壁に設けられ、圧縮空気(一次空気)を前記燃焼室内に導入する空気導入部材と、前記燃焼室ケースに設けられ、先端部が前記燃焼室側に面し、混合気中の燃料に着火(点火)するイグナイタ(点火栓)と、前記燃焼器ライナの表面における前記イグナイタの直上流側の隣接する領域(前記イグナイタの直上流側でかつ前記イグナイタに隣接する領域)に応じた箇所に設けられ、電圧の印加によってプラズマを生成するプラズマアクチュエータと、を具備し、前記プラズマアクチュエータは、混合気中の燃料に再着火を行う直前に、前記複数の希釈孔のうち前記領域に配置した所定の希釈孔から流出する希釈空気を燃料の噴霧流に対して離反する側へ流すためのプラズマによる誘導気流を、前記所定の希釈孔の入口側に発生させるように構成されていることである。 One aspect of the present invention is a jet engine combustor that is used in a jet engine and generates a combustion gas by burning an air-fuel mixture of fuel and compressed air (primary air, secondary air). A combustor case, a partition wall at the upstream end side, a combustion chamber for combusting the air-fuel mixture inside, and a part of the compressed air is diluted with air (two A hollow annular or cylindrical combustor liner through which a plurality of dilution holes for introduction into the combustion chamber as secondary air) are provided, and a conical spray of fuel toward the combustion chamber. A fuel injection valve that injects (sprays) as a flow; an air introduction member that is provided in the partition wall and introduces compressed air (primary air) into the combustion chamber; and is provided in the combustion chamber case, and a tip portion of the combustion chamber Facing the side and burning in the mixture Portions corresponding to the ignition (the ignition) to the igniter (ignition plug), (region adjacent to the immediate upstream side a and the igniter of the igniter) immediately upstream of the adjacent regions of the igniter at the surface of the combustor liner A plasma actuator that generates plasma by applying a voltage, and the plasma actuator is disposed in the region of the plurality of dilution holes immediately before re-igniting the fuel in the air-fuel mixture der to induction air flow by the plasma to flow to the side away, and is configured to generate the inlet side of the predetermined dilution holes dilution air to mist flow of the fuel flowing out of the predetermined dilution holes The
なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「設けられ」とは、直接的に設けられたことの他に、別部材を介して間接的に設けられたことを含む意であって、「貫通形成され」とは、直接的に貫通形成されたことの他に、別部材を介して貫通形成されたことを含む意である。また、「上流端側」とは、混合気又は燃焼ガスの主流の流れ方向から見て上流端側のことをいい、「直上流側」とは、混合気又は燃焼ガスの主流の流れ方向から見て直上流側のことをいう。更に、「領域に応じた箇所」とは、領域の直上流側の箇所のことの他に、領域内の箇所を含む意である。 In the specification and claims of the present application, “provided” means that it is indirectly provided via another member in addition to being directly provided, “Through-formed” means that it is formed through another member in addition to being directly formed through. The “upstream end side” means the upstream end side when viewed from the flow direction of the main flow of the mixture or combustion gas, and the “immediate upstream side” refers to the flow direction of the main flow of the mixture or combustion gas. It means the upstream side. Furthermore, the "portion corresponding to the region", in addition to that immediately upstream of the location area, is intended to include a portion of the region.
本発明の一態様によると、前記燃料噴射弁によって前記燃焼室内に向かって燃料が円錐状の噴霧流として噴射されると共に、前記空気導入部材から圧縮空気が前記燃焼室内に導入される。また、前記空気導入部材から圧縮空気の他に、複数の前記希釈孔から圧縮空気の一部が希釈空気として前記燃焼室内に導入される。これにより、前記燃焼室内において燃料と圧縮空気との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成して前記燃焼ライナの出口側から排出すると共に、火炎温度を下げて、NOx(窒化酸化物)の発生量の低減を図ることができる。 According to an aspect of the present invention, fuel is injected as a conical spray flow into the combustion chamber by the fuel injection valve, and compressed air is introduced into the combustion chamber from the air introduction member. In addition to the compressed air from the air introduction member, a part of the compressed air is introduced into the combustion chamber as diluted air from the plurality of dilution holes. As a result, an air-fuel mixture of fuel and compressed air is burned in the combustion chamber, combustion gas is generated and discharged from the outlet side of the combustion liner, and the flame temperature is lowered to reduce NOx (nitride oxide). The amount of generation can be reduced.
ここで、混合気中の燃料に対する前記イグナイタによる最初の着火は、前記ジェットエンジンの始動時に行われ、混合気中の燃料に対する前記イグナイタによる再着火は、飛行中に火炎が消えた場合に行われる。また、前記燃焼器ライナから排出された燃焼ガスは、前記ジェットエンジン用燃焼器の下流側に配設されたタービンを駆動するようになっている(本発明の一態様による通常の作用)。 Here, the first ignition by the igniter for the fuel in the air-fuel mixture is performed when the jet engine is started, and the reignition by the igniter for the fuel in the air-fuel mixture is performed when the flame disappears during the flight. . The combustion gas discharged from the combustor liner drives a turbine disposed on the downstream side of the jet engine combustor (normal operation according to one aspect of the present invention).
混合気中の燃料に再着火を行う直前に、前記プラズマアクチュエータに電圧を印加することにより、前記プラズマアクチュエータを駆動させて、プラズマを生成して、前記所定の希釈孔の入口側にプラズマによる誘導気流を発生させる。これにより、前記所定の希釈孔から流出する希釈空気が燃料の噴霧流に対して離反する側へ流れて、混合気中の燃料に再着火を行う時に、燃料を前記イグナイタの先端部付近まで確実に到達させることができる。換言すれば、前記イグナイタの上流側及び下流側において前記複数の希釈孔を周方向の全域に満遍なく配置した上で、混合気中の燃料に対して前記イグナイタによる再着火を行う時に、燃料を前記イグナイタの先端部付近まで確実に到達させることができる(本発明の一態様による特有の作用)。 Immediately before reigniting the fuel in the air-fuel mixture, a voltage is applied to the plasma actuator to drive the plasma actuator to generate plasma, and induction by plasma on the inlet side of the predetermined dilution hole Generate airflow. Thus, when the diluted air flowing out from the predetermined dilution hole flows to the side away from the fuel spray flow and the fuel in the air-fuel mixture is re-ignited, the fuel is surely supplied to the vicinity of the tip of the igniter Can be reached. In other words, after the plurality of dilution holes are uniformly arranged in the entire circumferential direction on the upstream side and the downstream side of the igniter, the fuel is supplied to the fuel in the air-fuel mixture when reigniting with the igniter. It is possible to reliably reach the vicinity of the tip of the igniter (a specific action according to one aspect of the present invention).
なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「下流側」とは、混合気又は燃焼ガスの主流の流れ方向から見て下流側のことをいう。 In the specification and claims of the present application, the “downstream side” means the downstream side as viewed from the flow direction of the main stream of the air-fuel mixture or the combustion gas.
本発明によれば、前記イグナイタの上流側及び下流側において前記複数の希釈孔を周方向の全域に満遍なく配置した上で、混合気中の燃料に再着火を行う時に、燃料を前記イグナイタの先端部付近まで確実に到達させることができるため、前記ジェットエンジン用燃焼器の燃焼性能の向上を図りつつ、前記ジェットエンジン用燃焼器の再着火性(高空再着火性)を十分に確保することができる。 According to the present invention, when the plurality of dilution holes are uniformly arranged in the entire circumferential direction on the upstream side and the downstream side of the igniter, the fuel is re-ignited when the fuel in the air-fuel mixture is re-ignited. Therefore, it is possible to ensure sufficient reignitability (high-air reignitability) of the jet engine combustor while improving the combustion performance of the jet engine combustor. it can.
本発明の実施形態について図1から図5を参照して説明する。なお、図面中、「D1」は、混合ガス又は燃焼ガスの主流の流れ方向から見て上流方向、「D2」は、混合ガス又は燃焼ガスの主流の流れ方向から見て下流方向をそれぞれ指してある。 An embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. In the drawings, “D1” indicates the upstream direction when viewed from the flow direction of the main flow of the mixed gas or combustion gas, and “D2” indicates the downstream direction when viewed from the flow direction of the main flow of the mixed gas or combustion gas. is there.
図1から図3に示すように、本発明の実施形態に係るアニュラ型のジェットエンジン用燃焼器1は、ジェットエンジン(図示省略)に用いられ、燃料と圧縮空気(一次空気、二次空気)Aとの混合気(図示省略)を燃焼させて、燃焼ガスGを生成するものである。また、ジェットエンジン用燃焼器1は、ジェットエンジンにおける圧縮機(図示省略)とタービン(図示省略)との間に配設されるものである。 As shown in FIGS. 1 to 3, an annular jet engine combustor 1 according to an embodiment of the present invention is used in a jet engine (not shown), and fuel and compressed air (primary air, secondary air). An air-fuel mixture (not shown) with A is burned to generate combustion gas G. The jet engine combustor 1 is disposed between a compressor (not shown) and a turbine (not shown) in the jet engine.
ジェットエンジン用燃焼器1は、中空環状の燃焼器ケース3を具備しており、この燃焼器ケース3は、環状のアウタケース5と、このアウタケース5の内側にジェットエンジンのエンジン軸心ECを中心として同心円上に設けられた環状のインナケース7とを備えている。また、燃焼器ケース3の入口側は、圧縮機からの圧縮空気Aを導入可能である。
The jet engine combustor 1 includes a hollow
燃焼器ケース3内には、中空環状の燃焼器ライナ9が同心上に設けられており、この燃焼器ライナ9は、環状のアウタライナ11と、このアウタライナ11の内側に同心状に設けられた環状のインナライナ13とを備えている。また、アウタライナ11の上流端(上流側の端部)とインナライナ13の上流端の間には、環状の隔壁15が連結するように設けられており、換言すれば、燃焼器ライナ9は、上流端側に、環状の隔壁15を有している。また、アウタライナ11とインナライナ13との間には、燃料と圧縮空気Aとの混合気を燃焼させるための環状の燃焼室17が区画形成されており、換言すれば、燃焼器ケース3は、内側に、環状の燃焼室17を有している。
In the
アウタライナ11(燃焼器ライナ9の外周部)には、複数のアウタスリーブ19が周方向に沿って間隔を置いて設けられており、各アウタスリーブ19は、燃焼室17側に突出してある。また、各アウタスリーブ19は、内側に、圧縮空気Aを希釈空気(二次空気)Aとして燃焼室17内に導入するためのアウタ希釈孔19hを有している。換言すれば、アウタライナ11には、複数のアウタ希釈孔19hが複数のアウタスリーブ19を介して周方向に沿って間隔を置いて貫通形成されている。同様に、インナライナ13(燃焼器ライナ9の内周部)には、複数のインナスリーブ21が周方向に沿って間隔を置いて設けられており、各インナスリーブ21は、燃焼室17側に突出してある。また、各インナスリーブ21は、内側に、圧縮空気Aを希釈空気Aとして燃焼室17内に導入するためのインナ希釈孔21hを有している。換言すれば、インナライナ13には、複数のインナ希釈孔21hが複数のインナスリーブ21を介して周方向に沿って間隔を置いて貫通形成されている。なお、複数のアウタ希釈孔19h及び複数のインナ希釈孔21hは、混合ガス又は燃焼ガスの主流の流れ方向に沿って2列になっているが、3列以上であっても構わない。
A plurality of
アウタライナ11には、圧縮空気Aの一部を冷却空気としてアウタライナ11の内面に沿うように吹き出すための複数のアウタ冷却孔(図示省略)が貫通形成されている。同様に、インナライナ13には、圧縮空気Aの一部を冷却空気としてインナライナ13の内面に沿うように吹き出すための複数のインナ冷却孔(図示省略)が貫通形成されている。
The
隔壁15には、燃焼室17内に向かって燃料を円錐状の噴霧流Fとして噴射(噴霧)する複数の燃料噴射弁23が円周方向に沿って間隔を置いて設けられており、各燃料噴射弁23は、例えば公知の構成からなる圧力噴射弁であって、中央に、燃料を噴射可能なノズル孔23hを有している。また、アウタケース5には、燃料を供給可能な複数(1つのみ図示)の燃料供給管25が円周方向に沿って間隔を置いて設けられており、各燃料供給管25の先端部は、対応する燃料噴射弁23の基部に接続されている。更に、隔壁15における各燃料噴射弁23の周りには、圧縮空気(一次空気)Aを燃焼室17内に旋回させた状態で導入する空気導入部材としてのスワラ(軸流スワラ又は接線流スワラ)27が設けられている。そして、アウタケース5の適宜位置には、混合気中の燃料に着火(点火)する複数(1つのみ図示)のイグナイタ(点火栓)29が設けられており、各イグナイタ29の先端部は、燃焼室17側に突出した状態で面している。
The
アウタライナ11の表面における所定の領域Sの直上流側(所定の領域Sの応じた箇所の一例)には、プラズマアクチュエータ31が設けられており、このプラズマアクチュエータ31は、電圧の印加によってプラズマPを生成するものである。ここで、所定の領域Sとは、イグナイタ29の直上流側の隣接する領域(イグナイタ29の直上流側でかつイグナイタ29に隣接する領域)のことをいい、所定の領域Sには、一対の所定のアウタ希釈孔19h'が配置されている。なお、プラズマアクチュエータ31の配設箇所は、アウタライナ11の表面における所定の領域Sの応じた箇所であれば、アウタライナ11の表面における所定の領域Sの直上流側でなくても構わない。
A
図5に示すように、プラズマアクチュエータ31は、アウタライナ11の表面に埋設した状態で設けられた一対の絶縁体33を備えており、各絶縁体33は、耐熱性のあるセラミックからなるものであって、0.3mm以下の厚みに設定されている。また、各絶縁体33の表面におけるイグナイタ29に近い側の部位には、第1電極(表面側電極)35が設けられており、各第1電極35の厚みは、0.1mm以下に設定されている。更に、各絶縁体33の裏面におけるイグナイタ29に遠い側の部位には、第2電極(裏面側電極)37が設けられており、各第2電極37の厚みは、0.1mm以下に設定されている。ここで、各第1電極35及び各第2電極37は、ジェットエンジンの適宜位置に配設した交流電源39に電気的に接続されており、各第2電極37は、アウタライナ11の母材に対して絶縁されている。なお、各対応する第1電極35の縁部と第2電極37の縁部は、絶縁体33の厚み方向から見たときに一致しているが、各対応する第1電極35の縁部と第2電極37の縁部が重なっていたり、離れていたりしても構わない。
As shown in FIG. 5, the
図2、図4、及び図5に示すように、プラズマアクチュエータ31は、各対応する第1電極35と第2電極37の間に交流電源39から電圧を印加されると、各第1電極35の縁部側でかつ絶縁体33の厚み方向から見て各第2電極37と重なる側に、プラズマPを生成するように構成されている。そして、プラズマアクチュエータ31は、混合気中の燃料に再着火を行う直前に、各所定の希釈孔19h’から流出する希釈空気Aを燃料の噴霧流Fに対して離反する側(換言すれば、イグナイタ29の先端部に対して離反する側)へ流すためのプラズマPによる誘導気流(所定の誘導気流)IFを、各所定の希釈孔19h’の入口側に発生させるように構成されている。更に、ジェットエンジンの適宜位置には、コントローラ(制御器)41が配設されており、このコントローラ41は、混合気中の燃料に再着火を行う直前にのみ、プラズマアクチュエータ31における各対応する第1電極35と第2電極37の間に電圧を印加するように交流電源39を制御するようになっている。
As shown in FIGS. 2, 4, and 5, when a voltage is applied from the
続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。 Then, the effect | action and effect of embodiment of this invention are demonstrated.
複数の燃料噴射弁23によって燃焼室17内に向かって燃料が円錐状の噴霧流Fとして噴射されると共に、複数のスワラ27から圧縮空気Aが燃焼室17内に旋回させた状態で導入される。また、複数のスワラ27から圧縮空気Aの他に、複数のアウタ希釈孔19h及び複数のインナ希釈孔21hから圧縮空気Aが希釈空気Aとして燃焼室17内に導入される。これにより、燃焼室17内において燃料と圧縮空気Aとの混合気を燃焼させて、燃焼ガスGを生成して燃焼器ライナ9の出口側から排出すると共に、火炎温度を下げて、NOx(窒化酸化物)の発生量の低減を図ることができる。
Fuel is injected as a conical spray flow F into the
ここで、混合気中の燃料に対する最初の着火は、ジェットエンジンの始動時に行われ、混合気中の燃料に対する再着火は、飛行中に火炎が消えた場合に行われる。また、燃焼器ライナ9から排出された燃焼ガスGは、タービンを駆動するようになっている(本発明の実施形態の通常の作用)。
Here, the first ignition with respect to the fuel in the air-fuel mixture is performed when the jet engine starts, and the re-ignition with respect to the fuel in the air-fuel mixture is performed when the flame disappears during the flight. Further, the combustion gas G discharged from the
混合気中の燃料に再着火を行う直前に、コントローラ41によって交流電源39を制御して各対応する第1電極35と第2電極37の間に電圧を印加することにより、プラズマアクチュエータ31を駆動させて、一対の所定のアウタ希釈孔19h’の入口側にプラズマPによる誘導気流IFを発生させる。これにより、一対の所定のアウタ希釈孔19hから流出する希釈空気Aが燃料の噴霧流Fに対して離反する側へ流れて、混合気中の燃料に再着火を行う時に、燃料をイグナイタ29の先端部付近まで確実に到達させることができる。換言すれば、イグナイタ29の上流側及び下流側において複数のアウタ希釈孔19h及び複数のインナ希釈孔21hを周方向の全域に満遍なく配置した上で、混合気中の燃料に再着火を行う時に、燃料をイグナイタ29の先端部付近まで確実に到達させることができる(本発明の実施形態の特有の作用)。
Immediately before reigniting the fuel in the air-fuel mixture, the
従って、本発明の実施形態によれば、ジェットエンジン用燃焼器1の燃焼性能の向上を図りつつ、前記ジェットエンジン用燃焼器の再着火性(高空再着火性)を十分に確保することができる。 Therefore, according to the embodiment of the present invention, it is possible to sufficiently ensure the reignitability (high air reignitability) of the jet engine combustor while improving the combustion performance of the jet engine combustor 1. .
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限るものでなく、次のように種々の態様で実施可能である。 In addition, this invention is not restricted to description of the above-mentioned embodiment, It can implement in a various aspect as follows.
即ち、アニュラ型のジェットエンジン用燃焼器1に適用した技術的思想を、筒状の燃焼器ケース(図示省略)及び筒状の燃焼器ライナ(図示省略)を具備したカン型のジェットエンジン用燃焼器(図示省略)に適用しても構わない。また、プラズマアクチュエータ31の代わりに、圧電素子(図示省略)を用いて、混合気中の燃料に対するイグナイタ29による再着火を行う直前に、圧電素子を振動させて、所定の希釈孔19h’から流出する希釈空気Aを燃料の噴霧流Fに対して離反する側へ流すための誘導気流(図示省略)を発生させるようにしても構わない。
That is, the technical idea applied to the annular type jet engine combustor 1 is based on the combustion for a can type jet engine having a cylindrical combustor case (not shown) and a cylindrical combustor liner (not shown). You may apply to a container (illustration omitted). Further, using a piezoelectric element (not shown) instead of the
そして、本発明に包含される権利範囲は、前述の実施形態の説明に限定されないものである。 The scope of rights encompassed by the present invention is not limited to the description of the above-described embodiment.
A:圧縮空気(希釈空気)、F:噴霧流、G:燃焼ガス、IF:誘導気流、P:プラズマ、S:領域、1:ジェットエンジン用燃焼器、3:燃焼器ケース、5:アウタケース、7:インナケース、9:燃焼器ライナ、11:アウタライナ、13:インナライナ、15:隔壁、17:燃焼室、19:アウタスリーブ、19h:アウタ希釈孔、21:インナスリーブ、21h:インナ希釈孔、23:燃料噴射弁、23h:ノズル孔、25:燃料供給管、27:スワラ(空気導入部材)、29:イグナイタ、31:プラズマアクチュエータ、33:絶縁体、35:第1電極、37:第2電極、39:交流電源、41:コントローラ A: compressed air (diluted air), F: spray flow, G: combustion gas, IF: induction air flow, P: plasma, S: region , 1: combustor for jet engine, 3: combustor case, 5: outer case , 7: Inner case, 9: Combustor liner, 11: Outer liner, 13: Inner liner, 15: Partition, 17: Combustion chamber, 19: Outer sleeve, 19h: Outer dilution hole, 21: Inner sleeve, 21h: Inner dilution hole , 23: fuel injection valve, 23h: nozzle hole, 25: fuel supply pipe, 27: swirler (air introduction member), 29: igniter, 31: plasma actuator, 33: insulator, 35: first electrode, 37: first 2 electrodes, 39: AC power supply, 41: Controller
Claims (2)
中空環状又は筒状の燃焼器ケースと、
前記燃焼器ケース内に設けられ、上流端側に隔壁を有し、内側に混合気を燃焼させるための燃焼室を有し、圧縮空気の一部を希釈空気として前記燃焼室内に導入するための複数の希釈孔が貫通形成された中空環状又は筒状の燃焼器ライナと、
前記隔壁に設けられ、前記燃焼室内に向かって燃料を円錐状の噴霧流として噴射する燃料噴射弁と、
前記隔壁に設けられ、圧縮空気を前記燃焼室内に導入する空気導入部材と、
前記燃焼室ケースに設けられ、先端部が前記燃焼室側に面し、混合気中の燃料に着火するイグナイタと、
前記燃焼器ライナの表面における前記イグナイタの直上流側の隣接する領域に応じた箇所に設けられ、電圧の印加によってプラズマを生成するプラズマアクチュエータと、を具備し、
前記プラズマアクチュエータは、混合気中の燃料に再着火を行う直前に、前記複数の希釈孔のうち前記領域に配置した所定の希釈孔から流出する希釈空気を燃料の噴霧流に対して離反する側へ流すためのプラズマによる誘導気流を、前記所定の希釈孔の入口側に発生させるように構成されている、ジェットエンジン用燃焼器。 In a jet engine combustor that is used in a jet engine and generates a combustion gas by burning an air-fuel mixture of fuel and compressed air,
A hollow annular or cylindrical combustor case;
Provided in the combustor case, having a partition wall on the upstream end side, having a combustion chamber for burning the air-fuel mixture inside, for introducing a part of compressed air into the combustion chamber as dilution air A hollow annular or cylindrical combustor liner having a plurality of dilution holes formed therethrough;
A fuel injection valve provided on the partition wall and injecting fuel into the combustion chamber as a conical spray flow;
An air introduction member provided in the partition wall for introducing compressed air into the combustion chamber;
An igniter that is provided in the combustion chamber case, has a tip facing the combustion chamber side, and ignites the fuel in the air-fuel mixture;
A plasma actuator that is provided at a location corresponding to an adjacent region immediately upstream of the igniter on the surface of the combustor liner, and generates plasma by applying a voltage ;
The plasma actuator is configured such that the dilution air flowing out from a predetermined dilution hole disposed in the region among the plurality of dilution holes is separated from the fuel spray flow immediately before re-ignition of the fuel in the air-fuel mixture. A combustor for a jet engine configured to generate an induced air flow caused by plasma to flow to the inlet side of the predetermined dilution hole .
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