JP6734584B2 - ガスタービンエンジン - Google Patents

Description

本発明は、燃焼効率が良く低燃費なガスタービン燃焼器を備えたガスタービンエンジンに関する。

（燃焼器への低燃費性の要求）
化石燃料の枯渇化及び大震災後の火力発電による電力供給等、我が国のエネルギー事情に鑑みても、航空用又は発電用に使用されるガスタービン燃焼器を備えたガスタービンエンジンは更なる燃費向上が望まれている。

（マイクロターボジェットエンジン）
ところで、ターボジェットエンジンは、低振動でパワーウェイトレイシオが大きく、航空用エンジンとして優れた特性を有する。しかしながら、推力１００ｋｇｆ以下あるいは出力１００馬力以下のターボジェットエンジン（以下、「マイクロターボジェットエンジン」とも呼ぶ。）は商用化されておらず、産業用ＵＡＶ、軽航空機は旧来型レシプロエンジンを搭載するため十分な性能が発揮できていない。これらの産業用ＵＡＶ向けのターボジェットエンジンの実用化が望まれているが、そのためには小空間での高負荷燃焼を実現する燃焼器の技術開発が必要である。

（燃焼器の種類）
ガスタービンエンジンの燃焼器には、燃焼筒（ライナ）の構成の違いにより、カン型と、アンニュラ型とに大別される。カン型は、複数の缶状の燃焼筒が燃焼器内に周方向に等間隔で配置されたものである。一方、アンニュラ型は、単一のドーナッツ状の燃焼筒が燃焼器内に配置される。アンニュラ型は、カン型に比べて、外殻（ケーシング）外に無駄な空間が存在せず、空気流路も直線的となる。つまり、アンニュラ型は、カン型に比べて、同じ空気流量では燃焼器全体を小さく作れ、ライナ冷却のための空気量も少なくて済むため、燃焼効率の向上と小型のジェットエンジンへの搭載に適している。

（従来のアンニュラ型燃焼器）
従来のアンニュラ型燃焼器の燃焼筒は、通常、回転軸方向に直径が殆ど変化しない円筒形（直胴状）の外側筒を備える（例えば、特許文献１や２を参照）。この外側筒内には更に内側筒が設けられ、この間に燃焼室（燃焼用内部空間）が形成される。

ところで、本願の出願人らは、図５に示すように、「直胴状」のアンニュラ型燃焼器１０４を備えたマイクロターボジェットエンジン１００を既に提案している。図５は、本発明者らが既に提案したマイクロターボジェットエンジン１００（以下、比較例とも呼ぶ。）の断面図である。

なお、このエンジン１００は、図５では、回転軸１０９ａにおける中心軸Ｏを基に軸対称となるために、各図面のエンジン１００の下半分は省略されている。また、図６は、そのエンジン１００の燃焼器１０４に搭載された燃焼筒１４２の（ａ）正面図、（ｂ）側面図、及び（ｃ）断面図（同図（ａ）中のＡ−Ａ線で破断した断面図）である。

この比較例のエンジン１００では、インテーク１０２から遠心圧縮機１０３内に流入した空気は、インペラ１３１、ベーン１３２、及び圧縮機用ディフューザ空間１３３を通過後に、燃焼筒１４２の外側筒１４２ｏ、内側筒１４２ｉ及び前方壁１４２ｆに設けられた空気孔１４３ｏ，１４３ｉ，１４３ｆを介して燃焼室１４４へ流入する。燃焼室１４４で燃焼した高温流体は、その後、燃焼筒１４２の後方の出口部１４２ｒから軸流タービン１０５及びジェットノズル１０６を通過してエンジン１００から排出される。

図５に示した従来のエンジン１００では、圧縮機用ディフューザ空間１３３の径方向の長さは比較的短く、該空間１３３を通過した空気は、径方向外側から軸方向下流側へ流れ、その後、この空気の一部が径方向内側に方向を変えて、前方壁１４２ｆの空気孔１４３ｆに接続された燃料蒸発管内１１０に流入する。そして、蒸発管１１０内に流入した空気は燃料と混合・気化して燃料蒸発管１１０の出口部１１３より混合気として燃焼室１４４に噴出する。噴出した混合気は図示しない点火手段により点火され、燃焼する。

この既存のエンジン１００では、燃焼器１０４への上述のような空気の誘導構造が、燃焼効率の向上に最適であったとは言い切れず、検討の余地があった。具体的には、図６（ｃ）に示すように、燃焼器１０４内の燃焼筒１４２が、その前方壁１４２ｆとその出口部１４２ｒとがほぼ同等の直径を有した「直胴状体」であり、従来の同種の燃焼筒の一般的な構造と同様である。

しかしながら、直胴状体の燃焼筒１４２を採用すると、この燃焼筒１４２の上流側に設けられた圧縮機１０３内で空気を収容するディフューザ空間１３３も、この従来構造に従い、外周方向に広がりを持たず、非常に狭小な容積（図６（ｃ）中の破線で示した矩形領域も参照）のままであることが、燃焼挙動に何らかの支障を与えているのではないかと、本発明者らは疑問を感じていた。

特開２０１１−００７４３０号公報 特許第３７０６４４３号公報

本発明は、かかる事情に鑑みてなされたもので、燃焼効率が良く低燃費なガスタービン燃焼器を備えた高出力のガスタービンエンジンを提供することを目的とする。

本発明者らは、鋭意検討の末、小型化の要求に対応しつつ、液体燃料と空気との混合や及び高負荷燃焼に好適な新規構造を有した燃焼器及び該燃焼器へ空気を誘導する新規構造を見出し、本発明を完成するに至った。

すなわち、本発明は、例えば、次の構成・特徴を採用するものである。
（態様１）
インペラと該インペラの外周方向にディフューザ空間が設けられた遠心圧縮機と、アンニュラ型燃焼器と、を備えたガスタービンエンジンであって、
前記燃焼器は、上流側から下流側に向かって内径が徐々に減少するように傾斜した中空円錐状を成す外側筒が設けられた燃焼筒を備え、
前記燃焼筒は、内側筒と、該内側筒と前記外側筒とを前方で接続した前方壁と、前記内側筒と前記外側筒と前記前方壁とで区画された燃焼室とを更に備え、
前記前方壁には、前記燃焼筒の出口部を該前方壁に投影した場合に形成される投影面より周方向外側に張り出した外周縁部が形成され、
前記外周縁部には周方向に複数の燃料流入口が形成されるとともに、該燃料流入口には燃料噴射弁の先端が挿入され、かつ、
前記ディフューザ空間が前記外周縁部及び前記燃料流入口の上流側位置に至るまで外周方向に拡張されており、かつ、
前記燃焼筒の前記内側筒は、前記燃焼室の容積が下流側に比べて上流側で大きくなるように、内周方向に膨出していることを特徴とするガスタービンエンジン。
（態様２）
前記ガスタービンエンジンの回転軸に対する前記外側筒の傾斜角が１５°〜３０°であることを特徴とする態様１に記載のガスタービンエンジン。
（態様３）
前記燃料流入口にはスワーラがさらに設けられていることを特徴とする態様１又は２に記載のガスタービンエンジン。
（態様４）
前記燃料流入口と前記燃料噴射弁の前記先端とは、前記出口部の中心に向けて配設されていることを特徴とする態様１〜３のいずれかに記載のガスタービンエンジン。

本発明のガスタービンエンジンは、以上のような斬新な「中空円錐状」を成す外側筒を有するために、燃焼筒の前方壁に出口部投影面より径方向外側へ張り出した外周縁部が形成される。このため、燃焼筒（すなわち外周縁部）の前方（上流側）に、従来技術と比較して径方向（周方向外側）に「著しく延伸した圧縮機用ディフューザ空間」を形成できる。従来エンジンの場合より上記空間が拡大することで、燃焼器の燃焼室内部の圧力を上昇させることができる。これにより、燃焼器の燃焼効率が飛躍的に向上し、燃料消費率（ＳＦＣ）を著しく抑制することができる。

本発明のガスタービンエンジンを示した断面図である。 本発明の燃焼筒の構造を示した正面図、側面図及び断面図である。 実施例２における熱力学解析で前提とした本発明のエンジン、及び解析モデルを示した図である。 実施例２における熱力学解析による解析結果を示した図である。 比較例のガスタービンエンジンを示した断面図である。 比較例のガスタービンエンジンの燃焼器内の燃焼筒の構造を示した正面図、側面図及び断面図である。

以下、添付の図面を参照しながら下記の具体的な実施形態に基づき本発明を説明するが、本発明はこれらの実施形態に何等限定されるものではない。例えば、以下の実施例では、本発明の燃焼器を好適に適用できるガスタービンエンジンとして、小型のマイクロターボジェットエンジンを例示するが、他の形式のエンジンに本発明の燃焼器を適用してもよい。

（ガスタービンエンジン）
図１に、本発明の新規技術を適用可能なガスタービンエンジン１（以下、単に「エンジン」とも呼ぶ。）の断面図を示す。このエンジン１も、図５で示した前述のエンジン１００と同様に、回転軸９ａにおける中心軸Ｏを基に軸対称となるために、図１でもエンジン１の下半分は省略されている。このエンジン１は、図１に示すように、空気の流れ方向に、個別の機能を果たす区分（「セクション」とも呼ぶ。）に分割されており、具体的には、風上から風下に向かって、インテーク２、遠心圧縮機３、燃焼器４、軸流タービン５、ジェットノズル６の順で構成されている。

（インテーク及び遠心圧縮機）
空気は、インテーク２の空気導入部２１からガスタービンエンジン１に進入する。空気は、その後、遠心圧縮機３内に設けられたインペラ３１を通過する際に回転及び加速された後に、遠心圧縮機３内に設けられたディフューザベーン３２を経て圧縮機用ディフューザ空間３３へと案内される。インペラ３１で付与された空気の運動エネルギー（動圧）は、空気が圧縮機用ディフューザ空間３３を通り減速され、空気の静圧に変換される。

（圧縮機用ディフューザ空間から燃焼室への空気の経路）
圧縮機用ディフューザ空間３３から流出した空気は、３つの経路のいずれかを通過して燃焼器４の燃焼室４４内に案内される。具体的には、第１経路として、空気の一部は、燃料流入口４８を介して燃焼室４４内へ流入する。第２経路として、空気の一部は、燃焼器４のケーシング４１と、燃焼筒４２（「ライナ」とも呼ぶ。）の外側筒４２ｏとで区画された外側環状流路４５ｏを通過した後、外側筒４２ｏに設けられた空気孔４３ｏを介して燃焼室４４内へ流入する。さらに、第３経路として空気の一部は、燃焼筒４２（「ライナ」とも呼ぶ。）の内側筒４２ｉと、タービン軸ハウジング７０と、で区画された内側環状流路４５ｉを通過した後、内側筒４２ｉに設けられた空気孔４３ｉを介して燃焼室４４内へ流入する。

（燃焼器）
本発明で用いる燃焼器４は、図２に示すように、環状のケーシング４１及び燃焼筒４２が設けられた環状燃焼器４（「アンニュラ型燃焼器」とも呼ぶ。）である。なお、図２は、本発明のエンジン１の燃焼器４に搭載された燃焼筒４２を示した（ａ）正面図、（ｂ）側面図、及び（ｃ）断面図（同図（ａ）中のＡ−Ａ線で破断した断面図）である。燃焼筒４２には、上述のとおり、その外側筒４２ｏの内部に内側筒４２ｉが設けられ、前方（上流側）には軸Ｏを中心としたドーナッツ状の前方壁４２ｆが外側筒４２ｏと内側筒４２ｉとを連結・固定する。

（燃料噴射弁）
本発明のガスタービンエンジン１は燃料噴射弁４６を備える。燃料噴射弁４６は燃料配管４６ｉに接続されている。図示しない加圧手段（例えば、ポンプ）によって加圧された液体燃料が、この燃料配管４６ｉを通して燃料噴射弁４６内の燃料通路４６ｃに誘導される。燃料噴射弁４６の先端４６ｔに設けられた噴射ノズル４６ｎは、燃焼筒４２の燃料流入口４８に差し込まれるように配置され、液体燃料を燃焼室４４内に向けて噴射する。前述の第１〜第３経路のいずれかの経路を介して燃焼室４４内に流入した空気は、噴射された上記液体燃料と混合・撹拌され、点火プラグ４７によって点火されることによって燃焼する。

燃焼室４４で燃焼した高温流体は、その後、燃焼筒４２の後方の出口部４２ｒから軸流タービン５及びジェットノズル６を通過してガスタービンエンジン１から排出される。より具体的には、高温の燃料流体は、タービンベーン５１と、タービンディスク５２の外周に設けられたタービン翼５３とを通過することにより、タービン５に回転力を付与した後に、ジェットノズル６の外壁６１とコーン６２との間に区画された流路６３を通過して排出口６４から外気中に排出される。

（燃料噴射弁の構造）
本実施例の燃料噴射弁４６は、自動車のディーゼルエンジンに一般的に採用されるインジェクターと同様の構造を備えたものが好ましいが、必ずしもこの例に限定されない。また、燃料噴射弁４６の先端４６ｔは、エンジン停止後に液体燃料の液漏れを防止する液漏れ防止機構７が設けられることも好ましい。図示の例では、液漏れ防止機構７は、燃料通路４６ｃと、先端４６ｔのノズル４６ｎとの間に、金属製の球状体７１とこの球状体７１を燃料導路４６ｃ側に付勢する弾性体（図示ではバネ）７２とで構成される。燃料噴射時以外は、弾性体７２によって付勢された球状体７１は燃料導路４６ｃの開口を密閉し、望ましくない燃料の液漏れを防止できる。

（燃焼筒の構造的な特徴）
また、燃焼筒４２の外側筒４２ｏは、上流側から下流側に向かって内径が徐々に減少するように傾斜した中空円錐状を成すことが好ましい。ここで、中空円錐状とは、通常の円錐の先端部分が切り取られて、底面より小さな面積を有した円形上面が形成された形状であり、底面側が燃焼筒４２の前方壁４２ｆに相当し、上面側が出口部４２ｒに相当する。

外側筒４２ｏを上述の中空円錐状に形成することで、従来の構造（例えば、図６に示す比較例）よりも、図２に示すように、前方壁４２ｆは出口部４２ｒより外周方向に延伸する。より詳細には、図２（ａ）に示すように、前方壁４２ｆには、出口部４２ｒを該前方壁４２ｆに投影した場合に生ずる投影面Ａｐ（投影面積（図中のハッチングで示した領域））より周方向外側に張り出した外周縁部４２ｅが形成される。なお、図６に示す比較例では、直胴状の燃焼筒１４２であるため、その前方壁１４２ｆには上述のような外周縁部は全く形成されることはない。

そして、本発明では、上記投影面Ａｐより外側に広がった外周縁部４２ｅの領域内に、周方向に複数の燃料流入口４８を形成していることに留意されたい。さらに、本発明では、これに対応して、図２（ｃ）に示すように、圧縮機用ディフューザ空間３３（図中の破線で囲んだ矩形領域）も、比較例の場合（図６（ｃ）も参照）よりも、圧縮機ベーン３２から燃料流入口４８に対応した上流側の位置にまで広がるように形成（外周方向に拡張）されることになる。なお、図２（ｃ）や図６（ｃ）に示す上記空間３３，１３３は、本発明の創意工夫を分かり易く説明した概念図であり、実際の形状とは相違することにも留意されたい。

以上の説明のように、本発明では燃料流入口４８を、従来の燃料筒のそれらと比べて、前方壁４２ｆ上の径方向により一層離れた位置（つまり、出口部４２ｒを前方壁４２ｆに投影した場合の投影面積Ａｐより周方向外側の外周縁部４２ｅの領域内）に設置するようにしたために、インペラ３１から周方向外側に形成される圧縮機用ディフューザ空間３３を、従来の場合よりも、外周方向に一層広く拡張できたものである。本発明者らによる後述の検討及び試作実験によれば、上記空間３３が拡張することで、燃焼室４４内部の圧力を上昇させることができることが判明した。これにより、本発明では、燃焼器４の燃焼効率が飛躍的に向上し、燃料消費率（ＳＦＣ）を著しく抑制することができる。

（外側筒の傾斜角）
本発明の外側筒４２ｏは、図２に示すが如く、とりわけ「急勾配な」中空円錐形状であることが好ましい。具体的には、外側筒４２ｏの傾斜角θ（図１を参照）は、好ましくは、θ＝１５°〜３０°であり、さらに好ましくは、θ＝２０°〜２５°である。ここで、θが上記下限より小さくなると、上述のディフューザ空間３３の拡張が不十分となり、ひいては燃焼室４４内部での所望の圧力上昇が得られなくなる。一方、θが上記上限より大きくなると、燃焼器４やこれを含むエンジン１の外形寸法が過大になり、目標の仕様に適合しなくなるため望ましくない。

（燃料流入口と燃料噴射弁のノズルの配置）
また、燃料流入口４８と燃料噴射弁４６のノズル４６ｎは、燃焼筒４２の出口部４２ｒの中心に向けて配設されていることが好ましい。更に、燃料流入口４８、燃料噴射弁４６のノズル４６ｎ、及び燃焼器４のケーシング４１も、前述の傾斜角θに対応した傾斜角でもって傾斜するように設置されていることが好ましい。

（スワーラの追加設置）
また、燃料流入口４８には、スワーラ４９がさらに追加されていることが好ましい。これにより、燃焼室４４内部にて空気の旋回が増大するため、燃料と空気との混合が改善することができる。従って、小さな空間しか有さない燃焼室４４であっても、室内の燃焼をより完全燃焼に近づけ、燃焼効率が改善することができる。

（燃焼筒の内側筒の構造）
また、燃焼筒４２の内側筒４２ｉは、燃焼室４４の容積が下流側に比べて上流側で大きくなるように、内周方向に膨出していることが好ましい。図１及び図２（ｃ）に、燃焼室４４の容積が上流側で内周方向に拡大・膨出した部分を破線と符号４４ｅｘで示す。これにより、燃焼室４４の上流側で燃料と空気との混合・燃焼を行うための十分な空間を確保できるとともに、空気流の流速も比較的に減速されることから、混合流体の滞留時間を十分に確保できるようになる。

（熱力学解析による性能評価）
本発明者らは、本発明のエンジン１を、下記に説明する熱力学解析によって、その燃費消費率（ＳＦＣ）と比出力の特性を予測した。なお、本発明者らは、図５に示す比較例のエンジン１００を既に提案・試作済みであるが、この従来のエンジン１００が実際に発揮する圧力比は、７０，０００ｒｐｍで約２．６であり、十分に高い値とは言えない。

（解析モデル）
解析を容易にし、かつ、後述する既存の解析手法を利用するために、本発明のエンジン１を、ジェットノズル６を別軸９ｂ付きの出力タービン８に代えたターボシャフトエンジン１Ａ（図３（ａ）を参照）であると仮定し、これから構築された図３（ｂ）の熱力学解析モデルについて性能検討を行なうものとした。

（解析手法）
解析手法は、文献「ガスタービンの基礎と応用、ＨＩＨ Ｓａｒａｖａｎａｍｕｔｔｏｏ、他３名、東海大学出版、２０１２年８月」に従った。すなわち、ターボシャフトエンジン１Ａ各部の要素性能（各部の断熱効率など）を仮定し、圧縮機３の入口の空気の状態が要素機器を通過する際の変化を計算し、出力タービン８の出口の状態まで求め、それによって、タービン出力と燃料消費を計算する。このような計算値から燃料消費率ＳＦＣと比出力を計算する。なお、計算条件を表１に示す。

（解析結果）
以上の解析手法に従って計算した解析結果を図４に示す。図４中には、圧力比を２〜１６に、タービン入口温度を８００Ｋ〜１６００Ｋに変化させた場合の解析結果を示す。更に、図中の黒丸印は、比較例のエンジン１００の性能を示す。比較例のエンジン１００における圧力比は２．６であり、そのときのタービン入口温度は８２０Ｋと推定されている。

この解析結果では、圧力比を４．０〜８．０に高めてタービン入口温度を１４００Ｋ程度まで高めることで、実施例の燃料消費率（ＳＦＣ）が、比較例のＳＦＣである１．４（ｋｇ ｆｕｅｌ／ＰＳＨ）に比べ、０．２５〜０．４（ｋｇ ｆｕｅｌ／ＰＳＨ）程度まで下がることが判った。また、比出力については、比較例の比出力である３０（ＰＳ ｓ／ｋｇ ｇａｓ）に比べ、実施例の比出力は２５０（ＰＳ ｓ／ｋｇ ｇａｓ）まで上がる（約８倍上昇する）ことが判った。なお、比較例のエンジン１００に基に作られたターボシャフトエンジンでは、７ｋＷの発電を確認されている。従って、この比較例の発電性能及び上記解析結果（比出力）によれば、本実施例のエンジンでは５０ｋＷ程度まで出力を上げることができると考えられる。

本発明のガスタービンエンジンは、以上のような斬新な中空円錐構造を成す外側筒を有するために、燃焼筒の前方壁に出口部投影面より径方向外側へ張り出した外周縁部が形成される。このため、燃焼筒（すなわち外周縁部）の前方（上流側）に、従来技術と比較して径方向（周方向外側）に著しく延伸した圧縮機用ディフューザ空間を形成できる。従来エンジンの場合より上記空間が拡大することで、燃焼器の燃焼室内部の圧力を上昇させることができる。これにより、燃焼器の燃焼効率が飛躍的に向上し、燃料消費率（ＳＦＣ）を著しく抑制することができる。

このように、本発明は、産業上の利用価値及び産業上の利用可能性が非常に高い。

１ ガスタービンエンジン
１Ａ ターボシャフトエンジン（実施例２の解析モデル）
２ インテーク
３ 遠心圧縮機
４ 燃焼器（アンニュラ型燃焼器）
５ 軸流タービン
６ ジェットノズル
７ 液漏れ防止機構
８ 出力タービン
９ａ 回転軸
９ｂ 別軸
２１ 空気導入部
３１ インペラ
３２ ディフューザベーン
３３ 圧縮機用ディフューザ空間
４１ 燃焼器のケーシング
４２ 燃焼筒（ライナ）
４２ｆ 燃焼筒の前方壁
４２ｉ 燃焼筒の内側筒
４２ｏ 燃焼筒の外側筒
４２ｒ 燃焼筒の出口部
４２ｅ 前方壁上に形成される外周縁部
４３ｉ，４３ｏ 内側筒又は外側筒に設けられた空気孔
４４ 燃焼筒内の燃焼室
４４ｅｘ 燃焼室上流側で容積が増大した膨出部
４５ｉ，４５ｏ 環状通路
４６ 燃料噴射弁
４６ｉ 燃料配管
４６ｃ 燃料通路
４６ｎ 燃料噴射弁の先端に設けられたノズル
４６ｔ 燃料噴射弁の先端
４７ 点火プラグ
４８ 燃料流入口
４９ スワーラ
５１ タービンベーン
５２ タービンディスク
５３ タービン翼
６１ ジェットノズル６の外壁
６２ コーン
６３ 流路
６４ 排出口
７０ タービン軸ハウジング
７１ 球状体
７２ 弾性体（バネ）
１００ マイクロターボジェットエンジン（比較例）
１０２ インテーク
１０３ 遠心圧縮機
１０４ アンニュラ型燃焼器
１０５ 軸流タービン
１０６ ジェットノズル
１０９ａ 回転軸
１１０ 燃料蒸発管
１１３ 出口部
１３１ インペラ
１３２ ベーン
１３３ 圧縮機用ディフューザ空間
１４２ 燃焼筒
１４２ｏ 燃焼筒の外側筒
１４２ｉ 燃焼筒の内側筒
１４２ｆ 燃焼筒の前方壁
１４２ｒ 出口部
１４３ｏ，１４３ｉ，１４３ｆ 空気孔
１４４ 燃焼室
Ａｐ 投影面

Claims (4)

1. インペラと該インペラの外周方向にディフューザ空間が設けられた遠心圧縮機と、アンニュラ型燃焼器と、を備えたガスタービンエンジンであって、
   前記燃焼器は、上流側から下流側に向かって内径が徐々に減少するように傾斜した中空円錐状を成す外側筒が設けられた燃焼筒を備え、
   前記燃焼筒は、内側筒と、該内側筒と前記外側筒とを前方で接続した前方壁と、前記内側筒と前記外側筒と前記前方壁とで区画された燃焼室とを更に備え、
   前記前方壁には、前記燃焼筒の出口部を該前方壁に投影した場合に形成される投影面より周方向外側に張り出した外周縁部が形成され、
   前記外周縁部には周方向に複数の燃料流入口が形成されるとともに、該燃料流入口には燃料噴射弁の先端が挿入され、
   前記ディフューザ空間が前記外周縁部及び前記燃料流入口の上流側位置に至るまで外周方向に拡張されており、かつ、
   前記燃焼筒の前記内側筒は、前記燃焼室の容積が下流側に比べて上流側で大きくなるように、内周方向に膨出していることを特徴とするガスタービンエンジン。
2. 前記ガスタービンエンジンの回転軸に対する前記外側筒の傾斜角が１５°〜３０°であることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
3. 前記燃料流入口にはスワーラがさらに設けられていることを特徴とする請求項１又は２に記載のガスタービンエンジン。
4. 前記燃料流入口と前記燃料噴射弁の前記先端とは、前記出口部の中心に向けて配設されていることを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載のガスタービンエンジン。