JPH0617666A - 過濃燃焼式再熱燃焼サイクルエンジン - Google Patents
過濃燃焼式再熱燃焼サイクルエンジンInfo
- Publication number
- JPH0617666A JPH0617666A JP19762092A JP19762092A JPH0617666A JP H0617666 A JPH0617666 A JP H0617666A JP 19762092 A JP19762092 A JP 19762092A JP 19762092 A JP19762092 A JP 19762092A JP H0617666 A JPH0617666 A JP H0617666A
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- Japan
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- pressure turbine
- combustion gas
- rich
- fan
- combustor
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 高圧タービンの耐酸化性の不足を補う。
【構成】 空気取入用ファン４と、該ファン４の後方に
設けた高圧圧縮機５と、該高圧圧縮機５を駆動する高圧
タービン７と、該高圧タービン７の後方に設けられファ
ン４を駆動する低圧タービン９とを備えた航空機用エン
ジンにおいて、高圧圧縮機５と高圧タービン７との間に
過濃燃焼器１３を配設し、高圧タービン７と低圧タービ
ン９との間に再熱燃焼器１４を配設している。 【効果】 燃焼ガス中に酸素が残らないよう燃料を燃焼
させ得る過濃燃焼器１３から発生する燃焼ガス１２が、
該燃焼ガス１２により駆動される高圧タービン７の耐酸
化性の不足を補い得られ、しかも低圧タービン９より完
全燃焼した無公害のガスが排出される。
設けた高圧圧縮機５と、該高圧圧縮機５を駆動する高圧
タービン７と、該高圧タービン７の後方に設けられファ
ン４を駆動する低圧タービン９とを備えた航空機用エン
ジンにおいて、高圧圧縮機５と高圧タービン７との間に
過濃燃焼器１３を配設し、高圧タービン７と低圧タービ
ン９との間に再熱燃焼器１４を配設している。 【効果】 燃焼ガス中に酸素が残らないよう燃料を燃焼
させ得る過濃燃焼器１３から発生する燃焼ガス１２が、
該燃焼ガス１２により駆動される高圧タービン７の耐酸
化性の不足を補い得られ、しかも低圧タービン９より完
全燃焼した無公害のガスが排出される。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、過濃燃焼式再熱燃焼サ
イクルエンジンに関するものである。
イクルエンジンに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図２は従来の航空機用エンジンの一例の
概略を示し、図中、１はエンジンケーシングであり、先
端部にファンダクト２が固定されており、後端部にノズ
ル３が設けられている。
概略を示し、図中、１はエンジンケーシングであり、先
端部にファンダクト２が固定されており、後端部にノズ
ル３が設けられている。
【０００３】前記ファンダクト２にファン４を設け、該
ファン４の後方のエンジンケーシング１内に高圧圧縮機
５を設け、該高圧圧縮機５の動翼５ａより後方へ延び且
つ回転自在に支持された中空駆動軸６の端部に前記動翼
５ａを駆動する高圧タービン７を設け、該高圧タービン
７と前記高圧圧縮機５との間のエンジンケーシング１内
面に沿って燃焼室８を設け、前記高圧タービン７の後方
に低圧タービン９を設け、該低圧タービン９と前記ファ
ン４とを、前記中空駆動軸６内を貫通して延び且つ回転
自在に支持された駆動軸１０により連結している。
ファン４の後方のエンジンケーシング１内に高圧圧縮機
５を設け、該高圧圧縮機５の動翼５ａより後方へ延び且
つ回転自在に支持された中空駆動軸６の端部に前記動翼
５ａを駆動する高圧タービン７を設け、該高圧タービン
７と前記高圧圧縮機５との間のエンジンケーシング１内
面に沿って燃焼室８を設け、前記高圧タービン７の後方
に低圧タービン９を設け、該低圧タービン９と前記ファ
ン４とを、前記中空駆動軸６内を貫通して延び且つ回転
自在に支持された駆動軸１０により連結している。
【０００４】而して、ファン４の回転によりファンダク
ト２から取り入れた空気Ａを高圧圧縮機５により充分に
圧縮して燃焼室８へ送給し、該燃焼室８内の空気中に液
体燃料１１を噴霧混合して燃焼させ、該液体燃料１１の
燃焼により発生した高温高圧の燃焼ガス１２を高圧ター
ビン７および低圧タービン９を通して後方のノズル３か
ら噴出させることにより所要の推力を得ている。
ト２から取り入れた空気Ａを高圧圧縮機５により充分に
圧縮して燃焼室８へ送給し、該燃焼室８内の空気中に液
体燃料１１を噴霧混合して燃焼させ、該液体燃料１１の
燃焼により発生した高温高圧の燃焼ガス１２を高圧ター
ビン７および低圧タービン９を通して後方のノズル３か
ら噴出させることにより所要の推力を得ている。
【０００５】その際、前記燃焼ガス１２のエネルギーの
一部が高圧タービン７および低圧タービン９に吸収さ
れ、その回転エネルギーによって高圧タービン７に中空
駆動軸６を介して連結された高圧圧縮機５を駆動し、低
圧タービン９に駆動軸１０を介して連結されたファン４
を駆動し、推力を発生させる作用流体量を増加させるこ
とにより推力の増加を図っている。
一部が高圧タービン７および低圧タービン９に吸収さ
れ、その回転エネルギーによって高圧タービン７に中空
駆動軸６を介して連結された高圧圧縮機５を駆動し、低
圧タービン９に駆動軸１０を介して連結されたファン４
を駆動し、推力を発生させる作用流体量を増加させるこ
とにより推力の増加を図っている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、前述の
航空機用ジェットエンジンでは、高性能化、高出力化を
図るため、高圧タービン７入口において約１４００℃、
低圧タービン９入口において約１０００℃程度の現在の
燃焼ガス１２の温度を、高圧タービン７入口において約
１８００℃、低圧タービン９入口において約１４００℃
程度に高めたいという要求があり、この高い燃焼ガス１
２の温度を実現するためには、高圧タービン７などに超
耐熱材料を適用することが不可欠である。
航空機用ジェットエンジンでは、高性能化、高出力化を
図るため、高圧タービン７入口において約１４００℃、
低圧タービン９入口において約１０００℃程度の現在の
燃焼ガス１２の温度を、高圧タービン７入口において約
１８００℃、低圧タービン９入口において約１４００℃
程度に高めたいという要求があり、この高い燃焼ガス１
２の温度を実現するためには、高圧タービン７などに超
耐熱材料を適用することが不可欠である。
【０００７】しかし、例えば大気中において約５００℃
程度までしか耐え得ないが、無酸素条件では約２０００
℃まで耐え得る炭素・炭素繊維強化材料（Ｃ／Ｃ）にみ
られるように、超耐熱材料には耐酸化性に劣るという難
点があり、また、セラミックスによりコーティングする
ことが考えられるが約１４００℃程度までしか耐えられ
ないなど、航空機用エンジンの高性能化、高出力化に際
しては、種々の困難な問題がある。
程度までしか耐え得ないが、無酸素条件では約２０００
℃まで耐え得る炭素・炭素繊維強化材料（Ｃ／Ｃ）にみ
られるように、超耐熱材料には耐酸化性に劣るという難
点があり、また、セラミックスによりコーティングする
ことが考えられるが約１４００℃程度までしか耐えられ
ないなど、航空機用エンジンの高性能化、高出力化に際
しては、種々の困難な問題がある。
【０００８】本発明は、前述の実情に鑑み、前記従来例
の図２に示した燃焼室に過濃燃焼方式を取り入れ、且つ
高圧タービンと低圧タービンとの間に再熱燃焼器を設け
ることにより、炭素・炭素繊維強化材料などの超耐熱材
料により形成される高圧タービン部の耐酸化性の不足を
補い得る過濃燃焼式再熱燃焼サイクルエンジンを提供す
ることを目的としてなしたものである。
の図２に示した燃焼室に過濃燃焼方式を取り入れ、且つ
高圧タービンと低圧タービンとの間に再熱燃焼器を設け
ることにより、炭素・炭素繊維強化材料などの超耐熱材
料により形成される高圧タービン部の耐酸化性の不足を
補い得る過濃燃焼式再熱燃焼サイクルエンジンを提供す
ることを目的としてなしたものである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は、先端部に空気
取入用ファンを有し後端部に燃焼ガス排出用ノズルを有
するエンジンケーシングと、前記ファンの後方のエンジ
ンケーシング内に設けられファンが取り入れた空気を圧
縮する高圧圧縮機と、該高圧圧縮機の後方に設けられ中
空駆動軸を介して前記高圧圧縮機を駆動する高圧タービ
ンと、該高圧タービンの後方に設けられ前記中空駆動軸
を貫通して延びる駆動軸を介して前記ファンを駆動する
低圧タービンとを備えた航空機用エンジンにおいて、前
記高圧圧縮機と高圧タービンとの間に過濃燃焼器を配設
し、且つ前記高圧タービンと低圧タービンとの間に高圧
タービンを通過した前記過濃燃焼器の燃焼ガスを再燃焼
させるための再熱燃焼器を配設した構成としている。
取入用ファンを有し後端部に燃焼ガス排出用ノズルを有
するエンジンケーシングと、前記ファンの後方のエンジ
ンケーシング内に設けられファンが取り入れた空気を圧
縮する高圧圧縮機と、該高圧圧縮機の後方に設けられ中
空駆動軸を介して前記高圧圧縮機を駆動する高圧タービ
ンと、該高圧タービンの後方に設けられ前記中空駆動軸
を貫通して延びる駆動軸を介して前記ファンを駆動する
低圧タービンとを備えた航空機用エンジンにおいて、前
記高圧圧縮機と高圧タービンとの間に過濃燃焼器を配設
し、且つ前記高圧タービンと低圧タービンとの間に高圧
タービンを通過した前記過濃燃焼器の燃焼ガスを再燃焼
させるための再熱燃焼器を配設した構成としている。
【００１０】
【作用】本発明では、過濃燃焼器が燃焼ガス中に酸素が
残らないよう燃料を燃焼させ得るので、該過濃燃焼器か
ら発生する燃焼ガスにより駆動される高圧タービンの耐
酸化性の不足を補い得る。また再熱燃焼器が前記高圧タ
ービンを通過した燃焼ガス中の過濃燃焼器で燃焼しなか
った未燃焼成分を完全燃焼させ得るので、該再熱燃焼器
から発生し低圧タービンを駆動したのちの完全燃焼ガス
を、エンジンケーシングの後端部に設けたノズルから無
公害の排気ガスとして排出できる。
残らないよう燃料を燃焼させ得るので、該過濃燃焼器か
ら発生する燃焼ガスにより駆動される高圧タービンの耐
酸化性の不足を補い得る。また再熱燃焼器が前記高圧タ
ービンを通過した燃焼ガス中の過濃燃焼器で燃焼しなか
った未燃焼成分を完全燃焼させ得るので、該再熱燃焼器
から発生し低圧タービンを駆動したのちの完全燃焼ガス
を、エンジンケーシングの後端部に設けたノズルから無
公害の排気ガスとして排出できる。
【００１１】
【実施例】以下、本発明の実施例を図面を参照しつつ説
明する。
明する。
【００１２】図１は本発明の過濃燃焼式再熱燃焼サイク
ルエンジンの一実施例の概略を表す概念図であり、図
中、図２と同じものには同じ符号を付すことにより説明
を省略する。
ルエンジンの一実施例の概略を表す概念図であり、図
中、図２と同じものには同じ符号を付すことにより説明
を省略する。
【００１３】本発明の実施例では、高圧圧縮機５と高圧
タービン７との間のエンジンケーシング１内面に沿っ
て、燃焼ガス中に酸素が残らないよう燃料を燃焼させ得
る過濃燃焼器１３を配設し、所要の間隔を置いて配設し
た高圧タービン７と低圧タービン９との間のエンジンケ
ーシング１内面に沿って、高圧タービン７を通過したあ
との前記過濃燃焼器１３の燃焼ガス１２を完全に再燃焼
させ得る再熱燃焼器１４を配設している。
タービン７との間のエンジンケーシング１内面に沿っ
て、燃焼ガス中に酸素が残らないよう燃料を燃焼させ得
る過濃燃焼器１３を配設し、所要の間隔を置いて配設し
た高圧タービン７と低圧タービン９との間のエンジンケ
ーシング１内面に沿って、高圧タービン７を通過したあ
との前記過濃燃焼器１３の燃焼ガス１２を完全に再燃焼
させ得る再熱燃焼器１４を配設している。
【００１４】而して、ファン４の回転によりファンダク
ト２から取り入れた空気Ａを高圧圧縮機５により充分に
圧縮して過濃燃焼器１３へ送給し、該過濃燃焼器１３内
の空気中に液体燃料１１を噴霧混合し、燃焼ガス１２中
に酸素が残らないよう燃料を燃焼させ、該液体燃料１１
の燃焼により発生した残留酸素のない高温高圧の燃焼ガ
ス１２を高圧タービン７へ通して再熱燃焼器１４へ導
く。
ト２から取り入れた空気Ａを高圧圧縮機５により充分に
圧縮して過濃燃焼器１３へ送給し、該過濃燃焼器１３内
の空気中に液体燃料１１を噴霧混合し、燃焼ガス１２中
に酸素が残らないよう燃料を燃焼させ、該液体燃料１１
の燃焼により発生した残留酸素のない高温高圧の燃焼ガ
ス１２を高圧タービン７へ通して再熱燃焼器１４へ導
く。
【００１５】再熱燃焼器１４に導かれた燃焼ガス１２を
再熱燃焼器１４により完全燃焼させ、該完全燃焼ガス１
５を低圧タービン９を通して後方のノズル３から噴出さ
せることにより所要の推力を得ている。
再熱燃焼器１４により完全燃焼させ、該完全燃焼ガス１
５を低圧タービン９を通して後方のノズル３から噴出さ
せることにより所要の推力を得ている。
【００１６】その際、前記燃焼ガス１２のエネルギーの
一部が高圧タービン７に吸収され、その回転エネルギー
によって高圧タービン７に中空駆動軸６を介して連結さ
れた高圧圧縮機５を駆動し、また前記完全燃焼ガス１５
のエネルギーの一部が低圧タービン９に吸収され、その
回転エネルギーによって低圧タービン９に駆動軸１０を
介して連結されたファン４を駆動する。
一部が高圧タービン７に吸収され、その回転エネルギー
によって高圧タービン７に中空駆動軸６を介して連結さ
れた高圧圧縮機５を駆動し、また前記完全燃焼ガス１５
のエネルギーの一部が低圧タービン９に吸収され、その
回転エネルギーによって低圧タービン９に駆動軸１０を
介して連結されたファン４を駆動する。
【００１７】本実施例によれば、燃焼ガス１２中に酸素
が残らないよう燃料を燃焼させ得る過濃燃焼器１３を設
け、該過濃燃焼器１３から発生する燃焼ガス１２により
高圧タービン７を駆動し得るよう形成したので、高圧タ
ービン７が燃焼ガス１２中の酸素に曝されることがない
ため高圧タービン７の耐酸化性の不足を補うことができ
る。
が残らないよう燃料を燃焼させ得る過濃燃焼器１３を設
け、該過濃燃焼器１３から発生する燃焼ガス１２により
高圧タービン７を駆動し得るよう形成したので、高圧タ
ービン７が燃焼ガス１２中の酸素に曝されることがない
ため高圧タービン７の耐酸化性の不足を補うことができ
る。
【００１８】また、前記高圧タービン７を通過した燃焼
ガス１２中、過濃燃焼器１３で燃焼しなかった未燃焼成
分を完全燃焼させ得る再熱燃焼器１４を設けたので、エ
ンジンケーシングの後端部に設けたノズルから無公害の
完全燃焼ガス１５を排気ガスとして排出することができ
る。
ガス１２中、過濃燃焼器１３で燃焼しなかった未燃焼成
分を完全燃焼させ得る再熱燃焼器１４を設けたので、エ
ンジンケーシングの後端部に設けたノズルから無公害の
完全燃焼ガス１５を排気ガスとして排出することができ
る。
【００１９】なお、本発明は前述の実施例にのみ限定さ
れるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内に
おいて種々変更を加え得ることは勿論である。
れるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内に
おいて種々変更を加え得ることは勿論である。
【００２０】
【発明の効果】本発明の過濃燃焼式再熱燃焼サイクルエ
ンジンによれば、下記のごとき種々の優れた効果を奏し
得る。
ンジンによれば、下記のごとき種々の優れた効果を奏し
得る。
【００２１】Ｉ）燃焼ガス中に酸素が残らないよう燃料
を燃焼させ得る過濃燃焼器を設け、該過濃燃焼器から発
生する燃焼ガスにより高圧タービンを駆動し得るよう形
成したので、高圧タービンが燃焼ガス中の酸素に曝され
ることがないため高圧タービンの耐酸化性の不足を補う
ことができる。従って、耐酸化性に難点を有する炭素・
炭素繊維強化材料（Ｃ／Ｃ）等の超耐熱材料を航空機用
エンジンに適用して、その高性能化、高出力化を図るこ
とが可能となる。
を燃焼させ得る過濃燃焼器を設け、該過濃燃焼器から発
生する燃焼ガスにより高圧タービンを駆動し得るよう形
成したので、高圧タービンが燃焼ガス中の酸素に曝され
ることがないため高圧タービンの耐酸化性の不足を補う
ことができる。従って、耐酸化性に難点を有する炭素・
炭素繊維強化材料（Ｃ／Ｃ）等の超耐熱材料を航空機用
エンジンに適用して、その高性能化、高出力化を図るこ
とが可能となる。
【００２２】ＩＩ）高圧タービンを通過した燃焼ガス
中、過濃燃焼器で燃焼しなかった未燃焼成分を完全燃焼
させ得る再熱燃焼器を設けたので、該再熱燃焼器から発
生し、低圧タービンを通過したあとの完全燃焼ガスをエ
ンジンケーシングの後端部に設けたノズルから無公害の
排気ガスとして排出することができるとともに、低圧タ
ービンを形成する材料として炭化珪素（ＳｉＣ）などを
適用し得る。
中、過濃燃焼器で燃焼しなかった未燃焼成分を完全燃焼
させ得る再熱燃焼器を設けたので、該再熱燃焼器から発
生し、低圧タービンを通過したあとの完全燃焼ガスをエ
ンジンケーシングの後端部に設けたノズルから無公害の
排気ガスとして排出することができるとともに、低圧タ
ービンを形成する材料として炭化珪素（ＳｉＣ）などを
適用し得る。
【図１】本発明の過濃燃焼式再熱燃焼サイクルエンジン
の一実施例の概略を表す断面図である。
の一実施例の概略を表す断面図である。
【図２】従来の航空機用エンジンの一例の概略を表す断
面図である。
面図である。
１ エンジンケーシング ３ ノズル ４ ファン ５ 高圧圧縮機 ６ 中空駆動軸 ７ 高圧タービン ９ 低圧タービン １０ 駆動軸 １３ 過濃燃焼器 １４ 再熱燃焼器
Claims (1)
- 【請求項１】 先端部に空気取入用ファンを有し後端部
に燃焼ガス排出用ノズルを有するエンジンケーシング
と、前記ファンの後方のエンジンケーシング内に設けら
れファンが取り入れた空気を圧縮する高圧圧縮機と、該
高圧圧縮機の後方に設けられ中空駆動軸を介して前記高
圧圧縮機を駆動する高圧タービンと、該高圧タービンの
後方に設けられ前記中空駆動軸を貫通して延びる駆動軸
を介して前記ファンを駆動する低圧タービンとを備えた
航空機用エンジンにおいて、前記高圧圧縮機と高圧ター
ビンとの間に過濃燃焼器を配設し、且つ前記高圧タービ
ンと低圧タービンとの間に高圧タービンを通過した前記
過濃燃焼器の燃焼ガスを再燃焼させるための再熱燃焼器
を配設したことを特徴とする過濃燃焼式再熱燃焼サイク
ルエンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP19762092A JPH0617666A (ja) | 1992-07-01 | 1992-07-01 | 過濃燃焼式再熱燃焼サイクルエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP19762092A JPH0617666A (ja) | 1992-07-01 | 1992-07-01 | 過濃燃焼式再熱燃焼サイクルエンジン |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0617666A true JPH0617666A (ja) | 1994-01-25 |
Family
ID=16377512
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP19762092A Pending JPH0617666A (ja) | 1992-07-01 | 1992-07-01 | 過濃燃焼式再熱燃焼サイクルエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0617666A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007113584A (ja) | 2005-10-19 | 2007-05-10 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンアセンブリ |
-
1992
- 1992-07-01 JP JP19762092A patent/JPH0617666A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007113584A (ja) | 2005-10-19 | 2007-05-10 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンアセンブリ |
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