JPH0626366A - 低炭素粒子性のガスタービン燃焼機 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 完全に終了する燃焼において極めて少ない炭
素粒子を持つ清浄な燃焼ガスを生じるよう、ガスタービ
ンエンジン用の燃焼システムの反応率あるいは反応プロ
セスの持続時間を制限して、エンジンの燃焼室内での燃
焼プロセスが終了に向かうことを制御・抑制する。 【構成】炭素の酸化を生じるような燃焼機閉鎖技術を調
節して、炭素沈着物を取り除く構成がとられる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明はガスタービンの燃焼機及
びその操作方法に関するものであり、本発明による場合
タービンに流れ込む流入気は殆んど炭素粒子が含まれな
いものになる。更に詳細には、本発明はによれば反応が
完了することを抑止するための機器及び方法が提供さ
れ、制御されて高温、高圧のガスを放出するために有用
な混合物の燃焼に航空燃料及び圧縮空気を用いる如き、
貯蔵燃料サブシステム用の燃焼機を提供するものであ
る。

【０００２】

【従来の技術】一般的に、航空機において環境制御シス
テムへ圧縮された空気を給送すると共に航空機に推進力
を与える、一個以上の主エンジンをが具備される。また
主エンジンにより、発電機及び水圧ポンプを駆動する動
力が与えられ、両者は共に駆動機器及び飛行コントロー
ルシステムに必須である。これに加えて多くの航空機に
おいては、例えば航空機が地上にあつて第一エンジンが
作動していない時、航空機に空気の供給と電力及び水圧
力を与える補助パワーエンジンを備えている。地上にあ
つても飛行中にあつても、補助エンジンにより主エンジ
ンに始動力が与えられる。主エンジン及び補助パワーエ
ンジンは共に、燃焼要素としての大気から取り込まれた
空気と混合される航空機の主燃料タンクからの航空燃料
によつて作動する。最大燃料効率を得るため、これらの
エンジンは空気が豊富で燃料が少ない態様で作動され
る。

【０００３】

【発明が解決しようとする課順】多くの場合補助パワー
エンジンを始動するには、地上にあるスタートカート、
高圧空気タンク、あるいは緊急パワーシステム等の外部
の動力源を必要とする。補助動力エンジンは元来、空気
が比較的濃厚な地上で操作可能に構成されているので、
例えば５５，０００フイート以上の高度での補助動力エ
ンジンの操作は不可能な場合がある。従つて、多くの場
合補助動力エンジンは５５，０００フイート以上で故障
した第一エンジンを再始動することができず、またこの
とき電力あるいは水圧動力が供給されなくなる。且つま
た第一エンジン、補助動力エンジンが共に主燃料タンク
からの燃料により作動されるため、仮に燃料の供給が遮
断されると、パイロツトが飛行機を制御し着陸させるた
めに必要な電力及び水圧の動力源が消失することにな
る。

【０００４】しかし、航空機においては緊急時に電力及
び水圧動力を飛行制御システムに提供でき、また補助あ
るいは第一エンジンの再始動に用いられる、外部の状況
に関わらず作動可能な緊急動力システムを備えることが
望まれる。これは緊急動力システムに対する最小限の必
須事項である。またこのシステムは緊急事態においての
み作動されるから、長期間待機し非活動状態に置かれる
反面、緊急には直ちに始動すると共に予め特定されたデ
ユーテイーサイクルに従つて連続して動力を提供するこ
とが要求される。理想的にはこのような緊急動力システ
ムは、コンパクトで、軽量で、高信頼であり、操作が簡
潔で、特別な材料あるいは燃料を扱う必要もなく、一方
制御可能で清浄な燃焼ガスを給送する燃焼プロセスが提
供されている。また昨今緊急動力ユニツトに、主として
気圧を制御したガスを給送するように触媒床に散布され
た液体ヒドラジンを基本にした燃料が採用されている。
これらのユニツトは数種の飛行機において使用中であ
り、軽量性と高性能を兼ね備えている。

【０００５】しかしながら、液体ヒドラジンは腐食性及
び毒性が強く、従つて特別な取扱い操作が必要であり、
構成にも考慮を払う必要がある。また触媒材は高価であ
り、且つ触媒がなくなつたときは交換する要がある。更
に給送される燃焼ガスは有毒であり、このため緊急動力
ユニツトの地上テストに大きな制限が加わる。

【０００６】この問題を克服するため、緊急動力システ
ムを燃料が優勢な航空燃料と空気の混合物で作動可能に
する構成が提案されている。この場合燃料は用意に入手
でき、無毒性で、清浄に燃焼するエネルギー源と、コン
パクトに収納され、軽量で、信頼性が高く、保守が簡単
な緊急動力ユニツトを採用しており、緊急動力システム
として適切なものと言える。

【０００７】このような緊急動力システムとしては、本
出願人が譲受した、「緊急動力ユニツト」と題される米
国特許第４，７７７，７９３号およびその分割発明とし
ての「緊急動力ユニットの操作法」と題される米国特許
第４，９３４，１３６号、「エネルギー動力ユニツト用
燃焼機」と題される４，８９８，０００号に開示されて
いた構成が挙げられている。

【０００８】これらの発明で着目した炭素を基本とする
ジエツト燃料を使用する場合、燃料が豊富なときは主に
炭素でなり燃焼ガス流に混入した、固形粒子の形成が生
じ易い問題がある。この固形粒子によつて燃焼機の下流
のガスの流路で目詰まりを来し易く、且つガスノズルあ
るいはタービン羽根に腐食を生じ易いため、この固形粒
子の形成はガスタービンの操作、持続性また信頼性に影
響するため、これらの問題に充分に対処する要がある。

【０００９】しかして本発明は燃焼ガス流中の固形粒子
の形成を大きく低減あるいは充分に抑止することがで
き、燃料が優勢な航空燃料と空気の混合物で作動する緊
急動力システムのような、ガスタービンエンジン中で航
空燃料を燃焼させるための燃焼機とその操作方法を提供
することを目的とする。

【００１０】発明によれば、燃料が豊富な燃焼環境で使
用されるガスタービンエンジン燃焼機と、燃焼反応が進
行し完了することを抑制し得る方法とが提供される。本
発明においては有用な機器若しくは方法を含む少なくと
も四つの新規な技術事項に着目し、夫々独立して、ある
いは組み合わせて燃焼反応の完了を制御ないしは制限す
ることになる。

【００１１】第１の技術事項は燃焼機の外形の長さを減
じること、第２の技術事項は燃焼ガス温度を減少させる
こと、第３の技術事項は燃焼圧を減少させること、第４
の技術事項は燃焼に供する燃料を、一般的に用いられて
いるものに比べ小適化することにある。

【００１２】本発明によれば、一度形成された炭素沈着
を除去する方法も提供される。この方法では、燃焼操作
を終了させる際、空気の流動を停止する前に燃料の流れ
も停止せしめて炭素を酸化する。

【００１３】本発明によれば、燃焼ガス流中における固
形粒子の形成を充分に低減させた航空機ＥＰＵのような
燃料が優勢な環境下で運転する軽量ガスタービン燃焼機
が提供される。本発明は既存の燃焼機、ＥＰＵシステム
に簡単に採用され得る。

【００１４】

【課題を解決するための手段】本発明によれば上記の目
的は、燃焼機と、前記燃焼機内の燃焼室、並びに反応制
限部が具備され、一群の燃焼反応率のパラメータの内の
少なくとも一つを制限して前記燃焼室内の燃焼プロセス
が終了に向かうこと抑制し、完全に終了する燃焼に比べ
極めて少ない炭素粒子を持つ燃焼ガスを生じさせられ、
前記の一群のパラメータには反応プロセスの持続時間と
反応プロセスの速度を含む、燃料の供給と酸化物の供給
を行なうガスタービンエンジン用の燃焼システムにより
達成される。

【００１５】

【作用】上述の構成をとる本発明においては燃焼機から
送出されるものより相当に少ない炭素粒子を持つ清浄な
燃焼ガスが給送されることになり、反応プロセスの持続
時間、速度あるいはその双方の少なくとも一の燃焼反応
のパラメータを充分に制限でき、好ましくは燃料が優勢
な混合物で作動する燃焼機の燃焼が有効に制御され得
る。またこの炭素粒子に関して燃焼時の清浄性がガスの
不透明性により有効に且つ容易に測定され得る。充分に
清浄な燃焼ガスは約２０％あるいはそれ以下の不透明性
でとどまり、２０％を大きく越える不透明さの排気中の
過剰の炭素形成が充分に抑制される。

【００１６】

【実施例】図１を参照するに、高圧空気タンク２２と貯
蔵燃料部としての航空燃料タンク２４を備えた緊急動力
ユニツト２０が示されている。空気タンク２２は、高圧
空気導管２８、空気圧制御装置３６、並びに圧力が制御
される導管２９を介して燃焼機２６に連結される。空気
導管２８には空気閉鎖弁３２が含まれ、一方圧力が制御
される導管２９には空気温度センサ３８と空気流量制御
弁４０とが含まれる。同様に燃料タンク２４と燃焼機２
６の間の燃料導管３０には、燃料閉鎖弁４２と燃料制御
弁４６とが含まれる。緊急動力ユニツト２０用の電気調
節装置５０は空気閉鎖弁３２、空気温度センサ３８、空
気流量制御弁４０、燃料閉鎖弁４２に電気的に接続され
ると共に、発火機６８、一対の燃焼機温度センサ５８並
びにタービン速度センサ５６に電気的に接続される。タ
ービン速度センサ５６は燃焼機２６内で生じた燃焼ガス
によつて駆動されるタービン５２に装着される出力シャ
フト５４の直近にあり、その速度が感知される。発電機
７２と水圧ポンプ７４を駆動するために、タービン５２
の出力シヤフト５４がギヤーボツクス７０に連結され
る。タービン５２の下流部において、燃焼ガスは排気管
６０から放出される。

【００１７】燃焼機の作動前に、高圧空気タンク２２は
数千プサイ（ｐ．ｓ．ｉ．）になるまで圧縮空気が充填
され、燃料タンク２４には航空燃料が充填される。燃料
タンク２４には取り外し可能な高圧ピストンあるいはブ
レーダ型の燃料タンクを用いてもよい。緊急動力が必要
な場合、空気と燃料とが各々の空気導管２８と燃料導管
３０とを通つて流動するように調節装置５０により空気
閉鎖弁３２と燃料閉鎖弁４２とが開かれる。高圧空気タ
ンク２２から流入する空気は連続的に調節装置５０によ
つて調節され、適切な圧力レベルに制御されるように空
気圧を減じる圧力制御装置３６に送られる。

【００１８】空気流量調節弁４０と燃料調節弁４６とに
より正確な燃料と空気の割合を適切な圧力をもつて燃焼
機に送られるように、調節装置５０では空気温度センサ
３８からの空気温度信号が利用される。燃焼機２６内に
おいて燃料と空気とが混合され、発火機６８により燃焼
プロセスが開始される。一度燃焼が開始された後は、燃
料と空気とが燃焼機に給送される限り燃焼は自立的に行
なわれる。

【００１９】燃焼機２６への燃料と空気の流量率を調節
して通常は極めて高速のタービン速度を微少にするよう
制御しつつ、緊急動力システムの性能と効率を最適化す
るため、調節装置５０により発火機６８に動力が供給さ
れ、且つこれを調節され、また燃焼温度センサ５８とタ
ービン速度センサ５６とから逆に入力を受けて空気と燃
料との温度測定値を関連付ける。

【００２０】高圧空気タンク２２内の圧縮空気の供給が
僅少になるに応じて空気の温度が急速に降下する。従つ
て燃焼機２６に給送される燃料と空気の割合を適切に調
節するために、調節装置５０において変動する、制御さ
れた空気温度と燃料温度とを間断なくモニタする必要が
ある。

【００２１】華氏１１００から２０００度の間の温度の
燃焼ガスを産生するための適切な空気と燃料の割合は、
１、４：１から３、８：１の燃料が優勢な範囲内にあ
る。本システムのための最適な空気と燃料の割合は約
２、９：１であり、華氏１６５０度の温度を持つ燃焼ガ
スが送出される。ここに例示されている燃焼機２６は、
７００から、１４０プサイの室内圧力範囲の間で良好な
調節性を持つて作動するよう構成されている。温度と圧
力は、上述の如く調節装置５０によつて維持される。華
氏１８５０度の適切な燃焼ガス温度を発生するには空気
と燃料の比率が３、５：１で作動するよう事前に設計が
なされる。

【００２２】図１の燃焼機２６が、図２に更に詳細に示
されている。円錐部２５２を持つ燃焼室２５１は、一般
的に円柱状をしたヒートライナ２５３と、ノズルボツク
ス２６１の接着部２６７への円形の放出領域Ａとを備
え、その放出口２５６に向かつて先細になる円錐型ライ
ナー２５４により囲繞される。ヒートライナ２５３はセ
ラミツク絶縁体２５５に巻かれ、圧力シエル２５７によ
つて取り囲まれる。燃焼機の容量は一般的には燃焼室２
５１によつて決まる。燃焼機２６のような燃焼機に特有
の長さは、容量を図２の実施例ではその放出領域で除算
して決定される。

【００２３】本発明によれば一部上述した如く、燃焼室
２５１内の燃焼反応が終了に向かう程度を制限するため
の方法が提供される。この場合、燃焼プロセスの持続時
間が制限される。持続時間は反応の残留時間して参酌し
得、反応物が燃焼機内にある平均時間となる。その排出
口の面積に対して燃焼室の容量を減じること、あるいは
逆にここに例示されるように燃焼室の容量に対して排出
口の面積を増加させることによつて残留時間を減少させ
ることができる。この排出ノズルの面積で除算される燃
焼室の容積は燃焼機の特有の長さＬとされる。燃焼反応
が終了に達することを確実に抑止するために燃料が優勢
な燃焼機の特有の長さＬを低減するこにより燃焼ガスの
清浄性が有効に改善される。

【００２４】図３Ａ及び３Ｂには、円柱の直径Ｄと燃焼
室の長さＬを減少させることなく燃焼機２６の長さＬを
減じる方法を例示する構成が開示される。これは既存の
設計を逆に適合させる、あるいは修正するための、特に
操作条件が充分に知られている既存の燃焼機用の、本発
明による特に望ましい実施例である。周来の構成による
燃焼機、即ち燃焼反応が完全な完了に向かうことを許容
する場合が図３に示される。燃焼室２５１の容積に釣合
いを持たせ、放出面積を増加させることにより長さＬが
例えば３の因数まで充分に低減されるかが図３Ｂに示さ
れることが理解されよう。

【００２５】この実施例では図３Ｂの放出口面積Ａ２が
図３Ａの放出口面積Ａ１より３倍広く、放出口面積Ａ２
の直径及び半径Ｒ２が放出口面積Ａ１の直径及び半径Ｒ
２より１．７８８倍大きいため、長さＬは三分の一にな
る。

【００２６】再び図２を参照するに、燃焼室２５１の反
対端は、プレナムカバ２２９とインジエクターアセンブ
リー２２７に装着されたインジエクターヘツド２３１に
よつて取り囲まれる。プレナムカバ２３９に取り付けら
れた部材は、プレナムカバ２３９で取り囲まれ、外部空
気プレナム２３３に空気を給送する空気インレツトアセ
ンブリ２２５である。インジエクターヘツド２３１内の
複数の空気通路２３７は外部空気プレナム２３３から内
部空気プレナム２３５に空気を送る。インジエクターヘ
ツド２３１に取り付けられた空気スワーラー２３９は、
空気が内部プレナム２３５から燃焼室２５１内に連通す
るように空気の進路を偏らせた複数の羽根２４１を含
む。図４に示されている図２のインジエクターアセンブ
リ２２７には、ノズル本体２７３、接触ポペツト２７
５、フイルタースクリーン２７７、圧縮バネ２７９並び
に円柱状の挿入物２８１が含まれる。

【００２７】燃料と空気が燃焼室２５１に流入するとそ
れらの混合が促進され、混合物に着火し、過剰の炭素沈
着の形成あるいは燃焼機本体の溶解を来すことなく延長
された時間燃焼プロセスを維持するように、燃焼機２６
を特別設計にしてもよい。航空燃料は、ノズル本体２７
３内の挿入物２８１の中心を通つてインジエクターアセ
ンブリ２２７に流入し、ワイヤー圧縮バネ２７９によつ
てその場に保持された接触ポペツト２７５の周囲に流れ
る前に、フイルタースクリーンで瀘過される。航空燃料
はノズル本体の端部に設けた開口部２７４から流出す
る。同時に、空気は空気口２２５を通り外部空気プレナ
ム２３３に流入し、空気通路２３７から空気と燃料の混
合物が内部空気プレナム２３５に流れ込む前に、インジ
エクターアセンブリ２２７の周囲に分散され、内部空気
プレナム２３５では空気と燃料の混合物が燃焼室２５１
に流入する時に空気スワーラ２３９の羽根２４１が混合
物の流路を偏りが生じる。

【００２８】ガスの清浄性を改善するために本発明にお
いて着目した一つの技術事項は、インジエクターアセン
ブリ２２７で形成される燃料噴霧流適の大きさを増加す
る点にある。このとき与えられた燃料の容積に対し、大
きな液滴ほど小さい表面積を持つ。小さな液滴の表面積
は、その表面積が増大されるから燃焼プロセスのために
燃料を気化させるに要する時間が増加される。周知の分
析的、経験的あるいは半経験的な技術事項を用い、開口
部２７４の大きさを適切に設定すれば、燃焼プロセスの
反応率を減じて燃焼室２５１内の燃焼反応が終了に向か
う度合を制限する構成が採用される。

【００２９】プロセスが終了に向かうことが有効に制御
・抑制されるときは、極めて少ない炭素粒子が生じるに
とどまるから、開口部２７４の大きさを調節して完全に
完了するまで進行する燃焼プロセスによつて作成され大
きくまた燃焼の反応率を減じるに充分に大きい燃料液滴
が生じるようにインジエクターアセンブリ２２７が設定
され得る。

【００３０】発火機６８からのスパークにより燃焼プロ
セスが開始され得る。ヒートライナ２５３がおおよそ燃
焼温度にまで急速に加熱する。正常運転内での限られた
持続時間の間圧力シエル２５７の温度が華氏５００度を
越えず、一方ヒートライナー２５３は華氏１８００度に
達する温度になるようセラミツク絶縁体２５５は圧力シ
エル２５７に熱が伝導することを防ぐ。次に燃焼ガスは
燃焼機２６からノズルボツクス２６１に流入する。ノズ
ルボツクス２６１は燃焼ガスを一個あるいはそれ以上の
ノズルを通して分配し、ガスはタービン５２に突き当た
りタービン５２に起動力を与え、出力シャフト５４の周
囲のタービン５２の回転を生ぜしめ、次いで発電機７２
または水圧ポンプ７４を作動する。

【００３１】燃焼機２６の壁部の独特な構成は燃焼を促
進しかつ安定化する一方、燃焼システムの重量を最小に
するよう設けられる。インコネルステイールで作成され
極めて薄手の断面を持つヒートライナ２５３が、燃焼の
炎の温度にまで急速に加熱される。一度ヒートライナ２
５３が充分に高熱に加熱されれば、ヒートライナ２５３
は自立的な燃焼プロセスを安定化する傾向になる。セラ
ミツク絶縁体２５５は、織られたセラミック布とセラミ
ツク線維マツトから成り、圧力シエル２５７への熱の伝
導を抑止する。燃焼圧を含むことを要求される圧力シエ
ル２５７の断面の厚さが最小となるよう、圧力シエル２
５７もインコネルステイールで作成される。ヒートライ
ナ２５３を燃焼温度で運転することの別の利点は、これ
によつて燃焼室２５１の壁への炭素沈着の形成が効果的
に妨げられるという点にある。

【００３２】別の一つの技術事項は燃焼室の圧力を減少
させることにある。室内のより低い圧力はより低いガス
濃度とガス間のより少ない分子の相互作用をもたらす。
この分子の相互作用の減少は化学反応の割合を減じ、反
応終了までの程度を制限し、ガスの清浄性を改善し得
る。

【００３３】これらの要素の夫々は、反応が終了するま
での程度を抑制して、形成される炭素の量を低減する。

【００３４】清浄に燃焼する燃料が優勢の燃焼機は、空
気的、電気的、水圧力的また機械的動力の一以上の組合
せを生じさせるシステムのタービンを運転するための燃
焼ガスに使用できる。燃焼ガスは直接推進力あるいは空
気動力を生じさせるために使用し得、また燃料が優勢の
燃焼ガスは、燃料、例えば二段階燃焼プロセスの二番目
の段階のための燃料として使用できる。

【００３５】清浄に燃焼し燃料が優勢の配合の応用例と
しては、航空機システム、他の乗り物用のシステム及び
鉄道システムが含まれる。現在着目されている応用例に
は、航空機のメインエンジンスタートシステム、航空機
の補助動力ユニツトスタートシステム、及び航空機緊急
動力システムが含まれることになる。

【００３６】本発明によれば、いずれの炭化水素燃料で
の使用にも適応できる清浄に燃焼し燃料優位な燃焼シス
テムを提供する。本発明によりここに例示されているよ
うにジエツト燃料以外の燃料の使用を目的とする。燃料
は、ゆだねられた燃料システムから、あるいはこれに代
わる入手容易な燃料供給源から供給され得る。上記の燃
料システムは、解放表面放出あるいはブレーダーまたは
ピストン放出機器を用いるガスにより高圧燃料タンクで
構成されよう。航空機の主燃料システムが、代わりに使
用される入手可能な燃料供給源の一実施態様である。こ
の種の燃料源を用いる時は適切な燃焼燃料インレツトの
圧力を得るために燃料ポンプの使用が必要になろう。

【００３７】ＪＰ燃料と本発明におけるような空気燃焼
システムで清浄化間隔の間になされ得るスタートの回数
を増大させるために、夫々運転の後に図２に示されるタ
ービンインレツトノズル２６３を清浄にする燃焼機閉鎖
技術が用いられる。図１を参照にすると、システムの閉
鎖時には好ましい実施態様では空気閉鎖弁３２が開いた
状態で燃料閉鎖弁４２への燃料の流入を停止するような
信号を伝えるため調節装置５０が用いられる。この閉鎖
作業時の手頭で、燃焼機運転後の燃焼機２６の高い温度
と空気流中の利用可能な酸素によつてノズルインレツト
２６３の周囲に形成される炭素が酸化される。これに伴
い、それぞれの運転の後に全ノズル領域が修復され、ユ
ニツトの保持清浄の間隔が大きく増加することが充分可
能になる。

【００３８】

【発明の効果】上述のように構成された本発明によれば
燃焼が終了するまでの時間が、必要に応じて低減でき放
出流内の炭素粒子を大幅に減じることができる。

【００３９】本発明の原理を説明するために、本発明の
実施例群によつて上述されているが、本発明はこれらの
実施例に限られるものではなく、ここに添付した請求項
の範囲内で様々の均等物、置換物が含まれる。

【図面の簡単な説明】

【図１】図１は、本発明の原理を具体的に示す緊急動力
ユニツトの簡略ダイアグラムである。

【図２】図２は、緊急動力ユニツトの一部を簡略化した
部分断層面である。

【図３Ａ】図３Ａは、従前の技術を例証する緊急動力ユ
ニツトの簡略断層面である。

【図３Ｂ】図３Ｂは、本発明の一実施例を例示する緊急
動力ユニツトの簡略断層面である。

【図４】図４は、本発明の緊急動力ユニツトの燃焼機の
燃料ノズルの部分断層面である。

【符号の説明】

２０ 緊急動力ユニツト ２２ 空気タンク ２４ 航空燃料タンク ２６ 燃焼機 ２８ 空気導管 ２９ 導管 ３０ 燃料導管 ３２ 空気閉鎖弁 ３６ 空気圧制御装置 ３８ 空気温度センサ ４０ 空気流制御弁 ４２ 燃料閉鎖弁 ４６ 燃料制御弁 ５０ 電気調節装置 ５２ タービン ５４ 出力シフト ５６ タービン速度センサ ５８ 燃焼機温度センサ ６０ 排気管 ６８ 発火機 ７０ ギヤーボツクス ７２ 発電機 ７４ 水圧ポンプ ２２５ 空気インレツトアセンブリ ２２７ インジエクターアセンブリ ２２９ プレナムカバ ２３１ インジエクターヘツド ２３３ 外部空気プレナム ２３５ 内部空気プレナム ２３７ 空気通路 ２３９ プレナムカバ ２４１ 羽根 ２５１ 燃焼室 ２５３ ヒートライナ ２５５ セラミツク絶縁体 ２５７ 圧力シエル ２６１ ノズルボツクス ２７３ ノズル本体 ２７４ 閉口部 ２７５ 接触ポペツト ２７７ フイルタースクリーン ２７９ 圧縮バネ ２８１ 挿入物

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 スコツト ゴールドバーグ アメリカ合衆国 カリフオルニア州 92683，ウエストミンスター，オアシス アベニユー 8672 (72)発明者 ナーマン ミデイテイー アメリカ合衆国 カリフオルニア州 90505，トランス，オーシヤン アベニユ ー シヤープ253 23930

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 燃焼機と、前記燃焼機内の燃焼室、並び
   に反応制限部が具備され、一群の燃焼反応率のパラメー
   タの内の少なくとも一つを制限して前記燃焼室内の燃焼
   プロセスが終了に向かうこと抑制し、完全に終了する燃
   焼に比べ極めて少ない炭素粒子を持つ燃焼ガスを生じさ
   せられ、前記の一群のパラメータには反応プロセスの持
   続時間と反応プロセスの速度を含む、燃料の供給と酸化
   物の供給を行なうガスタービンエンジン用の燃焼システ
   ム。
2. 【請求項２】 ＥＰＵ燃焼システムは燃料が優勢なレベ
   ルでの運転に有効な燃焼機をなし、前記燃焼機は、その
   反対の端に開口部を持つ燃焼室を特徴付けたヒートライ
   ナと、前記ヒートライナを囲繞する圧力シエルと、前記
   ヒートライナと前記圧力シエルとの間に配置された絶縁
   体と、前記ヒートライナに燃焼温度に近い温度を捕捉さ
   せると共に、前記圧力シエルに熱伝導することを防いで
   前記シエルを大幅に低減した温度で作動させる絶縁体
   と、前記燃焼室内で燃焼プロセスを開始させる部分と、
   前記燃焼室の前記開口部の一つを閉じる前記ヒートライ
   ナに整列して堅固に留められるインジエクシヨンヘツド
   とでなり、前記インジエクシヨンヘツドが前記燃焼室に
   酸素と燃料を運ぶよう設置されてなり、且つ高圧空気を
   受け入れるために前記インジエクシヨンヘツドに取り付
   けられた部分と、航空燃料を受け入れるために前記イン
   ジエクシヨンヘツドにとりつけられた部分と、前記航空
   燃料を受け入れる部分の周囲に放射状に配置され、前記
   高圧空気を受け入れる部分と自由に連通している第１空
   気プレナムを備え、前記第１空気プレナムが前記航空燃
   料を受け入れる部分の周囲に放射状に高圧空気を分配す
   るように設けられ、前記第１空気プレナムと連続して前
   記航空燃料を受け入れる部分の周囲に放射状に配置され
   た第２空気プレナム、前記第１空気プレナムと前記第２
   空気プレナムの間の複数の空気流通路、前記インジエク
   シヨンヘツドを通り前記第２空気プレナムと前記燃焼室
   の間に延伸する複数の第２空気流路、前記航空燃料を受
   け入れる部分から前記燃焼室に延びる航空燃料流路とを
   備え、反応制限部は、一団の燃焼反応率のパラメータ内
   の少なくとも一つを制限して前記燃焼室内の燃焼プロセ
   スが終了に向かつて進むことを抑制し完全に終了する燃
   焼が燃焼機によるものより非常に少ない炭素粒子を持つ
   燃焼ガスが放出されるように設けられ、前記一群のパラ
   メータが反応プロセスの持続時間と反応プロセスの速度
   を含んでなる、ガスタービンから動力を得る緊急動力ユ
   ニツト（ＥＰＵ）用のＥＰＵ燃焼システム。
3. 【請求項３】 以下の連続した段階から成るガスタービ
   ン燃焼機を操作する方法： Ａ） 燃焼機に加圧下での燃料と燃料の酸化剤を流入
   し、燃焼機内で燃料と酸化剤を燃焼すること、 Ｂ） 燃焼機システムを閉鎖する際燃焼機への燃料の流
   れを閉鎖すること、 Ｃ） ガスタービンのタービンインレツト内の炭素沈着
   物が酸化されるのに充分な時間酸化剤を流し続けること