JPH0788947B2 - ガスタービン機関の環状燃焼器及びその運転方法 - Google Patents

ガスタービン機関の環状燃焼器及びその運転方法

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JPH0788947B2 JP5068999A JP6899993A JPH0788947B2 JP H0788947 B2 JPH0788947 B2 JP H0788947B2 JP 5068999 A JP5068999 A JP 5068999A JP 6899993 A JP6899993 A JP 6899993A JP H0788947 B2 JPH0788947 B2 JP H0788947B2
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Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】本発明は、一般的にガスタービン機関に関
し、更に具体的に言うと、ＮＯｘ放出物を減少させる燃
焼器及びその運転方法に関する。
【０００２】
【発明の背景】商業用又は民間用の航空機及び工業用の
陸上ガスタービンは、例えばジェット−Ａ燃料のような
炭化水素燃料の燃焼による排気放出物を減少させるよう
に設計することが普通である。排気放出物は、例えば気
体状炭化水素、一酸化炭素のような煙の形態で炭化水素
の粒子状物質を含んでいたり、例えば二酸化窒素（ＮＯ
2 ）のようなＮＯｘ（窒素酸化物）を含んでいることが
ある。ＮＯｘ放出物は、例えば３０００°Ｆ（１６４８
℃）を越える比較的高い温度での燃焼で発生することが
知られている。こういう温度は、化学量論比における若
しくは化学量論比に近い燃料／空気比で燃料を燃焼した
ときに、又は言い換えれば、実際の燃料／空気比を化学
量論的な燃料／空気比で除した等価比が１．０で若しく
は１．０の近くで燃料を燃焼したときに起こる。形成さ
れる放出物の量は、これらの状態で燃焼が行われる時
間、即ち停留時間に直接的な関係がある。
【０００３】航空機、船舶又は発電所の動力源としての
機関に用いられる従来のガスタービン機関の燃焼器は、
例えば航空機にある機関の消灯、アイドリング、離陸及
び巡航運転モードのような機関の変化する所要動力出力
の間、変化する燃料／空気比が得られるような寸法及び
形式にすることが通常である。消灯及びアイドリングの
ような比較的低い動力モードでは、燃焼を開始すると共
に燃焼の安定性を維持するために、比較的高品位の（濃
い）燃料／空気比が望まれる。例えば航空機の機関の巡
航運転のような比較的高い動力モードでは、排気放出物
を減らすために、比較的低品位の（薄い）燃料／空気比
が望まれる。
【０００４】ほぼ完全な燃焼を達成するためには、化学
量論的な燃料／空気混合物が好ましいが、ＮＯｘ放出物
は、化学量論的な状態で最大になり、高品位の（濃い燃
料／空気比での）運転及び低品位の（薄い燃料／空気比
での）運転のいずれでも減少することが知られている。
これは、ＮＯｘの形成が炎温度の上昇及び停留時間の増
加と共に増加するからである。ＮＯｘ放出物を減らすた
めに、高−低品位段階型燃焼器が知られており、このよ
うな燃焼器は、半径方向又は軸方向の段階型のいずれで
あってもよい。軸方向高−低品位段階型燃焼器では、高
品位段が最初に高品位の燃料／空気混合物の燃焼のため
に設けられており、高品位段の不完全燃焼を希釈空気を
用いて速やかにクエンチングし、低い等価比にする。そ
の後、ＮＯｘ放出物を減らすために、燃焼は低品位段に
おいて比較的低い温度で完了する。
【０００５】しかしながら、クエンチングが比較的短い
軸方向の長さの所で起こるので、ＮＯｘ放出物を発生す
るような化学量論的な混合物のポケット部を生ずること
なく、高品位の部分的に燃焼した混合物を希釈空気と適
切に混合することは困難である。燃焼器の出口で良好な
パターン係数、即ち一様な温度分布を達成するために
も、混合が必要である。軸方向の段階に分けた典型的な
高−低品位燃焼器は、砂時計（アウアグラス）の形状を
成しており、クエンチングのために希釈空気を導入する
と共に、停留時間を短縮するために流れを加速する縮小
された区域を有している。軸方向及び半径方向に段階に
分けられた高−低品位燃焼器のこの他の形式には、複雑
度の違うものがいろいろある。航空機用ガスタービン機
関に典型的に用いられている従来の燃焼器は、比較的簡
単なものは、半径方向に相隔たっている環状の外側及び
内側燃焼ライナを有している構成であって、外側及び内
側燃焼ライナの間に環状（環体）燃焼室を画成している
が、高−低品位段階形動作には有効ではない。
【０００６】
【発明の目的】従って、本発明の１つの目的は、新規で
改良された軸方向段階形高−低品位燃焼器及び運転方法
を提供することである。本発明の他の目的は、その停留
時間を短縮して、高品位の燃焼ガスに対する希釈空気の
混合を改善した高−低品位段階形燃焼器を提供すること
である。
【０００７】本発明の他の目的は、高品位の燃焼ガスと
の混合を強めるために希釈空気の浸透を改善した燃焼器
を提供することである。本発明の他の目的は、従来の環
状燃焼器に後からはめ込むことができるような高品位の
燃焼ガスのクエンチングを行う手段を提供することであ
る。
【０００８】
【発明の要約】本発明による環状燃焼器は、前方燃焼区
域と後方燃焼区域との間にある中間区域に配置されてお
り、円周方向に相隔たって半径方向に伸びている複数の
希釈用の柱を含んでいる。隣り合っている希釈用の柱の
間に、前方区域からの燃焼ガスを受け取るスロート部が
画定されている。希釈用の柱は、その間を通される燃焼
ガスと混合するために希釈空気をスロート部に噴射する
ための円周方向を向いている希釈孔を含んでいる。希釈
用の柱は、円周方向に相隔たっている複数の場所で燃焼
ガスを阻止するために有効であると共に、スロート部に
おける停留時間を短縮すべく、スロート部を通る燃焼ガ
スを加速するために有効である。希釈空気は、スロート
部で燃焼ガスへの浸透をよくするために希釈孔を介して
噴射され、低品位の燃焼ガスを形成するために燃焼ガス
と混合され、形成された低品位の燃焼ガスは、後方区域
で最終的な燃焼作用を受ける。
【０００９】本発明の好ましい実施例、並びにその他の
目的及び利点は、以下図面について詳しく説明するとこ
ろから明らかになろう。
【００１０】
【好ましい実施例の説明】図１及び図２には、中心縦軸
線１２を有しているガスタービン機関の燃焼器１０の上
半分が図式的に示されている。円周方向に相隔たってい
る複数の希釈用の柱（ポール）１４を除くと、燃焼器１
０はその他の点では普通のものである。更に具体的に言
うと、燃焼器１０は、普通の半径方向外側及び内側の境
膜冷却環状ライナ１６及び１８を含んでいる。環状ライ
ナ１６及び１８は、環状ライナ１６及び１８の間に環体
の形状を成している環状燃焼室２０を画定すべく、中心
軸線１２の周りに同軸に配置されていると共に、互いに
半径方向で相隔たっている。燃焼器１０は、図面に示し
てない普通の圧縮機からの圧縮空気２２を受け取るよう
に、圧縮機の下流側に配置されている。外側ライナ１６
は、外側ケーシング２４から半径方向内側に隔たってお
り、外側ライナ１６と外側ケーシング２４との間に圧縮
空気２２の一部を通すための環体を構成している。内側
ライナ１８は、内側ケーシング２６から半径方向外側に
隔たっており、内側ライナ１８と内側ケーシング２６と
の間に圧縮空気２２の他の一部を通すための他の環体を
画定している。外側及び内側ライナ１６及び１８の上流
側の端には、普通の環状ドーム２８が固着されており、
ライナ１６及び１８の下流側の端の間には、環状燃焼器
出口３０が画定されている。燃焼器出口３０のすぐ下流
側には、普通の環状タービンノズル３２が配置されてお
り、ノズル３２は、燃焼器出口３０と流れが連通してい
る円周方向に相隔たった複数のノズルベーンを有してい
る。
【００１１】円周方向に相隔たっている複数の普通の気
化器３４が、ドーム２８内に普通のように配置されてお
り、複数の気化器３４は、ドーム２８内で燃料／空気混
合物３６を生成して、燃焼ガス３８を発生すべく燃焼室
２０に送り込み、燃焼ガス３８は、ドーム２８から出口
３０まで燃焼室２０の中を流れることが可能であって、
出口３０から吐出される。図１に示すように、普通の点
火器４０が外側ケーシング２４及び外側ライナ６０を半
径方向内向きに通り抜けており、燃料／空気混合物３６
に普通のように点火し、燃焼ガス３８を発生する。
【００１２】気化器３４の各々は、燃料４２を普通の空
気旋回器３４ｂを介して燃焼器１０に噴射する普通の燃
料噴射器３４ａを含んでおり、圧縮空気２２の一部が普
通のように旋回させられて、空気旋回器の中で燃料４２
と混合され、空気旋回器から吐出される燃料／空気混合
物３６を形成する。前に述べたように、燃焼器１０は希
釈用の柱１４を除くと、普通のものである。希釈用の柱
１４は好ましくは、ドーム２８と出口３０との間で隔た
っている中心縦軸線１２に対する軸方向の場所で、外側
及び内側ライナ１６及び１８の間を半径方向に伸びてお
り、その場所から上流側にドーム２８まで伸びている前
方燃焼区域２０ｂと、その場所から下流側に出口３０ま
で伸びている後方燃焼区域２０ｃとの間に軸方向に配置
されている環状の中間区域又はクエンチング区域２０ａ
を画定している。希釈用の柱１４がなければ、燃焼室２
０は、燃焼ガス３８をドーム２８から出口３０まで通す
ために何のじゃまもない完全に開放した環体である。図
３及び図４に示すように、希釈用の柱１４は外側及び内
側ライナ１６及び１８の間を半径方向に伸びていると共
に、互いに円周方向に相隔たっており、半径方向に伸び
ているスロート部４４を隣り合っている柱の間に円周方
向に画定している。スロート部４４は、図４に最もはっ
きりと示されているように、前方区域２０ｂからの燃焼
ガス３８を中間区域２０ａに対して軸方向に加速する。
【００１３】希釈用の柱１４は、ドーム２８と出口３０
との間に隔たっている軸方向の場所で、円周方向に相隔
たっている複数の位置、即ち柱１４の位置で、燃焼ガス
３８の流れを阻止して、中間区域、前方区域及び後方区
域２０ａ、２０ｂ及び２０ｃを画定する新しい方法を実
施するために設けられている。燃焼ガス３８の流れは希
釈用の柱１４の各々の位置で、外側及び内側ライナ１６
及び１８の間でも半径方向に阻止され、このため、希釈
用の柱１４の包括的な阻止作用により、燃焼ガス３８が
利用し得る流れ面積が減少し、燃焼ガス３８は面積が減
少されたスロート部４４を流れるように局限され、こう
して、柱１４の間で燃焼ガス３８を加速して、その速度
を高める。燃焼ガス３８は前方区域２０ｂ及び後方区域
２０ｃでは妨害なしに流れるが、中間区域２０ａでは、
中間区域で燃焼ガス３８を加速するために、今述べたよ
うに妨害がある。
【００１４】一旦燃焼ガス３８が、前方区域２０ｂにお
ける速度よりも一層高い速度に加速されると、本発明の
方法は更に、参照番号２２ａで示す希釈空気を噴射する
工程を含んでいる。この希釈空気を参照番号２２ａと示
すのは、それが圧縮空気２２の一部であるからである。
この噴射は、半径方向には外側及び内側ライナ１６及び
１８の間で、スロート部４４に通される燃焼ガス３８に
対して円周方向に行うことが好ましく、こうして、燃焼
ガス３８を急速に希釈し、即ちクエンチングし、燃焼ガ
ス３８と効率よく混合して、後方区域２０ｃに送り込ま
れる燃焼ガス３８の等価比を下げる。
【００１５】図３及び図４について更に具体的に説明す
ると、希釈用の柱１４の各々は、円周方向に向かい合っ
ている側面４６と、側面４６に設けられている少なくと
も１つの希釈孔４８とを含んでおり、外側及び内側ライ
ナ１６及び１８の間で半径方向に且つスロート部４４を
介して軸方向に通される燃焼ガス３８に対して、円周方
向に送り込まれる希釈空気２２ａを噴射するために、円
周方向又は接線方向を向いていることが好ましい。
【００１６】次に図２及び図４について説明すると、希
釈用の柱１４は従来の基本的な燃焼器１０と組み合わさ
って、燃焼器１０の軸方向の高品位−低品位の段階的な
動作を可能にしていることが理解されよう。具体的に言
うと、前方燃焼区域２０ｂは、この代わりに高品位区域
２０ｂと呼ぶことができるが、気化器３４は、圧縮機か
らの圧縮空気２２を必要量だけ受け取るような普通の寸
法及び形状になっており、図面に示してない普通の燃料
制御装置からの必要量の燃料４２をも受け取って、１．
０より大きい高品位の等価比、例えば約１．５の等価比
で、燃料／空気混合物３６を形成して噴射する。燃料／
空気混合物３６から発生された燃焼ガス３８は、高品位
の等価比で前方区域２０ｂに通され、従って、燃焼ガス
３８の燃焼温度が一層低いため、及び燃料分の多い混合
物に利用し得る酸素が欠如するために、ＮＯｘ放出物が
減少する。中間区域２０ａは、クエンチング区域とも呼
ばれるが、中間区域２０ａでは希釈空気２２ａが、スロ
ート部４４に通される加速された燃焼ガス３８の中に噴
射され、希釈空気２２ａを中間区域２０ａ内の燃焼ガス
３８と混合して、１．０未満、例えば約０．５の低品位
の等価比で、クエンチング作用を受けた燃焼ガス３８が
後方区域２０ｃに供給される。従って、希釈空気２２ａ
は、後方区域２０ｃに通される燃焼ガス３８の等価比を
所望の低品位の値に下げる。このように、後方区域２０
ｃを流れる燃焼ガス３８の低品位の等価比は、後方区域
２０ｃからのＮＯｘ放出物を減少させるためにも有効で
ある。
【００１７】希釈用の柱１４は、本来であれば中間区域
２０ａに生ずる流れ面積の大体半分を包括的に遮る形状
であることが好ましく、スロート部４４によって包括的
に得られる残りの妨げのない流れ面積は、希釈用の柱１
４の位置における外側及び内側ライナ１６及び１８の間
の全体の流れ面積の大体半分である。こうして、前方区
域２０ｂから通される燃焼ガス３８は中間区域２０ａ
で、前方区域２０ｂにおける燃焼ガス３８の速度の大体
２倍に、例えば約１２５ｆｐｓ（３８ｍ／ｓ）から約２
５０ｆｐｓ（７６ｍ／ｓ）まで速度が加速される。この
増加した速度により、クエンチング区域２０ａにおける
その停留時間が短くなると共に、クエンチング区域２０
ａにおける希釈空気２２ａとのその混合が改善され、そ
のいずれもが、ＮＯｘ放出物を減少させると共に、良好
なパターン係数をもたらす。
【００１８】再び図３及び図４について説明すると、好
ましい実施例では、希釈用の柱１４は対になって配置さ
れており、参照番号１４ａと記してあるその第１の柱
は、外側ライナ１６から半径方向内向きに伸びており、
内側ライナ１８の所で終端している。参照番号１４ｂで
示してあるその第２の柱は、内側ライナ１８から半径方
向外向きに伸びており、外側ライナ１６の所で終端して
いる。希釈用の柱１４は、外側及び内側ライナ１６及び
１８の間をほぼ完全に半径方向に伸びていることが望ま
しく、その幾つかの実施例が考えられる。希釈用の柱１
４ａ及び１４ｂは図示のように、その一端で外側及び内
側ライナ１６及び１８にそれぞれ固着されていてもよい
し、又は所望によっては、その両端で両方のライナ１６
及び１８に連結されていてもよい。図示の実施例では、
希釈空気２２ａを外側ライナ１６から第１の希釈用の柱
１４ａの中に半径方向内向きに効果的に通すことができ
ると共に、希釈空気２２ａの他の一部を内側ライナ１８
の半径方向内側から第２の希釈用の柱１４ｂの中に半径
方向外向きに通すことができる。好ましい実施例では、
希釈空気２２ａの約半分が第１の柱１４ａを介して半径
方向内向きに通され、残り半分の希釈空気２２ａが半径
方向外向きに第２の柱１４ｂに通される。
【００１９】希釈用の柱１４の一例が図５に更に具体的
に示されており、同図は図１の半径方向内向きに伸びて
いる第１の希釈用の柱１４ａを示しており、図２の半径
方向外向きに伸びている第２の希釈用の柱１４ｂは、内
側ライナ１８に半径方向上向きに挿入されて外側ライナ
１６で終端していることを除いて、第１の希釈用の柱と
ほぼ同一である。希釈用の柱１４が普通の高い燃焼ガス
温度を有する燃焼ガス３８の中に直接的に浸漬されるの
で、希釈用の柱は、高い温度に耐えることができるセラ
ミックの１枚板又は複合材料のような普通の非金属材料
から形成されていることが好ましい。使用することがで
きるセラミック材料の例は、窒化シリコン（Ｓｉ
3 Ｎ4 ）又は炭化シリコン繊維ＳｃＳ−６であり、これ
は、テクストロン・スペシャルティ・マテリアルズ社か
ら入手し得る材料であり、又はデュポン・ラングザイド
の商標ＳｉＣｐ／Ａｌ2 Ｏ3 のもとに利用し得るような
炭化シリコン粒子状物質及びアルミナ（酸化アルミニウ
ム）である。
【００２０】図５に示すように、希釈用の柱１４は半径
方向に細長く、半径方向にそれぞれ伸びている前縁５０
及び後縁５２を含んでおり、前縁５０及び後縁５２は、
柱の両側４６を互いに連結している。希釈用の柱１４
は、プラットフォーム形フランジの形状を成している近
端５４を有しており、近端５４は、希釈空気２２ａを最
初に受け取る入口開口５６を含んでいる。開口５６はこ
れから詳しく説明するように、希釈孔４８と流れが連通
するように配置されている。一実施例では、希釈用の柱
１４ａ及び１４ｂの各々は、その根元のプラットフォー
ムで外側及び内側ライナ１６及び１８にそれぞれ普通の
ようにボルト締めすることができる。普通のボルトをそ
れぞれのライナ１６及び１８に溶接することができ、根
元のプラットフォーム５４は、ボルトが通り抜けること
ができる相補形の孔を含んでおり、こうして、適当な管
状スリーブ及び／又はナットを用いて、図１及び図２に
示すように、根元のプラットフォーム５４をそれぞれの
ライナ１６及び１８に固着している。
【００２１】図４及び図５の両方を参照して説明する
と、希釈用の柱の両側４６は、前縁５０及び後縁５２の
間でほぼ平面状又は平坦であることが好ましく、希釈孔
４８が、隣接して向かい合っている希釈用の柱１４に向
かって希釈空気２２ａを円周方向又は接線方向に噴射す
るように、前縁５０及び後縁５２の間の中間位置で柱の
両側４６に設けられている。好ましい実施例では、前縁
５０を空気力学的な流線形、例えば全般的に半円形にす
ることにより、燃焼ガス３８をスロート部４４に滑かに
移行させると共に加速することができる。好ましい実施
例では、隣り合っている希釈用の柱１４の間のスロート
区域は後縁５２まで、平面状の両側４６に沿った軸方向
の流れの方向でほぼ一定のままである。一旦燃焼ガス３
８が最初にスロート部４４内に加速されると、加速され
た燃焼ガスは、希釈孔４８からスロート部４４内に噴射
された希釈空気２２ａと混合される。後縁５０は、平面
状又は平坦であることが好ましく、希釈用の柱１４の各
々のすぐ下流側に伴流又は炎安定化区域５８を付与すべ
く下流側を向いており、区域５８が必要な場合の通常の
炎保持能力をもたらす。
【００２２】図４に示すように、希釈用の柱１４は、中
心軸線１２の周りの円周方向に測って、それらの柱１４
の半径方向の中心を通る内角Ａで、互いに等角度に相隔
たっていることが好ましい。更に好ましい実施例では、
燃焼噴射器３４ａの各々は、隣り合っている希釈用の柱
１４の上流側で、隣り合っている柱１４の間に等しい距
離をおいて、軸方向に整合しており、燃料噴射器３４ａ
から軸方向下流側に噴射された燃料／空気混合物３６に
高温ストリークが発生した場合に、燃料／空気混合物３
６が、隣り合っている希釈用の柱１４の間で軸方向下流
側に差向けられるようにすることが好ましい。更に好ま
しい実施例では、燃料噴射器３４ａの各々に対して、２
つの希釈用の柱１４が設けられている。本発明の他の実
施例では、燃焼噴射器３４ａの数の２倍未満の希釈用の
柱１４を用いることができ、特定の用途の所望に応じ
て、燃料噴射器３４ａに対して円周方向に位置決めする
ことができる。
【００２３】図３及び図５について説明すると、希釈用
の柱１４の各々は、希釈用の柱の両側４６の各々で半径
方向に相隔たっている複数の希釈孔４８を含んでいるこ
とが好ましい。例えば、図示の好ましい実施例における
希釈用の柱１４の各々の各側面４６は、半径方向に細長
い又は競技場の形状をした互いに半径方向に隔たってい
る３つの希釈孔４８を含んでいると共に、それぞれの根
元５４の近くに４番目の円形の希釈孔４８を含んでい
る。図４に示すように、希釈孔４８は共通の軸平面内で
すべて互いに整合していると共に、円周方向に直接的に
互いに向かい合っており、最初は、向かい合っている希
釈用の柱１４に向かってほぼ垂直に希釈空気２２ａを噴
射する。このようにして、スロート部４４に対する希釈
空気２２ａの必要な浸透距離は、希釈空気が外側及び内
側ライナを介して半径方向にのみ噴射される従来の燃焼
器の場合に必要な値に比べて大幅に減少する。隣り合っ
ている希釈用の柱１４から、２つの反対向きからスロー
ト部４４に希釈空気２２ａを噴射することにより、各々
のジェットの必要な浸透が比較的小さくなるだけでな
く、比較的大きな圧力によるその駆動力を必要とせず
に、希釈空気ジェットの浸透及び混合能力が改善され
る。
【００２４】図３に示すように、隣り合っている希釈用
の柱１４の希釈孔４８は、少なくとも部分的には互いに
半径方向に整合しており、即ち半径方向に重なり合って
おり、希釈孔４８とスロート部４４との間の半径方向の
途切れなしに、希釈空気２２ａをスロート部４４に包括
的に噴射する。図３において、第２の希釈用の柱１４ｂ
の一番下側の円形の希釈孔４８から第１の希釈用の柱１
４ａの一番上側の円形の希釈孔４８までの、中心線１２
からの任意の半径Ｒの所で、希釈空気２２ａは、その間
のすべての半径方向の位置において、第１の希釈用の柱
１４ａ又は第２の希釈用の柱１４ｂのいずれかによっ
て、スロート部４４の各々に噴射されることに注意され
たい。このようにして、希釈空気２２ａを一層効率よく
利用するために、外側及び内側ライナ１６及び１８の間
で希釈空気２２ａを半径方向に広がらせるために必要と
する希釈孔４８が一層少なくなる。
【００２５】更に、燃焼器の出口３０からタービンノズ
ル３２に入る燃焼ガス３８の温度分布及びパターン係数
は、柱１４からの希釈空気２２ａの選択的な半径方向、
円周方向及び軸方向の配置により、更に精密に制御する
ことができる。これは、燃焼ガスの中への希釈空気のか
なりの半径方向の浸透を必要とする、ライナ１６及び１
８に設けられている従来の希釈孔に比べると改良であ
る。柱１４の軸方向及び円周方向の位置、並びに希釈孔
４８の半径方向の位置が３つの変数となり、これらを調
節することにより、温度分布及びパターン係数を制御す
ることができる。
【００２６】図５に示すように、希釈用の柱１４の各々
は中空の衝突じゃま板６０を含んでいることが好まし
い。じゃま板６０は、希釈用の柱１４の内室と相補的な
形状を成しており、複数の普通の離隔材又は隆起部６２
によって柱１４の内室から所定の間隔に保たれており、
じゃま板６０と希釈用の柱１４の内面との間にマニホル
ドを形成している。じゃま板６０はその全面にわたっ
て、半径方向及び軸方向に隔たっている複数の衝突孔６
４を含んでおり、じゃま板６０の内側からの希釈空気２
２ａを希釈用の柱１４の内面に対して噴射し、従来公知
の方法でその衝突冷却を行う。じゃま板６０の近端が入
口開口５６と流れが連通するように配置されており、圧
縮空気２２の希釈空気２２ａの一部を受け取り、それを
中空の衝突じゃま板６０を介して半径方向内向きに通
す。この後、この空気２２ａは、じゃま板６０の内側か
ら衝突孔６４を介して、希釈用の柱１４の内面に通さ
れ、その衝突冷却を行う。希釈孔４８は、衝突じゃま板
６０と希釈用の柱１４の内面との間のマニホルドと流れ
が連通するように配置されていると共に、衝突孔６４と
流れが連通するように配置されており、最初は希釈用の
柱１４の内面の衝突冷却のために用いられた希釈空気２
２ａを受け取り、次に、この希釈空気２２ａを希釈孔４
８を介してスロート部４４に噴射する。このようにし
て、希釈空気２２ａは、最初は希釈用の柱１４の冷却に
用いられ、その後、スロート部４４を流れる燃焼ガス３
８の希釈のために用いられる。じゃま板６０は、商標イ
ンコネル６２５、ハステロイＸ若しくはＨＳ１８８のも
とに販売されているような燃焼器ライナを形成するため
に典型的に用いられている普通の耐高温金属で形成する
ことができるし、又は所望によっては、普通のセラミッ
クの１枚板若しくは複合材料で形成してもよい。
【００２７】従って、好ましい実施例について上に述べ
たような燃焼器１０は、希釈用の柱１４を利用して、前
方の高品位区域２０ｂと後方の低品位区域２０ｃとの間
に中間のクエンチング区域２０ａを画定している。希釈
用の柱１４は、燃焼ガス３８を高品位区域２０ｂからク
エンチング区域２０ａへ加速するために有効であり、こ
のクエンチング区域２０ａにおいて、燃焼ガス３８は比
較的高い速度で希釈空気２２ａと有効に混合され、この
高い速度であることにより、クエンチング区域２０ａに
おける停留時間が短縮されると共に、低品位区域２０ｃ
へ送られる低品位の燃焼ガス３８が形成される。従っ
て、高品位区域２０ｂでは高品位の等価比で、そして低
品位区域２０ｃでは低品位の等価比で、燃料／空気混合
物３６を燃焼することにより、ＮＯｘ放出物は実効的に
減少され、クエンチング区域２０ａでは希釈区域２２ａ
と高品位の燃焼ガス３８との混合を改善したことによ
り、ＮＯｘ放出物を発生するような化学量論的なポケッ
ト部が生ずる惧れを減少させる。
【００２８】更に、希釈用の柱１４は、従来見られるよ
うなものよりも形状が一層簡単で軸方向に段階的な高品
位−クエンチング−低品位燃焼器を得るための実質的な
変更を加えずに、且つ現存の燃焼器の設計に後からはめ
ることができるようにして、燃焼器１０のような普通の
環状燃焼器に用いることができる。本発明の好ましい実
施例と考えられるものを説明したが、以上述べたところ
から、当業者には、本発明のその他の変更が考えられよ
う。従って、特許請求の範囲は、本発明の範囲内に属す
るこのようなすべての変更を包括するものであることを
承知されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例による希釈用の柱を含んでい
る燃焼器の半分を一部断面で示す軸方向部分断面図であ
って、全体的に図３の線１−１に沿って切り取られてお
り、外側ライナから半径方向内向きに伸びているところ
を示す図である。
【図２】図１に示す燃焼器の一部を断面で示す軸方向部
分断面図であって、全体的に図３の線２−２に沿って図
１とは鏡像になるように切り取られており、内側ライナ
から半径方向外向きに伸びている他の希釈用の柱を示す
図である。
【図３】図１に示す燃焼器の一部を全体的に線３−３に
沿って切り取って上流側を見た部分的な断面図である。
【図４】図３に示す燃焼器の一部を弓形の線４−４に沿
って切り取って半径方向内向きに見た部分的な断面図で
ある。
【図５】図１に示す希釈用の柱の一部を断面で示すと共
に切り取って示す概略斜視図である。
【符号の説明】
１０ 燃焼器 １２ 中心縦軸線 １４ 希釈用の柱 １６ 外側ライナ １８ 内側ライナ ２０ 環状燃焼室 ２０ａ 中間区域 ２０ｂ 前方区域 ２０ｃ 後方区域 ２２ａ 希釈空気 ２８ 環状ドーム ３０ 環状出口 ３４ 気化器 ３８ 燃焼ガス ４４ スロート部 ４８ 希釈孔
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ポール・エドワード・サブラ アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、テンプルトン・ドライブ、11258番 (72)発明者 ジョージ・エドワード・コック アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、ダベンナント・アベニュー、3726番 (72)発明者 クレイグ・ルイス・ロコンティ アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、ナンバー19、シャロン・パーク・レー ン、4080番 (72)発明者 ゲイリー・マック・ハロゥウェイ アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、アレンハースト・クローズ、4187番

Claims (11)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 中心縦軸線と、その間に環状燃焼室を画
    定するように前記中心軸線の周りに半径方向に同軸に相
    隔たっている外側及び内側の環状ライナと、燃焼ガスを
    発生すべく前記燃焼室に燃料／空気混合物を供給するた
    めの円周方向に相隔たった複数の気化器を有しており、
    前記ライナの上流側の端にある環状ドームと、前記ライ
    ナの下流側の端に画成されており、前記燃焼ガスを吐出
    する環状出口とを有しているガスタービン機関の環状燃
    焼器の運転方法であって、 前記ドームと前記出口との間の軸方向の場所にある円周
    方向に相隔たっている複数の位置で前記燃焼ガスの流れ
    を阻止し、前記場所から上流側に前記ドームまで伸びて
    いる前方区域と、前記場所から下流側に前記出口まで伸
    びている後方区域との間に軸方向に設けられていると共
    に、前記外側及び内側のライナの間に半径方向に設けら
    れている中間区域を画成し、円周方向に相隔たっている
    複数のスロート部において前記阻止する位置の間で前記
    燃焼ガスを加速し、 前記外側及び内側ライナの間で半径方向に前記スロート
    部に通される燃焼ガスに希釈空気を噴射する工程を含ん
    でいる環状燃焼器の運転方法。
  2. 【請求項２】 前記燃焼ガスを前記前方区域に高品位の
    等価比で通す工程を更に含んでおり、 前記噴射する工程は、前記後方区域に通された前記燃焼
    ガスを低品位の等価比に下げるように、前記希釈空気を
    前記スロート部に通された前記燃焼ガスと混合する請求
    項１に記載の方法。
  3. 【請求項３】 前記阻止する工程は、前記後方区域内に
    円周方向に相隔たっている複数の炎安定化区域をもたら
    す請求項２に記載の方法。
  4. 【請求項４】 前記燃焼ガスは前記中間区域において、
    前記前方区域における前記燃焼ガスの速度のほぼ２倍ま
    で速度を加速される請求項３に記載の方法。
  5. 【請求項５】 中心縦軸線を有しているガスタービン機
    関の環状燃焼器であって、 その間に環状燃焼室を画定するように前記中心軸線の周
    りに同軸に設けられていると共に半径方向に相隔たって
    いる外側及び内側の環状ライナと、 該外側及び内側ライナの上流側の端に固着されており、
    前記外側及び内側ライナの下流側の端の間に環状出口を
    画定している環状ドームと、 該ドーム内に設けられており、前記燃焼室の中を流れる
    ことができると共に前記出口から吐出し得る燃焼ガスを
    発生するために前記燃焼室に燃料／空気混合物を供給す
    るための円周方向に相隔たった複数の気化器と、 前記ドームと前記出口との間にある軸方向の場所で前記
    外側及び内側ライナの間を半径方向に伸びており、前記
    場所から上流側に前記ドームまで伸びている前方燃焼区
    域と、前記場所から下流側に前記出口まで伸びている後
    方燃焼区域との間に軸方向に設けられている中間区域を
    画定している円周方向に相隔った複数の希釈用の柱とを
    備えており、 該柱は、前記前方区域からの前記燃焼ガスを前記中間区
    域へ軸方向に加速するための半径方向に伸びているスロ
    ート部を、隣り合った柱の間で円周方向に画定してお
    り、 前記柱の各々は、円周方向に向かい合っている側面と、
    該側面の各々に設けられており、前記外側及び内側ライ
    ナの間で半径方向に且つ前記スロート部を介して通され
    た前記燃焼ガスに希釈空気を円周方向に噴射する少なく
    とも１つの希釈孔とを含んでいるガスタービン機関の環
    状燃焼器。
  6. 【請求項６】 前記希釈用の柱の各々は、 該柱の向かい合っている側面を互いに結合しており、半
    径方向に伸びている前縁及び後縁と、前記希釈孔と流れ
    が連通するように設けられており、その近端で前記希釈
    空気を最初に受け取る入口開口とを含んでおり、 前記柱の向かい合っている側面は、前記前縁及び後縁の
    間でほぼ平面状であり、前記希釈孔は、隣接している前
    記希釈用の柱に向かって前記希釈空気を円周方向に噴射
    するように、前記前縁及び後縁の間で前記柱の向かい合
    っている側面に設けられている請求項５に記載の環状燃
    焼器。
  7. 【請求項７】 前記希釈用の柱の向かい合っている側面
    の各々に半径方向に相隔たっている複数の前記希釈孔を
    更に含んでおり、 隣接している前記柱の前記希釈孔は、該希釈孔と前記ス
    ロート部との間で半径方向の中断なしに前記希釈空気を
    前記スロート部に包括的に噴射するように、少なくとも
    部分的に互いに半径方向に整合している請求項６に記載
    の環状燃焼器。
  8. 【請求項８】 前記希釈用の柱は、互いに等しい角度間
    隔で隔たっている請求項７に記載の環状燃焼器。
  9. 【請求項９】 前記気化器の各々は、隣接している前記
    希釈用の柱の間で軸方向に整合していると共に隣接して
    いる前記希釈用の柱の上流側に隔たっている燃料噴射器
    を含んでいる請求項８に記載の環状燃焼器。
  10. 【請求項１０】 前記希釈用の柱の各々は、該希釈用の
    柱の内面から隔たっていると共に前記柱の入口開口と流
    れが連通するように設けられている中空の衝突じゃま板
    を含んでおり、該じゃま板は、前記入口開口から受け取
    った前記希釈空気を前記柱の内面に衝突するように噴射
    する複数の衝突孔を含んでおり、前記希釈孔は、前記希
    釈用の柱の衝突冷却に最初に用いられた前記希釈空気を
    前記スロート部へ吐出するように、前記衝突孔と流れが
    連通するよう設けられている請求項７に記載の環状燃焼
    器。
  11. 【請求項１１】 前記希釈用の柱は、対になって設けら
    れており、その第１の柱は、前記外側ライナから半径方
    向内向きに伸びて前記内側ライナで終端しており、その
    第２の柱は、前記内側ライナから半径方向外向きに伸び
    て前記外側ライナで終端している請求項７に記載の環状
    燃焼器。
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Families Citing this family (51)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2126881T3 (es) * 1994-01-24 1999-04-01 Siemens Ag Camara de combustion para una turbina de gas.
JPH09511321A (ja) * 1994-03-04 1997-11-11 ボルボ エアロ コーポレイション 保炎器
US5526640A (en) * 1994-05-16 1996-06-18 Technical Directions, Inc. Gas turbine engine including a bearing support tube cantilevered from a turbine nozzle wall
DE19651881A1 (de) * 1996-12-13 1998-06-18 Asea Brown Boveri Brennkammer mit integrierten Leitschaufeln
US6240731B1 (en) * 1997-12-31 2001-06-05 United Technologies Corporation Low NOx combustor for gas turbine engine
DE10062253A1 (de) * 2000-12-14 2002-06-20 Rolls Royce Deutschland Fluggasturbine mit Brennraum mit Festkörpergerüst
FR2825779B1 (fr) * 2001-06-06 2003-08-29 Snecma Moteurs Chambre de combustion munie d'un systeme de fixation de fond de chambre
CA2399534C (en) * 2001-08-31 2007-01-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gasturbine and the combustor thereof
DE10214574A1 (de) * 2002-04-02 2003-10-16 Rolls Royce Deutschland Brennkammer für ein Luftstrahltriebwerk mit Sekundärluftzuführung
US7044009B2 (en) * 2002-05-20 2006-05-16 Caterpillar Inc. Dilution tunnel
JP3978086B2 (ja) * 2002-05-31 2007-09-19 三菱重工業株式会社 航空機用ガスタービンシステム，及びガスタービンシステム並びにその動作方法
US7093441B2 (en) * 2003-10-09 2006-08-22 United Technologies Corporation Gas turbine annular combustor having a first converging volume and a second converging volume, converging less gradually than the first converging volume
WO2006053825A1 (de) * 2004-11-16 2006-05-26 Alstom Technology Ltd Gasturbinenanlage und zugehörige brennkammer
US20060130486A1 (en) * 2004-12-17 2006-06-22 Danis Allen M Method and apparatus for assembling gas turbine engine combustors
ATE366896T1 (de) * 2005-02-04 2007-08-15 Enel Produzione Spa Dämpfung von thermoakustischen schwingungen in einer gasturbinenbrennkammer mit ringförmiger kammer
EP1847778A1 (en) * 2006-04-21 2007-10-24 Siemens Aktiengesellschaft Pre-mix combustion system for a gas turbine and method of operating the same
US7874138B2 (en) * 2008-09-11 2011-01-25 Siemens Energy, Inc. Segmented annular combustor
US9068751B2 (en) * 2010-01-29 2015-06-30 United Technologies Corporation Gas turbine combustor with staged combustion
US8769955B2 (en) 2010-06-02 2014-07-08 Siemens Energy, Inc. Self-regulating fuel staging port for turbine combustor
DE102012015449A1 (de) 2012-08-03 2014-02-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit Mischluftöffnungen und Luftleitelementen in modularer Bauweise
US9482432B2 (en) * 2012-09-26 2016-11-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor with integrated combustor vane having swirler
US9335050B2 (en) * 2012-09-26 2016-05-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor
US9404654B2 (en) * 2012-09-26 2016-08-02 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor with integrated combustor vane
US20140366544A1 (en) * 2013-06-13 2014-12-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor exit duct for gas turbine engines
WO2015095759A1 (en) * 2013-12-19 2015-06-25 United Technologies Corporation Thermal mechanical dimple array for a combustor wall assembly
US10386070B2 (en) * 2013-12-23 2019-08-20 United Technologies Corporation Multi-streamed dilution hole configuration for a gas turbine engine
FR3019587B1 (fr) * 2014-04-03 2019-09-13 Safran Helicopter Engines Tuyau de dilution pour chambre de combustion et chambre de combustion associee.
US10054314B2 (en) * 2015-12-17 2018-08-21 General Electric Company Slotted injector for axial fuel staging
US10605459B2 (en) * 2016-03-25 2020-03-31 General Electric Company Integrated combustor nozzle for a segmented annular combustion system
US10520194B2 (en) 2016-03-25 2019-12-31 General Electric Company Radially stacked fuel injection module for a segmented annular combustion system
US10563869B2 (en) 2016-03-25 2020-02-18 General Electric Company Operation and turndown of a segmented annular combustion system
US10830442B2 (en) 2016-03-25 2020-11-10 General Electric Company Segmented annular combustion system with dual fuel capability
US10655541B2 (en) 2016-03-25 2020-05-19 General Electric Company Segmented annular combustion system
US10584876B2 (en) * 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Micro-channel cooling of integrated combustor nozzle of a segmented annular combustion system
US11428413B2 (en) 2016-03-25 2022-08-30 General Electric Company Fuel injection module for segmented annular combustion system
US10584880B2 (en) * 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Mounting of integrated combustor nozzles in a segmented annular combustion system
US10641491B2 (en) * 2016-03-25 2020-05-05 General Electric Company Cooling of integrated combustor nozzle of segmented annular combustion system
US11156362B2 (en) 2016-11-28 2021-10-26 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injection
US10690350B2 (en) 2016-11-28 2020-06-23 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injection
EP3418638B1 (en) * 2017-06-21 2021-03-24 General Electric Company Combustor with heat exchanger
US10816202B2 (en) 2017-11-28 2020-10-27 General Electric Company Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof
US11181005B2 (en) * 2018-05-18 2021-11-23 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine assembly with mid-vane outer platform gap
FR3094777B1 (fr) * 2019-04-04 2021-06-25 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion principale de turboréacteur équipée d’une grille en aval de ses bruleurs
US11460191B2 (en) * 2020-08-31 2022-10-04 General Electric Company Cooling insert for a turbomachine
US11614233B2 (en) 2020-08-31 2023-03-28 General Electric Company Impingement panel support structure and method of manufacture
US11371702B2 (en) 2020-08-31 2022-06-28 General Electric Company Impingement panel for a turbomachine
US11994293B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus support structure and method of manufacture
US11994292B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus for turbomachine
US11255545B1 (en) 2020-10-26 2022-02-22 General Electric Company Integrated combustion nozzle having a unified head end
GB202112642D0 (en) * 2021-09-06 2021-10-20 Rolls Royce Plc Controlling soot
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL108658C (ja) * 1958-07-31
US3316714A (en) * 1963-06-20 1967-05-02 Rolls Royce Gas turbine engine combustion equipment
DE1252470B (de) * 1964-08-14 1967-10-19 Bordes Joseph Szydlowski (Frankreich) Ringförmige Brennkammer, insbesondere für Gasturbinentriebwerke
GB1034260A (en) * 1964-12-02 1966-06-29 Rolls Royce Aerofoil-shaped blade for use in a fluid flow machine
US3608310A (en) * 1966-06-27 1971-09-28 Gen Motors Corp Turbine stator-combustor structure
US3460345A (en) * 1967-12-28 1969-08-12 Lucas Industries Ltd Combustion apparatus for gas turbine engines
US4226083A (en) * 1978-01-19 1980-10-07 United Technologies Corporation Method and apparatus for reducing nitrous oxide emissions from combustors
US4292801A (en) * 1979-07-11 1981-10-06 General Electric Company Dual stage-dual mode low nox combustor
US4445339A (en) * 1980-11-24 1984-05-01 General Electric Co. Wingtip vortex flame stabilizer for gas turbine combustor flame holder
US4698963A (en) * 1981-04-22 1987-10-13 The United States Of America As Represented By The Department Of Energy Low NOx combustor
US4819438A (en) * 1982-12-23 1989-04-11 United States Of America Steam cooled rich-burn combustor liner
US4984429A (en) * 1986-11-25 1991-01-15 General Electric Company Impingement cooled liner for dry low NOx venturi combustor
DE3811293A1 (de) * 1988-04-02 1989-10-12 Asea Brown Boveri Brennkammer einer gasturbine

Also Published As

Publication number Publication date
CA2089296A1 (en) 1993-10-01
EP0564183B1 (en) 1997-07-23
EP0564183A1 (en) 1993-10-06
DE69312362D1 (de) 1997-08-28
US5239818A (en) 1993-08-31
DE69312362T2 (de) 1998-02-19
JPH0618034A (ja) 1994-01-25

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