JPH094844A - 燃焼器 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 電子出願以前の出願であるので 要約・選択図及び出願人の識別番号は存在しない。

Description

【発明の詳細な説明】 （産業上の利用分野） 本発明はガスタービンエンジン及び特に環状燃 焼器に関する。

（従来の技術） 周知のように、ガスタービンエンジン用燃焼器 は、従来的観点から最近数年にわたって技術水準 において大きな進歩を遂げた。例えば燃焼効率は、 航空機用ジェットエンジンは90％台の高い運転 効率で作動する。更に、技術は燃焼過程からの汚 染物質や煙の発生を低減あるいは除去する点で大 きな改善を遂げた。

しかしながら、将来の航空機の需要に適合しよ うとする燃焼器にとっては、燃焼器技術における 更に一層の進歩が必要である。明らかに、航空機 エンジンの性能はより高いタービン入口温度がえ られるかどうかにかかっていると言える。与えら れた限度内でのより高いタービン入口温度は、推 力−重量比及び燃料消費率を改善し、ひいてはエ ンジン性能の改善につながる。

従って、将来の需要はこれらの高性能エンジン に備える新しい燃焼器装置が最新の燃焼器よりも 大幅に高い出力における温度上昇において作動し なければならないことが要求される。しかし、燃 焼器の設計者がエンジンから排出する煙の密度の 従来確立されているレベルを損なうことなく高い 温度上昇の要求を満たすことは最も重要である。

既に言及した厳しい要求に加えて、燃焼器は定 められた高度の範囲内で再点火できなければなら ない。またこれらのエンジンが軽量航空機に使用 される場合は、エンジンの減速及び空転すなわち アイドル時には最新の燃焼器に関わる温度上昇の レベルより低いところで作動するだろうから地上 操縦性を容易にするため十分安定なことが必要だ と考えられる。

将来の航空機の要件としてはエンジンの重量と 寸法を減らすことが要求され、燃焼器の長さも同 様に減らす必要がある。この燃焼器の長さを減ら すことは滞留時間を減らすことにつながるので安 定性に影響を与える傾向が出てくる。この事実は、 燃焼器が温度上昇あるいは燃料／空気比の前例の ない広い範囲にわたって作動することになるとい う事実と共に極めて困難な安定性の問題の要因と なる。

温度上昇の激しい燃焼器に起因する問題の複雑 さ及び運転可能性の問題へのより深い洞察を行な うには、恐らく燃焼器の要件を燃焼過程の安定性 と比較してみる価値があると思われる。このため、 第１図に燃料空気比と安定性相関パラメータとの 関係をプロットしたものが示されている。知られ ている通りに、大部分の燃焼は燃焼器の１次領域 または区域で起こり、燃焼器のこの区画を考察の 対象として選ぶこととする。燃焼器の技術におけ る標準値となった安定性相関パラメータには１次 領域に適用される以下の項が含まれる。

Ｖ＝平均貫流速度 Ｐ＝圧力レベル Ｙ＝入口空気温度 これらの項が次元パラメータ（Ｖ／ＰＴ²）内 で組合わせられて速度を増したり、圧力を減らし たり温度を下げて安定性パラメータを高いレベル へと増大させる。同様にこれらは燃焼過程に逆に 作用して燃焼の継続をより困難とすることもある。

換言すれば、安定性パラメータの値が高いことは それだけ燃焼器の作動要求が厳しく困難であるこ とを示すものである。

第１図を調べて述べたように、この曲線は燃焼 器の動作条件の厳しさを増すことにより生じた安 定性の限界、従ってある燃料空気比の範囲におい て吹き消しを発生するまでの安定性パラメータの 限界を定める。従って放物線形状の曲線Ａの左側 の範囲の燃焼条件は安定であり曲線Ａの右側の範 囲の燃焼条件は不安定である。また曲線Ｂは燃料 空気比の上限を定め、この限界の上での作動は過 大な発煙の程度を表わすものである。

従って、在来型、最新型燃焼器についての上述 の燃焼器の動作から明らかなように、１次領域の 燃料／空気比は、その燃料／空気比が曲線Ｂの下 の範囲に納まりかつエンジンの減速、空転及び高 度再点火要件が曲線Ａの左側（安定作動）の範囲 に納まるように、設定される。このことは曲線Ｃ によって示され、高度再点火動作は基準として高 度約9150ｍ（3万フィート）でかつ航空機の飛 行速度マッハ数0.8を再点火として使用する作 動点Ｅとして定められる。

曲線Ｆは将来の新技術エンジンについて考えら れているより大きな温度上昇レベルにおけるエン ジンの動作を示す。明らかに、発煙限界（曲線Ｂ） 以下の燃焼動作を保証するには、燃焼器の空気流 も同じく増大させて燃焼器の動作曲線Ｆを安定限 界曲線Ａにできるだけ近付けなければならず、こ れは明らかに燃焼器の動作要件の厳しさが増した ことを示している。また、前述のように、点Ｇで 示される減速及び高度再点火は安定限界（曲線Ａ） の外側の範囲に入る。更に真に明らかなことは、 この傾向は温度上昇の値が高くなるほど燃焼器の 動作曲線がますます厳しい要求の側へ移動し、空 転（曲線ＣとＦについきそれぞれＨとＪ）さえも 同じく安定限界（曲線Ａ）の外側の範囲に入るよ うなものである。

通常の燃焼器の設計に関する考え方を理解する こともまた重要である。周知のように、通常の燃 焼器は少なくとも２段の燃焼領域への空気取り入 れ即ち燃焼空気及び希釈空気の取り入れを含んで いる。このため本質的に燃焼及び混合の３つの領 域即ち１次、中間及び希釈領域を確定している。

大部分の燃焼は１次領域で行なわれ化学量論的燃 焼はこの領域で行なわれることが望ましいが、そ れでも常に低出力と高出力条件において所期の動 作を行うため妥協点を求める。低出力動作には低 出力動作を可能とするように燃料と空気の混合物 はできるだけ濃いことが必要であり、高出力動作 には炭素の過剰発生を防止するため燃料と空気の 混合物はできるだけ薄いことが必要である。

知られているように、１次領域は燃焼を継続す るため再循環領域を備えるように設計される。ラ イナーを通じて１次領域に取入れられた空気（１ 次空気）は燃焼のため燃料と混合される。１次空 気の一部は常に再循環領域に捕捉されるとは限ら ず、この空気は中間領域へと進む。

中間領域は１次領域で再循環しなかった１次空 気流内で混合することによりある程度炭素を酸化 する。勿論このため生じた温度は酸化過程に十分 なほど高い。

希釈領域は、追加の空気流を与えかつ燃焼生成 物をタービン容量に見合う温度レベルまで冷却す るための混合長さを有している。ここ数年にわた る技術開発により燃焼器の長さはすべての領域の 長さが絶対最小許容値に近付くような値に最適化 されてきた。したがって、全体の長さを大幅に減 らすにはすべての領域を積極的に短くして１次空 気孔をドーム及び燃料噴射点に近付ける必要のあ ることは明らかである。これにより１次領域にお ける容積と燃料空気混合物の滞留時間が減るため 安定限界が低くなりかつ、第１図の点線で示す曲 線Ａ′のように安定限界（曲線Ａ）を左に移動さ せる。

我々は上述の諸問題を除き、燃焼器の長さを減 らし、且つ円周上の領域構成による空気取入れを 組合わせることにより高い温度上昇の環境におけ る安定した動作を達成することができることを発 見した。

（発明が解決しようとする課題） 本発明の一つの目的はガスタービンエンジン用 の改善し短くした環状燃焼器を提供することにあ る。

（課題を解決するための手段） 本発明の一つの特徴は円周上の領域構成を１段 空気取入れと組合わせて環状燃焼器を提供するこ とにある。

本発明の更に一つの特徴は改良した環状燃焼器 を提供することであり、その燃焼器は、１次領域 内へ空気および／又は燃料を不均等に流して、従 来知られている燃焼器よりも全体的に燃料／空気 比を高め、燃焼を安定化し且つ広げるように燃焼 器の全体的な動作範囲において安定させるべく、 低い空気流量及び／又は燃料流量である区画が作 動され、２段の空気流（燃焼及び希釈空気流）の うちの一つが省略される。

本発明のなお一つの特徴は、より長さを減らし、 製造経費が比較的安く、従来知られている燃焼器 より軽くて高い温度上昇の範囲にわたり動作する ことが可能な改善された航空機エンジン用環状燃 焼器を提供することである。

本発明の上述その他の特徴及び利点は以下の説 明及び添付の図面から更に明らかとなろう。

（実施例） 説明の簡単さと便宜上から、環状燃焼器及び ガスタービンの細部は本説明から省くこととし、 その詳細についてはこの特許出願の譲受人である ユーナイテッドテクノロジー社（United Tech- nologies Corporation）のプラットアンドホィッ トニー部の製造になるF100及びJT9D系列のエ ンジンを参照されたい。この発明は環状燃焼器そ してとくに重要なのは温度上昇の値が大幅に高い 燃焼器を使った航空機用ガスタービンエンジンへ の特定の要素であると言えば足りる。

典型的なガスタービンエンジンは、コンプレッ サー部、ディフューザー部、燃焼部、タービン部 及び排気部から構成され、エンジンの入口内に取 入れられた空気はコンプレッサーで圧縮され、拡 散され、また燃焼過程により燃焼器内で加速・加 熱され、排気ノズルを通じて排出されて航空機に 動力を与える。加速加熱された空気はタービンを 通りここでエネルギーを抽出されてコンプレッサ ーを駆動する。第２図に示すように、全体が１０ で示される従来技術による環状燃焼器は、外部環 状ライナー12、内部環状ライナー14、ドーム 16及び出口端18を備え、加速され加熱された エンジン動作媒体をタービン（図示されていない） へ送る。複数の燃料ノズル（１つのみ図示）は円 周上に間隔を置いて配置されドーム16内に支持 される。図示のように、燃焼器は外部ライナー 12及び内部ライナー14に開口22を備えて空 気を燃焼室内に半径方向に取入れることができ、 かつ外部ライナー12及び内部ライナー14に開 口24を備えて希釈空気を燃焼室内に取入れるこ とができる。

前述から明らかなように、２段空気取入れ燃焼 器は結果的に３つの領域、即ち１次領域26、中 間領域28及び希釈領域30に燃焼器を区分する ことになる。空気取入れ段の１つを省くことによ り従来から認められていた燃焼器全体の長さを減 らすことができることは明らかである。しかし過 去の経験から、より大量の空気を取入れて完全燃 焼を強めタービンの全体性を維持するためガスの 温度を許容値に下げるには１段取入れ孔を増やさ なければならないため、このことは実行不可能で あることが証明されていた。この空気流の容積が 増える結果、大量の空気が１次領域内で再循環し、 その領域内では燃料空気混合物があまりにも乏く なるため燃焼器の動作が不安定になった。

本発明によれば、１段空気取入れ環状燃焼器の 安定性の問題は１次領域内で均等でない流れの分 布を利用することによって除くことができる。こ のことは第３図に示され、この図は空気取入れ領 域の一つを省いた以外は第２図に示す燃焼器と模 式的に同じである。同じ部分には同じ参照番号を 付けてある。見れば分かるように空気取り入れを １段にすれば燃焼器は１次領域26及び希釈領域 30に分けられる。複数の燃料ノズル20のそれ ぞれ空気通路44及び46を有し通常燃焼領域に 空気を取入れる際に空気に渦流を与える渦流器を 備えている。これらの燃料ノズル20は同様にド ーム内に取り付けられ円周上に間隔を置いて配置 される。燃料ノズル内の空気通路40及び42そ して外部環状壁すなわちライナー48及び内部環 状壁すなわちライナー50の空気通路44及び 46は減らした空気流が供給される燃焼器内の区 画を画定するように別々の寸法とする。

これを最も良く示したのが第４図であり模式的 に燃料ノズルの配置と空気流の円周分布を示して いる。上述のように、参照文字ｓで特定した円周 の区画部分には、空気流を円周上の他の区間に取 入れるより少ない値に減らすための複数の空気取 入れ開口42、44及び46が含まれる。

第５図の曲線Ｔ及びＵはそれぞれ第４図に示し た燃焼器の中間出力、減速−空転のための運転条 件を示し、点Ｘ及びＹはそれぞれ高度約9150ｍ （30,000フィート）における低い気流及び高い 気流領域での点火点を示す。前述のように曲線Ｕ （高負荷部分）の一部及び点Ｙは安定限界を超え ているが曲線Ｔ及び点Ｘは常時限界内に止どまっ ている。この理由は、高い空気流の領域ほど安定 性の要件が厳しくないからであり、低い空気流の 領域ではあまりにも不十分な動作を防ぐため低出 力の燃料／空気の濃縮化を行なうことができる。

従って、高い空気流の領域の安定限界を超えるよ うなときは常に、高い空気流と低い空気流の領域 との境界において十分混合し、低い空気流の領域 内の燃焼物質が双方の領域で燃焼を継続するよう にする。

これらの不安定な運転条件で燃焼効率が与えら れた条件値を下回った場合には、境界から離れた 高い空気流の領域内での燃料ノズルへの燃料供給 は停止されかつこれらの今閉じた燃料ノズルに伴 う燃料の流れは境界近くの高い空気流の領域内の 燃料ノズルに送られると考えられる。これにより 局部的な燃料／空気比を大きくしてこれらを安定 限界内に持ってくることができる。

高出力運転時の燃焼器出口における燃焼ガスの 温度を均一にするため、燃料ノズルの燃料流分布 を空気流分布に適合するよう変えることが考えら れる。低出力運転時の出口温度の均一性を得るこ とはできないだろうが、全体の温度がずっと低い 値となるのでこの条件でも有害ではない。

本発明が示したものは、従来知られている環状 燃焼器よりも長さを縮めながら従来知られている 燃焼器よりも高い温度上昇で使える能力を有する 環状燃焼器である。

本発明はその実施例について示し記述したもの ではあるが、この方面の技術に精通した人々には、 発明の請求範囲を外れることなくその形式及び細 部に各種の変更を加えることができると理解され る。

【図面の簡単な説明】

第１図は燃料空気比を燃焼器の動作を代表する 安定性パラメーター、安定限界及び発煙限界に対 してプロットしたグラフを示す図、第２図は従来 の技術を示す２段３領域燃焼器の模式図、第３図 は１段２領域燃焼器の模式図、第４図は１次領域 における燃焼器の非均等な流れの模式及びグラフ を示す図、第５図は本発明を使用した燃焼器の高 い及び低い空気流領域の運転要求を示した第１図 と同様なグラフである。 10：環状燃焼器、11：ドーム、 20：燃焼ノズル、 40,42,44,46：空気通路、 48：外部環状ライナー、 50：内部環状ライナー

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ガスタービン用環状燃焼器において、 長い外部環状ライナーと、長い内部環状ライ ナーと、前端に取付けられ前記外部ライナーと前 記内部ライナーを互いに連結して燃焼室を画定す るドームと、前記燃焼室内に燃料を供給するため の前記ドーム内に円周方向に間隔をおいて取付け られた複数の燃料ノズルとを有し、燃料ノズルは 前記燃焼室に空気を取入れるための取入れ開口を 有し、前記空気取入れ開口の一部は前記円周方向 にわたる前記空気取入れ開口の他の部分よりも小 さくなっており、前記環状燃焼器は前記内部ライ ナー及び前記外部ライナーに間隔を置いて横断面 の回りに配置された複数の開口部を有していて一 段の空気取入れ部を画定し、前記一段空気取入れ 部の一部は前記一段空気取入れ部の他の開口より も前記燃焼室内に少量の空気を取入れるように寸 法が決められ、前記空気取入れ開口の一部及び前 記一段空気取入れ部の一部が、前記燃焼器の他の 部分が不安定であっても安定な燃焼領域を作るよ うな空気流分布を有する燃焼器内の区画を画定す ることを特徴とする環状燃焼器。
2. 【請求項２】 圧縮空気の供給されるガスタービン用環
   状 燃焼器において、 前記環状燃焼器は環状燃焼領域を画定する外部 環状ライナー及び内部環状ライナーと、前記内部 環状ライナー及び前記外部環状ライナーの前端に 取付けられて前記前端を閉じているドームであっ て、前記ドームの前記遠い端部が燃焼ガスを流す ため解放されいるドームと、前記ドーム内に取付 けられた旋回空気通路を有しかつ前記圧縮空気の 一部を前記燃焼室内に導くために円周方向に間隔 をおいて配置された、複数の燃料ノズルとを有し、 前記内部及び外部ライナーは前記圧縮空気の残り の部分を前記燃焼室内に導くための横断面のまわ りで円周方向に間隔をおいて配置された１列の開 口部を有し、前記旋回空気通路の一部及び前記１ 列の開口部の一部は前記圧縮空気の前記部分を前 記燃焼器の区画に減少した流量レベルで流すよう に寸法が決められ、あらゆる動作条件に対しても 及び残りの燃焼器が不安定となる動作条件でもそ の区画が安定していることを特徴とする環状燃焼 器。