JPH11248159A - ガスタービン用予混合式燃焼室 - Google Patents
ガスタービン用予混合式燃焼室Info
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- JPH11248159A JPH11248159A JP10361483A JP36148398A JPH11248159A JP H11248159 A JPH11248159 A JP H11248159A JP 10361483 A JP10361483 A JP 10361483A JP 36148398 A JP36148398 A JP 36148398A JP H11248159 A JPH11248159 A JP H11248159A
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
- F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
Abstract
(57)【要約】
【課題】 パイロット燃焼の安定作用が改善される、
予混合式燃焼室を提供する。 【解決手段】 ガスタービン用予混合式燃焼室は、少な
くとも１つの予混合室６と、少なくとも一部が縦軸線に
関して回転対称に形成された燃焼室９を有する主要段階
２と、パイロット噴射装置を備えたパイロット段階４と
を備えている。この燃焼室９は主燃焼領域３と下流側の
後燃焼領域５を備えている。少なくとも１つの予混合室
は渦を発生するように接線方向から燃焼室に開口してい
る。燃焼室９の主燃焼領域３は後燃焼領域５に対してほ
ぼ同軸に延び、パイロット段階４は後燃焼領域５から離
れた燃焼室９の端部１０に配置されている。
予混合式燃焼室を提供する。 【解決手段】 ガスタービン用予混合式燃焼室は、少な
くとも１つの予混合室６と、少なくとも一部が縦軸線に
関して回転対称に形成された燃焼室９を有する主要段階
２と、パイロット噴射装置を備えたパイロット段階４と
を備えている。この燃焼室９は主燃焼領域３と下流側の
後燃焼領域５を備えている。少なくとも１つの予混合室
は渦を発生するように接線方向から燃焼室に開口してい
る。燃焼室９の主燃焼領域３は後燃焼領域５に対してほ
ぼ同軸に延び、パイロット段階４は後燃焼領域５から離
れた燃焼室９の端部１０に配置されている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、少なくとも１つの
予混合室と、少なくとも一部が縦軸線に関して回転対称
に形成された燃焼室を有する主要段階と、パイロット噴
射装置を備えたパイロット段階とを備え、この燃焼室が
主燃焼領域と下流側の後燃焼領域を備え、少なくとも１
つの予混合室が渦を発生するように接線方向から燃焼室
に開口している、ガスタービン用予混合式燃焼室に関す
る。
予混合室と、少なくとも一部が縦軸線に関して回転対称
に形成された燃焼室を有する主要段階と、パイロット噴
射装置を備えたパイロット段階とを備え、この燃焼室が
主燃焼領域と下流側の後燃焼領域を備え、少なくとも１
つの予混合室が渦を発生するように接線方向から燃焼室
に開口している、ガスタービン用予混合式燃焼室に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】予混合式燃焼室は有害物質の少ないガス
タービン燃焼室である。ガスタービン燃焼室は例えば発
電所の発電機駆動装置として定置して使用可能であり、
かつ飛行駆動装置として使用可能である。多数の工業国
では、定置されたガスタービンの窒素酸化物エミッショ
ンの最高限度が定められている。飛行駆動装置の場合に
も窒素酸化物のエミッションの制限が推奨されるので、
有害物質エミッションを減らす枠組み内で燃焼室におけ
る窒素酸化物の発生を減らすことが重要である。飛行駆
動装置の場合、窒素酸化物低減のために、現在では、濃
混合気−希薄混合気−燃焼が用いられる。この場合、燃
焼は濃混合気の第１の段階と、空気過剰状態下での希薄
混合気の第２の段階で行われる。
タービン燃焼室である。ガスタービン燃焼室は例えば発
電所の発電機駆動装置として定置して使用可能であり、
かつ飛行駆動装置として使用可能である。多数の工業国
では、定置されたガスタービンの窒素酸化物エミッショ
ンの最高限度が定められている。飛行駆動装置の場合に
も窒素酸化物のエミッションの制限が推奨されるので、
有害物質エミッションを減らす枠組み内で燃焼室におけ
る窒素酸化物の発生を減らすことが重要である。飛行駆
動装置の場合、窒素酸化物低減のために、現在では、濃
混合気−希薄混合気−燃焼が用いられる。この場合、燃
焼は濃混合気の第１の段階と、空気過剰状態下での希薄
混合気の第２の段階で行われる。
【０００３】これに比べて、定置されたガスタービンの
場合に適用される予混合式希薄燃焼によって窒素酸化物
が一層低減される。窒素酸化物の発生は特に高温の火炎
温度で増大するので、最高火炎温度を低下させる方法が
開発された。その際、湿式方法と乾式方法がある。今ま
で多く用いられてきた湿式方法の場合には、水または水
蒸気が別個にまたは燃料に予め混合して燃焼領域に供給
される。その際、処理された水が必要であり、水の消費
量が多いという欠点がある。更に、湿式方法の場合に
は、設備の効率が悪い。
場合に適用される予混合式希薄燃焼によって窒素酸化物
が一層低減される。窒素酸化物の発生は特に高温の火炎
温度で増大するので、最高火炎温度を低下させる方法が
開発された。その際、湿式方法と乾式方法がある。今ま
で多く用いられてきた湿式方法の場合には、水または水
蒸気が別個にまたは燃料に予め混合して燃焼領域に供給
される。その際、処理された水が必要であり、水の消費
量が多いという欠点がある。更に、湿式方法の場合に
は、設備の効率が悪い。
【０００４】この欠点に基づいて、乾式方法が望まれて
いる。この乾式方法の場合には、燃焼領域内の空気過剰
率ができるだけ高められ、空気と燃焼の全部または一部
が予め混合される。法律の規定や推薦を満足するために
は、空気と燃料は燃焼室に達する前にできるだけ均質に
混合しなければならない。これにより、火炎の最高温度
を低下させることができる。そのために、予混合式燃焼
室が開発された。この燃焼室の場合には、高い均質度を
達成するために、所定の長さの予混合室または予混合室
内での所定の長さの最低滞留時間が必要である。しかし
その際、予混合室内の燃料と空気の混合気が発火する危
険がある。この場合、予混合プロセスが終了しないの
で、不均質であるために局部的に高い温度が発生し、窒
素酸化物の発生が多くなる。更に、燃焼領域から予混合
室への火炎後退の危険がある。これを回避するために、
従来の予混合式燃焼室の場合には、予混合室の端部に羽
根格子等が取付けられている。それによって、混合気が
加速され、渦が発生する。それにもかかわらず、バック
ファイアが発生すると、例えば羽根格子のような燃焼室
部品を損傷または破壊することになる。
いる。この乾式方法の場合には、燃焼領域内の空気過剰
率ができるだけ高められ、空気と燃焼の全部または一部
が予め混合される。法律の規定や推薦を満足するために
は、空気と燃料は燃焼室に達する前にできるだけ均質に
混合しなければならない。これにより、火炎の最高温度
を低下させることができる。そのために、予混合式燃焼
室が開発された。この燃焼室の場合には、高い均質度を
達成するために、所定の長さの予混合室または予混合室
内での所定の長さの最低滞留時間が必要である。しかし
その際、予混合室内の燃料と空気の混合気が発火する危
険がある。この場合、予混合プロセスが終了しないの
で、不均質であるために局部的に高い温度が発生し、窒
素酸化物の発生が多くなる。更に、燃焼領域から予混合
室への火炎後退の危険がある。これを回避するために、
従来の予混合式燃焼室の場合には、予混合室の端部に羽
根格子等が取付けられている。それによって、混合気が
加速され、渦が発生する。それにもかかわらず、バック
ファイアが発生すると、例えば羽根格子のような燃焼室
部品を損傷または破壊することになる。
【０００５】ドイツ連邦共和国特許第４３１８４０５号
公報記載の公知の燃焼室装置の場合には、予混合式希薄
燃焼によって、予混合区間での自己発火の危険なしに、
窒素酸化物の発生を減らすことができる。この場合、燃
料はほぼ真っ直ぐに形成された予混合室に噴射され、こ
の予混合室はほぼ回転対称に形成された燃焼室に接線方
向から開口し、それによって混合気の流入時に渦が形成
される。渦の発生が羽根格子のような付加的な部品によ
って行われないので、場合によって生じる火炎後退の際
に部品が損傷する危険がない。充分な燃焼安定性は補助
作用するパイロット燃焼によって保証される。このパイ
ロット燃焼は別個の燃焼領域で行われる。パイロット領
域からの高温ガスは希薄の主領域に混合される。この場
合、安定作用は存在する流れの場に大きく左右され、運
転状態が異なるときに大きな変動を受ける。更に、主燃
焼領域から後燃焼領域への流れが９０°方向を変えられ
る。これは大きな圧力損失につながる。
公報記載の公知の燃焼室装置の場合には、予混合式希薄
燃焼によって、予混合区間での自己発火の危険なしに、
窒素酸化物の発生を減らすことができる。この場合、燃
料はほぼ真っ直ぐに形成された予混合室に噴射され、こ
の予混合室はほぼ回転対称に形成された燃焼室に接線方
向から開口し、それによって混合気の流入時に渦が形成
される。渦の発生が羽根格子のような付加的な部品によ
って行われないので、場合によって生じる火炎後退の際
に部品が損傷する危険がない。充分な燃焼安定性は補助
作用するパイロット燃焼によって保証される。このパイ
ロット燃焼は別個の燃焼領域で行われる。パイロット領
域からの高温ガスは希薄の主領域に混合される。この場
合、安定作用は存在する流れの場に大きく左右され、運
転状態が異なるときに大きな変動を受ける。更に、主燃
焼領域から後燃焼領域への流れが９０°方向を変えられ
る。これは大きな圧力損失につながる。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】本発明の根底をなす課
題は、パイロット燃焼の安定作用が改善される、冒頭に
述べた種類の予混合式燃焼室を提供することである。
題は、パイロット燃焼の安定作用が改善される、冒頭に
述べた種類の予混合式燃焼室を提供することである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】この課題は本発明に従
い、燃焼室の主燃焼領域が後燃焼領域に対してほぼ同軸
に延びているかまたは配置され、すなわち流路が大きく
方向変えずにほぼ真っ直ぐに延び、パイロット段階が後
燃焼領域から離れた燃焼室の端部に配置されていること
によって解決される。
い、燃焼室の主燃焼領域が後燃焼領域に対してほぼ同軸
に延びているかまたは配置され、すなわち流路が大きく
方向変えずにほぼ真っ直ぐに延び、パイロット段階が後
燃焼領域から離れた燃焼室の端部に配置されていること
によって解決される。
【０００８】この予混合室の利点は、燃焼室内の流れが
主燃焼領域から後燃焼領域に９０度方向を変えることが
なく、それに伴う圧力損失を生じないということにあ
る。パイロット段階が燃焼室に直接配置されていること
により、パイロット段階は主燃焼領域または再循環領域
に対して直接接続されている。従って、パイロット燃焼
の安定作用が大幅に改善される。本発明による予混合式
燃焼室は定置されたガスタービンにも飛行駆動装置にも
使用可能である。
主燃焼領域から後燃焼領域に９０度方向を変えることが
なく、それに伴う圧力損失を生じないということにあ
る。パイロット段階が燃焼室に直接配置されていること
により、パイロット段階は主燃焼領域または再循環領域
に対して直接接続されている。従って、パイロット燃焼
の安定作用が大幅に改善される。本発明による予混合式
燃焼室は定置されたガスタービンにも飛行駆動装置にも
使用可能である。
【０００９】本発明の好ましい実施形では、主燃料領域
を形成する燃焼室の範囲が、主燃焼領域から後燃焼領域
に延びる流れ方向に円錐状に広がっている。円錐の開放
角度により、再循環領域ひいては火炎安定性を制御する
ことができる。開放角度が小さいときには付加的な予蒸
発範囲が生じ、開放角度が大きいときには燃焼の安定性
が促進される。
を形成する燃焼室の範囲が、主燃焼領域から後燃焼領域
に延びる流れ方向に円錐状に広がっている。円錐の開放
角度により、再循環領域ひいては火炎安定性を制御する
ことができる。開放角度が小さいときには付加的な予蒸
発範囲が生じ、開放角度が大きいときには燃焼の安定性
が促進される。
【００１０】パイロット段階は好ましくは、小さな半径
を有する燃焼室の端部の端面に配置され、燃焼室と同軸
に延びている。
を有する燃焼室の端部の端面に配置され、燃焼室と同軸
に延びている。
【００１１】パイロット段階は好ましくは、パイロット
噴射装置と燃焼室の間に配置されたパイロット燃焼室を
備えている。
噴射装置と燃焼室の間に配置されたパイロット燃焼室を
備えている。
【００１２】
【発明の実施の形態】次に、図を参照して実施の形態に
基づいて本発明を詳しく説明する。
基づいて本発明を詳しく説明する。
【００１３】図１は、全体を１で示したガスタービン用
予混合式燃焼室の実施の形態を示している。この予混合
式燃焼室は、予混合室６、主燃焼領域３および後燃焼室
５を有する主要段階２と、パイロット段階４とを備えて
いる。予混合室６の一端７には、燃料が圧縮空気の一部
と共に供給される。燃料は予混合室６内で噴霧され、蒸
発し、空気とできるだけ均質に混合される。予混合室６
は直線的な長方形通路として形成されているので、予混
合室６内には比較的に均一な速度プロフィルを有する渦
なし流れが生じる。この速度プロフィルにより、燃料と
空気の間の高い混合物均質性が生じる。それによって、
熱による窒素酸化物の形成が強まる温度ピークが回避さ
れる。予混合室６は機械の設計に応じて、例えば長円形
または円形のような、適切な異なる横断面形状を有して
いてもよい。更に、この横断面形状は必ずしも予混合室
６の全長にわたって一定である必要はない。
予混合式燃焼室の実施の形態を示している。この予混合
式燃焼室は、予混合室６、主燃焼領域３および後燃焼室
５を有する主要段階２と、パイロット段階４とを備えて
いる。予混合室６の一端７には、燃料が圧縮空気の一部
と共に供給される。燃料は予混合室６内で噴霧され、蒸
発し、空気とできるだけ均質に混合される。予混合室６
は直線的な長方形通路として形成されているので、予混
合室６内には比較的に均一な速度プロフィルを有する渦
なし流れが生じる。この速度プロフィルにより、燃料と
空気の間の高い混合物均質性が生じる。それによって、
熱による窒素酸化物の形成が強まる温度ピークが回避さ
れる。予混合室６は機械の設計に応じて、例えば長円形
または円形のような、適切な異なる横断面形状を有して
いてもよい。更に、この横断面形状は必ずしも予混合室
６の全長にわたって一定である必要はない。
【００１４】予混合室６の出口端部８において燃料と空
気の混合気が燃焼室９に流れる。この燃焼室は円錐台と
して形成された、主燃焼領域３の範囲内にある部分と、
後燃焼領域５の範囲内にある円筒状の部分１２を備えて
いる。その際、回転対称の燃焼室９の縦軸線または中心
軸線Ｍに対してできるだけ大きく偏心させて、流れが供
給されるので、この燃焼室内で燃料と空気の混合気の流
れに周方向速度が加えられる。できるだけ大きな偏心度
を得るために、横断面が長方形の予混合室６は、高さＨ
ができるだけ低くなるように形成されている。渦形成に
より、円錐台状に形成された燃焼室９の部分から出る燃
料と空気の混合気のすぐれた再循環作用が生じる。それ
によって、混合気は主燃焼領域３また円錐状に形成され
た燃焼室９の部分に逆流し、燃焼を安定化させる。それ
に続いて初めて、流れが、主燃焼領域３に対して、特に
一部が円錐台状の燃焼室９の中心軸線Ｍに対してほぼ平
行にまたは同軸に延びる下流の後燃焼領域５に達する。
従って、燃料と空気の混合気のための流路はほぼ真っ直
ぐである。燃焼室９は冷却のために多数の空気入口を備
えている。
気の混合気が燃焼室９に流れる。この燃焼室は円錐台と
して形成された、主燃焼領域３の範囲内にある部分と、
後燃焼領域５の範囲内にある円筒状の部分１２を備えて
いる。その際、回転対称の燃焼室９の縦軸線または中心
軸線Ｍに対してできるだけ大きく偏心させて、流れが供
給されるので、この燃焼室内で燃料と空気の混合気の流
れに周方向速度が加えられる。できるだけ大きな偏心度
を得るために、横断面が長方形の予混合室６は、高さＨ
ができるだけ低くなるように形成されている。渦形成に
より、円錐台状に形成された燃焼室９の部分から出る燃
料と空気の混合気のすぐれた再循環作用が生じる。それ
によって、混合気は主燃焼領域３また円錐状に形成され
た燃焼室９の部分に逆流し、燃焼を安定化させる。それ
に続いて初めて、流れが、主燃焼領域３に対して、特に
一部が円錐台状の燃焼室９の中心軸線Ｍに対してほぼ平
行にまたは同軸に延びる下流の後燃焼領域５に達する。
従って、燃料と空気の混合気のための流路はほぼ真っ直
ぐである。燃焼室９は冷却のために多数の空気入口を備
えている。
【００１５】後燃焼領域５から離れた燃焼室９の端部１
０には、パイロット段階４が配置されている。従って、
本実施の形態では、パイロット段階４は円錐台として形
成された燃焼室９の部分の最小半径を有する端面側の端
部１０に配置されている。パイロット段階４はパイロッ
ト噴射装置１１を備えている。このパイロット噴射装置
によって、燃料は、特に部分負荷範囲において燃焼を安
定化させるために主燃焼領域３に供給可能である。パイ
ロット段階４からの高温ガスは希薄混合気の主段階２の
再循環領域の中央に直接流れる。これは燃焼を一層安定
化させることになる。主要段階２においてもパイロット
段階４においてもガス状および液状燃料を使用すること
ができる。
０には、パイロット段階４が配置されている。従って、
本実施の形態では、パイロット段階４は円錐台として形
成された燃焼室９の部分の最小半径を有する端面側の端
部１０に配置されている。パイロット段階４はパイロッ
ト噴射装置１１を備えている。このパイロット噴射装置
によって、燃料は、特に部分負荷範囲において燃焼を安
定化させるために主燃焼領域３に供給可能である。パイ
ロット段階４からの高温ガスは希薄混合気の主段階２の
再循環領域の中央に直接流れる。これは燃焼を一層安定
化させることになる。主要段階２においてもパイロット
段階４においてもガス状および液状燃料を使用すること
ができる。
【００１６】図２は予混合式燃焼室１の他の実施の形態
を示している。この実施の形態の変形はパイロット段階
４の範囲にある。図２において、パイロット段階４はパ
イロット噴射装置１１に加えてパイロット燃焼室１３を
備えている。このパイロット燃焼室内で燃料は先ず最初
に拡散燃焼で空気と混合し、そして初めて端面側から燃
焼室９に供給される。
を示している。この実施の形態の変形はパイロット段階
４の範囲にある。図２において、パイロット段階４はパ
イロット噴射装置１１に加えてパイロット燃焼室１３を
備えている。このパイロット燃焼室内で燃料は先ず最初
に拡散燃焼で空気と混合し、そして初めて端面側から燃
焼室９に供給される。
【００１７】図３に示した構造の場合には、多数の予混
合式燃焼室１が１つの環状燃焼室１４と組み合わせられ
ている。この場合にも、個々の予混合式燃焼室１は円錐
台として形成された主要段階２の燃焼室９の部分に偏心
して開口している予混合室６と、主要段階２に対してほ
ぼ同軸に配置された後燃焼領域５を備えている。それに
よって、主燃焼領域３と後燃焼領域５の間で流れが方向
を変える必要がなく、従って燃焼室圧力損失が減少す
る。燃焼室９の円錐状部分と環状燃焼室１４の間におい
て、燃焼室９は円筒状部分１２を備えていてもよい。こ
の円筒状部分は燃焼室９の縦軸線Ｍに対してほぼ同軸に
配置されている。ガスタービンに環状燃焼室１４を組み
込む際に、環状燃焼室はその中心軸線Ｍがガスタービン
と同軸に配置され、この環状燃焼室には上流側の圧縮機
によって噴射側から空気を供給可能である。予混合燃焼
室１は環状燃焼室１４の端面側の周囲に等間隔をおいて
配置されている。この場合にも、燃焼室９の壁は冷却の
ために空気入口を備えている。
合式燃焼室１が１つの環状燃焼室１４と組み合わせられ
ている。この場合にも、個々の予混合式燃焼室１は円錐
台として形成された主要段階２の燃焼室９の部分に偏心
して開口している予混合室６と、主要段階２に対してほ
ぼ同軸に配置された後燃焼領域５を備えている。それに
よって、主燃焼領域３と後燃焼領域５の間で流れが方向
を変える必要がなく、従って燃焼室圧力損失が減少す
る。燃焼室９の円錐状部分と環状燃焼室１４の間におい
て、燃焼室９は円筒状部分１２を備えていてもよい。こ
の円筒状部分は燃焼室９の縦軸線Ｍに対してほぼ同軸に
配置されている。ガスタービンに環状燃焼室１４を組み
込む際に、環状燃焼室はその中心軸線Ｍがガスタービン
と同軸に配置され、この環状燃焼室には上流側の圧縮機
によって噴射側から空気を供給可能である。予混合燃焼
室１は環状燃焼室１４の端面側の周囲に等間隔をおいて
配置されている。この場合にも、燃焼室９の壁は冷却の
ために空気入口を備えている。
【００１８】予混合式燃焼室１を運転する際、主要段階
２とパイロット段階４は、負荷または飛行相に応じて別
々にまたは同時に運転可能である。
２とパイロット段階４は、負荷または飛行相に応じて別
々にまたは同時に運転可能である。
【図１】装置を説明するための重要な部品にのみ制限さ
れている、本発明による予混合式燃焼室の第１の実施の
形態の概略斜視図である。
れている、本発明による予混合式燃焼室の第１の実施の
形態の概略斜視図である。
【図２】本発明による予混合式燃焼室の他の実施の形態
の、図１と同様な図である。
の、図１と同様な図である。
【図３】環状燃焼室配置構造を部分的に破断して示す斜
視図である。
視図である。
１ 予混合式燃焼室 ２ 主要段階 ３ 主燃焼領域 ４ パイロット段階 ５ 後燃焼領域 ６ 予混合室 ８ 予混合室の出口端部 ９ 燃焼室 １０ 燃焼室の端部 １１ パイロット噴射装置 １２ パイロット燃焼室 １４ 環状燃焼室 Ｍ 縦軸線
Claims (10)
- 【請求項１】 少なくとも１つの予混合室と、少なくと
も一部が縦軸線に関して回転対称に形成された燃焼室を
有する主要段階と、パイロット噴射装置を備えたパイロ
ット段階とを備え、この燃焼室が主燃焼領域と下流側の
後燃焼領域を備え、少なくとも１つの予混合室が渦を発
生するように接線方向から燃焼室に開口している、ガス
タービン用予混合式燃焼室において、燃焼室（９）の主
燃焼領域（３）が後燃焼領域（５）に対してほぼ同軸に
延び、パイロット段階（４）が後燃焼領域（５）から離
れた燃焼室（９）の端部（１０）に配置されていること
を特徴とする予混合式燃焼室。 - 【請求項２】 少なくとも１つの予混合室（６）が長方
形通路として形成されていることを特徴とする請求項１
記載の予混合式燃焼室。 - 【請求項３】 少なくとも１つの予混合室（６）の高さ
（Ｈ）がその長さや幅と比較して寸法が小さいことを特
徴とする請求項１または２記載の予混合式燃焼室。 - 【請求項４】 燃焼室（９）に入る流れが燃焼室（９）
の縦軸線（Ｍ）に対して最大の偏心度を有するように、
少なくとも１つの予混合室（６）の出口端部（８）が燃
焼室（９）に対して配置されていることを特徴とする請
求項１〜３のいずれか一つに記載の予混合式燃焼室。 - 【請求項５】 ２つまたは４つの予混合室（６）がそれ
ぞれ対をなして、少なくともほぼ直径方向に対向する個
所で、同じ方向に渦を発生するように燃焼室（９）に開
口していることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一
つに記載の予混合式燃焼室。 - 【請求項６】 主燃料領域（３）を含む燃焼室（９）の
範囲が流れ方向に円錐状に広がっていることを特徴とす
る請求項１〜５のいずれか一つに記載の予混合式燃焼
室。 - 【請求項７】 パイロット段階（４）が小さな半径を有
する燃焼室（９）の端部（１０）の端面側に配置され、
かつ燃焼室と同軸に延びていることを特徴とする請求項
６記載の予混合式燃焼室。 - 【請求項８】 パイロット段階（４）がパイロット噴射
装置（１１）と燃焼室（９）の間に配置されたパイロッ
ト燃焼室（１２）を備えていることを特徴とする請求項
１〜７のいずれか一つに記載の予混合式燃焼室。 - 【請求項９】 後燃焼領域（５）を形成する燃焼室
（９）の部分が環状燃焼室（１４）として形成され、こ
の環状燃焼室の端面に、主燃焼領域を有する多数の燃焼
室（９）が予混合室（６）およびパイロット段階（４）
を含めて等しい間隔をおいて接続されていることを特徴
とする請求項１〜８のいずれか一つに記載の予混合式燃
焼室装置。 - 【請求項１０】 各々の燃焼室（９）が実質的に主燃焼
領域（３）を含む円錐状の部分と、この部分の下流にそ
の縦軸線（Ｍ）と同軸に配置された、環状燃焼室（１
４）に開口する円筒状の部分（１２）を備えていること
を特徴とする請求項９記載の予混合式燃焼室装置。
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