JPH11337069A - ガスタ―ビンエンジン用燃焼器 - Google Patents
ガスタ―ビンエンジン用燃焼器Info
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- JPH11337069A JPH11337069A JP11128573A JP12857399A JPH11337069A JP H11337069 A JPH11337069 A JP H11337069A JP 11128573 A JP11128573 A JP 11128573A JP 12857399 A JP12857399 A JP 12857399A JP H11337069 A JPH11337069 A JP H11337069A
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- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
- F23D14/46—Details, e.g. noise reduction means
- F23D14/72—Safety devices, e.g. operative in case of failure of gas supply
- F23D14/76—Protecting flame and burner parts
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN A CARRIER GAS OR AIR
- F23C7/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply
- F23C7/002—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion
- F23C7/004—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion using vanes
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- F23D—BURNERS
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- F23D14/72—Safety devices, e.g. operative in case of failure of gas supply
- F23D14/74—Preventing flame lift-off
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- 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
- F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
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- 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
- F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN A CARRIER GAS OR AIR
- F23C2202/00—Fluegas recirculation
- F23C2202/40—Inducing local whirls around flame
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D2204/00—Burners adapted for simultaneous or alternative combustion having more than one fuel supply
Abstract
(57)【要約】
【課題】 バーナー面の作動温度を低下させ、燃焼特性
を改善するガスタービンエンジン用希薄燃焼型燃焼器を
提供すること。 【解決手段】 このガスタービンエンジン用希薄燃焼型
燃焼器は、輻流流入型予備混合式、予備渦流形成式バー
ナーを有する。バーナーの中央バーナー面（１０）は、
燃焼器のプレチャンバー（２）の上流壁を構成する。バ
ーナー面（１０）に円形凹部（１２）が形成されてお
り、凹部（１２）は、パイロット燃料を該凹部の円形に
対して実質的に接線方向に該凹部内へ導入するための少
くとも１つのパイロット燃料噴射器（１４）を有し、そ
れによって、バーナーは、より低い温度で作動し、燃焼
特性が改善される。
を改善するガスタービンエンジン用希薄燃焼型燃焼器を
提供すること。 【解決手段】 このガスタービンエンジン用希薄燃焼型
燃焼器は、輻流流入型予備混合式、予備渦流形成式バー
ナーを有する。バーナーの中央バーナー面（１０）は、
燃焼器のプレチャンバー（２）の上流壁を構成する。バ
ーナー面（１０）に円形凹部（１２）が形成されてお
り、凹部（１２）は、パイロット燃料を該凹部の円形に
対して実質的に接線方向に該凹部内へ導入するための少
くとも１つのパイロット燃料噴射器（１４）を有し、そ
れによって、バーナーは、より低い温度で作動し、燃焼
特性が改善される。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、希薄燃焼型（燃焼
帯域の上流において拡散燃焼型燃焼火炎を用いる燃焼器
の場合より多量の空気を燃料に混合する燃焼方式、即
ち、燃料分の少ない希薄混合気を燃焼させる燃焼方式）
のガスタービンエンジン用燃焼器に関する。
帯域の上流において拡散燃焼型燃焼火炎を用いる燃焼器
の場合より多量の空気を燃料に混合する燃焼方式、即
ち、燃料分の少ない希薄混合気を燃焼させる燃焼方式）
のガスタービンエンジン用燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンからの汚染窒素酸
化物の発生を減少させるための試みとして、高温作動範
囲において空燃混合比をできる限り低くするいわゆる希
薄燃焼型予備混合燃焼器が利用されている。
化物の発生を減少させるための試みとして、高温作動範
囲において空燃混合比をできる限り低くするいわゆる希
薄燃焼型予備混合燃焼器が利用されている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、そのよ
うな希薄燃焼型予備混合燃焼器には幾つかの欠点があ
り、本発明は、それらの欠点を軽減することを課題とす
る。第１に、燃料分の少ない希薄混合気（「弱混合気」
とも称する）を燃焼主チャンバーと直列流れ関係にある
軸流プレチャンバー内へ供給する前にその希薄混合気に
高度の渦流を付与するようになされた輻流流入予備混合
型バーナー付き燃焼器においては、バーナーと燃焼主チ
ャンバーとの間に延長する高温燃焼ガスの再循環渦巻き
コア流がバーナーヘッドの下流面（以下、「バーナーヘ
ッド面」又は単に「バーナー面」とも称する）に衝突
し、その結果、バーナー面の表面温度が高くなり、その
領域の機材の有効寿命を短縮することになる。第２に、
弱混合気は、エンジンの負荷が低下したとき、火炎の安
定を維持することが困難であり、その結果、燃料濃厚パ
イロット炎方式や、低エンジン負荷条件下において空燃
比を変更するためのその他の手段を使用することが必要
になる。しかしながら、そのような方式は、通常、有害
排気汚染物の放出量を増大させるので、より複雑で高価
な構造の燃焼器を必要とすることになる。
うな希薄燃焼型予備混合燃焼器には幾つかの欠点があ
り、本発明は、それらの欠点を軽減することを課題とす
る。第１に、燃料分の少ない希薄混合気（「弱混合気」
とも称する）を燃焼主チャンバーと直列流れ関係にある
軸流プレチャンバー内へ供給する前にその希薄混合気に
高度の渦流を付与するようになされた輻流流入予備混合
型バーナー付き燃焼器においては、バーナーと燃焼主チ
ャンバーとの間に延長する高温燃焼ガスの再循環渦巻き
コア流がバーナーヘッドの下流面（以下、「バーナーヘ
ッド面」又は単に「バーナー面」とも称する）に衝突
し、その結果、バーナー面の表面温度が高くなり、その
領域の機材の有効寿命を短縮することになる。第２に、
弱混合気は、エンジンの負荷が低下したとき、火炎の安
定を維持することが困難であり、その結果、燃料濃厚パ
イロット炎方式や、低エンジン負荷条件下において空燃
比を変更するためのその他の手段を使用することが必要
になる。しかしながら、そのような方式は、通常、有害
排気汚染物の放出量を増大させるので、より複雑で高価
な構造の燃焼器を必要とすることになる。
【０００４】
【課題を解決するための手段】本発明は、直列流れ式に
順次に配置された、輻流流入型予備混合式バーナーと、
軸流型燃焼プレチャンバーと、該プレチャンバーより大
きい断面積を有する燃焼主チャンバーとから成るガスタ
ービンエンジン用希薄燃焼型燃焼器において、該バーナ
ーは、主燃料と空気が前記燃焼プレチャンバーに流入す
る前に両者を混合するために該燃焼プレチャンバーの半
径方向外方に配置された空燃混合器であって、主燃料と
空気の混合によって得られた、該燃焼プレチャンバーに
流入する空燃混合物に燃焼プレチャンバーの中心軸線を
中心とする強い渦流成分を有する運動を付与するように
なされた空燃混合器と、該空燃混合器の半径方向内方に
位置して前記燃焼プレチャンバーの軸方向上流の壁を構
成し、該燃焼プレチャンバー内へパイロット燃料を噴射
するためのパイロット燃料噴射手段を備えたバーナー面
を含み、該燃焼器の作動中、前記バーナー面と前記燃焼
主チャンバーの上流部分との間に延長する軸方向再循環
渦巻きコアガス流が形成されるように構成されており、
前記パイロット燃料噴射手段は、前記バーナー面に設け
られた、平面でみて実質的に円形の凹部内に配置されて
おり、パイロット燃料を該凹部の円形に対して実質的に
接線方向に該凹部内へ噴射するように構成されており、
それによって、バーナー面の作動温度を低下させ、燃焼
特性を改善することを特徴とするガスタービンエンジン
用希薄燃焼型燃焼器を提供する。
順次に配置された、輻流流入型予備混合式バーナーと、
軸流型燃焼プレチャンバーと、該プレチャンバーより大
きい断面積を有する燃焼主チャンバーとから成るガスタ
ービンエンジン用希薄燃焼型燃焼器において、該バーナ
ーは、主燃料と空気が前記燃焼プレチャンバーに流入す
る前に両者を混合するために該燃焼プレチャンバーの半
径方向外方に配置された空燃混合器であって、主燃料と
空気の混合によって得られた、該燃焼プレチャンバーに
流入する空燃混合物に燃焼プレチャンバーの中心軸線を
中心とする強い渦流成分を有する運動を付与するように
なされた空燃混合器と、該空燃混合器の半径方向内方に
位置して前記燃焼プレチャンバーの軸方向上流の壁を構
成し、該燃焼プレチャンバー内へパイロット燃料を噴射
するためのパイロット燃料噴射手段を備えたバーナー面
を含み、該燃焼器の作動中、前記バーナー面と前記燃焼
主チャンバーの上流部分との間に延長する軸方向再循環
渦巻きコアガス流が形成されるように構成されており、
前記パイロット燃料噴射手段は、前記バーナー面に設け
られた、平面でみて実質的に円形の凹部内に配置されて
おり、パイロット燃料を該凹部の円形に対して実質的に
接線方向に該凹部内へ噴射するように構成されており、
それによって、バーナー面の作動温度を低下させ、燃焼
特性を改善することを特徴とするガスタービンエンジン
用希薄燃焼型燃焼器を提供する。
【０００５】上記凹部は、ほぼ円筒形とすることがで
き、周壁と底壁とで構成することができる。周壁と底壁
との間のコーナーは、丸み付きコーナーとすることが好
ましい。上記パイロット燃料噴射手段（以下、単に「噴
射手段」とも称する）は、燃料を該周壁に近接したとこ
ろで導入するように配置された少くとも１つの噴射器を
含むことが好ましい。
き、周壁と底壁とで構成することができる。周壁と底壁
との間のコーナーは、丸み付きコーナーとすることが好
ましい。上記パイロット燃料噴射手段（以下、単に「噴
射手段」とも称する）は、燃料を該周壁に近接したとこ
ろで導入するように配置された少くとも１つの噴射器を
含むことが好ましい。
【０００６】あるいは別法として、上記凹部は、連続的
に湾曲した輪郭形状とすることもできる。上記凹部の直
径は、上記バーナー面のところの空燃混合物の再循環渦
巻きコア流の直径にほぼ等しくなるように定めることが
好ましく、該凹部の深さは、その直径より小さくすべき
であり、直径の３０％程度とするのが適当である。凹部
の直径は、上記混合器の設計に応じて変更することがで
きるが、この種の燃焼器のためのこの部位における燃焼
生成ガス（以下、単に「燃焼ガス」とも称する）の循環
パターンは、当業者には周知である。
に湾曲した輪郭形状とすることもできる。上記凹部の直
径は、上記バーナー面のところの空燃混合物の再循環渦
巻きコア流の直径にほぼ等しくなるように定めることが
好ましく、該凹部の深さは、その直径より小さくすべき
であり、直径の３０％程度とするのが適当である。凹部
の直径は、上記混合器の設計に応じて変更することがで
きるが、この種の燃焼器のためのこの部位における燃焼
生成ガス（以下、単に「燃焼ガス」とも称する）の循環
パターンは、当業者には周知である。
【０００７】主燃料は、空燃混合ができる限り効率的に
行われるように、上記空燃混合器を通して任意の好便な
部位で、又は、複数の部位で空気流内へ導入することが
できる。具体的にいえば、燃料は、空気が混合器に流入
する部位で、及び、又は、混合器の下流で導入すること
ができる。導入される燃料は、ガス状であっても、液状
であってもよく、異なるタイプの燃料を混合器の異なる
領域に導入することもできる。
行われるように、上記空燃混合器を通して任意の好便な
部位で、又は、複数の部位で空気流内へ導入することが
できる。具体的にいえば、燃料は、空気が混合器に流入
する部位で、及び、又は、混合器の下流で導入すること
ができる。導入される燃料は、ガス状であっても、液状
であってもよく、異なるタイプの燃料を混合器の異なる
領域に導入することもできる。
【０００８】バーナー面に凹部を設けることにより、驚
くべきことに、バーナー面の作動温度を低下させること
ができ、バーナーの寿命を延長することができることが
判明した。更に追加の利点として、低エンジン負荷条件
下での汚染物の放出量を減少させ、希薄燃焼運転時の低
負荷条件下の火炎の安定性を改善することができる。こ
れらの利点は、上記空燃混合器からの比較的低温の流入
ガスの上記バーナー面への、そして上記凹部内への二次
循環流を設定することに起因する。この冷却効果は、燃
料を上記凹部内へ導入することによって高めることがで
きる。
くべきことに、バーナー面の作動温度を低下させること
ができ、バーナーの寿命を延長することができることが
判明した。更に追加の利点として、低エンジン負荷条件
下での汚染物の放出量を減少させ、希薄燃焼運転時の低
負荷条件下の火炎の安定性を改善することができる。こ
れらの利点は、上記空燃混合器からの比較的低温の流入
ガスの上記バーナー面への、そして上記凹部内への二次
循環流を設定することに起因する。この冷却効果は、燃
料を上記凹部内へ導入することによって高めることがで
きる。
【０００９】
【発明の実施の形態】以下に、添付図を参照して本発明
の実施形態を説明する。図１及び２を参照して説明する
と、従来技術の燃焼器は、輻流流入渦流型の空燃混合器
８を含む輻流流入型予備混合式バーナー１と、燃焼プレ
チャンバー２と、燃焼主チャンバー３（上流部分だけが
示されている）を有する。燃焼主チャンバー（以下、単
に「主チャンバー」とも称する）３は、燃焼プレチャン
バー（以下、単に「プレチャンバー」とも称する）２よ
り直径が大きく、長さも長い。空気４は、ガスタービン
エンジンの圧縮機（図示せず）から圧力下で空燃混合器
（以下、単に「混合器」又は「渦流器」とも称する）８
に供給され、燃料は、コネクタ５を経て燃料噴射器６及
び、又は７へ圧力下で供給される。渦流器８の通路（説
明の便宜上、混合器即ち渦流器の通路も、渦流器と同じ
参照番号８で表すこととする）は、プレチャンバー２の
接線方向に向けられており、従って、図２に矢印３１で
示されるように、空気の内向き流に回転運動成分を付与
し、それによって、空燃混合物は、通路８を出たとき、
渦流器及びプレチャンバーの中心線１３を中心とする活
発な反時計回り方向の動きを有する。もちろん、渦流器
通路８の接線方向の向きを反対にすれば、空燃混合物の
渦流を時計回り方向とすることができる。
の実施形態を説明する。図１及び２を参照して説明する
と、従来技術の燃焼器は、輻流流入渦流型の空燃混合器
８を含む輻流流入型予備混合式バーナー１と、燃焼プレ
チャンバー２と、燃焼主チャンバー３（上流部分だけが
示されている）を有する。燃焼主チャンバー（以下、単
に「主チャンバー」とも称する）３は、燃焼プレチャン
バー（以下、単に「プレチャンバー」とも称する）２よ
り直径が大きく、長さも長い。空気４は、ガスタービン
エンジンの圧縮機（図示せず）から圧力下で空燃混合器
（以下、単に「混合器」又は「渦流器」とも称する）８
に供給され、燃料は、コネクタ５を経て燃料噴射器６及
び、又は７へ圧力下で供給される。渦流器８の通路（説
明の便宜上、混合器即ち渦流器の通路も、渦流器と同じ
参照番号８で表すこととする）は、プレチャンバー２の
接線方向に向けられており、従って、図２に矢印３１で
示されるように、空気の内向き流に回転運動成分を付与
し、それによって、空燃混合物は、通路８を出たとき、
渦流器及びプレチャンバーの中心線１３を中心とする活
発な反時計回り方向の動きを有する。もちろん、渦流器
通路８の接線方向の向きを反対にすれば、空燃混合物の
渦流を時計回り方向とすることができる。
【００１０】空燃混合物は、最初は、燃焼器内の好適な
位置に（例えば、バーナー面１０に）配置された電気ス
パーク点火器によって点火され、以後その火炎は、燃焼
器の全体構成から生じる再循環渦巻きコアガス流を介し
て維持される。この再循環渦巻きコア流及びそれに伴う
火炎は、燃焼主チャンバー３に向かって下流へ延長し、
燃焼主チャンバー３内にまで延びる。図１に示される矢
印の方向を追いかけることによって、ガスの軸方向の再
循環流が生じるのは、渦流器通路８から半径方向内向き
の回転運動成分をもって出てきた空燃混合物がプレチャ
ンバー２及び主チャンバー３を通して圧力降下の影響を
受けるからであることが分かるであろう。主チャンバー
３の上流部分内のある地点で、空燃混合物及びその他の
ガスはその軸方向流れ運動成分と回転流れ運動成分との
組み合わせにより渦流器の中心線１３に向かって内方へ
転向せしめられ、次いで、バーナー面１０に向かって軸
方向反対向きに進み、バーナー面１０に当接して半径方
向外方に転向され、渦流器通路８からの入来流と合流す
る。このようにして、内部（燃焼器内）再循環渦巻きコ
ア流が創生される。そしてこの内部再循環流が渦流器通
路８からの入来流と合流する部位に強い乱流領域が創生
される。この領域を剪断層１１と称する。
位置に（例えば、バーナー面１０に）配置された電気ス
パーク点火器によって点火され、以後その火炎は、燃焼
器の全体構成から生じる再循環渦巻きコアガス流を介し
て維持される。この再循環渦巻きコア流及びそれに伴う
火炎は、燃焼主チャンバー３に向かって下流へ延長し、
燃焼主チャンバー３内にまで延びる。図１に示される矢
印の方向を追いかけることによって、ガスの軸方向の再
循環流が生じるのは、渦流器通路８から半径方向内向き
の回転運動成分をもって出てきた空燃混合物がプレチャ
ンバー２及び主チャンバー３を通して圧力降下の影響を
受けるからであることが分かるであろう。主チャンバー
３の上流部分内のある地点で、空燃混合物及びその他の
ガスはその軸方向流れ運動成分と回転流れ運動成分との
組み合わせにより渦流器の中心線１３に向かって内方へ
転向せしめられ、次いで、バーナー面１０に向かって軸
方向反対向きに進み、バーナー面１０に当接して半径方
向外方に転向され、渦流器通路８からの入来流と合流す
る。このようにして、内部（燃焼器内）再循環渦巻きコ
ア流が創生される。そしてこの内部再循環流が渦流器通
路８からの入来流と合流する部位に強い乱流領域が創生
される。この領域を剪断層１１と称する。
【００１１】エンジンの点火を助成するとともに、低エ
ンジン負荷条件に対処するために、バーナー面１０に、
図１には示されていないが、１つ以上のパイロット燃料
噴射器を設置することができ、低エンジン負荷条件下に
おける燃焼を安定化するためにバーナー面１０から噴射
されたパイロット燃料を用いてプレチャンバー２内のガ
スの循環パターン中に比較的燃料が濃厚な空燃混合物の
領域を創出することができる。
ンジン負荷条件に対処するために、バーナー面１０に、
図１には示されていないが、１つ以上のパイロット燃料
噴射器を設置することができ、低エンジン負荷条件下に
おける燃焼を安定化するためにバーナー面１０から噴射
されたパイロット燃料を用いてプレチャンバー２内のガ
スの循環パターン中に比較的燃料が濃厚な空燃混合物の
領域を創出することができる。
【００１２】このタイプの燃焼器の他の部分に関する詳
細な説明については、本出願人に先行英国特許であるＧ
Ｂ９９０１７９７．２号を参照されたい。
細な説明については、本出願人に先行英国特許であるＧ
Ｂ９９０１７９７．２号を参照されたい。
【００１３】ここで、図３及び４を参照して説明する。
図３及び４において、図１に示された部品と同様の部品
は同じ参照番号で示されている。本発明によれば、バー
ナー面１０の中央に円形凹部１２を設ける。凹部１２
は、図２にも、鎖線円で示されている。上記英国特許で
あるＧＢ９９０１７９７．２号を参照すれば分かるよう
に、パイロット燃料を軸方向に噴射するバーナー面の中
央部に浅い凹部を形成し、その凹部の周縁に周縁リップ
を形成することは知られている。バーナー面の中央部か
ら噴射されたパイロット燃料は、この周縁リップによっ
てパイロット燃料の噴射口を横切って半径方向内方へ向
けられるエアブラストに接触されるようになされてい
る。このリップの位置は、図２に円形破線２０によって
示されている。
図３及び４において、図１に示された部品と同様の部品
は同じ参照番号で示されている。本発明によれば、バー
ナー面１０の中央に円形凹部１２を設ける。凹部１２
は、図２にも、鎖線円で示されている。上記英国特許で
あるＧＢ９９０１７９７．２号を参照すれば分かるよう
に、パイロット燃料を軸方向に噴射するバーナー面の中
央部に浅い凹部を形成し、その凹部の周縁に周縁リップ
を形成することは知られている。バーナー面の中央部か
ら噴射されたパイロット燃料は、この周縁リップによっ
てパイロット燃料の噴射口を横切って半径方向内方へ向
けられるエアブラストに接触されるようになされてい
る。このリップの位置は、図２に円形破線２０によって
示されている。
【００１４】これに対して、本発明においては、コネク
タ１５を経て燃料を供給される少くとも１つのパイロッ
ト燃料噴射器１４が凹部１２内に設置され、そのパイロ
ット燃料噴射器１４の、円形凹部１２内における位置及
び向きは、パイロット燃料噴射器１４から燃料が円形凹
部１２内へ実質的に接線方向に噴射されるように定めら
れている。それによって、パイロット燃料噴射器１４か
ら噴射された燃料は、円形凹部１２の周壁の周りに沿っ
て流れる。図２には、２つの直径方向に対置したパイロ
ット燃料噴射器１４が小さい鎖線円として示されている
が、３つ又は４つ又はそれ以上のパイロット燃料噴射器
を凹部１２の円周の周りに等間隔に配置することができ
る。これらの噴射器は、凹部１２の底壁から突出した短
い中空管の形とすることができる。そのような管の１つ
が図３に示されている。それらの管の先端即ち外端を閉
鎖し、管の側壁に１つ又はそれ以上の小さい孔を形成
し、それらの孔が、パイロット燃料のジェットを図２に
矢印２２で示されるように上述した再循環渦巻きコア流
の渦巻きの方向に対応する接線方向に噴射するように孔
の位置及び向きを定める。あるいは別法として、テスト
の結果を待たなければならないが、パイロット燃料のジ
ット２２を再循環渦巻きコア流の渦巻きの方向とは反対
の向き（この例では時計回り方向）に向けるようにする
こともできるであろう。
タ１５を経て燃料を供給される少くとも１つのパイロッ
ト燃料噴射器１４が凹部１２内に設置され、そのパイロ
ット燃料噴射器１４の、円形凹部１２内における位置及
び向きは、パイロット燃料噴射器１４から燃料が円形凹
部１２内へ実質的に接線方向に噴射されるように定めら
れている。それによって、パイロット燃料噴射器１４か
ら噴射された燃料は、円形凹部１２の周壁の周りに沿っ
て流れる。図２には、２つの直径方向に対置したパイロ
ット燃料噴射器１４が小さい鎖線円として示されている
が、３つ又は４つ又はそれ以上のパイロット燃料噴射器
を凹部１２の円周の周りに等間隔に配置することができ
る。これらの噴射器は、凹部１２の底壁から突出した短
い中空管の形とすることができる。そのような管の１つ
が図３に示されている。それらの管の先端即ち外端を閉
鎖し、管の側壁に１つ又はそれ以上の小さい孔を形成
し、それらの孔が、パイロット燃料のジェットを図２に
矢印２２で示されるように上述した再循環渦巻きコア流
の渦巻きの方向に対応する接線方向に噴射するように孔
の位置及び向きを定める。あるいは別法として、テスト
の結果を待たなければならないが、パイロット燃料のジ
ット２２を再循環渦巻きコア流の渦巻きの方向とは反対
の向き（この例では時計回り方向）に向けるようにする
こともできるであろう。
【００１５】パイロット燃料噴射器１４から凹部１２内
へ噴射されたパイロット燃料は、循環流によって剪断層
１１内へ連行され、この剪断層１１内で安定した燃焼反
応が設定されるほどに完全な空燃混合が行われる。この
安定した燃焼反応は、質量単位で１：５００程度の非常
に低い空燃比（燃料対空気比）での火炎の安定を保証す
る。更に、この空燃混合物における燃料の割合が低いの
で、発生する汚染物のレベルは低い。凹部１２は、その
部位におけるバーナーの再循環渦巻きコア流の直径にほ
ぼ等しい直径ｄを有する。
へ噴射されたパイロット燃料は、循環流によって剪断層
１１内へ連行され、この剪断層１１内で安定した燃焼反
応が設定されるほどに完全な空燃混合が行われる。この
安定した燃焼反応は、質量単位で１：５００程度の非常
に低い空燃比（燃料対空気比）での火炎の安定を保証す
る。更に、この空燃混合物における燃料の割合が低いの
で、発生する汚染物のレベルは低い。凹部１２は、その
部位におけるバーナーの再循環渦巻きコア流の直径にほ
ぼ等しい直径ｄを有する。
【００１６】図３及び４に示されるように、凹部１２
は、ほぼ円筒形であるが、円筒形の周壁と底壁の間のコ
ーナーに丸みが付されている。
は、ほぼ円筒形であるが、円筒形の周壁と底壁の間のコ
ーナーに丸みが付されている。
【００１７】あるいは別法として、凹部１２は、連続的
に湾曲した輪郭形状、例えば、球面状表面の一部や、楕
円形の断面形状としてもよい。後者の形状は、図３に鎖
線３２で示されている。又、この場合、図３に示される
ように、凹部３２の頂部と底部の間の深さのところでそ
の連続した輪郭上の適当な地点に１つ又はそれ以上の燃
料噴射器３４が設置される。
に湾曲した輪郭形状、例えば、球面状表面の一部や、楕
円形の断面形状としてもよい。後者の形状は、図３に鎖
線３２で示されている。又、この場合、図３に示される
ように、凹部３２の頂部と底部の間の深さのところでそ
の連続した輪郭上の適当な地点に１つ又はそれ以上の燃
料噴射器３４が設置される。
【００１８】凹部１２又は３２の深さは、その直径寸法
より浅くすることが好ましいが、上記英国特許ＧＢ９９
０１７９７．２号に示されたバーナーの周縁リップによ
って画定された凹部よりは相当に深い。凹部１２又は３
２にとって適当な深さは、その直径の３０％程度であ
る。
より浅くすることが好ましいが、上記英国特許ＧＢ９９
０１７９７．２号に示されたバーナーの周縁リップによ
って画定された凹部よりは相当に深い。凹部１２又は３
２にとって適当な深さは、その直径の３０％程度であ
る。
【００１９】図４は、本発明の燃焼器の使用においてみ
られる有利な作用効果をもたらす、本発明の凹部１２内
に得られる流れパターンを示す。主たる再循環流系は、
図２に示されているのと同様であるが、渦流器通路８か
らの入来ガスの、破線４ａで示される少部分は、バーナ
ー面１０の輪郭に沿って凹部１２の縁に達し、そこから
凹部１２に流入して凹部の周壁及び底壁の表面を被って
半径方向内方へ流れ凹部の中央に集まり、その流れは、
凹部の中央から半径方向内方へ流入してくる流れを被っ
て半径方向外方へ再循環し、かくして凹部内に二次循環
流を形成する。その結果、バーナー面１０及び凹部の壁
表面を「洗う」比較的低温の入来ガスの定常流れが設定
され、その比較的低温のガスの定常流れが、冷却剤とし
て機能し、燃焼火炎からの熱対流に対する膜状冷却バリ
ヤーとして機能する。凹部内にこのような二次循環流を
設定する場合は、パイロット燃料を凹部１２内に導入す
ることによる冷却効果は、渦流器通路８からの低温の入
来ガスの冷却効果に対して二次的なものとなる。別の機
構として、図４に示される、バーナー面１０を被って流
れる空気流４ａを単に主再循環渦巻きコア流内へ拡散さ
せる構成とすることもできる。その場合、主再循環渦巻
きコア流は、図４に示されるようにプレチャンバー２か
ら凹部１２内へ突入する。いずれにしても、凹部内に冷
却効果が得られる。
られる有利な作用効果をもたらす、本発明の凹部１２内
に得られる流れパターンを示す。主たる再循環流系は、
図２に示されているのと同様であるが、渦流器通路８か
らの入来ガスの、破線４ａで示される少部分は、バーナ
ー面１０の輪郭に沿って凹部１２の縁に達し、そこから
凹部１２に流入して凹部の周壁及び底壁の表面を被って
半径方向内方へ流れ凹部の中央に集まり、その流れは、
凹部の中央から半径方向内方へ流入してくる流れを被っ
て半径方向外方へ再循環し、かくして凹部内に二次循環
流を形成する。その結果、バーナー面１０及び凹部の壁
表面を「洗う」比較的低温の入来ガスの定常流れが設定
され、その比較的低温のガスの定常流れが、冷却剤とし
て機能し、燃焼火炎からの熱対流に対する膜状冷却バリ
ヤーとして機能する。凹部内にこのような二次循環流を
設定する場合は、パイロット燃料を凹部１２内に導入す
ることによる冷却効果は、渦流器通路８からの低温の入
来ガスの冷却効果に対して二次的なものとなる。別の機
構として、図４に示される、バーナー面１０を被って流
れる空気流４ａを単に主再循環渦巻きコア流内へ拡散さ
せる構成とすることもできる。その場合、主再循環渦巻
きコア流は、図４に示されるようにプレチャンバー２か
ら凹部１２内へ突入する。いずれにしても、凹部内に冷
却効果が得られる。
【００２０】
【発明の効果】以上に説明した冷却効果は、バーナー面
１０の作動寿命を延長するとともに、低い空燃混合比で
作動させたときの火炎の安定性及び排気汚染物の発生量
の低下等の利点をもたらす。
１０の作動寿命を延長するとともに、低い空燃混合比で
作動させたときの火炎の安定性及び排気汚染物の発生量
の低下等の利点をもたらす。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、輻流予備混合型バーナーを備えた従来
の希薄燃焼型燃焼器の一部の概略縦断面図である。
の希薄燃焼型燃焼器の一部の概略縦断面図である。
【図２】図２は、図１の線Ｂ−Ｂに沿ってみた概略縦断
面図である。
面図である。
【図３】図３は、本発明による希薄燃焼型燃焼器の、図
１と同様の概略縦断面図である。
１と同様の概略縦断面図である。
【図４】図４は、図２と同じ図であるが、燃焼器内の変
型ガス流パターンを示す。
型ガス流パターンを示す。
【符号の説明】 １：輻流流入型予備混合式バーナー ２：燃焼プレチャンバー ３：燃焼主チャンバー ４：空気 ６：燃料噴射器 ８：空燃混合器（渦流器）（渦流器通路） １０：バーナー面 １２：凹部 １４：パイロット燃料噴射器
─────────────────────────────────────────────────────
【手続補正書】
【提出日】平成１１年６月１７日
【手続補正１】
【補正対象書類名】図面
【補正対象項目名】全図
【補正方法】変更
【補正内容】
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
Claims (8)
- 【請求項１】 直列流れ式に順次に配置された、輻流流
入型予備混合式バーナー（１）と、軸流型燃焼プレチャ
ンバー（２）と、該プレチャンバーより大きい断面積を
有する燃焼主チャンバー（３）とから成るガスタービン
エンジン用希薄燃焼型燃焼器において、該バーナーは、 主燃料と空気（４）が前記燃焼プレチャンバー（２）に
流入する前に両者を混合するために該燃焼プレチャンバ
ーの半径方向外方に配置された空燃混合器（８）であっ
て、主燃料と空気の混合によって得られた、該燃焼プレ
チャンバーに流入する空燃混合物に燃焼プレチャンバー
の中心軸線を中心とする活発な渦流成分を有する運動を
付与する空燃混合器（８）と、 該空燃混合器の半径方向内方に位置して前記燃焼プレチ
ャンバーの軸方向上流の壁を構成し、該燃焼プレチャン
バー内へパイロット燃料を噴射するためのパイロット燃
料噴射手段（１４）を備えたバーナー面（１０）を含
み、 該燃焼器の作動中、前記バーナー面（１０）と前記燃焼
主チャンバー（３）の上流部分との間に延長する軸方向
再循環渦巻きコアガス流が形成されるように構成されて
おり、 前記パイロット燃料噴射手段（１４）は、前記バーナー
面（１０）に設けられた、平面でみて実質的に円形の凹
部（１２）内に配置されており、パイロット燃料を該凹
部の円形に対して実質的に接線方向に該凹部内へ噴射す
るように構成されており、それによって、バーナー面の
作動温度を低下させ、燃焼特性を改善することを特徴と
するガスタービンエンジン用希薄燃焼型燃焼器。 - 【請求項２】 前記凹部は、ほぼ円筒形であり、周壁と
底壁とから成ることを特徴とする請求項１に記載のガス
タービンエンジン用希薄燃焼型燃焼器。 - 【請求項３】 前記凹部の周壁と底壁との間のコーナー
は、丸み付きコーナーとされていることを特徴とする請
求項２に記載のガスタービンエンジン用希薄燃焼型燃焼
器。 - 【請求項４】 前記パイロット燃料噴射手段は、パイロ
ット燃料を前記凹部の前記周壁に近接したところで導入
するように配置された少くとも１つの噴射器を含むこと
ことを特徴とする請求項２又は３に記載のガスタービン
エンジン用希薄燃焼型燃焼器。 - 【請求項５】 前記凹部は、連続的に湾曲した輪郭形状
を有することを特徴とする請求項１に記載のガスタービ
ンエンジン用希薄燃焼型燃焼器。 - 【請求項６】 前記凹部の直径は、前記バーナー面のと
ころの前記再循環渦巻きコアガス流の直径にほぼ等しく
なるように定められていることを特徴とする請求項１〜
５のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン用希薄
燃焼型燃焼器。 - 【請求項７】 前記凹部の深さは、その直径より小さい
ことを特徴とする請求項１〜６のいずれか１項に記載の
ガスタービンエンジン用希薄燃焼型燃焼器。 - 【請求項８】 前記凹部の深さは、その直径の３０％程
度であることを特徴とする請求項１〜７のいずれか１項
に記載のガスタービンエンジン用希薄燃焼型燃焼器。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB9809829.6 | 1998-05-09 | ||
| GB9809829A GB2337102A (en) | 1998-05-09 | 1998-05-09 | Gas-turbine engine combustor |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11337069A true JPH11337069A (ja) | 1999-12-10 |
Family
ID=10831660
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11128573A Pending JPH11337069A (ja) | 1998-05-09 | 1999-05-10 | ガスタ―ビンエンジン用燃焼器 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6151899A (ja) |
| EP (1) | EP0957311B1 (ja) |
| JP (1) | JPH11337069A (ja) |
| DE (1) | DE69918744T2 (ja) |
| GB (1) | GB2337102A (ja) |
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- 1999-05-10 DE DE69918744T patent/DE69918744T2/de not_active Expired - Fee Related
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