JPS5824695B2 - ガスタ−ビンエンジンの燃焼器構造 - Google Patents
ガスタ−ビンエンジンの燃焼器構造Info
- Publication number
- JPS5824695B2 JPS5824695B2 JP52026967A JP2696777A JPS5824695B2 JP S5824695 B2 JPS5824695 B2 JP S5824695B2 JP 52026967 A JP52026967 A JP 52026967A JP 2696777 A JP2696777 A JP 2696777A JP S5824695 B2 JPS5824695 B2 JP S5824695B2
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- JP
- Japan
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- air
- annular
- combustion chamber
- chamber
- combustion
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
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Classifications
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は環状予混合室と、該予混合室からの可燃混合気
を燃焼せしめる環状燃焼室とを有して成Ｊるガスタービ
ンエンジン燃焼器の構造に関する。
を燃焼せしめる環状燃焼室とを有して成Ｊるガスタービ
ンエンジン燃焼器の構造に関する。
自動車用の小型ガスタービンエンジンでハ環状の燃焼室
を備えた燃焼器が良く使用される。
を備えた燃焼器が良く使用される。
この環状燃焼室内に直接燃料を噴出させると空気との混
合が不十分なことに基づいて、火炎長が長くなり、燃焼
温度の増大および燃焼時間の延長が避けられず、その結
果有害窒素酸化物（ＮＯｘ）成分の生成量は著るしく多
くなる。
合が不十分なことに基づいて、火炎長が長くなり、燃焼
温度の増大および燃焼時間の延長が避けられず、その結
果有害窒素酸化物（ＮＯｘ）成分の生成量は著るしく多
くなる。
この欠点を解決するため環状燃焼室前方に環状予混合室
を設けて、ここで燃料と空気とを予め混合させ、このよ
うにして形成された混合気を、噴出口によって燃焼室内
に噴出させるようにした構造のものが提供されている。
を設けて、ここで燃料と空気とを予め混合させ、このよ
うにして形成された混合気を、噴出口によって燃焼室内
に噴出させるようにした構造のものが提供されている。
本発明の目的はかかる予混合室を備えたガスタービンエ
ンジン燃焼器において、燃焼室内での混合気の燃焼をよ
り急速にかつ確実に達成できる構造を提供し、これによ
り排気ガス中の有害成分排出量を低減することにある。
ンジン燃焼器において、燃焼室内での混合気の燃焼をよ
り急速にかつ確実に達成できる構造を提供し、これによ
り排気ガス中の有害成分排出量を低減することにある。
この目的を達するため本発明にあっては、環状予混合室
と燃焼室との間の仕切壁に、対をなす多数の混合気噴出
口を複列に穿設し、かつこの対をなす噴出口の各流路中
心線が燃焼室内で収斂交錯するようにこれら中心線を互
に傾斜させている。
と燃焼室との間の仕切壁に、対をなす多数の混合気噴出
口を複列に穿設し、かつこの対をなす噴出口の各流路中
心線が燃焼室内で収斂交錯するようにこれら中心線を互
に傾斜させている。
かかる構造の結果、対をなす外方および内方の噴出口か
らの混合気は燃焼室内で衝突し、かくてここに著しい乱
れを形成する。
らの混合気は燃焼室内で衝突し、かくてここに著しい乱
れを形成する。
この乱れによって燃焼室内での混合気の燃焼は安定かつ
急速化される。
急速化される。
以下添附図面によって本発明を具体的に説明する。
本発明に係る自動車用ガスタービンエンジンの燃焼器附
近の構造を示す第１図において、１０はガスタービンエ
ンジンの外側筒状ハウジングであってその内方には筒状
内側ハウジング１２が配置される。
近の構造を示す第１図において、１０はガスタービンエ
ンジンの外側筒状ハウジングであってその内方には筒状
内側ハウジング１２が配置される。
外側・・ウジング１０の一端には外側前部板１４が固着
され、一方内側ハウジングの一端には内側前部板１６が
固着される。
され、一方内側ハウジングの一端には内側前部板１６が
固着される。
これらの前部板１４と１６間には、外周部に幾つかのボ
ス部１８１を有する円板１８が、該ボス部１８１を通る
ボルト２０によって固定取付けされている。
ス部１８１を有する円板１８が、該ボス部１８１を通る
ボルト２０によって固定取付けされている。
この円板１８０円端にはラビリンス溝を形成したスリー
ブ２２が固装され該スリーブ２２内を通るタービン主軸
２４の前端部は図示されていない軸受で支承される。
ブ２２が固装され該スリーブ２２内を通るタービン主軸
２４の前端部は図示されていない軸受で支承される。
その後端部は所謂空気軸受２６によって支持されており
、かくて主軸２４は不動の外側・・ウジング１０．１４
に対して高速回転可能とされる。
、かくて主軸２４は不動の外側・・ウジング１０．１４
に対して高速回転可能とされる。
環状前部板１４の中心孔における主軸２４上には遠心圧
縮羽根２８が固定取付けされ、その出口附近における前
部板１４と環状円板１８との間にはディフューザ羽根３
０が不動に設けられているかくて主軸２４０回転に基づ
く圧縮羽根２８からの高圧空気を、ディフューザ羽根３
０を介して、外側ハウジング１０と内側ハウジング１２
との間に形成される環状空気通路３２に噴出せしめるの
が可能となる。
縮羽根２８が固定取付けされ、その出口附近における前
部板１４と環状円板１８との間にはディフューザ羽根３
０が不動に設けられているかくて主軸２４０回転に基づ
く圧縮羽根２８からの高圧空気を、ディフューザ羽根３
０を介して、外側ハウジング１０と内側ハウジング１２
との間に形成される環状空気通路３２に噴出せしめるの
が可能となる。
主軸２４と同心に断面り字状の環状部材３６が内側ハウ
ジング１２の内方に位置する。
ジング１２の内方に位置する。
該環状部材３６の背後には断面コの字のチャンネル部を
備えた環状部材３８が接合固着されかくてこれらの部材
３６と３８との間には環状の予混合室４０が形成される
。
備えた環状部材３８が接合固着されかくてこれらの部材
３６と３８との間には環状の予混合室４０が形成される
。
内側ハウジングの内方には、更に。比較的大きな直径の
外側筒状部材４４とこれよりは小直径の内側筒状部材４
６とが、主軸２４に対して同心をなして配置される。
外側筒状部材４４とこれよりは小直径の内側筒状部材４
６とが、主軸２４に対して同心をなして配置される。
筒状部材４４の一端は環状部材の外周７ランジ３８１に
、一方筒状部材４６の一端はその内周フランジ３８２に
夫々固着され、かくてこれらの部材４４と４６との間に
は環状の燃焼室４８が形成される。
、一方筒状部材４６の一端はその内周フランジ３８２に
夫々固着され、かくてこれらの部材４４と４６との間に
は環状の燃焼室４８が形成される。
外側および内側の筒状部材４４と４６との間には複数の
導通管５０（第２図参照）が配置されていて、外側筒。
導通管５０（第２図参照）が配置されていて、外側筒。
状部材４４の外方の空気通路５２と内側筒状部材４６の
内方の空気通路５４とを相互は連絡する。
内方の空気通路５４とを相互は連絡する。
これら部材４４および４６には多数の空気孔４４１およ
び４６１が穿設されていて、通路５２および５４内に導
入された空気の大部分を、稀釈空気と。
び４６１が穿設されていて、通路５２および５４内に導
入された空気の大部分を、稀釈空気と。
して環状燃焼室４Ｂの燃焼領域の下流側へ導入する。
前記のＬ形環状部材３６には円周方向に多数の空気取入
孔６０が穿設され、燃焼室４８に向わなかった残りの空
気を燃焼用の一次空気として環状予混合室４０に導入す
る。
孔６０が穿設され、燃焼室４８に向わなかった残りの空
気を燃焼用の一次空気として環状予混合室４０に導入す
る。
環状予混合室４０と隣接した環状部材３Ｂの丁度下方に
は燃料蒸発室６２が形成される。
は燃料蒸発室６２が形成される。
この室６２は燃料導入孔６４および燃料供給パイプ６６
を介して図示しない燃料供給ポンプに接続される。
を介して図示しない燃料供給ポンプに接続される。
燃料ポンプから燃料蒸発室６２内に圧送された燃料は燃
焼室４８内の高温にさらされている環状部材３８の高温
になっている仕切壁３８４によって気化される。
焼室４８内の高温にさらされている環状部材３８の高温
になっている仕切壁３８４によって気化される。
蒸発室６２と混合室４０間には円周方向に小寸法の燃料
導入孔７０が多数穿設されている。
導入孔７０が多数穿設されている。
それ数子混合室４０内に蒸発燃料を均一に供給すること
が可能となる。
が可能となる。
予混合室４０と燃焼室４８とを隔てる環状部材３８の仕
切壁３８３は予混合室４０の側に凹んで１いて、ここに
半径方向に隔てられて対をなす混合気噴出口１６および
１６′が円周方向に同心複列に穿設される。
切壁３８３は予混合室４０の側に凹んで１いて、ここに
半径方向に隔てられて対をなす混合気噴出口１６および
１６′が円周方向に同心複列に穿設される。
（第２図参照）。第１図から明らかなように、一対の噴
出口１６および１６′の流路中心線は、燃焼室４８内で
収斂交錯するように相互に傾斜されている。
出口１６および１６′の流路中心線は、燃焼室４８内で
収斂交錯するように相互に傾斜されている。
それ故、噴出口１６および１６′から燃焼室４８に噴出
される混合気を衝突せしめて、ここに強力な乱れを形成
することが可能となる。
される混合気を衝突せしめて、ここに強力な乱れを形成
することが可能となる。
前記した内側および外側の筒状部材４４および４６の下
流端は、主軸２４上に固装したタービン羽根８０の入口
附近に不動に設けたタービンノズル８２に対面固定され
ていて、ここに燃焼によって、昇温されて圧力と温度が
高いガスを吹きつけて主軸２４に回転力を附与する。
流端は、主軸２４上に固装したタービン羽根８０の入口
附近に不動に設けたタービンノズル８２に対面固定され
ていて、ここに燃焼によって、昇温されて圧力と温度が
高いガスを吹きつけて主軸２４に回転力を附与する。
尚、タービンノズル８２は詳しくは図示しない後部・・
ウジング８６によって外側ノ・ウジフグ１０等と一体化
されている。
ウジング８６によって外側ノ・ウジフグ１０等と一体化
されている。
又燃焼室４８および予混合室４０を形成する環状部材３
６および３Ｂは図示しない手段によってこの後部ハウジ
ング８６に固定化される。
６および３Ｂは図示しない手段によってこの後部ハウジ
ング８６に固定化される。
以上述べた本発明に係るガスタービンの作動において、
図示しカい空気クリーナから矢印Ａの如く取入れられた
外気は回転する圧縮羽根２８の遠心力によって矢印Ｂの
如くディフューザ羽根３０に吹きつけられ、空気通路３
２を矢印Ｃの如く通って図示しない熱交換器に向う。
図示しカい空気クリーナから矢印Ａの如く取入れられた
外気は回転する圧縮羽根２８の遠心力によって矢印Ｂの
如くディフューザ羽根３０に吹きつけられ、空気通路３
２を矢印Ｃの如く通って図示しない熱交換器に向う。
ここで予熱された圧縮空気は空気通路５２に矢印りの如
く入るとともに、導通管５０を矢印Ｅのように通って空
気通路５４に入る。
く入るとともに、導通管５０を矢印Ｅのように通って空
気通路５４に入る。
通路５２および５４内にこのようにして導入された空気
の大部分は空気孔４４１および４６１を矢印Ｆの如く通
って燃焼室４８の燃焼領域下流側に導びかれるが、その
残りの一部は、円周方向に位置する空気取入孔６０より
矢印Ｇの如く予混合室４０内に導入される。
の大部分は空気孔４４１および４６１を矢印Ｆの如く通
って燃焼室４８の燃焼領域下流側に導びかれるが、その
残りの一部は、円周方向に位置する空気取入孔６０より
矢印Ｇの如く予混合室４０内に導入される。
この導入空気は、環状燃料蒸発室６２より円周方向の燃
料孔７０を介しこの予混合室４０に矢印Ｈの如く入る蒸
発燃料と均一混合されて、可燃混合気が形成される。
料孔７０を介しこの予混合室４０に矢印Ｈの如く入る蒸
発燃料と均一混合されて、可燃混合気が形成される。
この可燃混合気は複列同心の混合気噴出ロアロおよび７
６′から矢印ＪおよびＪ′の如く噴出されて、燃焼室４
８内で燃焼され、円周方向に分布した複数の火炎を形成
する。
６′から矢印ＪおよびＪ′の如く噴出されて、燃焼室４
８内で燃焼され、円周方向に分布した複数の火炎を形成
する。
このようにして形成された高温燃焼ガスは、空気孔４４
１および４６１より矢印Ｆの如く燃焼領域下流側に導入
される稀釈空気と混合して、ガス温度を下げた後タービ
ンノズル８２を経て矢印にの如くタービン羽根８０に吹
きつけられこれを回転駆動する。
１および４６１より矢印Ｆの如く燃焼領域下流側に導入
される稀釈空気と混合して、ガス温度を下げた後タービ
ンノズル８２を経て矢印にの如くタービン羽根８０に吹
きつけられこれを回転駆動する。
以上述べた作動において、内方および外方の一対の噴出
口１６および７６’の流路中心線は燃焼室４８内で交錯
するように相互に傾斜されているので、これら一対の噴
出口から夫々矢印ＪおよびＪ′の如く噴出される混合気
は燃焼室４８内で衝突してここに強力な乱れが生ずる。
口１６および７６’の流路中心線は燃焼室４８内で交錯
するように相互に傾斜されているので、これら一対の噴
出口から夫々矢印ＪおよびＪ′の如く噴出される混合気
は燃焼室４８内で衝突してここに強力な乱れが生ずる。
この気流の乱れによって燃焼室４８内での混合気の混合
効果は促進され効率的かつ急速な燃焼が達成される。
効果は促進され効率的かつ急速な燃焼が達成される。
効。率的な燃焼が可能となる結果、混合気空燃比を従来
より薄く設定しても十分安定な燃焼を行わせることがで
き、その結果燃焼温度の低下が図れる。
より薄く設定しても十分安定な燃焼を行わせることがで
き、その結果燃焼温度の低下が図れる。
更には、燃焼室４８内での火炎は噴出口の各対７６．７
６’に応じて円周方向に分離され、−個自の火炎長は短
くできこの火炎長の短縮効果は、上述の如く急速燃焼が
可能となることにより一層促進される。
６’に応じて円周方向に分離され、−個自の火炎長は短
くできこの火炎長の短縮効果は、上述の如く急速燃焼が
可能となることにより一層促進される。
そのため稀釈導入孔４４１および４６１を従来より上流
側に設けるのが可能となることと相俟って、高温での燃
焼時間の短縮が図れる。
側に設けるのが可能となることと相俟って、高温での燃
焼時間の短縮が図れる。
当業者には周知のことであるが、大気汚染として問題と
なる排気ガス中の有害ＮＯｘ成分の生成反応は、燃焼時
の温度とその燃焼に要する時間の双方に依存するが、上
記の如く燃焼温度の低下および火炎長の短縮を図れるこ
とに基づき、本発明では極めて有害ＮＯｘ成分排出量の
押えられたガスタービンエンジンを提供できるものであ
る。
なる排気ガス中の有害ＮＯｘ成分の生成反応は、燃焼時
の温度とその燃焼に要する時間の双方に依存するが、上
記の如く燃焼温度の低下および火炎長の短縮を図れるこ
とに基づき、本発明では極めて有害ＮＯｘ成分排出量の
押えられたガスタービンエンジンを提供できるものであ
る。
第３図の変形例では、半径方向に隔てられた３個の混合
気噴出ｏｆ７６．１７６’および１１６１を円周方向に
同心複列に配置した点のみが第１図と異る。
気噴出ｏｆ７６．１７６’および１１６１を円周方向に
同心複列に配置した点のみが第１図と異る。
第１図は本発明に係るガスタービンエンジン燃焼器の長
さ方向断面図；第２図は第１図の■−Ｈ線に沿う矢視断
面図；第３図は第１図の変形構造を示す部分図； ４０・・・・・・環状予混合室、４８・・・・・・環状
燃焼室、７６．７６’ （１７６，１７６’ 、１７
ｒ）・・・・・・混合気噴出口、３８３・・・・・・環
状仕切。
さ方向断面図；第２図は第１図の■−Ｈ線に沿う矢視断
面図；第３図は第１図の変形構造を示す部分図； ４０・・・・・・環状予混合室、４８・・・・・・環状
燃焼室、７６．７６’ （１７６，１７６’ 、１７
ｒ）・・・・・・混合気噴出口、３８３・・・・・・環
状仕切。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 環状予混合室と、該環状予混合室からの混合気を燃
焼せしめる環状燃焼室とを有したガスタービンエンジン
において； 上記予混合室と燃焼室間の環状仕切壁に、混合気噴出口
の対を複数円周方向に間隔をおいて多数穿設し、かつこ
の各対をなす噴出口の各流路中心線は燃焼室内で収斂交
錯するよう相互に傾斜され、かつ混合気噴出口の複数対
により形成される前記！収斂交錯点は燃焼室の円周方向
に間隔をおいて分布している燃焼器構造。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP52026967A JPS5824695B2 (ja) | 1977-03-14 | 1977-03-14 | ガスタ−ビンエンジンの燃焼器構造 |
| US05/964,051 US4257235A (en) | 1977-03-14 | 1978-11-27 | Gas turbine engine with fuel-air premix chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP52026967A JPS5824695B2 (ja) | 1977-03-14 | 1977-03-14 | ガスタ−ビンエンジンの燃焼器構造 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS53112316A JPS53112316A (en) | 1978-09-30 |
| JPS5824695B2 true JPS5824695B2 (ja) | 1983-05-23 |
Family
ID=12207915
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP52026967A Expired JPS5824695B2 (ja) | 1977-03-14 | 1977-03-14 | ガスタ−ビンエンジンの燃焼器構造 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4257235A (ja) |
| JP (1) | JPS5824695B2 (ja) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| FR2588920B1 (fr) * | 1985-10-23 | 1987-12-04 | Snecma | Turboreacteur a postcombustion a injecteurs de postcombustion radiaux individuels |
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| US5261226A (en) * | 1991-08-23 | 1993-11-16 | Westinghouse Electric Corp. | Topping combustor for an indirect fired gas turbine |
| US5669218A (en) * | 1995-05-31 | 1997-09-23 | Dresser-Rand Company | Premix fuel nozzle |
| US8887390B2 (en) | 2008-08-15 | 2014-11-18 | Dresser-Rand Company | Method for correcting downstream deflection in gas turbine nozzles |
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| JPS50135415A (ja) * | 1974-04-03 | 1975-10-27 | ||
| JPS5214120A (en) * | 1975-07-23 | 1977-02-02 | Toyota Motor Corp | Combustion chamber construction of gas turbine engine |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| GB684669A (en) * | 1947-10-21 | 1952-12-24 | Power Jets Res & Dev Ltd | Improvements in or relating to combustion apparatus |
| US2720081A (en) * | 1950-05-29 | 1955-10-11 | Herbert W Tutherly | Fuel vaporizing combustion apparatus for turbojet |
| BE516068A (ja) * | 1951-12-06 | |||
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| US3603082A (en) * | 1970-02-18 | 1971-09-07 | Curtiss Wright Corp | Combustor for gas turbine having a compressor and turbine passages in a single rotor element |
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| FR2264598B2 (ja) * | 1974-03-20 | 1979-04-13 | Fives Cail Babcock | |
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-
1977
- 1977-03-14 JP JP52026967A patent/JPS5824695B2/ja not_active Expired
-
1978
- 1978-11-27 US US05/964,051 patent/US4257235A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5065708A (ja) * | 1973-10-15 | 1975-06-03 | ||
| JPS50135415A (ja) * | 1974-04-03 | 1975-10-27 | ||
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US4257235A (en) | 1981-03-24 |
| JPS53112316A (en) | 1978-09-30 |
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