JPS5825932B2 - ガスタ−ビンエンジンの燃焼室構造 - Google Patents
ガスタ−ビンエンジンの燃焼室構造Info
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- JPS5825932B2 JPS5825932B2 JP52042519A JP4251977A JPS5825932B2 JP S5825932 B2 JPS5825932 B2 JP S5825932B2 JP 52042519 A JP52042519 A JP 52042519A JP 4251977 A JP4251977 A JP 4251977A JP S5825932 B2 JPS5825932 B2 JP S5825932B2
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- Japan
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- annular
- fuel
- combustion chamber
- air
- chamber
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/22—Fuel supply systems
- F02C7/236—Fuel delivery systems comprising two or more pumps
- F02C7/2365—Fuel delivery systems comprising two or more pumps comprising an air supply system for the atomisation of fuel
-
- 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
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
- F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
-
- 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
-
- 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
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は環状の燃焼室を備えたガスタービンエンジンに
関する。
関する。
環状燃焼室を備えた自動車用の小型ガスタービンエンジ
ンにおいて、燃焼室内での混合気の燃焼の急速および燃
焼火炎長を短縮して高温度での燃焼時間の短縮を図り、
又は、燃料濃度の均一な薄い濃度の混合気を燃焼して、
燃焼温度を低下させてエンジンからの有害窒素酸化物(
NOx)成分排出量を低減するため、予め空気と燃料と
を混合して混合気を形威し、この混合気を燃焼室に噴射
導入させる方法が知られている。
ンにおいて、燃焼室内での混合気の燃焼の急速および燃
焼火炎長を短縮して高温度での燃焼時間の短縮を図り、
又は、燃料濃度の均一な薄い濃度の混合気を燃焼して、
燃焼温度を低下させてエンジンからの有害窒素酸化物(
NOx)成分排出量を低減するため、予め空気と燃料と
を混合して混合気を形威し、この混合気を燃焼室に噴射
導入させる方法が知られている。
さて、ガスタービンエンジンにおいて燃費性能を向上さ
せるために、熱交換器の使用が必要なのであるが、かか
る場合において上記の予混合室を備えた型式のガスター
ビンエンジンは次の如き欠点がある。
せるために、熱交換器の使用が必要なのであるが、かか
る場合において上記の予混合室を備えた型式のガスター
ビンエンジンは次の如き欠点がある。
即ち燃焼器に導入される空気温度を燃料の着火温度より
高い例えば450℃を超えるような高温に熱交換器によ
って高めると、予混合室内に生じている境界層とかよど
み流れのために、予混合室内に滞留する時間の長い可燃
混合気の流れが存在する故に予混合室内で自然発火した
り、予混合室内へ火炎が逆火する危険が大きい。
高い例えば450℃を超えるような高温に熱交換器によ
って高めると、予混合室内に生じている境界層とかよど
み流れのために、予混合室内に滞留する時間の長い可燃
混合気の流れが存在する故に予混合室内で自然発火した
り、予混合室内へ火炎が逆火する危険が大きい。
かかる事態が生ずるとエンジンの破損はさけられない。
本発明の目的は上記技術の欠点を解決し高温の空気を燃
焼室内に供給しても逆火や自然発火の生ずるおそれのな
い燃焼室の構造を提供することにある。
焼室内に供給しても逆火や自然発火の生ずるおそれのな
い燃焼室の構造を提供することにある。
この目的を達するため本発明にあっては、環状燃焼室と
その上流側の環状空気通路との間の環状仕切壁に、流路
中心線が燃焼室側で交差するよう互に傾斜する噴出口対
を円周方向に等間隔に多数穿設するとともに、これらの
各噴出口の途中に、蒸発燃料源に連通される燃料ノズル
出口端を開口させるようにしている。
その上流側の環状空気通路との間の環状仕切壁に、流路
中心線が燃焼室側で交差するよう互に傾斜する噴出口対
を円周方向に等間隔に多数穿設するとともに、これらの
各噴出口の途中に、蒸発燃料源に連通される燃料ノズル
出口端を開口させるようにしている。
このようにした結果、燃料は混合気噴出口に至るまで空
気とは奮然混合せず、可燃混合気の状態で存在するのは
各噴出口だけであるので、たとえ燃焼用一次空気の温度
を450℃を超えるまで加熱していても発火や逆火の生
ずるおそれはない。
気とは奮然混合せず、可燃混合気の状態で存在するのは
各噴出口だけであるので、たとえ燃焼用一次空気の温度
を450℃を超えるまで加熱していても発火や逆火の生
ずるおそれはない。
又各村の噴出口からの混合気は燃焼室内で衝突するから
ここに混合気の流れの撹拌が生じ、完全な混合効果が得
られ、燃焼の急速及び火炎長の短縮が保証されかつ、燃
料濃度の薄い混合気でも高い燃焼効率で燃焼できるので
かくて有害NOx成分排出量の少いエンジンが提供され
る。
ここに混合気の流れの撹拌が生じ、完全な混合効果が得
られ、燃焼の急速及び火炎長の短縮が保証されかつ、燃
料濃度の薄い混合気でも高い燃焼効率で燃焼できるので
かくて有害NOx成分排出量の少いエンジンが提供され
る。
以下添付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室付
近の構造を示す第1図において、10はエンジンの外側
ハウジングであってその前端には端部プレート12が固
定される。
近の構造を示す第1図において、10はエンジンの外側
ハウジングであってその前端には端部プレート12が固
定される。
筒状をなす前記ハウジング10の内方には筒状内側ハウ
ジング14が配置され、その前端には、前記端部プレー
ト12の内方に近接位置するディフューザ羽根担持円板
16が固定される。
ジング14が配置され、その前端には、前記端部プレー
ト12の内方に近接位置するディフューザ羽根担持円板
16が固定される。
該円板16の内周には、ラビリンス溝を形成したスリー
ブ18が固着され、該スリーブ18内にタービン主軸2
0の前端が挿通されている。
ブ18が固着され、該スリーブ18内にタービン主軸2
0の前端が挿通されている。
一方タービン主軸20の後端は、不動のブラケット21
に担持された所謂空気軸受22によって高速回転可能に
支承されている。
に担持された所謂空気軸受22によって高速回転可能に
支承されている。
端部プレート12の中心孔内には、主軸20の前端に固
着のコンプレッサ羽根24が位置している。
着のコンプレッサ羽根24が位置している。
このコンプレッサ羽根24の出口附近における円板16
上にはディフューザ羽根26が円周方向に形成されてい
る。
上にはディフューザ羽根26が円周方向に形成されてい
る。
かくてコンプレッサ羽根24の回転に基づく高圧空気は
ディフューザ羽根26を介して外側ハウジング10と内
側ハウジング14との間に形成される空気通路30に噴
出される。
ディフューザ羽根26を介して外側ハウジング10と内
側ハウジング14との間に形成される空気通路30に噴
出される。
タービン主軸20の後端上には詳しくは図示していない
後部ハウジング34の中心孔内に位置するタービン羽根
32が固装される。
後部ハウジング34の中心孔内に位置するタービン羽根
32が固装される。
タービン羽根32の入口端における後部ハウジング34
にはタービンノズル36が円周方向不動に設けられてい
る。
にはタービンノズル36が円周方向不動に設けられてい
る。
前記スリーブ18の外周部には環状ブロック40が固着
される。
される。
該環状ブロック40と前記後部ハウジング34との間に
はパ2重筒″を構成する外側筒状部材42と内側筒状部
材44が接続され、かくて、これら筒状部材42と44
間に環状の燃焼室46が形成されると共に、外側筒状部
材42の外方には環状空気室48が、内方には環状空気
室50が夫々形成される。
はパ2重筒″を構成する外側筒状部材42と内側筒状部
材44が接続され、かくて、これら筒状部材42と44
間に環状の燃焼室46が形成されると共に、外側筒状部
材42の外方には環状空気室48が、内方には環状空気
室50が夫々形成される。
これら環状空気室48と50間は複数本の導通管52に
よって連通されている。
よって連通されている。
それ故、空気室48内に導入された空気を空気室50内
に分配することができる。
に分配することができる。
これらの空気室48.50と前記燃焼室46間の仕切壁
を構成するこの環状ブロック40には、互に傾斜する噴
出口対62aおよび62bが円周方向に等間隔に多数穿
設される(第2図参照)。
を構成するこの環状ブロック40には、互に傾斜する噴
出口対62aおよび62bが円周方向に等間隔に多数穿
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62aおよび6
2bの流路中心線は燃焼室46内で交錯するよう互に傾
斜している。
2bの流路中心線は燃焼室46内で交錯するよう互に傾
斜している。
これら一対の噴出口62aと62bとが互になす角度は
300〜90゜の範囲にする。
300〜90゜の範囲にする。
環状ブロック40内には断簡矩形の蒸発燃料室68が形
成される。
成される。
該燃料室68と各噴出口62a。62bとの間は極めて
小寸法の燃料ノズル72a。
小寸法の燃料ノズル72a。
72bによって夫々連通される(第2図参照)。
各ノズル72a(72b)は、第1図に示すように、対
応する噴出口62a(62b)にこの出口端から十分上
流側に離れた途中で傾斜して開口している。
応する噴出口62a(62b)にこの出口端から十分上
流側に離れた途中で傾斜して開口している。
それ故、燃料ノズル72a (72b )からの燃料流
を噴出口62a(62b)内の空気流と効果的に混合で
きる。
を噴出口62a(62b)内の空気流と効果的に混合で
きる。
環状ブロック40の下部には閉鎖部材66が一体固定さ
れかくてこれらの間には蒸発燃料室68bが形成され、
この室68bと前記の室68との間は細い寸法の連通孔
69で連絡されている。
れかくてこれらの間には蒸発燃料室68bが形成され、
この室68bと前記の室68との間は細い寸法の連通孔
69で連絡されている。
前記した後部ハウジング34に一体な環状内部ハウジン
グ74は、前記蒸発燃料室68bを塞ぐよう環状ブロッ
ク40および閉鎖部材66に固着されている。
グ74は、前記蒸発燃料室68bを塞ぐよう環状ブロッ
ク40および閉鎖部材66に固着されている。
このハウジング74内には少くとも一つの燃料通路76
が穿設される。
が穿設される。
この通路の一端は燃料室68bに開口し、その他端に燃
料パイプ78の下端が挿入固着され、その上端は、端部
プレート12内に穿設した燃料供給ポート80に挿入固
定される。
料パイプ78の下端が挿入固着され、その上端は、端部
プレート12内に穿設した燃料供給ポート80に挿入固
定される。
該ポート80は、図示しない蒸発燃料供給源に接続され
る。
る。
以上述べたガスタービンエンジンの作動において、図示
しな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24の遠心力によって矢印Bの如
くディフューザ羽根26に吹きつけられ、空気通路30
を矢印Cの如く通って図示しない熱交換器に向う。
しな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24の遠心力によって矢印Bの如
くディフューザ羽根26に吹きつけられ、空気通路30
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、予熱された空気は通路48に矢印りの如く入る
とともに、導通管52を矢印Eのように通って内方の空
気通路50内に入る。
とともに、導通管52を矢印Eのように通って内方の空
気通路50内に入る。
通路48および50にこのように導入された空気の大部
分は外方および内方の筒状部材42および44内に多数
穿設した稀釈空気孔421および441から矢印Fの如
く環状燃焼室46の燃焼領域下流側へ導入されるが、一
部は空気通路50を矢印01通路48を矢印G′の如く
通って噴出口62a 、62bに夫々向う。
分は外方および内方の筒状部材42および44内に多数
穿設した稀釈空気孔421および441から矢印Fの如
く環状燃焼室46の燃焼領域下流側へ導入されるが、一
部は空気通路50を矢印01通路48を矢印G′の如く
通って噴出口62a 、62bに夫々向う。
一方、図示しない蒸発燃料源よりポート80に来た蒸発
燃料は、燃料パイプ78、通路76を矢印Jの如く通っ
て燃料室68bに導入される。
燃料は、燃料パイプ78、通路76を矢印Jの如く通っ
て燃料室68bに導入される。
室68b内にこのように導入された燃料は、連通孔69
を介して燃料室68に導入される。
を介して燃料室68に導入される。
この室68内の蒸発燃料は燃料ノズル72a 、72b
に矢印に、に’の如く導ひかれて、対応する噴出口62
a、62b内に矢印G、G’の如く導入された空気の流
れに合流されて、ここで可燃混合気となる。
に矢印に、に’の如く導ひかれて、対応する噴出口62
a、62b内に矢印G、G’の如く導入された空気の流
れに合流されて、ここで可燃混合気となる。
このようにして、噴出口62a 、62b内で形成され
た混合気は矢印L 、 L’の如く燃焼室46内に噴出
され互に衝突して強い乱れを生じながら燃焼する。
た混合気は矢印L 、 L’の如く燃焼室46内に噴出
され互に衝突して強い乱れを生じながら燃焼する。
かくして形成された高温燃焼ガスは稀釈空気孔421.
441より矢印Fの如く燃焼室46a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36を経て矢印Mの如くタービン羽根32に吹き
つけられてここに回転力を付与する。
441より矢印Fの如く燃焼室46a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36を経て矢印Mの如くタービン羽根32に吹き
つけられてここに回転力を付与する。
以上述べたように本発明では蒸気燃料と燃焼用一次空気
とは混合気噴出口62a 、62bまで夫夫別系統で供
給されるから、可燃混合気の状態で長時間滞留すること
はなく、混合気の状態となるのは噴出口62a 、62
bの通過に要する短い時間に限られる。
とは混合気噴出口62a 、62bまで夫夫別系統で供
給されるから、可燃混合気の状態で長時間滞留すること
はなく、混合気の状態となるのは噴出口62a 、62
bの通過に要する短い時間に限られる。
それ故、一次空気の温度を、熱交換器によって450℃
を超えるような高温に高めても噴出口62a 、62b
内で可燃混合気が発火したり火炎が燃焼室46より噴出
口側に逆比することは、自動車用ガスタービンエンジン
の如く噴出口よりの混合気流速が比較的低く押えられて
いるエンジンでも、なく、その結果安全な構造となる。
を超えるような高温に高めても噴出口62a 、62b
内で可燃混合気が発火したり火炎が燃焼室46より噴出
口側に逆比することは、自動車用ガスタービンエンジン
の如く噴出口よりの混合気流速が比較的低く押えられて
いるエンジンでも、なく、その結果安全な構造となる。
第3図には、噴出口62a 、62bの直径Rと、該噴
出口からの混合気噴出速度■とを色々と変化させた際の
逆火発生状態を、空気通路48゜50に700℃の空気
を導入して実験した結果を示す。
出口からの混合気噴出速度■とを色々と変化させた際の
逆火発生状態を、空気通路48゜50に700℃の空気
を導入して実験した結果を示す。
図から明らかなように、噴出口の直径が2〜6mであれ
ば、ガスタービンエンジンの常用流速(>10m/s)
で逆火の生じない安全な構造とできる。
ば、ガスタービンエンジンの常用流速(>10m/s)
で逆火の生じない安全な構造とできる。
尚、本発明のように空気と燃料とを噴出口62a。
62b内で混合させても十分な均一な混合効果が得られ
る。
る。
即ち、ノズル72a 、72bを噴出口62a 、62
bに対し傾斜配置している故に、燃料の流れは空気の流
れと激しく衝突して乱れおよび渦が噴出口62at62
b内で生ずるからである。
bに対し傾斜配置している故に、燃料の流れは空気の流
れと激しく衝突して乱れおよび渦が噴出口62at62
b内で生ずるからである。
以上の作用に加えて、本発明では、一対の噴出口62a
および62bより噴出される混合気の流れLおよびL′
が燃焼室46内で衝突するようこれらの噴出口62aと
62bとを相互に300〜90’の角度をなすよう傾け
ている。
および62bより噴出される混合気の流れLおよびL′
が燃焼室46内で衝突するようこれらの噴出口62aと
62bとを相互に300〜90’の角度をなすよう傾け
ている。
噴出口62aと62bとからの混合気流が燃焼室46内
で相互に衝突する結果、室46内の気流は高度に撹乱さ
れ、強い乱れが生じる結果、以下の(1) 、 (2)
の2つの効果によって、窒素酸化物NOxの排出量の十
分低イガスタービンエンジンを提供することが可能とな
る。
で相互に衝突する結果、室46内の気流は高度に撹乱さ
れ、強い乱れが生じる結果、以下の(1) 、 (2)
の2つの効果によって、窒素酸化物NOxの排出量の十
分低イガスタービンエンジンを提供することが可能とな
る。
(1)混合気の急速燃焼が図れ、それ故に形成される火
炎長は極めて短縮されることとなり、稀釈空気孔421
.441を燃焼室46の上流側に設けることができるの
で、燃焼ガスが高温度にさらされる時間を短縮でき、N
Ox発生量の著るしい高温での燃焼時間を短縮できる。
炎長は極めて短縮されることとなり、稀釈空気孔421
.441を燃焼室46の上流側に設けることができるの
で、燃焼ガスが高温度にさらされる時間を短縮でき、N
Ox発生量の著るしい高温での燃焼時間を短縮できる。
(2)噴出口62a、62bで形成される混合気の燃料
濃度の薄い、均一濃度の混合気でも高い燃焼効率で燃焼
できるので、NOx発生量の少ない低い燃焼温度で燃焼
できる。
濃度の薄い、均一濃度の混合気でも高い燃焼効率で燃焼
できるので、NOx発生量の少ない低い燃焼温度で燃焼
できる。
第1図は本発明に係るガスタービンエンジンの燃焼室付
近を示す断面図;第2図は第1図の■−■線に沿う矢視
断面図;第3図は本発明に係るガスタービンエンジンの
逆火特性グラフ。 46・・・・・・環状燃焼室、48,50・・・・・・
環状空気通路、62a 、s:2b−・・−噴出口対、
72a。 72b・・・・・・燃料ノズル。
近を示す断面図;第2図は第1図の■−■線に沿う矢視
断面図;第3図は本発明に係るガスタービンエンジンの
逆火特性グラフ。 46・・・・・・環状燃焼室、48,50・・・・・・
環状空気通路、62a 、s:2b−・・−噴出口対、
72a。 72b・・・・・・燃料ノズル。
Claims (1)
- 1 環状燃焼室を備えたガスタービンエンジンにおいて
、環状燃焼室とその上流側の環状空気通路との間の環状
仕切壁を構成する環状ブロックに、一個の環状蒸発燃料
室と円周方向に間隔をおいて位置する混合気噴出口の複
数対とを穿設は各村をなす噴出口の各流路中心線は燃焼
室内で交錯するよう相互に傾斜され、環状蒸発燃料室は
蒸発燃料源に接続されると共に環状ブロックに円周方向
に間隔をおいて穿設した燃料ノズルの一端に接続され、
各燃料ノズルの夫々の他端は対応する混合気噴出口にそ
の途中において開口していることを特徴とするガスター
ビンエンジンの燃焼室構造。
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP52042519A JPS5825932B2 (ja) | 1977-04-15 | 1977-04-15 | ガスタ−ビンエンジンの燃焼室構造 |
US05/809,019 US4144710A (en) | 1977-04-15 | 1977-06-22 | Gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP52042519A JPS5825932B2 (ja) | 1977-04-15 | 1977-04-15 | ガスタ−ビンエンジンの燃焼室構造 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS53127909A JPS53127909A (en) | 1978-11-08 |
JPS5825932B2 true JPS5825932B2 (ja) | 1983-05-31 |
Family
ID=12638318
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP52042519A Expired JPS5825932B2 (ja) | 1977-04-15 | 1977-04-15 | ガスタ−ビンエンジンの燃焼室構造 |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4144710A (ja) |
JP (1) | JPS5825932B2 (ja) |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2319078B (en) * | 1996-11-08 | 1999-11-03 | Europ Gas Turbines Ltd | Combustor arrangement |
WO2006060004A1 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Combustor for turbine engine |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS53112316A (en) * | 1977-03-14 | 1978-09-30 | Toyota Motor Corp | Combustor construction for gas turbine engines |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2857204A (en) * | 1955-09-01 | 1958-10-21 | Gen Electric | Fuel injector nozzle |
US3306333A (en) * | 1964-03-31 | 1967-02-28 | Bendix Corp | Air spray combustor |
US3739576A (en) * | 1969-08-11 | 1973-06-19 | United Aircraft Corp | Combustion system |
-
1977
- 1977-04-15 JP JP52042519A patent/JPS5825932B2/ja not_active Expired
- 1977-06-22 US US05/809,019 patent/US4144710A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS53112316A (en) * | 1977-03-14 | 1978-09-30 | Toyota Motor Corp | Combustor construction for gas turbine engines |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US4144710A (en) | 1979-03-20 |
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