JPS5826499B2 - ガスタ−ビンエンジン - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンエンジンに係り、特にガスタービ
ンエンジンの燃焼システムからの窒素酸化物の発生の減
少に関する。

空気と液体炭化水素燃料の混合気の燃焼の間の窒素酸化
物の発生は燃焼温度の関数であることは公知である。

従って、比較的薄い前記混合魚節ち正規組成の燃料成分
よりも薄い混合気を燃焼させることが提唱されてきた。

この混合気は燃焼温度を低下させ、従って窒素酸化物の
発生を低下させることになる。

又、このような混合気に存在する液体燃料の液滴量に応
じてこの液滴の表面における燃焼が正規組成の混合気の
燃焼に相当しこのような燃焼は大量の窒素酸化物の発生
をもたらす温度において生じるため、燃焼が生じ得る前
にこのような「低温」の燃焼のためには燃料の適度の気
化を必要とすることも公知である。

従って、混合気が予備混合セクションから混合気が点火
して燃焼される主燃焼セクションに放出される前に薄い
空燃混合物が十分に気化され得る予備混合セクションを
燃焼室に提供することが提起されてきた。

然し、この予備混合セクション内の混合気が早期に点火
してしまうと云う大きな問題に遭遇してきた。

本発明の目的は、この問題を克服しあるいは低減するこ
とにある。

又、前記燃焼室に対して前記予備混合セクションからの
新鮮な混合気と混合してこれを点火するガス燃焼出力を
有するパイロット（口火点火）セクションを備えること
も公知である。

本発明の別の目的は、主燃焼セクションの軸方向長さを
短縮する観点からパイロットガスの新鮮な混合気との混
合作用を改善してこれによって薄い混合気の有効な燃焼
に必要とされる燃焼時間の避は難い増加を補償すること
にある。

本発明によれば、燃焼室の軸心の方向に延在して一方の
軸心方向端部において環状の空気入口を有しかつ他方の
軸心方向端部においては環状の出口列を有する環状の予
備混合ダクトを形成する環状の壁部を有する環状の燃焼
室と、その人口端部側でダクト内に燃料を導入しこれに
より空燃混合物を該ダクト内に生成する装置と、このダ
クトに対して直列状におかれた室の主要セクションを画
成する壁部とを設け、該壁部は前記ダクトと同心状を呈
しかつ該ダクトの半径方向内方と半径方向外方のそれぞ
れの位置に配置され、前記出口は混合物を前記主要セク
ションの巾方向に半径方向の内方および外方に前記ダク
トから放出するよう指向させられ、更に主要セクション
に導入された混合物を点火させる装置を設けたガスター
ビンエンジンが提供される。

前記ダクトの軸方向に指向された壁部は高速で均等な流
速を可能にし、このように早すぎる点火を回避する条件
を提供するものである。

ダクトの半径方向内方および外方向の位置に主要セクシ
ョンを配置したこと、および主要セクションの巾方向に
半径方向内方および外方に横断するようにダクトからの
新鮮な混合気を指向させることにより混合気のあらゆる
部分の実質的に均等な処理を確実にしかつ主要セクショ
ンのあらゆる部位を完全に使用させる諸条件を提供する
。

このことは更に主要セクションに必要な軸方向長さを短
縮することになる。

本発明によるガスタービンエンジンの一実施例について
は添付図面に関して以下に説明する。

第１図においては、直列方向に配置されたコンプレッサ
１０、燃焼器１１、および前記コンプレッサを駆動する
よう接続されたタービン１２からなるガスタービンエン
ジンが示される。

燃焼器内の平均流動方向は矢印１１Ａによって示される
。

燃焼器は、軸心１３Ａの周囲に環状に配置され、燃焼室
１３の環状の半径方向外方のパイロットセクション１８
をその間に形成する２つの壁部１４゜１５と、燃焼室１
３の環状の半径方向内方のパイロットセクション１９を
その間に形成する２つの壁部１６，１７を有する燃焼室
１３を有する。

壁部１５，１６はその間に環状の予備混合セクション１
８，１９．２０を形成し、燃焼室１３は壁部１４．１７
の連続部でありかつその内部で予備混セクション２０か
らの流れがパイロットセクション１８．１９からの流れ
と混合される室の共通即ち主要セクション２１を形成す
る壁部１４Ａ。

１７Ａを有する。

予備混合セクションは、分布グリル２２を介して主要セ
クションに接続されている。

４つのセクション１８乃至２１の構成は、窒素酸化物の
発生を抑制しながら同時に安定した燃焼を確保する燃焼
システムの提供を目的とするものである。

窒素酸化物の発生の抑制は、予備混合セクション２０に
おいて薄い実質的に気化された燃焼可能な混合気の調製
によって達成される。

このような混合気は低濃度の窒素酸化物に必要とされる
低い燃焼温度を有する。

この混合気の自然発火は、予備混合セクションにおける
層流条件を提供することによって回避される。

パイロットセクションからの火焔および予備混合セクシ
ョンからの新鮮な混合気は、新鮮な混合気の点火および
パイロット混合気の燃焼の完了のため主要セクションに
おいて混合する。

比較的濃い混合気が循環流の条件下で燃焼させられるパ
イロットセクションは、予め混合された混合気がその稀
薄な組成では具有しない燃焼の安定性を提供する。

分布グリル２２は、パイロットセクションからの流れを
横切る予備混合セクションからの流れの均等な分布をを
確保するために構成されている。

次に第２図乃至第４図において、室１３は環状ダクト２
５を経てコンプレッサ１０から出て来る空気のための拡
散部（ティフユーザ）２４をその上流側端部に有する空
気ジャケット２３により囲繞されている。

パイロットセクション１８は壁部１４に設けられた空気
人口１８Ｃを有し、この空気人口１８Ｃはこの入口を経
てセクション１８に進入する空気が渦流２６を形成しこ
れにより広範囲の燃料の流れにわたる安定した燃焼のた
めに必要な遮蔽された一郭を燃焼用混合気に与える流れ
の循環を提供する。

燃料自体は、パイロットセクションの周囲に環状に分布
され各々が燃料噴霧を各空気人口１８Ａ内に送込むノズ
ルである入口１８Ｂを経て導入される。

その結果混合気は、この混合気が一部気化されるダクト
３７を経てパイロットセクションに進入する。

このダクト３７内では混合気の実質的な気化は意図され
ない。

入口１８Ｃは又壁部１４に沿った冷却流を提供する。

壁部１５は入口１８Ｄを介する冷却流によって冷却され
る。

エンジンの始動と同時にパイロットセクション内の可燃
混合気の点火のための点火器（イグナイタ）が設けられ
ている。

パイロットセクション１９は、燃料と空気のための入口
１９Ａ、１９Ｂと、渦流２７を形成するための入口１９
Ｃと、冷却空気人口１９Ｄを有し、これ等は全てセクシ
ョン１８の入口１８Ａ。

１８Ｂ、１８Ｃ，１８Ｄと対応する。

しかし、この構成は渦流２６．２７が反対方向となるよ
うになっており、その結果壁部１５，１６に沿った渦流
の局部流が下流方向即ち主要セクション２１に向って生
じるようになる。

パイロットセクション１８．１９の出口２Ｂ、２９は略
々グリル２２と壁部１４，１７の間に形成される。

予備混合セクション２０は環状の空気人口３０を有する
燃料は、ノズルを包囲する各スリーブ３２に向けて燃料
の噴流を指向させるノズルである環状の一連の入口３１
によって入口３０内に導入される。

壁部１５，１６はその間に主要セクション２１に向いた
グリル２２で終る実質的長さを有する平滑な饋かに収束
状の予備混合ダクトを形成する。

入口３０．３１により導入される空燃混合物は燃焼可能
な比率を有し、ダクト３３内でかなりの部分が気化して
液体燃料の成分を除去することを意図されている。

これは、ノズル３１とスリーブ３２によって非常に微細
な噴霧を生成することにより、又ダクトを十分に長くし
て圧縮空気の比較的高い温度において実質的な気化が生
じるようにすることによって達成される。

この方法は、ダクト３３内の蒸気が空気の高い温度のた
め、又は主要セクションからグリル２２を経て、又壁部
１５．１６における徐々に移動する境界層に沿って移動
する火焔のためにあまり早く着火するかもしれない危険
を有する。

ダクト３３内の燃焼を防止するため、ダクト内の流れは
できる限り層流に近づくように、即ち流速が低下し得火
焔が形成される乱流区域のないものでなければならない
。

第二に、ダクト３３内の流速は、生じた火焔は主要セク
ションに向って下流方向に迅速に運び去られるように混
合気における火焔の伝播速度よりも早くなければならな
い。

このような条件は、壁部１５，１６を実質的に軸心１１
Ａの方向に延在するように、又この方向に直線状に連続
するように構成することにより達成され、その結果彎曲
したダクト内で生じる、特に早い流速で生じる局部流れ
の分離が回避される。

更に、ダクト３３は、環状のコンプレッサの出口２５と
直接対面するよう即ちこの直径上にあるようにその環状
の入口３０に対して配置されている。

このため、コンプレッサの送気が最少限度の乱流でダク
ト３３に確実に達し得る。

更に、ダクト３３は、グリル２２に向って僅かにテーパ
状を呈するように形成され、即ち壁部１５，１６の少く
とも１つは軸心１３Ａを中心とする円錐の側面上にあり
、他の壁部は円筒状かあるいは一方の壁面の円錐と反対
の方向でこれも又円錐状である。

円滑な壁部をテーパ状に構成することによって主要セク
ションに向う流速がこれと対応して増大し、又遅い速度
の境界層流の対応する抑制効果がもたらされる。

主要セクションからダクト３３への火焔の移動の危険は
これと対応して減少する。

最後に、ダクトは、長すぎると自然着火の危険が増大す
るため、満足できる気化レベルに望ましい程度よりも長
くてはならない。

グリル２２は、端壁部３４に設けられた開口３５を除き
ダクトの下流側端部を閉鎖する前記端壁により形成され
ている。

この壁部３４は主要セクションから見て凸状となるよう
彎曲され、軸心１３Ａの周囲に生じるトロイド形状の半
部を形成するものと着像すことができる。

開口３５は軸心１３Ａに関して半円部にわたって主要セ
クション２１に対面し、その結果開口３５はそれぞれパ
イロットセクション１Ｂ、１９の出口２８，２９を横切
って半径方向に対面する端部３５Ａ、３５Ｂを有する。

その結果、各開口３５からの流れは、軸心１３Ａを通る
面内にあって壁部１４，１７間を実質的に完全に横断し
又当然パイロットセクションの出口２８．２９を横切っ
て延在する肩部３６の形態を呈する。

従って、この肩部３６はパイロットセクションの渦流２
６，２７により生じる２６Ａ、２７Ａで示される流れを
突切る。

このため、燃焼するパイロット混合気と予備混合セクシ
ョンからの新鮮な混合気との間に十分な混合作用をもた
らす。

主要セクションからの火焔が開口３５によって生じる流
れの狭搾部を突切らない傾向を有するためグリル２２も
又火焔トラップである。

パイロット流および予め混合された流れの相対的な混合
気濃度は、主要セクションにおいて最終的に確立される
混合気が十分に薄い、例えば正規組成の混合気の３０乃
至４０％となり十分な窒素酸化物抑制効果を生じるよう
燃焼温度を十分に低くする如きものである。

ある量の燃料は液滴の形態でパイロットセクションと予
備混合セクションの相方から主要セクションに不可避的
に達し、燃焼して局部的に高い窒素酸化物の発生をもた
らす。

しかし、このような発生は全体的に減少される。

予め混合された混合気はコンプレッサの送気の約５０％
を吸収してそれ自体は正規組成の５０％の混合気濃度を
有し、一方パイロットセクションは正規組成の７０乃至
１００％の混合気濃度を有する。

【図面の簡単な説明】

第１図はエンジンの一部を示す断面立面図、第２図は第
１図の拡大詳細図、第３図は第２図の矢印■に関する更
に拡大した図、第４図は第２図の線ＩＶ−Ｉ％’に関す
る更に拡大した断面図である。 １０・・・コンプレッサ、１１・・・燃焼器、１２・・
・タービン、１３・・・燃焼室、１３Ａ−・・軸心、１
４゜１５．１６・・・壁部、１４Ａ、１７Ａ・・・壁音
医 １８゜１９・・・パイロットセクション、３０・・
・空気入口、３１・・・ノズル、３３・・・予備混合ダ
クト、３５・・・出口。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 環状の燃焼室１３の軸心１３Ａの方向に延在し、一
   方の軸心端部で環状の空気人口３０を又他方の軸心端部
   で交互に配置された環状列の出口３５および端部を閉錯
   する分布グリル２２を有する環状の予備混合ダクト３３
   を画成する環状壁部１５．１６を有する環状の燃焼室１
   ３と、その大端部側で前記ダクト３３内に燃料を導入す
   ることにより該ダクト３３内に空燃混合物を生成する装
   置３１と、前記ダクト３３と直列関係に位置された前記
   燃焼室１３の主要セクション２１を画成する壁部１４Ａ
   、１７Ａとを有し、前記壁部１４Ａ。 １７Ａは前記ダクト３３と同心状を呈して該ダクト３３
   の半径方向内方および外方の位置にそれぞれ位置し、こ
   れにより前記ダクト３３の巾よりも大きな巾を画成し、
   さらに前記ダクト３３の半径方向外方および内方に設け
   られ前記主要セクション２１に導入される混合気を点火
   する装置１８゜１９を有しており、前記出口３５の形成
   された壁部３４は主要セクション２１側に凸状に彎曲し
   、出口３５は点火装置１８．１９の出口２８．２９と交
   差する半径方向に開く端部３５Ａ、３５Ｂを備え、これ
   により前記出口３５は混合気を前記ダクトから前記主要
   セクション２１をその巾方向に横切る半径方向内方およ
   び外方に向って放出３６するように指向されるガスター
   ビンエンジン。 ２ 前記点火装置１８，１９は、それぞれの上流端に燃
   料および空気のための入口１８Ｃ，１９Ｃを備えこれら
   の入口１８Ｃ，１９Ｃは前記装置１８．１９内に渦流２
   ６，２７を形成し、この渦流２６，２７からの流れは前
   記ダクト３３の環状壁部１５，１６に沿って流れるよう
   にされている特許請求の範囲第１項記載のガスタービン
   エンジン。