JPS5858563B2 - カリユウネンシヨウホウホウ オヨビ ネンシヨウキ - Google Patents

カリユウネンシヨウホウホウ オヨビ ネンシヨウキ

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JPS5858563B2
JPS5858563B2 JP49118007A JP11800774A JPS5858563B2 JP S5858563 B2 JPS5858563 B2 JP S5858563B2 JP 49118007 A JP49118007 A JP 49118007A JP 11800774 A JP11800774 A JP 11800774A JP S5858563 B2 JPS5858563 B2 JP S5858563B2
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JP
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pilot
annular
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fuel
main combustion
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JPS5065708A (ja
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ジヨセフ マルコウスキー スタンレイ
パロウ ローマン ロバート
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United Technologies Corp
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Publication date
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Publication of JPS5858563B2 publication Critical patent/JPS5858563B2/ja
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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
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged 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
    • F23R3/02—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
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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Description

【発明の詳細な説明】 本発明の思想は、１９７０年１０月２６日付出願に係る
米国特許第３７８８０６５号明細書に於て詳細に論じら
れている旋回バーナの原理の一つの延長である。
旋回燃焼に関する特許の一つとしては米国特許第３７０
１２５５号がある。
又米国特許第３６７５４１９号にも旋回燃焼のことが論
じられている。
前記米国特許第８４０８６号明細書に於て説明されてい
る如く、二つの異なる流体の間の混合はこれら流体の間
の界面を遠心力に対し不安定にすることによって実質的
に増大される。
前記米国特許明細書に於ては、そのような不安定な界面
は二つの流体の流れを同心の旋回流とし、その流れの空
気力学的特性をｐ Ｖ ｔ２ｏｕｔｅｒ （ρＶｔ２ｉ
ｎｎｅｒなる関係が満足されるように選定することによ
り作られることが示されている。
ただし上記の不等式に於てρは流体の密度であり、Ｖｔ
は流れの速度である。
又１ｎｎｅｒ及びｏｕｔｅｒは該界面に対する各派れの
半径方向位置を表示するものである。
このように遠心力を用いて混合を増大する為の条件は、
もし外側流のρＶｔ２がＯならば、すなわちその流れ形
状が一つの異なる流体の流れにより囲まれた旋回ジェッ
トである時に満足されることが明らかであろう。
又前記米国特許出願に於ては、燃料を導入する適当な装
置を用いて関与する流体の一方を高温ガスの流れとし、
他方を空気とすることにより、高温ガスの流れが空気流
中に於ける燃焼を起こさせる点火源を与えるパイロット
流として作用するであろうことが示されている。
この場合、進行中の燃焼プロセスは遠心力によって駆動
される混合プロセスと重ね合わされ、極めて急速に進行
する。
一つの大きい特性半径を有する単一の界面を有する代わ
りに、多数の小さい旋回ジェットを用いて一つの旋回流
を生ずる燃焼器が形成されており、これは混合と燃焼プ
ロセスの速さを著しく増大するものである。
何故ならば、遠心力と急速混合の為の駆動力とは流体間
の界面の半径に逆比例するからである。
高温流体の注入とこれに関連した多数の冷却ジェットを
有する燃焼器は、従来の最も一般的な設計になる燃焼器
に容易に置官換えられる燃焼器を与える。
本発明の一つの目的は、ＮＯｘを低減し、その他の全て
の反応を完成させ、ＣＯ及び未燃焼の炭化水素を著しく
減じ、煙の発生を殆んど生せしめないような、最適燃焼
条件を達成する燃焼装置を提供することである。
本発明の他の一つの目的は、主燃焼室の前にパイロット
燃焼帯域を設け、ここで高温燃焼ガスを発生させ、この
高温燃焼ガスを主燃焼室へ導入するに先立ってこれに主
燃焼室にて燃焼されるべき二次燃料を供給し、これをパ
イロット燃焼帯域に於ける高温燃焼ガスと予め混合する
ことにより、その燃焼を生ぜしめることな（その微細化
域いは気化を図り、かくして予熱され且微細化域いは気
化された燃料を主燃焼室に導入する如き燃焼装置を提供
することである。
本発明の更に他の一つの目的は、パイロットバーすより
流入する高温ガスによって主燃焼室内へ燃料が搬入され
る如き燃焼装置を提供することである。
本発明の更に他の一つの目的は、旋回する空気柱内へ燃
料を導き、これによって蒸発し予め混合された燃料−空
気混合物を一つ域はそれ以上の柱の形にて提供すること
である。
本発明の更に他の一つの目的は、直列に配置された二つ
の燃焼段を有し、その内一つの燃焼段はエンジンのアイ
ドリンク運転に使用される如き、ジェットエンジン用燃
焼装置を提供することである。
以下に添付の図を参照して本発明を実施例について詳細
に説明する。
第１図に於て、ターボジェットエンジン２は圧縮機区画
、燃焼器区画、タービン区画、排気区画を含んでいる。
このエンジン２は米国特許第２７４７３６７号に詳細に
記述されている如き従来の形式のものである。
第２図について見ると、燃焼器４か内側ケーシング８と
外側ケーシング１０の間に形成された室６内に装着され
ている。
この室６は環状であり、前記内側ケーシング及び外側ケ
ーシングの前方部の間に郭定されたその前端部にて前記
圧縮機区画の出口に接続している。
室６の後流端は環状の出口ダクト１２に接続されており
、該出口ダクトには複数個のタービン人口ベーン１４が
設けられている。
内側ケーシング８及び外側ケーシング１０はそれぞれ環
状フランジ１６及び１８を有し、これらはそれぞれ環状
出口１２へ向けて外方及び内方へ延び、環状室６の後端
を閉じている。
第１図に於ては、燃焼区画は内側ケーシング８及び外側
ケーシング１０の間に複数個の個々の罐として形成され
ているが、かかる燃焼器はエンジンの中心線の周りにほ
ぼ対称であり且内外ケーシング８及び１０の間に配置さ
れた単一の環状燃焼器として形成されても良い。
簡単の為ここでは燃焼器を罐という言葉で記述する。
複数個のかかる燃焼器罐が環状室６の周りに配置されて
いるが、これらは全て同じものであるので、以下に於て
はこれらの罐の一つのみについて記述する。
燃焼器４はパイロットバーナ２０と主バーナ２２を有す
る。
パイロットバーナ２０は、従来の燃焼器構造に於ける如
く、その前端に配置された燃料ノズル２６の先端の周り
に環状の開孔２４を設げた従来の旋回により安定化され
たバーナとして示されている。
パイロットバーナ区画２０に流入する旋回流はパイロッ
ト燃焼帯域３０に於ける再循環領域を安定化させる働き
のみを成すものであり、その接線方向の運動は該流れが
燃焼器４のパイロットバーナ２０を出る時までに殆んど
消散する。
燃料ノズル２６は従来の形式のものであり、導管３２に
より図には詳細に示されていない適当な外部マニホルド
２３及び燃料制御装置２５に接続されている。
第３図は内側ケーシング８及び外側ケーシング１００間
に設けられている鍛型の燃焼器４の一つを示す前端面図
である。
主燃焼バーナ２２はパイロットバーナ２０の延長部とし
て示されており、その後端はタービン人口ベーン１４を
横切って環状出口ダクト１２内へ通じている。
主燃焼バーナ２２の前端はパイロットバーナ２０の後端
に接続している。
主燃焼バーナ２２の前端部は外方へ向けて延びる漏斗状
遷移部材３４を含んでいる。
主燃焼バーナ２２の後端部は後方へ延びる遷移部材３６
を含んでいる。
この場合の構造は複数個の燃焼器罐を含むものであるか
ら、遷移部材３６は複数個の円形突起３８より形成され
ており、これらの円形突起は環状後端部４０につながり
、該環状後端部は環状出口ダクト１２へ接続している。
主燃焼バーナ２２の中間のほぼ円形の部分４２は部材３
４の後端部を部材３６の前端部に接続している。
部材３４，３６及び部分４２は燃焼器壁を冷却させる為
ルーバ構造に形成されている。
開孔４４が冷却突器を該ルーバ内へ導くようになってい
る。
これと同じ構造がパイロットバーナ２０の壁にも用いら
れている。
開孔４５は稀釈空気を主燃焼区画内へ導入するものであ
る。
各々その先端部に旋回ベーン５２を備えた複数個の旋回
チューブ５０が漏斗状遷移部材３４に於ける主燃焼バー
ナ２２の周縁部に配置されている。
これらの旋回チューブは主燃焼バーナ２２内へ多数の小
さな旋回ジェットを吹き込み、高温のパイロット流にそ
れを作用させる働きを為す。
燃料ノズル装置３３はマニホルド３５とノズル３７を有
し、主燃焼区画２２へ流入する高温のパイロット流へ燃
料を供給する。
この燃料ノズル装置３３より供給された燃料は、高温の
パイロット流により加熱されるが、その燃焼に必要な空
気は後流側にて旋回チューブ５０を経て供給されるもの
であり、この段階にては末だ燃焼に必要な空気が供給さ
れていないことから、この燃料は高温のパイロット流に
より燃焼を生ずることなく加熱され、微細化さへ域いは
更に進んで気化した後パイロット流と共に主燃焼バーナ
２２へ流入する。
燃料制御装置２９は導管３１を経て燃料をマニホルド３
５へ供給する。
パイロットバーナからの流れとチューブ５０からの旋回
ジェット流は旋回チューブ５００寸法に対するパイロッ
トバーナ入口通路２４０寸法によって達成される流れの
分割割合を有する。
この分割割合は旋回ジェット流に燃焼プロセスを開始さ
せるに要するエネルギの量によって表わされ、必要とさ
れる全空気量の７０〜８０％が旋回ジェット流として供
給さへ残りがパイロットバーナを経て供給される。
各ジェット流の角運動量は流れがタービンへ入るまでに
消散するので、タービン入口にては流れに正味の回転は
なく、かかる旋回は燃焼プロセスを促進するために単に
局部的に与えられるものである。
第２図の実施例に於ては、燃料の約２０ ％＋まノズル
２６より供給され、約８０％はノズル３３より供給され
る。
空気については、約１０％が環状開孔２４より入り、約
３０％がチューブ５０より入り、約３０％が稀釈用開孔
４５より入り、約３０条が冷却用開孔４４より入る。
他の一つの実施例が第４図に示されており、この実施例
に於ては、主燃焼空気へそれが旋回装置を通る前に二次
燃料が供給されている。
これによって主燃焼バーナへ流入する流れは予め燃料と
空気が混合された旋回する混合気の形となる。
これらのジェット流の外側境界領域に生ずる不安定性に
より、周りを取り巻くパイロットガスが点火源として作
用することができ、主燃焼プロセスを確実に行わせる。
第４図に於ては、第２図との違いは旋回チューブ５０Ｂ
と燃料ノズル装置３３Ｂの間の関係によって表わされる
。
旋回チューブ５０Ｂは同じ要領により主燃焼バーナ２２
へ接続されているが、そノ前端は燃料ノズル装置３３の
マニホ＃）”３５Ｂより半径方向外方にあって且その直
後にある点へ向けて彎曲している。
燃料ノズル３７Ｂは旋回チューブ５０Ｂの前記彎曲した
前端内へ延びており、その前端にてマニホルド３５Ｂへ
接続されている。
燃料ノズル３７Ｂは全ての旋回チューブ５０Ｂ内へ設け
られる必要はない。
例えば一つ置きの旋回チューブ５０Ｂ内へ所要の燃料が
供給されても良い。
他の一つの実施例が第５図に示されており、この場合パ
イロットバーナの前方部は燃料ノズル２６Ｃによりパイ
ロットバーナに流入する空気にパイロット燃料を噴き込
むように構成されており、燃料を噴き込まれた空気は孔
あき板よりなるフレームホールダ４１を通って流れる。
実際に建造された装置に於ては、フレームホールダ４１
はパイロット燃焼帯域へ流入する空気の量を制御し、又
パイロット区画に於ける火炎を安定化させる作用をなし
た。
パイロットバーナの機能は予め定められた量の高温ガス
流を生成することであり、かかる目的を達成する為には
本発明の範囲内にてその他の装置が用いられて良いこと
は当業者にとって明らかであろう。
第６図は燃焼区画の一つの実施例を示し、この場合、燃
焼器４Ａは図に示されていない内側ケーシングと外側ケ
ーシングＩＯＡの間に形成された室６Ａ内に装着される
よう示されている。
この室６Ａは環状であり、その前端にて圧縮機区画の出
口に接続されている。
室６Ａの後流端は第２図に示されている如き複数個のタ
ービン人口ベーンを有する環状の出口ダクトへ接続され
ている。
この場合にも、図示の構造に於ては、個々の罐として形
成された複数個の燃焼器４Ａが用いられており、これら
の燃焼器は同じに作られていて良く域は又単−の環状燃
焼器が用いられても良い。
この場合にも、かかる燃焼器は環状室６Ａの周りに複数
個配置されているが、それらは互に同じであり、以下に
於てはその一つのみについて説明する。
燃焼器４Ａはパイロットバーナ２０Ａと主燃焼バーナ２
２Ａとを有する。
この実施例に於ては、パイロットバーナ２０Ａは外側及
び内側の壁部材６０及び６２０間に形成された環状のパ
イロット燃焼帯域３０Ａを有する如く形成されている。
外側壁部材６０は複数個のストラット６４により外側ケ
ーシングＩＯＡにこれより隔置された関係に接続されて
いる。
内側壁６２は複数個のストラット７０により中央体６８
にこれより隔置された関係に接続され、環状通路７２を
形成している。
外側壁部材６０は中央体６８の壁と外側ケーシングＩＯ
Ａによって形成された環状通路６６内へほぼその中央部
に於て前方へ向けて延びている。
壁部材６０はその前端６１にて後方へ曲げられ、圧縮機
区画からの流入空気に対する流線型の流れ分割器を形成
している。
中央体６８は圧縮機区画より流入する空気を導き入れる
前方開孔を有する。
内側壁部材６２は外側壁部材６０及び中央体６８の壁の
間にほぼその中央位置に隔置されて配置されている。
壁部材６２の前端は６３にて外方且後方へ折り曲げられ
、中央体６８と外側壁部材６００間に形成された環状通
路内にある空気をパイロット燃焼帯域３０Ａ内へ流入さ
せる小さな環状入口通路６５を形成している。
この後方へ折り曲げられた部分の後端は６７にて内向き
ヘテーパ状に傾斜しており、フレームホールダ７４への
入口通路を形成している。
このフレームホールダ７４は外側壁部材６０と内側壁部
材６２０間に配置され、パイロットバーナに於けるこの
部分での火炎を保持するようになっている。
パイロット燃料は制御装置７６よりマニホルド７８へ向
けて送られている。
この燃料はマニホルド７８より複数個の導管３２Ａによ
って環状通路６５内に配置された燃料ノズル２６Ａへ送
られる。
点火装置８０がフレームホールダ７４の直後の位置８２
にて点火作用を行う。
二次燃料は＊Ｉ脚装置８３よりマニホルド３５Ａへ供給
される。
この燃料はマニホルド３５Ａより複数個の導管によって
複数個の燃料ノズル３７Ａへ送られ、これよりパイロッ
トバーナ区画内へ導入され、この燃料は燃焼帯域よりの
高温ガスによって搬送され、外側壁部材６０と内側壁部
材６２０間に形成された出口８４にて燃料に富んだ高温
の燃料空気混合物を形成する。
中央体６８は外側及び内側壁部材６０及び６２の端部の
下流側へ延び、この後方へ延びている部分は冷却用開孔
８８と空気を排出する為の後部開孔９０を有するルーバ
８６を備えている。
開孔９０内には中央バブ９２が配置されており、旋回ベ
ーン９４がその回りに延びている。
ただしバブ９２と旋回ベーン９４に代えて孔のない板を
用いても良い。
外側壁部材６０ど外側ケーシング１０Ａの間に中間壁部
材９６が配置されている。
この壁部材９６は中央体６８が環状通路９７を形成する
内側壁部材６２より隔置されているのとほぼ同じ距離だ
け外側壁部材６０より隔置されている。
この構造も又壁部材９６と外側ケーシング’ＩＯＡの間
に環状通路９８を形成しており、この通路は冷却用及び
稀釈用空気が主燃焼バーナ２２Ａの周りに流れることを
許すようになっている。
壁部材９６は第２図の場合の如く環状出口ダクトへ向け
て後流側へ延び、その壁には冷却用及び稀釈用空気の孔
を備えたルーバ部分が形成されている。
旋回ベーン５２Ａを有する旋回チューブ５０Ａが環状通
路９７と７２の後部に外側及び内側壁部材６０及び６２
の後端より僅かに隔った位置に配置されている。
各旋回チューブ５０Ａはその内部に固定された旋回ベー
ン５２Ａを有し、これらのベーンは小さな中央チューブ
５３Ａまで内方へ延びている。
従って各チューブ５０Ａは中央部の真直な空気柱の周り
に旋回する空気柱を放射する。
かかる構造は旋回する空気柱を柱状により長い時間維持
することを助ける。
第７図に示されている如く、旋回チューブ５０Ａは環状
通路９７と環状通路７２の周縁に沿って対になって配置
されている。
これら旋回チューブ５０Ａの各村はその後流側に該チュ
ーブよりの流れと好ましからざる干渉を生ずることのな
いようにシュート１０２を設置することができるよう互
に隔置されている。
前記シュートは高温パイロットガスの一部を各村の旋回
チューブ５０Ａの間の空間領域へそらせる為に設けられ
ている。
環状通路７２及び９７に於ける各村の旋回チューブ５０
Ａはそれらを通る流体が互に反対方向へ旋回されるべく
方向づげられたベーン５２Ａを備えている。
即ち、一方の旋回チューブ５０Ａを通る空気は時計方向
へ旋回され、これに対し隣り合った他方の旋回チューブ
５０Ａを通る空気は反時計方向へ旋回される。
旋回チューブ５０Ａの周りを通る流れを阻止する為の封
鎖装置が設けられている。
これらの封鎖装置は１０４，１０６，１０８にて示され
ている。
環状通路７２にも同じ目的の為の封鎖装置が設けられて
いる。
これらは１１０及び１１２にて示されている。
第６図に示す如き装置を実際に建造したところでは、は
ぼ４％の空気が中央体６８の前方開孔６９より入り、は
ぼ１７％の空気が環状通路７２より入り、はぼ１０％の
空気が通路６５より入り、はぼ１７係の空気が環状通路
９７より入り、はぼ５２係の空気が主燃焼バーナ２２Ａ
の周りに原寸ζはぼ３０％の空気が稀釈用開孔より入り
、はぼ２２係の空気がルーバの冷却用開孔より入ること
が認められた。
又全燃料の約２０％が燃料ノズル２６Ａより導入され、
約８０％がノズル３７Ａより導入された。
この実際に建造された装置は第６図に実質質的に等しい
寸法比にて作られ、環状通路９７に沿っては１２組の旋
回チューブ５０Ａ１即ち２４個の旋回チューブが設けら
れ、各旋回チューブの直径は２５．４０ｍｍであり７方
環状通路７２に沿っては７対の旋回チューブ５０Ａ１即
ち１４個の旋回チューブが設けられた。
通路９７内に於ける旋回チューブ５０Ａは通路７２内に
於ける旋回チューブ５０Ａと同じ横断面上に配置された
。
第８図は第６図に示す構造の一つの修正例を示し、この
場合燃焼器４Ｄは図には示されていない内側ケーシング
と外側ケーシング１０Ｄの間に形成された室６Ｄ内に装
着されている如く示されている。
この室６Ｄは環状であり、その前端にて圧縮機区画の出
口に接続されている。
室６Ｄの後流端は第２図に示す如き複数個のタービン人
口ベーンを含む環状出口ダクトに接続されている。
この場合にも一つの燃焼器罐が示されているが、単一の
環状罐が用いられても良い。
これらの個々の罐の一つについて以下に説明する。
この実施例に於ては、パイロットバーナ２０Ｄは外側及
び内側壁部材６０Ｄ及び６２Ｄの間に形成された環状パ
イロット燃焼帯域３０Ｄを有する如く形成されている。
外側壁部材６０Ｄは複数個のストラット６４ＤＫより外
側ケーシングＩＯＤに対しこれより隔置された関係に接
続されている。
内壁６２Ｄが複数個のストラット７０Ｄにより短い前方
中央体６８Ｄによれより隔置された関係に接続されてい
る。
ストツク）７１Ｄは前記短い中央体を壁部材６０Ｄに接
続している。
パイロットバーナは第６図に於けると同じ要領により構
成されており、そのパイロット燃料供給装置、点火装置
、二次燃料供給装置は実質的に同じである。
壁６０Ｄと６２Ｄの後端には二つの大きなルーバ状延長
部１２０及び１２２が設げられ、パイロットバーナ部を
完成している。
環状フランジ部材１２４が部材１２０の後端より外方且
後方へ延びており、又環状フランジ部材１２６が部材１
２２の後端より内万且後方へ延びている。
フランジ１２４及び１２６の各々の周りには旋回チュー
ブ５０Ｄが設けられており、各旋回チューブは互にある
角度にて内側へ向けられている。
旋回チューブ５０Ｄはほぼ第７図に示すと同じ要領にて
フランジの周りに配置されている。
主燃焼バーナ２２Ｄはフランジ１２４の外縁より後方へ
延び、又フランジ１２８の内端より短い中央体が後方へ
延びている。
この中央体１２８は第６図に於ける中央体６８の後端部
として形成されている。
もし第６図及び第８図に示す環状罐構造が単一の環状燃
焼器に用いられる場合には、その中央体は図示の如く切
頭型とはされず、タービンへ至る環状入口通路の１ノ号
壁として作用すべく後方へ延ばされ、一方主燃焼室の外
壁はタービンへ至る環状入口通路の外壁となるであろう
。
【図面の簡単な説明】
第１図は一つのガスタービンエンジンの図であり、燃焼
室の位置を示す。 第２図は燃焼区画の拡大断面図でありその中にある燃焼
室を示す。 第３図は第２図の線３−３による断面図である。 第４図は第２図に示す燃焼室の後部の一つの修正例を示
す図である。 第５図は第２図に示す燃焼室の前端部の一つの修正例を
示す図である。 第６図は燃焼室の他の一つの実施例を示す図である。 第７図は第６図の線７−７による断面図である。 第８図は燃焼室の他の一つの実施例を示す図である。 ２〜ターボジエツトエンジン、４〜燃焼器、６〜室、８
〜内側ケーシング、１０〜外側ケーシング、１２〜環状
出ロダクト、１４〜タ一ビン人ロベーン、１６．１８〜
環状フランジ、２０〜パイロツトバーナ、２２〜主燃焼
バーナ、２３〜外部マニホルド、２４〜環状開孔、２５
〜燃料制御装置、２６〜燃料ノズル、２７〜点火装置、
２８〜旋回ベーン、２９〜燃料制御装置、３０〜パイロ
ツト燃焼帯域、３１〜導管、３２〜導管、３３〜燃料ノ
ズル装置、３４〜漏斗状遷移部材、３５〜マニホルド、
３６〜遷移部材、３７〜ノズル、３８〜円形突起、４０
〜環状後端、４２〜円形区画、４４，４５〜開孔、５０
〜旋回チューブ。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 燃焼プロセスを行う方法にして、 （イ）パイロット燃焼帯域に於けるパイロット燃焼プロ
    セスにより生じた高温ガス流を主燃焼区画を形成する一
    つの限られた容積部の上流端へ導入すること、 （０前記限られた容積部の上流にて前記高温のガス流に
    酸化剤を伴うことなく二次燃料を導入し該二次燃料を酸
    化剤の不足により実質的に燃焼せしめることなく前記高
    温のガス流と混合せしめること、 ←９ それぞれ自身の軸線の周りに回転する複数個の酸
    化剤の柱状体を形成することと、 に）前記酸化剤の旋回する・柱状体を前記高温ガス流と
    前記二次燃料の混合物中へ導入し、前記主燃焼区画内に
    て着火し且燃焼すべき可燃混合物を与えることと、 （ホ）前記限られた容積部の下流端より排ガスを導出す
    ること、 の各段階を含むことを特徴とする方法。 ２ 主燃焼区画と、前記主燃焼区画内へ高温ガス流を導
    入すべく前記主燃焼区画の上流端に接続されたパイロッ
    ト燃焼帯域と、前記パイロット燃焼帯域に二次燃料を導
    入して前記高温ガス流中に含ませこれを前記パイロット
    燃焼帯域より前記主燃焼区画へ搬送せしめる手段と、各
    々それ自身の軸線の周りに旋回する複数個の空気の旋回
    噴流を形成し且これを前記主燃焼区画の上流端にて前記
    二次燃料を含む前記高温ガス流中へ導入し該高温ガス流
    中に含まれた前記二次燃料と密に接触せしめる手段とを
    有する燃焼器。
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