JPS5918315A - 燃焼装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 れる燃焼装置に係り、詳細には、航空機用の最新型ガス
タービン推進エンジンに搭載される高温燃焼システムに
対して高度の安定性と点火特性とを賦与する吸気システ
ムの形状が可変型である燃焼装置に関する。

燃焼装置が多年に渡って改良され発展せしめられた結果
、航空機用の従来のガスタービン推進エンジンのために
形状固定型即ち吸気システムの形状が固定型である高効
率燃焼装置が形成された。

しかしながら、設計飛行領域をこえた拡大飛行領域で動
作ないし使用される高高度用航空機に搭載されたガスタ
ービン推進エンジンに組み込まれるとき従来の燃焼装置
には顕著な制限ないし難点があることが明らかとされて
いた。飛行領域の拡大に際して明らかとなった難点ない
し欠点には、燃焼安定特性の低下，高高度再点火特性の
悪化，周囲温度の低下した条件での地上始動特性の劣化
等があった。

従って、本発明の目的は、従来の形状固定型の燃焼装置
に付随した上述の欠点を含む諸欠点を除去ないし削減す
る改良された燃焼装置およびその操作方法を提供するに
ある。

以下の詳細な説明よシ明らかな如く、本発明によれば、
従来の燃焼装置に付随していた燃焼安定特性の低下およ
び高高度再点火特性の悪化を全く呈することなく、十分
に拡大された飛行領域で運転できるガスタービン推進エ
ンジン用で形状可変型の燃焼装置を提供できる。

本発明によれば、 （１）　　コンプレッサから加圧空気が導入される吸気
売気室によって包囲され且つ （１１）　　円周方向に互いに離間して一連の複数の加
圧空気人口部の貫通形成された環状の上流側中間壁体端
壁を有する環状の中間壁体を備える逆流構成の形状可変
型の燃焼装置を提供できる。

本発明によれば、環状の上流側中間壁体端壁に貫通され
た加圧空気入口部を介して吸気売気室から環状の中間壁
体内部即ち燃焼通路に対し適宜にコンプレッサから導入
された加圧空気を導入せしめるために、加圧空気供給装
置の円周方向に互いに離間された一連の複数の吸気バル
ブが前記加圧空気入口部に対し夫々連絡されている。吸
気パルプは、吸気元気室内に配置され且つ燃焼装置の外
部から操作可能である操作装置によって同時に開閉せし
めてもよい。

本発明によれは、環状の上流側中間壁体端壁の加圧空気
入口部に夫々配置された加圧空気旋回装置により、吸気
パルプを介し環状の中間壁体内部に導入される加圧空気
に渦巻パターンを与える即ち前記加圧空気を旋回せしめ
ている。

本発明によれば、円周方向に互いに離間された一連の複
数の燃料ノズル装置が環状の上流側中間壁体端壁の下流
側に位置せしめられ且つ環状の中間壁体内部即ち燃焼通
路に対し略半径方向に突出せしめられている。（１）複
数の燃料ノズル装置と、（ＩＩ）前記複数の燃料ノズル
装置に対し略半径方向に対向するよう前記環状の中間壁
体内部即ち燃焼通路に対して突出された環状の中間壁体
突出部とは、共同して（＋）環状の中間壁体内部即ち燃
焼通路に環状の上流側中間壁体端壁に隣接したパイロッ
ト燃焼領域と前記パイロット燃焼領域に対し軸方向に隣
接された主燃焼領域とを形成し、且つ（１１）前記パイ
ロット燃焼領域と主燃焼領域とを互いに不完全に隔離す
る。パイロット燃焼領域と主燃焼領域とに対し即ち軸方
向に関し互いに反対方向に向けて夫々噴霧燃料を供給す
る互いに独立して操作可能の２つの燃料ノズルヘッドが
夫々各燃刺ノズルに形成されている。燃焼ガスの排出時
の温度を略−走化するために、主燃焼領域の上流側端部
近傍の環状の中間壁体外壁゛ないし環状の中間壁体内壁
に円周方向に配列形成された加圧空気導入孔を介して燃
焼通路へ吸気元気室から希釈用の加圧空気が供給されて
いる。

本発明の燃焼装置の動作中に、燃料ノズルと中間壁体突
出部とは共同して主燃焼領域からパイロット燃焼領域を
隔離して、これによりパイロット燃焼領域か主燃焼領域
から慈影響を受けることを阻止する。主燃焼領域の燃焼
が、例えば主燃焼領域側の燃料ノズルヘッドによる燃料
供給をスロットルを紋って急激に中断することにより突
発的に停止されたときでさえ、パイロット燃焼領域の燃
焼は実質的に影響を受けない。燃料ノズルと中間壁体突
出部との利用によって、拡大飛行領域の全知域にわたる
燃焼装置の点火安定特性を大幅に改善できる。

更に、吸気パルプを同時に動作せしめてパイロット燃焼
領域に対する渦巻パターンの加圧空気の導入を適宜に中
断することによシ、パイロット燃焼領域中の燃料の量を
適宜に増大できる。これによシ本発明の燃焼装置は、高
高度再点火牛）性、燃焼安定特性および地上始動特性を
従来の形状固定型の燃焼装置に比し実質的に改善できる
。

以下に本発明の燃焼装置を図面に沿って説明する。

第１図には、本発明の詳細な説明するために基本部材で
構成されたガスタービン推進エンジン０１が示されてい
る。ガスタービン推進エンジン００の動作中にコンプレ
ッサ０４に刻し周囲空気０巧が吸込まれる。周囲空気（
＋２１を吸込むコンプレッサα→は、羽根付タービンα
Ｇに対し離間して配置されており且つ連結シャツ）　０
８１を介して羽根付タービンａＯに対し回転可能に連結
されている。コンプレッサＱ４１から排出された加圧空
気−は環状の逆流燃焼装置等の燃焼装置（イ）Ｋ燃焼用
空気として導入せしめられる。燃焼装置いは羽根付ター
ビンαＶと連結シャフトθ〜の隣接部分とを包囲してい
る。燃焼装置（イ）中で加圧空気■力は燃料（至）と混
合され、加圧空気（イ）と燃料（２）との混合物即ち燃
料空気混合物とされる。

燃料空気混合物は燃焼装置（イ）中で連続的に燃焼され
且つ羽根付タービン０υを介し燃焼ガス即ち熱膨張ガス
翰として排出される。燃焼ガス即ち熱膨張ガス翰の排出
によって羽根付タービン（Ｌｃｌｌとコンプレッサ（１
４１とが同時に駆動され且つガスタービン推進エンジン
００の推力が得られる。

航空機用のジェット推進エンジンに利用された従来の燃
焼装置は、吸気システムの形状が固定型（以下これを形
状固定型という）であって、第２図のグラフの実線（１
）によって区画された飛行領域翰の如き高度およびマツ
ハ数で定義された所定の飛行領域内でのみ動作するよう
に設計されていた。

従来の燃焼装置を飛行領域（至）内の高度よシも高高度
もしくは飛行領域（ハ）内のマツハ数よりも低マツハ数
で動作せしめようとすれば即ち例えは第２図の実線（７
）と破線図とで区画され且つ斜線の引かれた拡大飛行領
域に）内で動作せしめようとすれば、従来の燃焼装置の
点火安定特性および高高度再点火特性が損われていた。

形状固定型の従来の燃焼装置が第２図の拡大飛行領域■
内で動作せしめられると、燃焼動作が急停止即ち燃焼装
置が不意に消火し延いてはジェット推進エンジンの推進
力即ち出力が急に低下する難点があった。この難点は航
空機が飛行領域（ハ）まで降下するときまでに燃焼装置
を再点火せしめる場合に現実的な欠点ないし問題となっ
ていた。

ガスタービン推進エンジンは、飛行領域の上限が上述し
た形状固定型の従来の燃焼装置の採用に伴なって制限さ
れており、動作性能が従前より所要とされている他の設
計条件によって飛行領域の設計範囲即ち第２図の飛行領
域（ハ）にあっても制限されていた。形状固定型の従来
の燃焼装置は、ガスタービン推進エンジンの地上始動慣
性を悪化せしめており、特に周囲温度の低い場合の地上
始動特性を改善できなかった。

第３図ないし第５図において、（イ）は本発明の形状可
変型即ち吸気システムの形状が可変型の燃焼装置であっ
て、形状固定型の従来の燃焼装置の有した難点即ち燃焼
安定特性の低下、高高度再点火特性の悪化ないし地上始
動の困難性等の難点を伴なうことなしに飛行領域（ハ）
および拡大飛行領域（２）内でガスタービン推進エンジ
ン（ＩＱを高効率且つ高信頼性を維持して動作せしめる
ことができる。

本発明の燃焼装置（イ）は、環状のノ・ウジング外壁０
８１と環状のハウジング内壁−とを包有する環状の中空
外側ハウジング（ト）を備えている。環状のノ・ウジフ
グ外Ｊ７ＭＣａと環状のノ・ウジング内壁００）とは互
いに離間されており、環状の上流側ハウジング端壁０秒
を介して互いに連結されている。逆流構成の環状の中間
壁体（財）の上流側端部が環状の中空外側ハウジングα
９中に同心状に配置されている。環状の中間壁体（財）
は、（１）環状の上流側中間壁体端壁θＯと（１１）環
状の中間壁体側壁即ち環状の中間壁体外壁（ハ）および
環状の中間壁体内壁６）とを包有している。

環状の上流側中間壁体端壁Ｇ１６）は上流側ハウジング
端壁０抄に対し軸方向即ち連結シャツｌ−０８１の延長
方向に関して内側に離間配置されている。環状の中間壁
体外壁（ハ）および環状の中間壁体内壁−は、環状の上
流側中間壁体端壁に）から第３図において左方向へ延長
され次いで内方向へ１８０度湾重されている。下流端に
おいて、環状の中間壁体外壁（ハ）および環状の中間壁
体内壁−は環状の燃焼ガス排出口６のを形成している。

環状の燃焼ガス排出口６力は環状の中間壁体０４の内部
通路即ち燃焼通路（財）からの燃焼ガス即ち熱膨張ガス
翰を排出するために利用される。

環状の中空外側ノ・・ウジング（至）の内部には吸気フ
。

リナム即ち吸気元気室印が形成されており、第３図に示
すように環状の中間壁体（４ルの上流端部を包囲してい
る。コンプレッサ０４から排出された加圧空気翰は、燃
焼装置（イ）の左端部に配設された環状の加圧空気導入
口Ｍを介して環状の中間壁体θ卓を包囲した吸気元気室
（至）に導入される。導入された加圧空気■の一部は、
燃焼装置（イ）の燃焼動作中に環状の中間壁体側壁即ち
環状の中間壁体外壁に）および環状の中間壁体内壁（４
）を冷却するために利用される。環状の中間壁体外壁（
ハ）および環状の中間壁体内Ａｎ）は、理解ないし作図
を容易とするために大部分が一体宿造として第３図に示
されているが、全体として従来のスカート構造としても
よいことは明らかであろう。本発明の環状の中間壁体θ
→の構造を第５図の拡大図を参照して更に詳述すれば次
の通りである。即ち環状の中間壁体外壁（ハ）および環
状の中間壁体内壁■が夫々環状の中間壁体外壁セグメン
）　（４８ａ）　、　（４８ｂ）および環状の中間壁体
内壁セグメン）　（５０ａ）　＋　（５０ｂ）を備えて
おシ、環状の中間壁体外壁セグメント（４８ａ）　、　
（４８ｂ）が半径方向に互いに離間され且つ軸方向に互
いにオーバラップされ、環状の中間壁体内壁セグメント
（５０ａ）　、　（５０ｂ）が半径方向に互いに離間さ
れ且つ軸方向に互いにオーバラップされている。環状の
中間壁体外壁（ハ）および環状の中間壁体内壁■を冷却
するために、加圧空気（イ）は環状の中間壁体外壁セグ
メン）　（４８ｂ）および環状の中間壁体内壁セグメン
ト（５０ｂ）に夫々穿設された空気導入孔部輔、　（＋
１１１１を介して内部へ導入せしめられる。空気導入孔
部４９１　、　＄１）を介して導入された加圧窒気切は
夫々環状の中間壁体外壁セグメント（４８ａ）および環
状の中間壁体外壁セグメント（５０ａ）に対し衝突せし
められる。衝突された加圧空気翰は環状の中間壁体外壁
セグメント（４８ａ）　、　（４８ｂ）間にスカート構
造によシ形成された加圧空気出口スロット（４８ｃ）お
よび環状の中間壁体内壁セグメント（５０ａ）　、　（
５０ｂ）間にスカート構造によシ形成された加圧窒気出
ロスロツ）　（５０ｃ）を介して下流側の燃焼通路（ロ
）中に案内導入される。

吸気充気室競に導入沁れた加圧空気い１は、円周方向に
配置された一連のスプーンバルブ等の吸気バルブ軸を介
して燃焼通路（財）中に適宜に導入される。吸気バルブ
−は吸気充気室（イ）中に配置されておシ、環状の上流
側中間壁体端壁（ハ）の外面に円周方向に互いに離間し
て配設されている。吸気バルブＤＩは夫々加圧空気入口
部０２１と加圧空気出口部とを有している。吸気バルブ
−の加圧空気入口部Ｑは環状の上流側中間壁体端壁に）
の周面に対し接する方向に延びており、加圧空気出口部
は第３図に明らかな如く環状の中間壁体θ４を貫通する
円周方向に互いに離間された一連の円形の加圧空気入口
部−の１つに夫々連絡されている。

吸気バルブ例には夫々フラッパ部材（図示せず）が配設
されており、操作ロッドＩＩによって開閉することによ
って前記吸気バルブ…を通過する加圧空気の流量を規制
ないし決定する。操作ロッド輪は、夫々吸気充気室■中
を上流側ハウジング端壁（６）に向けて軸方向に延長さ
れており、前記フラッパ部材を開閉するために軸回転可
能である。

吸気バルブ軸は操作システムによって全てを同時に開閉
してもよい。操作システムは、吸気バルブ■と上流１１
ｕハウジング端壁（６）との間で且つ吸気元気室（７）
内に同芯に配置されたユニゾンリング時を包有している
。ユニゾンリング（岑は、円周方向に互いに離間して配
置された一連の支持ブラケットσ０によって吸気元気室
鞄中に回転ｎ」能に支持されている。支持ブラケツ）　
（ＩＱは、第４図に明らかな如くユニゾンリング時の半
径方向内側に配置されており且つ環状の上流τ（１］中
間壁体端壁００に固着されている。ユニゾンリング時は
カーボンベアリングブロック（７功によって回転動作が
容易化されている。カーボンベアリングブロック１７ａ
は、夫々支持プラケツ）　ｆｆＯに配置されておシ、前
記′ユニゾンリング−の半径方向内面に形成された円周
チャンネルＣ４に摺動可能に配置されている（第３図参
照）。

吸気バルブ…を同時に開閉するために、ユニゾンリング
時が制御ロッドｆ傍の軸方向への移動によって回転せし
められる。制御ロッドｆＱは、前記ユニゾンリング時に
固着された連結部材（７９に対し内端部が枢支されてい
る。制御ロッドｆ＋＞は、ユニゾンリング時の軸に略血
交せしめられており、連結部材（７樽への連結位置でユ
ニゾンリング−の半径に対し交差せしめられている。制
御ロッドＭは、連結部材（７１１９に連結された内端部
から適宜のベアリングおよび密封部材■を介して環状の
ハウジング外壁時の外部へ延長されている。前記ベアリ
ングおよび密封部材■は、環状のハウジング外壁時に貫
通穿設されだ円形貫通孔（ハ）中に配置保持されている
。

制御ロッド（７ＣＧは環状の中空外側ハウジング（７）
の外部に配置された周知の操作装置（図示せず）によっ
て軸方向に動作できる。制御ロッドｆＱの軸方向の動作
に伴なってユニゾンリング父は回転せしめられる。ユニ
ゾンリング時の回転動作は、円周方向に互いに離間して
配置された一連のリング部材幻、−によって操作ロッド
輪の同時回転動作に変換される。リンク部制（ハ）、（
ロ）は、操作ロッド鏝の外端部に夫々隣接して配置され
ている。第４図に明らかな如く、吸気バルブ−の夫々に
おいて、リンク部材（ハ）の内端部がユニゾンリング時
に対して枢支されており、リンク部材（イ）の外端部が
リンク部材−〇内端部に対して枢支されておシ、更にリ
ンク部材０荀の外端部が吸気バルブＩＩの操作ロッド−
に回転不能に固着されている。従って、第４図に明らか
な如く、制御ロッドｆｆ１ｊが内側方向へ移動されると
き、ユニゾンリング時が反時計方向に回転せしめられ、
リンク部材（ハ）が時」方向に回転せしめられ、リンク
部材（財）が反１４＞針方向に回転せしめられ、処いて
は操作ロッド輪が夫々反時計方向に同時に回転せしめら
れる。同様にして制御ロッド１７Ｇが外側方向へ移動さ
れるときに、操作ロッド＃埒が夫々時計方向に同時に回
転せしめられる。

吸気バルブ…が開放動作するとき、吸気売気室鞄中の加
圧空気（イ）は、環状の上流側中間壁体端壁０１１９の
加圧空気入口部−の夫々に配置された加圧空気旋回板例
えば円形渦巻板術を介して燃焼通路６１１中に導入せし
められる。円形渦巻板−は、゛周縁部に夫々羽根付渦巻
スロット（ハ）を有している。羽根付渦巻スロット（ハ
）は、燃焼通路（ロ）に導入される加圧空気ψ爵に対し
第３図に破線で示した如き軸方向および円周方向に延び
る旋回パターンＪ２１Ｊち渦巻パターンを賦与する。渦
巻パターンの加圧空気（ホ）と混合するために燃焼通路
■に対し円周方向に互いに離間された一連の燃料ノズル
（イ）を介して燃料（至）が導入される。燃料ノズル…
には環状の−・ウジング外壁曽を介して内側方向に延長
された一組の燃料供給ラインｅ々、０・Ωが夫々接続さ
れている。

第３図および第４図に明らかな如く、燃料ノズル軸は、
環状の中間壁体■の上流側で半径方向内向に夫々突出さ
れ即ち環状の上流側中間壁体端壁００の下流側で環状の
中間壁体外壁（ハ）を介して燃焼通路（財）に向は夫々
突出されている。環状の中間壁体内壁−には全周にわた
り燃料ノズル（イ）に向けて燃焼通路（へ）内に突出す
る突出部即ち中間壁体突出部（袖が形成されている。中
間壁体突出部（ト）は、環状の上流側中間壁体端壁（ハ
）に対向する環状の中間壁体１１１１斜偉：０橡と前記
中間壁体傾斜壁←りとは反対方向に傾斜きれた環状の中
間壁体傾斜壁（１ｏｃｌ）とを包有している。円周方向
に互いに離間された加圧空気（ホ）の一連の希釈空気導
入孔即ち加圧空気導入孔（１０２）が燃料ノズル…の下
流側ｉｋ近に開口するよう中間壁体傾斜壁（１ｏｏ）の
全周にわたって形成されている。円周方向に互いに離間
された加圧空気（ホ）の一連の希釈空気導入孔即ち加圧
空気導入孔（１０４）が燃料ノズル（Ｑの下ｂ’ｆｃ　
１１１１直近に開口するよう環状の中間壁体外壁（９）
の全周にわたって形成されている。

加圧空気導入孔（１０２）　、　（１０４）は、下流方
向に向けて燃焼通路（財）に対し開口されており、吸気
充気室何から燃焼通路例に対し加圧空気（イ）を希釈空
気とし７て導入するために機能する。希釈空気の導入に
よって周知の如く環状の燃焼ガス排出口６ｅから排出さ
れる燃焼ガスの温度を実質的に一定とできる。

燃料ノズル軸と中間壁体突出部に）とは、燃焼装置（イ
）の点火安定特性を実質的に改善するよう協同して機能
する。加えて、燃焼装置（イ）を形状可変型とすること
によシ即ち吸気パルプ輪を同時に制御することにより、
実質的に地上始動特性高高度再点火特性および燃焼安定
特性を改善できる。燃焼装置（イ）の上述した特徴ない
し特性によって第２図の拡大飛行領域（イ）即ち形状固
定型の従来の燃焼装置の限界を十分にこえた拡大飛行領
域■においても安全且つ効果的に本発明のガスタービン
推進エンジンを動作せしめることができる。燃料ノズル
軸と中間壁体突出部（ト）とは互いに協同して燃焼通路
■中に不完全なバリヤを形成する。前記不完全なバリヤ
は、燃焼通路（財）の上流側部を（１）環状の上流側中
間壁体端壁（ト）と燃料ノズル軸との間のパイロット燃
焼領域即ち点火燃焼領域（５４ａ）と、（１１）燃料ノ
ズル軸の下流側直近の主燃焼領域（ｓｏｂ）とに分割し
ている。従って、パイロット燃焼領域（５４ａ）と主燃
焼領域（ｓ４ｂ）とは、軸方向に離間されておシ、夫々
環状であって（１）燃料ノズルリと中間壁体突出部（ト
）との間の半径方向に延びるギャップと（１１）燃料ノ
ズル…間の円周方向傾延びるギャップとを介して互いに
連絡されている。

ガスタービン推進エンジン（１０が始動されると、吸気
パルプ−が上述した如くユニゾンリング突の操作システ
ムによって完全に閉鎖された状態とされ、且つ燃料（ハ
）がパイロット燃焼領域（５４ａ）に対しく１）燃料供
給ラインに）と（１１）燃料ノズル園の夫々に配置され
た加圧噴輪ヘッド（１０６）とを介して噴輪供給される
。第３図に示すように、燃料ノズルヘッド（１０６）か
ら噴霧された燃料（ハ）は、環状の上流側中間壁体端壁
（ハ）に向けて開口され且つ半径方向内側に向は傾斜し
て開口されている。パイロット燃焼領域（５４ａ）内の
燃焼は周知の点火装置（１０８）によって開始される。

次いで、ガスタービン推進エンジンαＧの動作は、（１
）吸気バルブ…を開放し、これにより（１１）燃焼通路
（財）中に渦巻パターンの加圧空気α身を導入し、０ｉ
ｌ）主燃焼領域（５４ｂ）に対し燃料（財）を噴霧する
ことによって正常動作領域に移行される。燃料（財）の
主燃焼領域（５４ｂ）への噴霧は、（１）燃料供給ライ
ン（イ）と（１１）燃料ノズルに）に夫々配置され且つ
主燃焼領域（５４’ｂ）に対し半径方向内向きに傾斜開
口された燃料ノズルヘッド（１１のとを介して行なわれ
る。燃料ノズルヘッド（１１０）は、空気プラストタイ
プであって、吸気充気室艶から導入された加圧空気（イ
）を第３図に示したａｓｈ燃料（ハ）と混合する作用を
なす。ｆ１１加圧空気α珍を渦巻パターンで導入し且つ
（Ｉり燃料ノズルヘッド（１０６）および燃料ノズルヘ
ッド（１１０）を介して燃料を噴霧することによって、
パイロット燃焼領域（５４ａ）および主燃焼領域（ｓ４
ｂ）において夫々燃焼が持続される。

燃焼装置器の燃焼動作中に燃料ノズル…と中間壁体突出
部□□□とは、共同して（１）パイロット燃焼領域（５
４ａ）中の燃焼動作が主燃焼領域（５４ｂ）中の燃焼動
作と負の相互作用をなすことを阻止するようパイロット
燃焼領域（５４ａ）中の燃焼動作を主燃焼領域（ｓ４ｂ
）中の燃焼動作から“隔離”し加えて（１１）燃焼通路
（財）中に突発的に発生する背圧からパイロット燃焼領
域（５４ａ）中の燃焼動作をへ隔離”する作用をなす。

例えば、燃料ノズルヘッド（１１０）に刻する燃料の供
給が突発的に停止されガスタービン推進エンジン００の
出力レベルが急激に低下すると、主燃焼領域（５４ｂ）
中の燃焼動作も同様に突発的に停止される。

形状固定型の従来の燃焼装置にあっては、燃料供給量が
全体として急激に低下すると燃焼が全体として停止する
傾向がみられ、特に設計飛行領域−外で燃焼装置が動作
即ち運転されているときに顕著にこの傾向がみらえした
。しかしながら、本発明の燃焼装置（２）においては、
上述より明らかな如く主燃焼領域の消入り１ｊち燃焼停
止をパイロット燃焼領域へ伝達する燃焼通路が燃料ノズ
ルＯＸ）と中間壁体突出部（ト）とによって物理的にブ
ロック即ち閉塞きれているので、従来の難点を実質的に
除去できる。燃料ノズルと中間壁体突出部とで形成され
た不完全バリヤによってパイロット燃焼領域を主燃焼領
域から隔離することにより、例えばガスタービン推進エ
ンジンが失速状態となったとき燃焼通路に背圧が突発的
に発生した場合のパイロット燃焼領域の消失即ち燃焼の
停止を阻止することができる。

上述より明らかなように、燃焼装置器の燃料ノズル勾と
中間壁体突出部（ト）との新規な（・；ｑ成によって点
火安定判性を実質的に改善できる。これにより、本発明
の燃焼装置は、拡大飛行領域国においても燃焼装置（イ
）の正常動作即ちパイロット燃焼領域（５４ａ）および
主燃焼領域（５４ｂ）での十分な燃焼動作を確保できる
。

本発明は、燃焼領域に対する吸気パルプシステムの形状
を可変型とすることにより、燃焼装置の高高度再点火物
性を大幅に改善できるので拡大飛行領域６りにおいても
信頼性および安全性を改善できる。飛行中にパイロット
燃焼領域の燃焼が停止した場合、吸気バルブ欽１が完全
に閉鎖状態とされ、これにより円形渦巻板−を介した燃
焼用加圧空気の供給が完全に停止される。これによって
ノくイロント燃焼領域（５４ａ）中の燃料を直ちに増加
せしめることができ、迅速な再点火および正常出力レベ
ルへの復帰を確保できる。上述した燃料増加特性によっ
て周囲温度が低い場合のガスタービン推進エンジンの地
上始動特性を改善できる。

要約すれば、本発明は、従前の形状固定型の燃焼装置の
運転できなかった高高度・低マツノ・数の飛行領域でも
十分の安全性および高信頼性をもって運転できるガスタ
ービン推進エンジンを作成するための改良された燃焼装
置および燃焼方法を提供できる。

本発明の燃焼装置ないし燃焼方法を実施例について説明
したが、本発明はこれらの実施例に限定されるものでは
なく判許請求の範囲に開示された技術的範囲に属する全
ての設計変更・均等物置換その他を包Ｊ３（するもので
あることは明らかであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の形状ｂ」変型の燃焼装置を備えたガス
タービン推進エンジンの簡略図、第２図は本発明の形状
Ｅｌ変型の燃焼装置の動作説明図、第３図は第１図の領
域に３）の断面図、第４図は第３図の線４−４に治った
部分縮尺断面図、第５図は第３図の領域（５）の拡大図
である。 １０・・ガスタービン推進エンジン、１２・・周９Ｕ空
気、１４・・コンプレッサ、１６・・・羽根付タービン
、１８・・・連結シャフト、２０・・・加圧空気、２２
・・・燃焼装置、２４・・・燃料、２６・・・燃焼ガス
、２８・・飛行領域、３０・・実線、３２・・・拡大飛
行領域、３４・・破線、３６・・中空外側ハウジング、
３８・・ハウジング外壁、４０・・ハウジング内壁、４
２・・上流側・・ウジング端壁、４４・・・中間壁体、
４６・・・上流側中間壁体端壁、４８・・中間壁体外壁
、４８ａ。 ４８ｂ・・・中間壁体外壁セグメント、４８ｃ・・加圧
空気出口スロット、４９・・・空気導入孔部、５０・・
中間環：体内壁、５０ａ　、　５０ｂ・・中間壁体内壁
セグメント、５０ｃ・・力１ｊ圧空気出ロスロット、５
１・・空気導入孔部、５２・・燃焼ガス排出口、５４・
・燃焼通路、５４ａ・・パイロット燃焼領域、５４ｂ・
・主燃焼領域、５６・・吸気元気室、５８・・加圧空気
導入口、６０・・吸気バルブ、６２・・加圧空気入口部
、６４・・・加圧空気入口部、６６・・・操作ロッド、
６８・・ユニゾンリング、７０・・支持ブラケット、７
２・・カーボンベアリングブロック、７４・・−円周チ
ャンネル、７６・・制御ロッド、７８・・連結部材、８
０・・ベアリングおよび密封部材、８２・・円形貫通孔
、８３　、８４・・・リンク部材、８６・・円形渦巻板
、８８・・羽根付渦巻スロット、９０・・・燃料ノズル
、９２．９４・・燃料供給ライン、９６・・中間壁体突
出部、９８゜１００・中間檄体＃ｌ斜壁、１０２　、１
０４・・加圧空気導入孔、１０６・・燃料ノズルヘッド
、１０ｇ・・点火装置、１１０・・・燃料ノズルヘッド 特許出願人 ザ　ギヤレット　コーポレーション

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 （１１（ａ）上流側中間壁体端壁と前記上流側中間壁体
   端壁の下流側に配置された中間壁体突出部を包有する中
   間壁体側壁とによって前記上流側中間壁体端壁から下流
   側へ向けて延長された燃焼通路を形成する中間壁体と、 （ｂ）（１１前記中間壁体側壁から前記燃焼通路の内部
   へ突出されており、前記燃焼通路に対して燃料を導入し
   、且つ、（１１）前記中間壁体突出部と協同して前記燃
   焼通路の内部に ■前記上流側中間壁体端壁の近傍に位置するパイロット
   燃焼領域と ■前記パイロット燃焼領域の下流側に位置し且つ前記パ
   イロット燃焼領域に対し連絡された主燃焼領域と ■前記燃焼通路に生じる背圧から前記パイロット燃焼領
   域の燃焼を隔離し若しくは前記主燃焼領域の燃焼の悪影
   響から前記・くイロット燃焼領域の燃焼を隔離するバリ
   ヤとを形成する燃料ノズル装置と （Ｃ）前記パイロット燃焼領域に対し加圧空気の供給量
   を調節しつつ前記加圧璧気を供給する加圧堅気供給装置
   と を備えてなる燃焼装置。 （２）■上流側中間壁体端壁を介して延長され且つ互い
   に離間された複数の加圧空気入口部と■前記上流側中間
   壁体端壁に夫々固着され且つ前記加圧空気入口部に夫々
   配置された複数の吸気パルプと ■前記複数の吸気バルブを同時に動作せしめる操作装置
   と を加圧空気供給装置が包有してなる特許請求の範囲第１
   項記載の燃焼装置。 （３）上流側中間壁体端壁の複数の加圧空気入口部を介
   して燃焼通路に導入される加圧空気に対し渦巻パターン
   を賦与する加圧空気旋回装置を備えてなる特許請求の範
   囲第２項記載の燃焼装置。 （４）上流側中間壁体端壁の複数の加圧空気入口部に夫
   々配置された複数の加圧空気旋回板を加圧空気旋回装置
   が備えてなる特許請求の範囲第３項記載の燃焼装置。 （５）軸を備えておシ、前記操作装置が、■前記軸のま
   わりに中間壁体に対して回転可能である操作部材と、■
   前記操作部材と複数の吸気パルプとを互いに連結し前記
   操作部材の回転に応じて前記複数の吸気パルプを同時に
   操作するリンク部材とを包有してなる判許賄求の範囲第
   ２項記載の燃焼装置。 （６）操作部材が中間壁体に配置され軸のまゎシに回転
   可能なユニゾンリングであシ、複数の吸気バルブが夫々
   軸と略平行な他の軸のまゎシに回転可能な操作ロッドを
   包有し、リンク部材が前記ユニゾンリングと前記操作ロ
   ッドとを互いに連結して前記ユニゾンリングの回転に応
   じて前記操作ロッドを同時に回転せしめてなる特許請求
   の範囲第５項記載の燃焼装置。 （７）燃料ノズルが中間壁体突出部に略対向して配置さ
   れてなる特許請求の範囲第１項記載の燃焼装置。 （８）燃料ノズルがパイロット燃焼領域および主燃焼領
   域の一方もしくは双方に対し燃料を導入してなるも許δ
   〜求の範囲第１項記載の燃焼装置。 （９）燃焼通路に対して希釈空気を導入する希釈空気導
   入装置を備えてなる特許ＮＩ’７求の廟、囲第１項記載
   の燃焼装置。 ＯＯ希釈空気導入装置が中間壁体側壁を貫通する希釈突
   気導入孔を包有してなる特許請求の範囲第９項記載の燃
   焼装置。 Ｑυ希釈空気導入孔が中間壁体突出部を貫通して主燃焼
   領域まで延長されてなる特許請求の範囲第１０項記載の
   燃焼装置。 Ｈ（ａ）上流側中間壁体端壁と前記上流側中間壁体端壁
   の下流側に配置された中間壁体突出部を包有し前記上？
   ｆｆ、側中間全中間壁体端壁焼通路を形成する前記上流
   側中間壁体端壁から延長された中間壁体側壁とを包有す
   る中間壁体と、（ｂ）前記上流側中間壁体端壁および中
   間壁体側壁を収容し且つ前記上流側中間壁体端壁および
   中間壁体側壁との間に加圧空気の導入される吸気元気室
   を形成するハウジングと、 （ｃ）（１）前記中間壁体突出部に略対向するよう前記
   中間壁体側壁から前記燃焼通路に対して突出し、（１１
   ）前記中間壁体突出部と協同して前記燃焼通路中に■前
   記中間壁体突出部と前記上流側中間壁体端壁との間に位
   置せしめられたパイロット燃焼領域と、■前記中間壁体
   突出部の下流側に位置せしめられ且つ前記パイロット燃
   焼領域に連絡されている主燃焼領域とを形成し、且つｆ
   ｌｉｌ）前記パイロット燃焼領域および主燃焼領域の一
   方もしくは双方に対し燃料を導入する燃料ノズル装置と
   、 （ｄ）前記吸気元気室から前記パイロット燃焼領域に対
   し加圧空気の供給量を調節しつつ前記加圧空気を供給す
   る加圧空気供給装置と を備えてなる燃焼装置。 αａ上流側中間壁体端壁が環状で且つ燃焼装置の軸を包
   囲してなシ、中間壁体側壁が前記上流側中間壁体端壁か
   ら下流側方向へ延長され且つ互いに半径方向に離間され
   た環状の中間壁体内壁および環状の中間壁体外壁を包有
   し、且つ加圧空気供給装置が■前記上流側中間壁体端壁
   を貫通し且つ円周方向に互いに離間された複数の加圧空
   気入口部と■前記上流側中間壁体端壁に夫々連結され且
   つ前記加圧空気入口部に夫々配置され円周方向に互いに
   離間された複数の吸気バルブと■前記複数の吸気バルブ
   を同時に動作せしめる操作装置とを包有してなる特許請
   求の範囲第１２項記載の燃焼装置。 ０４上流側中間壁体端壁の複数の加圧空気入口部を介し
   て燃焼通路に導入される加圧空気に対し渦巻パターンを
   賦与する加圧空気旋回装置を備えてなる特許請求の範囲
   第１３項記載の燃焼装置。 ０ω複数の加圧空気入口部に夫々配置された複数の加圧
   空気旋回板を加圧空気旋回装置が備えてなる特許請求の
   範囲第１４項記載の燃焼装置。 （１Ｇ吸気バルブが回転可能な操作ロッドを包有し、且
   つ前記吸気パルプの操作装置が■吸気元気室中に配置さ
   れた操作リングと■燃焼装置の軸のまわりに回転可能に
   中間壁体に対し前記操作リングを支持する支持装置と■
   前記操作リングの回転に応じて前記操作ロッドを同時に
   回転せしめるよう前記操作リングおよび操作ロッドを連
   結するリンク部材と■前記操作リングを回転せしめる回
   転装置とを包有してなる特許請求の範囲第１３項記載の
   燃焼装置。 ０７）■操作リングに連結され、■ハウジングを貫通し
   て外部へ延長され、且つ、■前記操作リングを回転せし
   めるよう燃焼装置の軸に略直交する空気軸に沿って前記
   ハウジングに対し移動可能である制御部材を回転装置が
   包有してなる慣許Ｈ青求の範囲第１石項記載の燃焼装置
   。 Ｑａｌ燃料ノズル装置が中間壁体外壁から燃焼通路に対
   し突出され且つ円周方向に配列された複数の燃料ノズル
   を包有し、且つ中間壁体突出部が環状で中間壁体内壁の
   周囲に延長されてなる特許請求の範囲第１３項記載の燃
   焼装置。 回生燃焼領域に対し吸気元気室から希釈空気を導入する
   希釈空気導入装置を備えてなる特許請求の範囲第１３項
   記載の燃焼装置。 翰希釈空気導入装置が中間壁体内壁に円周方向に離間し
   て形成された第１の希釈空気導入孔と中間壁体外壁に円
   周方向に離間して形成された第２の希釈空気導入孔とを
   包有してなる特許請求の範囲第１９項記載の燃焼装置。 シＤ第１の希釈空気導入孔が中間壁体突出部に形成され
   てなる特許請求の範囲第２０項記載の燃焼装置。 翰ｆａ）（１）軸方向に貫通され且つ円周方向に互いに
   離間された複数の加圧空気入口部の形成された環状の上
   流側中間壁体端壁と、（１１）前記上流側中間壁体端壁
   から下流側方向に延長された中間壁体外壁と、（ｆｉｌ
   ）前記上流側中間壁体端壁から下流側方向に延長され且
   つ前記上流側中間壁体端壁および中間壁体外壁と協同し
   て前記上流側中間壁体端壁に隣接するパイロット燃焼領
   域と前記パイロット燃焼領域の下流側に位置せしめられ
   た主燃焼領域とを形成する中間壁体内壁とを包有する環
   状中空の中間壁体と、 （ｂ）前記中間壁体の上流側端部を同軸に包囲し、前記
   中間壁体との間に加圧空気の導入される吸気元気室を形
   成し、且つ前記上流側中間壁体端壁から上流側方向且つ
   軸方向に離間された上流側ハウジング＠壁を包有してな
   る環状中空のハウジングと （ｃ）前記複数の加圧空気入口部において前記上流側中
   間壁体端壁に対し夫々同着され円周方向に互いに離間さ
   れており、且つ前記吸気充気室から前記複数の加圧空気
   入口部等を介して前記中間壁体内に導入される加圧空気
   の供給量を調節する複数のバルブ装置と、 （ｄ）前記複数のバルブ装置を同時に動作せしめる操作
   装置と、 （ｅ）前記上流側中間壁体端壁の加圧空気入口部を介し
   て中間壁体内に導入される加圧空気に渦巻パターンを与
   える複数の加圧空気旋回装置と、 （ｆ）前記上流側中間壁体端壁から下流側方向に離間さ
   れた位置で前記中間壁体外壁もしくは中間壁体内壁を介
   して前記中間壁体の内部に対し夫々略半径方向に突出さ
   れており、前記パイロット燃焼領域および主燃酔領域の
   一力もしくは双方に燃料を導入する円周方向に互いに離
   間された複数の燃料ノズル装置と を備えてなる燃焼装置。 ＠の複数のバルブ装置を動作せしめるよう前記複数のバ
   ルブ装置に夫々回転可能に接続された複数の操作ロッド
   と、■ユニゾンリングと、■中間壁体に対し回転するよ
   う前記吸気元気室中に前記ユニゾンリングを同軸に装着
   する支持装置と、■前記ユニゾンリングを回転せしめる
   回転装置と、■前記ユニゾンリングの回転に応じて前記
   ユニゾンリングと操作ロッドとを互いに連結する連結装
   置とを操作装置が包有してなる特許請求の範囲第２２項
   記載の燃焼装置。 （ハ）加圧空気入口部内に夫々配置された複数の空気旋
   回板を複数の加圧空気旋回装置が包有してなる特許請求
   の範囲第２２項記載の燃焼装置。 （ハ）複数の燃料ノズル装置が中間壁体外壁から中間壁
   体内部に突出されておシ、且つ中間壁体内壁が前記複数
   の燃料ノズル装置に略半径方向に対向する位置に形成さ
   れた中間壁体突出部を包有してなる堝許請求の範囲第２
   ２項記載の燃焼装置。 （イ）中間壁体に形成され且つ主燃焼領域に対し希釈空
   気を導入する希釈空気導入装置を包有してなる特許請求
   の範囲第２２項記載の燃焼装置。 （ハ）複数の燃料ノズル装置の形成されていない中間壁
   体外壁もしくは中間壁体内壁が前記複数の燃料ノズル装
   置と略半径方向に接近対向する位置に形成された環状の
   中間壁体突出部を包有しており、希釈空気導入工程が前
   記中間壁体突出部に貫通形成され且つ円周方向に互いに
   離間された複数の希釈壁気導入孔を包有してなる特許請
   求の範囲第２６項記載の燃焼装置。 （ハ）内部に燃焼通路の形成された中間壁体を包有する
   ガスタービンエンジンの燃焼装置を操作する燃焼装置操
   作方法において、 （ａｌ中間壁体内部の燃焼通路に対し上流側中間壁体端
   壁の開口部を介して導入量を調節しつつ燃焼用空気を導
   入供給する燃焼用空気導入工程と、 （ｂ）前記燃焼通路に導入供給される燃φ用空気に対し
   旋回パターンを賦与する燃焼用空気旋回工程と、 （ｃ）前記上流側中間壁体端壁の下流側で且つ旋回パタ
   ーンの賦与された燃焼用空気の通路中に位置する前記燃
   焼通路中に突出された燃料ノズル装置を介して前記燃焼
   通路に対し燃料を導入する燃料導入工程と を備えてなる燃焼装置操作方法。 翰上流側中間壁体端壁の開１コ部を介して導入される燃
   焼用空気の通路中の燃焼通路中に突出する炉ミ料ノズル
   装置に対し中間壁体側壁の一部を略対向せしめる側壁対
   向工程を備えてなる特許請求の範囲第２８項記載の燃焼
   装置操作方法。 鉛燃料ノズル装置を介して上流側方向および下ｍｔ側方
   向の両方に同時にもしくは上流側方向および下流側方向
   のいずれか一方に対し燃料を噴霧する燃料噴霧工程によ
   って燃料導入工程がなる特許請求の範囲第２８項記載の
   燃焼装置操作方法。 ６υ開ロ部が互いに離間された複数の入口部でなシ、燃
   焼用空気旋回工程が前記複数の入口部に対し夫々バルブ
   を配置するバルブ配置工程と、前記バルブを同時に動作
   せしめるバルブ動作工程とでなる特許請求の範囲第２８
   項記載の燃焼装置操作方法。 ６４上流側中間壁体端壁と前記上流側中間壁体端壁から
   下流側方向へ延長され且つ前記上流側中間壁体端壁と共
   同して燃焼通路を形成する中間壁体側壁とを包有するガ
   スタービンエンジンの燃焼装置を操作する燃焼装置操作
   方法において、（ａ）前記上流側中間壁体端壁の下流側
   に位置する中間壁体側壁からｈＩＩ記燃焼通路中に突出
   され且つ前記燃焼通路を部分的に閉鎖する燃料ノズル装
   置を介し前記燃焼通路に対し、燃料を導入する燃料導入
   工程と （ｂｌ前記上流側中間壁体端壁の開口部を介して下流側
   方向へ向は前記燃焼通路に対し導入量を調節しつつ燃焼
   用空気を導入供給する燃焼用空気導入工程と （ｃ）前記燃料ノズル装置の下流側の前記燃焼通路部分
   に希釈空気を導入する希釈空気導入工程と を備えてなる燃焼装置操作方法。 曽燃焼用窒気導入工程が、 （＋）上流側中間壁体端壁に燃炊用空気導入用の複数の
   入口部を形成する燃燻用空気導入用入ロ部形成工程と （１１）前記複数の入口部に夫々対応して前記上流側中
   間壁体端壁に複数のバルブを動作可能に連結するバルブ
   連結工程と （１１す前記複数のバルブを同時に動作せしめる）くル
   ブ操作装置を配置するバルブ操作装置配置工程と を備えてなる特許請求の範囲第３２項記載の燃焼装置操
   作方法。 ■複数の入口部を介して燃焼通路に導入される燃焼用空
   気に対し、旋回パターンを賦与する燃焼用空気旋回工程
   を備えてなる特許請求の範囲第３３項記載の燃焼装置操
   作方法。 （２）燃料ノズル装置に対し中間壁体ｆｌａｉｌ　Ｍ＋
   を略対向せしめて、上流側中間壁体端壁と前記燃料ノズ
   ル装置との間の燃焼通路の部分の燃焼を前記燃焼通路の
   背圧から隔離し若しくは前記燃料ノズル装置の下流側の
   前記燃焼通路の部分の燃焼の悪影響から隔離するバリヤ
   を形成する側壁対向工程を備えてなる特許請求の範囲第
   ３２項記載の燃焼装置操作方法。 （至）上流側中間壁体端壁と前記上流側中間壁体端壁か
   ら下流側方向へ延長され且つ前記上流側中間壁体端壁と
   共同して燃焼通路を形成する中間壁体側壁とを包有する
   高温ガスタービンエンジンの燃焼装置の操作を安定化す
   る燃焼装置操作方法において、 （ａ）前記燃焼通路の主燃焼領域の上流側に位置せしめ
   られた前記燃焼通路のパイロット燃焼領域に対し燃焼用
   空気を導入量を調節しつつ導入する燃焼用空気導入工程
   と、 （ｂ）前記パイロット燃焼領域と主燃焼領域との間で前
   記燃焼通路中に前記中間壁体側壁の一部を突出せしめる
   側壁突出工程と、 （Ｃ）前記燃焼通路中に突出し且つ前記燃焼通路中に突
   出した前記中間壁体側壁の一部と共同して前記パイロッ
   ト燃焼領域の下流側の燃焼領域中の擾乱から前記パイロ
   ット燃焼領域を隔離するバリヤを形成する燃料ノズル装
   置を介して前記燃焼装置中に燃料を導入する燃料導入工
   程と を備えてなる燃焼装置操作方法。