JPS621174B2 - - Google Patents
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- JPS621174B2 JPS621174B2 JP53029776A JP2977678A JPS621174B2 JP S621174 B2 JPS621174 B2 JP S621174B2 JP 53029776 A JP53029776 A JP 53029776A JP 2977678 A JP2977678 A JP 2977678A JP S621174 B2 JPS621174 B2 JP S621174B2
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- Japan
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- row
- air
- combustor
- combustion chamber
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Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 44
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 24
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 10
- 239000000779 smoke Substances 0.000 description 10
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 5
- UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N Carbon monoxide Chemical compound [O+]#[C-] UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 4
- 239000003546 flue gas Substances 0.000 description 4
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 3
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 3
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 3
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- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
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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
- F23R3/42—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
-
- 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
- F23R3/045—Air inlet arrangements using pipes
-
- 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
- F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
-
- 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
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Gas Burners (AREA)
- Combustion Of Fluid Fuel (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明はガスタービンエンジン用の燃焼器に係
り、更に詳細にはこれより排出される排気ガスの
排煙密度を低減する装置に係る。
り、更に詳細にはこれより排出される排気ガスの
排煙密度を低減する装置に係る。
1970年3月3日に発行され本件と同一の譲受人
に譲渡された米国特許第3498055号は本件と同様
の問題を取扱つており、この特許に於ては臨界的
な量の空気をプライマリ燃焼ゾーンに導入すべく
突起孔を加えることによる一つの解法が開示され
ている。突起孔の列はバーナカンのライナ上に配
置されており且つ燃料ノズルの下流側であるがプ
ライマリ燃焼ゾーン内に配置されている。かかる
構成により臨界的な量の空気を与えるような大き
さとされた単一バンクの突起孔が形成されてい
る。
に譲渡された米国特許第3498055号は本件と同様
の問題を取扱つており、この特許に於ては臨界的
な量の空気をプライマリ燃焼ゾーンに導入すべく
突起孔を加えることによる一つの解法が開示され
ている。突起孔の列はバーナカンのライナ上に配
置されており且つ燃料ノズルの下流側であるがプ
ライマリ燃焼ゾーン内に配置されている。かかる
構成により臨界的な量の空気を与えるような大き
さとされた単一バンクの突起孔が形成されてい
る。
前述の特許に開示された突起孔の配列及び臨界
的な空気流量はある用途に於る排煙低減には有効
であるが、かかる解法は他の燃焼器に於ても実現
可能であるかどうかはわかつていない。
的な空気流量はある用途に於る排煙低減には有効
であるが、かかる解法は他の燃焼器に於ても実現
可能であるかどうかはわかつていない。
本件発明者等は、ガスタービンエンジンに於て
許容し得る所要の作動パラメータを維持し且つバ
ーナ効率を低下することなく既存のバーナより比
較的排煙発生の少ないバーナを得ることができる
ことを見出した。即ち前述の米国特許第3498055
号に開示された構造体に於る排煙低減装置とは異
なり、6%以下の空気をプライマリ燃焼ゾーンに
加えることは排煙が充分低減され且つ他の所要の
バーナ作動パラメータを損ねることのない効率的
な燃焼に重要であることを見出した。実際大きな
パーセンテージの空気を導入してバーナを作動さ
せようとするとリーンブローアウトを誘発し、そ
の燃焼は航空機の用途には不充分なものとなつて
しまうであろう。
許容し得る所要の作動パラメータを維持し且つバ
ーナ効率を低下することなく既存のバーナより比
較的排煙発生の少ないバーナを得ることができる
ことを見出した。即ち前述の米国特許第3498055
号に開示された構造体に於る排煙低減装置とは異
なり、6%以下の空気をプライマリ燃焼ゾーンに
加えることは排煙が充分低減され且つ他の所要の
バーナ作動パラメータを損ねることのない効率的
な燃焼に重要であることを見出した。実際大きな
パーセンテージの空気を導入してバーナを作動さ
せようとするとリーンブローアウトを誘発し、そ
の燃焼は航空機の用途には不充分なものとなつて
しまうであろう。
更に孔を賢明に配置することや孔の数も重要で
あることがわかつた。例えば単一バンクの数列の
孔によつては空気を適当に導入し得ず、隔置され
た数列の周縁孔がバーナの適切な作動に必要であ
ることが見出された。又各バンクの孔の位置関係
も排煙低減を行ないつつバーナ運転の性能を維持
することに重要であることがわかつた。
あることがわかつた。例えば単一バンクの数列の
孔によつては空気を適当に導入し得ず、隔置され
た数列の周縁孔がバーナの適切な作動に必要であ
ることが見出された。又各バンクの孔の位置関係
も排煙低減を行ないつつバーナ運転の性能を維持
することに重要であることがわかつた。
本発明は、ガスタービンエンジン用の燃焼器
に、その始動容易性、燃焼安定性、高高度に於け
る点火性、高出力への迅速な加速性、好ましい排
気温度パターンを与える特性を犠性にすることな
くまた燃焼効率を下げることなく、排煙密度を低
減する手段を組込むことを目的としている。
に、その始動容易性、燃焼安定性、高高度に於け
る点火性、高出力への迅速な加速性、好ましい排
気温度パターンを与える特性を犠性にすることな
くまた燃焼効率を下げることなく、排煙密度を低
減する手段を組込むことを目的としている。
かかる目的は、本発明によれば、アウタライナ
と、該アウタライナ内の中心に配置されたチユー
ブ要素とを有し、前記アウタライナと前記チユー
ブ要素の間に形成された燃焼室は上流端にて閉じ
られまた下流端にて開放されており、前記アウタ
ライナには前記燃焼室の閉じられた前端に近接す
るプライマリ燃焼ゾーンへ一次空気を導入するた
めの複数個の孔がが設けられており、前記燃焼室
へ燃料を注入するための複数個の燃料ノズルが設
けられており、前記チユーブ要素には前記燃焼室
の閉じられた上流端に近接して前記プライマリ燃
焼ゾーンへ一次空気を導入するための第一の列の
孔が設けられており、更に前記チユーブ要素には
前記第一の列の孔より下流側に前記プライマリ燃
焼ゾーンへ一次空気を導入するための第二の列の
孔が設けられており、前記第二の列の孔の数は前
記第一の列の孔の数の半分であり且前記第二の列
の孔は前記第一の列の孔に対し周方向に変位され
ており、前記第二の列の各孔は前記第一の列の二
つの隣接する孔の間に配置されて前記第二の列の
一つの孔と前記第一の列の二つの孔の三者が一つ
の群をなしており、一次空気導入のための前記の
全ての孔の寸法と数と配列は燃焼室へ取入れられ
る空気の全量の6%以下を導くように定められて
おり、前記第一及び第二の列の孔の寸法と数と配
列は燃焼室へ取入れられる空気の全量の1.5〜2.5
%を導くように定められていることを特徴とする
燃焼器によつて達成される。
と、該アウタライナ内の中心に配置されたチユー
ブ要素とを有し、前記アウタライナと前記チユー
ブ要素の間に形成された燃焼室は上流端にて閉じ
られまた下流端にて開放されており、前記アウタ
ライナには前記燃焼室の閉じられた前端に近接す
るプライマリ燃焼ゾーンへ一次空気を導入するた
めの複数個の孔がが設けられており、前記燃焼室
へ燃料を注入するための複数個の燃料ノズルが設
けられており、前記チユーブ要素には前記燃焼室
の閉じられた上流端に近接して前記プライマリ燃
焼ゾーンへ一次空気を導入するための第一の列の
孔が設けられており、更に前記チユーブ要素には
前記第一の列の孔より下流側に前記プライマリ燃
焼ゾーンへ一次空気を導入するための第二の列の
孔が設けられており、前記第二の列の孔の数は前
記第一の列の孔の数の半分であり且前記第二の列
の孔は前記第一の列の孔に対し周方向に変位され
ており、前記第二の列の各孔は前記第一の列の二
つの隣接する孔の間に配置されて前記第二の列の
一つの孔と前記第一の列の二つの孔の三者が一つ
の群をなしており、一次空気導入のための前記の
全ての孔の寸法と数と配列は燃焼室へ取入れられ
る空気の全量の6%以下を導くように定められて
おり、前記第一及び第二の列の孔の寸法と数と配
列は燃焼室へ取入れられる空気の全量の1.5〜2.5
%を導くように定められていることを特徴とする
燃焼器によつて達成される。
上記の如き燃焼器に於て、各燃料ノズルは前記
チユーブ要素に設けられた前記の三つの孔の群の
一つと関連付けられているのが好ましい。また前
記アウタライナと前記チユーブ要素とはそれぞれ
複数個の環状のルーバ要素が隣合つて接続された
構造に作られ、前記第一の列の孔は上流側のルー
バ要素に設けられ、前記第二の列の孔は前記上流
側ルーバ要素に隣接した下流側ルーバ要素に設け
られているのが好ましい。更に前記アウタライナ
の孔は燃焼室へ取入れられる空気の全量の2.0〜
3.5%の範囲の空気を導く寸法に定められている
のが好ましい。前記第二の列の孔の数は前記燃料
ノズルの数に等しく、これらの孔は燃焼室へ取入
れられる空気の全量の0.5〜1.0%の範囲の空気を
導くよう構成されているのが好ましい。前記第二
の列の孔は前記燃料ノズルと軸線方向に整列して
配置されているのが好ましい。前記第一の列の孔
は燃焼のために取入れられる空気の全量の1.0〜
1.5%の範囲の空気を導くよう構成されているの
が好ましい。
チユーブ要素に設けられた前記の三つの孔の群の
一つと関連付けられているのが好ましい。また前
記アウタライナと前記チユーブ要素とはそれぞれ
複数個の環状のルーバ要素が隣合つて接続された
構造に作られ、前記第一の列の孔は上流側のルー
バ要素に設けられ、前記第二の列の孔は前記上流
側ルーバ要素に隣接した下流側ルーバ要素に設け
られているのが好ましい。更に前記アウタライナ
の孔は燃焼室へ取入れられる空気の全量の2.0〜
3.5%の範囲の空気を導く寸法に定められている
のが好ましい。前記第二の列の孔の数は前記燃料
ノズルの数に等しく、これらの孔は燃焼室へ取入
れられる空気の全量の0.5〜1.0%の範囲の空気を
導くよう構成されているのが好ましい。前記第二
の列の孔は前記燃料ノズルと軸線方向に整列して
配置されているのが好ましい。前記第一の列の孔
は燃焼のために取入れられる空気の全量の1.0〜
1.5%の範囲の空気を導くよう構成されているの
が好ましい。
以下に添付の図を参照しつつ、本発明をその好
ましい実施例について詳細に説明する。
ましい実施例について詳細に説明する。
本発明は、本件の譲受人であるユナイテツド・
テクノロジーズ・コーポレイシヨンのPratt&W
−hitney Aircraft Divisionにより製造されるJT
−3Dエンジンの如きタービン型パワープラント
用に構成されたバーナカンに特に有用である。し
かし当業者には理解され得る如く、本発明は前端
部に複数個の燃料ノズルを含むよう構成されてお
り且つ冷却空気及び燃焼空気を導くためのセンタ
チユーブを含む他のバーナカンにも適用可能であ
る。
テクノロジーズ・コーポレイシヨンのPratt&W
−hitney Aircraft Divisionにより製造されるJT
−3Dエンジンの如きタービン型パワープラント
用に構成されたバーナカンに特に有用である。し
かし当業者には理解され得る如く、本発明は前端
部に複数個の燃料ノズルを含むよう構成されてお
り且つ冷却空気及び燃焼空気を導くためのセンタ
チユーブを含む他のバーナカンにも適用可能であ
る。
添付の図に於て符号10にて全体的に図示され
たバーナカンは、接合されて燃焼室を郭定する実
質的に一様な筒状のアウタライナ14を郭定する
複数個のルーバ要素12より成つている。圧縮機
(図示せず)に最も近い端部は閉じられており、
タービン(図示せず)に最も近い端部は開かれて
いる。バーナの技術分野に於てよく知られている
如く、通常燃焼ゾーンは燃料ノズル16に近接し
て配置されたプライマリゾーンとその下流側のセ
カンダリゾーンとである。かかる燃焼器の作動は
よく知られているので、簡便のためにそれらに関
する詳細な説明は省略する。しかし詳細について
は前述の米国特許第3498055号を参照されたい。
従来のバーナカンは、その前端部に於て空気を受
けるよう開かれておりその後端部に於て閉じられ
て該バーナカンの端部に間近な位置にて終る中央
に装着されたチユーブ要素18を含んでいる。同
様に燃焼用空気、希薄化用空気、ルーバ冷却空気
などを与えるための複数個の周縁方向に隔置され
た孔を含んでおり、一様な出口温度、低圧力降下
などの作動パラメータが達成されるのを確保しつ
つ作動状態を最適にするようになつていることも
よく知られている。
たバーナカンは、接合されて燃焼室を郭定する実
質的に一様な筒状のアウタライナ14を郭定する
複数個のルーバ要素12より成つている。圧縮機
(図示せず)に最も近い端部は閉じられており、
タービン(図示せず)に最も近い端部は開かれて
いる。バーナの技術分野に於てよく知られている
如く、通常燃焼ゾーンは燃料ノズル16に近接し
て配置されたプライマリゾーンとその下流側のセ
カンダリゾーンとである。かかる燃焼器の作動は
よく知られているので、簡便のためにそれらに関
する詳細な説明は省略する。しかし詳細について
は前述の米国特許第3498055号を参照されたい。
従来のバーナカンは、その前端部に於て空気を受
けるよう開かれておりその後端部に於て閉じられ
て該バーナカンの端部に間近な位置にて終る中央
に装着されたチユーブ要素18を含んでいる。同
様に燃焼用空気、希薄化用空気、ルーバ冷却空気
などを与えるための複数個の周縁方向に隔置され
た孔を含んでおり、一様な出口温度、低圧力降下
などの作動パラメータが達成されるのを確保しつ
つ作動状態を最適にするようになつていることも
よく知られている。
ルーバ要素12と同様チユーブ要素18は例え
ば溶接などにより適宜に接合された個々のルーバ
より形成されて弾丸状チユーブを形成している。
ルーバ要素12同様チユーブ要素18内の各ルー
バは、よく知られた要領にてフイルム冷却を行な
うべく複数個の周縁方向に隔置された冷却用孔2
0と燃焼用空気及び希薄化用空気を導入すべく複
数個の周縁方向に隔置された孔70を担持してい
る。
ば溶接などにより適宜に接合された個々のルーバ
より形成されて弾丸状チユーブを形成している。
ルーバ要素12同様チユーブ要素18内の各ルー
バは、よく知られた要領にてフイルム冷却を行な
うべく複数個の周縁方向に隔置された冷却用孔2
0と燃焼用空気及び希薄化用空気を導入すべく複
数個の周縁方向に隔置された孔70を担持してい
る。
本発明によれば、これまでプライマリ燃焼ゾー
ンに近接して孔が配置されていなかつたルーバ2
2,24は第3図乃至第5図に図示されたルーバ
要素26,28に置換えられている(添付の図は
改良後の燃焼器を示している)。各ルーバ要素は
燃料ノズルに対し所与の関係を有する複数個の周
縁方向に設けられた孔を含んでいる。第2図より
わかる如く、かかる構成には六つの燃料ノズル1
6が含まれており、各ノズルは同一であり(従つ
て同一の符号が付されている)、バーナ軸線の周
りに対称に隔置されている。ルーバ要素28内の
孔30はチユーブの中心線の周りに対称に隔置さ
れており、燃料ノズル16の中心線と同一の位相
角で隔置されている。かかる突起孔は全空気の
0.5〜1%の空気を燃焼器内に導入するような大
きさとされており、各燃料ノズルに対しそれぞれ
一つの突起孔が設けられている。
ンに近接して孔が配置されていなかつたルーバ2
2,24は第3図乃至第5図に図示されたルーバ
要素26,28に置換えられている(添付の図は
改良後の燃焼器を示している)。各ルーバ要素は
燃料ノズルに対し所与の関係を有する複数個の周
縁方向に設けられた孔を含んでいる。第2図より
わかる如く、かかる構成には六つの燃料ノズル1
6が含まれており、各ノズルは同一であり(従つ
て同一の符号が付されている)、バーナ軸線の周
りに対称に隔置されている。ルーバ要素28内の
孔30はチユーブの中心線の周りに対称に隔置さ
れており、燃料ノズル16の中心線と同一の位相
角で隔置されている。かかる突起孔は全空気の
0.5〜1%の空気を燃焼器内に導入するような大
きさとされており、各燃料ノズルに対しそれぞれ
一つの突起孔が設けられている。
ルーバ要素26は対をなして設けられた複数個
の突起孔32を含んでおり、各対はチユーブの中
心軸線の周りに対称に隔置されている。各対はル
ーバ要素28内の孔30に対し特別に配置されて
おり、隣接する一対の突起孔32を二等分する半
径36は突起孔30の中心線を形成する半径38
と同一の平面内に存在している。かくして第4図
及び第5図に図示されている如く、三つの孔3
2,32,30は燃料ノズルの位置に対し特定の
パターンを構成している。又半径36の両側の一
対の孔32,32はそれぞれ隣りの孔32に比べ
互いにより近接して隔置されていることが理解さ
れよう。全燃焼用空気に対する孔32を貫流する
空気のパーセンテージは1.0〜1.5%の範囲内でな
ければならない。突起孔30,32により導かれ
る空気の合計パーセンテージは1.5〜2.5%の範囲
内である。実際の試験に於て、突起孔32をそれ
が全燃焼用空気の1.18%を与えるよう又突起孔3
0をそれが全燃焼用空気の0.79%を与えるような
大きさとすることにより燃焼性能に悪影響を及ぼ
すことなく許容し得る排煙低減が達成されること
がわかつた。排煙密度を最適にするために、燃焼
ノズルに対し所与の関係を有する追加の複数個の
周縁方向に設けられた孔39が第6図及び第7図
に図示されている如くプライマリ燃焼ゾーン内の
アウタ筒状体上に組込まれている。ルーバ要素1
2内の孔39はバーナ中心線の周りに対称に隔置
されており、燃料ノズル16の中心線と同一の位
相角位置に配置されている。かかる突起孔39は
センタチユーブ内の孔の群と同様各燃料ノズルに
つき三つの孔の群としてまとめられている。組立
ての目的で、かかる特定の実施例に於ては、ある
群の孔にクロスオーバチユーブを設け孔のいくつ
かをなくすることが必要であることがわかつた。
第2図、第4図、第5図及び第7図よりわかる如
く、角θは等しく、このことは互いに他に対する
又燃料ノズルに対するかかる排煙低減孔の関係を
示している。全燃焼用空気に対する孔39を貫流
する空気のパーセンテージは2.0〜3.5%の範囲内
でなければならない。実際の試験に於て、突起孔
39をそれが全バーナ空気流の3.12%を与えるよ
うな大きさとすることにより燃焼器性能に悪影響
を及ぼすことなく許容し得る排煙低減が達成され
ることがわかつた。従つて排煙低減の目的で設計
された空気のパーセンテージは航空機用に構成さ
れた燃焼器に導入される全空気の5.09%に達す
る。
の突起孔32を含んでおり、各対はチユーブの中
心軸線の周りに対称に隔置されている。各対はル
ーバ要素28内の孔30に対し特別に配置されて
おり、隣接する一対の突起孔32を二等分する半
径36は突起孔30の中心線を形成する半径38
と同一の平面内に存在している。かくして第4図
及び第5図に図示されている如く、三つの孔3
2,32,30は燃料ノズルの位置に対し特定の
パターンを構成している。又半径36の両側の一
対の孔32,32はそれぞれ隣りの孔32に比べ
互いにより近接して隔置されていることが理解さ
れよう。全燃焼用空気に対する孔32を貫流する
空気のパーセンテージは1.0〜1.5%の範囲内でな
ければならない。突起孔30,32により導かれ
る空気の合計パーセンテージは1.5〜2.5%の範囲
内である。実際の試験に於て、突起孔32をそれ
が全燃焼用空気の1.18%を与えるよう又突起孔3
0をそれが全燃焼用空気の0.79%を与えるような
大きさとすることにより燃焼性能に悪影響を及ぼ
すことなく許容し得る排煙低減が達成されること
がわかつた。排煙密度を最適にするために、燃焼
ノズルに対し所与の関係を有する追加の複数個の
周縁方向に設けられた孔39が第6図及び第7図
に図示されている如くプライマリ燃焼ゾーン内の
アウタ筒状体上に組込まれている。ルーバ要素1
2内の孔39はバーナ中心線の周りに対称に隔置
されており、燃料ノズル16の中心線と同一の位
相角位置に配置されている。かかる突起孔39は
センタチユーブ内の孔の群と同様各燃料ノズルに
つき三つの孔の群としてまとめられている。組立
ての目的で、かかる特定の実施例に於ては、ある
群の孔にクロスオーバチユーブを設け孔のいくつ
かをなくすることが必要であることがわかつた。
第2図、第4図、第5図及び第7図よりわかる如
く、角θは等しく、このことは互いに他に対する
又燃料ノズルに対するかかる排煙低減孔の関係を
示している。全燃焼用空気に対する孔39を貫流
する空気のパーセンテージは2.0〜3.5%の範囲内
でなければならない。実際の試験に於て、突起孔
39をそれが全バーナ空気流の3.12%を与えるよ
うな大きさとすることにより燃焼器性能に悪影響
を及ぼすことなく許容し得る排煙低減が達成され
ることがわかつた。従つて排煙低減の目的で設計
された空気のパーセンテージは航空機用に構成さ
れた燃焼器に導入される全空気の5.09%に達す
る。
本明細書に開示されたものはバーナ作動パラメ
ータに悪影響を及ぼすことなく燃焼器により排出
されるガスの排煙密度を低減する比較的単純で低
廉な手段である。本発明は既存の燃焼器を修正或
は改良するものであるが、新規な燃焼器にかかる
特徴が組込まれてもよいことが理解されよう。
ータに悪影響を及ぼすことなく燃焼器により排出
されるガスの排煙密度を低減する比較的単純で低
廉な手段である。本発明は既存の燃焼器を修正或
は改良するものであるが、新規な燃焼器にかかる
特徴が組込まれてもよいことが理解されよう。
以上に於ては本発明をその特定の実施例につい
て詳細に説明したが、本発明はかかる実施例に限
定されるものではなく、本発明の範囲内にて種々
の修正並びに省略が可能であることは当業者にと
つて明らかであろう。
て詳細に説明したが、本発明はかかる実施例に限
定されるものではなく、本発明の範囲内にて種々
の修正並びに省略が可能であることは当業者にと
つて明らかであろう。
第1図は一部破断して示すバーナカンの正面図
である。第2図はバーナカンの燃料ノズルの配列
を示す側面図である。第3図は排煙低減を改善す
る装置を強調するために拡大されたセンタチユー
ブの部分断面図である。第4図は第3図の線4−
4による断面図である。第5図は第3図の線5−
5による断面図である。第6図は排煙低減を改善
する装置を強調するために一部破断にて示す筒状
アウタボデーの部分正面図である。第7図は第6
図の線6−6による断面図である。 10〜バーナカン、12〜ルーバ要素、14〜
アウタライナ、16〜燃料ノズル、18〜チユー
ブ要素、20〜孔、22,24〜ルーバ、26,
28〜ルーバ要素、30,32〜突起孔、36,
38〜半径、39〜孔。
である。第2図はバーナカンの燃料ノズルの配列
を示す側面図である。第3図は排煙低減を改善す
る装置を強調するために拡大されたセンタチユー
ブの部分断面図である。第4図は第3図の線4−
4による断面図である。第5図は第3図の線5−
5による断面図である。第6図は排煙低減を改善
する装置を強調するために一部破断にて示す筒状
アウタボデーの部分正面図である。第7図は第6
図の線6−6による断面図である。 10〜バーナカン、12〜ルーバ要素、14〜
アウタライナ、16〜燃料ノズル、18〜チユー
ブ要素、20〜孔、22,24〜ルーバ、26,
28〜ルーバ要素、30,32〜突起孔、36,
38〜半径、39〜孔。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1 アウタライナ14と、該アウタライナ内の中
心に配置されたチユーブ要素18とを有し、前記
アウタライナと前記チユーブ要素の間に形成され
た燃焼室は上流端にて閉じられまた下流端にて開
放されており、前記アウタライナには前記燃焼室
の閉じられた前端に近接するプライマリ燃焼ゾー
ンへ一次空気を導入するための複数個の孔39が
設けられており、前記燃焼室へ燃料を注入するた
めの複数個の燃料ノズル16が設けられており、
前記チユーブ要素18には前記燃焼室の閉じられ
たた上流端に近接して前記プライマリ燃焼ゾーン
へ一次空気を導入するための第一の列の孔32が
設けられており、更に前記チユーブ要素18には
前記第一の列の孔32より下流側に前記プライマ
リ燃焼ゾーンへ一次空気を導入するための第二の
列の孔30が設けられており、前記第二の列の孔
30の数は前記第一の列の孔32の数の半分であ
り且前記第二の列の孔30は前記第一の列の孔3
2に対し周方向に変位されており、前記第二の列
の各孔30は前記第一の列の二つの隣接する孔3
2の間に配置されて前記第二の列の一つの孔30
と前記第一の列の二つの孔32の三者が一つの群
をなしており、一次空気導入のための前記の全て
の孔30,32,39の寸法と数と配列は燃焼室
へ取入れられる空気の全量の6%以下を導くよう
に定められており、前記第一及び第二の列の孔3
0,32の寸法と数と配列は燃焼室へ取入れられ
る空気の全量の1.5〜2.5%を導くように定められ
ていることを特徴とする燃焼器。 2 特許請求の範囲第1項の燃焼器にして、各燃
料ノズル16は前記チユーブ要素18に設けられ
た前記の三つの孔30,32の群の一つと関連付
けられていることを特徴とする燃焼器。 3 特許請求の範囲第1項又は第2項の燃焼器に
して、前記アウタライナ14と前記チユーブ要素
18とはそれぞれ複数個の環状のルーバ要素1
2,26,28が隣合つて接続された構造に作ら
れており、前記第一の列の孔32は上流側のルー
バ要素26に設けられており、 前記第二の列の孔30は前記上流側ルーバ要素
に隣接した下流側ルーバ要素28に設けられてい
ることを特徴とする燃焼器。 4 特許請求のの範囲第1項〜第3項の何れかの
燃焼器にして、前記アウタライナ14の孔39は
燃焼室へ取入れられる空気の全量の2.0〜3.5%の
範囲の空気を導く寸法に定められていることを特
徴とする燃焼器。 5 特許請求の範囲第1項〜第4項の何れかの燃
焼器にして、前記第二の列の孔30の数は前記燃
料ノズル16の数に等しく、これらの孔30は燃
焼室へ取入れられる空気の全量の0.5〜1.0%の範
囲の空気を導くよう構成されていることを特徴と
する燃焼器。 6 特許請求の範囲第1項〜第5項の何れかの燃
焼器にして、前記第二の列の孔30は前記燃料ノ
ズル16と軸線方向に整列して配置されているこ
とを特徴とする燃焼器。 7 特許請求の範囲第1項〜第6項の何れかの燃
焼器にして、前記第一の列の孔32は燃焼のため
に取入れられる空気の全量の1.0〜1.5%の範囲の
空気を導くよう構成されていることを特徴とする
燃焼器。
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US05/777,807 US4151713A (en) | 1977-03-15 | 1977-03-15 | Burner for gas turbine engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS53113911A JPS53113911A (en) | 1978-10-04 |
JPS621174B2 true JPS621174B2 (ja) | 1987-01-12 |
Family
ID=25111338
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2977678A Granted JPS53113911A (en) | 1977-03-15 | 1978-03-14 | Device for reducing intensity of exhaust from combustor |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4151713A (ja) |
JP (1) | JPS53113911A (ja) |
AU (1) | AU516313B2 (ja) |
BE (1) | BE864676A (ja) |
BR (1) | BR7801524A (ja) |
CA (1) | CA1091455A (ja) |
CH (1) | CH634139A5 (ja) |
DE (1) | DE2810475C2 (ja) |
FR (1) | FR2384112B1 (ja) |
GB (1) | GB1560827A (ja) |
Families Citing this family (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4356698A (en) * | 1980-10-02 | 1982-11-02 | United Technologies Corporation | Staged combustor having aerodynamically separated combustion zones |
EP0169431B1 (en) * | 1984-07-10 | 1990-04-11 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor |
US5297385A (en) * | 1988-05-31 | 1994-03-29 | United Technologies Corporation | Combustor |
US5405242A (en) * | 1990-07-09 | 1995-04-11 | United Technologies Corporation | Cooled vane |
DE69306025T2 (de) * | 1992-03-30 | 1997-05-28 | Gen Electric | Konstruktion eines Brennkammerdomes |
US6543233B2 (en) * | 2001-02-09 | 2003-04-08 | General Electric Company | Slot cooled combustor liner |
US6655146B2 (en) * | 2001-07-31 | 2003-12-02 | General Electric Company | Hybrid film cooled combustor liner |
EP1312865A1 (de) * | 2001-11-15 | 2003-05-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Ringbrennkammer für eine Gasturbine |
US6868675B1 (en) * | 2004-01-09 | 2005-03-22 | Honeywell International Inc. | Apparatus and method for controlling combustor liner carbon formation |
US8171740B2 (en) * | 2009-02-27 | 2012-05-08 | Honeywell International Inc. | Annular rich-quench-lean gas turbine combustors with plunged holes |
US8528336B2 (en) * | 2009-03-30 | 2013-09-10 | General Electric Company | Fuel nozzle spring support for shifting a natural frequency |
US8495881B2 (en) * | 2009-06-02 | 2013-07-30 | General Electric Company | System and method for thermal control in a cap of a gas turbine combustor |
US8381526B2 (en) * | 2010-02-15 | 2013-02-26 | General Electric Company | Systems and methods of providing high pressure air to a head end of a combustor |
US8584466B2 (en) * | 2010-03-09 | 2013-11-19 | Honeywell International Inc. | Circumferentially varied quench jet arrangement for gas turbine combustors |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5164639A (ja) * | 1974-12-03 | 1976-06-04 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Nenryonenshosochi |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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US2801520A (en) * | 1954-08-05 | 1957-08-06 | Axel L Highberg | Removable burner cans |
US2852914A (en) * | 1955-12-30 | 1958-09-23 | United Aircraft Corp | Combustion chamber support means |
GB948128A (en) * | 1959-03-26 | 1964-01-29 | Lucas Industries Ltd | Combustion apparatus for jet-propulsion engines, gas turbines, or other prime movers |
GB892949A (en) * | 1959-10-14 | 1962-04-04 | Lucas Industries Ltd | Liquid fuel combustion apparatus |
GB1136543A (en) * | 1966-02-21 | 1968-12-11 | Rolls Royce | Liquid fuel combustion apparatus for gas turbine engines |
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US3643430A (en) * | 1970-03-04 | 1972-02-22 | United Aircraft Corp | Smoke reduction combustion chamber |
US3608309A (en) * | 1970-05-21 | 1971-09-28 | Gen Electric | Low smoke combustion system |
FR2106485B1 (ja) * | 1970-09-14 | 1975-02-21 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | |
GB1454206A (en) * | 1974-01-02 | 1976-11-03 | United Aircraft Canada | Continuous combustion device |
JPS51133826A (en) * | 1975-04-14 | 1976-11-19 | Phillips Petroleum Co | Burning method and burner |
-
1977
- 1977-03-15 US US05/777,807 patent/US4151713A/en not_active Expired - Lifetime
-
1978
- 1978-03-08 GB GB9239/78A patent/GB1560827A/en not_active Expired
- 1978-03-08 BE BE185755A patent/BE864676A/xx not_active IP Right Cessation
- 1978-03-10 DE DE2810475A patent/DE2810475C2/de not_active Expired
- 1978-03-10 CA CA298,722A patent/CA1091455A/en not_active Expired
- 1978-03-13 CH CH268878A patent/CH634139A5/de not_active IP Right Cessation
- 1978-03-14 BR BR7801524A patent/BR7801524A/pt unknown
- 1978-03-14 AU AU34119/78A patent/AU516313B2/en not_active Expired
- 1978-03-14 JP JP2977678A patent/JPS53113911A/ja active Granted
- 1978-03-14 FR FR7807332A patent/FR2384112B1/fr not_active Expired
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5164639A (ja) * | 1974-12-03 | 1976-06-04 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Nenryonenshosochi |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA1091455A (en) | 1980-12-16 |
JPS53113911A (en) | 1978-10-04 |
AU3411978A (en) | 1979-09-20 |
CH634139A5 (de) | 1983-01-14 |
US4151713A (en) | 1979-05-01 |
DE2810475A1 (de) | 1978-09-21 |
BE864676A (fr) | 1978-07-03 |
FR2384112B1 (fr) | 1985-06-28 |
AU516313B2 (en) | 1981-05-28 |
GB1560827A (en) | 1980-02-13 |
DE2810475C2 (de) | 1987-05-07 |
FR2384112A1 (fr) | 1978-10-13 |
BR7801524A (pt) | 1978-10-03 |
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