JPS63150515A - ガスタービンエンジンの燃焼装置 - Google Patents
ガスタービンエンジンの燃焼装置Info
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- JPS63150515A JPS63150515A JP62307347A JP30734787A JPS63150515A JP S63150515 A JPS63150515 A JP S63150515A JP 62307347 A JP62307347 A JP 62307347A JP 30734787 A JP30734787 A JP 30734787A JP S63150515 A JPS63150515 A JP S63150515A
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- fuel
- combustion
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- combustion chamber
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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
- F23R3/28—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
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明はガスタービンエンジンに適した燃焼装置に関す
る。
る。
英国特許第１４２７１４６号に、燃料噴射器を含むガス
タービンエンジン燃焼装置が記載され、この燃料噴射器
は、圧縮空気流および燃料流を受は入れるように配置さ
れる中央ダクトと、該ダクトの下流端にありてダクト端
と協働して燃料／空気混合気をほぼ半径方向に流出させ
る環形出口を形成する偏向部材と、中央ダクトの一部を
取巻いて、上流端にて空気流を受は入れ、中央ダクトの
環形出口の上流ｊ（ある下流端から空気を排出するよう
た配置される環形ダクトを形成するシュラウドと、を含
む。この型式の燃料噴射器はそれが配置される燃焼室と
連合１−て、−２つの隣接する反対向きの円環体形うず
を生ずるように意図される。燃料／空気混合気の大部分
は上流のうずの中に流れてそこで点火されるように意図
され、この燃焼する燃料／空気混合気は、一部は燃料噴
射器からの流れを供給され一部は燃焼室に流入する二次
空気を供給される下流のうずの中に流れ込む。
タービンエンジン燃焼装置が記載され、この燃料噴射器
は、圧縮空気流および燃料流を受は入れるように配置さ
れる中央ダクトと、該ダクトの下流端にありてダクト端
と協働して燃料／空気混合気をほぼ半径方向に流出させ
る環形出口を形成する偏向部材と、中央ダクトの一部を
取巻いて、上流端にて空気流を受は入れ、中央ダクトの
環形出口の上流ｊ（ある下流端から空気を排出するよう
た配置される環形ダクトを形成するシュラウドと、を含
む。この型式の燃料噴射器はそれが配置される燃焼室と
連合１−て、−２つの隣接する反対向きの円環体形うず
を生ずるように意図される。燃料／空気混合気の大部分
は上流のうずの中に流れてそこで点火されるように意図
され、この燃焼する燃料／空気混合気は、一部は燃料噴
射器からの流れを供給され一部は燃焼室に流入する二次
空気を供給される下流のうずの中に流れ込む。
各々のうずの中の空気／燃料比（以下、空燃比）は種々
のエンジン運転条件に対して成る範囲内に保たれる。特
に上流のうすは燃料濃厚の傾向をもつべきである。しか
し、上流うずは望ましい値よりも燃料濃厚度が少なく、
噴射器から２つのうすへの燃料の移動、つまり不均質な
分布を示すことが判った。上流うずの空燃比が高い（燃
料が薄い）ことは高温ガスの生成を招き、これは燃焼室
の上流部の過熱という問題を導く。いま一つの問題は、
２つのうずの中間位置に空気流が乏しく滞留時間が長い
環帯が存在することである。これは燃焼室壁にカーボン
付着物を大量に蓄積させることになる。究極において、
この付着物はサイズが大きくなって、燃焼室壁からはが
れて、燃焼室の下流にあるタービンの浸食を生ずる。
のエンジン運転条件に対して成る範囲内に保たれる。特
に上流のうすは燃料濃厚の傾向をもつべきである。しか
し、上流うずは望ましい値よりも燃料濃厚度が少なく、
噴射器から２つのうすへの燃料の移動、つまり不均質な
分布を示すことが判った。上流うずの空燃比が高い（燃
料が薄い）ことは高温ガスの生成を招き、これは燃焼室
の上流部の過熱という問題を導く。いま一つの問題は、
２つのうずの中間位置に空気流が乏しく滞留時間が長い
環帯が存在することである。これは燃焼室壁にカーボン
付着物を大量に蓄積させることになる。究極において、
この付着物はサイズが大きくなって、燃焼室壁からはが
れて、燃焼室の下流にあるタービンの浸食を生ずる。
そのような問題が実質的に避けられるガスタービンエン
ジン燃焼系を与えることが本発明の目的である。
ジン燃焼系を与えることが本発明の目的である。
本発明によれば、ガスタービンエンジンに適した燃焼装
置は、上流端に燃料バーナーを有する燃焼室を含み、該
燃料バーナーは上流端および下流端を有するほぼ管状の
部材を含み、該上流端は前記燃焼室の外部に配置され、
該下流端は前記燃焼室内に配置され、前記ほぼ管状の部
材は運転中に圧縮空気および燃料を供給されて該圧縮空
気および燃料の混合気を前記燃焼室に向けるようにされ
ており、前記管状部材の下流端に偏向部材が設けられ、
該偏向部材は前記管状部材と協働して前記燃料および空
気の混合気のために前記管状部材の軸線に対して半径方
向に向くほぼ環状の出口を画成するような形態を有し、
前記半径方向に向く出口は前記燃焼室の上流端の直ぐ下
流にあるので、前記燃料および空気の混合気は前記燃焼
室の上流領域に位置する第１の燃焼帯にある単一のほぼ
円環体形の燃料濃厚のうずの中に付勢され、前記円環体
形のうずの下流の前記燃焼室にある第２の燃焼帯に空気
を向けて前記第２の燃焼帯を；−＜ｑ 科＋＠薄にする
ように前記バーナーの下流にて補足の空気入口が前記燃
焼室に設けられている。
置は、上流端に燃料バーナーを有する燃焼室を含み、該
燃料バーナーは上流端および下流端を有するほぼ管状の
部材を含み、該上流端は前記燃焼室の外部に配置され、
該下流端は前記燃焼室内に配置され、前記ほぼ管状の部
材は運転中に圧縮空気および燃料を供給されて該圧縮空
気および燃料の混合気を前記燃焼室に向けるようにされ
ており、前記管状部材の下流端に偏向部材が設けられ、
該偏向部材は前記管状部材と協働して前記燃料および空
気の混合気のために前記管状部材の軸線に対して半径方
向に向くほぼ環状の出口を画成するような形態を有し、
前記半径方向に向く出口は前記燃焼室の上流端の直ぐ下
流にあるので、前記燃料および空気の混合気は前記燃焼
室の上流領域に位置する第１の燃焼帯にある単一のほぼ
円環体形の燃料濃厚のうずの中に付勢され、前記円環体
形のうずの下流の前記燃焼室にある第２の燃焼帯に空気
を向けて前記第２の燃焼帯を；−＜ｑ 科＋＠薄にする
ように前記バーナーの下流にて補足の空気入口が前記燃
焼室に設けられている。
本明細書を通じて、「燃料濃厚」および「燃料稀薄」と
いう語は、それぞれ（化学量的に）適正な燃焼を維持す
るのに必要な値よりも燃料が多く、また少ない空気／燃
料混合気について用いられる。
いう語は、それぞれ（化学量的に）適正な燃焼を維持す
るのに必要な値よりも燃料が多く、また少ない空気／燃
料混合気について用いられる。
以下に添付図面を参照しつつ実例により本発明を記載す
る。
る。
第１図を参照して、ガスタービンエンジン１０は従来の
構造および作動のものであり、低圧圧縮機１１、高圧圧
縮機１２、燃焼装置１３、および高圧タービン１４を含
む。
構造および作動のものであり、低圧圧縮機１１、高圧圧
縮機１２、燃焼装置１３、および高圧タービン１４を含
む。
燃焼装置１３は、環形ケーシング１９に包まれた、同形
の等間し１ｊに隔置された燃焼室１８の環状配列を含む
。一部分が第２図にもつと良く示されている燃焼室１８
の各々は上流端にキャップ、つまりヘッド２０を有する
ほぼ管形の本体１９を含む。本体１９の壁は、蒸散冷却
を助け、英国特許第１５６０５９４号に記載される種類
であることができる材料から形成される。本体１９の壁
はその代りに、冷却を与えるために適当に配置された複
数の小孔を有する従来構、−にのものでもよい。
の等間し１ｊに隔置された燃焼室１８の環状配列を含む
。一部分が第２図にもつと良く示されている燃焼室１８
の各々は上流端にキャップ、つまりヘッド２０を有する
ほぼ管形の本体１９を含む。本体１９の壁は、蒸散冷却
を助け、英国特許第１５６０５９４号に記載される種類
であることができる材料から形成される。本体１９の壁
はその代りに、冷却を与えるために適当に配置された複
数の小孔を有する従来構、−にのものでもよい。
燃焼室１９のヘッド２０はそのほぼ中心にバーナー２２
の一部を構成する管状部材２１を担持する。管状部材２
１の下流端２３は燃焼室１８の内部１（短かい距離だけ
突出し、他方、その上流端２４は残りの大部分と共に燃
焼室１８の外部にあって、高圧圧縮機１２から圧縮空気
の流れを受は入れるようにほぼ上流方向に（エンジン１
０を通る気体流に関し）延在する。高圧圧縮機１２から
の追加の圧縮空気は、燃焼室を冷却し、後述するように
燃焼過程の補足空気を与えるために燃焼室１８の外面の
回りを流れる。
の一部を構成する管状部材２１を担持する。管状部材２
１の下流端２３は燃焼室１８の内部１（短かい距離だけ
突出し、他方、その上流端２４は残りの大部分と共に燃
焼室１８の外部にあって、高圧圧縮機１２から圧縮空気
の流れを受は入れるようにほぼ上流方向に（エンジン１
０を通る気体流に関し）延在する。高圧圧縮機１２から
の追加の圧縮空気は、燃焼室を冷却し、後述するように
燃焼過程の補足空気を与えるために燃焼室１８の外面の
回りを流れる。
管状部材２１の上流端２４にシンプレックス（車路）型
の燃料噴霧ノズル２５が配置されるが、これは、もしも
そうしたければ、シュプレックス（復路）型のような他
め型式の燃料噴射ノズルを筺用することもできることは
明らかである。燃料噴霧ノズル２５はほぼリング形で、
燃料供給管２６の半径方向内方端上に支持される。管２
Ｇを通して供給される燃料は燃料噴霧ノズル２５の中の
環状マニホールド２７の中に流れ、そこから噴出口２８
を通して管状部材２１の半径方向内方の表面に向けられ
る。
の燃料噴霧ノズル２５が配置されるが、これは、もしも
そうしたければ、シュプレックス（復路）型のような他
め型式の燃料噴射ノズルを筺用することもできることは
明らかである。燃料噴霧ノズル２５はほぼリング形で、
燃料供給管２６の半径方向内方端上に支持される。管２
Ｇを通して供給される燃料は燃料噴霧ノズル２５の中の
環状マニホールド２７の中に流れ、そこから噴出口２８
を通して管状部材２１の半径方向内方の表面に向けられ
る。
燃料噴碍ノズル２５の中および回りを通る空気は、管状
部材２】の下流端を燃料が離れる時までに噴射口２８か
ら出る燃料の大部分を霧化させる。
部材２】の下流端を燃料が離れる時までに噴射口２８か
ら出る燃料の大部分を霧化させる。
管状部材２１の下流端２３に、複数の支柱３０によって
管状部材２１から軸方向に隔置される偏向部材２９があ
る。これにより環状の半径方向に向く出口３】が画成さ
れ、この出口を通して、管状部材２１の内部からの燃料
／空気混合気が管状部材２１の軸線に対して半径方向外
方に向けて放出される。管状部材２１はほんの短い距離
だけ、燃焼室１８の内部に突出しているのみであるから
、燃料／空気混合気は燃焼室のほぼ截頭円錐形のヘッド
２０により、燃焼室１８の上流帯３３にあるほぼ円環体
形のうずの中に付勢される。うず３２の中の空気／燃料
混合気は燃料ＥａＪ享になるように段取りされていて、
燃料の全部が室１８の上流帯３３で実際に恭焼すること
はないので、燃焼室ヘッド２０の過熱は避けられる。選
択される実際の空燃比はガスタービンエンジン１０から
の排気ガスに課せられる制約により決まる。よって、窒
素酸化物の排出量を少なくしたければ、うず３２内の空
燃比は７／１〜９／１の範囲に入るように段取りされる
。しかし、煙の排出量を減する方がもっと望ましければ
、うず３２内の空燃比は９／１〜１１／１の範囲に入る
ように段取りされる。
管状部材２１から軸方向に隔置される偏向部材２９があ
る。これにより環状の半径方向に向く出口３】が画成さ
れ、この出口を通して、管状部材２１の内部からの燃料
／空気混合気が管状部材２１の軸線に対して半径方向外
方に向けて放出される。管状部材２１はほんの短い距離
だけ、燃焼室１８の内部に突出しているのみであるから
、燃料／空気混合気は燃焼室のほぼ截頭円錐形のヘッド
２０により、燃焼室１８の上流帯３３にあるほぼ円環体
形のうずの中に付勢される。うず３２の中の空気／燃料
混合気は燃料ＥａＪ享になるように段取りされていて、
燃料の全部が室１８の上流帯３３で実際に恭焼すること
はないので、燃焼室ヘッド２０の過熱は避けられる。選
択される実際の空燃比はガスタービンエンジン１０から
の排気ガスに課せられる制約により決まる。よって、窒
素酸化物の排出量を少なくしたければ、うず３２内の空
燃比は７／１〜９／１の範囲に入るように段取りされる
。しかし、煙の排出量を減する方がもっと望ましければ
、うず３２内の空燃比は９／１〜１１／１の範囲に入る
ように段取りされる。
うず３２内の燃料／空気混合気の燃焼物はつぎに未燃焼
燃料と共に下流方向に第２の燃焼帯３４に流れ込み、そ
こで矢印３６により示されるように多数の補足空気人口
３５を通って燃焼室１８に流入している空気と混合する
。補足空気人口３５を通りて流れる空気は第１の燃焼帯
３３からの部分燃焼した燃料の燃焼を支援する。第２の
燃焼帯内の燃料／空気混合気が燃料稀薄になることを保
証するのに充分な空気が補足空気人口３５を通して向け
られる。うず３２内の空燃比が７／１〜９／１の範囲内
に入って窒素酸化物が少ない排気ガスを与えるならば、
第２の燃焼帯内の空燃比は２２／１〜２５／１の範囲に
入るようにされるが、この組合せは煙排出１を増す傾向
がある。しかし、煙の排出量の減少が最重要課題であっ
て、うず３２内の空燃比が９／１〜１１／１の範囲に入
るように段取りされているならば、第２の燃焼帯３４内
の空燃比は２０／１〜２２／１ の範囲に入るようにさ
れる。このような第２の燃焼帯における燃料濃厚性の増
大は第１の燃焼帯３３に生ずる煙の消滅を保証する。
燃料と共に下流方向に第２の燃焼帯３４に流れ込み、そ
こで矢印３６により示されるように多数の補足空気人口
３５を通って燃焼室１８に流入している空気と混合する
。補足空気人口３５を通りて流れる空気は第１の燃焼帯
３３からの部分燃焼した燃料の燃焼を支援する。第２の
燃焼帯内の燃料／空気混合気が燃料稀薄になることを保
証するのに充分な空気が補足空気人口３５を通して向け
られる。うず３２内の空燃比が７／１〜９／１の範囲内
に入って窒素酸化物が少ない排気ガスを与えるならば、
第２の燃焼帯内の空燃比は２２／１〜２５／１の範囲に
入るようにされるが、この組合せは煙排出１を増す傾向
がある。しかし、煙の排出量の減少が最重要課題であっ
て、うず３２内の空燃比が９／１〜１１／１の範囲に入
るように段取りされているならば、第２の燃焼帯３４内
の空燃比は２０／１〜２２／１ の範囲に入るようにさ
れる。このような第２の燃焼帯における燃料濃厚性の増
大は第１の燃焼帯３３に生ずる煙の消滅を保証する。
分割形態焼室１８を有する燃焼装置について本発明を記
載したけれども、円環形態焼室にも適用可能であること
は当然である。
載したけれども、円環形態焼室にも適用可能であること
は当然である。
本発明による燃焼装置はバイパス型航空ガスタービンエ
ンジンについて記載されたけれども、産業用および舶用
ガスタービンの用途に使用するのに特に適している。産
業用ガスタービンエンジンの場合、窒素酸化物の排出量
の減少が最重要課題であり、空燃比はそれに応じて選ば
れる。しかし、舶用ガスタービンエンジンの場合、煙の
除去の方がより重要であるので、舶用に使用するエンジ
ンは、前記のように煙放出量を低くするのに適した空燃
比が用いられるように設計される。
ンジンについて記載されたけれども、産業用および舶用
ガスタービンの用途に使用するのに特に適している。産
業用ガスタービンエンジンの場合、窒素酸化物の排出量
の減少が最重要課題であり、空燃比はそれに応じて選ば
れる。しかし、舶用ガスタービンエンジンの場合、煙の
除去の方がより重要であるので、舶用に使用するエンジ
ンは、前記のように煙放出量を低くするのに適した空燃
比が用いられるように設計される。
第１図は本発明による燃焼装置をそなえたガスタービン
エンジンの側断面図、 第２図は第１図に示すガスタービンエンジンの燃焼装置
の一部の側断面図である。 （外４名）
エンジンの側断面図、 第２図は第１図に示すガスタービンエンジンの燃焼装置
の一部の側断面図である。 （外４名）
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB8629468 | 1986-12-10 | ||
| GB8629468A GB2198518B (en) | 1986-12-10 | 1986-12-10 | Combustion apparatus for a gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63150515A true JPS63150515A (ja) | 1988-06-23 |
| JP2617495B2 JP2617495B2 (ja) | 1997-06-04 |
Family
ID=10608742
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62307347A Expired - Lifetime JP2617495B2 (ja) | 1986-12-10 | 1987-12-04 | ガスタービンエンジンの燃焼装置 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4893475A (ja) |
| JP (1) | JP2617495B2 (ja) |
| DE (1) | DE3741021C2 (ja) |
| FR (1) | FR2608258B1 (ja) |
| GB (1) | GB2198518B (ja) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5121608A (en) * | 1988-02-06 | 1992-06-16 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine fuel burner |
| US5996351A (en) * | 1997-07-07 | 1999-12-07 | General Electric Company | Rapid-quench axially staged combustor |
| GB9811577D0 (en) * | 1998-05-30 | 1998-07-29 | Rolls Royce Plc | A fuel injector |
| US6260359B1 (en) * | 1999-11-01 | 2001-07-17 | General Electric Company | Offset dilution combustor liner |
| US6928822B2 (en) * | 2002-05-28 | 2005-08-16 | Lytesyde, Llc | Turbine engine apparatus and method |
| US7926284B2 (en) * | 2006-11-30 | 2011-04-19 | Honeywell International Inc. | Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors |
| US8616004B2 (en) * | 2007-11-29 | 2013-12-31 | Honeywell International Inc. | Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors |
| US8127554B2 (en) * | 2007-11-29 | 2012-03-06 | Honeywell International Inc. | Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors |
| FR2982010B1 (fr) * | 2011-10-26 | 2013-11-08 | Snecma | Chambre de combustion annulaire dans une turbomachine |
| US9121613B2 (en) * | 2012-06-05 | 2015-09-01 | General Electric Company | Combustor with brief quench zone with slots |
| EP3059499B1 (en) * | 2013-10-18 | 2019-04-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Fuel injector |
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|---|---|---|---|---|
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Family Cites Families (10)
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| DE1934700B2 (de) * | 1969-07-09 | 1972-01-05 | Mtu Muenchen Gmbh | Brennstoffduese fuer gasturbinentriebwerke |
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