JPH04251118A - 希薄段を有する燃焼アセンブリ - Google Patents
希薄段を有する燃焼アセンブリInfo
- Publication number
- JPH04251118A JPH04251118A JP3094969A JP9496991A JPH04251118A JP H04251118 A JPH04251118 A JP H04251118A JP 3094969 A JP3094969 A JP 3094969A JP 9496991 A JP9496991 A JP 9496991A JP H04251118 A JPH04251118 A JP H04251118A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- combustion
- fuel
- pilot
- combustor
- liner
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 157
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 121
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 claims abstract description 43
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 39
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 23
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims description 16
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 15
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 13
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims description 6
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 claims description 5
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 claims 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 abstract description 14
- MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N nitrogen oxide Inorganic materials O=[N] MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 33
- MGWGWNFMUOTEHG-UHFFFAOYSA-N 4-(3,5-dimethylphenyl)-1,3-thiazol-2-amine Chemical compound CC1=CC(C)=CC(C=2N=C(N)SC=2)=C1 MGWGWNFMUOTEHG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- JCXJVPUVTGWSNB-UHFFFAOYSA-N nitrogen dioxide Inorganic materials O=[N]=O JCXJVPUVTGWSNB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 3
- 239000004215 Carbon black (E152) Substances 0.000 description 2
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 2
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 description 2
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N Carbon monoxide Chemical compound [O+]#[C-] UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 235000008694 Humulus lupulus Nutrition 0.000 description 1
- 244000025221 Humulus lupulus Species 0.000 description 1
- CBENFWSGALASAD-UHFFFAOYSA-N Ozone Chemical compound [O-][O+]=O CBENFWSGALASAD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 230000003190 augmentative effect Effects 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- CREMABGTGYGIQB-UHFFFAOYSA-N carbon carbon Chemical compound C.C CREMABGTGYGIQB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000011203 carbon fibre reinforced carbon Substances 0.000 description 1
- 229910002091 carbon monoxide Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 239000000779 smoke Substances 0.000 description 1
- 239000006200 vaporizer Substances 0.000 description 1
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
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
-
- 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
- F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (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
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、一般にガスタービン
エンジンに関し、特にＮＯｘ発生量を低減するのに有効
な燃焼アセンブリに関する。
エンジンに関し、特にＮＯｘ発生量を低減するのに有効
な燃焼アセンブリに関する。
【０００２】
【従来の技術】商用または民間航空機は通常、ジェット
Ａ燃料のような炭化水素燃料の燃焼から生じる排ガス生
成物を減らすように設計されている。排ガス生成物には
、煙の形態の炭化水素粒子、たとえば一酸化炭素や、窒
素酸化物（ＮＯｘ）、たとえば二酸化窒素（ＮＯ２ ）
が含まれる。ＮＯｘ生成物は、たとえば３０００°Ｆ（
１６４８°Ｃ）を越える比較的高い温度での燃焼から生
じることが、知られている。このような高温は、燃料を
化学量論的比に等しいかそれに近い燃／空比で燃焼させ
る場合に生じる。生成する排出物の量は、燃焼がこのよ
うな条件で起こる時間に正比例している。
Ａ燃料のような炭化水素燃料の燃焼から生じる排ガス生
成物を減らすように設計されている。排ガス生成物には
、煙の形態の炭化水素粒子、たとえば一酸化炭素や、窒
素酸化物（ＮＯｘ）、たとえば二酸化窒素（ＮＯ２ ）
が含まれる。ＮＯｘ生成物は、たとえば３０００°Ｆ（
１６４８°Ｃ）を越える比較的高い温度での燃焼から生
じることが、知られている。このような高温は、燃料を
化学量論的比に等しいかそれに近い燃／空比で燃焼させ
る場合に生じる。生成する排出物の量は、燃焼がこのよ
うな条件で起こる時間に正比例している。
【０００３】航空機を推進するためのエンジンに用いる
従来のガスタービンエンジン燃焼器は、通常、航空機の
エンジンの種々のパワー出力要求時、たとえば、航空機
エンジンのライトオフ（着火）、アイドル、離陸および
巡航モードの運転中に、種々の燃／空比が得られるよう
な、寸法および形状に設計されている。比較的低いパワ
ーモード、たとえばライトオフおよびアイドルモードで
は、燃焼を開始し、また燃焼の安定性を保つために、比
較的リッチ（濃厚）な燃／空比が望ましい。比較的高い
パワーモード、たとえば航空機エンジンの巡航運転では
、排ガス生成物を減らすために比較的リーン（希薄）な
燃／空比が望ましい。
従来のガスタービンエンジン燃焼器は、通常、航空機の
エンジンの種々のパワー出力要求時、たとえば、航空機
エンジンのライトオフ（着火）、アイドル、離陸および
巡航モードの運転中に、種々の燃／空比が得られるよう
な、寸法および形状に設計されている。比較的低いパワ
ーモード、たとえばライトオフおよびアイドルモードで
は、燃焼を開始し、また燃焼の安定性を保つために、比
較的リッチ（濃厚）な燃／空比が望ましい。比較的高い
パワーモード、たとえば航空機エンジンの巡航運転では
、排ガス生成物を減らすために比較的リーン（希薄）な
燃／空比が望ましい。
【０００４】たとえば、航空機ガスタービンエンジンが
作動する時間のうち大部分を占める巡航モードでは、通
常の燃焼器は、ドーム領域において大体化学量論的燃／
空比で燃焼を行うように設定されており、これは理論的
には完全燃焼を意味する。しかし、実際には、それにも
かかわらず排ガス生成物が生じ、通常の燃焼器には排ガ
ス生成物を減らす種々の手段が使用されている。
作動する時間のうち大部分を占める巡航モードでは、通
常の燃焼器は、ドーム領域において大体化学量論的燃／
空比で燃焼を行うように設定されており、これは理論的
には完全燃焼を意味する。しかし、実際には、それにも
かかわらず排ガス生成物が生じ、通常の燃焼器には排ガ
ス生成物を減らす種々の手段が使用されている。
【０００５】さらに、比較的高速かつ高高度での飛行を
予定している航空機には、性能およびパワー出力が一層
高いエンジンが必要である。エンジンサイクルの作動温
度を高くすることにより、この要求を満たすことができ
る。しかし、サイクル温度をこのように高くすると、燃
焼区域の温度が高くなり、ＮＯｘ排出物生成速度も高く
なる。したがって、通常のエンジンでは、ＮＯｘレベル
が増大し、このことは高高度では、オゾン層を破壊する
恐れがあり特に望ましくない。
予定している航空機には、性能およびパワー出力が一層
高いエンジンが必要である。エンジンサイクルの作動温
度を高くすることにより、この要求を満たすことができ
る。しかし、サイクル温度をこのように高くすると、燃
焼区域の温度が高くなり、ＮＯｘ排出物生成速度も高く
なる。したがって、通常のエンジンでは、ＮＯｘレベル
が増大し、このことは高高度では、オゾン層を破壊する
恐れがあり特に望ましくない。
【０００６】
【発明の目的】したがって、この発明の目的は、航空機
ガスタービンエンジン用の新規な改良された燃焼アセン
ブリを提供することにある。
ガスタービンエンジン用の新規な改良された燃焼アセン
ブリを提供することにある。
【０００７】この発明の別の目的は、ＮＯｘ発生量を低
減するのに有効な燃焼アセンブリを提供することにある
。
減するのに有効な燃焼アセンブリを提供することにある
。
【０００８】この発明の他の目的は、エンジンパワー条
件の広い範囲にわたって有効に作動する燃焼アセンブリ
を提供することにある。
件の広い範囲にわたって有効に作動する燃焼アセンブリ
を提供することにある。
【０００９】この発明のさらに他の目的は、比較的短く
、軽量な燃焼アセンブリを提供することにある。
、軽量な燃焼アセンブリを提供することにある。
【００１０】この発明のさらに他の目的は、燃焼器から
排出される燃焼ガスのプロフィールを制御する手段を有
する燃焼アセンブリを提供することにある。
排出される燃焼ガスのプロフィールを制御する手段を有
する燃焼アセンブリを提供することにある。
【００１１】
【発明の概要】この発明の燃焼アセンブリは、内側およ
び外側ライナー、およびこれらのライナー間に配置され
たパイロット段およびメイン段燃焼手段を有する燃焼器
を含む。タービンノズルが燃焼器の内側および外側ライ
ナーの下流端に連結されている。メイン段燃焼手段をタ
ービンノズルに密接連結して、メイン段燃焼ガスの燃焼
滞留時間を短くし、これによりＮＯｘ発生量を少なくす
る。この発明の好適な実施例では、燃焼アセンブリは、
燃料吐出し穴を有する複数の円周方向に離間した中空の
保炎器と、その半径方向外方に配置された複数の円周方
向に離間した第１および第２燃料噴射器および空気スワ
ラーとを含む。パイロット段燃焼を第１および第２燃料
噴射器および空気スワラーの下流で行い、メイン段燃焼
を保炎器の下流で行う。保炎器を第１および第２燃料噴
射器および空気スワラーの下流に配置し、かつタービン
ノズルに密接連結して燃焼滞留時間を短くする。
び外側ライナー、およびこれらのライナー間に配置され
たパイロット段およびメイン段燃焼手段を有する燃焼器
を含む。タービンノズルが燃焼器の内側および外側ライ
ナーの下流端に連結されている。メイン段燃焼手段をタ
ービンノズルに密接連結して、メイン段燃焼ガスの燃焼
滞留時間を短くし、これによりＮＯｘ発生量を少なくす
る。この発明の好適な実施例では、燃焼アセンブリは、
燃料吐出し穴を有する複数の円周方向に離間した中空の
保炎器と、その半径方向外方に配置された複数の円周方
向に離間した第１および第２燃料噴射器および空気スワ
ラーとを含む。パイロット段燃焼を第１および第２燃料
噴射器および空気スワラーの下流で行い、メイン段燃焼
を保炎器の下流で行う。保炎器を第１および第２燃料噴
射器および空気スワラーの下流に配置し、かつタービン
ノズルに密接連結して燃焼滞留時間を短くする。
【００１２】この発明を特徴付ける新規な事項は、特許
請求の範囲に記載した通りである。この発明の構成をそ
の目的および効果とともにさらによく理解できるように
、以下にこの発明の好適な実施例を図面を参照しながら
説明する。
請求の範囲に記載した通りである。この発明の構成をそ
の目的および効果とともにさらによく理解できるように
、以下にこの発明の好適な実施例を図面を参照しながら
説明する。
【００１３】
【具体的な構成】図１は、航空機に、たとえばライトオ
フ、アイドル、離陸、巡航および進入を含む通常の運転
モードの間動力を与えるためのオーグメンタ（アフター
バーナ）付きターボファン・ガスタービンエンジン１０
を示す。このエンジン１０は、航空機を、たとえば約６
０，０００フィート（１８．３ｋｍ）以下の高度でマッ
ハ２．２−２．７の範囲の比較的高速で推進するのに有
効である。エンジン１０には、その長さ方向中心軸線１
２のまわりに同心的にかつ直流関係で、外部空気１６を
受け取る通常の入口１４、通常のファン１８、および通
常の高圧圧縮機（ＨＰＣ＝ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒ
ｅ ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ）２０が配置されている。 そしてＨＰＣ２０と流れ連通関係で、この発明の好適な
実施例による希薄段付き燃焼アセンブリ２２が配置され
ている。燃焼アセンブリ２２はＨＰＣ２０と流れ連通関
係にあるディフューザ２４、それに続く燃焼器２６およ
びタービンノズル２８を含む。
フ、アイドル、離陸、巡航および進入を含む通常の運転
モードの間動力を与えるためのオーグメンタ（アフター
バーナ）付きターボファン・ガスタービンエンジン１０
を示す。このエンジン１０は、航空機を、たとえば約６
０，０００フィート（１８．３ｋｍ）以下の高度でマッ
ハ２．２−２．７の範囲の比較的高速で推進するのに有
効である。エンジン１０には、その長さ方向中心軸線１
２のまわりに同心的にかつ直流関係で、外部空気１６を
受け取る通常の入口１４、通常のファン１８、および通
常の高圧圧縮機（ＨＰＣ＝ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒ
ｅ ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ）２０が配置されている。 そしてＨＰＣ２０と流れ連通関係で、この発明の好適な
実施例による希薄段付き燃焼アセンブリ２２が配置され
ている。燃焼アセンブリ２２はＨＰＣ２０と流れ連通関
係にあるディフューザ２４、それに続く燃焼器２６およ
びタービンノズル２８を含む。
【００１４】タービンノズル２８の下流にかつそれと流
れ連通関係で、通常の高圧タービン（ＨＰＴ＝ｈｉｇｈ
ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｔｕｒｂｉｎｅ）３０が配置
され、ＨＰＴ３０はＨＰＣ２０を両者間に延在する通常
の第１シャフト３２を介して駆動する。通常の低圧ター
ビン（ＬＰＴ＝ｌｏｗ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｔｕｒ
ｂｉｎｅ）３４がＨＰＴ３０の下流にかつそれと流れ連
通関係で配置され、ファン１８を両者間に延在する通常
の第２シャフト３６を介して駆動する。通常のバイパス
ダクト３８は、ＨＰＣ２０、燃焼アセンブリ２２、ＨＰ
Ｔ３０およびＬＰＴ３４を包囲し、ファン１８で圧縮し
た外部空気１６の一部をバイパス空気４０として案内す
る。
れ連通関係で、通常の高圧タービン（ＨＰＴ＝ｈｉｇｈ
ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｔｕｒｂｉｎｅ）３０が配置
され、ＨＰＴ３０はＨＰＣ２０を両者間に延在する通常
の第１シャフト３２を介して駆動する。通常の低圧ター
ビン（ＬＰＴ＝ｌｏｗ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｔｕｒ
ｂｉｎｅ）３４がＨＰＴ３０の下流にかつそれと流れ連
通関係で配置され、ファン１８を両者間に延在する通常
の第２シャフト３６を介して駆動する。通常のバイパス
ダクト３８は、ＨＰＣ２０、燃焼アセンブリ２２、ＨＰ
Ｔ３０およびＬＰＴ３４を包囲し、ファン１８で圧縮し
た外部空気１６の一部をバイパス空気４０として案内す
る。
【００１５】空気１６のバイパスされない部分をＨＰＣ
２０に導き、ＨＰＣ２０は比較的高温の圧縮空気４２を
発生し、それをディフューザ２４に吐出す。後でさらに
詳しく説明するように、圧縮空気４２を燃焼器２６で燃
料と混合し、点火し、燃焼ガス４４を発生し、それをＨ
ＰＴ３０およびＬＰＴ３４に通し、そしてＬＰＴ３４か
ら下流に延在する通常のアフターバーナまたはオーグメ
ンタ４６に吐出す。オーグメンタ４６は必須ではなく、
特定のエンジンサイクルに必要ならエンジン１０に組み
込めばよい。
２０に導き、ＨＰＣ２０は比較的高温の圧縮空気４２を
発生し、それをディフューザ２４に吐出す。後でさらに
詳しく説明するように、圧縮空気４２を燃焼器２６で燃
料と混合し、点火し、燃焼ガス４４を発生し、それをＨ
ＰＴ３０およびＬＰＴ３４に通し、そしてＬＰＴ３４か
ら下流に延在する通常のアフターバーナまたはオーグメ
ンタ４６に吐出す。オーグメンタ４６は必須ではなく、
特定のエンジンサイクルに必要ならエンジン１０に組み
込めばよい。
【００１６】ドライモードの運転では、アフターバーナ
４６を付勢せず、燃焼ガス４４は単にアフターバーナ４
６を通過するだけである。ウェット（付勢）モードの運
転では、通常の燃料噴射器兼保炎器アセンブリ４８で追
加の燃料を燃焼ガス４４およびバイパス空気４０と混合
し、点火してエンジン１０からの追加のスラスト（推力
）を発生する。燃焼ガス４４をエンジン１０から、アフ
ターバーナ４６から下流に延在する通常の可変面積排気
ノズル５０を通して排出する。
４６を付勢せず、燃焼ガス４４は単にアフターバーナ４
６を通過するだけである。ウェット（付勢）モードの運
転では、通常の燃料噴射器兼保炎器アセンブリ４８で追
加の燃料を燃焼ガス４４およびバイパス空気４０と混合
し、点火してエンジン１０からの追加のスラスト（推力
）を発生する。燃焼ガス４４をエンジン１０から、アフ
ターバーナ４６から下流に延在する通常の可変面積排気
ノズル５０を通して排出する。
【００１７】図２に、この発明の好適な実施例による燃
焼アセンブリ２２を具体的に示す。燃焼アセンブリ２２
は、上流端５２ａおよび下流端５２ｂを有する環状燃焼
器外側ライナー５２と、それから半径方向内方に離間し
た、上流端５４ａおよび下流端５４ｂを有する環状燃焼
器内側ライナー５４とを含む。燃焼アセンブリ２２はさ
らに、燃焼器２６に導かれた圧縮空気４２のパイロット
部分６２を用いて、上記内側および外側ライナー５２お
よび５４間でパイロット燃料／空気混合気５８のパイロ
ット段燃焼を行ってパイロット段燃焼ガス６０を発生す
るパイロット段燃焼手段５６を含む。パイロット燃料／
空気混合気５８に点火するための通常の点火装置６４（
単数または複数）が、外側ライナー５２を貫通して設け
られている。
焼アセンブリ２２を具体的に示す。燃焼アセンブリ２２
は、上流端５２ａおよび下流端５２ｂを有する環状燃焼
器外側ライナー５２と、それから半径方向内方に離間し
た、上流端５４ａおよび下流端５４ｂを有する環状燃焼
器内側ライナー５４とを含む。燃焼アセンブリ２２はさ
らに、燃焼器２６に導かれた圧縮空気４２のパイロット
部分６２を用いて、上記内側および外側ライナー５２お
よび５４間でパイロット燃料／空気混合気５８のパイロ
ット段燃焼を行ってパイロット段燃焼ガス６０を発生す
るパイロット段燃焼手段５６を含む。パイロット燃料／
空気混合気５８に点火するための通常の点火装置６４（
単数または複数）が、外側ライナー５２を貫通して設け
られている。
【００１８】燃焼アセンブリ２２はさらに、パイロット
空気部分６２より著しく多い圧縮空気４２のメイン（主
要）部分７２を用いて、内側および外側ライナー５２お
よび５４間で希薄なメイン燃料／空気混合気６８のメイ
ン段燃焼を行ってメイン段燃焼ガス７０を発生するメイ
ン段燃焼手段６６を含む。このメイン段燃焼手段６６は
、パイロット段燃焼手段５６の下流にそれと流れ連通関
係で配置されている。タービンノズル２８は、燃焼器ラ
イナの下流端５２ｂおよび５４ｂに通常通り作動連結さ
れ、ライナーとの熱膨張・収縮差を吸収するようになっ
ており、ライナーの下流端５２ｂおよび５４ｂ間に半径
方向に延在する複数の通常のノズルベーン７４が円周方
向に間隔をあけて配置されている。この発明の特徴に従
って、メイン段燃焼手段６６をタービンノズル２８に密
接連結し、メイン段燃焼ガス７０の燃焼滞留時間を比較
的短くし、これによりＮＯｘ発生量を少なくする。
空気部分６２より著しく多い圧縮空気４２のメイン（主
要）部分７２を用いて、内側および外側ライナー５２お
よび５４間で希薄なメイン燃料／空気混合気６８のメイ
ン段燃焼を行ってメイン段燃焼ガス７０を発生するメイ
ン段燃焼手段６６を含む。このメイン段燃焼手段６６は
、パイロット段燃焼手段５６の下流にそれと流れ連通関
係で配置されている。タービンノズル２８は、燃焼器ラ
イナの下流端５２ｂおよび５４ｂに通常通り作動連結さ
れ、ライナーとの熱膨張・収縮差を吸収するようになっ
ており、ライナーの下流端５２ｂおよび５４ｂ間に半径
方向に延在する複数の通常のノズルベーン７４が円周方
向に間隔をあけて配置されている。この発明の特徴に従
って、メイン段燃焼手段６６をタービンノズル２８に密
接連結し、メイン段燃焼ガス７０の燃焼滞留時間を比較
的短くし、これによりＮＯｘ発生量を少なくする。
【００１９】さらに詳しく説明すると、メイン段燃焼手
段６６は燃焼器２６内に、同手段６６がタービンノズル
２８に比較的近接するように配置、すなわち密接連され
ており、したがって燃焼器２６内でのそしてタービンノ
ズル２８より大体上流でのメイン燃焼ガス７０の燃焼期
間は、通常の燃焼器−ノズル配列での滞留時間より短い
滞留時間内に起こる。燃焼滞留時間は、主としてタービ
ンノズル２８より上流の燃焼器２６内でのメイン燃焼ガ
ス７０の燃焼過程の期間である。したがって、燃焼ガス
７０をタービンノズル２８に比較的迅速に導くので、通
常ノズルベーン７４で燃焼ガスを加速する構成のタービ
ンノズル２８において、タービンノズル２８内の燃焼ガ
ス７０の静的温度が比較的迅速に低下し、ＮＯｘ生成反
応を効果的に停止させる。
段６６は燃焼器２６内に、同手段６６がタービンノズル
２８に比較的近接するように配置、すなわち密接連され
ており、したがって燃焼器２６内でのそしてタービンノ
ズル２８より大体上流でのメイン燃焼ガス７０の燃焼期
間は、通常の燃焼器−ノズル配列での滞留時間より短い
滞留時間内に起こる。燃焼滞留時間は、主としてタービ
ンノズル２８より上流の燃焼器２６内でのメイン燃焼ガ
ス７０の燃焼過程の期間である。したがって、燃焼ガス
７０をタービンノズル２８に比較的迅速に導くので、通
常ノズルベーン７４で燃焼ガスを加速する構成のタービ
ンノズル２８において、タービンノズル２８内の燃焼ガ
ス７０の静的温度が比較的迅速に低下し、ＮＯｘ生成反
応を効果的に停止させる。
【００２０】燃焼器２６の燃焼サイクルは、ＮＯｘ発生
量を減らすために、燃焼器２６内の燃焼ガス７０の名目
温度が大体３０００°Ｆ（１６４９°Ｃ）を越えないよ
うに選択する。周知のように、約３０００°Ｆ（１６４
９°Ｃ）より高い燃焼温度ではＮＯｘの発生がかなりな
濃度で起こり、したがって、最高燃焼温度を大体その値
以下に限定するのが望ましい。しかし、エンジン１０の
総合的運転効率を改善するためには、燃焼サイクルを、
通常のサイクルと比較して、燃焼器入口温度が比較的高
く、燃焼ガス７０の温度が比較的高くなるように選ぶ。 燃焼ガス７０の燃焼器出口温度約３０００°Ｆ（１６４
９°Ｃ）に対して、ＨＰＣ２０は、１２５０°Ｆ（６７
７°Ｃ）程度の温度の圧縮空気４２を発生するような構
成とされ、この温度は燃焼器入口温度を表わす。
量を減らすために、燃焼器２６内の燃焼ガス７０の名目
温度が大体３０００°Ｆ（１６４９°Ｃ）を越えないよ
うに選択する。周知のように、約３０００°Ｆ（１６４
９°Ｃ）より高い燃焼温度ではＮＯｘの発生がかなりな
濃度で起こり、したがって、最高燃焼温度を大体その値
以下に限定するのが望ましい。しかし、エンジン１０の
総合的運転効率を改善するためには、燃焼サイクルを、
通常のサイクルと比較して、燃焼器入口温度が比較的高
く、燃焼ガス７０の温度が比較的高くなるように選ぶ。 燃焼ガス７０の燃焼器出口温度約３０００°Ｆ（１６４
９°Ｃ）に対して、ＨＰＣ２０は、１２５０°Ｆ（６７
７°Ｃ）程度の温度の圧縮空気４２を発生するような構
成とされ、この温度は燃焼器入口温度を表わす。
【００２１】さらに、上述したように、メイン段燃焼手
段６６をタービンノズル２８に密接連結して滞留時間を
比較的短くすることにより、ＮＯｘ発生量をさらに少な
くする。実験によれば、この発明は、燃焼滞留時間を、
通常の燃焼器−ノズル配列での滞留時間の大体半分以下
の約３ｍｓｅｃ．以下にするような寸法および形状とす
ることができる。また実験によれば、滞留時間を約１ｍ
ｓｅｃ．以下まで下げると、ＮＯｘ発生量を燃焼燃料１
ｋｇ当たり約５ｇのレベルに下げることができる。した
がって、燃焼ガス７０をノズル２８に比較的すぐに供給
することにより、ノズル２８は、燃焼ガス７０の静的温
度を低下し、これにより温度の低下がなければ起こるで
あろうＮＯｘの発生を軽減または抑制する作用をなす。
段６６をタービンノズル２８に密接連結して滞留時間を
比較的短くすることにより、ＮＯｘ発生量をさらに少な
くする。実験によれば、この発明は、燃焼滞留時間を、
通常の燃焼器−ノズル配列での滞留時間の大体半分以下
の約３ｍｓｅｃ．以下にするような寸法および形状とす
ることができる。また実験によれば、滞留時間を約１ｍ
ｓｅｃ．以下まで下げると、ＮＯｘ発生量を燃焼燃料１
ｋｇ当たり約５ｇのレベルに下げることができる。した
がって、燃焼ガス７０をノズル２８に比較的すぐに供給
することにより、ノズル２８は、燃焼ガス７０の静的温
度を低下し、これにより温度の低下がなければ起こるで
あろうＮＯｘの発生を軽減または抑制する作用をなす。
【００２２】図２に戻って、この発明による燃焼アセン
ブリ２２の細部を説明する。ＨＰＣ２０はその最終段と
して円周方向に間隔をあけた複数の通常の出口ブレード
７６を含む。ディフューザ２４は、燃焼器２６のすぐ上
流に配置され、半径方向に離間した第１、第２および第
３拡散チャンネル７８、８０および８２を含み、これら
のチャンネルは圧縮空気４２の速度を減少させる一方、
その静圧を増加する作用をなす。
ブリ２２の細部を説明する。ＨＰＣ２０はその最終段と
して円周方向に間隔をあけた複数の通常の出口ブレード
７６を含む。ディフューザ２４は、燃焼器２６のすぐ上
流に配置され、半径方向に離間した第１、第２および第
３拡散チャンネル７８、８０および８２を含み、これら
のチャンネルは圧縮空気４２の速度を減少させる一方、
その静圧を増加する作用をなす。
【００２３】パイロット段燃焼手段５６は、上流端８４
ａおよび下流端８４ｂを有するパイロット燃焼器第１ラ
イナー８４を含み、この第１ライナー８４は外側ライナ
ー５２から離間して相互間に第１パイロット燃焼区域８
６を画定する。パイロット段燃焼手段５６は、上流端８
８ａおよび下流端８８ｂを有するパイロット燃焼器第２
ライナー８８も含み、この第２ライナー８８は内側ライ
ナー５４から離間して相互間に第２パイロット燃焼区域
９０を画定する。円周方向に間隔をあけた複数の通常の
第１燃料噴射器９２および対応する通常の第１空気スワ
ラー９４が、第１ライナー８４および外側ライナー５２
の上流端８４ａおよび５２ａ間に延在する。また、円周
方向に間隔をあけた複数の通常の第２燃料噴射器９６お
よび対応する通常の第２空気スワラー９８が、第２ライ
ナー８８および内側ライナー５４の上流端８８ａおよび
５４ａ間に延在する。
ａおよび下流端８４ｂを有するパイロット燃焼器第１ラ
イナー８４を含み、この第１ライナー８４は外側ライナ
ー５２から離間して相互間に第１パイロット燃焼区域８
６を画定する。パイロット段燃焼手段５６は、上流端８
８ａおよび下流端８８ｂを有するパイロット燃焼器第２
ライナー８８も含み、この第２ライナー８８は内側ライ
ナー５４から離間して相互間に第２パイロット燃焼区域
９０を画定する。円周方向に間隔をあけた複数の通常の
第１燃料噴射器９２および対応する通常の第１空気スワ
ラー９４が、第１ライナー８４および外側ライナー５２
の上流端８４ａおよび５２ａ間に延在する。また、円周
方向に間隔をあけた複数の通常の第２燃料噴射器９６お
よび対応する通常の第２空気スワラー９８が、第２ライ
ナー８８および内側ライナー５４の上流端８８ａおよび
５４ａ間に延在する。
【００２４】図２−４を参照すると、メイン段燃焼手段
６６は、第１および第２ライナー８４および８８の下流
端８４ｂおよび８８ｂ間に配置され、そこから下流に延
在する。さらに詳しくは、メイン段燃焼手段６６は、そ
れぞれ上流端１００ａおよび下流端１００ｂを有する複
数の中空な大体Ｖ形の第１保炎器１００を含む。メイン
段燃焼手段６６は、円周方向に離間され、それぞれ上流
端１０２ａおよび下流端１０２ｂを有する複数の中空な
大体Ｖ形の第２保炎器１０２も含む。第１および第２保
炎器１００および１０２それぞれには、その内部と流れ
連通した複数の燃料吐出し穴１０４が長さ方向に間隔を
あけて設けられている。
６６は、第１および第２ライナー８４および８８の下流
端８４ｂおよび８８ｂ間に配置され、そこから下流に延
在する。さらに詳しくは、メイン段燃焼手段６６は、そ
れぞれ上流端１００ａおよび下流端１００ｂを有する複
数の中空な大体Ｖ形の第１保炎器１００を含む。メイン
段燃焼手段６６は、円周方向に離間され、それぞれ上流
端１０２ａおよび下流端１０２ｂを有する複数の中空な
大体Ｖ形の第２保炎器１０２も含む。第１および第２保
炎器１００および１０２それぞれには、その内部と流れ
連通した複数の燃料吐出し穴１０４が長さ方向に間隔を
あけて設けられている。
【００２５】燃料１０８を保炎器１００および１０２に
案内する手段１０６が設けられている。１実施例では、
燃料案内手段１０６として、第１環状マニホルド１１０
が、第１ライナーの下流端８４ｂから延在し、第１保炎
器１００の上流端１００ａと流れ連通関係で配置されて
いる。また、燃料１０８を受け取る第２環状マニホルド
１１２が、第２ライナーの下流端８８ｂから延在し、第
２保炎器１０２の上流端１０２ａと流れ連通関係で配置
されている。第１および第２保炎器１００および１０２
は、環状支持リング１１４によりそれぞれの下流端１０
０ｂおよび１０２ｂで相互連結されている。別の実施例
では、リング１１４を、第１および第２保炎器１００お
よび１０２両方と流れ連通するマニホルド兼保炎器とす
ることができる。
案内する手段１０６が設けられている。１実施例では、
燃料案内手段１０６として、第１環状マニホルド１１０
が、第１ライナーの下流端８４ｂから延在し、第１保炎
器１００の上流端１００ａと流れ連通関係で配置されて
いる。また、燃料１０８を受け取る第２環状マニホルド
１１２が、第２ライナーの下流端８８ｂから延在し、第
２保炎器１０２の上流端１０２ａと流れ連通関係で配置
されている。第１および第２保炎器１００および１０２
は、環状支持リング１１４によりそれぞれの下流端１０
０ｂおよび１０２ｂで相互連結されている。別の実施例
では、リング１１４を、第１および第２保炎器１００お
よび１０２両方と流れ連通するマニホルド兼保炎器とす
ることができる。
【００２６】燃料案内手段１０６はさらに、２つの環状
供給マニホルド１１６を含み、これらのマニホルド１１
６は、外側ライナー５２および内側ライナー５４と同心
で、第１および第２マニホルド１１０および１１２と流
れ連通関係で連結された通常の燃料導管１１８を含む。 燃料案内手段１０６は、環状でないマニホルド１１６を
用いる別の形態とすることもでき、燃料を保炎器１００
および１０２に供給することができれば、所望に応じて
他の配置とすることもできる。
供給マニホルド１１６を含み、これらのマニホルド１１
６は、外側ライナー５２および内側ライナー５４と同心
で、第１および第２マニホルド１１０および１１２と流
れ連通関係で連結された通常の燃料導管１１８を含む。 燃料案内手段１０６は、環状でないマニホルド１１６を
用いる別の形態とすることもでき、燃料を保炎器１００
および１０２に供給することができれば、所望に応じて
他の配置とすることもできる。
【００２７】この発明の好適な実施例によれば、燃料１
０８を第１および第２マニホルド１１０および１１２に
、液体または噴霧形態いずれでもなく、蒸気形態で供給
するのが好ましいが、この発明の別の実施例では、その
ような他の形態を使用することもできる。したがって、
燃料案内手段１０６はさらに、通常の熱交換器または気
化器１２０を含み、この熱交換器１２０は通常通り抽気
導管１２２を介してＨＰＣ２０に連結され、比較的高温
の圧縮空気４２の一部を受け取る。熱交換器１２０は、
通常通り供給導管１２４を介して通常の液体燃料供給／
制御手段１２６にも連結され、液体形態の燃料１０８を
受け取る。こうして、通常通り、液体燃料１０８を熱交
換器１２０に導き、そこで圧縮空気４２で加熱して、燃
料１０８を気化し、すなわち蒸気燃料１０８ａとし、こ
れをつぎに通常通り、熱交換器１２０に連結された供給
マニホルド１１６に導く。熱交換器１２０で燃料１０８
を加熱した圧縮空気４２は、その結果温度が低下し、熱
交換器１２０から出口導管１２８を経て排出され、その
後、通常通りＨＰＴ３０、たとえばＨＰＴの第１段のブ
レード１３０を冷却するのに使用することができる。
０８を第１および第２マニホルド１１０および１１２に
、液体または噴霧形態いずれでもなく、蒸気形態で供給
するのが好ましいが、この発明の別の実施例では、その
ような他の形態を使用することもできる。したがって、
燃料案内手段１０６はさらに、通常の熱交換器または気
化器１２０を含み、この熱交換器１２０は通常通り抽気
導管１２２を介してＨＰＣ２０に連結され、比較的高温
の圧縮空気４２の一部を受け取る。熱交換器１２０は、
通常通り供給導管１２４を介して通常の液体燃料供給／
制御手段１２６にも連結され、液体形態の燃料１０８を
受け取る。こうして、通常通り、液体燃料１０８を熱交
換器１２０に導き、そこで圧縮空気４２で加熱して、燃
料１０８を気化し、すなわち蒸気燃料１０８ａとし、こ
れをつぎに通常通り、熱交換器１２０に連結された供給
マニホルド１１６に導く。熱交換器１２０で燃料１０８
を加熱した圧縮空気４２は、その結果温度が低下し、熱
交換器１２０から出口導管１２８を経て排出され、その
後、通常通りＨＰＴ３０、たとえばＨＰＴの第１段のブ
レード１３０を冷却するのに使用することができる。
【００２８】図２および図３を考慮しながら図４に注目
すると、保炎器１００および１０２はそれぞれ、Ｖ形断
面をもち、上流方向に向いた頂点１３２と２つの傾斜し
た側面１３４を有し、側面１３４それぞれには複数の燃
料吐出し穴１０４が、保炎器１００および１０２それぞ
れに沿って長さ方向に間隔をあけて配置されている。好
ましくは、燃料穴１０４を側面１３４に配置し、圧縮空
気のメイン（主要）部分７２に対して上流方向に向けこ
うして圧縮空気との混合を良好にし、また燃料穴１０４
からの蒸気燃料１０８ａをそこに流れる圧縮空気のメイ
ン部分７２と混合することにより形成されるメイン燃料
／空気混合気６８の自動着火の可能性を減じる。
すると、保炎器１００および１０２はそれぞれ、Ｖ形断
面をもち、上流方向に向いた頂点１３２と２つの傾斜し
た側面１３４を有し、側面１３４それぞれには複数の燃
料吐出し穴１０４が、保炎器１００および１０２それぞ
れに沿って長さ方向に間隔をあけて配置されている。好
ましくは、燃料穴１０４を側面１３４に配置し、圧縮空
気のメイン（主要）部分７２に対して上流方向に向けこ
うして圧縮空気との混合を良好にし、また燃料穴１０４
からの蒸気燃料１０８ａをそこに流れる圧縮空気のメイ
ン部分７２と混合することにより形成されるメイン燃料
／空気混合気６８の自動着火の可能性を減じる。
【００２９】燃焼器２６の第１および第２保炎器１００
および１０２より下流の領域は、図２に示すように、メ
イン燃焼区域１３６を画定し、ここにメイン燃焼ガス７
０を発生し、案内する。第１および第２マニホルド１１
０および１１２を第１および第２パイロットライナー８
４および８８にそれぞれ連接して、第１および第２パイ
ロット燃焼区域８６および９０とタービンノズル２８と
の間にメイン燃焼区域１３６を画定する。好ましくは、
第１および第２保炎器１００および１０２を半径方向内
方へかつ下流方向へ傾斜させ、こうして第１および第２
パイロット燃焼区域８６および９０をメイン燃焼区域１
３６と流れ連通関係に置き、メイン燃料／空気混合気６
８を着火するのに適当なパイロット燃焼ガス６０を得る
。さらに、第１および第２保炎器１００および１０２を
このように傾斜させるのは、保炎器１００および１０２
の熱膨張・収縮差をその曲げにより吸収するためである
。
および１０２より下流の領域は、図２に示すように、メ
イン燃焼区域１３６を画定し、ここにメイン燃焼ガス７
０を発生し、案内する。第１および第２マニホルド１１
０および１１２を第１および第２パイロットライナー８
４および８８にそれぞれ連接して、第１および第２パイ
ロット燃焼区域８６および９０とタービンノズル２８と
の間にメイン燃焼区域１３６を画定する。好ましくは、
第１および第２保炎器１００および１０２を半径方向内
方へかつ下流方向へ傾斜させ、こうして第１および第２
パイロット燃焼区域８６および９０をメイン燃焼区域１
３６と流れ連通関係に置き、メイン燃料／空気混合気６
８を着火するのに適当なパイロット燃焼ガス６０を得る
。さらに、第１および第２保炎器１００および１０２を
このように傾斜させるのは、保炎器１００および１０２
の熱膨張・収縮差をその曲げにより吸収するためである
。
【００３０】この発明の好適な実施例では、ディフュー
ザ２４およびパイロット段燃焼手段５６の寸法および形
状は、パイロット段燃焼手段５６が、燃焼器２６に供給
される全圧縮空気４２の約１０％以下、たとえば約１０
％に相当する圧縮空気パイロット部分６２を使用し、そ
してメイン段燃焼手段６６が、全圧縮空気４２の残り、
たとえば約９０％を圧縮空気メイン部分７２として使用
するように、設定する。たとえば、ディフューザ２４の
形状は、第１および第３拡散チャンネル７８および８２
が半径方向外方へ傾斜し、パイロット空気部分６２をパ
イロット段燃焼手段５６の第１および第２空気スワラー
９４および９８と大体同延にかつ同心に排出し、したが
って各スワラーが全圧縮空気４２の約５％を受け取るよ
うに、設定する。また、第２拡散チャンネル８０は、圧
縮空気メイン部分７２を第１および第２保炎器１００お
よび１０２両方と同延にかつ同心に排出する発散チャン
ネルを構成するような形状とする。
ザ２４およびパイロット段燃焼手段５６の寸法および形
状は、パイロット段燃焼手段５６が、燃焼器２６に供給
される全圧縮空気４２の約１０％以下、たとえば約１０
％に相当する圧縮空気パイロット部分６２を使用し、そ
してメイン段燃焼手段６６が、全圧縮空気４２の残り、
たとえば約９０％を圧縮空気メイン部分７２として使用
するように、設定する。たとえば、ディフューザ２４の
形状は、第１および第３拡散チャンネル７８および８２
が半径方向外方へ傾斜し、パイロット空気部分６２をパ
イロット段燃焼手段５６の第１および第２空気スワラー
９４および９８と大体同延にかつ同心に排出し、したが
って各スワラーが全圧縮空気４２の約５％を受け取るよ
うに、設定する。また、第２拡散チャンネル８０は、圧
縮空気メイン部分７２を第１および第２保炎器１００お
よび１０２両方と同延にかつ同心に排出する発散チャン
ネルを構成するような形状とする。
【００３１】運転時には、液体燃料供給手段１２６から
液体燃料１０８を、通常の導管１３８を通して第１およ
び第２燃料噴射器９２および９６両方に供給し、パイロ
ット空気部分６２と混合してパイロット燃料／空気混合
気５８を生成する。パイロット混合気５８は、ライトオ
フおよび燃焼ガス６０の安定性を許容範囲内とするため
に全圧縮空気４２の比較的少量を使用するので、比較的
リッチ（濃厚）である。たとえば、巡航条件で航空機を
推進するエンジン１０の燃焼器２６の大パワー運転時に
は、熱交換器１２０から気化した燃料１０８ａを第１お
よび第２マニホルド１１０および１１２に供給し、気化
燃料１０８ａを保炎器１００および１０２に導き、吐出
し穴１０４から噴射する。
液体燃料１０８を、通常の導管１３８を通して第１およ
び第２燃料噴射器９２および９６両方に供給し、パイロ
ット空気部分６２と混合してパイロット燃料／空気混合
気５８を生成する。パイロット混合気５８は、ライトオ
フおよび燃焼ガス６０の安定性を許容範囲内とするため
に全圧縮空気４２の比較的少量を使用するので、比較的
リッチ（濃厚）である。たとえば、巡航条件で航空機を
推進するエンジン１０の燃焼器２６の大パワー運転時に
は、熱交換器１２０から気化した燃料１０８ａを第１お
よび第２マニホルド１１０および１１２に供給し、気化
燃料１０８ａを保炎器１００および１０２に導き、吐出
し穴１０４から噴射する。
【００３２】好適な実施例では、メイン燃料／空気混合
気６８の当量比を約０．７５以下、さらに好ましくは約
０．５−０．７５の範囲とする。ここで、当量比はメイ
ン燃料／空気混合気６８の燃／空比を化学量論的燃／空
比で割った値である。通常のガスタービンエンジン燃焼
器の当量比はドーム内で約１．０であるが、この発明の
好適な実施例での当量比約０．７５以下では、メイン燃
焼区域１３６で燃焼させるのに適当な比較的リーン（希
薄）な燃料／空気混合気６８が得られる。メイン段燃焼
手段６６に圧縮空気４２の９０％以上を使用するので、
またメイン燃料／空気混合気６８が比較的リーンである
ので、ＮＯｘ発生量を含めた排ガス発生量を減らすこと
ができる。
気６８の当量比を約０．７５以下、さらに好ましくは約
０．５−０．７５の範囲とする。ここで、当量比はメイ
ン燃料／空気混合気６８の燃／空比を化学量論的燃／空
比で割った値である。通常のガスタービンエンジン燃焼
器の当量比はドーム内で約１．０であるが、この発明の
好適な実施例での当量比約０．７５以下では、メイン燃
焼区域１３６で燃焼させるのに適当な比較的リーン（希
薄）な燃料／空気混合気６８が得られる。メイン段燃焼
手段６６に圧縮空気４２の９０％以上を使用するので、
またメイン燃料／空気混合気６８が比較的リーンである
ので、ＮＯｘ発生量を含めた排ガス発生量を減らすこと
ができる。
【００３３】ジェットＡ燃料を使用した場合、燃焼アセ
ンブリ２２は、燃焼器の巡航パワー運転中、燃焼器２６
から排出されるパイロットおよびメイン段燃焼ガス６０
および７０のＮＯｘ発生量を、燃焼器２６に導かれた圧
縮空気４２の入口温度が約１２５０°Ｆ（６７７°Ｃ）
で、燃焼ガス７０の温度が約３０００°Ｆ（１６４９°
Ｃ）以下であるとき、ジェットＡ燃料１ｋｇ当りＮＯ２
約５ｇ以下のレベルに低減するように設定することが
できる。燃料と空気の混合を促進して大体均一な比較的
低い当量比を得るために、また燃料／空気混合気６８の
自動着火の可能性を抑えるために、燃料１０８を蒸気状
態とするのが好ましい。
ンブリ２２は、燃焼器の巡航パワー運転中、燃焼器２６
から排出されるパイロットおよびメイン段燃焼ガス６０
および７０のＮＯｘ発生量を、燃焼器２６に導かれた圧
縮空気４２の入口温度が約１２５０°Ｆ（６７７°Ｃ）
で、燃焼ガス７０の温度が約３０００°Ｆ（１６４９°
Ｃ）以下であるとき、ジェットＡ燃料１ｋｇ当りＮＯ２
約５ｇ以下のレベルに低減するように設定することが
できる。燃料と空気の混合を促進して大体均一な比較的
低い当量比を得るために、また燃料／空気混合気６８の
自動着火の可能性を抑えるために、燃料１０８を蒸気状
態とするのが好ましい。
【００３４】図４に示すように、メイン燃焼ガス７０は
保炎器１００および１０２のすぐ下流に再循環区域１４
０を形成する。再循環区域１４０は火炎を安定にする作
用をし、保炎器１００および１０２の下流に生起する。 もしも液体形態の燃料１０８を出口穴１０４から噴射す
ると、保炎器１００および１０２の上流での燃焼につな
がる自動着火の可能性が増大し、このことは、その結果
保炎器１００および１０２が損傷を受けることになるの
で、望ましくない。
保炎器１００および１０２のすぐ下流に再循環区域１４
０を形成する。再循環区域１４０は火炎を安定にする作
用をし、保炎器１００および１０２の下流に生起する。 もしも液体形態の燃料１０８を出口穴１０４から噴射す
ると、保炎器１００および１０２の上流での燃焼につな
がる自動着火の可能性が増大し、このことは、その結果
保炎器１００および１０２が損傷を受けることになるの
で、望ましくない。
【００３５】蒸気の形態の燃料１０８を用いることによ
り、燃料の自動着火の傾向は著しく減少し、蒸気燃料１
０８ａとメイン空気部分７２との混合が促進され、燃焼
は一層効果的になる。さらに、上述した構成の保炎器１
００および１０２を用いることにより、蒸気燃料１０８
ａとメイン空気部分７２との混合が促進される。これに
より、一層均一なメイン燃料／空気混合気６８が得られ
、局部的な燃料リッチ区域が生じる可能性が減少し、こ
うして一層完全な燃焼がノズル２８より上流でかつＮＯ
ｘの低減に望ましい比較的短い燃焼滞留時間以内で可能
になる。
り、燃料の自動着火の傾向は著しく減少し、蒸気燃料１
０８ａとメイン空気部分７２との混合が促進され、燃焼
は一層効果的になる。さらに、上述した構成の保炎器１
００および１０２を用いることにより、蒸気燃料１０８
ａとメイン空気部分７２との混合が促進される。これに
より、一層均一なメイン燃料／空気混合気６８が得られ
、局部的な燃料リッチ区域が生じる可能性が減少し、こ
うして一層完全な燃焼がノズル２８より上流でかつＮＯ
ｘの低減に望ましい比較的短い燃焼滞留時間以内で可能
になる。
【００３６】パイロット段燃焼手段５６は、所望に応じ
て、エンジン１０のすべてのパワー運転中に使用しても
よく、あるいは、手段５６は、燃焼を開始し、火炎安定
性を維持するエンジンのライトオフおよび低パワー運転
のときだけ選択的に使用してもよい。エンジン１０の比
較的高パワーの運転、たとえば最大パワーの３０％以上
での運転では、パイロット段燃焼手段５６を停止して、
メイン段燃焼手段６６だけを使用すればよい。同様に、
メイン段燃焼手段６６をエンジン１０のすべてのパワー
運転中に使用してもよいが、好適な実施例では、アイド
ル以上の運転のときだけ付勢する。勿論、パイロット段
およびメイン段燃焼手段５６および６６両方の作動中に
は、パイロット燃焼ガス６０は必ずメイン燃焼ガス７０
と混ざり、燃焼器２６から排出される燃焼ガス４４を形
成する。そして、パイロット段燃焼手段５６またはメイ
ン段燃焼手段６６いずれかの作動中には、燃焼ガス４４
はパイロット燃焼ガス６０またはメイン燃焼ガス７０い
ずれかから形成される。
て、エンジン１０のすべてのパワー運転中に使用しても
よく、あるいは、手段５６は、燃焼を開始し、火炎安定
性を維持するエンジンのライトオフおよび低パワー運転
のときだけ選択的に使用してもよい。エンジン１０の比
較的高パワーの運転、たとえば最大パワーの３０％以上
での運転では、パイロット段燃焼手段５６を停止して、
メイン段燃焼手段６６だけを使用すればよい。同様に、
メイン段燃焼手段６６をエンジン１０のすべてのパワー
運転中に使用してもよいが、好適な実施例では、アイド
ル以上の運転のときだけ付勢する。勿論、パイロット段
およびメイン段燃焼手段５６および６６両方の作動中に
は、パイロット燃焼ガス６０は必ずメイン燃焼ガス７０
と混ざり、燃焼器２６から排出される燃焼ガス４４を形
成する。そして、パイロット段燃焼手段５６またはメイ
ン段燃焼手段６６いずれかの作動中には、燃焼ガス４４
はパイロット燃焼ガス６０またはメイン燃焼ガス７０い
ずれかから形成される。
【００３７】燃焼器ライナー５２、５４、８４および８
８は、通常のフィルム冷却のいらない通常の燃焼器用セ
ラミックまたは炭素−炭素のような非金属とするのが好
ましく、そうすれば圧縮空気４２を主として燃焼に使用
できるので効率が上がり、またライナー付近の燃料−空
気混合気の冷却を少なくできるので排気生成物が少なく
なる。しかし、別の実施例では、通常の冷却式ライナー
を用いることができる。
８は、通常のフィルム冷却のいらない通常の燃焼器用セ
ラミックまたは炭素−炭素のような非金属とするのが好
ましく、そうすれば圧縮空気４２を主として燃焼に使用
できるので効率が上がり、またライナー付近の燃料−空
気混合気の冷却を少なくできるので排気生成物が少なく
なる。しかし、別の実施例では、通常の冷却式ライナー
を用いることができる。
【００３８】この発明の好適な実施例と考えられるもの
を説明したが、当業者にとっては、以上の教示からこの
発明の他の変更例が明らかである。したがって、そのよ
うな変更例もすべてこの発明の要旨の範囲内に入る。
を説明したが、当業者にとっては、以上の教示からこの
発明の他の変更例が明らかである。したがって、そのよ
うな変更例もすべてこの発明の要旨の範囲内に入る。
【００３９】具体的には、１例を挙げると、好適な実施
例では第１および第２パイロット燃焼区域８６および９
０両方を設定したが、この発明の他の実施例では、片方
のパイロット燃焼区域だけを用いてもよい。
例では第１および第２パイロット燃焼区域８６および９
０両方を設定したが、この発明の他の実施例では、片方
のパイロット燃焼区域だけを用いてもよい。
【００４０】さらに、別の実施例では、燃料案内手段１
０６および液体燃料供給手段１２６が、選択的に異なる
量の燃料を第１および第２燃料噴射器９２、９６および
第１および第２保炎器１００、１０２に供給して、それ
ぞれの要素の下流に４つの独立に制御可能な燃焼区域を
形成するように構成できる。これにより、燃焼器２６か
ら排出される燃焼ガス４４のプロフィールを４つの異な
る区域で調整することができる。たとえば、燃焼ガス４
４をこのように調整することは、ＨＰＴの第１段のブレ
ード１３０での燃焼ガス４４の効率を改善するのに、望
ましい。
０６および液体燃料供給手段１２６が、選択的に異なる
量の燃料を第１および第２燃料噴射器９２、９６および
第１および第２保炎器１００、１０２に供給して、それ
ぞれの要素の下流に４つの独立に制御可能な燃焼区域を
形成するように構成できる。これにより、燃焼器２６か
ら排出される燃焼ガス４４のプロフィールを４つの異な
る区域で調整することができる。たとえば、燃焼ガス４
４をこのように調整することは、ＨＰＴの第１段のブレ
ード１３０での燃焼ガス４４の効率を改善するのに、望
ましい。
【００４１】さらに、特定の形式の保炎器１００、１０
２を例示したが、この発明の要旨を逸脱しない範囲内で
、別の構成の保炎器を使用してもよい。
２を例示したが、この発明の要旨を逸脱しない範囲内で
、別の構成の保炎器を使用してもよい。
【００４２】保炎器１００および１０２への燃料１０８
を気化するために熱交換器１２０を設けたが、気化燃料
１０８ａを生成する他の手段を用いることができ、また
所望に応じて、燃料噴射器９２および９６に気化燃料１
０８ａを供給してもよい。たとえば、導管１２２を通し
て導かれた圧縮機抽気を液体燃料１０８と適当に混合し
て、気化燃料／空気混合気を形成し、これをマニホルド
１１０および１１２に適当に送ることができる。本発明
のこのような実施例では、燃料／空気混合気を吐出し穴
１０４を通して導き、それをさらに圧縮空気のメイン部
分７２と混合することになる。勿論、混合した燃料およ
び空気の相対量を調節して所望の最終燃／空比および当
量比を得ることができる。
を気化するために熱交換器１２０を設けたが、気化燃料
１０８ａを生成する他の手段を用いることができ、また
所望に応じて、燃料噴射器９２および９６に気化燃料１
０８ａを供給してもよい。たとえば、導管１２２を通し
て導かれた圧縮機抽気を液体燃料１０８と適当に混合し
て、気化燃料／空気混合気を形成し、これをマニホルド
１１０および１１２に適当に送ることができる。本発明
のこのような実施例では、燃料／空気混合気を吐出し穴
１０４を通して導き、それをさらに圧縮空気のメイン部
分７２と混合することになる。勿論、混合した燃料およ
び空気の相対量を調節して所望の最終燃／空比および当
量比を得ることができる。
【図１】航空機を推進するオーグメンタ付きターボファ
ン・ガスタービンエンジンの概略構成図である。
ン・ガスタービンエンジンの概略構成図である。
【図２】図１に示したエンジンに組み込んだ、この発明
の好適な実施例による燃焼アセンブリの概略配置図であ
る。
の好適な実施例による燃焼アセンブリの概略配置図であ
る。
【図３】図２の３−３線方向に、燃焼アセンブリの一部
を上流方向に見た図である。
を上流方向に見た図である。
【図４】図３の４−４線方向に見た１つの保炎器の横方
向断面図である。
向断面図である。
１０ エンジン
２０ 高圧圧縮機（ＨＰＣ）
２２ 燃焼アセンブリ
２４ ディフューザ
２６ 燃焼器
２８ タービンノズル
３０ 高圧タービン（ＨＰＴ）
４２ 圧縮空気
５２ 外側ライナー
５４ 内側ライナー
５６ パイロット段燃焼手段
５８ パイロット燃料／空気混合気
６０ パイロット段燃焼ガス
６２ パイロット空気部分
６６ メイン段燃焼手段
６８ メイン燃料／空気混合気
７０ メイン段燃焼ガス
７２ メイン空気部分
７４ ノズルベーン
７８、８０、８２ 拡散チャンネル
８４、８８ ライナー
８６、９０ パイロット燃焼区域
９２、９６ 燃料噴射器
９４、９８ 空気スワラー
１００、１０２ 保炎器
１０４ 吐出し穴
１０６ 燃料案内手段
１０８ 燃料
１１０、１１２ マニホルド
１２０ 熱交換器
１３６ メイン燃焼区域
Claims (21)
- 【請求項１】燃焼器とタービンノズルとを備え、上記燃
焼器は、上流端と下流端とを有する環状燃焼器外側ライ
ナーと、この外側ライナーから離間し、上流端と下流端
とを有する環状燃焼器内側ライナーと、上記燃焼器に導
かれた圧縮空気のパイロット部分を用いて、上記内側お
よび外側ライナー間で燃料／空気パイロット混合気のパ
イロット段燃焼を行ってパイロット段燃焼ガスを発生す
るパイロット段燃焼手段と、上記パイロット部分より多
い上記圧縮空気のメイン部分を用いて、上記内側および
外側ライナー間で希薄な燃料／空気メイン混合気のメイ
ン段燃焼を行ってメイン段燃焼ガスを発生するメイン段
燃焼手段とを含み、上記メイン段燃焼手段は上記パイロ
ット段燃焼手段の下流にそれと流れ連通関係で配置され
、上記タービンノズルは上記燃焼器に内側および外側ラ
イナーの下流端で連接され、内側および外側ライナー間
に延在し、上記メイン段燃焼手段は上記タービンノズル
に密接連結され、上記メイン段燃焼ガスの燃焼滞留時間
を短くし、これによりＮＯｘ発生量を少なくする希薄段
を有する燃焼アセンブリ。 - 【請求項２】上記メイン段燃焼手段が上記タービンノズ
ルに密接連結され、上記メイン段燃焼ガスの燃焼滞留時
間を約３ｍｓｅｃ．以下にする請求項１に記載の燃焼ア
センブリ。 - 【請求項３】上記メイン段燃焼手段が、上記希薄な燃料
／空気メイン混合気の（燃／空比を化学量論的燃／空比
で割った商として定義される）当量比約０．７５以下で
作動する請求項１に記載の燃焼アセンブリ。 - 【請求項４】上記当量比が約０．５−０．７５の範囲内
にある請求項３に記載の燃焼アセンブリ。 - 【請求項５】上記メイン段燃焼手段が上記タービンノズ
ルに密接連結され、上記メイン段燃焼ガスの燃焼滞留時
間を約３ｍｓｅｃ．以下にする請求項４に記載の燃焼ア
センブリ。 - 【請求項６】上記パイロット段燃焼手段が上記圧縮空気
パイロット部分として燃焼器に与えられる全圧縮空気の
約１０％以下の量を使用し、上記メイン段燃焼手段が上
記圧縮空気メイン部分として全圧縮空気の残りの量を使
用する請求項５に記載の燃焼アセンブリ。 - 【請求項７】上記燃焼器は、燃焼器の巡航パワー運転中
、燃焼器から排出されるパイロットおよびメイン段燃焼
ガスのＮＯｘ発生量を、燃焼器に導かれた圧縮空気の入
口温度が約１２５０°Ｆ（６７７°Ｃ）であるとき、ジ
ェットＡ燃料１ｋｇ当りＮＯ２ 約５ｇ以下のレベルに
低減する請求項６に記載の燃焼アセンブリ。 - 【請求項８】上記パイロット段燃焼手段は、上流端およ
び下流端を有し、その上流端で上記内側および外側ライ
ナーの一方から離間したパイロット燃焼器ライナーと、
上記一方のライナーの上流端と上記パイロットライナー
の上流端との間に延在する複数の円周方向に離間した燃
料噴射器および対応する空気スワラーとを含む請求項１
に記載の燃焼アセンブリ。 - 【請求項９】上記パイロット段燃焼手段は、上流端およ
び下流端を有し、上記外側ライナーから離間して相互間
に第１パイロット燃焼区域を画定するパイロット燃焼器
第１ライナーと、上流端および下流端を有し、上記内側
ライナーから離間して相互間に第２パイロット燃焼区域
を画定するパイロット燃焼器第２ライナーと、上記第１
ライナーの上流端と上記外側ライナーの上流端との間に
延在する複数の円周方向に離間した第１燃料噴射器およ
び対応する第１空気スワラーと、上記第２ライナーの上
流端と上記内側ライナーの上流端との間に延在する複数
の円周方向に離間した第２燃料噴射器および対応する第
２空気スワラーとを含み、上記メイン段燃焼手段が上記
第１および第２ライナーの下流端間に配置された請求項
１に記載の燃焼アセンブリ。 - 【請求項１０】上記メイン段燃焼手段は、上記パイロッ
ト段燃焼手段から離間した複数の円周方向に離間した中
空の保炎器であって、それぞれに複数の燃料穴が長さ方
向に間隔をあけて設けられた保炎器と、燃料を上記保炎
器からその燃料穴を通して噴射するために燃料を上記保
炎器に案内する燃料案内手段とを含む請求項１に記載の
燃焼アセンブリ。 - 【請求項１１】上記燃料案内手段が気化した燃料を上記
保炎器に案内する作用をなす請求項１０に記載の燃焼ア
センブリ。 - 【請求項１２】上記燃料案内手段が上記圧縮空気の一部
を受け取る一方、液体の燃料を受け取る熱交換器を含み
、この熱交換器は上記圧縮空気を用いて上記液体燃料を
蒸発させ、その気化した燃料を上記保炎器に案内する作
用をなす請求項１１に記載の燃焼アセンブリ。 - 【請求項１３】上記保炎器それぞれが上流方向に向かう
頂点と２つの傾斜した側面とを有するＶ型断面を有し、
上記複数の燃料穴が上記側面両方に配置され上流方向に
向いている請求項１０に記載の燃焼アセンブリ。 - 【請求項１４】上記燃料案内手段が、燃料を受け取る第
１環状マニホルドと、燃料を受け取る第２環状マニホル
ドとを含み、上記保炎器が、上流端で上記第１マニホル
ドと流れ連通関係で連結された複数の第１保炎器と、上
流端で上記第２マニホルドと流れ連通関係で連結された
複数の第２保炎器とを含み、上記第１および第２保炎器
が互いにそれぞれの下流端で連結された請求項１３に記
載の燃焼アセンブリ。 - 【請求項１５】上記第１および第２保炎器が半径方向内
方へかつ下流方向に傾斜した請求項１４に記載の燃焼ア
センブリ。 - 【請求項１６】上記パイロット段燃焼手段は、上流端お
よび下流端を有し、上記外側ライナーから離間して相互
間に第１パイロット燃焼区域を画定するパイロット燃焼
器第１ライナーと、上流端および下流端を有し、上記内
側ライナーから離間して相互間に第２パイロット燃焼区
域を画定するパイロット燃焼器第２ライナーと、上記第
１ライナーの上流端と上記外側ライナーの上流端との間
に延在する複数の円周方向に離間した第１燃料噴射器お
よび対応する第１空気スワラーと、上記第２ライナーの
上流端と上記内側ライナーの上流端との間に延在する複
数の円周方向に離間した第２燃料噴射器および対応する
第２空気スワラーとを含み、上記第１および第２マニホ
ルドが上記第１および第２パイロットライナーにそれぞ
れ連結されて、第１および第２パイロット燃焼区域と上
記タービンノズルとの間にメイン燃焼区域を画定する請
求項１４に記載の燃焼アセンブリ。 - 【請求項１７】上記メイン段燃焼手段が上記タービンノ
ズルに密接連結され、上記メイン段燃焼ガスの燃焼滞留
時間を約３ｍｓｅｃ．以下にする請求項１６に記載の燃
焼アセンブリ。 - 【請求項１８】上記メイン段燃焼手段が、上記希薄な燃
料／空気メイン混合気の（燃／空比を化学量論的燃／空
比で割った商として定義される）当量比約０．７５以下
で作動する請求項１７に記載の燃焼アセンブリ。 - 【請求項１９】上記当量比が約０．５−０．７５の範囲
内にある請求項１８に記載の燃焼アセンブリ。 - 【請求項２０】上記パイロット段燃焼手段が上記圧縮空
気パイロット部分として燃焼器に与えられる全圧縮空気
の約１０％以下の量を使用し、上記メイン段燃焼手段が
上記圧縮空気メイン部分として全圧縮空気の残りの量を
使用する請求項１９に記載の燃焼アセンブリ。 - 【請求項２１】さらに上記燃焼器より上流に配置された
環状ディフューザを含み、このディフューザは半径方向
に離間した第１、第２および第３拡散チャンネルを含み
、第１および第３チャンネルが上記第１および第２空気
スワラーとそれぞれ流れ連通関係で整列され、第２チャ
ンネルが半径方向で第１および第３チャンネルの間に配
置され、かつ上記メイン段燃焼手段と流れ連通関係で整
列された請求項２０に記載の燃焼アセンブリ。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US504,365 | 1990-04-04 | ||
| US07/504,365 US5099644A (en) | 1990-04-04 | 1990-04-04 | Lean staged combustion assembly |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04251118A true JPH04251118A (ja) | 1992-09-07 |
Family
ID=24005961
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3094969A Pending JPH04251118A (ja) | 1990-04-04 | 1991-04-02 | 希薄段を有する燃焼アセンブリ |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5099644A (ja) |
| JP (1) | JPH04251118A (ja) |
| CA (1) | CA2034431A1 (ja) |
| DE (1) | DE4110759A1 (ja) |
| FR (1) | FR2660736B1 (ja) |
| GB (1) | GB2242734B (ja) |
| IT (1) | IT1246131B (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009052560A (ja) * | 2007-08-28 | 2009-03-12 | General Electric Co <Ge> | ガスタービン内における燃料及び空気の混合のためのシステム及び方法 |
| JP2011033332A (ja) * | 2009-08-04 | 2011-02-17 | General Electric Co <Ge> | 燃焼器用の空力パイロン燃料噴射装置システム |
Families Citing this family (44)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2079049C1 (ru) * | 1991-04-25 | 1997-05-10 | Сименс А.Г. | Устройство горелки |
| US5406799A (en) * | 1992-06-12 | 1995-04-18 | United Technologies Corporation | Combustion chamber |
| US5289685A (en) * | 1992-11-16 | 1994-03-01 | General Electric Company | Fuel supply system for a gas turbine engine |
| US5335501A (en) * | 1992-11-16 | 1994-08-09 | General Electric Company | Flow spreading diffuser |
| US5303542A (en) * | 1992-11-16 | 1994-04-19 | General Electric Company | Fuel supply control method for a gas turbine engine |
| CH687832A5 (de) * | 1993-04-08 | 1997-02-28 | Asea Brown Boveri | Brennstoffzufuehreinrichtung fuer Brennkammer. |
| US5406798A (en) * | 1993-10-22 | 1995-04-18 | United Technologies Corporation | Pilot fuel cooled flow divider valve for a staged combustor |
| US5402634A (en) * | 1993-10-22 | 1995-04-04 | United Technologies Corporation | Fuel supply system for a staged combustor |
| WO1996027766A1 (de) * | 1995-03-08 | 1996-09-12 | Bmw Rolls-Royce Gmbh | Axial gestufte doppelring-brennkammer einer gasturbine |
| US5704208A (en) * | 1995-12-05 | 1998-01-06 | Brewer; Keith S. | Serviceable liner for gas turbine engine |
| US5850732A (en) * | 1997-05-13 | 1998-12-22 | Capstone Turbine Corporation | Low emissions combustion system for a gas turbine engine |
| US6089025A (en) * | 1998-08-24 | 2000-07-18 | General Electric Company | Combustor baffle |
| US6453658B1 (en) | 2000-02-24 | 2002-09-24 | Capstone Turbine Corporation | Multi-stage multi-plane combustion system for a gas turbine engine |
| US6651439B2 (en) * | 2001-01-12 | 2003-11-25 | General Electric Co. | Methods and apparatus for supplying air to turbine engine combustors |
| US6820424B2 (en) | 2001-09-12 | 2004-11-23 | Allison Advanced Development Company | Combustor module |
| US7093442B2 (en) * | 2003-04-30 | 2006-08-22 | United Technologies Corporation | Augmentor |
| US7836698B2 (en) * | 2005-10-20 | 2010-11-23 | General Electric Company | Combustor with staged fuel premixer |
| US7631500B2 (en) * | 2006-09-29 | 2009-12-15 | General Electric Company | Methods and apparatus to facilitate decreasing combustor acoustics |
| EP1970629A1 (en) | 2007-03-15 | 2008-09-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Burner fuel staging |
| US7827795B2 (en) * | 2008-09-19 | 2010-11-09 | Woodward Governor Company | Active thermal protection for fuel injectors |
| US20100077726A1 (en) * | 2008-09-30 | 2010-04-01 | General Electric Company | Plenum air preheat for cold startup of liquid-fueled pulse detonation engines |
| US8281597B2 (en) * | 2008-12-31 | 2012-10-09 | General Electric Company | Cooled flameholder swirl cup |
| US8601820B2 (en) | 2011-06-06 | 2013-12-10 | General Electric Company | Integrated late lean injection on a combustion liner and late lean injection sleeve assembly |
| US8950189B2 (en) * | 2011-06-28 | 2015-02-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine staged fuel injection using adjacent bluff body and swirler fuel injectors |
| US9429325B2 (en) | 2011-06-30 | 2016-08-30 | General Electric Company | Combustor and method of supplying fuel to the combustor |
| EP2726787B1 (en) | 2011-06-30 | 2019-10-30 | General Electric Company | Combustor and method of supplying fuel to the combustor |
| US8407892B2 (en) | 2011-08-05 | 2013-04-02 | General Electric Company | Methods relating to integrating late lean injection into combustion turbine engines |
| US9010120B2 (en) | 2011-08-05 | 2015-04-21 | General Electric Company | Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines |
| JP6050821B2 (ja) | 2011-09-22 | 2016-12-21 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 燃焼器及び燃焼器に燃料を供給する方法 |
| US9140455B2 (en) | 2012-01-04 | 2015-09-22 | General Electric Company | Flowsleeve of a turbomachine component |
| US9170024B2 (en) | 2012-01-06 | 2015-10-27 | General Electric Company | System and method for supplying a working fluid to a combustor |
| US9188337B2 (en) | 2012-01-13 | 2015-11-17 | General Electric Company | System and method for supplying a working fluid to a combustor via a non-uniform distribution manifold |
| US9097424B2 (en) | 2012-03-12 | 2015-08-04 | General Electric Company | System for supplying a fuel and working fluid mixture to a combustor |
| US9151500B2 (en) | 2012-03-15 | 2015-10-06 | General Electric Company | System for supplying a fuel and a working fluid through a liner to a combustion chamber |
| US9052115B2 (en) | 2012-04-25 | 2015-06-09 | General Electric Company | System and method for supplying a working fluid to a combustor |
| US9284888B2 (en) | 2012-04-25 | 2016-03-15 | General Electric Company | System for supplying fuel to late-lean fuel injectors of a combustor |
| US8677753B2 (en) | 2012-05-08 | 2014-03-25 | General Electric Company | System for supplying a working fluid to a combustor |
| US8479518B1 (en) | 2012-07-11 | 2013-07-09 | General Electric Company | System for supplying a working fluid to a combustor |
| US9310078B2 (en) | 2012-10-31 | 2016-04-12 | General Electric Company | Fuel injection assemblies in combustion turbine engines |
| US9366443B2 (en) * | 2013-01-11 | 2016-06-14 | Siemens Energy, Inc. | Lean-rich axial stage combustion in a can-annular gas turbine engine |
| US9328663B2 (en) * | 2013-05-30 | 2016-05-03 | General Electric Company | Gas turbine engine and method of operating thereof |
| US11248528B2 (en) * | 2019-10-18 | 2022-02-15 | Delavan Inc. | Internal fuel manifolds |
| US11371709B2 (en) | 2020-06-30 | 2022-06-28 | General Electric Company | Combustor air flow path |
| CN114877371B (zh) * | 2022-05-06 | 2023-03-31 | 南京航空航天大学 | 一种具有双重稳定火焰机制的先进燃烧室及其燃烧方法 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5847610A (ja) * | 1981-09-17 | 1983-03-19 | Topy Ind Ltd | チユ−ブレスタイヤの空気充填方法及びその装置 |
| JPS5950889A (ja) * | 1982-09-17 | 1984-03-24 | Sanoyasu:Kk | 船尾渦を制御する船尾フイン |
| JPS59173633A (ja) * | 1983-03-22 | 1984-10-01 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン燃焼器 |
Family Cites Families (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2823519A (en) * | 1950-02-14 | 1958-02-18 | Dudley B Spalding | Revolving fuel vaporizer and combustion stabilizer |
| US2693083A (en) * | 1951-03-26 | 1954-11-02 | Roy W Abbott | Combination flame-holder and fuel nozzle |
| US2872785A (en) * | 1951-06-06 | 1959-02-10 | Curtiss Wright Corp | Jet engine burner apparatus having means for spreading the pilot flame |
| DE1074920B (de) * | 1955-07-07 | 1960-02-04 | Ing habil Fritz A F Schmidt Murnau Dr (Obb) | Verfahren und \ orrichtung zur Regelung von Gas turbmenbrennkammern mit unterteilter Verbrennung und mehreren Druckstufen |
| US2993338A (en) * | 1958-04-09 | 1961-07-25 | Gen Motors Corp | Fuel spray bar assembly |
| US3307355A (en) * | 1961-10-31 | 1967-03-07 | Gen Electric | Augmentation system for reaction engine using liquid fuel for cooling |
| US3176465A (en) * | 1962-08-27 | 1965-04-06 | Gen Electric | Vapor fuel injector flameholder |
| US3149463A (en) * | 1963-01-04 | 1964-09-22 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Variable spread fuel dispersal system |
| GB1104531A (en) * | 1963-10-22 | 1968-02-28 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Variable spread fluid dispersal systems |
| FR1516562A (fr) * | 1966-03-25 | 1968-03-08 | Rolls Royce | Moteur de turbine à gaz à dérivation |
| GB1253097A (ja) * | 1969-03-21 | 1971-11-10 | ||
| GB1420934A (en) * | 1972-03-22 | 1976-01-14 | Penny R N | Apparatus for effecting controllable vaporisation of liquid fuel |
| US3981675A (en) * | 1974-12-19 | 1976-09-21 | United Technologies Corporation | Ceramic burner construction |
| US4052844A (en) * | 1975-06-02 | 1977-10-11 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation | Gas turbine combustion chambers |
| GB2013788B (en) * | 1978-01-28 | 1982-06-03 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
| GB2036296B (en) * | 1978-11-20 | 1982-12-01 | Rolls Royce | Gas turbine |
| GB2043868B (en) * | 1979-03-08 | 1982-12-15 | Rolls Royce | Gas turbine |
| US4292801A (en) * | 1979-07-11 | 1981-10-06 | General Electric Company | Dual stage-dual mode low nox combustor |
| GB2072827A (en) * | 1980-03-29 | 1981-10-07 | Rolls Royce | A tubo-annular combustion chamber |
| JPS5741524A (en) * | 1980-08-25 | 1982-03-08 | Hitachi Ltd | Combustion method of gas turbine and combustor for gas turbine |
| US4399652A (en) * | 1981-03-30 | 1983-08-23 | Curtiss-Wright Corporation | Low BTU gas combustor |
| GB8324004D0 (en) * | 1983-09-07 | 1983-10-12 | Erba Farmitalia | 16-fluoro-16 17-didehydro prostanoids |
| JPS6057131A (ja) * | 1983-09-08 | 1985-04-02 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン燃焼器の燃料供給方法 |
| JPH0663646B2 (ja) * | 1985-10-11 | 1994-08-22 | 株式会社日立製作所 | ガスタ−ビン用燃焼器 |
-
1990
- 1990-04-04 US US07/504,365 patent/US5099644A/en not_active Expired - Fee Related
-
1991
- 1991-01-17 CA CA002034431A patent/CA2034431A1/en not_active Abandoned
- 1991-03-27 FR FR9103722A patent/FR2660736B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1991-03-28 GB GB9106708A patent/GB2242734B/en not_active Expired - Fee Related
- 1991-04-02 JP JP3094969A patent/JPH04251118A/ja active Pending
- 1991-04-03 DE DE4110759A patent/DE4110759A1/de not_active Ceased
- 1991-04-04 IT ITMI910938A patent/IT1246131B/it active IP Right Grant
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5847610A (ja) * | 1981-09-17 | 1983-03-19 | Topy Ind Ltd | チユ−ブレスタイヤの空気充填方法及びその装置 |
| JPS5950889A (ja) * | 1982-09-17 | 1984-03-24 | Sanoyasu:Kk | 船尾渦を制御する船尾フイン |
| JPS59173633A (ja) * | 1983-03-22 | 1984-10-01 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン燃焼器 |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009052560A (ja) * | 2007-08-28 | 2009-03-12 | General Electric Co <Ge> | ガスタービン内における燃料及び空気の混合のためのシステム及び方法 |
| JP2011033332A (ja) * | 2009-08-04 | 2011-02-17 | General Electric Co <Ge> | 燃焼器用の空力パイロン燃料噴射装置システム |
| US8763400B2 (en) | 2009-08-04 | 2014-07-01 | General Electric Company | Aerodynamic pylon fuel injector system for combustors |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB9106708D0 (en) | 1991-05-15 |
| GB2242734A (en) | 1991-10-09 |
| IT1246131B (it) | 1994-11-15 |
| CA2034431A1 (en) | 1991-10-05 |
| ITMI910938A0 (it) | 1991-04-04 |
| DE4110759A1 (de) | 1991-10-10 |
| ITMI910938A1 (it) | 1992-10-04 |
| FR2660736A1 (fr) | 1991-10-11 |
| US5099644A (en) | 1992-03-31 |
| GB2242734B (en) | 1994-03-09 |
| FR2660736B1 (fr) | 1995-06-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH04251118A (ja) | 希薄段を有する燃焼アセンブリ | |
| US5207064A (en) | Staged, mixed combustor assembly having low emissions | |
| US5619855A (en) | High inlet mach combustor for gas turbine engine | |
| US5791148A (en) | Liner of a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity | |
| US3931707A (en) | Augmentor flameholding apparatus | |
| US8011188B2 (en) | Augmentor with trapped vortex cavity pilot | |
| US7467518B1 (en) | Externally fueled trapped vortex cavity augmentor | |
| US6951108B2 (en) | Gas turbine engine combustor can with trapped vortex cavity | |
| US7437876B2 (en) | Augmenter swirler pilot | |
| US9068751B2 (en) | Gas turbine combustor with staged combustion | |
| US8312724B2 (en) | Mixer assembly for a gas turbine engine having a pilot mixer with a corner flame stabilizing recirculation zone | |
| US6389815B1 (en) | Fuel nozzle assembly for reduced exhaust emissions | |
| JP4471644B2 (ja) | ガスタービンエンジン推力を発生するための方法及び装置 | |
| US4112676A (en) | Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel | |
| EP1605207B1 (en) | Thrust augmentor for gas turbine engines | |
| US5813221A (en) | Augmenter with integrated fueling and cooling | |
| JP5930731B2 (ja) | ガスタービンエンジン用の燃焼器、およびガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法 | |
| CA2961771C (en) | Closed trapped vortex cavity pilot for a gas turbine engine augmentor | |
| RU2686652C2 (ru) | Способ работы сжигающего устройства газовой турбины и сжигающее устройство для газовой турбины | |
| EP0062149A1 (en) | Catalytic combustor having secondary fuel injection for a stationary gas turbine | |
| JP4117931B2 (ja) | ガスタービンエンジンにおけるターボクーラーエアアシスト燃料噴霧 | |
| JP2585273B2 (ja) | ガスタ−ビン燃焼器 | |
| CA2596789A1 (en) | Pilot mixer for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 19951024 |