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
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- 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
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- liner
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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
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
-
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- 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) |
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