JPH08240129A - ガスタービンエンジン用燃焼器 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 ガスタービンエンジン負荷条件の広範囲に亙
って希薄燃焼型燃焼過程の安定度を高めること。 【解決手段】 燃料と空気を別々に噴射するパイロット
バーナー（１１４）と、パイロットバーナーを囲繞し
た、空燃混合気を噴射するための主バーナー（１２０，
１２２）を有するガスタービンエンジン用希薄燃焼型燃
焼器を提供する。パイロットバーナーは、空気をバーナ
ーヘッド（２１４）の円形スロット（３０２）から渦流
コラムとして噴射して発散形のコラム状剪断層（３０
３）を設定し、燃料をコラム状剪断層中の空気と混合さ
せるために剪断層に向けて噴射する。主バーナーは、希
薄な主空燃混合気をコラム状剪断層に向けて噴射し、希
薄燃焼型燃焼の安定度を高めるために防護された燃焼帯
域を設定する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、関連する燃料バー
ナー及び点火器を含む、ガスタービンエンジン用燃焼器
（単に「ガスタービン用燃焼器」とも称する）に関し、
特に、希薄燃焼型燃焼（混合気の燃料分が少ない状態で
の燃焼）過程を維持するのに適した燃焼器に関する。

【０００２】

【従来の技術】ガスタービンは、初期始動条件からいろ
いろエンジン速度／負荷組み合わせ条件を経て最大限負
荷に至る広範囲なエンジン速度／負荷条件で作動する。
通常、ガスタービン用燃焼装置は、燃料噴射、点火及び
爾後の少くともパイロット火炎の維持の機能を有する部
材を備えていなければならない。本発明は、そのような
部材に関して燃焼装置を改良することを企図する。

【０００３】希薄燃焼型燃焼（燃焼帯域の上流において
拡散燃焼型燃焼火炎を用いる燃焼器の場合より多量の空
気を燃料に混合する燃焼方式、即ち、燃料分の少ない希
薄混合気を燃焼させる燃焼方式）のための燃焼器の場
合、低パワー範囲では燃焼過程が空気／燃料混合気
（「空燃混合気」又は「混合気」とも称する）の可燃濃
度の下限（燃焼可能な燃料濃度の下限、即ち、その濃度
以下では火が消えてしまう下限濃度）に近いところで行
われるので、火炎の安定を確保するのが困難であること
は周知である。そのために、高パワーにおいては希薄燃
焼型燃焼のための燃料希薄空気／燃料混合気（単に「燃
料希薄混合気」又は「希薄混合気」とも称する）を生成
するために主燃料噴射器又はバーナーを作動させ、低パ
ワーにおいては、希薄燃焼型燃焼過程が不安定になりそ
うなとき、拡散燃焼型燃焼のための燃料濃厚空気／燃料
混合気（単に「燃料濃厚混合気」又は「濃厚混合気」と
も称する）を生成するためにパイロット燃料噴射器又は
バーナーを作動させるようにした燃焼装置が採用され
る。パイロットバーナーは、燃焼を開始させる（点火す
る）ためだけでなく、エンジンの始動及び部分負荷（全
負荷未満即ち１００％負荷未満）条件中希薄燃焼型燃焼
を維持するためにも用いられ、燃焼の安定度が増大する
につれて燃料供給がパイロットバーナーから主バーナー
へ徐々に移行される。しかしながら、不都合なことに、
そのようなパイロットバーナーの使用は、ガスタービン
の部分負荷条件において濃厚混合気のために望ましくな
い汚染物を発生させる原因となる。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】従って、本発明の目的
は、エンジン負荷条件の広範囲に亙って希薄燃焼型燃焼
過程の安定度を高めることができるバーナー、特に、パ
イロットバーナーを提供し、ガスタービンの部分負荷条
件における汚染物の発生を抑制することである。ガスタ
ービンのための希薄燃焼型燃焼装置の１例は、英国特許
明細書ＧＢ ２２８７３１２ Ａ、特に図１〜４に示さ
れている。この特許は、直列段式多段燃焼器を開示して
おり、燃焼器の第１段（最初の段）は、長手中心線上に
配置されたパイロットバーナーを有する小径の燃焼チャ
ンバーで構成されている。先混合された渦流空燃混合気
を該チャンバー内へ半径方向に噴射するための先混合主
バーナーがパイロットバーナーの下流にその半径方向外
方に配置されている。燃焼器の点火時には、パイロット
バーナーの中心部分からパイロット燃料が噴射され、パ
イロットバーナーの中心に配置された点火器によって点
火される。それと併行して、パイロット燃料の一部がパ
イロットバーナー内で空気と混合され、パイロットバー
ナーの周縁部分から先混合された渦流空燃混合気として
噴出され、燃焼器の壁近くに配置された点火器によって
点火される。この燃焼装置の目的は、点火中安定した燃
料濃度の高い拡散燃焼型燃焼火炎を設定するために、先
混合された渦流空燃混合気と燃料スプレーを小さい燃焼
チャンバー内で混合させることである。次いで、燃焼器
へ供給された燃料の量が増大されてタービンのパワーを
増大させるにつれて、パイロットノズル（パイロットバ
ーナー）の中心部分への供給から始められたパイロット
ノズルへの燃料流が主バーナーへ移行され、完全な希薄
燃焼型燃焼モードが可及的速やかに開始されるようにす
る。

【０００５】上記英国特許の構造は、ガスタービンの全
負荷範囲に亙って低ＮＯｘ（窒素酸化物の放出量が少な
い）燃焼を可能にすると主張されているが、１つの欠点
は、安定した燃焼を維持するのに必要とされる点火源の
数の多さにあると思われる。同特許においては、その図
３及び４に示されるように、燃焼器の最初の最も径の小
さい燃焼領域のための点火源として４つのいわゆる「マ
イクロバーナー」が設けられる。この構造は、燃焼器の
設計に複雑さを増すことになり、製造コストの増大を招
く。更に、ガスタービン用燃焼器の点火器は、稼働中の
燃焼器内に発生する熱に連続して露呈されると重大な損
傷を蒙ることがあることも周知である。

【０００６】従って、本発明の他の目的は、ガスタービ
ンの低負荷条件下では燃料供給の少くとも多部分（５０
％以上）を拡散燃焼型燃焼過程から希薄燃焼型燃焼過程
へ移行させることができ、しかも、単一の単純な点火源
の使用を可能にするのに十分な念書の安定度を有する、
希薄燃焼型燃焼装置及び希薄燃焼型燃焼維持方法を提供
することである。

【０００７】コスト及び複雑度を低減し、製造及びメン
テナンスを有利にするためには、燃焼器内に組み入れる
別々の燃焼段の所要数を最少限にすることが望ましい。
従って、本発明の他の目的は、互いに連携して作動し、
それぞれ燃焼器内へ燃料濃厚混合気及び燃料希薄混合気
を噴射する単一のパイロットバーナーと単一の主バーナ
ーを用いてエンジンパワーの広い範囲に亙って安定した
希薄燃焼型燃焼を維持することができる希薄燃焼型燃焼
装置を提供することである。

【０００８】又、やはりコスト及び複雑度を低減するた
めに、拡散燃焼型燃焼モードと希薄燃焼型燃焼モードの
両方において燃焼を維持するのに必要とされる別々の部
品（例えば、バーナー部品及びそれに関連する燃料通路
及びパイプ等）の個数を最少限にすることが望ましい。
従って、本発明の他の目的は、パイロットバーナーと主
バーナーの構成部品を燃焼器ヘッド内にコンパクトに好
便に組合わせた、ガスタービン用燃焼器のためのバーナ
ー構造を提供することである。

【０００９】

【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
に、本発明の第１側面によれば、別々の燃料噴射手段と
空気噴射手段とから成るバーナーヘッドを有するガスタ
ービン用燃焼器のためのバーナーであって、燃料噴射手
段は、空気噴射手段をそれと実質的に同心関係をなして
囲繞しており、空気噴射手段は、断面環状の（中空の）
空気コラム（柱状体）を噴出するように構成され、燃料
噴射手段は、燃料を該燃焼器内で該バーナーの外部で空
気コラムと混合させるためにそれに向けて噴射するよう
に構成されていることを特徴とするバーナーを提供す
る。実用的な実施例においては、上記空気コラムは、バ
ーナーから発散する形である。

【００１０】好ましい実施形態では、上記空気噴射手段
は、バーナーヘッド内に円形スロットを画定する手段に
よって構成することができる。ただし、円形スロット
は、空気コラムの円周連続性を過度に損なうことなく、
集合して円形に近い形態を画定する複数個の狭い間隔で
配列された孔に分割してもよい。更に、特に好ましい実
施形態では、空気噴射手段は、空気コラムに渦流成分を
付与するための手段を備えたものとする。そのような渦
流は、複数の供給通路を完全な円形スロットの底壁を貫
通して斜めに、好ましくはスロットの側壁に対して接線
方向にスロットの底部に開口させ、それらの供給通路を
通して空気をスロットの底部へ供給することによって創
生することができる。

【００１１】燃料噴射手段の好ましい実施形態では、バ
ーナーヘッドの周縁に近接して環状の孔を形成し、バー
ナーからその孔を通して燃料を噴出させる。この孔は、
バーナーヘッドの最外周縁から離隔してそれを覆う環状
リップによって画定することができ、燃料をバーナーか
らバーナーヘッドとリップの間を通して噴出させる。燃
料の噴射は、リップの下でバーナーヘッドに形成された
複数個の孔の円形配列体を通して行うこともでき、リッ
プは、それらの孔から噴射された燃料を空気コラムと混
合させるために空気コラムの方に差し向ける働きをす
る。この好ましい実施形態では、バーナーを電気点火器
又は触媒点火器のような点火器と組み合わせ、点火器を
空気噴射手段と共にバーナーヘッドの内部領域に収容す
る。

【００１２】本発明の第２側面においては、ガスタービ
ンエンジン用希薄燃焼型燃焼器のためのバーナー装置が
提供される。燃焼器は、燃焼ガスの流れ方向でみて順
に、バーナー装置を組み入れた燃焼器ヘッドと、燃焼プ
レチャンバーと、主燃焼チャンバーとから成り、燃焼プ
レチャンバーは、主燃焼チャンバーより相当に断面積が
小さい。このタイプの燃焼器に使用するための本発明の
バーナー装置は、（ａ）プレチャンバー内で拡散燃焼型
燃焼を維持するために燃焼器ヘッド内に配置されたパイ
ロットバーナーと、（ｂ）燃料濃度の希薄な空燃混合気
をプレチャンバー内に噴射するためのものであって、燃
料噴射手段と、空燃混合気がプレチャンバー内に噴射さ
れたときそれに内向きの渦巻き運動を付与するためにパ
イロットバーナーの下流でその半径方向外方に配置され
た渦流器とを含む主バーナーと、から成り、主バーナー
は、燃焼器ヘッドに収容された本体部分を有し、本体部
分は、燃料噴射手段に燃料を供給するための複数の燃料
供給通路を有し、渦流器は、主バーナーの本体部分に付
設されてプレチャンバーの最上流部分の周縁を構成し、
パイロットバーナーは、主バーナーの本体部分内に嵌め
込まれる。

【００１３】本発明の第３側面においては、ガスタービ
ンエンジン用希薄燃焼型燃焼器が提供される。この燃焼
器は、パイロットバーナーと、パイロットバーナーの下
流でパイロットバーナーを囲繞しており、燃焼器内で燃
焼させるための空燃混合気を噴射するための主バーナー
を有する。パイロットバーナーは、パイロット燃料と空
気を別々に同時に燃焼器内へ噴射して燃焼器内で混合さ
せるように構成されており、空気をパイロットバーナー
に近接した領域を囲繞する流体流れの断面環状の（中空
の）コラム状剪断層（以下、単に「剪断層」とも称す
る）として燃焼器内へ噴射するための空気噴射手段と、
パイロット燃料をコラム状剪断層中の空気と混合させる
ために該剪断層に向けて噴射するための燃料噴射手段を
有する。主バーナーは、燃料濃度の希薄な主空燃混合気
をコラム状剪断層に向けて燃焼器内へ噴射するように構
成されており、コラム状剪断層は、防護された燃焼帯域
を設定し、燃焼器内での希薄燃焼型燃焼の安定度を高め
る働きをする。このコラム状剪断層は、パイロットバー
ナーから発散する形（ラッパの形）とするのが有利であ
る。パイロット燃料噴射手段は、空気噴射手段を囲繞
し、それと実質的に同心関係とすることが好ましい。

【００１４】この第３側面の発明においては、パイロッ
トバーナーの空気噴射手段が、コラム状剪断層を形成す
る空気コラムに渦流流れ成分を付与するように構成する
のが有利である。主バーナーも、主空燃混合気に渦流流
れ成分を付与するように構成すれば、非常に有利であ
る。その場合、パイロットバーナーと主バーナーによっ
て付与される渦流の方向が互いに反対になるように構成
することが望ましい。

【００１５】本発明の第４側面においては、ガスタービ
ンエンジンの燃焼器内に該エンジンの広い負荷条件範囲
に亙って希薄燃焼型燃焼過程を維持する方法が提供され
る。この方法は、連続的に互いに協同する下記の操作か
ら成る。 （ａ）空気を燃焼器内へ噴射して燃焼器内に流体流れの
断面環状のコラム状剪断層を創生する操作、（ｂ）前記
コラム状剪断層を囲繞する領域から該剪断層の円状（円
錐又は円筒状の）基部部分へパイロット燃料を実質的に
均一に噴射し、該パイロット燃料を該剪断層によって燃
焼器内へ連行させて剪断層中の空気と混合させ、パイロ
ット空燃混合気を生成する操作、（ｃ）前記エンジンの
広い負荷条件範囲に亙って（少くとも始動時と全負荷条
件において）前記燃焼器内に希薄燃焼型燃焼過程を維持
するための燃料希薄主空燃混合気を前記パイロット燃料
の噴射領域の下流で前記コラム状剪断層を囲繞する領域
から該剪断層に向けて実質的に均一に噴射して、該主空
燃混合気を該剪断層中で該パイロット空燃混合気と混合
させる操作、（ｄ）前記剪断層の前記円状基部部分の近
くで該剪断層によって囲われて防護されており、該剪断
層中の近傍領域及び剪断層より先の近傍領域より相当に
遅い流れ速度を有する防護領域内へ該剪断層から前記空
燃混合気の一部を再循還させる操作、及び（ｅ）前記再
循還された空燃混合気を前記防護領域内で燃焼させて防
護された燃焼領域を設定し、該再循還された空燃混合気
を該防護された燃焼領域内で安定した態様で燃焼させ、
それによって、前記希薄燃焼型燃焼過程の全体を安定さ
せる操作。

【００１６】第３側面の発明におけるのと同様に、第４
側面の発明においても、上記コラム状剪断層は、空気の
噴射方向に発散する形とすべきであり、剪断層の環状断
面の中心の周りに流体流れの回転渦流流れ成分を有する
ことが好ましい。主空燃混合気も、該剪断層の中心の周
りに流体流れの回転渦流流れ成分を有することが好まし
い。その場合、コラム状剪断層の渦流の方向と主空燃混
合気の渦流の方向とを互いに反対向きにすることが好ま
しい。

【００１７】燃焼チャンバー内へ噴射される空気とパイ
ロット燃料と主燃料の相対量は、エンジンの始動時及び
部分負荷条件下では上記防護燃焼領域内の空燃混合気
が、燃焼器内での全体としての燃焼過程、即ち燃焼器内
全体の燃焼過程において安定した燃焼を維持するのに十
分な燃料濃度を有するように変更させるべきである。始
動から部分負荷を経て全負荷（最大限負荷）に至るまで
変化するエンジンの作動条件の広い範囲に亙って汚染物
の発生を最少限にするためには、全体としての燃焼過程
（以下、単に「全体燃焼過程」とも称する）を燃料豊富
状態の燃焼から燃料希薄状態の燃焼へ変化させるべきで
あり、その目的のために、総噴射燃料の一部分として噴
射されるパイロット燃料の量を、始動時における少割合
（５０％より相当に低い割合）から全速力／最小限負荷
時（速度が最大限で負荷が最小限であるとき）における
多割合（総噴射燃料の５０％より高い割合）にまで、更
に全速力／全負荷時（速度及び負荷ともに最大限である
とき）における０％割合に至るまで変化させる。防護さ
れた燃焼領域を設けることにより、全体燃焼過程の燃料
豊富状態の燃焼から燃料希薄状態の燃焼への移行を早め
ることができる。

【００１８】

【発明の実施の形態】以下に、添付図を参照して本発明
の実施形態を説明する。図１を参照して説明すると、ガ
スタービンエンジンの燃焼器１００は、本出願のパリ条
約優先権書類である本出願人の英国特許願ＧＢ９５００
６２７．６（平成７年１２月１９日付で出願された特願
平７− 号）に開示されたものと総体的に類似した構成
である。燃焼器１００は、ガスタービンエンジンの円周
の周りに配置された数個の燃焼器缶１０２（図には１つ
だけが示されている）を有する。各燃焼器缶（以下、単
に「缶」とも称する）１０２は、缶の長手軸線即ち中心
線ＣＬに沿ってみてその軸方向の長手の大部分に亙って
比較的大きい内径Ｄを有する主燃焼チャンバー１０３を
画定する。主燃焼チャンバー１０３は、燃焼器の上流端
即ちヘッド端に近いところで小内径ｄにまで急激に細く
なって缶１０２のいわゆるプレチャンバー１４１を画定
している。本発明は、ここでは総体的に円筒形の燃焼器
缶を有するものとして説明するが、必ずしもそれに限定
されるものではなく、例えば環状タイプの燃焼器にも適
用することができる。

【００１９】各燃焼器缶１０２は、燃焼器１００のヘッ
ドとプレチャンバー１４１の一部分を含むガス燃料噴射
器組立体又はバーナー装置１０４を備えている。燃料噴
射器組立体１０４内は、主バーナー１１８と、主バーナ
ー１１８の中心内孔１１６内に嵌め込まれたパイロット
バーナー１１４を有する。缶１０２の中心線ＣＬ上でパ
イロットバーナー１１４の中心内孔１１２内に円筒形中
央点火器１１０が配置されている。主バーナー１１８
は、燃料導入本体（以下、単に「本体」とも称する）１
２０と、本体１２０の後面（下流側の面）１２４に固定
された渦流器１２３とから成る。渦流器１２３内には、
複数の渦流通路１２２が機械加工によって形成されてい
る。渦流通路１２２は、それから噴出した流れがプレチ
ャンバー１４１に対して半径方向と接線方向の両方の速
度成分を有するようにプレチャンバー１４１の円周にま
で延長している。渦流器１２３は、パイロットバーナー
１１４の半径方向外方にそれと同心関係をなしてその直
ぐ下流（後方）に配置されており、プレチャンバー１４
１の最上流部分の外周を画定する。渦流器１２３に類似
した渦流器の詳細は、上記英国特許願ＧＢ９５００６２
７．６に記載されている。

【００２０】作動において、バーナーから噴出された空
燃混合気は、直線状の破線で示される燃焼帯域１０６内
で燃焼される。燃焼帯域１０６の長手軸線はほぼ缶１０
２の中心線ＣＬに一致している。実際、破線１０６は、
缶１０２内の火炎前線の部位に近似している。火炎前線
の真の形状は、おそらく破線１０６' で示されているよ
うにベル形であり、そのベル形の最も拡開した部分はプ
レチャンバー１４１の出口から下流に延長している。燃
焼帯域１０６の基部領域又は副帯域１０７は、交差斜線
で示されるように燃料噴射器組立体１０４内のパイロッ
トバーナー１１４に近いところでプレチャンバー１４１
内に位置している。燃焼器缶１０２内での全体としての
燃焼過程は、後述するように、始動時及び低エンジン負
荷時においては基部領域１０７内での燃料濃厚空燃混合
気の燃焼によって開始され維持される。領域１０７内で
燃焼される混合気は、このようなエンジン負荷時におい
ては安定した燃焼を保証するために濃厚混合気である。
しかしながら、少くともエンジンの比較的高い部分負荷
及び全負荷（最大限負荷）条件下においては、全体燃焼
過程は、希薄燃焼型燃焼であり、大部分は主燃焼チャン
バー１０３内の燃焼帯域の大領域（燃焼帯域全体の５０
％より大きい部分を占める領域）１０８内で行われる。

【００２１】パイロットバーナー１１４及び主バーナー
１１８内に、それぞれパイロット燃料供給通路１２６及
び主燃料供給通路１２８が設けられており、パイロット
バーナー１１４のためのパイロット空気供給通路も設け
られている。図を簡略にするために、パイロットバーナ
ー１１４のための燃料及び空気供給通路の細部は、図１
には示されていないが、図２及び３を参照して後述す
る。

【００２２】主バーナー１１８の作動について説明する
と、燃料導入本体１２０内の主ガス燃料供給通路１２８
は、第１マニホールド又は連絡路１３０に燃料を供給す
る。第１マニホールド１３０は、複数の穿孔１３１を介
して第２マニホールド１３２に接続されており、そこか
ら燃料は複数の穿孔１３４を通して本体１２０の後面１
２４から直接渦流器１２３の渦流通路１２２の入口へ、
あるいは、噴射器バー１３６から渦流通路１２２の入口
へ噴射される。かくして、ガス燃料は、渦流通路１２２
から缶１０２の中心線ＣＬに向かって内方へ流れる圧縮
空気１３８と容易に混合する。燃料に対する空気の相対
量は、希薄混合気を生成するような量とされる。渦流通
路１２２は、それを通る空燃混合気１３９に回転又は渦
巻き運動を付与し、混合気が渦流通路を出たときは渦流
となって缶の中心線ＣＬの周りに軸方向かつ半径方向に
燃焼帯域１０６に向かって流れる。主バーナー１１８の
ための空気１３８は、燃焼器缶１０２を取り巻く区域１
４０から取り入れられ、ガスタービン圧縮機（図示せ
ず）から通常の態様で供給される。

【００２３】燃料と空気が渦流器１２３を出たときは、
（特に、高いエンジンパワーが要求され、混合すべき燃
料と空気の量が比較的多い場合は）まだ完全には混合さ
れておらず、希薄燃焼型燃焼過程で燃焼する準備状態と
なるまでになお平衡化のための時間を必要とする。先に
述べたように、燃焼器缶は、直径ｄの小径プレチャンバ
ー１４１を有しており、その下流の大領域１０８内で行
われる希薄燃焼型燃焼のために、小径部分１４１の長さ
Ｌが、完全混合のために必要な追加の時間を与える。

【００２４】燃焼過程が主バーナー１１８からの空燃混
合気の流れにまで伝播又は「逆火」となって逆流して渦
流器１２３に衝突することがないようにすることが慣用
である。なぜなら、逆火が起ると、その燃焼熱により渦
流器１２３及びバーナーの他の部分が損傷されるからで
ある。缶の小径プレチャンバー部分１４１は、渦流通路
から出た後の混合気の下流への流れ速度が燃焼過程の上
流への伝播速度より速くなるようにベンチューリのよう
な機能を果たすことによって「逆火」現象を防止するこ
とができる。更に、プレチャンバー１４１内の燃料希薄
混合気の高速渦流が、燃焼帯域の基部領域１０７内の燃
焼過程をプレチャンバー１４１の壁から離れたところに
保持する働きをする。

【００２５】燃焼器缶１０２のエンジン内での支持は、
その後端即ち下流端（図示せず）を周知の態様で燃焼器
の噴出ノズルを通してエンジンの適当な静止構造体（例
えば、高圧タービンへの入口に設けられたノズル案内羽
根）に固定し、缶のヘッド端側では燃料噴射器組立体１
０４を燃焼器ケーシング１４２の一部分に固定すること
によって好便に行うことができる。ケーシング１４２
は、主バーナーの本体１２０を受容して固定する開口を
有している。ケーシング１４２への缶１０２の結合は、
缶の上流側フランジ１４４を渦流器１２３に付設された
リング１４５の後面に固定することによって行われる。
燃料噴射器組立体１０４の各構成部品の相互の、及びケ
ーシング１４２への固定は、止めねじ、ボルト等によっ
て慣用の態様で行うことができる。

【００２６】図２は、点火器１１０、パイロットバーナ
ー１１４及び主バーナー１１８の一部の断面図であり、
パイロットバーナー１１４を通る燃料２００の辿る経路
を矢印で示している。図を簡略にするために、パイロッ
トバーナー１１４のための空気の流れ経路は図２では省
略されており、図３に別途に示されている。図３は、パ
イロットバーナー１１４から噴射された燃料及び空気の
流れパターンを示している。図２に示されるように、電
力は、点火器１１０の前端に設けられたねじ付き同軸ケ
ーブルソケット１４６を介して点火器１１０に供給され
る。ソケット１４６は、パイロットバーナー１１４の中
央内孔１１２のねじ付き部分１４８に完全にねじ込まれ
るると、圧縮カラー１５０を点火器１１０の端部にかし
める働きをもし、点火器１１０とパイロットバーナー１
１４との相対移動を防止する。

【００２７】図２にみられるように、点火器１１０は、
剛性の中心ワイヤ電極２０２と、中心電極２０２を囲繞
する内側絶縁セラミック層２０４と、内側絶縁層２０４
を囲繞する剛性の金属鞘２０６と、金属鞘２０６を囲繞
し、パイロットバーナー１１４の中央内孔１１２の壁に
接触する外側絶縁セラミック層２０８から成る。金属鞘
２０６は、その後端に小電極２１０を備えており、小電
極２１０は、それに隣接する中心電極２０２の端部との
間にスパークギャップを画定する。空燃混合物は、後述
するように、このスパークギャップを被って循環され、
スパークギャップにスパークが生じたとき点火される。

【００２８】パイロットバーナー１１４は、図２及び３
に示されるように、主バーナー１１８と共に協力的に相
互作用するバーナーを構成し、両者は協同して、燃焼帯
域の基部領域１０７内に均一な燃料供給と良好な火炎安
定性を達成し、燃焼過程によって熱せられる点火器１１
０を適度に冷却する働きをもする。パイロットバーナー
１１４においては、パイロット燃料２００は、パイロッ
ト燃料供給通路１２６を通って環状のマニホールド２１
１へ流れ、そこから複数の燃料通路２１２を通って別の
マニホールド２１３へ流入する。燃料２００は、パイロ
ットバーナー１１４のバーナーヘッド又は後面２１４か
らその外周近くにおいてマニホールド２１３に連通する
ように穿設された多数の孔２１５の円形配列体を通して
噴出される。燃料２００は、パイロットバーナー１１４
のヘッドから孔２１５を通して噴出されると直ぐに、パ
イロットバーナー１１４の端部にろう付けされたスリー
ブ２１８に設けられた偏向リップ２１６によってバーナ
ー面２１４に沿って偏向される。図３に示されるよう
に、偏向リップ２１６によって偏向された後、パイロッ
ト燃料２００は、バーナー面２１４に形成された円形溝
又はスロット３０２から後方へ発散する形に噴出された
高圧空気３００のカーテン即ち環状（中空）コラムに合
流する。この時点で、空気３００に対してパイロット燃
料２００の流れが交差することによって生じる乱流によ
りパイロット燃料２００と空気３００との混合が始ま
る。空気３００は、まず、燃料２００をパイロットバー
ナー１１４から離れる方向に連行し、燃焼器缶１０２の
中心線ＣＬの周りに中空の（即ち、断面環状の）発散形
（ラッパ形）コラム状剪断層３０３（図３）を設定す
る。良好なパイロット燃料と空気との混合物を創生する
ために、パイロット燃料２００は、剪断層３０３の基部
部分を形成する空気３００のコラムの円周内へ実質的に
均一に噴射されるように構成されている。

【００２９】剪断層３０３は、燃焼チャンバー内におい
て燃焼帯域１０６（図１）と火炎前線１０６' の境を画
定するものとして識別することができるが、燃焼機内で
エンジン負荷条件の広い範囲に亙って希薄燃焼型燃焼を
維持するちょいう目的を達成する上で重要である。燃料
希薄主空燃混合気は、この剪断層３０３を囲繞する渦流
通路１２２から剪断層３０３に向けて実質的均一に噴射
され、剪断層３０３内で主空燃混合気とパイロット空燃
混合気との若干の混合が行われることに留意すべきであ
る。その過程の次の部分は、剪断層３０３のすべての部
分からの空燃混合気の一部が矢印３０４で示されるよう
に点火器１１０の方に向かって再循還することである。
このような再循還が起るのは、スロット３０２からの空
気の噴出により点火器１１０の近傍に若干低圧の区域が
創生されるからである。エンジンの始動時には、この再
循環された空燃混合気は燃料濃度が高く、点火後は基部
領域１０７内で安定した火炎をもって燃焼し、火炎がス
ロット３０２に一見して「繋留」されたような状態とな
り、空気コラム３００／剪断層３０３によって囲繞され
るように構成されている。エンジンの速度及び負荷が増
大するにつれて主バーナー１１８から缶１０２内へ噴射
される燃料希薄混合気の量が増大したときでも、スロッ
ト３０２又は少くともその半径方向内方の縁は、再循環
された空燃混合気中の燃焼過程を安定化させる働きをす
ると考えられる。空気コラム３００／剪断層３０３は、
剪断層３０３の基部部分の近くで、該剪断層中の近傍領
域及び剪断層より先の近傍領域より相当に遅い流れ速度
を有する再循還基部領域１０７を該剪断層によって囲っ
て防護することは明らかである。この防護された燃焼領
域１０７内に安定した燃焼を設定することによって、大
領域１０８内の希薄燃焼型燃焼を含む、燃焼器缶１０２
内の燃焼過程の全体が、ガスタービンエンジンの部分負
荷条件及び全負荷（最大限負荷）条件下において安定化
される。

【００３０】燃焼チャンバー及びバーナーの本発明によ
るあらゆる設計において必須であるとは考えられない
が、パイロットバーナーヘッドのスロット３０２から噴
出される空気３００は、主バーナー１１８の渦流通路１
２２によって創生される空燃混合物の渦巻運動成分と渦
巻方向が反対の渦巻（回転）運動成分を有するものとす
ることが非常に好ましい。空気３００に渦巻運動を付与
するために、空気３００は、スロット３０２の円周に対
してほぼ接線方向をなすようにスロット３０２の側壁に
対して斜めに形成された複数の穿孔３０６の配列体を通
してスロット３０２の底部へ供給する。（穿孔３０６が
斜めに向けられていることは、図を簡略化するために図
３には示されていない。）穿孔３０６は、スリーブ２１
８を貫通してマニホールド３０８に接続されている。マ
ニホールド３０８は、多数の空気通路又は穿孔３１０か
ら空気の供給を受け、空気通路３１０は、図示のように
渦流通路１２２から空気を取り入れるようにしてもよ
く、あるいは、渦流器１２３の外周に設けた開口から導
管で導入される空気を取り入れるようにしてもよい。後
者の場合、渦流器１２３の外周に存在するより高い「よ
どみ」圧力を利用することができ、渦流通路１２２から
の燃料の混入を回避することもできる。

【００３１】円形スロット３０２へ空気を供給するマニ
ホールド３０８は、又、図３に示されるように、点火器
１１０を直接冷却し、防護するための追加の空気をも供
給する。マニホールド３０８からの空気は、穿孔３１０
を通して、パイロットバーナーの内孔１１２内へ切り込
まれた環状の空気供給スロット３１２へ送られる。この
空気は、パイロットバーナーの内孔１１２の周りに等間
隔をおいて内孔１１２内へ切り込まれた又はその他の方
法で形成された一連の短い軸方向の空気チャンネル又は
溝３１４の出口端から噴出される。空気チャンネル３１
４は、空気供給スロット３１２からの空気を図示のよう
に点火器１１０の高温端の側壁に沿って導き、点火器１
１０の高温端から熱を除去する。チャンネル３１４は、
点火器１１０の電極２０２の後端を僅かに越えて突出し
ており、従って、冷却空気は、チャンネル３１４の出口
端から点火器１１０の端部を被って排出され、それによ
って点火器を冷却し、パイロット火炎の基部の加熱作用
から点火器を防護する。点火器冷却空気は、領域１０７
内の空燃混合気に対して稀釈作用を有することがあるの
で、いろいろなエンジン速度及び負荷のための最適な空
燃比を算出するに当ってはそのことを計算に入れるべき
である。

【００３２】上述した点火器冷却構造は、点火器冷却を
実施するための考え得る幾つかの代替構造の１つにすぎ
ない。例えば、パイロットバーナーの内孔１１２の壁に
空気供給スロット３１２及び空気チャンネル３１４を形
成する代わりに、点火器１１０の端部を、両端に外部フ
ランジを有し、内孔１１２の拡幅部分内にろう付けされ
た小さいスリーブ内に保持することができる。この構成
では、内孔１１２とスリーブのフランジとの間に画定さ
れる環状空間が空気供給スロット３１２の代わりをし、
スリーブのパイロット火炎に近い側の端部のフランジに
穿設した複数の穴が空気チャンネル３１４の代わりをす
る。空気を点火器の噴出端を横切るように変更させるた
めの適当なリップをフランジの上記穴の直ぐ上のところ
でパイロットバーナーの面に設けることが好ましい。

【００３３】上述した燃焼器／バーナー構造を要約する
と、燃焼器は、下流側の主燃焼チャンバーと上流側のプ
レチャンバーに分割されており、主バーナーの先混合用
渦流器を利用してプレチャンバーの外周の最も上流側の
部分が画定されている。渦流器は、それが取り付けられ
ている燃焼器ヘッドの一部を構成する燃料導入本体から
燃料の供給を受ける。パイロットバーナー１１４は、燃
焼器ヘッド内の主バーナーの燃料導入本体内に嵌め込ま
れている。点火器１１０は、燃焼システム内のどこかの
部位ではなく、パイロットバーナー１１４内に配置され
ている。この構造によれば、装置が大幅に簡略化され、
装置の製造の簡略化、効率の向上及び小型化という目的
が達成される。

【００３４】上述した主バーナー１１８／パイロットバ
ーナー１１４／点火器１１０の組み合わせは燃焼領域１
０７における燃焼を安定化させるので、パイロットバー
ナーと主バーナーとは、この種の燃焼器において従来可
能であったより広い範囲のエンジン作動パワー及び速度
に亙って希薄燃焼型燃焼を維持するために互いに補完す
る態様で作動させることができる。下記の表は、パワー
発生のために用いられるエンジンの全作動範囲に亙って
総燃料供給量をパイロットバーナーと主バーナーとの間
に割り振ることができる態様を例として示す。

【００３５】

【表１】

【００３６】このことから分かるように、缶１０２内へ
噴射される空気とパイロット燃料と主燃料の相対量は、
エンジンの始動時及び部分負荷条件下では防護された燃
焼領域１０７内の空燃混合気が、燃焼過程の全体に亙っ
て安定した燃焼を維持するのに十分な燃料濃度を有する
ように変更される。燃焼過程の大部分は、部分負荷条件
下にいおいても、燃焼帯域の大領域１０８内で希薄燃焼
型燃焼モードで行われる。エンジンの作動条件が始動か
ら部分負荷を経て全負荷（最大限負荷）に至るまで変化
するにつれて、燃焼器内の燃焼過程は、全体として、燃
料豊富状態の燃焼と燃料希薄状態の燃焼へ変化する。エ
ンジンが全速度になると、総噴射燃料の一部分として噴
射されるパイロット燃料の量は、全速力／最小限負荷時
（全速力で最小限の負荷のとき）における多割合（総噴
射燃料の７０％の割合）から全速力／最大限負荷時（全
速力で最大限の負荷のとき）におけるほぼ０％にまで変
化する。全体燃焼過程は低負荷時には多少燃料豊富状態
での燃焼であるが、それは、大部分の時間高負荷又は全
負荷（最大限負荷）で作動する大抵の産業用エンジンに
とって過渡的な状態にすぎない。従って、環境保護規制
に容易に対応することができる。テストにおいて、上述
した本発明のバーナー／燃焼器構成は、燃料供給のパイ
ロットバーナーから主バーナーへの移行をはやめること
ができ、それに対応して全体燃焼過程の燃料濃厚燃焼型
低負荷燃焼から燃料希薄燃焼型高部分負荷及び全負荷燃
焼への遷移を早めることができることが判明した。

【００３７】図に示された例では、パイロット空気供給
スロット３０２は、パイロットバーナー１１４の面２１
４に形成された断面ほぼ長方形の連続した円形スロット
であるが、これは単なる１例にすぎない。例えば、断面
は、パイロットバーナー１１４の面２１４に向かって漸
次拡大又は縮小する形状とすることもできる。又、単一
の連続スロットに代えて、２つ以上の同心の連続スロッ
トを用いてもよく、連続スロットではなく、パイロット
バーナー１１４の面２１４に形成された複数の円形に等
間隔に配列された個別の孔を用いてもよい。更に別の変
型例として、スロット又はそれと均等の孔は、パイロッ
トバーナー１１４の面２１４から突出していて、燃焼過
程を「繋留」し、安定化させる働きをする突起又はフラ
ンジに、又はそれに近接しところに形成することもでき
る。

【００３８】点火器１１０はパイロットバーナー１１４
の中心に配置されるものとして示されているが、これも
単に例として示されたものであり、点火器１１０をパイ
ロットバーナー１１４の中心線ＣＬから偏心させて、例
えば、スロット３０２又はそれと均等の孔の円形配列体
と同じ直径のところに配置するのが有利な場合もある。
この配置は、領域１０７内の火炎から点火器１１０へ伝
えられる熱を少なくすることができる。

【００３９】パイロット燃料及び空気を噴射するための
上述した本発明の構成は、更に下記の利点を有する。 (a) 偏向リップ２１６の下の環状の燃料噴出ギャップ
は、コークス付着防止作用を提供する。燃料を半径方向
内方へ噴出することは、燃料の流れを直接的に妨害する
炭素の堆積を回避する作用を有するからである。 (b) 点火器１１０に近接したところでパイロットバーナ
ー１１４を通して燃料及び空気を通流させる構成は、パ
イロットバーナーから熱を除去することにより点火器を
低温に保つ働きをする。 (c) パイロットバーナーのヘッドのスロット３０２から
噴出された空気３００に渦流運動を付与することは、特
に空気３００の渦巻方向が主バーナーの渦流通路１２２
から噴出する空燃混合気の渦巻方向とは反対の向きにさ
れている場合、領域１０７内の火炎が実際にパイロット
バーナーのヘッド２１４に付着するのを防止する働きを
する。従って、火炎の基部は、パイロットバーナーのヘ
ッド２１４から離脱しているので、点火器１１０の過熱
を防止する。本発明に従ってなされた設計の１例をテス
トしたところ、パイロット空気３００に主バーナーのか
ら噴出する空燃混合気の渦巻方向と同じ方向の渦巻運動
成分を与えた場合、反対向き渦巻運動成分を与えた場合
よりは点火器に近いところで火炎が燃焼することが判明
した。

【００４０】添付図には、便宜上、１種類の燃料（ガス
燃料）だけを噴射する例が示されているが、２種類燃料
燃焼バーナー構成を用いることもできる。例えば、パイ
ロットバーナー１１４より大きい直径のパイロットバー
ナーの本体に、ガス燃料供給通路に平行に液体燃料供給
通路を延設し、それに関連してガス燃料噴射器を囲繞す
るようにマニホールド及び液体燃料霧化器を配置するこ
とができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】図１は、本発明による点火、燃料バーナ及び燃
焼安定化装置を組み入れたいわゆる「ドライ、低ＮＯ
ｘ」希薄燃焼型燃焼器缶の蒸留端の一部断面による概略
側面図である。

【図２】図２は、図１の一部分の拡大断面図である。

【図３】図３は、図２と同様の図であるが、図２には示
されていない細部を示すために異なる断面でみた断面図
である。

【符号の説明】

１００：燃焼器 １０２：燃焼器缶 １０３：主燃焼チャンバー １０４：ガス燃料噴射器組立体（バーナー装置） １０６：燃焼帯域 １０７：燃焼帯域の基部領域又は副帯域 １０８：燃焼帯域の大領域 １１０：点火器（点火源） １１４：パイロットバーナー １１８：主バーナー １２０：燃料導入本体部分 １２２：渦流通路 １２３：渦流器 １２６：パイロット燃料供給通路 １２８：主燃料供給通路 １３０：マニホールド １３６：燃料噴射手段 １３９：空燃混合気 ２００：燃料 １４１：プレチャンバー ２１４：バーナーヘッド又は後面 ２１５：孔 ２１６：偏向リップ ３００：空気コラム又はカーテン ３０２：円形溝又はスロット ３０３：中空の（断面環状の）発散形コラム状剪断層 ３０６：穿孔（空気供給通路） ３１４：空気チャンネル又は溝

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 エリック ロイ ノースター イギリス エヌジー23 ７イービー，ノッ ティンガムシアー，ニューアーク，ハービ ー，ハイ ストリート，ピアツリー コテ ージ（番地なし) (72)発明者 シモン マリオ デ ピエトロ イギリス エルエヌ１ ３ディーエック ス，リンカーン，ニューポート 183 (72)発明者 マームード コウカビー イギリス エルエヌ２ ２ジェイユー，リ ンカーン，ロングデイルズ ロード 38

Claims (27)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 燃料噴射手段（２１５，２１６）と空気
   噴射手段（３０２）とから成るバーナーヘッド（２１
   ４）を有するガスタービン用燃焼器のためのバーナー
   （１１４）であって、 前記燃料噴射手段は、前記空気噴射手段をそれと実質的
   に同心関係をなして囲繞しており、該空気噴射手段は、
   断面環状の空気（３００）コラムを噴出するように構成
   され、該燃料噴射手段は、燃料を該空気コラムと混合さ
   せるためにそれに向けて噴射するように構成されている
   ことを特徴とするバーナー。
2. 【請求項２】 前記空気コラムは、該バーナーから発散
   する形であることを特徴とする請求項１に記載のバーナ
   ー。
3. 【請求項３】 前記空気噴射手段は、前記バーナーヘッ
   ドに円形スロットを画定する手段を含むことを特徴とす
   る請求項１又は２に記載のバーナー。
4. 【請求項４】 前記空気噴射手段は、前記空気コラムに
   渦流成分を付与するための手段を備えていることを特徴
   とする請求項１〜３のいずれか１つに記載のバーナー。
5. 【請求項５】 前記空気噴射手段は、前記バーナーヘッ
   ド（２１４）に形成された円形スロット（３０２）と、
   空気を該スロットの底壁へ供給するための複数の供給通
   路（３０６）から成り、該供給通路は、前記空気（３０
   ０）コラムに渦流運動成分を付与するように、該スロッ
   トの側壁に対して斜めに該スロットの底部に開口してい
   ることを特徴とする請求項１又は２に記載のバーナー。
6. 【請求項６】 前記供給通路は、前記スロットの底部に
   接線方向に開口していることを特徴とする請求項５に記
   載のバーナー。
7. 【請求項７】 前記燃料噴射手段は、前記バーナーヘッ
   ド（２１４）の周縁に近接して環状の孔を画定する手段
   （２１６）から成り、前記燃料は、該バーナーから該孔
   を通して噴出するようになされていることを特徴とする
   請求項１〜６のいずれか１つに記載のバーナー。
8. 【請求項８】 前記燃料噴射手段は、前記バーナーヘッ
   ド（２１４）の最外周縁から離隔してそれを覆う環状リ
   ップ（２１６）を含み、前記燃料は、該バーナーから該
   バーナーヘッドとリップの間を通して噴出するようにな
   されていることを特徴とする請求項７に記載のバーナ
   ー。
9. 【請求項９】 前記燃料噴射手段は、更に、前記リップ
   （２１６）の下で前記バーナーヘッドに形成された複数
   個の孔（２１５）の円形配列体を含み、該リップは、そ
   れらの孔から噴射された燃料を前記空気コラムと混合さ
   せるために該空気コラムの方に差し向ける働きをするこ
   とを特徴とする請求項８に記載のバーナー。
10. 【請求項１０】 （ａ）前記燃料噴射手段を含む外側バ
    ーナーヘッド領域と、（ｂ）前記空気噴射手段と、該バ
    ーナーによって前記燃焼チャンバー内へ噴射された空気
    及び燃料に点火するための点火源（１１０）を含む内側
    バーナーヘッド領域を有することを特徴とする請求項１
    〜９のいずれか１つに記載のバーナー。
11. 【請求項１１】 燃焼ガスの流れ方向でみて順に、バー
    ナー装置を組み入れた燃焼器ヘッドと、燃焼プレチャン
    バー（１４１）と、主燃焼チャンバー（１０３）とから
    成り、燃焼プレチャンバーの断面積が主燃焼チャンバー
    より相当に小さい断面とされているタイプのガスタービ
    ンエンジン用希薄燃焼型燃焼器に使用するためのバーナ
    ー装置（１０４）であって、 （ａ）前記プレチャンバー内で拡散燃焼型燃焼を維持す
    るために前記燃焼器ヘッド内に配置されたパイロットバ
    ーナー（１１４）と、 （ｂ）燃料濃度の希薄な空燃混合気（１３９）を前記プ
    レチャンバー内に噴射するためのものであって、燃料噴
    射手段（１３６）と、該空燃混合気が該プレチャンバー
    内に噴射されたときそれに内向きの渦巻き運動を付与す
    るために前記パイロットバーナーの下流でその半径方向
    外方に配置された渦流器とを含む主バーナー（１１８）
    と、から成り、前記主バーナーは、前記燃焼器ヘッドに
    収容された燃料導入本体部分（１２０）を有し、該本体
    部分は、前記燃料噴射手段に燃料を供給するための複数
    の燃料供給通路（１２８，１３０等）を有し、前記渦流
    器は、前記主バーナーの本体部分に付設されて前記プレ
    チャンバーの最上流部分の周縁を構成し、前記パイロッ
    トバーナーは、主バーナーの本体部分内に嵌め込まれて
    いることを特徴とするバーナー装置。
12. 【請求項１２】 前記空燃混合気に点火するための点火
    源が前記パイロットバーナー内に収容されていることを
    特徴とする請求項１１に記載のバーナー装置。
13. 【請求項１３】 前記パイロットバーナーは、燃料噴射
    手段と空気噴射手段を含み、該燃料噴射手段は、前記空
    気噴射手段をそれと実質的に同心関係をなして囲繞して
    おり、該燃料噴射手段は、該パイロットバーナーの外部
    で前記プレチャンバー内に燃料濃厚空燃混合気を生成す
    るために燃料を該空気噴射手段に向けて噴射するように
    構成されていることを特徴とする請求項１１又は１２に
    記載のバーナー装置。
14. 【請求項１４】 前記空気噴射手段は、前記パイロット
    バーナーから前記プレチャンバー内へ発散する形の断面
    環状の空気コラムを噴出するように構成されていること
    を特徴とする請求項１１〜１３のいずれか１つに記載の
    バーナー装置。
15. 【請求項１５】 パイロットバーナー（１１４）と、該
    パイロットバーナーの下流で該パイロットバーナーを囲
    繞しており、燃焼器内で燃焼させるための空燃混合気を
    噴射するための主バーナー（１１８）を有するガスター
    ビンエンジン用希薄燃焼型燃焼器であって、 前記パイロットバーナーは、パイロット燃料（２００）
    と空気（３００）を別々に同時に前記燃焼器内へ噴射し
    て該燃焼器内で混合させるように構成されており、空気
    を該パイロットバーナーに近接した領域（１０７）を囲
    繞する断面環状のコラム状剪断層（３０３）として前記
    燃焼器内へ噴射するための空気噴射手段（３０２）と、
    前記パイロット燃料を前記コラム状剪断層中の空気と混
    合させるために該剪断層に向けて噴射するための燃料噴
    射手段（２１５，２１６）とを有し、前記主バーナー
    は、燃料濃度の希薄な主空燃混合気（１３９）を前記コ
    ラム状剪断層に向けて前記燃焼器内へ噴射するように構
    成されており、該コラム状剪断層は、該燃焼器内での希
    薄燃焼型燃焼の安定度を高めるために防護された燃焼帯
    域を設定することを特徴とする希薄燃焼型燃焼器。
16. 【請求項１６】 前記コラム状剪断層は、前記パイロッ
    トバーナーから発散する形であることを特徴とすると請
    求項１５に記載の希薄燃焼型燃焼器。
17. 【請求項１７】 前記パイロット燃料噴射手段は、前記
    空気噴射手段を囲繞し、それと実質的に同心関係である
    ことを特徴とする請求項１６に記載の希薄燃焼型燃焼
    器。
18. 【請求項１８】 前記パイロットバーナーの空気噴射手
    段は、空気のコラムに渦流流れ成分を付与するように構
    成されていることを特徴とする請求項１７に記載の希薄
    燃焼型燃焼器。
19. 【請求項１９】 前記主バーナーは、前記主空燃混合気
    に渦流流れ成分を付与するように構成されていることを
    特徴とする請求項１５〜１８のいずれか１つに記載の希
    薄燃焼型燃焼器。
20. 【請求項２０】 前記パイロットバーナーと主バーナー
    とは、それぞれ、前記前記コラム状剪断層と、前記主空
    燃混合気に互いに反対向きの渦流流れ成分を付与するよ
    うに構成されていることを特徴とする請求項１５〜１７
    のいずれか１つに記載の希薄燃焼型燃焼器。
21. 【請求項２１】 ガスタービンエンジンの燃焼器（１０
    ０）内に該エンジンの広い負荷条件範囲に亙って希薄燃
    焼型燃焼過程を維持する方法であって、 （ａ）空気（３００）を前記燃焼器内へ噴射して該燃焼
    器内に流体流れの断面環状のコラム状剪断層（３０３）
    を創生する操作と、 （ｂ）前記コラム状剪断層を囲繞する領域から該剪断層
    の円状基部部分へパイロット燃料を実質的に均一に噴射
    し、該パイロット燃料を該剪断層によって前記燃焼器内
    へ連行させて該剪断層中の空気と混合させ、パイロット
    空燃混合気を生成する操作と、 （ｃ）前記エンジンの少くとも始動時と全負荷条件にお
    いて前記燃焼器内に希薄燃焼型燃焼過程を維持するため
    の燃料希薄主空燃混合気（１３９）を前記パイロット燃
    料の噴射領域の下流で前記コラム状剪断層を囲繞する領
    域から該剪断層に向けて実質的に均一に噴射して、該主
    空燃混合気を該剪断層中で該パイロット空燃混合気と混
    合させる操作と、 （ｄ）前記剪断層の前記円状基部部分の近くで該剪断層
    によって囲われて防護されており、該剪断層中の近傍領
    域及び剪断層より先の近傍領域より相当に遅い流れ速度
    を有する防護領域（１０７）内へ該剪断層から前記空燃
    混合気（１３９）の一部（３０４）を再循還させる操作
    と、 （ｅ）前記再循還された空燃混合気を前記防護領域内で
    燃焼させて防護された燃焼領域を設定し、該再循還され
    た空燃混合気を該防護された燃焼領域内で安定した態様
    で燃焼させ、それによって、前記希薄燃焼型燃焼過程の
    全体を安定させる操作とを含む連続的に互いに協同する
    操作から成る方法。
22. 【請求項２２】 前記コラム状剪断層は、空気の噴射方
    向に発散する形とすることを特徴とする請求項２１に記
    載の方法。
23. 【請求項２３】 前記コラム状剪断層は、その環状断面
    の中心の周りに流体流れの回転渦流流れ成分を有するこ
    とを特徴とする請求項２１又は２２に記載の方法。
24. 【請求項２４】 前記燃料希薄主空燃混合気は、前記コ
    ラム状剪断層の環状断面の中心の周りに流体流れの回転
    渦流流れ成分を有することを特徴とする請求項２１〜２
    ３のいずれか１つに記載の方法。
25. 【請求項２５】 前記コラム状剪断層と、前記燃料希薄
    主空燃混合気とは、該コラム状剪断層の環状断面の中心
    （ＣＬ）の周りに互いに反対向きの流体流れの回転渦流
    流れ成分を有することことを特徴とする請求項２１又は
    ２２に記載の方法。
26. 【請求項２６】 燃焼チャンバー内へ噴射される空気と
    パイロット燃料と主燃料の相対量を、前記エンジンの始
    動時及び部分負荷条件下では前記防護された燃焼領域内
    の空燃混合気が、燃焼過程の全体において安定した燃焼
    を維持するのに十分な燃料濃度を有するように互いに変
    更させることを特徴とする請求項２１〜２５のいずれか
    １つに記載の方法。
27. 【請求項２７】 前記エンジンの作動条件が始動から部
    分負荷を経て全負荷に至るまで変化するにつれて、総噴
    射燃料の一部分として噴射されるパイロット燃料の量
    を、始動時における少割合から全速力／最小限負荷時に
    おける多割合を経て全速力／全負荷時における０％割合
    にまで変化させるることにより、前記燃焼器内での全体
    としての燃焼過程を燃料豊富状態の燃焼から燃料希薄状
    態の燃焼へ変化させることを特徴とする請求項２６に記
    載の方法。