JPH04320717A - 希釈空気の噴射装置 - Google Patents

希釈空気の噴射装置

Info

Publication number
JPH04320717A
JPH04320717A JP3350497A JP35049791A JPH04320717A JP H04320717 A JPH04320717 A JP H04320717A JP 3350497 A JP3350497 A JP 3350497A JP 35049791 A JP35049791 A JP 35049791A JP H04320717 A JPH04320717 A JP H04320717A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
dilution
main
trim
hole
air
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
Application number
JP3350497A
Other languages
English (en)
Inventor
Willard J Dodds
ウィラード・ジェームス・ドッズ
Stanley K Widener
スタンレイ・ゲヴィン・ワイドナー
Keith K Taylor
キース・ケルヴィン・テイラー
Howard L Foltz
ハワード・ルイス・フォルツ
Steven C Steffens
スティーブン・クレック・ステファンス
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPH04320717A publication Critical patent/JPH04320717A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing

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。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、ガスタービンエンジ
ン燃焼器、特に燃焼器に希釈空気を噴射する方法および
装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジン燃焼器は燃料を圧
縮空気と混合して燃焼ガスを発生し、燃焼ガスをタービ
ンに導き、タービンで燃焼ガスからエネルギーを抽出す
る。代表的な燃焼器には、種々の機能を行うために、圧
縮機から圧縮空気の所定部分を案内するための種々の通
路および穴が設けられている。圧縮空気の一部を普通の
気化器（キャブレタ）を通して案内して、燃料−空気混
合物を発生し、これに点火して燃焼ガスを発生する。圧
縮空気の別の部分を普通の一次空気穴に通して燃焼を支
持し、確実に燃料のほぼすべてを完全に燃焼させる。圧
縮空気の別の部分を希釈空気穴を介して燃焼器中に案内
し、燃焼ガスの温度を急冷するとともに、タービンベー
ン（静翼）およびブレード（動翼）への燃焼ガスの良好
な形状およびパターン係数、すなわち良好な温度分布を
達成し、タービンベーンおよびブレードの寿命を許容で
きるものとする。
【０００３】代表的な燃焼器には、ドーム、気化器バッ
フル板および燃焼器ライナー自身を冷却するために、圧
縮空気のさらに別の部分を案内する種々の冷却空気穴も
設けられ、たとえば、普通の気膜冷却空気ナゲットを設
け、これにより冷却空気の層をライナーの内面に沿って
流し、ライナーを高熱の燃焼ガスから保護する。
【０００４】ガスタービンエンジン燃焼器の設計傾向と
して、エンジン重量を軽くするために、また燃焼器の冷
却に用いる圧縮機空気の量を減らすことによりエンジン
性能を上げるために、燃焼器の長さおよび長さ対高さ比
（Ｌ／Ｈ）を減少させる傾向が続いている。しかし、燃
焼器長さを短くするにつれて、燃焼ガス出口温度を許容
範囲内にするのに適切な希釈空気の燃焼ガスへの貫通と
希釈空気の燃焼ガスとの混合を達成するのが益々困難に
なる。したがって、適切な燃焼器性能を得る上で主要な
因子であるＬ／Ｈ比は、普通の燃焼器の最小限界に近づ
いている。
【０００５】燃焼器の全長をさらに短くするために、二
重環状、または二重ドーム燃焼器設計が考慮されている
。このような燃焼器は基本的に、それぞれ許容範囲内の
Ｌ／Ｈ比を有する２つの半径方向外側および内側燃焼区
域を使用する一方、燃焼器全長をさらに減少させること
ができるからである。しかし、このような二重ドーム燃
焼器では、適正な希釈空気の貫通と混合を達成する能力
が、燃焼器長さが比較的短いので、その分益々困難にな
る。したがって、燃焼器ライナーに配置された普通の希
釈空気穴は、適切な温度形状およびパターン因子を得る
能力が限定されている。
【０００６】
【発明の目的】したがって、この発明の目的は、希釈空
気をガスタービンエンジン燃焼器中に噴射する新規な方
法と装置を提供することにある。
【０００７】この発明の別の目的は、燃焼ガスの温度変
化を緩和するために、燃焼ガスへの希釈空気の貫通を改
良した燃焼器希釈空気噴射装置を提供することにある。
【０００８】この発明の他の目的は、燃焼器ドームの気
化器から下流に流れる燃焼ガスの高熱流れ（ストリーク
）を希釈する、二重ドーム燃焼器用希釈空気噴射装置を
提供することにある。
【０００９】この発明のさらに他の目的は、優れた希釈
空気噴射装置を有する二重ドーム燃焼器を提供すること
にある。
【００１０】
【発明の概要】この発明の、燃焼ガスがドームから下流
に流れるガスタービンエンジン燃焼器において燃焼ガス
を希釈する方法は、主（または一次）希釈空気を燃焼ガ
ス中に噴射し、トリム（調整用）希釈空気を燃焼ガス中
に上記噴射された主希釈空気に隣接して噴射する工程を
含む。この方法を実施するための希釈空気噴射装置は、
プレート、好適な実施例では中心体を含み、このプレー
トに、圧縮空気の一部を燃焼ガス中に主希釈空気として
噴射する主希釈穴と、圧縮空気の一部を燃焼ガス中にト
リム希釈空気として噴射するトリム希釈穴とを設ける。 上記主希釈穴およびトリム希釈穴は、主希釈空気および
トリム希釈空気が協同して燃焼ガスの所定部分に貫通し
、その部分を希釈する寸法および形状とする。
【００１１】この発明を特徴付けると考えられる新規な
事項は特許請求の範囲に記載した通りである。この発明
の目的および効果をさらに明瞭にするために、以下に、
この発明の好適な実施例を添付の図面を参照しながら、
具体的に説明する。
【００１２】
【実施例の記載】図１は、この発明を適用する１例とし
ての高バイパス比ターボファンエンジン１０の長さ方向
断面を示す概略線図である。エンジン１０には、普通の
ファン１２が、周囲空気１８を取り入れる入口１６を有
するファンカウル１４の内側に配置されている。ファン
１２の下流には、普通の低圧圧縮機（ＬＰＣ）２０が配
置され、これに直流連通関係で、普通の高圧圧縮機（Ｈ
ＰＣ）２２、燃焼器２４、普通の高圧タービンノズル２
６、普通の高圧タービン（ＨＰＴ）２８および普通の低
圧タービン（ＬＰＴ）３０が続いている。ＨＰＴ２８は
通常通り、高圧（ＨＰ）シャフト３２によりＨＰＣ２２
に固定連結され、ＬＰＴ３０は通常通り、普通の低圧（
ＬＰ）シャフト３４によりＬＰＣ２０に連結されている
。ＬＰシャフト３４はファン１２にも通常通り固定連結
されている。エンジン１０はＨＰシャフト３２およびＬ
Ｐシャフト３４を貫通する長さ方向または軸線方向中心
軸線３６のまわりに対称である。
【００１３】ファンカウル１４は、通常通り、複数の円
周方向に間隔をあけて配置した普通のストラット（支柱
）４０により、外側ケーシング３８にそれから間隔をあ
けて固着され、両者間に普通の環状ファンバイパスダク
ト４２を画定している。外側ケーシング３８はエンジン
１０をＬＰＣ２０からＬＰＴ３０まで包囲している。 普通の排気コーン４４が、ＬＰＴ３０の下流で、ケーシ
ング３８から半径方向内方へ離れ、複数の円周方向に間
隔をあけて配置した普通のフレームストラット４６によ
りケーシング３８に固着され、エンジン１０の環状コア
出口４８を画定している。
【００１４】運転中、空気１８をＬＰＣ２０、ついでＨ
ＰＣ２２で圧縮した後、圧縮空気５０として燃焼器２４
に供給する。普通の燃料噴射手段５２により燃料を燃焼
器２４に供給し、燃焼器２４内で燃料を圧縮空気５０と
混合し、燃焼させ、吐出し燃焼ガス５４を発生する。燃
焼ガス５４はつぎにＨＰＴ２８およびＬＰＴ３０に流れ
、それぞれでエネルギーを抽出してＨＰシャフト３２お
よびＬＰシャフト３４を回転し、ＨＰＣ２２およびＬＰ
Ｃ２０とファン１２を駆動する。
【００１５】図２は燃焼器２４の拡大長さ方向断面図で
ある。燃焼器２４は上流端に、複数の円周方向に間隔を
あけて配置した普通の外側キャブレタ（気化器）５８を
有する半径方向外側の環状ドーム５６と、複数の円周方
向に間隔をあけて配置した普通の内側キャブレタ（気化
器）６２を有する半径方向内側の環状ドーム６０とを含
む。普通の環状の外側燃焼器ライナー６４および内側燃
焼器ライナー６６がそれぞれ、中心軸線３６のまわりに
同軸に配置され、外側ドーム５６および内側ドーム６０
から下流に、ライナー６４および６６の下流端に画定さ
れた環状燃焼器出口６８まで延在している。
【００１６】気化器５８および６２それぞれは、普通の
二重反転スワラを含み、このスワラを通して案内した圧
縮空気５０の一部を、燃料噴射手段５２の燃料ステム５
２ａに連結された普通の燃料噴射装置からの燃料と混合
する。気化器５８および６２はそれぞれ通常通り、外側
燃料−空気混合物７０および内側燃料−空気混合物７２
を燃焼器２４に供給し、これらの混合気を普通の点火装
置（イグニッタ）７４で点火して外側および内側燃焼ガ
ス７６および７８を生成する。
【００１７】この発明の１実施例によれば、たとえば環
状プレートまたは中空な環状中心体の形態の希釈空気噴
射装置８０が、外側ドーム５６と内側ドーム６０との間
から下流に延在し、外側ライナー６４および内側ライナ
ー６６両方から半径方向に離れている。中心体８０は外
側ドーム５６と内側ドーム６０に、複数の円周方向に間
隔をあけて配置したボルト８２により固着されている。
【００１８】中心体８０の上流端には、複数の円周方向
に間隔をあけて配置した入口８４が設けられ、これらの
入口８４は、隣り合うボルト８２の間でドーム５６およ
び６０の接合部を貫通し、圧縮空気５０の一部を中心体
８０の上流側または内面８８が画定する高圧室８６に案
内し、したがって中心体８０の上流側８８は入口８４を
通して圧縮空気５０を受け取る。中心体８０はさらに、
燃焼ガス７６および７８に面する下流側または外面９０
を含む。
【００１９】さらに詳しくは、外面９０は、上面９０ａ
と下面９０ｂとが下流方向に収束して、燃焼器出口６８
から上流に離間した環状後縁９２で互いに接合する形態
である。中心体上面９０ａは外側ライナー６４から半径
方向内方に離れて外側燃焼区域９４を画定する。外側燃
焼区域９４は、各外側気化器５８から外向きに延在する
複数の普通の円周方向に間隔をあけて配置した外側バッ
フルまたはスプラッシュプレート９６から下流に延在す
る。中心体下面９０ｂは内側ライナー６６から半径方向
外方に離れて内側燃焼区域９８を画定する。内側燃焼区
域９８は、各内側気化器６２から外向きに延在する複数
の普通の円周方向に間隔をあけて配置した内側バッフル
またはスプラッシュプレート１００から下流に延在する
。
【００２０】運転中、外側気化器５８および内側気化器
６２から下流に外側燃焼区域９４および内側燃焼区域９
８に流れる外側燃焼ガス７６および内側燃焼ガス７８は
、中心体８０に沿って流れ、中心体の後縁９２の下流で
互いに混ざり合う。後縁９２は燃焼器出口６８から上流
に、外側燃焼ガス７６と内側燃焼ガス７８とが少なくと
もある程度混合するのを許す所定の距離Ｌだけ、離れて
いるのが好ましい。発明のこの実施例では、外側燃焼区
域９４は、アイドルから最大パワーまで燃焼器２４のあ
らゆる出力パワーレベルで作動するパイロット燃焼区域
である。内側燃焼区域９８は、燃焼器２４からのパワー
の大部分を生成するために、低パワーまたはアイドルよ
り上でだけ作動させる主燃焼区域である。外側またはパ
イロット燃料−空気混合物７０を最初に点火装置７４で
点火して、パイロット燃焼ガス７６を形成し、そしてこ
のパイロット燃焼ガス７６で内側燃料−空気混合物７２
を点火して、内側または主燃焼ガス７８を発生する。
【００２１】外側ライナー６４および内側ライナー６６
は、その上流端に普通のライナー主穴１０２が設けられ
、またその中間部分に普通のライナー希釈穴１０４が設
けられている。ライナー主穴１０２は、圧縮空気５０の
追加部分を供給して、燃料−空気混合物７０および７２
の燃焼ガス７６および７８への燃焼を支持し、実質的に
完了させる。ライナー希釈穴１０４は圧縮空気５０の別
の部分の普通のジェットを供給し、これらを燃焼ガス７
６および７８中に、燃焼ガスの温度を急冷するとともに
、燃焼ガス中の高熱流れ（ストリーク）やピーク温度を
低減する通常の希釈目的で噴射する。希釈された燃焼ガ
ス７６および７８を燃焼器出口６８から排出燃焼ガス５
４として排出する。
【００２２】外側燃焼器ライナー６４および内側燃焼器
ライナー６６は、通常通り、たとえば、その上流端にあ
る普通の気膜冷却ナゲット１０６により冷却される。ナ
ゲット１０６は、ライナー６４および６６の内面に沿っ
て下流に延在する気膜冷却空気の境界層を形成する。図
示の実施例では、ライナー６４および６６にはそれぞれ
複数の冷却穴１０６を設けるが、そのうち２つしか図示
していない。冷却穴１０６は下流方向にライナー表面に
対して約２０°の角度で傾斜しており、穴１０６を通し
ての対流流れと、ライナー６４および６６の内面に沿っ
て空気の気膜冷却境界を形成することによりライナー６
４および６６を冷却する。
【００２３】二重ドーム、すなわち二重環状燃焼器２４
は軸線方向に比較的短いので、普通のライナー希釈穴１
０４は、燃焼ガス７６および７８の良好な希釈を達成す
るのに十分な程度に希釈空気ジェットを貫通させる能力
の点で、限定される。この発明の１実施例では、図３−
５に示すように、中心体８０に複数の主（または一次）
希釈穴１０８が円周方向に間隔をあけて貫通形成され、
圧縮空気５０の一部を燃焼ガス７６、７８中に主（また
は一次）希釈空気１１０として噴射する作用をなす。そ
して、中心体８０にさらに、主希釈穴１０８に隣接して
、複数のトリム希釈穴１１２が円周方向に間隔をあけて
貫通形成され、圧縮空気５０の一部を燃焼ガス７６、７
８中にトリム希釈空気１１４として噴射する作用をなす
。主希釈穴１０８およびトリム希釈穴１１２は、主希釈
空気１１０とトリム希釈空気１１４とが相互作用して燃
焼ガス７６、７８の所定の部分または領域に貫通し、そ
の部分を希釈する寸法および形状とするのが好ましい。
【００２４】さらに詳しくは、気化器５８、６２は円周
方向に離れているので、比較的高熱の外側および内側燃
焼ガス７６および７８の円周方向に離れた領域が発生す
る。したがって、燃焼ガス７６および７８の温度の円周
方向および半径方向の変化両方が燃焼器２４に生じるが
、良好な温度形状の燃焼ガス５４をＨＰＴノズル２６お
よびＨＰＴ２８に供給するためには、これらの温度変化
を効果的に軽減しなければならない。中心体８０の主希
釈穴１０８およびトリム希釈穴１１２の寸法および形状
は、たとえば、比較的短い燃焼器２４内の燃焼ガス７６
および７８を効果的に希釈できるかどうか、試行錯誤を
重ねて決めればよい。なお、燃焼器の空気力学および熱
力学は比較的複雑な三次元現象である。しかし、基本的
には、外側気化器５８および内側気化器６２それぞれか
ら下流に高熱流れ（ストリーク）が発生する。この発明
にしたがって主希釈穴１０８およびトリム希釈穴１１２
を使用することにより、これらの高熱流れを軽減して、
特定の設計例に応じた燃焼ガス５４の良好な温度形状を
得ることができる。主希釈穴１０８およびトリム希釈穴
１１２の数、寸法および形状は、特定の設計ごとに、形
状およびパターン因子を改良するのに必要な通りに変え
ればよい。
【００２５】たとえば、図２に示す二重ドーム燃焼器２
４の場合、大体図３−５に示すような主希釈穴１０８お
よびトリム希釈穴１１２の数、寸法および形状は、優れ
た燃焼ガス吐出し温度形状およびパターン因子を与える
ことを、試験により確かめた。これらの図に示すように
、主希釈穴１０８およびトリム希釈穴１１２は円形であ
るのが好ましいが、だ円その他の非円形の形状も使用で
きる。ただし、主希釈穴１０８の方がトリム希釈穴１１
２より大きい。内側（または主）気化器６２それぞれに
ついて、主希釈穴１０８は、後縁９２に隣接して中心体
上面９０ａに配置された外側主希釈穴１０８ａと、後縁
９２に隣接して中心体下面９０ｂに配置された内側主希
釈穴１０８ｂとを含む。
【００２６】図４にさらに詳しく示すように、内側気化
器６２それぞれについて、複数のトリム希釈穴１１２が
、後縁９２に隣接する外側および内側主希釈穴１０８ａ
および１０８ｂに隣接してまた両穴間に配置されている
。内側気化器６２それぞれが外側気化器５８の対応する
ものと半径方向に整列しているので、主希釈穴１０８お
よびトリム希釈穴１１２の形状は、内側および外側気化
器対それぞれについて、中心体８０の円周のまわりに対
称に反復している。
【００２７】この発明の１実施例では、内側主希釈穴１
０８ｂが対として配置され、一方、外側主希釈穴１０８
ａは、対をなす内側主希釈穴１０８ｂの隣接するものの
間に円周方向に等距離に配置されている。好適な実施例
では、トリム希釈穴１１２は、各対の内側主希釈穴１０
８ｂの隣接するものの間に円周方向に配置され、それら
と大体円周方向に整列している。図４に示すように、こ
の例示の実施例では、これらのトリム希釈穴１１２のう
ち５つ、すなわち穴１１２ａを隣接する内側主希釈穴１
０８ｂの間に配置する。これらの５つのトリム希釈穴１
１２ａは外側主希釈穴１０８ａと大体長さ方向に整列し
ている。また図４に示す実施例では、さらに３つのトリ
ム希釈穴１１２、すなわち穴１１２ｂが、後縁９２で同
じ対の内側主希釈穴１０８ｂの一つと大体長さ方向に整
列している。
【００２８】図示した実施例では、内側主希釈穴１０８
ｂの隣接するものの間に配置された５つのトリム希釈穴
１１２ａは、円周方向に内側主希釈穴１０８ｂの間に配
置された外側主希釈穴１０８ａに面する凹面の円弧に沿
って整列されている。同様に、１つの内側主希釈穴１０
８ｂに隣接して配置された３つのトリム希釈穴１１２ｂ
も、その１つの内側主希釈穴１０８ｂに面する凹面の円
弧に沿って整列されている。
【００２９】図４および図５両方を参照すると、中心体
８０の後端１１６は、中心体８０に対して対称であり、
長さ方向断面において円弧状で円弧角Ａ＝約１２０°に
わたって広がっている。後端１１６の中心に後縁９２が
配置されている。好適な実施例では、主希釈穴１０８お
よびトリム希釈穴１１２は少なくとも部分的に後端１１
６に配置され、圧縮空気５０を燃焼ガス７６、７８中に
異なる角度で噴射する。中心体の上面９０ａおよび下面
９０ｂは、後端１１６から上流に外側バッフル９６およ
び内側バッフル１００まで延びるまっすぐな部分を含む
のが好ましく、そして主希釈穴１０８は少なくとも部分
的にこのまっすぐな部分にも配置されている。
【００３０】さらに詳しく説明すると、図５に示すよう
に、上主希釈穴１０８ａ、そして同様に下主希釈穴１０
８ｂは、まっすぐな傾斜外面９０ａおよび円弧状後端１
１６に形成され、したがって主希釈空気１１０を燃焼ガ
ス７６中に、エンジンまたは燃焼器の長さ方向中心軸線
３６に対して鋭角Ｄで噴射する。さらに、トリム希釈穴
１１２は円弧状後端１１６に形成され、したがってトリ
ム希釈空気１１４を燃焼ガス７６、７８中に中心軸線３
６に対して鋭角Ｔで噴射する。主希釈穴１０８およびト
リム希釈穴１１２は、圧縮空気５０を燃焼ガス中に特定
の設計例の必要に応じた異なる角度で噴射するように形
成するのが好ましく、こうすれば、主希釈空気１１０が
トリム希釈空気１１４と協同して、燃焼ガス７６、７８
の温度変化を、主希釈穴１０８だけを用いることにより
達成されるのより大幅に、減少させる。さらに、トリム
希釈穴１１２それぞれが円弧状の中心体後端１１６に沿
って配置されているので、個々のトリム希釈穴１１２の
噴射角Ｔそれぞれが互いに異なる。このように、主希釈
穴１０８およびトリム希釈穴１１２についての異なる寸
法および噴射角ＤおよびＴをうまく利用して、燃焼ガス
の温度変化を少なくすることができる。
【００３１】再び図３−５を参照すると、中心体８０に
は、圧縮空気５０の一部を燃焼ガス７６、７８の燃焼支
持を助けるための一次空気として噴射する主空気穴１１
８も設けられている。中心体主空気穴１１８はライナー
の主空気穴１０２と同様である。主空気穴１１８のいく
つかは半径方向に気化器５８、６２と整列しており、そ
して残りは円周方向に気化器５８および６２の間に配置
され、大体半径方向に中心体の上主希釈穴１０８ａと整
列している。
【００３２】図示の実施例では、中心体８０にはさらに
、上面９０ａおよび下面９０ｂのまっすぐな部分の上流
端に、普通の外側および内側気膜冷却空気ナゲット１２
０が設けられ、通常通り、圧縮空気５０の一部を高圧室
８６から中心体８０を通して案内し、中心体８０の外面
９０に沿って下流に広がる冷却空気境界層を形成する。 中心体８０には、多数の長さ方向に整列した穴１２２が
中心体を貫通し、下流方向に角度Ｂ＝約２０°で傾斜し
て設けられている。図４に示すように、中心体８０の後
端１１６にも、多数の円周方向に整列した冷却穴１２２
ｂが、同じく円周方向に延在する後縁９２に対して２０
°で傾斜して設けられている。
【００３３】中心体８０の後端１１６は円弧状であるの
で、冷却穴１２２ｂは前述したように円周方向に整列し
て、後端１１６の効果的な冷却を行う。冷却穴１２２お
よび１２２ｂは長さ方向断面において実質的に円形であ
り、角度Ｂ傾斜しており、したがって、中心体の外面９
０で終端するところで実質的にだ円形の輪郭を形成する
。冷却穴１２２、１２２ｂを軸線または長さ方向に互い
に距離Ｓａ、そして円周方向に互いに冷却穴１２２、１
２２ｂの直径の約６．５倍である距離Ｓｃ離すのが好ま
しい。このように冷却穴１２２、１２２ｂを比較的接近
した間隔とすることにより、後端１１６を含めた中心体
８０を効果的に冷却できる。
【００３４】前述した例示の中心体８０の形態の希釈空
気噴射装置は、燃焼ガスを希釈する新規な方法を実施す
るための新規な装置を提供し、主希釈空気１００を主希
釈穴１０８を通して噴射して燃焼ガス７６、７８に貫通
させ、それに加えて、トリム希釈空気１１４をトリム希
釈穴１１２を通して噴射して噴射された主希釈空気１１
０に隣接する燃焼ガス７６、７８に貫通させることによ
って、燃焼ガスの希釈を行う。このように、トリム希釈
空気１１４を、主希釈ジェット１１０に隣接する複数の
トリム希釈ジェットとして噴射して、貫通と混合を促進
し、燃焼ガスピーク温度を下げる。したがって、主希釈
穴１０８とトリム希釈穴１１２とが互いに協同し、希釈
空気１１０、１１４の方向を制御し、燃焼ガス７６、７
８内の高熱流れおよび温度変化を減少させる。
【００３５】この発明を好適な実施例である中心体８０
について説明したが、主希釈穴１０８およびトリム希釈
穴１１２を用いることは、別の燃焼器設計で外側ライナ
ー６４および内側ライナー６６にも効果的であり、また
希釈空気の導入が望ましいなら、半径方向中心体のよう
な別の中心体設計においても効果的である。
【００３６】以上、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、当業者にはこの発明の他の変更例
が以上の教示から明らかである。したがって、このよう
な変更例のすべてがこの発明の特許請求の範囲に包含さ
れる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明の１実施例による燃焼器を含む高バイ
パス比ターボファン・ガスタービンエンジンの長さ方向
略図である。
【図２】図１の燃焼器を拡大した長さ方向部分断面図で
ある。
【図３】図２の３−３線方向に沿って上流に見た燃焼器
の一部の図である。
【図４】図３に示した中心体の一部を上流に見た拡大図
である。
【図５】図３および図４の５−５線に沿って見た中心体
および隣接構造の長さ方向断面図である。
【符号の説明】
１０　　エンジン ２４　　燃焼器 ５０　　圧縮空気 ５８、６２　　気化器 ６４、６６　　燃焼器ライナー ７６、７８　　燃焼ガス ８０　　中心体 ８８　　上流側（内面） ９０　　下流側（外面） ９２　　後縁 １０２　　ライナー主穴 １０４　　ライナー希釈穴 １０８　　主希釈穴 １１２　　トリム希釈穴 １２２　　気膜冷却用穴

Claims (23)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】長さ方向軸線を有するガスタービンエンジ
    ン燃焼器に用いる希釈空気噴射装置において、圧縮空気
    を受け取る上流側と燃焼ガスに面する下流側とを有する
    プレートを備え、上記プレートには主希釈穴が貫通し、
    この穴を通して上記圧縮空気の一部を上記燃焼ガス中に
    主希釈空気として噴射し、また上記プレートには主希釈
    穴に隣接してトリム希釈穴が貫通し、この穴を通して上
    記圧縮空気の一部を上記燃焼ガス中にトリム希釈空気と
    して噴射し、上記主希釈穴およびトリム希釈穴は、上記
    主希釈空気およびトリム希釈空気が協同して上記燃焼ガ
    スの所定部分に貫通し、その部分を希釈する寸法および
    形状とした希釈空気噴射装置。
  2. 【請求項２】上記主希釈穴が上記トリム希釈穴より大き
    い請求項１に記載の希釈空気噴射装置。
  3. 【請求項３】複数のトリム希釈穴が上記主希釈穴に隣接
    して配置された請求項１に記載の希釈空気噴射装置。
  4. 【請求項４】上記トリム希釈穴が大体長さ方向に上記主
    希釈穴と整列している請求項１に記載の希釈空気噴射装
    置。
  5. 【請求項５】上記トリム希釈穴が大体円周方向に上記主
    希釈穴と整列している請求項１に記載の希釈空気噴射装
    置。
  6. 【請求項６】上記燃焼器が複数の円周方向に間隔をあけ
    て配置された気化器を含み、これらの気化器それぞれに
    ついて複数のトリム希釈穴が複数の主希釈穴に隣接して
    配置されている請求項１に記載の希釈空気噴射装置。
  7. 【請求項７】上記主希釈穴およびトリム希釈穴が上記主
    希釈空気およびトリム希釈空気を異なる角度で噴射する
    のに適当な寸法および形状である請求項１に記載の希釈
    空気噴射装置。
  8. 【請求項８】上記燃焼器が、それぞれ外側および内側ド
    ームから下流へ環状燃焼器出口まで延在する外側および
    内側ライナーを含み、上記外側および内側ドームそれぞ
    れが複数の円周方向に間隔をあけて配置された外側およ
    び内側気化器を含み、上記プレートが上流側と下流側と
    を有する中空な環状中心体であり、この中心体は上記両
    ドームの間から下流へ延在し、上記外側および内側ライ
    ナー両方から半径方向に離れており、上記中心体の上流
    側が環状高圧室を画定し、上記中心体の下流側が、互い
    に収束して上記燃焼器出口から上流に離れた後縁で互い
    に合一する上面と下面とを含み、この中心体の上面が上
    記外側ライナーから離れて外側燃焼区域を画定し、中心
    体の下面が上記内側ライナーから離れて内側燃焼区域を
    画定し、上記中心体が圧縮空気を上記高圧室に案内する
    入口を含む請求項１に記載の希釈空気噴射装置。
  9. 【請求項９】上記内側気化器それぞれについて、外側主
    希釈穴が上記中心体の上面に後縁に隣接して配置され、
    内側主希釈穴が上記中心体の下面に後縁に隣接して配置
    され、複数のトリム希釈穴が上記外側および内側主希釈
    穴に隣接してかつ上記後縁に隣接して配置された請求項
    ８に記載の希釈空気噴射装置。
  10. 【請求項１０】上記主希釈穴が上記トリム希釈穴より大
    きい請求項９に記載の希釈空気噴射装置。
  11. 【請求項１１】さらに、上記内側気化器それぞれについ
    て、１対の内側主希釈穴が設けられ、上記外側主希釈穴
    が円周方向にこの１対の内側希釈穴の間に配置された請
    求項９に記載の希釈空気噴射装置。
  12. 【請求項１２】上記トリム希釈穴が円周方向に上記１対
    の内側希釈穴の間に配置された請求項１１に記載の希釈
    空気噴射装置。
  13. 【請求項１３】上記トリム希釈穴が大体長さ方向に上記
    外側および内側主希釈穴の少なくとも一方と整列してい
    る請求項９に記載の希釈空気噴射装置。
  14. 【請求項１４】上記トリム希釈穴が大体円周方向に上記
    外側および内側主希釈穴の少なくとも一方と整列してい
    る請求項９に記載の希釈空気噴射装置。
  15. 【請求項１５】上記トリム希釈穴が円弧に沿って整列し
    ている請求項９に記載の希釈空気噴射装置。
  16. 【請求項１６】上記円弧が凹状で上記外側および内側主
    希釈穴の一方に面している請求項１５に記載の希釈空気
    噴射装置。
  17. 【請求項１７】上記中心体が上記後縁に長さ方向断面に
    おいて円弧状の後端を有し、上記主希釈穴およびトリム
    希釈穴が少なくとも部分的に上記後端に配置され、圧縮
    空気を燃焼ガス中に異なる角度で噴射する請求項９に記
    載の希釈空気噴射装置。
  18. 【請求項１８】上記中心体の上面および下面が上記後端
    から上流に延在するまっすぐな部分を含み、上記主希釈
    穴が少なくとも部分的に上記まっすぐな部分に配置され
    た請求項１７に記載の希釈空気噴射装置。
  19. 【請求項１９】上記中心体の上面および下面にさらに主
    空気穴が設けられ、これらの穴を通して圧縮空気の一部
    を燃焼ガスの燃焼を支持する主空気として噴射する請求
    項１７に記載の希釈空気噴射装置。
  20. 【請求項２０】上記中心体の上面および下面にさらに、
    上記中心体を冷却するための複数の冷却穴が長さ方向に
    整列しかつ傾斜して設けられた請求項１９に記載の希釈
    空気噴射装置。
  21. 【請求項２１】上記中心体の後端にさらに、上記中心体
    後端を冷却するための複数の冷却穴が円周方向に整列し
    かつ傾斜して設けられた請求項２０に記載の希釈空気噴
    射装置。
  22. 【請求項２２】燃焼ガスがドームから下流に流れるガス
    タービンエンジン燃焼器において、該燃焼ガスを希釈す
    る方法が、主希釈空気を燃焼ガス中に噴射し、トリム希
    釈空気を燃焼ガス中に上記噴射された主希釈空気に隣接
    して噴射する工程を含む方法。
  23. 【請求項２３】上記トリム希釈空気を複数のトリム希釈
    ジェットとして上記噴射された主希釈空気に隣接して噴
    射する請求項２２に記載の方法。
JP3350497A 1991-04-16 1991-12-11 希釈空気の噴射装置 Pending JPH04320717A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US07/685,938 US5220795A (en) 1991-04-16 1991-04-16 Method and apparatus for injecting dilution air
US685,938 1991-04-16

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPH04320717A true JPH04320717A (ja) 1992-11-11

Family

ID=24754279

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP3350497A Pending JPH04320717A (ja) 1991-04-16 1991-12-11 希釈空気の噴射装置

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5220795A (ja)
EP (1) EP0509176B1 (ja)
JP (1) JPH04320717A (ja)
CA (1) CA2062923A1 (ja)
DE (1) DE69119058D1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009210260A (ja) * 2008-03-05 2009-09-17 General Electric Co <Ge> クラウン混合孔を備えた燃焼器キャップ

Families Citing this family (47)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2597800B2 (ja) * 1992-06-12 1997-04-09 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ガスタービンエンジン用燃焼器
US5406799A (en) * 1992-06-12 1995-04-18 United Technologies Corporation Combustion chamber
DE4318405C2 (de) * 1993-06-03 1995-11-02 Mtu Muenchen Gmbh Brennkammeranordnung für eine Gasturbine
FR2712379B1 (fr) * 1993-11-10 1995-12-29 Snecma Chambre de combustion pour turbomachine munie d'un séparateur des gaz.
DE4427222A1 (de) * 1994-08-01 1996-02-08 Bmw Rolls Royce Gmbh Hitzeschild für eine Gasturbinen-Brennkammer
US5421158A (en) * 1994-10-21 1995-06-06 General Electric Company Segmented centerbody for a double annular combustor
EP0813670B1 (de) * 1995-03-08 2000-06-28 Rolls-Royce Deutschland GmbH Axial gestufte doppelring-brennkammer einer gasturbine
US5640841A (en) * 1995-05-08 1997-06-24 Crosby; Rulon Plasma torch ignition for low NOx combustion turbine combustor with monitoring means and plasma generation control means
US5630319A (en) * 1995-05-12 1997-05-20 General Electric Company Dome assembly for a multiple annular combustor
US5682747A (en) * 1996-04-10 1997-11-04 General Electric Company Gas turbine combustor heat shield of casted super alloy
US5970716A (en) * 1997-10-02 1999-10-26 General Electric Company Apparatus for retaining centerbody between adjacent domes of multiple annular combustor employing interference and clamping fits
FR2770283B1 (fr) * 1997-10-29 1999-11-19 Snecma Chambre de combustion pour turbomachine
FR2777634B1 (fr) * 1998-04-16 2000-05-19 Snecma Separateur pour chambre de combustion a deux tetes
EP1001224B1 (en) * 1998-11-12 2006-03-22 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor
US6553767B2 (en) 2001-06-11 2003-04-29 General Electric Company Gas turbine combustor liner with asymmetric dilution holes machined from a single piece form
US6770250B2 (en) * 2001-09-24 2004-08-03 Cooper Environmental Services Apparatus and methods for removing mercury from fluid streams
US6675587B2 (en) * 2002-03-21 2004-01-13 United Technologies Corporation Counter swirl annular combustor
US7044009B2 (en) * 2002-05-20 2006-05-16 Caterpillar Inc. Dilution tunnel
FR2856468B1 (fr) * 2003-06-17 2007-11-23 Snecma Moteurs Chambre de combustion annulaire de turbomachine
US7621132B2 (en) * 2003-09-05 2009-11-24 Delavan Inc. Pilot combustor for stabilizing combustion in gas turbine engines
US7000400B2 (en) * 2004-03-17 2006-02-21 Honeywell International, Inc. Temperature variance reduction using variable penetration dilution jets
US7007477B2 (en) * 2004-06-03 2006-03-07 General Electric Company Premixing burner with impingement cooled centerbody and method of cooling centerbody
FR2885201B1 (fr) * 2005-04-28 2010-09-17 Snecma Moteurs Chambre de combustion aisement demontable a performance aerodynamique amelioree
US7954325B2 (en) * 2005-12-06 2011-06-07 United Technologies Corporation Gas turbine combustor
EP1847778A1 (en) * 2006-04-21 2007-10-24 Siemens Aktiengesellschaft Pre-mix combustion system for a gas turbine and method of operating the same
US7603863B2 (en) * 2006-06-05 2009-10-20 General Electric Company Secondary fuel injection from stage one nozzle
GB2461542B (en) * 2008-07-03 2010-10-13 Rolls Royce Plc Combustion Arrangement with Dilution and Trim Ports
US8397511B2 (en) * 2009-05-19 2013-03-19 General Electric Company System and method for cooling a wall of a gas turbine combustor
US8739546B2 (en) * 2009-08-31 2014-06-03 United Technologies Corporation Gas turbine combustor with quench wake control
US8966877B2 (en) 2010-01-29 2015-03-03 United Technologies Corporation Gas turbine combustor with variable airflow
US9068751B2 (en) * 2010-01-29 2015-06-30 United Technologies Corporation Gas turbine combustor with staged combustion
DE102010023816A1 (de) * 2010-06-15 2011-12-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammeranordnung
DE102011108887A1 (de) 2011-07-28 2013-01-31 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenzentripetalringbrennkammer sowie Verfahren zur Strömungsführung
US9482432B2 (en) 2012-09-26 2016-11-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor with integrated combustor vane having swirler
US9404654B2 (en) 2012-09-26 2016-08-02 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor with integrated combustor vane
US9335050B2 (en) 2012-09-26 2016-05-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor
EP3066388B1 (en) * 2013-11-04 2024-04-10 RTX Corporation Turbine engine combustor heat shield with multi-angled cooling apertures
WO2015100346A1 (en) * 2013-12-23 2015-07-02 United Technologies Corporation Multi-streamed dilution hole configuration for a gas turbine engine
GB201401581D0 (en) * 2014-01-30 2014-03-19 Rolls Royce Plc A fuel manifold and fuel injector arrangement
KR20160004639A (ko) * 2014-07-03 2016-01-13 한화테크윈 주식회사 연소기 어셈블리
US10267520B2 (en) 2017-08-11 2019-04-23 United Technologies Corporation Float wall combustor panels having airflow distribution features
US10563584B2 (en) 2017-10-27 2020-02-18 United Technologies Corporation Float wall combustor panels having airflow distribution features
US10801727B2 (en) 2018-07-06 2020-10-13 Rolls-Royce North American Technologies Inc. System for combustor cooling and trim air profile control
US11774100B2 (en) * 2022-01-14 2023-10-03 General Electric Company Combustor fuel nozzle assembly
US12435877B2 (en) 2023-02-20 2025-10-07 General Electric Company Gas turbine engine combustor with a set of dilution passages
US12007117B1 (en) * 2023-03-13 2024-06-11 Rtx Corporation Fuel-air mixer for turbine engine combustion section
US12422143B1 (en) 2024-03-05 2025-09-23 Rtx Corporation Fuel-air mixer for turbine engine combustion section

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5637425A (en) * 1979-08-31 1981-04-11 Hitachi Ltd Combustion apparatus for gas turbine
JPS56124834A (en) * 1980-03-05 1981-09-30 Hitachi Ltd Gas-turbine combustor
JPS57175821A (en) * 1981-04-22 1982-10-28 Gen Electric Combustor with limited nitrogen oxides
JPS581332A (ja) * 1981-06-25 1983-01-06 Mitsubishi Electric Corp 音声多重放送受信機
JPS6257892A (ja) * 1985-09-04 1987-03-13 松下電器産業株式会社 視覚付ロボツトのカメラ座標較正方法
JPS63243631A (ja) * 1987-03-30 1988-10-11 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタ−ビンの燃焼器冷却構造
JPH0275819A (ja) * 1988-08-17 1990-03-15 Rolls Royce Plc ガスタービンエンジンの燃焼室

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2586751A (en) * 1943-09-29 1952-02-19 Lucas Ltd Joseph Air distribution baffling about the fuel nozzle of combustion chambers
NL74196C (ja) * 1947-08-11
GB699251A (en) * 1950-11-29 1953-11-04 Lucas Ltd Joseph Sheet metal combustion chambers, flame tubes and other like tubular bodies
US3132483A (en) * 1960-04-25 1964-05-12 Rolls Royce Gas turbine engine combustion chamber
GB943250A (en) * 1962-02-01 1963-12-04 Rolls Royce Improvements in or relating to gas turbine combustion chambers
US3680310A (en) * 1967-05-19 1972-08-01 Us Navy Starting device for monopropellant gas generator
US3851465A (en) * 1973-04-06 1974-12-03 Gen Motors Corp Annular dilution zone combustor
US4173118A (en) * 1974-08-27 1979-11-06 Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha Fuel combustion apparatus employing staged combustion
GB1492049A (en) * 1974-12-07 1977-11-16 Rolls Royce Combustion equipment for gas turbine engines
FR2402068A1 (fr) * 1977-09-02 1979-03-30 Snecma Chambre de combustion anti-pollution
US4249373A (en) * 1978-01-28 1981-02-10 Rolls-Royce Ltd. Gas turbine engine
GB2043868B (en) * 1979-03-08 1982-12-15 Rolls Royce Gas turbine
GB2107448B (en) * 1980-10-21 1984-06-06 Rolls Royce Gas turbine engine combustion chambers
GB2090960A (en) * 1981-01-10 1982-07-21 Rolls Royce Improvements in or relating to combustion apparatus
US4399652A (en) * 1981-03-30 1983-08-23 Curtiss-Wright Corporation Low BTU gas combustor
US4903492A (en) * 1988-09-07 1990-02-27 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Dilution air dispensing apparatus

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5637425A (en) * 1979-08-31 1981-04-11 Hitachi Ltd Combustion apparatus for gas turbine
JPS56124834A (en) * 1980-03-05 1981-09-30 Hitachi Ltd Gas-turbine combustor
JPS57175821A (en) * 1981-04-22 1982-10-28 Gen Electric Combustor with limited nitrogen oxides
JPS581332A (ja) * 1981-06-25 1983-01-06 Mitsubishi Electric Corp 音声多重放送受信機
JPS6257892A (ja) * 1985-09-04 1987-03-13 松下電器産業株式会社 視覚付ロボツトのカメラ座標較正方法
JPS63243631A (ja) * 1987-03-30 1988-10-11 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタ−ビンの燃焼器冷却構造
JPH0275819A (ja) * 1988-08-17 1990-03-15 Rolls Royce Plc ガスタービンエンジンの燃焼室

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009210260A (ja) * 2008-03-05 2009-09-17 General Electric Co <Ge> クラウン混合孔を備えた燃焼器キャップ

Also Published As

Publication number Publication date
EP0509176B1 (en) 1996-04-24
DE69119058D1 (de) 1996-05-30
CA2062923A1 (en) 1992-10-17
US5220795A (en) 1993-06-22
EP0509176A1 (en) 1992-10-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH04320717A (ja) 希釈空気の噴射装置
EP1359375B1 (en) Counter swirl annular combustor
EP1408280B1 (en) Hybrid swirler
US5813221A (en) Augmenter with integrated fueling and cooling
US7581396B2 (en) Mixer assembly for combustor of a gas turbine engine having a plurality of counter-rotating swirlers
US7565803B2 (en) Swirler arrangement for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having shaped passages
US7878000B2 (en) Pilot fuel injector for mixer assembly of a high pressure gas turbine engine
US3931707A (en) Augmentor flameholding apparatus
US6546732B1 (en) Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors
CA2383463C (en) Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors
JP2008286199A (ja) タービンエンジンを冷却する方法及び装置
JPH0776621B2 (ja) 二重ドーム燃焼器とその用法
JP2017172953A (ja) 軸方向多段型燃料噴射器アセンブリ
JPH08246900A (ja) ガス又は液体燃料タービンのための燃焼器及びタービン操作方法
US6986253B2 (en) Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors
US11635209B2 (en) Gas turbine combustor dome with integrated flare swirler
US20080053102A1 (en) Method and apparatus for cooling gas turbine engine combustors
US20070028595A1 (en) High pressure gas turbine engine having reduced emissions
JPH04283315A (ja) 燃焼器ライナー
JP2543981B2 (ja) ガスタ―ビン燃焼器
US11560837B2 (en) Combustor dilution hole
JPS59158916A (ja) ガスタ−ビンエンジン用燃焼器
CN117128538B (zh) 稀释栅栏中带有次级燃料喷嘴的燃烧器
US12286932B1 (en) Turbine engine combustor including a heat shield

Legal Events

Date Code Title Description
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 19961022