JPS5826498B2 - ガスタ−ビンエンジン用燃焼装置 - Google Patents

ガスタ−ビンエンジン用燃焼装置

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JPS5826498B2
JPS5826498B2 JP53129952A JP12995278A JPS5826498B2 JP S5826498 B2 JPS5826498 B2 JP S5826498B2 JP 53129952 A JP53129952 A JP 53129952A JP 12995278 A JP12995278 A JP 12995278A JP S5826498 B2 JPS5826498 B2 JP S5826498B2
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fuel
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air
vortex
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シドニー・エドワード・スラツタリー
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    • 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
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンエンジンのための燃焼装置に関し
、その目的とするところは、エンジンから出る窒素酸化
物、一酸化炭素、および炭化水素のような有害排出物の
量を減じる燃焼装置を提供するにある。
本発明のガスタービンエンジン用燃焼装置は、両端が開
放した中空の円錐形本体の広い方の端部に出口が形成さ
れ、該円錐形本体の広い方の端部が燐青の上流端開口に
整列して該燐青の上流端に固定され、−上記円錐形本体
の狭い方の端部を貫通して上記円錐形本体内に燃料出口
を有する燃料注入装置が設けられ、該燃料注入装置との
間に環状の空気入口を画成するスリーブを備え、該スＩ
Ｊ−ブと上記燃料注入装置との間の上記燃料出口の上流
側に空気渦流発生装置を有し、上記円錐形本体の壁には
空気導入開口が多数形成され、該空気導入開口は円錐形
本体に対し接線方向を向き、該空気導入開口から導入さ
れる空気により円錐形本体内の燃料空気混合物に渦流を
生じさせるようにし、該空気導入開口により生じる渦流
の方向が上記渦流発生装置による渦流の方向の反対方向
である。
本発明の燃焼装置は上述の構成により、燐青の一次燃焼
域に入る燃料と空気との混合が促進され、かつ該燃料空
気混合物の渦流が増強されるとともに、空気入口および
燃料注入装置から出る燃料および空気の中心部から燃料
が拡散するのが遅延されるので、円錐形本体の内面に燃
料が付着することが防止され、かつガスタービンエンジ
ンの出力範囲の全域にわたって、燐青の一次燃焼域に入
る燃料空気混合物の中心部に濃厚な空燃比を維持し、該
−次燃焼域の燃焼が安定する。
その結果燃焼効率が向上し、上述の目的が達成される。
以下図面を参照しつ＼本発明の実施例を詳細に説明する
。
第１図に示すガスタービンエンジンは空気取入口１０、
圧縮機１２、燃焼装置１４、タービン１６、ジェット管
１８および排気ノズル２０が流れの順０こ並べられてい
る。
燃焼装置は環状の燐青２２を有し、その上流端には２組
のバーナー２４．２６が配置され、各組のバーナーは燐
青２２の上流壁に円周方向番こ並べられている。
バーナー２４の１つを第２図に詳細に示す。
これは、燐青２２に広い方の端が開口している円錐形の
本体２８と、該本体の上流側の狭い方の端に配置された
燃料注入装置２９とから成り、燃料注入装置２９のまわ
りには該燃料注入装置とスリーブ３１との間に配置され
た螺旋羽根３２から成る渦流発生装置３０が設けられて
いる。
燃料噴射装置２９の端に形成した半径方向の孔３４を通
じて渦流発生装置の羽根３２の直ぐ下流で半径方向外方
へ燃料が注入される。
円錐形本体２８には多数の溝孔３６が設けられ、この溝
孔を通じて漸次、空気を円錐形本体に導入する。
この溝孔は円錐形本体Ｏこ対し接線方向に形成され、円
錐形本体の上流端から下流へ流れる混合気に、渦流発生
装置３０の渦巻の方向に対し反対の方向に或程度の渦流
を生じさせる。
溝孔３６は燃料と空気との混合を促進し、円錐形本体の
内面に燃料が付着するのを防止し、燐青２２の一次域に
流入する混合気に或程度の渦流を生じさせる。
渦流発生装置の羽根３２と溝孔３６により生じる反対方
向の渦巻のため、円錐形の本体２８の内部における燃料
の拡散が遅れ、円錐形本体２８の中心部に燃料の濃い中
心流を生じる。
これは、エンジンの高出力時には燃料が濃過ぎるが、空
燃比が非常に低い（燃料が非常に薄い）状態でも、円錐
形本体２８の中に安定した発焔域を作ることを意図した
ものである。
この中心の発焔域を作るために、燃料注入装置２９とス
リーブ３１とは円錐形本体２８の内部にスリーブの直径
の略１／２だけ突出し、燃料噴射装置の空気流が円錐形
本体２８の内面に付着するのを防止する。
スリーブ３１の外側に摺動シール３８を設け、燐青２２
が燃料注入装置２９に対し膨張差により相対的に動き得
るようにしている。
溝孔３６を通る空気の噴流は円錐形本体２８の内部を貫
通し燃料の濃い混合気に接触する。
円錐形の本体２８の内壁に付着した燃料は全て溝孔３６
の縁から再霧化される。
上述の構成により、エンジンの低出力時０こ一酸化炭素
を生じる燃料の濃いポケットが混合気中に発生するのが
防止され、従って低出力時番こおける有害排気の発生が
著しく防止される。
第３図には、第２図の溝孔３６を円孔４０で代えた実施
例を示す。
孔４０を通る空気流は、該孔から円錐形本体２８の中に
入ることＯこより空気噴流の表面に剪断面を作り、混合
を促進する。
孔４０は円錐形本体２８に入る空気噴流の速度に接線方
向の成分を生じるように形成されている。
孔の数は燐青２２の一次域に適正な量の空気を送るよう
に定められている。
一般に、ビツナ角、ｘｓ〜３０切満足な燃料の分散が得
られる。
孔の直径は噴流が適当に貫通し得るだけの充分な大きさ
のものである必要があり、代表例を挙げれば、円錐形本
体の出口直径の５％である。
空気の方向は、孔の直径と円錐形本体の壁の厚さの影響
を受け、孔の直径が著しく大きい場合は、円錐形本体は
肉厚の重いものとしなければならないが、これは、航空
機用ガスタービンとしては望ましくない。
此の実施例の作用は第２図のものと同様である。
第４図には、２組の溝孔４２．４４を備えた円錐形本体
２８を示す。
この２組の溝孔は何れも円錐形本体に対し接線方向に設
けられているが、それぞれ反対方向の渦巻を生じるもの
である。
この実施例では、燐青２２に入る一次域の流れは、円錐
形本体出口における角運動量が減じられている混合気の
再循環が完全に解消し、著しい撹乱のため火焔が消える
ことが防止される。
そのため、良く混合される燐青−成域を設計し、平均残
留時間を短縮し、その結果窒素酸化物の発生を低減させ
ることができる。
此の実施例では、希薄混合気で中心発焔を生じることは
普通、可能ではなく、スリーブ３１は円錐形本体２８の
内部に突出していない。
第２図および第３図に示したバーナーと第４図のバーナ
ーとを組合わせて多段の燃焼装置を用いることができ、
第１タイプのバーナーは低出力時の燃焼を行い、第２タ
イプのバーナーは高出力時の燃焼を行い、その結果、炭
化水素および窒素酸化物の排出を防ぐことができる。
本発明の範囲内で燃焼装置に種々の修正を施すことがで
きる。
例えば、図に示した溝孔と円孔は他の適当な形状の開口
に変えてもよい。
本発明は、多数の別々の燐青を円周上に配列した燃焼装
置にも通している。
第５図には、第１図乃至第４図に示した燃料注入装置に
代る別のタイプの燃料注入装置２９を示す。
その本体５０の直径は下流端へ向って漸増し、本体５０
のまわりに設けたスリーブ５２は、やはり内径が下流端
へ向って漸増している。
従って本体５０とスリーブ５２との間の環状の空気通路
５４は円錐形で幾分収斂している。
本体５０とスリーブ５２とは軸方向の羽根５４により連
続されている。
この設計により、他の実施例に用いた渦流発生装置２９
よりも燃料空気混合気の流れを円錐形本体２８の中に均
等（こ分配することができ、混合気の中心部の方向を正
確に調整することができる。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の燃焼装置を有するガスタービンエンジ
ンの図式図。 第２図は燃料バーナーの拡大斜視図。 第３図および第４図は燃料バーナーの別の実施例の拡大
斜視図。 第５図は、燃料注入装置の代替的実施例を示す断面図。 １４・・・・・・燃焼装置、２２・・・・・・燐青、２
４，２６・・・・・・バーナー、２８・・・・・・円錐
形本体、２９・・・・・・燃料注入装置、３０・・・・
・・渦流発生装置、３１・・・・・・スリーブ、３６・
・・・・・溝孔（空気導入開口）、４０・・・・・・円
孔（空気導入開口）、４２，４４・・・・・・溝孔（空
気導入開口）。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 両端が開放した中空の円錐形本体の広い方の端部に
    出口が形成され、該円錐形本体の広い方の端部が燐青の
    上流端開口に整列して該燐青の上流端に固定され、上記
    円錐形本体の狭い方の端部を貫通して上記円錐形本体内
    に燃料出口を有する燃料注入装置が設けられ、該燃料注
    入装置との間に環状の空気入口を画成するスリーブを備
    え、該スリーブと上記燃料注入装置との間の上記燃料出
    口の上流側Ｏこ空気渦流発生装置を有し、上記円錐形本
    体の壁には空気導入開口が多数形成され、該空気導入開
    口は円錐形本体に対し接線方向を向き、該空気導入開口
    から導入される空気により円錐形本体内の燃料空気混合
    物に渦流を生じさせるようにし、該空気導入開口により
    生じる渦流の方向が上記渦流発生装置による渦流の方向
    の反対方向であるガスタービンエンジン用燃焼装置。 ２、特許請求の範囲第１項の燃焼装置において、上記円
    錐形本体は２組の空気導入開口を有し、各各の組の空気
    導入開口は、円錐形本体の中の燃料空気混合物に互に反
    対方向の渦流を生じさせるようにしたもの。 ３ 特許請求の範囲第１項の燃焼装置において、上記燐
    青は現型であり、２組の上記円錐形本体を有し、片方の
    組の円錐形本体は各々上記空気導入開口が、上記空気渦
    流発生装置により生じる渦流の方向の反対方向に該円錐
    形本体の中の燃料空気混合物に渦流を生じさせるような
    接線方向を向き、他方の組の円錐形本体は各々２組の上
    記空気導入開口を有し、片方の組の空気導入開口は他方
    の組の空気導入開口により生じる渦流の方向の反対の方
    向に渦流を生じるようになされているもの。 ４ 特許請求の範囲第１項又は第２項の燃焼装置におい
    て、上記燐青が現型であるもの。 ５ 特許請求の範囲第１項又は第２項の燃焼装置におい
    て、燐青が円筒型であるもの。
JP53129952A 1977-10-21 1978-10-21 ガスタ−ビンエンジン用燃焼装置 Expired JPS5826498B2 (ja)

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IT (1) IT1099412B (ja)

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