JPS621486B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ガスタービン推進エンジンに使用さ
れる燃焼装置に係り、詳細には、航空機用の最新
型ガスタービン推進エンジンに搭載される温燃
焼システムに対して度の安定性と点火特性とを
賦与する吸気システムの形状が可変型である燃焼
装置に関する。

燃焼装置が多年に渡つて改良され発展せしめら
れた結果、航空機用の従来のガスタービン推進エ
ンジンのために形状固定型即ち吸気システムの形
状が固定型である効率燃焼装置が形成された。
しかしながら、設計飛行領域をこえた拡大飛行領
域で動作ないし使用される度用航空機に搭載
されたガスタービン推進エンジンに組み込まれる
とき従来の燃焼装置には顕著な制限ないし難点が
あることが明らかとされていた。飛行領域の拡大
に際して明らかとなつた難点ないし欠点には、燃
焼安定特性の低下、度再点火特性の悪化、周
囲温度の低下した条件での地上始動特性の劣化等
があつた。

例えば実公昭40−26642等には二つの燃焼領域
を区画し、両燃焼領域間における空気流量を可変
にして点火性を向上させようとする試みがなされ
ている。しかしながら二つの燃焼領域の空気流量
を可変にする程度では例えば度飛行時に立ち
消えを生じたときのように速再点火を要求され
る場合、これに充分に対応することは困難であつ
た。

しかして本発明においては一の燃焼領域をなす
パイロツト燃焼領域に、燃料比が自在に変化可能
になるような独立性を持たせることにより、速
の点火性、再点火性を保証し得るガスタービン等
の燃焼装置を提供するにある。

以下の詳細な説明より明らかな如く、本発明に
よれば、従来の燃焼装置に付随していた燃焼安定
特性の低下および度再点火特性の悪化を全く
呈することなく、十分に拡大された飛行領域で運
転できるガスタービン推進エンジン用で形状可変
型の燃焼装置を提供できる。

本発明によれば、 (i) コンプレツサから加圧空気が導入される吸気
充気室によつて包囲され且つ (ii) 円周方向に互いに離間して一連の複数の加圧
空気入口部の貫通形成された環状の上流側中間
壁体端壁を有する環状の中間壁体を備える逆流
構成の形状可変型の燃焼装置を提供できる。

本発明によれば、環状の上流側中間壁体端壁に
貫通された加圧空気入口部を介して吸気充気室か
ら環状の中間壁体内部即ち燃焼通路に対し適宜に
コンプレツサから導入された加圧空気を導入せし
めるために、加圧空気供給装置の円周方向に互い
に離間された一連の複数の吸気バルブが前記加圧
空気入口部に対し夫々連絡されている。吸気バル
ブは、吸気充気室内に配置され且つ燃焼装置の外
部から操作可能である操作装置によつて同時に開
閉せしめてもよい。

本発明によれば、環状の上流側中間壁体端壁の
加圧空気入口部に夫々配置された加圧空気旋回装
置により、吸気バルブを介し環状の中間壁体内部
に導入される加圧空気に渦巻パターンを与える即
ち前記加圧空気を旋回せしめている。

本発明によれば、円周方向に互いに離間された
一連の複数の燃料ノズル装置が環状の上流側中間
壁体端壁の下流側に位置せしめられ且つ環状の中
間壁体内部即ち燃焼通路に対し略半径方向に突出
せしめられている。(i)複数の燃料ノズル装置と、
(ii)前記複数の燃料ノズル装置に対し略半径方向に
対向するよう前記環状の中間壁体内部即ち燃焼通
路に対して突出された環状の中間壁体突出部と
は、共同して(i)環状の中間壁体内部即ち燃焼通路
に環状の上流側中間壁体端壁に隣接したパイロツ
ト燃焼領域と前記パイロツト燃焼領域に対し軸方
向に隣接された主燃焼領域とを形成し、且つ(ii)前
記パイロツト燃焼領域と主燃焼領域とを互いに不
完全に隔離する。パイロツト燃焼領域と主燃焼領
域とに対し即ち軸方向に関し互いに反対方向に向
けて夫々噴霧燃料を供給する互いに独立して操作
可能の２つの燃料ノズルヘツドが夫々各燃料ノズ
ルに形成されている。燃焼ガスの排出時の温度を
略一定化するために、主燃焼領域の上流側端部近
傍の環状の中間壁体外壁ないし環状の中間壁体内
壁に円周方向に配列形成された加圧空気導入孔を
介して燃焼通路へ吸気充気室から希釈用の加圧空
気が供給されている。

本発明の燃焼装置の動作中に、燃料ノズルと中
間壁体突出部とは共同して主燃焼領域からパイロ
ツト燃焼領域を隔離して、これによりパイロツト
燃焼領域が主燃焼領域から悪影響を受けることを
阻止する。主燃焼領域の燃焼が、例えば主燃焼領
域側の燃料ノズルヘツドによる燃料供給をスロツ
トルを絞つて急激に中断することにより突発的に
停止されたときでさえ、パイロツト燃焼領域の燃
焼は実質的に影響を受けない。燃料ノズルと中間
壁体突出部との利用によつて、拡大飛行領域の全
領域にわたる撚焼装置の点火安定特性を大幅に改
善できる。

更に、吸気バルブを同時に動作せしめてパイロ
ツト燃焼領域に対する渦巻パターンの加圧空気の
導入を適宜に中断することにより、パイロツト燃
焼領域中の燃料の量を適宜に増大できる。これに
より本発明の燃焼装置は、度再点火特性、燃
焼安定特性および地上始動特性を従来の形状固定
型の燃焼装置に比し実質的に改善できる。

以下に本発明の燃焼装置を図面に沿つて説明す
る。

第１図には、本発明の原理を説明するために基
本部材で構成されたガスタービン推進エンジン１
０が示されている。ガスタービン推進エンジン１
０の動作中にコンプレツサ１４に対し周囲空気１
２が吸込まれる。周囲空気１２を吸込むコンプレ
ツサ１４は、羽根付タービン１６に対し離間して
配置されており且つ連結シヤフト１８を介して羽
根付タービン１６に対し回転可能に連結されてい
る。コンプレツサ１４から排出された加圧空気２
０は環状の逆流燃焼装置等の燃焼装置２２に燃焼
用空気として導入せしめられる。燃焼装置２２は
羽根付タービン１６と連結シヤフト１８の隣接部
分とを包囲している。燃焼装置２２中で加圧空気
２０は燃料２４と混合され、加圧空気２０と燃料
２４との混合物即ち燃料空気混合物とされる。燃
料空気混合物は燃焼装置２２中で連続的に燃焼さ
れ且つ羽根付タービン１６を介し燃焼ガス即ち熱
膨脹ガス２６として排出される。燃焼ガス即ち熱
膨脹ガス２６の排出によつて羽根付タービン１６
とコンプレツサ１４とが同時に駆動され且つガス
タービン推進エンジン１０の推力が得られる。

航空機用のジエツト推進エンジンに利用された
従来の燃焼装置は、吸気システムの形状が固定型
（以下これを形状固定型という）であつて、第２
図のグラフの実線３０によつて区画された飛行領
域２８の如き度およびマツハ数で定義された所
定の飛行領域内でのみ動作するように設計されて
いた。従来の燃焼装置を飛行領域２８内の度よ
りも度もしくは飛行領域２８内のマツハ数よ
りも低いマツハ数で動作せしめようとすれば即ち
例えば第２図の実線３０と破線３４とで区画され
且つ斜線の引かれた拡大飛行領域３２内で動作せ
しめようとすれば、従来の燃焼装置の点火安定特
性および度再点火特性が損われていた。形状
固定型の従来の燃焼装置が第２図の拡大飛行領域
３２内で動作せしめられると、燃焼動作が急停止
即ち燃焼装置が不意に消火し延いてはジエツト推
進エンジンの推進力即ち出力が急に低下する難点
があつた。この難点は航空機が飛行領域２８まで
降下するときまでに燃焼装置を再点火せしめる場
合に現実的な欠点ないし問題となつていた。

ガスタービン推進エンジンは、飛行領域の上限
が上述した形状固定型の従来の燃焼装置の採用に
伴なつて制限されており、動作性能が従前より所
要とされている他の設計条件によつて飛行領域の
設計範囲即ち第２図の飛行領域２８にあつても制
限されていた。形状固定型の従来の燃焼装置は、
ガスタービン推進エンジンの地上始動特性を悪化
せしめており、特に周囲温度の低い場合の地上始
動特性を改善できなかつた。

第３図ないし第５図において、２２は本発明の
形状可変型即ち吸気システムの形状が可変型の燃
焼装置であつて、形状固定型の従来の燃焼装置の
有した難点即ち燃焼安定特性の低下、度再点
火特性の悪化ないし地上始動の困難性等の難点を
伴なうことなしに飛行領域２８および拡大飛行領
域３２内でガスタービン推進エンジン１０を効
率且つ信頼性を維持して動作せしめることがで
きる。

本発明の燃焼装置２２は、環状のハウジング外
壁３８と環状のハウジング内壁４０とを包有する
環状の中空外側ハウジング３６を備えている。環
状ハウジング外壁３８と環状のハウジング内壁４
０とは互いに離間されており、環状の上流側ハウ
ジング端壁４２を介して互いに連結されている。
逆流構成の環状の中間壁体４４の上流側端部が環
状の中空外側ハウジング３６中に同心状に配置さ
れている。環状の中間壁体４４は、(i)環状の上流
側中間壁体端壁４６と(ii)環状の中間壁体側壁即ち
環状の中間壁体外壁４８および環状の中間壁体内
壁５０とを包有している。環状の上流側中間壁体
端壁４６は上流側ハウジング端壁４２に対し軸方
向即ち連結シヤフト１８の延長方向に関して内側
に離間配置されている。環状の中間壁体内壁４８
および環状の中間壁体内壁５０は、環状の上流側
中間壁体端壁４６から第３図において左方向へ延
長され次いで内方向へ180度湾曲されている。下
流端において、環状の中間壁体外壁４８および環
状の中間壁体内壁５０は環状の燃焼ガス排出口５
２を形成している。環状の燃焼ガス排出口５２は
環状の中間壁体４４の内部通路即ち燃焼通路５４
からの燃焼ガス即ち熱膨脹ガス２６を排出するた
めに利用される。

環状の中空外側ハウジング３６の内部には吸気
プリナム即ち吸気充気室５６が形成されており、
第３図に示すように環状の中間壁体４４の上流端
部を包囲している。コンプレツサ１４から排出さ
れた加圧空気２０は、燃焼装置２２の左端部に配
設された環状の加圧空気導入口５８を介して環状
の中間壁体４４を包囲した吸気充気室５６に導入
される。導入された加圧空気２０の一部は、燃焼
装置２２の燃焼動作中に環状の中間壁体即ち環状
の中間壁体外壁４８および環状の中間壁体内壁５
０を冷却するために利用される。環状の中間壁体
外壁４８および環状の中間壁体内壁５０は、理解
ないし作図を容易とするために大部分が一体構造
として第３図に示されているが、全体として従来
のスカート構造としてもよいことは明らかであろ
う。本発明の環状の中間壁体４４の構造を第５図
の拡大図を参照して更に詳述すれば次の通りであ
る。即ち環状の中間壁体外壁４８および環状の中
間壁体内壁５０が夫々環状の中間壁体外壁セグメ
ント４８ａ，４８ｂおよび環状の中間壁体内壁セ
グメント５０ａ，５０ｂを備えており、環状の中
間壁体外壁セグメント４８ａ，４８ｂが半径方向
に互いに離間され且つ軸方向に互いにオーバラツ
プされ、環状の中間壁体内壁セグメント５０ａ，
５０ｂが半径方向に互いに離間され且つ軸方向に
互いにオーバラツプされている。環状の中間壁体
外壁４８および環状の中間壁体内壁５０を冷却す
るために、加圧空気２０は環状の中間壁体外壁セ
グメント４８ｂおよび環状の中間壁体内壁セグメ
ント５０ｂに夫々穿設された空気導入孔部４９，
５１を介して内部へ導入せしめられる。空気導入
孔部４９，５１を介して導入された加圧空気２０
は夫々環状の中間壁体外壁セグメント４８ａおよ
び環状の中間壁体内壁セグメント５０ａに対し衝
突せしめられる。衝突された加圧空気２０は環状
の中間壁体外壁セグメント４８ａ，４８ｂ間にス
カート構造により形成された加圧空気出口スロツ
ト４８ｃおよび環状の中間壁体内壁セグメント５
０ａ，５０ｂ間にスカート構造により形成された
加圧空気出口スロツトル５０ｃを介して下流側の
燃焼通路５４中に案内導入される。

吸気充気室５６に導入された加圧空気２０は、
円周方向に配置された一連のスプーンバルブ等の
吸気バルブ６０を介して燃焼通路５４中に適宜に
導入される。吸気バルブ６０は吸気充気室５６中
に配置されており、環状の上流側中間壁体端壁４
６の外面に円周方向に互いに離間して配設されて
いる。吸気バルブ６０は夫々加圧空気入口部６２
と加圧空気出口部とを有している。吸気バルブ６
０の加圧空気入口部６２は環状の上流側中間壁体
端壁４６の周面に対し接する方向に延びており、
加圧空気出口部は第３図に明らかな如く環状の中
間壁体４４を貫通する円周方向に互いに離間され
た一連の円形の加圧空気入口部６４の１つに夫々
連絡されている。

吸気バルブ６０には夫々フラツパ部材（図示せ
ず）が配設されており、操作ロツド６６によつて
開閉することによつて前記吸気バルブ６０を通過
する加圧空気の流量を規制ないし決定する。操作
ロツド６６は、夫々吸気充気室５６中を上流側ハ
ウジング端壁４２に向けて軸方向に延長されてお
り、前記フラツパ部材を開閉するために軸回転可
能である。

吸気バルブ６０は操作システムによつて全てを
同時に開閉してもよい。操作システムは、吸気バ
ルブ６０と上流側ハウジング端壁４２との間で且
つ吸気充気室５６内に同芯に配置されたユニゾン
リング６８を包有している。ユニゾンリング６８
は、円周方向に互いに離間して配置された一連の
支持ブラケツト７０によつて吸気充気室５６中に
回転可能に支持されている。支持ブラケツト７０
は、第４図に明らかな如くユニゾンリング６８の
半径方向内側に配置されており且つ環状の上流側
壁体端壁５６に固着されている。ユニゾンリング
６８はカーボンベアリングブロツク７２によつて
回転動作が容易化されている。カーボンベアリン
グブロツク７２は、夫々支持ブラケツト７０に配
置されており、前記ユニゾンリング６８の半径方
向内面に形成された円周チヤンネル７４に摺動可
能に配置されている（第３図参照）。

吸気バルブ６０を同時に開閉するために、ユニ
ゾンリング６８が制御ロツド７６の軸方向への移
動によつて回転せしめられる。制御ロツド７６
は、前記ユニゾンリング６８に固着された連結部
材７８に対し内端部が枢支されている。制御ロツ
ド７６は、ユニゾンリング６８の軸に略直交せし
められており、連結部材７８への連結位置でユニ
ゾンリング９８の半径に対し交差せしめられてい
る。制御ロツド７６は、連結部材７８に連結され
た内端部から適宜のベアリングおよび密封部材８
０を介して環状のハウジング外壁３８の外部へ延
長されている。前記ベアリングおよび密封部材８
０は、環状のハウジング外壁３８に貫通穿設され
た円形貫通孔８２中に配置保持されている。

制御ロツド７６は環状の中空外側ハウジング３
６の外部に配置された周知の操作装置（図示せ
ず）によつて軸方向に動作できる。制御ロツド７
６の軸方向の動作に伴なつてユニゾンリング６８
は回転せしめられる。ユニゾンリング６８の回転
動作は、円周方向に互いに離間して配置された一
連のリング部材８３，８４によつて操作ロツド６
６の同時回転動作に変換される。リンク部材８
３，８４は、操作ロツド６６の外端部に夫々隣接
して配置されている。第４図に明らかな如く、吸
気バルブ６０の夫々において、リンク部材８３の
内端部がユニゾンリング６８に対して枢支されて
おり、リンク部材８３の外端部がリンク部材８４
の内端部に対して枢支されており、更にリンク部
材８４の外端部が吸気バルブ６０の操作ロツド６
６に回転不能に固着されている。従つて、第４図
に明らかな如く、制御ロツド７６が内側方向へ移
動されるとき、ユニゾンリング６８が反時計方向
に回転せしめられ、リンク部材８３が時計方向に
回転せしめられ、リンク部材８４が反時計方向に
回転せしめられ、延いては操作ロツド６６が夫々
反時計方向に同時に回転せしめられる。同様にし
て制御ロツド７６が外側方向へ移動されるとき
に、操作ロツド６６が夫々時計方向に同時に回転
せしめられる。

吸気バルブ６０が開放動作するとき、吸気充気
室５６中の加圧空気２０は、環状の上流側中間壁
体端壁４６の加圧空気入口部６４の夫々に配置さ
れた加圧空気旋回板例えば円形渦巻板８６を介し
て燃焼通路５４中に導入せしめられる。円形渦巻
板８６は、周縁部に夫々羽根付渦巻スロツト８８
を有している。羽根付渦巻スロツト８８は、燃焼
通路５４に導入される加圧空気２０に対し第３図
に破線で示した如き軸方向および円周方向に延び
る旋回パターン即ち渦巻パターンを賦与する。渦
巻パターンの加圧空気２０と混合するために燃焼
通路５４に対し円周方向に互いに離間された一連
の燃料ノズル９０を介して燃料２４が導入され
る。燃料ノズル９０には環状のハウジング外壁３
８を介して内側方向に延長された一組の燃焼供給
ライン９２，９４が夫々接続されている。

第３図および第４図に明らかな如く、燃料ノズ
ル９０は、環状の中間壁体４４の上流側で半径方
向内向に夫々突出され即ち環状の上流側中間壁体
端壁４６の下流側で環状の中間壁体外壁４８を介
して燃焼通路５４に向け夫々突出されている。環
状の中間壁体内壁５０には全周にわたり燃料ノズ
ル９０に向けて燃焼通路５４内に突出する突出部
即ち中間壁体突出部９６が形成されている。中間
壁体突出部９６は、環状の上流側中間壁体端壁４
６に対向する環状の中間壁体傾斜壁９８と前記中
間壁体傾斜壁９８とは反対方向に傾斜された環状
の中間壁体傾斜壁１００とを包有している。円周
方向に互いに離間された加圧空気２０の一連の希
釈空気導入孔即ち加圧空気導入孔１０２が燃料ノ
ズル９０の下流側直近に開口するよう中間壁体傾
斜壁１００の全周にわたつて形成されている。円
周方向に互いに離間された加圧空気２０の一連の
希釈空気導入孔即ち加圧空気導入孔１０４が燃料
ノズル９０の下流側直近に開口するよう環状の中
間壁体外壁４８の全周にわたつて形成されてい
る。加圧空気導入孔１０２，１０４は、下流方向
に向けて燃焼通路５４に対し開口されており、吸
気充気室５６から燃焼通路５４に対し加圧空気２
０を希釈空気として導入するために機能する。希
釈空気の導入によつて周知の如く環状の燃焼ガス
排出口５２から排出される燃焼ガスの温度を実質
的に一定とできる。

燃料ノズル９０と中間壁体突出部９６とは、燃
焼装置２２の点火安定特性を実質的に改善するよ
う協同して機能する。加えて、燃焼装置２２を形
状可変型とすることにより即ち吸気バルブ６０を
同時に制御することにより、実質的に地上始動特
性度再点火特性および燃焼安定特性を改善で
きる。燃焼装置２２の上述した特徴ないし特性に
よつて第２図の拡大飛行領域３２即ち形状固定型
の従来の燃焼装置の限界を十分にこえた拡大飛行
領域３２においても安全且つ効果に本発明のガス
タービン推進エンジンを動作せしめることができ
る。燃料ノズル９０と中間壁体突出部９６とは互
いに協同して燃焼通路５４中に不完全なバリヤを
形成する。前記不完全なバリヤは、燃焼通路５４
の上流側部を(i)環状の上流側中間壁体端壁４６と
燃料ノズル９０との間のパイロツト燃焼領域即ち
点火燃焼領域５４ａと、(ii)燃料ノズル９０の下流
側直近の主燃焼領域５４ｂとに分割している。従
つて、パイロツト燃焼領域５４ａと主燃焼領域５
４ｂとは、軸方向に離間されており、夫々環状で
あつて(i)燃料ノズル９０と中間壁体突出部９６と
の間の半径方向に延びるギヤツプと(ii)燃料ノズル
９０間の円周方向に延びるギヤツプとを介して互
いに連絡されている。

ガスタービン推進エンジン１０が始動される
と、吸気バルブ６０が上述した如くユニゾンリン
グ６８の操作システムによつて完全に閉鎖された
状態とされ、且つ燃料２４がパイロツト燃焼領域
５４ａに対し(i)燃料供給ライン９４と(ii)燃料ノズ
ル９０の夫々に配置された加圧噴霧ヘツド１０６
とを介して噴霧供給される。第３図に示すよう
に、燃料ノズルヘツド１０６から噴霧された燃料
２４は、環状の上流側中間壁体端壁４６に向けて
開口され且つ半径方向内側に向け傾斜して開口さ
れている。パイロツト燃焼領域５４ａ内の燃焼は
周知の点火装置１０８によつて開始される。

次いで、ガスタービン推進エンジン１０の動作
は、(i)吸気バルブ６０を開放し、これにより(ii)燃
焼通路５４中に渦巻パターンの加圧空気２０を導
入し、(iii)主燃焼領域５４ｂに対し燃料２４を噴霧
することによつて正常動作領域に移行される。燃
料２４の主燃焼領域５４ｂへの噴霧は、(i)燃料供
給ライン９２と(ii)燃料ノズル９０に夫々配置され
且つ主燃焼領域５４ｂに対し半径方向内向きに傾
斜開口された燃料ノズルヘツド１１０とを介して
行なわれる。燃料ノズルヘツド１１０は、空気ブ
ラストタイプであつて、吸気充気室５６から導入
された加圧空気２０を第３図に示した憤霧燃料２
４と混合する作用をなす。(i)加圧空気２０を渦巻
パターンで導入し且つ(ii)燃料ノズルヘツド１０６
および燃料ノズルヘツド１１０を介して燃料を憤
霧することによつて、パイロツト燃焼領域５４ａ
および主燃焼領域５４ｂにおいて夫々燃焼が持続
される。

燃焼装置２２の燃焼動作中に燃料ノズル９０と
中間壁体突出部９６とは、共同して(i)パイロツト
燃焼領域５４ａ中の燃焼動作が主燃焼領域５４ｂ
中の燃焼動作と負の相互作用をなすことを阻止す
るようパイロツト燃焼領域５４ａ中の燃焼動作を
主燃焼領域５４ｂ中の燃焼動作から“隔離”し加
えて(ii)燃焼通路５４中に突発的に発生する背圧か
らパイロツト燃焼領域５４ａ中の燃焼動作を“隔
離”する作用をなす。

例えば、燃料ノズルヘツド１１０に対する燃料
の供給が突発的に停止されガスタービン推進エン
ジン１０の出力レベルが急激に低下すると、主燃
焼領域５４ｂ中の燃焼動作も同時に突発的に停止
される。形状固定型の従来の燃焼装置にあつて
は、燃料供給量が全体として急激に低下すると燃
焼が全体として停止する傾向がみられ、特に設計
飛行領域２８外で燃焼装置が動作即ち運転されて
いるときに顕著にこの傾向がみられた。しかしな
がら、本発明の燃焼装置２２においては、上述よ
り明らかな如く主燃焼領域の消火即ち燃焼停止を
パイロツト燃焼領域へ伝達する燃焼通路が燃料ノ
ズル９０と中間壁体突出部９６とによつて物理的
にブロツク即ち閉塞されているので、従来の難点
を実質的に除去できる。燃料ノズルと中間壁体突
出部とで形成された不完全バリヤによつてパイロ
ツト燃焼領域を主燃焼領域から隔離することによ
り、例えばガスタービン推進エンジンが失速状態
となつたとき燃焼通路に背圧が突発的に発生した
場合のパイロツト燃焼領域の消失即ち燃焼の停止
を阻止することができる。

上述より明らかなように、燃焼装置２２の燃料
ノズル９０と中間壁体突出部９６との新規な構成
によつて点火安全特性を実質的に改善できる。こ
れにより、本発明の燃焼装置は、拡大飛行領域３
２においても燃焼装置２２の正常動作即ちパイロ
ツト燃焼領域５４ａおよび主燃焼領域５４ｂでの
十分な燃焼動作を確保できる。

本発明は、燃焼領域に対する吸気バルブシステ
ムの形状を可変型とすることにより、燃焼装置の
度再点火特性を大幅に改善できるので拡大飛
行領域３２においても信頼性および安全性を改善
できる。飛行中にパイロツト燃焼領域の燃焼が停
止した場合、吸気バルブ６０が完全に閉鎖状態と
され、これにより円形渦巻板８６を介した燃焼用
加圧空気の供給が完全に停止される。これによつ
てパイロツト燃焼領域５４ａ中の燃料を直ちに増
加せしめることができ、迅速な再点火および正常
出力レベルへの復帰を確保できる。上述した燃料
増加特性によつて周囲温度が低い場合のガスター
ビン推進エンジンの地上始動特性を改善できる。

要約すれば、本発明は、従前の形状固定型の燃
焼装置の運転できなかつた度・低マツハ数の
飛行領域でも十分の安全性および信頼性をもつ
て運転できるガスタービン推進エンジンを作成す
るための改良された燃焼装置および燃焼方法を提
供できる。

本発明の燃焼装置ないし燃焼方法を実施例につ
いて説明したが、本発明はこれらの実施例に限定
されるものではなく特許請求の範囲に開示された
技術的範囲に属する全ての設計変更・均等物置換
その他を包摂するものであることは明らかであろ
う。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の形状可変型の燃焼装置を備え
たガスタービン推進エンジンの簡略図、第２図は
本発明の形状可変型の燃焼装置の動作説明図、第
３図は第１図の領域３の断面図、第４図は第３図
の線４−４に沿つた部分縮尺断面図、第５図は第
３図の領域５の拡大図である。 １０……ガスタービン推進エンジン、１２……
周囲空気、１４……コンプレツサ、１６……羽根
付タービン、１８……連結シヤフト、２０……加
圧空気、２２……燃焼装置、２４……燃料、２６
……燃焼ガス、２８……飛行領域、３０……実
線、３２……拡大飛行領域、２４……破線、３６
……中空外側ハウジング、３８……ハウジング外
壁、４０……ハウジング内壁、４２……上流側ハ
ウジング端壁、４４……中間壁体、４６……上流
側中間壁体端壁、４８……中間壁体外壁、４８
ａ，４８ｂ……中間壁体外壁セグメント、４８ｃ
……加圧空気出口スロツト、４９……空気導入孔
部、５０……中間壁体内壁、５０ａ，５０ｂ……
中間壁体内壁セグメント、５０ｃ……加圧空気出
口スロツト、５１……空気導入孔部、５２……燃
焼ガス排出口、５４……燃焼通路、５４ａ……パ
イロツト燃焼領域、５４ｂ……主燃焼領域、５６
……吸気充気室、５８……加圧空気導入口、６０
……吸気バルブ、６２……加圧空気入口部、６４
……加圧空気入口部、６６……操作ロツド、６８
……ユニゾンリング、７０……支持ブラケツト、
７２……カーボンベアリングブロツク、７４……
円周チヤンネル、７６……制御ロツド、７８……
連結部材、８０……ベアリングおよび密封部材、
８２……円形貫通孔、８３，８４……リンク部
材、８６……円形渦巻板、８８……羽根付渦巻ス
ロツト、９０……燃料ノズル、９２，９４……燃
料供給ライン、９６……中間壁体突出部、９８，
１００……中間壁体傾斜壁、１０２，１０４……
加圧空気導入孔、１０６……燃料ノズルヘツド、
１０８……点火装置、１１０……燃料ノズルヘツ
ド。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ (a) 加圧空気入口部が具備された環状の上流
   側中間壁体端壁と、前記上流側中間壁体端壁か
   ら下流側方向に延長された中間壁体外壁と、前
   記上流側中間壁体端壁から下流方向に延長さ
   れ、且中間壁体突出部を有する中間壁体内壁と
   を包有し、燃焼通路を形成する中間壁体と、 (b) 前記中間壁体外壁から前記燃焼通路の内部に
   突出され、前記燃焼通路に対して燃料を導入す
   る複数の燃料ノズルを有し、且前記中間壁体突
   出部と協同して前記燃焼通路の内部に、前記上
   流側中間壁体端壁の近傍に位置するパイロツト
   燃焼領域と、前記パイロツト燃焼領域の下流に
   位置し且前記パイロツト燃焼領域に対し連通さ
   れた主燃焼領域と、前記燃焼通路に生じる背圧
   から前記パイロツト燃焼領域の燃焼を実質的に
   隔離可能なバリヤとを形成すると共に、燃料ノ
   ズルによりパイロツト燃焼領域並びに主燃焼領
   域に燃料を導入可能な燃料ノズル装置と、 (c) 前記中間壁体を囲繞し前記中間壁体との間に
   加圧空気が導入される吸気充気室を形成する環
   状で中空のハウジングと、 (d) 前記パイロツト燃焼領域に対し加圧空気の供
   給量を調節しつゝ前記加圧空気圧入口部から加
   圧空気を供給する複数のバルブ装置を包有した
   加圧空気供給装置と、 (e) 前記複数のバルブ装置を同時に動作せしめる
   操作装置と を備えてなることを特徴とする燃焼装置。 ２ 上流側中間壁体端壁に複数の加圧空気入口部
   が具備され、前記加圧空気入口部を介して燃焼通
   路に導入される加圧空気に対し渦巻パターンが付
   与されてなる特許請求の範囲第１項記載の燃焼装
   置。 ３ 操作装置には複数のバルブ装置を動作せしめ
   るよう前記複数のバルブ装置に夫々回転可能に接
   続された複数の操作ロツドと、ユニゾンリング
   と、中間壁体に対し回転するよう前記吸気充気室
   中に前記ユニゾンリングを同軸に装着する支持装
   置と、前記ユニゾンリングを回転せしめる回転装
   置と、前記ユニゾンリングの回転に応じて前記ユ
   ニゾンリングと操作ロツドとを互いに連結する連
   結装置とが包有してなる特許請求の範囲第１項記
   載の燃焼装置。 ４ 加圧空気入口部内に夫々配置された複数の空
   気旋回板が複数の加圧空気旋回装置に包有されて
   なる特許請求の範囲第１項記載の燃焼装置。 ５ 燃料ノズル装置と中間壁体突出部とが半径方
   向に対向して設けられてなる特許請求の範囲第１
   項記載の燃焼装置。 ６ 中間壁体に形成され且つ主燃焼領域に対し希
   釈空気を導入する希釈空気導入装置を包有してな
   る特許請求の範囲第１項記載の燃焼装置。