JP3785656B2

JP3785656B2 - Ram combustor

Info

Publication number: JP3785656B2
Application number: JP23673795A
Authority: JP
Inventors: 幸二徳永; 武柏木
Original assignee: 石川島播磨重工業株式会社
Priority date: 1995-09-14
Filing date: 1995-09-14
Publication date: 2006-06-14
Anticipated expiration: 2015-09-14
Also published as: JPH0979088A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はラム燃焼器に係り、特に、ラムジェットエンジンを広い飛行マッハ数範囲において高い燃焼効率で作動させる技術に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
ラムジェットエンジンは、ガスタービンエンジンのような空気圧縮機を有していないものの、燃焼器ダクト内に高速で流入する空気をラム圧を利用して圧縮するようにしており、構造が単純であり、かつ、機体の航行速度が大きくなるほど燃焼効率を向上させることができると考えられ、例えばマッハ数２．５〜５の航行速度の超音速航空機や宇宙往還機への適用が研究されている。
【０００３】
図５は、ラムジェットエンジンの概略構造を示すもので、符号１はデイフューザ、２は燃焼器ダクト、３は燃焼室、４はジェットノズル、５は燃焼器（ラム燃焼器）である。
そして、燃焼器５としては、図６及び図７に示すものが提案されている。
【０００４】
図６例の燃焼器５は、円筒状の燃焼器ダクト２の内部に、燃料ノズル６を複数配置するとともに、各燃料ノズル６の下流位置に環状のフレームホルダ（保炎器）７を配し、該フレームホルダ７の近傍に点火栓８を配した構成で、燃料ノズル６及びフレームホルダ７は、燃焼器ダクト２の内面に周方向に間隔を空けて配した複数の片持ち梁状の支持梁９によって支持されている。
【０００５】
そして、燃料ノズル６の複数の噴出孔６ａから、矢印で示す気流Ｇに燃料を噴射して混合流とし、点火栓８で混合流に点火するとともに、フレームホルダ７のＶ字状断面によりその後流に乱れの多い低流速域を発生させて、燃焼状態を保持する保炎を行うようにしている。
【０００６】
この図６例の燃焼器５では、高マッハ時のように適正なラム圧による空気の圧縮が行われると、空気と燃料との混合流がフレームホルダ７の後方で低速域となることに基づいて、燃焼状態の維持に加えて、空気と燃料との混合攪拌が促進されて高い燃焼効率を得ることができる。
【０００７】
一方、図７例の燃焼器５は、円筒状の燃焼器ダクト２の燃焼室３に、中空半球状の主燃焼器型保炎器１０を配するとともに、主燃焼器型保炎器１０の下流側外周に、ガッタ型保炎器１１を周方向に間隔を空けて配し、主燃焼器型保炎器１０に燃料ノズル１２を接続した構成で、主燃焼器型保炎器１０及びガッタ型保炎器１１の部分は、複数の片持ち梁状の支持梁９によって支持されている。
【０００８】
そして、燃料供給系１３の作動時に燃料ノズル１２から燃料を噴射して、点火栓８で点火するとともに、主燃焼器型保炎器１０の形状に基づいて保炎を行ないながら、ガッタ型保炎器１１のＶ字状断面により乱れの多い低流速域を発生させて、燃焼炎と空気との混合による完全燃焼を図るようにしている。尚、１０ａは空気導入孔で、主燃焼器型保炎器１０内に気流の一部を導入する。
【０００９】
しかし、燃焼器５が図６例の構造である場合には、マッハ数が小さい低超音速航行状態や亜音速航行状態で、ラム圧を利用して燃焼器ダクト２の内部の気流を十分に圧縮することができず、かつ空気温度の上昇が不十分なものとなるため、燃焼効率が低下することや燃料の着火性に悪影響を及ぼすことが起こり易くなる。
【００１０】
また、燃焼器５が図７例の構造である場合には、マッハ数が大きい超音速航行状態で、燃料ノズル１２からの燃料供給量の増加に、主燃焼器型保炎器１０の内部に空気導入孔１０ａから導入する空気量の増加が追従できなくなり、主燃焼器型保炎器１０の内部が燃料過濃な状態となって、火炎の吹き消え現象が生じて燃焼効率が低下してしまうことが考えられる。
【００１１】
本願の発明者らはかかる問題を解決すべく鋭意研究を行いその成果を特許出願した（特願平６─１７４６２９号（未公開））。
図４は上記出願に開示されたラム燃焼器の正断面図である。
【００１２】
図４において、符号２０はラム燃焼器、２１は第１の燃料ノズル、２２は副燃焼室、２３はスワーラ、２４は第２の燃料ノズル、２５は予混合室、２６は燃料制御手段、２７は燃料制御部、２８は点火用燃料供給手段、２９は主燃焼用燃料供給手段である。
【００１３】
前記ラム燃焼器２０にあっては、燃焼器ダクト２の内壁に支持梁９によって支持された状態に例えば燃焼器ダクト２の周方向に間隔を空けて複数配される主燃焼器型保炎器１０と、該主燃焼器型保炎器１０の下流開口部の近傍位置に周方向に間隔を空けて複数配されるガッタ型保炎器１１と、主燃焼器型保炎器１０の前端（上流壁）に配され中心位置に燃料を供給する第１の燃料ノズル２１と、主燃焼器型保炎器１０の前端の中心位置に配され下流に開口を有するとともに第１の燃料ノズル２１から燃料が供給される副燃焼室２２と、該副燃焼室２２と主燃焼器型保炎器１０の上流端部近傍の周壁１０ｂとの間に配され気流Ｇの一部を主燃焼器型保炎器１０の内部に取り入れ旋回流を生じさせるスワーラ２３と、該スワーラ２３の回りに配されスワーラ２３の内部に燃料を供給する第２の燃料ノズル２４と、主燃焼器型保炎器１０の周壁１０ｂと副燃焼室２２の周壁２２ａとの間に形成される予混合室２５と、第１の燃料ノズル２１及び第２の燃料ノズル２４に接続される燃料制御手段２６とを具備している。
【００１４】
また、前記燃焼器型保炎器１０には、ガッタ型保炎器１１よりも若干上流にずれた位置に、例えば円環状をなすガイド部１０ｃが、周壁１０ｂに対して一体に、かつ半径外方向に突出した状態に配され、該ガイド部１０ｃの内方位置に、周壁１０ｂを貫通した状態の気流導入口１０ｄが複数配される。
そして、主燃焼器型保炎器１０の内部には、点火栓８が配される。
【００１５】
前記副燃焼室２２にあっては、円筒状に形成されるとともに、主燃焼器型保炎器１０の前端に、上流が閉塞された状態でかつ下流が開口された状態に取り付けられ、内部に第１の燃料ノズル２１の先端が挿入状態に配される。
そして、副燃焼室２２の内部には、点火栓８が配され、副燃焼室２２の周壁２２ａの下流縁部は、スワーラ２３よりも下流まで突出した状態に設定される。
【００１６】
前記第２の燃料ノズル２４は、主燃焼用燃料供給手段２９からの燃料を主燃焼器型保炎器１０に供給するための燃料供給管２４ａと、該燃料供給管２４ａに接続されスワーラ２３の回りの周壁１０ｂに配され燃料を周方向に導く円環状の燃料ヘッダ２４ｂと、該燃料ヘッダ２４ｂと後に述べるスワーラ２３の各旋回羽根２３ａの間とを複数箇所で接続し燃料を並列的に吹き込むための燃料噴出孔２４ｃとを有している。
【００１７】
前記予混合室２５は、スワーラ２３の下流に位置した状態に、かつ主燃焼器型保炎器１０の周壁１０ｂと副燃焼室２２の周壁２２ａとで囲まれた状態に配される。
【００１８】
図８はスワーラ２３近傍の横断面図である。図８に示すようにスワーラ２３は副燃焼室２２の周壁２２ａと主燃焼器型保炎器１０の上流端部近傍の周壁１０ｂとの間に前後方向に貫通する通路２３ｂを形成するように円周方向に間隔を空けて配され放射方向に延びる複数の旋回羽根２３ａを有している。旋回羽根２３ａは主燃焼器型保炎器１０の軸芯に対して傾斜していてスワーラ２３内を流れる気流に旋回流を生じさせる。
【００１９】
前記燃料制御手段２６にあっては、点火時または飛行マッハ数の維持に必要とする燃料供給量を算出するとともに、第１の燃料ノズル２１及び第２の燃料ノズル２４への燃料配分比を点火モード及び飛行モードのマッハ数に応じて設定するための燃料制御部２７と、第１の燃料ノズル２１及び第２の燃料ノズル２４との間に介在状態に配され燃料制御部２７の指令により燃料配分比に応じた燃料供給を行なう点火用燃料供給手段２８及び主燃焼用燃料供給手段２９とを有している。
【００２０】
このように構成されているラム燃焼器２０において、点火モードの選択がなされている場合には、第１の燃料ノズル２１のみに燃料を供給して燃焼させることが行なわれる。
【００２１】
飛行モードの選択がなされると、第１の燃料ノズル２１への燃料供給に、第２の燃料ノズル２４への燃料供給を付加した状態で、燃焼させることが行なわれる。
【００２２】
スワーラ２３を経由して主燃焼器型保炎器１０の内部に取り入れられる空気は、図４に示すように、気流Ｇの一部を取り込むことになるため、スワーラ２３の下流には、鎖線の矢印で示すように旋回渦Ａが生じ、第１の燃料ノズル２１及び第２の燃料ノズル２４からの燃料を巻き込んだ状態として、燃料と空気との混合を促進させる。
【００２３】
また、主燃焼器型保炎器１０に供給される燃料は、第１の燃料ノズル２１及び第２の燃料ノズル２４を経由して行なわれるから、第１の燃料ノズル２１による主燃焼器型保炎器１０の中心部への燃料供給に、スワーラ２３を経由した旋回流状態の燃料供給が付加される。
したがって、スワーラ２３を経由した燃料は、旋回渦Ａの中心に生じる破線で示す渦Ｂにより、主燃焼器型保炎器１０の中心部に送り込まれて混合促進が図られる。
【００２４】
さらにガッタ型保炎器１１により燃料と空気の混合が図られ燃焼炎Ｆとなる。
【００２５】
【発明が解決しようとする課題】
以上述べた第２の燃料ノズル２４にあってはメタンガスなどの燃料はスワーラ２３の回りの外周壁１０ｃに穿設された燃料噴出孔２４ｃから旋回羽根２３ａの間の空気通路２３ｂに向って噴出するが、スワーラにおける空気と燃料の半径方向の混合が十分行なわれないおそれがある。特に燃料の噴射量の少ない場合には噴出の流速が小さいので、スワーラ２３の外周近くでは燃料濃度が高く内周側では燃料濃度が低い状態となるおそれがある。
【００２６】
本発明はこのような問題点に鑑みてなされたもので、スワーラ内で空気と燃料が均一に混合するような第２の燃料ノズルを提供することを目的とするものである。
【００２７】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するため、本発明のラム燃焼器は、ラムジェットエンジンの燃焼器ダクトの内部に搭載されるラム燃焼器であって、燃焼器ダクトの内部に配され供給された燃料の燃焼を行なう主燃焼器型保炎器と、該主燃焼器型保炎器の前端の中心位置に配され下流に開口を有するとともに第１の燃料ノズルから燃料が供給される副燃焼室と、該副燃焼室と主燃焼器型保炎器の周壁との間に前後方向に貫通する通路を形成するように円周方向に間隔を空けて配され、放射方向に延びる複数の旋回羽根を有し気流の一部を主燃焼器型保炎器の内部に取り入れ旋回流を生じさせるスワーラと、該スワーラの内部に燃料を供給する第２の燃料ノズルとを具備してなり、該第２の燃料ノズルは上記スワーラ外周に配される円環状の燃料ヘッダと、上記旋回羽根の高さ方向に延びて形成されていて、該燃料ヘッダと連通する燃料供給通路と、上記旋回羽根の高さ方向に間隔を空けて複数配置されていて、上記燃料供給通路と連通する燃料噴出孔とからなることを特徴とするものである。
【００２８】
上記燃料噴出孔は上記旋回羽根の側面に開口しており、燃料を上記スワーラ内を流れる気流に交叉する方向に噴出するようにしてもよい。
【００２９】
また上記燃料噴出孔は、上記旋回羽根の後縁に開口しており、燃料を上記スワーラを出た気流と同じ方向に噴出するようにしてもよい。
【００３０】
燃料噴出孔がスワーラの旋回羽根の高さ方向、即ちスワーラの半径方向に間隔を空けて複数配列されているのでスワーラにおいて半径方向にも十分な空気と燃料の混合が行われる。燃料噴出孔は旋回羽根の側面に設けても後縁に設けてもよいが、側面に設けた場合には空気流の方向に対し燃料が交叉する方向に流れて、スワーラ内で空気と燃料の混合が行なわれるので、旋回羽根の後縁に燃料噴出孔を設ける場合よりも混合がよく行なわれると考えられる。
【００３１】
【発明の実施の形態】
以下、本発明のラム燃料器について図面を参照しつつ説明する。尚、本発明は図４で説明した従来（未公開）のラム燃焼器の第２の燃料ノズル（主燃焼用燃料を供給するノズル）の改良に関するものであり、その他の部分については図４のラム燃焼器と同じなので説明を省略する。
【００３２】
図１はラム燃焼器のスワーラ２３部分の横断面図である。図２はスワーラ２３の旋回羽根２３ａの斜視図である。スワーラ２３は図に示すように、副燃焼室２２の周壁２２ａの外面と主燃焼器型保炎器１０の上流端近傍の周壁１０ｂ内面との間を形成される円環状の空間に円周方向に間隔を空けて配され、放射方向に延びる複数の旋回羽根２３ａが設けられていて旋回羽根２３ａの間に前後方向に貫通する空気通路２３ｂが形成されている。旋回羽根２３ａは図２に示すようにひねれており、スワーラ２３内を流れる空気流に旋回を与える。
【００３３】
第２の燃料ノズル３０は、燃料を主燃焼器型保炎器１０に供給するための燃料供給管３０ａと、該燃料供給管３０ａに接続され、スワーラ２３の回りの周壁１０ｂを囲繞して配され燃料を周方向に導く円環状の燃料ヘッダ３０ｂと、旋回羽根２３ａの高さ方向に延びて形成されていて上記燃料ヘッダ３０ｂに周壁１０ｂに穿設された孔３０ｅを介して連通する燃料通路３０ｃと、旋回羽根２３ａの側面２３ｃに開口していて、旋回羽根２３ａの高さ方向に間隔を空けて複数配置されており、上記燃料通路３０ｃと通過する燃料噴出孔３０ｄとを有している。
【００３４】
次に本実施形態の作用を説明する。図２に示すように燃料噴出孔３０ｄは旋回羽根２３ａの側面２３ｃに開口しており、旋回羽根２３ａの高さ方向に間隔を空けて複数配置されているので、スワーラ２３の半径方向に均一に燃料（メタンガス等）が噴出する。燃料の噴出方向はスワーラ２３内を流れる空気流Ｇに対して直交する方向である。スワーラ２３の旋回羽根２３ａの間の間隔は旋回羽根２３ａの高さよりも狭いこともあり、スワーラ２３内で半径方向にも円周方向にも空気と燃料の混合が均一に行なわれる。
【００３５】
尚、図２では燃料噴出孔３０ｄは旋回羽根２３ａの片側の面にのみ穿設されているように画かれているが、両面に穿設してもよい。
【００３６】
次に本発明の他の実施形態について説明する。図３は本発明の他の実施形態を示す、スワーラ２３の旋回羽根２３ａの斜視図である。この場合には燃料噴出孔３０ｆは旋回羽根２３ａの後縁２３ｄに開口していて、旋回羽根２３ａの高さ方向に間隔を空けて複数配置されている。燃料は空気流Ｇと同一方向に噴出する。
【００３７】
本発明は以上説明した実施形態に限定されるものではなく、特許請求の範囲内で種々の変更が可能である。
【００３８】
【発明の効果】
以上述べたように本発明のラム燃焼器は主燃料ノズルの燃料噴出孔がスワーラの旋回羽根の高さ方向に間隔を空けて複数配置されているのでスワーラ内で燃料と空気の混合がさらに良くなりラムジェットエンジンの燃焼効率が向上するなどの優れた効果がある。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のラム燃焼器のスワーラ部分の横断面図である。
【図２】本発明のラム燃焼器のスワーラの旋回羽根の斜視図である。
【図３】本発明の他の実施形態のスワーラの旋回羽根の斜視図である。
【図４】従来のラム燃焼器（未公開）のブロック図を併記した正断面図である。
【図５】ラムジェットエンジンの概略構造を示す正断面図である。
【図６】ラム燃焼器の従来構造例を示す正断面図である。
【図７】ラム燃焼器の他の従来構造例を示す正断面図である。
【図８】図４における気流導入口近傍の横断面図である。
【符号の説明】
１ラムジェットエンジン
２燃焼器ダクト
１０主燃焼器型保炎器
１０ｂ周壁
２１第１の燃料ノズル
２２副燃焼室
２３スワーラ
２３ａ旋回羽根
２３ｂ気流通路
２３ｃ旋回羽根の側面
２３ｄ旋回羽根の後縁
３０第２の燃料ノズル
３０ｂ燃料ヘッダ
３０ｃ燃料供給通路
３０ｄ燃料噴出孔
３０ｆ燃料噴出孔[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a ram combustor, and more particularly to a technique for operating a ramjet engine with high combustion efficiency in a wide flight Mach number range.
[0002]
[Prior art]
The ramjet engine does not have an air compressor like a gas turbine engine, but compresses the air flowing into the combustor duct at a high speed using the ram pressure, and has a simple structure. Further, it is considered that the combustion efficiency can be improved as the navigation speed of the fuselage increases. For example, application to a supersonic aircraft or a spacecraft having a Mach number of 2.5 to 5 has been studied.
[0003]
FIG. 5 shows a schematic structure of a ramjet engine. Reference numeral 1 is a diffuser, 2 is a combustor duct, 3 is a combustion chamber, 4 is a jet nozzle, and 5 is a combustor (ram combustor).
And as a combustor 5, what is shown in FIG.6 and FIG.7 is proposed.
[0004]
In the combustor 5 of FIG. 6, a plurality of fuel nozzles 6 are arranged inside a cylindrical combustor duct 2, and an annular frame holder (flame holder) 7 is arranged at a downstream position of each fuel nozzle 6. The fuel nozzle 6 and the frame holder 7 are arranged in the vicinity of the frame holder 7, and the fuel nozzle 6 and the frame holder 7 are supported in the form of a plurality of cantilevers arranged at intervals in the circumferential direction on the inner surface of the combustor duct 2. It is supported by a beam 9.
[0005]
Then, fuel is injected into an airflow G indicated by an arrow from a plurality of ejection holes 6a of the fuel nozzle 6 to form a mixed flow. A low flow velocity region with a lot of turbulence is generated, and flame holding is performed to maintain the combustion state.
[0006]
In the combustor 5 of FIG. 6, when air is compressed with an appropriate ram pressure as in a high Mach, the mixed flow of air and fuel becomes a low speed region behind the frame holder 7. In addition to maintaining the combustion state, mixing and stirring of air and fuel is promoted, and high combustion efficiency can be obtained.
[0007]
On the other hand, in the combustor 5 of FIG. 7, a hollow hemispherical main combustor type flame holder 10 is arranged in the combustion chamber 3 of the cylindrical combustor duct 2, and the main combustor type flame holder 10 is provided. On the downstream outer periphery, a gutta-type flame holder 11 is arranged with a gap in the circumferential direction, and a fuel nozzle 12 is connected to the main combustor-type flame holder 10. The portion of the flame stabilizer 11 is supported by a plurality of cantilevered support beams 9.
[0008]
When the fuel supply system 13 is operated, fuel is injected from the fuel nozzle 12 and ignited by the spark plug 8, and the flame is held based on the shape of the main combustor flame holder 10, while the gutta flame holding. The V-shaped cross section of the vessel 11 generates a turbulent low flow velocity region so as to achieve complete combustion by mixing the combustion flame and air. In addition, 10a is an air introduction hole and introduces a part of airflow in the main combustor flame holder 10.
[0009]
However, when the combustor 5 has the structure shown in FIG. 6, the airflow in the combustor duct 2 is sufficiently generated using the ram pressure in the low supersonic navigation state or the subsonic navigation state where the Mach number is small. Since compression cannot be performed and the air temperature does not rise sufficiently, the combustion efficiency is lowered and the ignitability of the fuel is likely to be adversely affected.
[0010]
Further, when the combustor 5 has the structure of the example of FIG. 7, in the supersonic navigation state where the Mach number is large, the fuel supply amount from the fuel nozzle 12 is increased, and the inside of the main combustor type flame holder 10 is increased. The increase in the amount of air introduced from the air introduction hole 10a can no longer follow, the inside of the main combustor flame holder 10 is in a fuel-rich state, a flame blowout phenomenon occurs, and the combustion efficiency decreases. It is possible to end up.
[0011]
The inventors of the present application conducted intensive research to solve such a problem and filed a patent application for the results (Japanese Patent Application No. 6-174629 (unpublished)).
FIG. 4 is a front sectional view of the ram combustor disclosed in the above application.
[0012]
In FIG. 4, reference numeral 20 is a ram combustor, 21 is a first fuel nozzle, 22 is a sub-combustion chamber, 23 is a swirler, 24 is a second fuel nozzle, 25 is a premixing chamber, 26 is a fuel control means, 27 Is a fuel control unit, 28 is an ignition fuel supply means, and 29 is a main combustion fuel supply means.
[0013]
In the ram combustor 20, for example, a plurality of main combustor flame holders arranged in the circumferential direction of the combustor duct 2 in a state supported by the support beam 9 on the inner wall of the combustor duct 2. 10, a plurality of gutta-type flame holders 11 arranged in the vicinity of the downstream opening of the main combustor-type flame holder 10 at intervals in the circumferential direction, and the front end of the main combustor-type flame holder 10 ( A first fuel nozzle 21 which is arranged on the upstream wall) and supplies fuel to the central position, and is arranged at the central position of the front end of the main combustor-type flame stabilizer 10 and has an opening downstream, and from the first fuel nozzle 21 A portion of the airflow G disposed between the auxiliary combustion chamber 22 to which the fuel is supplied and the peripheral combustion chamber 22 near the upstream end of the auxiliary combustion chamber-type flame stabilizer 10 is maintained in the main combustion chamber type. A swirler 23 that takes in the swirler 10 to generate a swirling flow, and is arranged around the swirler 23. A second fuel nozzle 24 for supplying fuel to the inside of the swirler 23, a premixing chamber 25 formed between the peripheral wall 10b of the main combustor-type flame stabilizer 10 and the peripheral wall 22a of the auxiliary combustion chamber 22, And a fuel control means 26 connected to the first fuel nozzle 21 and the second fuel nozzle 24.
[0014]
Further, in the combustor type flame holder 10, for example, a guide portion 10 c having an annular shape is formed at a position slightly shifted upstream from the gutta type flame holder 11, integrally with the peripheral wall 10 b and outside the radius. A plurality of air flow inlets 10d in a state of penetrating through the peripheral wall 10b are arranged at an inner position of the guide portion 10c.
An ignition plug 8 is disposed inside the main combustor flame holder 10.
[0015]
The sub-combustion chamber 22 is formed in a cylindrical shape, and is attached to the front end of the main combustor type flame stabilizer 10 in a state where the upstream is closed and the downstream is opened. The tip of the first fuel nozzle 21 is arranged in the inserted state.
The spark plug 8 is disposed inside the auxiliary combustion chamber 22, and the downstream edge of the peripheral wall 22 a of the auxiliary combustion chamber 22 is set to protrude to the downstream side of the swirler 23.
[0016]
The second fuel nozzle 24 is connected to the fuel supply pipe 24a for supplying the fuel from the main combustion fuel supply means 29 to the main combustor type flame stabilizer 10, and is connected to the fuel supply pipe 24a. An annular fuel header 24b disposed on the peripheral wall 10b for guiding the fuel in the circumferential direction and the fuel header 24b and swirl vanes 23a of the swirler 23 described later are connected at a plurality of locations to inject fuel in parallel. And a fuel injection hole 24c.
[0017]
The premixing chamber 25 is disposed in a state positioned downstream of the swirler 23 and surrounded by the peripheral wall 10b of the main combustor flame holder 10 and the peripheral wall 22a of the auxiliary combustion chamber 22.
[0018]
FIG. 8 is a cross-sectional view of the vicinity of the swirler 23. As shown in FIG. 8, the swirler 23 is circular so as to form a passage 23 b penetrating in the front-rear direction between the peripheral wall 22 a of the auxiliary combustion chamber 22 and the peripheral wall 10 b near the upstream end of the main combustor flame holder 10. It has a plurality of swirl vanes 23a that are arranged at intervals in the circumferential direction and extend in the radial direction. The swirl vanes 23 a are inclined with respect to the axis of the main combustor flame holder 10 and generate a swirl flow in the airflow flowing in the swirler 23.
[0019]
The fuel control means 26 calculates the fuel supply amount required for ignition or maintaining the flight Mach number, and ignites the fuel distribution ratio to the first fuel nozzle 21 and the second fuel nozzle 24. Between the fuel control unit 27 for setting according to the Mach number of the mode and the flight mode, and the first fuel nozzle 21 and the second fuel nozzle 24, and the fuel according to the command of the fuel control unit 27 It has ignition fuel supply means 28 and main combustion fuel supply means 29 for supplying fuel according to the distribution ratio.
[0020]
In the ram combustor 20 configured as described above, when the ignition mode is selected, the fuel is supplied only to the first fuel nozzle 21 and burned.
[0021]
When the flight mode is selected, combustion is performed with the fuel supply to the first fuel nozzle 21 added to the fuel supply to the second fuel nozzle 24.
[0022]
As shown in FIG. 4, the air taken into the main combustor-type flame holder 10 through the swirler 23 takes in a part of the airflow G. Therefore, downstream of the swirler 23, As shown by the arrows, the swirl vortex A is generated and the fuel from the first fuel nozzle 21 and the second fuel nozzle 24 is entrained, and the mixing of fuel and air is promoted.
[0023]
Further, since the fuel supplied to the main combustor type flame holder 10 is supplied via the first fuel nozzle 21 and the second fuel nozzle 24, the main combustor type holding device by the first fuel nozzle 21 is used. A swirl flow fuel supply via the swirler 23 is added to the fuel supply to the central portion of the flame unit 10.
Therefore, the fuel passing through the swirler 23 is fed into the central portion of the main combustor flame holder 10 by the vortex B shown by the broken line generated at the center of the swirl vortex A to promote mixing.
[0024]
Further, fuel and air are mixed by the gutta-type flame holder 11 to form a combustion flame F.
[0025]
[Problems to be solved by the invention]
In the second fuel nozzle 24 described above, fuel such as methane gas is ejected from the fuel ejection holes 24c formed in the outer peripheral wall 10c around the swirler 23 toward the air passage 23b between the swirl vanes 23a. However, there is a risk that the air and fuel in the swirler are not sufficiently mixed in the radial direction. In particular, when the fuel injection amount is small, the jet flow velocity is small, so that there is a possibility that the fuel concentration is high near the outer periphery of the swirler 23 and the fuel concentration is low on the inner peripheral side.
[0026]
The present invention has been made in view of such problems, and an object of the present invention is to provide a second fuel nozzle in which air and fuel are uniformly mixed in a swirler.
[0027]
[Means for Solving the Problems]
In order to achieve the above object, a ram combustor according to the present invention is a ram combustor mounted inside a combustor duct of a ramjet engine, and combusts fuel supplied and supplied inside the combustor duct. A main combustor-type flame holder to be performed; a sub-combustion chamber which is disposed at the center position of the front end of the main combustor-type flame holder and has an opening downstream; and fuel is supplied from a first fuel nozzle; An air stream having a plurality of swirling blades extending in the radial direction and spaced in the circumferential direction so as to form a passage penetrating in the front-rear direction between the combustion chamber and the peripheral wall of the main combustor flame holder. And a second fuel nozzle for supplying fuel to the inside of the swirler, and a second fuel nozzle for supplying a fuel to the inside of the swirler. Is an annular fuel header disposed on the outer periphery of the swirler, and A plurality of fuel supply passages that extend in the height direction of the rotating blades and communicate with the fuel header, and a plurality of the supply blades that are spaced apart in the height direction of the swirl blades, communicate with the fuel supply passage. It consists of a fuel ejection hole.
[0028]
The fuel ejection hole may be opened on a side surface of the swirl vane, and the fuel may be ejected in a direction crossing the airflow flowing in the swirler.
[0029]
The fuel ejection hole may be opened at the rear edge of the swirl vane, and the fuel may be ejected in the same direction as the airflow exiting the swirler.
[0030]
Since a plurality of fuel ejection holes are arranged at intervals in the height direction of the swirl vanes of the swirler, that is, in the radial direction of the swirler, sufficient air and fuel mixing is performed in the swirler in the radial direction. The fuel injection hole may be provided on the side surface of the swirl vane or on the rear edge. However, if it is provided on the side surface, the fuel flows in a direction crossing the direction of the air flow, and the air and the fuel are Since the mixing is performed, it is considered that the mixing is performed better than the case where the fuel injection hole is provided at the trailing edge of the swirl vane.
[0031]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
The ram fuel device of the present invention will be described below with reference to the drawings. The present invention relates to the improvement of the second fuel nozzle (nozzle for supplying main combustion fuel) of the conventional (unpublished) ram combustor described with reference to FIG. 4, and the other parts are shown in FIG. Since it is the same as a ram combustor, explanation is omitted.
[0032]
FIG. 1 is a cross-sectional view of the swirler 23 portion of the ram combustor. FIG. 2 is a perspective view of the swirl vane 23 a of the swirler 23. As shown in the figure, the swirler 23 is circumferentially formed in an annular space formed between the outer surface of the peripheral wall 22a of the auxiliary combustion chamber 22 and the inner surface of the peripheral wall 10b in the vicinity of the upstream end of the main combustor type flame stabilizer 10. A plurality of swirl vanes 23a arranged in a spaced manner and extending in the radial direction are provided, and an air passage 23b penetrating in the front-rear direction is formed between the swirl vanes 23a. The swirl vanes 23a are twisted as shown in FIG. 2, and swirl the airflow flowing through the swirler 23.
[0033]
The second fuel nozzle 30 is connected to the fuel supply pipe 30a for supplying fuel to the main combustor type flame holder 10 and the fuel supply pipe 30a, and surrounds the peripheral wall 10b around the swirler 23. An annular fuel header 30b that guides fuel in the circumferential direction, and a fuel passage that extends in the height direction of the swirl vane 23a and communicates with the fuel header 30b through a hole 30e formed in the peripheral wall 10b. 30c and a plurality of openings 30c that are open on the side surface 23c of the swirl vane 23a and spaced in the height direction of the swirl vane 23a, and have the fuel passage 30c and a fuel injection hole 30d that passes therethrough. .
[0034]
Next, the operation of this embodiment will be described. As shown in FIG. 2, the fuel ejection holes 30d are opened in the side surface 23c of the swirl vane 23a and are arranged at intervals in the height direction of the swirl vane 23a. Fuel (methane gas, etc.) is ejected. The fuel ejection direction is a direction orthogonal to the air flow G flowing in the swirler 23. The space between the swirl vanes 23a of the swirler 23 may be narrower than the height of the swirl vanes 23a, and the air and fuel are uniformly mixed in the swirler 23 both in the radial direction and in the circumferential direction.
[0035]
In FIG. 2, the fuel ejection hole 30d is depicted as being drilled only on one side of the swirl vane 23a, but it may be drilled on both sides.
[0036]
Next, another embodiment of the present invention will be described. FIG. 3 is a perspective view of the swirl vane 23a of the swirler 23, showing another embodiment of the present invention. In this case, the fuel ejection holes 30f are opened at the rear edge 23d of the swirl vane 23a, and a plurality of fuel ejection holes 30f are arranged at intervals in the height direction of the swirl vane 23a. The fuel is ejected in the same direction as the air flow G.
[0037]
The present invention is not limited to the embodiments described above, and various modifications can be made within the scope of the claims.
[0038]
【The invention's effect】
As described above, in the ram combustor according to the present invention, the fuel injection holes of the main fuel nozzle are arranged at intervals in the height direction of the swirl vanes of the swirler, so that mixing of fuel and air is further improved in the swirler. There are excellent effects such as improving the combustion efficiency of the ramjet engine.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a cross-sectional view of a swirler portion of a ram combustor of the present invention.
FIG. 2 is a perspective view of swirl vanes of a swirler of the ram combustor of the present invention.
FIG. 3 is a perspective view of swirl vanes of a swirler according to another embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a front sectional view showing a block diagram of a conventional ram combustor (unpublished).
FIG. 5 is a front sectional view showing a schematic structure of a ramjet engine.
FIG. 6 is a front sectional view showing a conventional structure example of a ram combustor.
FIG. 7 is a front sectional view showing another conventional structure example of a ram combustor.
8 is a cross-sectional view of the vicinity of the air flow inlet in FIG.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Ramjet engine 2 Combustor duct 10 Main combustor type flame holder 10b Circumferential wall 21 1st fuel nozzle 22 Subcombustion chamber 23 Swirler 23a Swirling blade 23b Airflow passage 23c Swirling blade side surface 23d Swirling blade trailing edge 30 2nd Fuel nozzle 30b Fuel header 30c Fuel supply passage 30d Fuel injection hole 30f Fuel injection hole

Claims

A ram combustor mounted inside a combustor duct of a ramjet engine, a main combustor type flame holder for combusting fuel supplied and supplied inside the combustor duct, and the main combustor type A sub-combustion chamber that is disposed at the center position of the front end of the flame holder and has an opening downstream and to which fuel is supplied from the first fuel nozzle, and between the sub-combustion chamber and the peripheral wall of the main combustor type flame holder In order to form a passage that penetrates in the front-rear direction, a plurality of swirl vanes are arranged at intervals in the circumferential direction and extend in the radial direction. A swirler that generates a swirling flow; and a second fuel nozzle that supplies fuel to the inside of the swirler, the second fuel nozzle being an annular fuel header disposed on the outer periphery of the swirler; The swirl vane extends in the height direction, and the fuel A fuel supply passage for headers and communicates, though a plurality of spaced apart in the height direction of the swirl vane, ram combustor characterized by comprising a fuel injection hole communicating with the fuel supply passage.

The ram combustor according to claim 1, wherein the fuel injection hole is opened on a side surface of the swirl vane, and the fuel is injected in a direction crossing the airflow flowing in the swirler.

The ram combustor according to claim 1, wherein the fuel injection hole is opened at a rear edge of the swirl vane and is configured to inject fuel in the same direction as the airflow exiting the swirler.