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JPS5952327B2 - ガスタ−ビンエンジン燃焼室 - Google Patents
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JPS5952327B2 - ガスタ−ビンエンジン燃焼室 - Google Patents

ガスタ−ビンエンジン燃焼室

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Publication number
JPS5952327B2
JPS5952327B2 JP55036818A JP3681880A JPS5952327B2 JP S5952327 B2 JPS5952327 B2 JP S5952327B2 JP 55036818 A JP55036818 A JP 55036818A JP 3681880 A JP3681880 A JP 3681880A JP S5952327 B2 JPS5952327 B2 JP S5952327B2
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JP
Japan
Prior art keywords
combustion chamber
fuel burner
cooling air
downstream
wall
Prior art date
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Expired
Application number
JP55036818A
Other languages
English (en)
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JPS55131626A (en
Inventor
リチヤ−ド・バリ−・スマ−ト
シドニ−・エドワ−ド・スラツタリ−
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.)
Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce 1971 Ltd
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Publication date
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Expired legal-status Critical Current

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    • 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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Gas Burners (AREA)
  • Spray-Type Burners (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ガスタービンエンジン用燃焼室に関し、特に
、ガスタービンエンジン用燃焼室（環型、缶型、缶・環
複合型の如何を問わず）の上流端壁の冷却に関するもの
である。
上記上流端壁を冷却するために種々の構造のものが用い
られる。
即ち、主と１して、燃焼室に流れ案内面を設けて冷却空
気を高温の燃焼室上流端壁の上に流すものである。
このような流れ安内面はそれ自体が高温となり、或いは
カーボン微粒子が付着し、付着したカーボン微粒子は堆
積して比較的大きなカーボン片として脱落し、エンジン
の下流構成部材を破損する原因となる。
又、冷却空気は、燃焼室に噴射される燃料の分配に悪い
影響を及ぼす可能性もある。
本発明は、冷却効果がよく、しかも上述の諸問題を解消
する燃焼室上流端壁の構造を提供することを目的とする
もので゛ある。
本発明のガスタービンエンジン燃焼室は、上流端壁が上
流側壁部と該上流側壁部から間隔を置いた下流側壁部と
から成り、該両壁部の間に冷却空気の流れを受入れ、か
つ、排出する１つの冷却空気室が画成され、燃料空気混
合物を円錐状に下流方向へ燃焼室内へ噴霧するため、少
くとも１個の空気スプレー燃料バーナーが上記上流端壁
を貫通して配置され、上記下流側壁部の下流側壁面は、
少くとも１対の突出面を上記燃料バーナーの両側にそれ
ぞれ同数づつ、該燃料バーナーから間隔を置いて形成さ
れ、上記各突出面は上記下流側壁面の隣接する部分に対
し或角度で傾斜し、該隣接する部分に沿って略平行に、
かつ、上記燃料バーナーに向う方向に、上記冷却空気室
から冷却空気を排出するように配向された多数の小孔を
有する。
。本発明のガスタービンエンジン燃焼室は、上流端壁の
下流側壁面が効果的に冷却されるとともに、下流側壁面
に沿う冷却空気流と燃料バーナーから噴霧される燃料空
気混合物との相互作用により、燃焼室の一次燃焼域にお
ける燃焼が改善されする。
以下図面を参照しつつ本発明の実施例を詳細に説明する
。
図示のガスタービンエンジン１０は、流れの順に、ファ
ン１２、圧縮機１４、環状燃焼室１６およびタービン１
８から成り、ファンはタービンの一部で駆動され、圧縮
機は残りのタービンで駆動される。
多数の空気スプレー燃料バーナー２０がエンジンケーシ
ングを貫通して燃焼室１６の上流端壁２４の孔２２と協
働する。
圧縮機１４から出た圧縮機吐出空気は、上流から下流へ
矢印Ａ（第２図）の方向に流れ、その一部は燃焼室の冷
却に用いられ、残りは燃焼過程に用いられる。
上流端壁２４は、端と端とを突合わせた多数のセグメン
ト２６から成り、各セグメントは、上流側壁部２８と下
流側壁部３０とから成り、下流側壁部３０は上流側壁部
２８に、該上流側壁部を貫通し下流側壁部のねし孔３４
にねじ込まれる８本のボルトにより取りつけられる。
上流側壁部２８と下流側壁部３０との間には冷却空気室
３６が画成され、該室は圧縮機から送られた冷却空気の
一部を上流側壁部２８の孔（図示せず）を通して受入れ
、下流側壁部３０の下流側壁面３８に沿う冷却空気を排
出させる（第３図および第４図を参照して後で説明する
）。
各々のセグメントは、各燃料バーナーから出た燃料空気
混合物を燃焼室１６へ流入させる中央孔４０を有し、各
燃料バーナー２０はその円筒形外面に上記セグメントの
上流側壁部２８と下流側壁部３０との間に位置するシー
ルリング４２を有している。
第３図および第４図を見ると、セグメントの下流側壁部
３０の下流側壁面３８は２対の突出面４４を有し、孔４
０の両側にそれぞれ１対の突出面４４が配置され、２対
の突出面４４は互に向い合い、各突出面は下流側壁面３
８の隣接部に対し、或角度だけ傾斜している。
各突出面４４には３例の小孔４６が設けられ、その小孔
の軸線は下流側壁面３８の隣接部に平行である。
又、冷却空気貫流孔４８．５０が下流側壁面３８の中央
孔４０のまわりと、ガスタービンエンジン軸線に関し半
径方向内側および外側の端面とにそれぞれ設けられてい
る。
圧縮機４４から出た冷却用空気の一部は冷却空気室３６
に流入し、小孔４６から流出して、燃料バーナー２０を
有する中央孔４０の方へ（矢印の方向Ｂ）、冷却空気フ
ィルムの形態で下流側壁部３０の下流側壁面３８の上を
流れる。
冷却空気は又、小孔４８および５０（それぞれ矢印Ｃお
よびＤ）を通って流れ冷却効果を付加する。
燃焼室の上流端壁がこのような構成のものであるから、
その下流側壁面３８は効果的に冷却され、燃焼室の高温
域まで延在する流れ案内面を必要としない。
本発明の範囲内で燃焼室の上流端壁は種々の変形実施例
が孝えられる。
例えば、各セグメントは上記の小孔突出面４４を１個の
み有し、各燃料バーナーに組合わされた反対側の突出面
４４は隣りのセグメントに設けることができる。
又、各セグメントは燃料バーナーの両側に１個づつ、合
計１対の対向突出面４４を設けてもよい。
小孔４６の傾斜角は種々の異った角度でもよく、小孔４
８゜５０は省き、面５２に冷却孔を設けることもできる
。
この形態の燃焼室上流端壁は環型燃焼室だけでなく缶型
および缶・環複合型の燃焼室にも応用することができる
。
【図面の簡単な説明】 第１図は本発明の燃焼室の一形態を有するガスタービン
エンジンの略図。 第２図は第１図に示す燃焼室の上流壁の詳細を示す拡大
断面図、第３図は第２図の上流壁の下流側壁部の一部を
示す斜視図。 第４図は第３図の４−４視断面図。１６・・・燃焼室、
２０・・・燃料バーナー、２４・・・上流壁、２６・・
・セグメント、２８・・・上流側壁部、３０・・・下流
側壁部、３６・・・冷却空気室、３８・・・下流側壁面
、４０・・・中央孔、４４・・・突出面、４６・・・小
孔、４８．５０・・・冷却空気貫流孔。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 上流端壁が上流側壁部と該上流側壁部から間隔を置
    いた下流側壁部とから成り、該両壁部の間に冷却空気の
    流れを受入れ、かつ、排出する１つの冷却空気室が画成
    され、燃料空気混合物を円錐状に下流方向へ燃焼室内へ
    噴霧するため、少くとも１個の空気スプレー燃料バーナ
    ーが上記上流端壁を貫通して配置され、上記下流側壁部
    の下流側壁面は、少くとも１対の突出面を上記燃料バー
    ナーの両側にそれぞれ同数づつ、該燃料バーナーから間
    隔を置いて形成され、上記各突出面は上記下流側壁面の
    隣接する部分に対し或角度で傾斜し、該隣接する部分に
    沿って略平行に、かつ、上記燃料バーナーに向う方向に
    、上記冷却空気室から冷却空気を排出するように配向さ
    れた多数の小孔を有するガスタービンエンジン燃焼室。 ２、特許請求の範囲第１項の燃焼室において、上記の下
    流側壁部は、多数の円弧形セグメントを環を形成するよ
    うに端を突合わせた関係で並べたものから成り、各セグ
    メントは少くとも１個の上記燃料バーナーが貫通し、該
    燃料バーナーの両側にそれぞれ少くとも１つの突出面を
    有し、各突出面は燃料バーナーの反対側の突出面に対向
    している燃焼室。 ３ 特許請求の範囲第２項の燃焼室において、各セグメ
    ントは上記燃料バーナーの両側にそれぞれ１対の突出面
    を有し、燃料バーナーの片側の１対の突出面の上記小孔
    と燃料バーナーの反対側の１対の突出面の上記小孔とは
    互に反対方向に、かつ、燃料バーナーの方へ、冷却空気
    を排出するように配向されている燃焼室。 ４ 特許請求の範囲第１項から第３項までのいずれか１
    項の燃焼室において、該燃焼室の型式が、罐型、環型又
    は罐環複合型である燃焼室。
JP55036818A 1979-03-22 1980-03-22 ガスタ−ビンエンジン燃焼室 Expired JPS5952327B2 (ja)

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JPS55131626A JPS55131626A (en) 1980-10-13
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