(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
環状燃焼室を有するガスタービンエンジン用の燃焼器であって、
前記環状燃焼室の前端に配置されるとともに、径方向の広がりと円周方向の広がりとを有する隔壁と、
前記環状燃焼室内に燃料および空気を流入させるように前記隔壁を通して開口する複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、
前記環状燃焼室内に燃料および空気を流入させるように前記隔壁を通して開口するとともに、前記複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリの間に散在された複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリであって、前記複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、前記複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリとが、前記隔壁の前記円周方向の広がりを取り囲むように延在する共通の周リング内に配置され、前記複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリの空気旋回翼に比較して、前記複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリの空気旋回翼が、通流する空気に対し、より低いレベルの渦流を与えるように適合されている、複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、
を備えることを特徴とする、ガスタービンエンジン用の燃焼器。
【請求項２】
前記複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、前記複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、は、前記複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、前記複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリとの前記周リング内に交互に配置されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン用の燃焼器。
【請求項３】
前記複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリに燃料を供給するための主燃料マニホルドと、
前記複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリに燃料を供給するためのパイロット燃料マニホルドと、
前記主燃料マニホルドと、前記パイロット燃料マニホルドと、の間で燃料流を選択的に調節するように構成された燃料制御装置と、
をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン用の燃焼器。
【請求項４】
前記隔壁の前記円周方向の広がりにおける径方向内側部分から燃焼器出口へと長手方向の前後方向に延在する内側ライナと、
前記隔壁の前記円周方向の広がりにおける径方向外側部分から燃焼器出口へと長手方向の前後方向に延在する外側ライナと、
前記外側ライナに形成されるとともに、前記隔壁の後方の、前記複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリに関連する周リングに配置された、第１の複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口と、
前記外側ライナに形成されるとともに、前記隔壁の後方の、前記複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリに関連する周リングに配置された、第１の複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口と、
をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン用の燃焼器。
【請求項５】
前記第１の複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口と、前記第１の複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口と、が前記外側ライナにおける共通の周リング内に散在されることを特徴とする請求項４に記載のガスタービンエンジン用の燃焼器。
【請求項６】
前記第１の複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口が第１の周リング内に配置されるとともに、前記第１の複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口が第２の周リング内に配置され、前記第２の周リングは、前記外側ライナにおける前記第１の周リングの前側に配置されることを特徴とする請求項４に記載のガスタービンエンジン用の燃焼器。
【請求項７】
前記内側ライナに形成されるとともに、前記隔壁の後方の、前記複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリに関連する周リングに配置された、第２の複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口と、
前記内側ライナに形成されるとともに、前記隔壁の後方の、前記複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリに関連する周リングに配置された、第２の複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口と、
をさらに備えることを特徴とする請求項４に記載のガスタービンエンジン用の燃焼器。
【請求項８】
前記第２の複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口と、前記第２の複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口と、が前記内側ライナにおける共通の周リング内に散在されることを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジン用の燃焼器。
【請求項９】
前記第２の複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口が第１の周リング内に配置されるとともに、前記第２の複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口が第２の周リング内に配置され、前記第２の周リングは、前記内側ライナにおける前記第１の周リングの前側に配置されることを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジン用の燃焼器。
【請求項１０】
前記内側ライナに配置された前記第２の複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口と、前記第２の複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口と、が、前記外側ライナに配置された前記第１の複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口と、前記第１の複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口と、に対して周方向に互い違いに配列されることを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジン用の燃焼器。
【請求項１１】
ガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法であって、
前記環状燃焼室の前端に配置されるとともに、径方向の広がりと円周方向の広がりとを有する隔壁を設け、
前記環状燃焼室内に燃料および空気を流入させるように前記隔壁を通して開口する複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリを設け、
前記環状燃焼室内に燃料および空気を流入させるように前記隔壁を通して開口するとともに、前記複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリの間に散在された複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリであって、前記複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、前記複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリとが、前記隔壁の前記円周方向の広がりを取り囲むように延在する共通の周リング内に配置され、前記複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリの空気旋回翼に比較して、前記複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリの空気旋回翼が、通流する空気に対し、より低いレベルの渦流を与えるように適合されている、複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリを設け、
ガスタービンエンジンの出力要求のレベルに応じて、複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、の間で、燃焼器に供給する燃料を分配する、
ことを備えることを特徴とする、ガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法。
【請求項１２】
低出力要求時に、前記燃焼器に供給する燃料を、前記複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、前記複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、の間で相対的に均等に分配するステップをさらに備えることを特徴とする請求項１１に記載のガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法。
【請求項１３】
穏やかな中程度の出力要求時に、前記燃焼器に供給する燃料を、主に前記複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリに分配するステップをさらに備えることを特徴とする請求項１１に記載のガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願は、２００５年１２月６日に出願された「ガスタービン燃焼器」という名称の、２００７年６月７日に米国特許出願公開第２００７／０１２５０９３号明細書として公開された、本出願人と同一の譲受人に譲渡された米国同時係属出願第１１／２９４９５１号に関連する。本出願は、２００９年１１月２５日に出願された「ガスタービン燃焼器」という名称の、本出願人と同一の譲受人に譲渡された米国同時係属出願第１２／６２５７５０号に関連する。
【０００２】
本発明は、概してガスタービンエンジンに関し、さらに具体的には、ガスタービンエンジンの燃焼器、およびガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法に関する。
【背景技術】
【０００３】
現代の航空機への動力供給に利用され、あるいは産業上利用されるガスタービンエンジンは、供給空気を加圧するための圧縮機や、加圧空気の存在下で炭化水素燃料を燃焼させるための燃焼器、および、生じた燃焼ガスからエネルギーを抽出するためのタービンを含む。通常、圧縮機、燃焼器、およびタービンは、エンジン中心軸の周りに配置され、圧縮機は燃焼器の軸方向上流側に配置されるとともに、タービンは燃焼器の軸方向下流側に配置される。
【０００４】
一例の燃焼器は、前部隔壁から後方に延在する径方向内側ライナと径方向外側ライナとの間に画定される環状の燃焼室を特徴とする。径方向外側ライナは径方向内側ライナを取り巻くように周方向に延在するとともに径方向内側ライナから径方向に離間されており、それらの間で燃焼室が前方から後方に延在する。一例のライナは二重壁構造を有し、内部熱シールドと外側サポートシェルを有する。燃焼室の長さに沿って燃焼用空気を燃焼室に流入させるように、燃焼用空気流入口が外側ライナおよび内側ライナを貫通する。複数の周方向に分散された燃料噴射器およびそれに関連する旋回翼（スワラー）もしくは空気通路が前部隔壁に取り付けられる。燃料噴射器が燃焼室の前端に突出して燃料を供給する。旋回翼は、燃焼室の前端に流入するインレット空気に隔壁で渦流を生じさせて、燃料とインレット空気を素早く混合させる。本明細書の参考となる、同一出願人による特許文献１、特許文献２、特許文献３および特許文献４は、ガスタービンエンジン用の一例の先行技術の環状燃焼器を開示している。
【０００５】
空気中での炭化水素燃料の燃焼により窒素酸化物（ＮＯx）が必然的に生じる。ＮＯxの放出は一層厳しさの度合いが増している行政当局による取締りの対象である。ガスタービンエンジンからのＮＯxの放出を最小限に抑えるための一つの燃焼戦略は、リッチ燃焼、急冷、リーン燃焼（ＲＱＬ）燃焼と呼ばれる。ＲＱＬ燃焼戦略は、ＮＯxの生成条件が、高い燃焼フレーム温度、すなわち燃空比（ｆｕｅｌ−ａｉｒ  ｒａｔｉｏ）が理論燃空比（ｓｔｏｉｃｈｉｏｍｅｔｒｉｃ）であるかもしくは理論燃空比に近いときに最も好適であることを認識している。ＲＱＬ燃焼用に構成された燃焼器における燃焼プロセスは２つの燃焼制御状態：すなわち、燃焼器の上流部分が化学量論的に燃料リッチである第１の状態と、燃焼器の下流部分が化学量論的に燃料リーンである第２の状態と、を有する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第６２４０７３１号明細書
【特許文献２】米国特許第６６０６８６１号明細書
【特許文献３】米国特許第６８１０６７３号明細書
【特許文献４】米国特許第７０９３４４１号明細書
【特許文献５】米国特許第７０９３４３９号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
一般的に、ＲＱＬ燃焼プロセスを用いる航空機ガスタービンエンジン用の通常の環状燃焼器は、巡航時に生じる中程度の出力のエンジン運転条件時に比べて、離陸時や上昇時に生じる高出力のエンジン運転条件時や、着陸進入時やアイドリング時に生じる低出力のエンジン運転条件時に、ＮＯxの放出を低下させる効果がある。従って、巡航時を含む、エンジン運転条件の全般に亘って効果的なＮＯx放出低減性能を示すガスタービン燃焼器が望まれる。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の態様では、環状燃焼室を有するガスタービンエンジン用の燃焼器が、環状燃焼室の前端に配置された隔壁と、環状燃焼室内に燃料および空気を流入させるように隔壁を通して開口する複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、環状燃焼室内に燃料および空気を流入させるように隔壁を通して開口する複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、を含む。複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリは、隔壁の円周方向の広がりを取り囲むように延在する周リング内に配置される。複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリは、主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリの間に散在するように、その主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリの周リング内に配置される。複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリの空気旋回翼は、複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリの空気旋回翼に比較して、その内部を通流する空気に対し、より低いレベルの渦流を与えるように適合される。燃焼器の実施例では、複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、は、それらのアセンブリの周リング内に交互に配置される。
【０００９】
実施例では、燃焼器は、隔壁の円周方向の広がり（ｅｘｐａｎｓｅ）における径方向内側部分から燃焼器出口へと長手方向の前後方向に延在する内側ライナと、隔壁の円周方向の広がりにおける径方向外側部分から燃焼器出口へと長手方向の前後方向に延在する外側ライナと、少なくとも外側ライナに形成されるとともに、複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリに関連する隔壁の後方の周リングに配置された、第１の複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口と、少なくとも外側ライナに形成されるとともに、複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリに関連する隔壁の後方の周リングに配置された、第１の複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口と、をさらに備える。第１の複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口と、第１の複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口と、は外側ライナにおける共通の周リング内に散在される。代替的に、第１の複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口が第１の周リング内に配置されるとともに、第１の複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口が第２の周リング内に配置され、第２の周リングは、外側ライナにおける第１の周リングの前側に配置される。
【００１０】
本発明の態様では、ガスタービンエンジンの出力要求のレベルに応じて、複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、の間で、燃料を分配するステップを含む燃焼器の運転方法を提供する。その方法によれば、低出力要求時では、燃焼器に供給する燃料は、複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、の間で相対的に均等に分配される。穏やかな（中程度の）出力要求時には、燃焼器に供給される燃料は、主に複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリに分配される。高出力要求時では、燃焼器に供給される燃料の大半が、複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリに分配される。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】一実施例のターボファンガスタービンエンジンの長手方向セクションの概略図。
【図２】主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、パイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、の一例の配置を示す、本発明に記載の環状燃焼器の前部隔壁の正面図。
【図３】主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリを示す、本発明に記載の一例の環状燃焼器の断面図。
【図４】パイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリを示す、本発明に記載の一例の環状燃焼器の断面図。
【図５】本発明に記載の環状燃焼器の外側ライナにおける空気流入口の実施例の配置図。
【図６】本発明に記載の環状燃焼器の外側ライナにおける空気流入口の別の実施例の配置図。
【図７】本発明に記載の方法による、一例の燃料スケジュールルーチンを示す図。
【図８】本発明に記載の方法による、別の一例の燃料スケジュールルーチンを示す図。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
図１を参照すると、概ね符号１００で示す、ターボファンガスタービンエンジンの一実施例を示し、長手方向前方から後方に向かってエンジン中心軸１５０の周りに、ファン１０２と、低圧圧縮機１０４と、高圧圧縮機１０６と、燃焼器モジュール１２０と、高圧タービン１０８と、低圧タービン１１０と、を含む。ナセルがガスタービンエンジン１００を取り囲むハウジングすなわちおおいを形成して、ガスタービンエンジンの周りの空力ハウジングを提供する。図に示すターボファンガスタービンエンジン１００では、ナセルは、前方から後方に向かって、エンジンインレット１３２と、ファンカウル１３４と、エンジンコアカウル１３６と、主排気ノズルコーン１４０と、を含む。本明細書中に記載の燃焼器は、本明細書ではガスタービンエンジンの図示の実施例に限定するものではなく、産業用ガスタービンエンジンや発電用ガスタービンエンジンはもとより、その他の種類の航空機用ガスタービンエンジンを含む、他種のガスタービンエンジンに適用可能であることに留意されたい。
【００１３】
図３を参照すると、燃焼器モジュール１２０は、径方向内側ケース１２２および径方向外側ケース１２４によって画定された圧力容器内に、エンジン軸１５０（図１）を中心として同軸に配置された環状燃焼器３０を含む。図２〜４を参照すると、環状燃焼器３０は、前方から後方に向かって延在する環状燃焼室３２を有する。環状燃焼室３２の前端に隔壁３４が配置される。隔壁３４は半径方向の広がりと円周方向の広がりを持つ。複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６と、複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８と、が、燃料および空気を環状燃焼室内に流入させるように、隔壁３４を介して環状燃焼室３２に開口している。複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６と、複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８と、は、隔壁３４の円周方向の広がりを取り囲むように延在する周リング４０に配置される。パイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８は、主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６の間に散在される。
【００１４】
図２に示す実施例では、複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６と、複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８と、は、周リング４０に交互に配置され、それによりパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８は、２つの主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６の間に配置される。この実施例では、パイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８の数は、主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６の数に等しい。主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６の数と、パイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８の数と、の合計は、例えばガスタービンエンジンのスラスト出力など、特定のサイズの従来の燃焼器における一般的な燃料噴射・空気流入アセンブリの数の２倍になる。
【００１５】
特に図３を参照すると、各々の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６は、燃料噴射ノズル４２と、それに関連する空気旋回翼４４と、を含む。燃料噴射ノズル４２は、前端に第１の燃料マニホルド４６と燃料流れ連通するインレットを有するとともに、後端にスプレーヘッド４８を有する。空気旋回翼４４は燃料噴射ノズル４２の後端の周りに配置されるとともに環状経路５０を画定する１つ以上の円錐面を含み、その経路を通して加圧空気が燃焼室３０に流入し、経路５０内に配置された例えば旋回ベーン５２などの旋回誘導装置により、空気流が渦流（スワール）に変換される。第１の燃料マニホルド４６からの燃料噴射ノズル４２を通流する燃料は、スプレーヘッド４８を通して空気旋回翼４４の半径方向内側円錐面に噴射され、空気旋回翼４４の経路５０を通して燃焼室３０内に流入する空気流により半径方向内側円錐面を切るように進み、そして空気流内へと進む燃料フィルムを形成する。
【００１６】
特に図４を参照すると、各パイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８は、燃料噴射ノズル５４と、それに関連する空気旋回翼５６と、を含む。燃料噴射ノズル５４は、前端に第２の燃料マニホルド５８と燃料流れ連通するインレットを有するとともに、後端にスプレーヘッド６０を有する。空気旋回翼５６は燃料噴射ノズル５４の後端の周りに配置されるとともに１つ以上の環状経路６２を含み、その経路を通して加圧空気が燃焼室３２に流入し、経路６２内に配置された例えば旋回ベーン６４などの旋回誘導装置により、空気流が渦流に変換される。第２の燃料マニホルド５８からの燃料噴射ノズル５４を通流する燃料は、空気旋回翼５６の経路６２を通して燃焼室３２へと流入する空気流に、スプレーヘッド６０を通して噴射される。
【００１７】
複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８の空気旋回翼５６は、経路６２を通流する空気に対し比較的高いレベルの渦流を付与するように適合される。燃料が噴射されるとともにパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８を通して空気を流入させる、燃焼室の前方領域における燃焼領域での高い燃焼効率と相対的に長い滞留時間とを保証するために、パイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８の各々に関連した相対的に高いレベルの渦流が望ましい。逆に言えば、複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８の空気旋回翼５６によって付与される高いレベルの渦流に比べ、複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６の空気旋回翼４４は、経路５０を通流する空気に対し、より低いレベルの渦流を付与するように適合される。燃料が噴射されるとともに主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６を通して空気を流入させる、燃焼室の前方領域における相対的に短い滞留時間と乱流の少ない燃焼領域とを提供するように、主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６の各々に関連した相対的に低いレベルの渦流が望ましい。安定した点火を保証するように、少なくとも一つ、通常は幾つかの、より高い渦流型のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８に機能的に関連した着火開始用の点火器（図示せず）を配置させてもよい。
【００１８】
環状燃焼器３０の燃焼室３２は、径方向内側ライナ６６と、径方向外側ライナ６８、および、内側ライナ６６の前端と外側ライナ６８の前端との間に延在する前部隔壁３４と、によって境界される。内側ライナ６６および外側ライナ６８がガスタービンエンジンの長手方向軸１５０の周囲に延在するとともに、前部隔壁３４から燃焼器出口へと長手方向の前後方向に延在する。外側ライナ６８は内側ライナ６６から径方向外側かつ同軸状に離間されるとともに、内側ライナ６６を取り巻く。
【００１９】
図３，４に示す実施例では、内側ライナ６６および外側ライナ６８はサポートシェルおよび関連する熱シールドとともに二重壁構造を有する。内側ライナ６６は、径方向内側ケース１２２に連結された一体構造のサポートシェル７０と、締結具７６によりサポートシェル７０の前方部および後方部の各々に固定された前方および後方内部熱シールド７２，７４と、を備える。同様に、外側ライナ６８は、径方向外側ケース１２４に連結された一体構造のサポートシェル７８と、締結具７６によりサポートシェル７８の前方部および後方部の各々に固定された前方および後方内部熱シールド８０，８２と、を備える。熱シールド７２，７４，８０，８２は、作動パネルの円周方向の配列として形成される。内側ライナおよび外側ライナ６６，６８は、複数の冷却空気孔（図示せず）を有し、これは例えば、従来のようにサポートシェルおよび熱シールドを貫通するインピンジメント冷却孔およびフィルム冷却孔を含む。一例のライナおよび熱シールド構造は、同一出願人による特許文献５に記載および図示されており、本明細書の参考となる。単一壁のライナを含むその他の実施例もまた、本発明の範囲に含まれる。
【００２０】
ＮＯxの排出を低減するためのリッチ燃焼−急冷−リーン燃焼（ＲＱＬ）モードにおける環状燃焼器３０の動作を容易にすべく、内側ライナ６６および外側ライナ６８の少なくとも一つ、通常は内側ライナ６６および外側ライナ６８の両方が、初期燃焼領域の下流側に配置された急冷領域に追加の空気を流入させるように、燃焼室３２を通して貫通、開口する複数の燃焼用空気流入口９０を有する。運転時には、圧縮機からの圧縮空気は、高圧圧縮機１０６のアウトレットに連結するディフューザセクション８４を通過するに従い減速し、環状圧力容器内に画定された、内側ライナ６６に沿って周方向に延在するとともにその径方向内側に延在する環状プレナム８６と、外側ライナ６８の周りに周方向に延在するとともにその径方向外側に延在する環状プレナム８８と、に案内される。その圧縮空気の一部が空気旋回翼４４，５６を通して燃焼室へと流入し、空気旋回翼を通流する空気を旋回させて、関連する燃料噴射ノズル４２，５４を通して噴射された燃料とその空気との急速な混合をもたらし、燃焼室３２の前方部分における燃料リッチ状態の燃料の初期燃焼を促進させる。前部隔壁３４の冷却孔（図示せず）を通して追加の空気が燃焼室３２の前方領域に隔壁冷却空気として流入する。燃焼室３２の前端に流入するそれらの部分の空気は総称して一次燃焼空気と呼ばれるが、それはその大部分が燃料噴射ノズル４２，５４を通して導入される燃料とともに混合されて、燃焼室の前方部分における燃料リッチ状態の初期燃焼を持続させるためである。
【００２１】
ＲＱＬ燃焼では、一次空気として燃焼室に流入した燃焼空気の部分は、燃料噴射ノズル４２，５４を通して噴射される燃料の化学量論的燃焼（ｓｔｏｉｃｈｉｏｍｅｔｒｉｃ  ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ）に必要な空気量よりも著しく少ない量に制限される。従って、燃焼の化学量論に関する局所的ばらつきが生じやすいにも拘らず、概して燃料リッチ条件下では、燃焼室の前方領域において燃焼が生じる。このリッチ燃焼領域における混合気の全体的な燃料リッチ化学量論により相対的に低温の火炎を発生させ、それにより過剰なＮＯxの形成を低減させ、エンジン出力の突然の低下もしくは低出力運転時の燃焼炎の噴出を防ぐ。
【００２２】
未燃焼燃料を含む、そのリッチ燃焼領域からの燃焼生成物は下流側、すなわち燃焼室３２の出口に向かって後方に進み、前述の急冷領域を通過する。急冷領域では、追加の燃焼空気が環状プレナム８６，８８から前述の複数の燃焼用空気流入口９０を通して燃焼生成物と混合され、燃焼生成物を、急冷領域の前縁に隣接する化学量論的にリッチな状態から、急冷領域の後縁に隣接する化学量論的に燃料の希薄な状態へと希釈する。また混合気が素早く十分に混和されるように、その追加の燃焼用空気を、燃焼室を通流する燃焼生成物中に浸透させて、燃焼生成物と完全に混合させることが重要である。
【００２３】
また図５，６を参照すると、内側および外側ライナ６６，６８の各々における複数の燃焼用空気流入口９０が、複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６に関連する周リングに配置された第１の複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口９０Ｍと、複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８に関連する周リングに配置された第２の複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口９０Ｐと、を含む。複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口９０Ｍは、例えば各サブセットあたり２〜４個の孔を有するサブセットに分類された複数の孔の複数のサブセット内に配置されるとともに、相対的に大径の燃焼用空気流入口９０Ｍの各サブセットがそれぞれ複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６の対応する一つの軸方向後方側で周方向に揃うように、すなわち関連するように配置された状態で、一つの周リング内に周方向に離間されるように配置される。同様に、複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口９０Ｐは、例えば各サブセットあたり２〜４個の孔を有するサブセットに分類された複数の孔の複数のサブセット内に配置されるとともに、相対的に小径の燃焼用空気流入口９０Ｐの各サブセットがそれぞれ複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８の対応する一つの軸方向後方側で周方向に揃うように、すなわち関連するように配置された状態で、一つの周リング内に周方向に離間されるように配置される。
【００２４】
燃焼器３０の実施例では、複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口９０Ｍと、複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口９０Ｐと、が、図５に示すように、共通の周リング内に交互のサブセットで配置される。この実施例では、複数の相対的に大径の燃焼空気流入口９０Ｍと、複数の相対的に小径の燃焼空気流入口９０Ｐと、が、隔壁３４の下流側の同じ軸平面に配置される。一方、燃焼器３０の別の実施例では、複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口９０Ｍと、複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口９０Ｐと、が、図６に示すように、軸方向に間隔を介した異なる周リングに配置される。この実施例では、複数のパイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８に関連した複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口９０Ｐは、複数の主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６に関連した複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口９０Ｍの周リングが配置される軸平面の上流側の、すなわち隔壁３４により近い軸平面の周リングに配置される。
【００２５】
複数の相対的に大径の燃焼用空気流入口９０Ｍと、複数の相対的に小径の燃焼用空気流入口９０Ｐと、の各リングの軸方向位置は、燃焼生成物の空間的な温度プロフィールの最適化と、過剰なＮＯxの形成の防止と、の競合する問題点を調和させるように選択される。燃焼用空気流入口９０Ｍ，９０Ｐは、そこから出る空気ジェットが十分な軸方向距離を有することを保証し、かつ、燃焼生成物の温度プロフィールを調節するとともにそれらのガスが燃焼室３２を出る前に所望の燃焼効率を達成できるための、十分な時間を有することを保証するように、十分前方に配置される必要があるとともに、混合用空気が急冷領域の前方の燃料リッチ燃焼領域内の混合気に混入するのを防ぐように十分後方に配置される必要がある。例えば、図３，４に示すように、燃焼用空気流入口９０Ｍ，９０Ｐは、外側ライナ６８および内側ライナ６６の後部の前方領域に配置されてもよい。さらに、複数の燃焼用空気流入口９０Ｍ，９０Ｐが外側ライナ６８および内側ライナ６６の各々に設けられるとき、２つのライナ６６，６８における流入口９０Ｍ，９０Ｐの配置は、内側ライナ６６の流入口９０Ｍ，９０Ｐが、外側ライナ６８における対応する流入口９０Ｍ，９０Ｐに関して周方向に互い違いに配列されて、内側ライナおよび外側ライナを通して流入する各々の空気流が燃焼生成物中に浸透するときに互いに干渉しないことを保証するように調整する必要がある。
【００２６】
特に低出力エンジン運転時における一酸化炭素や、未燃焼の炭化水素、および噴煙の排出を制限することはもちろん、アイドリング、着陸進入、巡航、上昇、および離陸を含む、低出力運転から高出力運転へのエンジン出力運転モード全体に亘るＮＯxの排出の効果的な制御を達成するように、燃焼器３２は本発明に開示の方法による燃料スケジュールで運転される。電子エンジン制御装置に関連する燃料制御装置（図示せず）は、エンジン出力要求に応じて、主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６に燃料を供給する第１の（主）燃料マニホルド４６と、パイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８に燃料を供給する第２の（パイロット）燃料マニホルド５８と、の間で燃料流を選択的に調節するように構成される。
【００２７】
本方法によれば、燃料制御装置は、アイドリング時や着陸進入時などの低出力要求運転時に供給される燃料を、主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６に燃料を供給する第１の（主）燃料マニホルド４６と、パイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８に燃料を供給する第２の（パイロット）燃料マニホルド５８との間で相対的に均等に導く。例えば、図７，８に示す一例の燃料スケジュールルーチンを参照すると、エンジンの低出力要求時には、燃料制御装置は主燃料噴射ノズル４２とパイロット燃料噴射ノズル５４との間で燃料流を約６０／４０〜約４５／５５の比率で分配する。
【００２８】
一方、例えば巡航運転時におけるエンジンの穏やかな（中程度の）出力要求では、燃料制御装置は、供給される燃料を、主に、主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６に燃料を供給する第１の（主）燃料マニホルド４６に導く。例えば、再び図７，８に示す一例の燃料スケジュールルーチンを参照すると、エンジンの穏やかな出力要求では、燃料制御装置は主燃料噴射ノズル４２とパイロット燃料噴射ノズル５４との間で燃料流を約８０／２０〜約９０／１０の比率で分配する。同様に、例えば離陸時および上昇時などの高出力要求時では、燃料制御装置は燃焼器３０に供給される燃料の大部分を、主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６に燃料を供給する第１の（主）燃料マニホルド４６に導く。例えば、再び図７，８に示す一例の燃料スケジュールルーチンを参照すると、エンジンの高出力要求では、燃料制御装置は主燃料噴射ノズル４２とパイロット燃料噴射ノズル５４との間で燃料流を約７０／３０〜約９０／１０の比率で分配する。
【００２９】
無論、当然のことながら燃焼器３０に供給される燃料の量はエンジンの出力要求に応じて異なる。従って、燃料制御装置はエンジンの出力要求に応じてより多くの燃料を燃焼器３０に供給し、アイドリング時には最小量の燃料が供給され、離陸時には最大量の燃料が供給される。その結果、燃焼器３２への空気流は出力要求に関して相対的に一定であるため、全体的な燃空比（ｆｕｅｌ  ｔｏ  ａｉｒ  ｒａｔｉｏ）は出力要求に比例して変化する。例示の目的であり、これに限定しない燃空比は、例えば、低出力要求時の約０．０１５から高出力要求時の約０．０３である。一方、全体的な燃空比の変動にもかかわらず、外側ライナ６８および内側ライナ６６内の燃焼用空気流入口９０Ｍ，９０Ｐの上流における燃焼室３２の前方領域内では、燃焼は概ね燃料リッチに保たれる。さらに、燃料制御装置は、本明細書に開示の方法による出力要求に応じて、主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、パイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリと、の間で供給される燃料を釣り合わせ、それにより主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６での燃焼はガスタービンエンジンの出力要求の全運転範囲に亘って概ね燃料リッチに保たれ、パイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８は低出力時のほぼ理論的なもの（ｎｅａｒ  ｓｔｏｉｃｈｉｏｍｅｔｒｉｃ）から高出力時の燃料リーンに及ぶ。パイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３８に関連するより高い渦流により、パイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリにおける燃焼は、ガスタービンエンジンの出力要求の全運転範囲に亘って安定した状態を保ち、ガスタービンエンジンの出力要求の全運転範囲に亘り、隣接する主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ３６での燃焼を安定させる、熱ガス再循環領域が燃焼室３２内に構築される。
【００３０】
本明細書中で用いられる用語は説明を目的とするものであり、限定を意図するものではない。本明細書中に開示の特定の構造および機能的詳細は限定的に解釈されるものではなく、単に本発明を実施する当業者に対する教示の根拠となるものにすぎない。また本発明の範囲を逸脱することなく本明細書中に開示の実施例を参照しながら本明細書中に記載の要素と置き換えることのできる同等のものが当業者にとって理解できるであろう。
【００３１】
図に示す実施例を参照しながら本発明を特に示し詳述してきたが、本発明の精神および範囲を逸脱することなく種々の変更がなされうることが当業者にとって理解されるであろう。従って、本発明の開示は、本明細書中に記載の特定の実施例に限定されるものでなく、付記の特許請求の範囲に包含される全ての実施例を含むことを意図するものである。
【符号の説明】
【００３２】
３０…環状燃焼器
３４…隔壁
３６…主燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ
３８…パイロット燃料噴射・空気旋回翼アセンブリ
４０…周リング
６６…内側ライナ
６８…外側ライナ
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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